本发明涉及一种测量方法，具体地，涉及一种适用于星载微重力环境下的原子干涉重力梯度测量方法。
背景技术：
卫星重力梯度测量是高精度获取地球重力场最有效的手段之一，一个高精度的全球重力场模型在大地测量、地球科学、资源勘探等领域发挥着重要作用。卫星重力梯度测量采用差分加速度的测量原理，由相隔一定基线长度的一对或多对重力仪构成星载重力梯度仪进行差分测量，来获取重力加速度g随空间的变化，即重力梯度张量，如下式(1)：
目前用于卫星重力梯度测量的星载重力梯度仪为静电式重力梯度仪。静电式重力梯度仪有电容极板和检验质量块构成，采用“电容位移传感+静电反馈控制”的惯性测量原理获取重力梯度值，其结构简单，技术成熟度高，已成功应用于重力梯度测量卫星goce，但其量程小，极易饱和，且受电路噪声、加工工艺和低频机械热噪声的限制，测量精度提升空间有限；而原子干涉式重力梯度仪是利用自由落体运动的超冷原子作为检验质量来感应重力的作用，使用相位相干的拉曼激光对冷原子操控实现原子干涉，使原子所处叠加态的相位与运动路径中受到的重力加速度相关，通过测量干涉条纹的相移差来获取差分加速度信息，进而得到该方向上的重力梯度值，具有稳定性高、量程大、测量频带宽、低频白噪声谱平稳、星载潜在测量精度高等诸多优点，成为下一代卫星重力梯度测量任务的候选技术之一。
1998年斯坦福大学研制出了地面首台原子干涉重力梯度仪。经过近二十年的发展，目前国内外多家机构均研制出了原子干涉重力梯度仪的地面实验样机，地面测量技术成熟。地面实验主要是通过磁光阱(mot)将原子冷却囚禁，通过竖直上抛不同高度的冷原子，在地表1g重力加速度的作用下原子下落并与激光作用，发生干涉，继而感测出不同高度处的重力加速度，得到竖直方向上的重力梯度值。
该类型的重力梯度仪的测量噪声与干涉时间间隔t的平方成反比，t越大，噪声越小，测量精度越高。由于地面受到1g重力加速度和仪器尺寸的限制，原子需在很短的时间内下落完毕并完成干涉，因此t只能维持在ms量级。但是在空间微重力环境下，卫星处在飞行过程，此时原子失重，处于自由漂浮、无阻尼飞行的状态，有效规避了原子快速下落触碰容器壁的风险，因此t很容易增大到数十秒量级，可大幅度提升重力梯度的测量精度，具有非常高的星载应用前景。
该情况下，空间测量将与地面测量存在较大差异：
(1)对于原子干涉重力梯度测量，其测量的是原子相对与梯度仪仪器框架的加速度，地面实验中，仪器框架固连于地面，因此测量的是地表1g重力加速度，属于绝对重力测量；空间微重力环境下，仪器框架固连于卫星，测量的是原子相对于卫星的加速度，属于相对测量。
(2)地面上受1g重力加速度限制，仅能测量沿地心径向的重力梯度分量vzz。星载环境下，原子失重，处于自由漂浮、无阻尼飞行的状态，因此不再局限于沿地心径向的单轴梯度分量(vzz)测量，从而为单个仪器同时测量vxx、vyy、vzz等多个梯度分量提供一种可能；
此时若空间中仍采用地面使用的原子“上抛下落”式的重力梯度测量方法，则不能获得较长的干涉时间，测量精度无法提升。
技术实现要素：
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种适用于星载微重力环境下的原子干涉重力梯度测量方法，其利用空间失重环境下原子自由飘浮处于无阻尼飞行状态的独特条件，直接使用激光与空间中自由飘浮的原子相互作用，从而让原子发生干涉作用，进行重力梯度测量。本方法简单，易操作，在空间中易实施。
根据本发明的一个方面，提供一种适用于星载微重力环境下的原子干涉重力梯度测量方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一，沿卫星质心三轴对称放置磁光阱；
步骤二，激光冷却囚禁冷原子；
步骤三，关闭磁光阱的磁场线圈电流；
步骤四，激光操控原子完成原子干涉测量；
步骤五，卫星角速度的提取。
优选地，所述磁光阱的数量为六个，具体为第一磁光阱、第二磁光阱、第三磁光阱、第四磁光阱、第五磁光阱、第六磁光阱，其中第一磁光阱与第四磁光阱置于x轴基线上，第二磁光阱与第五磁光阱置于y轴基线上，第三磁光阱与第五磁光阱置于z轴基线上，每个磁光阱固连于卫星框架上。
优选地，所述步骤二选用地面实验中经常使用的碱金属来制备冷原子。
优选地，所述步骤二使用激光将原子冷却到非常低的温度，在此基础上再加上两个磁场方向相反的线圈以产生磁场梯度即可构成磁光阱，将冷却的原子约束在一个很小的范围里，冷却囚禁冷原子。
优选地，所述步骤三使磁光阱失效，此时囚禁的冷原子团被释放到空中，冷原子团只受重力作用，在空中处于自由漂浮、无阻尼飞行的状态，冷原子团相对于卫星的初始速度接近于零。
优选地，所述原子干涉测量分别在x、y、z三个方向且不局限于这三个方向上同时进行。
优选地，所述步骤四用同一束拉曼激光照射该基线方向上的相距一段距离的两团冷原子，使原子波包发生分裂、偏转、重新汇合，从而实现原子干涉，在每个冷原子团干涉处获得相应的干涉条纹，由干涉条纹的相移获取每个原子团处测量到的原子团相对于卫星的加速度；同一基线方向上的两处加速度测量值做差分计算，分别获得x、y、z三个方向上的差分加速度信息；所述原子干涉测量是在冷原子团被释放后，在空间微重力环境下只受重力，处于自由漂浮、无阻尼飞行的状态下进行的。
优选地，所述卫星角速度的获取结合星敏感器与高精度星载陀螺仪。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
(1)本方法维持原子在空间释放后相对于卫星初速度为零的状态，直接使用拉曼激光与空间中自由飘浮的原子相互作用，既可获得较大的干涉时间间隔t，提高测量精度，又有利于设备的小型化；
(2)每个方向用同样的拉曼激光与两团原子相互作用，通过差分测量，可以获得很好的共模抑制效果，对卫星平台振动、拉曼光相位噪声至少有80db～155db的抑制作用，这对于提高测量灵敏度十分有利；
(3)地面受1g重力加速度影响，采用上抛下落的方式只能测量竖直方向的重力梯度值vzz，而空间环境下原子处于悬浮状态，因此不受测量方向的限制，可同时采用多束不同方向的拉曼激光与原子相互作用，测量x、y、z三轴的相对加速度，因此可实现vxx、vyy、vzz三个对角梯度分量的测量。仿真结果表明，vxx、vyy、vzz三个梯度分量的测量精度可达1me(1e＝10-9/s2)，适用于下一代高分辨率的卫星重力梯度测量任务。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明适用于星载微重力环境下的原子干涉重力梯度测量方法的流程图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
本发明提出的原子干涉重力梯度测量方法适用于星载微重力环境，卫星飞行于200～500km的近地轨道，且采用无拖曳控制技术消除卫星受到的大气阻尼、太阳光压等外部扰动力，实现卫星在低轨的无阻尼飞行。这些设计均为现有技术，已得到在轨成功应用，可直接沿用，这里不予赘述。适用于星载微重力环境的原子干涉重力梯度测量基于差分加速度的测量原理，在空间三维直角坐标方向上分别由三对且不局限于三对原子干涉重力仪构成原子干涉重力梯度仪进行差分测量，为保证测量基线的稳定性，每对原子干涉重力仪对称安装在超稳碳碳纤维结构且不局限于碳碳纤维结构的基座上，每对原子干涉重力仪沿卫星质心对称放置，三对重力仪相互正交，梯度仪中心与卫星质心重合，这里采用卫星本体坐标系，卫星质心为坐标原点，卫星x、y与z轴分别为卫星飞行、垂直轨道平面和地心径向方向。
本发明适用于星载微重力环境下的原子干涉重力梯度测量方法包括以下步骤：
步骤一，沿卫星质心三轴对称放置磁光阱。磁光阱的数量为六个，具体为第一磁光阱、第二磁光阱、第三磁光阱、第四磁光阱、第五磁光阱、第六磁光阱，其中第一磁光阱与第四磁光阱置于x轴(飞行方向)基线上，第二磁光阱与第五磁光阱置于y轴(垂直轨道平面方向)基线上，第三磁光阱与第五磁光阱置于z轴(地心径向)基线上。每个磁光阱固连于卫星框架上。
步骤二，激光冷却囚禁冷原子。选用地面实验中经常使用的碱金属来制备冷原子。碱金属的类型选用地面实验中常用钠、铷、铯等原子。使用激光将原子冷却到非常低的温度，在此基础上再加上两个磁场方向相反的线圈以产生磁场梯度即可构成磁光阱，将冷却的原子约束在一个很小的范围里，即冷却囚禁冷原子。这种激光冷却囚禁原子的方法为现有成熟技术，可直接沿用，这里不予赘述。测量时，关闭磁光阱的磁场线圈电流，使磁光阱失效，让囚禁的冷原子团被释放到空中，冷原子团释放的初始速度为零。
步骤三，关闭磁光阱的磁场线圈电流，使磁光阱失效，此时囚禁的冷原子团被释放到空中，冷原子团只受重力作用，在空中处于自由漂浮、无阻尼飞行的状态，冷原子团相对于卫星的初始速度接近于零。
步骤四，激光操控原子完成原子干涉测量。原子干涉测量分别在x、y、z三个方向且不局限于这三个方向上同时进行。用同一束拉曼激光照射该基线方向上的相距一段距离的两团冷原子，使原子波包发生分裂、偏转、重新汇合，从而实现原子干涉，在每个冷原子团干涉处获得相应的干涉条纹，由干涉条纹的相移获取每个原子团处测量到的原子团相对于卫星的加速度；同一基线方向上的两处加速度测量值做差分计算，分别获得x、y、z三个方向上的差分加速度信息；所述原子干涉测量是在冷原子团被释放后，在空间微重力环境下只受重力，处于自由漂浮、无阻尼飞行的状态下进行的。每个方向上用同一束拉曼激光同时操控该基线方向上的相距一段距离的两团冷原子，实现原子干涉测量，可以获得很好的共模抑制效果。
步骤五，卫星角速度的提取。通过高精度星上测姿仪器实现测量卫星角速度。卫星角速度的获取结合星敏感器与高精度星载陀螺仪。采用星敏感器测量卫星姿态角，其对时间的一阶导数可获得卫星角速度信息；陀螺仪选用高精度的激光陀螺仪或原子陀螺仪，该类型的陀螺仪对卫星不产生任何机械振动，可以保证高精度的测量。陀螺仪负责主要测量，星敏感器的数据用于加以修正。由此获得x、y、z三个方向上的卫星角速度ωx、ωy、ωz，在第四步测得的差分加速度输出中进行扣除，以得到重力梯度值vxx、vyy、vzz。
本发明主要特征是利用卫星失重环境下原子自由飘浮的独特条件，释放原子后，不采用地面抛出原子的方式，而是维持原子释放后相对于卫星初速度为零的状态，分别沿x、y、z(空间三维直角正交坐标系)三个方向直接使用拉曼激光与空间中自由飘浮的原子相互作用，从而让原子发生干涉作用，实现对vxx、vyy、vzz三个对角梯度分量的测量。
具体地，原子干涉重力梯度测量主要是基于差分形式的原子干涉重力仪而实现的。对于单个原子干涉重力仪而言，其工作原理是让冷却的原子团与激光进行相互作用完成干涉，通过测量干涉条纹的相移
其中keff是拉曼激光脉冲的有效波矢，t是激光脉冲间隔。
同一基线方向上的两个原子干涉重力仪构成差分测量。星载微重力环境下，原子失重，接近自由漂浮状态，在低轨重力梯度测量卫星采用无拖曳控制的条件下，每个干涉仪测量到的原子团与卫星之间的相对加速度可表示为如下式(3)：
其中，ai,p与ai,p分别表示i基线方向(i＝x,y,z)上的两个干涉仪p与q测量到的加速度，vii表示沿i方向上的对角梯度分量vii，li表示i方向上的基线长度。ω2＝ωx2+ωy2+ωz2表示卫星角速度，ωi为卫星i轴的角速度。aing表示卫星沿i方向上受到的非引力加速度(如大气阻尼、太阳光压等)。ai,p与ai,p的值非常小，在500km以下的近地轨道，不超过10-6m/s2量级，这表明原子和卫星之间几乎保持静止。这样就有效避免了地面实验中出现的原子受地表重力加速度而快速下落的问题，因此可获得较长的干涉时间间隔t，大大提高测量精度。
此时，i基线方向上的两个干涉仪测量的差分加速度δai可表示为如下式(4)：
上述差分加速度由i基线方向上的干涉条纹相移差
由此可得到星载环境下的重力梯度测量表达式为如下式(6)：
由此可知，原子干涉重力梯度仪通过测量相位差获取重力梯度值，空间微重力环境下，相位差
本发明不仅可以获得较高的测量精度，而且能够实现多个对角梯度分量的同时测量，可应用于下一代高分辨率的卫星重力梯度测量任务。本发明利用星载失重环境下原子自由漂浮处于无阻尼飞行状态的独特条件，维持原子释放后相对于卫星初速度为零的状态，直接使用拉曼激光与空间中自由飘浮的原子相互作用完成原子干涉，实现重力梯度测量。本方法简单，易操作，在空间中易实施。本发明提出的星载测量方法可获得较高的测量精度，实现对vxx、vyy、vzz三个对角梯度分量的同时测量，可应用于下一代高分辨率的卫星重力梯度测量任务。本发明适用于星载微重力环境，卫星飞行于200～500km的近地轨道，且采用无拖曳控制技术消除卫星受到的大气阻尼、太阳光压等外部扰动力，实现卫星在低轨的无阻尼飞行。本发明基于差分加速度的测量原理，在空间三维直角坐标方向上分别由三对且不局限于三对原子干涉重力仪构成原子干涉重力梯度仪进行差分测量，每对原子干涉重力仪对称安装在超稳结构基座上，每对原子干涉重力仪沿卫星质心对称放置，三对重力仪相互正交，梯度仪中心与卫星质心重合。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。