陀螺/星敏感器在轨标定算法研究

为确保姿态测量器件长期在轨工作精度,提高三轴稳定卫星的姿态确定精度,针对典型的陀螺/星敏感器联合定姿方案,推导了一种对陀螺和星敏感器进行实时在轨标定的算法.充分考虑卫星姿态测量过程中可能出现的各种误差源,建立陀螺和星敏感器的安装误差和标定因子误差模型,并对可能出现的各种误差进行在轨补偿,与同类算法相比,为卫星姿态确定和校正提供了更加丰富的信息,计算量更小.最后对该算法进行了数学仿真,仿真结果验证了该在轨标定算法的有效性和可靠性.     

四象限模拟太阳敏感器的高精度补偿标定方法

为了提高微纳卫星的定姿精度,针对四象限模拟太阳敏感器提出高精度误差补偿方法,设计完整的自动标定流程. 分析四象限硅光电池片光生电流的测量过程,将太阳光入射后的投影关系进行建模,提取主要误差源. 综合考虑各环节,对各路电流测量误差进行单独矫正,对机械加工与安装误差和忽略遮光罩厚度导致误差进行补偿,形成了完备的补偿方法. 实验结果表明,机械加工与安装误差为主要误差源,忽略遮光罩厚度导致误差的影响略大于电流测量误差的影响. 应用该方法在±40°视场范围内补偿前平均精度为3.072°（1σ）,补偿后平均精度为0.177°（1σ）,现有其他方法标定后精度为0.5°（1σ）,提出方法的精度提升了约3倍. 针对标定测试工序,设计全流程自动化标定测试方法,效率明显提高,适合大批量应用.     

SINS／星敏感器组合导航方案研究

研究了SINS/星敏感器组合导航系统中对陀螺误差和星敏感器安装误差角进行在线自标定的方法。提出了以惯导输出确定的载体相对惯性空间的姿态四元数和星敏感器输出的姿态四元数构造量测的方法。设计了对陀螺随机常值漂移和星敏感器安装误差进行在线自标定的组合导航方案。仿真结果结果表明在简单的俯仰运动和抖翼运动激励下,星敏感器的安装误差估计精度可达到角秒级,姿态精度明显高于忽略星敏感器安装误差的方案。     

星敏感器星图的高精度星点提取方法

星敏感器硬件电路产生的噪声以及在航天器上应用所面临的复杂恶劣的工作环境,都对星图质量造成严重影响,进而降低星点提取精度.针对上述问题,提出了一种精度高且抗干扰性能好的星点提取方法.首先,采用多窗口抽样自适应阈值分割方法对星图去噪,为后续的星点提取奠定基础;然后,基于改进的灰度交叉投影法进行星点粗提取;最后,利用局部区域生长+高斯曲面拟合法进行星点精提取.改进的灰度交叉投影法能够克服星点范围重叠带来的问题,从而快速准确找到星点的粗略区域,而且可以为局部区域生长提供可靠的"种子"点;局部区域生长法可以保证星点区域的边缘细节能够得到充分保留,这对提高星提取的精度大有益处.仿真实验表明,在噪声标准差为2的仿真条件下,该方法的星点提取精度达到了0.075 5 pixel,相比于扫描法等传统方法,该方法的星点提取精度有大幅提高,而且还具有良好的抗干扰性能,因而对于在强噪声干扰条件下提高星敏感器测量精度具有重要参考价值.     

紫外星敏感器的光学系统设计

紫外星敏感器是小卫星关键技术的一项重大突破 ,它与光纤陀螺配合可使小卫星的指向精度和稳定度提高一个数量级 .提出了一种新型紫外星敏感器的光学系统设计方案 ,在对性能指标进行分析的基础上 ,确定了光学系统的参数和结构尺寸 .采用锥面反射镜压缩光学镜头的视场角 ,使所设计的系统具有超大视场的观测能力 ,环形视场可达 135°～ 14 5° ,工作波段为 0 .2 5～ 0 .2 8μm的真空紫外     

星敏感器姿态测量算法的仿真

对空间飞行器姿态的实时、高精度确定是空间飞行器必须解决的关键问题,对姿控、导航、定位,尤其是遥感摄影测量具有重要意义.文中通过介绍姿态测量部件--星敏感器的基本工作原理和系统的构成以及像点模拟、导航星库制定、星图识别方法、姿态计算等仿真模型,阐述了对星敏感器姿态测量过程进行仿真的原理、方法、步骤,并给出了仿真结果,仿真验证了算法能够达到动态运行的要求,而且与静态运行时精度吻合.     

一种星敏感器光机系统结构设计与杂光分析

星敏感器是航天器实现高精度测量的重要组成部分,其姿态测量精度和指向精度都可以精确到角秒级.星敏感器的灵敏度很高,外界因素容易影响星敏感器测量的精度,杂光对星敏感器高精度测量的影响程度最大.根据应用指标,进行了一种改进型卡塞格林光学系统的结构设计,并通过模拟仿真,对系统的消杂光结构进一步实现了优化设计.利用增加主遮光罩叶片外倾角度、设计消光螺纹、加遮光筒长度、加大遮光筒直径等方式,完善星敏感器光学级系统自身的消杂光能力.最后进行整个光机系统的杂散光仿真分析,验证优化设计后的星敏感器光机系统符合应用要求.     

适用于星敏感器的星体识别研究

介绍了星敏感器的基本工作原理,分析了星图的特点,进行了噪声的预处理.在星体识别过程中对传统算法进行了改进,提出了一种适合星图的二值图象标记算法,对星体进行了有效识别.并用实拍的星图进行了实验仿真,取得了较为满意的结果.     

大相对孔径轻小型星敏感器光机系统设计

星敏感器的光机设计水平直接关系到仪器姿态测量精度的极限。为满足微纳卫星平台使用需求,设计了一种大相对孔径,宽视场的超轻小型星敏感器光学系统及其机械结构。镜头选用6片球面透镜,有效焦距为16mm,工作波长为500～800nm,F#=1.2,视场为20°,全视场内,像点80%的能量集中在3×3像元内,全视场倍率色差小于2μm,相对畸变小于0.1%,优化后所有视场下MTF值均大于0.4。系统总长仅为26mm。针对星敏感器光学系统轻小化需求,选取铍铝合金作为材料进行结构设计。在抗震方面,采用具有相切界面的圆锥类隔圈和压圈以增加接触面积,减小对镜片压强。最终光机系统总质量为10.32g,能够较好的满足小卫星平台的使用需求。     

星敏感器姿态计算精度的仿真

星敏感器姿态测量精度是评价星敏感器性能的最重要的指标之一.文中分析了影响星敏感器姿态计算精度的各种因素,给出了对星敏感器姿态计算精度进行仿真的方法,并对各种因素的影响规律做了细致的仿真.仿真结果表明多参考矢量定姿算法带来的误差可以忽略不计;对于16°×16°视场的星敏感器,选取在视场内分布均匀的9颗星参与姿态计算,是较好的选择;在保持像素分辨率不变的条件下,增大视场可以提高滚动角的精度,但CCD像素数目却增大了.因此,选取视场内均匀分布的较多恒星参与姿态计算、提高星点位置精度都可以提高姿态计算精度.     

基于LabVIEW的非接触式传感器标定仪设计

针对接触式传感器在汽车电子节气门实际应用中的不足之处,利用虚拟仪器LabVIEW平台开发可编程非接触式传感器标定系统,综合运用Labview和.Net交互编程的方法,实现基于96360芯片传感器的标定和检测。结果表明,该系统可以完成自动检测和标定,经工程化后,可应用于实际。       

静态星模拟器设计与精度分析

为了实现对星敏感器进行的地面标定和精度测试,研制高精度静态星模拟器,要求模拟器的星间角距精度优于10″。利用激光直写技术制作星点分划板,将其作为核心显示器件来模拟星图,设计准直光学系统实现无穷远距离和角度模拟,并通过优化像差保证模拟星点的成像质量。同时,提出星点位置修正方法以改善由于焦距测不准和光学系统相差带来的星图模拟误差。实验结果表明:经过修正的星图,单星位置模拟精度优于10″,可以作为地面标定与测试装置,供星敏感器进行观测。     

标定型星模拟器设计与关键参数测试

为了完成高精度星敏感器关键参数的地面标定,研制单星指向误差优于3″、星间角距误差优于5″的标定型星模拟器。根据标定型星模拟器的工作原理,设计高精度的准直光学系统,从设计结果分析,光学系统有效视场为37°,全视场角内准直光学系统相对畸变≤0.1%,MTF达到衍射极限,可以实现对星点位置的准确模拟。提出单星指向、星间角距等关键参数的误差计算方法并进行测试,实验结果表明:设计的标定型星模拟器的成像精度符合设计指标要求,整个设备可以满足高精度星敏感器地面测试的使用需要。     

卡塞格林式星敏感器杂散光分析

卡塞格林系统是新型星敏感器的光学系统,具有口径大、体积小的优点,但外界杂散光对卡塞格林系统的影响很大。介绍了一种焦距为425mm,口径为102mm的卡塞格林系统,考虑轴外渐晕的影响,给出星敏感器主遮光罩以及主、次遮光罩的设计方法。这种设计方法相比于其他方法更加便捷和精准。并用Tracepro对系统进行杂散光分析。计算得到点源垂直照度透射比（Point Source Transmittance,PST）曲线。分析结果表明,当杂散光入射角大于临界角30°时,PST值小于10-8量级,满足系统使用要求。证明设计方法是可行的。     

激光位移传感器的标定

介绍了一种基于高精度光栅尺标定激光位移传感器的方法。该标定装置使用步进电机控制挡板的移动,光栅尺和激光位移传感器同时采集挡板移动的距离,计算机通过数据采集卡采集光栅尺和激光位移传感器的数据。本装置的结构设计符合阿贝原则,同时详细介绍了标定装置的原理、组成结构和数据处理。     

热膜风速仪X形探针的标定及其敏感性的试验研究

本文用ＩＦＡ３００热膜风速仪和ＡＣ－１气体探针校准器,试验研究了Ｘ形热膜探针的方向,敏感性,对Ｘ形热膜探针进行了速度标定和定速度偏航标定,比较了其偏航系数使用前后其特性的变化,了偏航系数与速度间的关系式。