中繼衛星系統對用戶航天器快速測定軌能力分析

郭翔宇，董開封，張俊麗

（北京空間信息中繼傳輸技術研究中心，北京100094）

中繼衛星系統對用戶航天器快速測定軌能力分析

郭翔宇，董開封，張俊麗

（北京空間信息中繼傳輸技術研究中心，北京100094）

針對快速交會對接方案提出的航天器兩圈實現變軌的可行性，使用太陽活動平靜期的用戶航天器四程測距數據，并結合中繼衛星觀測模型設計磁暴期航天器仿真測距數據，使用動力學定軌方法進行計算分析，論證了中繼衛星系統對用戶航天器的快速測定軌能力，解算出的航天器軌道根數精度為快速交會對接機精度分析提供了參考。

快速交會對接；中繼衛星；四程測距數據；快速定軌

1 引言

中繼衛星系統對低軌航天器高覆蓋率、全弧段跟蹤等特點［1?2］，使其成為我國空間交會對接任務對用戶航天器測定軌的有效手段，作為測控系統的重要組成部分參加了歷次交會對接任務。依據快速交會對接總體方案，用戶航天器在第21圈和第23圈進行軌控，這要求在第23圈軌控參數注入前必須得到第21圈軌控后的精確軌道，因此最多有一圈半的觀測數據進行定軌，需要測控通信系統提供快速定軌支持。針對快速交會對接上述要求，需進行中繼衛星對用戶航天器的快速定軌支持能力分析，以驗證其定軌精度對方案的滿足度，并為快速對接機等設備的研制提供參考。

本文首先簡要介紹了用戶航天器的星間四程距離測量模型和中繼衛星支持用戶航天器的定軌方法，而后基于中繼衛星對用戶航天器的實測數據和仿真數據對不同空間環境條件下的中繼衛星對用戶航天器的快速定軌結果精度進行了分析。

2 觀測模型和定軌方法

2.1 星間四程測距觀測模型

中繼衛星對用戶星的測軌采用SST（Satellite to Satellite Tracking）測量原理，是由地面終端站發送前向偽碼信號，經中繼衛星轉發到用戶星，經用戶星解調再對返向數據進行調制，而后轉發給中繼衛星，經由地面終端站測距基帶設備解擴、解調、譯碼，完成用戶星測距。其測量原理如圖1所示。

圖1 用戶航天器四程測距原理圖Fig.1 Users Spacecraft Four?way Ranging Schematics

假定地面終端站發送信號的時間為t0，不考慮各轉發器的固定時延，則飛船四程距離數據可表示為式（1）。

其中，c為光速，Δρtrop為對流層延遲修正，Δρgrel為廣義相對論修正，ε為隨機誤差。式（2）到（5）依次給出中繼衛星對用戶航天器進行四程測距各路徑的時延。

這里，為中繼衛星位置的地心坐標

?為用戶航天器位置的地心坐標，rs為地面終端站位置的地心坐標。在計算四程距離和數據時，可通過逐次迭代計算出時延量τ1，τ2，τ3，τ4。

2.2 中繼衛星對用戶航天器的定軌方法

這里采用由地面網提供的中繼衛星精密星歷單獨解算用戶航天器精密軌道根數的方法。即已知中繼衛星星歷，可將中繼衛星當作一個活動的測量站，利用中繼衛星對低軌航天器的四程距離建立觀測模型和變分方程，迭代解算低軌航天器的事后精軌根數和位置速度，其定軌方式與實際測控工程中處理海上測量船數據類似，考慮的攝動因素包括地球中心引力、地球非球形引力、太陽、月亮和行星引力、太陽輻射壓、大氣阻力、固體潮、海潮、地球輻射壓［3］。

3 方法設計

由于低軌航天器在軌運行期間受空間環境影響較大［4］，而近兩年又屬于太陽活動活躍期，故需分為太陽活動平靜期和磁暴期兩種情況分別進行討論。結合當前已有的中繼衛星對用戶航天器的測軌數據，下面分別使用實戰數據和仿真數據進行定軌，分析不同空間環境情況下中繼衛星系統對用戶航天器快速定軌能力。

3.1 太陽活動平靜期定軌方案

目前在軌的用戶航天器中僅天宮一號（TG?1）具備中繼測定軌能力。通常情況測軌弧段越長，定軌精度越高，考慮到中繼衛星2和中繼衛星3接力跟蹤TG?1的跟蹤弧段基本覆蓋中繼衛星1的跟蹤弧段，因此選取中繼衛星2和中繼衛星3接力跟蹤用戶航天器的數據進行定軌。結合目前已有雙星接力跟蹤TG?1的圈次，對中繼衛星系統單圈測定軌能力進行分析，選擇中繼衛星3、中繼衛星2先后跟蹤用戶航天器的弧段，每個弧段大約40 min，具體如表1所示。將動力學定軌結果與GPS長弧段標準軌道進行對比分析。

表1 中繼衛星1、2跟蹤TG?1情況Table 1 Relay Satellite tracking TG?1

3.2 磁暴期定軌方案

近地航天器受大氣阻尼的影響嚴重，而大氣阻尼隨著太陽輻射流量和地磁活動在劇烈變化［4］。地磁活動通常采取“3 h行星振幅指數Ap”（與3 h行星地磁指數Kp存在轉換關系）進行量度。目前，各精確大氣密度模型均將地磁項作為重要的密度修正項進行考慮［4?5］。在磁暴期，低軌航天器大氣阻尼攝動會隨地磁項劇烈變化，故需對此期間用戶航天器快速定軌進行單獨分析。

由于實戰任務中中繼衛星2和中繼衛星3接力跟蹤TG?1的圈次都在太陽活動平靜期，故采用仿真數據進行惡劣空間環境下的快速定軌精度分析。

根據空間環境報告，北京時2012年11月14日5點至11點，空間環境變化較為劇烈（Ap值如圖2所示），故選取該時間段進行分析。使用快速交會對接時飛船的21圈理論控后軌道得到中繼衛星對用戶航天器的理論測距數據。另外，對中繼衛星2和中繼衛星3跟蹤TG?1的實際測距誤差進行分析，選取幾組有特點的誤差疊加到理論測距數據，作為磁暴期中繼衛星對用戶航天器的仿真測距數據進行定軌分析。定軌時使用中繼衛星3和中繼衛星2先后接力跟蹤用戶航天器的弧段，每個弧段大約40 min。

結合該時段實際空間環境，使用GPS數據進行長弧段定軌得到標準軌道，與快速定軌結果進行對比分析，以論證磁暴期中繼衛星系統對低軌用戶航天器的快速定軌能力。

圖2 2012?11?14地磁指數Ap值Fig.2 Ap variation in Nov 14，2012

表2 第21圈軌控后軌道根數Table 2 orbit element after the 21 circle

4 結果與分析

4.1 太陽平靜期定軌結果分析

根據第3.1節給出的弧段選擇原則和表1給出的跟蹤圈次，得到了5個單圈定軌結果，精度分析如表3所示。從表中可以看出，在太陽活動平靜期，單圈定軌半長軸最大誤差約為11.94 m，升交點赤經最大誤差絕對值為0.001192°，緯度幅角最大誤差絕對值為0.000571°。

表3 太陽平靜期定軌精度分析Table 3 Precision Analysis of Orbit determination during the quiet period of solar activity

表4 磁暴期定軌精度分析Table 4 Precision Analysis of Orbit determination during geomagnetic storm

4.2 磁暴期定軌結果分析

依次選取各4組中繼衛星2、中繼衛星3測距誤差（定軌誤差+系統誤差+隨機誤差），增加到軌控后中繼衛星2和中繼衛星3跟蹤用戶航天器的理論測距數據上，得到中繼衛星2、中繼衛星3各4組仿真測距數據。其中，數據欄表示中繼衛星2和中繼衛星3不同組仿真數據的組合。如中繼衛星2＿1，中繼衛星3＿1表示由中繼衛星2的第1組數據和中繼衛星3的第一組數據組合而成的軌控后單圈測軌數據。使用上述單圈數據進行快速定軌，結果如表4所示。

由表4可以看出，單圈定軌半長軸最大誤差約為18.2 m，其精度優于20 m；升交點赤經最大誤差絕對值為0.001°，其精度優于0.001°；緯度幅角最大誤差絕對值為0.002486°，其精度優于0.003°。

5 結論

1）針對快速交會對接方案對用戶航天器的快速定軌要求，運用不同空間電磁環境下的用戶航天器四程測距數據進行分析計算，得到中繼衛星在單圈跟蹤弧段內對用戶航天器的快速軌道確定結果。

2）與長弧段標準軌道進行對比，對快速定軌誤差進行統計分析，論證了中繼衛星系統對用戶航天器的快速測定軌能力。

3）對中繼衛星系統對用戶航天器的快速定軌結果進行精度分析，為快速交會對接機的分析設計提供了參考。

［1］ 劉保國，吳斌.中繼衛星系統在我國航天測控中的應用［J］.飛行器測控學報，2012，31（6）：1?5.

［2］ 董光亮，劉迎春.聯合定軌技術及其應用前景［J］.飛行器測控學報，2002，21（3）：12?16.

［3］ 劉林.航天器軌道理論［M］.北京：國防工業出版社，2000：222?308.

［4］ 門斯布呂克，吉爾.衛星軌道—模型、方法和應用［M］.王家松，祝開建，胡小工，譯.北京：國防工業出版社，2012：79?97.

［5］ 李濟生.人造衛星精密軌道確定［M］.北京：解放軍出版社，1995：125?183.

Analysis on Quick Orbit Determination Ability of Relay Satellites System to User Spacecraft

GUO Xiangyu1，DONG Kaifeng1，ZHANG Junli1
（1.Beijing Space Information Relay And Transmission Technology Research Center，Beijing 100094，China）

According to the requirements of fast rendezvous and docking，the orbit maneuver of con?sumer spacecraft should be finished within two circles.To study its feasibility，the real four?pass ranging data of the user spacecraft during quiet periods of solar activity and the simulated ranging data based on observation model of relay satellite system during geomagnetic storms were used to analyze and compute the orbit elements.The quick orbit determination ability of the relay satellite system was studied.The results showed that the calculated precise orbit elements of the consumer spacecraft could provide a reference for the precision analysis of the fast rendezvous and docking machine.

fast rendezvous and docking；relay satellite；four?pass ranging data；quick orbit determination

V474.2+2

A

1674?5825（2014）01?0065?05

2013?07?01；

2014?01?05

郭翔宇（1984?），男，碩士研究生，研究方向為航天測控。E?mail：guoxiangyu2000＠163.com