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嵌套式霍尔推力器发展历程与应用展望
1
作者 丁凤林 张仲恺 +1 位作者 高俊 汤海滨 《空间控制技术与应用》 北大核心 2025年第3期1-13,共13页
针对空间电推进领域的大功率霍尔电推进技术,回顾了嵌套式霍尔推力器的发展历程和研究现状,梳理了嵌套式霍尔推力器在放电功率、推力器尺寸、重量方面和传统霍尔推力器的优势地位,以及嵌套式霍尔推力器的实施可行性,分析了嵌套式霍尔推... 针对空间电推进领域的大功率霍尔电推进技术,回顾了嵌套式霍尔推力器的发展历程和研究现状,梳理了嵌套式霍尔推力器在放电功率、推力器尺寸、重量方面和传统霍尔推力器的优势地位,以及嵌套式霍尔推力器的实施可行性,分析了嵌套式霍尔推力器将来可能的应用场景,最终对嵌套式霍尔推力器待解决的关键技术和研究发展方向提出了建议,为未来开展超大功率霍尔电推进技术提供参考. 展开更多
关键词 电推进 嵌套式霍尔推力器 系统设计 空间应用
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面向批产卫星的智能化磁试验系统设计及验证
2
作者 徐超群 刘超波 +3 位作者 肖琦 陈金刚 耿晓磊 周晶晶 《航天器环境工程》 2025年第5期477-484,共8页
针对我国批产卫星磁试验任务量大、效率偏低等问题,设计并实现了一种智能化磁试验系统。该系统集成了磁场测量、磁矩测量、充退磁试验和电缆自动接插等功能,采用磁通法进行快速磁矩测量,结合磁强计阵列扫描获取磁场梯度信息,并通过自动... 针对我国批产卫星磁试验任务量大、效率偏低等问题,设计并实现了一种智能化磁试验系统。该系统集成了磁场测量、磁矩测量、充退磁试验和电缆自动接插等功能,采用磁通法进行快速磁矩测量,结合磁强计阵列扫描获取磁场梯度信息,并通过自动化流程控制实现全程无人化操作。验证试验结果显示:系统磁矩测量误差小于5%±20 mA∙m2,单工况磁矩测试时间不超过5 s,单颗卫星完整磁试验流程控制在30 min内,支持年产1000颗次以上的批产卫星磁试验任务。与传统人工磁试验系统相比,该系统在试验效率、测试精度和人力成本等方面具有明显优势。所做研究为批产卫星磁试验提供了一种高效、可靠的工程化解决方案,对推动我国智能化磁试验技术发展和AIT试验室建设具有参考价值。 展开更多
关键词 磁试验自动化 磁试验智能化 批产卫星 磁场测量 磁矩测量
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太阳模拟器热平衡试验设备及技术综述
3
作者 吴东亮 高庆哲 +1 位作者 张鹏嵩 廖韬 《航天器环境工程》 2025年第1期7-15,共9页
太阳模拟器能够较精确地模拟太阳辐照的准直性、均匀性和光谱特性。深空探测器等航天器的构形日益复杂,其表面热光学性能的差异化愈发显著,使太阳模拟器在热平衡试验中的重要作用愈发凸显。文章介绍了太阳模拟器的基本构成、工作原理及... 太阳模拟器能够较精确地模拟太阳辐照的准直性、均匀性和光谱特性。深空探测器等航天器的构形日益复杂,其表面热光学性能的差异化愈发显著,使太阳模拟器在热平衡试验中的重要作用愈发凸显。文章介绍了太阳模拟器的基本构成、工作原理及性能参数,综述了国内外太阳模拟器设备和性能指标。并结合我国航天器的发展提出利用太阳模拟器开展试验的具体需求,分析了国内外典型太阳模拟器热平衡试验案例,对我国用于热平衡试验的太阳模拟器的技术发展提出意见和建议。 展开更多
关键词 太阳模拟器 深空探测器 热平衡试验 试验需求 综述
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采用势函数的三自由度气浮模拟器追逃策略
4
作者 王创歌 陈丹鹤 廖文和 《系统工程与电子技术》 北大核心 2025年第5期1655-1662,共8页
针对航天器近距离操作控制算法地面验证和空间近距离追逃问题,开发三自由度(three degrees-of-freedom,3-DOF)零重力气浮模拟器,提出引入虚拟边界障碍物的势函数追踪策略和逃逸策略,有效利用势函数的特性,在追踪星抵近逃逸星的同时,可... 针对航天器近距离操作控制算法地面验证和空间近距离追逃问题,开发三自由度(three degrees-of-freedom,3-DOF)零重力气浮模拟器,提出引入虚拟边界障碍物的势函数追踪策略和逃逸策略,有效利用势函数的特性,在追踪星抵近逃逸星的同时,可实现对环境中障碍物的规避,并且在有限的地面空间范围内约束双星的运动。实验结果表明,追踪星可实现对逃逸星的追踪,与仿真结果一致,证明了该实验台可用于航天器近距离机动控制算法的地面验证,也证明了提出的追逃策略的有效性。 展开更多
关键词 气浮模拟器 势函数 追逃策略 虚拟障碍物
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一种运载火箭时序姿控系统消反峰电路的设计方法
5
作者 张浩楠 张洁 +2 位作者 郑伟 胡海峰 张隽 《航天控制》 2025年第1期81-87,共7页
运载火箭时序姿控系统消反峰电路采用“二极管+电阻”电路与“电阻+二极管+稳压二极管”电路,利用MULTISIM进行仿真,并利用试验进行验证,发现消反峰电阻越大或者稳压二极管稳压电压越大,电磁阀理论关断时间均越小。对于相同的电磁阀关... 运载火箭时序姿控系统消反峰电路采用“二极管+电阻”电路与“电阻+二极管+稳压二极管”电路,利用MULTISIM进行仿真,并利用试验进行验证,发现消反峰电阻越大或者稳压二极管稳压电压越大,电磁阀理论关断时间均越小。对于相同的电磁阀关断时间指标要求,增加稳压二极管稳压值的方法产生的反峰电压要低于增大电阻产生的反峰电压;电磁阀通过精确控制燃料和气体的流动,确保其按照预定的比例和时间被送入发动机,所以增压阀、安溢阀、辅助动力电磁阀等在姿控系统中承担着调节压力和安全保护的重要作用,维护着火箭的姿态稳定和飞行安全,故其关断时间和反峰电压需要精确控制。 展开更多
关键词 电磁阀 消反峰电压 姿控系统 MULTISUM软件
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通信终端冲击夹具设计影响因素分析
6
作者 黄玉红 厉志强 +3 位作者 赵永志 郭涛 李江波 郑俊平 《通讯世界》 2025年第8期194-196,共3页
冲击试验在产品研发中的重要性不言而喻,冲击夹具在冲击试验中具有核心作用。以某型号产品为例,分析其经过冲击试验后失效的原因,研究影响冲击夹具固有频率和性能的因素,并进行可行性分析,以避免冲击试验因冲击夹具设计不合理而导致产... 冲击试验在产品研发中的重要性不言而喻,冲击夹具在冲击试验中具有核心作用。以某型号产品为例,分析其经过冲击试验后失效的原因,研究影响冲击夹具固有频率和性能的因素,并进行可行性分析,以避免冲击试验因冲击夹具设计不合理而导致产品失效,确保冲击试验的准确性和可靠性。 展开更多
关键词 冲击试验 冲击载荷 产品失效 固有频率
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热真空试验设备的控温热沉的设计分析 被引量：1
7
作者 苏清苗 张丽平 秦少英 《科技资讯》 2025年第2期232-234,共3页
人们通常采用一种专用的控温热沉来满足航天产品的热真空试验要求。控温热沉的主要组成部分有加热器、热沉和相关的配套设施等。对专用控温热沉的设计原理开展了全面且透彻的研究,并验证了仿真试验的精准性。如果发热量的具体值为200 W... 人们通常采用一种专用的控温热沉来满足航天产品的热真空试验要求。控温热沉的主要组成部分有加热器、热沉和相关的配套设施等。对专用控温热沉的设计原理开展了全面且透彻的研究,并验证了仿真试验的精准性。如果发热量的具体值为200 W,在对热沉空间测点的极限低温值进行获取后,其取值会低于-183℃;在对极限高温值进行获取时,其取值则会高于126℃,满足控温的各项标准。在调节温控系统时,使用比例-微分-积分(Proportional-Integral-Differential,PID)运算自适应调节系统取得了良好的效果。对热沉控温效果进行调试的过程中,在选取区间控温点时,使用了常用控温点,分别为120℃、-180℃、-70℃,具体调试情况为:使用升温的方式完成120℃温控;使用降温的方式完成-180℃温控;使用升温的方式完成-70℃温控;再次使用升温的方式完成120℃温控。经过全面且细致的分析可知,热沉空间测点温度与温控设计的标准值相一致,热沉设计的相关数据信息具备超强的实用性。 展开更多
关键词 热真空试验 控温热沉 仿真分析 PID控制
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基于数字滤波器的伺服系统谐振抑制方法 被引量：14
8
作者 王建敏 吴云洁 +1 位作者 刘佑民 张武龙 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第3期485-491,共7页
针对飞行仿真伺服系统(转台)中存在的机械谐振问题,在分析传统陷波器及二阶低通滤波器谐振抑制原理的基础上,提出了一种双二次谐振抑制数字滤波器.该双二次型数字滤波器结合了传统陷波器和二阶低通滤波器的特点,能够将谐振点和反谐振点... 针对飞行仿真伺服系统(转台)中存在的机械谐振问题,在分析传统陷波器及二阶低通滤波器谐振抑制原理的基础上,提出了一种双二次谐振抑制数字滤波器.该双二次型数字滤波器结合了传统陷波器和二阶低通滤波器的特点,能够将谐振点和反谐振点同时抑制.通过理论分析与仿真验证相结合的方式,阐述了该双二次型数字滤波器能够同时抑制正反谐振点的原理,并将该滤波器加入到了转台系统中进行实验.实验结果表明,所设计的滤波器在提高跟踪精度的同时有效拓宽了系统的带宽. 展开更多
关键词 伺服系统 机械谐振 谐振抑制 陷波器 数字滤波器 双二次滤波器
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用于发动机羽流试验研究的液氦热沉设计 被引量：12
9
作者 凌桂龙 王文龙 +1 位作者 蔡国飙 张建华 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第11期2630-2635,共6页
超低温大型卧式热沉采用液氦制冷,将在国内实现热沉表面温度低于10K,主要用于航天发动机羽流效应试验,同时兼顾卫星等热真空试验.热沉主体结构为卧式圆筒型,为减小热损失,液氦热沉去掉了骨架,外部装有液氮热沉,两者采用一体化设计,液氮... 超低温大型卧式热沉采用液氦制冷,将在国内实现热沉表面温度低于10K,主要用于航天发动机羽流效应试验,同时兼顾卫星等热真空试验.热沉主体结构为卧式圆筒型,为减小热损失,液氦热沉去掉了骨架,外部装有液氮热沉,两者采用一体化设计,液氮热沉既做液氦热沉的防辐射屏,又做液氦热沉的支撑.为增大抽速,舱体封头端设计了可拆卸的羽流吸附泵.羽流试验时液氦热沉、羽流吸附泵通液氦制冷,液氮热沉通液氮制冷,各部分热沉单独供液.对此大型热沉进行了方案设计、参数计算,对热沉预冷及稳态工况时的液氮、液氦消耗量进行了估算,分析了羽流试验时热沉抽气速率随试验工质温度的变化关系,得出液氦热沉对氮气的抽气速率可以达到107 L/s量级. 展开更多
关键词 真空 羽流效应 热真空试验 热沉 液氦热沉 液氮热沉 羽流吸附泵
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星敏感器地面标定设备的设计 被引量：9
10
作者 孙高飞 张国玉 +4 位作者 高玉军 王凌云 苏拾 付芸 王向东 《红外与激光工程》 EI CSCD 北大核心 2013年第10期2822-2827,共6页
为了实现星敏感器的地面标定试验,设计一套视场大且星间角距模拟精度高的星敏感器地面标定系统,对标定系统的组成、光学系统设计和模拟仿真精度等进行研究。根据星敏感器的地面标定要求介绍系统组成,提出实现星间角距模拟精度优于20″... 为了实现星敏感器的地面标定试验,设计一套视场大且星间角距模拟精度高的星敏感器地面标定系统,对标定系统的组成、光学系统设计和模拟仿真精度等进行研究。根据星敏感器的地面标定要求介绍系统组成,提出实现星间角距模拟精度优于20″的方法;采用新型显示器件LCOS作为星图显示器,通过像面拼接的方法扩大视场,并据此利用Zemax软件设计光学系统。在原有测量方法的基础上,给出地面标定设备的精度评价方法。并提出一种能够提高星间角距模拟精度的星点修正方法。实验结果表明:星敏感器地面标定设备的星间角距模拟精度小于20″,满足对星敏感器进行地面标定试验的要求。 展开更多
关键词 星敏感器 标定 星模拟器 仿真精度
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高空模拟试车台主被动引射方案数值研究 被引量：9
11
作者 陈健 吴继平 +1 位作者 王振国 徐万武 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第1期126-130,共5页
采用二维轴对称雷诺平均方程和Spalart-Allmaras湍流模型,对一大面积比火箭发动机高空模拟试车台在不同引射方案下发动机启动至稳定运行过程中不同室压下的流场结构进行了数值模拟。空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解,时间上采用显式R... 采用二维轴对称雷诺平均方程和Spalart-Allmaras湍流模型,对一大面积比火箭发动机高空模拟试车台在不同引射方案下发动机启动至稳定运行过程中不同室压下的流场结构进行了数值模拟。空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解,时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进。结果表明,采用启动段主动引射、主级段被动引射的方案可满足火箭发动机从启动工况到运行工况的引射要求,但需仔细考察引射器第二喉道收缩比的选择;采用启动段引射器高工况运行、主级段引射器转为低工况运行的全程主动引射,则是综合考虑了系统性能和经济性的较为理想的方案。 展开更多
关键词 火箭发动机 高空模拟试车台 主动引射 被动引射 数值模拟
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光纤氢传感技术的研究现状及其应用前景 被引量：8
12
作者 杜善义 张晓晶 +2 位作者 陈吉安 武湛君 张博明 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第4期466-472,共7页
分析了光纤氢传感技术发展的现状和特点,比较了几种典型光纤氢传感器的结构和工作原理。指出了光纤氢传感技术是测量易爆环境下氢气浓度的有效方法,并对光纤氢传感技术的应用前景和有待解决的问题进行了讨论。
关键词 光纤传感器 氢传感器 气体检测 钯膜
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新型液氧/空气/异丁烷燃烧加热器研制及流场校测 被引量：7
13
作者 杨样 晏至辉 +2 位作者 蒲旭阳 曾令国 马宏祥 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第12期2830-2835,共6页
为了发展高流场品质、安全可靠运行的高超声速高温风洞技术,研制了一种新型的液氧/空气/异丁烷燃烧加热器。该加热器采用"气液燃烧"模式组织燃烧,考虑了均匀流场设计,并利用空气-异丁烷火炬点火器实现点火。50kg/s量级燃烧加... 为了发展高流场品质、安全可靠运行的高超声速高温风洞技术,研制了一种新型的液氧/空气/异丁烷燃烧加热器。该加热器采用"气液燃烧"模式组织燃烧,考虑了均匀流场设计,并利用空气-异丁烷火炬点火器实现点火。50kg/s量级燃烧加热器点火调试表明,主气流能实现快速点火,在火炬关闭后,继续维持稳定燃烧。利用Φ1m喷管,针对马赫数6,总压6.0MPa及5.2MPa开展流场校测,结果表明燃烧加热器在喷管出口直径80%的中心区域提供均匀气流,在流场均匀区内,马赫数均方根偏差在0.05以内,总温均方根偏差在20K以内,能支撑高超声速气动及推进试验。 展开更多
关键词 异丁烷 高温风洞 燃烧加热器 流场 校测
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星载TDI CCD动态成像全物理仿真系统设计 被引量：10
14
作者 张刘 孙志远 金光 《光学精密工程》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第3期641-650,共10页
基于高精度卫星姿态控制仿真三轴气浮台，研制了高精度卫星姿态控制仿真子系统，用于为地面TDICCD动态成像仿真系统提供真实的仿真环境。根据TDICCD实际成像原理，采用软件模拟替代实际线阵相机的TDI电荷转移迭加过程，研制了基于面阵CC... 基于高精度卫星姿态控制仿真三轴气浮台，研制了高精度卫星姿态控制仿真子系统，用于为地面TDICCD动态成像仿真系统提供真实的仿真环境。根据TDICCD实际成像原理，采用软件模拟替代实际线阵相机的TDI电荷转移迭加过程，研制了基于面阵CCD的星载TDICCD动态成像仿真系统。利用该系统，实现了最高指向控制精度为0．1°，姿态稳定度为0．01（°）／s的卫星姿态控制仿真实验，模拟了积分时间为0．1S的TDICCD相机4～16级动态成像过程。研究了卫星姿态对TDICCD相机拍照的影响，分析了实际航天高性能TDICCD相机成像建模理论。像移速度匹配误差为0，姿态稳定度大于0．01（°）／s的实验显示了物理仿真与数学仿真结果与理论分析基本一致，不仅验证了该平台物理仿真方案的正确性，也初步验证了航天CCD成像建模理论的正确性。 展开更多
关键词 TDI CCD 物理仿真系统 姿态控制 像移
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热控涂层性能在轨测试用辐射计原理样机的设计与仿真 被引量：5
15
作者 邢辉 赵慧洁 +2 位作者 张颖 王立 张庆祥 《仪器仪表学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第2期241-246,共6页
为验证热控涂层性能退化地面模拟试验的有效性,提出了一种利用测热法实现热控涂层在轨测试的辐射计原理样机设计方案。通过对在轨辐射计所接收的外热流进行分析,应用能量守恒原理建立了其测试热控涂层太阳吸收率的数学模型,并在该测试... 为验证热控涂层性能退化地面模拟试验的有效性,提出了一种利用测热法实现热控涂层在轨测试的辐射计原理样机设计方案。通过对在轨辐射计所接收的外热流进行分析,应用能量守恒原理建立了其测试热控涂层太阳吸收率的数学模型,并在该测试模型的基础上设计辐射计的测热和隔热结构。利用ANSYS软件对辐射计结构的关键组成部分进行了热仿真,并在恒温测试环境下利用辐射计对SR107热控涂层进行了原理验证试验,试验测得的SR107热控涂层太阳吸收率值与该涂层的标定值差别在3%以内,通过分析计算辐射计具有4.2%的测试不确定度。仿真和试验结果表明:辐射计原理样机的设计满足热控涂层性能在轨测试的要求。 展开更多
关键词 热控涂层 辐射计 在轨测试 热仿真 太阳吸收率
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X射线脉冲星导航动态模拟实验系统研制与性能测试 被引量：5
16
作者 徐能 盛立志 +4 位作者 张大鹏 陈琛 赵宝升 郑伟 刘纯亮 《物理学报》 SCIE EI CAS CSCD 北大核心 2017年第5期328-334,共7页
本文设计了一种半实物实验系统,能模拟出航天器在地球轨道及深空飞行时接收脉冲星周期X射线信号的情形.该系统主要由动态信号数据库、X射线模拟源、真空系统和探测系统组成.模拟源可以模拟出任意波形的脉冲轮廓,探测系统的时间分辨率优... 本文设计了一种半实物实验系统,能模拟出航天器在地球轨道及深空飞行时接收脉冲星周期X射线信号的情形.该系统主要由动态信号数据库、X射线模拟源、真空系统和探测系统组成.模拟源可以模拟出任意波形的脉冲轮廓,探测系统的时间分辨率优于2μs,通过分析时间转化模型给出了动态信号生成方法.实验模拟了航天器在近地轨道飞行一周接收Crab脉冲信号,将采集的光子到达时间转换到太阳系质心时后累积脉冲轮廓与标准轮廓相关度为0.9882. 展开更多
关键词 X射线脉冲星导航 动态实验 X射线模拟源 硅漂移探测器
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真空背压下多截面细径管内气体流动特性分析 被引量：4
17
作者 任旭东 廖彬 +3 位作者 王小刚 曾祥兵 臧立青 张方晓 《真空科学与技术学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第2期161-165,共5页
采用数值模拟方法研究了真空背压下多截面细径管的气体流动问题,并结合理论和实验结果对管内气体流动特性进行了分析。研究结果表明:在初始时间段,容器压力下降较快,细径管内气体处于流动壅塞状态,壅塞状态稳定后,流速下降缓慢,使得壅... 采用数值模拟方法研究了真空背压下多截面细径管的气体流动问题,并结合理论和实验结果对管内气体流动特性进行了分析。研究结果表明:在初始时间段,容器压力下降较快,细径管内气体处于流动壅塞状态,壅塞状态稳定后,流速下降缓慢,使得壅塞流动状态可以持续很长时间;壅塞状态下,容器压力随时间呈对数衰减关系,容器压力越小,壅塞状态持续时间越短。同时,壅塞状态下截面突变区域出现了膨胀波和超声速环。随着容器压力的进一步下降,导管入口的流速降低以及导管长度小于临界管长,不足以使气流加速到音速,产生壅塞条件不足,导管Ⅱ内的壅塞状态率先结束,导管Ⅲ和导管Ⅰ内的壅塞现象依次消失。细径管内气体转为层流状态,容器压力下降较慢。数值模拟结果与实验结果吻合较好,为多截面细径管内气体流动特性分析提供依据。 展开更多
关键词 气体流动 多截面细径管 壅塞流 层流 背压
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星敏感器光谱探测能力用地面模拟测试系统设计 被引量：4
18
作者 孙高飞 张国玉 +2 位作者 刘石 高玉军 许可 《空间科学学报》 CAS CSCD 北大核心 2014年第6期887-893,共7页
为实现对星敏感器光谱探测能力的测试和标定,研制了一套可模拟恒星光谱的地面标定系统,要求其光谱模拟精度优于10%.采用光谱分布可控、光强可调的模拟照明系统作为地面标定系统的核心器件来模拟恒星光谱变化,设计高成像质量准直光学系... 为实现对星敏感器光谱探测能力的测试和标定,研制了一套可模拟恒星光谱的地面标定系统,要求其光谱模拟精度优于10%.采用光谱分布可控、光强可调的模拟照明系统作为地面标定系统的核心器件来模拟恒星光谱变化,设计高成像质量准直光学系统使模拟星图成平行光出射,在光学系统出瞳处产生星图,完成具有恒星光谱信息的高精度星图模拟.进而利用Lighttools建立标定系统的光谱仿真模型,仿真结果表明恒星光谱模拟精度优于10%. 展开更多
关键词 光谱模拟 地面标定 光学系统 光谱模拟精度
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卫星介质深层充放电模拟实验装置研制进展 被引量：16
19
作者 韩建伟 张振龙 +2 位作者 黄建国 全荣辉 李小银 《航天器环境工程》 2007年第1期47-50,共4页
文章介绍了深层充放电研究的国内外现状及中科院空间中心在研的卫星深层充放电实验模拟装置进展情况。锶90/钇90β放射源和5～100keV电子枪被设计到一个真空系统内,分别作为介质深层充电及介质电导率的测试手段。分别用β放射源和电子... 文章介绍了深层充放电研究的国内外现状及中科院空间中心在研的卫星深层充放电实验模拟装置进展情况。锶90/钇90β放射源和5～100keV电子枪被设计到一个真空系统内,分别作为介质深层充电及介质电导率的测试手段。分别用β放射源和电子枪对介质样品进行了辐照试验,观察到了kV级的充电电位和放电现象。在辐照样品之前进行的辐照空靶的实验均未观测到放电信号。该装置可为我国发展长寿命、高可靠的新一代通信、气象等中高轨卫星提供深层放电防护设计的基础数据、理论和技术支撑。 展开更多
关键词 深层充放电 电介质 (放射源 电子枪
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亚角秒级星相机的精度测定 被引量：4
20
作者 王伟之 王妍 +3 位作者 于艳波 邸晶晶 宗云花 高卫军 《红外与激光工程》 EI CSCD 北大核心 2018年第9期233-239,共7页
星相机的指向精度是评价星相机性能的最重要的指标。提出了针对亚角秒级星相机的实验室精度测定方法。基于静态多星靶标和平行光管完成了瞬态误差(Temporal Error,TE)的测量,并考虑了星相机实际使用时的信号水平;采用Stewart平台进行微... 星相机的指向精度是评价星相机性能的最重要的指标。提出了针对亚角秒级星相机的实验室精度测定方法。基于静态多星靶标和平行光管完成了瞬态误差(Temporal Error,TE)的测量,并考虑了星相机实际使用时的信号水平;采用Stewart平台进行微距调整,通过帧间差分处理获取同名星点间的坐标差,经统计分析可以得到高频误差HSFE,优点是避免了规划特殊路径;通过使用不同谱段的滤光片,等效计算得到色差导致的低频误差LSFE;此外,还给出了星相机畸变标定导致的低频误差和星点靶标标记误差导致的低频误差。试验结果与设计值一致,验证了上述方法的有效性。 展开更多
关键词 星相机 精度 误差
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