CN106114912A - Geo轨道高精度星敏感器在轨高稳定指向保证方法 - Google Patents

Geo轨道高精度星敏感器在轨高稳定指向保证方法 Download PDF

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董瑶海
陈文强
周徐斌
沈毅力
金历群
陈晓杰
张如意
曾擎
江世臣
王志国
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Abstract

本发明提供了一种GEO轨道高精度星敏感器在轨高稳定指向保证方法，包括如下步骤：采用星敏感器支架将星敏感器安装在遥感仪器上温度稳定、变形小的部位，实现遥感仪器与星敏感器一体化连接；优选星上布局空间，使星敏感器和支架在星体内部并靠近卫星散热面，避免阳光直射，为星敏感器和星敏感器支架提供长期稳定的散热面；针对星敏感器支架和星敏感器采取综合的热控制措施，使星敏感器安装界面处的温度波动在一定时间内维持在±0.1℃范围内；采用星敏感器支架，使星敏感器在一定时间内具有角秒级的在轨高稳定指向。本发明实现了卫星姿态基准以及遥感仪器成像基准统一，减小了基准不同引起的遥感仪器扫描镜指向偏差。

Description

GEO轨道高精度星敏感器在轨高稳定指向保证方法
技术领域
本发明涉及卫星总体技术领域，具体地，涉及一种GEO(Geostationary Orbit，地球静止轨道)轨道高精度星敏感器在轨高稳定指向保证方法。
背景技术
由于国家持续快速的发展，对于高轨高精度遥感业务的需求日益旺盛，要求卫星平台具有高姿态确定精度、遥感仪器具有高扫描控制精度。随着以风云四号气象卫星为代表的高轨高精度遥感卫星的研制，卫星平台的姿态确定精度和遥感仪器的扫描控制精度已能满足指标要求。但是，在解决星上实时补偿的高精度图像导航与配准问题的过程中，需要卫星平台和遥感仪器具有相同的姿态确定基准，在此基础上，在一定时间内保证星敏感器具有角秒级的高稳定在轨指向，才能使卫星姿态确定精度满足要求，从而使卫星图像定位精度满足公里级的要求。
目前，我国只发射了一颗三轴稳定的高轨遥感卫星高分四号卫星，不同于本发明的内容，其星敏感器通过不同的支架安装在星上不同位置，也没有对星敏感器、星敏感器支架和散热面进行单独的温度控制。查阅国内相关技术或报道，没有发现类似的方法。
发明内容
针对现有的技术空白，本发明的目的是提供一种GEO轨道高精度星敏感器在轨高稳定指向保证方法，其统一卫星姿态基准以及遥感仪器扫描成像基准，为实现高轨遥感卫星高精度图像定位提供重要保障。
为了达到上述目的，本发明为解决其技术问题所采用的技术方案是提供一种GEO轨道高精度星敏感器在轨高稳定指向保证方法，包括如下步骤：
步骤一，采用一个星敏感器支架将多台星敏感器安装在遥感仪器上温度稳定、变形小的部位，实现遥感仪器与星敏感器一体化连接；
步骤二，选星上热环境稳定、靠近散热面的布局空间，将星敏感器支架安装在星体内部，避免阳光直射，为星敏感器和星敏感器支架提供长期稳定的散热面；
步骤三，采用高稳定微变形的星敏感器支架，支星敏感器架具有一体化的碳纤维结构，星敏感器安装平台正面采用铝合金，铝合金安装平台背面连接铝基碳化硅导热柱，将星敏感器的热量传导至星敏感器安装平台背面；
步骤四，针对星敏感器支架和星敏感器采取综合的热控制措施：遥感仪器和星敏感器支架通过隔热垫片实现热隔离；在星敏感器支架上设置电加热器并在外部包覆多层隔热组件；在星敏感器安装平台正面设置电加热器，并实施单独的PI闭环控制；在星敏感器安装平台背面设置外贴热管，连接至卫星散热面；星敏感器外部包覆多层隔热组件；卫星散热面设置电加热器，并实施单独的PI闭环控制；星敏感器安装面和散热面的温度测量采用Pt电阻测温；使星敏感器安装面处的温度波动维持在±0.1℃范围内。
优选地，所述单独的PI闭环控制保持在不大于0.1℃的精度。
优选地，所述Pt电阻测温保持在不大于0.1℃的精度。
优选地，所述星敏感器安装面实现角秒级的在轨高稳定指向。
本发明所提供的GEO轨道高精度星敏感器在轨高稳定指向保证方法，具有如下的有益效果：通过遥感仪器和星敏感器的整体安装，实现了遥感仪器和星敏感器的测量基准统一，通过多项有效措施使星敏感器在一定时间内具有角秒级的在轨高稳定指向，实现了卫星姿态基准以及遥感仪器成像基准统一，减小了基准不同引起的遥感仪器扫描镜指向偏差，从而提高了遥感仪器成像定位精度，是实现高轨遥感卫星高精度图像定位的重要保障。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1是一种遥感仪器与星敏感器整体安装示意图(星外)；
图2是一种遥感仪器与星敏感器整体安装示意图(星内)；
图3星敏感器和支架安装示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
请参阅图1至图3，本发明公开了一种GEO轨道高精度星敏感器在轨高稳定指向保证方法，该方法包括以下步骤：
步骤一，采用一个星敏感器支架将多台星敏感器3直接安装在遥感仪器1上温度稳定、变形小的部位，具体地，将星敏感器支架通过三处安装脚安装在遥感仪器底部黑体附近，星敏感器安装脚和遥感仪器之间设置12mm厚度的轻量化钛合金垫片7，并采用钛合金螺钉实现紧固，从而实现遥感仪器与星敏感器一体化连接。
步骤二，选星上热环境稳定、靠近散热面2的布局空间，将星敏感器支架安装在星体内部，具体地，星敏感器支架安装在靠近卫星南侧的散热面附近，通过在卫星南侧板上开口将三个星敏感器遮光罩前部伸出星体，避免阳光直射，为星敏感器和星敏感器支架提供长期稳定的散热面。
步骤三，采用高稳定微变形的星敏感器支架，星敏感器支架具有一体化的碳纤维结构，星敏感器安装平台正面采用铝合金，铝合金安装平台背面连接铝基碳化硅导热柱，将星敏感器的热量传导至星敏感器安装平台背面。
步骤四，针对星敏感器支架和星敏感器采取综合的热控制措施：具体地，在星敏感器支架上设置三路电加热器(主备共六路)实施对三处碳纤维支撑杆6的热控制，并在星敏感器支架外部包覆十层多层隔热组件；在星敏感器安装平台正面8上，每个星敏感器的安装面上设置一路(主备共两路)电加热器，并实施单独的PI闭环控制，控温精度不大于0.1℃；在星敏感器安装平台背面4设置一根外贴热管5，通过螺钉安装连接至卫星散热面；每个星敏感器外部包覆十层多层隔热组件；卫星散热面设置一路(主备共两路)电加热器，并实施单独的PI闭环控制，控温精度不大于0.1℃；每个星敏感器安装面采用四路Pt电阻测温，散热面采用两路Pt电阻测温，测温精度不大于0.01℃；针对卫星南侧板上开口包覆二十层多层隔热组件。通过上述措施，使星敏感器安装面处的温度波动在一定时间内维持在±0.1℃范围内。
本发明实现了卫星姿态基准以及遥感仪器成像基准统一，减小了基准不同引起的遥感仪器扫描镜指向偏差，从而提高了遥感仪器成像定位精度，是实现高轨遥感卫星高精度图像定位的重要保障。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (4)

1.一种GEO轨道高精度星敏感器在轨高稳定指向保证方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一，采用一个星敏感器支架将多台星敏感器安装在遥感仪器上温度稳定、变形小的部位，实现遥感仪器与星敏感器一体化连接；
步骤二，选星上热环境稳定、靠近散热面的布局空间，将星敏感器支架安装在星体内部，避免阳光直射，为星敏感器和星敏感器支架提供长期稳定的散热面；
步骤三，采用高稳定微变形的星敏感器支架，支星敏感器架具有一体化的碳纤维结构，星敏感器安装平台正面采用铝合金，铝合金安装平台背面连接铝基碳化硅导热柱，将星敏感器的热量传导至星敏感器安装平台背面；
步骤四，针对星敏感器支架和星敏感器采取综合的热控制措施：遥感仪器和星敏感器支架通过隔热垫片实现热隔离；在星敏感器支架上设置电加热器并在外部包覆多层隔热组件；在星敏感器安装平台正面设置电加热器，并实施单独的PI闭环控制；在星敏感器安装平台背面设置外贴热管，连接至卫星散热面；星敏感器外部包覆多层隔热组件；卫星散热面设置电加热器，并实施单独的PI闭环控制；星敏感器安装面和散热面的温度测量采用Pt电阻测温；使星敏感器安装面处的温度波动维持在±0.1℃范围内。
2.根据权利要求1所述的GEO轨道高精度星敏感器在轨高稳定指向保证方法，其特征在于，所述单独的PI闭环控制保持在不大于0.1℃的精度。
3.根据权利要求1所述的GEO轨道高精度星敏感器在轨高稳定指向保证方法，其特征在于，所述Pt电阻测温保持在不大于0.1℃的精度。
4.根据权利要求1所述的GEO轨道高精度星敏感器在轨高稳定指向保证方法，其特征在于，所述星敏感器安装面实现角秒级的在轨高稳定指向。
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Cited By (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106405581A (zh) * 2016-11-30 2017-02-15 上海卫星工程研究所 卫星结构变形引起的多类型载荷间耦合指向精度评估方法
CN107792394A (zh) * 2017-09-25 2018-03-13 上海卫星工程研究所 适用于销螺钉安装方式的卫星高精度星敏感器支架
CN108190052A (zh) * 2017-12-29 2018-06-22 北京空间机电研究所 一种光学遥感器超紧凑、高稳定性的双层主体结构
CN108759821A (zh) * 2018-06-14 2018-11-06 上海卫星工程研究所 一种geo卫星多个星敏感器构型
CN108759869A (zh) * 2018-06-20 2018-11-06 上海卫星工程研究所 高精度星敏感器支架热变形试验系统
CN108801169A (zh) * 2018-06-25 2018-11-13 上海卫星工程研究所 适用于卫星结构在轨变形测量的一维psd传感器组件
CN108910090A (zh) * 2018-03-29 2018-11-30 北京空间飞行器总体设计部 一种星敏感器和热控装置一体化安装支架
CN108995829A (zh) * 2018-06-29 2018-12-14 北京控制工程研究所 一种平台在轨标定方法
CN109287010A (zh) * 2018-10-26 2019-01-29 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 碳纤维复合材料支撑结构的加热方法
CN109975830A (zh) * 2019-02-21 2019-07-05 上海卫星工程研究所 Geo卫星光学遥感仪在轨热变形抑制系统
IT201900012498A1 (it) * 2019-07-22 2021-01-22 D Orbit S P A Modulo satellitare per la determinazione di assetto
US11313999B2 (en) 2019-05-22 2022-04-26 Raytheon Company Optical system having integrated primary mirror baffle and shutter mechanism
CN114537715A (zh) * 2022-01-14 2022-05-27 上海卫星工程研究所 一种基于遮挡判定的多星敏集群自适应布局方法及系统
US11867895B2 (en) * 2019-05-22 2024-01-09 Raytheon Company Space optical system with integrated sensor mounts
JP7571116B2 (ja) 2019-07-22 2024-10-22 ディ－オルビット・エス・ペー・アー 姿勢判定用の衛星モジュール

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090065647A1 (en) * 2007-07-24 2009-03-12 Thales Solar protection device for space instrument
CN103448920A (zh) * 2013-08-08 2013-12-18 上海卫星工程研究所 星载星敏感器的精密控温装置
CN103448925A (zh) * 2013-08-08 2013-12-18 上海卫星工程研究所 卫星用星敏感器高精度温控装置
CN104443441A (zh) * 2014-10-31 2015-03-25 上海卫星工程研究所 轨道转移飞行器星敏感器偏低温独立热控装置
CN104859866A (zh) * 2014-09-23 2015-08-26 航天东方红卫星有限公司 星敏感器一体化安装支架

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090065647A1 (en) * 2007-07-24 2009-03-12 Thales Solar protection device for space instrument
CN103448920A (zh) * 2013-08-08 2013-12-18 上海卫星工程研究所 星载星敏感器的精密控温装置
CN103448925A (zh) * 2013-08-08 2013-12-18 上海卫星工程研究所 卫星用星敏感器高精度温控装置
CN104859866A (zh) * 2014-09-23 2015-08-26 航天东方红卫星有限公司 星敏感器一体化安装支架
CN104443441A (zh) * 2014-10-31 2015-03-25 上海卫星工程研究所 轨道转移飞行器星敏感器偏低温独立热控装置

Cited By (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106405581A (zh) * 2016-11-30 2017-02-15 上海卫星工程研究所 卫星结构变形引起的多类型载荷间耦合指向精度评估方法
CN107792394A (zh) * 2017-09-25 2018-03-13 上海卫星工程研究所 适用于销螺钉安装方式的卫星高精度星敏感器支架
CN108190052A (zh) * 2017-12-29 2018-06-22 北京空间机电研究所 一种光学遥感器超紧凑、高稳定性的双层主体结构
CN108910090B (zh) * 2018-03-29 2020-07-14 北京空间飞行器总体设计部 一种星敏感器和热控装置一体化安装支架
CN108910090A (zh) * 2018-03-29 2018-11-30 北京空间飞行器总体设计部 一种星敏感器和热控装置一体化安装支架
CN108759821A (zh) * 2018-06-14 2018-11-06 上海卫星工程研究所 一种geo卫星多个星敏感器构型
CN108759869A (zh) * 2018-06-20 2018-11-06 上海卫星工程研究所 高精度星敏感器支架热变形试验系统
CN108801169A (zh) * 2018-06-25 2018-11-13 上海卫星工程研究所 适用于卫星结构在轨变形测量的一维psd传感器组件
CN108801169B (zh) * 2018-06-25 2020-10-09 上海卫星工程研究所 适用于卫星结构在轨变形测量的一维psd传感器组件
CN108995829A (zh) * 2018-06-29 2018-12-14 北京控制工程研究所 一种平台在轨标定方法
CN109287010A (zh) * 2018-10-26 2019-01-29 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 碳纤维复合材料支撑结构的加热方法
CN109975830A (zh) * 2019-02-21 2019-07-05 上海卫星工程研究所 Geo卫星光学遥感仪在轨热变形抑制系统
CN109975830B (zh) * 2019-02-21 2021-09-03 上海卫星工程研究所 Geo卫星光学遥感仪在轨热变形抑制系统
US11313999B2 (en) 2019-05-22 2022-04-26 Raytheon Company Optical system having integrated primary mirror baffle and shutter mechanism
US11867895B2 (en) * 2019-05-22 2024-01-09 Raytheon Company Space optical system with integrated sensor mounts
IT201900012498A1 (it) * 2019-07-22 2021-01-22 D Orbit S P A Modulo satellitare per la determinazione di assetto
WO2021014293A1 (en) * 2019-07-22 2021-01-28 D-ORBIT S.p.A. Satellite module for attitude determination
JP7571116B2 (ja) 2019-07-22 2024-10-22 ディ－オルビット・エス・ペー・アー 姿勢判定用の衛星モジュール
CN114537715A (zh) * 2022-01-14 2022-05-27 上海卫星工程研究所 一种基于遮挡判定的多星敏集群自适应布局方法及系统
CN114537715B (zh) * 2022-01-14 2023-08-08 上海卫星工程研究所 一种基于遮挡判定的多星敏集群自适应布局方法及系统

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