星載原子干涉重力梯度儀測(cè)量方法與噪聲分析

祝 竺，張國萬，趙艷彬，廖 鶴，魏小剛

（1. 上海衛(wèi)星工程研究所，上海 201109；2. 北京航天控制儀器研究所，北京 100854；3. 中國航天科技集團(tuán)量子工程研究中心，北京 100854）

星載原子干涉重力梯度儀測(cè)量方法與噪聲分析

祝 竺1，張國萬2,3，趙艷彬1，廖 鶴1，魏小剛2,3

（1. 上海衛(wèi)星工程研究所，上海 201109；2. 北京航天控制儀器研究所，北京 100854；3. 中國航天科技集團(tuán)量子工程研究中心，北京 100854）

原子干涉重力梯度儀在星載環(huán)境下可獲得較長(zhǎng)的干涉時(shí)間，有效規(guī)避了原子觸碰容器壁的風(fēng)險(xiǎn)，因此可實(shí)現(xiàn)高精度的測(cè)量，同時(shí)利于星載儀器的小型化。目前原子干涉重力梯度儀地面測(cè)量技術(shù)成熟，尚未得到空間應(yīng)用。根據(jù)星載失重的特殊條件，提出一種適用于空間微重力環(huán)境的原子干涉重力梯度測(cè)量方法，并對(duì)其測(cè)量精度進(jìn)行了分析。結(jié)果表明，在衛(wèi)星重力測(cè)量關(guān)注的0.1 Hz以下的測(cè)量頻帶內(nèi)，星載原子干涉重力梯度儀的潛在測(cè)量精度可達(dá)到 1 mE/Hz1/2。該測(cè)量方法為未來原子干涉重力梯度儀的星載應(yīng)用提供重要的技術(shù)基礎(chǔ)。

原子干涉；重力梯度儀；星載；噪聲

星載重力梯度儀是衛(wèi)星重力測(cè)量的核心載荷之一，主要用于高精度獲取全球重力場(chǎng)模型，在大地測(cè)量、地球科學(xué)、慣性導(dǎo)航等領(lǐng)域發(fā)揮著重要作用[1-2]。目前國內(nèi)外研制的星載重力梯度儀主要采用差分加速度的測(cè)量原理，由相隔一定基線長(zhǎng)度的一對(duì)或多對(duì)重力儀構(gòu)成差分測(cè)量，來獲取軌道高度處重力加速度g隨空間的變化（重力位V的二階導(dǎo)數(shù)），即重力梯度張量：

重力梯度儀有靜電式、超導(dǎo)式、原子干涉式、旋轉(zhuǎn)加速度計(jì)式等多種類型[3-5]。對(duì)于星載應(yīng)用而言，靜電式重力梯度儀結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，技術(shù)成熟度高，已成功應(yīng)用于GOCE重力梯度衛(wèi)星，設(shè)計(jì)精度7 mE/Hz1/2，在軌實(shí)測(cè)分辨率約為 10～20 mE/Hz1/2，但其量程小，極易飽和，且受電路噪聲、加工工藝和低頻機(jī)械熱噪聲的限制，測(cè)量精度提升空間有限[3]；超導(dǎo)式重力梯度儀噪聲低、機(jī)械穩(wěn)定性好，Maryland 大學(xué)研制的單軸超導(dǎo)重力梯度儀實(shí)驗(yàn)樣機(jī)的靈敏度可達(dá)到1 mE/Hz1/2，但其結(jié)構(gòu)復(fù)雜，且需配備低溫保持系統(tǒng)，目前尚未進(jìn)入星載工程化應(yīng)用階段；原子干涉式重力梯度儀通過相距一段距離的原子團(tuán)與激光進(jìn)行相互作用完成干涉，通過測(cè)量干涉條紋相移來獲取差分加速度信息，進(jìn)而得到該方向上的重力梯度值，具有穩(wěn)定性高、量程大、測(cè)量頻帶寬、低頻白噪聲譜平穩(wěn)、星載潛在測(cè)量精度高等諸多優(yōu)點(diǎn)[4,6]，成為近年來飛速發(fā)展的重力測(cè)量?jī)x器之一。

1998年斯坦福大學(xué)研制出了地面首臺(tái)原子干涉重力梯度儀，該類型的重力梯度儀的測(cè)量分辨率與干涉時(shí)間間隔T的平方成反比，由于地面受到1g重力加速度和儀器尺寸的限制，原子需在很短的時(shí)間內(nèi)下落完畢并完成干涉，因此T只能維持在ms量級(jí)，故該臺(tái)原子干涉重力梯度儀在1.4 m的基線長(zhǎng)度下，測(cè)量分辨率僅為30 E/Hz1/2。空間微重力環(huán)境下，原子失重，有效規(guī)避了原子快速下落觸碰容器壁的風(fēng)險(xiǎn)，因此T很容易增大到數(shù)十秒量級(jí)，一方面大幅度提升測(cè)量精度，另一方面可縮短作用區(qū)真空腔長(zhǎng)度，利于星載裝置的小型化，具有非常高的星載應(yīng)用前景。因此近年來國際上開始關(guān)注并研究原子干涉重力梯度儀的星載應(yīng)用。JPL首先提出了星載原子干涉重力梯度儀概念[7]，隨后NASA與ESA開展了星載便攜式原子干涉重力梯度儀樣機(jī)的研制及落塔、機(jī)載實(shí)驗(yàn)，并指出原子干涉式重力梯度儀的測(cè)量分辨率預(yù)計(jì)比成功搭載在GOCE衛(wèi)星上的靜電式重力梯度儀至少高1～2個(gè)數(shù)量級(jí)[8]。

近年來，NASA與ESA均瞄準(zhǔn)原子干涉儀的星載應(yīng)用優(yōu)勢(shì)，推出了一系列原子干涉儀的搭載和在軌驗(yàn)證計(jì)劃[8]，并指出目前原子干涉儀的發(fā)展為兩個(gè)方向：一是提高儀器精度，二是推動(dòng)星載原子干涉儀的小型化。

在該背景下，本文基于原子干涉重力梯度儀的測(cè)量原理，提出并闡述了一種適用于空間微重力環(huán)境的原子干涉重力梯度儀的測(cè)量方法，然后具體分析了原子干涉重力梯度儀的星載噪聲源以及潛在測(cè)量分辨率，為原子干涉重力梯度儀的星載應(yīng)用提供一定的理論參考和技術(shù)支撐。

1 星載原子干涉重力梯度儀測(cè)量方法

1.1 地面測(cè)量方法

原子干涉重力測(cè)量的基本原理是利用自由落體運(yùn)動(dòng)的超冷原子作為檢驗(yàn)質(zhì)量來感應(yīng)重力的作用，通過相位相干的Raman激光對(duì)冷原子操控實(shí)現(xiàn)原子干涉，使原子所處疊加態(tài)的相位與運(yùn)動(dòng)路徑中受到的重力加速度相關(guān)，檢測(cè)原子的內(nèi)態(tài)，通過干涉條紋擬合得到的相位便可獲取重力加速度信息。

原子干涉重力梯度儀是原子干涉重力儀的差分應(yīng)用形式。通過測(cè)定干涉相位差 Δφ獲得同一方向上的差分加速度Δa，可表示為

其中，keff是Raman激光脈沖的有效波矢，T是激光脈沖間隔。

地面上通過磁光阱（MOT）將原子冷卻囚禁，通過豎直上拋不同高度的冷原子，在地表1g重力加速度的作用下原子下落并與激光作用，發(fā)生干涉，繼而感測(cè)出不同高度處的重力加速度，得到豎直方向上的重力梯度值Vzz，如圖1所示，此時(shí)式(1)中Δa=VzzL（L為原子團(tuán)之間的高度差）。

圖1 原子干涉重力梯度儀地面測(cè)量方法Fig.1 On-ground measurement method of atominterferometry-based gravity gradiometer

1.2 空間測(cè)量方法

星載微重力環(huán)境下，原子失重接近自由飄浮狀態(tài)，有效避免了原子快速下落的風(fēng)險(xiǎn)，因此可獲得較長(zhǎng)的干涉時(shí)間間隔T，大大提高測(cè)量精度。此時(shí)上拋下落式的測(cè)量方法不再適用，為提升星載原子干涉重力梯度儀測(cè)量精度，同時(shí)考慮星載小型化以及衛(wèi)星角速度引入離心力的影響[9]，我們提出了釋放飄浮式的星載測(cè)量方法：1）沿衛(wèi)星質(zhì)心對(duì)稱放置MOT，其中MOT1與4置于X軸（飛行方向）基線上，MOT2與5置于Y軸（垂直軌道平面方向）基線上，MOT3與 6置于Z軸（地心徑向）基線上；2）用MOT將原子冷卻囚禁；3）關(guān)閉線圈電流，使MOT失效，讓原子處于自由飄浮狀態(tài)；4）在每個(gè)方向上分別用Raman激光與飄浮的原子團(tuán)相互作用，完成原子干涉，通過測(cè)量相位差獲取差分加速度信息；5）采用星敏感器、陀螺儀等高精度星上測(cè)姿儀器獲取衛(wèi)星角速度，并在差分加速度測(cè)量中扣除，以得到重力梯度值。整套測(cè)量方案如圖2所示。

圖2 原子干涉重力梯度儀星載測(cè)量方法Fig.2 Space-borne measurement method of atom-interferometry-based gravity gradiometer

此時(shí)式(2)中Δa可表示為

其中，Vzz是沿地心徑向重力梯度值，ωx與ωy分別是衛(wèi)星沿X軸與Y軸的角速度。

從上述公式可以看出：

1）微重力環(huán)境原子飄浮狀態(tài)下，測(cè)量的差分加速度非常小，在500 km以下的近地軌道，不超過10–6m/s2量級(jí)，此時(shí)不需要采用地面上拋原子團(tuán)的方法進(jìn)行測(cè)量，直接用Raman激光與兩團(tuán)飄浮的原子進(jìn)行作用，既可獲得較大的干涉時(shí)間間隔T，提高測(cè)量精度，又有利于設(shè)備的小型化；

2）每個(gè)方向用同樣的Raman激光與兩團(tuán)原子相互作用，通過差分測(cè)量，可以獲得很好的共模抑制效果，對(duì)衛(wèi)星平臺(tái)振動(dòng)、Raman光相位噪聲至少有80～155 dB的抑制作用[7]，這對(duì)于提高測(cè)量靈敏度十分有利；

3）地面受1g重力加速度影響，采用上拋下落的方式只能測(cè)量豎直方向的重力梯度值Vzz，而空間環(huán)境下原子處于懸浮狀態(tài)，因此不受測(cè)量方向的限制，可同時(shí)采用多束不同方向的 Raman激光與原子相互作用，測(cè)量X、Y、Z三軸的相對(duì)加速度，因此可實(shí)現(xiàn)Vxx、Vyy、Vzz多個(gè)梯度分量的測(cè)量。

由上述星載測(cè)量方法可知，在空間微重力環(huán)境下，原子干涉重力梯度儀通過測(cè)量相位差獲取重力梯度值，由式(2)(3)可知，相位差Δφ里既包含了軌道高度處的重力梯度值，又?jǐn)y帶有衛(wèi)星角速度信息，其中衛(wèi)星角速度可通過星敏感器、陀螺儀等星上高精度測(cè)姿系統(tǒng)獲取，并在重力梯度提取過程中扣除。因此，星載原子干涉重力梯度儀的測(cè)量對(duì)角梯度分量的表達(dá)式可寫為

其中，Vii(i=x,y,z)表示待測(cè)的重力梯度分量，Δφi(i=x,y,z)表示i方向上測(cè)量的相位差，Li(i=x,y,z)為i方向上的基線長(zhǎng)度，ω2=ωx2+ωy2+ωz2表示衛(wèi)星角速度，ωi為衛(wèi)星i軸的角速度。

2 原子干涉重力梯度儀星載測(cè)量分辨率研究

由星載工作原理可知，相比于地面而言，原子干涉重力梯度儀在空間微重力環(huán)境下具有很高的測(cè)量分辨率。然而星載環(huán)境下，原子干涉重力梯度儀高精度的測(cè)量不僅取決于原子干涉重力梯度儀自身儀器噪聲，同時(shí)需要衛(wèi)星角速度的高精度提取以及穩(wěn)定的空間環(huán)境作為保障。因此星載環(huán)境下，原子干涉重力梯度儀測(cè)量對(duì)角梯度分量的噪聲δVii可表示為

其中，δVii,ins為梯度儀的儀器噪聲，δVii,ang為衛(wèi)星角速度提取噪聲，δVii,env為空間環(huán)境噪聲。為滿足衛(wèi)星重力測(cè)量的科學(xué)需求，這里主要關(guān)注0.1 Hz以下的測(cè)量頻帶內(nèi)的噪聲[1]。

2.1 儀器噪聲

在星載重力梯度測(cè)量中，梯度儀儀器自身噪聲是最主要的誤差源。根據(jù)式(4)，重力梯度儀測(cè)量噪聲取決于相位噪聲δ(Δφ)、激光有效波矢的穩(wěn)定度δkeff、激光脈沖間隔T的控制精度δT、測(cè)量基線的穩(wěn)定度δLi，在頻域內(nèi)可表示為：

1）相位噪聲

相位分辨率δ(Δφ)根本上受限于量子投影噪聲，量子投影噪聲直接反比于原子數(shù)目N的平方根，即δ(Δφ)≈1/N1/2。在原子干涉測(cè)量中，采集的原子數(shù)可高達(dá) 1010個(gè)[7]，按選態(tài)時(shí)損失一個(gè)量級(jí)計(jì)算（即N=109），則干涉儀相移分辨率δ(Δφ)可達(dá) 0.03 mrad。以87Rb原子為例，拉曼光有效波矢keff=2π/390 nm，在微重力環(huán)境下原子失重，接近自由飄浮狀態(tài)，原子相對(duì)于儀器框架的平均速率為0，時(shí)間T僅受限于熱運(yùn)動(dòng)的擴(kuò)散速率，因此在作用區(qū)真空腔內(nèi)，T可達(dá)到秒量級(jí)甚至更高，這里為實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星重力測(cè)量的空間分辨率需求，設(shè)干涉時(shí)間T=3.5 s[10]。同時(shí)為保證星載設(shè)備小型化，參考已在軌應(yīng)用的靜電重力梯度儀，設(shè)測(cè)量基線L=0.5 m[3]。在條紋對(duì)比度100%的理想情況下，根據(jù)式(6)，相位噪聲貢獻(xiàn)的梯度儀的測(cè)量分辨率可達(dá)ΔVii=0.32 mE，在f＜1/(2T)的頻帶內(nèi)，測(cè)量噪聲可達(dá)

2）激光有效波矢的穩(wěn)定度

激光有效波矢keff的穩(wěn)定度主要取決于Raman光的頻率穩(wěn)定度，目前有效波矢的相對(duì)穩(wěn)定度δkeff/keff=10–9/Hz1/2較易實(shí)現(xiàn)，因此這部分誤差貢獻(xiàn)的梯度噪聲小于0.003 mE/Hz1/2；

3）激光脈沖間隔的控制精度

激光脈沖間隔T的控制精度可由高精度星載原子鐘保證，目前我國“天宮二號(hào)“上搭載的全球首臺(tái)冷原子鐘的精度已高達(dá)三千萬年差1 s，即δT=1×10–15，因此其貢獻(xiàn)的梯度測(cè)量分辨率為ΔVii=1.6×10–9mE，測(cè)量頻帶內(nèi)的噪聲為可忽略不計(jì)。

4）測(cè)量基線的穩(wěn)定度

對(duì)于高穩(wěn)定度的測(cè)量基線Li(i=x,y,z)而言，鑒于重力梯度衛(wèi)星GOCE的技術(shù)經(jīng)驗(yàn)，目前在Li=0.5 m的基線長(zhǎng)度下，基于超穩(wěn)碳碳結(jié)構(gòu)的基座穩(wěn)定度可達(dá)到 δLi=1 nm/Hz1/2，其貢獻(xiàn)的梯度測(cè)量噪聲優(yōu)于0.005 mE/Hz1/2。

綜合上述噪聲分析，星載原子干涉重力梯度儀的的自身儀器測(cè)量潛在分辨率可以達(dá)到0.85 mE/Hz1/2，如表1所示。

表1 星載原子干涉重力梯度儀儀器噪聲Tab.1 Instrument noise of space-borne atominterferometry-based gravity gradiometer

2.2 衛(wèi)星角速度提取噪聲

衛(wèi)星角速度的提取是星載重力梯度測(cè)量中的關(guān)鍵步驟之一。根據(jù)式(4)，衛(wèi)星角速度 (i=x,y,z)的測(cè)量噪聲δω貢獻(xiàn)的梯度測(cè)量噪聲可表示為

其中，下標(biāo)i、j與k為空間三維正交自由度（i,j與k=x,y,z），且按順序滿足右手法則。

衛(wèi)星角速度可由兩種途徑獲?。阂环N是通過給原子一個(gè)初始速度，形成一種差分對(duì)拋式的星載原子干涉重力梯度儀測(cè)量方法，研究結(jié)果表明，該方法可將衛(wèi)星角速度測(cè)量至 2.5×10–11(rad·s–1)/Hz1/2的水平[4]，則根據(jù)式(7)，該方法貢獻(xiàn)的梯度測(cè)量噪聲約為 0.06 mE/Hz1/2；而本文設(shè)計(jì)的重力梯度儀是基于自由飄浮式，可由另一種方法即高精度的衛(wèi)星測(cè)姿系統(tǒng)來實(shí)現(xiàn)。一般對(duì)于頻率低于10 Hz的角運(yùn)動(dòng)，航天器主要采用高精度陀螺儀或光學(xué)敏感器測(cè)量，比如激光陀螺或原子陀螺儀[11-12]，其中激光陀螺儀靈敏度可以達(dá)到δωi=2×10–10(rad·s–1)/Hz1/2[11]。值得注意的是，由于重力衛(wèi)星對(duì)地三軸穩(wěn)定，衛(wèi)星Y軸存在一個(gè)較大的公轉(zhuǎn)角頻率ωy≈1.2×10–3rad/s2，而X與Z軸的角速度較小，約為ωx≈ωz=6.5×10–6rad/s，則根據(jù)式(7)，可以計(jì)算出衛(wèi)星角速度測(cè)量噪聲貢獻(xiàn)的Vxx與Vzz梯度分量測(cè)量噪聲為約0.5 mE/Hz1/2，Vyy梯度分量測(cè)量噪聲為約0.004 mE/Hz1/2，如表2所示。

表2 衛(wèi)星角速度測(cè)量貢獻(xiàn)的梯度測(cè)量噪聲Tab.2 Gradient noise caused by satellite angular velocity measurement

2.3 空間環(huán)境噪聲

星載環(huán)境下，電磁、振動(dòng)等外場(chǎng)空間環(huán)境波動(dòng)變化對(duì)原子干涉重力梯度儀測(cè)量精度的影響不可忽略[13]，主要體現(xiàn)在平臺(tái)振動(dòng)、軌道高低溫交變、背景磁場(chǎng)、電場(chǎng)等方面。其中衛(wèi)星平臺(tái)的振動(dòng)影響在差分測(cè)量的機(jī)理下通過共模抑制和主動(dòng)隔振技術(shù)衰減80～140 dB[7,14]。溫度主要影響腔體的真空度、激光功率以及偏振頻率等，該部分影響可通過星上溫控系統(tǒng)得到很好的抑制，而磁場(chǎng)與電場(chǎng)分別通過二階 Zeeman效應(yīng)和 DC/ACStark效應(yīng)影響重力梯度測(cè)量分辨率，其中電場(chǎng)影響可通過均勻布局、適當(dāng)調(diào)節(jié)Raman光的光強(qiáng)比等手段得到抑制，而背景磁場(chǎng)噪聲在星載環(huán)境下較為復(fù)雜，是星載外場(chǎng)環(huán)境干擾中最主要的誤差源[15]。磁場(chǎng)波動(dòng)通過相移貢獻(xiàn)梯度測(cè)量噪聲，可表示為

對(duì)某一處干涉區(qū)而言，完成一次干涉測(cè)量需要2T的時(shí)間，而衛(wèi)星飛過的 2T時(shí)間內(nèi)，背景磁場(chǎng)主要體現(xiàn)在以下三方面：

1）干涉區(qū)線圈電流磁場(chǎng)：主要是由產(chǎn)生偏置磁場(chǎng)的線圈電流波動(dòng)引起。為降低磁場(chǎng)影響，采用雙層合金進(jìn)行磁屏蔽。為了星載設(shè)備的輕量化和小型化設(shè)計(jì)，可考慮采用磁補(bǔ)償和磁場(chǎng)鎖定的方法來保證干涉區(qū)磁場(chǎng)的穩(wěn)定性和均勻性。屏蔽后的剩余磁場(chǎng)B可達(dá)25 μG[15]，一般兩個(gè)干涉區(qū)的磁場(chǎng)差ΔB=B/100，磁場(chǎng)波動(dòng)δ(ΔB)= ΔB/200。

2）空間地磁場(chǎng)：空間磁場(chǎng)的影響主要來自于軌道高度處的地球磁場(chǎng)梯度。空間微重力環(huán)境下，在2T=7 s的時(shí)間內(nèi)[10]，衛(wèi)星飛過了d=vT=55 km的距離（其中低軌衛(wèi)星速度v=7.8 km/s），由于近地空間存在?B/?r=10–8G/m大小的地磁場(chǎng)梯度以及8×10–8G/m的磁場(chǎng)波動(dòng)[16]，干涉區(qū)磁場(chǎng)將產(chǎn)生BB/r dΔ =? ?·=0.5 mG的變化以及4 mG/Hz1/2的磁場(chǎng)波動(dòng)。

3）衛(wèi)星平臺(tái)磁場(chǎng)：星上各單機(jī)的磁性耦合、模式切換、星內(nèi)布局、電流波動(dòng)等帶來磁場(chǎng)變化ΔB。為降低磁場(chǎng)影響，一方面，星上不采用磁力矩器等大磁性單機(jī)，另一方面，通過改善布局、單機(jī)降磁設(shè)計(jì)等手段控制星上剩磁。目前情況來看，衛(wèi)星整星內(nèi)部磁場(chǎng)不大于地磁場(chǎng)。這里采取最大化考慮，即整星內(nèi)部磁場(chǎng)等于地磁場(chǎng)。

經(jīng)磁屏蔽設(shè)計(jì)后，空間地磁場(chǎng)和衛(wèi)星平臺(tái)磁場(chǎng)可以下降約100倍。三類磁場(chǎng)貢獻(xiàn)的梯度測(cè)量噪聲合計(jì)約0.14 mE/Hz1/2，如表3所示。

表3 空間中背景磁場(chǎng)貢獻(xiàn)的原子干涉重力梯度儀測(cè)量噪聲Tab. 3 Atom-interferometry-based gravity gradiometer noise caused by background magnetic field in space

2.4 噪聲分析小結(jié)

由前文噪聲分析可知，在衛(wèi)星重力測(cè)量關(guān)注的5～100 mHz的測(cè)量頻帶內(nèi)，星載原子干涉重力梯度儀的測(cè)量噪聲約 1 mE/Hz1/2，其中，星載原子干涉重力梯度儀儀器噪聲為0.85 mE/Hz1/2，衛(wèi)星角速度提取噪聲為0.5 mE/Hz1/2，空間環(huán)境噪聲為0.14 mE/Hz1/2，如表4所示。

表4 星載原子干涉重力梯度儀測(cè)量噪聲統(tǒng)計(jì)Tab.4 Noise contributions of space-borne atom-interferometry-based gravity gradiometer

星載原子干涉重力梯度儀的噪聲譜密度曲線如圖 3所示?？梢钥闯觯谥亓πl(wèi)星科學(xué)測(cè)量關(guān)注的5～100 mHz頻帶內(nèi)，星載原子干涉重力梯度儀的測(cè)量靈敏度比現(xiàn)有靜電式重力梯度儀的在軌精度 20 mE/Hz1/2高出1個(gè)量級(jí)。

圖3 星載原子干涉重力梯度儀噪聲譜密度曲線Fig.3 Noise PSD of space-borne atom-interferometry-based gravity gradiometer

3 總 結(jié)

原子干涉重力梯度儀具有很高的星載應(yīng)用價(jià)值。一方面，原子干涉重力梯度儀在空間中具有很高的測(cè)量靈敏度，本文設(shè)計(jì)了一種基于釋放飄浮式測(cè)量原理的星載原子干涉重力梯度儀，在0.1 Hz以下的測(cè)量頻帶，其測(cè)量精度可達(dá)1 mE/Hz1/2，比地面測(cè)量精度提高3個(gè)量級(jí)，比目前已在軌應(yīng)用的靜電式星載重力梯度儀精度高出1個(gè)量級(jí)。另一方面，空間環(huán)境下原子失重，有效規(guī)避了原子短時(shí)間內(nèi)觸碰容器壁的風(fēng)險(xiǎn)，利于該類梯度儀的星載小型化研制。將其作為下一代重力梯度衛(wèi)星的核心載荷，將進(jìn)一步提升全球重力場(chǎng)模型的恢復(fù)精度。

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Measurement method and noise analysis of spaceborne atom-interferometry-based gravity gradiometer

ZHU Zhu1, ZHANG Guo-Wan2,3, ZHAO Yan-Bin1, LIAO He1, WEI Xiao-Gang2,3
(1. Shanghai Institute of Satellite Engineering, Shanghai 201109, China; 2. Beijing Institute of Aerospace Control Devices, Beijing 100854, China; 3. Quantum Engineering Research Center,China Aerospace Science and Technology Corporation, Beijing 100854, China)

The atom interferometry gradiometer can obtain greatly improved sensitivity and miniaturization in spaceborne environment where the atomic weightlessness effectively reduce the risk of running up against the instrument wall and significantly increase the interference time. At present, although the development of the on-ground experiment of the atom interferometry gradiometer has been matured, its space application has not been realized yet. In this paper, a measurement method suitable for space micro-gravity environment is proposed and discussed for the atom interferometry gravity gradiometer. The analysis results show that the precision of space-borne atom interferometry gravity gradiometer can achieve 1 mE/Hz1/2in the ＜0.1 Hz bandwidth which is concerned by satellite gravity gradiometry. The proposed measurement method can provide technical basis for the space application of the atom interferometry gravity gradiometer in the future.

atom interferometry; gravity gradiometer; space-borne; noise

1005-6734(2017)04-0449-06

10.13695/j.cnki.12-1222/o3.2017.04.005

P223. 6

A

2017-04-14；

2017-07-24

國家自然科學(xué)基金（41504034）

祝竺（1985—），女，博士，工程師，從事空間慣性傳感器研究。E-mail: annieapple1985@sina.com