深空導(dǎo)航相位參考干涉測(cè)量技術(shù)研究

李海濤，周 歡，張曉林

(1. 北京航空航天大學(xué)電子信息工程學(xué)院，北京 100191；2. 北京跟蹤與通信技術(shù)研究所，北京 100094)

0 引 言

2013年9月，美國(guó)國(guó)家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration，NASA)確認(rèn)旅行者1號(hào)(Voyager-1)飛離太陽(yáng)系，并利用美國(guó)國(guó)家射電天文臺(tái)(National Radio Astronomy Observatory，NRAO)所屬的甚長(zhǎng)基線陣(Very Long Baseline Array，VLBA)對(duì)其進(jìn)行了觀測(cè)，獲得了旅行者1號(hào)目前最為精確的位置，如圖1所示。圖中旅行者1號(hào)只是一個(gè)小亮點(diǎn)(放大部分)，但其天球測(cè)角精度優(yōu)于毫角秒(mas)量級(jí)，相當(dāng)于在距離地球187億千米的距離上橫向位置誤差約80千米。獲得這種高精度角度測(cè)量的方法就是相位參考干涉測(cè)量技術(shù)。

相位參考干涉測(cè)量技術(shù)是近年來(lái)深空導(dǎo)航無(wú)線電干涉測(cè)量領(lǐng)域興起的一項(xiàng)新技術(shù)。無(wú)線電干涉測(cè)量起源于射電天文領(lǐng)域，用于深空航天器導(dǎo)航已有四十多年的歷史，其基本原理就是利用兩個(gè)相距遙遠(yuǎn)的測(cè)站同時(shí)或交替接收航天器和參考射電源信號(hào)，經(jīng)過(guò)互相關(guān)和差分處理獲得兩個(gè)目標(biāo)的差分時(shí)延信息，然后根據(jù)觀測(cè)幾何計(jì)算航天器的天球角位置[1]，如圖2所示。

要提高無(wú)線電干涉測(cè)量精度，一種最直接的方式就是提高差分時(shí)延測(cè)量精度?，F(xiàn)階段深空導(dǎo)航領(lǐng)域中使用最廣泛的無(wú)線干涉測(cè)量技術(shù)為雙差分單向測(cè)距(Delta Differential One-way Range，ΔDOR)[2]。該技術(shù)最早在20世紀(jì)80年代初由美國(guó)NASA噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室(Jet Propulsion Laboratory，JPL)提出，并利用深空網(wǎng)(Deep Space Network，DSN)對(duì)旅行者1、2號(hào)和海盜號(hào)(Viking)深空航天器進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證，當(dāng)時(shí)實(shí)現(xiàn)的測(cè)角精度約為100納弧度(nrad)[3-4]。該技術(shù)利用頻率間隔很寬的DOR信標(biāo)進(jìn)行單向測(cè)距，等效于增大了航天器下行信號(hào)帶寬，可以獲得高精度的差分群時(shí)延[5]。目前，美國(guó)NASA 深空網(wǎng)的ΔDOR測(cè)角精度已接近1 nrad[2]。該技術(shù)最大的局限在于需要特殊的DOR信標(biāo)，增加了航天器上應(yīng)答機(jī)設(shè)計(jì)復(fù)雜性，需要消耗額外的下行功率。實(shí)際任務(wù)中，由于航天器上功率受限，JPL通常選擇關(guān)閉航天器遙測(cè)信號(hào)，將所有下行功率用于發(fā)送DOR信標(biāo)，以提高地面接收信標(biāo)信噪比滿足測(cè)量精度要求，由此容易造成測(cè)量與通信之間的沖突。另一方面，國(guó)際電信聯(lián)盟分配給深空測(cè)控使用的頻段范圍有限，也限制了該技術(shù)進(jìn)一步擴(kuò)展信標(biāo)帶寬來(lái)提高測(cè)量精度。

相位參考干涉測(cè)量技術(shù)著力于利用航天器常規(guī)下行信號(hào)解算差分相時(shí)延，利用差分相時(shí)延測(cè)量精度遠(yuǎn)高于差分群時(shí)延的特點(diǎn)來(lái)提高測(cè)角精度[6]。獲得差分相時(shí)延最大的難題在于相位模糊度的求解?，F(xiàn)有比較成功的一種方法是頻率綜合[7]。該技術(shù)借鑒ΔDOR的原理，通過(guò)發(fā)送多個(gè)下行測(cè)量信標(biāo)，信標(biāo)間的頻率間隔滿足一定的匹配要求，使之能夠依次逐級(jí)求解各個(gè)信標(biāo)間的相位模糊度，最終獲得差分相時(shí)延。日本的月亮女神任務(wù)就是采用這種方法成功解出了兩顆子衛(wèi)星之間S頻段的差分相時(shí)延，相對(duì)定軌精度提高到10m量級(jí)[7]。嫦娥三號(hào)任務(wù)中，為了測(cè)量巡視器與著陸器的相對(duì)位置，黃勇等提出運(yùn)動(dòng)學(xué)統(tǒng)計(jì)定位的方法，將相位模糊度視為定軌中的系統(tǒng)差，利用較長(zhǎng)弧段的同波束干涉測(cè)量數(shù)據(jù)解算出巡視器靜止時(shí)的月面相對(duì)位置，精度達(dá)到1 m，但尚不能對(duì)其運(yùn)動(dòng)時(shí)的位置進(jìn)行實(shí)時(shí)跟蹤[8- 9]。

相位參考干涉測(cè)量技術(shù)源自射電天文中的干涉成圖方法，它依靠多天線間的基線長(zhǎng)短指向組合，并利用了地球自轉(zhuǎn)效應(yīng)，通過(guò)時(shí)域和空域相結(jié)合的方法解出相位模糊度[10-11]。NASA利用VLBA分別在2004年勇氣號(hào)(Mars Exploration Rover-B，MER-B)、卡西尼號(hào)(Cassini)、2008年鳳凰號(hào)(Phoenix)、2013年火星奧德賽號(hào)(Mars Odyssey，ODY)和火星勘察軌道器(Mars Reconnaissance Orbiter，MRO)等幾個(gè)航天器上開(kāi)展了相位參考干涉測(cè)量試驗(yàn)[11-14]。歐空局(European Space Agency，ESA)則在2011年利用歐洲VLBI觀測(cè)網(wǎng)(European VLBI Network，EVN)對(duì)金星快車(Venus Express)進(jìn)行了定位試驗(yàn)，精度與VLBA相當(dāng)[15]。這幾次試驗(yàn)不僅充分驗(yàn)證了該技術(shù)在深空導(dǎo)航中應(yīng)用的可行性，同時(shí)還證明該技術(shù)具有幾個(gè)優(yōu)點(diǎn)：1)測(cè)量精度高，航天器與射電源角距測(cè)量精度優(yōu)于0.5 nrad，比DSN現(xiàn)有的ΔDOR測(cè)量精度更高；2)不需要航天器具備特殊的信標(biāo)，利用航天器下行載波信號(hào)就可以實(shí)現(xiàn)精確測(cè)量；3)靈敏度高，可以觀測(cè)很弱的航天器信號(hào)，或者利用更弱的更靠近航天器的參考射電源，進(jìn)一步減小系統(tǒng)誤差；4)需要多個(gè)天線觀測(cè)，但允許單個(gè)(或少數(shù)幾個(gè))天線在故障或氣象條件差的情況下不對(duì)整體測(cè)量性能造成太大影響，系統(tǒng)冗余性和魯棒性強(qiáng)；5)天線分布范圍廣，可以有效增加觀測(cè)時(shí)間，方便制定觀測(cè)計(jì)劃，VLBA是一個(gè)近乎全天候的觀測(cè)陣列[16]。

VLBA作為NASA相位參考干涉測(cè)量試驗(yàn)的重要觀測(cè)陣列，本文第二部分首先對(duì)其進(jìn)行簡(jiǎn)單介紹，然后第三部分重點(diǎn)介紹相位參考干涉測(cè)量技術(shù)的基本原理，并分析兩個(gè)重要觀測(cè)參數(shù)的影響。第四部分綜述國(guó)外相位參考干涉測(cè)量試驗(yàn)的進(jìn)展，第五部分介紹我國(guó)開(kāi)展該技術(shù)試驗(yàn)驗(yàn)證的軟硬件資源和初步的試驗(yàn)結(jié)果，最后一部分進(jìn)行總結(jié)討論。

1 VLBA概況

VLBA是NRAO下屬的觀測(cè)陣列，由分布在美國(guó)本土的10個(gè)25 m口徑天線組成[16]，如圖3所示，通過(guò)位于新墨西哥州索科羅(Socorro)的陣列運(yùn)行中心進(jìn)行控制。該陣列主要用于射電天文觀測(cè)，測(cè)站的選址充分考慮了干涉成圖所需的干涉基線長(zhǎng)度和指向覆蓋(即分布均勻的空間頻率UV平面，如圖4所示)，基線長(zhǎng)度由237千米到8600千米不等?；€的長(zhǎng)短和指向分布極大地改進(jìn)了UV平面的分辨率和覆蓋范圍，滿足目標(biāo)結(jié)構(gòu)高低分辨率的覆蓋需求，使之能獲得高質(zhì)量的目標(biāo)成圖。

VLBA每個(gè)天線配備的接收機(jī)可以處理橫跨300 MHz到45 GHz的9個(gè)頻段的數(shù)據(jù)，記錄系統(tǒng)可以每天自動(dòng)持續(xù)以128 Mb/s的速率記錄接收數(shù)據(jù)，數(shù)據(jù)率最大可以達(dá)到512 Mb/s，可以同時(shí)記錄4個(gè)通道的中頻信號(hào)[16]。每個(gè)測(cè)站都具有很強(qiáng)的數(shù)據(jù)采集能力，可以滿足不同頻段的觀測(cè)需求，提供足夠的帶寬和信噪比。

2 相位參考干涉測(cè)量原理

在無(wú)線電干涉測(cè)量中，兩個(gè)測(cè)站接收信號(hào)的干涉結(jié)果為一正弦條紋，即r(t)=A(t)cosφ(t)，A(t)為條紋幅度，與目標(biāo)源亮度、傳輸損耗等相關(guān),φ(t)為條紋相位。要得到目標(biāo)的完整信息一般采用復(fù)條紋[17]，即

(1)

(2)

式中：V(t)為復(fù)可見(jiàn)度的幅度。對(duì)于角徑大于一條基線角分辨率的目標(biāo)源，由范氏(van Cittert-Zernike)定理可知(詳細(xì)推導(dǎo)參見(jiàn)文獻(xiàn)[18])，復(fù)可見(jiàn)度和目標(biāo)源在天球的亮度分布I(l,m)成二維傅里葉變換關(guān)系

(3)

式中：S(u,v)為復(fù)可見(jiàn)度在UV平面上的采樣函數(shù)，即UV平面覆蓋范圍。射電天文成圖就是利用多個(gè)天線測(cè)量UV平面上不同位置的復(fù)可見(jiàn)度數(shù)據(jù)，然后通過(guò)逆二維傅里葉變換獲得目標(biāo)的結(jié)構(gòu)圖像。這一過(guò)程又稱為綜合孔徑成圖，其幾何關(guān)系如圖5所示。UV平面是一個(gè)垂直于目標(biāo)視向的平面，隨著觀測(cè)時(shí)間的變化，基線在該平面上的投影軌跡為一橢圓，反映了在不同時(shí)刻，基線在不同空間方向上的分辨率?；€投影越長(zhǎng)，相當(dāng)于UV平面覆蓋范圍越大，分辨率越高；各條基線投影在UV平面上覆蓋越均勻，則綜合孔徑效果越好，綜合波束旁瓣越低。

復(fù)可見(jiàn)度的幅度與目標(biāo)源亮度信息在UV平面上的分布強(qiáng)度相關(guān)，復(fù)可見(jiàn)度的相位則與其分布位置相關(guān)[19]，所以要確定目標(biāo)源結(jié)構(gòu)分量的位置需要精確的復(fù)可見(jiàn)度相位信息。另一方面，相位更容易受擾動(dòng)，例如行星引力擾動(dòng)、大氣對(duì)流層和電離層擾動(dòng)、設(shè)備鏈路擾動(dòng)等，特別是當(dāng)目標(biāo)源很弱時(shí)，要得到穩(wěn)定的干涉條紋很困難。解決這個(gè)問(wèn)題的一種方法就是利用鄰近的強(qiáng)源信號(hào)相位信息做參考，修正弱源信號(hào)的復(fù)可見(jiàn)度相位，從而獲得弱源信號(hào)可靠的復(fù)可見(jiàn)度數(shù)據(jù)。利用該數(shù)據(jù)進(jìn)行成圖處理就能獲得弱源的相位參考圖。在做相位參考時(shí)，會(huì)殘留兩個(gè)源之間的相對(duì)位置信息，從最終得到的目標(biāo)相位參考圖中可以反解出兩個(gè)源的相對(duì)位置[20]。

利用相位參考干涉成圖技術(shù)中這一特點(diǎn)，選擇一顆較強(qiáng)的射電源作為相位參考源，對(duì)航天器進(jìn)行成圖。這一過(guò)程類似于普通射電源相位參考干涉成圖[21]。假設(shè)采用交替觀測(cè)方式，t1時(shí)刻觀測(cè)射電源，t2時(shí)刻觀測(cè)航天器，t3時(shí)刻再觀測(cè)射電源，則射電源信號(hào)復(fù)可見(jiàn)度相位θq(t)和航天器信號(hào)復(fù)可見(jiàn)度相位θs(t)分別為

(4)

(5)

(6)

式中θstru(t)反映了信號(hào)源的結(jié)構(gòu)，同時(shí)還考慮了設(shè)備誤差θinst(t)、源位置誤差θpos(t)、天線位置誤差θant(t)、大氣誤差θatmo(t)和空間電離層誤差θiono(t)。利用t1、t3時(shí)刻的射電源信號(hào)復(fù)可見(jiàn)度相位對(duì)射電源信號(hào)在t2時(shí)刻的相位進(jìn)行插值估計(jì)

(7)

將t2時(shí)刻航天器信號(hào)的相位觀測(cè)值和射電源信號(hào)的相位估計(jì)值做差分，得到

(8)

(9)

(10)

所以偏移量(δx,δy)最終和((航天器實(shí)際位置—航天器先驗(yàn)?zāi)Ｐ臀恢?—(射電源實(shí)際位置—射電源先驗(yàn)?zāi)Ｐ臀恢?)等價(jià)[19]。(δx,δy)在天球上的投影即航天器和射電源實(shí)際位置與先驗(yàn)?zāi)Ｐ臀恢玫男拚?，因此可以獲得兩個(gè)源的精確相對(duì)位置。

由于航天器信號(hào)可以視為點(diǎn)源，上述干涉成圖方法又可以轉(zhuǎn)化為一個(gè)最小二乘求解過(guò)程。

若忽略S(u,v)為在UV平面上的重復(fù)采樣點(diǎn)，即

(11)

又F(u,v)=VeiΔθ，則由式(3)可以得到

(12)

因?yàn)楹教炱骺梢砸暈辄c(diǎn)源，所以航天器干涉圖像上理論上只會(huì)出現(xiàn)一個(gè)亮點(diǎn)，該亮點(diǎn)就是I(l,m)的最大值。從式(12)可以看出，若當(dāng)I(l,m)在點(diǎn)(Δl,Δm)處取最大值時(shí)，應(yīng)滿足

uiΔl+viΔm=Δθi/2π+N

(13)

式中：N為相位模糊度。從而可以建立起每條基線在UV平面上的投影矢量(ui,vi)、航天器位置信息(Δl,Δm)、差分相位測(cè)量值Δθi與相位模糊度N之間的線性方程

(14)

根據(jù)上式，利用最小二乘方法對(duì)一段時(shí)間內(nèi)的觀測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行求解，就能解出相位模糊度，并推算出差分相時(shí)延，差分相時(shí)延精度由差分相位測(cè)量精度和航天器位置信息(Δl,Δm)的求解精度決定。其中(Δl,Δm)求解精度可以用最小二乘的參數(shù)估計(jì)均方誤差公式進(jìn)行計(jì)算。

上述推導(dǎo)過(guò)程詳細(xì)闡述了相位參考干涉測(cè)量的基本原理。與傳統(tǒng)無(wú)線電干涉測(cè)量方法相比，相位參考干涉測(cè)量充分挖掘了不同測(cè)站間基線隨地球自轉(zhuǎn)產(chǎn)生的指向和長(zhǎng)短變化效應(yīng)，以及不同測(cè)站間相對(duì)位置關(guān)系對(duì)相位模糊度的約束能力，相當(dāng)于從時(shí)域和空域上擴(kuò)展提高無(wú)線電干涉測(cè)量的方法。這與傳統(tǒng)無(wú)線電干涉測(cè)量依賴寬帶信標(biāo)的頻域方法有很大創(chuàng)新。特別是我國(guó)現(xiàn)階段測(cè)站數(shù)量少、基線較短的情況下，可以通過(guò)時(shí)間代價(jià)換取空間的變化，達(dá)到求解相時(shí)延、提高測(cè)量精度的目的，具有很大的工程價(jià)值。

與ΔDOR技術(shù)的群時(shí)延時(shí)域差分不同，相位參考干涉測(cè)量依靠的是相位的時(shí)域差分。但要在實(shí)際觀測(cè)中實(shí)現(xiàn)航天器與參考源信號(hào)間的相位差分，必須要保證兩個(gè)目標(biāo)源干涉相位的可連接性，即對(duì)同一個(gè)目標(biāo)兩個(gè)相鄰弧段的觀測(cè)相位之間不能存在整周模糊，即相位變化小于半個(gè)整周，如圖7所示。這對(duì)相位參考干涉測(cè)量的觀測(cè)條件帶來(lái)了一定的要求，具體分析如下。

2.1 交替觀測(cè)周期

航天器和參考源的交替觀測(cè)周期定義為相鄰兩次參考源觀測(cè)弧段中間時(shí)刻的間隔。由于相位變化在短時(shí)間內(nèi)的主要因素是大氣擾動(dòng)，包括對(duì)流層和電離層擾動(dòng)，因此交替觀測(cè)周期必須足夠短才能保證參考源相鄰兩次觀測(cè)中間的弧段內(nèi)的相位變化值不會(huì)超過(guò)半個(gè)整周。根據(jù)大氣對(duì)流層和電離層模型計(jì)算，在X頻段，交替觀測(cè)周期需要小于5 min，即對(duì)航天器或參考源的一次觀測(cè)持續(xù)時(shí)長(zhǎng)約2 min(需要考慮天線轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)間)[22]。

2.2 參考源角距

影響相位變化的另一個(gè)重要因素就是航天器與參考源的角距。當(dāng)航天器與參考源信號(hào)傳輸路徑差別越大時(shí)，大氣對(duì)兩路信號(hào)影響的差別就越大。同時(shí)為了兼顧兩個(gè)目標(biāo)的快速交替觀測(cè)，參考源角距一般都要求小于5度，而ΔDOR觀測(cè)僅要求小于10度[22]。

3 國(guó)外相位參考干涉測(cè)量技術(shù)研究進(jìn)展

依托VLBA系統(tǒng)的十個(gè)大口徑天線，JPL最早開(kāi)展了相位參考干涉測(cè)量的試驗(yàn)。2004年在勇氣號(hào)著陸火星前的1月19日、21日和23日三天，JPL利用VLBA對(duì)其進(jìn)行了四次觀測(cè)。與此同時(shí)，DSN也對(duì)勇氣號(hào)開(kāi)展ΔDOR測(cè)量，JPL對(duì)兩者的結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。最終相位參考干涉測(cè)量得到的勇氣號(hào)與參考射電源相對(duì)角位置精度約為1 nrad，而當(dāng)時(shí)美國(guó)DSN對(duì)勇氣號(hào)的ΔDOR測(cè)量精度約為2.5 nrad。兩者的定軌誤差橢圓見(jiàn)圖8[23]。這次試驗(yàn)充分表明相位參考干涉測(cè)量技術(shù)用于航天器導(dǎo)航的可行性，航天器下行遙測(cè)信號(hào)完全滿足干涉成圖條件。

2004年10月在卡西尼號(hào)航天器前往土星的途中JPL又開(kāi)展了四次VLBA觀測(cè)試驗(yàn)[24-25]，得到航天器與射電源的相對(duì)角位置精度優(yōu)于1 nrad。2006年至2014年，JPL利用VLBA又對(duì)入軌后的卡西尼號(hào)進(jìn)行了17次觀測(cè)，利用其精確的定軌結(jié)果獲得了目前土星質(zhì)心最精確的位置[26]。

2008年3月至5月，JPL在鳳凰號(hào)航天器巡航段也開(kāi)展了相位參考干涉測(cè)量試驗(yàn)，前后一共進(jìn)行了8次觀測(cè)。這次試驗(yàn)不僅開(kāi)展了航天器-射電源交替觀測(cè)試驗(yàn)，還開(kāi)展了同波束干涉測(cè)量(Same Beam Interferometry，SBI)[13]。試驗(yàn)選擇了兩個(gè)在火星環(huán)繞飛行的ODY和MRO作為參考源，來(lái)確定鳳凰號(hào)與它們之間的相對(duì)位置，差分相時(shí)延測(cè)量精度達(dá)到ps量級(jí)，相當(dāng)于測(cè)角精度約0.2 nrad，鳳凰號(hào)航天器相對(duì)火星質(zhì)心的定軌精度達(dá)到了15 m。鳳凰號(hào)航天器的DSN測(cè)量結(jié)果和相位參考干涉測(cè)量結(jié)果的誤差橢圓對(duì)比見(jiàn)圖9[11]。

針對(duì)2011年的火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室(Mars Science Laboratory，MSL)任務(wù)和2013年的火星大氣和揮發(fā)物演化探測(cè)(Mars Atmosphere and Volatile Evolution，MAVEN)任務(wù)，JPL也開(kāi)展了相位參考干涉測(cè)量的仿真試驗(yàn)[11]。

隨著最近VLBA幾個(gè)重要測(cè)站間的數(shù)據(jù)傳輸帶寬增大，準(zhǔn)實(shí)時(shí)傳輸窄帶寬、短弧段觀測(cè)數(shù)據(jù)到相關(guān)處理中心成為可能。2013年9月，JPL和NRAO在MRO和ODY兩個(gè)火星環(huán)繞探測(cè)器上開(kāi)展了第一次準(zhǔn)實(shí)時(shí)相位參考干涉測(cè)量試驗(yàn)[27]。為減少觀測(cè)數(shù)據(jù)量，每個(gè)目標(biāo)的觀測(cè)帶寬降低至1 MHz。數(shù)據(jù)傳輸加處理總時(shí)延約15 min，內(nèi)符合測(cè)量精度優(yōu)于0.3 mas。

ESA在2011年開(kāi)展了對(duì)金星快車航天器的相位參考干涉測(cè)量試驗(yàn)，利用的是EVN的9個(gè)天線和1個(gè)VLBA天線[15]。這次試驗(yàn)與前幾次都不一樣，首先在設(shè)備上采用的不是統(tǒng)一的接收記錄儀，天線口徑有差別，其次觀測(cè)參數(shù)也不同，但最終測(cè)量精度和VLBA測(cè)量精度相當(dāng)。圖10是航天器先驗(yàn)位置誤差橢圓和相位參考干涉測(cè)量誤差橢圓示意圖[15]。

國(guó)外開(kāi)展的相位參考干涉測(cè)量試驗(yàn)有效驗(yàn)證了該技術(shù)用于深空導(dǎo)航的可行性和優(yōu)勢(shì)，奠定了該技術(shù)從理論試驗(yàn)向工程應(yīng)用的發(fā)展基礎(chǔ)。

4 我國(guó)開(kāi)展相位參考干涉測(cè)量技術(shù)研究的基礎(chǔ)和初步試驗(yàn)結(jié)果

我國(guó)探月工程已經(jīng)成功實(shí)施了嫦娥一號(hào)、二號(hào)、三號(hào)和再入飛行返回試驗(yàn)四次任務(wù)，未來(lái)還將開(kāi)展嫦娥四號(hào)月球背面著陸探測(cè)、嫦娥五號(hào)月面采樣返回和火星“繞、落、巡”一體化探測(cè)等任務(wù)。這些空間探測(cè)任務(wù)亟需高精度、高可靠的導(dǎo)航手段。我國(guó)一方面需要繼續(xù)改進(jìn)已有的VLBI測(cè)量系統(tǒng)，提高測(cè)量誤差標(biāo)校能力，另一方面也要積極研究新的測(cè)量手段。綜合考慮我國(guó)現(xiàn)有軟硬件條件，相位參考干涉測(cè)量技術(shù)是一個(gè)值得關(guān)注和研究的方向。

4.1 硬件基礎(chǔ)

(1)觀測(cè)網(wǎng)

我國(guó)已經(jīng)具有較為完整的中科院VLBI天文觀測(cè)網(wǎng)，包括上海天文臺(tái)天馬站65 m、佘山站25 m、國(guó)家天文臺(tái)密云站50 m、云南天文臺(tái)昆明站40 m和烏魯木齊天文臺(tái)南山站25m 5個(gè)天線。2013年我國(guó)喀什35 m和佳木斯66 m兩個(gè)深空站也已建成投入運(yùn)行，一共有7個(gè)大口徑天線。其中最長(zhǎng)基線為喀什深空站至佳木斯深空站，約4300千米。上述測(cè)站的布局和UV平面覆蓋情況如圖11和12，可以看到這幾個(gè)測(cè)站的分布比較合理，UV平面覆蓋也比較均勻。

在前幾次嫦娥任務(wù)中，上述測(cè)站提供了非常好的無(wú)線電干涉測(cè)量支持，極大地提高了探測(cè)器的定軌精度。這些測(cè)站天線具有同時(shí)進(jìn)行航天器與參考源交替無(wú)線電干涉測(cè)量的能力，而且都已建立高速數(shù)據(jù)傳輸鏈路，具備了開(kāi)展實(shí)時(shí)相位參考干涉測(cè)量的觀測(cè)基礎(chǔ)。整個(gè)觀測(cè)網(wǎng)的不足之處在于短基線比較少，基線長(zhǎng)短配合不夠好。

觀測(cè)網(wǎng)規(guī)模越大，相位參考干涉測(cè)量效果越好。我國(guó)在南美阿根廷的薩帕拉地區(qū)建設(shè)了一個(gè)35 m口徑天線的深空站，在納米比亞新建了18 m口徑天線兩套設(shè)備均具備干涉測(cè)量能力，而且還可以與ESA開(kāi)展聯(lián)合觀測(cè)，如圖13-14所示，這將進(jìn)一步增加測(cè)站數(shù)量，有效提高相位參考干涉測(cè)量的精度和實(shí)時(shí)性。

(2)接收記錄系統(tǒng)

我國(guó)觀測(cè)網(wǎng)的天線都具備S/X雙頻段數(shù)據(jù)接收能力，數(shù)據(jù)采集單元均采用數(shù)字化基頻轉(zhuǎn)化器，可以同時(shí)輸入2路中頻信號(hào)，每路最大輸出通道為8個(gè)。對(duì)于射電源觀測(cè)，基帶信號(hào)帶寬1、2、4、8 MHz可選，量化比特?cái)?shù)1、2、4可選；對(duì)于航天器信號(hào)，基帶信號(hào)帶寬最小1 kHz，最大8 MHz，量化比特?cái)?shù)最大16。數(shù)據(jù)記錄單元最大可記錄16路數(shù)據(jù)，單路最大記錄速率可達(dá)64 Mbit/s。

4.2 軟件基礎(chǔ)

(1)相關(guān)處理機(jī)

現(xiàn)有相關(guān)處理運(yùn)算大部分都采用軟件相關(guān)處理機(jī)。我國(guó)北京航天飛行控制中心、西安衛(wèi)星測(cè)控中心和中科院上海天文臺(tái)均部署有軟件相關(guān)處理系統(tǒng)，最大能同時(shí)處理20個(gè)測(cè)站的數(shù)據(jù)，具備實(shí)時(shí)條紋搜索能力，相關(guān)處理滯后時(shí)間小于1分鐘[28-29]。此外，還可以利用國(guó)際開(kāi)源軟件DIFX、SPICE等組合搭建相關(guān)處理系統(tǒng)[30]。

(2)相關(guān)后處理

相位參考干涉測(cè)量可以通過(guò)干涉成圖的方式獲得航天器的角位置。干涉成圖軟件一般采用美國(guó)NRAO開(kāi)發(fā)的天文成圖處理系統(tǒng)(Astronomical Image Processing System，AIPS)[31]和Caltech開(kāi)發(fā)的Difmap軟件[32]。AIPS用來(lái)對(duì)相關(guān)處理后的數(shù)據(jù)進(jìn)行幅度、相位、帶通、電離層、視差等各種校準(zhǔn)。Difmap則利用校準(zhǔn)后的數(shù)據(jù)進(jìn)行成圖。AIPS所需的輸入數(shù)據(jù)格式為FITS(Flexible Image Transport System，靈活圖像傳輸系統(tǒng))[33]。

4.3 嫦娥三號(hào)相位參考干涉測(cè)量試驗(yàn)結(jié)果

基于我國(guó)現(xiàn)有軟硬件基礎(chǔ)，利用“嫦娥三號(hào)”開(kāi)展了我國(guó)首次相位參考干涉測(cè)量試驗(yàn)，旨在檢驗(yàn)我國(guó)現(xiàn)有干涉測(cè)量系統(tǒng)進(jìn)行相位參考干涉測(cè)量的可行性和精度水平[34]。試驗(yàn)選擇嫦娥三號(hào)巡視器作為目標(biāo)源，著陸器為參考源，首先確定兩者的角位置偏差，然后計(jì)算出了巡視器相對(duì)著陸器的月面二維位置。嫦娥三號(hào)著陸器和巡視器著陸后一直發(fā)送X頻段信號(hào)，兩個(gè)目標(biāo)距離足夠近，滿足同波束觀測(cè)條件。利用中科院VLBI天文觀測(cè)網(wǎng)四個(gè)測(cè)站的數(shù)據(jù)進(jìn)行處理。由于測(cè)站數(shù)量較少，需要較長(zhǎng)弧段的觀測(cè)數(shù)據(jù)才能得到可靠的巡視器相位參考圖(如圖15所示，此時(shí)巡視器位于著陸器右后方)，或者利用最小二乘解出相位模糊度。圖16是利用相位參考干涉測(cè)量方法恢復(fù)出的巡視器在2013年12月14日到21日的月面軌跡圖，巡視器的精細(xì)運(yùn)動(dòng)清晰可見(jiàn)[35]。

通過(guò)與視覺(jué)定位結(jié)果對(duì)比，巡視器相對(duì)定位精度優(yōu)于1 m，等效于巡視器和著陸器相對(duì)角位置測(cè)量精度優(yōu)于0.5 mas，差分相時(shí)延測(cè)量精度達(dá)到10 ps量級(jí)。本次試驗(yàn)有效驗(yàn)證了利用我國(guó)VLBI觀測(cè)網(wǎng)進(jìn)行探測(cè)器相位參考干涉測(cè)量的可行性和高精度，再增加兩個(gè)深空站，測(cè)量精度和實(shí)時(shí)性將會(huì)得到進(jìn)一步提高[36]。

此外，利用在中國(guó)深空網(wǎng)的喀什深空站35 m天線至佳木斯深空站66 m天線開(kāi)展了單基線觀測(cè)試驗(yàn)，實(shí)現(xiàn)了對(duì)嫦娥三號(hào)月球探測(cè)器著陸器全向天線和定向天線的精確相對(duì)定位，測(cè)量精度達(dá)到了與相時(shí)延解算結(jié)果相當(dāng)?shù)牧考?jí)[37]。

5 結(jié)束語(yǔ)

未來(lái)月球和火星是深空探測(cè)的重點(diǎn)，月球是人類進(jìn)入深空的理想基地和前哨站，而火星作為類地行星與地球最為相似，也是人類目前探測(cè)最為深入的類地行星[38]。深空探測(cè)需求的不斷深化及發(fā)展,對(duì)深空探測(cè)定位的精度提出了更高的要求。提高深空探測(cè)用VLBI技術(shù)測(cè)量精度有兩種途徑：一是提高現(xiàn)有設(shè)備的性能，二是研究新的觀測(cè)方法，這兩種途徑相輔相成[39]。深空導(dǎo)航用VLBI技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)之一就是有更大或更多的天線參與到觀測(cè)中[39]?？紤]到相位參考干涉測(cè)量技術(shù)不僅測(cè)量精度高，且可適應(yīng)航天器常規(guī)下行信號(hào)，能夠極大地降低航天器重量和功耗需求的優(yōu)勢(shì)，針對(duì)我國(guó)未來(lái)深空探測(cè)重點(diǎn)任務(wù)——月球探測(cè)和火星探測(cè)任務(wù)的導(dǎo)航精度的需求，可以綜合利用目前國(guó)內(nèi)已有和正在建設(shè)的測(cè)地VLBI 2010系統(tǒng)的13 m天線、天文VLBI觀測(cè)網(wǎng)以及航天測(cè)控網(wǎng)中具備干涉測(cè)量能力的深空設(shè)備(35 m和66 m)和18 m測(cè)控設(shè)備等資源用于相位參考測(cè)量，推進(jìn)我國(guó)深空導(dǎo)航無(wú)線電干涉測(cè)量技術(shù)的發(fā)展，為未來(lái)深空探測(cè)任務(wù)提供更有力的支持。

[1] Lanyi G E, Bagri D S, Border J S. Angular position determination of spacecraft by radio interferometry[J]. Proceedings of the IEEE, 2007, 95: 2193-2201.

[2] Curkendall D W, Border J S. Delta-DOR: The one-nanoradian navigation measurement system of the deep space network—history, architecture, and componentry[R]. Interplanetary Network Progress Report, JPL, May 15, 2013: 42-193.

[3] Brown D S, Hildebrand C E, Skjerve L J. Wideband delta VLBI for deep space navigation[C]. PLANS ′80-Position Location and Navigation Symposium, Atlantic City, NJ, December 8-11, 1980.

[4] Border J S. Innovation in delta differential one-way range：from Viking to Mars science laboratory[R]. JPL Report, 2009.

[5] Border J S, Lanyi G E, Shin D K. Radiometric tracking for deep space navigation[C]. 31st Annual AAS Guidance and Control Conference, Breckenridge Colorado, 2008.

[6] Lanyi G E, Border J S, Benson J, et al. Determination of angular separation between spacecraft and quasars with the very long baseline array[R]. JPL: Interplanetary Network Progress Report, 2005: 42-162.

[7] Kikuchi F, Qinghui L, Hanada H, et al. Pico-second accuracy VLBI of the two sub-satellites of SELENE (KAGUYA) using multi-frequency and same beam methods[J]. Radio Science, 2009, 44(2): 1-7.

[8] Huang Y, Chang S Q, Li P J, et al. Orbit determination of Chang’E-3 and positioning of the lander and the rover[J]. Chinese Science Bulletin, 2014, 59(29-30): 3858-3867.

[9] Liu Q H, Zheng X, Huang Y, et al. Monitoring motion and measuring relative position of the Chang’E-3 rover[J]. Radio Science, 2014, 49(11): 1080-1086.

[10] Thompson A R, Moran J M, Swenson J G W. Interferometry and synthesis in radio astronomy [M]. John Wiley & Sons, 2008.

[11] Martin-Mur T J, Highsmith D E. Mars approach navigation using the VLBA[C]. Proceedings of the 21st International Symposium on Space Flight Dynamics, Toulouse, France, September 28-October 2, 2009.

[12] Martin-Mur T J, Antreasian P, Border J, et al. Use of very long baseline array interferometric data for spacecraft navigation[C]. 19th International Symposium on Space Flight Dynamics, Kanazawa, Japan, June 4-11, 2006.

[13] Fomalont E, Martin-Mur T J, Border J S, et al. Spacecraft navigation using the VLBA[C]. 10th European VLBI Network Symposium and EVN Users Meeting: VLBI and the new generation of radio arrays, Manchester, UK, September 20-24, 2010.

[14] Lanyi G, Border J, Benson J, et al. Determination of angular separation between spacecraft and quasars with the very long baseline array[R]. IPN Progress Report, 2005: 42-162.

[15] Duev D A, Calves G M, Pogrebenko S V, et al. Spacecraft VLBI and Doppler tracking: algorithms and implementation[J]. Astronomy & Astrophysics. 2012, 541: A43.

[16] Napier P J, Bagri D S, Clark B G, et al. The very long baseline array[J]. Proceedings of the IEEE. 1994, 82(5): 658-672.

[17] Zensus J A, Diamond P J, Napier P J. Very Long Baseline Interferometry and the VLBA[M]. San Francisco: Astronomical Society of the Pacific, 1995.

[18] 周歡, 童鋒賢, 李海濤, 等. 深空探測(cè)器同波束相位參考成圖相對(duì)定位方法[J]. 測(cè)繪學(xué)報(bào), 2015, 44(6):634-640. [Zhou Huan, Tong Feng-xian, Li Hai-tao, et al. Relative position determination between deep-space probes based on same beam phase-referencing imaging technique [J]. Acta Geodaetica et Cartographica Sinica, 2015, 44(6): 634-640.]

[19] Fomalont E. The processing of VLBA spacecraft data[R]. NRAO Memorandum, Charlottesville, Virginia, January 3, 2005.

[20] Taylor G B, Carilli C L, Perley R A. Synthesis imaging in radio astronomy II[M]. San Francisco: Astronomical Society of the Pacific, 1999.

[21] 商琳琳. 射電源3C138和3C66B的相位參考成圖與Blazar源J1924-29的空間VLBI研究[D]. 中國(guó)科學(xué)院上海天文臺(tái), 2005. [Shang Lin-lin. A phase-reference study of the radio source 3C138 and 3C66B and a SVLBI study of the blazar source PKS 1924-29, Shanghai Astronomical Observatory, 2005]

[22] 周歡. 深空航天器相位參考干涉測(cè)量相對(duì)定位技術(shù)研究[D]. 北京: 北京跟蹤與通信技術(shù)研究所, 2015.[Zhou Huan, Relative positioning for interplanetary spacecraft using VLBI phase referencing technique [D].Beijing: Beijing Institute of Tracking and Telecommunications Technology, 2015]

[23] Fomalont E. Analysis of the MER-B VLBA obser-vations[R]. NRAO Memorandum, Charlottesville, Virginia, January 3, 2005.

[24] Jones D L, Fomalont E, Dhawan V, et al. Very long baseline array astrometric observations of the Cassini spacecraft at Saturn[J]. The Astronomical Journal. 2011, 141(2): 29.

[25] Fomalont E. Analysis of the Cassini Oct 2004 exper-iments[R]. NRAO Memorandum, Charlottesville, Virginia, January 3, 2005.

[26] Jones D L, Folkner W M, Jacobson R A, et al. Astrometry of Cassini with the VLBA to improve the Saturn ephemeris[J]. The Astronomical Journal, 2014, 149(1): 28.

[27] Max-Moerbeck W, Brisken W F, Romney J D. Near real-time astrometry for spacecraft navigation with the VLBA: A demonstration with the Mars reconnaissance orbiter and odyssey[J]. Publications of the Astronomical Society of the Pacific, 2015, 127(948): 161.

[28] 韓松濤, 唐歌實(shí), 陳略, 等. 中國(guó)深空網(wǎng)VLBI相關(guān)處理器開(kāi)發(fā)與應(yīng)用[J]. 工程研究, 2015, 7(1): 45-46. [Han Song-tao,Tang Ge-shi,Chen Lue, et al. Development and application of correlator in interferometric tracking center of China DSN[J]. Journal of Engineering Studies, 2015, 7(1): 45-46.]

[29] Shu F, Zheng W, Chen Z. Shanghai VLBI correlator[R]. IVS 2012 Annual Report. Kolkata, West Bengal, India, 2012: 208.

[30] Deller A T, Tingay S J, Bailes M, et al. DIFX: A software correlator for very long baseline interferometry using multiprocessor computing environments[J]. Publications of the Astronomical Society of the Pacific, 2007(119):318-336.

[31] Greisen E, Bridle A. AIPS Cookbook[M]. Edgemont Road Charlottesville, VA 22903-247,National Radio Astronomy Observatory,1985.

[32] Taylory G. The Difmap Cookbook[M]. Pasadena, CA: California Institute of Technology, 1997.

[33] FITS Working Group. Definition of the Flexible Image Transport System[R]. International Astronomical Union, 2010.

[34] Zhou H, Li H, Dong G. Relative position determination between Chang’E-3 lander and rover using in-beam phase referencing[J]. Science China: Information Sciences, 2015, 58(9): 0922011.

[35] Zhou H, Li H, Xu D, et al. Ground-based real-time tracking and traverse recovery of China′s first lunar rover[J]. Advances in Space Research, 2016, 57:880-888.

[36] 董光亮.深空測(cè)控新技術(shù)研究進(jìn)展[J].深空探測(cè)學(xué)報(bào),2014, Vol.1 (4): 243-249. [Dong Guang-liang. Development of new technology in deep space TT&C[J]. Journal of Deep Space Exploration , 2014, Vol.1 (4): 243-249.]

[37] 陳永強(qiáng),周歡,李偉,屈明.深空探測(cè)器單基線干涉測(cè)量相對(duì)定位方法[J].宇航學(xué)報(bào),2017,38(6): 605-611. [Chen Yong-qiang,Zhou Huan,Li Wei, et al. New VLBI method for relative position determination between deep space probes using single baseline[J].Journal of Astronautics, 2017,38 (6): 605-611.]

[38] 吳偉仁,于登云. 深空探測(cè)發(fā)展與未來(lái)關(guān)鍵技術(shù) [J].深空探測(cè)學(xué)報(bào),2014,Vol.1 (1): 5-17. [Wu Wei-ren,Yu Deng-yun. Development of deep space exploration and its future key technologies[J]. Journal of Deep Space Exploration , 2014,Vol.1 (1): 5-17.]

[39] 朱新穎,李春來(lái),張洪波．深空探測(cè)VLBI技術(shù)綜述及我國(guó)的現(xiàn)狀和發(fā)展[J]. 宇航學(xué)報(bào), 2010, 31 (8): 1893-1899. [Zhu Xin-ying, Li Chun-lai, Zhang Hong-bo. A Survey of VLBI technique for deep space exploration and trend in China current situation and development [J]. Journal of Astronautics, 2010, 31(8): 1893-1899.]