樊 敏, 黃 勇, 黃 磊, 陳少伍, 李 贊

(1. 北京跟蹤與通信技術(shù)研究所, 北京 100094;2. 中國科學(xué)院上海天文臺, 上海 200030; 3. 中國科學(xué)院大學(xué), 北京 100049)

0 引 言

地球靜止衛(wèi)星軌道(geostationary satellite orbit, GEO)以其獨(dú)特的高軌和靜地特性一直以來都是通信、對地觀測、跟蹤與數(shù)據(jù)中繼、導(dǎo)航星座等地球衛(wèi)星選用的重要軌道類型[1-3]。由于GEO衛(wèi)星的靜地特性,地基測控站對衛(wèi)星的跟蹤幾何幾乎不變,對GEO衛(wèi)星的動力學(xué)約束較弱。因此,GEO衛(wèi)星的高精度定軌預(yù)報(bào)一直是精密定軌領(lǐng)域研究的熱點(diǎn)[4]。早期地基單站S頻段/C頻段統(tǒng)一測控(united S-band/C-band, USB/UCB)系統(tǒng)測距和測角手段對GEO衛(wèi)星的測定軌精度為千米量級,僅可滿足通信衛(wèi)星天線指向和位置保持的要求。隨著GEO軌道資源的持續(xù)開發(fā)及其在經(jīng)濟(jì)、軍事等領(lǐng)域作用的增強(qiáng),對GEO衛(wèi)星的定軌預(yù)報(bào)精度要求不斷提高[5-6]。例如,高分辨率對地觀測系統(tǒng)的GEO衛(wèi)星測定軌精度要求優(yōu)于100 m;跟蹤與數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星系統(tǒng)(tracking and data relay satellite system, TDRSS)的定軌精度需求為十米級。故地面測控系統(tǒng)采用相距數(shù)千千米的地面多站測距方式將測定軌精度提高到百米至幾十米水平。但這要求測站分布廣且南北半球分布均勻,較大幅度增加了地基測控系統(tǒng)的布站難度和成本。而連線元件干涉(connected-element interferometry, CEI)測量系統(tǒng)利用相距10～100 km的設(shè)備組成基線,高精度確定航天器相對短基線矢量的角位置,具有基線短、布站靈活、測量精度高的特點(diǎn)[7-8]。因此,采用CEI和單站測距聯(lián)合對GEO衛(wèi)星定軌的模式更加經(jīng)濟(jì)、便于實(shí)現(xiàn)。

CEI測量是20世紀(jì)80年代美國航空航天局(National Aeronautics and Space Administration, NASA)提出的一種用于深空探測器測定軌的高精度無線電干涉測量技術(shù)[9-10]。NASA利用戈?duì)柕滤诡D深空站所屬的兩套相距21 km的34 m天線設(shè)備開展對射電源的CEI測量試驗(yàn),在S/X雙頻測量條件下可以實(shí)現(xiàn)50～100 nrad的測角精度(對應(yīng)的時(shí)延精度約為1～2 mm)[11-12]。如果將該基線延長至100 km,測角精度還將提高到10～20 nrad,可以用于測定地球自轉(zhuǎn)參數(shù)(earth orientation parameter,EOP)[13-15]。日本也部署了用以監(jiān)測地殼運(yùn)動的高精度CEI系統(tǒng),還利用百米級基線開展共位GEO衛(wèi)星Ku頻段相對定位試驗(yàn),定軌精度達(dá)到100 m[16]。在CEI測量領(lǐng)域也持續(xù)開展了相關(guān)研究[17-18],50 km基線CEI系統(tǒng)對嫦娥二號探測器的時(shí)延測量精度達(dá)到納秒級[19],理論和仿真分析利用CEI測量對GEO衛(wèi)星的定軌精度可達(dá)百米級[20-21]。

為了提高干涉測量時(shí)延數(shù)據(jù)的精度,通常利用在目標(biāo)空間角位置10°范圍內(nèi)、位置信息精確已知的射電源的時(shí)延測量量來校準(zhǔn)目標(biāo)的時(shí)延測量值,以抵消大部分公共誤差。目前,甚長基線干涉(very long baseline interferometry,VLBI)測量系統(tǒng)以及美國深空站的CEI系統(tǒng)均以射電源作為標(biāo)校源。但是,射電源信號強(qiáng)度非常弱,需要深空站大口徑高增益天線來接收信號,而目前GEO衛(wèi)星測控站并沒有配置此類天線。全球分布的北斗導(dǎo)航衛(wèi)星位置精度優(yōu)于米級,衛(wèi)星發(fā)射信號能量是射電源的幾萬倍。利用GEO衛(wèi)星測控站現(xiàn)有天線就能以北斗導(dǎo)航衛(wèi)星為標(biāo)校源進(jìn)行CEI測量校準(zhǔn),不僅能夠?qū)崿F(xiàn)高精度測量,還降低了系統(tǒng)建設(shè)成本。因此,本文采用基于北斗導(dǎo)航衛(wèi)星校準(zhǔn)的測量方法,在喀什測控站的20 km基線上開展CEI測量,以北斗GEO衛(wèi)星作為標(biāo)校源,對第一代地球同步軌道數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星系統(tǒng)的天鏈一號04星(TL1-04)測量數(shù)據(jù)進(jìn)行校準(zhǔn)。結(jié)果表明,時(shí)延測量精度達(dá)到0.01 m(0.03 ns)。將CEI時(shí)延測量數(shù)據(jù)和單站測距數(shù)據(jù)(7 h)聯(lián)合進(jìn)行定軌,位置精度約為40 m。由此驗(yàn)證了基于北斗導(dǎo)航衛(wèi)星校準(zhǔn)的CEI測量方法的有效性,為GEO衛(wèi)星高精度定軌和機(jī)動后軌道恢復(fù)提供技術(shù)支持。

1 CEI測量系統(tǒng)

1.1 基本原理

目前,無線電干涉測量技術(shù)主要包括VLBI和CEI技術(shù)。其基本原理一致,利用布設(shè)在不同地點(diǎn)的兩套天線設(shè)備同時(shí)觀測同一空間目標(biāo)(射電源或航天器),將接收信號采集、記錄并進(jìn)行相關(guān)處理,解算出空間目標(biāo)到兩套設(shè)備的時(shí)間差,即時(shí)延測量值,從而獲取空間目標(biāo)的角位置信息。據(jù)此可給出時(shí)延τ的近似表達(dá)式:

(1)

式中,B為基線矢量的長度;c為光速;θ為空間目標(biāo)發(fā)射的信號方向與基線矢量之間的夾角。

對式(1)進(jìn)行微分,并考慮|sinθ|≤1,可得

(2)

可見若要提高空間目標(biāo)的角位置精度,可采用增加基線長度(即增大B)和提高時(shí)延測量精度(即降低|Δτ|)兩種方式。這兩種方式是VLBI和CEI技術(shù)分別用于提高測量精度的手段。

VLBI系統(tǒng)的基線長達(dá)數(shù)千甚至上萬千米,各站均配置高穩(wěn)定氫原子鐘作為頻率標(biāo)準(zhǔn)[22]。為了盡可能消除在測量過程中由目標(biāo)航天器信號空間傳播路徑和測站接收處理所引入的誤差,對目標(biāo)航天器和其空間角距離附近(小于10°)的射電源進(jìn)行交替觀測,以射電源來校準(zhǔn)目標(biāo)航天器的時(shí)延測量值,從而實(shí)現(xiàn)高精度的時(shí)延測量[23-24]。目前,NASA、歐洲航天局(European Space Agency, ESA)和月球與深空探測任務(wù)都將VLBI技術(shù)作為主用的測定軌手段之一。在嫦娥系列月球探測任務(wù)中,中國VLBI網(wǎng)(Chinese VLBI network,CVN)臺站的時(shí)延(X頻段)測量精度可達(dá)1 ns[25]。

CEI系統(tǒng)的基線較短,主/副站采用同一標(biāo)準(zhǔn)頻率源,通過光纖實(shí)現(xiàn)高精度站間時(shí)頻傳遞。CEI測量系統(tǒng)主要包括高頻接收分系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集與基帶轉(zhuǎn)換分系統(tǒng)、時(shí)頻傳遞分系統(tǒng)、時(shí)頻接口分系統(tǒng)、實(shí)時(shí)相關(guān)處理分系統(tǒng),如圖1所示。高頻接收分系統(tǒng)和數(shù)據(jù)采集與基帶轉(zhuǎn)換分系統(tǒng)完成信號接收和數(shù)據(jù)采集,時(shí)頻分系統(tǒng)通過高穩(wěn)鎖相環(huán)確保高精度的測量需求。光纖時(shí)頻傳遞分系統(tǒng)完成頻率源(可以采用主站的銣鐘信號)到測站的時(shí)頻傳遞,確保主/副站頻率信號的相干性和時(shí)間同步。實(shí)時(shí)相關(guān)處理分系統(tǒng)完成信號的相關(guān)處理工作,獲得高精度相位延遲量。

圖1 CEI系統(tǒng)的示意圖

同樣,為了盡可能扣除對流層、電離層等傳輸介質(zhì)引起的延遲誤差、站間同步誤差、設(shè)備延遲誤差等,CEI測量也需要進(jìn)行校準(zhǔn)。通常GEO衛(wèi)星地基測控站天線口徑約為10 m,接收性能有限,無法接收、處理微弱的射電源信號。而北斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的GEO衛(wèi)星S頻段測控下行信號強(qiáng)度約為普通射電源信號強(qiáng)度的數(shù)千倍,而且GEO衛(wèi)星相對地面站的空間位置基本不變,定軌位置精度較高(達(dá)到米級)。因此,選取北斗GEO衛(wèi)星作為標(biāo)校源,對CEI測量數(shù)據(jù)進(jìn)行校準(zhǔn),可以在測控站現(xiàn)有接收系統(tǒng)上實(shí)現(xiàn)高精度CEI測量。

相比于VLBI系統(tǒng),基于北斗導(dǎo)航衛(wèi)星校準(zhǔn)的CEI系統(tǒng)基線較短,對目標(biāo)航天器的共視時(shí)間更長,可以為其提供更多的測軌弧段。目標(biāo)航天器到基線的信號傳播路徑基本一致,更有利于扣除信號傳播路徑上的公共誤差。CEI系統(tǒng)可以獲得載波相位延遲測量量,時(shí)延的測量精度更高。具體的參數(shù)比較如表1所示。

表1 VLBI和CEI系統(tǒng)的參數(shù)對比

1.2 CEI測量試驗(yàn)

考慮到跟蹤與數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星系統(tǒng)的GEO衛(wèi)星具有優(yōu)于10 m的精密軌道,可以為本次CEI測量試驗(yàn)的精度評估提供基準(zhǔn)參考。因此,選取TL1-04衛(wèi)星(定點(diǎn)于東經(jīng)77°)作為測量目標(biāo),測量信號為S頻段測控下行信號。地面系統(tǒng)的一主三副(主站沙河,轉(zhuǎn)發(fā)站佳木斯、喀什和三亞)4個(gè)測站對TL1-04衛(wèi)星進(jìn)行Ka頻段多站測距,以確定其事后精密軌道。

根據(jù)目標(biāo)星TL1-04的定點(diǎn)位置和下行信號特征,本次試驗(yàn)選取北斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的6顆GEO衛(wèi)星中定點(diǎn)在東經(jīng)80°的G06衛(wèi)星。該星與TL1-04衛(wèi)星的空間角位置接近(小于10°),測控下行信號也為S頻段。其廣播星歷位置精度優(yōu)于5 m[26],可以用于計(jì)算G06衛(wèi)星的時(shí)延值,進(jìn)而得到時(shí)延的修正量。

選取喀什測控站所屬的在東西方向上相距約20 km的兩套測量設(shè)備構(gòu)建CEI測量系統(tǒng)的基線,對兩顆衛(wèi)星進(jìn)行分時(shí)交替觀測,如圖2所示。

圖2 CEI測量試驗(yàn)示意圖

數(shù)據(jù)處理中心對主/副站接收目標(biāo)星TL1-04和標(biāo)校源G06的下行信號分別進(jìn)行相關(guān)處理,得到各自的時(shí)延測量值τTL和τBD為

(3)

式中,角標(biāo)TL和BD分別代表TL1-04和G06衛(wèi)星;τg-表示時(shí)延的真實(shí)值;τino-表示電離層延遲誤差;τtro-表示對流層延遲誤差;τcl-表示主、副站之間的頻率源誤差;τins-表示設(shè)備延遲誤差;τε-表示測量隨機(jī)誤差。

(4)

再利用δBD對TL1-04衛(wèi)星的時(shí)延測量量進(jìn)行校準(zhǔn),得到校準(zhǔn)后高精度的時(shí)延測量值為

(5)

對本次CEI測量試驗(yàn)的誤差進(jìn)行分析,具體的誤差源和影響量級如圖3所示。

圖3 基于北斗導(dǎo)航衛(wèi)星校準(zhǔn)的CEI系統(tǒng)的誤差源影響量級

(1) 基線誤差,通過全球?qū)Ш叫l(wèi)星系統(tǒng)(global navigation satellite system, GNSS)大地測量手段可以實(shí)現(xiàn)的基線測量精度約為1 cm[27]?？紤]到北斗G06衛(wèi)星和TL1-04衛(wèi)星的空間角距離小于10°,基線矢量誤差對于校準(zhǔn)后的時(shí)延測量量的影響降低到1/10～1/6[28](小于2 mm)。此外,由于基線較短,重力形變、潮汐負(fù)荷等對基線的影響大部分可抵消,殘余影響量級在mm以下。

(2) 導(dǎo)航衛(wèi)星位置誤差,目前北斗GEO衛(wèi)星的位置誤差優(yōu)于5 m,對應(yīng)的空間角位置精度約為125 nrad,根據(jù)式(2),對于20 km基線產(chǎn)生的時(shí)延誤差約為2.5 mm。

(3) 對流層修正誤差,對于校準(zhǔn)的時(shí)延測量量,對流層延遲誤差實(shí)際經(jīng)過兩次差分,殘余部分主要是主/副站空間位置不同和溫度波動引起的。當(dāng)空間目標(biāo)角距離小于10°,基線長度20 km,平均仰角為45°,交替觀測弧段為200 s時(shí),該項(xiàng)殘留誤差約為5 mm;仰角降低到20°,該誤差約為1 cm[28]。

(4) 電離層修正誤差,與對流層延遲誤差類似,大部分已被抵消。殘余部分主要是由電離層短期擾動和非均勻性導(dǎo)致的,可以利用經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行修正[29]。對于S頻段(2.3 GHz),該誤差約為1 mm。此外,電離層修正誤差還可以通過S/X雙頻測量模式加以消除。

(5) 頻率源誤差,由于采用同一頻率源,又采用北斗導(dǎo)航衛(wèi)星進(jìn)行校準(zhǔn),因此,頻率源誤差幾乎被完全抵消,殘余部分小于1 mm[30]。

(6) 設(shè)備延遲誤差,經(jīng)過兩次差分后基本抵消,該項(xiàng)誤差一般小于5 mm。

綜合上述各誤差源的影響,基于北斗導(dǎo)航衛(wèi)星校準(zhǔn)的CEI測量系統(tǒng)的時(shí)延測量精度約1 cm。

1.3 精度評估

為了評估試驗(yàn)獲得的時(shí)延數(shù)據(jù)精度,選取TL1-04衛(wèi)星試驗(yàn)期間連續(xù)多天的Ka頻段多站測距數(shù)據(jù)確定的事后精密軌道作為基準(zhǔn)軌道。其中,多站測距的沙河主站、佳木斯轉(zhuǎn)發(fā)站和三亞轉(zhuǎn)發(fā)站工作正常,喀什轉(zhuǎn)發(fā)站正在進(jìn)行改造,與其相關(guān)的測量數(shù)據(jù)不可用。基準(zhǔn)軌道的精度采用重疊弧段分析法進(jìn)行評估,選取10組、每組連續(xù)48 h多站測距數(shù)據(jù)、前后兩組重疊24 h,對10組數(shù)據(jù)進(jìn)行定軌,比較前后兩組重疊弧段內(nèi)的軌道,可得重疊弧段位置誤差均方根(root mean square,RMS)約為9.2 m。

CEI時(shí)延τ的測量模型為

(6)

式中,ρ1和ρ2分別表示主站和副站至衛(wèi)星的距離;t和t-τ分別表示為主站和副站接收信號時(shí)刻;t-Δt1為衛(wèi)星發(fā)射信號時(shí)刻;r表示衛(wèi)星位置矢量;R1和R2分別表示主站和副站的位置矢量。由于t和R1(t)為已知量,可以利用衛(wèi)星軌道迭代計(jì)算r(t-Δt1)和R2(t-τ),從而得到時(shí)延計(jì)算值。

根據(jù)式(6),利用基準(zhǔn)軌道計(jì)算CEI時(shí)延數(shù)據(jù)的殘差。若不利用G06衛(wèi)星進(jìn)行校準(zhǔn),則TL1-04衛(wèi)星的CEI時(shí)延殘差存在約1.5 m(5 ns)的系統(tǒng)性偏差;而利用G06衛(wèi)星進(jìn)行校準(zhǔn)后,可以消除大部分系統(tǒng)誤差,時(shí)延殘差的RMS約為0.01 m(0.03 ns),符合第2.2節(jié)中的誤差源影響量級分析,如圖4所示。

圖4 根據(jù)基準(zhǔn)軌道計(jì)算的時(shí)延數(shù)據(jù)殘差

可見,經(jīng)過G06衛(wèi)星校準(zhǔn)后,時(shí)延殘差中仍有不規(guī)則的系統(tǒng)差,這一方面包括基準(zhǔn)軌道誤差,另一方面也反映了G06與TL1-04的下行測控信號特征并不相同,從而導(dǎo)致信號傳輸路徑上的誤差特性和量級也不相同。

2 定軌預(yù)報(bào)精度分析

根據(jù)干涉測量原理,時(shí)延測量量包含航天器相對基線的空間角位置信息,測距數(shù)據(jù)提供了航天器的徑向約束,聯(lián)合CEI時(shí)延和測距數(shù)據(jù)可以有效確定航天器的軌道。為了評估CEI時(shí)延數(shù)據(jù)的定軌能力,本文利用TL1-04衛(wèi)星Ka頻段多站測距系統(tǒng)的沙河主站測距數(shù)據(jù)進(jìn)行聯(lián)合定軌。

多站測距的測量過程是由主站在tT時(shí)刻發(fā)射上行測距信號,衛(wèi)星上的星載應(yīng)答機(jī)于tV1時(shí)刻接收到該信號,經(jīng)過Δt1延遲后轉(zhuǎn)發(fā),再由轉(zhuǎn)發(fā)站在tR2時(shí)刻接收星載應(yīng)答機(jī)轉(zhuǎn)發(fā)的測距信號,并在Δt2延遲后轉(zhuǎn)發(fā),星載應(yīng)答機(jī)在tV2時(shí)刻接收該轉(zhuǎn)發(fā)信號,經(jīng)過Δt1延遲后再次轉(zhuǎn)發(fā),最終由主站在tR時(shí)刻接收該信號,如圖5所示。

圖5 多站測距示意圖

因此,測量值為主站-衛(wèi)星-轉(zhuǎn)發(fā)站-衛(wèi)星-主站的四程距離和,其測量模型為

ρ4(tR)=|r(tV1)-R1(tT)|+|R2(tR2)-r(tV1+Δt1)|+

|r(tV2)-R2(tR2+Δt2)|+|R1(tR)-r(tV2+Δt1)|

(7)

式中,Δt1和Δt2分別表示星載應(yīng)答機(jī)和轉(zhuǎn)發(fā)站應(yīng)答機(jī)的轉(zhuǎn)發(fā)時(shí)延,通常為已知系統(tǒng)差,可以扣除。由于tR和R1(tR)為已知量,可以利用衛(wèi)星軌道迭代計(jì)算出式(7)中相關(guān)時(shí)刻的衛(wèi)星位置矢量和主站及轉(zhuǎn)發(fā)站位置矢量,從而計(jì)算出多站測距量。

相比于式(7),主站測距為主站-衛(wèi)星-主站的雙程距離和,過程為主站在tT時(shí)刻發(fā)射上行測距信號,衛(wèi)星上的星載應(yīng)答機(jī)于tV1時(shí)刻接收到該信號,經(jīng)過Δt1延遲后轉(zhuǎn)發(fā),由主站在tR時(shí)刻接收該信號,其測量模型為

ρ2(tR)=|r(tV1)-R1(tT)|+|R1(tR)-r(tV1+Δt1)|

(8)

在聯(lián)合定軌前,需要對Ka頻段多站測距數(shù)據(jù)進(jìn)行預(yù)處理,扣除已知系統(tǒng)差,修正距離模糊度和時(shí)標(biāo)誤差以及對流層延遲誤差。

利用統(tǒng)計(jì)定軌方法實(shí)現(xiàn)CEI時(shí)延與測距數(shù)據(jù)的融合定軌,具體的定軌策略是:

(1) 計(jì)算地球中心引力和非球形引力攝動時(shí),選取地球重力場模型EGM 96[31],截?cái)嘀?0階次;

(2) 計(jì)算N體引力攝動時(shí),考慮日、月及大行星的質(zhì)點(diǎn)引力,采用美國噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室(Jet Propulsion Laboratory, JPL)的DE 421歷表計(jì)算[32];

(3) 計(jì)算太陽輻射壓攝動時(shí),采用基于探測器外形的固定面質(zhì)比模型,面質(zhì)比取0.02,反射系數(shù)取1.24;

(4) 測量數(shù)據(jù)包括時(shí)延和多站測距數(shù)據(jù),權(quán)重設(shè)置為多站測距/時(shí)延=3.0/1.0;

(5) 采用數(shù)值求解二階微分方程組的KSG定步長線性多步積分器求解動力學(xué)方程,積分步長取60 s;

(6) 采用最小二乘批處理方法求解最優(yōu)狀態(tài)估值;

(7) 解算的狀態(tài)參數(shù)主要包括定軌歷元時(shí)刻衛(wèi)星的位置和速度?？紤]到定軌弧段內(nèi)太陽輻射壓系數(shù)的變化,以8 h分段解算了太陽輻射壓系數(shù),并分段解算RTN(徑向、橫向和法向)方向經(jīng)驗(yàn)加速度以削弱無法精確建模的其他攝動力對定軌的影響。

定軌后CEI時(shí)延數(shù)據(jù)殘差RMS為0.01 m,如圖6所示。定軌結(jié)果與基準(zhǔn)軌道比較,如表2所示?？梢?CEI時(shí)延+主站測距數(shù)據(jù)定軌的位置精度最高可達(dá)37 m(7 h弧段),測量弧段減少會影響定軌精度,位置精度最低約為135 m(2.5 h弧段)。將定軌后位置誤差投影到CEI基線方向最大的分量誤差為23 m(6 h弧段),最小為7 m(2.5 h弧段),而且弧段越短,基線方向的誤差分量越小,可見CEI時(shí)延數(shù)據(jù)在短弧段定軌時(shí)對GEO衛(wèi)星軌道具有較強(qiáng)約束性。

圖6 CEI時(shí)延數(shù)據(jù)定軌后殘差

誤差類型日期20180815201808162018082220180823CEI測量弧段14:00^21:00,7 h17:30^21:30,4 h14:00^16:30,18:30^20:00,間隔2 h共6 h15:00^15:30,2.5 h位置誤差/m3710957135位置誤差在基線方向的分量誤差/m218237

為了說明CEI測量對GEO定軌的作用,利用沙河主站、佳木斯轉(zhuǎn)發(fā)站和三亞轉(zhuǎn)發(fā)站的多站測距數(shù)據(jù)定軌,并與基準(zhǔn)軌道比較。結(jié)果表明,7 h弧段定軌位置誤差約為150 m;24 h弧段定軌位置誤差約為35 m。由此可見,CEI時(shí)延和主站測距數(shù)據(jù)7 h弧段定軌與多站測距數(shù)據(jù)24 h弧段定軌位置精度相當(dāng)。

利用CEI時(shí)延+主站測距數(shù)據(jù)定軌的結(jié)果進(jìn)行軌道預(yù)報(bào),比較預(yù)報(bào)軌道與基準(zhǔn)軌道如圖7所示。

圖7 預(yù)報(bào)軌道與基準(zhǔn)軌道的比較

由圖7可知,7 h弧段定軌預(yù)報(bào)6 h位置誤差約為41 m,預(yù)報(bào)12 h位置誤差為78 m;僅2.5 h弧段定軌預(yù)報(bào)6 h和12 h位置誤差可到500 m?？梢?相對多站測距系統(tǒng),CEI測量不僅縮小了地面測控站的布站范圍,還減少了測定軌弧段,有利于GEO衛(wèi)星機(jī)動后的軌道恢復(fù)和軌道預(yù)報(bào),有效提高了測控資源的利用率。

3 結(jié) 論

為實(shí)現(xiàn)GEO衛(wèi)星百米以內(nèi)的定軌精度,地面測控系統(tǒng)需要布設(shè)相距數(shù)千千米的多站測距系統(tǒng),但這對布站范圍和測站分布要求較高,對定點(diǎn)位置特殊的GEO衛(wèi)星可能無法找到合適的站址。CEI系統(tǒng)基線短、布站靈活、測量精度高,可以在百千米范圍內(nèi)解決布站問題。通常利用射電源來校準(zhǔn)CEI時(shí)延測量值以提高精度,但射電源信號非常弱,需要大口徑高增益天線來接收信號。本文提出利用北斗導(dǎo)航衛(wèi)星作為標(biāo)校源,只需GEO衛(wèi)星測控站現(xiàn)有天線就可以實(shí)現(xiàn)高精度測量。利用喀什測控站的兩套相距20 km的設(shè)備組成短基線,對TL1-04衛(wèi)星開展了基于北斗G06衛(wèi)星校準(zhǔn)的CEI測量試驗(yàn)。結(jié)果表明,在百公里范圍內(nèi)布設(shè)基于北斗導(dǎo)航衛(wèi)星校準(zhǔn)的CEI測量系統(tǒng),不僅可以在現(xiàn)有測控站配置下實(shí)現(xiàn)百米以內(nèi)的定軌精度,而且縮小了布站范圍,減少了跟蹤弧段,實(shí)現(xiàn)了地面測控資源的高效利用。后續(xù)還將進(jìn)一步開展包含兩條正交基線的CEI測量系統(tǒng)對GEO衛(wèi)星的測定軌試驗(yàn),有望進(jìn)一步提高GEO衛(wèi)星的定軌精度至10 m。