李 贊，李海濤，張 哲，樊 敏，徐得珍，辛?xí)陨?/p>

（1.北京跟蹤與通信技術(shù)研究所，北京 100094；2.探月與航天工程中心，北京 100190）

0 引言

自2004 年1 月國務(wù)院正式批準(zhǔn)探月工程立項以來，我國按照“繞、落、回”三步走的發(fā)展戰(zhàn)略［1］，穩(wěn)步推進(jìn)月球探測，先后完成了嫦娥一號、二號的繞月探測，嫦娥三號、四號的落月探測（包括月球正面和背面），以及嫦娥五號月球采樣返回探測，積累了豐富的工程實踐經(jīng)驗，取得了大量原創(chuàng)性科學(xué)成果，為我國未來開展月球長期科考和更遠(yuǎn)深空探測奠定了堅實的工程和科學(xué)技術(shù)。探月工程由探測器系統(tǒng)、運(yùn)載火箭系統(tǒng)、發(fā)射場系統(tǒng)、測控系統(tǒng)（嫦娥五號中為測控與回收系統(tǒng)）和地面應(yīng)用系統(tǒng)組成。測控系統(tǒng)的主要工作是完成運(yùn)載火箭測控，完成探測器、搭載微衛(wèi)星各飛行段的測定軌、狀態(tài)監(jiān)視、飛行控制和應(yīng)急處置，同時完成月面巡視探測器的遙操作控制。

月球探測器距離地球約40×104km，飛行過程復(fù)雜，探測器著陸后，要完成對月面移動巡視器的遙控操作控制，這些都對測控系統(tǒng)提出了巨大挑戰(zhàn)。為此，我國在喀什、佳木斯和阿根廷建成了全球布站的深空測控網(wǎng)，在青島、喀什和納米比亞建成了全球布站的18 m 測控網(wǎng)，同時在北京航天飛行控制中心建成了月球與深空探測任務(wù)指揮控制中心、干涉測量數(shù)據(jù)處理中心和遙控操作控制中心，各項技術(shù)指標(biāo)達(dá)到國際先進(jìn)水平。我國全面具備了對月球和深空探測器全任務(wù)過程進(jìn)行測控、飛行控制和數(shù)據(jù)處理的能力，已成為為數(shù)不多的具備月球與深空探測測控能力的國家。

在歷次探月任務(wù)中，嫦娥四號實現(xiàn)了國際首次月球背面軟著陸和巡視探測，基本能夠體現(xiàn)對探測器測控任務(wù)設(shè)計和實施的特點。嫦娥四號包括中繼星和探測器兩次發(fā)射任務(wù)［2］，深空測控網(wǎng)和18 m測控網(wǎng)首次以全網(wǎng)狀態(tài)參加，在測控設(shè)計、分析、多目標(biāo)測控和數(shù)據(jù)處理等方面是很具有代表性的一次任務(wù)。本文首先對我國的深空測控網(wǎng)、18 m 測控網(wǎng)和VLBI 觀測網(wǎng)進(jìn)行了系統(tǒng)描述，以嫦娥四號任務(wù)為例，對測控覆蓋、鏈路性能、測定軌精度和日凌影響等進(jìn)行了系統(tǒng)分析和研究，并全面總結(jié)了任務(wù)實施效果，給出了結(jié)論，以期為后續(xù)月球和深空探測器測控設(shè)計提供借鑒。

1 我國深空測控設(shè)備現(xiàn)狀

1.1 深空測控網(wǎng)

我國的深空測控網(wǎng)是隨著探月工程的實施逐步建設(shè)和完善起來，由分布在中國國內(nèi)東北部地區(qū)和西北部地區(qū)的2 個深空站和位于南美洲阿根廷西部地區(qū)的1 個深空站組成［3］。為支持嫦娥三號落月任務(wù)，分別在佳木斯（東經(jīng)130°46′12″，北緯46°29′37″）和喀什（東經(jīng)76° 43′40.3″，北 緯38°26′34.7″）建成1 套66 m 和1 套35 m 口徑深空測控設(shè)備；為實現(xiàn)對深空探測器的連續(xù)覆蓋，在阿根廷西部內(nèi)烏肯省薩帕拉（西經(jīng)70°8′58.20″，南緯38°11′28.90″）新建了第3 套35 m 深空測控設(shè)備，使我國成為繼美、歐之后第3 個建成全球布站深空網(wǎng)的國家，具備獨(dú)立支持月球和深空探測任務(wù)的能力，如圖1 所示［4-6］。

圖1 我國佳木斯、喀什和阿根廷深空測控設(shè)備Fig.1 Deep space TT &C equipment in Jiamusi and Kashi of China and Argentina

我國的深空測控網(wǎng)采用S、X 和Ka 三頻段，符合國際電聯(lián)和CCSDS 相關(guān)建議，具備S 和X 頻段全功能測控和Ka 頻段下行接收能力［3-4］，各項功能和性能達(dá)到國際先進(jìn)水平。

就地理布局而言，中國的深空測控網(wǎng)并不是最優(yōu)的。國內(nèi)兩個深空站的經(jīng)度差只有54°，喀什深空站和阿根廷深空站的經(jīng)度差為146°，阿根廷和佳木斯深空站的經(jīng)度差則達(dá)到了160°，致使對月球和深空探測器跟蹤時，阿根廷與佳木斯之間存在0.5～2.0 h 的測控盲區(qū)，無法實現(xiàn)測控全覆蓋（仰角10°），覆蓋率約90%。

1.2 18 m 測控網(wǎng)

在嫦娥一號任務(wù)前，我國在喀什和青島分別建設(shè)了1 套18 m 單收測控設(shè)備，與已有12 m 測控設(shè)備共同實現(xiàn)了地月約40×104km 的測控支持；為完成嫦娥二號任務(wù)，對2 套18 m 測控設(shè)備進(jìn)行了適應(yīng)性改造，增加了S 頻段上行和X 上下行測控功能，使其具備S/X 頻段全功能測控能力，并在任務(wù)中得到驗證；為滿足月球探測器返回測控需求，我國在納米比亞新建了1 套18 m 全功能S/X 頻段測控設(shè)備，與已有的2 套設(shè)備形成了全球布站的18 m 測控網(wǎng)［4］。18 m 測控設(shè)備如圖2 所示。

圖2 我國喀什、青島和納米比亞18 m 測控設(shè)備Fig.2 18 m TT&C equipment in Kashi and Qingdao of China and Namibia

同樣受站點限制，18 m 測控網(wǎng)也無法實現(xiàn)在經(jīng)度上等間隔分布。納米比亞和青島間相差約240°，致使對月球和深空探測器有最大約8 h 的測控空白。

1.3 VLBI 觀測網(wǎng)

為實現(xiàn)高精度測定軌，從我國月球探測之初就將甚長基線干涉測量（Very Long Baseline Interferometry，VLBI）天文觀測網(wǎng)作為測軌分系統(tǒng)引入測控系統(tǒng)［7］，包括上海VLBI 中心和天馬65 m、北京25 m、烏魯木齊25 m、昆明40 m 等4 個觀測站［8］。VLBI觀測站與佳木斯66 m 和喀什35 m 可組成“6 站15基線”干涉測量網(wǎng)，最長基線約4 300 km（喀什—佳木斯），每天可觀測時長超過8 h，S 頻段時延測量精度達(dá)2 ns。VLBI 觀測站如圖3 和圖4 所示。

圖3 VLBI 測軌分系統(tǒng)觀測站Fig.3 VLBI orbital observation station

圖4 我國的干涉測量網(wǎng)布局圖Fig.4 Layout of interferometry network in China

2 任務(wù)概況

2018 年5 月21 日，中繼星在西昌衛(wèi)星發(fā)射中心利用CZ-4C 運(yùn)載火箭成功發(fā)射，經(jīng)過地月轉(zhuǎn)移、近月制動，并經(jīng)月球借力進(jìn)入月球至地月L2 點轉(zhuǎn)移軌道，5 月27 日到達(dá)地月L2 點附近，經(jīng)過3 次捕獲控制和3 次修正后，6 月14 日進(jìn)入環(huán)繞地月L2 點、周期約為14 d 的Halo 使命軌道，每7～10 d 進(jìn)行一次軌道維持。中繼星發(fā)射時搭載了2 顆微衛(wèi)星，在中繼星星箭分離后先后與火箭分離，各自自主奔向月球，目標(biāo)是實現(xiàn)環(huán)月軌道編隊飛行［9-10］，開展超長波觀測。中繼星飛行過程如圖5 所示［9］。

圖5 嫦娥四號中繼星理論飛行過程示意圖Fig.5 Theoretical flight process of Chang’e-4 relay satellite

2018 年12 月8 日，嫦娥四號探測器在西昌衛(wèi)星發(fā)射中心利用CZ-3B 運(yùn)載火箭成功發(fā)射，經(jīng)地月轉(zhuǎn)移、環(huán)月變軌和動力下降（環(huán)月飛行期間開展與中繼星的中繼鏈路測試），軟著陸于月球背面馮·卡門撞擊坑［4-5］。從動力下降開始，地面測控站通過中繼星與著陸器、巡視器之間的前/返向鏈路實現(xiàn)上下行通信。探測器飛行過程如圖6 所示［9］。

圖6 嫦娥四號探測器理論飛行過程示意圖Fig.6 Theoretical flight process of Chang’e-4 detector

中繼星對地測控采用S 頻段統(tǒng)一載波體制（USB），對地高速數(shù)傳采用S 頻段抑制載波調(diào)制體制；與著陸器和巡視器的前、返向數(shù)據(jù)傳輸采用X頻段，并可通過對月X 頻段前、返向信道完成與地面的應(yīng)急高速數(shù)傳。著陸器對地測控采用X 頻段統(tǒng)一載波體制（UXB），發(fā)射和地月轉(zhuǎn)移初期采用S頻段，地月轉(zhuǎn)移至動力下降前采用X 頻段；從動力下降開始，著陸器、巡視器利用X 頻段通過中繼星與地面完成前、返向數(shù)據(jù)交互。巡視器對地?zé)o測控接口。搭載微衛(wèi)星對地測控采用S頻段統(tǒng)一載波體制，對地高速數(shù)據(jù)傳輸采用X 頻段抑制載波調(diào)制體制［12］。其中，著陸器X 頻段測距主音頻率為500 kHz，中繼星和微衛(wèi)星S 頻段測距主音頻率為100 kHz；同時著陸器測控信號調(diào)制兩對差分測距單音信號（載波頻率的1/2 200 和1/440），中繼星和微衛(wèi)星測控信號均調(diào)制一對差分測距單音信號（載波頻率的1/600），用于3 站以上共視弧段內(nèi)對各目標(biāo)進(jìn)行差分單向測距。中繼星、探測器和微衛(wèi)星測控鏈路如圖7 所示［12］。

圖7 嫦娥四號天地測控鏈路關(guān)系示意圖Fig.7 Diagram of Chang’e-4 TT&C links

嫦娥四號任務(wù)天地測控鏈路主要包括：中繼星2 個點頻的S 頻段測控、1 個點頻的S 頻段數(shù)傳（進(jìn)入地月L2 點后）、1 個點頻的X 頻段數(shù)傳（應(yīng)急）；著陸器2 個點頻的X 頻段測控（動力下降前）；微衛(wèi)星2 個點頻的S 頻段測控（1 顆1 個點頻）。

3 任務(wù)分析與設(shè)計

3.1 覆蓋性分析

測控站與目標(biāo)航天器相對位置關(guān)系如圖8所示。

圖8 測控站跟蹤目標(biāo)幾何關(guān)系示意圖Fig.8 Geometry diagram of tracking target of TT&C station

利用正弦定理導(dǎo)出如下關(guān)系［13］：

式中：rs為目標(biāo)的地心距；R為測控站的地心距；θd為目標(biāo)和測站的地心張角；ρ為目標(biāo)相對測控站的斜距；h為測控站跟蹤仰角。通常要求深空站仰角h0≥10°，18 m 測控設(shè)備h0≥7°，要使測控站跟蹤目標(biāo)的地平高度不小于h0，則衛(wèi)星與測站的地心張角θd必須滿足下列條件：

嫦娥四號中繼星各飛行段的位置通常在地心J2000 平赤道坐標(biāo)系中表示，探測器地月轉(zhuǎn)移段的位置通常在地心J2000 平赤道坐標(biāo)系中表示，環(huán)月后在月心J2000 平赤道坐標(biāo)系中表示。通過J2000月心平赤道坐標(biāo)系→J2000 地心平赤道坐標(biāo)系→瞬時平赤道坐標(biāo)系→瞬時真赤道坐標(biāo)系→準(zhǔn)地固坐標(biāo)系→地固坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換，計算得到地心距rs，利用式（1）得到地心目標(biāo)的地心張角θd，從而確定測控站對目標(biāo)的可見弧段。

對于嫦娥四號中繼星，測控網(wǎng)的跟蹤時長受到星地間距離、星下點軌跡和測控站地理位置影響。從地月轉(zhuǎn)移開始至環(huán)繞地月L2 點運(yùn)行各飛行階段，地面深空網(wǎng)的測控盲區(qū)如圖9 所示，中繼星進(jìn)入地月L2 點軌道正常運(yùn)行后，18 m 測控網(wǎng)對其測控的盲區(qū)如圖10 所示?？傮w來說，深空網(wǎng)每天對中繼星的不可見弧段在29～97 min 之間變化［7］，測控覆蓋率為93%～98%；18 m 測控網(wǎng)每天對中繼星的不可見弧段在138～455 min 之間變化［14］，測控覆蓋率為68%～90%。根據(jù)地月位置關(guān)系變化周期，深空網(wǎng)和18 m 測控網(wǎng)對月球探測器的跟蹤覆蓋也呈現(xiàn)出約1 個月的變化周期。

圖9 深空網(wǎng)跟蹤中繼星測控盲區(qū)示意圖（10°仰角）Fig.9 Diagram of TT&C blind area of tracking relay satellite in deep space network（10° elevation angle）

圖10 18 m 測控網(wǎng)跟蹤中繼星測控盲區(qū)示意圖（7°仰角）Fig.10 Diagram of TT&C blind area of tracking relay satellite in 18 m TT&C network（7° elevation angle）

對于嫦娥四號探測器，深空網(wǎng)在地月轉(zhuǎn)移段的測控覆蓋與中繼星基本一致；進(jìn)入環(huán)月軌道后，除了由地面測控網(wǎng)布局引起的覆蓋盲區(qū)外，還受到月球遮擋的影響，周期約為27 d，地面的可見弧段約70%。

VLBI 天文觀測網(wǎng)對月球探測目標(biāo)進(jìn)行干涉測量時，每天的測量弧段約8 h（3 站以上共視）；若其與佳木斯、喀什深空站聯(lián)合觀測時，每天能夠提供約10 h 的測量弧段。

為了完成對中繼星和探測器的高精度測定軌，需要利用深空網(wǎng)（或18 m 測控網(wǎng)）獲取的測距、測速數(shù)據(jù)與VLBI 天文觀測網(wǎng)獲取的干涉測量數(shù)據(jù)進(jìn)行聯(lián)合定軌。為此需要根據(jù)各測控網(wǎng)覆蓋情況和測定軌需求，合理分配獲取各種測量數(shù)據(jù)的弧段。

3.2 鏈路性能

測控通信鏈路利用以下基本方程進(jìn)行分析：

式中：S/N為接收信號功率與噪聲功率之比；Pt為發(fā)射功率；Lt為發(fā)射端饋線等損耗；Gt為發(fā)射天線增益；Ls為自由空間損耗；La為包含大氣在內(nèi)的其他損耗；Gr為接收天線增益；k為玻爾茲曼常數(shù)，k=1.38×10?23W ?S ?K?1；Ts為接收系統(tǒng)噪聲溫度；B為接收機(jī)工作帶寬。

嫦娥四號各目標(biāo)均采用副載波調(diào)制體制測控，多個正弦副載波對載波調(diào)相，調(diào)制信號表示為

式中：A為信號幅度；k為副載波個數(shù)；ωc=2πfc為載波角頻率；fc為載波頻率；ωi=2πfi(i=1，2，…，k)為第i個副載波的角頻率；fi為第i個副載波頻率；mi(i=1，2，…k)為第i個副載波對載波的調(diào)制指數(shù)；φc為載波初始相位；φi為第i個副載波的初始相位。將式（4）利用貝塞爾函數(shù)展開，可得到殘留載波功率以及各副載波功率相對載波總功率相對值，即調(diào)制損耗。殘留載波調(diào)制損耗Lc和副載波調(diào)制損耗Li分別為

式中：Pc為殘留載波功率；Pi為副載波功率；J0和J1分別為零階和一階貝塞爾函數(shù)。利用總接收信噪譜密度比與調(diào)制損耗可確定殘留載波和各副載波的信噪譜密度比，進(jìn)而根據(jù)門限確定鏈路性能。

根據(jù)器、地測控相關(guān)技術(shù)指標(biāo)和上述計算方法，重點對遙測接收性能進(jìn)行分析［15-16］。中繼星的計算輸入條件為：35 m 測控設(shè)備，S 頻段全功能測控（上行遙控+測距+遙測），星上天線波束角±90°范圍內(nèi)，衛(wèi)星EIRP 值不小于0 dBW，遙測信道碼速率2 048 bit/s；18 m 測控設(shè)備，S 頻段全功能測控時，星上天線波束角±30°范圍內(nèi)，衛(wèi)星EIRP 值不小于8.5 dBW，遙測信道碼速率2 048 bit/s。著陸器為：35 m 和18 m 測控設(shè)備，X 頻段全功能測控，天線波束角±90°范圍內(nèi)，衛(wèi)星EIRP 值不小于0 dBW，遙測信道碼速率2 048 bit/s。微衛(wèi)星為：18 m 測控設(shè)備，S 頻段全功能測控，星上天線波束角±50°范圍，EIRP 值不小于0 dBW，遙測信道碼速率256 bit/s；35 m 深空測控設(shè)備，星上天線波束角±90°范圍，EIRP 值不小于?10.5 dBW，遙測信道碼速率256 bit/s?？κ?5 m 和18 m 測控設(shè)備對中繼星遙測接收性能如圖11 所示。

圖11 嫦娥四號中繼星遙測鏈路性能曲線Fig.11 Telemetry link performance curve of Chang’e-4 relay satellite

1）35 m 深空站正常接收中繼星下行遙測余量約為7 dB（±90°波束范圍內(nèi)），18 m 約為4 dB（±30°波束范圍內(nèi)）；

2）35 m 深空站正常接收著陸器（±90°波束范圍內(nèi)）下行遙測余量約為6 dB，18 m 能夠正常接收遙測的天地距離不超過14×104km；

3）35 m 深空站正常接收微衛(wèi)星下行遙測余量約為6 dB（±90°波束范圍內(nèi)），18 m 約為0.5 dB（±50°波束范圍內(nèi)）。

3.3 測定軌精度

在探測器近月制動后動力下降前，由于地面要同時完成對中繼星、探測器和微衛(wèi)星的測控，所以無法對某一目標(biāo)長時間連續(xù)跟蹤測量，同時各跟蹤目標(biāo)飛行軌道各異（中繼星位于地月弱引力約束下的地月L2 點軌道，探測器先后位于環(huán)月100 km×100 km 圓軌道和100 km×15 km 橢圓軌道，微衛(wèi)星在環(huán)月大橢圓軌道上編隊飛行）、變軌過程復(fù)雜，且具有僅地基無線電測量手段可用、有效測量時長有限、跟蹤幾何關(guān)系變化小等特點，對高精度、短弧、快速定軌和預(yù)報都提出更高要求。

嫦娥四號任務(wù)中地面對各目標(biāo)采用USB（中繼星、著陸器采用UXB）+VLBI 測量模式［7］，測量數(shù)據(jù)包括雙向測距、雙向測速、差分單向測距干涉測量數(shù)據(jù)。根據(jù)能夠獲取的測量數(shù)據(jù)類型和數(shù)量，結(jié)合任務(wù)飛行過程和應(yīng)用需求，理論分析［17］得到的中繼星、探測器和微衛(wèi)星的測定軌精度見表1。

表1 嫦娥四號各測控目標(biāo)測定軌精度理論分析結(jié)果（3σ）Tab.1 Theoretical analysis results of orbit measurement accuracy of each target（3σ）of Chang’e-4

3.4 日凌

嫦娥四號中繼星圍繞地月L2 點常年運(yùn)行，受地、月、日相對位置關(guān)系變化影響，每個月相周期（約27 個地球日）內(nèi)，地面必然會出現(xiàn)一次日凌（地球、中繼星和太陽近似位于一條直線上）。此時太陽的強(qiáng)大電磁輻射噪聲進(jìn)入地面接收天線，造成接收信號質(zhì)量惡化甚至中斷，對執(zhí)行任務(wù)能力和可靠性產(chǎn)生重大影響［19］。因此，需提前確定日凌對地面接收系統(tǒng)影響的邊界條件，最大限度延長測控時長，支持飛控決策和實施。

定義SEP（Sun-Earth-Probe）角為地面測控設(shè)備指向太陽矢量與指向目標(biāo)矢量間的夾角，太陽噪聲與工作頻段、太陽活動周期、地面測控設(shè)備半功率波束寬度、SEP 角大小、地面接收系統(tǒng)內(nèi)部噪聲溫度等因素密切相關(guān)。由太陽噪聲引起的地面接收系統(tǒng)外部噪聲溫度增大可利用下述公式近似計算［19-20］：

式中：Tincr為接收系統(tǒng)外部噪聲溫度增大量；Tb為太陽本體噪聲；Gr(θ，φ)為歸一化接收天線方向圖；等式右端分子表示對太陽的視圓盤進(jìn)行積分；分母表示對整個空間進(jìn)行積分。Gr(θ，φ)可近似表示為

式中：J1為一階貝塞爾函數(shù)；Dα為地面接收天線口徑；λ為信號波長；θα偏離天線波束中心的角度。

以阿根廷35 m 口徑深空測控設(shè)備為例，其半功率波束寬度為0.29°（S頻段），太陽噪聲取80 000 K［19］，當(dāng)SEP 角為1°時，太陽噪聲引起的地面接收系統(tǒng)外部噪聲溫度增大約為120 K（Tincr/Tb＜0.001 5），通過地面設(shè)備接收系統(tǒng)損耗和內(nèi)部噪聲溫度計算得到太陽噪聲引起的地面接收信號信噪比惡化約為3.5 dB。

4 任務(wù)分析與設(shè)計

4.1 多目標(biāo)測控

在嫦娥四號任務(wù)中，探測器動力下降前地面測控網(wǎng)要同時完成對著陸器、中繼星和兩顆微衛(wèi)星等4 個目標(biāo)的測控，期間要進(jìn)行多次變軌控制，同時在部分時段還要兼顧在軌月球探測器（嫦娥三號著陸器和嫦娥五號再入返回試驗服務(wù)艙）的日常管理。其中，中繼星發(fā)射后的目標(biāo)包括中繼星和兩顆微衛(wèi)星；中繼星進(jìn)入地月L2 點中繼軌道后，每7～10 d 需進(jìn)行一次軌道維持，微衛(wèi)星進(jìn)入環(huán)月軌道后需經(jīng)常性開展編隊控制；探測器發(fā)射后至落月前，地面要同時完成對著陸器、中繼星和微衛(wèi)星的測控；探測器落月后，地面通過中繼星完成對著陸器和巡視器的月面操作控制。

根據(jù)3.2 節(jié)分析結(jié)果可知，深空測控網(wǎng)具備對所有目標(biāo)的測控能力，且有足夠的鏈路余量。18 m 測控網(wǎng)在中繼星天線波束角±30°范圍內(nèi)具備對其可靠、全功能測控的能力；在微衛(wèi)星天線波束角±50°范圍內(nèi)具備測控能力，可靠性有所降低；對探測器僅具備上行遙控的能力。因此，在探測器發(fā)射前，可利用深空網(wǎng)對中繼星測控，18 m 測控網(wǎng)對微衛(wèi)星測控；探測器發(fā)射后，利用深空網(wǎng)對探測器測控，18 m為主對中繼星測控，并有必要合理安排中繼星、微衛(wèi)星和探測器關(guān)鍵測控事件，使深空網(wǎng)能夠在中繼星變軌期間為其提供可靠的測控支持，同時合理確定測量弧段，滿足各目標(biāo)測定軌精度需求。

綜合考慮嫦娥四號兩次發(fā)射任務(wù)的飛行過程、天地測控鏈路狀態(tài)，對多目標(biāo)跟蹤進(jìn)行如下規(guī)劃：

1）為降低任務(wù)中心飛控實施復(fù)雜度，需盡量將微衛(wèi)星各飛行階段的關(guān)鍵測控事件（如中途修正、變軌控制等）與中繼星分開，同時在微衛(wèi)星變軌和故障狀態(tài)下，盡可能調(diào)配深空測控設(shè)備進(jìn)行測控支持；

2）中繼星發(fā)射后至探測器發(fā)射前，利用深空測控網(wǎng)完成對中繼星的測控，確保其順利進(jìn)入使命軌道，并穩(wěn)定運(yùn)行，利用18 m 測控網(wǎng)對微衛(wèi)星進(jìn)行測控，其變軌期間和故障期間，在確保中繼星可靠測控的前提下，可適當(dāng)調(diào)配深空測控設(shè)備；

3）從嫦娥四號探測器發(fā)射至動力下降前，利用深空網(wǎng)對探測器測控，以18 m 測控設(shè)備為主對中繼星測控，同時兼顧微衛(wèi)星；

4）從探測器動力下降開始，利用深空測控設(shè)備對中繼星測控和對著陸器、巡視器的操作控制；

5）嫦娥四號探測器發(fā)射前，VLBI 觀測站對中繼星進(jìn)行干涉測量，適當(dāng)兼顧微衛(wèi)星變軌前后的測量；嫦娥四號探測器發(fā)射后，根據(jù)測定軌精度需求，分時對中繼星和著陸器進(jìn)行測量，VLBI 測軌分系統(tǒng)要具備同一跟蹤弧段內(nèi)分時跟蹤兩個目標(biāo)的能力。

4.2 多目標(biāo)測控

根據(jù)定軌預(yù)報需求和各測控目標(biāo)飛行軌道，測量方案設(shè)計如下：

1）中繼星。星箭分離后，利用外測和運(yùn)載火箭GPS 等測量數(shù)據(jù)確定初始軌道，判斷入軌狀態(tài)；轉(zhuǎn)移和捕獲段，全程利用深空測控設(shè)備測距、測速，在上海、北京、昆明和烏魯木齊等4 個VLBI 觀測站3 站及以上共視弧段內(nèi)干涉測量。其中，第2 次和第3 次中途修正之間至少進(jìn)行1 d 的干涉測量；中繼星環(huán)繞地月L2 點前利用18 m 測控設(shè)備測距測速，在上海、北京、昆明和烏魯木齊等4 個VLBI 觀測站3 站及以上共視弧段內(nèi)每7 d（一個軌道維持周期）至少進(jìn)行2 d 干涉測量，其中1 d 用于軌道維持點預(yù)報，1 d 用于維持后的定軌；探測器動力下降前，對中繼星至少安排1 d 干涉測量，用于中繼星準(zhǔn)確指向探測器，完成中繼通信測試。

2）探測器。落月前全程利用深空測控設(shè)備進(jìn)行測距、測速；轉(zhuǎn)移段在上海、北京、昆明和烏魯木齊等4 個VLBI 觀測站3 站及以上共視弧段內(nèi)進(jìn)行干涉測量，其中第2 次中途修正和第3 次中途修正之間至少進(jìn)行1 d 干涉測量；環(huán)月段原則上除對中繼星干涉測量外，在上海、北京、昆明和烏魯木齊等4 個VLBI 觀測站3 站及以上共視弧段內(nèi)均對探測器進(jìn)行干涉測量。

3）微衛(wèi)星。全程利用18 m 測控設(shè)備進(jìn)行測距、測速，應(yīng)急情況下可利用深空測控設(shè)備，VLBI觀測站視情進(jìn)行干涉測量。

4）探測器環(huán)月飛行期間，位于月球正面地面可見時，上海、北京、昆明和烏魯木齊等4 個VLBI 對其進(jìn)行干涉測量，其位于月球背面時對中繼星進(jìn)行干涉測量。

4.3 日凌

嫦娥四號中繼星在地月L2 點運(yùn)行期間，每個月都會出現(xiàn)SEP 角較小的情況，以探測器動力下降前后為例，阿根廷深空測控設(shè)備的SEP 角最小達(dá)到0.235°，如圖12 所示。

圖12 探測器動力下降前后阿根廷對中繼星SEP 角變化Fig.12 SEP angle of the relay satellite in Argentina before and after the dynamic descent of detector

在對日凌影響進(jìn)行理論而分析的基礎(chǔ)上，發(fā)射前分別就太陽噪聲對66 m、35 m 和18 m 測控設(shè)備影響開展了專項試驗。測試的基本方法為：地面測控設(shè)備天線波束中心逐漸接近太陽視圓盤中心，測試在不同偏移角條件下的地面接收噪聲功率譜密度比，并于天線指向冷空時的噪聲功率譜密度比相減，得到惡化值，以此為依據(jù)確定太陽噪聲對地面測控設(shè)備接收系統(tǒng)的影響。阿根廷35 m 天線不同偏移角與接收噪聲功率譜密度比惡化之間的實測關(guān)系曲線如圖13 所示。

圖13 不同偏移角下阿根廷35 m 接收噪聲譜密度比惡化Fig.13 Noise spectral density ratio of 35 m antenna in Argentina under different offset angles

試驗結(jié)果表明：當(dāng)?shù)孛嫣炀€波束中心偏離太陽視圓盤中心1°時，地面接收噪聲功率譜密度惡化約4 dB·Hz；偏離3°以上時，基本無影響。根據(jù)3.2 節(jié)天地鏈路理論計算結(jié)果（阿根廷深空站對中繼星全功能測控（天線波束中心±30°內(nèi)）時的遙測余量約為6.5 dB），將SEP 角不小于1°作為日凌對阿根廷深空測控設(shè)備影響的邊界條件。

5 任務(wù)實施

5.1 中繼星任務(wù)

嫦娥四號中繼星于2018 年5 月21 日5 時28 分準(zhǔn)時發(fā)射，飛行1 530 s 后準(zhǔn)確進(jìn)入地月轉(zhuǎn)移軌道。由于運(yùn)載火箭入軌、軌道控制和測定軌等精度均高于設(shè)計值，致使中繼星轉(zhuǎn)移段僅進(jìn)行了4 次軌道控制和修正（包括第1、5 次中途修正和第2、3 次地月L2點捕獲控制），取消了7 次（包括第2、3、4 次中途修正，第1 次捕獲控制、捕獲控制后修正，第2、3 次捕獲控制后修正），期間阿根廷、佳木斯、喀什深空測控設(shè)備為其提供了近連續(xù)的測控支持，VLBI 測軌分系統(tǒng)在3 站可見弧段內(nèi)全程進(jìn)行了干涉測量。中繼星進(jìn)入地月L2 點使命軌道初期利用3 套深空測控設(shè)備完成測控，同時開展了18 m 天地鏈路性能測試，隨后以18 m 測控設(shè)備為主完成對中繼星的測控；中繼星在軌約7 d（隨著軌道維持策略的不斷改進(jìn)，逐漸延長至約10 d）進(jìn)行一次軌道維持，期間深空測控設(shè)備對其測控，并在軌道維持前后，VLBI 測軌分系統(tǒng)觀測2 d（軌道維持前、后各1 d），每天約5 h，確保測定軌精度。中繼星進(jìn)入長期管理后，地面測控設(shè)備每天的測控時間不小于8 h，完成對其日常管理；探測器環(huán)月期間與中繼星的中繼鏈路測試，以及探測器動力下降等關(guān)鍵事件均安排在佳木斯和喀什深空站共視弧段內(nèi)進(jìn)行，其中，一個深空站對探測器測控，一個深空站對中繼星測控，確保了兩器測控的可靠性；為避免在探測器歷次變軌控制（中途修正、近月制動、環(huán)月變軌等）和動力下降前后對中繼星進(jìn)行軌道維持（包括自主和被動動量輪卸載），探測器發(fā)射至動力下降前對中繼星的3 次軌道維持分別安排在探測器發(fā)射前1 d、環(huán)月100 km×100 km、環(huán)月100 km×15 km 階段且2 個國內(nèi)深空站共視弧段內(nèi)完成，期間調(diào)配1 套深空測控設(shè)備和VLBI 測軌分系統(tǒng)測控，確保了兩器的測定軌精度和測控可靠性。

經(jīng)事后分析，任務(wù)期間地面對中繼星的定軌預(yù)報精度見表2。

表2 中繼星測定軌精度事后分析結(jié)果（3σ）Tab.2 Post-analysis results of orbit determination accuracy of relay satellite（3σ）

對測控站接收載噪譜密度比分析可知，18 m 測控設(shè)備在中繼星環(huán)地月L2 點軌道飛行期間，天地鏈路余量（遙測通道）約8～12 dB。主要原因為：為確保可靠性，鏈路預(yù)算中的各參數(shù)均采用最差值進(jìn)行分析，如測控站采用10°仰角時的G/T值、衛(wèi)星在任意姿態(tài)下均采用滿足98%以上覆蓋的天線增益值、各類損耗和噪聲溫度等均采用理論值參與計算等。由此使理論計算結(jié)果過于保守，實際應(yīng)用中浪費(fèi)了測控資源。

任務(wù)實施前，針對日凌對地面接收系統(tǒng)影響開展了專項試驗，同時結(jié)合理論分析結(jié)果，將阿根廷深空站的日凌影響邊界設(shè)置為SEP 角不小于1°，此時未安排地面測控設(shè)備跟蹤；在實際任務(wù)中，當(dāng)SEP 角接近1°時，地面下行接收信噪比惡化約2 dB，上下行數(shù)據(jù)收發(fā)和測量精度未出現(xiàn)明顯波動。

5.2 探測器任務(wù)

嫦娥四號探測器于2018 年12 月8 日2 時23 分準(zhǔn)時發(fā)射，飛行1 144 s 后準(zhǔn)確進(jìn)入地月轉(zhuǎn)移軌道。探測器在地月轉(zhuǎn)移段僅進(jìn)行了一次中途修正，進(jìn)入環(huán)月軌道后，為節(jié)省燃料，先后進(jìn)入100 km×420 km橢圓、100 km×260 km 橢圓、100 km×100 km 圓軌道和100 km×15 km 橢圓軌道，在100 km×420 km、100 km×100 km 和100 km×15 km 軌道上開展了中繼鏈路測試，并于2019 年1 月3 日10 時14 分開始動力下降，期間位于月球背面，地面通過中繼鏈路監(jiān)視落月過程。探測器落月前，地面3 套深空測控設(shè)備和VLBI 測軌分系統(tǒng)近全弧段提供測控支持。其中，中繼星軌道維持、中繼鏈路測試等事件均安排在佳木斯和喀什深空站共視弧段內(nèi)，利用其中一個深空測控設(shè)備完成中繼星測控，另一個完成探測器測控；VLBI 測軌分系統(tǒng)在中繼星軌道維持前天和當(dāng)天各進(jìn)行了1 d 的測量。

經(jīng)事后分析，任務(wù)期間地面對中繼星的定軌預(yù)報精度見表3。

表3 探測器測定軌精度事后分析結(jié)果（3σ）Tab.3 Post-analysis results of orbit determination accuracy of detector（3σ）

經(jīng)過對獲取的外測數(shù)據(jù)中接收載噪譜密度比分析可知，35 m 深空測控設(shè)備對著陸器環(huán)月段跟蹤時的鏈路余量為10～15 dB，均優(yōu)于理論計算值，主要原因同5.1 節(jié)所述。

5.3 微衛(wèi)星任務(wù)

中繼星與運(yùn)載火箭分離后30 s 和60 s，微衛(wèi)星A 和B 相繼分離，直接進(jìn)入對月轉(zhuǎn)移軌道。由于第一次中途修正期間微衛(wèi)星A 推力器不受控開機(jī)，于2018 年5 月22 日4 時左右與地面失去聯(lián)系，經(jīng)多次搜索未果后，停止跟蹤；微衛(wèi)星B 在實施第一次中途修正期間姿態(tài)失控，經(jīng)應(yīng)急搶救后狀態(tài)恢復(fù)正常，并在地月轉(zhuǎn)移段進(jìn)行了第二次中途修正和近月制動，進(jìn)入5 000 km×14 000 km 的環(huán)月橢圓軌道，飛行至2019 年7 月31 日后受控撞月。正常飛行期間，以18 m 測控設(shè)備為主完成了微衛(wèi)星B 的各項測控工作；微衛(wèi)星A 和B 故障期間，以及其變軌前后和變軌期間臨時調(diào)用了佳木斯深空站對其進(jìn)行搶救和應(yīng)急處置，確保了測控的可靠性。

經(jīng)事后分析，任務(wù)期間地面對中繼星的定軌預(yù)報精度見表4。

表4 微衛(wèi)星測定軌精度事后分析結(jié)果（3σ）Tab.4 Post-analysis results of orbit determination accuracy of microsatellite（3σ）

經(jīng)過對接收載噪譜密度比分析可知，18 m 測控設(shè)備對微衛(wèi)星環(huán)月段跟蹤時的鏈路余量為3～8 dB，均優(yōu)于理論計算值，主要原因同5.1 節(jié)所述。

6 結(jié)束語

本文詳細(xì)描述了我國全球布站的深空測控網(wǎng)、18 m 測控網(wǎng)和VLBI 觀測網(wǎng)的技術(shù)狀態(tài)，以嫦娥四號中繼星和探測器兩次發(fā)射任務(wù)為例，對測控系統(tǒng)在探月任務(wù)中執(zhí)行任務(wù)的能力進(jìn)行了系統(tǒng)分析，針對其多目標(biāo)測控、鏈路性能、高精度測定軌和日凌影響等進(jìn)行了全面分析，設(shè)計了測控系統(tǒng)技術(shù)方案，并對實施效果進(jìn)行了總結(jié)概括，以期為我國后續(xù)月球探測任務(wù)測控系統(tǒng)的任務(wù)設(shè)計提供借鑒。通過探月工程的帶動，我國的深空測控系統(tǒng)取得了長足的進(jìn)步和發(fā)展，具備了對月球和深空探測測控的能力。通過探月工程：

1）全面驗證了我國全球布站深空測控網(wǎng)和18 m測控網(wǎng)的系統(tǒng)功能和性能，我國已具備對月球和深空探測目標(biāo)近全時測控能力。

2）從歷次探月任務(wù)實施效果可見，任務(wù)前天地鏈路預(yù)算中的各參數(shù)值基本使用的都是最惡劣值，設(shè)計相對保守，致使正常情況下的天地鏈路性能明顯優(yōu)于設(shè)計值。為充分利用天地測控資源，有必要對各鏈路參數(shù)的取值進(jìn)行詳細(xì)分析，采用更精確的計算方法（如統(tǒng)計鏈路分析方法），對參與計算的各鏈路參數(shù)測量和統(tǒng)計分析，得到具有統(tǒng)計意義的鏈路性能，提高鏈路預(yù)算準(zhǔn)確度，有效利用測控資源。

3）通過對測定軌性能深入分析，地月轉(zhuǎn)移段發(fā)現(xiàn)測量弧段（包括時長和觀測幾何等）變化和跟蹤目標(biāo)的在軌飛行狀態(tài)（如飛行姿態(tài)、大口徑天線引起的太陽光壓影響、動量輪卸載等）對精度產(chǎn)生較大影響，需要有針對性地開展分析工作，準(zhǔn)確確定測定軌性能。

4）針對嫦娥四號任務(wù)，我國形成了一套對太陽噪聲影響理論分析、測試驗證和影響邊界確定的基本方法，可用于未來深空探測器太陽噪聲影響分析。同時，由于太陽活動的周期性和隨機(jī)性，更精確的預(yù)報有賴于太陽活動周期內(nèi)大量實測測量獲取，有必要開展長期、持續(xù)的測量。