针对以凸面镜作为反射式点光源的系统建模不够完善,限制其指向精度提高的问题,提出以太阳矢量为参照基准的系统建模方法,提高了系统指向精度。通过实验数据的线性度拟合确定拟合系数R2在0.999以上,确保了实验数据的可靠性,以最小二乘法解算模型求解系统固有安置几何误差,最后,通过反解模型求解目标值方法和太阳图像质心比对法,分别验证标校后模型的正确性。实验结果表明,目标编码器角度与实际测量角度值基本一致,俯仰角度误差标准偏差为0.0043°,方位角度误差标准差为0.00299°,误差范围保持在0.04°以内,图像质心比对法像素差值在2 pixel左右,对应的像素角分辨率误差在0.036°上下,系统综合指向精度优于0.1°,验证了此种方法建模的正确性与可行性,为实现多空间分辨率的高分辨率光学遥感卫星传感器高精度、高频次、业务化、全动态范围的在轨绝对辐射定标奠定了基础。

根据大气偏振模式形成机理, 提出了利用多偏振敏感器测量太阳矢量(矢量方向)的方法.介绍了大气偏振模式的形成, 设计了由两组偏振单元组成的偏振敏感器, 论证了偏振单元之间的最佳设计角度, 分析了利用偏振敏感器从大气偏振模式中提取太阳方位信息的方法, 进而提出了利用多偏振敏感器测量并结合最小二乘法解算太阳矢量的方法, 针对该算法进行了实验验证, 并与双偏振敏感器测量太阳矢量方向的方法进行了对比分析.分析结果表明, 利用多偏振敏感器测量不仅可以得到高精度的太阳矢量方向, 太阳矢量的方位角误差和高度角误差分别为0.2°和1.0°, 还解决了双偏振敏感器测量太阳矢量方向时由于最大偏振方向平行引发的突变问题.实验结果验证了利用多偏振敏感器(≥3)测量太阳矢量的方法是可行的.

针对自旋弹提出了一种新的姿态估计方法。首先, 根据自旋弹的性质设计了一种特殊的太阳矢量测量装置,用来测量太阳矢量并替代常用的MEMS中的加速度计和地磁计来修正陀螺仪偏差。该太阳矢量测量装置包括透明外壳、光电池阵列、实时时钟和处理器, 太阳透过透明外壳照射光电池阵列, 该阵列将太阳能转换成电动势信号,并结合实时时钟、通过处理器处理得到该时刻的太阳矢量。然后, 通过四元数微分方程建立卡尔曼滤波状态方程和观测方程对自旋弹进行姿态估计。最后, 仿真结果表明该方法能够得到较高精度的自旋弹姿态角。

为了避免太阳敏感器(DSS)指向故障导致星载太阳辐射监测仪(SIM)功能失效,为风云三号(FY-3(03))卫星的太阳辐射监测仪(SIM)设计了备份跟踪方式程控太阳跟踪并分析了其跟踪精度.利用星上儒略日时间和卫星轨道瞬根,基于类基准地表辐射网(BSRN)算法推导了轨道坐标系太阳矢量、俯仰角和偏航角.将计算结果与卫星给定指向数据进行了比较.结果表明:太阳矢量三轴偏差均小于0.1°,俯仰角平均偏差为0.024 6°,偏航角平均偏差为-0.080 4°.对利用程序计算的多轨道指向数据进行了太阳模拟跟踪控制实验,结果表明:SIM俯仰跟踪控制精度优于0.1°,偏航跟踪控制精度优于0.05°.为保证在轨跟踪精度,试验了俯仰零点角和偏航零点角,其分别为80.46°和-36.96°.最终分析结果表明,俯仰程控跟踪不确定度为±0.318°,偏航程控跟踪不确定度为±0.316°,满足SIM太阳跟踪精度±0.5°的要求.设计的太阳程控跟踪降低了SIM对光学指向器件的依赖,提高了在轨太阳跟踪的可靠性.