本發(fā)明涉及一種遴選方法，特別是涉及一種以非對稱空間外差式測速為目標(biāo)的發(fā)射型目標(biāo)源遴選方法。
背景技術(shù)：
對于利用恒星輻射光譜開展天文自主導(dǎo)航的航天器而言，導(dǎo)航基準(zhǔn)的研究及獲取是確保導(dǎo)航精度的首要環(huán)節(jié)。事實(shí)上，無論是天文導(dǎo)航、GPS導(dǎo)航或地面導(dǎo)航，對導(dǎo)航源的精確證認(rèn)及控制均是其開展導(dǎo)航定位的先決條件。通過地基及天基觀測手段可獲取天體的精確星歷，對于其輻射特性、質(zhì)量、體積等物理參數(shù)也可通過觀測反演的方式獲取。以上信息是開展天文導(dǎo)航的物理基礎(chǔ)。本說明書提出了一種以非對稱空間外差式測速為目標(biāo)的發(fā)射型目標(biāo)源遴選方式，是以非對稱條件下的空間外差干涉法為手段，對導(dǎo)航目標(biāo)源輻射信號進(jìn)行探測，基于探測信號提取相對運(yùn)動作用下輻射頻譜的移動量，進(jìn)而解算相對運(yùn)動速度，實(shí)現(xiàn)為天文測速導(dǎo)航方法提供觀測量的方法。其中對于發(fā)射型導(dǎo)航目標(biāo)源，結(jié)合測速方案自身將對其相關(guān)性能指標(biāo)提出要求，形成該方法下發(fā)射型目標(biāo)源的遴選準(zhǔn)則。
為了對天文測速自主導(dǎo)航全過程誤差產(chǎn)生、傳遞、補(bǔ)償及抑制的機(jī)理及方法進(jìn)行確認(rèn)，達(dá)到并滿足測速導(dǎo)航精度以指導(dǎo)工程設(shè)計研制，需要從導(dǎo)航目標(biāo)源頭對其特性及要求進(jìn)行分析和研究。從非對稱空間外差式測速方法原理著手，梳理面向發(fā)射型目標(biāo)源影響測速精度的源端因素，并針對指標(biāo)需求對源端各項影響因素指標(biāo)進(jìn)行合理分配，最終形成發(fā)射型導(dǎo)航目標(biāo)源的遴選準(zhǔn)則。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是提供一種以非對稱空間外差式測速為目標(biāo)的發(fā)射型目標(biāo)源遴選方法，其充分遵循自然天體存在及運(yùn)行的客觀性，以實(shí)際工程任務(wù)為牽引，在可開展遴選的范圍內(nèi)按照誤差最小思路進(jìn)行擇優(yōu)選擇誤差最小的發(fā)射目標(biāo)。
本發(fā)明是通過下述技術(shù)方案來解決上述技術(shù)問題的：一種以非對稱空間外差式測速為目標(biāo)的發(fā)射型目標(biāo)源遴選方法，其包括以下步驟：
步驟一，明確探測任務(wù)對天文測速導(dǎo)航精度的需求；
步驟二，確定測速導(dǎo)航目標(biāo)源空間分布的選擇；
步驟三，導(dǎo)航目標(biāo)源強(qiáng)度對比度選擇；
步驟四，導(dǎo)航目標(biāo)源特征譜線頻點(diǎn)等選擇；
步驟五，導(dǎo)航目標(biāo)源特征譜線線寬等選擇；
步驟六，導(dǎo)航目標(biāo)源線型輪廓選擇；
步驟七，導(dǎo)航目標(biāo)源特征譜線穩(wěn)定性選擇。
優(yōu)選地，所述步驟一以具體的深空探測任務(wù)為背景展開，對于不同的深空探測任務(wù)，天文測速導(dǎo)航系統(tǒng)的性能指標(biāo)需求也不盡相同，按照導(dǎo)航的基本定義，是要獲取航天器在質(zhì)心運(yùn)動狀態(tài)下，于參考坐標(biāo)系下的位置、速度及其對應(yīng)的精度，航天器與導(dǎo)航目標(biāo)源間的測速精度指標(biāo)是開展導(dǎo)航目標(biāo)源譜線參數(shù)遴選的首要條件。
優(yōu)選地，所述步驟二在步驟一的基礎(chǔ)上，根據(jù)測速導(dǎo)航系統(tǒng)目標(biāo)源觀測條件及特點(diǎn)，同一時刻開展空間三個以上導(dǎo)航目標(biāo)源的觀測，并據(jù)此觀測方程完成狀態(tài)的求解，同時為了有效控制因測速觀測量誤差所引起并傳遞至航天器導(dǎo)航信息的解算誤差，在三個導(dǎo)航目標(biāo)源于航天器參考坐標(biāo)系下的空間位置進(jìn)行選擇。
優(yōu)選地，所述步驟三在步驟一和步驟二的基礎(chǔ)上，對于初步遴選出的導(dǎo)航目標(biāo)源以單根發(fā)射型譜線的輻射強(qiáng)度為出發(fā)點(diǎn)，從能量接收角度對所獲得干涉圖像的信噪比進(jìn)行分析，確保干涉圖像信息提取的有效性及精度，信噪比太低，則不利于信號的提取和分析。
優(yōu)選地，所述步驟四在步驟三的基礎(chǔ)上，基于非對稱空間外差式測速原理，從誤差抑制角度對特征譜線的頻點(diǎn)進(jìn)行篩選，根據(jù)原理描述，更高的頻點(diǎn)得到更大的波數(shù)，將更好地抑制測量誤差，獲得更高的測速精度。
優(yōu)選地，所述步驟五在步驟四的基礎(chǔ)上，根據(jù)干涉相關(guān)理論，考慮干涉帶寬與相干長度的關(guān)系，發(fā)生干涉的光線譜段越窄，線寬越小，則干涉系統(tǒng)的相干長度將越大，對應(yīng)于非對稱空間外差式測速原理，更大的相干長度使系統(tǒng)配置更大的額外程差，進(jìn)而獲得更高的測速精度。
優(yōu)選地，所述步驟六在步驟四和步驟五的基礎(chǔ)上，單根發(fā)射型譜線的輪廓函數(shù)與干涉圖像的對比度密切相關(guān)，在確定譜線之前，需要對其所匹配的輪廓函數(shù)進(jìn)行證認(rèn)，運(yùn)用高斯線型或洛倫茲線型時明確輪廓函數(shù)所屬，便于為后續(xù)的設(shè)計提供輸入。
優(yōu)選地，所述步驟七在步驟三、步驟四、步驟五和步驟六的基礎(chǔ)上，對發(fā)射型導(dǎo)航目標(biāo)源特征譜線的物理特征進(jìn)行依次篩選和分析，對于工程應(yīng)用背景，測量類儀器隨時間的穩(wěn)定性表現(xiàn)是需要嚴(yán)格認(rèn)定的內(nèi)容。
本發(fā)明的積極進(jìn)步效果在于：本發(fā)明原理簡單，過程流暢，是以深空探測任務(wù)為背景的航天器新型天文自主導(dǎo)航方法的重要組成部分，與工程應(yīng)用需求及實(shí)現(xiàn)過程緊密相連，有力地增強(qiáng)了開展非對稱空間外差式測速導(dǎo)航系統(tǒng)設(shè)計的可行性及指導(dǎo)性，避免了系統(tǒng)設(shè)計的顛覆性，具有廣泛且重要的實(shí)際意義。
附圖說明
圖1為本發(fā)明的流程示意圖。
具體實(shí)施方式
下面結(jié)合附圖給出本發(fā)明較佳實(shí)施例，以詳細(xì)說明本發(fā)明的技術(shù)方案。
如圖1所示，本發(fā)明以非對稱空間外差式測速為目標(biāo)的發(fā)射型目標(biāo)源遴選方法包括以下步驟：
步驟一，明確探測任務(wù)對天文測速導(dǎo)航精度的需求；
步驟二，確定測速導(dǎo)航目標(biāo)源空間分布的選擇；
步驟三，導(dǎo)航目標(biāo)源強(qiáng)度對比度選擇；
步驟四，導(dǎo)航目標(biāo)源特征譜線頻點(diǎn)等選擇；
步驟五，導(dǎo)航目標(biāo)源特征譜線線寬等選擇；
步驟六，導(dǎo)航目標(biāo)源線型輪廓選擇；
步驟七，導(dǎo)航目標(biāo)源特征譜線穩(wěn)定性選擇。
步驟一以具體的深空探測任務(wù)為背景展開，對于不同的深空探測任務(wù)，天文測速導(dǎo)航系統(tǒng)的性能指標(biāo)需求也不盡相同，按照導(dǎo)航的基本定義，是要獲取航天器在質(zhì)心運(yùn)動狀態(tài)下，于參考坐標(biāo)系下的位置、速度及其對應(yīng)的精度，航天器與導(dǎo)航目標(biāo)源間的測速精度指標(biāo)是開展導(dǎo)航目標(biāo)源譜線參數(shù)遴選的首要條件。
步驟二在步驟一的基礎(chǔ)上，根據(jù)測速導(dǎo)航系統(tǒng)目標(biāo)源觀測條件及特點(diǎn)，同一時刻開展空間三個以上導(dǎo)航目標(biāo)源的觀測，并據(jù)此觀測方程完成狀態(tài)的求解，同時為了有效控制因測速觀測量誤差所引起并傳遞至航天器導(dǎo)航信息的解算誤差，在三個導(dǎo)航目標(biāo)源于航天器參考坐標(biāo)系下的空間位置進(jìn)行選擇。
步驟三在步驟一和步驟二的基礎(chǔ)上，對于初步遴選出的導(dǎo)航目標(biāo)源以單根發(fā)射型譜線的輻射強(qiáng)度為出發(fā)點(diǎn)，從能量接收角度對所獲得干涉圖像的信噪比進(jìn)行分析，確保干涉圖像信息提取的有效性及精度，信噪比太低，則不利于信號的提取和分析。
步驟四在步驟三的基礎(chǔ)上，基于非對稱空間外差式測速原理，從誤差抑制角度對特征譜線的頻點(diǎn)進(jìn)行篩選，根據(jù)原理描述，更高的頻點(diǎn)得到更大的波數(shù)，將更好地抑制測量誤差，獲得更高的測速精度。
步驟五在步驟四的基礎(chǔ)上，根據(jù)干涉相關(guān)理論，考慮干涉帶寬與相干長度的關(guān)系，發(fā)生干涉的光線譜段越窄，線寬越小，則干涉系統(tǒng)的相干長度將越大，對應(yīng)于非對稱空間外差式測速原理，更大的相干長度使系統(tǒng)配置更大的額外程差，進(jìn)而獲得更高的測速精度。
步驟六在步驟四和步驟五的基礎(chǔ)上，單根發(fā)射型譜線的輪廓函數(shù)與干涉圖像的對比度密切相關(guān)，在確定譜線之前，需要對其所匹配的輪廓函數(shù)進(jìn)行證認(rèn)，運(yùn)用高斯線型或洛倫茲線型時明確輪廓函數(shù)所屬，便于為后續(xù)的設(shè)計提供輸入。
步驟七在步驟三、步驟四、步驟五和步驟六的基礎(chǔ)上，對發(fā)射型導(dǎo)航目標(biāo)源特征譜線的物理特征進(jìn)行依次篩選和分析，對于工程應(yīng)用背景，測量類儀器隨時間的穩(wěn)定性表現(xiàn)是需要嚴(yán)格認(rèn)定的內(nèi)容，因此，對于上述步驟三至步驟六所涉及到的參數(shù)的穩(wěn)定性表現(xiàn)是最終確定非對稱空間外差式測速發(fā)射型導(dǎo)航目標(biāo)源及其特征譜線的重要因素。
本發(fā)明的具體思路是：按照深空探測實(shí)施任務(wù)需求，密切結(jié)合天文測速方案特點(diǎn)，從導(dǎo)航目標(biāo)源空間分布入手，完成與目標(biāo)源參數(shù)相關(guān)的指標(biāo)分析及分解，對目標(biāo)源輻射強(qiáng)度對比度、特征譜線頻點(diǎn)、特征譜線線寬、線型輪廓及穩(wěn)定性進(jìn)行篩選和比較分析，最終確定與指標(biāo)需求及方案匹配度最高的導(dǎo)航目標(biāo)源作為導(dǎo)航基準(zhǔn)對象。本方法的理論描述如下：
一，測速理論模型
非對稱空間外差式測速方法本質(zhì)上為一類傅里葉變化光譜儀測速方法，該方法過程中獲得的干涉圖像作為直接測量量是后續(xù)速度解算及誤差處理的關(guān)鍵輸入。
按照光學(xué)干涉相關(guān)理論，干涉圖像出現(xiàn)亮紋的條件為：
δ＝mλ0 (1)
式中，δ為空間某點(diǎn)發(fā)生干涉時對應(yīng)的兩光束間光程差，λ0為線心波長，m為整數(shù)，表示干涉級次。
考慮Doppler效應(yīng)，以同一空間位置為參考，則上式改寫為：
(λ0+Δλ)(m+Δm)＝δ (2)
式中，Δλ和Δm分別為線心波長及干涉級次的移動量。
根據(jù)Doppler效應(yīng)速度與波長關(guān)系，如下式：
式中，vr為航天器與導(dǎo)航目標(biāo)源間相對運(yùn)動速度，c為真空中光速。
同時考慮在臨近干涉條紋附件，滿足關(guān)系其中為頻域中的頻移所導(dǎo)致的空域中的相移量。由此得到：
式中，σ0＝1/λ00，表示波數(shù)。對式(4)進(jìn)行微分，得到：
由上式可知，通過增大干涉考察位置的光程差，提高線心波數(shù)，在相位解算誤差可控的情況下，可提高相對運(yùn)動速度的測速精度。
二，相位求解過程
相位求解的過程需要解算的輸入條件。為了說明求解過程，假設(shè)導(dǎo)航目標(biāo)源及其特征譜段已遴選完成。對目標(biāo)源進(jìn)行觀測并經(jīng)前置濾波，完成對目標(biāo)源特定譜段的外差干涉，讀取干涉圖像信息后實(shí)施傅里葉變換，再進(jìn)行頻域濾波后實(shí)施傅里葉逆變換。此時可獲取干涉圖像的數(shù)學(xué)表達(dá)如下所示：
式中，I(x)為干涉圖像光強(qiáng)，I0為兩干涉光光強(qiáng)，|γ(x)|為干涉圖像的對比度，為干涉條紋相位。
根據(jù)式(6)進(jìn)行相位求解，可得：
根據(jù)上式并結(jié)合式(4)可解得相對運(yùn)動速度值。
式(6)中，對于高斯線型的譜線，干涉圖像對比度表示為：
式中，Δvs為特征譜線線寬，δ(x)為干涉光線光程差。
而對于洛倫茲線型的譜線，干涉圖像對比度表示為：
由式(8)及式(9)可知，要獲得更高的干涉圖像對比度，需要特征譜線具備更窄的線寬，結(jié)合更大的干涉光線強(qiáng)度I0(對應(yīng)信噪比)，將有助于干涉圖像處理時控制處理環(huán)節(jié)的誤差，提高測速精度。
如圖1所示，以非對稱空間外差式測速為目標(biāo)的發(fā)射型目標(biāo)源遴選方法流程圖包括深空探測任務(wù)背景下的天文導(dǎo)航任務(wù)需求、非對稱空間外差式測速導(dǎo)航的精度指標(biāo)、參考星庫、備選導(dǎo)航目標(biāo)源天體及其物理特性、綜合指標(biāo)遴選結(jié)論及最優(yōu)導(dǎo)航目標(biāo)源。所述中備選導(dǎo)航目標(biāo)源天體及其物理特性具體包括天區(qū)方位分布、特征譜線輻射強(qiáng)度及對比度、特征譜線頻點(diǎn)、特征譜線線寬、特征譜線線型輪廓及特征譜線穩(wěn)定性等。
對該流程進(jìn)行描述：
階段一，在深空探測任務(wù)背景下開展天文導(dǎo)航任務(wù)的需求分析，結(jié)合導(dǎo)航指標(biāo)需求，在非對稱空間外差式測速方法體系下完成針對導(dǎo)航目標(biāo)源的誤差指標(biāo)分配。
階段二，查閱參考星庫，粗選出部分發(fā)射型導(dǎo)航目標(biāo)源天體，按照天區(qū)方位分布、特征譜線輻射強(qiáng)度及對比度、特征譜線頻點(diǎn)、特征譜線線寬、特征譜線線型輪廓及特征譜線穩(wěn)定性開展遴選。
階段三，待各指標(biāo)完成測量及統(tǒng)計后，給出綜合指標(biāo)遴選結(jié)論，與非對稱空間外差式測速方法精度分配指標(biāo)進(jìn)行比對，若能滿足則確定為可用導(dǎo)航目標(biāo)源，若不滿足則更換目標(biāo)源天體開展新一輪遴選。
其中，對于階段二中針對目標(biāo)源天體物理特性的遴選原則如下：
(1)天區(qū)方位分布：在相對運(yùn)動速度測速精度存在測量誤差的情況下，為了通過觀測方程解算獲得航天器運(yùn)行速度誤差控制在最低，三個導(dǎo)航目標(biāo)源于航天器本體參考坐標(biāo)系下的方位矢為兩兩正交；
(2)特征譜線輻射強(qiáng)度及對比度：由于非對稱空間外差式測速方法屬于能量探測方法，因此對系統(tǒng)接收及處理信號的信噪比存在相應(yīng)要求。由此，在觀測時間一定，系統(tǒng)更新率保證的前提下，目標(biāo)源的特征譜線輻射強(qiáng)度及對比度應(yīng)以取其高值為遴選原則；
(3)特征譜線頻點(diǎn)：根據(jù)非對稱空間外差式測速方法原理，在高波數(shù)情況下可以獲得的更高的相對運(yùn)動測速精度，因此在短波譜段中遴選發(fā)射特征譜線可為測速精度的提升提供支持；
(4)特征譜線線寬：根據(jù)非對稱空間外差式測速方法原理，在特征譜線線寬趨窄的情況下，可以提高干涉圖像的對比度，因此在增大干涉光線光程差的情況下可確保條紋對比度不會過度劣化，并為測速精度的提升提供支持；
(5)特征譜線線型輪廓及特征譜線穩(wěn)定性：特征譜線線型輪廓需要提前證認(rèn)，并據(jù)此分析干涉圖像的對比度分析。同時作為測量儀器，系統(tǒng)內(nèi)外參數(shù)的時變特性(及穩(wěn)定性)需要控制一定的范圍以保證相對速度測量的精度及有效性。
與現(xiàn)有的其他天文自主導(dǎo)航方法針對目標(biāo)源的遴選要求相比，本發(fā)明具備如下特點(diǎn)和優(yōu)勢：本發(fā)明基于光波的Doppler效應(yīng)，通過測量航天器與導(dǎo)航目標(biāo)源間相對運(yùn)動所引起的譜線移動量，進(jìn)而解算獲得航天器與導(dǎo)航目標(biāo)源間相對于速度的測速導(dǎo)航方法的基本前提。本發(fā)明提出以后，將有力地促進(jìn)以發(fā)射型目標(biāo)源譜線作為測量對象的新型測速導(dǎo)航方法的實(shí)驗研究及工程研制，是開展相關(guān)工作必不可少的過程和要求，將填補(bǔ)國際及國內(nèi)在天文測速導(dǎo)航方案實(shí)施過程中的技術(shù)空白。
綜上所述，本發(fā)明直觀實(shí)現(xiàn)了以非對稱空間外差式測速為目標(biāo)的發(fā)射型目標(biāo)源的遴選方法，可以在系統(tǒng)論證過程中為系統(tǒng)參數(shù)的最終確定及測速精度保證提供參考和輸入，滿足系統(tǒng)設(shè)計所需的前后端參數(shù)匹配及在軌的適應(yīng)性，在可開展遴選的范圍內(nèi)按照誤差最小思路進(jìn)行擇優(yōu)選擇誤差最小的發(fā)射目標(biāo)。
以上所述的具體實(shí)施例，對本發(fā)明的解決的技術(shù)問題、技術(shù)方案和有益效果進(jìn)行了進(jìn)一步詳細(xì)說明，所應(yīng)理解的是，以上所述僅為本發(fā)明的具體實(shí)施例而已，并不用于限制本發(fā)明，凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)，所做的任何修改、等同替換、改進(jìn)等，均應(yīng)包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。