同波束VLBI技术用于月球双探测器精密定轨及重力场解算

同波束VLBI通过同时观测两个探测器的多点频信号,可以得到两个探测器之间高精度的差分相位时延,日本月球探测计划SELENE充分体现了这一技术在月球探测器精密定轨中的贡献。本文针对采样返回的月球探测任务中,轨道器和返回器同时绕月飞行期间,研究利用同波束VLBI跟踪数据在探测器精密定轨和月球重力场仿真解算中的贡献。结果表明,加入同波束VLBI跟踪数据之后,探测器定轨精度有显著提高,改进超过一个量级。综合同波束VLBI跟踪数据解算得到的重力场模型相比于传统的USB双程测距测速数据,中低阶次位系数精度有明显改进,并且定轨精度有望能达到米级。
     

月球重力场对“嫦娥一号”近月轨道的影响

2008年12月6日“嫦娥一号”卫星开始了为期半个月的变轨试验,卫星距离月球表面最近处 约为15 km,这在国内尚属首次。试验期间,国内USB和VLBI测控网进行了跟踪测量,获取了 卫星不同飞行高度的测轨资料。通过对变轨试验期间的USB和VLBI测量数据的定轨计算,分 析了月球重力场误差对于绕月低轨卫星的影响,计算表明,尽管目前的月球重力场模型高阶 项由于没有月球背面的测量数据而不准确,但对绕月低轨卫星的定轨精度提高仍然有重要帮 助。分析了VLBI数据对绕月低轨卫星定轨的贡献,比较了USB数据单独定轨以及USB和 VLBI联合定轨两种情况,结果表明VLBI数据的加入可有效提高定轨精度。该工作对于我国后 续月球探测工程具有一定的借鉴意义。
     

嫦娥二号探测器轨道确定与支持

针对嫦娥二号探测器直接进入地月转移轨道、距月面100km高度捕获月球、完成既定任务后飞往日地第二拉格朗日平动点等飞行轨道方面的新特点,分析了定轨预报策略,利用事后精密轨道,全面评估了关键变轨点定轨预报和变轨后快速定轨的精度,其中,近月制动前3h定轨预报至近月点的位置误差为1km,速度误差为 0.3m/s 。利用不同月球引力场模型进行环月轨道精密定轨,根据实测数据残差分析和精密星历比对的结果,采用SGM100h引力场模型的定轨残差均方根最大。此外,针对嫦娥二号扩展任务,分析了不同测轨条件下的定轨精度,测量数据残差分析结果表明,在扩展任务中途修正前的定轨弧段内,测距、时延和时延率数据的残差分别为5m,5ns和1ps/s。     

天基照相跟踪空间碎片批处理轨道确定研究

随着国内外天基观测空间碎片研究的展开,文章提出了利用跟踪卫星的CCD(Charge
Coupled Device)相机对空间碎片进行轨道探测的方法,首先建立了CCD照相观测模型和基于 照相观测 的空间碎片批处理轨道确定模型。通过对CCD相机底片归算方法的分析可知,利用
CCD相机所获得的观测数据与跟踪卫星的姿态无关,且其精度只与测量和坐标转换计算的精 度有关,在测量和计算中可获得较高的精度。分别对分布密度较高的低轨道和地球同步 轨道区域的空间碎片进行了定轨分析。仿真结果表明,定轨时采用两个跟踪弧段的照相数据 定轨精度大大高于一个弧段照相数据的定轨精度;跟踪卫星距离空间碎片越近,定轨精度越 高;低轨道空间碎片的定轨精度高于地球同步轨道上的空间碎片定轨精度。
     

基于星历拟合的短弧运动学定轨

当导航卫星在姿轨控和轨道恢复期间,传统的统计定轨理论难以实现精密定轨。首次提出 了基于10参数星历拟合的短弧运动学定轨方法,建立和推导了相应的理论模型和定轨解算方 法。其优点在于不仅能够反映卫星运动的物理学特征,提高了速度和轨道预报精度,而且不 需要累积数据,实现近实时快速计算,克服了动力学法定轨发散和单点定位无法获得速度信 息的不足。对COMPASS M-01导航卫星实测数据的处理表明,10分钟短弧运动学定轨的位置精 度优于10 m,速度精度为2 cm／s,预报5分钟轨道精度为15.02 m,满足了短弧跟踪条件下R DSS对轨道精度的要求,实现了卫星精密定轨。
     

在嫦娥一号探月工程中求定月球重力场问题的探讨

月球重力场制约着近月外空间物体的运动，同时环月飞行器的运动也反映了月球重力场的作用。本文结合我国嫦娥一号探月工程，探讨了利用月球卫星地面跟踪资料，求定月球重力场的基本理论和方法，分析了环月卫星的轨道高度、地面跟踪采样时间间隔和跟踪精度等对月球重力场求定的影响。     

CE5T拓展试验轨道精度分析

针对嫦娥5T服务舱(CE5T)拓展试验中的绕地大椭圆轨道，分析了轨道动力学演化趋势，通过测轨数据类型组合策略分析了统一S频段测量(USB)和甚长基线干涉测量(VLBI)在定轨中的贡献，得到了百米级的精密定轨精度；针对地月第二平动点(L2)绕飞轨道，分析了地心和月心积分的轨道动力学差异，制定了精密定轨的参数求解策略，得到了百米级的精密定轨精度；针对月球交会对接轨道的特点，选取三种不同的重力场模型定轨，比较了三者在轨道预报和数据拟合的差异，并与嫦娥3号(CE3)环月轨道的定轨精度进行比对，验证了不同重力场的适用范围，从计算精度和效率两方面制定了优化的定轨策略。     

高阶次月球重力场模型截断下的低轨环月卫星轨道受摄分析

研究低轨月球卫星在月球非球形摄动和地球第三体引力摄动作用下轨道高度变化问题.首先依据Kaula准则比较分析目前国际上公认的最精确的两个重力场模型GLGM-2和LP165P,提出了在一定阶次截断重力场模型的问题,然后通过仿真不同阶次重力场模型作用下轨道高度为50km的圆形极轨道环月卫星轨道特征的变化,验证了 50km以上高度卫星非球形摄动分析时可以将重力场模型截断至一定阶次的结论,并利用截断至70阶次的重力场模型仿真得到了50km和200km圆轨道卫星无控条件下正常运行的时间.最后在仿真地球引力对200km圆轨道卫星高度影响的基础E仿真其在月球非球形和地球引力摄动作用下轨道要素变化,对低轨环月卫星轨道保持控制提供依据.     

基于激光干涉星间测距原理的下一代月球卫星重力测量计划需求论证

月球卫星重力测量是21世纪国际开展深空探测的发展趋势和追逐热点。月球重力场的精密测量是国际探月计划的重要组成部分,它决定着月球探测器的轨道优化设计和载人登月飞船月面理想着陆点的合适选取。本文首先介绍未来国际GRAIL（Gravity Recovery and Interior Laboratory）月球重力场探测双星计划的总体概述、关键载荷以及科学目标和研究方向。其次,重点阐述月球卫星观测模式可行性论证、月球卫星关键载荷的优化选取、卫星轨道参数的优化设计、仿真模拟研究的先期开展等我国将来月球卫星重力测量计划的实施建议。第一,由于高低/低低卫星跟踪卫星结合多普勒和甚长基线干涉系统观测模式（SST-HL/LL-Doppler-VLBI）对中长波月球重力场的探测精度较高,技术要求相对较低,月球重力场测定速度快、代价低和效益高,可借鉴地球重力卫星GRACE（Gravity Recovery and Climate Experiment）系统的成功经验,对定轨精度的要求较低,而且可有效探测远月面区域的月球重力场信号,因此我国将来首期月球卫星重力测量计划采用SST-HL/LL-Doppler-VLBI观测模式较优。第二,我国应先期开展高精度的月球重力卫星关键载荷（激光干涉星间测距仪、非保守力补偿系统等）和地面Doppler\|VLBI系统的研制工作。第三,月球卫星轨道高度（50~100 km）和星间距离（100±50 km）的优化设计是成功实施将来我国月球卫星重力测量计划的重要保证。第四,建议我国将仿真技术应用于月球重力卫星的方案论证、系统设计、部件研制、产品检验、实际应用、故障分析等研制和运行的全过程。本文的研究不仅对我国将来首期月球卫星重力测量计划的成功实施具有重要的参考价值,同时对未来国际太阳系行星重力探测的发展方向具有广泛的指导意义。
     

基于天基测控的同步轨道卫星联合定轨方法研究

以美国现行的天基光学传感器SBV为例,分析了天基测控环境下光学传感器对同步轨道目标的覆盖特性,并构建了天基测控的观测模型。针对天基卫星星历误差对同步轨道目标定轨精度的影响,提出了抑制天基卫星星历误差的天地基联合定轨方法,将天基卫星和同步轨道卫星都作为待估计状态量,同时解算天基卫星和同步卫星轨道。仿真实验表明,天地基联合定轨方法能有效抑制天基星历误差的影响,能同时提高天基卫星和同步卫星的定轨精度。
     

月球卫星轨道摄动及冻结轨道研究

利用理论分析、数值仿真与相图分析,论述了月球卫星冻结轨道与地球卫星冻结轨道的区别,分析结果表明,月球重力场存在较大异常,会引起月球卫星轨道发生较大漂移。月球冻结轨道在田谐项影响下,还存在中等周期的漂移。仅简单考虑带谐项系数,无法求得完美的月球冻结系数。月球重力场异常对绕月卫星的影响与地球相比存在很大区别。月球轨道卫星的长期运行与控制策略的设计,不能按照地球轨道卫星的传统方法。目前使用的月球引力模型精度较差,尽管基于这些不可靠的引力模型,可以得出很多有用结论,但对未来高精度的月球探测任务来说,还存在不足,需要在将来的月球探测任务中,探测高精度的月球重力场,以利于未来月球探测航天系统的任务分析与设计。     

基于日地月方位信息的月球卫星自主导航

采用自主导航技术，可以降低月球卫星的任务成本，提高其生存能力。现研究了利用太阳敏感器、地球敏感器和月球敏感器测量出的卫星-太阳、卫星-地球和卫星-月球方向矢量作为观测量，采用迭代最小二乘方法、定历元时刻的卫星状态，并以轨道预报的方式实现月球卫星的自主导航。对该自主导航算法进行了数学仿真，分析比较了敏感器精度、部分轨道参数等因素对定位精度的影响，总结了其变化规律。最后对比了迭代最小二乘方法与扩展卡尔曼滤波的导航仿真结果，结果表明前者具有更高的精度。     

载人登月飞行方案研究

根据载人登月任务有无地球轨道和月球轨道交会对接,将登月途径分为地球轨道交会-月球轨道交会、地球轨道交会-直接返回、地球轨道不交会-月球轨道交会,以及地球轨道不交会-月球轨道不交会四类,并对各自可能的演变登月方式进行了分析。对载人登月的质量规模及运载火箭需求进行了分析,讨论并比较了一次发射、基于环月轨道交会组装和基于近地轨道交会组装方案的时间窗口和登月方案,并给出了建议。研究可为我国载人登月任务方案选取提供参考。     

深空网干涉测量数据对嫦娥五号定轨能力分析

针对嫦娥五号探测器(CE-5)开展基于深空网测量数据的定轨能力分析.首先从测量原理分析了深空网VLBI数据的误差源,然后利用CE-5的精密轨道评估了 VLBI数据的误差,最后基于实测数据与协方差分析理论,分析UXB与VLBI数据的定轨能力.结果表明:转移阶段,单独利用深空网测量数据可以获取优于1 km的转移轨道精度,标...     

月球探测器定轨误差分量协方差分析

基于测量量的数学模型,推导环月探测器状态矢量的信息阵,建立定轨误差RTN分量的误差方程和协方差矩阵,给出了测距、测速、时延和时延率的测量误差对定轨误差RTN分量影响的数值关系。根据中国探月工程实际轨道测量数据精度和测站／基线分布情况,计算分析了2种环月轨道位置速度误差RTN分量的影响因素和误差水平。利用嫦娥-1、2月球探测器实际定轨结果,验证了分析方法的有效性。该方法对中国探月工程二期任务动力下降初始定轨误差RTN分量计算具有参考意义。     

月亮女神探月计划的有效载荷与科学探测综述

月亮女神探月计划根据科学目标的需求配置多波段成像仪、地形测绘相机、测月雷达、月球磁强计、高清电视摄像机等15台(套)有效载荷.文章阐述了有效载荷的基本原理、主要技术指标及其科学任务.通过1颗主探测器(Kaguya)和2颗子探测器(Rstar,Vstar)的相互配合以及精密测轨,获得了迄今最为精细的重力场分布数据,为研究...