CN108645407A - 一种面向高精度自主导航的复合无拖曳模式实现装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种面向高精度自主导航的复合无拖曳模式实现装置及方法，包括激光器阵列、激光光束整形装置、检验质量块、光电转换阵列、数据处理模块、航天器腔体和输入窗。激光光束整形装置将激光器发射的光束均分为左右两部分，整形后得到矩形光束，并分配到输入窗；矩形光束分别通过左输入窗和右输入窗进入航天器腔体内，由光电转换阵列探测；光电转换阵列将探测到的光信号转换成电信号输出功率给数据处理模块；数据处理模块根据两个不同时刻的功率之差和检验质量块的相对位置之间的关系解算检验质量块的相对位置和相对加速度大小。本发明采用纯光学测量手段，能够同时完成相对位移和非保守力加速度的测量，提高对检验质量的干扰抑制。

Description

一种面向高精度自主导航的复合无拖曳模式实现装置及方法

技术领域

本发明涉及无拖曳卫星系统技术领域，具体涉及一种面向高精度自主导航的复合无拖曳模式实现装置及方法。

背景技术

无拖曳卫星主要由检验质量和卫星本体构成。检验质量位于卫星腔体内部，卫星腔体相当于一个屏障，它能屏蔽外部环境干扰，因此理想情况下检验质量只受引力的作用，它所在的轨道即为纯引力轨道。而卫星本体由于受到外部环境扰动，会与检验质量产生相对位移，卫星通过推进器产生的推力来使自己跟随检验质量块，即卫星的质心和检验质量的质心始终保持重合，那么卫星本体也能运行在纯引力轨道上，实现无拖曳飞行。无拖曳卫星以其低干扰的独特优势，可以为空间任务或精密科学实验提供超稳、超静实验平台。

相比于传统的导航方式，自主导航能够摆脱对地面测控系统的依赖，提高自主生存能力。卫星自主导航系统的位置和速度信息的确定，通常是利用外部环境扰动下的导航系统模型，采用估计的方法来确定的。但由于卫星运行在复杂的太空环境中，会受到许多干扰影响，这些干扰有的是已知的，有的是未知的，这使得卫星的轨道动力学模型无法准确描述出来。为实现卫星的高精度自主导航，并做到长时间的轨道维持和高精度的轨道预报。一个有效的方法便是采用无拖曳控制技术对卫星进行实时位移控制，并对卫星非保守力加速度进行测量，以建立更完善的导航系统模型。

根据检验质量是否受到主动控制，以及与卫星本体之间的相互跟踪方式，无拖曳卫星的工作模式可以分为位移模式和加速度计模式两种。位移模式下卫星能运行在纯引力轨道上，因此能做到长时间的轨道维持；而加速度计模式下卫星能对所受非引力干扰加速度进行读出，从而用于高精度的轨道预报。出于具体的任务需求，大多数无拖曳卫星只是单一的位移模式或加速度计模式，无法很好地兼顾二者。因此，为了要实现高精度自主导航中的长时间轨道维持和高精度轨道预报，结合位移模式和加速度计模式的复合无拖曳模式是重要的实现手段。

现有技术中，空间引力波探测计划LISA采用同一套静电悬浮测量系统，在非科学测量阶段，处于加速度计模式下用于质量块的状态调整；而在科学测量阶段，仅工作在位移模式下用于检验质量的相对位置测量。地球重力场测量卫星GOCE通过更改加速度计配置的方式，在原有无拖曳控制的基础上，还能实现加速度计工作模式。GOCE在每一个轴上沿质心对称分布两个静电悬浮加速度计。同一维方向上的非引力干扰加速度，可以通过对称安装的两个加速度计来得出。美国斯坦福大学在模块化引力参考敏感器的基础上通过改进，提出了具备无拖曳性能的加速度计装置，具体采用差分光学影像传感器与静电悬浮加速度计相结合的配置，前者是用光学的手段对检验质量的相对位置进行测量，后者则用于加速度的测量，该装置能够在位移模式和加速度计模式之间切换使用。

但是根据高精度自主导航的科学任务需求，需要同时实现位移和加速度计两种模式，且加速度测量时不能够破坏检验质量的无拖曳飞行。此外，现有无拖曳卫星中加速度测量均采用静电测量方式，其易受灵敏度的限制，附有电极片的腔壁与检验质量之间的间隙要足够小，但是间隙变小会增大作用在检验质量上的干扰力，同时增大相对位置控制的难度。静电测量方法还会引入干扰，在检验质量上产生静电反作用力。光学测量方法可以增大检验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检验质量相对位置的控制。但是主动的光照会对检验质量造成光压干扰力，需要仔细控制投射光的功率，并保持光照的均匀性和对称性。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种面向高精度自主导航的复合无拖曳模式实现装置及方法，采用纯光学测量手段，能够同时完成相对位移和非保守力加速度的测量，提高对检验质量的干扰抑制，精度高。

本发明的具体实施方式如下：

一种面向高精度自主导航的复合无拖曳模式实现装置，包括激光器阵列、激光光束整形装置、检验质量块、光电转换阵列、数据处理模块、航天器腔体和输入窗；

所述激光器阵列由N个激光器构成，N为偶数且N不小于2，输出的相邻光束之间的间隙忽略不计；

所述激光光束整形装置用于将所述激光器发射的光束均分为左右两部分，整形后得到矩形光束，并分配到输入窗；

所述输入窗包括左输入窗和右输入窗，分别安装在所述航天器腔体内壁上，左输入窗和右输入窗的间距为所述检验质量块沿X方向的长度；所述矩形光束分别通过左输入窗和右输入窗进入航天器腔体内，由光电转换阵列探测；

所述检验质量块为规则对称结构，初始时位于航天器腔体中心；

所述光电转换阵列包括左接收阵列和右接收阵列，分别安装在与所述左输入窗和右输入窗相对的航天器腔体内壁上，用于将探测到的光信号转换成电信号输出功率给所述数据处理模块；

所述数据处理模块根据两个不同时刻的功率之差和所述检验质量块的相对位置之间的关系解算所述检验质量块的相对位置和相对加速度大小。

进一步地，还包括反射镜，所述反射镜将所述激光器阵列输出的N束激光经过光路调整，输送到所述激光光束整形装置中。

进一步地，所述激光光束整形装置包括光束分配单元和光束整形单元；

所述光束分配单元将所述激光器阵列输出的N束高斯光均分为左右两部分，每一部分的激光束数量为N/2，并送入所述光束整形单元进行光束整形；

所述光束整形单元包括空间滤波器、平顶光束整形元件和聚焦镜；所述空间滤波器用于在光束整形之前对入射激光进行处理，去除光束中的高阶模和噪声；所述平顶光束整形元件将待整形高斯光束进行相位调制，并在所述聚焦镜的近焦平面上获得矩形平顶光斑。

进一步地，所述左输入窗和右输入窗分别由N/2个子窗口构成，所述子窗口的大小与所述矩形平顶光斑的大小相同，且所述子窗口之间间距忽略不计。

进一步地，所述光束整形单元按从中心向外围的规则，依次分配整形后的光束。

进一步地，所述左接收阵列由m行n列相同的光电转换单元构成；所述右接收阵列由m行n列相同的光电转换单元构成，m和n均为正整数；

所述光电转换单元的尺寸为长L，宽W；所述矩形平顶光斑长为C₁，宽为C₂；所述检验质量块的长度为D；

对于所述左输入窗和所述左接收阵列以及所述右输入窗和所述右接收阵列，满足以下关系式：

C₂＝W×m；

W≤L＜C₂＜C₁＜＜D。

进一步地，所述相对加速度由所述检验质量块的相对位置进行二次差分处理得到。

一种面向高精度自主导航的复合无拖曳模式实现方法，激光器阵列发射N束激光，相邻激光光束之间的间隙忽略不计，所述激光通过激光光束整形装置整形后均分为左、右两部分矩形光束并输出；所述矩形光束分别通过航天器腔体内壁上的左输入窗和右输入窗进入腔内，由光电转换阵列探测；所述光电转换阵列将探测到的光信号转换成电信号并输出功率给数据处理模块；所述数据处理模块根据两个不同时刻的功率之差和位于航天器腔体的检验质量块的相对位置之间的关系解算所述检验质量块的相对位置和相对加速度大小。

有益效果：

1、本发明采用纯光学测量手段，在一个测量过程中，能同时完成相对位移和非保守力加速度的测量；通过对输入光源进行整形匀化处理，得到了功率稳定分布的矩形光束，因而任意一个被矩形光束完全照射到的光电转换单元，保证输出功率一致，精度高，并且能够保证激光光束对称分布，降低了对检验质量的干扰；再者，矩形光束采用阵列布局，输出的相邻光束之间的间隙忽略不计，使测量范围增大到10～20mm，同时提升了整个装置的精度。

2、本发明增加了反射镜，使整个装置的整体结构紧凑。

3、本发明光束整形单元按从中心向外围的规则，依次分配整形后的光束，能够保证至少有光束照射到检验质量块上。

4、本发明中整形后的激光光束，其横截面总长度等于光电转换阵列的长度，光束的宽度等于光电转换阵列的宽度，便于计算。

5、本发明由检验质量块的相对位置进行二次差分处理得到相对加速度大小，因为本发明求解出的检验质量块相对位置误差小、精度高，因此可以直接利用二次差分求解相对加速度，计算简便，而且相比于现有技术采用静电反馈力推导加速度大小的方式，省去了静电悬浮系统，无需受限于航天器腔体的尺寸。

附图说明

图1为本发明的整体结构示意图；

图2为矩形均匀激光照射到光电转换阵列的示意图；

图3为检验质量块运动示意图；

图4为检验质量块相对位移和相对加速度测量示意图。

其中，11-激光器阵列，12-激光光束整形装置，13-检验质量块，14-光电转换阵列，15-数据处理模块，16-航天器腔体，17-整形激光输入窗，18-反射镜，21-整形激光束，41-边长Ⅰ，42-边长Ⅱ，43-边长Ⅲ。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本发明提供了一种面向高精度自主导航的复合无拖曳模式实现装置，包括激光器阵列11、激光光束整形装置12、检验质量块13、光电转换阵列14、数据处理模块15、航天器腔体16、整形激光输入窗17和反射镜18，如图1所示。

激光器阵列11由N个激光器构成，N为偶数且N不小于2。本实施例中，激光器为1064nm的单频激光器，能提供功率稳定和频率稳定的激光，激光光强遵循高斯分布，输出功率为毫瓦量级。

反射镜18将激光器阵列11输出的N束激光经过光路调整，输送到激光光束整形装置12中。

激光光束整形装置12包括光束分配单元和光束整形单元。光束分配单元在激光整形前后分别起到不同的作用，在光束整形前，光束分配单元首先将激光器阵列11输出的N束激光平均分为两部分，每一部分的激光数量为N/2，并将N束激光送入光束整形单元进行光束整形。

光束整形单元包括空间滤波器、平顶光束整形元件和聚焦镜。空间滤波器用于在光束整形之前对入射激光进行处理，去除光束中的高阶模和噪声，以提高待整形激光质量；平顶光束整形元件将待整形高斯光束进行相位调制，并在聚焦镜的近焦平面上获得矩形平顶光斑。

整形激光输入窗17包括左输入窗和右输入窗，分别安装在航天器腔体16内壁上。在完成光束整形之后，整形激光束21分别通过左输入窗和右输入窗进入航天器腔体16内，由光电转换阵列14探测。光束分配单元按距离左输入窗和右输入窗对称面由近到远的规则，依次向左、右输入窗的子窗口分配整形后的光束。如图1所示，左输入窗按从右到左的顺序，右输入窗按从左到右的顺序依次输入整形后的激光。

如图2所示，本实施例中的整形激光束21的截面形状为正方形，边长为C，激光功率稳定分布。整形激光输入窗17的左输入窗和右输入窗分别由N/2个子窗口构成，且其子窗口的大小与整形激光束21的截面大小相同。由于相连子窗口之间的最大间距远小于C，因此子窗口之间的间距可忽略不计。对于整形激光输入窗17的左输入窗或右输入窗而言，从窗口输出的N/2束整形后的正方形激光束构成一排宽为C×N/2的平行矩形光束，光束之间的间隙可忽略不计。

检验质量块13的形状为球体，直径D为20～100mm，圆度小于30nm，球体质心与球体几何中心的偏移量小于100nm。检验质量块13材质为金铂合金，表面镀有碳化硅涂层。

航天器腔体16总体为中空封闭的立方体结构,航天器腔体16与检验质量块13之间在X轴方向、Y轴方向和Z轴方向的间隙为20～50mm。

光电转换阵列14包括左接收阵列和右接收阵列，分别安装在与整形激光输入窗17的左输入窗和右输入窗相对的航天器腔体16内壁上。如图1所示，整形激光输入窗17左输入窗和右输入窗之间的距离，以及光电转换阵列14左接收阵列和右接收阵列之间的距离均为D。

如图2所示，左接收阵列和右接收阵列分别由m行n列相同的光电转换单元构成，m和n均为正整数。实际应用中，光电转换单元可采用InGaAs光电探测器，用于将光信号转换成电信号，并高频读出。该光电转换单元长L，宽W，而相邻两个光电转换单元之间的最大间距远小于L或W，因此可忽略不计。对于左输入窗和左接收阵列以及右输入窗和右接收阵列，需满足以下关系式：

C＝W×m；

W≤L＜C＜＜D；

截面尺寸为C×C的N/2束正方形整形激光能完全覆盖m行n列光电转换单元，并通过光电效应在光电转换单元产生相应的电信号，光电转换单元将采样信号实时传输到数据处理模块15中，数据处理模块15用于解算检验质量块13的相对位置和相对加速度大小。

若为矩形光束，矩形平顶光斑长为C₁，宽为C₂，满足：

C₂＝W×m；

W≤L＜C₂＜C₁＜＜D

数据处理模块15处理测量检验质量块13和航天器腔体16的相对位移以及航天器所受的非保守力加速度的方法如下：

如图1所示，初始时刻检验质量块13位于航天器腔体16的中心位置，并与整形激光输入窗17两边缘的激光束相切。此时从整形激光输入窗17出来的激光能完全照射在相对应的光电转换阵列14上，设每一个光电转换单元完全接收到光信号时输出功率为p₀，则初始时刻t₀在左接收阵列和右接收阵列电信号输出功率分别为：

其中，和分别表示左接收阵列在t₀时刻的输出功率以及右接收阵列在t₀时刻的输出功率。

当航天器受到外部环境扰动时，与航天器本体相连的航天器腔体16会与检验质量块13产生相对位移。图1至图4只给出检验质量块13在一维方向上的运动。

以图3为例，假设t_k-1到t_k时间内检验质量块13沿X轴正方向运动，由于检验质量块13不断远离左接收阵列，因此在左接收阵列上的输出与t₀时刻的输出功率相同，即

其中，k≥1，且k为整数；表示左接收阵列在t_k时刻的输出功率。

而t_k-1到t_k时间内检验质量块13在X轴正方向产生相对位移为x_k，因此整形激光输入窗17的右输入窗中的激光束被部分遮挡，与之相对应的右接收阵列仅能接收到部分激光，其电信号的输出功率也随之减小。假设t_k时刻右接收阵列上的输出为则t_k-1到t_k时间内右接收阵列的输出功率变化量为

由于检验质量块13的直径D的大小为20～100mm，且远大于矩形激光束的截面边长C，因此检验质量块13的圆弧边缘在左接收阵列或右接收阵列上的投影可近似为直线，如图4所示，其中边长Ⅰ41表示t₀～t_k-1时间内检验质量块13的位移累积，大小为边长Ⅱ42表示t_k-1到t_k时间内检验质量块13产生的相对位移，大小为x_k；边长Ⅲ43表示光电转换阵列中完全被激光照射到的那一部分，长度为

检验质量块13在X轴正方向的相对位移可由光电转换阵列的输出进行估计：

其中，f(·；k)表示t_k时刻光电转换阵列的输出功率与完全能被激光照射到的光电转换阵列长度之间的关系表达式，且f(·；k)满足：

mp₀＝f(L)；

mnp₀＝f(nL)；

则t₀～t_k内检验质量块13在X轴正方向产生的总位移量为：

同理t₀～t_k-1时间内检验质量块13的位移累积为：

则t_k-1到t_k时间内检验质量块13在X轴正方向产生相对位移x_k为：

也可用一个函数来表示x_k与之间的关系，设有g(·；k)，则x_k可以表示为:

加速度测量采用对位移求二次差分的方式得到。t_k-1到t_k时间内检验质量块13在X轴正方向的相对加速度a_k可由相对位移对时间取二次差分获得，即：

其中v_k为检验质量块13在t_k的瞬时速度，满足初始条件为t₀＝0，v₀＝0，x₀＝0。

航天器所受的非保守力加速度大小在数值上与检验质量块13的加速度大小相同，方向相反。

本实施中只给出一维方向上相对位移和相对加速度大小的测量过程，其它两个平移方向的结构示意图参照图1。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种面向高精度自主导航的复合无拖曳模式实现装置，其特征在于，包括激光器阵列、激光光束整形装置、检验质量块、光电转换阵列、数据处理模块、航天器腔体和输入窗；

所述激光器阵列由N个激光器构成，N为偶数且N不小于2，输出的相邻光束之间的间隙忽略不计；

所述激光光束整形装置用于将所述激光器发射的光束均分为左右两部分，整形后得到矩形光束，并分配到输入窗；

所述输入窗包括左输入窗和右输入窗，分别安装在所述航天器腔体内壁上，左输入窗和右输入窗的间距为所述检验质量块沿X方向的长度；所述矩形光束分别通过左输入窗和右输入窗进入航天器腔体内，由光电转换阵列探测；

所述检验质量块为规则对称结构，初始时位于航天器腔体中心；

所述光电转换阵列包括左接收阵列和右接收阵列，分别安装在与所述左输入窗和右输入窗相对的航天器腔体内壁上，用于将探测到的光信号转换成电信号输出功率给所述数据处理模块；

所述数据处理模块根据两个不同时刻的功率之差和所述检验质量块的相对位置之间的关系解算所述检验质量块的相对位置和相对加速度大小。

2.如权利要求1所述的面向高精度自主导航的复合无拖曳模式实现装置，其特征在于，还包括反射镜，所述反射镜将所述激光器阵列输出的N束激光经过光路调整，输送到所述激光光束整形装置中。

3.如权利要求1所述的面向高精度自主导航的复合无拖曳模式实现装置，其特征在于，所述激光光束整形装置包括光束分配单元和光束整形单元；

所述光束分配单元将所述激光器阵列输出的N束高斯光均分为左右两部分，每一部分的激光束数量为N/2，并送入所述光束整形单元进行光束整形；

所述光束整形单元包括空间滤波器、平顶光束整形元件和聚焦镜；所述空间滤波器用于在光束整形之前对入射激光进行处理，去除光束中的高阶模和噪声；所述平顶光束整形元件将待整形高斯光束进行相位调制，并在所述聚焦镜的近焦平面上获得矩形平顶光斑。

4.如权利要求3所述的面向高精度自主导航的复合无拖曳模式实现装置，其特征在于，所述左输入窗和右输入窗分别由N/2个子窗口构成，所述子窗口的大小与所述矩形平顶光斑的大小相同，且所述子窗口之间间距忽略不计。

5.如权利要求3所述的面向高精度自主导航的复合无拖曳模式实现装置，其特征在于，所述光束整形单元按从中心向外围的规则，依次分配整形后的光束。

6.如权利要求3所述的面向高精度自主导航的复合无拖曳模式实现装置，其特征在于，所述左接收阵列由m行n列相同的光电转换单元构成；所述右接收阵列由m行n列相同的光电转换单元构成，m和n均为正整数；

所述光电转换单元的尺寸为长L，宽W；所述矩形平顶光斑长为C₁，宽为C₂；所述检验质量块的长度为D；

对于所述左输入窗和所述左接收阵列以及所述右输入窗和所述右接收阵列，满足以下关系式：

C₂＝W×m；

W≤L<C₂<C₁＜＜D。

7.如权利要求1所述的面向高精度自主导航的复合无拖曳模式实现装置，其特征在于，所述相对加速度由所述检验质量块的相对位置进行二次差分处理得到。

8.一种面向高精度自主导航的复合无拖曳模式实现方法，其特征在于，采用权利要求1-6中任意一种复合无拖曳模式实现装置，激光器阵列发射N束激光，相邻激光光束之间的间隙忽略不计，所述激光通过激光光束整形装置整形后均分为左、右两部分矩形光束并输出；所述矩形光束分别通过航天器腔体内壁上的左输入窗和右输入窗进入腔内，由光电转换阵列探测；所述光电转换阵列将探测到的光信号转换成电信号并输出功率给数据处理模块；所述数据处理模块根据两个不同时刻的功率之差和位于航天器腔体的检验质量块的相对位置之间的关系解算所述检验质量块的相对位置和相对加速度大小。

9.如权利要求1所述的面向高精度自主导航的复合无拖曳模式实现方法，其特征在于，所述相对加速度由所述检验质量块的相对位置进行二次差分处理得到。