太阳敏感器 原理
第10章航天器姿态与轨道控制分系统(1)
3. 航天器轨道控制系统
3.2 航天器的轨道机动与轨道保持
航天器在控制系统作用下使其轨道发生有 意的改变称为轨道机动。轨道机动方式一 般有两种： 无线电指令控制系统或称遥控系统； 惯性控制系统。 变轨控制分为轨道改变和轨道转移。 轨道保持是对在轨航天器受到外界干扰的 作用下偏离预定轨道的修正。
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1. 航天器控制的基本概念
1.6 姿态控制与轨道控制的关系
航天器是一个比较复杂的控制对象，一般来说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。即当需要对航天器 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。有些应用任务对轨 道没有严格要求，如空间环境探测卫星，则只有姿态控制系统。
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1. 航天器控制的基本概念
1.2.航天器的控制
航天器在轨道上运动将受到各种力矩的作用。从刚体力学的角度来 说，力使航天器的轨道产生摄动，力矩使航天器姿态产生扰动。 航天器的控制可以分为两大类：轨道控制和姿态控制。 1.对航天器的质心施加外力，以有目的地改变其运动轨迹的技术， 称为轨道控制。 2.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 技术，称为姿态控制。
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1. 航天器控制的基本概念
星上自主控制框图 星—地大回路控制框图
轨道运动
星载控制器
执行机构
星体姿态和轨道动力学
姿态运动
卫星动力学
⊗
给定
敏 感 器
姿态轨道 控制器
敏感器
执 行 机 构
跟踪
遥测
遥控
跟踪
遥测
遥控
数据处理 测定轨道
控制参数 计算
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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。
模拟式太阳敏感器模拟式太阳敏感器又称为余弦检测器，常使用光电池作为其传感器件，它的输出信号强度与太阳光的入射角度有关，其关系式为：其中，Iθ—太阳光束与光电池法线方向的夹角。
航天器控制原理(第四章 控制系统组成)
哥伦比亚航天飞机视频资料
4.2
4.2.1 推力器
执行机构
推力器是目前航天器控制使用最广泛的执行机构之 一。它根据牛顿第二定律，利用质射排出，产生反作用 推力，这也正是这种装置被称为推力器或喷气执行机构 的原因。当推安装使得推力方向通过航天器质心，则成 为轨道控制执行机构；而当推力方向不过质心，则必然 产生相对航天器质心的力矩，成为姿态控制执行机构。 根据产生推力所需能源的形式不同，质量排出型推 力器可以分为冷气推力器、热气推力器和电推力器。
加速度计
加速度计是用于测量航天器上加速度计安装点的绝对 加速度沿加速度计输入轴分量的惯性敏感器。虽然目前加 速度计没有广泛用于航天器的姿态稳定和控制，但它是航 天器导航系统中重要的器件。 加速度计的种类很多，有陀螺加速度计、摆式加速度 计、振动加速度计、石英加速度计等。
4.1.6
磁强计
磁强计是以地球磁场为基准，测量航天器姿态的敏 感器。磁强计本身是用来测量空间环境中磁场强度的。 由于地球周围每一点的磁场强度都可以由地球磁场模型 事先确定，因此利用航天器上的磁强计测得的信息与之 对比便可以确定出航天器相对于地球磁场的姿态。 磁敏感器根据工作原理不同可以分为感应式磁强计 和量子磁强计两种。
4.1.4 陀螺 陀螺是利用一个高速旋转的质量来敏感其自旋轴在 惯性空间定向的变化。 陀螺具有两大特性，即定轴性和进动性。 定轴性就是当陀螺不受外力矩作用时，陀螺旋转轴 相对于惯性空间保持方向不变； 进动性就是当陀螺受到外力矩作用时，陀螺旋转轴 将沿最短的途径趋向于外力矩矢量，进动角速度正比于 外力矩大小。
姿态敏感器小结
在实际的航天器姿态控制系统中，各种敏感器单独使 用一般是不能满足要求的，需要多种多个姿态敏感器组 合使用，形成一个姿态测量系统。原因主要有三方面：
航天器姿态动力学部分复习分考题第一章1.动量矩是怎样定义的？写出其
航天器姿态动力学部分复习分考题第一章1. 动量矩是怎样定义的？写出其在本体坐标系的分量的表达式(两种)。
2. 写出惯量张量的一般计算表达式。
对于主轴系惯量张量的表达式是怎样的?3. 刚体动能的定义式、一般计算式和主轴系中的计算式是怎样的？4. 绕原点转动运动的基本定理及其表达式是什么？欧拉动力学方程在本体系的一般表达式怎样？，在主轴系中的表达式又怎样？5. 欧拉角（进动角，章动角，自转角）是哪两个坐标点的夹角关系？是按怎样的顺序旋转得到的？表示的几何意义是什么？6. 写出关于按313顺序定义的欧拉角的欧拉运动学方程。
7. 常质量航天动力学方程是根据什么原理建立的？在哪个坐标系上列写标量方程？写出其具体方程。
用什么方法求解该动力方程组？＊8. 什么是定向性？9. 什么是稳定性？10. 根据什么原理来说明定向性，写出该定向性的数学表达式。
11. 什么情况下有定向性？说明典型的定向性情况。
12. 对自旋卫星定向性和稳定性的关系是什么？13. 写出自旋卫星稳定性的分析过程。
14. 自旋稳定有什么优缺点？15. 内能耗散系统用什么模型？16. 说明内能耗散对系统稳定性的影响。
17. 双自旋稳定方式是怎样提出来的？其根据是什么？18. 写出双自旋卫星稳定性分析的过程。
19. 双自旋稳定系统的优缺点是什么？第二章20. 环境力矩有哪些？这些力矩有什么特点？有什么作用？21. 什么是引力梯度力矩？并通过实例来解释。
22. 刚体的引力梯度矩是怎样定义的？写出其计算表达式。
说明其性质。
23. 引力梯度力矩作用下，欧拉角如何定义？引力梯度力矩如何计算？欧拉运动学方程和动力学方程如何建立？24. 如何推导姿态动力学方程的线性化方程？从线性化方程可以看出姿态运动有什么特点？25. 怎样进行引力梯度稳定系统的稳定性分析？26. 详细解释ky-kr相平面的物理定义。
27. 如何在ky-kr相平面上表示引力梯度系统的稳定性条件（稳定域）？28. 引力梯度系统有什么特点？第三章29. 说明小推力器系统控制姿态的原理。
航天器姿态确定与姿态控制
光敏元件阵列是由一排相互平行且独立的
光电池条组成，其数量决定了太阳敏感器输出
编码的位数，从而在一定程度上影响到敏感器
的分辨率。
图4.3 两轴模拟式太阳敏感器
航天器姿态确定
红外地平仪
红外地平仪就是利用地球自身的红外辐射来测量航天器相对于当 地垂线或者当地地平方位的姿态敏感器，简称地平仪。
目前红外地平仪主要有3种形式：地平穿越式、边界跟踪式和辐射 热平衡式。
磁矩与地球磁场相互作用就可产生控制力矩，实现姿态控制。
航天器姿态控制
利用环境场产生控制力矩，最常用的除了磁力矩以外，还有重力 梯度力矩等。
磁力矩与轨道高度的3次方成反比，轨道高度越低，磁力矩越大。 所以磁力矩作为控制力矩比较适用于低轨道航天器。
重力梯度力矩适用于中高度轨道航天器。 太阳辐射力矩适用于同步轨道卫星等高轨道航天器。 气动力矩也适用于低轨道。 但是最后两种力矩较少用来作为控制力矩。利用环境力矩产生控 制力矩的装置可称为环境型执行机构。
单脉冲比相干涉仪是由光的干涉原理引伸而来，至少要采用两个接收 天线，其间矩为d，称为基线长度。当天线与地面距离比基线长度d大得 多时，有如下关系式：
cos 2 d
式中， 为两个天线接收电波的相位差，A为波长。由式可见， 是预先 确定的，因此只要测出两个天线接收信号的相位差，便可确定方向角 。
➢ 被动式
被动控制系统是用自然环境力矩源或物理 力矩源，如自旋、重力梯度、地磁场、太阳辐 射力矩或气动力矩等以及它们之间的组合来控 制航天器的姿态。
其中地平穿越式地平仪扫描视场大，其余两种地平仪的工作视场较 小，只能适用于小范围的姿态测量，但精度较高。
航天器姿态确定
➢ 地平穿越式地平仪
地平穿越式地平仪的视场相对于地球作扫描运动。当视场穿越地平 线时，也就是说扫到地球和空间交界时，地平仪接收到的红外辐射能量 发生跃变，经过热敏元件探测器把这种辐射能量的跃变转变成电信号， 形成地球波形。然后通过放大和处理电路，把它转变成为前后沿脉冲。 最后通过计算电路，把前后沿脉冲与姿态基准信号进行比较，得出姿态 角信息，也就是滚动角或俯仰角。
一种新型太阳敏感器
得的高 信噪 比使 得检 测 比较 容易 实现 、抗干 扰能 力强 。当前大 多数 卫星 的能 源都 来 自于太 阳的 辐射 ，因而 配备 太阳敏 感 器也是 卫星 能 源安全 的 必备保 证 。
Ｏ 引 言
太 阳敏感 器是 卫星姿 态 控制 系统 中广泛 使 用的一 种 光 电敏 感 器 ，用于检 测卫 星轴 线 与太 阳矢量 之 间的 角度 。相 对于 其他 光 电敏 感 器（ 如星 敏感 器和 红 外地球 敏 感 器） ，太 阳敏 感 器相对 而 言原 理 简单 、可靠 且 由
ｅ ｒｅ ｃ ｄ ． ｌｄ ｅ—ｈ ｐ ｄｎ ｒｏ ｓｉ ｓ ｎｓｎ ｏ ｒｓｎｅ ， ｉｈｈ ｓａｖ ｒ ａｇ ｅｄｏ ｉｗ （ ７ ） ｎ ｓ ｍｅｇ ｎ ｅｍｏ ｅ Ａ ｄ ｒｓ ａ ｅ ａｒ ｗ ｌ ｕ ｅ ｓ ｒｉ ｐ ｅｅ ｔｄ ｗｈｃ ａ ｅ ｌｒ ｅｆ ｌ ｆｖｅ １ 。 ａ ｄｉ ａ ｔ ｓ ｙ ｉ ５
Ａ Ｎｅ Ｋ ｉ ｄ ｏ ｗ ｎ ｆＳｕ ｅ ｓ ｒ ｎＳ ｎ ｏ
ＷＥ ｈ－ｕ ，Ｌ Ｕ Ｘ ａ － ｎ Ｕ Ｚ ｅ ｇｘｎ Ｉ ｉ ｎ Ｚ ｊ Ｉ ｉｏｊ ，Ｌ ｈ ｎ －ｉ ｕ
（ ｅ ｉ ｎｔｕｅｏ ｏ ｔ ｌ ｎ ｉｅｒ ｇ Ｂ ｉｎ ０ １０ Ｃ ｉ Ｂ ｉｎ ｓｉ ｔ ｆＣ ｎｒ Ｅ ｇｎ ｅｉ ， ｅ ｉ １ ０ ９ ， ｈｎ ｊ ｇＩ ｔ ｏ ｎ ｊｇ ａ）
第 ３ 卷 第 ５期 ７
２ １ 年 ５月 ００
光 电工程
Ｏｐ ｏ Ｅｌｃ ｒ ｎ ｃＥｎｇ ｎ ｅ ｉ ｇ ｔ — ｅ ｔｏ ｉ ｉ ｅ ｒｎ
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 ofthe sun should be projected back to the image space . Theoretically ,the spherical circle fitting algorithm is no longer need to take into account the shape of the sun image ,the algorithm is more precise .The results of practical sun images demonstrate that the ellipse fitting algorithm is more suitable for the sun image with 70°~80 .3° half angle o f view , and the mean precision is about 0 0.75 pixels;the spherical circle fitting algorithmis more suitable for the sun image with a half angle of view larger than 80 3.° ,and the mean precision is about 0 0.82 pixels .【期刊名称】《测绘学报》【年(卷),期】2015(000)010【总页数】7页(P1078-1084)【关键词】天文导航;太阳图像;质心提取算法;边缘检测;最小二乘拟合【作者】詹银虎;郑勇;张超;马高峰;骆亚波【作者单位】信息工程大学导航与空天目标工程学院，河南郑州450001;信息工程大学导航与空天目标工程学院，河南郑州450001;信息工程大学导航与空天目标工程学院，河南郑州450001;信息工程大学地理空间信息学院，河南郑州450001;郑州大学水利与环境学院，河南郑州450001【正文语种】中文【中图分类】P2281 引言太阳敏感器是一种通过观测太阳方向矢量确定载体姿态的传感器，在航空航天领域应用极其广泛。
小型CMOS太阳敏感器
耗为 ７ ０ ５ ｍＷ．包括 处理 电路在 内的整个结构尺寸为 ８ ｍ ８ｍｍｘ ５ ０ ｍｘ ０ ３ ｍｍ．
Ｃ Ｓ图像传感器的出现和普及为满足这种要求提供 了可能。目前我国取得成功应用的太阳敏感器还是以 ＭＯ
模拟式和编码式为主要型号 。 而基于 Ｃ Ｓ的新型数字式太阳敏感器的研制 ，国内才刚刚起步 ， ＭＯ 各性能指 标 与 国外相 比还有 很大 差距 ¨ 。 Ｊ
本文介 绍 了一 种小 型 Ｃ ＭＯＳ数字 式太 阳敏 感器 的工作 原理 、系统设 计 。通过 对 其 光学 系统设 计参 数的
己ｌ 吉 Ｊ● 口
太阳敏感器是以太阳为基准方位 ，用以测量太阳视线与卫星等航天器某一体轴或坐标平面之间夹角的
一
种姿 态敏 感器 。主要有 模 拟式 、一 般 数内外
航天器过去所常用，其所用光敏探测元件多为半导体光电池（ｉ ｓ 及光电导 器件（ ｄ ） ） Ｃ Ｓ。以光电池为光敏探测 元件的模拟式太阳敏感器由于基于光伏特性 ，模拟量输 出，分辨率和测量精度低。一般数字式太阳敏感器 较模拟式太阳敏感精度有所提高 ，但是也很难满足微型航天器高精度，小型化 的要求。Ｆ Ｇ 以及高性能 ＰＡ
ｐ ｒ ｍｅｅ ｆ ｉ ｐ ｉ ｙ ｅ Ｗａ ｅ ｅ ｔ ｄ ｒ ａ ｏ ａ ｌ．Ｃｅ ｔ ｉ ｉ ｇ ｅ ｔｍａｉ ｎ ｏ ｈ ｕ ｍａ ｅ Ｗａ ｃ ｕ ｒ ｄ ｗｉ ａ ａ ｔ ｒ ｏ ｔ ｏ ｔｃ ｓ ｓ ｍ ｓ ｓ ｌ ｃｅ ｅ ｎ ｂ ｙ ｓ ｔ ｓ ｎｒ ｄｎ ｓｉ ｔ ｆｔｅ ｓ ｎ ｉ ｇ ｓ ａ ｑ ｉ ｔ ｏ ｏ ｅ ｈ ｅ ｎ ｒ ｉ ｉ ｇ ａｇ ｒｔ ｍ， ｎ ａ ｔ ｑ ａ ｅｅ ｕ ｔ ｎ ｒ ｓ ｏ ａ ｉ ｒｔｏ ｆ ｈ ｕ ｎ ｏ ． ｐ ｒｍｅ ｔ ａａ ｓ ｏ ａ ｅ ｔｏｄ ｎ ｌ ｏ ｉ ｈ ａ ｄ ｌ ｓ ｕ ｒ ｑ ａ ｉ ｓｗｅ ｅｕ ｅ ｆ ｒ ｌ ａｉ ｎ ｏ ｅ ｓ ｎ ｓ ｓ ｒ Ｅｘ ｅ ｉ ｎ ｔ ｈ ｗｓｔ ｔ ｅ ｓ ｏ ｄ ｃ ｂ ｔ ｅ ｄ ｈ ｔ ｅ ｓ ｎ ｓ ｎ ｏ ａ ｉ ｈ ｆ ２ ０ ，ａ ｖ ｌ ｍｅ ｏ ０ ｈ ｕ ｅ ｓ ｒｈ ａ ｗｅ ｇ ｔｏ ５ ｇ ｏ ｕ ｆ ８ ｍｍｘ ０ ｓ ８ ｍｍｘ ５ ３ ｍｍ，ａ ｄ ａ ｐ ｗｅ ｏ ｓ ｍｐ ｉ ｎ ｏ ５ ｍＷ．Ｔｈ ｎ ｏ ｒｃ ｎ ｕ ｔ ｆ ７ ０ ｏ ｅ ａ ｃ ｒ ｃ ｆ ｈ ｕ ｅ ｓ ｒｉ Ｏ ０ 。ａ ｄ ｔ ｅｍ￣ ｉ ｍ ｅ ｄｏ ｖ ｅ ｉ ６ 。 ６ ￣ ｃ ｕ ａ ｙ ｏ ｔ ｅ ｓ ｎｓ ｎ ｏ ． ５ ｎ ｓ ｈ ｍｕ ｆ ｌ ｆ ｉｗ ０ ｘ ０ ． ｉ ｓ Ｋｅ ｒ ｓ ｕ ｅ ｓ ｒ Ｏｐ ｉ ａ ｙ ｅ ； ｎ ｒ ｉ ｉｇ ａｇ ｒｔ ｍ； Ｐ ｙ ｗｏ ｄ ：Ｓ ｎ ｓ ｎ ｏ ； ｔ ｌ ｓ ｍｓ Ｃｅ ｔｏ ｄ ｎ ｌ ｏ ｉ ｃ ｓｔ ｈ Ｆ ＧＡ
热变形对数字式太阳敏感器精度影响研究
科
学
技
术
与
工
程
Ｖｏ． ０ Ｎｏ １ Ｊ ｎ ０ ０ １１ ．６ ｕ ｅ２ １
Ｓ ｉ ｃ ｅｈ ｏ ｇ ｎ ｎ ｎ ｅｎ ｃ ｎｅＴ ｃｎｌ ｙａｄＥ ￣ ｅｆ ｇ ｅ ｏ ｉ
对数字式太 阳敏感器的输出精度 的影响 ， 最后对仿真结果与实验结果进行 了比较。
关键词
数 字式太阳敏感器
Ｖ ４．２．； ４ ８２ ２２
热变形
精度误 差
Ａ
中图法分类号
文献标志码
太 阳敏感 器 是 在 航 天 领 域 应 用 最 广 泛 的一 类 敏感 器 ， 用 于 对 航 天 器 的轨 道 控 制 和 姿 态 控 制 。 适 太 阳敏感 器按 照其 工作方 式 可 以分为 “ ０—１ 式 、 ” 模 拟式 和数字式 。随 着 卫 星技 术 的迅速 发 展 ， 应用 能 力 的 日臻完 善 ， 卫 星姿 态确 定 和 控 制系 统 的要 求 对 也越 来越 高 ， 如对 地 观测 卫 星 的指 向精 度 从 上世 纪 七 十年代 到本 世纪 初 由 １ 提高 到 ０ ０ １ ， 。 ． ０ 。 作为保 证 卫 星的高 姿 态精 度 和高 姿 态 稳 定 度 的姿 态 敏 感 器 的技术 研 究 也 越 来 越 迫 切 … 。数 字 式 太 阳敏 感 器 由于具有 视场 大 、 度 高 、 寿 命 和 高 可 靠 性 等 优 精 长 势， 己广泛 应用 于各 种 型号 的航 天器 上 。太 阳敏 感
照射 之 下 ， 阳 敏 感 器 的结 构 极 有 可 能 产 生 热 变 太 形 ， 而 对 数 字 式 太 阳敏 感 器 的输 出精 度 产 生 影 从
CMOS工作原理及应用PPT课件
首先进入“复位状态”,M1打开,对
光敏二极管复位然后进入“取样状
态”,M1关闭,光照射到光敏二极管 M2上产生光生载流子,并通过源踉 随器放大输出,纂启进入。读击状 态”,这时行选通管M3打开,信号通 过列总线输出。
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2021/3/9
CMOS图像传感器的基本 工作流程
1.发生光电效应。 2.行选择逻辑单元选通相应的行 像素单元。 3.信号通过各自所在列的信号总 线传输到对应的模拟信号处理单 元以及A/D转换器。
感光组件的区别： 放大器位置和数量:比较CCD图
像传感器和CMOS图像传感器的 结构，放大器的位置和数量是最 大的不同之处 。
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2021/3/9
性能差异： 由于构造上的基本差异，我们可以表列出两者在性能上的表现的不同点。 CCD图像传感器的特色在于充分保持信号在传输时不失真（专属通道设计），透
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2021/3/9
CMOS图像传感器的组成
组成： CMOS图像传感器的原理
如图所示，通常由像敏单 元阵列、行驱动器、列时 序控制逻辑、A/D转换器、 数据总线输出接口、控制 接口等几部分组成，这几 部分通常都被集成在同一 块硅片上。
4
2021/3/9
CMOS图像传感器的像素阵列
CMOS图像传感器的像素阵 列由大量相同的像素单元组 成，这些相同的像素单元是 传感器的关键部分。
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2021/3/9
CMOS图像传感器件的应用
数码相机：
CMOS在数码相机中的应用: 彩色 CMOS 摄像头在电子快门 的控制下 ,摄取一幅照片存在 DRAM 中 , 然后再转至快ROM 中存放起来。
CMOS 还可以完成其他许多功 能 , 如模数转换、负载信号处 理、处理白平衡及进行相机控 制等。目前几乎所有的初级数 码相机都是基于 CMOS 图 像传感器的。
飞行器三轴姿态测量方法
α文章编号:100127445(2004)增20060203飞行器三轴姿态测量方法海 涛,徐 嫣,高 翔(广西大学电气工程学院,广西南宁530004)摘要:介绍了到目前为止常用飞行器三轴姿态测量敏感器.详述了这些姿态敏感器的工作原理.根据这些原理分析了它们的优缺点,并比较了它们的性能指标.给出了具有指导意义的结论.关键词:姿态敏感器;太阳敏感器;红外地平仪;射频敏感器;惯性陀螺;磁强计;星敏感器中图分类号:T P 212.9 文献标识码:A姿态控制的前提是姿态敏感,即探测出飞行器的当时姿态.姿态敏感器是实现空间飞行器姿态测量与控制的仪器[1].确定飞行器姿态的一般方法是选择一个可靠的参考系.对于不同的参考系,所用的姿态敏感器的工作原理和所测量的对象是不同的,在工程上姿态敏感器的种类很多,这些敏感器利用光学原理、力学惯性原理、无线电测原理以及地球磁场原理设计的.按其基准方位分为如下五类[2]:(1)以地球为基准方位,有红外地平仪、地球反照敏感器等;(2)以天体为基准方位,有太阳敏感器、星敏感器等;(3)以惯性空间为基准方位,有陀螺仪、加速度计等;(4)以地面站为基准方位,有射频敏感器;(5)其它,如以地球磁场为基准方位的磁强计,以地貌为基准方位的陆际敏感器等.下面介绍三轴稳定空间飞行器最常用的几种姿态敏感器:太阳敏感器[3]、红外地球敏感器(红外地平仪)、射频敏感器、惯性敏感器(陀螺)、磁强计和星敏感器.1 太阳敏感器图1 太阳敏感器的测角原理图 太阳敏感器是通过对太阳光辐射的敏感来测量太阳视线与空间飞行器某一体轴之间的夹角的敏感器.太阳敏感器用来确定姿态最普遍,几乎每个飞行器都采用.太阳敏感器之所以有这样广泛的通用性是因为在大多数应用场合,可以把太阳近似看作点光源,因此就可简化敏感器的设计和姿态确定的算法;另外太阳光照度很强,从而使敏感器结构简单,其功率也很小;视场很大(从几分×几分到128°×128°)以及分辨率高(从几度到几角秒)的特点.太阳敏感器有三种类型:模拟式、数字式和(01)太阳指示式.经常使用的为模拟式和数字式两种.(1)模拟式太阳敏感器 模拟式太阳敏感器的输出信号为模拟量,其大小和符号是太阳光入射角的连续函数.模拟式太阳敏感器通常又称余弦检测第29卷增刊2004年9月广西大学学报(自然科学版)Journal of Guangxi U niversity (N at Sci Ed )V o l .29,Sup. Sep t .,2004 α收稿日期:20040520;修订日期:20040616作者简介:海 涛(1963),男,广西桂林人,广西大学高级工程师.器,这是因为硅太阳电池输出电流与太阳光入射角成正弦规律变化.模拟式太阳敏感器视场在几十度时,精度可达到0.5°;当视场很小,仅为1°～2°时,精度可达到秒级.例如“阿波罗”飞船所使用的模拟式太阳敏感器即属此类.(2)数字式太阳敏感器 数字式太阳敏感器的输出信号是与太阳入射角相关的以编码形式出现的离散函数(图1为太阳敏感器的测角原理图).图1左边是测量码盘,右边是指令码盘.码盘上、下两面都镀上不透光的金属模,并光刻成图中所示的图案.测量码盘的上表面有一个测量前缝,下表面左六道为格莱码,右边有一个全开码.太阳光通过前缝在格莱码图案上形成一条窄像.光像落在码道透明区时,光线便到达下面的太阳电池,经过线路处理为1,反之处理为0,我们利用这些0和1来测量姿态角.2 红外地球敏感器红外地球敏感器用来测量飞行器相对于地球的方位.地球大气二氧化碳层的14～16.25Λm 波段的红外能量辐射进入到地球敏感器视场,被热敏感元件(红外探头)接收并转换成代表地球波形的电信号,可以测量出当地垂线或地平方位,故称为红外地平仪.三轴稳定空间飞行器常用圆锥扫描式、摆动扫描式和辐射热平衡式三种类型的地球敏感器.圆锥扫描式发展较早,应用也较多.这种敏感器的优点是:扫描视场大,响应时间快,对于许多飞行任务适应性强,特别是对大范围姿态测量和姿态机动捕获更为合适.但由于存在运动扫描机构,因此寿命受到限制.这种敏感器的精度可达0.10°.辐射热平衡式地球敏感器不需要扫描机构,又称为静态红外地平仪.优点在于没有运动部件,体积和质量较小,功耗低,适合于长寿命飞行任务.但是,目前这种敏感器存在两个技术困难:仪器各部分之间的温度梯度所产生的热交换及季节变化所引起的地球红外辐射不均匀性和不平行性对测量精度产生严重影响.但目前技术有较大发展,如法国SOD EN 公司研制的SA T 04型敏感器用于T elecom 1卫星上,精度达到0.04°,运行寿命达7年.摆动扫描式地球敏感器分为单地平摆动扫描式和双地平摆动扫描式.其优点为:(1)由于对地球信号进行交流调制,减少了背景辐射和温度变化对探头的影响,从而降低了敏感器的误差;(2)对地球辐射的大范围变化不敏感,特别是视场扫描沿纬度方向,使纬度效应误差大大减少,从而降低了敏感器的系统误差;(3)由于敏感器选用了无摩擦的绕性轴承结构,因此使敏感器的可靠性及寿命大为提高.意大利伽利略公司生产的单地平摆动扫描式敏感器应用在同步轨道三轴稳定卫星O T S 上.敏感器运动部件由无刷电动机驱动,扫描频率为5H z ,寿命达八年以上(其中一个已经运行了十年),视场扫描范围为5°～10°,达到随机误差≤0.03°,系统误差≤0.03°的精度.我国“东方红三号”也选用这种敏感器.3 射频敏感器为了提高空间飞行器的姿态控制精度,姿态控制系统常采用两级测姿方式:对于有效载荷为通信天线的对象,可采取雷达原理和天线结合在一起的方式测量姿态,这就是射频敏感器,又称无线电敏感器.射频敏感器的精度高于红外地球敏感器.射频敏感器确定飞行器姿态的原理是基于飞行器的天线轴与目标无线电波瞄准线之间的夹角的测量.目前大多数采用两种形式:基于振幅定向法的比幅单脉冲射频敏感器和基于相位定向法的比相单脉冲的射频敏感器(又称干涉仪).射频敏感器也可用作指向参考,但如果要求高准确度的话,还需要一个指向天线.使用射频敏感器可以得到1角分的指向精度.这种敏感器非常适合通信卫星,因为通信卫星本身具有无线电电源信标.4 惯性姿态敏感器(陀螺)惯性导航系统(简称惯导系统,Inertial N avigati on System ,I N S )是一种利用加速度计测得的运载体的运动加速度、经过运算求出运载体即时位置的导航设备.实现此种导航定位计算所需的基准坐标16增刊海 涛等:飞行器三轴姿态测量方法26广西大学学报(自然科学版)第29卷 (导航坐标系)则依靠陀螺仪来建立.惯导系统可以工作两种不同的状态:第一种工作状态是向驾驶员提供运载体(舰船、飞机等)的位置与速度等导航参数,然后由驾驶员依据这些参数,靠人工将运载体按照预定的航线引导至目的地;第二种工作状态是在提供导航参数的基础上,通过控制系统将运载体自动地按照预定的航线至目的地,而驾驶员仅起监控作用.在无人操作的运载体(鱼雷、导弹、火箭等)上,惯性导航与自动控制相结合,将运载体自动导向预定的目标.惯导系统求得导航参数无需任何外界信息,而只依靠陀螺仪与加速度计这两种惯性仪表,因此是一种自主式的导航系统.这种系统不受外界的干扰,隐蔽性好.惯性系统还能方便地提供运载体的三维姿态参数,这些参数都是舰艇与飞机上观通系统和火控系统所必需的.惯性导航由于具有上述一系列优点而受到海陆空军、航天和交通运输等部门的青睐和重视.5 磁强计磁强计是以地球磁场为基准,测量航天器姿态的敏感器.磁强计本身是用来测量空间环境磁场强度和方向的仪器.由于空间每一位置的地球磁场强度都可以事先用地球磁位来确定,因此利用航天器上磁强计测得的信息便可以确定出星体相对于地球磁场的姿态.目前应用较多的是感应式磁强计,它是建立在法拉第磁感应定律的基础上的.法拉第电磁感应定律可以表示为:V=-N d5 d t,式中5为线圈中的磁通量;N为线圈的匝数;V为线圈的感应电势.感应式磁强计分为搜索线圈式磁强计和磁通门磁强计两种类型.前者用于自旋卫星上,依靠卫星的自旋使通过搜索线圈的地磁场磁通量作周期性的变化,并感应出一个周期性的交流电压,在此交流电压的相位包含了姿态的信息.也就是说搜索线圈式磁强计可用在自旋卫星上提供精密的相位信息.磁强计由于质量小、性能可靠、功耗低、工作温度范围宽以及没有活动部件而得到广泛应用.但是地球磁场模型仅仅是对地球磁场的近似描述,以此模型作为磁强计测量星体姿态的基准,将会带来较大的误差,因此磁强计不是一种高精度的姿态敏感器.另外,地球磁场强度是与地心距三次方成反比的,使得高轨道(高度大于1000公里)卫星内的剩余磁偏置将会超过地球磁场的影响.这时地球磁场便不能作为测量基准,使得磁强计的应用受到限制.本文综述了到目前为止出现的常用飞行器三轴姿态测量敏感器,并对它们的性能进行了分组分析比较,给出了具有一定指导意义的结论,对这一领域今后的研究工作具有启示作用.参考文献:[1] L iebe C C.Star trackers fo r attitude deter m inati on[J].IEEE A ES System s M agzine,1995,31(6):10216.[2] 黄圳圭.航天器姿态动力学[M].长沙:国防科技大学出版社,1997.1290.[3] 袁 信,俞济祥,陈 哲.导航系统[M].北京:航空工业出版社,1993.15247.The m ethod of m ea sur i ng a ttitude for aerocraf tHA I T ao,XU Yan,GAO X iang(Co llege of E lectrical Engineering,GuangxiU niversity,N anning530004,Ch ina)Abstract:T he sen so rs of m easu ring th ree axes attitude fo r aerocraft are p resen ted in the pap er.T he w o rk theo ry of sen so rs is then p resen ted in detail.T he advan tage and disadvan tage of these sen so rs are analyzed acco rding to their w o rk theo ry,at the sam e ti m e p erfo r m ance of som e comm on attitude sen so rs is com p ared.A t last som e conclu si on s are given.Key words:attitude sen so r;so lar sen so r;infrared earth sen so r.;radi o sen so r;inertial gyro m agnetom eter;star sen so r(责任编辑 刘海涛)。
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。
CCD太阳敏感器精度标定方法
折射 过程 ， 在折 射 过程 中有 ：
ｓ （ ｉ ｎ ＝ ｎｉ （ ｓｎ ６）
Ｏ ／＝ Ｏ ／
３ 精度标定
根 据 以上 误差 分 析 可 知 ， Ｃ 太 阳敏 感 器 的系 ＣＤ 统误 差是 由于光学 折 射 而 造 成 的 ， 精 度 的影 响 是 对 非线 性 ， 且两 轴相 关 。但 要 想使 太 阳敏 感 器 输 出精 确 的太 阳角 度 值 ， 须 对 系 统 误 差 进 行 校 正 ， 且 必 而 由于太 阳敏 感 器 内部 资 源 有 限 ， 不存 在 Ｃ Ｕ 等 ， Ｐ 不
（） ４
（ ５）
设 折射 玻璃 厚 度 为 ｋ 折 射 率 为 ｎ 狭 缝 与 Ｃ Ｄ ， ， Ｃ 光敏 面 的距离 为 ｈ ｄ 。ｄ ， 由两 部 分组 成 ， 部 分 是 一 在空 气界 质 中所 经 过 的距 离 ｄ ｄ 另 一 部 分 是 玻 ， 璃界 质 中所经过 的距离 ｄ ｄ ，记。有 ：
技术 已相 当成熟 ， 正式 型号 卫 星 中应 用较 多 。 在
１ 工作原理
Ｃ Ｄ太 阳 敏 感 器 的 姿 态 测 量 原 理 图 如 图 １ Ｃ
所示 。
图 １ 测 量 原 理 图
面上 的投 影 与 Ｚ 的 夹角为 叼， ｓ 狭缝 面与探 测 器 平 面
的距 离为 ｈ 。这 些太 阳矢 量投 影 的 夹 角与 方位 角余
＝ ｔ ｎ％ ｉ ａ ｔ ｎａ ＝
ｄ ｘ ｄ Ｌ
（） １ （） ２
ｔ ｎ叼 ＝ ａ
＝ ｔ ｃ ｓ — ａ 。
距 离为 ，ｙ可 以由 Ｃ Ｄ传 感 器 测 出 。设 太 阳视 ｄ， Ｃ
航天器姿态控制
姿态控制是使航天器在所需精度内保持合适的姿态或者产生 特定的姿态变化
航天器上一般都有专门的姿态控制系统，英文简称ACS
哈勃望远镜
航天飞机与空间站对接
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2. 航天器姿态控制系统框图
干扰力矩 航天器
力矩器
姿态敏 感器
星载计 算机
姿态控制系统根据姿态误差形成控制指令，产生控制力矩来 实现姿态控制，是一个闭环控制系统
6′
1′
1′
30′
6′
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3. 姿态敏感器（续） 惯性敏感器（陀螺仪）
测量角速度：由于航天应用对精度的需求，一般采用环形激光陀螺仪和 光纤陀螺仪
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4. 力矩器 推力器
磁力矩
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
优点：力矩大；对高度不敏感 缺点：需燃料；开关操作
优点：无需燃料 缺点：力矩强度随着轨道高度的增加而减小；不能产生磁场方向力矩分量
卫星残余磁场地球磁场相互作用的结果
其它扰动力矩
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6. 姿态控制系统设计
成本 设计寿命 完整的ACS系统可靠性 无单点故障 与其他卫星子系统的兼容性 质量、功耗和热预算等边界条件 轨道参数 用户需求
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Page-11
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4. 力矩器（续）
反作用轮
利用惯性飞轮加减速反作用 力控制系统姿态
动量轮
利用陀螺定轴性原理稳定航天性
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5. 干扰力矩（续）
重力梯度力矩
引力在非对称刚体上产生的力矩
太阳辐射力矩
太阳辐射的光子光压产生的绕卫星质心的力矩
空气动力力矩
对于地轨卫星，不能忽略的大气阻力对航天器的力矩
电磁扰动力矩
天文导航的天体敏感器
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2.3.1恒星敏感器简介 ——恒星敏感器性能要求
④抗干扰、抗空间辐射能力强。 • 恒星敏感器敏感微弱星光信息，杂散光的干扰不但对成像 质量影响很大，甚至会使星敏感器不能正常工作，因此必 须采用遮光罩来抑制杂散光，增强抗干扰能力。 • 通常面向空间应用的仪器必须具有抗辐射能力，恒星敏感 器也不例外。
天文与深空导航学
主讲：魏二虎 教授
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目录
第一章 第二章 第三章 第四章 第五章 第六章 第七章 第八章 天文与深空导航的理论基础 天文导航的天体敏感器 高轨地球卫星自主天文导航 深空探测器的自主天文导航原理与方法 VLBI技术用于深空探测器导航的原理与方法 USB技术用于深空探测器导航的原理与方法 脉冲星测量技术用于深空探测器自主导航的原 理与方法 其他导航技术在深空探测中应用与国内外深空 探测计划
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2.3.1恒星敏感器简介
• 恒星敏感器(简称星敏感器)是当前广泛应用的天体敏感器， 它是天文导航系统中一个很重要的组成部分。 • 它以恒星作为姿态测量的参考源，可输出恒星在星敏感器 坐标下的矢量方向，为航天器的姿态控制和天文导航系统 提供高精度测量数据。
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2.3.1恒星敏感器简介
恒 星 敏 感 器
太 阳 敏 感 器
行 星 敏 感 器
雷 达 成 像 敏 感 器
光 学 成 像 敏 感 器
微 波 雷 达
激 光 雷 达
陀 螺
加 速 度 计
倾 角 传 感 器
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2.3恒星敏感器
2.3 恒星敏感器 2.3.1 恒星敏感器简介 2.3.2恒星敏感器分类 2.3.3恒星敏感器结构 2.3.4恒星敏感器的工作原理
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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。