技术领域
[0001] 本
发明涉及
航天器系统技术和大地测量技术领域，尤其涉及一种星星跟踪复合编队地球重力场测量系统及其方法。
背景技术
[0002] 地球重力场是地球的基本物理场，影响着地球本身及其邻近空间的物理事件，因此地球重力场测量和研究历来是
大地测量学的核心和热点问题。根据测量载体的不同，地球重力场测量可以分为地面重力测量、海洋重力测量、航空重力测量和卫星重力测量。其中，卫星重力测量具有全天候、全球
覆盖、不受地理环境影响等技术优势，是获取全球重力测量数据的最有效手段。根据观测数据的不同，卫星重力场测量可以分为轨道摄动、星星跟踪和重力梯度三种测量方式。三种测量方式均可获取全谱段的重力场信息，但是它们对引力位的敏感频段是不同的，轨道摄动、星星跟踪和重力梯度测量分别易于敏感低阶、中高阶和高阶地球重力场信息。由于外界干扰和测量误差的存在，重力卫星很难在全谱段上同时获取
精度一致的引力位信息，它们在相应敏感频段上的实际观测能力由卫星
载荷测量精度决定。可见，提高载荷测量
水平是实现高精度卫星重力场测量的关键。
[0003]
加速度计是决定重力场测量精度的关键载荷之一，用于测量验证
质量受到的非引力干扰，如CHAMP、GRACE、GRACE Follow-on等国外重力卫星均利用加速度计进行非引力干扰的精确测量。但是，加速度计是一种昂贵的精密仪器，对卫星制造技术以及卫星平台控制技术要求很高，我国目前还不具备可用于卫星重力测量的高精度加速度计，这严重制约着我国重力卫
星系统方案的工程实现。
发明内容
[0004] 为解决以上问题，本发明提供了一种利用两个或两个以上内编队系统组成星星跟踪复合编队进行重力场测量的系统及其方法。该系统及方法采用了星星跟踪重力场测量原理，通过星间距离测量以及卫星精密定轨，实现中、高阶地球重力场的高精度测量。
[0005] 本发明的目的在于提供一种星星跟踪复合编队地球重力场测量系统及其方法，从而解决
现有技术中存在的问题。
[0006] 为了实现上述目的，本发明采用的技术方案如下：
[0007] 一种星星跟踪复合编队地球重力场测量系统，包括两个或两个以上内编队系统，其中每个所述内编队系统均包括内卫星和外卫星平台；所述外卫星平台包括外卫星本体和安装在所述外卫星本体上的附属系统；所述外卫星本体内设有腔体，所述内卫星置于所述腔体内。
[0008] 优选的，安装在所述外卫星本体上的附属系统包括：星间测距系统、外卫星精密定轨系统、内外卫星相对状态测量系统、内卫星系
锁机构、外卫星
姿态测量系统、外卫星姿态控制系统、微推进系统、数据存储单元和数据传输单元。
[0009] 优选的，
[0010] 所述星间测距系统，包括高精度星间差分激光干涉测距仪；所述星间测距系统用于精密测量相邻的两个所述内编队系统之间的星间距离变化率；
[0011] 所述外卫星精密定轨系统，包括星载双频普通差分全球
定位系统接收机和激光后向反射阵列；所述外卫星精密定轨系统用于精密确定所述外卫星的运行轨道；
[0012] 所述内外卫星相对状态测量系统，包括内卫星常温红外成像探测器，采用红外被动测量原理；所述内外卫星相对状态测量系统用于测量所述内卫星和所述外卫星的相对
位置和相对速度；
[0013] 所述内卫星系锁机构，用于对所述内卫星的锁紧和释放；
[0014] 所述外卫星姿态测量系统，包括太阳敏感器、星敏感器和
磁强计；所述外卫星姿态测量系统，用于所述外卫星姿态确定；
[0015] 所述外卫星姿态控制系统，包括
飞轮和磁力矩器；所述飞轮用于所述外卫星三轴姿态稳定；所述磁力矩器用于所述飞轮卸载；
[0016] 所述微推进系统，能够提供毫
牛量级推力；所述微推进系统，用于所述外卫星轨道控制；还用于所述内卫星和所述外卫星的相对状态控制；
[0017] 所述数据存储单元，存储的数据包括以下数据中的一种或几种或全部：所述外卫星的定轨数据、所述相邻两个内编队系统之间的星间距离变化率数据、所述内卫星和所述外卫星的相对状态数据；
[0018] 所述数据传输单元，用于将所述数据存储单元存储的数据向地面传输。
[0019] 优选的，所述外卫星本体内的腔体为球形腔体，所述腔体直径是所述内卫星直径的10～100倍。
[0020] 优选的，所述内卫星是标称位置位于所述腔体中心的球形验证质量；所述内卫星由体积比为66∶34的金铂
合金构成。
[0021] 优选的，所述内编队系统采用200～300km高度的太阳同步晨昏轨道，所述轨道是近极轨道，所述轨道偏心率为0.001。
[0022] 优选的，相邻的两个所述内编队系统之间的星间距离为50～150km。
[0023] 优选的，所述星星跟踪复合编队地球重力场测量系统所包括的内编队系统的个数为两个。
[0024] 一种应用所述的星星跟踪复合编队地球重力场测量系统测量地球重力场的方法：所述内编队系统在轨工作时，两个所述内编队系统中的所述内卫星均沿纯引力轨道运行；
然后，利用外卫星精密定轨数据以及所述内卫星和所述外卫星的相对状态测量数据，确定所述内卫星纯引力轨道；测量两个所述内卫星之间的星间距离变化率，以此来反演得到中高阶地球重力场。
[0025] 优选的，所述测量地球重力场的方法具体包括如下步骤：
[0026] 步骤1：将两个所述内编队系统同时送入200～300km高度的太阳同步晨昏轨道，沿卫星飞行方向组成星星跟踪编队，星间距离为50～150km；
[0027] 步骤2：打开两个所述内编队系统中的所述内卫星系锁机构，将所述内卫星释放到所述外卫星的腔体中；
[0028] 步骤3：对于每个所述内编队系统，通过所述内外卫星相对状态测量系统测量得到所述内卫星和所述外卫星的相对位置和相对速度，然后利用所述微推进系统控制所述外卫星轨道，调整所述内卫星和所述外卫星的相对位置，使所述内卫星和所述外卫星的质心重合，形成基于内编队的星星跟踪复合编队；
[0029] 步骤4：对于每个所述内编队系统，利用所述太阳敏感器、所述星敏感器和所述磁强计实现姿态测量，并提供给所述外卫星姿态控制系统；
[0030] 步骤5：利用所述飞轮实现所述外卫星三轴姿态稳定，利用所述磁力矩器实现所述飞轮卸载；
[0031] 步骤6：利用所述星载双频普通差分全球定位系统接收机和所述激光后向反射阵列，定轨测定所述外卫星轨道；利用所述高精度星间差分激光干涉测距仪，测量所述两个内编队系统之间的星间距离变化率；
[0032] 步骤7：将所述外卫星定轨数据、所述内卫星和所述外卫星的相对状态测量数据、所述内编队系统之间的星间距离变化率数据，保存到所述数据存储单元，即为该点的重力场测量数据；
[0033] 步骤8：重复步骤3至7，连续测量各点数据，并通过所述数据传输单元将各点的所述重力场测量数据下传至地面站；
[0034] 步骤9：至少完成一次全球覆盖测量后，利用重力场恢复计算工具处理下传至地面站的所述重力场测量数据，反演得到地球重力场模型。
[0035] 本发明的有益效果是：
[0036] 1、本发明提供的星星跟踪复合编队地球重力场测量系统及方法在不依赖于加速度计载荷的条件下有效地实现了中、高阶重力场测量。
[0037] 2、本发明通过测量两个内卫星之间的星间距离变化率实现中、高阶重力场测量，相对于现有技术，本发明实现简单、精准度高、造价成本低，同时满足了中、高阶重力场测量需求。
附图说明
[0038] 图1星星跟踪复合编队重力场测量系统示意图；
[0039] 图2星星跟踪复合编队重力场测量系统原理图；
[0040] 图3星星跟踪复合编队全球覆盖测量示意图；
[0041] 图4星星跟踪复合编队星下点轨迹；
[0042] 其中：1、高精度星间差分激光干涉测距仪；2、磁强计；3、
太阳能电池板；4、太阳敏感器；5、天线；6、内卫星常温红外成像探测器；7、内卫星系锁机构；8、
气动尾翼；9、推力器；10、外卫星后服务舱；11、外卫星腔体；12、外卫星前服务舱；13、星敏感器；21、外卫星；22、内卫星；24、星载双频普通差分全球定位系统接收机；25、激光后向反射阵列；26、地面激光测距站。
具体实施方式
[0043] 本发明利用基于内编队的星星跟踪复合编队，实现中、高阶地球重力场的高精度测量。
[0044] 本发明的星星跟踪复合编队地球重力场测量系统包括有两个内编队系统，当然也可以包括两个以上的内编队系统，其中每个内编队系统均主要由内卫星和外卫星平台构成。外卫星平台包括外卫星本体和安装在所述外卫星本体上的附属系统；所述外卫星本体内设有腔体，所述内卫星置于所述腔体内。外卫星本体上安装的附属系统主要有星间测距系统、外卫星精密定轨系统、内外卫星相对状态测量系统、内卫星系锁机构、外卫星姿态测量系统、外卫星姿态控制系统、微推进系统、数据存储单元和数据传输单元。星间测距系统采用高精度星间差分激光干涉测距仪，用于精密测量两个内编队之间的星间距离变化率。外卫星精密定轨系统主要由星载双频普通差分全球定位系统接收机和激光后向反射阵列构成，用于精密确定外卫星轨道。内外卫星相对状态测量系统采用红外被动测量原理，用于测量内、外卫星相对位置和相对速度。内卫星系锁机构用于内卫星的锁紧和释放。外卫星姿态测量系统主要由太阳敏感器、星敏感器和磁强计组成，用于外卫星姿态确定。外卫星姿态控制系统主要由飞轮和磁力矩器构成，利用飞轮实现外卫星三轴姿态稳定，利用磁力矩器实现飞轮卸载。微推进系统可以提供毫牛量级推力，用于外卫星轨道控制和内外卫星相对状态控制。数据存储单元和传输单元用于将外卫星定轨数据、星间距离变化率数据、内外卫星相对状态等重力场测量数据进行保存和向地面传输。外卫星具有球形腔体，内卫星是标称位置位于腔体中心的球形验证质量。在轨正常编队飞行时，内卫星在腔体中沿纯引力轨道自由飞行，实时控制外卫星轨道和姿态，使内、外卫星质心偏差保持在允许的范围内。
[0045] 在轨工作时，两个内编队系统中的内卫星均沿纯引力轨道运行，利用GPS定轨、激光后向反射阵列定轨和内外卫星相对状态测量确定内卫星纯引力轨道，利用高精度星间差分激光干涉测距仪测量两个内卫星之间的星间距离变化率，以此来反演中高阶地球重力场。
[0046] 应用本发明的星星跟踪复合编队地球重力场测量系统测量地球重力场的方法包括如下步骤：
[0047] 步骤1：将两个内编队系统同时送入200～300km高度的太阳同步晨昏轨道，沿卫星飞行方向组成星星跟踪编队，星间距离为50～150km；
[0048] 步骤2：打开两个内编队系统中的系锁机构，将内卫星释放到外卫星腔体中；
[0049] 步骤3：对于每个内编队系统，通过相对状态测量系统得到内外卫星相对位置和相对速度，然后利用微推进系统控制外卫星轨道，调整内、外卫星相对位置，使两者质心重合，形成基于内编队的星星跟踪复合编队；
[0050] 步骤4：对于每个内编队系统，利用太阳敏感器、星敏感器和磁强计实现姿态测量，提供给外卫星姿态控制系统；
[0051] 步骤5：利用飞轮实现外卫星三轴姿态稳定，利用磁力矩器实现飞轮卸载；
[0052] 步骤6：利用GPS定轨、激光后向反射阵列定轨测定外卫星轨道，利用高精度星间差分激光干涉测距仪测量两个内编队系统之间的星间距离变化率；
[0053] 步骤7：将外卫星定轨数据、内外卫星相对状态测量数据、星间距离变化率数据保存到星载数据存储单元，即为该点的重力场测量数据；
[0054] 步骤8：重复步骤3～7，连续测量各点数据，并通过数据传送单元将重力场测量数据下传至地面站；
[0055] 步骤9：至少完成一次全球覆盖测量后，利用重力场恢复计算工具处理测量数据，反演得到地球重力场模型。
[0056] 为了使本发明所解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施方式仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
[0057] 附图1是星星跟踪复合编队重力场测量系统示意图，附图2是星星跟踪复合编队重力场测量系统原理图。
[0058] 本实施方式的星星跟踪复合编队地球重力场测量系统由两个内编队系统组成，其中每个内编队系统均由外卫星平台和内卫星构成。外卫星平台包括外卫星本体和安装在所述外卫星本体上的附属系统；所述外卫星本体内设有腔体，所述内卫星置于所述腔体内，外卫星本体上安装的附属系统包括星间测距系统、外卫星精密定轨系统、内外卫星相对状态测量系统、内卫星系锁机构、外卫星姿态测量系统、外卫星姿态控制系统、微推进系统、数据存储单元、数据传输单元。外卫星平台具有球形腔体，其直径是内卫星直径的10～100倍。内卫星是标称位置位于腔体中心的球形验证质量，由体积比66∶34金铂合金构成。
[0059] 星间测距系统采用高精度星间差分激光干涉测距仪，用于精密测量两个内编队之间的星间距离变化率，测量精度达8～10nm/s。外卫星精密定轨系统由星载双频普通差分全球定位系统接收机和激光后向反射阵列构成，用于精密确定外卫星轨道，定轨精度为5cm。内外卫星相对状态测量系统采用红外被动测量原理，使用内卫星常温红外成像探测器，利用两个垂直安装的CCD相机测量得到内卫星相对于相机的方向，两相机数据联合求解，可确定内、外卫星相对位置和相对速度，相对位置测量精度优于1mm，相对速度测量精度优于0.1mm/s。内卫星系锁机构用于内卫星的锁紧和释放。外卫星姿态测量系统由太阳敏感器、星敏感器和磁强计组成，用于外卫星姿态确定。外卫星姿态控制系统由飞轮和磁力矩器构成，利用飞轮实现外卫星三轴姿态稳定，利用磁力矩器实现飞轮卸载。微推进系统可以提供mN量级推力，可选为适合
小卫星应用的冷气推进、电推进或激光推进装置，用于外卫星轨道控制和内外卫星相对状态闭环控制。数据存储单元和传输单元用于将外卫星定轨数据、星间距离变化率数据、内外卫星相对状态等重力场测量数据进行保存，并向地面传输。
[0060] 将两个内编队系统送入轨道后，打开系锁机构将内卫星释放，通过内外卫星相对状态测量和推进系统控制，实现内编队星星跟踪复合编队构型初始化。两个内卫星均沿纯引力轨道自由飞行，两个外卫星紧密跟踪相应的内卫星轨道。当内、外卫星相对位置出现偏差时，利用相对状态测量数据和微推进控制系统调整外卫星轨道，使内外卫星质心偏差保持在允许的范围内，实现星星跟踪复合编队的长期维持，满足重力场测量数据的采集要求。
[0061] 本发明基于内编队的星星跟踪复合编队采用200～300km高度的太阳同步晨昏轨道，它也是近极轨道，轨道偏心率为0.001，星间距离为50～150km。由于重力场
信号随轨道高度的增加而衰减，所以在满足工程实现的条件下应使轨道高度尽可能低。太阳同步晨昏轨道保证了卫星光照条件的
稳定性和
太阳能电池板的正常工作，近极轨道保证了重力场测量数据的基本全球覆盖，附图3为250km轨道高度的内编队星星跟踪复合编队全球覆盖测量示意图，附图4是相应的星下点轨迹。小偏心率圆轨道使得卫星空间环境尽可能一致，便于卫星控制，同时使得测量数据精度尽可能一致，有利于重力场反演精度的提高。星间距离选择为测量目标阶数对应的空间
分辨率，这样有利于提高测量数据的
信噪比。内编队复合编队轨道参数决定了重力场信号强度和可能测量到的最高阶数，而实际测量阶数则由外卫星精密定轨精度、内外卫星相对状态测量精度、内卫星非保守力抑制精度和星间测距精度等测量载荷指标决定。
[0062] 本发明星星跟踪复合编队重力场测量数据包括外卫星定轨数据、内外卫星相对状态测量数据、星间距离变化率数据，利用轨道摄动原理恢复低阶重力场，利用星星跟踪原理恢复中、高阶重力场。本发明基于内编队的星星跟踪重力场测量系统可以满足最高200阶重力场有效恢复需求，在160阶(对应空间分辨率为125km)时的重力异常精度为1mGal，大地水准面精度为1cm。
[0063] 以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。
