2019年 第6卷 第3期
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2019, 6(3): 203-209.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2019.03.001
摘要:
月球探测器的轨道确定是完成月球探测任务的基础，在我国月球探测任务的引领下，在我国深空测控体系发展的同时，轨道确定技术也得到了快速的进步。从时空参考框架和动力学模型两个方面介绍了我国月球探测任务轨道确定技术的发展过程，基于时空参考框架的优化及动力学模型的改进，我国月球探测器的轨道确定能力及精度也不断提升，这对于当前及后续的月球探测任务都有很好的借鉴意义。
月球探测器的轨道确定是完成月球探测任务的基础，在我国月球探测任务的引领下，在我国深空测控体系发展的同时，轨道确定技术也得到了快速的进步。从时空参考框架和动力学模型两个方面介绍了我国月球探测任务轨道确定技术的发展过程，基于时空参考框架的优化及动力学模型的改进，我国月球探测器的轨道确定能力及精度也不断提升，这对于当前及后续的月球探测任务都有很好的借鉴意义。
2019, 6(3): 210-218.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2019.03.002
摘要:
深空探测作为人类航天活动的重要方向，是人类探索宇宙奥秘和寻求长久发展的必然途径，也是衡量一个国家综合国力和科学技术发展水平的重要标志。深空探测轨道控制技术作为决定深空探测任务成败的关键技术之一，越来越多地受到关注并得到应用，成为各国深空探测技术研究和发展的热点。以我国探月工程各次任务为脉络，简述了历次任务轨道控制的目标和实施效果，总结了主要技术创新，在此基础上，展望了我国未来深空探测轨道控制的发展趋势。
深空探测作为人类航天活动的重要方向，是人类探索宇宙奥秘和寻求长久发展的必然途径，也是衡量一个国家综合国力和科学技术发展水平的重要标志。深空探测轨道控制技术作为决定深空探测任务成败的关键技术之一，越来越多地受到关注并得到应用，成为各国深空探测技术研究和发展的热点。以我国探月工程各次任务为脉络，简述了历次任务轨道控制的目标和实施效果，总结了主要技术创新，在此基础上，展望了我国未来深空探测轨道控制的发展趋势。
2019, 6(3): 219-224.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2019.03.003
摘要:
针对深空探测器相对位置精确测量需求，建立了空间三维相对位置测量模型，研究了基于单基线同波束干涉测量（Same-beam VLBI，SBI）的空间三维位置最小二乘解算方法。利用“嫦娥3号”着陆器的测控天线与定向天线的SBI实测数据，验证了测量模型与解算方法的有效性。结果显示：SBI干涉时延随机误差约0.225 ps（0.07 mm）；测控天线与定向天线之间距离误差约0.216 m，方向误差约30.4°。该研究结果有望应用于后续深空探测任务譬如“嫦娥5号”器间高精度相对测量中。
针对深空探测器相对位置精确测量需求，建立了空间三维相对位置测量模型，研究了基于单基线同波束干涉测量（Same-beam VLBI，SBI）的空间三维位置最小二乘解算方法。利用“嫦娥3号”着陆器的测控天线与定向天线的SBI实测数据，验证了测量模型与解算方法的有效性。结果显示：SBI干涉时延随机误差约0.225 ps（0.07 mm）；测控天线与定向天线之间距离误差约0.216 m，方向误差约30.4°。该研究结果有望应用于后续深空探测任务譬如“嫦娥5号”器间高精度相对测量中。
2019, 6(3): 225-231.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2019.03.004
摘要:
针对深空探测器常用下行信号体制，结合无线电干涉测量特点，提出了一种基于探测器DOR信标信号和数传信号融合处理的干涉测量方法。该方法首先通过相关处理得到DOR信号和数传信号的差分相位，利用DOR信号进行带宽综合得到时延估计，并构建时延模型；然后，利用时延模型得到DOR信号与数传信号在数传载波处的相位差，并以此对数传信号差分相位进行补偿；最后，利用DOR信号差分相位和补偿后的数传信号差分相位进行带宽综合，实现高精度干涉测量。深空探测网数据处理结果表明融合处理后时延估计随机误差明显降低；但受介质时延误差影响，融合处理对系统时延精度的改善幅度有所减小。该方法仅通过改进干涉测量数据处理方法即实现了时延估计随机误差的改善，不仅提高了信号使用效率，而且增强了航天测控系统的鲁棒性，在应急测控背景下具有特殊意义。
针对深空探测器常用下行信号体制，结合无线电干涉测量特点，提出了一种基于探测器DOR信标信号和数传信号融合处理的干涉测量方法。该方法首先通过相关处理得到DOR信号和数传信号的差分相位，利用DOR信号进行带宽综合得到时延估计，并构建时延模型；然后，利用时延模型得到DOR信号与数传信号在数传载波处的相位差，并以此对数传信号差分相位进行补偿；最后，利用DOR信号差分相位和补偿后的数传信号差分相位进行带宽综合，实现高精度干涉测量。深空探测网数据处理结果表明融合处理后时延估计随机误差明显降低；但受介质时延误差影响，融合处理对系统时延精度的改善幅度有所减小。该方法仅通过改进干涉测量数据处理方法即实现了时延估计随机误差的改善，不仅提高了信号使用效率，而且增强了航天测控系统的鲁棒性，在应急测控背景下具有特殊意义。
2019, 6(3): 232-235,300.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2019.03.005
摘要:
针对“嫦娥4号”中继星任务S频段信标信号的高精度实时干涉测量需求，结合深空测控干涉测量系统采用的稀疏标校工作模式，研究验证了一种面向测控模式实时干涉测量的电离层时延修正方法。首先分析了电磁波经电离层传播的延迟机理及特性；基于深空站历史观测数据，通过自相关函数分析验证了天顶向TEC的周日特性；在此基础上，结合深空干涉测量中心数据处理设备软件系统，讨论了电离层时延修正方法；通过任务期间的实测数据处理分析，验证了所提方法可以将实时测量精度提升1～3 ns，对低仰角跟踪弧段，该技术方法优势更为明显。该方法为后续深入推进深空测控干涉测量系统在任务中的实时应用提供了技术储备。
针对“嫦娥4号”中继星任务S频段信标信号的高精度实时干涉测量需求，结合深空测控干涉测量系统采用的稀疏标校工作模式，研究验证了一种面向测控模式实时干涉测量的电离层时延修正方法。首先分析了电磁波经电离层传播的延迟机理及特性；基于深空站历史观测数据，通过自相关函数分析验证了天顶向TEC的周日特性；在此基础上，结合深空干涉测量中心数据处理设备软件系统，讨论了电离层时延修正方法；通过任务期间的实测数据处理分析，验证了所提方法可以将实时测量精度提升1～3 ns，对低仰角跟踪弧段，该技术方法优势更为明显。该方法为后续深入推进深空测控干涉测量系统在任务中的实时应用提供了技术储备。
2019, 6(3): 236-240.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2019.03.006
摘要:
针对深空探测器轨道测量任务高精度测速需求，提出了一种开环测速方案。首先，采用窄带模式对深空探测器下行信号进行采集记录，利用傅里叶变换+线性调频Z变换+本地重构相关联合信号处理方法，对探测器主载波信号进行处理，自适应提取探测器主载波频率；然后，基于主载波频率获取反映探测器相对于测站速度运动关系的多普勒频率，并评估多普勒频率的随机噪声水平；最后，将基于本文的多普勒频率与深空站测速基带多普勒频率、累积载波相位测速多普勒频率进行比对，并将3种多普勒频率输入探测器联合定轨程序，进一步评估本方案获取的多普勒测速绝对精度。基于“嫦娥4号”中继星在轨实测试验数据分析表明：所获得的多普勒频率提取精度为10 mHz，优于深空站基带测速多普勒频率与累积载波相位测速多普勒频率精度；联合定轨表明：多普勒测速绝对精度为0.2 mm/s，有效验证了深空开环测速技术，为后续深空探测器轨道联合测量系统研制奠定了技术基础。
针对深空探测器轨道测量任务高精度测速需求，提出了一种开环测速方案。首先，采用窄带模式对深空探测器下行信号进行采集记录，利用傅里叶变换+线性调频Z变换+本地重构相关联合信号处理方法，对探测器主载波信号进行处理，自适应提取探测器主载波频率；然后，基于主载波频率获取反映探测器相对于测站速度运动关系的多普勒频率，并评估多普勒频率的随机噪声水平；最后，将基于本文的多普勒频率与深空站测速基带多普勒频率、累积载波相位测速多普勒频率进行比对，并将3种多普勒频率输入探测器联合定轨程序，进一步评估本方案获取的多普勒测速绝对精度。基于“嫦娥4号”中继星在轨实测试验数据分析表明：所获得的多普勒频率提取精度为10 mHz，优于深空站基带测速多普勒频率与累积载波相位测速多普勒频率精度；联合定轨表明：多普勒测速绝对精度为0.2 mm/s，有效验证了深空开环测速技术，为后续深空探测器轨道联合测量系统研制奠定了技术基础。
2019, 6(3): 241-246.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2019.03.007
摘要:
位于地月平动点的探测器因为较差的观测几何，需要地基USB/UXB与天文VLBI长时间的联合跟踪数据获取稳定精确的轨道。提出了利用中国深空网双站共视跟踪平动点探测器，获取双程、三程测距及VLBI测量数据，解算探测器精确轨道的模式。以“鹊桥”卫星为分析对象，首先评估中国深空网对“鹊桥”的跟踪能力。然后分析不同观测组合模式下的定轨计算精度。结果表明：双站共视约束下，深空站每天对“鹊桥”跟踪弧长大于5 h；使用长于6 h的双站跟踪数据进行定轨，系统差的解算更有利于轨道精度提升；跟踪时长超过2天时，必须在轨道解算的同时估计光压系数，并有望实现优于百米的轨道精度。
位于地月平动点的探测器因为较差的观测几何，需要地基USB/UXB与天文VLBI长时间的联合跟踪数据获取稳定精确的轨道。提出了利用中国深空网双站共视跟踪平动点探测器，获取双程、三程测距及VLBI测量数据，解算探测器精确轨道的模式。以“鹊桥”卫星为分析对象，首先评估中国深空网对“鹊桥”的跟踪能力。然后分析不同观测组合模式下的定轨计算精度。结果表明：双站共视约束下，深空站每天对“鹊桥”跟踪弧长大于5 h；使用长于6 h的双站跟踪数据进行定轨，系统差的解算更有利于轨道精度提升；跟踪时长超过2天时，必须在轨道解算的同时估计光压系数，并有望实现优于百米的轨道精度。
2019, 6(3): 247-253.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2019.03.008
摘要:
“嫦娥4号”中继星是“嫦娥4号”探测器实现月球背面着陆与巡视的关键，目前正稳定运行在地-月L2点使命轨道上，该使命轨道为平均周期约14天的南族Halo轨道。因任务的需要，中继星本体系+Z轴需调整指向，处于正对太阳和非正对太阳两种状态。太阳光压在中继星+Z轴对日的情况下会加速卫星的角动量累积，增加卫星卸载喷气频次。基于中继星使命轨道段测控支持条件，采用重叠弧段法对两种状态下的中继星定轨精度进行分析与评估。结果表明，在中继星+Z轴非对日运行状态下，重叠弧段位置误差为1.6 km，速度误差为8 mm/s；在中继星+Z轴对日运行状态下，重叠弧段位置误差为0.6 km，速度误差为3 mm/s，这对中继星的长期运行具有重要参考价值。
“嫦娥4号”中继星是“嫦娥4号”探测器实现月球背面着陆与巡视的关键，目前正稳定运行在地-月L2点使命轨道上，该使命轨道为平均周期约14天的南族Halo轨道。因任务的需要，中继星本体系+Z轴需调整指向，处于正对太阳和非正对太阳两种状态。太阳光压在中继星+Z轴对日的情况下会加速卫星的角动量累积，增加卫星卸载喷气频次。基于中继星使命轨道段测控支持条件，采用重叠弧段法对两种状态下的中继星定轨精度进行分析与评估。结果表明，在中继星+Z轴非对日运行状态下，重叠弧段位置误差为1.6 km，速度误差为8 mm/s；在中继星+Z轴对日运行状态下，重叠弧段位置误差为0.6 km，速度误差为3 mm/s，这对中继星的长期运行具有重要参考价值。
2019, 6(3): 254-260.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2019.03.009
摘要:
微纳卫星深空探测任务中，通常所分配的测控资源有限，因此有必要对有限测控资源条件下微纳卫星的定轨精度进行分析。以微纳卫星深空探测为背景，采用“龙江2号”微卫星的轨道测量数据对其定轨精度进行了分析。“龙江2号”微卫星只有USB轨道测量数据，且环月段测控资源相对紧张，每天有两站跟踪，共约3～4 h的轨道测量数据。首先介绍了“龙江2号”微卫星飞行任务及其飞行过程中影响测定轨的因素；其次给出了定轨的动力学模型，对微卫星地月转移段的定轨精度进行了分析；最后通过分析摄动力、动量轮卸载以及数据弧段长度的影响，给出了微卫星环月阶段所使用的定轨策略，并通过重叠弧段比较的模式，给出了微卫星环月段的定轨精度。研究结论可以为后续微纳卫星深空探测任务提供有益参考。
微纳卫星深空探测任务中，通常所分配的测控资源有限，因此有必要对有限测控资源条件下微纳卫星的定轨精度进行分析。以微纳卫星深空探测为背景，采用“龙江2号”微卫星的轨道测量数据对其定轨精度进行了分析。“龙江2号”微卫星只有USB轨道测量数据，且环月段测控资源相对紧张，每天有两站跟踪，共约3～4 h的轨道测量数据。首先介绍了“龙江2号”微卫星飞行任务及其飞行过程中影响测定轨的因素；其次给出了定轨的动力学模型，对微卫星地月转移段的定轨精度进行了分析；最后通过分析摄动力、动量轮卸载以及数据弧段长度的影响，给出了微卫星环月阶段所使用的定轨策略，并通过重叠弧段比较的模式，给出了微卫星环月段的定轨精度。研究结论可以为后续微纳卫星深空探测任务提供有益参考。
2019, 6(3): 261-268.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2019.03.010
摘要:
两颗微卫星进入环月大椭圆轨道后，在地面测控支持下，通过执行若干次轨道机动，最终实现从相距上千或上万km至相距1～10 km范围变化的环月轨道编队飞行。针对月球大椭圆轨道，基于多脉冲交会控制模式，设计了交会点满足编队飞行状态的轨道控制策略，采用线性制导方法迭代计算精确轨道控制参数；设计了顺序优化的5脉冲控制策略，对轨道平面、拱线、形状和相位等轨道全要素进行控制，通过远距离接近、中距离调整和近距离捕获的渐进式分段控制，在月球大椭圆轨道差异较大条件下，相对运动轨迹渐进稳定，最终实现近距离编队。
两颗微卫星进入环月大椭圆轨道后，在地面测控支持下，通过执行若干次轨道机动，最终实现从相距上千或上万km至相距1～10 km范围变化的环月轨道编队飞行。针对月球大椭圆轨道，基于多脉冲交会控制模式，设计了交会点满足编队飞行状态的轨道控制策略，采用线性制导方法迭代计算精确轨道控制参数；设计了顺序优化的5脉冲控制策略，对轨道平面、拱线、形状和相位等轨道全要素进行控制，通过远距离接近、中距离调整和近距离捕获的渐进式分段控制，在月球大椭圆轨道差异较大条件下，相对运动轨迹渐进稳定，最终实现近距离编队。
2019, 6(3): 269-276.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2019.03.011
摘要:
“嫦娥4号”中继星作为“嫦娥4号”任务的重要组成部分，不同于其它月球探测器，首次选择绕地月L2平动点运行的Halo轨道以保证为月球背面的着陆器和巡视器提供连续的中继通信服务，这面临诸多技术挑战。基于任务需求和工程约束，梳理了中继星全寿命与轨道控制相关的故障类型，制定了多级应急控制目标，给出了分阶段应急轨道控制方案，提出将Lissajous轨道作为应急备选使命轨道，分析了推进剂消耗、中继测控条件和可行性，研究成果直接应用于中继星任务工程实践。
“嫦娥4号”中继星作为“嫦娥4号”任务的重要组成部分，不同于其它月球探测器，首次选择绕地月L2平动点运行的Halo轨道以保证为月球背面的着陆器和巡视器提供连续的中继通信服务，这面临诸多技术挑战。基于任务需求和工程约束，梳理了中继星全寿命与轨道控制相关的故障类型，制定了多级应急控制目标，给出了分阶段应急轨道控制方案，提出将Lissajous轨道作为应急备选使命轨道，分析了推进剂消耗、中继测控条件和可行性，研究成果直接应用于中继星任务工程实践。
2019, 6(3): 277-283.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2019.03.012
摘要:
针对未来地月L2点Halo轨道空间站长期停泊任务，研究了高精度模型下Halo轨道设计方法。首先，详细推导了圆型限制性三体问题（Circular Restricted Three Body Problem，CR3BP）质心会合坐标系与高精度模型地心J2000坐标系之间的转换关系，并在此基础上，将CR3BP下的闭合Halo轨道转换到地心J2000坐标系得到了高精度模型下Halo轨道迭代初值。其次，采用序列二次规划（Sequence Quadratic Program，SQP）构造多层迭代格式，在高精度模型下对初值进行逐层修正。最后，通过仿真测试，验证了该方法的可行性与有效性。该研究结果可为未来平动点任务标称轨道设计方案的制定提供参考。
针对未来地月L2点Halo轨道空间站长期停泊任务，研究了高精度模型下Halo轨道设计方法。首先，详细推导了圆型限制性三体问题（Circular Restricted Three Body Problem，CR3BP）质心会合坐标系与高精度模型地心J2000坐标系之间的转换关系，并在此基础上，将CR3BP下的闭合Halo轨道转换到地心J2000坐标系得到了高精度模型下Halo轨道迭代初值。其次，采用序列二次规划（Sequence Quadratic Program，SQP）构造多层迭代格式，在高精度模型下对初值进行逐层修正。最后，通过仿真测试，验证了该方法的可行性与有效性。该研究结果可为未来平动点任务标称轨道设计方案的制定提供参考。
2019, 6(3): 284-292.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2019.03.013
摘要:
针对小天体形状不规则、质量不均匀导致模型建立不准确的问题，研究基于改进的预测滤波实现自主着陆过程中精确导航的关键技术。在导航算法设计中，首先建立了小天体引力场模型，并建立了导航系统运动学模型，然后建立了基于惯性测量单元、光学相机及测速敏感器多信息融合的测量模型，结合扩展卡尔曼滤波（ExtendedKalman Filter， EKF）算法对非线性预测滤波（Nonlinear Predictive Filter， NPF）算法进行改进，在该导航算法下，对系统的可观性进行了分析。仿真结果表明：在引力不确定性引起的模型不准确度下，该方法可实时估计模型误差，在与EKF导航精度比较的基础上验证了改进的NPF算法的有效性和精确性。
针对小天体形状不规则、质量不均匀导致模型建立不准确的问题，研究基于改进的预测滤波实现自主着陆过程中精确导航的关键技术。在导航算法设计中，首先建立了小天体引力场模型，并建立了导航系统运动学模型，然后建立了基于惯性测量单元、光学相机及测速敏感器多信息融合的测量模型，结合扩展卡尔曼滤波（ExtendedKalman Filter， EKF）算法对非线性预测滤波（Nonlinear Predictive Filter， NPF）算法进行改进，在该导航算法下，对系统的可观性进行了分析。仿真结果表明：在引力不确定性引起的模型不准确度下，该方法可实时估计模型误差，在与EKF导航精度比较的基础上验证了改进的NPF算法的有效性和精确性。
2019, 6(3): 293-300.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2019.03.014
摘要:
深空探测任务中自主导航测量误差是影响深空探测自主导航系统精度的主要影响因素。针对抑制自主导航测量误差的问题，提出一种平面约束辅助测量的深空探测器自主天文导航方法，该方法在对系统非线性不等式几何平面约束建模的基础上，利用序列二次规划（Sequential Quadratic Programming，SQP）非线性规划方法，对深空探测器自主天文导航系统的非线性不等式约束进行非线性规划，直接辅助减小深空探测器自主导航系统的量测误差；利用CKF-SQP量测优化非线性约束滤波方法，对深空探测器自主导航系统的状态进行估计，进一步减小系统随机误差。仿真结果表明：所提方法可以有效抑制测量误差，实现深空探测器高精度自主导航。该方法可为深空探测器提供一种可行的高精度自主导航方法。
深空探测任务中自主导航测量误差是影响深空探测自主导航系统精度的主要影响因素。针对抑制自主导航测量误差的问题，提出一种平面约束辅助测量的深空探测器自主天文导航方法，该方法在对系统非线性不等式几何平面约束建模的基础上，利用序列二次规划（Sequential Quadratic Programming，SQP）非线性规划方法，对深空探测器自主天文导航系统的非线性不等式约束进行非线性规划，直接辅助减小深空探测器自主导航系统的量测误差；利用CKF-SQP量测优化非线性约束滤波方法，对深空探测器自主导航系统的状态进行估计，进一步减小系统随机误差。仿真结果表明：所提方法可以有效抑制测量误差，实现深空探测器高精度自主导航。该方法可为深空探测器提供一种可行的高精度自主导航方法。
