干涉测量在深空航天器导航中的应用

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激光干涉测量技术的应用与发展

激光干涉测量技术的应用与发展激光干涉测量技术是一种利用两束或多束激光干涉的方法来获得被测量物件的形状、尺寸、形变、表面粗糙度等参数的非接触式测量技术。

因其具有精度高、速度快、非接触、非损伤等优点，近年来被广泛应用于各个领域，如空间结构、微加工、医学、汽车制造、半导体加工、航空航天等。

本文将重点探讨激光干涉测量技术的应用和发展。

一、应用领域1.空间结构测量激光干涉测量技术可以通过在空间结构表面扫描多个测量点来获取结构的形状和姿态等信息，用于结构的定位、配合和校正。

例如，在卫星发射前，需要准确测量各个部件的尺寸和相对位置，确保卫星能够正确地组装在一起。

2.微加工测量在微加工过程中，激光干涉测量技术可以测量微米级别的形变和表面质量，用于控制产品质量和优化加工过程。

例如，在制造微纳米光学器件时，需要测量器件的形变和表面质量，以确保其性能优异。

3.医学应用激光干涉测量技术可以应用于医学领域，用于测量人体器官和组织的形状和尺寸等参数。

例如，在牙齿修复中，激光干涉测量可以帮助医生准确测量牙齿的大小和形状，制作出合适的假牙。

4.汽车制造在汽车制造领域，激光干涉测量技术可以用于检测车身结构的尺寸和形状是否符合设计要求，以及车身表面的平整度和几何精度。

例如，在汽车制造中，需要使用激光干涉测量技术来检测车门、车窗的尺寸和形状是否正确，以确保车门、车窗能够完全密合。

5.半导体加工在半导体制造过程中，激光干涉测量技术可以用于测量芯片表面的平整度和精度，以及芯片上电路元器件的尺寸和形状等参数。

例如，在制造集成电路时，需要使用激光干涉测量技术来确保芯片表面的平整度和精度符合要求，以确保芯片的电子性能。

二、技术发展近年来，随着激光技术和计算机技术的发展，激光干涉测量技术也取得了一系列的进展。

1.高频率测量高频率测量是近年来激光干涉测量技术的一个新发展方向。

高频率测量可以在非常短的时间内获得目标结构的形状和位移信息，适用于快速运动或频繁变化的物体测量。

脉冲星测量技术用于深空探测器自主导航的原理及方法

obs4376延迟量的确定由上述式并结合延迟量所受到的时间和空间效应有观测方程其中是飞行器的探测器在初始时刻观测到的第一个脉冲星信号与当前脉冲到达时间之差是太阳系质心相对于太阳质心的位置矢量urur4476延迟量的确定上式中的第一项称为一阶多普勒延迟即飞行器的位置矢量在脉冲星方向上的投影第二项表示周年视差影响第一项和第二项被合称为roemer迟该延迟是构成脉冲星信号观测量的主要因素
脉冲星测量技术用于深空探测器自主导航的原理及方法
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脉冲星的发现
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脉冲星机制
当一颗恒星变成超新星时，经过激烈变化后，留下满天膨胀的气体和微小物质，余下的核心直径只有几十到十几公里。超新星的内爆非常强烈，恒星原子里的质子和电子被紧紧地压缩在一起，抵消了它们的电荷，形成中子。这种中子星可以达到水密度的1014倍，有着极强的磁场，可以非常快速地旋转。因为磁轴不与旋转轴重合，二者一般具有一定的夹角，当脉冲星高速旋转时，辐射束将沿着磁场两极方向被抛出，随着脉冲星的自转，该辐射束周期性扫过探测器的视界，形成脉冲。
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脉冲星导航技术研究历程
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研究历程
a) 脉冲星导航思想的萌芽阶段 1. 脉冲星导航思想最早于 20 世纪 70 年代提出。 2. 1971 年，Reichley，Downs 和Morris 首次描述了把射电脉冲星作为时钟的思想。 3. 1974 年，Downs 在文献《Interplanetary Navigation Using Pulsation Radio Source》中提出一种基于射电脉冲星信号进行行星际导航的思想，标志着脉冲星导航思想的初步形成。但由于脉冲星的射电信号强度较弱，宇宙中的射电信号噪声强度大，导航中需要至少 25m 口径的天线接收信号，因此该方法很难在工程中实现。 4. 20 世纪 70 年代后期，天文观测在 X 射线波段能量范围 1~20keV、频率范围 2.5×1017 ~ 4.8×1017Hz的进展，促进了对 X 射线脉冲星特性的研究。 5. 1980 年 Downs 和 Reichley 提出测量脉冲星脉冲到达时间的技术。 1981 年 Chester 和Butman 在国际上第一次正式提出利用 X 射线脉冲星进行航天器导航的思想。

航天器导航与定位系统维护考核试卷

A.惯性导航系统
B.地面导航系统
C.星际导航系统
D.气象导航系统
2.以下哪种卫星系统不用于航天器的导航与定位？（）
A. GPS
B. GLONASS
C. Galileo
D. Compass
3.航天器定位系统中，通过测量信号往返时间来确定距离的是（）
A.惯性测量单元
B.无线电测距
C.星际测量
D.激光测距
C.地面控制
D.自主导航
7.以下哪种导航卫星系统不属于全球导航卫星系统？（）
A. GPS
B. GLONASS
C.北斗
D. IRNSS
8.航天器导航与定位系统中，用于实时监测航天器位置和速度的是（）
A.惯性导航系统
B.地面观测系统
C.星际观测系统
D.轨道力学计算
9.在航天器导航与定位系统中，下列哪种传感器不用于测量航天器的姿态？（）
A.陀螺仪
B.加速度计
C.磁力计
D.激光雷达
10.下列哪种导航技术不适用于深空探测任务？（）
A.微波测距
B.光学通信
C.星际测量
D.地面无线电导航
11.航天器导航系统中，用于解决航天器自主导航问题的技术是（）
A.惯性导航
B.星际导航
C.地面导航
D.惯性/星际组合导航
12.以下哪种方法不适用于航天器定位系统中的轨道确定？（）
A.多普勒效应
B.信号调制
C.信号编码
D.信号加密
二、多选题（本题共20小题，每小题1.5分，共30分，在每小题给出的四个选项中，至少有一项是符合题目要求的）
1.航天器导航与定位系统中，常用的组合导航方式包括以下哪些？（）
A.惯性导航与GPS组合

△DOR深空导航定位技术进展

世纪７０年代，主要的研究机构是美国的ＮＡＳ欧Ａ、
洲ＥＡ和日本的ＪＡ。ＡＲ导航定位本质上ＳＡｘＤＯ
体现在三个方面：一是探测器进行硬着陆或软着陆
时需要高精度导航；二是探测器一般需要多次遥远距离变轨才能到达目的地，变轨精度要求很高；对
火星探测器ＮＯＯＭＩ展了大量ＡＲ观测。Ｉ开ＤＯ
ＭＯＩＭＩＯ由太空与太空航行科学研究所（ｎｔｕｅＩｓｉｔｔｏｐｃｎｔｏａｔａＳｉｎｅＩＡＳ开发，ｆａｅｄＡｓｒｎｕｉｌｃｃ，ＳａｃｅＳ）计划１９９８年到达火星，因变轨错误而不得不更改但
三是探测器轨道载人后进入其他星体轨道时需要
是ＶＬ测量技术的一个应用，时ＶＬＩ量技］当Ｂ测
术刚刚进入实用阶段，ＮＡＳ喷气推进实验室Ａ
（Ｐ）ＪＬ就开始考虑如何将这种高精度的测量技术
度＿。目前深空探测器导航定位所采用的方法主１要是传统信标机测距和多谱勒测速，由于深空探测器距离地球遥远，行信号十分微弱，下因此，一技这术精度取决于地面站对信号的接收能力，中包括其
天线的增益及接收机的噪声温度。天线增益可以通过增大天线口径的方法得以改善，ＮＡＳ的如Ａ
提高测量精度。目前的测角精度达毫角／米量级，

深空探测中利用静止轨道卫星编队连续导航精度分析

深空站只能建立８小时通信链路，能连续定轨，不
如图１所示。
个航天器同时观测，产生差分干涉测量，提供天平面
１深空探测导航技术研究现状
上两个航天器非常精确的相对角位置… 。
上世纪６０～７０年代，深空探测导航系统主要采用地基无线电外测技术为巡航阶段的探测器导航和测轨，至用在探测器交会阶段。８甚０年代以来，
术，测站之间相距２ｋ，带光纤连接的测站将两１ｉ宽ｎ
收到的信号用光纤传到信号处理中心，时导航精实
度达８ｎａ …。ＮＳ０ｒｄＡＡ正开发同波束干涉技术，是它
在两个航天器非常接近的情况下，们可以在地面它天线的同一波束内观测，得两个深空站天线对两使
深空探测器距离地球很远，得高精度的距离、获
角度和速度信息要求时钟和载频的稳定性非常高。传统方法需要多天的测量数据作相关处理，能得才
收稿日期：０６０．４修回日期：０６０—８２０．４１；２０－６２
明该天基导航系统的几何参数精度因子受时间测量误差均方差和基线长度变化影响较大。编队的构型对定位精度有很大影响，中基线长度不能过小，间测量误差均方差不能过大，则定位误差会急剧增加，随卫星椭圆其时否伴轨道偏心率也存在一定界限。增加伴随卫星数量也有利于提高系统的定位精度。关键词：深空探测；连续导航；静止轨道；卫星编队；几何参数精度因子

陀螺仪技术进展及其在导航和航空领域中的应用

陀螺仪技术进展及其在导航和航空领域中的应用引言：导航和航空领域中，陀螺仪技术扮演着重要角色。

陀螺仪以其高精度和高鲁棒性，成为现代航空器和导航系统中不可或缺的组成部分。

随着技术的进步，陀螺仪技术不断发展，其应用领域也在不断扩大。

本文将探讨陀螺仪技术的进展，并详细介绍它在导航和航空领域中的应用。

一、陀螺仪技术的进展陀螺仪技术是基于陀螺效应的原理而实现的一种测量仪器。

它可以检测和测量物体的旋转和角度变化，并将这些信息转化为电信号输出。

随着科技的不断进步，陀螺仪技术也在不断发展。

1. 光纤陀螺仪光纤陀螺仪是一种基于光纤干涉原理的陀螺仪。

它通过测量光束在光纤中传输时的干涉效应，来确定物体的旋转角度。

光纤陀螺仪具有高精度、快速响应和较长寿命等优势，被广泛应用于航空、导航以及地震监测等领域。

2. MEMS陀螺仪MEMS陀螺仪是一种微型化的陀螺仪，采用微电子机械系统（MEMS）技术制造。

它具有体积小、重量轻、功耗低的特点，适用于嵌入式设备和消费电子产品。

然而，由于其精度相对较低，主要用于一些对精度要求不高的应用场景。

3. 激光陀螺仪激光陀螺仪利用激光和干涉原理，测量物体旋转产生的角位移。

相比于传统的机械陀螺仪，激光陀螺仪具有更高的精度和更长的工作寿命。

它被广泛应用于航空导航、船舶定位和无人车辆等领域。

二、陀螺仪在导航中的应用导航系统中的陀螺仪主要用于测量车辆、船舶、飞机等运动物体的姿态和方位。

通过与其他传感器（如加速度计）组合使用，陀螺仪可以提供更准确的导航信息。

1. 惯导系统惯性导航系统是一种不依赖外部参考物的导航系统。

它通过陀螺仪和加速度计等传感器，测量和计算物体的位置、速度和姿态。

惯导系统广泛应用于航空、航海和导弹等领域，能够在无法接收卫星信号的环境下提供可靠的导航解决方案。

2. 电子稳定平台电子稳定平台是一种利用陀螺仪技术来稳定摄像机或传感器的装置。

它可以通过实时测量物体的角度变化，并根据这些数据来控制摄像机或传感器的姿态，使其始终保持水平或指定的角度。

干涉星敏感器测角精度影响因素的研究

文章编号 2097-1842（2023）06-1433-09干涉星敏感器测角精度影响因素的研究阮宇翔1,2，董　磊1 *（1. 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所, 吉林长春 130033；2. 中国科学院大学, 北京 100049）摘要：为了提高传统星敏感器的姿态测量精度，可将干涉测角技术与传统星敏感器相结合，即在传统星敏感器质心定位技术的基础上，利用星像点的光强信息进一步进行细分，从而突破了质心定位的精度限制，形成具有大视场高精度的干涉星敏感器。

本文对制约干涉星敏感器测角精度的因素进行深入研究，重点研究干涉条纹的分割误差对测角精度的影响机理。

通过研究分析，得出以下结论：光锲阵列不等分误差不是影响干涉星敏感器测角精度的主要因素；莫尔条纹周期与光楔阵列整体通光尺寸不匹配误差小于1%时，可保证单因素测角误差小于0.01"；对于莫尔条纹取向与光楔阵列排布方向不正交误差，条纹旋转角度应当小于0.1°，可保证单因素测角误差小于0.01"。

所以，应在实际加工与装调过程中抑制上述两个主要误差，从而使干涉星敏感器的实际测角精度接近高精度理论值。

关键词：干涉星敏感器；干涉测角技术；干涉条纹；相位估计；测角精度中图分类号：O439 文献标志码：A doi ：10.37188/CO.2022-0232Influencing factors of angle measurement accuracy ofan interferometer star trackerRUAN Yu-xiang 1,2，DONG Lei 1 *（1. Changchun Institute of Optics , Fine Mechanics and Physics , Chinese Academy of Sciences ,Changchun 130033, China ；2. University of Chinese Academy of Sciences , Beijing 100049, China ）* Corresponding author ，E-mail : nodepression@Abstract : In order to improve the traditional attitude measurement accuracy of star sensors, interference angle measuring technology can be combined with a traditional star sensor. Based on the centroid position-ing technology of traditional star sensors, the light intensity information of star image points is subdivided to break through the accuracy limitation of centroid positioning and obtain a highly precise interferometric star sensor with a large field of view. In this paper, the factors that restrict the angle measurement accuracy of in-terferometer sensors are deeply studied with particular interest given to the influence of interference fringe segmentation error on angle measurement accuracy. Through research and analysis, we conclude that the asymmetry error is not the main factor affecting the angle measurement accuracy of interferometric sensors.收稿日期：2022-11-14；修订日期：2022-12-12基金项目：国家自然科学基金（No. 11703024）Supported by National Natural Science Foundation of China (No. 11703024)第 16 卷　第 6 期中国光学（中英文）Vol. 16　No. 62023年11月Chinese OpticsNov. 2023When the mismatch error between the Moire fringe period and the overall optical dimension of the optical wedge array is less than 1%, the single-factor angle measurement error is less than 0.01". For non-orthogonal error between Moire fringe orientation and an optical wedge’s array arrangement direction, the accuracy er-ror of single-factor angle measurement is sure to be less than 0.01" when the fringe rotation angle is less than 0.1°. Therefore, the above two main errors should be suppressed in the production and assembly so that the measurement accuracy of the interferometer sensor is closer to the high-precision theoretical value.Key words: interferometer star tracker；interferometric angle measuring technique；interference fringe；phase estimation；angle measuring accuracy1 引　言星敏感器是一种高精度的姿态敏感测量仪器，在航天器姿态控制系统中起着重要作用，并且在导弹制导系统、激光指向传感器系统和深空激光通信系统等方面也得到了广泛的应用[1-4]。

激光干涉仪的基本原理

激光干涉仪的基本原理激光干涉仪是一种高精度的测量仪器，它可以用来测量物体的形状、表面质量、位置以及运动状态等。

在工业、航空航天、医学等领域都有广泛的应用。

本文将介绍激光干涉仪的基本原理。

1. 激光的特性首先，我们需要了解激光的特性。

激光是一种单色性和相干性极高的光波。

其波长稳定，方向一致，段差小，能够形成高质量的平行光束。

这些特性使得激光在干涉测量中有着很大的优势。

2. 干涉原理干涉现象是指两束光波在空气中相遇时，由于相位差的存在，会发生一系列的干涉现象。

常见的干涉现象有等厚干涉、等附加厚度干涉、菲涅尔双棱镜干涉、迈克尔逊干涉等。

在迈克尔逊干涉中，激光光束从分束器射出，经过反射镜反射后再次聚焦于分束器，形成一种干涉图形。

在干涉图形中，可以通过测量干涉带的位移、亮度等来计算物体的形态、位置、偏移量等信息。

3. 激光干涉仪的工作原理激光干涉仪是一种基于干涉原理的测量仪器。

它包括激光源、分束器、反射镜、检测器等部分。

当激光从激光源经过分束器后，会被分为两束光束。

其中一束光束经过反射镜后返回分束器，与另一束光束发生干涉。

通过调整反射镜的位置，可以改变干涉光束之间的相位差，从而形成干涉图形。

检测器会将干涉图形转化为电信号，通过电路处理后输出测量结果。

4. 激光干涉仪的优点和应用激光干涉仪有着高精度、高稳定性、非接触性测量等一系列优点。

它可以被应用于各种领域，例如：在机械加工领域，激光干涉仪可以用来测量机床导轨、定位板、工件表面形态等参数，从而提高加工质量和效率。

在医学领域，激光干涉仪可以用来测量角膜曲率、晶体位移等参数，从而用于诊断和治疗眼科疾病。

在航空航天领域，激光干涉仪可以用来测量航天器的姿态、运动状态等参数，从而实现精确的导航和控制。

总之，激光干涉仪是一种重要的测量仪器，具有广泛的应用前景。

了解其基本原理可以帮助我们更好地理解其工作原理和优点，从而更好地应用于实际应用中。

深空探测中静止轨道卫星编队时差导航定位精度分析

空站。为了保证通信可靠性，有时需要降低码速
维普资讯
２０年６０６月
深空探测研究
Ｅｒｔｏｓ系统等）轨道高度都是１０ｋａ００ｍ左右。林来兴提出将卫星编队轨道高度升高到静止轨道高
维普资讯
２０年６０６月第４卷第２期
深空探测研究
ＤＥＥＰＳＡＣＥＥＸＰＰＬＯＲＡＴＬＯＮ
Ｊ．０ｕｎ２０６Ｖｏ１４．Ｎｏ２．
深空探测中静止轨道卫星编队时差导航定位精度分析
李晖张钦宇张乃通张岩许洪光
空探测中起着关键的作用。由于深空任务周期
为空间探测器定轨的优势是深空探测器的大致位置事先知道，不需要测定整个距离，只需对
事先确定的值进行验证和改进。现在对于地球周围的卫星，无论是静止轨道还是低轨和中轨上
成。
深空探测器在空间运行，地面站同它建立通信链
路、保证通信质量都需要知道探测器在相应坐标系中的位置和速度，使得天线主瓣方向能够对准探测器、接收信号，反之同理。深空探测距离过
大需要更加精确的测角和测距能力，即为深空探测器定轨。
（Ｘ— Ｘ一３／）．（２ＹＹ— Ｙ
（２ａ１ａ
度，构成地面区域性导航系统的设想，可以实现地面区域四重覆盖，保证定位精度。但是将静止

测绘技术在航天领域中的应用

测绘技术在航天领域中的应用航天是人类探索宇宙的重要领域，而测绘技术的应用在航天领域中起到了至关重要的作用。

在航天任务中，精确的测绘数据是进行航天器轨道规划、定位和导航的关键所在。

本文将探讨测绘技术在航天领域中的应用。

1. 空间测绘技术空间测绘技术是航天测绘领域中最关键的技术之一。

宇航员在执行太空任务时，需要精确地确定其相对于地球的位置和轨道。

测绘卫星可以通过激光遥感和卫星影像等技术，实时获取地球表面的三维数据，为航天器的定位和导航提供重要的参考。

同时，空间测绘技术还可以帮助科学家研究地球的形态和动态变化，为地球科学研究提供数据支持。

2. 雷达测绘技术雷达测绘技术在航天领域中的应用不可忽视。

雷达系统通过发射电磁波并接收回波来获取目标物体的位置和形态信息。

在航天任务中，雷达测绘技术可以用于探测和监测太空中的天体，如行星、恒星和流星等。

此外，雷达测绘技术还可以帮助航天器进行障碍物避让，确保航天任务的顺利进行。

3. 激光测绘技术激光测绘技术在航天领域具有广泛的应用。

激光测绘技术通过激光器将激光束投射到目标物体上，利用激光的散射和反射原理来测量目标物体的距离和形态等信息。

在航天领域中，激光测绘技术可以用于精确定位和导航，确保航天器的准确飞行。

此外，激光测绘技术还可以广泛应用于地质勘探、地理信息系统和天文观测等领域，为航天任务提供更加精确的数据支持。

4. 卫星影像技术卫星影像技术在航天测绘领域中起到了至关重要的作用。

通过卫星影像技术，科学家可以获取全球范围内的高分辨率影像数据，为航天任务提供地球表面的详细信息。

卫星影像技术可用于制作地图、规划航天器的轨道和路径，以及监测地球表面的变化。

此外，卫星影像技术还可以应用于灾害监测和环境监测，为航天任务提供重要的参考和决策支持。

5. 航空测绘技术航空测绘技术在航天领域中也起到了重要的作用。

航空测绘技术通过搭载在航天器上或飞机上的测绘设备，对地球表面进行高精度测量和遥感观测。

激光干涉测量技术在航空制造业中的应用

激光干涉测量技术在航空制造业中的应用随着社会的不断进步，制造业的技术水平也日益提高。

在航空制造业中，激光干涉测量技术的应用越来越广泛。

本文将介绍激光干涉测量技术的基本原理及其在航空制造业中的应用。

一、激光干涉测量技术的基本原理激光干涉测量技术是一种基于干涉原理的测量方法。

所谓干涉，就是指光波相遇时发生的现象。

当两束光线相遇时，它们会相互干涉，形成明暗条纹或干涉环等干涉图样。

干涉条纹的间距与光波的波长和入射角度有关。

因此，可以通过测量干涉条纹的间距，计算出被测物体的尺寸和良好性等信息。

激光干涉测量技术具有高精度、高灵敏度、非接触式、实时性强等优点。

它可以用于测量不同类型的物体，包括平面、曲面、粗糙、透明和发光的材料。

因此，激光干涉测量技术被广泛应用于航空制造业中。

二、激光干涉测量技术在航空制造业中的应用1.飞机结构测量在飞机制造过程中，需要对重要部件进行尺寸测量，以确保其符合设计要求。

利用激光干涉测量技术可以高精度地测量飞机结构的尺寸和形态变化。

例如，在飞机机身结构的生产过程中，可以使用光干涉仪对铝板的平直度和曲率进行检测，以保证其符合质量标准。

同时，激光干涉测量技术还可以用于飞机振动测试，用于分析和管理飞机的结构健康状态。

2.飞机发动机组件测量发动机是飞机的重要组成部分，需要高精度地测量其每个组件，以确保发动机的高效运行。

在发动机组件制造过程中，可以利用激光干涉测量技术测量叶片的径向跳动量和其他尺寸参数。

同时，激光干涉测量技术还可以对发动机内部进行检测，在发动机运行过程中，可以对叶片和轴承进行实时监测，及时发现问题，确保飞机的安全运行。

3.飞机零部件形态检测在航空制造业中，许多零部件的形态检测需要高精度和高灵敏度，以确保其质量和良好性。

激光干涉测量技术对于形态检测具有天然的优势，可以非接触地，高精度地测量如变形、凹凸、缺陷等形态特征。

例如，在飞机飞行过程中，机翼会受到风压和惯性力的作用而产生一定的形变，因此需要对机翼的形态进行监测。

光纤陀螺的原理及应用

光纤陀螺的原理及应用1. 引言光纤陀螺（Fiber Optic Gyroscope，简称FOG）是一种利用光学原理测量旋转的装置。

它通过光的干涉效应来感知旋转角速度，广泛应用于导航、航天、船舶、航空等领域。

本文将介绍光纤陀螺的工作原理和应用。

2. 光纤陀螺的工作原理光纤陀螺的工作原理基于Sagnac效应。

当光沿着一个闭合环路传播时，如果环路在一个平面内以某一速度旋转，光将会沿着环路两个方向分别传播一段距离，而在环路中会产生两束具有不同光程差的光。

当这两束光重新相遇时，它们会发生干涉。

根据Sagnac效应，干涉产生的结果与旋转角速度成正比。

通过测量干涉信号的相移，可以获得旋转角速度的信息。

3. 光纤陀螺的结构光纤陀螺一般由光纤环路、光源、探测器和信号处理器等部分组成。

光纤环路是光纤陀螺中最核心的部分，通常采用一个闭合的环路，光纤被环绕在其中。

环路一般通过一定的结构和材料来保持其稳定性和刚度。

光源发出一束光，经过分光器分成两束光，分别经过光纤环路的两个不同方向传播。

这里的光源一般采用激光器，因为激光的光线干涉效应最为显著。

探测器接收到光纤环路中两束光重新相遇后产生的干涉信号，并将其转化为电信号。

信号处理器对探测器接收到的电信号进行放大、滤波和数字化处理，然后通过算法获取旋转角速度的信息。

4. 光纤陀螺的优势相比传统的机械陀螺，光纤陀螺具有以下优势：•高精度: 光纤陀螺可以实现更高的精度，达到0.01度/小时甚至更高的级别。

•高灵敏度: 光纤陀螺可以感知更小的旋转角速度，对于微小运动的测量非常有优势。

•快速响应: 光纤陀螺的响应速度非常快，可以在毫秒甚至微秒级别对旋转进行测量。

•高可靠性: 光纤陀螺不需要机械部件，减少了零部件运动带来的磨损和故障风险。

•可扩展性: 光纤陀螺可以通过增加光纤环路的长度来提高精度和灵敏度。

5. 光纤陀螺的应用光纤陀螺在以下领域有广泛的应用：5.1 航天导航光纤陀螺被广泛用于航天器的姿态控制和导航系统。

迈克尔逊干涉原理的应用

迈克尔逊干涉原理的应用概述迈克尔逊干涉原理是一种基于干涉现象的测量方法，由美国物理学家阿尔伯特·迈克尔逊于1887年提出。

它利用干涉的原理，通过比较两束光的相位差来测量光的波长、光速、折射率等物理量。

迈克尔逊干涉原理被广泛应用于光学测量、激光技术、天文学等领域。

应用领域迈克尔逊干涉原理的应用非常广泛，下面将介绍其中几个常见的领域。

光学测量迈克尔逊干涉原理在光学测量中扮演着重要的角色。

通过利用迈克尔逊干涉仪测量光的干涉现象，可以精确测量光的波长、相速度和折射率等参数。

对于光学元件的质量控制、光学材料的研究等领域有着重要的应用。

激光技术激光技术是迈克尔逊干涉原理的重要应用之一。

利用迈克尔逊干涉仪可以精确测量激光器输出的波长和功率稳定性。

这对于激光器的设计、优化和校准都有着重要的意义。

激光干涉仪也被广泛应用于激光干涉测量、激光干涉光栅的制造等领域。

天文学迈克尔逊干涉仪是天文学研究中常用的仪器之一。

利用迈克尔逊干涉原理可以观测天体的形态、温度和速度分布等信息。

通过观测星际物体的干涉图案变化，可以推测出天体的性质和结构。

天文学家们通过迈克尔逊干涉仪的观测结果，得到了一系列重要的天文学发现。

光纤传感迈克尔逊干涉原理广泛应用于光纤传感系统中。

在光纤传感系统中，迈克尔逊干涉仪可以用来测量光纤的长度、应力、温度等物理量。

通过监测干涉图案的变化，可以获得被测物理量的信息。

光纤传感在工业监测、航天航空、油气开采等领域有着广泛的应用。

优势和局限性迈克尔逊干涉原理作为一种测量方法，具有一些优势和局限性需要注意。

优势迈克尔逊干涉原理具有以下几个优点： - 高测量精度：利用干涉的原理，迈克尔逊干涉仪可以实现非常高的测量精度。

这使得它成为精密测量以及科学研究中不可或缺的工具。

- 高温、高压条件下的测量：迈克尔逊干涉仪可以适应高温、高压等恶劣条件下的测量需求，同时保持较高的稳定性和精度。

- 非接触测量：迈克尔逊干涉仪可以实现非接触式测量，对被测物体不会产生损伤，适用于对材料的非破坏性检测。

激光陀螺仪应用场景

激光陀螺仪应用场景激光陀螺仪是一种利用激光干涉原理测量角速度的高精度陀螺仪，广泛应用于航空航天、导航定位、惯导系统、自动驾驶等领域。

它具有灵敏度高、精度稳定、快速响应等优势，为这些领域提供了重要的技术支持。

首先，激光陀螺仪在航空航天领域中发挥着重要作用。

在航天器的姿态控制系统中，激光陀螺仪可以实时测量航天器的姿态角速度，为航天器的精确定位和导航提供支持。

同时，激光陀螺仪还可以用于空间望远镜、卫星测绘等设备的影像稳定，保证图像的清晰度和准确性。

其次，激光陀螺仪在导航定位领域也有广泛应用。

它可以精确测量车辆、飞机等交通工具的角速度，为导航系统提供可靠的数据输入。

在地面车辆导航中，激光陀螺仪能够准确测量车辆的姿态，提供车辆的转向角速度信息，实现车辆的精确定位和导航。

在航海领域，激光陀螺仪可用于船舶的姿态测量和航行控制，为航行员提供准确的导航数据，提高船舶的安全性和航行效率。

此外，激光陀螺仪在惯导系统中也有重要应用。

惯性导航系统是一种利用角速度、加速度等信息实现定位和导航的技术，而激光陀螺仪是惯性导航系统中的关键传感器之一。

它能够实时准确地测量物体的姿态角速度，为惯性导航系统提供稳定、可靠的角速度数据，实现车辆、飞机等物体的精确定位和导航。

最后，激光陀螺仪还被广泛应用于自动驾驶技术中。

自动驾驶技术是当前热门的领域之一，而激光陀螺仪的高精度测量能力使其成为实现自动驾驶的重要组成部分。

激光陀螺仪可以测量车辆的角速度，提供给自动驾驶系统进行实时的姿态控制和路径规划，保证车辆的安全行驶。

综上所述，激光陀螺仪在航空航天、导航定位、惯导系统、自动驾驶等领域拥有广泛的应用场景。

凭借其高精度、快速响应的特点，激光陀螺仪为各个领域的应用提供了可靠的技术支持，推动了相关技术的发展和应用的进步。

联合时差相位差旋转长基线干涉仪测向方法

联合时差相位差旋转长基线干涉仪测向方法随着科技的不断发展和进步，测向方法在各种领域中得到了广泛的应用。

其中，联合时差相位差旋转长基线干涉仪测向方法是一种非常有效的测向技术。

本文将对该方法进行深入探讨，介绍其原理、实现步骤和应用前景。

1. 联合时差相位差旋转长基线干涉仪测向方法的原理联合时差相位差旋转长基线干涉仪是一种基于干涉技术进行测向的仪器。

它的原理是利用干涉仪测量出来的物体上的物理参数，然后通过计算得出物体的方位角和仰角，从而实现对物体位置的测定。

时差相位差旋转长基线干涉仪的原理是基于两个或多个干涉仪的相位差测量，通过测量两个或多个干涉仪的输出信号之间的相位差，再经过一系列复杂的数学运算，可以得到物体的方位角和仰角。

2. 联合时差相位差旋转长基线干涉仪测向方法的实现步骤实现该测向方法的关键步骤包括：干涉仪的安装、信号采集和处理、相位差的计算和数据分析等。

（1）干涉仪的安装：在实际测向过程中，首先需要将干涉仪安装在合适的位置，以保证干涉仪能够准确地接收到目标物体的信号。

（2）信号采集和处理：干涉仪在接收到目标物体的信号后，需要将信号进行采集和处理。

这一步骤需要使用高精度的信号采集设备，并对采集到的信号进行数字化处理。

（3）相位差的计算：通过对采集到的信号进行数学运算和处理，可以得到两个或多个干涉仪的输出信号之间的相位差。

（4）数据分析：需要对计算得到的相位差进行数据分析，得到目标物体的方位角和仰角。

3. 联合时差相位差旋转长基线干涉仪测向方法的应用前景联合时差相位差旋转长基线干涉仪测向方法具有很高的精度和准确度，因此在许多领域中得到了广泛的应用。

它在卫星通信、导航、地震监测、航空航天等领域中有着重要的应用价值。

在卫星通信领域，该方法可以用于精确定位卫星和地面站之间的相对位置，从而提高通信的可靠性和稳定性。

在导航领域，该方法可以用于飞行器和航空器的定位和导航，提高导航系统的精度和可靠性。

在地震监测领域，该方法可以用于对地震震源进行精确定位，为地震监测和预警提供重要的技术支持。

北斗GEO卫星CEI相时延解算方法研究

中国空间科学技术D e c ２５㊀２０２０㊀V o l ４０㊀N o ６㊀１２３Ｇ１３０C h i n e s eS p a c eS c i e n c ea n dT e c h n o l o g yI S S N １０００Ｇ７５８X ㊀C N １１Ｇ１８５９/V h t t p :ʊz g k jc a s t c n D O I :１０１６７０８/jc n k i １０００Ｇ７５８X ２０２０００７９北斗G E O 卫星C E I 相时延解算方法研究陈少伍１,∗,王静温２,黄磊１,徐得珍１１．北京跟踪与通信技术研究所,北京１０００９４２．北京遥测技术研究所,北京１０００９４摘㊀要:连线端站干涉测量(c o n n e c t e d e l e m e n t i n t e r f e r o m e t r y ,C E I )是高精度测角技术,在中高轨卫星㊁月球及深空航天器定轨定位中有良好的应用前景.基于C E I 技术特点,提出了一种新的测量方法,即在相干测距模式下利用测距音和载波信号作为信号源进行连线端站干涉测量.构建了C E I 试验系统对北斗G E O 卫星进行观测,利用相干测距模式下的下行信号解算群时延㊁相时延.利用北斗G E O 卫星精密星历计算的时延理论值,对北斗G E O 卫星C E I 群时延和相时延结果进行评估.结果表明,相干测距模式下C E I 群时延和相时延残差均值分别为０．４７n s ㊁０．０８n s ,标准差(３σ)分别４．２n s ㊁０．１３n s .该项研究验证了相干测距模式下C E I 相时延解算的可行性,可为共位地球同步卫星精密相对定位㊁月球探测器C E I 测量提供技术参考.关键词:连线端站干涉测量;测距信号;北斗G E O 卫星;相时延;群时延辅助相时延中图分类号:V ５６６．３;P ２２８．６㊀㊀㊀㊀文献标识码:A收稿日期:２０２０Ｇ０２Ｇ２８;修回日期:２０２０Ｇ０４Ｇ０３;录用日期:２０２０Ｇ０４Ｇ０４;网络出版时间:２０２０Ｇ０４Ｇ１０㊀１５:５６基金项目:国家８６３计划(２０１５A A １１３４);国家自然科学基金(６１６０３００８)∗通信作者．T e l ．:(０１０)６６３６１１２３㊀E Ｇm a i l :c h e n s h a o w u ＠b i t t t ．c n引用格式:陈少伍,王静温,黄磊,等．北斗G E O 卫星C E I 相时延解算方法研究[J ]．中国空间科学技术,２０２０,４０(６):１２３Ｇ１３０．C H E NSW ,WA N GJW ,HU A N GL ,e t a l ．R e s e a r c ho nC E I p h a s ed e l a y r e s o l v i n g m e t h o df o rB D SG E Os a t e l l i t e [J ]．C h i n e s eS pa c eS c i e n c ea n d T e c h n o l o g y,２０２０,４０(６):１２３Ｇ１３０(i nC h i n e s e )．R e s e a r c h o nC E I p h a s e d e l a y r e s o l v i n g me t h o df o r B D SG E Os a t e l l i t e C H E NS h a o w u １,∗,W A N GJ i n gw e n ２,H U A N GL e i １,X UD e z h e n １１．B e i j i n g I n s t i t u t e o fT r a c k i n g a n dT e l e c o mm u n i c a t i o nT e c h n o l o g y ,B e i j i n g １０００９４,C h i n a ２．B e i j i n g I n s t i t u t e o fT e l e m e t r y T e c h n o l o g y ,B e i j i n g １０００９４,C h i n a A b s t r a c t :C o n n e c t e de l e m e n t i n t e r f e r o m e t r y (C E I )i sa p r e c i s i o na n g u l a rm e a s u r e m e n t t e c h n o l o g y w i d e l y u s e d i nt h e o r b i t d e t e r m i n a t i o no fM E Os a t e l l i t e s ,G E Os a t e l l i t e s ,l u n a r p r o b e s a n dd e e p s p a c e p r o b e s ．An e w m e a s u r e m e n tm o d e w a s p r o p o s e db a s e do n t h e c h a r a c t e r i s t i c s o fC E I ．T h e c a r r i e r a n d r a n g i n g s i g n a l s i n c o h e r e n t r a n g i n g mo d ew e r eu s e d i nC E I ．AC E I s y s t e m w a se s t a b l i s h e da n du s e dt oo b s e r v eB D S (B e i D o un a v i g a t i o ns a t e l l i t es y s t e m )G E Os a t e l l i t e ．G r o u p d e l a y a n d p h a s e d e l a y w e r e c a l c u l a t e db y u s i n g a l l t h e s e s i g n a l s ．G r o u p d e l a y a n d p h a s e d e l a y r e s u l t s o f t h eB D S G E Os a t e l l i t ew e r e e s t i m a t e db y u s i n g t h e t h e o r e t i c a l d e l a y v a l u e s c a l c u l a t e db yp r e c i s i o n e p h e m e r i s ．T h e r e s u l t s s h o w t h a t t h em e a n s o f t h e r e s i d u a l o f g r o u p d e l a y a n d p h a s ed e l a y i s０．４７n sa n d０．０８n s ,a n dt h a t t h es t a n d a r dd e v i a t i o n (３σ)o f t h e r e s i d u a l o f g r o u p d e l a y a n d p h a s e d e l a y i s ４．２n s a n d ０．１３n s ．T h e f e a s i b i l i t y o f t h e p h a s e d e l a y ca l c u l a t i o n o f C E I i nc o h e r e n tr a n g i n g m o d e i sv e r i f i e d ．T h i s p a p e rc a n p r o v i d er e f e r e n c ef o r p r e c i s i o no rb i td e t e r m i n a t i o no fc o Ｇl o c a t i o nG E Os a t e l l i t e s ,l u n a r p r o b e s a n dde e p s p a c e p r o b e s ．K e yw o r d s :c o n n e c t e d e l e m e n ti n t e r f e r o m e t r y ;r a n g i n g s i g n a l ;B D S G E O s a t e l l i t e ;p h a s e d e l a y ;g r o u p d e l a y a i d e d p h a s e d e l a y１２４㊀中国空间科学技术D e c ２５㊀２０２０㊀V o l ４０㊀N o ６通过相距１０~１００k m 的２个测站之间的光纤进行频率和信息的传递,以实现对２个测站接收信号延迟的精确测量,进而可以实时或准实时地确定目标相对两站间基线矢量的精确角位置.该技术在地球静止卫星相对定位㊁近地空间交会对接航天器相对状态监视中均具有重要作用[１Ｇ３].此外,该技术在深空航天器导航中也具有重要作用[４Ｇ７].连线端站干涉测量(c o n n e c t e d e l e m e n ti n t e r f e r o m e t r y,C E I )技术通过光纤把一个测站时间和频率信息传送至其他测站,消除了传统甚长基线干涉测量(v e r y l o n g b a s e l i n e i n t e r f e r o m e t r y,V L B I)技术中独立本振频率稳定性和时间同步的影响.由于测站距离近,航天器信号至测站传播路径上电离层㊁大气效应具有很强的相干性,通过差分能够很好地消除.美国国家航空航天局(N A S A )开展了大量研究及试验,并取得了很好的效果,日本也在２０世纪９０年代开展相关试验.国内,北京航天飞行控制中心㊁信息工程大学及装备学院等均开展了相应仿真和实测分析研究,这些研究为该技术奠定了基础[８Ｇ１２].目前,研究方向主要为传统差分单向测距(d i f f e r e n t i a o n e Ｇw a y r a n g i n g,D O R )或宽带信号C E I 测量精度仿真[９Ｇ１３]㊁C E I 技术定轨精度分析[１４Ｇ１５].采用传统干涉测量方式,通过交替观测射电源和航天器,消除共性误差,获取时延观测量[１３].目前,近地航天器无下行D O R 音信号,只能发送下行测距和遥测信号,基于D O R 音和宽带信号的传统处理分析方法不再适用.本文在此基础上开展研究,利用佳木斯深空站构建C E I 系统,对北斗地球静止轨道(g e o s yn c h r o n o u s e a r t ho r b i t ,G E O )卫星进行观测,利用下行相干测距信号解算相时延,并根据G E O 精密轨道对C E I 群时延(g r o u p d e l a y ,G D )和相时延(ph a s e d e l a y,P D )残差进行评估.１㊀连线端站干涉测量系统首先构建连线端站干涉测量系统.选取佳木斯深空站作为主站,选取距离主站５０k m 的另一个测站作为副站,两者之间通过光纤设备进行连接,构建连线端站干涉测量系统如图１所示.佳木斯深空站配备高稳氢钟,同时站内配备有全球定位系统(g l o b a l p o s i t i o ns y s t e m ,G P S )接收机,站内时频分系统利用氢钟频率㊁G P S 接收机数据生成时间信号,通过光纤将时间和频率信息传送至副站.图１㊀C E I 系统基本原理框图F i g ．１㊀T h e s c h e m a t i c o f t h eC E I s ys t e m 航天器信号经过空间传播后,分别达到地面主站和副站.信号经高频接收系统接收㊁下变频处理,送入数据采集和记录分系统.通过本地相位估计提取主站和副站信号的相位,最后相位送陈少伍,等:北斗G E O 卫星C E I 相时延解算方法研究１２５㊀至处理中心,计算站间相位差并解算群时延和相时延.在下变频处理以及数据采集记录过程中均采用本地时频分系统产生的时间和频率信号.由于两个测站通过光纤实现了时间和频率的同步,因此下变频处理以及数据采集记录均是同一频率源.传统V L B I 中均采用了D O R 音信号作为下行信标.通常,近地航天器下行仅测距音及遥测信号,无D O R 音信号.遥测信号采用普通晶振,频率稳定度较差,由此将引入时延测量误差.为此,本文提出了一种新的测量方法,即相干测距模式下C E I 测量.测量原理如图２所示,副站对航天器进行测控过程中,副站发送上行测距信号,器上应答机接收信号并进行相干转发,信号经过接收系统和下变频处理后,由数据采集与记录设备进行开环记录.图２㊀相干测距模式下C E I 系统测量示意F i g ．２㊀T h e s k e t c hm a p o f C E I i n c o h e r e n t r a n g i n g mo d e 主站氢钟频率是主站频率参考,同时通过光纤时频传递系统传递至副站,主站㊁副站均采用氢钟频率作为频率参考.副站对航天器进行上行测控,上行载波和测距信号由副站频率源生成.航天器相干测距模式下,下行信号与上行相干.因此下行信号传播㊁主站和副站地面采集与记录设备均以氢钟频率为参考.２㊀C E I 误差分析干涉测量中主要误差有:对流层㊁电离层等引入的误差,测站间时钟误差,测站位置误差,设备时延误差等[１２Ｇ１３,１６].相对于V L B I 系统,C E I系统对流层误差㊁电离层误差等共性误差可很好地消除,以下针对佳木斯深空站C E I 系统和北斗G E O 卫星进行具体分析.２．１㊀对流层时延误差对流层时延可表示为:τt r o p ＝τZ H D ˑm h ＋τZ WD ˑm w (１)式中:τZ H D ㊁τZ WD 分别为对流层干燥大气㊁水蒸气时延;m h ㊁m w 为对应的N e i l l 映射函数,通常两者非常近似,因此τt r o p ＝τZ T D ˑm h ,τZ T D 为天顶方向总大气时延.在C E I 测量中两个测站距离非常近,观测目标为地球静止轨道卫星(距离测站约３．６ˑ１０４k m ),两者俯仰角之差小于０．５ʎ,信号到达两个测站的空间传播路径相近,误差相关性很强,站间差分消除共有误差影响.假设τZ T D 为２m ,利用佳木斯深空站对北斗G ６卫星进行观测时,俯仰角约３０ʎ,此时大气时延误差为０．１n s.２．２㊀电离层时延误差单个测站电离层时延可表示为:τi o n ＝k Df ２co sa r c s i n R c o s E R ＋H æèçöø÷(２)式中:k 为常数,k ＝１．３４ˑ１０－７;f 为电磁波的频率;D 为信号传播路径上的总电子含量;R 为地球半径;H 为电离层高度;E 为俯仰角.C E I 测量系统电离层时延误差为该基线上两个测站的电离层时延之差,即:Δτi o n ＝τi o n １－τi o n ２(３)式中:τi o n １㊁τi o n ２分别为信号传播到主站和副站的电离层时延.北斗G E O 卫星下行测控信号为S 频段,假设D 为５０T E C U (１T E C U＝１０１６个电子/m ２,D实际值为１０~２０T E C U ),两站俯仰角之差小于０．５ʎ,利用佳木斯深空站对北斗G ６卫星进行观测时,电离层时延误差为０．００８n s .２．３㊀设备时延误差设备时延误差主要为信号经接收机后,信号１２６㊀中国空间科学技术D e c ２５㊀２０２０㊀V o l ４０㊀N o ６在地面设备传输过程中引入的时延误差.主要包括:电缆时延㊁下变频设备时延㊁采集设备通道时延㊁信号处理硬件时延等.此外由于温度㊁湿度等环境变化,导致仪器设备时延抖动.２．４㊀时间同步误差C E I系统采用光纤传输时间和频率信息,站间距较短时间同步精度较高.光纤传递法可以实现０．１n s或更低的时间同步精度.时间同步引入的系统误差可以表示为:στ１＝ετ(４)式中:ετ为站间时间同步误差.目前站间时间同步误差为０．１n s,其引入的时延系统差为０．１n s.时间同步引入的随机误差可表示为:στ２＝２T i n tΔf/f(５)式中:Δf/f为阿伦方差;T i n t为积分时间.目前氢钟的阿伦方差假设为１０－１４/s,每次观测的积分时间为１s,时间同步引起随机差为１．４ˑ１０－４p s.２．５㊀热噪声误差利用佳木斯C E I系统对北斗G E O观测时,整个链路预算情况参如表１所示.根据表１可知,载波信号站间相位差的随机误差为０．００２１４ʎ;主音信号站间相位差的随机误差为０．００３９８ʎ.因此,ʃ１００k H z测距信号群时延随机误差为５．５n s,载波相时延随机误差为０．２７p s.３㊀相时延解算与试验结果分析３．１㊀试验情况利用佳木斯深空站C E I系统进行２次试验.第１次试验为第１天８:４０~１０:５０,第２次试验为第２天８:５０~１１:４０.试验首先对北斗G６卫星进行长时间观测,再进行间断观测.观测过程中,副站对北斗G６卫星发送上行信号,深空站和副站同时采集和记录下行信号.北斗G６卫星下行信号频谱如图３所示,主要包括载波和ʃ１００k H z测距音信号３个频点.根据采集记录的北斗G６卫星下行数据,提取载波和ʃ１００k H z测距音相位,获得站间相位差记表１㊀地球静止轨道卫星链路分析及相位估计随机误差T a b l e１㊀G E Os a t e l l i t e c h a i na n a l y s i s a n d r a n d o me r r o r o fp h a s e e s t i m a t i o n r e s u l t s项目数值６６m１５m 下行载波频率２２００MH z２２００MH zE I R P０d B W０d B W测距调制指数０．９５r a d０．９５r a d测距信号功率－７．５d B W－７．５d B W载波信号功率－２．１d B W－２．１d B W距离３６０００k m３６０００k m自由空间损耗－１９０．４d B－１９０．４d B地面天线G/T５３．３d B/K３５．０d B/K指向偏差－１．０d B－１．０d B大气吸收－０．５d B－０．５d B极化损耗－１．０d B－１．０d B波尔兹曼常数k－２２８．６d B－２２８．６d B 主音信噪谱密度比８１．５d B H z６３．２d B H z 载波信噪谱密度比８６．９d B H z６８．６d B H z 主音相位随机误差０．００４８ʎ０．０３９６ʎ载波相位随机误差０．００２６ʎ０．０２１３ʎ为ϕi(i＝－１,０,１,分别表示－１００k H z测距音㊁载波和＋１００k H z测距音).３个信号的站间相位差如图４所示.根据图４可知在连续观测弧段内北斗G６卫星站间相位差连续.图３㊀北斗G６卫星下行信号频谱F i g．３㊀T h e s p e c t r u mo fB D SG６d o w n l i n ks i g n a l陈少伍,等:北斗G E O卫星C E I相时延解算方法研究１２７㊀图４㊀北斗G６卫星３个频点的相位差时间变化曲线F i g．４㊀T h e p h a s e d i f f e r e n c e o f t h e c a r r i e r a n dr a n g i n g s i g n a l s o fB D SG６s a t e l l i t e ３．２㊀群时延解算站间相位差ϕi可以表示为:ϕi＝２π(f iτg e o＋f iτe l s－kΔD/f i＋N i)＋σi(６)式中:f i为信号频率;τg e o为几何时延;ΔD为信号路径上电子密度含量之差;τe l s为对流层㊁仪器设备和钟差引入的时延误差之和;N i为相位整周模糊;k为常数,k＝１．３４ˑ１０－７;σi为相位噪声.测距音最大带宽为２００k H z,群时延一个整周模糊为５０００n s.目前北斗G E O卫星导航电文位置误差为５m,对应５０k m基线时延误差为２０p s.根据前文分析,电离层引入的时延误差为８p s,相时延随机误差在１０－２p s量级.上述误差远小于５０００n s,因此,测距音和载波之间相位不存在整周模糊(N－１＝N０＝N１).根据多频点群时延推导法[１７Ｇ１８],群时可以表示为:ΔτG D＝(ϕ１－ϕ－１)/２π(f１－f－１)(７)３．３㊀相时延解算为提高测量精度,本文在群时延解算的基础上,进行进一步研究,提出了相干状态下北斗G E O卫星高精度C E I相时延推导求解方法.实际时延测量值,电离层引入的时延误差与频率有关,对流层㊁仪器设备和钟差引入的误差与频率无关.利用ʃ１００k H z测距音信号解算群时延时,群时延中电离层引入误差τi n o－G D＝kΔD/(f－１ f１),而相时延中电离层引入误差τi n o－P D＝－kΔD/f２０,两者符号相反.在传统V L B I中,为了求解相时延,需要消除相时延中电离层引入误差.目前广泛采用的一种方法是群时延辅助求解法,其基本思路是根据电离层引入群时延误差和相时延误差符号相反的特性,利用电离层时延预报值进行修正,消除了电离层时延误差影响[１７Ｇ１９].佳木斯C E I系统对北斗G６卫星进行观测时,两站俯仰角几乎相同.载波以及ʃ１００k H z 测距音信号频率非常接近,群时延和相时延中电离层引入误差约８p s,远小于S频段一个整周时延(０．４５n s),因此利用群时延结果可以对相时延进行约束.为此本文提出了适用于C E I系统的群时延辅助求解相时延方法.基本思路如下:１)采用多频点群时延推导法求解群时延ΔτG D,对连续观测弧段内的群时延结果进行预处理,剔除野值;２)对拟合残差进行积分处理,获得积分时间６０s时群时延结果.北斗G E O卫星相对地面站运动速度在１０m/s量级,两次观测时刻时延变化约４０p s,对应S频段相位变化约０．１６π,因此连续观测弧段内站间相位差分连续.根据上述原理,获得连续站间相位差.对弧段内连续站间相位进行整周补偿,不同整周模糊时相时延和群时延结果见图５上图,根据上述结果计算不同的整周模糊对应的相时延和群时延之差的标准差见图５下图.标准差最小时对应该弧段整周模糊N０.整周模糊补偿,解算相时延ΔτP D可以表示为:ΔτP D＝(ϕ０＋２πN０)/(２πf０)(８)图５㊀群时延辅助求解整周模糊示意F i g．５㊀T h e s c h e m a t i c o f r e s o l v i n g c y c l e a m b i g u i t yu s i n gg r o u p d e l a y１２８㊀中国空间科学技术D e c ２５㊀２０２０㊀V o l ４０㊀N o ６３．４㊀结果分析根据站间差分相位数据,提取北斗G ６卫星群时延和相时延结果如图６所示.根据图６可知,两者随时间变化趋势一致,群时延结果曲线存在较大的随机误差,相时延随机误差远小于群时延随机误差.图６㊀北斗G ６卫星C E I 时延值随时间变化曲线F i g ．６㊀T h eC E I d e l a y ofB D SG ６s a t e l l i t e 首先对北斗G ６卫星进行１h １０m i n 长时间观测,利用群时延和相时延标定C E I 系统误差分别为－２４１．０５n s ㊁－２４１．３１n s .在此基础上对后续４个弧段的测量结果进行修正,根据北斗G ６卫星精密星历获得时延观测量残差,结果如图７所示.根据图７(a )可知,群时延和相时延残差均在零值附近变化,群时延残差在ʃ４n s 范围内变化,根据图７(b )相时延残差结果可知,相时延残差在ʃ１００p s 范围内变化.群时延残差精度较差,相时延精度显著提高.为了使结果不失一般性,对两次试验的群时延和相时延残差进行统计,统计结果如表２所示.根据表２可知,群时延和相时延残差系统差分别为０．４８n s 和０．０８n s,相时延解算整周模糊,系统误差显著减少.群时延和相时延残差标准差(３σ)分别为４．２n s ㊁０．１３n s ,相时延残差标准显著减少.以下对上述结果进行进一步分析.目前北斗G ６卫星导航电文位置误差引入时延误差为２０p s ,电离层和对流层引入时延误差在１０ps 量级.根据第２．５小节中链路预算结果,测量设备热噪声引入群时延的随机误差为５．５n s ,远大于其他误差影响,群时延误差中主要表现为随机误差.该随机误差与实际观测获得的时延随机误差相当.根据链路预算结果,相时延机误差为０．３ps ,根据图７(b )可知,相时延残差存在约１００p s 误差,存在明显的趋势项.这些趋势项主要反映北斗G ６卫星残余位置误差㊁电离层及对流层引入误差.图７㊀北斗G ６卫星C E I 系统时延残差结果F i g ．７㊀C E I d e l a y re s i d u a l o fB D SG ６s a t e l l i t e 表２㊀C E I 时延残差统计结果T a b l e ２㊀S t a t i s t i c r e s u l t s o fC E I d e l a y re s i d u a l 编号日期时延残差统计/n s均值标准差(１σ)标准差(３σ)G D 第１天０．４７３３１．４１４７４．２４４２第２天－０．３０４５１．４０２２４．２０６５P D第３天－０．０７９９０．００７６０．０２２８第４天－０．０３５８０．０４４４０．１３３２４㊀结束语本文介绍了基于光纤时间频率传递技术构建的C E I 测量系统,提出了利用相干测距音和载波信号作为信号源的干涉测量模式,定量分析C E I 测量的主要误差因素.根据C E I 试验记录的数据,获得了站间相位差,解算群时延和相时延.试验结果表明,利用相干测距信号成功获取陈少伍,等:北斗G E O卫星C E I相时延解算方法研究１２９㊀相时延,相时延残差均值为０．０８n s,标准差可达到１００p s量级.本文提出的方法主要技术优点为:１)基于现有测音测距技术体制,利用测距信号即可实现,不需要D O R音及宽带信号;２)利用光纤时频传递技术并配备采集记录设备即可实现测量;３)在现有条件下测量精度可达１００p s 量级.该研究对共位地球静止轨道卫星高精度的差分相时延测量㊁精密相对定位以及月球及深空探测器高精度测轨定位均具有重要参考意义.参考文献(R e f e r e n c e s)[１]㊀李晓杰,杜兰,黄金．C E I在飞船交会对接中的应用[J]．测绘科学技术学报,２０１２,２７(４):４０３Ｇ４０６,４１１．L IXJ,D U L,HU A N GJ．C E IＧb a s e do r b i t d e t e r m i n a t i o n o fs p a c e c r a f t r e n d e z v o u s a n d d o c k i n g[J]．J o u r n a l o fG e o m a t i c sS c i e n c ea n d T e c h n o l o g y,２０１２,２７(４):４０３Ｇ４０６,４１１(i nC h i n e s e)．[２]㊀李晓杰,杜兰,黄金．C E I确定导航卫星轨道的精度分析[J]．测绘信息与工程,２０１０,３５(５):１４Ｇ１５．L IXJ,D U L,HU A N GJ．C E IＧb a s e do r b i t d e t e r m i n a t i o n o f s a t e l l i t e n a v i g a t i o n c o n s t e l l a t i o n[J]．J o u r n a l o fG e o m a t i c s,２０１０,３５(５):１４Ｇ１５(i nC h i n e s e)．[３]㊀李晓杰,杜兰,黄金．C E I对静止轨道共位卫星的轨道确定[J]．武汉大学学报(信息科学版),２０１１,３６(５):６０５Ｇ６０８．L IXJ,D U L,HU A N GJ．C E IＧb a s e do r b i t d e t e r m i n a t i o n o f c o l o r a t i o n g e o s t a t i o n a r y s a t e l l i t e s[J]．G e o m a t i c sa n dI n f o r m a t i o nS c i e n c eo f W u h a n U n i v e r s i t y,２０１１,３６(５):６０５Ｇ６０８(i nC h i n e s e)．[４]㊀E D W A R D CD．S h o r t b a s e l i n e i n t e r f e r o m e t r y:T D A p r o g r e s s r e p o r t４２Ｇ９１,t r a c k i n g s y s t e m s a n d a p p l i c a t i o n s e c t i o n[R]．W a s h i n g t o nD．C．:N A S A,１９８７．[５]㊀T HU R MA NS W．I n f o r m a t i o n c o n t e n t o f a s i n g l e p a s s o f p h a s eＧd e l a y d a t a f r o mas h o r tb a s e l i n ec o n n e c t e de l e m e n ti n t e r f e r o m e t e r:T D A p r o g r e s sr e p o r t４２Ｇ１０１,n a v i g a t i o ns y s t e m s s e c t i o n[R]．W a s h i n g t o nD．C．:N A S A,１９８７．[６]㊀T HU R MA NS W．D e e pＧs p a c e n a v i g a t i o nw i t hd i f f e r e n c e dd a t a t y pe s p a r t I:d if f e r e n c e dr a ng e i n f o r m a t i o nc o n t e n t:T D A p r o g r e s s r e p o r t４２Ｇ１０３,n a v i g a t i o ns y s t e m ss e c t i o n[R]．W a s h i n g t o nD．C．:N A S A,１９９０．[７]㊀T HU R MA N S W,B A D I L L A G．U s i n g c o n n e c t e dＧe l e m e n ti n t e rf e r o m e t e r p h a s eＧd e l a y d a t a f o r M ag e l l a nn a v i g a t i o ni n V e n u so r b i t:T D A p r o g r e s sr e p o r t４２Ｇ１００, n a v i g a t i o n s y s t e m s s e c t i o n[R]．W a s h i n g t o n D．C．: N A S A,１９９０．[８]㊀陈明,刘庆会,唐歌实,等．连线干涉系统测量共位双星宽带信号处理与分析[J]．中国科学院上海天文台年刊,２０１１,３２:１６８Ｇ１７８．C H E N M,L I U Q H,T A N G G S,e ta l．T h ew i d eb a n ds i g n a l p r o c e s s a n d a n a l y s i s o f c o l l o c a t i o n s a t e l l i t e i nc o n n e c t e dＧe l e m e n t i n t e r f e r o m e t r y s y s t e m[J]．A n n a l so fS h a n g h a iA s t r o n o m i c a lO b s e r v a t o r y C h i n e s eA c a d e m y o f S c i e n c e,２０１１,３２:１６８Ｇ１７８(i nC h i n e s e)．[９]㊀韩松涛,唐歌实,陈略,等．连接单元干涉测量技术应用于嫦娥二号卫星测轨实验[J]．航天器工程,２０１２,２１(５):１３５Ｇ１３８．HA N S T,T A N G G S,C H E N L,e t a l．C o n n e c t e de l e m e n t i n t e rf e r o m e t r y a n d e x p e r i m e n t a n a l y s i s o nC h a n gᶄeＧ２s a t e l l i t e[J]．S p a c e c r a f tE n g i n e e r i n g,２０１２,２１(５):１３５Ｇ１３８(i nC h i n e s e)．[１０]㊀路伟涛,洪家财,杨文革．基于宽带相关处理的连线干涉测量[J]．装备学院学报,２０１４,２５(２):７６Ｇ８１．L U W T,H O N UJC,Y A N U W G．C o n n e c t e de l e m e n t si n t e r f e r o m e t r y b a s e do nw i d e b a n dc o r r e l a t i o n p r o c e s s i n g[J]．J o u r n a l o fE q u i p m e n tA c a d e m y,２０１４,２５(２):７６Ｇ８１(i nC h i n e s e)．[１１]㊀洪家财,路伟涛,杨文革,等．基于频率相位估计的连线干涉测量D O R信号处理与分析[J]．遥测遥控,２０１３,３４(２):５２Ｇ５７．H O N GJ C,L U W T,Y A N U W G,e t a l．P r o c e s s i n g a n da n a l y s i s o n D O Rs i g n a l i nC E Ib a s e do nf r e q u e nc y a n dp h a s ee s t i m a t i o n[J]．J o u r n a lo f T e l e m e t r y,T r a c k i n ga n dC o mm a n d,２０１３,３４(２):５２Ｇ５７(i nC h i n e s e)．[１２]㊀闫春生．基于G P S校准的C E I系统测量原理和精度分析[J]．电讯技术,２００３(４):２０Ｇ２４．Y A N C S．T h e p r i n c i p l ea n da c c u r a c y a n a l y s i so fC E Im e a s u r e m e n tw i t ht h ec a l i b r a t i o no fG P Ss a t e l l i t e[J]．T e l e c o mm u n i c a t i o n E n g i n e e r i n g,２００３(４):２０Ｇ２４(i nC h i n e s e)．[１３]㊀路伟涛,杨文革,洪家财．连线干涉测量体制误差因素分析[J]．航天控制,２０１４,３２(５):７１Ｇ７６．L U W T,Y A N G W G,HO N GJC．T h e a n a l y s i s o f e r r o rs o u r c e s o f c o n n e c t e d e l e m e n t s i n t e r f e r o m e t r y[J]．A e r o s p a c eC o n t r o l,２０１４,３２(５):７１Ｇ７６(i nC h i n e s e)．[１４]㊀李晓杰,杜兰,黄金,等．基于C E I的航天器交会对接段的轨道监控[J]．中国空间科学技术,２０１０,３０(６):２４Ｇ２９．L IX J,D U L,HU A N G J,e ta l．C E IＧb a s e dr e a lＧt i m eo r b i t d e t e r m i n a t i o no f s p a c e c r a f t r e n d e z v o u s a n dd o c k i n gi n t h ec o u r s eo fl o n g d i s t a n c en a v i g a t i o n[J]．C h i n e s eS p a c eS c i e n c ea n d T e c h n o l o g y,２０１０,３０(６):２４Ｇ２９(i nC h i n e s e)．[１５]㊀杜兰,李晓杰,王若璞．基于同波束C E I的G E O共位卫星相对轨道监视[J]．大地测量与地球动力学,２０１２,３２(３):５０Ｇ５４．D U L,L IXJ,WA N G RP．R e l a t i v eo r b i tm o n i t o r i n g o f１３０㊀中国空间科学技术D e c ２５㊀２０２０㊀V o l ４０㊀N o ６G E Oc oＧl o c a t e d g e o s t a t i o n a r y s a t e l l i t e sb y u s i n g s a m eb e a n C E I[J]．J o u r n a lo f G e o d e s y a n d G e o d y n a m ic s,２０１２,３２(３):５０Ｇ５４(i nC h i n e s e)．[１６]㊀黄磊,李海涛,郝万宏．频率源特性对C E I精度影响分析[J]．飞行器测控学报,２０１４,３３(５):３７１Ｇ３７６．HU A N GL,L I H T,H A O W H．I m p a c to f f r e q u e n c yc h a r a c t e r i s t i c s o n t h e a c c u r a c y o f c o n n e c t e dＧe l e m e n ti n t e r f e r o m e t r y[J]．J o u r n a l o f S p a c e c r a f t T T&CT e c h n o l o g y,２０１４,３３(５):３７１Ｇ３７６(i nC h i n e s e)．[１７]㊀陈冠磊,郑鑫,刘庆会,等．基于卫星D O R信号的V L B I 相时延解算方法研究[J]．天文学进展,２０１２,３０(４):７３Ｇ８１．C H E N G L,Z H E N G X,L I U Q H,e ta l．M e t h o do fc a l c u l a t i n g V L B I p h a s ede l a y b a s e do nD O Rs i g n a l of as a t e l l i t e[J]．P r o g r e s s i n A s t r o n o m y,２０１２,３０(４):７３Ｇ８１(i nC h i n e s e)．[１８]㊀郑鑫,陈冠磊,陈明,等．V L B I测控信号群时延及相时延解算方法研究[J]．天文学进展,２０１３,３１(１):１０６Ｇ１１６．Z H E N G X,C H E N G L,C H E N M,e t a l．R e s o l u t i o no fV L B I g r o u p d e l a y a n d p h a s e d e l a y f r o mt e l e m e t r y s i g n a l[J]．P r o g r e s s i n A s t r o n o m y,２０１３,３１(１):１０６Ｇ１１６(i nC h i n e s e)．[１９]㊀吴亚军,刘庆会,陈冠磊,等．V L B I相时延及其在深空探测器测定轨中的应用[J]．中国科学:信息科学,２０１４,４４(２):２２１Ｇ２３０．WU YJ,L I U Q H,C H E NGL,e t a l．V L B I p h a s e d e l a ya n d i t sa p p l i c a t i o ni no rb i td e t e r m i n a t i o no fs p ac e c r a f t[J]．S c i e n t i aS i n i c aI n f o r m a t i o n i s,２０１４,４４(２):２２１Ｇ２３０(i nC h i n e s e)．作者简介:陈少伍(１９８８－),男,硕士研究生,助理研究员,研究方向为月球及深空探测器跟踪与导航㊁无线电测量技术,c h e n s h o w u＠b i t t t．c o m.(编辑:高珍)。

深空探测器单基线干涉测量相对定位方法

深空探测器单基线干涉测量相对定位方法
陈永强;周欢;李伟;屈明
【期刊名称】《宇航学报》
【年(卷),期】2017(038)006
【摘要】针对中国深空探测中航天器高精度定位需求,提出一种基于相位参考成图技术的探测器单基线相对定位方法.该方法利用中国深空站长弧段跟踪优势,形成良好的UV覆盖,满足在中国仅有两个深空站的条件下获得高精度测量结果的要求,解决单基线高精度干涉测量的难题.利用中国深空测控网喀什至佳木斯基线开展了嫦娥三号月球探测器天线间的相对定位试验,确定了嫦娥三号着陆器全向天线相对定向天线的位置,天平面角分辨率优于0.5 mas(毫角秒),充分验证了该方法的有效性.该研究对以后嫦娥五号任务及火星探测中无线电干涉测量相对定位具有一定参考价值.
【总页数】7页(P605-611)
【作者】陈永强;周欢;李伟;屈明
【作者单位】西安卫星测控中心,西安710043;北京跟踪与通信技术研究所,北京100094;西安卫星测控中心,西安710043;西安卫星测控中心,西安710043
【正文语种】中文
【中图分类】V556
【相关文献】
1.采用MapReduce模型的甚长基线干涉测量并行处理方法 [J], 田斌;何强;王佳;郑雨西
2.基于单基线干涉测量的GEO卫星轨道测定与验证 [J], 任天鹏;曹建峰;唐歌实;戴一堂;陈略;孙靖;韩松涛;路伟涛;王美
3.短基线动态相对定位中GPS单历元解算整周模糊度方法 [J], 王倩;胡新康;王黎
4.基于二次相关的甚长基线干涉测量相关处理方法 [J], 路伟涛;杨文革;洪家财;王立彬
5.深空探测器同波束相位参考成图相对定位方法 [J], 周欢;童锋贤;李海涛;郑为民;董光亮;李培佳;舒逢春
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深空导航相位参考干涉测量技术研究

深空导航相位参考干涉测量技术研究李海涛;周欢;张晓林【摘要】针对深空导航不断提高的测角精度需求和传统无线电干涉测量技术所面临的局限,介绍了相位参考干涉技术用于深空导航的优势,重点分析了该技术的基本原理和两个关键观测参数的影响,综述了该技术在国外的研究进展情况,最后介绍了我国开展该技术研究的软硬件基础和利用嫦娥三号任务数据开展的相位参考干涉测量试验情况,试验结果表明了基于我国深空测控资源开展该技术研究的可行性和高精度,有助于推动该技术转向实际工程应用,提高我国深空导航无线电干涉测量水平.%To meet the high level requirements of the spacecraft angular measurement accuracy and to improve the spacecraft radio interferometry techniques in deep space exploration,the phase referencing very long baseline interferometry (VLBI) technique is studied.The advantages and fundamental theories of this new technique are discussed,and two key observation parameters are then analyzed.Then,the research development of the phase referencing VLBI technique are reviewed.Finally,the software and hardware infrastructures used to conduct an experiment of this technique in China are presented with results of a preliminary experiment carried out in Chang'E-3 mission.The feasibility and high-accuracy of the phase referencing VLBI technique have been proved for its appling in future missions and improving the capabilities of radio interferometry in China.【期刊名称】《宇航学报》【年(卷),期】2018(039)002【总页数】11页(P147-157)【关键词】相位参考干涉测量;深空导航;无线电干涉测量;相位模糊【作者】李海涛;周欢;张晓林【作者单位】北京航空航天大学电子信息工程学院,北京100191;北京跟踪与通信技术研究所,北京100094;北京跟踪与通信技术研究所,北京100094;北京航空航天大学电子信息工程学院,北京100191【正文语种】中文【中图分类】V5560 引言2013年9月，美国国家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration，NASA)确认旅行者1号(Voyager-1)飞离太阳系，并利用美国国家射电天文台(National Radio Astronomy Observatory，NRAO)所属的甚长基线阵(Very Long Baseline Array，VLBA)对其进行了观测，获得了旅行者1号目前最为精确的位置，如图1所示。