高精度星敏感器遮光罩柔性支撑结构设计与分析

根据柔性单元的应用特点及高精度星敏感器遮光罩组件的构型特点,选用叶簧结构作为遮光罩柔性支撑结构的主体形式.通过分析支撑结构长度、宽度和厚度尺寸对弯曲刚度的影响,确定主要变量并展开优化设计.通过仿真验证设计结果在刚度和强度上均满足要求,法兰结构在遮光罩采用柔性支撑设计条件下产生的形变是刚性支撑设计的2. 14%.结果表明遮光罩柔性支撑结构设计合理有效,满足空间应用要求,可作为高精度星敏感器热稳定性设计优化的重要方法.

动态CCD星敏感器驱动成像系统设计与实现

以DALSA公司的CCD图像传感器FTT1010M作为敏感元件,设计并实现了一种基于FPGA的动态CCD星敏感器驱动成像系统,详细介绍了FTT1010M的特性与工作时序、星敏感器成像系统的时序电路、模拟驱动电路、电源转换电路、预处理电路以及分步测试过程。实验结果表明,设计的驱动电路可满足CCD驱动要求,系统可通过上位机调节曝光时间和ADC增益。系统通过多星模拟器成像,在短曝光时间内可获得清晰的模拟星图,为实现动态CCD星敏感器奠定了基础。

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。

基于多输出频率传感器的卫星姿态确定方法研究

卫星多种姿态敏感器数据更新频率不同,如陀螺的输出频率远高于星敏感器。常用的姿态估计步长较大,当卫星角速度较大时,估计精度下降。论文设计了多步长姿态确定方案,在星敏感器输出之间,利用陀螺数据积分进行姿态估计,在星敏感器输出测量值后更新姿态,并校正陀螺漂移。数学仿真表明该方案能够获得高精度、高更新频率的卫星姿态信息。在卫星角速度为1×1-0 4(°/s)情况下,三轴姿态角估计误差方差为1.20×1-0 4(°),与常用定步长方案的效果相同;在卫星角速度为5×1-0 3(°/s)情况下,姿态角估计误差方差为1.51×1-0 4(°),而定步长方案姿态角估计误差方差为1.10×1-0 3(°)。该方法能够有效提高卫星姿态确定精度,适用于其它多种敏感器数据更新频率不同的应用要求。