一种基于阵列影像的内卫星相对状态测量系统及其方法
【专利摘要】本发明提供一种基于阵列影像的内卫星相对状态测量系统及其方法，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和阵列影像定位系统；阵列影像定位系统包括发光阵列、接收阵列、驱动与采样电路和状态解算单元；发光阵列由N个激光器构成，接收阵列由N个接收器构成；驱动与采样电路接收星载计算机的控制指令，并根据该控制指令驱动发光阵列上的激光器工作，并对接收阵列上各接收器采集到的信号进行采样；状态解算单元解算出内卫星的相对状态。在测量内卫星相对状态时，对内卫星轨道的干扰极低，量程可覆盖内卫星腔体的全区域，测量精度在毫米量级，可满足重力场测量等空间科学任务对内卫星相对状态测量的需求。
【专利说明】
【技术领域】
[0001] 本发明属于航天器系统和光学测量【技术领域】，具体涉及一种基于阵列影像的内卫 星相对状态测量系统及其方法。 一种基于阵列影像的内卫星相对状态测量系统及其方法
【背景技术】
[0002] 内编队系统是一种通过构造内卫星纯引力轨道实现地球重力场测量任务的卫星 系统。内编队系统主要由外卫星和内卫星组成，内卫星作为纯引力轨道的参考点，在外卫星 腔体中自由飞行。由于外卫星腔体对大气阻力、太阳光压等主要非引力干扰的屏蔽作用，内 卫星飞行轨迹为仅受重力作用的纯引力轨道。内卫星的轨道数据获取可通过外卫星定轨和 内外卫星相对状态测量实现。
[0003] 内卫星相对状态测量结果可用于多种应用场景，举例如下：
[0004] (1)内卫星相对状态测量是引力波探测等科学探测任务亟需解决的关键技术问 题：在引力波探测任务LISA中，验证质量位于航天器腔体内部，类似于内编队系统中的内 卫星，作为高精度位置测量的参考点。
[0005] (2)内卫星相对状态测量结果还可应用于无阻力控制等高精度控制系统，为科学 实验等任务提供具有1?稳定度的航天器平台。
[0006] 在测量精度满足任务要求的前提下，内卫星相对状态测量还要求由测量引起的非 引力干扰尽可能小。目前提出的测量方法可分为电容型和光学型两类。（1)电容型相对状 态测量方法：通过测量外卫星腔体和内卫星之间的电容变化得到相对位置数据，测量精度 可达到nm量级。但是电容型测量方法只适用于外卫星腔体尺寸较小的情形，在GP-B中腔 体间隙仅有30 μ m，LISA的腔体间隙约为4mm。较小的腔体间隙不仅会增加残余非引力干 扰，还对外卫星的轨道控制带来挑战，很难满足内编队系统等任务的要求。（2)光学型测量 可适用于外卫星腔体尺寸较大的情形，包括干涉测量和光强测量两种实现手段。干涉测量 虽然可达到pm量级的超高精度，但量程限制在光波长的范围内，仅为几百纳米。光强测量 通过探测内卫星在不同位置处的光强得到相对位置数据，在保证nm量级的测量精度下可 达到_量程。然而_量程仍然难以满足诸如内编队系统等的任务要求，也无法实现内卫 星初始释放或异常情形下的状态捕获。其中，上述中的_代表毫米；nm代表纳米；pm代表 皮米；μ m代表微米。
【发明内容】
[0007] 针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种基于阵列影像的内卫星相对状态测量 系统及其方法，在测量内卫星相对状态时，对内卫星轨道的干扰极低，量程可覆盖内卫星腔 体的全区域，测量精度在毫米量级，可满足重力场测量等空间科学任务对内卫星相对状态 测量的需求。
[0008] 本发明采用的技术方案如下：
[0009] 本发明提供一种基于阵列影像的内卫星相对状态测量系统，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和阵列影像定位系统；
[0010] 所述内卫星为球体，所述外卫星腔体为中空的立方体结构；
[0011] 所述内卫星锁紧与释放机构安装在所述外卫星腔体的一个壁面上，在测量状态开 始前用于锁紧内卫星，在测量状态开始后用于释放内卫星，使内卫星在外卫星腔体中自由 飞行；
[0012] 所述阵列影像定位系统包括发光阵列、接收阵列、驱动与采样电路和状态解算单 元；所述发光阵列由N个激光器构成，所述接收阵列由N个接收器构成，每一个激光器发出 的光被唯一一个所述接收器接收；所述驱动与采样电路用于接收星载计算机的控制指令， 并根据该控制指令驱动发光阵列上的激光器工作，并对接收阵列上各接收器采集到的信号 进行采样；所述状态解算单元用于根据驱动与采样电路输出的采样信号，解算出内卫星的 相对状态；所述状态解算单元设计有数据输出接口，所述数据输出接口用于将解算出的内 卫星相对状态输出到星载计算机。
[0013] 优选的，所述接收器为光电探测器。
[0014] 优选的，所述发光阵列由N个小型半导体激光器构成，包括第一发光子阵列和第 二发光子阵列，所述第一发光子阵列和所述第二发光子阵列分别安装在外卫星腔体的第一 内壁和与所述第一内壁垂直的第二内壁上；N为自然数；
[0015] 所述接收阵列由N个小型光电探测器构成，包括第一接收子阵列和第二接收子阵 列，所述第一接收子阵列和所述第二接收子阵列分别安装在外卫星腔体的第三内壁和与所 述第三内壁垂直的第四内壁上；
[0016] 并且，所述第一发光子阵列中的激光器数量与所述第一接收子阵列中的光电探测 器数量相同，所述第一内壁和所述第三内壁为平行的相对设置的内壁；第一内壁上的每个 激光器发出的激光均平行于阵列法线方向，垂直入射在第三内壁上的唯一一个光电探测器 上；
[0017] 所述第二发光子阵列中的激光器数量与所述第二接收子阵列中的光电探测器数 量相同，所述第二内壁和所述第四内壁为平行的相对设置的内壁；第二内壁上的每个激光 器发出的激光均平行于阵列法线方向，垂直入射在第四内壁上的唯一一个光电探测器上。
[0018] 优选的，所述第一发光子阵列中相邻激光器之间的最小间距为L1 ;
[0019] 所述第二发光子阵列中相邻激光器之间的最小间距为L2 ;
[0020] 所述第一接收子阵列中相邻光电探测器之间的最小间距为L3 ;
[0021] 所述第二接收子阵列中相邻光电探测器之间的最小间距为L4 ;
[0022] 设入射在光电探测器上的激光光斑直径为r ;
[0023] 则满足以下关系式：
[0024] r < LI < 10mm ;
[0025] r < L2 < 10mm ;
[0026] r < L3 < 10mm ;
[0027] r < L4 < 10mm〇
[0028] 优选的，所述发光阵列和所述接收阵列在所述外卫星腔体的安装壁面不同于所述 内卫星锁紧与释放机构在所述外卫星腔体的安装壁面。
[0029] 优选的，所述发光阵列上各个激光器的工作模式为扫描模式，S卩：在一个数据采样 周期内，各激光器顺次发光，在下一个激光器开始发光时，上一个激光器不再发光，每一时 刻至多有一个激光器发光。
[0030] 本发明还提供一种基于阵列影像的内卫星相对状态测量方法，包括以下步骤：
[0031] S1，将权利要求1-6任一项的内卫星相对状态测量系统连接到星载计算机；
[0032] S2,当载有所述内卫星相对状态测量系统的航天器进入任务阶段时，星载计算机 向内卫星锁紧与释放机构发出控制指令，控制内卫星锁紧与释放机构释放内卫星，使内卫 星在外卫星腔体中自由飞行；
[0033] S3,当释放成功后，所述星载计算机向阵列影像定位系统发送开始测量指令；
[0034] 在接收到开始测量指令后，所述驱动与采样电路向发光阵列和接收阵列发送时钟 同步指令，使发光阵列和接收阵列具有相同的时序；
[0035] 然后，对于每一个数据采样周期，均执行以下操作，从而连续测量与输出内卫星的 相对状态：
[0036] S31，所述驱动与采样电路驱动发光阵列上的各个激光器以扫描模式工作，同时对 与当前发光状态的激光器唯一对应的光电探测器采集到的信号进行采样；在一个数据更新 周期内，得到各光电探测器输出信号的采样信号，并将该采样信号传输到状态解算单元；
[0037] S32,所述状态解算单元根据驱动与采样电路输出的采样信号，解算出内卫星的相 对状态，并通过数据输出接口将内卫星的相对状态发送到星载计算机。
[0038] 优选的，所述内卫星的相对状态包括相对位置和相对速度。
[0039] 优选的，所述内卫星的相对位置通过以下方法获得：
[0040] S311，建立三维坐标系x-y-z ;其中，外卫星腔体的几何中心为坐标原点；在进入 任务阶段时，X轴与航天器速度方向重合，Z轴指向地心，y轴沿轨道面负法线方向；锁紧与 释放机构安装在垂直于-X轴的腔体壁面上；第一发光子阵列安装在垂直于-z轴的腔体壁 面上；第二发光子阵列安装在垂直于-y轴的腔体壁面上；第一接收子阵列安装在垂直于+z 轴的腔体壁面上；第二接收子阵列安装在垂直于+y轴的腔体壁面上；
[0041] S312,第二发光子阵列和第二接收子阵列构成第一二维定位系统；
[0042] 对于第一二维定位系统：当内卫星在外卫星腔体中自由飞行时，第二发光子阵列 中存在部分激光器所发出的激光完全没有被内卫星遮挡而完全入射在第二接收子阵列中 对应的光电探测器上，对应的光电探测器将接收到的光信号转化为电信号，作为驱动与采 样电路的输入数据；
[0043] 第二发光子阵列中存在部分激光器所发出的激光被内卫星完全遮挡而无法入射 在第二接收子阵列中对应的光电探测器上，对应的光电探测器无法接收到光信号而无法输 出电信号；第二发光子阵列中存在部分激光器所发出的激光被内卫星部分遮挡而部分入射 在第二接收子阵列中对应的光电探测器上，对应的光电探测器仅探测到一束激光的部分光 能量，其电信号输出相应减弱；
[0044] 驱动与采样电路设置电信号输出阈值St，判断采样得到的光电探测器输出的电信 号是否小于S t，如果小于，则将光电探测器输出的电信号转化为"0";否则，将光电探测器输 出的电信号转化为" 1" ；并将转化后的数字信号传输给状态解算单元；
[0045] 其中，电信号输出阈值St按式（1)计算得到：
[0046] st=ntsmax (1)
[0047] 其中，Smax表示不受遮挡时，单个光电探测器接收到的电信号大小；il t为阈值系 数，在0?1内取值，st表不电信号输出阈值；
[0048] S313,所述状态解算单元根据采样结果为"0"的光电探测器位置，通过式（2)的几 何中心法对内卫星在x-z面的相对位置进行估计：
【权利要求】
1. 一种基于阵列影像的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和阵列影像定位系统； 所述内卫星为球体，所述外卫星腔体为中空的立方体结构； 所述内卫星锁紧与释放机构安装在所述外卫星腔体的一个壁面上，在测量状态开始 前用于锁紧内卫星，在测量状态开始后用于释放内卫星，使内卫星在外卫星腔体中自由飞 行； 所述阵列影像定位系统包括发光阵列、接收阵列、驱动与采样电路和状态解算单元；所 述发光阵列由N个激光器构成，所述接收阵列由N个接收器构成，每一个激光器发出的光被 唯一一个所述接收器接收；所述驱动与采样电路用于接收星载计算机的控制指令，并根据 该控制指令驱动发光阵列上的激光器工作，并对接收阵列上各接收器采集到的信号进行采 样；所述状态解算单元用于根据驱动与采样电路输出的采样信号，解算出内卫星的相对状 态；所述状态解算单元设计有数据输出接口，所述数据输出接口用于将解算出的内卫星相 对状态输出到星载计算机。
2. 根据权利要求1所述的基于阵列影像的内卫星相对状态测量系统，其特征在于，所 述接收器为光电探测器。
3. 根据权利要求2所述的基于阵列影像的内卫星相对状态测量系统，其特征在于，所 述发光阵列由N个小型半导体激光器构成，包括第一发光子阵列和第二发光子阵列，所述 第一发光子阵列和所述第二发光子阵列分别安装在外卫星腔体的第一内壁和与所述第一 内壁垂直的第二内壁上；N为自然数； 所述接收阵列由N个小型光电探测器构成，包括第一接收子阵列和第二接收子阵列， 所述第一接收子阵列和所述第二接收子阵列分别安装在外卫星腔体的第三内壁和与所述 第三内壁垂直的第四内壁上； 并且，所述第一发光子阵列中的激光器数量与所述第一接收子阵列中的光电探测器数 量相同，所述第一内壁和所述第三内壁为平行的相对设置的内壁；第一内壁上的每个激光 器发出的激光均平行于阵列法线方向，垂直入射在第三内壁上的唯一一个光电探测器上； 所述第二发光子阵列中的激光器数量与所述第二接收子阵列中的光电探测器数量相 同，所述第二内壁和所述第四内壁为平行的相对设置的内壁；第二内壁上的每个激光器发 出的激光均平行于阵列法线方向，垂直入射在第四内壁上的唯一一个光电探测器上。
4. 根据权利要求3所述的基于阵列影像的内卫星相对状态测量系统，其特征在于，所 述第一发光子阵列中相邻激光器之间的最小间距为L1 ; 所述第二发光子阵列中相邻激光器之间的最小间距为L2 ; 所述第一接收子阵列中相邻光电探测器之间的最小间距为L3 ; 所述第二接收子阵列中相邻光电探测器之间的最小间距为L4 ; 设入射在光电探测器上的激光光斑直径为r ; 则满足以下关系式： r < LI ^ 10mm ； r < L2 < 10mm ; r < L3 < 10mm ; r < L4 < 10mm〇
5. 根据权利要求3所述的基于阵列影像的内卫星相对状态测量系统，其特征在于，所 述发光阵列和所述接收阵列在所述外卫星腔体的安装壁面不同于所述内卫星锁紧与释放 机构在所述外卫星腔体的安装壁面。
6. 根据权利要求2所述的基于阵列影像的内卫星相对状态测量系统，其特征在于，所 述发光阵列上各个激光器的工作模式为扫描模式，即：在一个数据采样周期内，各激光器顺 次发光，在下一个激光器开始发光时，上一个激光器不再发光，每一时刻至多有一个激光器 发光。
7. -种基于阵列影像的内卫星相对状态测量方法，其特征在于，包括以下步骤： S1，将权利要求1-6任一项的内卫星相对状态测量系统连接到星载计算机； 52, 当载有所述内卫星相对状态测量系统的航天器进入任务阶段时，星载计算机向内 卫星锁紧与释放机构发出控制指令，控制内卫星锁紧与释放机构释放内卫星，使内卫星在 外卫星腔体中自由飞行； 53, 当释放成功后，所述星载计算机向阵列影像定位系统发送开始测量指令； 在接收到开始测量指令后，所述驱动与采样电路向发光阵列和接收阵列发送时钟同步 指令，使发光阵列和接收阵列具有相同的时序； 然后，对于每一个数据采样周期，均执行以下操作，从而连续测量与输出内卫星的相对 状态： S31，所述驱动与采样电路驱动发光阵列上的各个激光器以扫描模式工作，同时对与当 前发光状态的激光器唯一对应的光电探测器采集到的信号进行采样；在一个数据更新周期 内，得到各光电探测器输出信号的采样信号，并将该采样信号传输到状态解算单元； S32,所述状态解算单元根据驱动与采样电路输出的采样信号，解算出内卫星的相对状 态，并通过数据输出接口将内卫星的相对状态发送到星载计算机。
8. 根据权利要求7所述的基于阵列影像的内卫星相对状态测量方法，其特征在于，所 述内卫星的相对状态包括相对位置和相对速度。
9. 根据权利要求8所述的基于阵列影像的内卫星相对状态测量方法，其特征在于，所 述内卫星的相对位置通过以下方法获得： S311，建立三维坐标系x-y-z ;其中，外卫星腔体的几何中心为坐标原点；在进入任务 阶段时，X轴与航天器速度方向重合，z轴指向地心，y轴沿轨道面负法线方向；锁紧与释放 机构安装在垂直于-X轴的腔体壁面上；第一发光子阵列安装在垂直于-z轴的腔体壁面上； 第二发光子阵列安装在垂直于-y轴的腔体壁面上；第一接收子阵列安装在垂直于+z轴的 腔体壁面上；第二接收子阵列安装在垂直于+y轴的腔体壁面上； S312,第二发光子阵列和第二接收子阵列构成第一二维定位系统； 对于第一二维定位系统：当内卫星在外卫星腔体中自由飞行时，第二发光子阵列中存 在部分激光器所发出的激光完全没有被内卫星遮挡而完全入射在第二接收子阵列中对应 的光电探测器上，对应的光电探测器将接收到的光信号转化为电信号，作为驱动与采样电 路的输入数据； 第二发光子阵列中存在部分激光器所发出的激光被内卫星完全遮挡而无法入射在第 二接收子阵列中对应的光电探测器上，对应的光电探测器无法接收到光信号而无法输出电 信号；第二发光子阵列中存在部分激光器所发出的激光被内卫星部分遮挡而部分入射在 第二接收子阵列中对应的光电探测器上，对应的光电探测器仅探测到一束激光的部分光能 量，其电信号输出相应减弱； 驱动与采样电路设置电信号输出阈值St，判断采样得到的光电探测器输出的电信号是 否小于st，如果小于，则将光电探测器输出的电信号转化为"0";否则，将光电探测器输出的 电信号转化为"1" ；并将转化后的数字信号传输给状态解算单元； 其中，电信号输出阈值st按式（1)计算得到： st = n tsmax (l) 其中，Smax表示不受遮挡时，单个光电探测器接收到的电信号大小；nt为阈值系数，在 0?1内取值，st表不电信号输出阈值； S313,所述状态解算单元根据采样结果为"0"的光电探测器位置，通过式（2)的几何中 心法对内卫星在x-z面的相对位置进行估计：
其中，（xs，zs)表示第一二维定位系统定位得到的内卫星在x-z面的相对位置，（? 表示采样结果为"〇"的光电探测器在x-z面内的位置坐标，^表示采样结果为"0"的光电 探测器数目； 5314, 通过第一发光子阵列和第一接收子阵列构成的第二二维定位系统，确定内卫星 在x-y面的相对位置（X' s，ys); 5315, 综合内卫星在x-y面的相对位置（X' s，ys)以及在x-z面的相对位置（xs，zs)，得 到内卫星在外卫星腔体内的三维位置坐标。
10.根据权利要求9所述的基于阵列影像的内卫星相对状态测量方法，其特征在于，在 得到内卫星在外卫星腔体内的三维位置坐标之后，通过卡尔曼滤波算法计算得到内卫星的 相对速度。
【文档编号】G01P3/36GK104061861SQ201410323068
【公开日】2014年9月24日 申请日期:2014年7月8日 优先权日:2014年7月8日
【发明者】张育林, 王兆魁, 韩大鹏, 侯振东, 范丽, 党朝辉, 安梅岩 申请人:清华大学