采用多站接力跟蹤策略的再入返回器定軌精度研究

段建鋒謝劍鋒張宇陳明段成林王震宇

（1北京航天飛行控制中心，北京 100094）

（2航天飛行動力學技術重點實驗室，北京 100094）

采用多站接力跟蹤策略的再入返回器定軌精度研究

段建鋒1，2謝劍鋒1，2張宇1，2陳明1，2段成林1，2王震宇1

（1北京航天飛行控制中心，北京 100094）

（2航天飛行動力學技術重點實驗室，北京 100094）

針對我國探月工程再入返回段分離前的精度要求，在無法實現對再入返回器的三向測量情況下，提出多站接力跟蹤的測量策略，以解決測定軌精度不高的問題。結合再入返回分離前的測控弧段，制定兩站及三站接力跟蹤的策略。利用ESA“桑巴”（SAMBA）衛(wèi)星進行多站接力跟蹤試驗數據分析，結果表明，三站接力跟蹤策略的定軌預報精度優(yōu)于兩站接力跟蹤策略，能夠實現返回器安全可靠地再入返回，可為再入返回任務分離前跟蹤策略的制定提供依據。

再入返回器；多站接力跟蹤；“桑巴”衛(wèi)星；定軌試驗；精度分析

1 引言

根據我國探月工程“繞、落、回”分步實施的原則［1］，嫦娥一號和嫦娥二號的成功標志著第一步圓滿完成［2-3］，嫦娥三號任務的成功標志著第二步圓滿完成［4］。目前，探月工程已轉入第三步，主要目標是實現月面采樣返回，包括“再入返回飛行試驗”（Chang'e-5T1）、嫦娥五號（Chang'e-5）和嫦娥六號（Chang'e-6）3次任務。其中，“再入返回飛行試驗”任務主要用于驗證與半彈道跳躍式再入返回相關的技術，確保嫦娥五號等后續(xù)再入返回器技術方案的可行性和正確性，為嫦娥五號任務的順利實施奠定基礎?！霸偃敕祷仫w行試驗”任務中的返回器自月球返回直接再入地球大氣，速度約為11 km/s，再入角約為―6°，著陸場位于43°N附近地區(qū)。受地月空間幾何限制，再入點位于赤道附近的低緯度地區(qū)，再入航程在6000 km以上［5］，再入速度遠高于約7.8 km/s的近地軌道再入速度［6］。為確保此類再入返回器可以成功返回地面，要在分離點3 h前進行軌道確定，并預報至分離點（即返回器脫離主航天器開始返回地球的時刻），提高分離點定軌預報精度，以保證返回器精確返回著陸場所需注入的再入角的精度要求。

根據我國著陸場的地域特點及再入返回器軌道設計特點，我國再入返回器分離前的軌跡一般在南半球的圣地亞哥站及納米比亞站的測控范圍內，因為返回器本身下行頻段的局限性，而且在嫦娥三號任務中，我國成功使用了三向測量技術并獲得較高的測量精度及軌道確定精度［7］，因此最理想的狀態(tài)是尋找一個位于北半球的測站，與我國南半球的兩站建立三向測量體制。由文獻［7］中對我國深空站三向測量模式的數據精度分析，以及文獻［8］中對我國深空任務的三向測量數據分析可知，三向測量體制下的數據精度要明顯優(yōu)于雙向相干測距測速體制，可以滿足分離點定軌預報精度要求。不過，目前無法找到與圣地亞哥站、納米比亞站測量機制相同的測站，因此無法建立起三向測量模式。為保障探測器在分離點的定軌預報精度，確保返回艙的順利返回，本文提出多站接力跟蹤的測量方式。

多站接力跟蹤是指針對探測器在多個測站的觀測弧段內但無法實現多測站同時跟蹤的問題，為改進觀測數據的定軌幾何約束，采用多個測站、不同時間的數據（測距、測速、測角）進行軌道測量、軌道確定的方法。國外在進行此類再入返回飛行時不存在相關測控的局限性，因此這一測控模式在國外的飛行任務中使用較少。在國內，對該模式的研究也處于起步階段。多站接力跟蹤測控策略相對于三向測量，存在著測控弧段不連續(xù)、測量數據少、觀測幾何約束弱化等諸多問題，因此接力跟蹤策略的制定對定軌精度的改善顯得尤為重要，要考慮參加聯合接力跟蹤的測站跟蹤順序和時間分配等問題。為獲取最優(yōu)的接力跟蹤策略，確保該策略下的測定軌精度穩(wěn)定可靠，本文研究了使用兩站、三站的接力方法，給出軌道測量策略、預報方法和精度的估計。假設三站參加測控的條件下，采用雙站接力及三站接力進行測控的方法，探究接力測量測站的個數、幾何約束對軌道確定的影響。結合ESA“桑巴”（SAMBA）衛(wèi)星試驗數據分別進行精度估計，可獲得以下結論：三站接力跟蹤策略定軌精度最高；不同兩站組合，由于站的位置和設備精度的差異，獲得不同的精度，但精度均不高。

2 多站接力跟蹤策略

三向測量是指利用主站發(fā)射上行信號，經探測器應答機相干轉發(fā)后，由另一測站（副站）進行信號接收的測量體制。如圖1（a）所示，三向測量通常由3個地面測站配合完成測量，獲得測站到探測器的距離。多站接力跟蹤策略如圖1（b）所示，是指按照約定的觀測順序及時間分配，各測站獨立完成數據收發(fā)的測量模式。在各測站均共視的情況下，三向測量體制的定軌精度優(yōu)于接力跟蹤測量策略。

圖1 測量模式原理Fig.1 Principle of measurement mode

根據我國著陸場的設置，返回器著陸前經過的星下點區(qū)域一般在南美洲、大西洋、非洲，目前我國有圣地亞哥、納米比亞兩站。對于高速再入返回的月球探測器而言，在無法實現三向測量的情況下，則要驗證兩站的測量定軌精度是否可以達到任務要求?；诳蓪崿F的前提下，本文結合我國再入返回器分離前的測控弧段，制定了雙站接力跟蹤及三站接力跟蹤兩種策略的跟蹤策略。其中，第三站假設為ESA的瑪斯帕拉瑪斯站。

具體而言，三站接力跟蹤策略是指使用納米比亞站、圣地亞哥站、瑪斯帕拉瑪斯站的跟蹤測量數據進行定軌分析，組合其中兩站的跟蹤測量數據進行定軌精度分析，為雙站接力跟蹤策略。再入返回器經過此測控區(qū)至再入分離前的時間約為3 h，本文在考慮站間切換時間及其他因素的影響后，制定如表1所示的接力跟蹤計算策略。因為瑪斯帕拉瑪斯站在北半球，為優(yōu)化三角幾何關系，因此在時間分配上多于其他兩站。

表1 多站接力跟蹤計算策略Table 1 Analytic strategies of multiple station relay tracking

3 測軌方法試驗

3.1 試驗概述

經過對現有的大橢圓衛(wèi)星進行梳理可知，ESA的“星團”（Cluster）計劃［9］衛(wèi)星在過近地點時與我國再入返回器的軌道特性及測控弧段相似?！靶菆F”計劃包括“薩爾薩”（SALSA）、“桑巴”（SAMBA）、“倫巴”（RUMBA）、“探戈”（TANGO）4顆衛(wèi)星，均于2000年發(fā)射升空，構成地球空間星座探測計劃。根據衛(wèi)星測控條件等約束，在與ESA協商后，確定利用SAMBA衛(wèi)星過近地點時的弧段進行測定軌試驗。

SAMBA衛(wèi)星近地點高度約為1.7萬千米，遠地點高度約為11.58萬千米，軌道傾角約為134°，偏心率約為0.68。選取SAMBA衛(wèi)星飛過近地點時的測控弧段時間為2014年4月24日（UTC時間，下同）。在試驗測量弧段內，測站測量設備須提供每秒一點的S頻段測距、測速和測角數據［10］，測站每分鐘提供一次氣象數據。其中，測量設備零值和設備軸系誤差均由設備級計算機修正，電波修正利用氣象數據修正。試驗具體測量弧段安排見圖2。

根據試驗安排，參試測站納米比亞站、圣地亞哥站及瑪斯帕拉瑪斯站獲取的數據，實際測量弧段如表2所示。為了確保測軌數據質量，對本次試驗的外測數據進行數據合理性檢驗、星上零值修正、大氣折射修正等處理［11］。

圖2 測量弧段安排Fig.2 Arrangements of measurement arcs

表2 實際測量數據弧段（2014年4月24日）Table 2 Actual measurement arcs（2014-04-24）

根據所得數據分別進行雙站（圣地亞哥站和納米比亞站，圣地亞哥站和瑪斯帕拉瑪斯站，納米比亞站和瑪斯帕拉瑪斯站）接力定軌預報分析，以及三站（圣地亞哥站、納米比亞站、瑪斯帕拉瑪斯站）接力定軌預報分析，預報終點選在SAMBA衛(wèi)星過近地點的時間點11：20：00.000（UTC）。通過比較得出最優(yōu)精度的接力跟蹤計算策略。

3.2 試驗精度分析

3.2.1 基準星歷計算

本次試驗可以獲得2條基準軌道，其中一條是ESA提供的SAMBA衛(wèi)星在試驗弧段的精密星歷，稱為基準星歷1；另一條是本文利用瑪斯帕拉瑪斯站、納米比亞站、圣地亞哥站在SAMBA衛(wèi)星過近地點前后所有參試的有效測量數據進行定軌得到的，稱為基準星歷2，具體的弧段為2014-04-24 T06：42：00.000―15：00：00.000（UTC），這些數據包含了SAMBA衛(wèi)星飛越近地點前后（如圖2所示）的多段測量數據。軌道計算分析采用北京航天飛行控制中心的“軌道計算與分析軟件平臺”（BACC Orbit Determination and Analysis System，BODAS）［12］，定軌基本策略［13］如表3所示。因在數據處理中已扣減過星上零值，在以下定軌過程中未對測量數據解算系統差。定軌數據殘差見表4所示。

基準星歷1與基準星歷2在軌道面徑向（R）、橫向（T）及法向（N）3個方向的比較結果，如圖3及表5所示。其中，ΔrR，ΔrT，ΔrN和ΔνR，ΔνT，ΔνN分別表示R，T，N方向的位置誤差和速度誤差。結果顯示，2個基準星歷位置誤差在百米量級，速度誤差在厘米每秒量級，處于可信區(qū)間。

表3 定軌基本策略Table 3 Basic orbit determination strategy

表4 定軌數據殘差統計Table 4 Statistics of orbit determination data RMS

表5 基準星歷的互比結果Table 5 Comparative results of two reference ephemeris

圖3 2個基準星歷R，T，N方向位置和速度誤差Fig.3 Position and velocity error on R，T and N comparison between two reference ephemeris

3.2.2 定軌精度比較分析

3.2.2.1 雙站接力策略

為了探究雙站接力的可能性，根據表1，在試驗中采用3種雙站接力策略：①納米比亞站與圣地亞哥站的接力策略；②納米比亞站與瑪斯帕拉瑪斯站的接力策略；③圣地亞哥站與瑪斯帕拉瑪斯站的接力策略。利用表2所示相關弧段進行定軌預報分析，納米比亞站、圣地亞哥站、瑪斯帕拉瑪斯站的測距數據定軌殘差分別為3.0 m、3.0 m、1.4 m，測速數據定軌殘差（未解系統差）分別為4 cm/s、3 cm/s、7 cm/s。

將獲取的定軌預報星歷分別與基準星歷1和基準星歷2進行比較，得到R，T，N方向的比較結果，見表6。可以看出，納米比亞站與瑪斯帕拉瑪斯站的接力策略效果最好，圣地亞哥站與瑪斯帕拉瑪斯站的最差，納米比亞站與圣地亞哥站的居中。這是因為圣地亞哥站與瑪斯帕拉瑪斯站接力策略在本次試驗中沒有實現真正的接力，影響了定軌及預報精度；納米比亞站與圣地亞哥站接力策略中，測站全在南半球，影響了測量數據的觀測幾何，無法更好地約束大橢圓類型軌道；納米比亞站與瑪斯帕拉瑪斯站接力策略中，在南北半球各有一個測站，而且跟蹤測量數據相對連續(xù)，彌補了前兩種策略的缺點，在既能約束SAMBA衛(wèi)星的觀測幾何，又能連續(xù)測量的情況下，獲得了較好的定軌預報精度。納米比亞站與瑪斯帕拉瑪斯站接力策略下與2個基準星歷比較，位置定軌預報誤差均在千米量級或者接近千米量級，速度定軌預報誤差均在分米每秒量級。

表6 雙站接力跟蹤策略星歷與基準星歷的比較結果Table 6 Comparison results between reference ephemeris and double station relay tracking strategy's ephemeris

3.2.2.2 三站接力策略

根據表1，三站接力策略指利用納米比亞站、圣地亞哥站、瑪斯帕拉瑪斯站進行接力測量的測控方式。數據的使用方式及殘差解算結果與雙站接力策略一致。將獲取的定軌預報星歷分別與基準星歷1和基準星歷2進行比較，獲取R，T，N方向的比較結果，見表7。對比雙站接力策略，三站接力策略既能解決觀測數據量及觀測數據連續(xù)性問題，又能兼顧測站對觀測幾何的影響。

由表7可知，在三站接力策略下，位置定軌預報誤差均在百米量級或者優(yōu)于百米量級，速度定軌預報誤差均在厘米每秒量級。比對表6結果，三站接力策略的定軌預報精度優(yōu)于雙站接力策略一個量級以上。

根據上述分析結果，三站接力跟蹤策略精度最優(yōu)，可以滿足在近地點的定軌精度要求，這一策略在再入返回任務中可以借鑒采用。

表7 三站接力跟蹤策略星歷與基準星歷的比較結果Table 7 Comparison results between reference ephemeris and three station relay tracking strategy's ephemeris

4 結束語

本文針對我國探月工程再入返回器返回分離前的特殊測控需求及精度要求，提出了多站接力跟蹤策略，制定了多站接力跟蹤策略，并結合ESA的SAMBA衛(wèi)星定軌試驗數據進行了分析。對比多站接力跟蹤策略下的定軌預報精度可知，兩站接力跟蹤策略因為測量數據較少、幾何約束弱等原因，無法保證分離點高精度的定軌預報要求，三站接力跟蹤策略的定軌精度較優(yōu)，在位置誤差及速度誤差上均優(yōu)于雙站接力跟蹤策略定軌精度一個量級以上。這說明三站接力跟蹤策略的測控策略可以較好地滿足返回器分離前的定軌精度需求，為再入返回器返回分離前的測控弧段測站布局及時間分配提供依據和借鑒。

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（編輯：夏光）

Analysis of Reentry Capsule Orbit Determination Precision Using Multiple Station Relay Tracking Strategy

DUAN Jianfeng1，2XIE Jianfeng1，2ZHANG Yu1，2CHEN Ming1，2DUAN Chenglin1，2WANG Zhenyu1
（1 Beijing Aerospace Control Center，Beijing 100094，China）
（2 Science and Technology on Aerospace Flight Dynamics Laboratory，Beijing 100094，China）

In the case of inability to achieve three-way measurements of the reentry capsule，and for meeting the return accuracy requirements of the Chinese lunar reentry capsule before separation，this paper provides a measurement strategy of relay tracking for multiple stations to solve the problem of precision.The strategies of relay tracking for two stations and three stations is developed with the arc of the re-entry test task before the separation，and the SAMBA satellite is used as an example to analyze the multiple station relay tracking data.The analysis results show that the optimal strategy of the orbit prediction precision is the three station relay tracking which is able to achieve reliable and safe reentry.This conclusion can provide a recommendation for the tracking strategy on the upcoming reentry mission before separation.

reentry capsule；multiple station relay tracking；SAMBA satellite；experiment of orbit determination；precision analysis

V412.41

：ADOI：10.3969/j.issn.1673-8748.2015.05.006

2014-10-08；

：2015-06-16

國家自然科學基金（11173005，11073047，11203003）

段建鋒，男，助理工程師，研究方向為航天器精密定軌。Email：duanjf1987@sina.com。