基于Bipod结构的星敏感器遮光罩安装结构优化设计

星敏感器是航天器中常用的姿态确定仪器,其测量精度较高,且受外界环境因素、尤其是温度因素影响显著.星敏感器的热稳定性对其精度有着重要的影响,为改善星敏感器的热稳定性,提出一种基于Bipod结构的星敏感器遮光罩安装结构优化设计.通过仿真分析,此设计极大的改善了星敏感器结构的热稳定性,提高了星敏感器在轨工作时光轴指向精度的稳定性,且星敏感器的强度与刚度条件均能满足安全设计要求.     

卫星转动条件下APS星敏感器星像目标中心提取精度分析

 目前对星敏感器星像定位的研究多限于静态情况,而卫星转动过程中,在曝光期间星像在像平面不断移动,从而影响星像定位的精度,重点分析动态情况下APS星敏感器星像目标中心的提取精度。首先分析采用质心法计算星像目标中心的误差源,提出动态精度的估计方法,并推导相应的计算公式;进而以给定的APS星敏感器参数为基础,研究了计算窗口、曝光时间等精度影响因素的选择方法;最后通过仿真进行了验证。     

星敏感器低频误差在轨校准方法研究

研究星敏感器低频误差在轨校准问题.星敏感器低频误差主要由周期性的空间热环境变化造成,会对卫星姿态确定精度造成显著影响.针对这一问题,提出一种星敏感器低频误差校准新方法,通过扩维卡尔曼滤波同时估计卫星姿态和低频误差参数.研究表明,采用所提低频误差校准方法能够显著提高姿态确定系统的性能.基于在轨卫星上的星敏感器遥测数据建立了用于数学仿真的星敏感器低频误差模型,数学仿真结果验证了低频误差校准方法的有效性.     

一种基于虚拟星敏感器的卫星姿态确定方法

对于配置多个星敏感器的卫星,采用常规的定常增益卡尔曼滤波方法进行姿态确定时,存在滤波定常增益矩阵众多、系统复杂的问题,为了简化滤波系统设计,统一定常增益矩阵,提出一种基于虚拟星敏感器的姿态确定方法.给出一种计算量小、适合星载计算机在轨实时计算的星敏感器时间滞后补偿及相对基准标定算法,将星敏感器的输出数据统一到当前星时,同时将星敏感器的测量基准统一.基于单星敏/双星敏的输出数据构造虚拟星敏感器(安装矩阵为单位阵)的输出数据,设计统一的定常增益矩阵进行姿态确定.仿真结果表明,本方法与常规的定常增益卡尔曼滤波方法姿态确定精度相当,从而验证该方法有效,且具有重要的工程应用价值.     

弹载捷联星敏感器强光规避策略及算法

星敏感器光学系统及成像阵列易受太阳和月亮强光干扰.针对弹载捷联星敏感器提出一种规避强光的解析几何方法.通过天文公式解算出观星时刻太阳、月亮矢量,将其转换到当地地理坐标系下;将太阳、月亮方位、地心指向和星敏感器圆视场的几何分布关系划分为3种类型,并结合星敏感器遮光罩太阳月亮规避角参数,分别建立矢量公式求解星敏感器光轴的指令指向;利用STK仿真软件进行算法验证,选择任意时间段并设定星敏感器光轴指向,经本算法解算的光轴指令指向均可成功规避太阳月亮和地平.该算法可实现星敏感器光学系统的自主保护、观星窗口的选择,可以通过姿态机动实现太阳和月亮的规避和有效星光观测.     

基于星敏感器的卫星角速度估计精度分析

重点研究星敏感器自身特性对角速度估计精度的影响,分析了星敏感器动态情况下恒星矢量测量精度,推导出恒星矢量测量误差与星像目标中心提取误差之间的关系;进而研究了最小二乘角速度估计算法的精度,得出其精度影响因素:星像目标中心提取误差、曝光时间、恒星矢量数目及相互夹角;最后以给定的星敏感器参数和实际恒星分布进行数学仿真,验证了采用星敏感器估计角速度的可行性.     

航天器天文导航中星敏感器最佳安装方位研究

航天器自主天文导航中,通常用星敏感器和地平仪测量的星光角距作为观测量,星敏感器安装方位角是影响导航精度的一个重要因素.针对星光角距作为观测量的自主天文导航方法,分别采用扩展卡尔曼滤波EKF(Extended Kalman Filter)和Unscented卡尔曼滤波UKF(Unscented Kalman Filter)2种滤波方法进行仿真计算,研究了星敏感器安装方位角对导航精度的影响规律,得出星敏感器的最佳安装方位角,并考察了其在不同轨道参数下的适用性,为星敏感器的安装和星敏感器视场内观测星的选取提供了依据.仿真计算表明,本结论对其它利用"星光+地平"的自主导航方法也适用.      

高精度星敏感器遮光罩柔性支撑结构设计与分析

根据柔性单元的应用特点及高精度星敏感器遮光罩组件的构型特点,选用叶簧结构作为遮光罩柔性支撑结构的主体形式.通过分析支撑结构长度、宽度和厚度尺寸对弯曲刚度的影响,确定主要变量并展开优化设计.通过仿真验证设计结果在刚度和强度上均满足要求,法兰结构在遮光罩采用柔性支撑设计条件下产生的形变是刚性支撑设计的2. 14%.结果表明遮光罩柔性支撑结构设计合理有效,满足空间应用要求,可作为高精度星敏感器热稳定性设计优化的重要方法.     

基于线性最小均方差估计的星敏感器故障诊断

针对使用两个星敏感器进行姿态测量的三轴稳定控制系统,利用星敏感器输出值与陀螺输出值的解析冗余关系,通过设计两个滤波器实现对不同星敏感器的故障隔离.考虑到陀螺测量噪声以乘性噪声的形式出现在姿态运动学方程中,利用陀螺输出测量值和目标星敏感器的测量值,采用线性最小均方差估计器得到包含目标星敏感器故障信息的残差; 以无故障情况下残差的统计方差为基础得到阈值,通过检验残差评价值是否超过相应的阈值,实现对目标星敏感器故障的检测; 分别将两个星敏感器作为目标星敏感器,综合两个故障检测结果隔离故障.对星敏感器出现测量偏差和精度逐渐下降两种故障的仿真验证了该方法的有效性.     

星敏感器姿态测量相对基准偏差在轨标校方法研究

摘要： 对航天器星敏感间姿态测量基准偏差在轨标校及性能评估问题进行研究.建立包含敏感器安装误差与测量误差的星敏感器模型,针对两种不同形式的安装误差模型,推导出相应的观测方程,基于卡尔曼滤波方法设计相对基准偏差估计器,并比较分析两种估计器实际应用特点.然后针对在轨实际应用,给出一种基于敏感器光轴夹角的标校性能评估方法,通过数学仿真验证星敏感器相对基准偏差的标校的有效性,并基于在轨数据的标校应用获取相对基准偏差在轨特性.     

高分辨率立体测绘相机系统热控设计及验证

高分辨率立体测绘相机的光学系统及探测器的温度稳定性影响测绘相机的测绘精度。针对透射式光学系统,采用多级外热流抑制技术,使星相机透镜的温度稳定性提高了6倍;针对反射式光学系统,采用间接辐射式控温等热控技术,使主镜、次镜的温度稳定性达到±0.3℃;针对大功率电荷耦合元件（CCD）,采用基于环路热管（LHP）的节能型控温技术,在满足温度指标的前提下使环路热管驱动功率的周期平均值由60 W降低至33.8 W,同时节省约40%的主冷凝器面积及质量;针对CMOS,采用两级温度波动抑制技术,使其温度稳定性达到±0.3℃。研究了地面热试验的方法,报告了测绘相机系统关键部组件在极端空间环境下的在轨数据,全面验证了热控设计方法的正确性。     

恒星地球模拟器的光学系统设计与精度模拟分析研究

为实现对敏感器的地面标定与精度测试, 需研制一套恒星地球模拟器, 要求其星间角距模拟精度优于10", 地球张角模拟精度优于0.05°. 通过设计高精度准直光学系统与高精度紫外准直光学系统, 实现了对星点位置与地球图像的无穷远距离模拟; 提出了星点位置模拟误差修正方法与地球图形模拟误差修正方法, 提高星间角距和地球张角的模拟精度.实测星间角距与地球张角模拟结果表明, 该模拟器的星间角距模拟精度优于10", 地球张角模拟精度优于0.02°.      

镜筒热形变对星敏感器测量精度的影响

 空间环境温度以及阳光热效应对星敏感器测量精度有一定影响。研究镜筒热形变对星敏感器测量精度的影响,计算温度均匀分布和非均匀分布条件下,圆柱形镜筒和圆锥形镜筒热形变导致的透镜倾斜量和平移量,研究典型星敏感器光学系统中恒星像斑位置和能量分布的变化情况。在镜筒温度均匀分布条件下,温度变化20℃时,圆柱形镜筒和圆锥形镜筒的星敏感器测量误差分别为0.6″和0.9″;在镜筒温度非均匀分布条件下,镜筒上侧与下侧的温差为30℃时,圆柱形镜筒和圆锥形镜筒测量误差约为2.2″和3.3″。计算结果表明,圆柱形镜筒热稳定性优于圆锥形镜筒。     

基于无陀螺微惯性测量单元的惯性恒星罗盘

为满足微纳航天器对姿态确定系统的体积、重量、功耗、精度等严格要求,提出用无陀螺微惯性测量单元(GFMIMU,Gyroscope-Free Micro Inertial Measurement Unit)和星敏感器组成惯性恒星罗盘(ISC,Inertial Stellar Compass)的姿态确定方案.根据无陀螺的测量原理建立了ISC的状态方程,将星敏感器的姿态测量信息作为观测量,修正GFMIMU长时间工作误差的积累.利用卡尔曼滤波器对ISC的定姿误差进行估计,并采用可观测性分析理论证明滤波器的滤波稳定性.最后,对ISC进行了系统仿真,仿真结果证明ISC可以满足微纳航天器的使用要求.      

空间光学敏感器成像组件抗力学稳定性分析与评价

摘要： 成像组件是空间光学敏感器和光学相机的核心组件，其抗力学稳定性直接影响单机的测量精度.为了提高其抗力学性能，本文首先对成像组件结构进行了力学分析，并通过试验验证了分析方法的有效性.由于仿真分析只能对抗力学稳定性进行定性评价，本文设计了实验来定量评价，并提出了一种成像组件抗力学稳定性评价方法.最后，应用该评价方法对三种结构进行了抗力学稳定性分析、试验和测试.结果表明，本文提出的评价方法与力学仿真结合试验的评价方法对三种结构的评价结论是一致的.而本文的量化评价方法可以给出结构力学试验后的滑移值和机械基准变化值，为产品的研制提供数据参考.该方法可应用于对位置变化敏感的空间光学仪器的研制过程.     

新型复合多视场光学敏感器及其导航方法

基于利用四面镜结构实现的复合多视场光学敏感器,给出了一种高精度天文导航方法,即通过四面镜同时观测地球、导航星和折射星,利用卫星、地球、恒星之间的位置关系,实现自主导航。通过研究导航量测信息的获取途径,给出了复合多视场光学敏感器的5种实用工作方式。结合卡尔曼滤波算法,建立了自主天文导航的仿真模型,并对5种工作方式进行了仿真与比较。仿真结果表明:双组直接敏感地平与单组间接敏感地平结合的导航方式精度最高,位置精度达到了10 m量级。      

光谱连续可调星敏感器地面标定系统设计

为解决由于色温不匹配对星敏感器光信号定标精度产生的影响,提出一种光谱连续可调星敏感器地面标定系统设计方案.该高精度准直光学系统的光谱范围为500~800nm,像质测试结果表明,全视场畸变小于0.08%,MTF在60lp·mm-1处大于0.6.基于DMD光源系统的组成和工作原理,对光谱分辨率和光谱曲线模拟精度进行分析,设计了一套光谱分辨率全谱段优于2nm的Czerny-Turner分光系统.测试结果表明,星点位置精度优于7";光谱分辨率为10nm和20nm时光谱曲线模拟精度分别优于2%和5%,有效降低了由于色温不匹配对星敏感器标定精度的影响.      

基于地标信息的星敏感器低频误差标定方法

针对星敏感器及其安装结构热变形等因素引起的星敏感器低频误差(LFE)影响卫星姿态确定精度的问题,提出了根据有效载荷提供的地标信息,采用最小二乘算法标定星敏感器低频误差的方法.考虑到卫星姿态确定系统是为有效载荷服务的,为了使卫星姿态确定系统输出的姿态信息与有效载荷相一致,从而准确反映有效载荷的指向变化情况,星敏感器低频误差的标定以有效载荷提供的地标信息为观测量进行.仿真结果表明,所提方法能够有效减弱星敏感器低频误差对卫星姿态确定精度的影响,从而提高卫星姿态确定精度.     

高分七号卫星结构尺寸稳定性设计与验证

尺寸稳定性是高分七号卫星(GF-7)结构设计的重要使命。针对GF 7结构尺寸稳定性设计需求,开展了影响因素分析,并针对分解指标给出了适用于航天器结构的尺寸稳定性设计和验证流程。首先,在整星结构构型设计的基础上,通过灵敏度分析确定了结构选材方案。随后,针对尺寸稳定性关键件一体化支架,提出了热控设计和结构设计方案。最终,通过舱段级热稳定性试验获得了结构平均热膨胀系数等结构稳定性关键参数,利用经试验结果修正后的有限元模型开展了卫星在轨热变形分析并验证了指标的可实现性。结果表明,GF-7结构设计满足载荷安装面指向变化亚角秒级的尺寸稳定性指标要求。     

圆锥扫描地球敏感器前置放大电路稳定性分析

圆锥扫描地球敏感器（CES）是航天器的关键测量部件,其前置放大电路具有高增益、低噪声等特点.通过仿真分析得出电缆和器件参数差异显著影响其稳定性,在此基础上介绍电路稳定问题实例,提出采用频率补偿方法解决电路稳定性问题,并针对该方法设计和实施通过了标定测试、热真空试验和EMC试验,证明该方法完全有效.