提高地月轉(zhuǎn)移軌道入軌段初軌精度的技術(shù)途徑*

茅永興，沐俊山，宋葉志，鐘德安，3

(1.中國衛(wèi)星海上測控部，江蘇 江陰 214431 ；2.上海衛(wèi)星工程研究所，上海 200240；3.飛行器海上測量與控制聯(lián)合實(shí)驗(yàn)室，江蘇 江陰 214431;4.中國科學(xué)院 上海天文臺，上海 200030)

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提高地月轉(zhuǎn)移軌道入軌段初軌精度的技術(shù)途徑*

茅永興1,2,3,**，沐俊山1，宋葉志4，鐘德安1，3

(1.中國衛(wèi)星海上測控部，江蘇 江陰 214431 ；2.上海衛(wèi)星工程研究所，上海 200240；3.飛行器海上測量與控制聯(lián)合實(shí)驗(yàn)室，江蘇 江陰 214431;4.中國科學(xué)院 上海天文臺，上海 200030)

針對星箭分離前、后兩段數(shù)據(jù)處于不同的飛行軌道，經(jīng)典的軌道計算方法無法實(shí)現(xiàn)兩段外測數(shù)據(jù)聯(lián)合參與定軌，入軌段初軌精度難以進(jìn)一步提高的問題，通過分析星箭分離時刻軌道半長軸確定精度與測量誤差、軌道偏心率之間的關(guān)系，提出了提高站址坐標(biāo)測量精度、采用分布式船姿船位測量體制以提高姿態(tài)測量精度、采用衛(wèi)星測高數(shù)據(jù)計算任務(wù)海域垂線偏差并對船姿數(shù)據(jù)進(jìn)行修正、船載雷達(dá)測速數(shù)據(jù)的東平臺影響修正、合理的數(shù)據(jù)預(yù)處理以及采用基于速度增量修正的定軌新方法等多種技術(shù)途徑，并重點(diǎn)介紹了基于速度增量修正、可實(shí)現(xiàn)星箭分離前后外測數(shù)據(jù)聯(lián)合定軌的新方法。仿真計算和任務(wù)實(shí)測數(shù)據(jù)驗(yàn)算表明，新方法軌道半長軸確定精度較以往傳統(tǒng)方法提高1個數(shù)量級以上，有利于后續(xù)測控計劃制定和測控站的跟蹤引導(dǎo)。

地月轉(zhuǎn)移軌道；初軌確定精度；技術(shù)途徑；速度增量修正；聯(lián)合定軌

1 引 言

采用運(yùn)載火箭直接將月球探測器送入地月轉(zhuǎn)移軌道的發(fā)射方式后，處于地月轉(zhuǎn)移軌道近地點(diǎn)附近的入軌段測控仍有航天測量船承擔(dān)，入軌段的初軌確定也是航天測量船承擔(dān)的重要任務(wù)之一。入軌段可用于初軌確定的外測數(shù)據(jù)有星箭分離前火箭調(diào)姿段的80 s跟蹤火箭的脈沖雷達(dá)和跟蹤衛(wèi)星的USB或UCB外測數(shù)據(jù)，以及星箭分離后跟蹤火箭殘骸的脈沖雷達(dá)和跟蹤衛(wèi)星的USB或UCB外測數(shù)據(jù)。受星箭分離時刻分離彈簧作用力的影響，在星箭分離瞬間，火箭殘骸和衛(wèi)星各自獲得了一個沿火箭軸向、方向相反的速度增量，因而，星箭分離前的星箭聯(lián)合體、星箭分離后的火箭殘骸、星箭分離后的衛(wèi)星三者處于3條不同的飛行軌道，即使跟蹤同一個目標(biāo)，由于星箭分離前后兩段外測數(shù)據(jù)分別處于不同的飛行軌道，傳統(tǒng)的入軌段初軌確定方法，例如無攝單位矢量法UVM1[1]、有攝單位矢量法PUVM1[1]等，因它們的動力學(xué)模型未考慮衛(wèi)星飛行過程中受外力的影響，因此無法將星箭分離前后的兩段數(shù)據(jù)放在一起定軌，因而初軌確定時參與定軌的數(shù)據(jù)弧段很短，要么使用星箭分離前的80 s外測數(shù)據(jù)，要么星箭分離后的數(shù)十或一百多秒的外測數(shù)據(jù)。由于參與定軌的數(shù)據(jù)弧段短，入軌段初軌確定精度難以進(jìn)一步提高。

另外，發(fā)射不同軌道的航天器(如小偏心率的近地軌道航天器、大偏心率的同步轉(zhuǎn)移軌道航天器、超大偏心率的地月轉(zhuǎn)移軌道航天器等)，運(yùn)載火箭的入軌段飛行程序和飛行軌道高度基本相同，也就是說，能用于入軌段初軌確定的外測數(shù)據(jù)的弧段長度也基本相同。盡管承擔(dān)入軌段測控任務(wù)的航天測量船有時會調(diào)整，但各船的測量設(shè)備相同、精度指標(biāo)相同、數(shù)據(jù)處理得到的實(shí)際測量精度變化不大且均在指標(biāo)范圍內(nèi)，然而，從以往歷次任務(wù)的實(shí)際定軌精度情況看，入軌段的初軌確定精度會隨著軌道偏心率的增大而下降，特別是半長軸a的精度。對于小偏心率軌道(偏心率為0.1左右)航天器發(fā)射任務(wù)，傳統(tǒng)初軌確定方法的短弧段外測數(shù)據(jù)(數(shù)十秒)的初軌確定精度(半長軸a誤差，下同)一般為1 km左右；對于大偏心率軌道(偏心率小于0.79)的航天器發(fā)射任務(wù)，傳統(tǒng)初軌確定方法的短弧段外測數(shù)據(jù)的初軌確定精度一般為數(shù)公里至十多公里[2]；但在地月轉(zhuǎn)移軌道(偏心率大于0.96，入軌段飛行軌道接近于一條拋物線)航天器發(fā)射任務(wù)中，傳統(tǒng)初軌確定方法的短弧段外測數(shù)據(jù)的初軌確定精度為數(shù)百乃至千公里量級，半長軸a誤差比一般的大偏心率軌道大1～2個數(shù)量級。

為什么參與定軌的外測數(shù)據(jù)弧段及其長度相同、測量數(shù)據(jù)的測量精度相同，對于不同偏心率軌道航天器發(fā)射任務(wù)，其入軌段的初軌確定精度差異如此之大？通過哪些技術(shù)途徑可以進(jìn)一步提高入軌段的初軌確定精度？本文通過理論分析，給出等精度測量條件下軌道半長軸的確定精度與軌道偏心率的關(guān)系，提出了提高超大偏心率軌道入軌段初軌確定精度的具體技術(shù)途徑，并重點(diǎn)探討了基于星箭分離速度增量修正的星箭分離前后數(shù)據(jù)的聯(lián)合定軌方法。

2 測量誤差、軌道半長軸確定誤差與軌道偏心率間的關(guān)系

只要承擔(dān)入軌段測控任務(wù)的航天測量船的各測量設(shè)備工作正常，其測量精度可保證在設(shè)備的精度指標(biāo)范圍內(nèi)，不同的發(fā)射任務(wù)，其測量精度基本上是一致的，它與航天器的軌道偏心率無關(guān);并且用于入軌段初軌確定的主用測量數(shù)據(jù)——星箭分離前火箭調(diào)姿段的脈沖雷達(dá)、USB或UCB外測數(shù)據(jù)，其弧段長度也是基本相同的，為什么半長軸a的誤差會隨著偏心率的增加而急劇上升？我們不妨從理論上加以分析。

在我國CZ-3A系列運(yùn)載火箭的發(fā)射彈道和航天器飛行軌道設(shè)計時，大多數(shù)航天器的近地點(diǎn)(入軌段附近)高度hp為200 km左右，我們不妨假設(shè)hp=200 km，則根據(jù)近地點(diǎn)地心距rp與半長軸a和偏心率e的關(guān)系式[2]

(1)

對于軌道偏心率e分別為0.50、0.75、0.96時，軌道半長軸a則分別為13 156.280 km、26 312.560 km、164 453.500 km，軌道半長軸a隨偏心率的變化趨勢與實(shí)際任務(wù)中的半長軸a的定軌精度變化趨勢基本一致。

我們再從經(jīng)典的活力公式分析相同的測量誤差對不同偏心率軌道的半長軸確定精度的影響。

這里，假定星箭分離時刻(一般在近地點(diǎn)附近)的地心距r為6 578.140 km，對應(yīng)軌道偏心率e分別為0.50、0.75、0.96時的軌道半長軸a分別為13 156.280 km、26 312.560 km、164 453.500 km，則根據(jù)經(jīng)典的活力公式[2]

(2)

可以得到它們的速度分別為9 533.733 m/s、10 297.608 m/s、10 897.964 m/s。

現(xiàn)在假定不同偏心率軌道航天器發(fā)射任務(wù)中航天測量船的外測精度是相當(dāng)?shù)?，并且假定船載站的船姿船位誤差(含高程誤差)、船搖引起的天線位置變化、星地設(shè)備的距離零值誤差、USB設(shè)備自身的測量誤差等多種誤差源合成后，折算成地心距誤差Δr為30 m，假定船載USB站的船速誤差、船搖引起的測速誤差、船體升沉引起的測速誤差(目前尚未考慮)[3]、USB設(shè)備自身的測速誤差等多種誤差源[4]合成后折算成衛(wèi)星的運(yùn)動速度誤差Δv為1.0 m/s，則根據(jù)變換后的活力公式

(3)

可以得到它們各自對于不同偏心率軌道的半長軸a的影響是不一樣的，結(jié)果見表1。

表1 測量誤差對不同偏心率軌道半長軸a的影響Table 1 Effect of measurement error on semi-major axis of different eccentricity orbit

從表1結(jié)果可以看出，雖然在不同偏心率軌道航天器的發(fā)射任務(wù)中，航天測量船的外測精度基本一致，即具有相同的測量誤差，但對軌道半長軸a的確定精度的影響差異很大，偏心率越接近于1，測量誤差對半長軸a的影響越敏感，這與實(shí)際任務(wù)中半長軸a的定軌精度變化趨勢基本一致。

3 提高地月轉(zhuǎn)移軌道入軌段初軌確定精度的技術(shù)途徑

3.1提高外測數(shù)據(jù)的整體測量精度

測量誤差是影響定軌精度的最主要因素。從以往多次航天發(fā)射任務(wù)的入軌段初軌確定結(jié)果看，箭載衛(wèi)導(dǎo)定位數(shù)據(jù)的初軌確定精度都比較高，使用星箭分離前的15 s無動力保姿態(tài)飛行段數(shù)據(jù)單點(diǎn)定軌，近地近圓軌道半長軸誤差起伏很小，通常為1 km左右，多點(diǎn)綜合定軌半長軸誤差通常為百米量級；同步轉(zhuǎn)移軌道單點(diǎn)定軌的半長軸誤差起伏也比較小，通常為2 km左右，多點(diǎn)綜合定軌半長軸誤差為1 km左右；地月轉(zhuǎn)移軌道單點(diǎn)定軌的半長軸誤差起伏比較大，在某次任務(wù)中達(dá)到200 km左右，多點(diǎn)綜合定軌半長軸誤差小于50 km。目前裝箭的衛(wèi)導(dǎo)接收機(jī)其定位精度其實(shí)也不是很高，如果船載外測數(shù)據(jù)的綜合測量精度能達(dá)到目前裝箭的衛(wèi)導(dǎo)定位精度，則可以大大提高入軌段外測數(shù)據(jù)的初軌確定精度。由于航天測量船外測數(shù)據(jù)的誤差源比較多，影響航天測量船外測數(shù)據(jù)的綜合測量精度的因素較多[4]，提高航天測量船綜合測量精度有以下技術(shù)途徑。

(1)提高站址坐標(biāo)測量精度

船載雷達(dá)測量數(shù)據(jù)是基于瞬時站址的慣導(dǎo)地平坐標(biāo)系下的，站址坐標(biāo)是慣導(dǎo)地平坐標(biāo)系的原點(diǎn)，其測量精度的高低直接影響測軌數(shù)據(jù)的整體精度，從而影響定軌精度。

以往船載衛(wèi)導(dǎo)系統(tǒng)工作不是很穩(wěn)定，只是使用衛(wèi)導(dǎo)工作正常期間的定位結(jié)果對慣導(dǎo)位置(經(jīng)緯度)進(jìn)行校準(zhǔn)，任務(wù)中測量船中心機(jī)使用慣導(dǎo)輸出的經(jīng)緯度作為瞬時站址慣導(dǎo)地平坐標(biāo)系原點(diǎn)的經(jīng)緯度，使用任務(wù)前衛(wèi)導(dǎo)工作正常時的高程統(tǒng)計值作為瞬時站址導(dǎo)地平坐標(biāo)系原點(diǎn)的高程。因此，水平位置誤差較大，入軌段短弧段測控任務(wù)中達(dá)百米量級，高程誤差也達(dá)米量級甚至十米量級。

隨著船載衛(wèi)導(dǎo)系統(tǒng)的設(shè)備換型，系統(tǒng)工作的穩(wěn)定性、可靠性得到了一定程度的提高，實(shí)時任務(wù)中，測量船中心機(jī)可以使用衛(wèi)導(dǎo)實(shí)時定位結(jié)果的經(jīng)緯度作為瞬時站址慣導(dǎo)地平坐標(biāo)系原點(diǎn)的經(jīng)緯度，受船載衛(wèi)導(dǎo)系統(tǒng)自身精度的限制，坐標(biāo)系原點(diǎn)的高程值仍沿用以往的方法。因此，站址坐標(biāo)的水平精度較以往得到了一定程度的提高，使得水平精度與高程精度處于同一數(shù)量級(十米量級)，但仍有較大的提升空間，通過設(shè)備換型、采用一些新的技術(shù)，使測量船的站址坐標(biāo)定位精度達(dá)到1 m以內(nèi)是完全可能的。

(2)采用分布式船姿船位測量體制[5]

目前采用的是集中式船姿船位測量體制，除前面提到的站址坐標(biāo)誤差影響慣導(dǎo)地平坐標(biāo)系的原點(diǎn)精度外，船搖測量誤差、變形測量誤差將直接影響慣導(dǎo)地平坐標(biāo)系下測量數(shù)據(jù)的測角精度。在設(shè)備測量精度無法進(jìn)一步提高的情況下，減少測量環(huán)節(jié)，減少誤差源也是提高整體測量精度的有效方法。因此，采用分布式船姿船位測量體制是今后的發(fā)展趨勢，從而可以減少船體變形測量環(huán)節(jié)，減少一項(xiàng)誤差源。同時，在該測量體制下，可采用星慣組合測量系統(tǒng)，可使船搖測量精度得到一定程度的提高。

(3)基于衛(wèi)星測高數(shù)據(jù)精確計算任務(wù)海域垂線偏差

測量船基準(zhǔn)坐標(biāo)系——慣導(dǎo)地平坐標(biāo)系的基準(zhǔn)平面是與當(dāng)?shù)劂U垂線垂直的大地水平面，而其站址坐標(biāo)是由衛(wèi)導(dǎo)給出的WGS-84坐標(biāo)系下的大地經(jīng)緯度，慣導(dǎo)地平坐標(biāo)系下的測量數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換到其他坐標(biāo)系時，坐標(biāo)系旋轉(zhuǎn)必須使用天文經(jīng)緯度，因此，需要對大地經(jīng)緯度進(jìn)行垂線偏差修正。由于以前無法確定任務(wù)海域的垂線偏差，所以忽略了兩者之間的差異，也就是說，垂線偏差引起的誤差直接帶入到測量數(shù)據(jù)的處理過程中，其定軌精度受到了一定的影響。隨著技術(shù)的發(fā)展，目前可以通過衛(wèi)星測高數(shù)據(jù)計算任意海域的重力異常、垂線偏差等相關(guān)地球物理參數(shù)，使航天測量船外測數(shù)據(jù)在坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換時考慮垂線偏差修正成為可能。

(4)對船載雷達(dá)測速數(shù)據(jù)進(jìn)行船搖、航速、升沉引起的誤差修正

由于航天測量船沒有配備船體升沉測量設(shè)備，船用慣導(dǎo)也未安裝天向(垂直方向)加速度計，因此無法直接獲取航天測量船慣導(dǎo)平臺中心垂直方向的運(yùn)動速度，因而也無法對雷達(dá)測速數(shù)據(jù)進(jìn)行由此引起的測量誤差的修正。同時，目前航天測量船配備的設(shè)備(如計程儀、慣導(dǎo)、衛(wèi)導(dǎo))提供使用的航速數(shù)據(jù)精度也不是很高，所以，測量船中心機(jī)在數(shù)據(jù)預(yù)處理時，只是進(jìn)行了理論設(shè)計航速和實(shí)際船搖對測速數(shù)據(jù)影響的簡化修正。目前，市場上的商用衛(wèi)導(dǎo)定位精度較以前有較大提高，可以得到衛(wèi)導(dǎo)天線位置精度較高的速度矢量，通過坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換，也可以得到慣導(dǎo)平臺中心的速度矢量，從而為船載雷達(dá)測速數(shù)據(jù)進(jìn)行水平運(yùn)動速度修正和垂直運(yùn)動速度修正，進(jìn)一步提高船載雷達(dá)測速數(shù)據(jù)的精度成為可能。

3.2改進(jìn)定軌方法以延長同時參與定軌的數(shù)據(jù)弧段

星箭分離瞬間，受彈簧分離力的影響，衛(wèi)星和火箭分別獲得一個速度增量，使得它們的飛行軌道發(fā)生了改變，從而傳統(tǒng)的初軌確定方法無法將這兩段測軌數(shù)據(jù)放在一起定軌，因而參與定軌的數(shù)據(jù)弧段較短(星箭分離前80 s或星箭分離后數(shù)十秒至一百多秒)，定軌精度無法進(jìn)一步提高。

通過建立星箭分離時刻速度增量修正模型，即可得到星箭分離時刻星箭分離動作完成前、后兩組狀態(tài)矢量，從而可以實(shí)現(xiàn)星箭分離前、后兩段外測數(shù)據(jù)的聯(lián)合定軌，延長了定軌數(shù)據(jù)弧段。

(4)

則對于星箭分離前外測數(shù)據(jù)的條件方程組為

(5)

對于星箭分離后外測數(shù)據(jù)的條件方程組為

(6)

(7)

公式(5)、(7)經(jīng)整理后為

(8)

(9)

公式(8)對應(yīng)星箭分離前的測軌數(shù)據(jù)，公式(9)對應(yīng)星箭分離后的測軌數(shù)據(jù)，兩類條件方程求解變量一致，可以放在一起求解，從而實(shí)現(xiàn)星箭分離前后的兩段測軌數(shù)據(jù)的聯(lián)合定軌，延長了參與定軌的測軌數(shù)據(jù)弧段，可有效提高初軌確定精度。

3.3完善數(shù)據(jù)預(yù)處理方法

船載站的特點(diǎn)決定了其綜合測量精度的高低。在慣導(dǎo)地平坐標(biāo)系下，測量誤差分布在各測量元素中，包括測距誤差Δρ、方位角誤差ΔA、俯仰角誤差Δh以及站址坐標(biāo)(大地經(jīng)度和高程)誤差ΔL、ΔB、ΔH。任務(wù)中，盡管在數(shù)據(jù)預(yù)處理時已經(jīng)分別進(jìn)行合理性檢驗(yàn)、野值剔除與補(bǔ)點(diǎn)、平滑等處理，但各類測量元素其曲線特性有較大差異，有的測量元素在某些時段的曲線曲率較大，不適合大區(qū)間平滑，目前的平滑區(qū)間僅為2 s，因此，某些周期大于2 s且不固定的大區(qū)間振蕩引起的誤差將無法得到抑制，仍直接帶入到測量數(shù)據(jù)中。為此，在定軌前可以再次進(jìn)行測量數(shù)據(jù)的預(yù)處理，以盡可能提高用于定軌的測量數(shù)據(jù)精度。例如：將慣導(dǎo)地平坐標(biāo)系下的測量數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換至地心坐標(biāo)系(如J2000地心天球坐標(biāo)系)，這樣，各測量元素的誤差將分別投影到地心坐標(biāo)系的位置矢量ri上，它們各自的誤差(特別是系統(tǒng)誤差)投影后將會得到相互抑制和抵消。同時，在地心坐標(biāo)系下，由于衛(wèi)星入軌段飛行弧段較短，其位置矢量曲線的曲率很小，遠(yuǎn)小于慣導(dǎo)地平坐標(biāo)系下方位角和俯仰角數(shù)據(jù)曲線的曲率，因而可以采用大區(qū)間平滑擬合，可有效抑制接近于船搖周期的不明振蕩誤差，同時通過大區(qū)間的微分?jǐn)M合，可以得到精度較高的速度矢量，從而可有效提高定軌精度。

4 基于速度增量修正的初軌確定新方法

4.1各采樣時刻衛(wèi)星狀態(tài)矢量求解方法

首先，將慣導(dǎo)地平坐標(biāo)系下的雷達(dá)方位角Ai、俯仰角hi、測距ρi數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換至J2000地心天球坐標(biāo)系(慣性坐標(biāo)系)下，得到各采樣時刻的衛(wèi)星位置矢量ri。

(10)

(11)

其中：

τi=ti-t0

ti為數(shù)據(jù)采樣時刻，t0為參與平滑的數(shù)據(jù)弧段中點(diǎn)時刻，平滑區(qū)間應(yīng)大于測量數(shù)據(jù)中包含的非固定周期性振蕩的最大周期的3倍。

4.2速度增量修正方法

(12)

其中，A為發(fā)射慣性坐標(biāo)系至J2000地心天球坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣，Φ、Ψ為星箭分離時刻發(fā)射慣性坐標(biāo)系下的火箭俯仰姿態(tài)角和偏航姿態(tài)角，ΔV為衛(wèi)星在火箭軸向獲得的絕對速度增量。則

(13)

4.3動力學(xué)條件方程組建立

建立以下有攝初軌計算的基本條件方程組

(14)

則對于星箭分離前的測軌數(shù)據(jù)，對應(yīng)的條件方程組為

(15)

對于星箭分離后的測軌數(shù)據(jù)，對應(yīng)的條件方程組為

(16)

將式(13)代入，則

(17)

式(15)、(17)求解相同的變量，可以放在一起求解，從而實(shí)現(xiàn)星箭分離前后處于兩條飛行軌道的兩段測軌數(shù)據(jù)的聯(lián)合定軌。求解方法可采用最小二乘方法。

5 算例

5.1仿真計算結(jié)果

仿真數(shù)據(jù)為星箭分離前80 s、星箭分離后100 s數(shù)據(jù)，仿真用標(biāo)準(zhǔn)軌道根數(shù)見表2，其中第1組為星箭分離時刻星箭對應(yīng)分離動作完成前的軌道根數(shù)，第2組為星箭分離時刻對應(yīng)星箭分離動作完成后的軌道根數(shù)。表3為疊加的測量數(shù)據(jù)系統(tǒng)誤差和隨機(jī)誤差，表4～6分別給出了用常用的無攝初軌計算的單位矢量法UVM1、有攝初軌計算的單位矢量法PUVM1以及本文方法各500組仿真計算的統(tǒng)計結(jié)果。

表2 標(biāo)準(zhǔn)軌道根數(shù)Table 2 Standard orbital elements

表3 測量數(shù)據(jù)系統(tǒng)誤差和隨機(jī)誤差Table 3 Systematic error and random error of measurement data

表4 UVM1方法仿真結(jié)果Table 4 Simulation results using UVM1 method

表5 PUVM1方法仿真結(jié)果Table 5 Simulation results using PUVM1 method

表6 本文方法仿真結(jié)果Table 6 Simulation results using method of this paper

仿真計算結(jié)果表明，采用本文提出的新方法后，地月轉(zhuǎn)移軌道入軌段初軌確定精度比傳統(tǒng)定軌方法提高約2個數(shù)量級，定軌精度明顯提高。

5.2任務(wù)實(shí)戰(zhàn)數(shù)據(jù)驗(yàn)算結(jié)果

我們使用某航天發(fā)射任務(wù)船載雷達(dá)獲取的實(shí)測數(shù)據(jù)進(jìn)行驗(yàn)算，各種定軌方法的定軌結(jié)果偏差(與任務(wù)中心事后提供的長弧段精軌比)見表7～9。

任務(wù)實(shí)測數(shù)據(jù)驗(yàn)算結(jié)果表明，采用本文提出的新方法后，地月轉(zhuǎn)移軌道入軌段初軌確定精度比傳統(tǒng)定軌方法提高1個數(shù)量級以上，定軌精度得到顯著提高。

表7 UVM1方法實(shí)測數(shù)據(jù)計算結(jié)果Table 7 Calculation results of real data using UVM1 method

表8 PUVM1方法實(shí)測數(shù)據(jù)計算結(jié)果Table 8 Calculation results of real data using PUVM1 method

表9 本文方法實(shí)測數(shù)據(jù)計算結(jié)果Table 9 Calculation results of real data using method of this paper

6 結(jié)束語

以往入軌段初軌確定方法只考慮使用處于同一條飛行軌道的星箭分離前的火箭調(diào)姿段或星箭分離后的測軌數(shù)據(jù)，因此無法將彈簧分離方式下在星箭分離時刻瞬間產(chǎn)生速度增量而導(dǎo)致星箭分離前后測軌數(shù)據(jù)處于兩條飛行軌道的測軌數(shù)據(jù)放在一起進(jìn)行聯(lián)合定軌，因而參與定軌的數(shù)據(jù)弧段短，定軌精度難以進(jìn)一步提高。

本文提出了新的定軌方法，實(shí)現(xiàn)了星箭分離前后測軌數(shù)據(jù)的聯(lián)合定軌，延長了參與定軌的測軌數(shù)據(jù)弧段，從而有效提高了初軌確定精度。但是，提高定軌精度還有許多方面的工作要做，正如本文提出的提高測量精度、采用分布式船姿船位測量體制、任務(wù)海域垂線偏差獲取以及對測量數(shù)據(jù)的修正等，都需要我們進(jìn)一步深入研究。當(dāng)然，解決該問題還有其他技術(shù)途徑，希望廣大讀者也參與到我們的研究工作中，提出更多更好的解決方法，共同為我國的航天測控事業(yè)做出一份貢獻(xiàn)。

[1] 茅永興.航天器軌道確定的單位矢量法[M].北京：國防工業(yè)出版社，2008:155-183. MAO Yong-xing. The Orbit Determination Method for Spacecraft based on Unit Vector Method [M].Beijing：National Defense Industry Press,2008:155-183. (in Chinese)

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MAO Yong-xing was born in Haimen,Jiangsu Province,in 1966.He is now a senior engineer of professor with the M.S. degree.His research concerns spacecraft orbit determination and TT&C.He has published more than 30 papers.

Email:MYX8282@tom.com

TechnicalApproachesforImprovingAccuracyofInitialOrbitDeterminationinInjectionPhaseofEarth-MoonTransferTrajectory

MAO Yong-xing1，2,3，MU Jun-shan1，SONG Ye-zhi4，ZHONG De-an1，3

(1.China Satellite Maritime Tracking and Control Department，Jiangyin 214431,China；2.Shanghai Institute of Satellite Engineering, Shanghai 200240,China;3.Joint Laboratory of Ocean-based Flight Vehicle Measurement and Control，Jiangyin 214431，China;4.Shanghai Astronomical Observatory,Chinese Academy of Sciences，Shanghai 200030，China)

In the injection phase where two segments of measurements are obtained for different trajectories, the classical orbit determination method can not implement a united estimation. It is difficult to further improve the accuracy of the initial orbit determination. The paper improves the position measurement accuracy of tracking stations by analyzing the relation among semi-major axis, tracking errors and orbit eccentricity. A distributed ship position-attitude measurement architecture is adopted to improve the accuracy of ship attitude. The altitude measurements by satellites are used to estimate gravimetric plumb line deflection of the mission area and improve the ship attitude, velocity tracking data obtained by ship-borne radar. Other new methods, such as optimal data preprocessing and injection velocity correction, are also proposed. Numerical results show that the new approaches improve the accuracy over one order of magnitude than the traditional method and will benefit to the tracking plan and guidance of downrange tracking stations.

earth-moon transfer trajectory; initial orbit determination accuracy; technical approaches; injection velocity correction; united orbit determination

10.3969/j.issn.1001-893x.2014.06.005

茅永興，沐俊山，宋葉志，等.提高地月轉(zhuǎn)移軌道入軌段初軌精度的技術(shù)途徑[J].電訊技術(shù)，2014,54(6):719-725.[MAO Yong-xing，MU Jun-shan，SONG Ye-zhi,et al.Technical Approaches for Improving Accuracy of Initial Orbit Determination in Injection Phase of Earth-Moon Transfer Trajectory[J].Telecommunication Engineering,2014,54(6):719-725.]

2014-01-26；

：2014-05-04 Received date:2014-01-26；Revised date：2014-05-04

：MYX8282@tom.comCorrespondingauthor：MYX8282@tom.com

V412.4

：A

：1001-893X(2014)06-0719-07

茅永興(1966—)，男，江蘇海門人，碩士，研究員，主要從事航天器軌道確定方法及航天測控技術(shù)研究，已出版專著《航天器軌道確定的單位矢量法》，發(fā)表論文30余篇，獲國家級及軍隊(duì)級科技進(jìn)步獎16項(xiàng)。

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