基於紅外測量的內衛星相對狀態確定系統及其方法

2023-06-06 08:37:11

專利名稱：基於紅外測量的內衛星相對狀態確定系統及其方法
技術領域：
本發明涉及太空飛行器系統和引力測量技術領域，尤其涉及一種基於紅外測量的內衛 星相對狀態確定系統及其方法。
背景技術：
採用驗證質量(proof mss, PM)進行沿測地線的軌道飛行，是衛星重力場測量、空 間引力探測等科學任務的一種方法。內編隊系統中的內衛星，在外衛星的腔體內自由飛行， 外衛星腔體屏蔽了內衛星所受的大氣阻力、太陽光壓等非引力幹擾，因而內衛星將在重力 作用下沿純引力軌道飛行，起到驗證質量的作用。內編隊系統在軌工作時，外衛星通過對內 衛星相對位置、相對速度的測量，通過自身的姿態和位置控制系統，實現和內衛星相對位置 的保持控制，保證飛行過程中內外衛星不碰撞。因而，外衛星對內衛星相對位狀態的測量， 是實現內編隊內務的關鍵之一。太空飛行器與驗證質量的相對位置測量的精度一般不低於毫米量級，同時不能對驗證 質量產生過大的幹擾力。最常用的測量方式有靜電方式、光學方式。發表於1974年AIAA Conf. onMechanics&Control of Flight (美國航空航天學會飛行力學與控制會議)上的 "Nonlinearidentification in the DISCOS position sensor(阻力補償系統位置傳感器 非線性辨識)」中提供了一種靜電測量方式，該靜電測量方式用驗證質量和腔體壁面所貼電 極組成電容器，驗證質量與太空飛行器的相對運動會改變間隙或者相對面積，從而得到變化的 電信號。受靈敏度限制，附有電極片的腔壁與驗證質量之間的間隙要足夠小，但是，間隙變 小會使作用在驗證質量上的幹擾力增大，同時增大相對位置控制的難度。而且，靜電方法在 測量的同時，不可避免地會對驗證質量產生靜電反作用力。驗證質量相對位置測量也可採用光學方法，Lange B在發表於1964年第9期 的AIAAJournal上的「The drag-free satellite (無阻力飛行衛星)」中提出了用同源 多光束掃描測量驗證質量位置的方案，D. B. Bebra發表於2003年第7期Advances in Space Research (空 |1]石if 究進展)_t "Drag-free control for fundamental physics missions (應用於基礎物理學研究的無阻力飛行控制)，，中採用筆形波束光探測驗證質量 的位置，史丹福大學的DeHoffR L在1975的博士論文「Minimum thrusters control of a spinning drag-free satellite, including the design of a largecavity optical sensor (自旋無阻力衛星小推力控制——兼論大腔體光學敏感器設計)」中提出採用紫外線 激發驗證質量上的磷塗層，並用柵欄二極體接收發射出來的紅外線從而測定驗證質量的位 置，精度達到mm級。與靜電方法相比，光學測量方法可以增大驗證質量與太空飛行器腔體的間 隙，這對幹擾力的抑制有幫助，同時有利於太空飛行器與驗證質量相對位置的控制。但是，主動 的光照會對驗證質量造成光壓幹擾力，需要仔細控制投射光的功率，並保持光照的均勻性 和對稱性。內編隊系統中，內衛星和腔體相對距離較大，不宜採用靜電方式。由於科學任務 的需要，內衛星相對位置測量的精度至少要達到毫米級，同時，測量所引入的幹擾力要儘量小。例如，對高精度地球重力場測量任務，需小於IX 10_1(lm/s2，這使得任何主動測量手段引 入的幹擾都不能忽略不計。

發明內容
本發明的目的在於提供一種內衛星相對狀態測量系統，在不產生測量幹擾力的情 況下，獲得毫米級測量精度，滿足內編隊系統重力場測量或引力探測科學任務的需要，本發 明還提供所述測量系統的測量方法。為了實現上述目的本發明採用的技術方案如下本發明的內衛星相對狀態測量系統，包括有內衛星、容納內衛星的外衛星腔體，還 包括內衛星鎖緊與釋放機構、紅外定位系統及用於輸出數據的數據接口處理單元；所述的 內衛星為球體，所述的外衛星腔體為中空封閉的球形結構，所述的內衛星的表面和所述外 衛星腔體內壁具有不同的發射率、並共同形成所述紅外定位系統的成像環境；所述的紅外 定位系統包括至少兩個安裝在所述外衛星腔體內壁上的紅外探測器、圖像採集與預處理電 路單元和用於解算所述內衛星的相對位置、相對速度的狀態解算電路處理單元，並依次相 聯，所述狀態解算電路處理單元和所述的數據接口處理單元相連；所述的內衛星鎖緊與釋 放機構安裝在所述的外衛星腔體的一端，並在測量狀態開始前，鎖緊所述的內衛星，所述的 內衛星鎖緊與釋放機構控制所述的紅外定位系統獲取輸出數據的開始操作。優化的，所述的內衛星的發射率不大於0. 1、吸收率不小於0. 3 ；所述外衛星腔體 內壁發射率在0.4 0.7之間。優化的，所述的外衛星腔體內壁採用鋁陽極氧化工藝處理達到發射率在0. 4 0. 7之間。優化的，所述外衛星腔體內的溫度擾動在0. 5K以內。優化的，所述的內衛星的材質為金鉬合金。優化的，所述內衛星的半徑為20 30mm，所述外衛星腔體空腔半徑為200 300mmo本發明還提供利用所述的系統進行狀態測量方法，包含以下步驟第一步、將本發明的內衛星相對狀態測量系統連接到星載計算機，由星載計算機 控制測量系統中所述內衛星鎖緊與釋放機構的狀態、控制紅外定位系統的開關機狀態，並 接收數據接口處理單元輸出的數據；第二步當載有所述測量系統的內編隊飛行器進入高度為300 350km的太陽同 步晨昏軌道時，所述測量系統中的紅外定位系統根據所述星載計算機的指令開機，進入等 待狀態；第三步所述的星載計算機指令打開所述的鎖緊與釋放機構，釋放所述的內衛星， 使所述的內衛星與所述的外衛星腔體脫離，同時，發送釋放成功指令給所述的紅外定位系 統；第四步所述的紅外定位系統接收到所述的釋放成功指令後，開始獲取所述內衛 星相對於外衛星腔體坐標系的相對位置、並由所述的狀態解算電路處理單元計算出相對速 度，然後將所述的相對位置、相對速度通過所述的數據接口處理單元輸出給所述的星載計 算機；
第五步重複第四步，對所述內衛星的相對位置、相對速度進行連續測量與輸出。本發明的有益效果如下本發明的內衛星相對狀態測量系統及其測量方法具有以下優點(1)根據內衛星 的紅外輻射特性進行被動測量，不引入測量幹擾力，有利於內編隊對內衛星非引力幹擾抑 制的要求；(2)允許內衛星和腔體之間留有較大間隙，有利於內編隊的控制；(3)緊鎖釋放 階段明確，保證內衛星不受到物理或化學損傷。


圖1為本發明的基於紅外測量的內衛星相對狀態確定系統結構示意圖。
具體實施例方式本發明的基於紅外測量的內衛星相對狀態確定系統及其方法通過長波紅外成像 實現目標交會測量，進行相對位置和速度的確定。對內衛星表面和內腔體內表面進行不同 的表面處理，因而在無需光源照射的條件下，即可因為表面發射率的不同，產生不同的紅外 輻射特性，實現內衛星的識別和測量。參見附圖1，內編隊飛行器進入高度為300 350km 的太陽同步晨昏軌道後，紅外定位系統3接收到星載計算機的指令開機，同時，內衛星鎖緊 與釋放機構4通也根據星載計算機的指令釋放內衛星1，使內衛星1脫離外衛星腔體2，紅 外定位系統3接收到來自內衛星鎖緊與釋放機構的釋放成功指令後通過紅外探測器採集 圖像，並經圖像處理和分析後，得到內衛星相對於該探頭的方位，通過兩個以上紅外探頭的 交會測量，確定內衛星相對於腔體的相對位置。通過序列圖像的處理，進一步獲得內衛星的 相對速度。相對位置、相對速度的解算在內衛星相對狀態解算電路處理單元完成，並通過數 據接口處理單元輸出，經由星載總線5傳輸給星載計算機。為了使紅外探測器清晰的記錄內衛星在外衛星腔體內的相對位置，探測器記錄的 紅外圖像前景即內衛星和背景即外衛星腔體的成像灰度需要有一定的比例，兩者的比例關 系同內衛星和外衛星腔體內壁的吸收率、發射率具有如下關係
前景成像灰度_內衛星發射率+外腔體內壁發射率χ (1 —內衛星吸收率) 背景成像灰度外腔體內壁發射率關係式(1)通過如下推導得到—般物體的成像灰度與物體本身的發射率、反射率及其外圍物體的發射率有關 系，即成像灰度=KX (物體本身的發射率+外圍物體的發射率X物體本身的反射率)其中K為常數。具體到本發明的系統則有前景成像灰度=KX (內衛星發射率+外腔體內壁發射率X內衛星反射率) (2)背景成像灰度=KX (外衛星腔體內壁發射率+內衛星發射率X外衛星腔體內壁 反射率)(3)對於關係式(2)，由於內衛星反射率+內衛星吸收率=1，故有
前景成像灰度=KX (內衛星發射率+外腔體內壁發射率X (1-內衛星吸收率)) (4)對於公式(3)，由於內衛星表面積遠小於外衛星腔體內壁的表面積，可認為紅外成 像背景的灰度主要取決於外腔體內壁發射的紅外輻射，而忽略反射內衛星所發射的紅外輻 射的影響。因而有背景成像灰度=KX外衛星腔體內壁發射率(5)由公式(4)、公式(5)可以得到公式(1)。本發明的基於紅外測量的內衛星相對狀態確定系統中的內衛星和外衛星腔體內 壁分別經過表面處理，使內衛星的發射率不大於0. 1、吸收率不小於0. 3 ；所述外衛星腔體 內壁發射率在0. 4 0. 7之間，當內衛星的發射率為0. 1，吸收率為0. 3，外衛星腔體內壁的 發射率為0.7時，將以上數據代入公式(1)，則有
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為1/1. 2，適當調整紅外探測器的動態範圍和溫度 解析度，可獲得清晰圖像，滿足定位需求。探測器的動態範圍可以參考內衛星和外衛星腔體 內壁的名義黑體溫度確定，內衛星和外衛星的名義黑體溫度與測量溫度的關係如下Te = T ε 1/4(6)其中，Te為名義黑體溫度，T為測量環境下的絕對溫度值，ε為表面發射率，公式 (6)的通過如下推到得到已知黑體能量輻射公式為E = δ T4(7)其中，E為黑體輻射能量值，δ為Stefan-BoItzmarm常數，T為絕對溫度值。對於 一般物體，設其表面發射率為ε，則其輻射能量為El = ε δ T4(8)可以用一個黑體輻射源達到相同的輻射能量，設其所需的黑體溫度為Te，稱為名 義黑體溫度，滿足ε δ T4 = δ Te4(9)於是有Te = ( ε T4)1/4 = T ε 1/4根據公式(1)，可知在常溫環境下，即T = 300Κ，當內衛星的發射率為0. 1，吸收 率為0. 3，外衛星腔體內壁的發射率為0. 7時，內衛星的名義黑體溫度為300ΚΧ0. 11/4 = 168. 7Κ，外衛星腔體的名義黑體溫度為300ΚΧ0. 71/4 = 274. 4Κ，兩者的名義黑體溫度差為 105. 7Κ，這樣，當內衛星的發射率為0. 1，吸收率為0. 3，外衛星腔體內壁的發射率為0. 7時， 在常溫附近適當調整紅外探測器的動態範圍和溫度解析度，可獲得清晰圖像，滿足定位需 求。本發明的內衛星相對狀態測量方法，分為準備階段和重複測量階段。在準備階段， 首先內衛星在鎖定狀態下，隨內編隊飛行器一起進入高度300 350km的太陽同步晨昏軌 道；然後紅外定位系統所屬的紅外探測器及圖像採集與預處理電路單元、相對狀態解算電 路處理單元根據星載計算機的指令開機，進入等待狀態；最後，鎖緊與釋放機構接收到釋放指令開始釋放，內衛星與腔體脫離，釋放成功後，通知紅外定位系統開始工作，進入重複測 量階段，紅外定位系統開始圖像拍攝與採集，經圖像處理和交會定位獲得內衛星的相對位 置、相對速度，通過外部數據接口輸出。上述過程不斷重複，實現對內衛星的相對位置、相對 速度進行連續測量與輸出。
權利要求
內衛星相對狀態測量系統，其特徵在於包括內衛星、容納內衛星的外衛星腔體、內衛星鎖緊與釋放機構、紅外定位系統及用於輸出數據的數據接口處理單元；所述的內衛星為球體，所述的外衛星腔體為中空封閉的球形結構，所述的內衛星的表面和所述外衛星腔體內壁具有不同的發射率、並共同形成所述紅外定位系統的成像環境；所述的紅外定位系統包括至少兩個安裝在所述外衛星腔體內壁上的紅外探測器、圖像採集與預處理電路單元和用於解算所述內衛星的相對位置、相對速度的狀態解算電路處理單元，並依次相聯，所述狀態解算電路處理單元和所述的數據接口處理單元相連；所述的內衛星鎖緊與釋放機構安裝在所述的外衛星腔體的一端，並在測量狀態開始前，鎖緊所述的內衛星，所述的內衛星鎖緊與釋放機構控制所述的紅外定位系統獲取輸出數據的開始操作。
2.根據權利要求1所述的內衛星相對狀態測量系統，其特徵在於所述的內衛星的發 射率不大於0. 1、吸收率不小於0. 3 ；所述外衛星腔體內壁發射率在0. 4 0. 7之間。
3.根據權利要求2所述的內衛星相對狀態測量系統，其特徵在於所述的外衛星腔體 內壁採用鋁陽極氧化工藝處理達到發射率在0. 4 0. 7之間。
4.根據權利要求1所述的內衛星相對狀態測量系統，其特徵在於所述外衛星腔體內 的溫度擾動在0. 5K以內。
5.根據權利要求1所述的內衛星相對狀態測量系統，其特徵在於所述的內衛星的材 質為金鉬合金。
6.根據權利要求1所述的內衛星相對狀態測量系統，其特徵在於所述內衛星的半徑 為20 30mm，所述外衛星腔體空腔半徑為200 300mm。
7.一種利用權利要求1所述的內衛星相對狀態測量系統進行內衛星狀態測量的方法， 包含以下步驟第一步、將本發明的內衛星相對狀態測量系統連接到星載計算機，由星載計算機控制 測量系統中所述內衛星鎖緊與釋放機構的狀態、控制紅外定位系統的開關機狀態，並接收 數據接口處理單元輸出的數據；第二步當載有所述測量系統的內編隊飛行器進入高度為300 350km的太陽同步晨 昏軌道時，所述測量系統中的紅外定位系統根據所述星載計算機的指令開機，進入等待狀 態；第三步所述的星載計算機指令打開所述的鎖緊與釋放機構，釋放所述的內衛星，使所 述的內衛星與所述的外衛星腔體脫離，同時，發送釋放成功指令給所述的紅外定位系統；第四步所述的紅外定位系統接收到所述的釋放成功指令後，開始獲取所述內衛星相 對於外衛星腔體坐標系的相對位置、並由所述的狀態解算電路處理單元計算出相對速度， 然後將所述的相對位置、相對速度通過所述的數據接口處理單元輸出給所述的星載計算 機；第五步重複第四步，對所述內衛星的相對位置、相對速度進行連續測量與輸出。
8.根據權利要求7所述的內衛星相對狀態測量系統進行內衛星狀態測量的方法，其特 徵在於所述第四步中獲取所述內衛星相對於外衛星腔體坐標系的相對位置通過所述的兩 個紅外探測器交會測量得到。
全文摘要
本發明公開了一種基於紅外測量的內衛星相對狀態確定系統及其方法，屬於太空飛行器系統技術和測量儀器技術領域。所述的狀態確定系統，由內衛星、外衛星腔體、紅外定位系統和內衛星緊鎖與釋放機構組成，所述內衛星和所述的外衛星腔體經過表面處理，具有不同的發射性能，能夠在沒有光照的情況下在紅外定系統中呈現不同灰度的圖像，從而在不產生幹擾力的情況下，實現獲取內衛星三維運動狀態的功能，完成內編隊關鍵的測量任務。
文檔編號G01S17/66GK101915927SQ201010146279
公開日2010年12月15日 申請日期2010年4月14日 優先權日2010年4月14日
發明者劉昆, 張峰, 張育林, 王兆魁, 範麗, 谷振豐, 韓大鵬, 項軍華 申請人:清華大學