深空網(wǎng)干涉測量技術(shù)在“嫦娥3號”任務(wù)中應(yīng)用分析

唐歌實(shí),韓松濤,陳略,曹建峰,任天鵬,王美

(1.航天飛行動(dòng)力學(xué)技術(shù)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京100094;2.北京航天飛行控制中心,北京100094)

深空網(wǎng)干涉測量技術(shù)在“嫦娥3號”任務(wù)中應(yīng)用分析

唐歌實(shí)1,2,韓松濤1,2,陳略1,2,曹建峰1,2,任天鵬1,2,王美1,2

(1.航天飛行動(dòng)力學(xué)技術(shù)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京100094;2.北京航天飛行控制中心,北京100094)

針對中國深空網(wǎng)DOR/ΔDOR測量技術(shù)在“嫦娥3號”測控任務(wù)中的首次應(yīng)用情況,論述了深空網(wǎng)干涉測量系統(tǒng)采用的稀疏交替射電源標(biāo)校技術(shù)。在地月轉(zhuǎn)移、環(huán)月段開展了多次觀測,所獲得的時(shí)延、時(shí)延率觀測量結(jié)果直接應(yīng)用于“嫦娥3號”的軌道確定。通過與事后精密軌道比對分析,深空網(wǎng)干涉測量技術(shù)的時(shí)延觀測量精度優(yōu)于1 ns,對應(yīng)于約90 nrad的角位置精度;時(shí)延率精度優(yōu)于1 ps/s,相當(dāng)于亞mm/s量級測速(差)精度,中國深空網(wǎng)干涉測量技術(shù)有力支撐了“嫦娥3號”的測定軌任務(wù)。

深空網(wǎng);干涉測量;DOR;ΔDOR

0 引言

甚長基線干涉測量技術(shù)(Very long baseline interferometry,VLBI)能夠獲取目標(biāo)航天器高精度角位置信息,對傳統(tǒng)測距、測速技術(shù)形成有效補(bǔ)充。在此基礎(chǔ)上發(fā)展起來的雙差分單向測距(Delta differential one—way ranging,△DOR)技術(shù)通過對角距接近的航天器與已知精確位置的河外射電源進(jìn)行交替觀測,來消除甚長基線干涉測量(Very long baseline interferometry,VLBI)中的站間時(shí)間同步誤差、設(shè)備時(shí)延誤差、傳播介質(zhì)延遲誤差等影響[1],從而提升航天器角位置測量的精度。

ΔDOR測量技術(shù)已成為國際上支撐深空探測器導(dǎo)航定位的重要技術(shù)手段,國際上諸多航天機(jī)構(gòu)都在推進(jìn)ΔDOR技術(shù)的研究和應(yīng)用[2]。以美國加州的戈?duì)柕滤诡D、澳大利亞的堪培拉和西班牙的馬德里三大深空測站組成的美國NASA深空網(wǎng)利用ΔDOR技術(shù)強(qiáng)有力地支持了諸如MARS exploration rover(MER),MARS reconnaissance orbiter(MRO)等深空探測器的導(dǎo)航任務(wù)[3]。2006年歐空局(European space agency,ESA)所屬的塞弗雷羅斯(CEB)深空站正式投入運(yùn)行,標(biāo)志著ESA也具備了獨(dú)立開展△DOR測軌技術(shù)的能力[4],ΔDOR測量技術(shù)已成功應(yīng)用于金星快車等多個(gè)航天器的導(dǎo)航定位中,其測量精度高達(dá)亞ns量級[5]。

國內(nèi)以中科院上海天文臺為代表的科研機(jī)構(gòu)率先開展了VLBI技術(shù)研究,并依托CVN(China VLBI net)網(wǎng),在探月工程等重大任務(wù)中得到成功實(shí)施。隨著中國探月工程和火星探測任務(wù)的深入展開,中國深空測控網(wǎng)的建設(shè)步伐不斷加快[6]。2013年,中國深空網(wǎng)初步建成,標(biāo)志著我國深空網(wǎng)初步具備自主開展深空探測器高精度ΔDOR測量的能力。本文著重論述深空網(wǎng)ΔDOR測量技術(shù)在“嫦娥3號”(CE3)任務(wù)中的首次應(yīng)用情況。

1 差分干涉測量原理簡介

甚長基線干涉測量技術(shù)利用組成基線的兩個(gè)測站同時(shí)接收目標(biāo)航天器或射電源的下行信號,通過對接收信號進(jìn)行相關(guān)處理,從干涉相位出發(fā)提取目標(biāo)信號到達(dá)兩測站的時(shí)延差,進(jìn)而結(jié)合基線幾何構(gòu)型確定目標(biāo)的角位置信息。

ΔDOR測量技術(shù)以此為基礎(chǔ),測量原理見圖1所示。

圖1 ΔDOR測量原理圖Fig.1 Schematic diagram ofΔDOR

圖中θ表示目標(biāo)航天器與測量基線的夾角,B表示基線長度。由幾何關(guān)系可得,目標(biāo)航天器發(fā)出的某一信號到達(dá)兩測站的時(shí)延差τ可表示為

式中c表示光速。

理論上,時(shí)延觀測量τ僅取決于航天器與基線間的幾何時(shí)延τg,但實(shí)際測量過程中會引入傳播介質(zhì)時(shí)延τmed、測站鐘差τclc以及設(shè)備鏈路時(shí)延τpath等。

ΔDOR測量技術(shù)采用分時(shí)工作和交替觀測的工作方式,對角距接近的航天器與參考射電源進(jìn)行短時(shí)交替觀測[78]。由于參考射電源的位置精確已知,因此可以獲取射電源觀測時(shí)的系統(tǒng)誤差[9],進(jìn)而內(nèi)插出航天器觀測時(shí)的系統(tǒng)誤差,最終實(shí)現(xiàn)各項(xiàng)公共誤差源的消除,提高航天器的測量觀測量精度[10]。

2 稀疏交替射電源標(biāo)校技術(shù)

中國深空網(wǎng)由佳木斯66 m深空站、喀什35 m深空站以及深空網(wǎng)干涉測量信號處理中心組成,兩個(gè)深空站組成的基線方向近東西向,基線長度約4 350 km。

對于中國深空網(wǎng)測控系統(tǒng),為最大限度地確保航天器穩(wěn)定在軌運(yùn)行,在航天器可視弧段內(nèi),深空測站需要全時(shí)段跟蹤指向航天器,以保證遙測信號的實(shí)時(shí)接收以及應(yīng)急遙控指令的實(shí)時(shí)發(fā)送。此時(shí),短時(shí)交替的差分干涉測量模式已不再適用,需要針對中國深空網(wǎng)的具體應(yīng)用需求,研究適合深空測控模式的差分干涉測量技術(shù)。

1)測站鐘差修正

測站記錄原始數(shù)據(jù)的時(shí)間同步精度直接影響時(shí)延觀測量的精度,目前中國深空網(wǎng)測站采用GPS共視法測量測站鐘差參數(shù)。通過長時(shí)間觀測測站本地時(shí)鐘與GPS標(biāo)準(zhǔn)時(shí)鐘的差異,構(gòu)造鐘差隨時(shí)間的變化模型,數(shù)據(jù)處理中通常采用一次多項(xiàng)式構(gòu)建鐘差模型。

2)傳播介質(zhì)時(shí)延誤差修正

傳播介質(zhì)時(shí)延的修正量利用外測設(shè)備獲取,目前深空站配備微波水汽輻射計(jì)、GNSS雙頻接收機(jī)、氣象儀等大氣參數(shù)測量設(shè)備,用于實(shí)時(shí)測量目標(biāo)視線向的傳播介質(zhì)時(shí)延誤差。

3)設(shè)備鏈路時(shí)延誤差修正

通過提取相位校正(Phase calibration,PCAL)信號的相位,來測量設(shè)備鏈路時(shí)延的相對變化,需要注意的是由于PCAL信號產(chǎn)生器與天線饋源不重合,通過PCAL技術(shù)只能精確反應(yīng)設(shè)備鏈路的時(shí)延相對變化,而設(shè)備鏈路絕對時(shí)延誤差的消除還需要結(jié)合射電源標(biāo)校技術(shù)。

4)射電源標(biāo)校

在以上3種誤差修正技術(shù)基礎(chǔ)上,應(yīng)用射電源標(biāo)校技術(shù)修正設(shè)備鏈路絕對時(shí)延以及鐘差建模的殘余誤差項(xiàng)。在射電源標(biāo)校時(shí)機(jī)選擇上:在轉(zhuǎn)移軌道,可利用探測器的未進(jìn)站以及出站后弧段進(jìn)行射電源標(biāo)校(由于射電源、航天器觀測的時(shí)間間隔長達(dá)數(shù)小時(shí),國內(nèi)有機(jī)構(gòu)歸其為DOR測量);而在環(huán)月段當(dāng)衛(wèi)星繞行至月球背面一側(cè),即進(jìn)入月影區(qū),此時(shí)航天器對深空網(wǎng)測站均不可見,這為進(jìn)行射電源觀測提供了有利時(shí)機(jī)(可稱為月影ΔDOR)。

3 干涉測量精度分析

CE3號于2013年12月2日發(fā)射,經(jīng)過4天轉(zhuǎn)移軌道和8天環(huán)月軌道飛行,于12月14日晚成功實(shí)現(xiàn)月表軟著陸。在整個(gè)飛行期間,星上相干轉(zhuǎn)發(fā)DOR側(cè)音信號,側(cè)音頻率最大間隔約38.4 MHz。中國深空網(wǎng)在整個(gè)地月轉(zhuǎn)移和環(huán)月軌道段開展了多次ΔDOR測量跟蹤。

深空干涉測量系統(tǒng)采集參數(shù)見表1。

表1 干涉測量系統(tǒng)參數(shù)Table 1 Parameter of interferometric tracking system

3.1 轉(zhuǎn)移軌道段

計(jì)算精密軌道的輸入觀測量包括深空站X頻段測距和測速觀測量,CVN網(wǎng)獲取的全部基線的時(shí)延、時(shí)延率觀測量以及深空站單基線的時(shí)延、時(shí)延率觀測量。

通過相關(guān)處理計(jì)算目標(biāo)航天器的時(shí)延、時(shí)延率觀測量,其中觀測量積分時(shí)間為4.194 304 s。應(yīng)用第2節(jié)論述的誤差修正技術(shù)從相關(guān)計(jì)算觀測量中扣除各類誤差,并與利用精密軌道獲取的真值進(jìn)行比對,圖2顯示了轉(zhuǎn)移軌道段深空網(wǎng)干涉測量觀測量的精度統(tǒng)計(jì)情況。

3.2 環(huán)月軌道段

CE3號近月制動(dòng)后,在100×100 km環(huán)月軌道運(yùn)行4天,之后降軌至100×15 km環(huán)月軌道。環(huán)月軌道段共8天,此處選擇100×100 km環(huán)月軌道(12月8日—9日)、100×15 km環(huán)月軌道(12月12日—13日)各2 d的觀測結(jié)果進(jìn)行分析。精密軌道的輸入定軌觀測量同上,圖3顯示了深空網(wǎng)干涉測量觀測量的精度統(tǒng)計(jì)情況。

圖2 轉(zhuǎn)移軌道測量精度分析Fig.2 Comparison with transfer orbit(O-C)

3.3 精度統(tǒng)計(jì)與分析

在CE3號探測器落月初期,此時(shí)星上仍轉(zhuǎn)發(fā)DOR側(cè)音信號,具備ΔDOR測量條件,全部跟蹤弧段的干涉測量精度統(tǒng)計(jì)值列于表2。

表2 干涉測量精度統(tǒng)計(jì)Table 2 Statistics of accuracy of interferometric tracking

統(tǒng)計(jì)分析表明,在CE3號全部飛行測控弧段內(nèi),深空網(wǎng)干涉測量系統(tǒng)的時(shí)延精度為0.896 ns,結(jié)合深空網(wǎng)基線長度,CE3號角位置測量精度為87.4 nrad,相當(dāng)于地月距離上,目標(biāo)位置精度33.2 m;干涉測量系統(tǒng)的時(shí)延率精度0.716 ps/s,相當(dāng)于測速(差)精度0.21 mm/s,滿足任務(wù)指標(biāo)要求。

由統(tǒng)計(jì)結(jié)果,在轉(zhuǎn)移軌道的測量精度優(yōu)于環(huán)月軌道測量精度,一方面由于兩個(gè)軌道弧段的測控點(diǎn)頻不同,另一方面二者的軌道特性不同。由于目前只具備單基線的數(shù)據(jù)資源,后續(xù)還需結(jié)合CVN網(wǎng)多測站數(shù)據(jù)進(jìn)一步分析基線構(gòu)型的影響。

圖3 環(huán)月軌道測量精度分析Fig.3 Comparison with circular lunar orbit(O—C)

4 結(jié)論

深空網(wǎng)干涉測量技術(shù)在CE3號任務(wù)中的首次成功運(yùn)用,標(biāo)志著我國深空網(wǎng)已初步具備獨(dú)立開展深空探測器高精度ΔDOR測量的能力。隨著后續(xù)位于南美等深空站的陸續(xù)建成,我國深空網(wǎng)測控能力將會進(jìn)一步加強(qiáng),更豐富的基線構(gòu)型將會進(jìn)一步提升深空探測器測定軌的精度。

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電話:(010)66365924

E-mail:tanggeshi@bacc.org.cn

[責(zé)任編輯:高莎]

Analysis on Interferometric Tracking Technology by China Deep Space Network in the Chang'e-3 Mission

TANG Geshi1,2,HAN Songtao1,2,CHEN Lue1,2, CAO Jianfeng1,2,REN Tianpeng1,2,WANG Mei1,2
(1.National Key Laboratory of Science and Technology on Aerospace Flight Dynamics,Beijing 100094,China;2.Beijing Aerospace Control Center,Beijing 100094,China)

Based on the first implementation of interferometric tracking technology in the Chang'e-3 project by China DSN(Deep Space Network),this paper describes the differential interferometric tracking technique with the sparse quasar calibration.And the tracking data during Chang'e-3's cruise to the moon is analyzed as well. Compared with high accuracy orbit ephemeris,time delay observation error is less than 1ns which corresponds to an angular accuracy of about 90nrad.And delay rate error is below 1ps/s.Interferometric tracking has played an important role in Chang'e-3 project.

China DSN;interferometric tracking;DOR;ΔDOR

V556.6

:A

:2095-7777(2014)02-0146-04

唐歌實(shí)(1969—),男,研究員,主要研究方向:航天測控技術(shù)。通信地址:北京市北清路26號院(100094)

2014-05-01

2014-05-20

國家自然科學(xué)基金(11203003)