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摘要上世纪九十年代以来，微纳卫星凭借着其体积小、成本低、功耗低等优势在导航、通信、对地观测等很多领域发挥着重要作用。太阳敏感器作为微纳卫星姿态控制系统重要组成部分，其设计和开发成为微纳卫星研发过程中的重要环节。本文通过调查研究国内外太阳敏感器的研究现状，理解了太阳敏感器的原理及其构成，旨在利用四象限硅太阳能电池片设计和开发一款差动式模拟太阳敏感器，完成电路和结构部分的设计，并对原理样机进行测试和误差分析。25734
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关键词 微纳卫星 太阳敏感器 设计开发 误差分析
毕业论文设计说明书外文摘要
Title The design and development of high precision analog sun sensor used on NanoSat
Abstract
Since the 1990s,NanoSat with the advantages of small volume,low cost,low power consumption plays an important role in many areas,such as navigation ,communications,the earth observation.Sun sensor is an important part of attitude control system on NanoSat,and its design becomes an important link in the process of NanoSat development.According to the the research of the present situation of sun sensor research at home and abroad,we have understood the principle and the constitution of the sun sensor in order to use a four-quadrant solar cell made of silicon to design a differential analog sun sensor,and complete the design of circuit and structure,then test and analyse the error of the sample.
Keywords NanoSat Sun sensor Design and development Error analysis
目 次
1 引言 1
1.1 课题研究背景 1
1.2 太阳敏感器原理及发展现状 2
1.3 研究目的及意义 5
1.4 主要研究内容 5
2 差动式模拟太阳敏感器 6
2.1 模拟式太阳敏感器原理分析 6
2.2 光学系统设计 8
2.3 电路系统设计 9
2.4 PCB板设计 13
2.5 PCB板测试 15
3 太阳敏感器误差分析 22
3.1 机械加工误差 22
3.2 电路系统误差 23
4 太阳敏感器的标定 24
4.1 标定方法 24
4.2 数据拟合基本原理 24
结 论 26
致 谢 27
参考文献28
附录A 30
附录B 34
1 引言
微纳卫星的快速发展的同时推动了航天宇航的快速发展，一些大卫星应用的零部件都是先在小卫星上应用和测试，等到技术成熟再使用到大卫星上，能够提高大卫星的载荷承载能力[1]，同时小卫星研制成本低，研发过程相对简单，研制周期短，应用前景广阔，例如可以组成廉价的高分辨率地球观测星座[2]，所以太阳敏感器被广泛应用于航天工程中，用于航天器的姿态控制以及轨道控制，能保护卫星上其他一些灵敏度很高的精密仪器，主要用于太阳帆板的姿态定位，确保能量的有效供给，同时太阳敏感器对航天器自身的姿态定位有着深刻的影响 [3]。
1.1 课题研究背景
随着科技的不断进步，以微光电技术以及微机电技术为代表的高新技术发展日趋成熟，一种体积小但能实现大卫星基本功能的小型卫星迅速崛起。1999年斯坦福大学和美国加州理工的合作的一个课题使得CubeSat成为超微型卫星的通用标准[4]。CubeSat中文名是立方星，立方体结构，边长仅有10cm，见图1.1，功耗低于正常手机，也可以根据不同的需求将其扩展为两单元、三单元，甚至达到751单元。近十年来，机电系统一体化得到广泛重视进而快速发展，立方星项目也得到了广泛的青睐，全世界有多所大学和研究院所对CubeSat技术进行研究，其中有日本（CUTE、XI-IV），加拿大（CANX1），美国（NarcisSat），荷兰（AAUSat）和丹麦（DTUSat）。