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随着卫星研究的重点从大型的昂贵的多功能卫星转移到较轻的且造价比较便宜的新型卫星平台上。这些新平台的功能被限定相对较窄的范围内,且对平台的大小、重量和能耗管理等部件都有严格的控制指标。这种趋势在当今的空间技术领域越来越明显和重要。在飞行器空间姿态参考系统地研制上,这种要求显得尤为重要。假如一套传统的姿态参考系统被用到小卫星上,它的重量和能耗将大大超过整个小卫星系统允许分配给它的重量和能耗。ERADS(地球参照姿态定位系统)传感器的设计是意义深远的。它提供了一个较轻的且能耗较低的装置,这个装置可以提供三轴姿态参考,且精度满足绝大多数情况下的需要。这种装置就是紫外敏感器。它的基本原理是通过一个小型的提供大视场成像的光学设备取得图像,图像中既包含了恒星图像又包括了地球图像。为了实现这些目的,需要一些创新的设计和技术。本文首先研究了紫外三轴姿态敏感器的工作原理。根据空间飞行器控制中的轨道控制原理、姿态控制原理和动力学原理,确定了紫外三轴姿态敏感器的测量输出量,这就是飞行器在地心惯性坐标系中的角度。星载计算机在得到了这一测量值后,结合已知的轨道参数,最终计算出实际空间飞行器控制系统中所需要的姿态角四元素。在分析了紫外三轴姿态敏感器的工作原理以及输出的基础上,参考已知的国内外技术资料,确定了紫外三轴姿态敏感器的基本结构。然后,本文还给出了传感头电路部分的硬件电路和软件设计。传感头电路采用了黑白CCD成像的方案,选择了FPGA设计逻辑电路,最大程度上减小了传感头体积,降低了功耗。硬件电路包括图像采集模块和控制接口模块两大部分。图像采集电路由CCD、CCD时序发生驱动器和信号处理采样组成。控制接口模块由FPGA实现,用于和图像采集电路、后端DSP电路接口,并控制传感头运行。完成了FPGA的软件设计,FPGA的软件设计是基于VerilongHDL硬件描述语言的。它可以方便的实现组合逻辑和时序逻辑电路功能,最大程度的简化了硬件电路设计。