CN104061861A - 一种基于阵列影像的内卫星相对状态测量***及其方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种基于阵列影像的内卫星相对状态测量***及其方法，包括内卫星、容纳内卫星的外卫星腔体、内卫星锁紧与释放机构和阵列影像定位***；阵列影像定位***包括发光阵列、接收阵列、驱动与采样电路和状态解算单元；发光阵列由N个激光器构成，接收阵列由N个接收器构成；驱动与采样电路接收星载计算机的控制指令，并根据该控制指令驱动发光阵列上的激光器工作，并对接收阵列上各接收器采集到的信号进行采样；状态解算单元解算出内卫星的相对状态。在测量内卫星相对状态时，对内卫星轨道的干扰极低，量程可覆盖内卫星腔体的全区域，测量精度在毫米量级，可满足重力场测量等空间科学任务对内卫星相对状态测量的需求。

Description

一种基于阵列影像的内卫星相对状态测量***及其方法

技术领域

本发明属于航天器***和光学测量技术领域，具体涉及一种基于阵列影像的内卫星相对状态测量***及其方法。

背景技术

内编队***是一种通过构造内卫星纯引力轨道实现地球重力场测量任务的卫星***。内编队***主要由外卫星和内卫星组成，内卫星作为纯引力轨道的参考点，在外卫星腔体中自由飞行。由于外卫星腔体对大气阻力、太阳光压等主要非引力干扰的屏蔽作用，内卫星飞行轨迹为仅受重力作用的纯引力轨道。内卫星的轨道数据获取可通过外卫星定轨和内外卫星相对状态测量实现。

内卫星相对状态测量结果可用于多种应用场景，举例如下：

(1)内卫星相对状态测量是引力波探测等科学探测任务亟需解决的关键技术问题：在引力波探测任务LISA中，验证质量位于航天器腔体内部，类似于内编队***中的内卫星，作为高精度位置测量的参考点。

(2)内卫星相对状态测量结果还可应用于无阻力控制等高精度控制***，为科学实验等任务提供具有高稳定度的航天器平台。

在测量精度满足任务要求的前提下，内卫星相对状态测量还要求由测量引起的非引力干扰尽可能小。目前提出的测量方法可分为电容型和光学型两类。(1)电容型相对状态测量方法：通过测量外卫星腔体和内卫星之间的电容变化得到相对位置数据，测量精度可达到nm量级。但是电容型测量方法只适用于外卫星腔体尺寸较小的情形，在GP-B中腔体间隙仅有30μm，LISA的腔体间隙约为4mm。较小的腔体间隙不仅会增加残余非引力干扰，还对外卫星的轨道控制带来挑战，很难满足内编队***等任务的要求。(2)光学型测量可适用于外卫星腔体尺寸较大的情形，包括干涉测量和光强测量两种实现手段。干涉测量虽然可达到pm量级的超高精度，但量程限制在光波长的范围内，仅为几百纳米。光强测量通过探测内卫星在不同位置处的光强得到相对位置数据，在保证nm量级的测量精度下可达到mm量程。然而mm量程仍然难以满足诸如内编队***等的任务要求，也无法实现内卫星初始释放或异常情形下的状态捕获。其中，上述中的mm代表毫米；nm代表纳米；pm代表皮米；μm代表微米。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种基于阵列影像的内卫星相对状态测量***及其方法，在测量内卫星相对状态时，对内卫星轨道的干扰极低，量程可覆盖内卫星腔体的全区域，测量精度在毫米量级，可满足重力场测量等空间科学任务对内卫星相对状态测量的需求。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种基于阵列影像的内卫星相对状态测量***，包括：内卫星、容纳内卫星的外卫星腔体、内卫星锁紧与释放机构和阵列影像定位***；

所述内卫星为球体，所述外卫星腔体为中空的立方体结构；

所述内卫星锁紧与释放机构安装在所述外卫星腔体的一个壁面上，在测量状态开始前用于锁紧内卫星，在测量状态开始后用于释放内卫星，使内卫星在外卫星腔体中自由飞行；

所述阵列影像定位***包括发光阵列、接收阵列、驱动与采样电路和状态解算单元；所述发光阵列由N个激光器构成，所述接收阵列由N个接收器构成，每一个激光器发出的光被唯一一个所述接收器接收；所述驱动与采样电路用于接收星载计算机的控制指令，并根据该控制指令驱动发光阵列上的激光器工作，并对接收阵列上各接收器采集到的信号进行采样；所述状态解算单元用于根据驱动与采样电路输出的采样信号，解算出内卫星的相对状态；所述状态解算单元设计有数据输出接口，所述数据输出接口用于将解算出的内卫星相对状态输出到星载计算机。

优选的，所述接收器为光电探测器。

优选的，所述发光阵列由N个小型半导体激光器构成，包括第一发光子阵列和第二发光子阵列，所述第一发光子阵列和所述第二发光子阵列分别安装在外卫星腔体的第一内壁和与所述第一内壁垂直的第二内壁上；N为自然数；

所述接收阵列由N个小型光电探测器构成，包括第一接收子阵列和第二接收子阵列，所述第一接收子阵列和所述第二接收子阵列分别安装在外卫星腔体的第三内壁和与所述第三内壁垂直的第四内壁上；

并且，所述第一发光子阵列中的激光器数量与所述第一接收子阵列中的光电探测器数量相同，所述第一内壁和所述第三内壁为平行的相对设置的内壁；第一内壁上的每个激光器发出的激光均平行于阵列法线方向，垂直入射在第三内壁上的唯一一个光电探测器上；

所述第二发光子阵列中的激光器数量与所述第二接收子阵列中的光电探测器数量相同，所述第二内壁和所述第四内壁为平行的相对设置的内壁；第二内壁上的每个激光器发出的激光均平行于阵列法线方向，垂直入射在第四内壁上的唯一一个光电探测器上。

优选的，所述第一发光子阵列中相邻激光器之间的最小间距为L1；

所述第二发光子阵列中相邻激光器之间的最小间距为L2；

所述第一接收子阵列中相邻光电探测器之间的最小间距为L3；

所述第二接收子阵列中相邻光电探测器之间的最小间距为L4；

设入射在光电探测器上的激光光斑直径为r；

则满足以下关系式：

r＜L1≤10mm；

r＜L2≤10mm；

r＜L3≤10mm；

r＜L4≤10mm。

优选的，所述发光阵列和所述接收阵列在所述外卫星腔体的安装壁面不同于所述内卫星锁紧与释放机构在所述外卫星腔体的安装壁面。

优选的，所述发光阵列上各个激光器的工作模式为扫描模式，即：在一个数据采样周期内，各激光器顺次发光，在下一个激光器开始发光时，上一个激光器不再发光，每一时刻至多有一个激光器发光。

本发明还提供一种基于阵列影像的内卫星相对状态测量方法，包括以下步骤：

S1，将权利要求1-6任一项的内卫星相对状态测量***连接到星载计算机；

S2，当载有所述内卫星相对状态测量***的航天器进入任务阶段时，星载计算机向内卫星锁紧与释放机构发出控制指令，控制内卫星锁紧与释放机构释放内卫星，使内卫星在外卫星腔体中自由飞行；

S3，当释放成功后，所述星载计算机向阵列影像定位***发送开始测量指令；

在接收到开始测量指令后，所述驱动与采样电路向发光阵列和接收阵列发送时钟同步指令，使发光阵列和接收阵列具有相同的时序；

然后，对于每一个数据采样周期，均执行以下操作，从而连续测量与输出内卫星的相对状态：

S31，所述驱动与采样电路驱动发光阵列上的各个激光器以扫描模式工作，同时对与当前发光状态的激光器唯一对应的光电探测器采集到的信号进行采样；在一个数据更新周期内，得到各光电探测器输出信号的采样信号，并将该采样信号传输到状态解算单元；

S32，所述状态解算单元根据驱动与采样电路输出的采样信号，解算出内卫星的相对状态，并通过数据输出接口将内卫星的相对状态发送到星载计算机。

优选的，所述内卫星的相对状态包括相对位置和相对速度。

优选的，所述内卫星的相对位置通过以下方法获得：

S311，建立三维坐标系x-y-z；其中，外卫星腔体的几何中心为坐标原点；在进入任务阶段时，x轴与航天器速度方向重合，z轴指向地心，y轴沿轨道面负法线方向；锁紧与释放机构安装在垂直于-x轴的腔体壁面上；第一发光子阵列安装在垂直于-z轴的腔体壁面上；第二发光子阵列安装在垂直于-y轴的腔体壁面上；第一接收子阵列安装在垂直于+z轴的腔体壁面上；第二接收子阵列安装在垂直于+y轴的腔体壁面上；

S312，第二发光子阵列和第二接收子阵列构成第一二维定位***；

对于第一二维定位***：当内卫星在外卫星腔体中自由飞行时，第二发光子阵列中存在部分激光器所发出的激光完全没有被内卫星遮挡而完全入射在第二接收子阵列中对应的光电探测器上，对应的光电探测器将接收到的光信号转化为电信号，作为驱动与采样电路的输入数据；

第二发光子阵列中存在部分激光器所发出的激光被内卫星完全遮挡而无法入射在第二接收子阵列中对应的光电探测器上，对应的光电探测器无法接收到光信号而无法输出电信号；第二发光子阵列中存在部分激光器所发出的激光被内卫星部分遮挡而部分入射在第二接收子阵列中对应的光电探测器上，对应的光电探测器仅探测到一束激光的部分光能量，其电信号输出相应减弱；

驱动与采样电路设置电信号输出阈值S_t，判断采样得到的光电探测器输出的电信号是否小于S_t，如果小于，则将光电探测器输出的电信号转化为“0”；否则，将光电探测器输出的电信号转化为“1”；并将转化后的数字信号传输给状态解算单元；

其中，电信号输出阈值S_t按式(1)计算得到：

S_t＝η_tS_max (1)

其中，S_max表示不受遮挡时，单个光电探测器接收到的电信号大小；η_t为阈值系数，在0～1内取值，S_t表示电信号输出阈值；

S313，所述状态解算单元根据采样结果为“0”的光电探测器位置，通过式(2)的几何中心法对内卫星在x-z面的相对位置进行估计：

$x_s=\frac{1}{n_1}\underset{k_1=1}{\overset{n_1}{\mathrm{\Σ}}}{x}_{k_1},z_s=\frac{1}{n_1}\underset{k_1=1}{\overset{n_1}{\mathrm{\Σ}}}{z_k}_1---\left(2\right)$

其中，(x_s,z_s)表示第一二维定位***定位得到的内卫星在x-z面的相对位置，表示采样结果为“0”的光电探测器在x-z面内的位置坐标，n₁表示采样结果为“0”的光电探测器数目；

S314，通过第一发光子阵列和第一接收子阵列构成的第二二维定位***，确定内卫星在x-y面的相对位置(x′_s,y_s)；

S315，综合内卫星在x-y面的相对位置(x′_s,y_s)以及在x-z面的相对位置(x_s,z_s)，得到内卫星在外卫星腔体内的三维位置坐标。

优选的，在得到内卫星在外卫星腔体内的三维位置坐标之后，通过卡尔曼滤波算法计算得到内卫星的相对速度。

本发明提供的基于阵列影像的内卫星相对状态测量***及其方法，具有以下优点：

(1)通过小功率的激光投影和扫描工作方式，在测量内卫星相对状态时，对内卫星状态的干扰极低，可满足重力场测量、引力探测等科学任务对内卫星非引力干扰抑制的要求；(2)通过阵列布局，使得测量量程可覆盖内卫星腔体的全区域。

附图说明

图1为本发明提供的基于阵列影像的内卫星相对状态测量***的结构示意图；

图2为垂直于y轴的二维定位***在x-y面的投影示意图；

图3为垂直于y轴的二维定位***在x-z面的投影示意图；

图4为一种偏移布局示意图。

具体实施方式

以下结合附图对本发明进行详细说明：

如图1所示，本发明提供一种基于阵列影像的内卫星相对状态测量***，包括：内卫星1、容纳内卫星的外卫星腔体2、内卫星锁紧与释放机构3和阵列影像定位***；其中，内卫星为球体，外卫星腔体为中空的立方体结构；内卫星锁紧与释放机构安装在外卫星腔体的一个壁面上，在测量状态开始前用于锁紧内卫星，在测量状态开始后用于释放内卫星，使内卫星在外卫星腔体中自由飞行；

阵列影像定位***包括发光阵列4、接收阵列5、驱动与采样电路和状态解算单元；发光阵列由N个激光器构成，接收阵列由N个接收器构成，实际应用中，接收器可采用光电探测器。每一个激光器发出的光被唯一一个接收器接收；驱动与采样电路用于接收星载计算机的控制指令，并根据该控制指令驱动发光阵列上的激光器工作，并对接收阵列上各接收器采集到的信号进行采样；其中，发光阵列上各个激光器的工作模式为扫描模式，即：在一个数据采样周期内，各激光器顺次发光，在下一个激光器开始发光时，上一个激光器不再发光，每一时刻至多有一个激光器发光。

状态解算单元用于根据驱动与采样电路输出的采样信号，解算出内卫星的相对状态；状态解算单元设计有数据输出接口，数据输出接口用于将解算出的内卫星相对状态输出到星载计算机。发光阵列和接收阵列在外卫星腔体的安装壁面不同于内卫星锁紧与释放机构在外卫星腔体的安装壁面。

本发明中，发光阵列和接收阵列的具体排列方式根据实际需要灵活调整，作为一种具体实现方式，如图1所示，发光阵列由N个小型半导体激光器构成，包括第一发光子阵列和第二发光子阵列，第一发光子阵列和第二发光子阵列分别安装在外卫星腔体的第一内壁和与第一内壁垂直的第二内壁上；

接收阵列由N个小型光电探测器构成，包括第一接收子阵列和第二接收子阵列，第一接收子阵列和第二接收子阵列分别安装在外卫星腔体的第三内壁和与第三内壁垂直的第四内壁上；

并且，第一发光子阵列中的激光器数量与第一接收子阵列中的光电探测器数量相同，第一内壁和第三内壁为平行的相对设置的内壁；第一内壁上的每个激光器发出的激光均平行于阵列法线方向，垂直入射在第三内壁上的唯一一个光电探测器上；

第二发光子阵列中的激光器数量与第二接收子阵列中的光电探测器数量相同，第二内壁和第四内壁为平行的相对设置的内壁；第二内壁上的每个激光器发出的激光均平行于阵列法线方向，垂直入射在第四内壁上的唯一一个光电探测器上。

另外，本发明中，为确保毫米量级的测量精度，阵列上的激光器/探测器最小间距限制在10mm以内；并且，最小间距大于入射在光电探测器上的激光光斑直径，从而保证每个光电探测器只接收到一个激光器发出的光束。

即：第一发光子阵列中相邻激光器之间的最小间距为L1；

第二发光子阵列中相邻激光器之间的最小间距为L2；

第一接收子阵列中相邻光电探测器之间的最小间距为L3；

第二接收子阵列中相邻光电探测器之间的最小间距为L4；

设入射在光电探测器上的激光光斑直径为r；

则满足以下关系式：

r＜L1≤10mm；

r＜L2≤10mm；

r＜L3≤10mm；

r＜L4≤10mm。

本发明还提供一种基于阵列影像的内卫星相对状态测量方法，包括以下步骤：

S1，将上述的内卫星相对状态测量***连接到星载计算机；通过星载计算机，可控制内卫星锁紧与释放机构的状态、阵列影像定位***的开关机状态等。

S2，当载有内卫星相对状态测量***的航天器进入任务阶段时，星载计算机向内卫星锁紧与释放机构发出控制指令，控制内卫星锁紧与释放机构释放内卫星，使内卫星在外卫星腔体中自由飞行；

S3，当释放成功后，星载计算机向阵列影像定位***发送开始测量指令；

在接收到开始测量指令后，驱动与采样电路向发光阵列和接收阵列发送时钟同步指令，使发光阵列和接收阵列具有相同的时序；

然后，对于每一个数据采样周期，均执行以下操作，从而连续测量与输出内卫星的相对状态：

S31，驱动与采样电路驱动发光阵列上的各个激光器以扫描模式工作，同时对与当前发光状态的激光器唯一对应的光电探测器采集到的信号进行采样；在一个数据更新周期内，得到各光电探测器输出信号的采样信号，并将该采样信号传输到状态解算单元；

S32，状态解算单元根据驱动与采样电路输出的采样信号，解算出内卫星的相对状态，并通过数据输出接口将内卫星的相对状态发送到星载计算机。

内卫星的相对状态包括相对位置和相对速度，内卫星的相对位置通过以下方法获得：

S311，参考图1，建立三维坐标系x-y-z；其中，图1中的右手直角坐标系按如下方式定义：外卫星腔体的几何中心为坐标原点；坐标轴分别平行于外卫星腔体的三条结构边。对于携带该测量***的重力场测量卫星，在进入任务阶段时，卫星姿态达到稳定状态，使得x轴与航天器速度方向重合，z轴指向地心，y轴沿轨道面负法线方向；锁紧与释放机构安装在垂直于-x轴的腔体壁面上；第一发光子阵列安装在垂直于-z轴的腔体壁面上；第二发光子阵列安装在垂直于-y轴的腔体壁面上；第一接收子阵列安装在垂直于+z轴的腔体壁面上；第二接收子阵列安装在垂直于+y轴的腔体壁面上；

S312，第二发光子阵列和第二接收子阵列构成第一二维定位***；

以第一二维定位***，即为垂直于y轴的二维定位***为例，说明内卫星的定位原理和方法：

如图2所示，为垂直于y轴的二维定位***在x-y面的投影示意图；如图3所示，为垂直于y轴的二维定位***在x-z面的投影示意图；其中，6为光电探测器。当内卫星在外卫星腔体中自由飞行时，第二发光子阵列中存在部分激光器所发出的激光完全没有被内卫星遮挡而完全入射在第二接收子阵列中对应的光电探测器上，对应的光电探测器将接收到的光信号转化为电信号，作为驱动与采样电路的输入数据；

第二发光子阵列中存在部分激光器所发出的激光被内卫星完全遮挡而无法入射在第二接收子阵列中对应的光电探测器上，对应的光电探测器无法接收到光信号而无法输出电信号，如图3所示的P₁₂、P₂₁、P₂₂、P₂₃和P₃₂。；第二发光子阵列中存在部分激光器所发出的激光被内卫星部分遮挡而部分入射在第二接收子阵列中对应的光电探测器上，对应的光电探测器仅探测到一束激光的部分光能量，其电信号输出相应减弱，如图3所示的P₁₁、P₁₃、P₃₁和P₃₃。；

驱动与采样电路设置电信号输出阈值S_t，判断采样得到的光电探测器输出的电信号是否小于S_t，如果小于，则将光电探测器输出的电信号转化为“0”；否则，将光电探测器输出的电信号转化为“1”；并将转化后的数字信号传输给状态解算单元；通过上述方法，驱动与采样电路将所有光电探测器的模拟电信号转化为“0”和“1”两种数字信号。

其中，电信号输出阈值S_t按式(1)计算得到：

S_t＝η_tS_max (1)

其中，S_max表示不受遮挡时，单个光电探测器接收到的电信号大小；η_t为阈值系数，在0～1内取值，S_t表示电信号输出阈值；

以图3所示为例，若激光强度在光电探测器上均匀分布，且η_t＝0.5，则P₁₁、P₁₃和P₃₁的采样结果为“1”，而P₃₃的采样结果为“0”。

S313，状态解算单元根据采样结果为“0”的光电探测器位置，通过式(2)的几何中心法对内卫星在x-z面的相对位置进行估计：

$x_s=\frac{1}{n_1}\underset{k_1=1}{\overset{n_1}{\mathrm{\Σ}}}{x}_{k_1},z_s=\frac{1}{n_1}\underset{k_1=1}{\overset{n_1}{\mathrm{\Σ}}}{z_k}_1---\left(2\right)$

其中，(x_s,z_s)表示第一二维定位***定位得到的内卫星在x-z面的相对位置，表示采样结果为“0”的光电探测器在x-z面内的位置坐标，n₁表示采样结果为“0”的光电探测器数目；

S314，通过第一发光子阵列和第一接收子阵列构成的第二二维定位***，基于与第一二维定位***定位的同样原理，第二二维定位***确定内卫星在x-y面的相对位置(x′_s,y_s)；

S315，综合内卫星在x-y面的相对位置(x′_s,y_s)以及在x-z面的相对位置(x_s,z_s)，得到内卫星在外卫星腔体内的三维位置坐标。在得到内卫星在外卫星腔体内的三维位置坐标之后，通过卡尔曼滤波算法计算得到内卫星的相对速度。

由上述分析可知，本发明的阵列影像定位***在x方向的测量具有一个冗余度，可利用该冗余数据提高x方向的测量精度。提高x方向测量精度的一种方案是将垂直于y轴和z轴的二维定位***设计为不同的阵列排布方式。如图4所示，为一种偏移布局示意图。在该种布局下，两个阵列的最小间距相同，布局中心有偏差，使得这两个阵列上各激光器/探测器的平面坐标不会重合，进而等效于加密了x方向的激光器/探测器。

本发明提供的基于阵列影像的内卫星相对状态测量***在具体实施时，还可通过数据采集卡将光电探测器的电信号转化为具有一定分辨能力的数字信号，以便利用电信号的强度信息提高测量性能。

下面介绍两种应用本发明的具体试验例：

试验例1

相同布局方式、不同布局间距下，内卫星的相对位置确定精度进行数学仿真，仿真条件如下：内卫星直径设为18mm，光电探测器的光敏面为直径2mm的圆形，照射在光电探测器上的激光光束直径为2mm，阈值系数设为0.5，采用如式(2)所示的几何中心法得到内卫星位置的测量值。如表1所示，为相同布局方式、不同布局间距下，内卫星的相对位置确定精度的数学仿真结果。

表1相同布局、不同布局间距下，内卫星的相对位置确定精度

由表1可见，当布局最小间距小于10mm时，相对位置的平均测量精度优于2.14mm，最大测量误差低于5.66mm，满足mm级测量精度的指标要求。

试验例2

偏移布局方式、几种典型最小间距情形下，对内卫星的相对位置确定精度进行数学仿真。仿真参数与试验例1相同，布局中心偏移量为最小间距的一半。如表2所示，为偏移布局方式、几种典型最小间距情形下，内卫星的相对位置确定精度的数学仿真结果。由表2可见，偏移布局下x轴的测量误差约为其他两轴测量误差的一半，位置测量精度也有所提高。

表2偏移布局、不同布局间距下，内卫星的相对位置确定精度

由于发光阵列上的激光器采用扫描工作方式，因此每一时刻仅有一束激光照射在内卫星上。在测量时，单束激光对内卫星产生的光压扰动加速度可通过式(3)进行估算。

式(3)中，a_opt表示光压产生的扰动加速度，P为激光光功率，m为内卫星质量，c为光速，为内卫星的表面反射系数，是内卫星的径向方位角的函数，Ω为激光入射面。对于直径18mm、由金铂合金制作的内卫星，其质量约为0.06kg，当激光光功率为1mW时，由式(3)计算可得a_opt＜1.1×10^-10m/s²。

本发明的内卫星相对状态测量***可按如下方法使用，以实现在轨任务周期内的相对位置和相对速度的连续测量和输出：

该方法分为测量准备阶段和连续测量阶段。当载有本发明的内卫星相对状态测量***的航天器进入预定轨道、完成仪器检查和校对后，相对状态测量***进入准备阶段，星载计算机向内卫星锁紧与释放机构发出控制指令，使其完成内卫星释放。在测量准备阶段末期，内卫星在外卫星腔体中自由飞行。之后相对状态测量***开启连续测量阶段。在接收到星载计算机发送的测量开始指令后，驱动与采样电路给发光阵列和接收阵列发送时钟同步指令，使二者具有相同的时序。完成时钟同步后，驱动与采样电路驱动发光阵列上的激光器依次工作一段时间，按照已同步的时序，对正在发光的激光器所对应的光电探测器的电信号输出进行采样，形成“0-1”式数字信号。在一个数据采样周期内，所有激光器均工作一次，并将每个激光器对应的“0-1”式数字信号进行整合，发送到状态解算单元，通过上述状态确定算法得到内卫星的相对位置和相对速度。上述过程不断重复，实现内卫星相对状态的连续测量和输出。

综上所述，本发明提供的基于阵列影像的内卫星相对状态测量***及其方法，具有以下优点：

(1)通过小功率的激光投影和扫描工作方式，在测量内卫星相对状态时，对内卫星状态的干扰极低，可满足重力场测量、引力探测等科学任务对内卫星非引力干扰抑制的要求；(2)通过阵列布局，使得测量量程可覆盖内卫星腔体的全区域。

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。

Claims (10)

1.一种基于阵列影像的内卫星相对状态测量***，其特征在于，包括：内卫星、容纳内卫星的外卫星腔体、内卫星锁紧与释放机构和阵列影像定位***；

所述内卫星为球体，所述外卫星腔体为中空的立方体结构；

所述内卫星锁紧与释放机构安装在所述外卫星腔体的一个壁面上，在测量状态开始前用于锁紧内卫星，在测量状态开始后用于释放内卫星，使内卫星在外卫星腔体中自由飞行；

所述阵列影像定位***包括发光阵列、接收阵列、驱动与采样电路和状态解算单元；所述发光阵列由N个激光器构成，所述接收阵列由N个接收器构成，每一个激光器发出的光被唯一一个所述接收器接收；所述驱动与采样电路用于接收星载计算机的控制指令，并根据该控制指令驱动发光阵列上的激光器工作，并对接收阵列上各接收器采集到的信号进行采样；所述状态解算单元用于根据驱动与采样电路输出的采样信号，解算出内卫星的相对状态；所述状态解算单元设计有数据输出接口，所述数据输出接口用于将解算出的内卫星相对状态输出到星载计算机。

2.根据权利要求1所述的基于阵列影像的内卫星相对状态测量***，其特征在于，所述接收器为光电探测器。

3.根据权利要求2所述的基于阵列影像的内卫星相对状态测量***，其特征在于，所述发光阵列由N个小型半导体激光器构成，包括第一发光子阵列和第二发光子阵列，所述第一发光子阵列和所述第二发光子阵列分别安装在外卫星腔体的第一内壁和与所述第一内壁垂直的第二内壁上；N为自然数；

所述接收阵列由N个小型光电探测器构成，包括第一接收子阵列和第二接收子阵列，所述第一接收子阵列和所述第二接收子阵列分别安装在外卫星腔体的第三内壁和与所述第三内壁垂直的第四内壁上；

并且，所述第一发光子阵列中的激光器数量与所述第一接收子阵列中的光电探测器数量相同，所述第一内壁和所述第三内壁为平行的相对设置的内壁；第一内壁上的每个激光器发出的激光均平行于阵列法线方向，垂直入射在第三内壁上的唯一一个光电探测器上；

所述第二发光子阵列中的激光器数量与所述第二接收子阵列中的光电探测器数量相同，所述第二内壁和所述第四内壁为平行的相对设置的内壁；第二内壁上的每个激光器发出的激光均平行于阵列法线方向，垂直入射在第四内壁上的唯一一个光电探测器上。

4.根据权利要求3所述的基于阵列影像的内卫星相对状态测量***，其特征在于，所述第一发光子阵列中相邻激光器之间的最小间距为L1；

所述第二发光子阵列中相邻激光器之间的最小间距为L2；

所述第一接收子阵列中相邻光电探测器之间的最小间距为L3；

所述第二接收子阵列中相邻光电探测器之间的最小间距为L4；

设入射在光电探测器上的激光光斑直径为r；

则满足以下关系式：

r＜L1≤10mm；

r＜L2≤10mm；

r＜L3≤10mm；

r＜L4≤10mm。

5.根据权利要求3所述的基于阵列影像的内卫星相对状态测量***，其特征在于，所述发光阵列和所述接收阵列在所述外卫星腔体的安装壁面不同于所述内卫星锁紧与释放机构在所述外卫星腔体的安装壁面。

6.根据权利要求2所述的基于阵列影像的内卫星相对状态测量***，其特征在于，所述发光阵列上各个激光器的工作模式为扫描模式，即：在一个数据采样周期内，各激光器顺次发光，在下一个激光器开始发光时，上一个激光器不再发光，每一时刻至多有一个激光器发光。

7.一种基于阵列影像的内卫星相对状态测量方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1，将权利要求1-6任一项的内卫星相对状态测量***连接到星载计算机；

S2，当载有所述内卫星相对状态测量***的航天器进入任务阶段时，星载计算机向内卫星锁紧与释放机构发出控制指令，控制内卫星锁紧与释放机构释放内卫星，使内卫星在外卫星腔体中自由飞行；

S3，当释放成功后，所述星载计算机向阵列影像定位***发送开始测量指令；

在接收到开始测量指令后，所述驱动与采样电路向发光阵列和接收阵列发送时钟同步指令，使发光阵列和接收阵列具有相同的时序；

然后，对于每一个数据采样周期，均执行以下操作，从而连续测量与输出内卫星的相对状态：

S31，所述驱动与采样电路驱动发光阵列上的各个激光器以扫描模式工作，同时对与当前发光状态的激光器唯一对应的光电探测器采集到的信号进行采样；在一个数据更新周期内，得到各光电探测器输出信号的采样信号，并将该采样信号传输到状态解算单元；

S32，所述状态解算单元根据驱动与采样电路输出的采样信号，解算出内卫星的相对状态，并通过数据输出接口将内卫星的相对状态发送到星载计算机。

8.根据权利要求7所述的基于阵列影像的内卫星相对状态测量方法，其特征在于，所述内卫星的相对状态包括相对位置和相对速度。

9.根据权利要求8所述的基于阵列影像的内卫星相对状态测量方法，其特征在于，所述内卫星的相对位置通过以下方法获得：

S311，建立三维坐标系x-y-z；其中，外卫星腔体的几何中心为坐标原点；在进入任务阶段时，x轴与航天器速度方向重合，z轴指向地心，y轴沿轨道面负法线方向；锁紧与释放机构安装在垂直于-x轴的腔体壁面上；第一发光子阵列安装在垂直于-z轴的腔体壁面上；第二发光子阵列安装在垂直于-y轴的腔体壁面上；第一接收子阵列安装在垂直于+z轴的腔体壁面上；第二接收子阵列安装在垂直于+y轴的腔体壁面上；

S312，第二发光子阵列和第二接收子阵列构成第一二维定位***；

对于第一二维定位***：当内卫星在外卫星腔体中自由飞行时，第二发光子阵列中存在部分激光器所发出的激光完全没有被内卫星遮挡而完全入射在第二接收子阵列中对应的光电探测器上，对应的光电探测器将接收到的光信号转化为电信号，作为驱动与采样电路的输入数据；

第二发光子阵列中存在部分激光器所发出的激光被内卫星完全遮挡而无法入射在第二接收子阵列中对应的光电探测器上，对应的光电探测器无法接收到光信号而无法输出电信号；第二发光子阵列中存在部分激光器所发出的激光被内卫星部分遮挡而部分入射在第二接收子阵列中对应的光电探测器上，对应的光电探测器仅探测到一束激光的部分光能量，其电信号输出相应减弱；

驱动与采样电路设置电信号输出阈值S_t，判断采样得到的光电探测器输出的电信号是否小于S_t，如果小于，则将光电探测器输出的电信号转化为“0”；否则，将光电探测器输出的电信号转化为“1”；并将转化后的数字信号传输给状态解算单元；

其中，电信号输出阈值S_t按式(1)计算得到：

S_t＝η_tS_max (1)

其中，S_max表示不受遮挡时，单个光电探测器接收到的电信号大小；η_t为阈值系数，在0～1内取值，S_t表示电信号输出阈值；

S313，所述状态解算单元根据采样结果为“0”的光电探测器位置，通过式(2)的几何中心法对内卫星在x-z面的相对位置进行估计：

$x_s=\frac{1}{n_1}\underset{k_1=1}{\overset{n_1}{\mathrm{\Σ}}}{x}_{k_1},z_s=\frac{1}{n_1}\underset{k_1=1}{\overset{n_1}{\mathrm{\Σ}}}{z_k}_1---\left(2\right)$

其中，(x_s,z_s)表示第一二维定位***定位得到的内卫星在x-z面的相对位置，表示采样结果为“0”的光电探测器在x-z面内的位置坐标，n₁表示采样结果为“0”的光电探测器数目；

S314，通过第一发光子阵列和第一接收子阵列构成的第二二维定位***，确定内卫星在x-y面的相对位置(x′_s,y_s)；

S315，综合内卫星在x-y面的相对位置(x′_s,y_s)以及在x-z面的相对位置(x_s,z_s)，得到内卫星在外卫星腔体内的三维位置坐标。

10.根据权利要求9所述的基于阵列影像的内卫星相对状态测量方法，其特征在于，在得到内卫星在外卫星腔体内的三维位置坐标之后，通过卡尔曼滤波算法计算得到内卫星的相对速度。