CN109305392B - 一种光学载荷辐射定标指向精度确定装置及控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种光学载荷辐射定标指向精度确定装置，包括遮光筒、电池片、安装支架以及信号放大电路，遮光筒通过安装支架竖直固定在星上，遮光筒的中心轴与载荷相机的光轴平行，遮光筒底端开口设置电池片，遮光筒内径与电池片的直径相适应，太阳光线经遮光筒照射在电池片上，电池片通过信号放大电路连接星上姿控系统。本发明通过在星上设置辐射定标指向精度确定装置，可以保证定标时载荷相机入射光角度的精度。本发明相对常用星敏定标方法具有易安装，成本低，不受星敏感器星图限制，姿态收敛时间短等优势。
Description
技术领域
本发明属于卫星姿态控制领域，尤其涉及一种光学载荷辐射定标指向精度确定装置及控制方法。
背景技术
辐射定标是空间光学载荷的重要应用前提和关键，国际上常用的定标方法按照定标位置的不同有：
发射前的实验室定标、在轨的星上定标以及发射后利用场地目标的在轨定标方法等。对于长期处于工作状态的在轨光学载荷系统，在长期运行工作过程中，光学系统透过率，探测器响应率均会逐步发生变化，因此需要经常性的通过在轨的星上定标实现对系统响应变化的纠正。
对于常规的光学载荷系统，对辐射定标指向精度相对星上载荷正常工作指向精度具有极高要求，通常星上不能避免为实现利用高精度辐射定标指向被装备高精度星敏感器才能满足辐射定标指向精度要求，不仅增加了卫星结构复杂程度、同时导致卫星尤其是微小卫星造价高昂、制作难度大，稳定性地，受星图限制、能量密度低等问题。
而现在还没有一种专门针对星上在轨辐射定标指向精度的确定装置和控制方法。
发明内容
针对现有技术存在的技术缺陷，根据本发明的一个方面，提供一种光学载荷辐射定标指向精度确定装置，包括遮光筒、电池片、安装支架以及信号放大电路，所述遮光筒通过所述安装支架竖直固定在星上，所述遮光筒的中心轴与载荷相机的光轴平行，所述遮光筒底端开口设置所述电池片，所述遮光筒内径与所述电池片的直径相适应，太阳光线经所述遮光筒照射在所述电池片上，所述电池片通过所述信号放大电路连接星上姿控系统。
优选地，根据如下公式计算光学载荷辐射定标指向精度：
其中，α为光学载荷辐射定标指向精度，a为所述电池片的直径，b为所述遮光筒的高度。
优选地，所述安装支架包括设有通孔的上部和设有半通孔的底座，所述通孔以及所述半通孔的直径与所述遮光筒的外径相适应，所述底座设有连接法兰，所述连接法兰开有螺纹通孔。
优选地，所述电池片为黑硅电池片或PERC电池片。
根据本发明的另一个方面，还提供一种光学载荷辐射定标指向精度控制方法，包括如下步骤：
a.星上姿控系统根据光学载荷辐射定标控制指令调整卫星姿态使光学载荷辐射定标指向精度确定装置对日定向；
b.所述光学载荷辐射定标指向精度确定装置接收太阳光照信号并输出电路信号；
c.星上姿控系统基于所述电路信号调整所述卫星姿态向目标方位收敛至所述太阳光照信号达到载荷相机辐射定标指向精度要求。
优选地，所述星上姿控系统包括姿态敏感器、姿态控制器以及控制执行器，所述卫星姿态由所述姿态敏感器确定，所述控制执行器根据所述姿态控制器的控制指令调整所述卫星姿态。
优选地，所述姿态敏感器包括太阳敏感器和磁强计。
优选地，所述控制执行器包括反作用飞轮和磁力矩器。
优选地，所述步骤b包括步骤：
b1.所述姿态控制器基于所述太阳光照信号计算太阳矢量，当所述太阳矢量收敛至所述姿态敏感器不再识别之后，切换由所述辐射定标指向精度确定装置识别所述太阳矢量。
优选地，在所述步骤中c中，所述控制执行器通过比例-微分控制所述卫星姿态。
本发明通过在星上设置结构简单、精度高、稳定性好、成本低廉的辐射定标指向精度确定装置，在星上原本精度范围内实现初步定姿，在此基础上根据本发明的辐射定标指向精度确定装置输出信号，利用星上姿控系统采用比例-微分控制实现高精度在轨辐射定标指向精度需求，保证定标时载荷相机入射光角度的精度。本发明相对常用星敏定标方法具有易安装，成本低，不受星敏感器星图限制，姿态收敛时间短等优势。
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示出了本发明的具体实施方式的，一种光学载荷辐射定标指向精度确定装置结构示意图；
图2示出了本发明的具体实施方式的，一种光学载荷辐射定标指向精度确定装置工作原理图；以及
图3示出了本发明的具体实施方式的，一种光学载荷辐射定标指向精度控制方法流程图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清晰，下面结合附图及其实施例对本发明的技术方案进行描述。
需要说明的是，本发明是用于星上在轨辐射定标操作前，对载荷相机接收太阳光照信息并向太阳矢量方向收敛的精确控制。利用太阳作为基准光源，通过太阳定标系统对载荷相机进行绝对定标。
根据本发明的一个方面，图1示出了一种光学载荷辐射定标指向精度确定装置的结构示意图，所述光学载荷辐射定标指向精度确定装置配合进行辐射定标的载荷相机安装在卫星上，并能够对载荷相机的指向精度进行确定。如图1所示，所述光学载荷辐射定标指向精度确定装置包括遮光筒2、电池片(图1中未示出)以及安装支架1。其中，所述遮光筒1作为所述光学载荷辐射定标指向精度确定装置的骨架和支撑结构，用于将所述遮光筒以及所述电池片固定在卫星的适宜位置。所述遮光筒2为空心柱状结构，所述遮光筒2的筒体结构由不透光材料制备。进一步地，所述遮光筒2通过所述安装支架1竖直固定在星上，在工作状态下，使所述遮光筒2的中心轴与太阳矢量保持平行。使得太阳光线经所述遮光筒的顶端开口入射进入所述遮光筒内照射到所述遮光筒2的内壁或由所述遮光筒2的底端开口射出。在本发明中，所述遮光筒2的中心轴与载荷相机的光轴平行。进一步地，所述遮光筒2底端开口设置有所述电池片，具体的，所述电池片填充所述遮光筒2的底端开口，所述所述遮光筒2的内径与所述电池片的直径相适应。通过这样的设置，使太阳光线依次经所述遮光筒2的顶端开口，内部中空结构照射到所述电池片上，并使得所述电池片的工作电路连通。进一步地，所述所述电池片与星上姿控系统电连接，所述电池片通电后，通过信号放大电路将经太阳光照产生电信号传输至所述星上姿控系统。本领域技术人员理解，所述星上姿控系统
用于控制卫星的姿态，所述星上姿控系统包括姿态敏感器、控制执行器以及姿态控制器。其中，所述姿态敏感器用于获取所述卫星姿态信息并发送至所述姿态控制器，所述姿态敏感器包括太阳角计、陀螺、磁强计、红外地平仪等测量设备检测，在此不予赘述。
为对所述光学载荷辐射定标指向精度确定装置的工作原理做更为详细的描述。图2示出了本发明的具体实施方式的，一种光学载荷辐射定标指向精度确定装置工作原理图。如图2所示，令定所述遮光筒2的高度为b，所述电池片的直径为a,基于太阳光线与所述遮光筒2的中心轴的夹角，即太阳光线在所述遮光筒2的入射角，令光学载荷辐射定标指向精度为α。如图2所示，根据反正切函数式，有：
其中，α为光学载荷辐射定标指向精度，a为所述硅片测试单元的边长，b为所述遮光筒的高度。
当α越小，即所述光学载荷辐射定标指向精度确定装置的精度越高，可以近似令：
其中，α为光学载荷辐射定标指向精度，a为所述硅片测试单元的边长，b为所述遮光筒的高度。从而计算所述光学载荷辐射定标指向精度确定装置的光学载荷辐射定标指向精度α。
结合图1、图2，所述安装支架1包括设有通孔的上部和设有半通孔的底座，所述遮光筒2穿过所述通孔并与所述半通孔抵接，所述通孔以及所述半通孔的直径与所述遮光筒的外景外径相适应。进一步地，所述底座设有连接法兰，所述连接法兰开有螺纹通孔，所述安装支架1通过所述连接法兰以孔柱的方式固定安装在卫星上。更进一步地，所述电池片为黑硅电池片或PERC电池片，本领域技术人员理解，黑硅电池片以及PERC电池片具有光谱响应范围宽、光谱灵敏度高、偏振状态无关等优点，以提高对太阳光照信号的吸收，提高测量的精确度。从而当所述电池片有稳定信号并经过放大电路输出给星上姿控系统时表明对日指向精度满足辐射定标指向精度需求，保证定标时载荷相机入射光角度的精度。
本发明还提供一种光学载荷辐射定标指向精度控制方法，通过结合本发明技术方案的上述光学载荷辐射定标指向精度确定装置，对卫星姿态进行控制，以满足星上载荷相机辐射定标的指向精度需求。图3示出了本发明的具体实施方式的，一种光学载荷辐射定标指向精度控制方法流程图。其包括如下步骤：
步骤S101，星上姿控系统根据光学载荷辐射定标控制指令调整卫星姿态使光学载荷辐射定标指向精度确定装置对日定向。具体地，所述星上姿控系统作为所述卫星姿态的控制机构，其接收星上计算机自主判断或者由由地面通过遥控请求发出的光学载荷辐射定标控制指令并基于所述光学载荷辐射定标控制指令对卫星姿态进行调整，使卫星姿态调整为对日定向模式，从而令载荷相机的指向机构对日。所述星上姿控系统具体按照如下方式工作。在本实施例中，所述星上姿控系统进一步包括姿态敏感器、姿态控制器以及控制执行器，其中，所述姿态敏感器由一系列星上传感器组成，通过传感器实时对卫星姿态进行测量并将测量结果转化为具体的数值参数，对卫星姿态进行量化和确定；所述姿态控制器作为所述星上姿控系统的控制中枢，其用于基于对所述星敏感器测量的卫星当前姿态和基于所述光学载荷辐射定标控制指令计算获取的目标姿态进行分析，进一步向所述控制执行器发出控制指令；所述控制执行器根据所述姿态控制器的控制指令对卫星姿态向目标姿态进行机动、调整。更进一步地，在该步骤中，利用低精度相对低的姿态敏感器，例如太阳敏感器和磁强计测量配合卫星姿态角，同时利用太阳敏感器数据提供太阳光照信号中的太阳矢量并将其与所述姿态控制器计算所得到的太阳矢量进行比对。
步骤S102，所述光学载荷辐射定标指向精度确定装置接收太阳光照信号并输出电路信号。本领域技术人员理解，上述步骤S101中卫星姿态的调整由星上姿控系统实现，其指向精度由所述姿态敏感器确定。而使用高精度姿态敏感期，会增加卫星结构复杂程度，并对卫星尤其是微小卫星的运行造成影响。在本步骤中，当所述光学载荷辐射定标指向精度确定装置的遮光筒指向太阳时，在工作状态下，太阳光线经所述遮光筒照射在电池片上并经信号放大电路输出电路信号传输至所述星上姿控系统。
最后，在步骤S103中，星上姿控系统基于所述电路信号调整所述卫星姿态向目标方位收敛至所述太阳光照信号达到载荷相机辐射定标指向精度要求。本领域技术人员理解，随着卫星姿态调整逐渐使所述卫星姿态向目标方位收敛过程中，照射到所述电池片的太阳光照信号越多，经所述放大电路产生的电路信号越强，表明载荷相机的指向精度越高。区别于步骤S101，在本步骤中，所述控制执行器包括反作用轮和磁力矩器，其中，所述反作用轮实施三轴PID对日指向控制，控制卫星对日指向，使载荷相机的光轴对日并保持与太阳矢量的夹角满足所述光学载荷辐射定标指向精度确定装置所确定的指向精度α；所述磁力矩器采用磁控卸载控制对反作用轮进行卸载。通过所述反作用轮以及所述磁力矩器的配合实现对卫星的机动控制。在该过程中，所述太阳敏感器以及所述磁强计不工作。进一步地，所述反作用轮以及所述磁力矩器能实时检测载荷相机的抖动与位移并进行修正，从而获得除3轴陀螺增稳外的额外增稳机能，能进一步提升增稳效果避免在卫星机动过程中对所述载荷相机相机的光轴造成扰动，干扰成像效果。
在图3所示实施例的一个优选的变化例中，在所述步骤S102中，还包括如下子步骤：
所述姿态控制器基于所述太阳光照信号计算太阳矢量，当所述太阳矢量收敛至所述姿态敏感器不再识别之后，切换由所述光学载荷辐射定标指向精度确定装置识别所述太阳矢量。该步骤阐述了由低精度的姿态敏感器对太阳矢量的识别向高精度的光学载荷辐射定标指向精度确定装置的切换过程。具体地，所述姿态控制器计算太阳矢量，并产生控制指令控制所述控制执行器进行对日机动，在机动过程中，所述光学载荷的光轴与太阳矢量的夹角逐渐减小，随着太阳矢量不断收敛至低精度的姿态敏感器在测量精度范围内无法对太阳矢量进行识别时，通过所述光学载荷辐射定标指向精度确定装置识别当前卫星姿态下指向精度是否满足辐射定标指向精度需求。
进一步地，所述控制执行器通过比例-微分控制所述卫星姿态。更进一步地，所述反作用飞轮通过比例-微分控制使所述载荷相机的光轴实现快速稳定地向太阳矢量方向进行机动。需要指出的是，比例-微分控制作为一种早期控制，可在出现位置误差前，提前产生修正作用，从而达到改善系统性能的目的。在本发明的具体实施例中，比例和微分作用结合，比单纯的比例作用更快。尤其是对容量滞后大的对象，可以减小动偏差的幅度，节省控制时间，显著改善控制质量。
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 (9)
1.一种光学载荷辐射定标指向精度确定装置，其特征在于，包括遮光筒、电池片以及安装支架，所述遮光筒通过所述安装支架竖直固定在星上，所述遮光筒的中心轴与载荷相机的光轴平行，所述遮光筒底端开口设置所述电池片，所述遮光筒内径与所述电池片的直径相适应，太阳光线经所述遮光筒照射在所述电池片上，所述电池片通过信号放大电路连接星上姿控系统，其中
所述星上姿控系统包括姿态敏感器、姿态控制器以及控制执行器，卫星姿态由所述姿态敏感器确定，所述控制执行器根据所述姿态控制器的控制指令调整所述卫星姿态。
2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，根据如下公式计算光学载荷辐射定标指向精度：
其中，α为光学载荷辐射定标指向精度，a为所述电池片的直径，b为所述遮光筒的高度。
3.根据权利要求1或2所述的装置，其特征在于，所述安装支架包括设有通孔的上部和设有半通孔的底座，所述通孔以及所述半通孔的直径与所述遮光筒的外径相适应，所述底座设有连接法兰，所述连接法兰开有螺纹通孔。
4.根据权利要求3所述的装置，其特征在于，所述电池片为黑硅电池片或PERC电池片。
5.一种光学载荷辐射定标指向精度控制方法，其采用如权利要求1-4中任一项所述的光学载荷辐射定标指向精度确定装置，其特征在于，包括如下步骤：
a.星上姿控系统根据光学载荷辐射定标控制指令调整卫星姿态使光学载荷辐射定标指向精度确定装置对日定向；
b.所述光学载荷辐射定标指向精度确定装置接收太阳光照信号并输出电路信号；
c.星上姿控系统基于所述电路信号调整所述卫星姿态向目标方位收敛至所述太阳光照信号达到载荷相机辐射定标指向精度要求。
6.根据权利要求5所述的控制方法，其特征在于，所述姿态敏感器包括太阳敏感器和磁强计。
7.根据权利要求5所述的控制方法，其特征在于，所述控制执行器包括反作用飞轮和磁力矩器。
8.根据权利要求5所述的控制方法，其特征在于，所述步骤b包括步骤：
b1.所述姿态控制器基于所述太阳光照信号计算太阳矢量，当所述太阳矢量收敛至所述姿态敏感器不再识别之后，切换由所述光学载荷辐射定标指向精度确定装置识别所述太阳矢量。
9.根据权利要求5-8中任一项所述的控制方法，其特征在于，在所述步骤中c中，所述控制执行器通过比例-微分控制所述卫星姿态。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20211116 |