专利名称：基于红外测量的内卫星相对状态确定系统及其方法
技术领域：
本发明涉及航天器系统和引力测量技术领域，尤其涉及一种基于红外测量的内卫 星相对状态确定系统及其方法。
背景技术：
采用验证质量(proof mss, PM)进行沿测地线的轨道飞行，是卫星重力场测量、空 间引力探测等科学任务的一种方法。内编队系统中的内卫星，在外卫星的腔体内自由飞行， 外卫星腔体屏蔽了内卫星所受的大气阻力、太阳光压等非引力干扰，因而内卫星将在重力 作用下沿纯引力轨道飞行，起到验证质量的作用。内编队系统在轨工作时，外卫星通过对内 卫星相对位置、相对速度的测量，通过自身的姿态和位置控制系统，实现和内卫星相对位置 的保持控制，保证飞行过程中内外卫星不碰撞。因而，外卫星对内卫星相对位状态的测量， 是实现内编队内务的关键之一。航天器与验证质量的相对位置测量的精度一般不低于毫米量级，同时不能对验证 质量产生过大的干扰力。最常用的测量方式有静电方式、光学方式。发表于1974年AIAA Conf. onMechanics&Control of Flight (美国航空航天学会飞行力学与控制会议)上的 "Nonlinearidentification in the DISCOS position sensor(阻力补偿系统位置传感器 非线性辨识)”中提供了一种静电测量方式，该静电测量方式用验证质量和腔体壁面所贴电 极组成电容器，验证质量与航天器的相对运动会改变间隙或者相对面积，从而得到变化的 电信号。受灵敏度限制，附有电极片的腔壁与验证质量之间的间隙要足够小，但是，间隙变 小会使作用在验证质量上的干扰力增大，同时增大相对位置控制的难度。而且，静电方法在 测量的同时，不可避免地会对验证质量产生静电反作用力。验证质量相对位置测量也可采用光学方法，Lange B在发表于1964年第9期 的AIAAJournal上的“The drag-free satellite (无阻力飞行卫星)”中提出了用同源 多光束扫描测量验证质量位置的方案，D. B. Bebra发表于2003年第7期Advances in Space Research (空 |1]石if 究进展)_t "Drag-free control for fundamental physics missions (应用于基础物理学研究的无阻力飞行控制)，，中采用笔形波束光探测验证质量 的位置，斯坦福大学的DeHoffR L在1975的博士论文“Minimum thrusters control of a spinning drag-free satellite, including the design of a largecavity optical sensor (自旋无阻力卫星小推力控制——兼论大腔体光学敏感器设计)”中提出采用紫外线 激发验证质量上的磷涂层，并用栅栏二极管接收发射出来的红外线从而测定验证质量的位 置，精度达到mm级。与静电方法相比，光学测量方法可以增大验证质量与航天器腔体的间 隙，这对干扰力的抑制有帮助，同时有利于航天器与验证质量相对位置的控制。但是，主动 的光照会对验证质量造成光压干扰力，需要仔细控制投射光的功率，并保持光照的均勻性 和对称性。内编队系统中，内卫星和腔体相对距离较大，不宜采用静电方式。由于科学任务 的需要，内卫星相对位置测量的精度至少要达到毫米级，同时，测量所引入的干扰力要尽量小。例如，对高精度地球重力场测量任务，需小于IX 10_1(lm/s2，这使得任何主动测量手段引 入的干扰都不能忽略不计。
发明内容
本发明的目的在于提供一种内卫星相对状态测量系统，在不产生测量干扰力的情 况下，获得毫米级测量精度，满足内编队系统重力场测量或引力探测科学任务的需要，本发 明还提供所述测量系统的测量方法。为了实现上述目的本发明采用的技术方案如下本发明的内卫星相对状态测量系统，包括有内卫星、容纳内卫星的外卫星腔体，还 包括内卫星锁紧与释放机构、红外定位系统及用于输出数据的数据接口处理单元；所述的 内卫星为球体，所述的外卫星腔体为中空封闭的球形结构，所述的内卫星的表面和所述外 卫星腔体内壁具有不同的发射率、并共同形成所述红外定位系统的成像环境；所述的红外 定位系统包括至少两个安装在所述外卫星腔体内壁上的红外探测器、图像采集与预处理电 路单元和用于解算所述内卫星的相对位置、相对速度的状态解算电路处理单元，并依次相 联，所述状态解算电路处理单元和所述的数据接口处理单元相连；所述的内卫星锁紧与释 放机构安装在所述的外卫星腔体的一端，并在测量状态开始前，锁紧所述的内卫星，所述的 内卫星锁紧与释放机构控制所述的红外定位系统获取输出数据的开始操作。优化的，所述的内卫星的发射率不大于0. 1、吸收率不小于0. 3 ；所述外卫星腔体 内壁发射率在0.4 0.7之间。优化的，所述的外卫星腔体内壁采用铝阳极氧化工艺处理达到发射率在0. 4 0. 7之间。优化的，所述外卫星腔体内的温度扰动在0. 5K以内。优化的，所述的内卫星的材质为金钼合金。优化的，所述内卫星的半径为20 30mm，所述外卫星腔体空腔半径为200 300mmo本发明还提供利用所述的系统进行状态测量方法，包含以下步骤第一步、将本发明的内卫星相对状态测量系统连接到星载计算机，由星载计算机 控制测量系统中所述内卫星锁紧与释放机构的状态、控制红外定位系统的开关机状态，并 接收数据接口处理单元输出的数据；第二步当载有所述测量系统的内编队飞行器进入高度为300 350km的太阳同 步晨昏轨道时，所述测量系统中的红外定位系统根据所述星载计算机的指令开机，进入等 待状态；第三步所述的星载计算机指令打开所述的锁紧与释放机构，释放所述的内卫星， 使所述的内卫星与所述的外卫星腔体脱离，同时，发送释放成功指令给所述的红外定位系 统；第四步所述的红外定位系统接收到所述的释放成功指令后，开始获取所述内卫 星相对于外卫星腔体坐标系的相对位置、并由所述的状态解算电路处理单元计算出相对速 度，然后将所述的相对位置、相对速度通过所述的数据接口处理单元输出给所述的星载计 算机；
第五步重复第四步，对所述内卫星的相对位置、相对速度进行连续测量与输出。本发明的有益效果如下本发明的内卫星相对状态测量系统及其测量方法具有以下优点(1)根据内卫星 的红外辐射特性进行被动测量，不引入测量干扰力，有利于内编队对内卫星非引力干扰抑 制的要求；(2)允许内卫星和腔体之间留有较大间隙，有利于内编队的控制；(3)紧锁释放 阶段明确，保证内卫星不受到物理或化学损伤。
图1为本发明的基于红外测量的内卫星相对状态确定系统结构示意图。
具体实施例方式本发明的基于红外测量的内卫星相对状态确定系统及其方法通过长波红外成像 实现目标交会测量，进行相对位置和速度的确定。对内卫星表面和内腔体内表面进行不同 的表面处理，因而在无需光源照射的条件下，即可因为表面发射率的不同，产生不同的红外 辐射特性，实现内卫星的识别和测量。参见附图1，内编队飞行器进入高度为300 350km 的太阳同步晨昏轨道后，红外定位系统3接收到星载计算机的指令开机，同时，内卫星锁紧 与释放机构4通也根据星载计算机的指令释放内卫星1，使内卫星1脱离外卫星腔体2，红 外定位系统3接收到来自内卫星锁紧与释放机构的释放成功指令后通过红外探测器采集 图像，并经图像处理和分析后，得到内卫星相对于该探头的方位，通过两个以上红外探头的 交会测量，确定内卫星相对于腔体的相对位置。通过序列图像的处理，进一步获得内卫星的 相对速度。相对位置、相对速度的解算在内卫星相对状态解算电路处理单元完成，并通过数 据接口处理单元输出，经由星载总线5传输给星载计算机。为了使红外探测器清晰的记录内卫星在外卫星腔体内的相对位置，探测器记录的 红外图像前景即内卫星和背景即外卫星腔体的成像灰度需要有一定的比例，两者的比例关 系同内卫星和外卫星腔体内壁的吸收率、发射率具有如下关系
前景成像灰度_内卫星发射率+外腔体内壁发射率χ (1 —内卫星吸收率) 背景成像灰度外腔体内壁发射率关系式(1)通过如下推导得到—般物体的成像灰度与物体本身的发射率、反射率及其外围物体的发射率有关 系，即成像灰度=KX (物体本身的发射率+外围物体的发射率X物体本身的反射率)其中K为常数。具体到本发明的系统则有前景成像灰度=KX (内卫星发射率+外腔体内壁发射率X内卫星反射率) (2)背景成像灰度=KX (外卫星腔体内壁发射率+内卫星发射率X外卫星腔体内壁 反射率)(3)对于关系式(2)，由于内卫星反射率+内卫星吸收率=1，故有
前景成像灰度=KX (内卫星发射率+外腔体内壁发射率X (1-内卫星吸收率)) (4)对于公式(3)，由于内卫星表面积远小于外卫星腔体内壁的表面积，可认为红外成 像背景的灰度主要取决于外腔体内壁发射的红外辐射，而忽略反射内卫星所发射的红外辐 射的影响。因而有背景成像灰度=KX外卫星腔体内壁发射率(5)由公式(4)、公式(5)可以得到公式(1)。本发明的基于红外测量的内卫星相对状态确定系统中的内卫星和外卫星腔体内 壁分别经过表面处理，使内卫星的发射率不大于0. 1、吸收率不小于0. 3 ；所述外卫星腔体 内壁发射率在0. 4 0. 7之间，当内卫星的发射率为0. 1，吸收率为0. 3，外卫星腔体内壁的 发射率为0.7时，将以上数据代入公式(1)，则有
Γ 0.1+ 0.7 χ (1-0.3) 1---- ——
0.71.2即前景和背景的成像灰度比例为1/1. 2，适当调整红外探测器的动态范围和温度 分辨率，可获得清晰图像，满足定位需求。探测器的动态范围可以参考内卫星和外卫星腔体 内壁的名义黑体温度确定，内卫星和外卫星的名义黑体温度与测量温度的关系如下Te = T ε 1/4(6)其中，Te为名义黑体温度，T为测量环境下的绝对温度值，ε为表面发射率，公式 (6)的通过如下推到得到已知黑体能量辐射公式为E = δ T4(7)其中，E为黑体辐射能量值，δ为Stefan-BoItzmarm常数，T为绝对温度值。对于 一般物体，设其表面发射率为ε，则其辐射能量为El = ε δ T4(8)可以用一个黑体辐射源达到相同的辐射能量，设其所需的黑体温度为Te，称为名 义黑体温度，满足ε δ T4 = δ Te4(9)于是有Te = ( ε T4)1/4 = T ε 1/4根据公式(1)，可知在常温环境下，即T = 300Κ，当内卫星的发射率为0. 1，吸收 率为0. 3，外卫星腔体内壁的发射率为0. 7时，内卫星的名义黑体温度为300ΚΧ0. 11/4 = 168. 7Κ，外卫星腔体的名义黑体温度为300ΚΧ0. 71/4 = 274. 4Κ，两者的名义黑体温度差为 105. 7Κ，这样，当内卫星的发射率为0. 1，吸收率为0. 3，外卫星腔体内壁的发射率为0. 7时， 在常温附近适当调整红外探测器的动态范围和温度分辨率，可获得清晰图像，满足定位需 求。本发明的内卫星相对状态测量方法，分为准备阶段和重复测量阶段。在准备阶段， 首先内卫星在锁定状态下，随内编队飞行器一起进入高度300 350km的太阳同步晨昏轨 道；然后红外定位系统所属的红外探测器及图像采集与预处理电路单元、相对状态解算电 路处理单元根据星载计算机的指令开机，进入等待状态；最后，锁紧与释放机构接收到释放指令开始释放，内卫星与腔体脱离，释放成功后，通知红外定位系统开始工作，进入重复测 量阶段，红外定位系统开始图像拍摄与采集，经图像处理和交会定位获得内卫星的相对位 置、相对速度，通过外部数据接口输出。上述过程不断重复，实现对内卫星的相对位置、相对 速度进行连续测量与输出。
权利要求
内卫星相对状态测量系统，其特征在于包括内卫星、容纳内卫星的外卫星腔体、内卫星锁紧与释放机构、红外定位系统及用于输出数据的数据接口处理单元；所述的内卫星为球体，所述的外卫星腔体为中空封闭的球形结构，所述的内卫星的表面和所述外卫星腔体内壁具有不同的发射率、并共同形成所述红外定位系统的成像环境；所述的红外定位系统包括至少两个安装在所述外卫星腔体内壁上的红外探测器、图像采集与预处理电路单元和用于解算所述内卫星的相对位置、相对速度的状态解算电路处理单元，并依次相联，所述状态解算电路处理单元和所述的数据接口处理单元相连；所述的内卫星锁紧与释放机构安装在所述的外卫星腔体的一端，并在测量状态开始前，锁紧所述的内卫星，所述的内卫星锁紧与释放机构控制所述的红外定位系统获取输出数据的开始操作。
2.根据权利要求1所述的内卫星相对状态测量系统，其特征在于所述的内卫星的发 射率不大于0. 1、吸收率不小于0. 3 ；所述外卫星腔体内壁发射率在0. 4 0. 7之间。
3.根据权利要求2所述的内卫星相对状态测量系统，其特征在于所述的外卫星腔体 内壁采用铝阳极氧化工艺处理达到发射率在0. 4 0. 7之间。
4.根据权利要求1所述的内卫星相对状态测量系统，其特征在于所述外卫星腔体内 的温度扰动在0. 5K以内。
5.根据权利要求1所述的内卫星相对状态测量系统，其特征在于所述的内卫星的材 质为金钼合金。
6.根据权利要求1所述的内卫星相对状态测量系统，其特征在于所述内卫星的半径 为20 30mm，所述外卫星腔体空腔半径为200 300mm。
7.一种利用权利要求1所述的内卫星相对状态测量系统进行内卫星状态测量的方法， 包含以下步骤第一步、将本发明的内卫星相对状态测量系统连接到星载计算机，由星载计算机控制 测量系统中所述内卫星锁紧与释放机构的状态、控制红外定位系统的开关机状态，并接收 数据接口处理单元输出的数据；第二步当载有所述测量系统的内编队飞行器进入高度为300 350km的太阳同步晨 昏轨道时，所述测量系统中的红外定位系统根据所述星载计算机的指令开机，进入等待状 态；第三步所述的星载计算机指令打开所述的锁紧与释放机构，释放所述的内卫星，使所 述的内卫星与所述的外卫星腔体脱离，同时，发送释放成功指令给所述的红外定位系统；第四步所述的红外定位系统接收到所述的释放成功指令后，开始获取所述内卫星相 对于外卫星腔体坐标系的相对位置、并由所述的状态解算电路处理单元计算出相对速度， 然后将所述的相对位置、相对速度通过所述的数据接口处理单元输出给所述的星载计算 机；第五步重复第四步，对所述内卫星的相对位置、相对速度进行连续测量与输出。
8.根据权利要求7所述的内卫星相对状态测量系统进行内卫星状态测量的方法，其特 征在于所述第四步中获取所述内卫星相对于外卫星腔体坐标系的相对位置通过所述的两 个红外探测器交会测量得到。
全文摘要
本发明公开了一种基于红外测量的内卫星相对状态确定系统及其方法，属于航天器系统技术和测量仪器技术领域。所述的状态确定系统，由内卫星、外卫星腔体、红外定位系统和内卫星紧锁与释放机构组成，所述内卫星和所述的外卫星腔体经过表面处理，具有不同的发射性能，能够在没有光照的情况下在红外定系统中呈现不同灰度的图像，从而在不产生干扰力的情况下，实现获取内卫星三维运动状态的功能，完成内编队关键的测量任务。
文档编号G01S17/66GK101915927SQ201010146279
公开日2010年12月15日 申请日期2010年4月14日 优先权日2010年4月14日
发明者刘昆, 张峰, 张育林, 王兆魁, 范丽, 谷振丰, 韩大鹏, 项军华 申请人:清华大学