唐歌實,韓松濤,陳略,曹建峰,任天鵬,王美

(1.航天飛行動力學技術國家重點實驗室,北京100094;2.北京航天飛行控制中心,北京100094)

深空網干涉測量技術在“嫦娥3號”任務中應用分析

唐歌實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.航天飛行動力學技術國家重點實驗室,北京100094;2.北京航天飛行控制中心,北京100094)

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

深空網;干涉測量;DOR;ΔDOR

0 引言

甚長基線干涉測量技術(Very long baseline interferometry,VLBI)能夠獲取目標航天器高精度角位置信息,對傳統(tǒng)測距、測速技術形成有效補充。在此基礎上發(fā)展起來的雙差分單向測距(Delta differential one—way ranging,△DOR)技術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)中的站間時間同步誤差、設備時延誤差、傳播介質延遲誤差等影響[1],從而提升航天器角位置測量的精度。

ΔDOR測量技術已成為國際上支撐深空探測器導航定位的重要技術手段,國際上諸多航天機構都在推進ΔDOR技術的研究和應用[2]。以美國加州的戈爾德斯頓、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深空網利用ΔDOR技術強有力地支持了諸如MARS exploration rover(MER),MARS reconnaissance orbiter(MRO)等深空探測器的導航任務[3]。2006年歐空局(European space agency,ESA)所屬的塞弗雷羅斯(CEB)深空站正式投入運行,標志著ESA也具備了獨立開展△DOR測軌技術的能力[4],ΔDOR測量技術已成功應用于金星快車等多個航天器的導航定位中,其測量精度高達亞ns量級[5]。

國內以中科院上海天文臺為代表的科研機構率先開展了VLBI技術研究,并依托CVN(China VLBI net)網,在探月工程等重大任務中得到成功實施。隨著中國探月工程和火星探測任務的深入展開,中國深空測控網的建設步伐不斷加快[6]。2013年,中國深空網初步建成,標志著我國深空網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ΔDOR測量技術在“嫦娥3號”(CE3)任務中的首次應用情況。

1 差分干涉測量原理簡介

甚長基線干涉測量技術利用組成基線的兩個測站同時接收目標航天器或射電源的下行信號,通過對接收信號進行相關處理,從干涉相位出發(fā)提取目標信號到達兩測站的時延差,進而結合基線幾何構型確定目標的角位置信息。

ΔDOR測量技術以此為基礎,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表示目標航天器與測量基線的夾角,B表示基線長度。由幾何關系可得,目標航天器發(fā)出的某一信號到達兩測站的時延差τ可表示為

式中c表示光速。

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

ΔDOR測量技術采用分時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行短時交替觀測[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的系統(tǒng)誤差[9],進而內插出航天器觀測時的系統(tǒng)誤差,最終實現各項公共誤差源的消除,提高航天器的測量觀測量精度[10]。

2 稀疏交替射電源標校技術

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

對于中國深空網測控系統(tǒng),為最大限度地確保航天器穩(wěn)定在軌運行,在航天器可視弧段內,深空測站需要全時段跟蹤指向航天器,以保證遙測信號的實時接收以及應急遙控指令的實時發(fā)送。此時,短時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的具體應用需求,研究適合深空測控模式的差分干涉測量技術。

1)測站鐘差修正

測站記錄原始數據的時間同步精度直接影響時延觀測量的精度,目前中國深空網測站采用GPS共視法測量測站鐘差參數。通過長時間觀測測站本地時鐘與GPS標準時鐘的差異,構造鐘差隨時間的變化模型,數據處理中通常采用一次多項式構建鐘差模型。

2)傳播介質時延誤差修正

傳播介質時延的修正量利用外測設備獲取,目前深空站配備微波水汽輻射計、GNSS雙頻接收機、氣象儀等大氣參數測量設備,用于實時測量目標視線向的傳播介質時延誤差。

3)設備鏈路時延誤差修正

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

4)射電源標校

在以上3種誤差修正技術基礎上,應用射電源標校技術修正設備鏈路絕對時延以及鐘差建模的殘余誤差項。在射電源標校時機選擇上:在轉移軌道,可利用探測器的未進站以及出站后弧段進行射電源標校(由于射電源、航天器觀測的時間間隔長達數小時,國內有機構歸其為DOR測量);而在環(huán)月段當衛(wèi)星繞行至月球背面一側,即進入月影區(qū),此時航天器對深空網測站均不可見,這為進行射電源觀測提供了有利時機(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,經過4天轉移軌道和8天環(huán)月軌道飛行,于12月14日晚成功實現月表軟著陸。在整個飛行期間,星上相干轉發(fā)DOR側音信號,側音頻率最大間隔約38.4 MHz。中國深空網在整個地月轉移和環(huán)月軌道段開展了多次ΔDOR測量跟蹤。

深空干涉測量系統(tǒng)采集參數見表1。

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

3.1 轉移軌道段

計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網獲取的全部基線的時延、時延率觀測量以及深空站單基線的時延、時延率觀測量。

通過相關處理計算目標航天器的時延、時延率觀測量,其中觀測量積分時間為4.194 304 s。應用第2節(jié)論述的誤差修正技術從相關計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行比對,圖2顯示了轉移軌道段深空網干涉測量觀測量的精度統(tǒng)計情況。

3.2 環(huán)月軌道段

CE3號近月制動后,在100×100 km環(huán)月軌道運行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的觀測結果進行分析。精密軌道的輸入定軌觀測量同上,圖3顯示了深空網干涉測量觀測量的精度統(tǒng)計情況。

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

3.3 精度統(tǒng)計與分析

在CE3號探測器落月初期,此時星上仍轉發(fā)DOR側音信號,具備ΔDOR測量條件,全部跟蹤弧段的干涉測量精度統(tǒng)計值列于表2。

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

統(tǒng)計分析表明,在CE3號全部飛行測控弧段內,深空網干涉測量系統(tǒng)的時延精度為0.896 ns,結合深空網基線長度,CE3號角位置測量精度為87.4 nrad,相當于地月距離上,目標位置精度33.2 m;干涉測量系統(tǒng)的時延率精度0.716 ps/s,相當于測速(差)精度0.21 mm/s,滿足任務指標要求。

由統(tǒng)計結果,在轉移軌道的測量精度優(yōu)于環(huán)月軌道測量精度,一方面由于兩個軌道弧段的測控點頻不同,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據資源,后續(xù)還需結合CVN網多測站數據進一步分析基線構型的影響。

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

4 結論

深空網干涉測量技術在CE3號任務中的首次成功運用,標志著我國深空網已初步具備獨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,我國深空網測控能力將會進一步加強,更豐富的基線構型將會進一步提升深空探測器測定軌的精度。

[1] Bagri D S,Majid W A.Estimating accurate relative spacecraft angular position from deep space network very long baseline interferometry phases using X-band telemetry or differential one-way ranging tones.the interplanetary network progress report[R].JPL,Pasadena,California:[s. n.],2007.

[2] 吳偉仁,王廣利,節(jié)德剛,等.基于ΔDOR信號的高精度VLBI技術[J].中國科學,E輯,2013,43(2):185- 196.[Wu W R, Wang G L,Jie D G,et al.High-accuracy VLBI technique usingΔDOR signals[J].Science China:Information,2013, 43(2):185- 196.]

[3] Border J S.Innovations in delta differential one—way range: from Viking to Mars Science Laboratory[C]∥The 21st International Symposium on Space Flight Dynamics. Toulouse,France:[s.n.],2009.

[4] James N,Abello R,Lanucara M,et al.Implementation of an ESA delta-DOR capability[J].Acta Astronautica,2009, 64:1041- 1049.

[5] Roberto M,Trevor M,Ricard A,et al.Delta-DOR a new technique for ESA's deep space navigation[J].ESA Bulletin, 2006,128:69- 74.

[6] 于志堅.深空測控通信系統(tǒng)[M].北京:國防工業(yè)出版社, 2009:122-125.[Yu Z J.Deep space TT&C system[M]. Beijing:National Defense Industry Press,2009:122- 125.]

[7] Bagri D S,Majid W A.Accurate spacecraft angular position from DSN VLBI phases using X-band telemetry or DOR tones[C]∥IEEE Aerospace Conference.Montana,USA:[s. n.],2009.

[8] 朱新穎,李春來,張洪波.深空探測VLBI技術綜述及我國的現狀和發(fā)展[J].宇航學報,2010,31(8):1893- 1899.[Zhu X Y,Li C L,Zhang H B.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.]

[9] Lanyi G,Bagri D S,Border J S.Angular position determination of spacecraft by radio interferometry[J]. Proceedings of the IEEE,2007,95(11):2193-2201.

[10] 唐歌實.深空測控無線電測量技術[M].北京:國防工業(yè)出版社,2012:81- 99.[Tang G S.Radiometric measuring techniques for deep space navigation[M].Beijing:National Defense Industry Press,2012:81- 99.]

電話:(010)66365924

E-mail:tanggeshi@bacc.org.cn

[責任編輯: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(1969—),男,研究員,主要研究方向:航天測控技術。通信地址:北京市北清路26號院(100094)

2014-05-01

2014-05-20

國家自然科學基金(11203003)