VLBI月球定軌和月面定位技術(shù)及其應(yīng)用

黃 勇，李培佳，胡小工,3

（1.中國科學(xué)院 上海天文臺，上海 200030；2.上海市空間導(dǎo)航與定位技術(shù)重點實驗室，上海 200030；3.中國科學(xué)院 行星科學(xué)重點實驗室，上海 200030；4.中國科學(xué)院 大學(xué)天文與空間科學(xué)學(xué)院，北京 100049）

引 言

我國已發(fā)射了“嫦娥1號”（CE-1）、“嫦娥2號”（CE-2）、“嫦娥3號”（CE-3）、“嫦娥5號”載入返回飛行試驗器（CE-5T1）和“嫦娥4號”（CE-4，包括中繼星和探測器）多顆月球探測器，實現(xiàn)了繞月飛行和落月探測[1-6]。即將發(fā)射的“嫦娥5號”（CE-5）探測器是我國探月工程三期任務(wù)的重要部分，將執(zhí)行采樣返回任務(wù)，后續(xù)我國還將實施探月四期任務(wù)，對月球極區(qū)進行重點考察[7]。

我國的月球和深空探測任務(wù)采用測距測速和甚長基線干涉測量（Very Long Baseline Interferometry，VLBI）聯(lián)合測軌的模式[8]。VLBI測軌分系統(tǒng)由上海處理中心和位于上海（25m、65 m）、北京（50 m）、昆明（40 m）和烏魯木齊（25 m）的VLBI臺站組成[9]。上海天馬65 m天線于2012年建成使用，從CE-3任務(wù)開始，上海主用天馬65 m天線，佘山25 m天線備用。

從CE-1到目前的CE-4任務(wù)，VLBI測軌技術(shù)處于不斷進步中。CE-1采用天文處理方法，對探測器采用單通道處理模式，頻率為S波段；在CE-2中，VLBI仍然沿用CE-1的信標設(shè)計，實時任務(wù)期間，實現(xiàn)了綜合采用S/X波段數(shù)據(jù)能力；CE-2任務(wù)期間VLBI開展了X波段雙差分單向測距（delta Differential One-way Ranging，ΔDOR）測量實驗數(shù)據(jù)處理（事后處理）；基于CE-2的ΔDOR處理經(jīng)驗，在CE-3任務(wù)中首次實現(xiàn)了處理系統(tǒng)自動消除模糊度，提供實時ΔDOR處理數(shù)據(jù)的能力，并確立了5 min射電源和探測器快速差分觀測的測量模式[10]。CE-4中繼星則首次采用S波段ΔDOR觀測處理技術(shù)。整體來看，我國探月工程VLBI測量的精度從CE-1的約10 ns水平提高到CE-3/CE-4的優(yōu)于1 ns水平[6]。美國、歐洲深空探測器的ΔDOR測量精度最好可以優(yōu)于0.1ns[9]，我國的VLBI測軌精度仍有很大提升空間。表1為我國的歷次月球探測任務(wù)中VLBI測量數(shù)據(jù)定軌后精度統(tǒng)計，隨著觀測設(shè)備硬件和軟件的提高，測量精度也逐漸提高。

隨著探月任務(wù)的進展，我國地面無線電測距測速技術(shù)也有了很大提升。目前我國已經(jīng)建設(shè)了3個深空站，分別為佳木斯（66 m）、喀什（35 m）和南美洲阿根廷薩帕拉（35 m），構(gòu)成了中國深空網(wǎng)（Chinese Deep Space Network，CDSN），對月球和深空探測器測距精度優(yōu)于1 m，測速精度優(yōu)于1 mm/s。另外，青島、喀什、圣地亞哥等地的12m、18 m天線也在繼續(xù)使用[8]。

探月工程中測量數(shù)據(jù)的處理與定軌預(yù)報及定位計算主要由北京航天指揮控制中心（簡稱北京中心）、西安衛(wèi)星測控中心（簡稱西安中心）以及VLBI測軌分系統(tǒng)VLBI中心（簡稱VLBI中心）的3套獨立計算機軟、硬件系統(tǒng)承擔(dān)。本文對VLBI在月球探測任務(wù)測定軌定位中的應(yīng)用進行系統(tǒng)介紹。

表1 歷次任務(wù)VLBI定軌精度統(tǒng)計Table 1 Accuracy statistics of VLBI orbit determination for previous missions

1 控后軌道快速恢復(fù)

我國繞月探測工程由“嫦娥1號”衛(wèi)星、“長征3號”甲（CZ-3A）運載火箭、西昌衛(wèi)星發(fā)射場、測控系統(tǒng)和地面應(yīng)用系統(tǒng)等5大系統(tǒng)組成。CE-1衛(wèi)星是我國首顆月球探測衛(wèi)星，其主要科學(xué)目標是：獲取月球表面三維影像；分析月球表面有用元素及物質(zhì)類型的含量和分布；探測月壤厚度；探測地月空間環(huán)境。VLBI測軌分系統(tǒng)與統(tǒng)一S波段（Unified S-Band，USB）系統(tǒng)共同完成CE-1發(fā)射段以外各個階段的測軌任務(wù)。2007年10月24日，CE-1衛(wèi)星在西昌衛(wèi)星發(fā)射中心順利升空，CE-1衛(wèi)星發(fā)射后的飛行軌道按照軌道特征包括調(diào)相24 h軌道段、調(diào)相48 h軌道段、地月轉(zhuǎn)移軌道段、月球捕獲軌道段和環(huán)月飛行軌道段。

參加CE-1衛(wèi)星測軌任務(wù)的地面觀測站包括：喀什站、青島站、智利CEE站、歐洲航天局（European Space Agency，ESA）庫魯站、ESA新諾舍站、中國“遠望2號”測量船、“遠望3號”測量船，以及上海、北京、昆明和烏魯木齊4個VLBI測站。VLBI測站從調(diào)相24 h軌道段開始正式觀測，智利CEE站跟蹤到地月轉(zhuǎn)移軌道段，CEE退出觀測后ESA站進行了后續(xù)觀測，主要是庫魯站，新諾舍站只有約0.5 h數(shù)據(jù)。遠望測量船每天跟蹤弧段約為1～2 h。

探測器要經(jīng)過多次軌道控制才能達到預(yù)定軌道，每次軌道控制后需要快速計算控后軌道，評估軌控效果。數(shù)據(jù)分析表明，相比于測距測速數(shù)據(jù)單獨定軌，VLBI數(shù)據(jù)加入后可以顯著提高控后軌道確定精度，以CE-1地月轉(zhuǎn)移軌道第1次變軌控后30 min（表2）/3 h（表3）短弧定軌為例，將事后長弧定軌結(jié)果作為參考，考察測距測速數(shù)據(jù)單獨定軌（方案1）和測距測速聯(lián)合VLBI定軌（方案2）提供的軌道根數(shù)精度。

表2 CE-1控后30 min短弧定軌比較Table 2 CE-1 30 min orbit determination result

表3 CE-1控后3 h短弧定軌比較Table 3 CE-1 3 h orbit determination result

由上述30 min/3 h短弧段定軌分析可以看出：①VLBI數(shù)據(jù)的加入對短弧定軌精度有1～3個數(shù)量級上的提高，特別是表征橫向精度的幾個角度量精度提高尤為顯著；②USB（S波段測距測速數(shù)據(jù)）+VLBI聯(lián)合30 min短弧定軌精度優(yōu)于USB數(shù)據(jù)單獨3 h定軌精度。主要是因為USB技術(shù)同一時間只有一個站進行測量，星地距離遠，觀測幾何差，單獨利用USB數(shù)據(jù)短弧定軌精度較差。

2 地月轉(zhuǎn)移段和環(huán)月段定軌

與CE-1、CE-2任務(wù)相比，CE-3任務(wù)在軌道設(shè)計和測量方面的主要技術(shù)狀態(tài)變化：

1）地月轉(zhuǎn)移段末期一次近月制動為環(huán)月100 km軌道；

2）100 × 15 km環(huán)月軌道段在15 km近月點實施動力下降；

3）實施月面軟著陸，開展月面巡視探測；

4）佳木斯深空站、喀什深空站X頻段測控設(shè)備首次正式參加任務(wù)；

5）干涉測量采用差分單向測距（Differential One-way Ranging，DOR）、雙差分單向測距（ΔDOR）和同波束干涉（Same Beam Interferometry，SBI）測量模式；

6）開展喀什、佳木斯和三亞3站的X頻段三向測量精度驗證；

7）開展深空網(wǎng)的DOR、ΔDOR和SBI等干涉測量試驗。

軌道計算過程中涉及到的動力學(xué)攝動模型包括：①JGM3地球重力場模型，奔月段選取10 × 10階；②JGL165p1月球重力場模型，對于100 × 100 km環(huán)月軌道選取100 × 100階，對于100 × 15 km環(huán)月軌道選取165 × 165階；③N體攝動考慮日、地、月和大行星；④太陽輻射壓攝動。

VLBI在地月轉(zhuǎn)移段和環(huán)月段定軌中發(fā)揮了重要作用。CE-3任務(wù)第一次中途修正（TCM1）控前6 h定軌時，因為衛(wèi)星剛剛升空，尚未進入VLBI測控范圍，所以僅有測距測速數(shù)據(jù)，定軌結(jié)果位置誤差在9 km，速度誤差1.67 m/s；而在控前3 h定軌時，VLBI 4臺站中有3臺站（天馬、北京、昆明）可視，可視弧長約2 h，控前3 h聯(lián)合位置誤差好于百米。分析結(jié)果表明，這2 h的VLBI數(shù)據(jù)極大提高了定軌預(yù)報精度，如表4所示。

表4 CE-3第1/2次中途修正和近月制動控前3/6 h預(yù)報精度Table 4 CE-3 3/6 h prediction accuracy before maneuver

12月6日17時47分，CE-3利用7 500 N發(fā)動機實施了近月制動，發(fā)動機工作時間約6 min，17時53分，近月制動結(jié)束，CE-3進入一條距離月面100 km高的繞月圓軌道飛行，4 d后，10日21時20分，CE-3又實施了降軌機動，將近月點軌道高度調(diào)整至15 km，遠月點高度為100 km，為動力落月做準備。

采用重疊軌道方法評估了100 × 100 km軌道的定軌精度，對100 × 100 km軌道，每24 h進行一次軌道確定，重疊弧段長度為2 h（約1個衛(wèi)星軌道周期），使用的觀測數(shù)據(jù)為VLBI數(shù)據(jù)聯(lián)合測距數(shù)據(jù)，定軌后測距殘差均方根（Root Mean Square，RMS）約為0.48 m，VLBI時延殘差RMS約為0.37 ns，時延率殘差約為0.50 ps/s。重疊弧段分析結(jié)果統(tǒng)計如表5所示。

表5 CE-3 100 × 100 km重疊弧段精度Table 5 CE-3 100 × 100 km orbit determination accuracy

根據(jù)軌道演化，CE-3軌道逐漸由通視狀態(tài)（衛(wèi)星軌道面與地月連線方向垂直）轉(zhuǎn)向非通視狀態(tài)（衛(wèi)星軌道面與地月連線方向平行），一般情況下通視狀態(tài)下定軌精度要高于非通視狀態(tài)，表5也反映出了這種趨勢，非通視狀態(tài)下定軌精度差的主要原因包括月球背面遮擋，地面站和軌道面幾何構(gòu)形差以及月球背面重力場誤差影響等。

計算結(jié)果表明，對CE-3探測器100 × 100 km環(huán)月軌道，單獨使用測距數(shù)據(jù)進行軌道確定，定軌精度約為80 m。加入VLBI數(shù)據(jù)后，定軌精度有較大提高，尤其是T和N方向提高較為明顯。此外，在通視狀態(tài)下由于測距數(shù)據(jù)單獨定軌精度已經(jīng)較高，所以VLBI數(shù)據(jù)加入后定軌精度提升不明顯；而在非通視狀態(tài)下，VLBI數(shù)據(jù)加入后定軌精度顯著提高，與CE-2和日本的“月亮女神”（SELenological and ENgineering Explorer，SELENE）探測器對環(huán)月段定軌精度的分析結(jié)論一致。

3 著陸器和巡視器定位

CE-3于2013年12月14日21時開始動力下降，持續(xù)時間約12 min。CE-3落月后，星上測距信標和DOR信標在著陸1 h后關(guān)閉，之后著陸器上搭載的定向天線數(shù)據(jù)傳輸信號打開并實時向地面?zhèn)鬏攦善鞣蛛x過程以及科學(xué)數(shù)據(jù)。落月后VLBI天線不再觀測射電源，不能高精度標校系統(tǒng)誤差，因此VLBI時延精度下降，再加上數(shù)傳信號切換的影響，落月后三向測距和VLBI測量數(shù)據(jù)的有效時間約為1 h[4]。

分別分析了單獨利用測距測速數(shù)據(jù)（R&D）以及測距測速數(shù)據(jù)聯(lián)合VLBI數(shù)據(jù)（R&D+VLBI）兩種情況下的著陸器定位精度，并與美國“月球勘測軌道器”（Lunar Reconnaissance Orbiter，LRO）給出的著陸器位置進行比較，比較結(jié)果如表6所示。可以看出，加入VLBI后，CE-3著陸器的定位精度從km量級提高到幾十m。

表6 CE-3著陸器定位精度Table 6 CE-3 lander position accuracy

同波束VLBI測量的基本原理是利用天線的主波束同時接收角距很小的兩個或多個探測器的信號，得到兩個或多個探測器信號的相關(guān)相位并在探測器間進行差分，兩個探測器的時延差分即為同波束VLBI的時延觀測量。由于兩器角距離較近，可以消除傳播路徑中電離層、大氣以及觀測裝置的絕大部分影響，得到的差分時延數(shù)據(jù)比傳統(tǒng)的單探測器VLBI時延測量精度更高。從測量原理上，同波束VLBI對兩個探測器的相對位置有較強的約束能力[7]。

同波束VLBI是CE-3巡視器相對定位的唯一地面測量手段，根據(jù)處理方法不同可以得到差分相時延和差分群時延兩種類型的數(shù)據(jù)。差分群時延測量精度約為1 ns；差分相時延的噪聲精度約為1 ps，但是存在ns量級的測量模糊度，該模糊度可以在相對定位中予以解算。分別利用差分群時延和差分相時延計算得到的相對位置和視覺定位比較的結(jié)果，差分群時延相對定位結(jié)果差異約為百米量級，而差分相時延結(jié)果差異在1 m左右。

4 CE-2拓展任務(wù)小行星探測階段定軌

CE-2于2011年6月8日開始了拓展試驗，拓展試驗的主要內(nèi)容是對日地系L2點進行深空探測，以驗證我國測控網(wǎng)的深空測控能力。2011年8月25日，經(jīng)歷了兩個多月的奔L2點飛行，CE-2探測器進入了繞日地系L2點飛行的Lissajous軌道。

2012年4月15日，CE-2探測器在軌控下飛離繞日地L2點的Lissajous軌道，開始了再拓展試驗，主要是對“4 179號圖塔蒂斯”（4 179 Toutatis）小行星進行探測，這是我國進行小行星探測試驗的開端。2012年12月13日，CE-2探測器在距離地球690萬km處與Toutatis小行星交會，交會時CE-2星載監(jiān)視相機對小行星進行了光學(xué)成像，事后對照相數(shù)據(jù)分析表明，CE-2飛越Toutatis時，兩者最近相對距離達到3.2 km，這是國際上首次實現(xiàn)對該小行星近距離探測[11]。

CE-2飛越小行星時距離地球已達700萬km，由于其近乎直線的特殊軌道特征，導(dǎo)致其軌道計算精度較繞月飛行階段要低1～2個數(shù)量級，高精度的軌道產(chǎn)品是保證小行星探測試驗中的精準軌控和高質(zhì)量小行星拍照成像的前提，因此如何提高CE-2測定軌精度是測控系統(tǒng)在小行星探測試驗面臨的最大挑戰(zhàn)。

深空探測中的轉(zhuǎn)移軌道是一種特殊類型的軌道，其軌道特征一般為大橢圓軌道或者雙曲線軌道。CE-1和CE-2的地月轉(zhuǎn)移軌道是以地球為中心的大橢圓軌道（偏心率超過0.9），CE-2奔日地L2點和小行星的轉(zhuǎn)移軌道也基本上是以地球為中心的大橢圓軌道。限制轉(zhuǎn)移軌道計算精度的主要因素有：

1）USB測量精度降低，USB測距噪聲從約1 m（50萬km以內(nèi)）增大到約5 m（150萬km）；

2）VLBI測量精度沒有明顯降低，但是VLBI數(shù)據(jù)軌道衛(wèi)星軌道的約束隨著距離增大而降低；

3）隨著衛(wèi)星距離增大，地基測軌數(shù)據(jù)的定軌幾何變差，定軌誤差增大；

4）偏心率接近1的大橢圓軌道特征導(dǎo)致參數(shù)相關(guān)性強，不利于定軌。

美國、歐洲等的深空探測轉(zhuǎn)移軌道，一般都采用無線電測距測速和差分測量（差分單向多普勒（Differential One-way Dopler，DOD）/差分單向測距，VLBI相結(jié)合的測定軌方式，以滿足軌道測控精度，轉(zhuǎn)移軌道的定軌精度相對于繞飛軌道仍相差1～3個數(shù)量級。

小行星探測試驗期間的定軌計算策略與拓展試驗期間類似，但是在定軌弧長的選擇上進行了調(diào)整。小行星探測試驗期間定軌計算采用6周弧長定軌策略，即每次精密軌道計算采用6周弧長的測軌數(shù)據(jù)，每周進行1次定軌。與拓展試驗期間的定軌弧長選取的策略相比，數(shù)據(jù)弧長由4周增加至6周。這是因為隨著探測器遠離地球，軌道幾何確定逐漸變差，需要更長的測軌數(shù)據(jù)獲取穩(wěn)定的軌道。

為了進一步分析VLBI數(shù)據(jù)對定軌的貢獻，對2012年6—8月探測器奔小行星的測量數(shù)據(jù)進行了分析，分別使用測距單獨定軌和聯(lián)合VLBI數(shù)據(jù)定軌2種策略，定軌弧長6周，然后對計算的精密軌道與基準軌道進行比較。基準軌道為綜合兩個月長弧的數(shù)據(jù)定軌解算。

圖1為定軌結(jié)果比較，單獨使用測距數(shù)據(jù)6周弧長定軌計算誤差約為5～8 km，綜合VLBI數(shù)據(jù)后定軌結(jié)果為1～3 km，VLBI數(shù)據(jù)的加入可以將定軌精度有效提高1～2倍。

圖1 CE-2小行星探測階段定軌精度比較Fig.1 Orbit accuracy for CE-2 asteroid exploration phase

進一步的計算分析表明，長弧段的測距數(shù)據(jù)定軌也可以提高定軌精度，當(dāng)測距數(shù)據(jù)增加到2個月時，其與綜合VLBI數(shù)據(jù)定軌結(jié)果偏差約2 km。為了達到綜合測距和VLBI數(shù)據(jù)定軌精度，需要增加測距觀測跟蹤弧長，結(jié)果表明VLBI數(shù)據(jù)的加入可以縮短定軌所需弧長，在有限的觀測條件下有效提升定軌精度。

VLBI在奔向地月L2點和小行星過程中發(fā)揮了重要的測定軌作用，VLBI測軌分系統(tǒng)先后參加了多次關(guān)鍵弧段（月球逃逸、中途修正、L2點軌道捕獲等）的實時觀測任務(wù)，和每周兩次的長管跟蹤任務(wù)；L2捕獲段VLBI數(shù)據(jù)的加入可以顯著提高定軌精度，為了判斷捕獲是否達到預(yù)期目標進行的8 h短弧定軌，僅使用測距測速定軌位置誤差約為100 km，速度誤差為1.2 m/s，是此次變軌的速度增量（3.58 m/s）的30%，不能滿足評估軌控效果的要求。加入VLBI數(shù)據(jù)后，定軌精度提高至12 km，速度誤差為0.14 m/s，僅為此次變軌的速度增量（3.58 m/s）的3%，可以滿足軌控后精度評估指標。隨著飛行器距地球距離的增加，VLBI測定軌技術(shù)的貢獻更為明顯，在關(guān)鍵弧段加入VLBI觀測數(shù)據(jù)，可以在量級上提高定軌精度，表明在后續(xù)的深空探測任務(wù)中VLBI是必不可少的測控手段。

5 地月L2點定軌

地月L2點位于地月連線的延長線上，能夠連續(xù)地對地球和月球背面保持通訊，并且具有較好的光照條件，很少被天體遮擋。同時，在地月L2點無明顯的中心引力體約束，在長期任務(wù)中維持軌道所需能量較少。我國CE-5T1和CE-4中繼星均到達過地月L2點，CE-4中繼星是世界上首顆在地月L2點Halo軌道長期運行的探測器[6]。

探月工程“嫦娥4號”包括中繼星和著巡組合體（以下簡稱著巡體），著巡體在月球背面著陸，開展巡視探測任務(wù)。中繼星在地月L2點繞飛，建立月地通信鏈路，CE-4中繼星于2018年5月利用CZ-4C火箭在西昌發(fā)射，著巡體于2018年12月利用CZ-3B火箭在西昌發(fā)射。CE-4中繼星經(jīng)過發(fā)射段（運載火箭發(fā)射到星箭分離前）、地月轉(zhuǎn)移段（星箭分離到近月制動前）、月球?地月L2點轉(zhuǎn)移段（近月制動到月球借力進入地月L2點轉(zhuǎn)移軌道，到L2點捕獲）和地月L2點使命軌道段4個飛行時段，最終圍繞在地月L2點的Halo軌道上運行，在整個飛行過程中，中繼星要進行多次軌道機動。

由于地月L2點為不穩(wěn)定點，且探測器在飛行過程中受到多種攝動和誤差因素的影響，需要定期進行軌道控制才能保證探測器在L2點附近的長期穩(wěn)定運行。CE-5T1在地月L2飛行期間，大約不到2個星期會進行一次大的軌道機動，CE-4約1個星期進行一次軌道機動。

在CE-2/CE-3繞月球飛行期間，軌道周期約為2 h，一般定軌弧長取1 d即可達到100 m的定軌精度。但是在探測器繞L2飛行期間，由于無較強的中心天體引力，其軌道的動力學(xué)約束明顯弱于繞月球飛行軌道，在軌道計算時表現(xiàn)為軌道參數(shù)存在較強的相關(guān)性，因此為保證定軌精度，需要采用較長時間的定軌弧段。

在CE-5T1繞L2飛行期間，綜合利用5～7 d的測距測速和VLBI數(shù)據(jù)，CE-5T1在L2點的定軌位置和速度精度分別百米和mm/s量級，軌道誤差主要反映在橫向方向。分析結(jié)果還表明，測距測速和VLBI數(shù)據(jù)聯(lián)合定軌可以有效提高定軌精度，單獨利用測距測速數(shù)據(jù)定軌精度約為千米量級。

對于CE-4中繼星，在S波段測量條件下，測距、測速、VLBI時延和時延率的定軌后殘差分別約為0.53 m、0.37 mm/s、1.16 ns和0.67 ps/s，CE-4中繼星是我國月球探測器首次采用S波段ΔDOR技術(shù)，測量精度比之前同樣采用S波段測軌的CE-1/CE-2/CE-5T1有明顯的提升。分析結(jié)果表明VLBI的加入有助于提高L2點軌道的定軌和預(yù)報精度，中繼星繞L2點定軌精度最好可達100 m，速度精度約為1 mm/s。VLBI測量數(shù)據(jù)的加入可以顯著提升定軌和預(yù)報精度，尤其是較短弧段的定軌，對于相同時間的VLBI觀測而言，VLBI觀測時間段越靠后，軌道預(yù)報的精度越高。

6 環(huán)月雙目標定軌

CE-5預(yù)計2020年年底在海南發(fā)射場利用大推力“長征5號”（CZ-5）運載火箭發(fā)射，CE-5將實現(xiàn)月面采樣返回探測任務(wù)。CE-5包括軌道器、上升器、著陸器和返回器等多個探測器，是我國最復(fù)雜的航天任務(wù)之一。在交會對接過程中，上升器將通過多次變軌，最終實現(xiàn)和軌道器對接，月球軌道交會對接是CE-5任務(wù)和未來我國載人登月工程的關(guān)鍵技術(shù)之一。

同波束VLBI測量已成功應(yīng)用于CE-3任務(wù)中的巡視器和著陸器相對定位，以及日本“月亮女神”（Selene），等月球探測計劃[4,7]。在CE-5任務(wù)中，將利用同波束技術(shù)對軌道器和上升器兩個動態(tài)目標進行觀測。

SELENE探月計劃由3個衛(wèi)星組成：在距月面100 km極軌圓軌道飛行的三軸穩(wěn)定主衛(wèi)星Kaguya、繞橢圓軌道飛行的兩個自旋穩(wěn)定小衛(wèi)星Rstar和Vstar。SELENE計劃中測控跟蹤任務(wù)主要由日本國內(nèi)的UDSC深空站和日本的VERA網(wǎng)完成；在衛(wèi)星入軌等關(guān)鍵弧段使用3個美國國家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）的深空網(wǎng)（Deep Space Network，DSN）深空站對衛(wèi)星系統(tǒng)進行跟蹤觀測[12]。所有的觀測數(shù)據(jù)都由SELENE數(shù)據(jù)處理中心（SELENE Operation data Analysis Center，SOAC）進行處理。SELENE的測量模式包括地面對主衛(wèi)星和兩顆小衛(wèi)星的雙程測距和雙程多普勒測量、地面對主衛(wèi)星和Rstar的4程多普勒測量，以及對Rstar和Vstar的同波束VLBI測量（表7）。定軌分析結(jié)果表明同波束VLBI數(shù)據(jù)的加入對提高探測器定軌精度有較大貢獻，對于測距數(shù)據(jù)較少的Vstar探測器，同波束VLBI數(shù)據(jù)的加入使得其定軌精度相比較測距單獨定軌提高了近一個量級，與Rstar定軌精度相當(dāng)。

表7 Rstar和Vstar的同波束VLBI測量Table 7 Same beam VLBI measurement of Rstar and VSTAR

在CE-5交會對接遠程導(dǎo)引段，上升器從月面起飛后，經(jīng)過多次變軌，逐步接近軌道器。軌道器在約200 km高度圓軌道飛行，上升器在2 d時間內(nèi)通過多次變軌，軌道高度逐步抬高到約210 km，這個過程中軌道器和上升器的軌道面基本一致。在交會對接遠程導(dǎo)引段有較多的同波束VLBI觀測機會，特別是在后段，兩個器逐步接近。

利用仿真數(shù)據(jù)分析了同波束VLBI技術(shù)在探月工程三期CE-5任務(wù)交會對接遠程導(dǎo)引段中的測定軌應(yīng)用。同波束VLBI技術(shù)可以實現(xiàn)同時多個探測器的測量，差分相時延的測量精度要比傳統(tǒng)的VLBI時延數(shù)據(jù)提高2～3個數(shù)量級，有助于提高探測器的定軌精度特別是兩個探測器間的相對定軌精度。

選取了長弧定軌和短弧定軌典型算例，分析結(jié)果表明，同波束VLBI數(shù)據(jù)聯(lián)合地基測距測速數(shù)據(jù)，可以實現(xiàn)對軌道器和上升器的高精度聯(lián)合定軌，利用10 ps精度的同波束VLBI數(shù)據(jù)可以將兩個探測器間的相對軌道精度提高到1 m，可用于支持月球軌道器和上升器的交會對接過程，而且同波束數(shù)據(jù)越多，定軌精度越高。

7 結(jié) 論

我國探月工程從CE-1、CE-2、CE-3到目前正在執(zhí)行的CE-4任務(wù)，VLBI測軌技術(shù)處于不斷進步中，測量精度逐步提升，極大地促進了我國月球探測器的定軌定位精度，本文選取歷次探月任務(wù)的典型算例，分析了VLBI數(shù)據(jù)對定軌定位的貢獻。VLBI數(shù)據(jù)在月球探測的各個階段，包括地月轉(zhuǎn)移段、環(huán)月段、月面工作段均能發(fā)揮重要作用，可以提高探測器的定軌定位精度，特別是對控后短弧定軌精度貢獻尤其顯著，在拉格朗日點以及小行星探測定軌中也發(fā)揮了重要作用。綜合利用測距測速和VLBI數(shù)據(jù)對CE-3環(huán)月段定軌精度可達20 m，著陸器定位精度優(yōu)于100 m，同波束VLBI技術(shù)是巡視器相對定位的唯一地面測量手段，CE-3巡視器相對定位精度在1～2 m。

我國后續(xù)月球和深空探測將繼續(xù)應(yīng)用VLBI技術(shù)，VLBI技術(shù)也將進一步發(fā)展，在未來的CE-5任務(wù)中，還將實施動態(tài)雙目標VLBI測量，支持交會對接遠程導(dǎo)引段的定軌預(yù)報精度，后續(xù)探月四期還將發(fā)展月球軌道VLBI技術(shù)。VLBI將在我國未來深空探測中發(fā)揮更重要的作用。

致 謝

感謝北京航天飛行控制中心和航天工程研究所提供的支持，感謝VLBI測軌分系統(tǒng)團隊的幫助。