李 贊，李海濤，張 哲，樊 敏，徐得珍，辛曉生

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

0 引言

自2004 年1 月國務院正式批準探月工程立項以來，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)性科學成果，為我國未來開展月球長期科考和更遠深空探測奠定了堅實的工程和科學技術。探月工程由探測器系統(tǒng)、運載火箭系統(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)）和地面應用系統(tǒng)組成。測控系統(tǒng)的主要工作是完成運載火箭測控，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，各項技術指標達到國際先進水平。我國全面具備了對月球和深空探測器全任務過程進行測控、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)對探測器測控任務設計和實施的特點。嫦娥四號包括中繼星和探測器兩次發(fā)射任務［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，在測控設計、分析、多目標測控和數(shù)據(jù)處理等方面是很具有代表性的一次任務。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)進行了系統(tǒng)描述，以嫦娥四號任務為例，對測控覆蓋、鏈路性能、測定軌精度和日凌影響等進行了系統(tǒng)分析和研究，并全面總結了任務實施效果，給出了結論，以期為后續(xù)月球和深空探測器測控設計提供借鑒。

1 我國深空測控設備現(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，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，具備獨立支持月球和深空探測任務的能力，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］，各項功能和性能達到國際先進水平。

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)

在嫦娥一號任務前，我國在喀什和青島分別建設了1 套18 m 單收測控設備，與已有12 m 測控設備共同實現(xiàn)了地月約40×104km 的測控支持；為完成嫦娥二號任務，對2 套18 m 測控設備進行了適應性改造，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 頻段測控設備，與已有的2 套設備形成了全球布站的18 m 測控網(wǎng)［4］。18 m 測控設備如圖2 所示。

圖2 我國喀什、青島和納米比亞18 m 測控設備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)月球借力進入月球至地月L2 點轉(zhuǎn)移軌道，5 月27 日到達地月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。巡視器對地無測控接口。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)對各目標進行差分單向測距。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系示意圖Fig.7 Diagram of Chang’e-4 TT&C links

嫦娥四號任務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（進入地月L2 點后）、1 個點頻的X 頻段數(shù)傳（應急）；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 任務分析與設計

3.1 覆蓋性分析

測控站與目標航天器相對位置關系如圖8所示。

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

利用正弦定理導出如下關系［13］：

式中：rs為目標的地心距；R為測控站的地心距；θd為目標和測站的地心張角；ρ為目標相對測控站的斜距；h為測控站跟蹤仰角。通常要求深空站仰角h0≥10°，18 m 測控設備h0≥7°，要使測控站跟蹤目標的地平高度不小于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 平赤道坐標系中表示，環(huán)月后在月心J2000 平赤道坐標系中表示。通過J2000月心平赤道坐標系→J2000 地心平赤道坐標系→瞬時平赤道坐標系→瞬時真赤道坐標系→準地固坐標系→地固坐標系的轉(zhuǎn)換，計算得到地心距rs，利用式（1）得到地心目標的地心張角θd，從而確定測控站對目標的可見弧段。

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，中繼星進入地月L2 點軌道正常運行后，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)對月球探測目標進行干涉測量時，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為接收機工作帶寬。

嫦娥四號各目標均采用副載波調(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，進而根據(jù)門限確定鏈路性能。

根據(jù)器、地測控相關技術指標和上述計算方法，重點對遙測接收性能進行分析［15-16］。中繼星的計算輸入條件為：35 m 測控設備，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長時間連續(xù)跟蹤測量，同時各跟蹤目標飛行軌道各異（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、跟蹤幾何關系變化小等特點，對高精度、短弧、快速定軌和預報都提出更高要求。

嫦娥四號任務中地面對各目標采用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，結合任務飛行過程和應用需求，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測定軌精度理論分析結果（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 點常年運行，受地、月、日相對位置關系變化影響，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）。此時太陽的強大電磁輻射噪聲進入地面接收天線，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）角為地面測控設備指向太陽矢量與指向目標矢量間的夾角，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。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行積分；分母表示對整個空間進行積分。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 任務分析與設計

4.1 多目標測控

在嫦娥四號任務中，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 個目標的測控，期間要進行多次變軌控制，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艙）的日常管理。其中，中繼星發(fā)射后的目標包括中繼星和兩顆微衛(wèi)星；中繼星進入地月L2 點中繼軌道后，每7～10 d 需進行一次軌道維持，微衛(wèi)星進入環(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)分析結果可知，深空測控網(wǎng)具備對所有目標的測控能力，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，滿足各目標測定軌精度需求。

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

1）為降低任務中心飛控實施復雜度，需盡量將微衛(wèi)星各飛行階段的關鍵測控事件（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)配深空測控設備進行測控支持；

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，確保其順利進入使命軌道，并穩(wěn)定運行，利用18 m 測控網(wǎng)對微衛(wèi)星進行測控，其變軌期間和故障期間，在確保中繼星可靠測控的前提下，可適當調(diào)配深空測控設備；

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 觀測站對中繼星進行干涉測量，適當兼顧微衛(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)分時跟蹤兩個目標的能力。

4.2 多目標測控

根據(jù)定軌預報需求和各測控目標飛行軌道，測量方案設計如下：

1）中繼星。星箭分離后，利用外測和運載火箭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）至少進行2 d 干涉測量，其中1 d 用于軌道維持點預報，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備進行測距、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)均對探測器進行干涉測量。

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

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 對其進行干涉測量，其位于月球背面時對中繼星進行干涉測量。

4.3 日凌

嫦娥四號中繼星在地月L2 點運行期間，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，阿根廷深空測控設備的SEP 角最小達到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

在對日凌影響進行理論而分析的基礎上，發(fā)射前分別就太陽噪聲對66 m、35 m 和18 m 測控設備影響開展了專項試驗。測試的基本方法為：地面測控設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

試驗結果表明：當?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備影響的邊界條件。

5 任務實施

5.1 中繼星任務

嫦娥四號中繼星于2018 年5 月21 日5 時28 分準時發(fā)射，飛行1 530 s 后準確進入地月轉(zhuǎn)移軌道。由于運載火箭入軌、軌道控制和測定軌等精度均高于設計值，致使中繼星轉(zhuǎn)移段僅進行了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)全程進行了干涉測量。中繼星進入地月L2 點使命軌道初期利用3 套深空測控設備完成測控，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，逐漸延長至約10 d）進行一次軌道維持，期間深空測控設備對其測控，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。中繼星進入長期管理后，地面測控設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鍵事件均安排在佳木斯和喀什深空站共視弧段內(nèi)進行，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，任務期間地面對中繼星的定軌預報精度見表2。

表2 中繼星測定軌精度事后分析結果（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?？煽啃裕溌奉A算中的各參數(shù)均采用最差值進行分析，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。由此使理論計算結果過于保守，實際應用中浪費了測控資源。

任務實施前，針對日凌對地面接收系統(tǒng)影響開展了專項試驗，同時結合理論分析結果，將阿根廷深空站的日凌影響邊界設置為SEP 角不小于1°，此時未安排地面測控設備跟蹤；在實際任務中，當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

嫦娥四號探測器于2018 年12 月8 日2 時23 分準時發(fā)射，飛行1 144 s 后準確進入地月轉(zhuǎn)移軌道。探測器在地月轉(zhuǎn)移段僅進行了一次中途修正，進入環(huán)月軌道后，為節(jié)省燃料，先后進入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天各進行了1 d 的測量。

經(jīng)事后分析，任務期間地面對中繼星的定軌預報精度見表3。

表3 探測器測定軌精度事后分析結果（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

中繼星與運載火箭分離后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，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)應急搶救后狀態(tài)恢復正常，并在地月轉(zhuǎn)移段進行了第二次中途修正和近月制動，進入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行搶救和應急處置，確保了測控的可靠性。

經(jīng)事后分析，任務期間地面對中繼星的定軌預報精度見表4。

表4 微衛(wèi)星測定軌精度事后分析結果（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 結束語

本文詳細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)的技術狀態(tài)，以嫦娥四號中繼星和探測器兩次發(fā)射任務為例，對測控系統(tǒng)在探月任務中執(zhí)行任務的能力進行了系統(tǒng)分析，針對其多目標測控、鏈路性能、高精度測定軌和日凌影響等進行了全面分析，設計了測控系統(tǒng)技術方案，并對實施效果進行了總結概括，以期為我國后續(xù)月球探測任務測控系統(tǒng)的任務設計提供借鑒。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近全時測控能力。

2）從歷次探月任務實施效果可見，任務前天地鏈路預算中的各參數(shù)值基本使用的都是最惡劣值，設計相對保守，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)的取值進行詳細分析，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，提高鏈路預算準確度，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，準確確定測定軌性能。

4）針對嫦娥四號任務，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性，更精確的預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。