基于同波束VLBI测量的月球交会对接轨道确定

我国探月工程三期"嫦娥五号"月球探测器(CE-5)将实现月球采样返回探测,月球交会对接是CE-5工程中的关键技术,CE-5任务中将采用地基无线电测距测速技术联合同波束VLBI测量技术实现对轨道器和上升器的联合测定轨,以支持月球交会对接过程特别是远程导引阶段的多探测器测控.本文分析了同波束VLBI测量数据在多探测器定轨中的应用,利用仿真数据分析了月球交会对接远程导引段的轨道器和上升器定轨精度,特别是两器间的相对定轨精度.选取的长弧和短弧定轨典型算例分析表明,利用10 ps精度的同波束VLBI数据,联合测距数据对轨道器和上升器定轨,可以达到1 m的相对定轨精度.     

火星探测器跟踪及VLBI测定轨分析

我国将于2020年首次发射由轨道器和火星车组成的火星探测器.火星探测器的跟踪及精密测定轨是完成工程任务和科学探测的前提.本文首先分析了火星探测器跟踪技术.然后在简述好奇号火星车VLBI观测频度和测定轨精度的基础上,以2020年7月发射的火星探测器为例,给出了深空机动、近火制动、平面机动、降轨前等关键测控弧段的太阳等离子体时延、各测站观测仰角等参数.分析了我国VLBI网对火星探测器的测定轨能力以及关键弧段的测定轨精度.用5 d的测距测速数据、测速测距+VLBI数据分别进行定轨并预报2 d至近火制动点,三维定轨误差(1σ,下同)由只用测速测距时的45.7 km降至18.8 km,近火点高度预报误差由28.2 km降至7.6 km,体现了VLBI在近火制动等关键测控弧段对定轨和轨道预报精度提高的贡献.在测距、测速和VLBI时延测量误差降低后,近火制动段定轨和预报误差会进一步降低.     

同波束VLBI在采样返回式多目标探测器精密测轨测位中的应用

同波束VLBI即用射电望远镜的主波束同时观测角距很小的两个探测器发出的巧妙配置的多频点信标,据此得到两探测器在两个测站间的误差为皮秒量级的差分相位时延．在月球卫星SELENE的两个小卫星Rstar和Vstar的测定轨中,利用40多分钟的同波束VLBI和测速测距数据数小时的短弧定轨精度已显著提高,而一年多的定轨结果表明弧长数天的长弧定轨精度已达10m左右,充分证明了同波束VLBI在多目标卫星精密测定轨中的作用．本文在介绍SELENE同波束VLBI观测、多普勒数据处理和定轨结果的基础上,以用于月球采样返回探测任务中的多目标探测器如轨道器、着陆器和返回器为例,给出各探测器搭载电波源的信标设计方案及设计原则,并分析S频段多频点同波束VLBI技术在轨道器和着陆器绕月飞行、着陆器月球软着陆、着陆器月球采样、返回器从月面上升、返回器多次变轨、特别是轨道器和返回器交会对接等各个测控段的高精度测定轨或测定位及月球重力场探测中的应用．     

CE-5T1探月飞行器地月转移段和环月段的实时定轨

随着我国探月工程和深空探测工程的实施,传统的地基测轨手段联合最小二乘定轨预报的模式已难以满足定轨任务的实时性需求,为此需要发展飞行器的自主测轨手段和定轨方法.本文采用扩展卡尔曼滤波算法对探月飞行器进行实时定轨研究.对CE-5T1月地转移段约2.5?h弧长的星基GNSS伪距数据进行滤波处理,计算结果表明,以预报轨道为先验参考轨道,约1?h后滤波即可稳定收敛,且收敛后轨道精度与批处理统计定轨精度相当,位置偏差(Root Mean Square,RMS)约在30?m,速度偏差好于1?cm/s.对CE-5T1环月段地基测量数据进行滤波计算,计算结果表明,对于轨道周期为2h的月球探测器,位置偏差好于50m(RMS).由于之前的定轨信息通过协方差矩阵传递保留,月球遮挡探测器以及月球升落引起的地面测轨数据长弧段间断不会影响后续可视弧段的滤波精度,且只需一两个观测数据即可快速收敛至滤波稳定.     

嫦娥五号探测器精细开环测速及空间引力红移验证设计分析

嫦娥五号(CE-5)任务具有天地联合的优势测控资源,为地基无线电测量新方法验证、工程应用与科学研究提供了优越条件.本文重点开展CE-5探测器开环测速精细提取及应用.首先,提出了基于信号重构互相关的开环测速多普勒频率提取算法,建立了从信号输入、信号处理到观测量输出的完整实现步骤;然后,基于中国深空网开展了CE-5轨道器开环测速试验,经信号处理分析结果表明:CE-5轨道器开环测速精度达到2–3 mHz水平,优于深空站基带测速精度3–4倍;其次,通过CE-5轨道器精密定轨,有效验证开环测速观测量应用效果,结果表明:开环测速的定轨残差为0.12 mm/s,基带测速的定轨残差为0.46 mm/s;最后,提出了基于深空探测器的多体问题引力红移验证方法,从理论上分析了高精度开环测速在引力红移验证方面潜在应用可行性,初步设计了引力红移验证设想方案,以现有CE-5轨道器开环测速结果为依据,建议开展引力红移验证专项试验,有望实现10^-4–10^-5水平的引力红移验证精度.     

椭圆限制性三体问题模型下平动点拟周期轨道卫星的自主定轨分析

基于椭圆限制性三体问题,研究了平动点轨道卫星导航星座仅利用星间测距进行自主定轨的技术。分别分析了平面Lyapunov轨道和垂直Lyapunov轨道上卫星仅利用星间测距进行自主定轨的精度。为了提高拉格朗日轨道导航星座对月球空间的覆盖范围,设计了由地月系的L1、L2、L4和L5四个平动点附近的拟周期轨道上的卫星构成的导航星座,分别利用扩展卡尔曼滤波方法和无迹卡尔曼滤波方法进行了自主定轨仿真分析,结果表明:平动点轨道导航星座可以仅利用星间测距实现长期高精度自主定轨。     

嫦娥三号探测器DOR信号本地相关处理与定轨验证

嫦娥三号(CE-3)探测器在我国首次正式使用了X波段差分单向测距(DOR)信号,未来深空探测器将沿用这一信标体制.本文针对DOR信号特点研究了不同于常规VLBI信号处理的本地相关处理方法,并用于CE-3环月段DOR信号的干涉处理.经过带宽综合、射电源校正,获得了高精度较差差分单向测距(Delta-DOR)时延,并成功将测量结果用于探测器定轨.本地相关获得的DOR信号的相位噪声明显小于现有相关处理机,定轨获得的星历与工程中的精密星历差异约为20m,等效时延残差约0.4ns.相比于常规的VLBI信号相关处理机,本地相关更适合于弱信号的处理,可以用于我国未来月球与深空探测项目.     

上海和乌鲁木齐射电望远镜的超高精度同波束VLBI观测

上海天文台和国家天文台乌鲁木齐天文站的25米射电望远镜于2008年参加了日本月球卫星SELENE的两个子卫星Rstar和Vstar的同波束较差VLBI观测. 当Rstar和Vstar的角距小于0.1°时, 上海-乌鲁木齐基线的X频段的较差相位时延的测量残差为0.15 mm·rms, 比现有VLBI的最小残差改善了1~2个量级. 当Rstar和Vstar的角距小于0.56°时, 也成功得到S频段的较差相位时延, 其测量残差为毫米级. 利用VLBI和多普勒及测距数据, Rstar和Vstar的定轨精度提高到了数米. 超高精度的同波束较差VLBI技术将极大地提高我国的深空探测器的精密测定轨能力, 并将被用于我国首个火星探测器“萤火一号”（YH-1）和俄罗斯的“福布斯”探测器（Phobos-grunt）的精密测定轨中.     

利用星间双向测距数据进行北斗卫星集中式自主定轨的初步结果分析

自主定轨是导航卫星自主导航的重要任务,是指在地面运行控制系统不可用的情形下,利用星间测距维持导航系统星历的自主更新.本文利用北斗新一代导航试验卫星搭载的Ka波段星间双向测距数据,进行集中式自主定轨试验.首先给出了星间双向测距数据的处理流程和数学模型,并分析了星间双向测距数据的测量特性.结果表明星间双向测距数据是一种高精度的距离测量.将星间双向测距数据用于定轨处理,残差标准差小于1 0 cm,均值好于1.0 cm,解算的设备零值稳定度好于0.2 ns.分别利用重叠弧段比较、用户等效距离误差评估和激光残差等方式评估了自主定轨的精度.结果表明,在一个地面锚固站支持下,自主定轨得到的卫星轨道径向重叠弧段互差优于6 cm,预报2 4 h径向重叠弧段互差优于1 0 cm.2 4 h预报轨道用户等效距离误差为0.4 3 m,优于L波段预报轨道的0.76 m,激光残差优于1 0 cm.星间链路对地观测为自主定轨提供空间基准,避免星座的整体旋转.本文讨论对地测量时长对自主定轨的影响.结果表明即使星间链路对地观测的截止高度角为60°,自主定轨结果和2 4 h预报轨道径向误差优于10 cm,三维位置优于1.5 m.     

瞬时状态归算用于嫦娥一号卫星关键轨道段监测

我国绕月探测工程嫦娥一号卫星（嫦娥一号）采用了联合S波段测距测速与VLBI跟踪的测轨模式. 我们实现了对跟踪资料的一种实时处理方法, 获得了嫦娥一号卫星的瞬时状态（位置和速度）时间序列, 用于关键轨道段监测. 本文介绍该实时处理方法以及在嫦娥一号卫星关键轨道段监测中的具体应用, 以资批评借鉴.     

GRAIL月球重力场模型对嫦娥卫星定轨精度的改进

从阶方差以及大地水准面自由空气重力异常两个方面分析了"重力恢复与内部实验室"(Gravity Recovery and Interior Laboratory,GRAIL)月球重力场420阶模型(GL0420A)的特点,并通过与月球勘探者(Lunar Prospector,LP)重力场165阶模型(LP165P)分析结果比较发现,该重力场极大地提高了月球重力场的阶数及误差精度,在全月面都有明显的重力异常正负交替现象.本文使用GL0420A重力场对"嫦娥"系列探测器的绕月测轨数据进行轨道解算,对比LP165P重力场模型解算结果,在定轨弧段内有10m量级的精度提升,可将该重力场用于高精度的月球探测器精密定轨.     

基于同波束VLBI的火星车测定位技术

火星车的位置测定具有重要的工程意义和科学意义.本文针对火星车和轨道器的实际搭载能力,提出了利用轨道器的测距数据,以及火星车和轨道器的同波束VLBI观测数据开展火星车高精度测定位和轨道器测定轨的方法,给出了火星车和轨道器同波束VLBI差分相时延解算方法并分析了其测量误差.火星车和轨道器的联合定轨定位的仿真分析结果表明,利用弧段数小时的轨道器测距,以及火星车和轨道器的同波束VLBI差分相时延数据,有望实现误差数百米的火星车定位和误差数十米的轨道器定轨.这些研究成果对今后的火星探测工程有重要的应用价值.     

转发式测距和直发式伪距的GEO卫星联合定轨

GEO卫星是区域卫星导航系统空间段的重要组成部分.仿真模拟表明,在星座组网运行时通过差分策略可消除卫星钟差,但对只有GEO在轨运行的单星模式需要引进其他测轨技术才可能获得高精度的GEO轨道和钟差信息.本文提出联合转发式测距和直发式伪距数据的GEO卫星联合定轨和钟差估计方案,克服了转发式跟踪站数量和测距数据有限的问题,实现了对直发式伪距跟踪站星地组合钟差的估计,并且保持了卫星星历与钟差的自洽性.利用我国区域跟踪网对GEO卫星的实测数据进行了联合定轨试验,开展了详细的误差协方差分析说明了转发式和直发式两种测轨技术的贡献,结果表明：转发式测距数据的定轨残差为0.203m,直发式伪距的定轨残差为0.408m.定轨弧段内激光外符视向精度为0.076m,预报2h激光外符视向精度为0.404m,星地钟差估计精度约为1.38ns.对于基于单个转发跟踪站的转发直发联合定轨,激光外符视向精度为0.280m,预报2h激光外符视向精度为0.888m,星地钟差估计精度约为1.55ns.相关指标满足了导航服务的需求.     

月球微波测速测距衍生的空间低频引力波探测新方法

在空间低频引力波探测技术中,使用地面跟踪站对深空探测器的高精度微波多普勒测量方法已经有40多年的发展历史.在嫦娥-3着陆探测延寿拓展任务中,使用自主研发的行星无线电接收机实现了亚毫周精度的月球微波测距技术验证.进一步使用X波段地-月测距原始测量数据检验了扣除地球大气抖动、电离层扰动、地面设备热噪声、地-月间行星际等离子体效应的更高测量精度的微波差分测距测速方法,并提出了用于嫦娥-4任务四程与双程差分高精度测量的方案,作为先导技术验证.在此基础上,结合月球着陆器和地-月L4/L5平动点通信导航卫星之间的微波链路,提出了一种10~(-17)-10~(-19)感度的差分四程链路的低频引力波空间微波探测的新概念方法,有机会比目前的深空多普勒链路感度提高1-3个量级.     

基于VLBI数据的深空探测器精密三向测速及应用

本文研究了深空探测器信号基于软件锁相环的三向多普勒测速技术及传播介质误差校正方法,完成了对中国VLBI网接收的嫦娥三号X波段测控主载波信号的三向多普勒测量,精度达到0.64mm/s.测量结果被成功用于嫦娥三号的联合定轨,距离与三向多普勒速度定轨后残差的均方差分别为0.41m与0.55mm/s.获得的星历与参考精密星历位置均方差为17m,速度均方差为17mm/s,在参考精密星历内符精度以内.该技术还被用于基于欧洲火星探测器MEX地面观测的行星际闪烁研究.在高、低太阳倾角下,测量的频率与相位与欧洲联合VLBI研究所的结果一致.测量结果明确反映出太阳风等离子物质对MEX测控信号频率与相位的影响.本方法将用于我国未来深空探测与无线电科学研究.     

基于天宫二号POLAR的脉冲星导航实验

利用天宫二号上的伽玛暴偏振探测仪(POLAR)观测数据完成了X射线脉冲星导航的原理验证.处理并分析了POLAR的观测数据,建立了基于轨道动力学模型和脉冲星脉冲轮廓显著性分析的定轨算法,并利用蟹状星云脉冲星的实测数据开展了单脉冲星的定轨分析.结果表明,该方法能够实现对天宫二号轨道的定轨,利用POLAR一个月的在轨观测数据可得到定轨精度如下(99.7%置信度):轨道半长轴精度7.0 m,偏心率精度0.00026,轨道倾角精度0.023°,升交点赤经精度0.17°,近地点幅角及平近地点角精度0.043°.     

GEO导航卫星多种观测资料联合精密定轨

针对跟踪站少、观测几何条件差以及轨道机动后GEO导航卫星精密定轨问题,提出了用激光观测数据解算无线电测距离观测数据设备时延、用CODE模型参数和多频载波相位数据进行电离层延迟精确修正的精密定轨和轨道快速恢复的处理体制.通过在轨实测数据实验证明,利用激光标定的距离观测数据组合设备时延精度优于1ns;基于3站观测数据GEO卫星精密定轨结果,RMS为0.25m;24h数据定轨结果重叠12小轨道径向互差0.55m,位置互差约1.62m;预报12h轨道重叠弧段互差为径向3.63m,位置互差8.51m;定轨结果与激光比对残差约0.10m,预报2h轨道比对残差约0.18m,预报24h轨道比对残差约2.04m.GEO卫星轨道机动后2～3h,动力学定轨结果能够恢复到与激光比对残差小于1m、与精密定轨结果比对位置互差约30m的水平.试验及分析结果表明,所提出的GEO精度定轨技术方案可靠、稳定.     

基于超高精度多频点同波束VLBI技术的月球车精密相对定位

多频点同波束VLBI技术即用射电望远镜的主波束同时观测角距很小的两个探测器,据此得到两个探测器在两个测站间的误差为皮秒量级的差分相位时延.作为同波束VLBI基本观测量的差分相位时延从本质上来说反映了两个探测器在天球上的角距信息.利用我国4个VLBI测站得到的差分相位时延数据,可实现月球车和着陆器在3.8×105km处的天球切平面上的2维精密相对定位,其相对定位误差应优于1m.在得到误差10m的着陆区月面地形图后,利用多频点同波束VLBI差分相位时延和着陆器测距数据,有望实现误差10m的月球车在月面上的精密相对定位.     

基于超高精度多频点同波束VLBI技术的月球车精密相对定位†

多频点同波束VLBI技术即用射电望远镜的主波束同时观测角距很小的两个探测器, 据此得到两个探测器在两个测站间的误差为皮秒量级的差分相位时延. 作为同波束VLBI基本观测量的差分相位时延从本质上来说反映了两个探测器在天球上的角距信息. 利用我国4个VLBI测站得到的差分相位时延数据, 可实现月球车和着陆器在3.8´105 km处的天球切平面上的2维精密相对定位, 其相对定位误差应优于1 m. 在得到误差10 m的着陆区月面地形图后, 利用多频点同波束VLBI差分相位时延和着陆器测距数据, 有望实现误差10 m的月球车在月面上的精密相对定位.     

基于国家测绘局GPS连续运行参考站的定轨

为了解决采用地面GPS连续运行参考站进行高精度定轨问题,采用轨道积分方法,利用国家测绘局8个GPS连续运行参考站和9个中国周边IGS连续运行参考站,设计了多种天数的区域性定轨计算方案,研究了轨道确定的理论、步骤和参数设置规律.结果表明:3天轨道解的平均精度为0.19 m,5天轨道解的平均精度为O.21 m,7天轨道解的平均精度为O.28 m,3天解平均定轨精度最高,优于0.2 m,证明了并非随着地面数据天数的增加而精度随之增加,可以用最少的数据量获得最优的定轨结果.定轨试验计算的是区域性轨道,与全球轨道相比,存在一定的偏差.该成果对我国定轨研究特别是未来的广域增强系统轨道预测具有一定的指导意义和参考价值.