2020年 第7卷 第4期
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2020, 7(4): 321-331.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2020.20200030
摘要:
我国探月工程将具有测距、测速能力的统一S波段（United S-Band，USB）测控系统和具有高精度测角能力的甚长基线干涉（Very Long Base Interferometry，VLBI）技术系统地结合起来，承担对月球探测器测轨和定轨任务。简要回顾了VLBI技术的发展，重点介绍了VLBI技术在我国探月工程的应用，总结在工程应用中的关键技术，分析了VLBI在探测任务中的重要作用。VLBI测轨分系统圆满完成了“嫦娥1号”“嫦娥2号”“嫦娥3号”“嫦娥4号”探测器以及“嫦娥5号”试验飞行器的测定轨和定位任务，也为后续的月球及行星探测奠定了坚实的基础。
我国探月工程将具有测距、测速能力的统一S波段（United S-Band，USB）测控系统和具有高精度测角能力的甚长基线干涉（Very Long Base Interferometry，VLBI）技术系统地结合起来，承担对月球探测器测轨和定轨任务。简要回顾了VLBI技术的发展，重点介绍了VLBI技术在我国探月工程的应用，总结在工程应用中的关键技术，分析了VLBI在探测任务中的重要作用。VLBI测轨分系统圆满完成了“嫦娥1号”“嫦娥2号”“嫦娥3号”“嫦娥4号”探测器以及“嫦娥5号”试验飞行器的测定轨和定位任务，也为后续的月球及行星探测奠定了坚实的基础。
2020, 7(4): 332-339.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2020.20200026
摘要:
“嫦娥4号”在国际上首次实现了月球背面软着陆和巡视勘察。“嫦娥4号”中继星任务中首次创新性使用S波段双差分单向测距（Delta Differential One-way Ranging，ΔDOR）测量技术，自主研制的S波段ΔDOR观测数据处理系统在探测器任务期间，首次实现了甚长基线干涉测量（Very Long Baseline Interferometry，VLBI）系统分时快速转换观测中继星和探测器；利用天马射电望远镜对中继星天线进行了在轨指向标定。深入分析了VLBI需要解决的主要技术问题，提出了具体的解决措施，通过重点对中继星、探测器实时任务期间的测量结果的分析，得出这些技术手段对任务目标的完成具有重要作用。
“嫦娥4号”在国际上首次实现了月球背面软着陆和巡视勘察。“嫦娥4号”中继星任务中首次创新性使用S波段双差分单向测距（Delta Differential One-way Ranging，ΔDOR）测量技术，自主研制的S波段ΔDOR观测数据处理系统在探测器任务期间，首次实现了甚长基线干涉测量（Very Long Baseline Interferometry，VLBI）系统分时快速转换观测中继星和探测器；利用天马射电望远镜对中继星天线进行了在轨指向标定。深入分析了VLBI需要解决的主要技术问题，提出了具体的解决措施，通过重点对中继星、探测器实时任务期间的测量结果的分析，得出这些技术手段对任务目标的完成具有重要作用。
2020, 7(4): 340-346.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2020.20200022
摘要:
从“嫦娥1号”任务开始，中国月球探测器就使用地基测距测速和甚长基线干涉测量（Very Long Baseline Interferometry，VLBI）联合测轨模式，实现对月球探测器的精密测定轨。对VLBI在中国月球探测定轨定位中的应用进行系统性介绍，分析得出：测量精度从10 ns左右提高到优于1 ns；在探测器定轨和着陆器/巡视器月面定位中，VLBI数据在提高定轨定位精度方面发挥了重要作用，“嫦娥3号”（Chang'E-3，CE-3）环月段定轨精度可达20 m，着陆器定位精度优于100 m，同波束VLBI技术是巡视器相对定位的唯一地面测量手段，CE-3巡视器相对定位精度在1～2 m。
从“嫦娥1号”任务开始，中国月球探测器就使用地基测距测速和甚长基线干涉测量（Very Long Baseline Interferometry，VLBI）联合测轨模式，实现对月球探测器的精密测定轨。对VLBI在中国月球探测定轨定位中的应用进行系统性介绍，分析得出：测量精度从10 ns左右提高到优于1 ns；在探测器定轨和着陆器/巡视器月面定位中，VLBI数据在提高定轨定位精度方面发挥了重要作用，“嫦娥3号”（Chang'E-3，CE-3）环月段定轨精度可达20 m，着陆器定位精度优于100 m，同波束VLBI技术是巡视器相对定位的唯一地面测量手段，CE-3巡视器相对定位精度在1～2 m。
2020, 7(4): 347-353.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2020.20200029
摘要:
高灵敏度致冷接收机是提升我国探月工程VLBI测轨精度的关键设备。我国自主研发的S/X致冷接收机采用了双频馈源网络、致冷极化器、HEMT（High Electron Mobility Transistor）致冷低噪声放大器、超导滤波器等核心技术，实现了S/X双频信号的同时同目标高灵敏度接收。介绍了接收机系统设计及分部件研制情况，并对接收机噪声和系统噪声进行了实测。结果表明，S波段接收机频带2.19～2.3 GHz，接收机噪声温度8 K，天顶方向系统噪声温度53 K，X波段接收机频带8.2～9.0 GHz，接收机噪声温度13 K，天顶方向系统噪声温度32 K，很好地完成了我国探月工程VLBI测轨任务。
高灵敏度致冷接收机是提升我国探月工程VLBI测轨精度的关键设备。我国自主研发的S/X致冷接收机采用了双频馈源网络、致冷极化器、HEMT（High Electron Mobility Transistor）致冷低噪声放大器、超导滤波器等核心技术，实现了S/X双频信号的同时同目标高灵敏度接收。介绍了接收机系统设计及分部件研制情况，并对接收机噪声和系统噪声进行了实测。结果表明，S波段接收机频带2.19～2.3 GHz，接收机噪声温度8 K，天顶方向系统噪声温度53 K，X波段接收机频带8.2～9.0 GHz，接收机噪声温度13 K，天顶方向系统噪声温度32 K，很好地完成了我国探月工程VLBI测轨任务。
2020, 7(4): 354-361.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2020.20200027
摘要:
实时处理机是探月工程VLBI测轨分系统数据处理中心的核心设备。软件处理机是自主开发的实时并行信号处理软件，运行于CPU+GPU结构的高性能集群服务器平台，硬件处理机是基于大规模FPGA器件研制的专用高速信号处理机。它们采用FX型结构，具备数据实时接收、解码、相关处理、相位校正信号提取、实时监视等功能。当探测器预报时延模型精度不够时，处理机系统可通过特殊的条纹搜索功能，现场实时自主重构高精度时延模型，引导处理机完成探测器信号相关处理。经过工程验证，月球探测器VLBI测定轨的总实时数据速率达到了512 Mbps。
实时处理机是探月工程VLBI测轨分系统数据处理中心的核心设备。软件处理机是自主开发的实时并行信号处理软件，运行于CPU+GPU结构的高性能集群服务器平台，硬件处理机是基于大规模FPGA器件研制的专用高速信号处理机。它们采用FX型结构，具备数据实时接收、解码、相关处理、相位校正信号提取、实时监视等功能。当探测器预报时延模型精度不够时，处理机系统可通过特殊的条纹搜索功能，现场实时自主重构高精度时延模型，引导处理机完成探测器信号相关处理。经过工程验证，月球探测器VLBI测定轨的总实时数据速率达到了512 Mbps。
2020, 7(4): 362-370.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2020.20200056
摘要:
基于全球导航卫星系统（Global Navigation Satellite System，GNSS）反演的电离层模型是甚长基线干涉（Very Long Baseline Interferometry，VLBI）网（Chinese VLBI Network，CVN）电离层时延修正的有效方法。由于国际GNSS服务组织（International GNSS Services，IGS）跟踪网在中国区域较稀疏，针对探月工程高精度需求，提出了加密GNSS跟踪网的处理策略，构建了全球电离层精修正模型（ShangHai Astronomical Observatory，SHAO），并与欧洲定轨中心发布的全球电离层修正模型（Center for Orbit Determination in Europe，CODE）作对比。结果表明：在电离层平静期，采用两种模型计算的CVN站电离层时延相对均方根误差（Root Mean Square Error，RMSE）最大1.23 ns；在电离层活跃期，CVN站的电离层时延RMSE最大达16.80 ns。在电离层处于活跃期时，基于SHAO模型的VLBI定轨残差相比CODE模型在S1波段由6.07 ns提高到3.33 ns，S2波段由9.10 ns提高到7.07 ns，X0波段由0.70 ns 提高到0.60 ns。
基于全球导航卫星系统（Global Navigation Satellite System，GNSS）反演的电离层模型是甚长基线干涉（Very Long Baseline Interferometry，VLBI）网（Chinese VLBI Network，CVN）电离层时延修正的有效方法。由于国际GNSS服务组织（International GNSS Services，IGS）跟踪网在中国区域较稀疏，针对探月工程高精度需求，提出了加密GNSS跟踪网的处理策略，构建了全球电离层精修正模型（ShangHai Astronomical Observatory，SHAO），并与欧洲定轨中心发布的全球电离层修正模型（Center for Orbit Determination in Europe，CODE）作对比。结果表明：在电离层平静期，采用两种模型计算的CVN站电离层时延相对均方根误差（Root Mean Square Error，RMSE）最大1.23 ns；在电离层活跃期，CVN站的电离层时延RMSE最大达16.80 ns。在电离层处于活跃期时，基于SHAO模型的VLBI定轨残差相比CODE模型在S1波段由6.07 ns提高到3.33 ns，S2波段由9.10 ns提高到7.07 ns，X0波段由0.70 ns 提高到0.60 ns。
2020, 7(4): 371-383.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2020.20190708001
摘要:
以火星地形、影像数据和火星地质单元图为基础，综合工程条件约束和科学意义，选择我国火星探测任务的优先着陆区并进行地质背景研究。基于火星表面地形数据提取预选着陆区的地形因子（包括坡度和粗糙度），并结合着陆区的地面承重能力和高程纬度条件选出符合工程约束条件的区域；基于生命和地质两个研究重点，选取具有相应科学意义的地区作为优先着陆区，共选出了8个优先着陆区，其中a、b优先着陆区位于克里斯平原，c～g优先着陆区位于伊希地平原，h优先着陆区位于尼本席斯平原；对选出的区域进行地质背景研究，评定各个区域作为最终着陆区的优先程度，其中e～g 3个着陆区地形平坦、位于地质单元交界处且探测到含水矿物分布，因此被作为优先度最高的火星预选着陆区。
以火星地形、影像数据和火星地质单元图为基础，综合工程条件约束和科学意义，选择我国火星探测任务的优先着陆区并进行地质背景研究。基于火星表面地形数据提取预选着陆区的地形因子（包括坡度和粗糙度），并结合着陆区的地面承重能力和高程纬度条件选出符合工程约束条件的区域；基于生命和地质两个研究重点，选取具有相应科学意义的地区作为优先着陆区，共选出了8个优先着陆区，其中a、b优先着陆区位于克里斯平原，c～g优先着陆区位于伊希地平原，h优先着陆区位于尼本席斯平原；对选出的区域进行地质背景研究，评定各个区域作为最终着陆区的优先程度，其中e～g 3个着陆区地形平坦、位于地质单元交界处且探测到含水矿物分布，因此被作为优先度最高的火星预选着陆区。
2020, 7(4): 384-390.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2020.20191029001
摘要:
通信系统是月球极区探测器的重要组成部分之一。月面极区着陆器通信条件相对于低纬度地区探测有较大的差异，通信系统设计需结合月面极区软着陆探测任务实际，针对其任务的特点和需求开展相关设计工作。对多器联合月球极区探测通信开展任务分析，分析了通信系统架构、通信环境条件和数据量等任务需求，并设计了月球极区通信系统链路架构。该方案基于一套由月球中继通信网络和月面通信网络组成的链路构架，通过异构链路互为备份、多中心节点等方式实现了系统的可靠性与可扩展，兼顾了系统内的资源优化配置，可为未来月球极区探测通信技术工程实施提供指导。
通信系统是月球极区探测器的重要组成部分之一。月面极区着陆器通信条件相对于低纬度地区探测有较大的差异，通信系统设计需结合月面极区软着陆探测任务实际，针对其任务的特点和需求开展相关设计工作。对多器联合月球极区探测通信开展任务分析，分析了通信系统架构、通信环境条件和数据量等任务需求，并设计了月球极区通信系统链路架构。该方案基于一套由月球中继通信网络和月面通信网络组成的链路构架，通过异构链路互为备份、多中心节点等方式实现了系统的可靠性与可扩展，兼顾了系统内的资源优化配置，可为未来月球极区探测通信技术工程实施提供指导。
2020, 7(4): 391-398.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2020.20200038
摘要:
随着人类探索太空的步伐愈加深入，利用多星组网进行深空探测的多目标轨道发射任务越来越多，针对性地提出一种适应多目标轨道要求的运载火箭弹道制导设计方法。创新性地提出只设计一条理论弹道，对其它目标轨道采用卫星入轨点位置不变的假设，根据不同的轨道要求生成对应的制导终端参数，利用迭代制导实现入轨。仿真结果表明，该方法能极大减少传统弹道制导设计的计算量，对运载能力影响较小，对多目标轨道任务适应性强，易于工程实现。该方法也适用于目标轨道临时微调的情况，进一步提高运载火箭进入深空探测的能力。
随着人类探索太空的步伐愈加深入，利用多星组网进行深空探测的多目标轨道发射任务越来越多，针对性地提出一种适应多目标轨道要求的运载火箭弹道制导设计方法。创新性地提出只设计一条理论弹道，对其它目标轨道采用卫星入轨点位置不变的假设，根据不同的轨道要求生成对应的制导终端参数，利用迭代制导实现入轨。仿真结果表明，该方法能极大减少传统弹道制导设计的计算量，对运载能力影响较小，对多目标轨道任务适应性强，易于工程实现。该方法也适用于目标轨道临时微调的情况，进一步提高运载火箭进入深空探测的能力。
2020, 7(4): 399-406.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2020.20200052
摘要:
深空天线组阵是实现极远距离深空探测和通信的重要手段之一。基于天线组阵的信号模型，深入研究了深空天线组阵的空间功率合成特性，分析了各天线信号的时延及相位补偿误差对空间功率合成性能的影响，并研究了天线组阵的阵型对栅瓣位置及幅度特征的影响。仿真试验结果表明：均匀分布方形天线组阵的栅瓣分布均匀且幅度较大，随着天线组阵非均匀分布程度的增加，栅瓣会变得散乱分布且幅度降低，但主瓣的变化并不明显。圆形天线组阵的栅瓣分布比较散乱，而L形天线组阵的主瓣和栅瓣均为椭圆形。为深空天线组阵系统的设计提供了一定的参考。
深空天线组阵是实现极远距离深空探测和通信的重要手段之一。基于天线组阵的信号模型，深入研究了深空天线组阵的空间功率合成特性，分析了各天线信号的时延及相位补偿误差对空间功率合成性能的影响，并研究了天线组阵的阵型对栅瓣位置及幅度特征的影响。仿真试验结果表明：均匀分布方形天线组阵的栅瓣分布均匀且幅度较大，随着天线组阵非均匀分布程度的增加，栅瓣会变得散乱分布且幅度降低，但主瓣的变化并不明显。圆形天线组阵的栅瓣分布比较散乱，而L形天线组阵的主瓣和栅瓣均为椭圆形。为深空天线组阵系统的设计提供了一定的参考。
2020, 7(4): 407-416.
doi:10.15982/j.issn.2095-7777.2020.20200051
摘要:
深空探测器离子电推进系统电源处理单元（Power Processing Unit，PPU）需要适应宽范围电压输入、宽范围电压输出和功率输出，造成PPU的元器件应力增加、体积重量增加和效率降低。针对我国小天体探测器离子电推进PPU中核心模块屏栅电源输入电压60～110 V、输出电压420～1 260 V、输出电流0.3～2.1 A的指标需求，从功率模块分解、软开关拓扑选择、单级功率变换器拓扑设计和两级功率变换器拓扑设计方面研究了屏栅电源的设计，提出了在效率、体积和可靠性方面综合优化的方案，对屏栅单个功率模块的设计开展了实物验证。得出：采用优化的模块分解，将输出电压固定，能有效降低元器件应力、优化变换器工作点效率以及提高变换器的可靠性；移相全桥和全桥LLC在设计宽范围输入变换器时存在半导体功率元器件电应力高和磁性元器件加工困难等问题；采用BUCK或BOOST + 全桥LLC的两级拓扑方案，能简化高压整流电路的应力，同时适应宽范围输入电压，是宽范围输入输出屏栅电源优选的方案。
深空探测器离子电推进系统电源处理单元（Power Processing Unit，PPU）需要适应宽范围电压输入、宽范围电压输出和功率输出，造成PPU的元器件应力增加、体积重量增加和效率降低。针对我国小天体探测器离子电推进PPU中核心模块屏栅电源输入电压60～110 V、输出电压420～1 260 V、输出电流0.3～2.1 A的指标需求，从功率模块分解、软开关拓扑选择、单级功率变换器拓扑设计和两级功率变换器拓扑设计方面研究了屏栅电源的设计，提出了在效率、体积和可靠性方面综合优化的方案，对屏栅单个功率模块的设计开展了实物验证。得出：采用优化的模块分解，将输出电压固定，能有效降低元器件应力、优化变换器工作点效率以及提高变换器的可靠性；移相全桥和全桥LLC在设计宽范围输入变换器时存在半导体功率元器件电应力高和磁性元器件加工困难等问题；采用BUCK或BOOST + 全桥LLC的两级拓扑方案，能简化高压整流电路的应力，同时适应宽范围输入电压，是宽范围输入输出屏栅电源优选的方案。
