下一代高精度卫星重力测量技术研究

以下一代高精度卫星重力测量为背景,针对低低卫卫跟踪模式与卫星重力梯度测量模式,论述了下一代低低卫卫跟踪和下一代重力梯度测量卫星方案。下一代低低卫卫跟踪重力卫星采用纳米级星间激光测距替代原微波测距,同时降低轨道高度以提高重力场敏感度。下一代重力梯度测量卫星采用原子干涉重力梯度仪替代静电重力梯度仪,原子干涉重力梯度仪在空间有超高的潜在灵敏度,可进一步提高卫星重力梯度测量的精度。同时,突破现有牛顿力学框架下的卫星重力测量技术,提出了基于广义相对论引力钟慢效应的卫星重力测量技术概念,卫星遍历地球周围空间时,通过测量星上时钟频率变化获取全球重力分布。仿真结果表明:三种新型高精度卫星重力测量技术可恢复200~305阶的全球重力场模型。     

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。
     

俄罗斯将发射欧洲GOCE卫星

俄罗斯赫鲁尼契夫国家研究生产中心称,预计2008年9月10日用俄罗斯Rockot火箭发射欧洲首颗重力场与规则洋流探测器(GOCE)卫星,将其送入距地约270~300 km的低地球轨道。由欧空局(ESA)研发的GOCE卫星将用高精度和高空间分辨率技术测量地球的重力场和稳态洋流,可得空间分辨率为80~200km的全球重力场模型和精度1 cm的大地水准面。俄罗斯将发射欧洲GOCE卫星@肖择     

重力场测量卫星研究概况

首先给出了地球重力场和重力测量卫星的内涵，然后概要介绍了地球重力场、月球重力场的作用和意义及国外地球重力场测量技术的发展现状和趋势，比较了目前国际上具有代表性的CHAMP、GRACE和GOCE等重力卫星测量系统。最后阐述我国重力场测量的现状以及发展我国重力场测量卫星系统的必要性，并简要介绍了最新研究进展。     

静电加速度计对重力卫星平台的要求分析

静电加速度计是重力卫星的核心有效载荷,其非保守力测量精度是地球重力场反演任务成功执行的有效保证。文章分析了静电加速度计的测量信号以及对重力卫星平台的指标要求,重点指出满足这些要求应解决的关键技术,最后建议我国开展重力卫星研究。     

卫星跟踪卫星测量模式中关键载荷精度指标不同匹配关系论证

本文基于改进的能量守恒法,对GRACE星载K波段星间测量系统、GPS接收机和SuperSTAR加速度计精度指标的不同匹配关系进行了系统论证。模拟结果表明：第一,各关键载荷精度指标呈线性匹配关系;第二,由于耗散能表现为累积变化特性,加速度计误差对恢复重力场的贡献不同于其它载荷;第三,以K波段星间测速精度指标1～10μm/s为标准并结合其它载荷匹配指标,在120阶处大地水准面累积误差为17.6～174.8cm,1.5°×1.5°重力异常累积误差为0.3～2.8mGal,其中K波段星间测速精度指标取1μm/s时,结果与德国地学研究中心（GFZ）公布的EIGEN-GRACE02S地球重力场模型符合较好;第四,建议我国将来采用的卫星跟踪卫星测量模式中关键载荷精度指标设计为星间测速1～3μm/s、轨道位置3～10cm、轨道速度0.03～0.10mm/s和非保守力 0.3～1.0 nm/s 2较优。本文的研究为将来GRAIL月球重力探测计划和太阳系其它行星探测计划（如火星）中全球重力场的精确和快速测量提供了理论基础和计算保证。
     

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。
     

高精度星间测距与超稳振荡器研究

高精度K频段微波星间测距系统（KBR）采用双路微波测距技术,测量精度可达到1μm／s,是地球重力场测量卫星的三大有效载荷之一。作为整个系统时间基准的超稳定振荡器（USO）,是实现KBR微米级测量精度的关键。文章在研究KBR测距技术的基础上,对USO进行了研究和设计,研制成功的USO的短期频率稳定度达到了5×10^-13／s（Allan方差）,达到了指标要求。     

利用旋转卫星法开展加速度计在轨检验研究

利用旋转卫星法开展高精度空间加速度计在轨性能检验的可行性分析表明该方法能够 在轨测量加速度计的分辨率、质心重合度、标度因数和安装误差,并根据GRACE卫星的相关 参数估计了采用该方法可能达到的测量水平,这不仅有利于加速度计载荷在轨性能评价,而 且对于重力场测量卫星的最终数据处理具有指导意义。
     

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。     

高低轨双星时频差无源定位精度

高低轨卫星联合定位是提高地面辐射源无源定位精度的有效方法。从时差基线、速度差增加方面分析了高低轨双星定位精度相对同轨卫星定位精度高的原因,推导出高低轨双星时频差定位误差分布表达式,分析了高低轨联合定位适用的时频差测量方法及其测量精度。仿真分析结果表明:在低轨卫星星下点附近较大范围内,定位精度达到百米量级。验证了双星相对位置变化、时频差测量误差、高低轨卫星自身位置速度测量误差等因素对高低轨双星定位精度的影响。     

月球重力场环境对月球卫星轨道影响分析

文章分析了月球复杂的重力场环境对月球卫星轨道运行的影响。通过月球卫星冻结轨道与地球卫星冻结轨道的对比分析,结果表明月球重力场存在较大异常,并由此引起月球卫星轨道发生较大漂移。另外,月球冻结轨道在带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。由于月球重力场异常对绕月卫星的影响与地球轨道卫星情况相比存在很大差异,因此月球轨道卫星的长期运行与控制策略的设计必须充分考虑此影响。     

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。     

高精度重力场下回归轨道半解析优化设计

为解决太阳同步回归轨道的标称设计问题,提出一种基于高精度重力场的半解析优化方法。建立地球非球形引力摄动阶数为J15 的高精度重力场解析模型,并分离出引力摄动的长期项和长周期项。构建回归轨道从半长轴到平交点周期的对应关系,平交点周期变化随引力摄动阶数的提高而逐渐收敛。通过微分修正迭代算法所确定的半长轴相对于传统J2摄动模型的半长轴确定值具有更高的精度和更好的稳定性。考察摄动短周期项影响下的密切交点周期,结果表明其受初始位置(平近点角)影响较大,变化范围为0.015s,并由此给出精确回归轨道优化设计的基准：不同的初始位置上满足星下点轨迹严格回归的半长轴期望值。     

基于联合定轨策略的星间相对测量自主定轨亏秩问题的改进

发展基于天基测控网的卫星测控定轨技术是克服传统地面测控方式缺陷的有效手段,而仅仅利用天基星间测量信息进行自主定轨易产生亏秩现象.为消除亏秩问题进一步提高定轨精度,本文以位置速度矢量作为轨道改进状态向量,对基于星间相对测量自主定轨亏秩问题的本质进行了再探讨,针对星间相对测量的三个应用领域中继卫星系统、编队卫星星座、双星定位系统提出了基于联合定轨策略的天地基测量信息融合的改进措施.以双星定位系统为例提出了数值融合联合定轨算法,并进行了联合定轨仿真实验.仿真计算结果表明,基于数值融合算法的联合定轨策略能够大大改善法方程系数矩阵的性态,两天观测数据下用户星定轨精度可以达到11.26米.     

重力卫星在轨质心修正原理

静电悬浮加速度计在重力卫星上的安装位置将直接影响重力卫星的非重力测量结果,进而影响高精度地球重力场的恢复。为了彻底明确该影响的存在方式,现从基本动力学方程出发,推导出了卫星在轨飞行期间遭受的各种非重力和地球引力、太阳和月球等天体的潮汐力等,与静电悬浮加速度计输出之间的矢量表达式。获得的表达式从理论上明确了消除重力卫星质心偏差的实际意义,是重力卫星质心修正的理论依据。     

星载GPS的毫米级编队卫星相对定位

在比较分析编队卫星相对定位与陆地相对定位技术的基础上,结合陆地相对定位技术和 卫星精密定轨技术提出了基于GPS进行编队卫星相对定位的方法及原理。文章采用2004年4月 1日到10日的GRACE卫星实测数据进行了相对定位计算,并采用KBR观测数据对本文相对定位 结果和JPL单独定轨结果进行了外部检核,检核结果表明：1. 与直接采用单独定轨结果相 比,该方法可以明显提高卫星的相对位置精度。2. 利用本文方法计算的两颗GRACE卫星相 对位置精度约为4.5 mm。
     

卫星编队飞行相对轨道的确定

卫星之间相对轨道的确定对于多颗卫星编队飞行的控制和任务是十分重要的。结合空间圆形的编队飞行星座，本文给出了描述卫星近距离运动的C-W方程，讨论了空间圆形的编队卫星星座的构成，进而设定了利用激光仪测量星间位置矢量，并设计了Kalman滤波器来实现相对轨道的确定，分析和仿真结果表明，Kalman滤波器能够有效提高相对位置确定精度并给出相对速度的高精度估计。     

低轨Walker星座构型演化及维持策略分析

针对低轨(LEO)Walker星座构型维持问题,分析在地球非球形引力和大气阻力摄动下卫星的运动规律及星座构型演化特性。结果表明,低轨Walker星座构型发散主要体现在由初始轨道参数不一致引起的轨道高度衰减和相位漂移,国内首例低轨Walker星座实测轨道数据验证了理论分析的正确性。结合星座任务特性与构型发散特点,提出了基于基准卫星的相对相位维持策略,选取一颗卫星作为基准卫星,使星座中其它所有卫星相对于基准卫星的相位漂移量累加值最小,通过对目标卫星实施一次相对基准卫星的轨道高度抬升/降低,维持星间的相对位置关系。实际工程应用表明了此策略的有效性,不仅降低星座构型维持的复杂度及频次,节约燃料,且轨控时间短,为我国今后卫星星座的构型维持提供参考。     

适用于CEI的GEO卫星相时延解算方法及试验

为解决在实际航天任务中利用连线干涉测量(CEI)技术进行高精度GEO卫星定轨以及共位GEO卫星相对定位时面临的载波相位整周模糊度难题,提出了一种基于卫星下行信号的多弧段融合相位模糊度解算方法,它通过相邻多弧段载波相位值和窄带信号群时延值的融合处理可精确获得无模糊载波相时延观测量。对提出的方法进行了性能仿真和实际外场试验验证,结果表明：在20 km基线上,利用北斗GEO卫星的伪码测距信号和天链卫星的测控信号均成功实现了S频段解载波整周相位模糊,相时延测量精度优于0.1ns,对应GEO卫星定轨精度优于54 m。该方法在国内首次实现了在几十km基线量级上利用几百kHz窄带测控信号获得无模糊载波相时延,具有较好的工程应用前景。