甚高精度星敏感器测试用静态星模拟器设计

为了完成甚高精度星敏感器的地面测试任务,设计高精度静态多星模拟器,实现对星点位置的准确模拟。设计的准直光学系统光谱范围为500~900 nm,在20℃时,系统焦距为150 mm,全视场7.2内畸变小于0.02%,MTF 达到衍射极限。对于-45℃~65℃的工作温度变化,分别使用Zemax 和ANSYS 软件对模拟器光学系统、机械结构进行消热差和有限元分析。分析结果表明:模拟器的光学系统消热良好,机械结构变形及应变很小,其整体抗离焦性能满足设计要求。对模拟器的精度进行理论计算,用徕卡经纬仪测试指定星图,计算结果显示实测的单星位置误差小于3,星对角距误差小于5,均优于对敏感器标定的精度指标要求。     

星敏感器地面标定设备的设计

为了实现星敏感器的地面标定试验,设计一套视场大且星间角距模拟精度高的星敏感器地面标定系统,对标定系统的组成、光学系统设计和模拟仿真精度等进行研究。根据星敏感器的地面标定要求介绍系统组成,提出实现星间角距模拟精度优于20的方法;采用新型显示器件LCOS 作为星图显示器,通过像面拼接的方法扩大视场,并据此利用Zemax 软件设计光学系统。在原有测量方法的基础上,给出地面标定设备的精度评价方法。并提出一种能够提高星间角距模拟精度的星点修正方法。实验结果表明:星敏感器地面标定设备的星间角距模拟精度小于20,满足对星敏感器进行地面标定试验的要求。     

大相对孔径甚高精度星敏感器光学系统设计

甚高精度星敏感器是目前精度最高的姿态敏感器。结合星敏感器系统探测要求计算出光学系统参数,在Code V平台上实现了具有良好像质的大相对孔径星敏感器光学系统。系统焦距为90 mm,相对孔径为1/1.5,视场角为7°,光谱范围为0.45～0.85μm。系统中高次非球面的使用提高了像质,满足了对弥散斑、能量集中度、畸变、垂轴色差等像差的特殊要求。光学系统总长仅为90.36 mm,符合实际工程小型化、轻量化的需求。同时,光学系统在要求温度范围内性能稳定,消热差和抗离焦效果良好。     

大视场高精度静态星模拟器的光学系统设计

针对星敏感器系统的地面测试要求,设计一种大视场高精度静态星模拟器。根据静态星模拟器的工作原理,确定模拟器具有出瞳外置的准直光学系统。结合技术指标,在Zemax平台上优化设计了具有良好成像质量的光学系统,设计结果为:系统焦距99.988 mm,视场达到Φ39°,畸变小于0.1%,实现高精度静态星模拟器精确模拟星点。提出了依照光学系统像差确定星点板上各星点刻划位置的方法,避免多次刻划星点板的过程。对设计的系统进行测试,从测试结果看:设计的大视场星模拟器的成像精度达到15″,可以满足对星敏感器地面标定的使用需要。     

高精度LCOS动态星模拟器的光学系统设计

针对高精度星敏感器对其功能测试设备精确模拟星点位置和星等的实际要求,设计了一种硅基液晶(LCOS)型高精度动态星模拟器的光学系统。分析星模拟器准直与照明光学系统的任务需求并给出了设计方案。为提高模拟器的成像精度,提出了LCOS的光学拼接方法,详细设计了大视场、大相对孔径、大出瞳距离的准直光学系统并进行了像质评价;为同时满足显示器件的照明条件和-1~7等星的准确模拟,对照明光学系统进行了详细设计并给出了仿真结果。提出了一种动态星模拟器星点位置修正方法,通过实验测试,动态星模拟器的星间角距误差优于12″,精确模拟-1~7等星,满足当前对高精度星敏感器的检测需要。     

大视场宽谱段星敏感器光学系统设计

星敏感器是一种姿态测量系统,用于测量飞行器的实时姿态。该系统是一种基于CCD 探测器的适用于星敏感器的光学系统。通过相关参数的计算,利用ZEMAX 平台实现了具有良好成像质量的光学系统结构设计。该系统焦距为50 mm,F 数为1.8,具有较大的视场角:2=23,光谱范围较宽:500~850 nm,中心波长为680 nm。捕获三颗导航星的概率达100%。满足星敏感器对弥散斑、能量集中度和畸变等特殊要求。倍率色差得到了很好的校正,仅为0.087 m。系统仅使用6 片球面透镜,结构简单紧凑,易于加工制造。     

一种甚高精度星敏感器精度测试方法

根据星敏感器的误差来源和组成,提出了对甚高精度星敏感器的瞬时误差(TE)、高频误差(HSFE)、低频误差(LSFE)三项误差的测试方法。针对星敏感器TE的测试,利用统计高精度静态光星模和基于高精度单星模拟器的星点质心定位误差的方法,得到星敏感器TE的误差;针对星敏感器HSFE的测试,利用高精度转台和单星模拟器,以微步距采集星点弥散斑在不同成像位置时的能量变化,计算星敏感器高频误差;针对星敏感器LSFE误差的测试,利用双轴转台,并且分别旋转转台的两轴,计算星敏感器星像坐标在像面上的变化来获得LSFE的误差。最后文中以某甚高精度星敏感器为例进行试验,结果表明测试方法有效。     

高精度星敏感器随机振动分析

为了验证高精度星敏感器是否能承受飞行器发射过程中产生的随机振动载荷,对其进行了随机振动分析．从振动理论人手,详细阐述了高精度星敏感器随机振动分析过程中功率谱密度的确定．利用有限元分析软件Patran和Nastran对其进行随机振动分析,结果表明发射过程中产生的随机振动对高精度星敏感器的影响非常小,为其结构设计提供了依据．     

近地轨道高精度一体式星敏感器热设计及仿真验证

某型高精度一体式星敏感器指向精度高,对温度变化非常敏感。其所处近地轨道外热流复杂多变,一体式结构和内热源集中的综合因素不仅导致散热设计困难,而且镜头直接受到内热源发热影响难以保障指向精度。首先,结合轨道参数,安装布局获得星敏感器平均吸收外热流。然后,通过分析外热流与内热源工作情况,采用被动热控和主动热控相结合的热设计方法,并对星敏感器散热面的位置与大小进行设计与计算。最后,根据轨道环境和热控措施并利用热仿真软件进行热分析验证。仿真结果表明,安装法兰温度为19.82℃～20.10℃,镜头轴向温差小于2.23℃,周向温差小于0.48℃,电路盒温度为19.10℃～23.49℃,满足热控指标。通过合理的热控设计保证了极高精度星敏感器的稳定工作条件,星敏感器的热设计合理有效。     

长焦距无热化星敏感器光学系统设计

光学系统是自主导航星敏感器实现恒星光信号收集以及高精度姿态测量的核心组件。以高精度星敏感器光学系统为研究对象,分析了影响光学系统探测不同色温恒星精度的机理,恒星色温及环境温度变化引起的质心漂移量误差通过后期标定抑制的难度大,需要在光学设计阶段进行控制;建立了光学系统设计波长权重计算模型及分配方法;在性能评价方面,除了常规的能量集中度、畸变以及非对称像差之外,提出采用恒星色温质心漂移量以及温度变化质心漂移量作为精度评价的主要指标。根据应用需求设计了一款基于航天卫星平台的长焦距星敏感器光学系统,焦距为95 mm,相对孔径为F/2.4,视场角为8°×8°,探测光谱范围为450～1 000 nm,3×3像元内能量集中度大于85%。基于常规玻璃材料校正了超宽谱段长焦距光学系统的倍率色差,全视场倍率色差不超过0.9 μm。精度分析结果表明:2 600～9 800 K范围内不同色温恒星的质心漂移量小于0.36 μm;在工作温度0～40 °C范围内,焦距变化量小于2.7 μm,温度变化引起的质心漂移量小于0.45 μm。     

星敏感器组件的热设计

根据高分辨率卫星上星敏感器的特点和任务需求,通过仿真分析与试验相结合的方法对星敏感器组件进行热设计.首先,根据热变形分析确定星敏感器支架的热控指标为183 ℃.其次,根据轨道参数及结构布局获得3只星敏感器及其安装支架的外热流,同时考虑内热源分布及多层隔热材料表面参数的退化等因素,选用被动热控和主动热控相结合的热控模式.然后,通过仿真分析,得到星敏感器支架在低温工况和高温工况下的温度范围为17.0~19.1 ℃.最后,通过热平衡试验及在轨温度测试验证热设计,星敏支架在各试验工况下的温度范围为17.3~18.7 ℃,与分析结果相符;在轨测试星敏支架的温度范围为16.0~19.0 ℃,满足热控指标要求183 ℃.热设计合理有效,满足任务需求.     

星图分布对星敏感器最小二乘姿态精度的影响

星敏感器的姿态确定是其导航最基本、最关键的环节。为了分析星图分布对最小二乘姿态测量精度的影响,描述了星敏感器的姿态角定义,研究了最小二乘法求解星敏感器姿态的过程,并从数学角度推导了存在一定观测误差的情况下,最小二乘方法产生较差姿态测量精度的部分主要原因,即系数矩阵的条件数变化。最后以星图模拟的方式在不同条件下模拟了三组典型的星图分布,对其进行姿态测量和结果统计。统计结果表明:姿态测量精度除了受条件数描述的导航星间相对位置的影响外,还与导航星组在星图中的不同位置以及不同的星敏感器参数模型有关。     

一种高精度数字温度传感器电路

计算机技术的飞速发展使人类迈入数字化时代,传感器也在向数字化智能化靠拢,本文阐述了一种宽使用范围的智能温度传感器的设计思想,并对一款高精度低成本的样机做了较详细的介绍。该样机由单片机、模拟开关、运算放大器、RS232芯片等电路组成,电路可以处理多路温度信号,具有RS232和I2C两个标准通信口。该电路采用了从通信芯片窃取负电源的硬件方法,以及多重积分等软件方法,提高了测试精度,降低了电路成本。实验结果达到了预期的目的。     

高动态星体目标提取方法

阐述了动态星敏感器星图的特点,指出了目前国内外星体目标提取方法的不足.针对这些不足,提出了一种新的星体目标提取方法.根据星敏感器运动特性,自适应选取处理窗口的大小及方向,自适应窗口可以适应不同形式的星敏感器运动.在选取的窗口内进行星体目标提取,当星体存在断裂情况时,利用数学形态学的方法对断裂星体进行断点判定及主动生长....     

微型星敏热控设计及仿真

为了保证应用平台在轨任务期间的星敏感器正常工作,需要对其进行热设计。结合微型星敏感器组件的空间环境外热流、安装布局以及工作模式等条件,在热分析优化的流程上考虑了光机热等多种因素影响,设计了微型星敏感器组件的热控方案。该热控方案提出采用主动电加热以及遮光罩与星敏本体均温化的设计思路,解决了微型星敏感器组件在轨期间的空间热环境复杂、温度控制要求高、散热途径受限于安装结构等问题,保障了微型星敏感器组件有效、可靠的工作。建立了I-DEAS /TMG 有限元分析模型,开展了高、低温工况下的星敏感器组件的热控仿真,分析了星敏感器组件的温度分布以及均匀性等仿真结果,最后进行了地面试验,验证了热控方案的正确性,满足星敏感器组件热设计要求。文中工作可为后续在轨平台的微型星敏热设计提供参考。     

机载全天时星敏感器参数设计及实验

为了提供机载全天时星敏感器参数设计方法,从光电探测信噪比公式出发,结合Modtran软件中天空亮度数据,推导了适用于星体目标探测的信噪比计算公式,并以探测3.5等、4等、4.5等星为例,重点研究了通光口径、系统F数、曝光时间与探测信噪比之间的变化规律,并给出机载全天时星敏感器相应参数的设计方法。为验证设计方法的正确性,设计了地面原理实验,选择以北极星（视星等2.02等）为探测目标,设计了通光口径83 mm、焦距1 500 mm的全天时星敏感器原理样机,通过地面观测实验,在天空辐射最强时刻对北极星的探测信噪比为6.84 dB,满足理论计算的6 dB指标需求,验证了设计方法的正确性。     

大视场全天时星敏感器光学系统设计

全天时星敏感器作为星敏感器的一个发展分支,在飞机、热气球等近空间载体定姿定位方面有较好的应用前景,是GPS拒止条件下的可用导航手段。大视场全天时星敏感器相较于小视场全天时星敏感器在高精度轻小型化定姿定位方面具有较大的优势,针对近空间高度大视场全天时测星对光学系统的需求,对光学系统工作波长的选取进行了分析,利用消色差和消热差设计,实现了一种能够适应高低温环境的大视场、大相对孔径的透射式光学系统,并对像质进行了分析评价。系统工作波长为0.9～1.7μm, F/#为1.4,焦距为70 mm,视场为18°,结构总长为105 mm。试验结果表明,该光学系统具有良好的像质,能够满足大视场星敏感器白天测星要求。