一种星体重力场反演的方法和系统、以及处理器
阅读：876发布：2020-05-13
专利汇可以提供一种星体重力场反演的方法和系统、以及处理器专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 公开了一种星体重 力 场反演的方法，包括：获取星体的关键 载荷 数据；其中，所述关键载荷数据，包括：星间速度误差、轨道 位置 误差和非保守力误差；根据所述关键载荷数据构建半数值综合误差模型；其中，所述半数值综合误差模型为与所述星间速度误差、轨道位置误差和非保守力误差相关的数学模型；根据由星下点误差确定的阶误差方差和所述半数值综合误差模型，进行星体重力场反演。通过本发明实现了对星体重力场的高 精度 、快速反演。，下面是一种星体重力场反演的方法和系统、以及处理器专利的具体信息内容。
1.一种星体重力场反演的方法，其特征在于，包括：
获取星体的关键载荷数据；其中，所述关键载荷数据，包括：星间速度误差、轨道位置误差和非保守力误差；
根据所述关键载荷数据构建半数值综合误差模型；其中，所述半数值综合误差模型为与所述星间速度误差、轨道位置误差和非保守力误差相关的数学模型；
根据由星下点误差确定的阶误差方差和所述半数值综合误差模型，进行星体重力场反演；
其中，所述获取星体的关键载荷数据，包括：
通过星载激光干涉测距仪获取星间速度误差；
通过地面深空网获取轨道位置误差；
通过星载无拖曳控制系统获取非保守力误差；
其中，所述根据星下点误差确定的阶误差方差，包括：
按照经度λM和纬度φM对星体表面进行均匀的格网划分，将星下点误差δηM(φM,λM)平均插值到格点处；
对差值后的星下点误差δηM(φM,λM)按照球函数展开，并根据球函数展开结果确定所述阶误差方差；
其中，所述对差值后的星下点误差δηM(φM,λM)按照球函数展开，并根据球函数展开结果确定所述阶误差方差，包括：
按照如下式(1)，对所述差值后的星下点误差δηM(φM,λM)按照球函数展开：
其中， 表示球函数展开的系数；l表示球函数展开的阶数；L表示星体重力场反演的理论阶数；m表示球函数的展开次数；P表示缔合勒让德函数；
令：
其中，
其中， 表示球函数；Qm(λM)表示正弦函数或余弦函数；
根据上式(1)、(2)、(3)和(4)，确定阶误差方差
其中，所述半数值综合误差模型如下：
其中，δNc表示大地水准面误差；RM表示星体平均半径；θM表示对应于激光干涉测距仪的星间距离ρM12的火心角；GM表示万有引力常数G和星体质量M之积；rM表示卫星质心到星体中心的距离； 表示星间速度误差；ΔtM表示采样间隔；Lmax表示星体重力场反演的理论最大阶数；δrM表示轨道位置误差；δfM表示非保守力误差；
其中，
2.根据权利要求1所述的星体重力场反演的方法，其特征在于，还包括：
获取星下点误差；
根据星下点误差确定的阶误差方差。
3.根据权利要求1所述的星体重力场反演的方法，其特征在于，所述根据由星下点误差确定的阶误差方差和所述半数值综合误差模型，进行星体重力场反演，包括：
根据上述式(5)、(6)和(7)的解算结果，进行星体重力场反演。
4.根据权利要求1所述的星体重力场反演的方法，其特征在于，
经度λM的范围为：0°～360°，纬度φM的范围为：-90°～90°。
5.一种用于权利要求1所述的星体重力场反演的方法的星体重力场反演的系统，其特征在于，包括：
获取模块，用于获取星体的关键载荷数据；其中，所述关键载荷数据，包括：星间速度误差、轨道位置误差和非保守力误差；
模型构建模块，用于根据所述关键载荷数据构建半数值综合误差模型；其中，所述半数值综合误差模型为与所述星间速度误差、轨道位置误差和非保守力误差相关的数学模型；
反演模块，用于根据由星下点误差确定的阶误差方差和所述半数值综合误差模型，进行星体重力场反演。
6.一种用于权利要求1所述的星体重力场反演的方法的处理器，其特征在于，包括：所述处理器，用于：
获取星体的关键载荷数据；其中，所述关键载荷数据，包括：星间速度误差、轨道位置误差和非保守力误差；
根据所述关键载荷数据构建半数值综合误差模型；其中，所述半数值综合误差模型为与所述星间速度误差、轨道位置误差和非保守力误差相关的数学模型；
根据由星下点误差确定的阶误差方差和所述半数值综合误差模型，进行星体重力场反演。
一种星体重力场反演的方法和系统、以及处理器
技术领域
[0001] 本发明属于深空探测技术领域，尤其涉及一种星体重力场反演的方法和系统、以及处理器。
背景技术
[0002] 继Apollo 11载人登月于1969年7月20日成功实施后，围绕“早开发，先受益”的原则，星体(天体/行星)探测已成为各航天大国在深空探测领域新一轮的竞争焦点和远景规划。
[0003] 以火星探测和载人登火为例，21世纪是通过专用的卫星重力测量技术提高对“数字火星”认知能力的新纪元。火星重力场不仅有利于反映火星表面和内部物质的空间分布、运动和迁移，而且可决定火星大地水准面的起伏和波动。因此，火星重力场精细结构研究是行星科学、地球科学、天体物理学、天文学、空间科学等的需求。
[0004] 以地球为例，美国宇航局喷气推进实验室(NASA's JPL)和德国波兹坦地学研究中心(GFZ)联合研制的GRACE地球重力双星致力于精确测量地球中长波重力场信号。GRACE-A(Tom)和GRACE-B(Jerry)设计为近圆、近极和低轨双星，通过高轨GPS(Global Positioning System，全球定位系统)卫星精确测量卫星的轨道位置和轨道速度，基于K波段测距系统(KBR)高精度感测星间距离，利用星载加速度计(ACC)获得非保守力(大气阻力、太阳光压、地球辐射压、轨道和姿态控制力等)信息实现地球重力场反演。
[0005] 基于当前GRACE地球卫星重力测量计划的卓越贡献和成功经验，美国宇航局喷气推进实验室(NASA-JPL)已于2011年成功实施了月球卫星重力测量计划GRAIL，旨在建立高精度月球重力场模型。GRAIL-A(Ebb)和GRAIL-B(Flow)月球双星采用极轨、近圆、低轨和同轨设计。GRAIL-A/B双星基于Ka波段月球重力测距仪系统(LGRS)精确测量星间距离，利用深空跟踪网(DSN)连续跟踪卫星轨道，通过惯性测量单元、太阳敏感器和星跟踪器感测卫星的三维姿态，采用X-波段无线电科学信标(RSB)将观测信号实时传回地面站。
[0006] 自从美国宇航局于1964年11月28日成功发射了首颗火星探测器Mariner-4，火星重力场模型构建主要依靠轨道摄动观测数据。火星重力场模型是指一系列火星引力位系数的集合。至今为止，国际众多科研机构已采用传统重力测量技术开展了深入和广泛的火星重力场模型建立的研究论证。
[0007] 不同于以前的重力场测量轨道摄动技术，将来火星卫星重力测量技术不仅将在火星探测计划中扮演重要角色，而且直接决定火星探测器的最优轨道设计和载人登火着陆器位置的优化选取。鉴于当前地球卫星重力测量计划GRACE和月球卫星重力测量计划GRAIL的优秀表现和卓越贡献，如何进一步提高火星重力场反演精度是本领域技术人员亟需解决的问题之一。
发明内容
[0008] 本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种星体重力场反演的方法和系统、以及处理器，以实现对星体重力场的高精度、快速反演。
[0009] 为了解决上述技术问题，本发明公开了一种星体重力场反演的方法，包括：
[0010] 获取星体的关键载荷数据；其中，所述关键载荷数据，包括：星间速度误差、轨道位置误差和非保守力误差；
[0011] 根据所述关键载荷数据构建半数值综合误差模型；其中，所述半数值综合误差模型为与所述星间速度误差、轨道位置误差和非保守力误差相关的数学模型；
[0012] 根据由星下点误差确定的阶误差方差和所述半数值综合误差模型，进行星体重力场反演。
[0013] 在上述星体重力场反演的方法中，所述获取星体的关键载荷数据，包括：
[0014] 通过星载激光干涉测距仪获取星间速度误差；
[0015] 通过地面深空网获取轨道位置误差；
[0016] 通过星载无拖曳控制系统获取非保守力误差。
[0017] 在上述星体重力场反演的方法中，还包括：
[0018] 获取星下点误差；
[0019] 根据星下点误差确定的阶误差方差。
[0020] 在上述星体重力场反演的方法中，所述根据星下点误差确定的阶误差方差，包括：
[0021] 按照经度λM和纬度φM对星体表面进行均匀的格网划分，将星下点误差δηM(φM,λM)平均插值到格点处；
[0022] 对差值后的星下点误差δηM(φM,λM)按照球函数展开，并根据球函数展开结果确定所述阶误差方差。
[0023] 在上述星体重力场反演的方法中，所述对差值后的星下点误差δηM(φM,λM)按照球函数展开，并根据球函数展开结果确定所述阶误差方差，包括：
[0024] 按照如下式(1)，对所述差值后的星下点误差δηM(φM,λM)按照球函数展开：
[0025]
[0026] 其中， 表示球函数展开的系数；l表示球函数展开的阶数；L表示星体重力场反演的理论阶数；m表示球函数的展开次数；P表示缔合勒让德函数；
[0027] 令：
[0028]
[0029] 其中，
[0030]
[0031]
[0032] 其中， 表示球函数；Qm(λM)表示正弦函数或余弦函数；
[0033] 根据上式(1)、(2)、(3)和(4)，确定阶误差方差
[0034]
[0035] 在上述星体重力场反演的方法中，所述半数值综合误差模型如下：
[0036]
[0037] 其中，δNc表示大地水准面误差；RM表示星体平均半径；θM表示对应于激光干涉测距仪的星间距离ρM12的火心角；GM表示万有引力常数G和星体质量M之积；rM表示卫星质心到星体中心的距离； 表示星间速度误差；ΔtM表示采样间隔；Lmax表示星体重力场反演的理论最大阶数；δrM表示轨道位置误差；δfM表示非保守力误差；
[0038] 其中，
[0039]
[0040] 在上述星体重力场反演的方法中，所述根据由星下点误差确定的阶误差方差和所述半数值综合误差模型，进行星体重力场反演，包括：
[0041] 根据上述式(5)、(6)和(7)的解算结果，进行星体重力场反演。
[0042] 在上述星体重力场反演的方法中，
[0043] 经度λM的范围为：0°～360°，纬度φM的范围为：-90°～90°。
[0044] 相应的，本发明还公开了一种星体重力场反演的系统，包括：
[0045] 获取模块，用于获取星体的关键载荷数据；其中，所述关键载荷数据，包括：星间速度误差、轨道位置误差和非保守力误差；
[0046] 模型构建模块，用于根据所述关键载荷数据构建半数值综合误差模型；其中，所述半数值综合误差模型为与所述星间速度误差、轨道位置误差和非保守力误差相关的数学模型；
[0047] 反演模块，用于根据由星下点误差确定的阶误差方差和所述半数值综合误差模型，进行星体重力场反演。
[0048] 相应的，本发明还公开了一种处理器，其特征在于，包括：所述处理器，用于：
[0049] 获取星体的关键载荷数据；其中，所述关键载荷数据，包括：星间速度误差、轨道位置误差和非保守力误差；
[0050] 根据所述关键载荷数据构建半数值综合误差模型；其中，所述半数值综合误差模型为与所述星间速度误差、轨道位置误差和非保守力误差相关的数学模型；
[0051] 根据由星下点误差确定的阶误差方差和所述半数值综合误差模型，进行星体重力场反演。
[0052] 本发明具有以下优点：
[0053] 本发明所述的星体重力场反演的方法，基于星间速度误差、轨道位置误差和非保守力误差构建半数值综合误差模型，以所述半数值综合误差模型为基础实现对星体重力场反演，反演精度为传统星体探测计划的反演精度的10倍以上，星体重力场反演精度高、解算速度快，对计算机性能要求低，误差模型物理含义明确，易于开展星体重力场误差分析。附图说明
[0054] 图1是本发明实施例中一种星体测量原理图；
[0055] 图2是本发明实施例中一种星体重力场反演的方法的步骤流程图；
[0056] 图3是本发明实施例中一种基于星间速度误差、轨道位置误差和非保守力误差影响的Mars-SST火星累积大地水准面误差对比示意图；
[0057] 图4是本发明实施例中一种基于不同星间速度测量精度的Mars-SST累计大地水准面精度对比示意图；
[0058] 图5是本发明实施例中一种基于不同轨道位置测量精度的Mars-SST累计大地水准面精度对比示意图；
[0059] 图6是本发明实施例中一种基于不同非保守力测量精度的Mars-SST累计大地水准面精度对比示意图；
[0060] 图7是本发明实施例中一种基于不同综合精度(星间速度、轨道位置和非保守力)的Mars-SST累计大地水准面精度对比示意图。
具体实施方式
[0061] 为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明公共的实施方式作进一步详细描述。
[0062] 本发明以火星为例，开展了将来火星卫星重力测量计划Mars-SST的探索性技术论证研究。Mars-SST-A/B火星重力双星预期基于星载激光干涉测距仪(ILRS)高精度测量星间速度(类似于下一代地球卫星重力测量计划GRACEFollow-On)，通过地面站的深空跟踪网(DSN)精确和连续跟踪双星轨道位置和轨道速度(类似于月球卫星重力测量计划GRAIL)，利用星载无拖曳控制系统(DFCS)实时补偿作用于双星的非保守力(类似于当前卫星重力测量计划GOCE。因此，基于将来火星卫星重力测量计划Mars-SST反演火星重力场精度至少高于利用传统火星探测计划的反演精度10倍。
[0063] 将来Mars-SST火星重力双星计划的科学目标如下：精确绘制火星静态和时变重力场，深入了解火星的质量流量和气候动力学，探测火星的地壳和内部结构，研究火星的大气动力学。Mars-SST火星重力场反演的基本原理如下：基于火星引力位系数和卫星观测数据(激光干涉测距仪的星间速度、地面深空网的轨道位置、无拖曳控制系统的非保守力、星敏感器(SCA)的三维姿态等)的转换关系构建卫星观测方程；通过最小二乘法(LSM)精确解算卫星观测方程，从而获得火星引力位系数。国际火星探测计划的成功实施给我们同时提供了机遇和挑战。因此，我们需尽可能借鉴已有火星探测器的成功经验，尽早推动将来火星卫星重力计划的成功实施，进而带动相关学科(行星科学、地球科学、天体物理学、天文学等)的快速发展。基于以上原因，本发明利用新型半数值综合误差模型法主要聚焦于将来Mars-SST火星卫星重力测量计划中关键载荷精度指标匹配关系的研究论证。
[0064] 本发明提出了基于半数值综合误差模型法精确和快速反演Mars-SST火星重力场的新技术，并精确和快速地反演了400阶Mars-SST火星重力场。
[0065] 参照图1，示出了本发明实施例中一种星体测量原理图。其中，OM-XMYMZM表示以星体质心为原点的坐标系，θM表示对应于激光干涉测距仪的星间距离ρM12的火心角，rM1表示Mars-SST-A卫星的质心到星体中心的距离，rM2表示Mars-SST-B卫星的质心到星体中心的距离， 表示Mars-SST-A和Mars-SST-B的星间距离， 表示Mars-SST-A卫星的速度，表示Mars-SST-B卫星的速度。
[0066] 参照图2，示出了本发明实施例中一种星体重力场反演的方法的步骤流程图。在本实施例中，所述星体重力场反演的方法，包括：
[0067] 步骤201，获取星体的关键载荷数据。
[0068] 在本实施例中，所述关键载荷数据具体可以包括：星间速度误差、轨道位置误差和非保守力误差。
[0069] 优选的，可以通过星载激光干涉测距仪获取星间速度误差；通过地面深空网获取轨道位置误差；通过星载无拖曳控制系统获取非保守力误差。
[0070] 步骤202，根据所述关键载荷数据构建半数值综合误差模型。
[0071] 在本实施例中，所述半数值综合误差模型为与所述星间速度误差、轨道位置误差和非保守力误差相关的数学模型。
[0072] 步骤203，根据由星下点误差确定的阶误差方差和所述半数值综合误差模型，进行星体重力场反演。
[0073] 在本实施例中，阶误差方差的确定方式可以如下：获取星下点误差；根据星下点误差确定的阶误差方差。
[0074] 优选的，根据星下点误差确定的阶误差方差的方式可以如下：按照经度λM和纬度φM对星体表面进行均匀的格网划分，将星下点误差δηM(φM,λM)平均插值到格点处；对差值后的星下点误差δηM(φM,λM)按照球函数展开，并根据球函数展开结果确定所述阶误差方差。其中，经度λM的范围可以为：0°～360°，纬度φM的范围可以为：-90°～90°。
[0075] 具体的：
[0076] 按照如下式(1)，对所述差值后的星下点误差δηM(φM,λM)按照球函数展开：
[0077]
[0078] 其中， 表示球函数展开的系数；l表示球函数展开的阶数；L表示星体重力场反演的理论阶数；m表示球函数的展开次数；P表示缔合勒让德函数。
[0079] 令：
[0080]
[0081] 其中，
[0082]
[0083]
[0084] 其中， 表示球函数；Qm(λM)表示正弦函数或余弦函数。
[0085] 根据上式(1)、(2)、(3)和(4)，确定阶误差方差
[0086]
[0087] 在本发明的一优选实施例中，所述半数值综合误差模型的表达式可以如下：
[0088]
[0089] 其中，δNc表示大地水准面误差；RM表示星体平均半径；θM表示对应于激光干涉测距仪的星间距离ρM12的火心角；GM表示万有引力常数G和星体质量M之积；rM表示卫星质心到星体中心的距离； 表示星间速度误差；ΔtM表示采样间隔；Lmax表示星体重力场反演的理论最大阶数；δrM表示轨道位置误差；δfM表示非保守力误差。
[0090] 其中，
[0091]
[0092] 优选的，可以根据上述式(5)、(6)和(7)的解算结果，进行星体重力场反演。
[0093] 在本实施例中，给出了对所述基于半数值综合误差模型的星体重力场反演的方法的验证。
[0094] 参照图3，示出了本发明实施例中一种基于星间速度误差、轨道位置误差和非保守力误差影响的Mars-SST火星累积大地水准面误差对比示意图。
[0095] 如图3所示，线1表示美国宇航局喷气推进实验室(NASA-JPL)公布的110阶火星重力场模型MRO110C；在110阶处，累积大地水准面精度为3.641m。线2、线3、线4和线5分别表示基于Mars-SST双星的激光干涉测距仪的星间速度误差、地面深空网的轨道位置误差、无拖曳控制系统的非保守力误差和综合关键载荷误差反演的400阶累积火星大地水准面误差。对比研究结果如下：
[0096] (1)在400阶处，基于Mars-SST双星的星间速度误差、轨道位置误差和非保守力误差分别影响的累积火星大地水准面误差为5.013×10-1m、5.021×10-1m和5.316×10-1m。基于图2中线2、线3和线4的符合性可知：基于关键载荷误差模型(星间速度、轨道位置和非保守力)分别有效和快速估计火星重力场精度是可靠的；同时，关键载荷精度指标(星间速度、轨道位置和非保守力)是相互匹配的。
[0097] (2)在400阶处，基于Mars-SST双星关键载荷的综合误差模型反演累积火星大地水准面误差为8.798×10-1m。通过图2中线1和线5对比可知，基于Mars-SST双星计划反演火星重力场精度较现有MRO110C火星重力场模型精度至少高10倍。
[0098] (3)本发明构建的用于估计累积火星大地水准面误差的综合关键载荷误差模型(半数值综合误差模型)是正确的，有利于建立下一代高精度和高空间分辨火星重力场模型。
[0099] 参照图4，示出了本发明实施例中一种基于不同星间速度测量精度的Mars-SST累计大地水准面精度对比示意图。
[0100] 如图4所示，线1表示MRO110C火星重力场模型精度；在110阶处，累计火星大地水准面精度为3.641m。线2、线3和线4分别表示基于星载激光干涉测距仪的不同星间速度误差(10-6m/s、10-7m/s和10-8m/s)反演400阶Mars-SST累计火星大地水准面精度。对比研究结果如下：
[0101] (1)在400阶处，基于星载激光干涉测距仪星间速度误差10-6m/s反演累计火星大地水准面精度为5.013m，分别基于星间速度误差10-7m/s和10-8m/s反演累计火星大地水准面精度提高了10倍和100倍。如果星载激光干涉测距仪星间速度误差被设计为10-6m/s，由于星间速度测量精度较低，因此火星重力场反演精度无法被实质性提高；反之，假如Mars-SST双-8星采用较高的星间速度测量精度10 m/s，星载激光干涉测距仪的研制困难性将增加。
[0102] (2)星载激光干涉测距仪是提高火星重力场模型精度的关键载荷之一。测量原理如下：第一，Mars-SST-A/B星间传输采用双频激光信号；第二，Mars-SST卫星接收到的激光信号与本地超稳定振荡器产生的激光信号进行混频处理；第三，相位信号被发送回地球跟踪站。星载激光干涉测距仪的研制和应用不仅是将来DSN-SST-LL观测模式的主流方向，而且是构建下一代高精度火星重力场图的重要手段。
[0103] (3)同时兼顾火星重力场反演精度和关键载荷研制难度，星载激光干涉测距仪星间速度误差10-7m/s是Mars-SST双星计划的较优选择。
[0104] 参照图5，示出了本发明实施例中一种基于不同轨道位置测量精度的Mars-SST累计大地水准面精度对比示意图。
[0105] 如图5所示，线1表示MRO110C火星重力场模型精度；在110阶处，累计火星大地水准面精度为3.641m。线2、线3和线4分别表示基于地面深空网的不同轨道位置误差(350m、35m和3.5m)反演400阶Mars-SST累计火星大地水准面精度。研究结果如下：
[0106] (1)在400阶处，基于轨道测量精度3.5m反演累计火星大地水准面精度为5.021×10-2m，分别基于轨道测量精度35m和350m反演累计火星大地水准面精度将降低10倍和100倍。当Mars-SST双星设计为较高定轨精度3.5m时，尽管火星重力场反演精度有利于一定程度提高，但由于对地面深空网的研制技术要求较高，因此将影响Mars-SST计划的成功实施。
反之，较低的轨道位置测量精度350m将不利于火星重力场模型精度的提升。
反之，较低的轨道位置测量精度350m将不利于火星重力场模型精度的提升。
[0107] (2)基于地面深空网对Mars-SST双星的精密轨道测量是反演高精度和高空间分辨火星重力场的关键因素。目前星载激光干涉星间测距仪和无拖曳控制系统的测量精度基本能满足火星重力场反演精度的需求。然而，目前轨道测量精度相对于其他关键载荷略低。因此，地面深空网的轨道测量精度提升是建立下一代高精度和高空间分辨率火星重力场模型的迫切需求。
[0108] (3)权衡利弊轨道观测精度和计划实施可能性，Mars-SST双星采用地面深空网轨道测量精度35m较优。
[0109] 参照图6，示出了本发明实施例中一种基于不同非保守力测量精度的Mars-SST累计大地水准面精度对比示意图。
[0110] 如图6所示，线1表示MRO110C火星重力场模型精度；在110阶处，累计火星大地水准面精度为3.641m。线2、线3和线4分别表示基于无拖曳控制系统的不同非保守力误差(3×10-10m/s2、3×10-11m/s2和3×10-12m/s2)反演400阶Mars-SST累计火星大地水准面精度。研究结果如下：
[0111] (1)在400阶处，基于非保守力误差3×10-11m/s2反演累计火星大地水准面精度为5.316×10-1m，利用非保守力误差3×10-12m/s2反演累计火星大地水准面精度提高10倍，通过非保守力误差3×10-10m/s2反演累计火星大地水准面精度降低10倍。当无拖曳控制系统的非保守力被设计为低测量精度3×10-10m/s2时，将在一定程度损失火星重力场反演精度；
-12 2
反之，假如采用较高的非保守力精度3×10 m/s 时，无拖曳控制系统研制的技术困难性将较大程度增加。
-12 2
反之，假如采用较高的非保守力精度3×10 m/s 时，无拖曳控制系统研制的技术困难性将较大程度增加。
[0112] (2)星载无拖曳控制系统的测量原理如下：在基于Mars-SST双星探测火星重力场期间，利用无拖曳控制系统实时补偿作用于重力双星的非保守力。由于火星表面的低热导率、低热扩散率和低比热容，随着Mars-SST双星轨道高度逐渐降低，火星辐射压呈逐渐增加趋势。由于火星大气较稀薄，因此尽管作用于Mars-SST双星的大气阻力相对较小，但是太阳风压和宇宙射线压的负面效应不可忽视。因此，基于星载无拖曳控制系统对非保守力的精确补偿是实质性提高火星重力场反演精度的关键因素。
[0113] (3)总之，权衡利弊，Mars-SST火星重力双星计划的非保守力精度设计为3×10-11m/s2较优。
[0114] 参照图7，示出了本发明实施例中一种基于不同综合精度(星间速度、轨道位置和非保守力)的Mars-SST累计大地水准面精度对比示意图。
[0115] 如图7所示，线1表示MRO110C火星重力场模型精度；在110阶处，累计火星大地水准面精度为3.641m。线2、线3和线4分别表示利用半数值综合误差模型，基于星载激光干涉测距仪、地面深空网、无拖曳控制系统的不同关键载荷误差(①：星间速度10-6m/s、轨道位置350m和非保守力3×10-10m/s2；②：星间速度10-7m/s、轨道位置35m和非保守力3×10-11m/s2；
③：星间速度10-8m/s、轨道位置3.5m和非保守力3×10-12m/s2)反演400阶Mars-SST累计火星大地水准面精度。研究结果如下：
③：星间速度10-8m/s、轨道位置3.5m和非保守力3×10-12m/s2)反演400阶Mars-SST累计火星大地水准面精度。研究结果如下：
[0116] (1)在400阶处，基于关键载荷匹配精度指标(①：星间速度10-6m/s、轨道位置350m和非保守力3×10-10m/s2)反演累计火星大地水准面精度为8.798m。当采用关键载荷匹配精度指标(②：星间速度10-7m/s、轨道位置35m和非保守力3×10-11m/s2；③：星间速度10-8m/s、-12 2轨道位置3.5m和非保守力3×10 m/s)，累计火星大地水准面反演精度将提高10倍和100倍。
[0117] (2)Mars-SST火星重力双星计划的关键载荷匹配精度设计为星间速度10-7m/s、轨道位置35m和非保守力3×10-11m/s2较优。
[0118] 综上所述，本发明所述的星体重力场反演的方法，基于星间速度误差、轨道位置误差和非保守力误差构建半数值综合误差模型，以所述半数值综合误差模型为基础实现对星体重力场反演，反演精度为传统星体探测计划的反演精度的10倍以上，星体重力场反演精度高、解算速度快，对计算机性能要求低，误差模型物理含义明确，易于开展星体重力场误差分析。
[0119] 基于上述实施例，本发明实施例还公开了一种星体重力场反演的系统，包括：获取模块，用于获取星体的关键载荷数据；其中，所述关键载荷数据，包括：星间速度误差、轨道位置误差和非保守力误差。模型构建模块，用于根据所述关键载荷数据构建半数值综合误差模型；其中，所述半数值综合误差模型为与所述星间速度误差、轨道位置误差和非保守力误差相关的数学模型。反演模块，用于根据由星下点误差确定的阶误差方差和所述半数值综合误差模型，进行星体重力场反演。
[0120] 基于上述实施例，本发明实施例还公开了一种处理器，所述处理器，用于：获取星体的关键载荷数据；其中，所述关键载荷数据，包括：星间速度误差、轨道位置误差和非保守力误差；根据所述关键载荷数据构建半数值综合误差模型；其中，所述半数值综合误差模型为与所述星间速度误差、轨道位置误差和非保守力误差相关的数学模型；根据由星下点误差确定的阶误差方差和所述半数值综合误差模型，进行星体重力场反演。
[0121] 对于装置实施例而言，由于其与方法实施例相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法实施例部分的说明即可。
[0122] 本说明中的各个实施例均采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可。
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