太阳敏感器

摘要： 针对立方星的姿态控制中,获取卫星当前姿态的需求,设计了一种用于立方星的数字式太阳敏感器.通过线性CCD(Charge Coupled Device)和对应的狭缝型光学通路设计,实现了对点状光源相对于安装平面的法线双角度测量,并达到了视场角度40°,理论测量精度为0.01°的设计指标.该太阳敏感器采用了商用现成品和技术(COTS:Commercial Off-The-Shelf),具有体积小、功耗低、设计简单、稳定性高和易于集成的特点.作为满足立方星子板几何尺寸的COTS资源,在未来的立方星研制过程中具有潜在的应用价值.

摘要： 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.

摘要： 针对已有的SLAM算法在实时性和准确性方面无法满足火星车自主导航实际需求的问题,提出了一种基于航向辅助的分布式EKF-SLAM算法来实现火星车的自主导航定位。该方法利用双轴模拟式太阳敏感器获取太阳方位角,进而解算出火星车的航向信息并加入到SLAM的各子系统,从而构建了航向辅助的分布式SLAM系统模型,并采用联邦EKF实现分布式SLAM系统的状态估计,最终构建整体的天文航向辅助的分布式EKF-SLAM系统。最后,利用装载太阳敏感器的移动机器人在户外进行实验,实验对比结果证明了所提出算法的估计精度与有效性。

摘要： 光电二极管是一种体积小、成本低的感光传感器,由至少三个配合可实现太阳矢量的测量,从而可以作为低精度的太阳敏感器.为了尽可能实现在360°视场空间任意方位求解太阳矢量,如何选择光电二极管数量并确定其布局方式是一个难点.文中首先将360°视场空间等表面积离散化,将无限的传感器的布局优化问题转换为有限的组合优化(NP问题难).然后,通过建立覆盖度和均匀度的多目标优化函数,并结合量子遗传算法求解最优方案.实验分析了不同光电二极管数量和视场范围的布局效果,对多光电二极管的布局优化提供了理论性依据.实验结果显示,选择12～14个光电二极管可以基本实现无覆盖风险和均匀风险的布局.

摘要： In order to satisfy the requirements of micro‐satellite attitude determination and control system , northw estern polytechnical university and delf t university of technology have jointly developed a low‐cost micro w ireless automatic sun sensor (μW ASS ).μW ASS chooses a four‐quadrant detector as its sensing part ,uses the low‐pow er 51 microcontroller unit Kernel w ith integrated ZigBee communication protocol as its processor ,and uti‐lizes tw o triple‐junction GaA s solar panels as its energy generating part .A nd a super‐capacitor is creatively be used as its energy storage part .In the meantime ,the space environment radiation and high and low temperature variation have been considered during the system design ,and the additional protective circuit has been added . T he field‐of‐view of μW ASS is 120°×120°,and the accuracy is better than 0 .5°(1σ).The average pow er consump‐tion of μWASS is 30 mW .Compared with the existing analog sun sensors ,μWASS is a plug‐and‐play compo‐nent .Its measurement data can be transmitted through w ireless communication and does not need any special connectors or external A/D conversion circuit ,w hich could not only reduce the installation difficulty but also improve the system reliability of the satellite .μWASS has achieved the low cost ,miniaturization and w ireless of sun sensor ,and it can be widely used in various micro‐satellites in the future .%针对微小卫星姿态确定与控制系统的需求,西北工业大学与荷兰代尔夫特理工大学共同研发了低成本小型无线自动太阳敏感器(M icro Wireless Automatic Sun Sensor ,μWASS ) .该敏感器采用四象限探测器作为感光部件,使用集成ZigBee通信协议的低功耗51单片机内核作为处理器,利用三结砷化镓太阳能电池片产生电能为系统供电.在能量储存方面,创造性地使用了超级电容作为储能部件.同时,在系统设计中考虑了空间环境辐射与高低温变化,增加了额外保护电路. μWASS 视场角为120°×120°,在整个视场范围内精度小于0.5°(1σ) ,平均功耗为30 mW .与目前现有的模拟式太阳敏感器相比,μWASS的测量数据通过无线通信方式传输,不需要专门接插件以及外部模拟/数字转换电路,可以实现即插即用,降低了太阳敏感器在卫星上的安装难度,提高了系统可靠性. μWASS实现了太阳敏感器的低成本、微型化和无线化,未来可以广泛用于各种微小卫星.

摘要： 基于四象限硅光电池,双轴模拟式太阳敏感器(简称双轴模太)可实现太阳矢量两轴方向角的同时测量.硅光电池各象限光生电流的采集精度直接决定了敏感器的工作性能.然而,测试链环节中存在的不一致性误差会引起双轴模太角度测量偏差.为此,基于数值仿真,分析并建立了硅光电池各象限响应率 、各象限光生电流的电压转换 、信号放大 、A/D转换系数及暗电流等环节偏差的影响模型,进而对各环节的综合偏差进行标定和修正,从而在保证敏感器测量精度的同时,降低对测试链环节的要求.测试结果表明,在不改变测试链性能的情况下,双轴模太的测量精度由修正前的2.05°(α轴,3σ)和1.94°(β 轴,3σ)提高到0.28°(α 轴,3σ)和0.26°(β 轴,3σ).

摘要： 针对在轨姿态异常后星体高速自旋情况,开展星体自旋角速度确定方法研究.提出一种基于太阳敏感器测量数据确定自旋角速度的方法,并对自旋角速率确定误差进行分析,得到各误差源对确定精度的影响关系;基于角速率确定误差分析结论,给出根据角速度大小选取不同时间间隔测量数据的策略,通过大时间间隔测量数据的选取,保证小角速度情况下的确定精度.所提出方法的有效性通过数学仿真验证,并在实际应用中基于太阳敏感器遥测数据获取在轨姿态异常卫星角速度.%The problems of spinning angle velocity determination for satellites with attitude anomaly are investigated.A spinning angle velocity determination method based on sun sensors measurement is proposed,and the influence of individual error source on the angle rate determination error is obtained by deliberate analysis.According to the error analysis conclusion,a strategy is presented to maintain the determination precision for a smaller spinning angle rate by using different measurement data with larger time interval in spinning angle velocity calculation.The effectiveness of the proposed method is demonstrated by numerical simulations,and by applying the method with telemetry data of sun sensors the actual spinning angle velocity is also obtained for a satellite in-orbit out of control.

摘要： 设计了一种面向立方体卫星的姿态确定传感器——模拟式太阳敏感器.通过测得太阳光线的入射角度,从而解算出在卫星本体坐标系下的太阳矢量信息.敏感器理论设计精度为10,质量为9 g,尺寸为32 mm×19.7 mm×8.1 mm,视场角为112..本设计进行了光学头部、处理电路的设计,并编写了相应的算法程序.通过外场试验验证了设计的合理性,满足了应用要求.设计的太阳敏感器具有体积质量小、成本低等优点,在立方体卫星领域有广阔的应用前景.

摘要： 针对卫星太阳敏感器测量数据变化规律复杂、相互关联耦合、精确判读难等问题,分析了太阳敏感器测量数据的特点,提出了快速分析与判读的应用需求,理论反演并分析了太敏的变化规律及特征值.结果表明,该数据分析方法可快速有效预示测量数据变化趋势,便于实现定量精确判读,并有利于快速识别出敏感器故障.

摘要： 目前美国火星车上均搭载有太阳敏感器,用于观测太阳确定绝对航向,以改正IMU随时间漂移带来的航向累计误差.太阳敏感器在跟随火星车长时间的航行中,可能会产生相机参数误差,进而影响导航精度.本文提出了一种太阳敏感器自检校方法,其基本原理是利用太阳本身作为物方控制点,通过对其进行长时间的跟踪观测,获取像点轨迹,实现相机检校.推导了全部计算公式,并通过两次地表实验验证了方法的可行性.实验结果表明,本文文法的太阳敏感器检校精度优于0.09pixels (1σ).

摘要： 本文针对数字式太阳敏感器用码盘的离子束刻蚀工艺进行了研究.依据码盘基底和膜层材料的特性,确定离子束刻蚀作为最适合码盘制作的工艺方法.通过选择比、离子束能量和束流、以及过刻蚀等实验,认为离子束刻蚀能够适用于码盘的制作,并确定中等能量400V、中等束流100mA为码盘刻蚀的最佳工艺参数.

摘要： 太阳敏感器是航天姿态控制系统中常用的姿态测量部件之一,是一种通过敏感太阳矢量方位来确定太阳矢量在星体坐标中方位,从而获取航天器相对于太阳方位信息的光学姿态敏感器。目前数字式太阳敏感器因其视场大、精度高、寿命长和可靠性好等优势,已被广泛应用于各种型号的航天器上。本文以某小卫星研发过程为背景,对所选用的SS-411型数字太阳敏感器进行了标定测试实验。SS-411型数字太阳敏感器角测量精度为±0.1°，视场为±70°,对该产品进行标定测试实验,一方面是为了验证厂家给出的产品性能指标,另一方面也是为后期整星测试中太阳敏感器标定测试做必要的实践基础。

摘要： 太阳敏感器是卫星姿态控制系统中的重要测量部件,为了在轨准确的获得太阳位置,给出了基于FPGA的太阳敏感器的光斑质心计算方法.在计算质心位置时,阈值的大小和探测窗口的选取对质心精度有着重要影响.为此,分析了传统质心计算过程和阈值确定方法存在的不足,在此基础上,提出了一种新的基于EPGA的开窗方法,并对其进行了实验验证.与传统的方法相比,该方法对阈值的要求低,范围宽,质心计算精度高,并且不需要存储图像,节约资源,数据更新率高.实验结果表明:质心计算结果稳定可靠,静态稳定精度可以达到0.005个像元以内,数据更新率高于8HZ,满足新型太阳敏感器的技术要求.

摘要： 传统的模拟式太阳敏感器精度低，而基于CCD和CMOS APS的太阳敏感器驱动电路和数据处理单元又非常复杂。本文选用线性二极管阵列研制了一种新型太阳敏感器，并将其应用于太阳电池空间标定原理样机当中，其精度高于模拟式太阳敏感器，而驱动电路比CCD和CMOSAPS太阳敏感器大大简化，具有一定的工程价值。

摘要： 本文对一种用于自旋卫星上的太阳敏感器进行了介绍。一种狭缝太阳敏感器成功应用在科学双星《TC-1》和《TC-2》上。检测出了卫星自旋周期变化的原因是由于太阳的照射和进入地球阴影后的热胀冷缩造成的。太阳敏感范围为±87°，测角范围为±45°，测角精度<0.05°。不仅测量卫星的自旋周期还作为姿态测量和同步控制的相位基准。作为一种新型自旋卫星用狭缝太阳敏感器得到了在轨验证。

摘要： 本文研究了三轴稳定地球同步卫星偏航控制的分段优化方法。在分析采用太阳敏感器基准进行偏航控制的原理上，针对偏航控制的误差主要为太阳敏感器在轴角的拟合误差，而对在轴角采用根据时长均匀分段的方法不能很好的处理分段数目与拟合精度之间的关系，为此提出采用不等时长分段方法和有约束的最小二乘算法，实现了在确保拟合精度的要求下有效较少分段数目的要求。

摘要： 本文首先进行太阳敏感器布局设计并重新设计了太阳捕获控制逻辑。针对陀螺故障情况，本文利用太阳敏感器测量和反作用轮转速测量，结合卫星姿态动力学模型设计了扩展型Kalman滤波器算法估计星体三轴角速度，采用反作用轮实现无陀螺的太阳捕获控制，最后通过数学仿真验证无陀螺太阳捕获控制算法的有效性。

摘要： 本文突破卫星轨道和姿态参数分别确定的传统模式，提出了以三轴磁强计和太阳敏感器为测量元件的轨道姿态一体化确定算法。由于地磁场是时间和位置的函数，而三轴磁强计指向又与卫星姿态相关，所以三轴磁强计的测量值既与轨道有关，又与姿态有关。本文仍采用传统解耦的轨道姿态动力学和运动学模型为系统方程，根据敏感器测量信息中包含的轨道信息和姿态信息，充分利用磁强计和太阳敏感器的测量值，推导出了卫星轨道姿态一体化确定的扩展卡尔曼滤波算法。在太阳不可见区域，由于太阳敏感器没有输出信息，只采用磁强计为测量敏感器，按传统模式对卫星轨道和姿态分别确定。由于姿态四元素的约束特性，文中采用状态误差滤波修正方法。本文对两种模式下的滤波算法进行了数学仿真验证，并对结果进行分析和比较，表明了该算法的可行性与有效性，这对减轻微小卫星重量，降低成本或在部分元件故障情况下，延长其工作寿命是十分重要的。

摘要： 本发明公开了一种快速计算太阳光与太阳同步卫星星敏感器最小夹角的方法，包含：S1、选取卫星运行一年中的春分、秋分、冬至、夏至四个时间点；S2、计算其中一个时间点相对标准历年J2000.0和该时间点相对观测时刻之间用儒略世纪数表示的时间间隔；S3、根据步骤S2获得的时间间隔计算该时间点对应的太阳在地心黄道坐标系的平均椭圆轨道参数；S4、根据步骤S3中获得的平均椭圆轨道参数计算该时间点卫星的升交点赤经；S5、计算一圈中太阳矢量在轨道面的投影，求得一圈中太阳矢量与星敏感器视场的夹角；S6、重复步骤S2~S5，分别计算出春分、秋分、冬至、夏至四个时间点对应的太阳矢量与星敏感器视场的夹角，取其最小值即为太阳光与太阳同步卫星星敏感器最小夹角。

摘要： 本发明公开一种基于太阳敏感器和地球敏感器的卫星姿态捕获方法、计算机设备和存储介质。在一具体实施方式中，该方法包括：根据太阳敏感器测量太阳矢量，根据地球敏感器测量地球矢量，当太阳矢量和地球矢量均有效时，采用双矢量法完成卫星姿态捕获；当太阳矢量和地球矢量出现至少一个无效时，根据情况自主转换不同的捕获模式，最终实现卫星姿态捕获。该实施方式能自主转换绕日寻地、绕地寻日、全天寻日三种不同的捕获模式，可提高搜索效率，节约星上能源。

摘要： 基于可见光地球敏感器和太阳敏感器的卫星姿态确定方法，利用可见光地球敏感器和太阳敏感器联合确定卫星对地的三轴姿态。首先通过对CMOS成像器件所成的地球图像处理，提取到地球图像的有效边缘，然后应用最小二乘法拟合提取到的有效边缘的中心。其次在卫星对地姿态角为小角度的假设下，近似计算卫星的对地滚动角和俯仰角。最后应用太阳敏感器和近似计算得到的滚动角和俯仰角姿态信息计算得到卫星对地的偏航角。相对于传统的利用地球红外敏感器和太阳敏感器组合确定卫星对地的三轴姿态角，本发明方法提高了卫星姿态角测量精度，并且该方法适用于小型化的小卫星姿态测量，顺应当前小卫星的发展潮流。

摘要： 本发明公开一种基于角速度估计信息和太阳敏感器的捕获太阳方法。该方法包括：利用卫星体的动力学及运动学方程对星体惯性角速度进行实时估计；利用0‑1式太阳敏感器测量太阳出现在卫星的具体方位和卫星惯性角速度估计值，进行搜索太阳，使得模拟太阳敏感器朝向太阳；根据模拟太阳敏感器量测信息，计算两维姿态角；利用模拟太阳敏感器的两维姿态角和卫星惯性角速度估计信息控制卫星姿态捕获，减小太阳矢量与星体某一轴的夹角，使得卫星的对日定向面捕获太阳。本发明利用惯性角速度估计信息和0‑1式太阳敏感器搜索太阳，再利用惯性角速度估计信息和模拟太阳敏感器捕获太阳，实现了卫星从异常姿态到捕获太阳，保证了卫星在全姿态模式下能源供应和卫星姿态稳定。

摘要： 本发明涉及一种采用太阳敏感器测量载体相对太阳的位置信息的方法，该方法基于太阳边缘速度差测量的新型太阳敏感器，该太阳敏感器可同时获取太阳视方向和太阳视方向与太阳自转轴的夹角θ。该太阳敏感器利用四个光谱仪测量太阳圆盘边缘上两组互相垂直的点的速度差值，利用中心轴线方向得到太阳视方向，根据太阳自转模型和投影原理，建立速度差值和太阳视方向与太阳自转轴夹角θ的函数关系，从而解算出夹角θ，相较于传统的太阳敏感器只能提供载体相对太阳的姿态信息，此太阳敏感器还可提供载体相对太阳的位置信息。

摘要： 本发明提供一种用于太阳敏感器的太阳模拟器，包括：安装支架，可拆卸地安装于太阳敏感器；姿态调整装置，设置在安装支架上；LED光源模块，设置在姿态调整装置上；以及控制系统，与姿态调整装置和LED光源模块电连接；其中，LED光源模块发出的光线与太阳敏感器的探头对准。本发明提供一种用于太阳敏感器的太阳模拟器，以满足在地面对装星后的太阳敏感器进行现场测试。

摘要： 本发明公开一种基于太阳敏感器和地球敏感器的卫星姿态捕获方法、计算机设备和存储介质。在一具体实施方式中，该方法包括：根据太阳敏感器测量太阳矢量，根据地球敏感器测量地球矢量，当太阳矢量和地球矢量均有效时，采用双矢量法完成卫星姿态捕获；当太阳矢量和地球矢量出现至少一个无效时，根据情况自主转换不同的捕获模式，最终实现卫星姿态捕获。该实施方式能自主转换绕日寻地、绕地寻日、全天寻日三种不同的捕获模式，可提高搜索效率，节约星上能源。

摘要： 基于可见光地球敏感器和太阳敏感器的卫星姿态确定方法，利用可见光地球敏感器和太阳敏感器联合确定卫星对地的三轴姿态。首先通过对CMOS成像器件所成的地球图像处理，提取到地球图像的有效边缘，然后应用最小二乘法拟合提取到的有效边缘的中心。其次在卫星对地姿态角为小角度的假设下，近似计算卫星的对地滚动角和俯仰角。最后应用太阳敏感器和近似计算得到的滚动角和俯仰角姿态信息计算得到卫星对地的偏航角。相对于传统的利用地球红外敏感器和太阳敏感器组合确定卫星对地的三轴姿态角，本发明方法提高了卫星姿态角测量精度，并且该方法适用于小型化的小卫星姿态测量，顺应当前小卫星的发展潮流。

摘要： 光学非线性补偿的模拟式两轴太阳敏感器设计法及敏感器属于微小型卫星太阳敏感器技术领域,其特征在于:通过一个外圈单边的形状函数为f(t)=－的透光狭缝对敏感器输入光信号进行非线性补偿,使输入/输出呈高线性关系,其中,K为输入输出特性斜率,h为光电敏感器平面与透光狭缝所在平面的间距,A为透光狭缝面积的四分之一。相应的太阳敏感器的遮光板上的透光狭缝,其内圈呈四方形,外圈各单边呈对称拱形曲线形状,它可使敏感器各象限实际感光面积的变化对敏感器的输入光信号进行非线性补偿。它具有输出特性呈线性,灵活性大,精度和灵敏度都高的优点。其视角也广,达120°×120°,分辨率高于0.2°。

摘要： 本发明实施例提供了一种基于冗余金字塔太阳敏感器的太阳矢量确定方法，仅利用两个金字塔太敏就可以实现太阳矢量的全天候测量。金字塔型太敏为四棱台构型，四个侧面分别装有一块太阳能电池片，电流大小随太阳入射角的变化而变化。两个金字塔太敏同时工作可输出八个通道的电流信号，首先对所有电流信号进行降序排列并取最大的4个电流，然后计算其中有效电流个数。最后，根据太敏输出有效电流个数分别设计三电流法、两电流法以及递推估计法确定太阳单位矢量在星体本体系下的坐标。