太阳敏感器 原理

太阳敏感器原理

太阳敏感器是星载传感器之一，是用来检测太阳方向的仪器。它是由多个定义太阳方向、用于对星敏感的光电元件构成，可对太阳扫描、追踪和指向。

太阳敏感器的工作原理是基于光电效应和反射法。它的主要部件包括感光元件、信号处理电路和控制设备。感光元件是太阳敏感器的核心部件，它能够将光信号转换成电信号。常见的感光元件有光电二极管和光电单元等。这些感光元件的灵敏度很高，可以通过接收来自太阳的光线来检测太阳的位置。

太阳敏感器的信号处理电路负责将感光元件采集到的光信号转换成数字信号，并通过控制设备发出指令，控制整个系统对太阳的追踪和指向。

控制设备是太阳敏感器的另一个重要部分，负责对信号处理电路发出的指令进行响应，控制太阳敏感器对太阳进行精确的追踪和指向。为了保证太阳敏感器的稳定性，一般会在其上加装惯性陀螺仪等元件，以提高其精度和稳定性。

太阳敏感器的应用十分广泛，除了应用在卫星和空间探测器等领域之

外，太阳敏感器也被应用到一些工业领域，例如太阳能电池板的跟踪控制等。

总之，太阳敏感器是一种基于光电效应和反射法原理的检测太阳方向的仪器。它的主要工作原理是通过感光元件将光信号转换成电信号，并通过信号处理电路和控制设备对系统进行操作，实现对太阳的追踪和指向。在未来，太阳敏感器有望在更多领域得到应用，并进一步提高其精度和稳定性。

太阳敏感器

太阳敏感器的构成主要包括三个方面：光学头部、传感器部分和信号处理部分。光学探头包括光学系统和探测器件，它利用光电转换功能实时获取星体相对太阳的姿态角度信息。光学头部可以采用狭缝、小孔、透镜、棱镜等方式；传感器部分可以采用光电池、CMOS器件、码盘、光栅、光电二极管、线阵CCD、面阵CCD、APS、SMART等各种器件；信号处理部分方案可采用分离电子元器件、单片机、可编程逻辑器件等。 编辑本段太阳敏感器的基本分类 通常，太阳敏感器可分为3类： （1）模拟式太阳敏感器。它产生的输出信号是星体相对太阳矢量方位（太阳角）的连续函数； （2）太阳出现敏感器（0-1式太阳敏感器）。它以数字信号1或0表示太阳是否位于敏感器的视场内； （3）数字式太阳敏感器。它能提供离散的编码输出信号，其输出值是被测太阳角的函数。该敏感器的特点是：视场大、精度高、寿命和可靠性有很强的优势，己广泛应用于各种型号的航天器上。 编辑本段各种太阳敏感器工作原理与特点 太阳敏感器按照其工作的方式可以分成“0-1”式、模拟式和数字式几种。 0-1”式太阳敏感器 “0-1” 式太阳敏感器又称太阳发现探测器，即只要有太阳就能产生输出信号，可以用来保护仪器，使航天器或实验仪器定位。它的结构也比较简单，敏感器上面开一个狭缝，底面贴光电池，当卫星搜索太阳时，一旦太阳进入该探测器视场内，则光电池就产生一个阶跃响应，说明发现了太阳。持续的阶跃信号指示太阳位于敏感器视场内。一般来说，卫星的粗定姿是由“0-1”式的太阳敏感器来完成的，主要用来捕获太阳，判断太阳是否出现在视场中。“0-1”式的太阳敏感器要能够全天球覆盖，且所有敏感器同时工作。这种敏感器虽然实现起来比较简单，但是比较容易受到外来光源的干扰。例如，此球反射的太阳光信号、太阳帆板反射的太阳光等都容易对这种敏感器形成干扰。因此，敏感器的滤波器能够滤掉偶尔出现的电脉冲。 模拟式太阳敏感器

太阳敏感器是航天上用于测量卫星姿态的一类仪器

新型反射式太阳敏感器方案研究及原理试验 太阳敏感器是航天上用于测量卫星姿态的一类仪器，并且是目前卫星应用最为普遍的一类敏感器。每颗卫星上要安装多个。 由于这类敏感器应用于航天，就要保证精度高，然而精度的增高将会导致视场的减小，这是不利的。所以需要通过探测器的复用来解决这个矛盾。我在查阅文献的过程中了解到现有的探测器复用方案，如图c,是在敏感器上多开孔以达到复用的目的，显而易见，这种复用方案增大了原有敏感器的尺寸。在航天领域里，能够减轻一克的质量，也会带来很大的优势。于是我设计了我的创新方案。如图d所示，利用反射镜收拢光束的原理复用了探测器，达到了同样的效果，并且保证尺寸不会增加。 我围绕这个设计思想，展开了方案研究。通过研究入射光边界点行为，确定了该方案有如下三种工作模式。利用光电池安装在左右复用光路里，没有反射镜复用探测器时为0，0模式，当有光束打在左右反射镜上时，根据左右光电池输出信号，分别设为1，0和0，1模式，按照建立的坐标系，研究推导了三种模式下入射角的计算公式，可以准确地确定入射光的角度和方向。 在理论分析的基础上，我还设计了原理试验装置，进行了实际测量。将测得数据与实际值相比较，计算了误差，可近似为0.01°(1σ)。其装置图和原理试验图参见图（10），图（11），图10为…，图11为…。

本项目历时将近10个月的理论研究和原理试验得到了比较满意的结果，本方案也得到了清华大学尤政教授和航天五院太阳敏感器专家崔坚研究院的高度认可。成功地在扩大视场并保证精度不变的前提下，大大减小了现有复用方案的尺寸，具有很好的经济效益，并在航天上具有较好的应用前景。

嫦娥一号探月中的控制技术

嫦娥一号探月中的控制技术 嫦娥一号卫星是我国第一个月球探测卫星,其研制和发射是我国深空探测活动的开端。嫦娥一号卫星共有11个分系统组成:即总体,测试两个综合分系统;平台部分的结构,热控,制导、导航与控制、能源、推进、数据管理(OBDH)、测控数传、定向天线八个分系统及有效载荷分系统。本文主要对嫦娥一号GNC（制导、导航与控制）系统进行粗略分析。 嫦娥一号卫星GNC系统完成了许多复杂任务。在调相轨道,GNC系统执行一系列姿态机动和轨道控制,使卫星在适当时间转入地月转移轨道。在地月转移轨道,GNC系统保证卫星对太阳定向,并执行几次轨道中途修正,使卫星捕获预定环月轨道起始点。在月球轨道捕获阶段, GNC系统执行几次轨控发动机点火,使卫星捕获月球轨道并进入标称环月轨道。在环月轨道, GNC系统使卫星本体对月球定向、太阳帆板对太阳定向、定向天线对地球定向。 嫦娥一号卫星GNC系统的敏感器包括太阳敏感器、星敏感器、紫外月球敏感器、速率积分陀螺和加速度计;执行机构包括飞轮装置、推力器、帆板驱动装置、天线驱动装置和轨控发动机;控制器包括控制计算机、应急计算机、配电器和二次电源。GNC系统的软件包括控制计算机系统软件、应用软件,应急软件和部件LTU软件。LTU通过内部总线与控制计算机相连,构成计算机控制网络。控制系统的这种分布式体系结构保证GNC分系统高效、可靠、实时地实现嫦娥一号卫星的控制功能和性能。 1、巡航期间的姿态控制 在卫星环月运行之前,除了轨控阶段,卫星运行于巡航姿态。姿态确定是利用太阳敏感器的输出给出太阳矢量方向在卫星本体系的表示,然后根据太阳敏感器的安装矩阵计算卫星偏航角和俯仰角。巡航姿态角速度的确定是利用速率积分陀螺的输出,然后根据陀螺的安装矩阵计算卫星三轴姿态角速度。巡航姿态的控制分为太阳捕获和太阳定向两个阶段:在太阳捕获阶段,太阳敏感器输出,利用相平面控制算法,通过推力器点火驱使卫星旋转使太阳矢量进入数字太阳敏感器视场;在太阳定向阶段,通过数字太阳输出和陀螺输出外推,根据系统动力学,利用相平面控制算法和PID控制算法,通过推力器点火和飞轮转动保证卫星Xs轴指向太阳。巡航姿态控制的特点是卫星既可以绕Xs轴慢旋,也可以使Xs轴绕俯仰轴偏

太阳敏感器电模拟器设计

太阳敏感器电模拟器设计 赵光权;张毅刚;马勋亮;郭新 【摘要】To fulfill the needs of semi -physical simulation for small satellite, a design is provided to achieve a sun sensor electric simula-tor. The FPGA is adopted as control unit, the voltage controlled current source is applied to simulate the current output of 0 - 1 sun sensor and analog sun sensor; the chip REF200 is applied to simulate the current output of digital sun sensor. The simulator is controlled by com-puter through the RS- 485 interface, and it can simulate the current output of sun sensor in normal mode and fault mode. The simulator has been applied in the semi-physical simulation for small satellite, its current accuracy is ± 1μA.%针对小卫星半实物仿真系统的技术需求,提出了一种太阳敏感器电模拟器设计实现方法；模拟器以FPGA作为控制核心,采用压控电流源实现了0-1式太阳敏感器、模拟式太阳敏感器的输出电流模拟；通过专用电流源芯片REF200实现了数字式太阳敏感器输出电流模拟；模拟器由计算机通过RS- 485接口控制,既能模拟太阳敏感器正常工作时的电信号输出,也能模拟太阳敏感器出现故障时的电信号输出；该太阳敏感器电模拟器已应用于小卫星的半实物仿真,其电流精度可达土1μA. 【期刊名称】《计算机测量与控制》 【年(卷),期】2011(019)008 【总页数】4页(P2019-2021,2032) 【关键词】太阳敏感器;电模拟器;电流源;小卫星

揭秘“嫦娥一号”月球探测卫星

揭秘“嫦娥一号”月球探测卫星 2007-10-24 22:37:16来源: 红网(长沙)网友评论2 条 红网10月24日报道在“嫦娥工程”的五大系统中，最引人注目的就是嫦娥一号月球探测卫星，它是中国第1个月球探测器，将走近月球直接获取大量有价值的信息，其能否正常工作关系到整个工程的成败，所以是整个工程的关键。 与人造地球卫星相比，远离地球的空间探测器在通信、制导、电源等许多方面更为复杂，提出了不少新的挑战。 一、嫦娥一号卫星概貌 嫦娥一号卫星的外形是一个2.00米×1.72米×2.2米的六面的长方体，两侧各装有一个大型展开式太阳电池翼，当两侧太阳翼完全展开后，最大跨度可以达到18米。其重2350 千克，工作寿命一年，将运行在距月球表面200公里高的圆形极轨道上。 嫦娥一号由结构与机构，热控制，供配电，制导、导航与控制，推进，数据管理，测控数传，定向天线和有效载荷等9个分系统组成。这些分系统各司其职、协同工作，保证月球探测任务的顺利完成。这些分系统就像人体的“五脏六腑”一样缺一不可。 二、卫星有效载荷 所有的人造卫星都是由卫星平台和有效载荷两部分组成。有效载荷是指安装在卫星上直接用于对月球进行探测和试验的设备和仪器，它是卫星系统的一个非常重要的分系统。所谓卫星平台，就是除了有效载荷以外卫星的其余部分，它为有效载荷实现科学目标提供保障。是为有效载荷正常工作提供支持、控制、指令和管理保障服务的各分系统的总称。所以，卫星平台不论安装什么有效载荷，其基本功能是一致的，只是具体的技术性能会有所差别。 嫦娥一号卫星上共搭载了8种有效载荷，用于完成月球科学探测任务。主要包括： CCD立体相机用于获取月球表面三维立体图像；

各种飞行器导航控制传感器的定义、分类、特点、功能、主要技术性能、并列举型号说明

题目: 24.各种飞行器导航控制传感器的定义、分类、特点、功能、主要技术性能、并列举型号说明(如陀螺、加速度计、高度计、惯导单元、太阳敏感器、地球敏感器、星敏感器等等)。 一．陀螺 定义:陀螺仪(gyroscope)，是一种用来传感与维持方向的装置，基于角动量守恒的理论设计出来的。陀螺仪主要是由一个位于轴心且可旋转的轮子构成。陀螺仪一旦开始旋转，由于轮子的角动量，陀螺仪有抗拒方向改变的趋向。陀螺仪多用于导航、定位等系统。 分类:陀螺仪的种类很多，按用途来分，它可以分为传感陀螺仪和指示陀螺仪。传感陀螺仪用于飞行体运动的自动控制系统中，作为水平、垂直、俯仰、航向和角速度传感器。指示陀螺仪主要用于飞行状态的指示，作为驾驶和领航仪表使用。现在的陀螺仪分为，压电陀螺仪，微机械陀螺仪，光纤陀螺仪，激光陀螺仪，都是电子式的，可以和加速度计，磁阻芯片，GPS，做成惯性导航控制系统。 特点:陀螺仪被用在飞机飞行仪表的心脏地位，是由于它的两个基本特性：一为定轴性，另一是逆动性，这两种特性都是建立在角动量守恒的原则下。 功能:利用陀螺仪的动力学特性制成的各种仪表或装置，主要有：①陀螺方向仪②陀螺罗盘③陀螺垂直仪④陀螺稳定器⑤速率陀螺仪⑥陀螺稳定平台。 主要技术性能:线性度：通常情况下，陀螺仪传感器的实际静态特性输出是条曲线而非直线。在实际工作中，为使仪表具有均匀刻度的读数，常用一条拟合直线近似地代表实际的特性曲线、线性度（非线性误差）就是这个近似程度的一个性能指标。拟合直线的选取有多种方法。如将零输入和满量程输出点相连的理论直线作为拟合直线；或将与特性曲线上各点偏差的平方和为最小的理论直线作为拟合直线，此拟合直线称为最小二乘法拟合直线。 陀螺仪传感器动态特性，是指传感器在输入变化时，它的输出的特性。在实际工作中，传感器的动态特性常用它对某些标准输入信号的响应来表示。这是因为传感器对标准输入信号的响应容易用实验方法求得，并且它对标准输入信号的响应与它对任意输入信号的响应之间存在一定的关系，往往知道了前者就能推定后者。陀螺仪传感器迟滞特性：表征传感器在正向（输入量增大）和反向（输入量减小）行程间输出-输入特性曲线不一致的程度，通常用这两条曲线之间的最大差值△MAX与满量程输出F2S的百分比表示。迟滞可由传感器内部元件存在能量的吸收造成。 列举型号说明:VG941-3AM一款模拟量输出的光纤陀螺，它通过电压的形式响应运动物体的角速率，输出电压的符号依赖于绕敏感轴旋转的方向。输出电压与旋转角速率成比例，其体积小、重量轻、高性价比等性能使其广泛应用导航系统、遥控直升机、机器人控制、稳定平台系统等领域。 二．加速度计 定义:敏感检测质量的惯性力，测量线加速度的仪表。 分类:闭环液浮摆式加速度计，挠性摆式加速度计，振弦式加速度计。 功能:测量运载体线加速度的仪表。测量飞机过载的加速度计是最早获得应用的飞机仪表之一。飞机上还常用加速度计来监控发动机故障和飞机结构的疲劳损伤情况。在各类飞行器的飞行试验中，加速度计是研究飞行器颤振和疲劳寿命的重要工具。在飞行控制系统中，加速度计是重要的动态特性校正元件。在惯性导航系统中，高精度的加速度计是最基本的敏感元件之一。不同使用场合的加速度计在性能上差异很大，高精度的惯性导航系统要求加速度计的分辨率高达10g，但量程不大；测量飞行器过载的加速度计则可能要求有10g的量程，而精度要求不高。

微纳卫星姿态确定与控制半实物仿真系统设计

微纳卫星姿态确定与控制半实物仿真系统设计 绳涛;白玉铸;何亮;冉德超;赵勇 【摘要】Attitude control system requires special working environment,so it is hard to actualize on the ground,which has brought a certain reliability risk to satellite. According to the characteristics of micro/nano-satellite, a set of semi-physical simulation system for attitude determination and control was designed and implemented.A digital model simulated the satellite attitude and orbit motion,a sensor model generated the measured data,an actuator model generated the control torque,a sensor simulator realized the communication protocol and finally this system realized the whole simulation of attitude control system.The system can be connected in the satellite control system loop to assess software and hardware of the attitude control system,and to verify the performance of the algorithm.The system was applied to validate the attitude control system of TianTuo-3 in ground simulation.The comparison with the on-orbit test data shows that the design of system is reasonable and the result of simulation is credible.%航天器姿态控制系统需要特殊的运行环境，在地面很难考核，这给系统可靠性带来一定的风险。针对微纳卫星的特点，设计并研制了一套面向微纳卫星的姿态确定与控制半实物仿真系统。该系统通过数字化模型模拟卫星姿态轨道运动、敏感器模型产生敏感器测量数据、执行器模型生成控制力矩、敏感器模拟器实现通信协议，最终实现姿态控制系统的全系统仿真。这套系统可以接入卫星控制系统回路，实现对姿控系统软件、硬件的考核，同时验证算法的性能。基于该系统，对天拓三号卫星

小型一体化编码式太阳敏感器信号处理技术

小型一体化编码式太阳敏感器信号处理技术近年来，随着新型电子传感器技术的发展，太阳敏感器技术也得到了蓬勃发展。它是一种将太阳能信号转换为电子信号的新型技术，广泛应用于智能照明、温度控制、楼宇自动化、太阳能发电系统等多种环境监测系统的监测和管理。 为了满足太阳能/环境传感技术的要求，本文提出了一种新型、体积小、能耗低的编码式太阳敏感器信号处理技术，以提升太阳能/环境传感器的性能。本技术采用电容调节器、功能放大器、编码器、传感器及其他电子组件，将太阳能信号转换为电子信号，通过编码成二进制/数字信号，可实现太阳光信号的高精度检测。 本技术采用多种传感器，可实现全天候、宽频段太阳能高精度测量。传感器包括：紫外线传感器、可见光传感器、近红外传感器、太阳辐射计等。每种传感器都可以检测太阳能的不同光谱段，并将测量结果转换成电子信号。 编码式太阳敏感器信号处理技术在电子调节器方面进行了改进，使太阳能信号处理变得更加精确、高效。相较于传统太阳敏感器，本技术采用了先进的编码技术，它可以实现对太阳能电子信号的更精确采样、量化和处理。该技术的精度为0.1%，高于传统系统的测量精度。另外，该技术还可以实现低功耗操作，可以有效降低能耗，从而提高电池的工作效率。 而且，编码式太阳敏感器信号处理技术可以有效降低太阳能传感器的成本，并有效保障了设备的可靠性和寿命。本技术采用可信度高

的固态电子组件，使得设备可以在恶劣环境下长期运行，并能有效抵抗外部干扰，从而大大延长设备的使用寿命。 本研究在技术上取得了新的进展，提出了一种新型编码式太阳敏感器信号处理技术，使用成本低，性能高，并且可以有效降低太阳能传感器的成本，提高产品的可靠性和使用寿命。同时，本技术也可以满足用户的不同需求，有助于提升太阳能/环境传感技术的整体性能。 因此，本研究对于改变太阳能/环境传感技术的发展趋势具有重要意义。未来，太阳能/环境传感技术的发展将更加灵活，可以满足用户个性化的需求。同时，本技术也将在太阳能发电系统、智能家居和楼宇自动化等领域得到更广泛的应用。

聚光太阳能发电的几种主要形式

•一、线性聚光系统 线性聚光太阳能发电采用线聚焦技术，线性聚光器包括抛物面槽式系统和线性菲涅耳反射系统2种，利用很大的反射镜来捕获太阳的能量，并把太阳光反射和对焦集中到焦线上，在这条焦线上安装有线性管状集热器，集热器吸收聚焦后的太阳辐射能，把吸热管内的流体加热，然后产生过热蒸汽，驱动涡轮发电机产生电力。线性集中聚光器系统通常由按南北向平行排列的大量聚光器组成，这样保证最大限度地聚集太阳能。 1.抛物面槽式系统 目前，在美国太阳能热发电领域中占主导地位的是抛物面槽式线性聚光系统，槽式太阳能发电系统由太阳能聚光器，以及吸热配件或接收器和跟踪机构组成。 其中太阳能聚光器由许多弯曲的反射镜组合装配而成，安装在支架上。吸热管或接收器管沿着每个抛物形反射镜的焦线固定安装，用以吸收太阳辐射能，传热工质(不管是传热流体还是水/蒸汽)都要从太阳能集热管中流过，从而产生过热蒸汽，直接输送到涡轮机用以发电。 2.线性菲涅尔反射器系统 第二种线性聚光技术是线性菲涅尔反射器系统，该系统由反射镜。聚光器和跟踪机构组成。把平坦的或略有弯曲的反射镜安装配置在跟踪器上，在反射镜上方的空间安装吸热管，反射镜把阳光反射到吸热管。有时在聚光器的顶部加装小型抛物面反射镜，以加强阳光的聚焦。 二、碟式引擎系统 与其他聚光太阳能发电技术相比，碟式引擎系统产生的电力功率相对较少，通常在3~25万kW的范围内，很适合分布式应用，如果将多个这样分布安装的

单元碟式。引擎系统整合成一簇，可以实现集中向电网供电，不但能缓解电力能源需求，还可以提高整个电网的运行安全性。整个发电系统安装在一个双轴跟踪支撑机构上，实现定日跟踪，连续发电，发电效率高达30%，在相同的运行温度下，发电效率明显高于槽式和塔式，是所有太阳能热发电系统中效率最高的。 缺点是碟式太阳能热发电系统的单元发电容量较小。 三、塔式系统 塔式太阳能热发电系统主要由日光反射镜子系统。接收器组成，见图。其中日光反射镜子系统由大量大型。平坦的太阳跟踪反射镜构成，对太阳进行实时跟踪，把太阳光聚焦到塔顶的接收器。在接收器中对传热流体进行加热，产生高温过热蒸汽，过热蒸汽推动常规涡轮发电机组发电。一些电力塔利用水。蒸汽作为传热流体。由于其卓越的传热和能量存储能力，在其他先进的设计中，对其进行了熔融硝酸盐试验。具有商业规模的工厂可以生产200MW的电力造价十分昂贵，建设电站的投资很高 •聚光太阳能发电使用抛物镜将光线聚集到充有合成油的吸热管上，再将加热到约400摄氏度的合成油输送到热交换器里，将热量通过此加热循环水，将水加热，产生水蒸气，推动涡轮转动使发电机运转，以此来发电。 聚光太阳能发电与太阳能电池不同，太阳能电池使用太阳电池板将太阳能直接变成电能，可以在阴天操作，CSP一般只能够在阳光充足、天气晴朗的地方进行。 •聚光太阳能发电系统由聚光太阳能接收器,聚光镜,阳跟踪机构组成.聚光太阳能接收器包括聚光太阳能电池,旁路二极管和散热系统等.聚光太阳能电池是将

航空航天工程师的航天器测量与控制技术

航空航天工程师的航天器测量与控制技术航天器测量与控制技术是航空航天工程师在设计和开发航天器过程中的重要组成部分。这项技术涉及到航天器在发射、飞行和返回过程中的各种测量和控制手段的应用，旨在确保航天任务的成功执行。本文将探讨航空航天工程师在航天器测量与控制技术方面的工作，包括姿态测量控制、导航系统、轨道测量与控制以及通信与数据处理等方面。 一、姿态测量控制 1. 姿态感知和测量系统 航天器的姿态测量是指航天器在飞行过程中对自身姿态状态的感知和测量。姿态感知和测量系统通常由惯性测量单元（IMU）、星敏感器和太阳敏感器等组成。IMU负责测量航天器的角速度和加速度等参数，星敏感器和太阳敏感器则用于精确测量航天器的方向和姿态。 2. 姿态控制系统 姿态控制系统是指通过对航天器的推力和姿态角度进行调整，使其保持所需的飞行姿态和轨道。姿态控制系统通常包括推力控制系统和姿态控制器。推力控制系统通过火箭发动机提供推力，姿态控制器则根据姿态测量结果进行计算和调整，控制航天器的姿态和轨道。 二、导航系统 1. 惯性导航系统

航天器在航天任务中需要准确确定自身的位置和速度。惯性导航系统主要依靠陀螺仪和加速度计等测量设备，通过不断积分和计算来估计航天器的位置和速度。惯性导航系统具有高精度和长时间稳定性的特点，广泛应用于航天器的导航和定位。 2. 卫星导航系统 卫星导航系统通过卫星信号进行导航和定位。目前应用最广泛的卫星导航系统包括美国的全球定位系统（GPS）、俄罗斯的格洛纳斯系统（GLONASS）和中国的北斗卫星导航系统。航天器可以通过接收卫星信号，并通过测量信号的传播时间和信号强度等参数，确定自身的位置和速度。 三、轨道测量与控制 1. 轨道测量 轨道测量是指对航天器的轨道参数进行测量和跟踪。为了保持航天器在规定的轨道上飞行，轨道测量系统通常使用地面测量站和航天器上的测量设备进行测量。地面测量站通过接收航天器的信号，并根据信号的到达时间和频率等参数，计算航天器的位置和速度。航天器上的测量设备则用于测量航天器自身的轨道参数。 2. 轨道控制 轨道控制是指对航天器的轨道进行调整和控制，以保持航天器在所需的轨道上飞行。轨道控制通常包括推力控制、航向控制、轨道调整和姿态调整等方面。推力控制通过调整航天器的推力和姿态来改变轨

《北斗星导航系统》阅读题及答案

《北斗星导航系统》阅读题及答案 （三）实用类文本阅读（本题共3小题，12分） 阅读以下文字，完成7～9题。 材料一： 北斗星导航系统是我国自主发展、独立运行的卫星导航系统，目标是为全球用户提供定位、导航、授时服务。 卫星在太空飞行，太阳与地球是它的航标灯：卫星飞行姿态的建立依赖于对太阳、地球的观测，测量精度越高，卫星飞行姿态就越稳定，提供的导航精度也越高。中国科学院上海技术物理研究所研制的“三只眼”，就是通过观测太阳、地球为导航卫星提供导航。 专家介绍说，“三只眼”就是两个“太阳眼”（模拟太阳敏感器、数字太阳敏感器）、一个“地球眼”（红外地球敏感器）。“太阳眼”测量太阳的位置，“地球眼”测量地球的位置。 安装了“三只眼”的北斗卫星的优异表现与“视力”密切相关。卫星入轨初期用模拟太阳敏感器捕获太阳，再通过数字太阳敏感器和红外地球敏感器共同作用，更加精确地确定卫星的三轴姿态。 科研人员对北斗卫星数字太阳敏感器和红外地球敏感器进行了关键技术攻关。数字太阳敏感器的关键技术突破，实现了关键元件自主可控；红外地球敏感器的关键技术突破后，具有高测量精度、高可靠性、长寿命、不易受太阳等天体对测量的干扰等优点。 卫星与卫星之间的通信——星间链路，是北斗导航系统由区域向全球过渡的关键技术，是提升系统全球服务能力的核心技术手段，也是北斗全球导航卫星系统的重要标识和技术制高点。 中国科研人员提出了自己的北斗全球组网星间链路解决方案，率先采用毫米波技术体制和生产工艺，研制出具有国际领先水平的星间链路产品。这将对北斗导航卫星实现全球组网起到关键作用，极大地促进北斗全球系统的跨域发展。 （摘编自余建斌《自主创新确保北斗系统稳定运行》，《人民日报》2018年6月11日）材料二： 中新社西宁7月3日电在青海省，千百年来牛羊吃草到哪里牧民们就跟到哪里，记者3日从青海省畜牧兽医科学院获悉，目前该省以北斗卫星技术为基础，对草场和牲畜实施动态监控，进行智慧放牧。 传统放牧方式下，操场利用率低，且牧民很难全面、便捷地掌握牧草生长、气象灾害和动物疫情等信息。现在牧民通过北斗手持终端“牧民通”，依据北斗卫星制定的放牧方案以及北斗短报文双向通信功能，便可以实时掌握游牧路线、草场动态、疫病防疫等信息。 据了解，青海省以北斗卫星技术为基础，已建立了天地一体的天然牧草采集和监测系统，应用于高寒草地畜牧业生产，并建立了基于北斗的草地自动监测站和北斗生态畜牧业数据服务平台。 北斗卫星信息技术应用在畜牧业生产中，可以建立融牧草资源利用、家畜动态监测、疫情预警、气象灾害预报等信息于一体的高寒地区特色生态养殖模式。 （摘编自中新网《北斗卫星“试水”青海高原智慧放牧》） 材料三： 12月30日报道中国北斗卫星导航系统发言人在新闻发布会上透露，2020年中国北斗卫星导航产业的产值有望达到4000亿元人民币。 中国自主研制的北斗卫星导航系统于2012年正式开通，时过五年，目前已覆盖200多个国家和地区，最近又与美国全球定位系统(GPS)实现全面信号兼容。 与全球其他三大卫星导航系统（美国的GPS系统、俄罗斯的格洛纳斯系统、欧盟的伽

太阳模拟器中椭球面聚光镜参数的确定

太阳模拟器中椭球面聚光镜参数的确定 吕涛;张景旭;付东辉;陈小云;刘杰 【摘要】椭球面聚光镜是太阳模拟器设备的重要组成部分,其能量收集的效率决定着太阳模拟系统的能量传递效率,而太阳模拟器光学系统中的椭球面聚光镜参数一直没有理论上的设计依据,结合氙灯的发光特性并通过对MATLAB中建立的椭球面聚光镜聚光过程数值分析模型给出了椭球面聚光镜包括第一焦距、最大成像放大倍率、包容角范围及前后开口直径的确定依据,并通过在Lighttools中建立的4种仿真模型验证了理论分析的正确性.第一焦距由光源光中心高确定,最大成像放大倍率由光学积分器相对孔径及椭球镜包容角范围共同确定,椭球镜包容角范围不小于30°～120°,前开直径口由椭球镜的最大孔径角确定,后开口直径由最小孔径角和光源的径向调节量共同确定.该结论给椭球面聚光镜的设计提供了理论支撑,有利于设计完成高能量收集效率的椭球面聚光镜. 【期刊名称】《应用光学》 【年(卷),期】2014(035)001 【总页数】5页(P43-47) 【关键词】太阳模拟器;聚光镜;非球面;椭球面;参数 【作者】吕涛;张景旭;付东辉;陈小云;刘杰 【作者单位】中国科学院长春光学精密机械与物理研究所,吉林长春130033;中国科学院大学,北京100039;中国科学院长春光学精密机械与物理研究所,吉林长春130033;中国科学院长春光学精密机械与物理研究所,吉林长春130033;中国科学

院长春光学精密机械与物理研究所,吉林长春130033;中国科学院长春光学精密机 械与物理研究所,吉林长春130033 【正文语种】中文 【中图分类】TN204;TH741 引言 太阳模拟器是空间环境模拟的重要组成部分，可用于人造卫星的外空间环境热平衡实验、太阳电池的光电转换实验以及太阳电池在阳光辐照下的性能衰减实验等。近年来随着科技的发展，太阳模拟器也被广泛应用于卫星姿态控制的太阳敏感器标定、卫星表面涂层光谱特性测试、遥感技术中地物目标的光谱辐射特性测试和控制农作物光照条件的实验等领域［1-6］。太阳模拟器是以光能量传输为目的的光学仪器，一般由光源、聚光镜、光学积分器和准直物镜组成，光源一般选用具有高亮度、大功率且具有宽范围连续光谱的发光体，目前选用较多的是高压短弧球型氙灯，聚光镜能够将光源发出的能量进行收集，减少能量的散射损耗，光学积分器是一种高质量的匀光元件，能够将聚光镜汇聚后的光能量交错叠加从而在辐照面上获得极高的均匀性，准直物镜将积分器出射的光束准直从而模拟太阳光的准直性。聚光镜设计的优劣直接影响太阳模拟器能量传输的效率，由于氙灯的轴对称性及亮度分布特点，一般选用椭球面聚光镜。椭球面聚光镜是一种反射式聚光系统，能够将位于第一焦点的理想点光源发出的光能量收集并汇聚到第二焦点上，设计合理的椭球面参数可以获得极高的能量利用率，因此在均匀照明系统尤其是太阳模拟系统中常常采用椭球面聚光镜。椭球面聚光镜光学设计中其成像倍率和氙弧峰值亮度点相对于第一焦点的离焦量是重要参数［7］，其中氙弧峰值亮度点相对于第一焦点的离焦量直接影响着辐照面的照度均匀性，一般根据辐照面的实际检测结果在装调过程中进行调

超大视场太阳敏感器图像质心提取算法

超大视场太阳敏感器图像质心提取算法 詹银虎;郑勇;张超;马高峰;骆亚波 【摘要】太阳图像质心提取是利用太阳敏感器进行天文导航的关键技术之一，直 接决定了太阳敏感器的观测精度。针对超大视场太阳敏感器非圆形太阳图像质心提取问题，首先提出像面椭圆拟合算法，较好地解决了椭圆及近似椭圆形太阳图像的质心提取问题，然后进一步提出了球面圆拟合算法。该算法根据相机的投影和畸变模型，将太阳图像的边缘点映射到物方空间，对物方空间的边缘点进行球面圆拟合，从而确定太阳质心位置。在估计球面圆拟合算法的精度时，需要将太阳质心位置映射回像面。理论上，球面圆拟合算法不再需要顾及太阳图像的形状，算法更为严谨。将椭圆拟合算法和球面圆拟合算法应用到实测的太阳图像质心提取中。结果表明，椭圆拟合算法更适合处理半视场角70°～803．°的太阳图像，平均精度约为00．75 pi x el s；球面圆拟合算法更适合处理半视场角大于803．°的太阳图像，平均精度约为00．82 pi x el s。%Sun image centroid algorithm is one of the key technologies of celestial navigation using sun sensors ,which directly determine the precision of the sensors .Due to the limitation of centroid algorithmfor non‐circular sun image of the sun sensor of large field of view,firstly ,the ellipse fitting algorithm is proposed for solving elliptical or sub‐elliptical sun images .Then t he spherical circle fitting algorithm is put forward .Based on the projection model and distortion model of the camera ,the spherical circle fitting algorithm is used to obtain the edge points of the sun in the object space ,and then the centroid of the sun can be determined by fitting the edge points as a spherical circle .In order to estimate the precision of spherical circle fitting algorithm ,the centroid of

姿态控制与轨道控制系统

姿态控制与轨道控制系统 姿态控制 概述 姿态是指卫星相对于空间某参考系的方位或指向，卫星姿态控制是获取并保持卫星在太空定向（即卫星相对于某个参考坐标系的姿态）的技术，包括姿态稳定和姿态控制两个方面。前者要求将卫星上安装的有效载荷对空间的特定目标定向、跟踪或扫描，这种克服外干扰力矩使卫星姿态保持对某参考方位定向；后者是把卫星从一种姿态转变为另一种姿态的再定向过程。其硬件系统包括敏感器、控制器和执行机构三个部分 卫星姿态控制可以分为被动和主动控制两大类，以及介于两者之间的半被动和半主动控制 被动控制利用卫星本事动力学特性（如角动量、惯性矩），或卫 星与环境相互作用产生的外力矩作为控制力矩源。 主动控制利用星上能源（电能或推进剂工质），依靠直接或间接敏感到的姿态信息，按一定的控制律操纵控制力矩器实现姿态控制。 任务分析 本卫星旨在对于钓鱼岛及其附近海域的侦查探测，并将信息汇总传送回地面接收站，三颗卫星先要共同工作，后期又分开观测，对于整体的姿态控制和分开后各个个体的控制都有很高的要求。考虑到卫星形状与对地观测要求，对其采用对地定向三轴稳定的设计方案，以质心轨道坐标系作为其

参考坐标系。为保证空间方位和姿态确定的精度要求，使用多传感器的设计，并通过飞轮三轴姿态控制辅助以喷气推力姿态稳定的手段加速姿态修正速度。姿态控制原理 姿态控制：指对航天器绕质心施加力矩，以保持或按需要改变其 在空间的定向的技术。包括姿态稳定和姿态机动。 姿态稳定：指使姿态保持在指定方向。 姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的再定向过 程。 航天器姿态控制类型包括： 主动控制：星上有主动控制力矩产生机构。主动姿态控制首先需 要获得航天器当前的姿态。 被动控制：利用环境力矩产生控制力矩。 姿态获得包括两个过程： 姿态测量：利用姿态敏感器获取含有姿态信息的物理量。 姿态确定：对姿态测量得到的物理量进行数据处理，获得姿态数 据。 姿态控制系统包括姿态敏感器和执行机构。 姿态敏感器：测量星体相对于某一基准方位的姿态信息。 姿态敏感器分类(按照基准方位分类)： (1) 以地球为基准方位：红外地平仪、地球反照敏感器 (2) 以天体为基准方位：太阳敏感器、星敏感器 (3) 以惯性空间为基准方位：陀螺仪等惯性器件

2021年部编人教版三年级语文上册理解阅读带答案

2021年部编人教版三年级语文上册理解阅读带答案 一、阅读下文，回答问题。 小院的景色 小院的西面是花圃，一年四季花开不断，唱主角的是紫色的月季和各色玫瑰。北面有个挺大的葡萄架。夏天，孩子们在葡萄架下乘凉、下棋，大人们在这里看报、休息。一只只蝴蝶上下飞舞，显得非常热闹。到了秋天，一大串一大串的葡萄挂在葡萄架上，不时发出醉人的香味。院子的东面种着几棵高大的白杨，它们像巨人一样守卫着小院。院子南面是一片碧绿的小菜园。地里种着黄瓜（）茄子（）西红柿（）还种着绿油油的青菜（）一眼看去，个个漂漂亮亮，惹人喜爱。 1．填空。 这段话是按________顺序写的。先写小院西面是________，北面有个 ___________，院子东面种着____________，南面是__________。其中写得最多、最详细的是___________，这段话中的第_____句到第_____句，都是写这里的景色的。 2．读句子，想想带点词的意思，给合适的说法打“√”。 一大串一大串的葡萄挂在葡萄架上，不时发出醉人的香味。 这句话写了： ①葡萄长得多，有时香味会使人像喝醉酒一样糊里糊涂。（） ②葡萄不但长得多，而且香味使人陶醉。（） ③葡萄成熟了，很可爱。（）3．写出下面词语的反义词 高大——（____）热闹——（____） 4．照样子写词语。 绿油油___________ ____________ 漂漂亮亮 __________ ___________ 5．用“”画出打比方的句子。 6．给文中（）的地方加上标点。 7．文中的“青菜黄瓜茄子西红柿”同属于（_____）类。

二、轻松阅读大闯关 “玉兔”自述 大家好，我是“玉兔”号月球车。听说大家对我有很多疑问，今天我就来解答好啦。 问题一：你是不是只“胖兔子"？ 我有1．1米高、1．5米长、1米宽，体重嘛，是140公斤。（）看起来分量不轻，（）我并不是一只“胖兔子”，为了节约燃料，也为了轻柔着陆，我身上没有一丝“赘肉”。虽然是只兔子，但我有一对漂亮的翅膀。不过这对翅膀不是用来飞的，而是获取和保存太阳能的帆板。我的脑袋上还有一个定向天线和几个太阳敏感器。跟其他兔子不同，我有六只“脚”——六只小小的轮子；我还有四只张望月球的眼睛：一对导航相机，一对全景相机。 问题二：？ 虽然名字里有一个“兔”字，但我却没有能耐跑得像兔子一样快。很惭愧，我的移动速度基本上是“龟速”，每小时平均走200米。不管去哪儿，我都得分几步才能到达。走之前要看路、选路，可是导航相机只有在10米的范围内才能看得准，所以我每一步最远也只能走10米。 好了，我要工作了，今天就先回答你们两个问题吧，下次我们再聊哦！ 注：“玉兔号”是我国2013年发射到月球的一辆月球车，负责采集月球标本，监测月球情况。 1．下面三组关联词，哪一组填到文中括号处最合适？（） A．即使……也……B．虽然……但……C．因为……所以……2．根据“玉兔”的自述填空。 “我”跟其他的兔子不同，“我”身上有____，但不是用来飞的，而是 ______。一般的兔子有两只眼睛，但“我”有四只眼睛。一对是_____，另一对是________。 3．“玉兔”说它的移动速度基本上是“龟速”，意思是说它移动得非常 _____。 4．“玉兔”为什么一步最远只能走10米？

航天器制导与控制课后题答案(西电)

航天器制导与控制课后题答案(西电) 1.3 航天器的基本系统组成及各部分作用？ 航天器基本系统一般分为有效载荷和保障系统两大类。有效载荷:用于直接完成特定的航天飞行任务的部件、仪器或分系统。保障系统:用于保障航天器从火箭起飞到工作寿命终止, 星上所有分系统的正 常工作。 1.4 航天器轨道和姿态控制的概念、内容和相互关系各是什么? 概念：轨道控制：对航天器的质心施以外力, 以有目的地改变其运动轨迹的技术; 姿态控制：对航天器绕质心施加力矩, 以保持或按需要改变其在空间的定向的技术。内容：轨道控制包括轨道确定和轨道控制两方面的内容。轨道确定的任务是研究如何确定航天器的位置和速度, 有时也称为空间导航, 简称导航; 轨道控制是根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标, 对质心施以控制力, 以改变其运动轨迹的技术, 有时也称为制导。姿态控制包括姿态确定和姿态控制两方面内容。姿态确定是研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法。姿态控制是航天器在规定或预先确定的方向( 可称为参考方向)上定向的过程, 它包括姿态稳定和姿态机动。姿态稳定是指使姿态保持在指定方向, 而姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的 再定向过程。关系：轨道控制与姿态控制密切相关。为实现轨道控制, 航天器姿态必须符合要求。也就是说, 当需要对航天器进行轨道控制时, 同时也要求进行姿态控制。在某些具体情况或某些飞行过程中,

可以把姿态控制和轨道控制分开来考虑。某些应用任务对航天器的轨道没有严格要求, 而对航天器的姿态却有要求。 1.5 阐述姿态稳定的各种方式, 比较其异同。 姿态稳定是保持已有姿态的控制, 航天器姿态稳定方式按航天 器姿态运动的形式可大致分为两类。自旋稳定:卫星等航天器绕其一轴(自旋轴) 旋转, 依靠旋转动量矩保持自旋轴在惯性空间的指向。自旋稳定常辅以主动姿态控制, 来修正自旋轴指向误差。三轴稳定: 依靠主动姿态控制或利用环境力矩, 保持航天器本体三条正交轴线在 某一参考空间的方向。 1.6主动控制与被动控制的主要区别是什么? 画出星—地大回路控制的结构图。 主动控制与被动控制的主要区别是航天器的控制力和力矩的来 源不同。被动控制: 其控制力或力矩由空间环境和航天器动力学特性提供, 不需要消耗星上能源。例如利用气动力或力矩、太阳辐射压力、重力梯度力矩，磁力矩等实现轨道或姿态的被动控制, 而不消耗工质或电能。主动控制: 包括测量航天器的姿态和轨道, 处理测量数据, 按照一定的控制规律产生控制指令, 并执行指令产生对航天器的控 制力或力矩。需要消耗电能或工质等星上能源, 由星载或地面设备组成闭环系统来实现。 2.1 利用牛顿万有引力定律推导、分析航天器受N 体引力时的运动方程, 并阐述简化为二体相对运动的合理性。 （1）解：牛顿万有引力定律：??r Fg??GMm

空间辐射环境诱发航天器故障或异常分析

空间辐射环境诱发航天器故障或异常分析 薛玉雄;杨生胜;把得东;安恒;柳青;石红;曹洲 【摘要】空间辐射环境是诱发航天器系统故障或异常的主要因素之一.调研收集了国外航天器在轨的故障信息,总结分析了航天器所出现的各种故障、分析经验和对策,提出了我国航天器的在轨运行的一些具体建议,促进空间环境研究与在轨运行管理的紧密结合,提高空间环境引起航天器在轨异常的原因分析与判断的水平.%It is main reason that spacecraft system failures and anomalies attributed to the space radiation environment. Many case histories of spacecraft failures and anomalies documented from 1972 through 1997 attributed to the natural space radiation environment. And it provides an overview of seven major areas of spacecraft system failures and anomalies, effects on various spacecraft subsystems, related analysis methods and countermeasures. There are several related projects to on-orbit spacecraft management. The primary focus is to present more than better understanding of the space environment and its effects will enable spacecraft designers and managers to more effectively minimize program risks and costs, optimize design quality, and achieve mission objectives. 【期刊名称】《真空与低温》 【年(卷),期】2012(018)002 【总页数】8页(P63-70) 【关键词】航天器;空间辐射环境;辐射效应;航天器故障和异常