CN106767842A - 以非对称空间外差式测速为目标的发射型目标源遴选方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种以非对称空间外差式测速为目标的发射型目标源遴选方法，其包括以下步骤：步骤一，明确探测任务对天文测速导航精度的需求；步骤二，确定测速导航目标源空间分布的选择；步骤三，导航目标源强度对比度选择；步骤四，导航目标源特征谱线频点等选择；步骤五，导航目标源特征谱线线宽等选择；步骤六，导航目标源线型轮廓选择；步骤七，导航目标源特征谱线稳定性选择。本发明原理简单，过程流畅，是以深空探测任务为背景的航天器新型天文自主导航方法的重要组成部分，与工程应用需求及实现过程紧密相连，有力地增强了开展非对称空间外差式测速导航系统设计的可行性及指导性，避免了系统设计的颠覆性，具有广泛且重要的实际意义。

Description

以非对称空间外差式测速为目标的发射型目标源遴选方法

技术领域

本发明涉及一种遴选方法，特别是涉及一种以非对称空间外差式测速为目标的发射型目标源遴选方法。

背景技术

对于利用恒星辐射光谱开展天文自主导航的航天器而言，导航基准的研究及获取是确保导航精度的首要环节。事实上，无论是天文导航、GPS导航或地面导航，对导航源的精确证认及控制均是其开展导航定位的先决条件。通过地基及天基观测手段可获取天体的精确星历，对于其辐射特性、质量、体积等物理参数也可通过观测反演的方式获取。以上信息是开展天文导航的物理基础。本说明书提出了一种以非对称空间外差式测速为目标的发射型目标源遴选方式，是以非对称条件下的空间外差干涉法为手段，对导航目标源辐射信号进行探测，基于探测信号提取相对运动作用下辐射频谱的移动量，进而解算相对运动速度，实现为天文测速导航方法提供观测量的方法。其中对于发射型导航目标源，结合测速方案自身将对其相关性能指标提出要求，形成该方法下发射型目标源的遴选准则。

为了对天文测速自主导航全过程误差产生、传递、补偿及抑制的机理及方法进行确认，达到并满足测速导航精度以指导工程设计研制，需要从导航目标源头对其特性及要求进行分析和研究。从非对称空间外差式测速方法原理着手，梳理面向发射型目标源影响测速精度的源端因素，并针对指标需求对源端各项影响因素指标进行合理分配，最终形成发射型导航目标源的遴选准则。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种以非对称空间外差式测速为目标的发射型目标源遴选方法，其充分遵循自然天体存在及运行的客观性，以实际工程任务为牵引，在可开展遴选的范围内按照误差最小思路进行择优选择误差最小的发射目标。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：一种以非对称空间外差式测速为目标的发射型目标源遴选方法，其包括以下步骤：

步骤一，明确探测任务对天文测速导航精度的需求；

步骤二，确定测速导航目标源空间分布的选择；

步骤三，导航目标源强度对比度选择；

步骤四，导航目标源特征谱线频点等选择；

步骤五，导航目标源特征谱线线宽等选择；

步骤六，导航目标源线型轮廓选择；

步骤七，导航目标源特征谱线稳定性选择。

优选地，所述步骤一以具体的深空探测任务为背景展开，对于不同的深空探测任务，天文测速导航系统的性能指标需求也不尽相同，按照导航的基本定义，是要获取航天器在质心运动状态下，于参考坐标系下的位置、速度及其对应的精度，航天器与导航目标源间的测速精度指标是开展导航目标源谱线参数遴选的首要条件。

优选地，所述步骤二在步骤一的基础上，根据测速导航系统目标源观测条件及特点，同一时刻开展空间三个以上导航目标源的观测，并据此观测方程完成状态的求解，同时为了有效控制因测速观测量误差所引起并传递至航天器导航信息的解算误差，在三个导航目标源于航天器参考坐标系下的空间位置进行选择。

优选地，所述步骤三在步骤一和步骤二的基础上，对于初步遴选出的导航目标源以单根发射型谱线的辐射强度为出发点，从能量接收角度对所获得干涉图像的信噪比进行分析，确保干涉图像信息提取的有效性及精度，信噪比太低，则不利于信号的提取和分析。

优选地，所述步骤四在步骤三的基础上，基于非对称空间外差式测速原理，从误差抑制角度对特征谱线的频点进行筛选，根据原理描述，更高的频点得到更大的波数，将更好地抑制测量误差，获得更高的测速精度。

优选地，所述步骤五在步骤四的基础上，根据干涉相关理论，考虑干涉带宽与相干长度的关系，发生干涉的光线谱段越窄，线宽越小，则干涉系统的相干长度将越大，对应于非对称空间外差式测速原理，更大的相干长度使系统配置更大的额外程差，进而获得更高的测速精度。

优选地，所述步骤六在步骤四和步骤五的基础上，单根发射型谱线的轮廓函数与干涉图像的对比度密切相关，在确定谱线之前，需要对其所匹配的轮廓函数进行证认，运用高斯线型或洛伦兹线型时明确轮廓函数所属，便于为后续的设计提供输入。

优选地，所述步骤七在步骤三、步骤四、步骤五和步骤六的基础上，对发射型导航目标源特征谱线的物理特征进行依次筛选和分析，对于工程应用背景，测量类仪器随时间的稳定性表现是需要严格认定的内容。

本发明的积极进步效果在于：本发明原理简单，过程流畅，是以深空探测任务为背景的航天器新型天文自主导航方法的重要组成部分，与工程应用需求及实现过程紧密相连，有力地增强了开展非对称空间外差式测速导航系统设计的可行性及指导性，避免了系统设计的颠覆性，具有广泛且重要的实际意义。

附图说明

图1为本发明的流程示意图。

具体实施方式

下面结合附图给出本发明较佳实施例，以详细说明本发明的技术方案。

如图1所示，本发明以非对称空间外差式测速为目标的发射型目标源遴选方法包括以下步骤：

步骤一，明确探测任务对天文测速导航精度的需求；

步骤二，确定测速导航目标源空间分布的选择；

步骤三，导航目标源强度对比度选择；

步骤四，导航目标源特征谱线频点等选择；

步骤五，导航目标源特征谱线线宽等选择；

步骤六，导航目标源线型轮廓选择；

步骤七，导航目标源特征谱线稳定性选择。

步骤一以具体的深空探测任务为背景展开，对于不同的深空探测任务，天文测速导航系统的性能指标需求也不尽相同，按照导航的基本定义，是要获取航天器在质心运动状态下，于参考坐标系下的位置、速度及其对应的精度，航天器与导航目标源间的测速精度指标是开展导航目标源谱线参数遴选的首要条件。

步骤二在步骤一的基础上，根据测速导航系统目标源观测条件及特点，同一时刻开展空间三个以上导航目标源的观测，并据此观测方程完成状态的求解，同时为了有效控制因测速观测量误差所引起并传递至航天器导航信息的解算误差，在三个导航目标源于航天器参考坐标系下的空间位置进行选择。

步骤三在步骤一和步骤二的基础上，对于初步遴选出的导航目标源以单根发射型谱线的辐射强度为出发点，从能量接收角度对所获得干涉图像的信噪比进行分析，确保干涉图像信息提取的有效性及精度，信噪比太低，则不利于信号的提取和分析。

步骤四在步骤三的基础上，基于非对称空间外差式测速原理，从误差抑制角度对特征谱线的频点进行筛选，根据原理描述，更高的频点得到更大的波数，将更好地抑制测量误差，获得更高的测速精度。

步骤五在步骤四的基础上，根据干涉相关理论，考虑干涉带宽与相干长度的关系，发生干涉的光线谱段越窄，线宽越小，则干涉系统的相干长度将越大，对应于非对称空间外差式测速原理，更大的相干长度使系统配置更大的额外程差，进而获得更高的测速精度。

步骤六在步骤四和步骤五的基础上，单根发射型谱线的轮廓函数与干涉图像的对比度密切相关，在确定谱线之前，需要对其所匹配的轮廓函数进行证认，运用高斯线型或洛伦兹线型时明确轮廓函数所属，便于为后续的设计提供输入。

步骤七在步骤三、步骤四、步骤五和步骤六的基础上，对发射型导航目标源特征谱线的物理特征进行依次筛选和分析，对于工程应用背景，测量类仪器随时间的稳定性表现是需要严格认定的内容，因此，对于上述步骤三至步骤六所涉及到的参数的稳定性表现是最终确定非对称空间外差式测速发射型导航目标源及其特征谱线的重要因素。

本发明的具体思路是：按照深空探测实施任务需求，密切结合天文测速方案特点，从导航目标源空间分布入手，完成与目标源参数相关的指标分析及分解，对目标源辐射强度对比度、特征谱线频点、特征谱线线宽、线型轮廓及稳定性进行筛选和比较分析，最终确定与指标需求及方案匹配度最高的导航目标源作为导航基准对象。本方法的理论描述如下：

一，测速理论模型

非对称空间外差式测速方法本质上为一类傅里叶变化光谱仪测速方法，该方法过程中获得的干涉图像作为直接测量量是后续速度解算及误差处理的关键输入。

按照光学干涉相关理论，干涉图像出现亮纹的条件为：

δ＝mλ₀ (1)

式中，δ为空间某点发生干涉时对应的两光束间光程差，λ₀为线心波长，m为整数，表示干涉级次。

考虑Doppler效应，以同一空间位置为参考，则上式改写为：

(λ₀+Δλ)(m+Δm)＝δ (2)

式中，Δλ和Δm分别为线心波长及干涉级次的移动量。

根据Doppler效应速度与波长关系，如下式：

式中，v_r为航天器与导航目标源间相对运动速度，c为真空中光速。

同时考虑在临近干涉条纹附件，满足关系其中为频域中的频移所导致的空域中的相移量。由此得到：

式中，σ₀＝1/λ0₀，表示波数。对式(4)进行微分，得到：

由上式可知，通过增大干涉考察位置的光程差，提高线心波数，在相位解算误差可控的情况下，可提高相对运动速度的测速精度。

二，相位求解过程

相位求解的过程需要解算的输入条件。为了说明求解过程，假设导航目标源及其特征谱段已遴选完成。对目标源进行观测并经前置滤波，完成对目标源特定谱段的外差干涉，读取干涉图像信息后实施傅里叶变换，再进行频域滤波后实施傅里叶逆变换。此时可获取干涉图像的数学表达如下所示：

式中，I(x)为干涉图像光强，I₀为两干涉光光强，|γ(x)|为干涉图像的对比度，为干涉条纹相位。

根据式(6)进行相位求解，可得：

根据上式并结合式(4)可解得相对运动速度值。

式(6)中，对于高斯线型的谱线，干涉图像对比度表示为：

式中，Δv_s为特征谱线线宽，δ(x)为干涉光线光程差。

而对于洛伦兹线型的谱线，干涉图像对比度表示为：

由式(8)及式(9)可知，要获得更高的干涉图像对比度，需要特征谱线具备更窄的线宽，结合更大的干涉光线强度I₀(对应信噪比)，将有助于干涉图像处理时控制处理环节的误差，提高测速精度。

如图1所示，以非对称空间外差式测速为目标的发射型目标源遴选方法流程图包括深空探测任务背景下的天文导航任务需求、非对称空间外差式测速导航的精度指标、参考星库、备选导航目标源天体及其物理特性、综合指标遴选结论及最优导航目标源。所述中备选导航目标源天体及其物理特性具体包括天区方位分布、特征谱线辐射强度及对比度、特征谱线频点、特征谱线线宽、特征谱线线型轮廓及特征谱线稳定性等。

对该流程进行描述：

阶段一，在深空探测任务背景下开展天文导航任务的需求分析，结合导航指标需求，在非对称空间外差式测速方法体系下完成针对导航目标源的误差指标分配。

阶段二，查阅参考星库，粗选出部分发射型导航目标源天体，按照天区方位分布、特征谱线辐射强度及对比度、特征谱线频点、特征谱线线宽、特征谱线线型轮廓及特征谱线稳定性开展遴选。

阶段三，待各指标完成测量及统计后，给出综合指标遴选结论，与非对称空间外差式测速方法精度分配指标进行比对，若能满足则确定为可用导航目标源，若不满足则更换目标源天体开展新一轮遴选。

其中，对于阶段二中针对目标源天体物理特性的遴选原则如下：

(1)天区方位分布：在相对运动速度测速精度存在测量误差的情况下，为了通过观测方程解算获得航天器运行速度误差控制在最低，三个导航目标源于航天器本体参考坐标系下的方位矢为两两正交；

(2)特征谱线辐射强度及对比度：由于非对称空间外差式测速方法属于能量探测方法，因此对系统接收及处理信号的信噪比存在相应要求。由此，在观测时间一定，系统更新率保证的前提下，目标源的特征谱线辐射强度及对比度应以取其高值为遴选原则；

(3)特征谱线频点：根据非对称空间外差式测速方法原理，在高波数情况下可以获得的更高的相对运动测速精度，因此在短波谱段中遴选发射特征谱线可为测速精度的提升提供支持；

(4)特征谱线线宽：根据非对称空间外差式测速方法原理，在特征谱线线宽趋窄的情况下，可以提高干涉图像的对比度，因此在增大干涉光线光程差的情况下可确保条纹对比度不会过度劣化，并为测速精度的提升提供支持；

(5)特征谱线线型轮廓及特征谱线稳定性：特征谱线线型轮廓需要提前证认，并据此分析干涉图像的对比度分析。同时作为测量仪器，系统内外参数的时变特性(及稳定性)需要控制一定的范围以保证相对速度测量的精度及有效性。

与现有的其他天文自主导航方法针对目标源的遴选要求相比，本发明具备如下特点和优势：本发明基于光波的Doppler效应，通过测量航天器与导航目标源间相对运动所引起的谱线移动量，进而解算获得航天器与导航目标源间相对于速度的测速导航方法的基本前提。本发明提出以后，将有力地促进以发射型目标源谱线作为测量对象的新型测速导航方法的实验研究及工程研制，是开展相关工作必不可少的过程和要求，将填补国际及国内在天文测速导航方案实施过程中的技术空白。

综上所述，本发明直观实现了以非对称空间外差式测速为目标的发射型目标源的遴选方法，可以在系统论证过程中为系统参数的最终确定及测速精度保证提供参考和输入，满足系统设计所需的前后端参数匹配及在轨的适应性，在可开展遴选的范围内按照误差最小思路进行择优选择误差最小的发射目标。

以上所述的具体实施例，对本发明的解决的技术问题、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种以非对称空间外差式测速为目标的发射型目标源遴选方法，其特征在于，其包括以下步骤：

步骤一，明确探测任务对天文测速导航精度的需求；

步骤二，确定测速导航目标源空间分布的选择；

步骤三，导航目标源强度对比度选择；

步骤四，导航目标源特征谱线频点等选择；

步骤五，导航目标源特征谱线线宽等选择；

步骤六，导航目标源线型轮廓选择；

步骤七，导航目标源特征谱线稳定性选择。

2.如权利要求1所述的以非对称空间外差式测速为目标的发射型目标源遴选方法，其特征在于，所述步骤一以具体的深空探测任务为背景展开，对于不同的深空探测任务，天文测速导航系统的性能指标需求也不尽相同，按照导航的基本定义，是要获取航天器在质心运动状态下，于参考坐标系下的位置、速度及其对应的精度，航天器与导航目标源间的测速精度指标是开展导航目标源谱线参数遴选的首要条件。

3.如权利要求1所述的以非对称空间外差式测速为目标的发射型目标源遴选方法，其特征在于，所述步骤二在步骤一的基础上，根据测速导航系统目标源观测条件及特点，同一时刻开展空间三个以上导航目标源的观测，并据此观测方程完成状态的求解，同时为了有效控制因测速观测量误差所引起并传递至航天器导航信息的解算误差，在三个导航目标源于航天器参考坐标系下的空间位置进行选择。

4.如权利要求1所述的以非对称空间外差式测速为目标的发射型目标源遴选方法，其特征在于，所述步骤三在步骤一和步骤二的基础上，对于初步遴选出的导航目标源以单根发射型谱线的辐射强度为出发点，从能量接收角度对所获得干涉图像的信噪比进行分析，确保干涉图像信息提取的有效性及精度，信噪比太低，则不利于信号的提取和分析。

5.如权利要求1所述的以非对称空间外差式测速为目标的发射型目标源遴选方法，其特征在于，所述步骤四在步骤三的基础上，基于非对称空间外差式测速原理，从误差抑制角度对特征谱线的频点进行筛选，根据原理描述，更高的频点得到更大的波数，将更好地抑制测量误差，获得更高的测速精度。

6.如权利要求1所述的以非对称空间外差式测速为目标的发射型目标源遴选方法，其特征在于，所述步骤五在步骤四的基础上，根据干涉相关理论，考虑干涉带宽与相干长度的关系，发生干涉的光线谱段越窄，线宽越小，则干涉系统的相干长度将越大，对应于非对称空间外差式测速原理，更大的相干长度使系统配置更大的额外程差，进而获得更高的测速精度。

7.如权利要求1所述的以非对称空间外差式测速为目标的发射型目标源遴选方法，其特征在于，所述步骤六在步骤四和步骤五的基础上，单根发射型谱线的轮廓函数与干涉图像的对比度密切相关，在确定谱线之前，需要对其所匹配的轮廓函数进行证认，运用高斯线型或洛伦兹线型时明确轮廓函数所属，便于为后续的设计提供输入。

8.如权利要求1所述的以非对称空间外差式测速为目标的发射型目标源遴选方法，其特征在于，所述步骤七在步骤三、步骤四、步骤五和步骤六的基础上，对发射型导航目标源特征谱线的物理特征进行依次筛选和分析。