面向微小卫星的星敏感器研究
面向微小卫星的星敏感器研究
李赓;王昊;金仲和;王本冬
【摘要】A new design of star tracker(ST)is proposed.The STisbased on the using of commercial devices,to matchMicro-satellites' compact size.The STconsists of an industrial lens,a DSP processor,a low power CPLD and a grayscale CMOS sensor.To improve the measurement accuracy,theimaging model of the STis analyzed,andthe optical parameters are compensated by in-field star calibration.The algorithm of star photoprocessing is also analyzed,anda median filter is applied to reduce the effect ofimpulse noise during star point extracting.A ST prototype is tested with field experimentsbased on the earth's rotation and constellation tracking,the results show that the prototype's RMSE(Root Mean Square Error)of Euler angleis 30″.The prototype,whi chis in compact size and low power consumption,can be exactly applied to Micro-satellites.%研制了一款新型面向微小卫星的星敏感器,采用商用器件构成以满足微小卫星对小型化的要求.星敏感器由工业镜头、DSP、低功耗CPLD和灰度型CMOS图像传感器组成.为进一步提高测量精度以满足卫星的需求,针对星敏感器的成像模型进行了分析,并用恒星校准的方式补偿了光学参数;对恒星处理算法进行了分析,在图像处理环节特别地采用了中值滤波技术,解决了孤立脉冲噪声对星点提取的影响.基于地球自转的星座跟踪实验表明,所研制的星敏感器样机欧拉角回归标准差为30″,已可实际应用于微小卫星平台.
【期刊名称】《传感技术学报》
【年(卷),期】2017(030)008
【总页数】7页(P1145-1151)
【关键词】星敏感器;微小卫星;姿态确定
【作者】李赓;王昊;金仲和;王本冬
【作者单位】浙江大学航空航天学院,杭州 310027;浙江大学航空航天学院,杭州310027;浙江大学航空航天学院,杭州 310027;浙江大学航空航天学院,杭州310027
【正文语种】中文
【中图分类】V448.222
微小卫星逐渐开始在各个行业展开应用,承担起大卫星的任务,其巨大的应用价值和
潜力被航天业极为重视。微小卫星追求更小的体积,更轻的重量,以便缩减研制成本、减少发射周期。相比过去大卫星,微小卫星采用商用器件,成本优势较为突出,一般可减少一到两个数量级的预算开销。然而,许多卫星任务必须建立在姿态稳定的前提下,典型微小卫星ZDPS-2[1]3σ姿态控制精度为5°,其精度受限于太阳敏感器[2]和磁强计的误差,且缺少大卫星中普遍采用的高精度星敏感器。然而从整体行业来看,
目前鲜有微小卫星可以满足高分辨率成像和高带宽通信等这类对姿态精度要求较高的任务[3-4]。微小卫星未来要应用到更多空间任务,以微型化星敏感器提高姿态测量精度是必然趋势[5]。
星敏感器作为航天器、飞行器、船舶等载体姿态确定和方位导航的重要视觉测量仪器,在所有已知姿态确定仪器中具有最高的角秒级(1/3 600°)精度。虽然星敏感器发展至今越来越成熟,被成功应用至各类宇航任务,但是大多数配置于大型卫星。微小
卫星对星敏感器的电压、功耗、体积和重量要求都比较严苛。目前美国洛克希德马丁公司研制的星敏感器AST-301[6]具有业界最高的测量精度,X/Y轴精度0.18″,Z
轴精度5.1″,但是质量高达7.1 kg。此外,以SED36、HYDRA[7]为典型代表的星敏感器指标都与微小卫星要求的相去甚远。
为此浙江大学自主研制了一款面向微小卫星的星敏感器硬件平台[8],然而其实际测
量精度与预期相差甚远。本研究在该平台基础上重点解决了微型化过程中面临的两个关键问题:基于模型分析了误差来源并实现了补偿;设计了外场测试实验并进行了
精度验证。
相比已有的大型星敏感器,微小卫星可用的资源有限。浙江大学自主研制的星敏感
器采用了商用化机器视觉镜头、图像传感器和处理电路,确保在体积、功耗降低前
提下,同样拥有高速的运算能力,实现复杂算法和软件,样机实物如图1所示,结构如
图2所示。该星敏感器样机重量150 g,总功耗1.6 W,体积97 mm×73 mm×50 mm,理论单星最优测量精度为4″(X/Y)/25″(Z),其系统框图示于图2。
然而样机的实测精度无法达到实用标准,为此本研究从系统结构分析出发,通过建模
补偿的方式提高样机的测量精度。
星敏感器采用的是通用的商业部件模块化结构,下面首先分别对各个组成模块进行
简要说明。
1.1 成像系统
样机采用的商用化工业机器视觉镜头如图3所示,有效缩减了传统星敏感器花在光
学部件的体积和成本。相机安装遵守C型标准法兰距(Flange Back Focal Length)保证镜头对焦面与CMOS工艺面高度重合,解决未补偿下过大的几何工装误差问题。与光学部分配套的CMOS图像传感器采用商用化ON Semiconductor系列,从像
元尺寸、填充率以及感光度上解决了星敏感器在体积、功耗和探测能力、探测精度的矛盾关系。整体成像系统的关键参数如表1所示。
1.2 电路结构
星敏感器的架构如图2所示。系统以低功耗、速度较快的TI系列DSP作为主处理器,结合功耗较低的可编程器件CPLD、CMOS图像传感器,共同构成适用于微小卫星的电路与系统。
DSP负责图像处理、恒星识别以及姿态计算。CPLD采用XilinxCoolRunnerII系列,功耗比FPGA低一到两个数量级,系统结构精简,负责辅助驱动CMOS以及控制图像流。
星敏感器单帧图像数据流始于DSP的拍照信号,CPLD内设计的状态机负责驱动CMOS的成像和SRAM的存储调度。而DSP内部的EMIF(External Memory Interface)通过CPLD采集SRAM数据,然后进行后续的软件处理。
星敏感器的误差来源于成像系统、软件算法两大模块。
2.1 成像系统模型及误差分析
星敏感器在采用微型化方案时,除了需要验证光电探测系统在物理器件上满足恒星探测概率阈值,还应对其模型进行分析和校准以确定探测精度。成像系统的误差来自于恒星位置、成像模型和姿态因子。
2.1.1 成像系统模型
星敏感器的姿态确定、方位导航的实现依据是:恒星较长一段时间都会静止在天球惯性坐标系中。因此本研究不考虑由于恒星位置带来的误差影响。采用公元2000年作为时间基准,图4、图5分别表示了从天球惯性坐标系和相机坐标系两个角度观测相同恒星的坐标图。
在不同正交坐标系中两颗星均具有相同的几何观测夹角,但带有一定的测量误差,这是星敏感器方位和姿态测量的关键精度影响因素。这种角度使用矢量内积衡量,称为恒星角距:
式中:d为角距,δ为恒星角距对应的夹角。角距是星敏感器的核心测量值,直接影响
到星图识别算法和姿态解算两个关键步骤。
星敏感器并不直接测量矢量方位,而是参照模型从图像坐标点还原出天体在坐标系
下的矢量。按式(1)描述,i,j两星的角距表示为dij。对于任意一颗星,其矢量由图像
平面位置转换到本体矢量的方式为:
式中:(xi,yi)为恒星x、y方向测量点,(x0,y0)为相机x、y方向原点,f为归一化像方焦距(像素单位)。由于星敏感器并不直接对公式的结果进行观测,因此星敏感器必须对星敏感器相机模型参数做校准。
2.1.2 成像模型校准
为了提高星敏感器的测量精度,本文结合无维度识别算法[9]和恒星再校准方法[10],解决星敏感器的校准问题,并重新估算出相机关键的像方焦距f和图像中心位置
(x0,y0)。
恒星再校准方法以f和(x0,y0)作为可变待估参量,利用恒星角距作为测量值。对于
m颗样本恒星,判据使用角距测量方差:
式中:ui为星表内的恒星位置矢量,vi为样本(xi,yi)代入公式所得的观测矢量。校准
过程中,通过最优估计方法改变x0、y0、f 3个自变量令E达到最小。这种方法本
质上融合了所有样本点的数据,通过平均加权得到需要估计的x0、y0、f 3个自变量。
这种判据对焦距f效果显著,如图6所示,此时假设(x0,y0)无误差。然而在验证图像中心原点时效果并不突出。以图7为例,该图是恒星实测样本分析出的(x0,y0)对应
的误差性能曲面,此时假定f无误差,坐标Z轴对应角距测量方差。样本所标中心点
位置(x0,y0)为(459.33,659.04),归一化焦距f为5 075.7,折合原始焦距为34.0 mm。从该图可发现其领域内可收敛,但是高低梯度势差不足。首先造成恒星间角距对图
像中心原点的平移并不特别敏感。此外使得最优化算法容易震荡于最低点附近。尽管如此,使用恒星校准相比地面标定仍然在测试成本、验证周期和校准真实性上具
有较大的优势。
2.1.3 成像模型误差分析
视觉测量一般以点矢量作为基本的测量元素,矢量存在两个变化方向。因此星敏感器需要分析两种角度分辨精度:径向分辨率、切向分辨率。
①径向分辨率
为分析径向分辨率,令公式在平面上投影的径向偏移用另一种方法表示:
本质上公式反映了矢量与相机本体Z轴的夹角θ。假设星敏感器的定位精度以圆形范围做波动,并以偏导衡量Z轴角度θ对图像径向移动r的敏感度:
假定质心定位精度为1/10级亚像素,由公式可知。当r→0,代入归一化焦距f,径向角度敏感度约为1/f=40″每像素,则质心定位精度造成的单点矢量角度误差在4″。当像素处于图像边缘位置r→512时,则敏感度约为39″每像素。因此全画幅内敏感度无较大变化。
此外影响径向角度精度的参数还有焦距,焦距并不影响分辨率,而是直接影响了测量的模型偏差,对公式求角度θ对焦距f的变化率:
在图像边缘处焦距f如果产生1‰估计偏差,代入上一节估计的焦距参数,以及
r→512,可知因为1‰焦距误差带来的角度估计误差可达20.6″。由图6可知,误差性能最低点至其2倍误差的横截距,也就是焦距容限,恰好为1‰的焦距值。
②切向分辨率
其次,星敏感器存在切向角度分辨率。对公式的平面特性做分析,其切向移动l对应切向转动角表示为:
假定此时质心定位精度与径向时相同。当r→0,φ无法分辨因为切向移动l所造成的误差。当r→512时,质心定位造成的误差为40″;当像素处于图像角落r→820,得到最优误差25″。因此切向角度敏感度在不同的径向位置有较大变化,相对径向敏感度要低,成为星敏感器主要测量误差问题。
为了解决主要误差来源的切向角度误差,应尽量选取图像较靠近边缘的星体。然而镜头在角度较大情况下会呈现出畸变性。因此星敏感器实际选取星体时优先选取视场中圈的星体解算切向角度(Z轴姿态角度)。
2.2 星点误差分析
星敏感器中,对精度造成影响的主要软件来源是星点提取算法,但是本质上还是受到成像器的光电探测转换性能影响。星点探测的位置准确性以及可能性是星敏感器计算时的关键。该环节主要解决的是星点如何被提取为质点位置。星点的提取采用了带阈值的质心加权法,其中阈值使用如下公式:
式中:Tc为阈值用于分离背景噪声;Tv为稍小于Tc的校准值,可使像素点更多的连通域得到更大的权值,用于亮度排序。改变Tc和Tv将得到更符合实际的权重值。将公式的结果代入标准加权算法得到x,y方向的质心点:
带阈值的质心算法精度较高,可有效还原出星点位置,同时用加权综合反映出恒星亮度等级。目前普遍使用的质心加权算法一般能取得优于1/10级亚像素精度[11]。由于星点成像领域较小,公式的阈值化环节容易被图像“盐”噪声等图像孤立点干扰,现象如图8所示。如果采用传统的星点提取和星图识别算法,将造成星点定位误差较大或者星点无法提取。
为此,在采用现有的星点提取、星图识别和姿态算法的情况下,在星点提取环节前增加中值滤波算法而非高斯滤波,并对此展开了研究。结果显示,该方法可以滤除图像中各种孤立的奇异点对星点提取的影响,同时加强星图识别的稳定性和正确性,避免冗余的无效质点信息带来高计算负荷。下面将对此展开分析。
中值滤波采用的是领域内像素排序后取中值的方法,因此如果某个点量化灰度是孤立的,就会被直接滤除。使用3×3模板进行中值滤波迭代5次后,星点提取效果如图9所示。因此显然相比于直接使用高斯滤波,中值滤波对于图像实际可能遇见的“盐”噪声等问题得到一定程度的处理。
虽然中值滤波在上述过程中增强了星图识别的稳定性,但是带来的代价是影响了星点的质心定位精度。为了确定中值滤波迭代过程中各项指标的变化,本文对图8中编号为SAO132444的恒星进行了分析。
图10显示了质心定位随着中值滤波迭代的实际变化过程。中值滤波在执行2次时就可消除大部分的“盐”噪声点,同时并不太大影响精度性能;迭代至6次以后所有星点几乎不再变动,这是由于中值滤波迭代最终会收敛于其根序列。从分析图可以发现,星点质心在迭代过程中不超过0.1个像素点。
姿态解算的集平均RMS如图11所示。在2次中值滤波迭代后姿态精度得到一定程度的提升;6次以后RMS基本达到收敛。
外场实验是星敏感器精度的直接研究方式,相比较仿真星图实验,其主要目的是验证星敏感器的恒星探测和恒星识别两大研究内容。
3.1 实验设计
星敏感器的外场实验设定于北纬30°17′37.14″、东经120°9′41.12″,时间为当地时刻24时,探测目标为猎户座星群。
姿态精度确定实验方式为固定星敏感器,令其随地球自转,如图12所示。实验设计的实物图如图13所示。由于地球呈惯性旋转,且惯性章动角较小,每次采样时记录下时间标记,可获取经过时间t后的精确参考转动角ψ:
该方法相对于地面转动实验,不仅无需考虑外部模拟转动仪器的机械精度特性[12],在转动真实性上具有真实的参考意义,可检验星敏感器对恒星的捕捉能力。同时在此实验基础上验证了恒星识别算法和姿态解算精度。
3.2 恒星识别算法验证
星敏感器在未得到先验信息的情况下,恒星识别算法是其自主工作的第1步。图14展示了一张星敏感器观测图像样本,假设此时相机焦距等信息未知,使用无需相机信息的无维度算法初次识别恒星。该算法对样本图片识别后的结果信息列于表2,进
而可知恒星的星表信息,按照公式确定出相机的参数信息用于后续矢量还原。
由于星敏感器实际工作时并不采用无维度识别算法而是基于角距的算法。因此首先利用上一步表2的识别信息,将恒星测量矢量与星表参考矢量代入公式,确定出模型内使用的相机参数。
星敏感器在目前两类恒星识别算法选取过程中[13],采取了基于拓扑遍历的Pyramid算法[14]。实际算法在使用第四颗星锁定基础三角形P0后,继续选取未识别星体qm与该组合的恒星逐一进行角距配对,直到识别出足够的星体才退出当次流程。该算法最理想可识别出视场内所有恒星,极大增强姿态计算的精度。为提高运算速度,算法在识别出5颗恒星时结束。星组拓扑P对星体qm扩展过程可由如下代数表示:
然后使用公式所采用的方法可成功对样本图14进行恒星识别。在识别过程中,公式对于星间匹配的关键判据是星间角距误差,此处使用如下矩阵表示:
角距误差矩阵E的(i,j)元素对应了星i和星j角距对比星表计算的矢量空间误差,并列于表3,该表体现不同星间组合件的误差,如果某一颗星定位误差较大,其所在的行或列误差会普遍较大。而表内的星间角距误差在算法中足以完成匹配。
3.3 姿态精度验证
姿态解算是恒星识别后的最后一环步骤。为了验证姿态测量的精度,首先完成了猎户座的跟踪实验。姿态解算方面,目前广泛采用TRAID、QUEST算法,而星敏感器采用精度较高的SVD(Singular Value Decomposition)姿态解算法[15],可以简化大量的矩阵求逆运算,同时利用SVD的降维减少冗余维度的计算。
按照基于地球自转的实验方案,设当前时刻,星敏感器采集第k组样本,解算得到
J2000天球系姿态矩阵Ck,初始时刻姿态矩阵为C1,则姿态转动矩阵Bk为:
由于星敏感器随地球绕轴惯性旋转,矩阵Bk其本质上即为欧拉转动角:
实验在经过一段时间的采样后,得到一系列Ф与ψ角度对比,回归与误差图如图15
所示,其样本点的RMSE为30″(0.008 3°)。
上述姿态测量误差接近于公式切向Z轴角度误差理论值。实际上,问题还来源于恒星间角距存在较大的误差,即星表未对恒星自主运动视差做更新。故星敏感器的恒星方位探测精度仍要高于该值。
星敏感器系统平台具有成像性能优秀、重量轻、体积小的优点,参数总览如表4所示。星敏感器小型化方案和关键技术得到验证,包括选择的镜头、成像器和基本算法流程。目前精度性能主要受制于星点测量精度以及星表自行处理。
外场实验中,随地球自转的星座跟踪姿态测试表明其欧拉角回归RMSE为30″,这一精度将大幅提高微小卫星的姿态测量能力。本研究中的星敏感器将在ZDPS-3卫星上进行空间验证。
李赓(1991-),男,浙江大学微小卫星研究中心,硕士研究生,研究方向为卫星姿态确定与控制系统,*************.cn;
王昊(1974-),男,浙江大学微小卫星研究中心,副教授,研究方向为卫星姿态控制、MEMS惯性器件、信号处理,*************.cn。
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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。
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星敏感器基本原理及研究现状与发展趋势 0 引言 星敏感器是以恒星为参照系，以星空为工作对象的高精度空间姿态测量装置，通过探测天球上不同位置的恒星并进行解算，为卫星、洲际战略导弹、宇航飞船等航空航天飞行器提供准确的空间方位和基准，并且与惯性陀螺一样都具有自主导航能力，具有重要的应用价值。 星敏感器的研究发展与应用已历经半个多世纪，随着新材料，新器件的出现和工艺技术的进步，精度提高，功耗减小，成本降低，应用领域日益广泛的新型星敏感器不断推出。因此，及时收集整理分析比较国外星敏感器的信息，有利于国内有关姿态测量控制技术的发展。 1 星敏感器研究现状 1.1 应用于卫星等空间飞行器的星敏感器 星敏感器空间适用性好，且成本较高，因此传统上多用于卫星等空间飞行器的定姿。 1.1.1 基于CCD图像传感器的星敏感器 电荷耦合器件(CCD)体积小，重量轻，功耗低，耐冲击，可靠性高，像元尺寸及位置固定，对磁场不敏感，适合空间应用需要，自70年代中期美国率先研发出基于CCD的星敏感器后，一直作为主流的图像传感器应用于星敏感器。 （1）德国Jena-Optronik 的ASTRO 系列 该公司的第一款星敏感器是ASTRO 1，1984 年研制，1989年应用于MIR(和平)空间站上。其后的ASTRO 5是全自主星敏感器，重量轻、功耗小、价格便宜，但横滚轴精度较差，需要两枚同时工作以提高精度。ASTRO 10 为分体式结构，电子模块与光敏模块分离，主要应用于近地轨道的各类卫星(SAR-Lupe，TerraSAR，DARPA’s Orbital Express,我国的HJ-1 与FY-3等)。ASTRO 10 集高精度低功耗低重量低成本等优点于一身，是全自主式星敏感器。主要特点是：内置星表，无须先验知识定姿，遮光罩的遮光角可以自定。自主温控或者由飞行器控制。电子模块和敏感器头部相互独立，依靠电缆连接，便于在飞行器上的安装与调整。电子接口可选。可靠性高，在轨寿命长，抗辐射性能好。ASTRO 15 (图1)是Jena-Optronik目前最先进的自主式星敏感器，具有高度的可靠性、耐用性和广泛的适用性。被波音公司选定为Boeing 702 platform卫星的标准配置。同ASTRO 10相比，ASTRO 15 尺寸重量增大，视场基本不变，观星能力增强，单星精度提高，定姿时间缩短。 图1ASTRO 15 星敏感器
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探测小行星最简单方法 小行星是太阳系中的小天体，它们经常围绕着太阳运动，有些小行星在太阳系中的轨道非常接近地球，因此成为科学家研究的重要对象。了解小行星的形态、运动轨迹、成分和构成等信息，对于了解太阳系的起源和演化历史、探索宇宙、防御地球免受小行星撞击等方面都有重要的意义。本文将介绍探测小行星最简单的方法。 一、光学望远镜观测 光学望远镜是最常用的探测小行星的工具，其中最重要的是大型望远镜和天文台。这些设备可以采集和记录小行星的光学信息，包括： 1、小行星的位置和轨道：望远镜可以跟踪小行星在太空中的运动，记录其位置和轨道，这是研究小行星运动规律以及制定拦截方案的关键信息。 2、小行星的亮度和颜色：小行星的亮度和颜色也包含了其成分和构成的信息，望远镜可以记录小行星的光谱和光度曲线，让科学家从中探索它们的结构和特征。 3、小行星的形状和表面特征：通过观测小行星的反光率和明暗度等信息，可以推断出小行星表面的特征，比如凸起和陷落、坑洞和沟壑等。 此外，观测小行星还需要一些特殊的技术，比如： 1、光度学：通过连续拍摄小行星的图像，并记录其亮度变化的规律，来识别它们的旋转周期和自转轴的方向。 2、星敏感器：观测小行星需要控制望远镜的指向，而星敏感器可以检测望远镜的位置和姿态，并进行自动调整。 3、高速图像处理：由于小行星的运动速度非常快，需要使用高速图像处理算法，快速捕捉和记录它们的轨迹和光学特征。 二、雷达测距 雷达是利用电波和接收信号的时间差来测量距离的一种技术。对于小行星而言，雷达和光学观测一样，也是广泛应用的方法之一。雷达可以通过测量小行星反射回来的电波的时间差，精确测量其距离。与光学观测相比，雷达具有以下优点： 1、不受日晕和云层干扰：光学观测受到地球自转和日照的影响，而雷达可以独立工作，避免因自然条件的影响导致数据丢失。 2、不受小行星旋转干扰：雷达可以通过发射连续的信号，测量小行星反射回来的电波的延迟时间来计算距离，避免小行星自转带来的干扰。
面向微小卫星的星敏感器研究
面向微小卫星的星敏感器研究 李赓;王昊;金仲和;王本冬 【摘要】A new design of star tracker(ST)is proposed.The STisbased on the using of commercial devices,to matchMicro-satellites' compact size.The STconsists of an industrial lens,a DSP processor,a low power CPLD and a grayscale CMOS sensor.To improve the measurement accuracy,theimaging model of the STis analyzed,andthe optical parameters are compensated by in-field star calibration.The algorithm of star photoprocessing is also analyzed,anda median filter is applied to reduce the effect ofimpulse noise during star point extracting.A ST prototype is tested with field experimentsbased on the earth's rotation and constellation tracking,the results show that the prototype's RMSE(Root Mean Square Error)of Euler angleis 30″.The prototype,whi chis in compact size and low power consumption,can be exactly applied to Micro-satellites.%研制了一款新型面向微小卫星的星敏感器,采用商用器件构成以满足微小卫星对小型化的要求.星敏感器由工业镜头、DSP、低功耗CPLD和灰度型CMOS图像传感器组成.为进一步提高测量精度以满足卫星的需求,针对星敏感器的成像模型进行了分析,并用恒星校准的方式补偿了光学参数;对恒星处理算法进行了分析,在图像处理环节特别地采用了中值滤波技术,解决了孤立脉冲噪声对星点提取的影响.基于地球自转的星座跟踪实验表明,所研制的星敏感器样机欧拉角回归标准差为30″,已可实际应用于微小卫星平台. 【期刊名称】《传感技术学报》
星敏感器抗杂光背景滤波图像处理方法研究
星敏感器抗杂光背景滤波图像处理方法研究 余路伟;毛晓楠;金荷;胡雄超;吴永康 【摘要】为提高星敏感器抗杂光干扰性能,提出了一种称为背景滤波的全帧型星图处理算法.根据星点和背景不同特征,对背景估计法进行了改进:设定模板尺寸为7 ×7像素,用模板边缘像素的均值作为中心点的背景估值;将目标点本身引入背景估计,增加目标点权重以抑制背景的残留;设定一较小的固定阈值以分割星点与虚警点,并采用单双点去噪.给出了适宜FPGA并行处理的算法流程.对不同噪声水平下受杂光干扰的星图的处理结果表明:与分块阈值法和高通滤波法相比,背景滤波算法的抗杂光能力更强,虚警率低,星点提取率高,运算简单,便于FPGA实现,有无杂光干扰时的适应性好. 【期刊名称】《上海航天》 【年(卷),期】2016(033)004 【总页数】6页(P26-31) 【关键词】星敏感器;星点提取;抗杂光;图像处理;背景滤波;背景估计;掩模;虚警率【作者】余路伟;毛晓楠;金荷;胡雄超;吴永康 【作者单位】中国航天科技集团公司红外探测技术研发中心,上海201109;上海航天控制技术研究所,上海201109;中国航天科技集团公司红外探测技术研发中心,上海201109;上海航天控制技术研究所,上海201109;中国航天科技集团公司红外探测技术研发中心,上海201109;上海航天控制技术研究所,上海201109;中国航天科技集团公司红外探测技术研发中心,上海201109;上海航天控制技术研究所,上海
201109;中国航天科技集团公司红外探测技术研发中心,上海201109;上海航天控 制技术研究所,上海201109 【正文语种】中文 【中图分类】V448.2;TP391.41 星敏感器(简称星敏)具高精度、高可靠和长寿命特点，已成为卫星平台姿轨控系统的核心测量部件，在空间飞行任务中具有十分重要的作用[1]。作为光学敏感器， 抗杂光干扰成为影响星敏性能的一个重要因素[2]。在轨时，星敏受月光、地气光、太阳光和星体反射光四种杂光干扰。杂光干扰下，星敏成像将受到污染，原起伏均匀的背景将会呈现大幅度变化，灰度值也将整体抬高。这种不均衡的背景会严重影响分割阈值选取，造成虚警率急剧上升，星点提取率迅速下降，最终或导致星跟踪丢失，星敏姿态数据无效。抗杂光时，除从遮光罩、探测电路抗光晕等硬件入手外，软件图像处理有多帧跟踪检测的局部方法和单帧星图的整幅处理方法两种[3-7]。 多帧跟踪检测的局部方法可巧妙地规避杂光干扰，只关注波门内星点与背景的分割，但此类方法较复杂，需要多帧间星点目标的严格配准，以及较多缓存，而且一旦跟踪丢失，星敏只能进入全天捕获状态，此时只能采用单帧图像整幅处理的方法。基于单帧处理的传统阈值分割法存在局部适应性差、弱星提取能力不足等问题，导致其无法在杂光干扰下使用[1]。 为应对单帧图像的杂光干扰，背景估计是一种常见的全局处理途径。背景估计的要点是：图像上任一像素的背景值均可由其周围像素值线性或非线性表示，将每个像素点的灰度值与相应背景估值作差得到残差图像，残差图像能表征原始图像的对比度，在此基础上再进行图像分割则易求得最优阈值。背景估计的关键是背景估计掩模(又称图像卷积核)的设计，不同的掩模对应不同的背景估计方法。文献[7]在改进最大值背景预测的基础上，增加多级梯度检测，提取效果较好，但该算法计算复杂、
恒星敏感器的原理作用
恒星敏感器的原理作用 恒星敏感器(Star Tracker)又称为星跟踪器，是一种以恒星为参考源的姿态测量设备。因为恒星看起来极小，通常以毫秒或者角秒作为单位，最大值也仅为0.05角秒，因此星敏感器提供的姿态数据信息一般为角秒量级，是目前精密度最高且随时间产生的误差最小的航天器定姿工具。因具备自主性好、被动测量隐蔽性好、抗电磁干扰能力强、定姿定向精度高、误差不随时间累积等优势，而成为卫星、导弹、舰船和飞机等平台姿轨控系统不可缺少的姿态测量设备之一。 星敏的工作原理： 星敏感器是集光学、机械、电子等技术于一体的姿态测量仪器，其本身是一项非常复杂的系统工程。如图下所示，星敏感器主要由遮光罩、光学镜头、图像传感器、成像电路、图像处理电路、电源和数据接口以及机壳组成，下面分别对各组成部分的功能进行简要介绍： (1)遮光罩：消除杂散光，避免其对星敏感器的成像质量造成影响； (2)光学镜头：将恒星星光映射到图像传感器的靶面上； (3)图像传感器：实现光信号到电信号的转换； (4)成像电路：实现图像传感器的成像驱动和时序控制；
(5)图像处理电路：实现星敏感器图像和数据的处理； (6)电源和数据接口：实现星敏感器的稳定供电和数据通讯。 星敏感器从工作原理上主要分为成像系统和图像处理系统两部分。星敏感器首先利用光学镜头和图像传感器对恒星成像，经过星点提取和质心定位得到星点在图像传感器靶面上的位置和亮度信息，然后通过星图识别获得星点在星表中对应的恒星，最后根据识别结果通过姿态解算得到星敏感器的三轴姿态，为载体控制系统提供姿态数据以实现载体的导航，其原理框图如下图所示。
北京天银星际科技有限责任公司由天银机电和清华大学团队持股构建，是一家专注于星敏感器研发的企业。其核心技术来自于清华大学20年空间技术积累。公司自主研发生产了皮型、纳型两大系列星敏感器，133台产品已无故障在轨运营，在我国探月工程、高分专项等国家重大航天任务实践中发挥了重要作用。公司产能达500台套每年，适应多种航天器应用要求，为不同领域的客户提供专业、先进、经济的产品。
一种用于白天星敏感器的星点质心提取方法
一种用于白天星敏感器的星点质心提取方法 胡晓东;胡强;雷兴;魏青;刘元正;王继良 【摘要】从星空图像中提取星点质心是星敏感器工作的重要基础，针对白天星敏 感器所获取的星空图像噪声情况复杂的特点，应用高斯点分布函数为数学模型，提出了一种能够获取高精度星点质心位置的基于帧累加的星点质心提取方法。首先通过多帧迭代优化目标星像灰度，消除随机噪声的影响，提高信噪比，再利用平方加权质心法计算星点质心的位置，从星空图像中提取星点质心。仿真实验结果表明：该方法具有较强的抗干扰能力和稳定性，且质心提取精度随迭代帧数的增加而提高，当迭代次数达到100次时平均定位精度可达0.1像素，适用于低信噪比条件下的 质心定位计算。该算法简单易行，运算量小，能够实现对视频图像信息的实时处理，且有效地提高质心的定位精度，可以满足白天星敏感器的应用需求。%Star centroid extraction from object image in center of mass is the important basis of star sensor. For the star image obtained by daytime star sensors under complicated circumstances, a method of star centroid based on multiframe incremental is proposed by using the mathematical model of Gaussian point distribution function. By optimizing the multi-frame iterative image gray scale, the influence of random noise is eliminated and the signal-to-noise ratio is improved. Then, by utilizing weighted squared centroid algorithm, the star centroid is calculated to extract the star centroid from the star image. The simulation experimental results show that the method has excellent anti-interference ability and stability, and the centroid extraction precision is increased with the iteration frames. When the number of iterations reaches 100 times the extraction precision
卫星姿态确定及敏感器误差修正的滤波算法研究共3篇
卫星姿态确定及敏感器误差修正的滤 波算法研究共3篇 卫星姿态确定及敏感器误差修正的滤波算法研究1 卫星姿态确定及敏感器误差修正的滤波算法研究 随着现代空间技术的不断发展，卫星在地球轨道、深空探测等领域的应用越来越广泛。卫星姿态确定是卫星运动控制的重要环节之一，一般通过多个敏感器同时测量卫星的姿态来实现。但是，由于敏感器本身的误差以及环境干扰等影响因素，敏感器测量结果存在噪声和偏差，需要通过滤波算法进行修正，以提高卫星姿态测量的准确性和稳定性。 目前，应用比较广泛的滤波算法主要包括卡尔曼滤波、无迹卡尔曼滤波、粒子滤波等。卡尔曼滤波是一种基于状态空间模型的最优状态估计方法，它通过对系统状态和观测噪声进行建模，利用贝叶斯概率理论计算滤波估计值。无迹卡尔曼滤波则是对标准卡尔曼滤波的一种改进，通过选定一些特定的采样点，避免了卡尔曼滤波中需要行列式运算的繁琐过程，同时也可以避免传统卡尔曼滤波中出现的负协方差问题。粒子滤波则是一种基于蒙特卡罗方法的非参数滤波算法，它通过随机抽样和重采样的方式，近似估计系统状态的后验概率密度函数。 在卫星姿态测量中，由于敏感器误差一般都是具有高斯分布特性的，因此卡尔曼滤波是比较适合的方法。但是在实际应用中，卫星姿态测量可能同时涉及多个敏感器，而敏感器之间的误差
也可能存在相关性，此时可以考虑引入无迹卡尔曼滤波来解决相关性问题。粒子滤波在卫星姿态测量中的应用相对较少，但是在非线性系统、高度非线性扰动下的滤波问题中表现出了优良的特性，因此也有研究者提出将其引入卫星姿态测量中。 滤波算法在卫星姿态测量中的应用除了提高测量精度和稳定性外，还可以有效处理一些异常情况，比如敏感器失效或误差较大的情况。在卫星任务中，由于环境条件不确定性较大，这些异常情况是经常发生的，因此对于卫星姿态测量来说，滤波算法的健壮性也是一个重要考虑因素。 在卫星姿态测量中，滤波算法的正确选择需要综合考虑多个因素，如噪声特性、数据更新频率、计算复杂度等。近年来，随着卫星任务需求的不断升级，滤波算法的研究也在不断深入，例如引入模型预测控制、多目标优化等技术手段，以更好地满足卫星姿态测量的实际需求。 综上所述，卫星姿态确定及敏感器误差修正的滤波算法研究是卫星任务关键技术之一，通过合理选择和优化滤波方法，可以显著提高卫星姿态测量的精度和稳定性，进一步拓展卫星在各领域的应用 在卫星姿态测量中，滤波算法的应用是提高姿态测量精度和稳定性的重要手段。不同的滤波算法具有不同的特点和适用范围，正确选择和优化滤波方法可以显著提高卫星姿态测量的精度和稳定性，进一步拓展卫星在各领域的应用。随着卫星任务的不
面向卫星遥感的大规模数据处理技术研究
面向卫星遥感的大规模数据处理技术研究 随着卫星技术的不断发展，卫星遥感成为了获取地球环境信息的重要手段。在全球卫星遥感技术的推动下，海量卫星数据被不断地获取和处理，形成了巨大的卫星遥感数据集，如何高效地处理这些数据，成为了一个亟待解决的问题。 1. 面临的挑战 卫星遥感数据具有分辨率高、重现周期短、时空分辨率高等特点。但是，由于数据量大、维度高，因此在处理和利用卫星遥感数据时面临一系列的挑战。 首先，海量的卫星遥感数据给数据存储和传输带来了很大的压力。当前，许多地区还无法实现对卫星遥感数据的快速传输和存储。其次，卫星遥感数据具有多源异构性，对处理和融合技术提出了更高的要求。 其次，卫星遥感数据需要高效的处理技术，过多的数据处理时间和效率不高的算法不仅浪费了计算资源，更是影响了数据的应用价值。再次，卫星遥感数据的特殊性质，如遥感影像的时间序列性和遥感特征的不确定性，也给遥感数据处理技术带来了挑战。 2. 大规模数据处理的技术 针对面临的问题，需要针对卫星遥感数据的特点研发出相应的数据处理技术。 2.1 数据存储和传输技术 对于数据存储和传输技术，可采用云存储技术和多视点传输技术。利用云存储技术，可以实现数据的分块存储和分布式部署，避免单点故障和数据冗余。多视点传输技术可以提高数据传输的速度和可靠性，实现对海量数据的无缝传输。 2.2 数据融合技术
针对多源异构数据的处理需求，可采用数据融合技术。该技术能够对不同种类和不同分辨率的数据进行融合，提高数据的质量和准确性。在卫星遥感数据的处理中，可采用传感器融合、特征融合和模型融合等多种融合技术进行数据处理。 2.3 数据挖掘技术 针对卫星遥感数据的高效处理需求，可采用数据挖掘技术，实现海量数据的快速处理和分析。在数据挖掘技术中，可采用聚类、分类、回归、聚因子分析、支持向量机、人工神经网络等算法，对遥感数据进行分类、识别、综合分析等处理。 2.4 规范化、标准化技术 对卫星遥感数据的规范化和标准化是数据处理和交换的前提条件。规范化和标准化后的卫星遥感数据，能够更好的共享和利用。目前，国内外已有关于卫星遥感数据规范化和标准化的标准和规范出台。 3. 总结 卫星遥感技术已成为获取地球环境信息的重要手段，海量的卫星遥感数据给数据存储和传输、处理和利用等方面带来了挑战。从数据存储和传输技术、数据融合技术、数据挖掘技术、规范化和标准化技术等多个方面入手，可以提升卫星遥感数据的处理效率和准确度，为应对当前和未来的环境挑战提供有效支撑。
微小卫星姿态控制技术研究
微小卫星姿态控制技术研究 微小卫星是一种重量轻、尺寸小的卫星，通常指体积小于10千克的卫星。与传统卫星相比，微小卫星具有成本低、研制周期短、可靠性高等优势，因此在近年来得到了广泛的关注和研究。微小卫星的姿态控制技术是实现其功能的关键，本文将重点探讨微小卫星姿态控制技术研究的现状和趋势。 一、微小卫星姿态控制的意义 姿态控制是卫星运行中的一个重要环节，也是卫星工程技术的一个核心问题。微小卫星体积小、重量轻，因此在发射过程、轨道维持、传感器安装和朝向、后期控制等方面都比较困难。对微小卫星进行姿态控制能保证其在轨飞行的精度和稳定性，防止因姿态异常带来的危害。因此，微小卫星姿态控制技术的研究对于微小卫星的设计、制造和使用具有极为重要的价值。 二、微小卫星姿态控制技术现状 1. 姿态传感器技术 微小卫星姿态控制的第一步是获取当前卫星的姿态信息。传统上，姿态传感器一般采用星敏感器和陀螺仪等。但随着微小卫星的出现，传统的姿态传感器技术在微小卫星姿态控制中的应用变得相对困难。目前，通过利用微小卫星本身的特点和外部条件，如电磁场、地磁场、太阳光辐射等，研究者们提出了一些新的姿
态传感器技术。其中，基于星间通信数据的姿态估计技术和基于视觉传感的姿态估计技术受到了广泛的关注和研究。 2. 姿态控制算法技术 姿态控制的核心问题是设计合适的控制算法，使卫星始终保持稳定的姿态。传统的姿态控制算法在微小卫星姿态控制中仍然具有一定的缺陷，如控制精度不高、适应性差等。近年来，研究者们提出了一些新的控制算法技术，如基于压缩感知的控制算法、自适应神经网络控制算法等，使微小卫星姿态控制实现更为精确和快速。 3. 姿态控制器硬件技术 姿态控制器作为微小卫星中的关键部件，承担着卫星姿态控制算法的实时计算和控制任务。传统的姿态控制器技术在微小卫星姿态控制中的应用存在一定的局限性，因此研究者们开始进行硬件技术的创新。目前已有一些新型姿态控制器的研发成功，例如基于FPGA的姿态控制器、基于SOC的姿态控制器等，这些控制器在精度和时效性等方面都得到了不断的提高。 三、微小卫星姿态控制技术的未来发展趋势 1. 硬件和算法的一体化 随着微小卫星中硬件技术和算法技术不断地提升，未来的微小卫星姿态控制技术将会趋向于硬件和算法的一体化发展。硬件将
微小卫星工程的设计与应用
微小卫星工程的设计与应用引言 随着科技的进步和人类的探索，航天事业正在快速发展。未来的航天事业需要更加精准、智能的技术支持。为了提高航天领域的研究水平，微小卫星就应运而生。微小卫星是指质量小于100千克，尺寸小于1米的卫星。这类卫星具有体积小、重量轻、成本低、组织灵活、建造快速等优点，因而广受欢迎。本文将介绍微小卫星工程的设计与应用。 一、微小卫星的类型 微小卫星按用途分为科学观测卫星、通信卫星、导航卫星和技术验证卫星四种，下面对这几种卫星作简要介绍： 1.科学观测卫星：科学观测卫星是用于地球、空间科学研究的卫星。科学观测卫星具有高精度的成像和测量功能，可以进行气象、海洋、环境、地质、生命等各种领域的探测研究。 2.通信卫星：通信卫星是用于广播、电话和数据传输等通信业务的卫星。通信卫星具有覆盖面积广、传输速度快等优点，可以支持全球通信。 3.导航卫星：导航卫星是用于导航定位的卫星。导航卫星具有高精度、全天候、全球覆盖等优点，可以支持空中、陆地、海洋和航空等多种领域的导航应用。
4.技术验证卫星：技术验证卫星是用于验证新技术和开展科学实验的卫星。技术验证卫星具有快速建造、低成本等优点，可以促进技术创新和科学研究。 二、微小卫星的设计 微小卫星的设计需要考虑多方面的因素，例如体积、质量、能源、通信等问题。下面对微小卫星设计中的几个关键问题进行阐述。 1.体积和重量：微小卫星的体积和重量是限制其功能及性能的关键因素。因此，微小卫星的构造必须充分考虑材料及结构等技术手段，以达到体积小、重量轻的设计目标。 2.能源：微小卫星需要稳定的、可靠的电力供应。常用的能源方式包括太阳能、化学电池和核电池等。太阳能电池是微小卫星中最常见的能源。为了保证微小卫星的电力供应，还需要在电路设计、节能管理等方面进行特殊优化。 3.通信：微小卫星需要与地面站及其他卫星通信。为此，需要选用适合的频段及天线，并设计相应的通信协议。同时，还需要考虑通信数据的吞吐量及传输延迟问题。 4.姿态控制：微小卫星在空间中必须能够进行精确的、及时的姿态控制，以保证其任务的顺利完成。姿态控制系统可以利用陀螺仪、星敏感器、磁力计和推进器等设备实现。
我国微小卫星研制体系初步建成
我国微小卫星研制体系初步建成 ——卫星做大有如东方红X，做“微”做“小”也要有。总之，全系列翠玉白菜。 作为我国微小卫星的研制“重镇”，中国航天科技集团公司五院深圳航天东方红海特卫星有限公司密切跟踪国际微小卫星技术发展，按照“快、好、省”研制要求强化能力建设，经过几年努力，已建立完整配套的研制生产体系，具备了独立进行微小卫星设计研制生产能力。目前，公司形成了成功研制发射两颗卫星、8星在研、多星预研的可喜局面，已成为我国微小卫星研制的重要基地。 2009年，为顺应国际微小卫星发展的趋势，使微小卫星更广泛地服务国防和国民经济建设，抢占微小卫星国际市场，深圳航天东方红海特卫星有限公司揭牌运行。作为国内唯一专业从事微小卫星研制的总体单位，该公司成立后，克服多年处于深圳、北京两地五处办公，没有固定研制场所等重重困难，边组建、边研制，先后成功研制发射试验卫星四号和新技术试验卫星。同时，该公司还实施能力建设战略，使微小卫星研制能力实现了全面突破。 与公司成立同时，用于微小卫星设计、研制、测试、试验的卫星大厦正式破土动工。经过四年多的基础设施建设和设备安装调试，2013年底，卫星大厦正式启用，这标志着集研发、总体设计、总装、测试和试验为一体的现代化微小卫星研制基地形成，为推动我国微小卫星技术的快速发展和应用产业化奠定了坚实的基础。 近年来，公司全力推进从事微小卫星研制所必备的基础资质认证工作。到2013年7月，公司已完成了武器装备质量管理体系、武器装备承制单位资格、武器装备科研生产许可和国家二级保密单位资格等4个必备证件的认证工作，通过了上级单位GJB5000A正式评价，从而集齐微小卫星研制的“准入证”。目前，该公司已配备了齐套的卫星研制所需的力学、热、磁、EMC、控制仿真等5大保障条件。 为实现“快、好、省”的微小卫星研制要求，公司还大胆探索新的卫星总装测试手段与模式，制定了微小卫星AIT阶段总装流水线工作流程，实现了6星交叉并行总装能力，同时添置了相应的测试基础设备，提高了测试自动化程度，使公司具备了6星并行测试能力。 针对新组建、新队伍、缺经验、缺骨干等难题，公司在果断进行队伍调整的同时，专门聘请了多位兼职专家，招聘了数十名高层次人才，组织了专业培训，迅速形成了一支以现有骨干和外聘专家为核心，高学历青年人为主体，具备独立总体设计、总装、测试和试验能力的微小卫星研制队伍，为微小卫星事业的发展提供了保障。 当前，公司已组建了3个实验室和1个中心：一是综合电子实验室——其使命是针对微小卫星星务、姿态控制、能源等电子设备更加高度集成的特点，进行设备的设计仿真、电磁兼容性等相关技术的试验验证；二是星座与编队仿真实验室——专门进行微小卫星在星座或组网情况下，如何最大限度地发挥作用，如何实施最优控制策略等课题研究与试验；三是软件测试实验室——用于对微小卫星上所使用的数十个软件以及测试软件的正确性、耦合度、可靠性等各种性能进行确认。同时，公司成立了深圳市微小卫星短数据通信工程中心，争取了深圳市政府500万元的经费支持，组建了微小卫星系统设计仿真实验室。该实验室的建立，为解决微小卫星批量化研制模式中急需攻关的设计开发、仿真验证、测试试验等技术提供了可靠的保证。
小卫星技术研究与发展趋势
小卫星技术研究与发展趋势 近年来，随着航天技术的不断发展，小型卫星技术的研究和发 展也越来越受到关注。小卫星是指重量不超过500公斤的卫星， 其研制成本较低，研制周期短，具有灵活性强、部署速度快等优势。如今，小卫星技术已经从最初的科学试验演化为了在商业领域、民用领域、国防领域等多个领域的重要应用。本文将探讨小 卫星技术的研究现状和发展趋势。 一、小卫星技术的研究现状 目前，小卫星技术的研究主要集中在以下几个方面。 1. 太阳能电池板技术 太阳能电池板是卫星上用来收集太阳能的重要组成部分。因此，小卫星技术研究中，太阳能电池板技术的研究成为了首要任务。 目前，研究人员主要在增大太阳能电池板的面积、优化太阳能电 池的光阻特性等方面进行研究。 2. 通信技术 小卫星技术的研究中，通信技术也是一个重要的研究方向。通 信技术的进步不仅可以受益于卫星通信应用领域，还对卫星执行 任务的指挥控制和数据传输等方面都有着重要的影响。当前，研 究人员主要在提高卫星通信带宽、提高数据传输速度和稳定性等 方面进行研究。
3. 启示式技术 启示式技术是一种能够在卫星上实现自主控制和自主决策的技术。在小卫星技术研究中，启示式技术也是一个重要的研究方向。研究人员主要在设计适合卫星自主控制的启示式算法、优化启示 式算法的执行效率等方面进行研究。 4. 软件技术 小卫星技术的研究中，软件技术也是一个不可忽视的研究方向。软件技术的进步不仅可以提高卫星的任务执行效率，还可以提高 卫星的可靠性和稳定性。当前，研究人员主要在优化卫星航天软 件的设计、提高航天软件的可靠性、采用更加高效的软件架构等 方面进行研究。 二、小卫星技术的发展趋势 随着小卫星技术的研究不断深入，其发展趋势也在不断演变。 1. 组网技术的发展 随着卫星通信应用的需求不断提高，小卫星组网技术的发展也 越来越受到关注。小卫星组网技术可以为全球性、跨地域的信息 技术应用提供更好的服务。目前，研究人员主要在提高小卫星组 网的带宽、优化小卫星组网的数据传输方式等方面进行研究。 2. 精密控制的发展
微小卫星发展
欢迎共阅 微小卫星技术的发展 航天器体积和质量的大型化、功能复杂化,已导致航天器的研制、开发、生产、发射、运行和维护费用迅速膨胀,而功能复杂化又使其技术上的可靠性和管理上的安全性不可避免地下降了,从而增加了失效概率。上述原因一方面使已经发展航天技术 地; 济与技术实力。。。 随着微电子技术的发展，MOEMS） 50,用户对卫星容量需求的增加, 从80:一是继续发展大型复杂化卫星,卫星的重量和成本都大幅度增加;二是发展 可快速研制、生产和发射的低成本小卫星。 小卫星迅速发展的原因可概括为如下几点: (1)高新技术的进步是现代小卫星发展的重要推动力和必然结果。 (2)冷战结束和军备竞赛的减弱,使空间项目更加注重实效,这促进了小卫星的发展。
(3)经济和社会发展对卫星应用需求的迅速扩大,也促进了以小卫星为基础的星座系统开发。 (4)高技术条件下的现代战争对发展小卫星提出了迫切的需求。 (5)科学实验和新技术验证都需要通过发展小卫星来实现。 (6)提高发射频度、降低风险的需要。 微小卫星概念 在小卫星发展的基础上, 100kg～500kg的卫星称为微小卫星 (MICROSAT),10kg 微卫星 ,但却 ,现又提出用功能密度(,但这种方法又难于直观给出小 微小卫星发展的本质是为了更进一步地提高现代小卫星的功能密度,它必须依靠微电子、微机械、轻质材料等高新技术的支持;而要实现“快、好、省”的发展特点,则需要采用全新的设计思路和技术途径,特别是微型技术的采用。纳米卫星采用微型技术,反过来又牵引了微型技术的快速发展。未来微小卫星将要涉及的技术包括:
(1)先进微型化化学推进系统; (2)全新发射概念; (3)微型探测系统; (4)高集成度电子器件包; (5)高自主性星地操作规程; (6)简化定轨程序; (7)远距离下行数据的星载射频通信能力( (8)轻质、高效太阳电池阵; (9)轻质、高输出功率蓄电池; (10)模块化电源系统( (11)微型热传导及热控系统等。 (1) (2)); (3) (4) (5) (6)用于姿态控制的微型固体燃料发动机。 发射技术 未来微小卫星的发射概念是,由运载火箭先将载有数十颗微小卫星的部署母星(deployership)发射入轨,再由部署母星将微小卫星弹射出去。弹射方式可根据卫星完成其飞行任务所要求的不同姿态稳定方式而加以灵活选择。 制导、导航与控制(GN&C)
《协同制导及卫星自主导航技术研究》论文摘要编写
《协同制导及卫星自主导航技术研究》论文摘要编写关键词：数据链;传输延迟;效能评估;视景仿真;自主导航协同空战改变了传统意义上的空战模式，它将各作战单元有机结合在一起，实现了各作战单元之间信息共享、统一指挥、协同攻击及远程精确打击。另外，随着航天技术的发展，微小卫星的价值受到普遍的关注，对其自主导航系统的性能提出了更高要求。本文针对目前协同制导及自主导航系统方面存在的问题，开展了协同制导、数据链、视景仿真以及微小卫星自主导航等关键技术研究。论文的主要研究工作和创新性成果主要表现在以下几个方面：（1）对协同制导过程中数据链传输延迟进行了建模及其补偿技术研究，提出了一种基于“当前”统计模型和自适应卡尔曼滤波器相结合的数据传输延迟补偿方法。详细分析了协同制导过程，并在数据链信息传输过程分析的基础上，运用排队理论对影响数据传输延迟的系统服务时间和排队等待时间进行了建模；针对各作战单元目标信息量测的时空相对性，研究了目标信息时空归一化方法。在此基础上，分析了数据链传输延迟对协同空战的影响，提出了一种基于“当前”统计模型和自适应卡尔曼滤波器相结合的数据传输延迟补偿方法。研究结果表明，这种数据传输延迟误差补偿方法不仅能够有效减小由于数据传输延迟引起的目标位置误差，而且也大大提高了中末交班时导弹对目标的截获概率。（2）提出了一种适用于协同制导系统作战效能评估的多层次模糊综合评估方法。首先，根据协同制导过程建立了协同制导系统作战效能评估的指标体系，研究了目标跟踪能力、协同攻击能力和数据链系统性能对协同作战效能的影响情况；接着，针对协同作战效能评估过程中多任务、多指标的特点，结合三角模糊数理论和层次分析法，提出了一种适用于协同制导系统作战效能评估的多层次模糊综合评估方法。利用该效能评估方法实现了对协同制导系统作战效能的评估，从而验证了协同制导系统的整体作战性能。（3）对协同空战三维视景仿真技术进行了研究，开发了一套协同空战三维视景仿真演示平台。首先设计了协同空战三维视景仿真实现方案，在此基础上分析了三维视景仿真实现流程；基于MFC框架，建立了三维视景仿 — 1/2 — — 1/2 —
微型卫星姿态控制系统的研究与设计
微型卫星姿态控制系统的研究与设计 随着科技的不断发展，人类对外太空的探索也越来越深入。然而，随着人类活 动空间的不断扩大，一些问题也随之而来。例如，如何保证微型卫星在执行任务时保持正确的姿态，如何处理视野受阻碍的情况下的姿态控制等问题。所以，微型卫星姿态控制系统的研究与设计变得日益重要。本文将从几个方面论述微型卫星姿态控制系统的研究与设计。 一、微型卫星姿态控制方法的研究 微型卫星姿态控制方法通常包括控制算法、控制策略、控制器等。在控制算法 方面，主要研究的是微型卫星的运动状态，以及如何通过制定合适的控制算法来调整姿态。例如，Proportional、Integral、Derivative（PID）控制算法和自适应滑模控制算法等。在控制策略方面，通常会面临目标状态与当前状态之间差距过大、环境干扰等问题，因此必须考虑不同情形下的控制策略。控制器方面，则着重解决算法与策略之间的转换问题，是姿态控制系统中最关键的部分。 二、微型卫星姿态控制装置的设计 微型卫星姿态控制装置通常包括推进器、陀螺仪、磁强计（Magnetometer）等。推进器可以帮助微型卫星改变方向，从而保持正确的姿态。陀螺仪可以根据微型卫星的旋转状态提供姿态控制所需的信息。磁强计则可以通过测量地球的磁场情况，帮助微型卫星确定自身的方向和位置。通过以上装置的组合，可以实现对微型卫星姿态的快速精确定位。 三、微型卫星姿态控制系统的可靠性 微型卫星姿态控制系统可靠性是至关重要的因素之一。由于微型卫星可能面临 太空辐射、温度波动、机械振动等不利条件，对其姿态系统的可靠性提出了更高的要求。姿态控制系统必须能够抵御外界干扰，保证精确的控制，防止系统出现失控
对地观测微小卫星主承力结构的优化设计与试验
对地观测微小卫星主承力结构的优化设计与试验 魏磊;金光;谢晓光;张雷;杨林 【摘要】为降低对地观测小卫星单机安装点加速度响应均方根值,提出了一种使加速度响应均方根值最小化的微小卫星主承力结构拓扑优化方法.首先对整星方案进行了有限元分析,分析显示整星Z向某些单机安装点的随机振动加速度响应均方根值过大.对系统进行了灵敏度分析,确定了卫星主承力结构底板是影响随机振动加速度响应均方根值大小的关键因素.以卫星单机安装点的加速度响应均方根值为目标函数,以体积作为优化的约束条件,应用连续体结构拓扑优化思想对卫星有限元模型进行拓扑优化设计,得到了一种单机安装点加速度响应均方根值满足指标要求的卫星主承力结构.最后,通过有限元分析与振动试验,证明了本文所设计的小卫星主承力结构力学性能参数均满足设计要求,其中整星的星敏感器、蓄电池、电源控制器等关键器件安装点的加速度响应均方根值相比优化前分别降低了23.3％、10.6％、11.3％,得到的结果验证了本文优化方法的有效性. 【期刊名称】《光学精密工程》 【年(卷),期】2015(023)011 【总页数】9页(P3183-3191) 【关键词】微小卫星;主承力结构;拓扑优化;随机振动;试验验证 【作者】魏磊;金光;谢晓光;张雷;杨林 【作者单位】中国科学院长春光学精密机械与物理研究所小卫星技术国家地方联合工程研究中心,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小卫星技术国家地方联合工程研究中心,吉林长春
130033;中国科学院长春光学精密机械与物理研究所小卫星技术国家地方联合工程研究中心,吉林长春130033;中国科学院长春光学精密机械与物理研究所小卫星技术国家地方联合工程研究中心,吉林长春130033;中国科学院长春光学精密机械与物理研究所小卫星技术国家地方联合工程研究中心,吉林长春130033 【正文语种】中文 【中图分类】V423.4 1 引言 从上世纪80 年代开始，小卫星技术迅猛发展。小卫星具有质量轻、体积小、成本低、周期短、功能密度高等特点，传统的卫星平台与载荷分开的设计形式［1］已经不能适应对地观测小卫星的发展趋势。因此，国际上出现了星载一体化的设计理念，典型代表就是法国的Pleiades高分辨光学遥感卫星［2］。 本文研究的对地观测微小卫星是应用星载一体化理念设计的微小卫星。星载一体化对地观测卫星的搭载载荷具有特殊性，而且其本身具有的结构紧凑、结构利用率高［3］等特点，要求整星主承力结构具有良好的动静态力学性能，因此必须合理优化设计整星主承力结构的拓扑形式。 目前，大部分关于结构拓扑优化的研究都是基于静态力学特性参数或者频率。刘书田［4］、刘秀敏［5］对空间相机主反射镜分别进行了基于静力变形与柔度的拓扑优化研究；王伟之［6］对空间相机的相机支架进行了基于一阶频率的拓扑优化研究；Diaz A R［7］等人研究了静力变形与频率约束下的拓扑优化问题。目前，对基于结构动态力学特性参数的优化问题的研究还较少。所以，有必要展开对地观测微小卫星基于主承力结构动态力学特性参数结构优化问题的研究［8］。 本文针对所研究的对地观测微小卫星的主承力结构单机安装点的随机振动加速度响