基于地基观测的嫦娥三号着陆器与巡视器高精度定位

嫦娥三号(CE-3)探测器成功实现了我国首次月球软着陆,对巡视器和着陆器进行高精度定位是保障两器顺利完成月面探测任务的必要前提.本文首先对CE-3月面工作段的测量方式、各观测量测量模型以及运动学统计相对定位方法进行讨论.其次对着陆器进行定位并对定位精度进行评价,得到着陆器坐标为:44.1206°N,-19.5124°E,高程-2632 m(相对1737.4 km月面),通过与月面数字高程模型以及NASA探测器LRO的航拍结果比较,定位差异优于50 m,分析表明VLBI数据对提高着陆器定位精度有显著贡献.最后,利用同波束VLBI数据进行月面巡视器与着陆器的相对定位.与视觉定位方法相比,本文所用的基于地基观测量的运动学统计定位法不受着陆器可视范围限制,且定位精度不随两器距离增加而降低.计算结果表明,在现有的测量条件下,使用纳秒量级的VLBI差分群时延数据,两器相对定位精度在百米;使用皮秒量级的VLBI差分相时延数据,并在定位过程中进行模糊度解算,可以实现米级的月面双目标的相对定位,具有重要意义.     

嫦娥一号卫星受控撞月轨迹测量与落月点坐标分析

利用2009年3月1日嫦娥一号(CE-1)卫星受控撞月段的射电测距与VLBI跟踪时延, 在定位模式下对落月轨迹和落月点坐标进行了解析. 结果表明, CE-1卫星的落月时刻(最后信号的发出时刻)为UTC8h13m6.51s, 落月点在月球主轴系中的月面经纬度和高度分别为52.2732°E, 1.6440°N, ?3.56 km(月球参考半径取为1738 km), 误差分别为0.0040°, 0.0168°, 0.18 km. 对应的月面切向误差为0.52 km, 三维定位误差为0.55 km. 由定位误差推断, 即使维持当前技术指标, 联合射电测距与VLBI观测时延, 能够保障对我国探月二期的着陆器1 km的三维定位精度. 对于巡视器月面轨迹测定, 由于仅发送遥测信号, VLBI将是其唯一的地面跟踪手段. 分析表明, 采用地心距约束等先验信息有利于提高定位精度. 研究同波束VLBI技术在巡视器定位中的应用, 以及分析月面地形图和探测器机载测量等的应用, 值得今后重点关注.     

VLBI相位参考成像方法用于玉兔巡视器精确定位

实时高精度VLBI技术在嫦娥三号任务中的成功应用,为探测器的成功落月及月面定位提供了重要保障.目前使用VLBI群时延及测距数据获得的玉兔巡视器在月面上相对着陆器的位置精度约100 m.为获得更精确的巡视器位置,在中国VLBI网同波束观测条件下,将天文相位参考成像方法成功用于月面定位.先将探月VLBI软件相关处理机结果转为通用FITS-IDI数据格式,然后用天文成像软件对着陆器和巡视器进行相位参考成像,得到巡视器天线相对于着陆器天线的角位置.在此基础上,提出了新的探测器月面相对定位算法,获得了玉兔相对于着陆器高精度月面位置.由于利用了同一基带转换器数据进行相位参考成像,消除了共同的系统误差,因此获得了极高的定位精度.本文分别完成了玉兔离开着陆器前,两器处于初始零位条件时,以及两器在不同位置相互拍照时的相对位置测量.理论分析、零位测量及与视觉定位结果的比较表明,采用VLBI相位参考法获得的玉兔巡视器的相对位置精度约为1 m.本方法可用于未来月球及行星表面巡视器相对位置精密测量、导航与视觉定位结果的标定.     

运动学统计定位方法应用于月球着陆器的精密定位

针对月球探测中的着陆器定位问题,提出了运动学统计定位方法.利用一段时间内的测量数据,结合月球运动相关信息,将测量数据进行综合平差处理,获得着陆器在月固系中的位置.误差分析表明,测量误差是影响定位精度的主要误差源.利用中国科学院上海天文台自主研发的深空探测定轨定位软件包进行了仿真精度分析,分析了月面数字高程模型(DEM)在着陆器定位中的应用.结果表明,联合测距测速和VLBI数据,单历元的定位精度在百米级,10min弧长的统计定位精度可达米级.在着陆器定位解算过程中,利用月面数字高程模型提供的高程信息作为约束可以降低参数之间的相关性并提高解算精度,固定高程后数分钟单站测距测速定位精度优于1km.在定位过程中还可以直接应用月面数字高程模型,只解算经纬度2个参数,有助于在数据比较少的情况下提高定位精度,利用全球月球数字高程模型ULCN2005对该方法进行了验证,考虑到虹湾地区在CE-1和CE-2任务期间进行了加强观测,局部模型分辨率和精度较高,该方法可以在CE-3任务中重点考虑.     

嫦娥二号卫星轨道确定与测轨技术

嫦娥二号卫星轨道为运载火箭直接将卫星送入地月转移入口点、近月点100km高度月球捕获型轨道.该类型轨道确定及精度评估是测控需要解决的关键问题之一;X波段测量技术实验数据处理方法及精度评估是测定轨中要解决的另一关键问题.本文针对喷气卸载对转移轨道定轨的影响提出了截短观测弧段以提高轨道解算精度的定轨策略,提出了基于入轨轨道与地月转移第一次中途修正量的入轨点精度评估方法,以及基于渐进重叠弧段的近月捕获轨道精度评估方法,在摄动力分析的基础上给出了100km高环月工作轨道月球重力场模型选用策略.给出了深空相位测量数据处理方法,对X波段测距及DOR数据噪声进行了评估.分析表明,文中给出的定轨策略正确、可行,嫦娥二号卫星在地面控制中心的测控下准确进入环月工作轨道;X波段测量数据处理与精度分析方法正确,测速及时延数据噪声降低70%以上,测轨实验数据精度有显著提高.X波段测轨技术与数据处理方法适用于后续深空探测.     

基于LRO NAC影像的嫦娥三号着陆点高精度定位与精度验证

嫦娥三号(CE-3)着陆器的高精度定位具有重要的工程意义和科学应用价值.本文研究基于美国月球侦察轨道器(lunar reconnaissance orbiter,LRO)窄角相机(narrow angle camera,NAC)高分辨率月球遥感影像进行CE-3着陆点高精度定位的方法,并利用月面绝对控制点进行精度验证.收集历年来CE-3号着陆区和月球表面棱镜点的LRO NAC数据,利用精化后的轨道、姿态及相机参数等数据建立LRO NAC的严密成像几何模型,通过严密成像几何模型的初始点位预测、人工量测和高精度匹配等方式,获取影像上着陆点和月面激光测距反射棱镜点的影像坐标.用DEM辅助单像测图方法分别对CE-3着陆点和各棱镜标志点进行定位解算,将棱镜点的定位结果与地面观测的高精度定位值对比进行精度评价.利用本文方法,得到CE-3着陆点定位坐标为北纬44.1219?,西经19.5113?.     

利用中国VLBI网实现对“火星快车”的测定轨

为满足我国深空探测发展的需要,上海天文台组织中国VLBI网对欧空局在轨火星探测器"火星快车"进行了测定轨实验.利用自主研发的具有频谱高分辨率的VLBI软件相关处理机及高精度多普勒测量系统,在国内第一次获取到了距离最远至3.6亿千米的火星探测器VLBI和多普勒测轨数据,并利用自主研发的定轨软件系统对测轨数据进行了分析处理.分析结果表明,国内已经初步具备对火星探测器的测定轨能力,5s积分三程多普勒测量噪声约0.3mm/s,与欧空局水平相当.利用约一个圈次8h三程多普勒数据定轨,定轨结果与欧空局重建轨道位置差约几百米.分析结果还表明在当前测量精度水平下,定轨精度主要取决于多普勒数据.由于"火星快车"目前的下行信号为窄带信号,所以VLBI的时延测量精度限于纳秒量级.要提高VLBI数据对千米量级定轨精度的贡献,其测量精度需提高一个量级.     

VLBI 应用于GEO 导航卫星的测定轨

我国区域卫星导航定位系统的星座设计包括了5 颗或更多地球同步卫星, GEO 卫星相对于地面测站的运动较小, 且由于需要维持轨位而必须较频繁地机动轨道, 这两个特点对GEO 导航卫星的精密定轨都提出了新的挑战. 目前已有采用C 波段转发式测距和L 波段直发式伪距测量实现GEO 卫星精密定轨的成功实践. 本文将在探月工程“嫦娥一号”和“嫦娥二号”测定轨中发挥重要作用的VLBI 技术应用于GEO 卫星测定轨, 介绍了VLBI 的测定轨原理和系统差校正方法, VLBI 测量主要约束了GEO 卫星的南北和东西位置分量. 中国VLBI 网(CVN)对某GEO 导航卫星进行了24 h 观测试验, 本文综合利用VLBI 测轨数据和C 波段转发式测距数据进行定轨分析, VLBI 时延测量精度约3.6 ns, 时延率约0.4 ps/s. 分析表明, VLBI 数据提供了对测距数据系统差的标定, 而综合两种类型数据联合定轨可以显著提高卫星机动后轨道快速恢复定轨预报精度.     

利用降落影像序列实现嫦娥三号系统着陆点高精度定位

准确确定嫦娥三号着陆器的着陆点是圆满完成嫦娥三号任务的一个重要标志,也是着陆器和巡视探测器开展后续科学探测任务的重要基础.本文通过对嫦娥三号着陆器降落相机获取的降落影像与嫦娥二号获取的着陆区高分辨率DOM影像进行联合处理,利用SIFT特征匹配、图像单应变换和立体视觉测量等技术,实现了嫦娥三号着陆器着陆点的高精度定位,该定位结果为遥操作系统对巡视探测器实施高效可靠的任务规划和指导科学目标探测提供了重要支持.     

海洋二号卫星SLR精密定轨

随着我国第一颗海洋动力环境卫星海洋二号(HY-2)的成功发射并正式投入使用,我国的海洋环境监测与海洋资源探测能力得到了进一步完善和提高.精密轨道跟踪和确定是海洋动力环境卫星的关键技术,也是有效利用包括雷达高度计在内的星载设备观测数据开展海洋科学研究的必备条件.本文介绍了我国首次HY-2卫星激光测距(SLR)国际联测的情况,采用动力学定轨方法,利用6个月的SLR实测数据进行了精密定轨,并通过内符合精度、与DORIS轨道的比较以及站星距检核等方法仔细分析了SLR定轨精度.处理结果表明,HY-2卫星SLR定轨的平均三维位置精度约为12.5cm,径向位置精度好于3cm.这项工作为SLR国际联测及精密定轨在我国对地观测卫星工程中的应用提供了成功范例.     

嫦娥四号登陆月球背面

正2019年1月3日10日时26分,嫦娥四号探测器成功着陆在月球背面预选着陆区,并通过"鹊桥"中继星传回了世界第一张近距离拍摄的月背影像图,揭开了古老月背的神秘面纱。嫦娥四号在登陆之前到登陆之后,陆续传回了探测活动的照片。且活动过程中,嫦娥四号的巡视器和着陆器还来了一次可爱的"互动"。     

“嫦娥一号”多通道微波辐射计测量估算全月球月壤层氦3含量

由太阳风注入月球表面月壤层的氦3(³He)是一种可供核聚变燃料使用的最有价值的月球资源之一. 以Apollo月壤样品为基础, 提出月表面³He含量与月表面归一化太阳风通量、月壤光学成熟度以及TiO₂含量之间成线性关系. 中国2007年10月24日首次成功发射的“嫦娥一号”(CE-1)探月卫星在世界上首次载有多通道微波辐射计, 用于测量月表面微波辐射亮度温度(brightness temperature, Tb). 本文根据CE-1观测的多通道Tb数据反演的全月球月壤层厚度, 估算全月球月壤层³He总含量约为6.6×10⁸ kg, 其中月球正面3.7×10⁸ kg, 月球背面2.9×10⁸ kg.     

卫星转发器的时延变化

使用转发式测距观测数据对地球静止轨道(Geostationary orbit,GEO)卫星进行精密定轨时,通常认为卫星转发器时延变化很小,可作为常数和卫星轨道一并求解.事实上这个假定有一定误差,影响了GEO卫星定轨精度.为了研究转发器时延对GEO卫星精密定轨精度的影响,本文对站间单差消除卫星转发器时延与非差常数解算转发器时延两种定轨方案进行了对比.结果发现,转发器时延变化对轨道的影响约为1~2 m.在此基础上,固定差分方法解算的轨道及相关参数,使用非差法反演瞬时转发器时延,结果表明转发器时延变化有明显的周日效应.转发器时延变化规律的发现,为建立GEO卫星定轨精确模型、进一步提高GEO卫星精密定轨以及轨道预报精度具有重要价值.     

用于高精度超远程激光测距的高光束质量大能量皮秒激光器

<正>激光超远程测距是从地面台站发射窄脉宽高能量激光束对30万千米以上的探测目标(月球和探月飞行器)进行高精度测距的一种直接测距方法.激光超远程测距不仅能为各类探月飞行器进行精确定轨和变轨提供重要指导数据,还可以为天文地球动力学、地月科学、月球物理学和引力理论等研究所需的高精度月球距离提供数据基础.目前,国际上已实现厘米量级月球激光测距精度.2018年1月,中     

多种测量技术条件下的GEO卫星定轨研究

提出了基于SLR和转发式测距数据的GEO卫星定轨方案, 探讨了两种新的C波段转发式测距设备的系统时延精确标定方法, 包括激光并置比对法和联合定轨法, 其中激光并置比对法的时延标定精度为0.5 ns, 联合定轨法的时延标定精度优于1 ns. 利用中国区域内的转发式测距跟踪网对GEO卫星进行了联合定轨实验, 结果表明经过事后精处理, 定轨残差为0.205 m, 激光外符视向精度为0.133 m, 三维位置精度优于5 m, 预报2 h激光外符视向精度为0.373 m.     

天宫一号飞行器失效后激光测距实验分析

天宫一号飞行器于2016年3月终止了数据服务,成为在轨飞行的"空间碎片".其所处的轨道空间,高度约400 km,是天宫二号航天器、国际空间站等载人航天器以及一系列对地测量卫星运行的重要区域.空间碎片对这些航天器的运行构成严重威胁.卫星激光测距是目前空间目标观测手段中精度最高的一种,测量精度可达厘米量级,其高精度的观测结果为碰撞风险评估提供了有力支撑.天宫一号装有角反射器,这为激光测距提供了良好的实验平台.2016年3~5月期间,中国科学院国家天文台长春人造卫星观测站(7237)和中国科学院上海天文台佘山观测站(7821)以及中国科学院紫金山天文台等单位联合对失效的天宫一号目标进行了激光测距实验,共获得有效数据23圈.通过实测数据处理分析,发现激光观测数据的均方根(RMS)即定轨精度可以达到10 cm.利用卫星激光测距(SLR)精密定轨得到的新根数做轨道预报,两天的预报在地固坐标x,y,z三个分量上的误差约200~300 m,径向误差好于100 m,能够满足激光测距后续观测的要求.本次实验将为天宫二号及其他低轨道航天器的激光测距和精密定轨提供有益的参考和技术支撑.     

未来如何探测月球

有人梦想在月球上建造密闭的城市,里面的环境与地球的自然环境类似。随着各国探月计划的不断推进,未来的月球基地有望成为真正的＂天上宫阙＂。2013年12月2日,我国用长征3号乙改进型运载火箭成功发射了嫦娥3号落月探测器,它首次实现了我国对地球以外天体的软着陆及巡视勘察任务,使我国成为世界第二个发射无人月球探测车的国家,在全球产生了广泛的影响。那么,从世界范围来看,未来国内外还将发射哪些月球探测器,如何实现探月的最终目标——建成月球基地？     

基于"嫦娥一号"的月表形貌特征分析与自动提取

利用"嫦娥一号"CCD相机获得的遥感影像及其经三线阵数字摄影测量处理后的DEM数据(空间分辨率为500 m)进行了月表形貌特征分析.结果表明:月球的平均高程为-742 m,最大高程点和最小高程点均位于月球的背面,其中前者位于Engel'gardt撞击坑东缘,后者位于Minkowski撞击坑的次级撞击坑内;月球表面相对平...     

嫦娥三号月面巡视探测器高精度定位

高精度的定位技术是嫦娥三号月面巡视探测器在月表实施科学探测任务的重要保障,本文提出了适用于月面环境无高精度控制点的立体图像条带网定位方法.首先,在地面控制场中,采用基于控制点的光束法平差方法获得精确的相机标定参数,进而计算出立体相机的摄影基线和相对方位元素.其次,通过像点匹配、前方交会完成图像的立体模型构建,然后根据不同摄站间的连接点序列建立立体图像条带网.依据连接点坐标观测值的权矩阵和扩展正交Procrustes理论,对立体图像条带网的数学模型进行最小二乘平差,直接获得月面巡视探测器的位置与姿态信息.最后在室内试验场内进行了新方法和传统光束法平差方法的对比验证,结果表明新方法在稳定性和计算效率方面优于后者,探测器定位精度相当.在此基础上,新方法应用于嫦娥三号月面巡视探测器的遥操作系统,充分满足了探测器的定位需求.     

反问题方法在3ω法测量薄膜热导率中的应用

数值计算证明, 3ω方法结合有限元方法与反问题方法,能够同时确定基底材料与薄膜的相关热物性.基底上薄膜的热导率可以获得很高的测量精度,而且几乎不受测量截止频率的影响;热扩散率的测量精度则相对较低,但随着测量截止频率增加,其测量精度会得到改善.使用上述方法得到了硅基底上二氧化硅薄膜的热导率.得到硅基底的热导率为142.1 W/(m K),相对误差约为2%,二氧化硅薄膜的热导率为1.01 W/(m K),相对误差约为2%,与公认的测量值相符.