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嫦娥五号(CE-5)卫星调姿复杂,包括多次星上探测器分离及交汇对接,在两器分离或靠近阶段,我国甚长基线干涉网对其进行同波束测量。CE-5首次实现了月球距离上的卫星交汇对接。基于VLBI差分时延,本文采用差分定位方法首次实时测定了CE-5轨返组合体与上升器交汇对接过程中的相对位置。该方法能够更加直观快速地判断对接状态。CE5首次在月球以远的距离上对卫星实施月球轨道逃逸制动,本文采用瞬时状态归算方法实时监测了CE-5轨返组合体两次月地转移入射的制动过程,精确判断了轨道制动的状态,为后续深空探测的定位及轨道制动提供借鉴。 相似文献
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正本文以我国即将发射的"嫦娥五号""嫦娥四号"任务为背景,系统性地讨论了行星探测器精密定轨和重力场解算的原理、技术和具体算法,完善月球卫星精密定轨的各个细节,开发了一套具有自主知识产权的月球探测器精密定轨与重力场解算软件系统LUGREAS;提出了基于月球着陆器-轨道器的四程中继跟踪测量模式,定量计算了该跟踪模式对轨道器精密定轨和着陆器精密定位的贡献。具体研究内容包括: 相似文献
3.
《武汉大学学报(信息科学版)》2016,(8)
基于中国VLBI网的同波束技术对嫦娥三号着陆器和巡视器进行了跟踪测量,依据探测器的数传和遥测信标特征分别获得差分群时延和相时延两类测量量。由于两探测器所处地势平缓,采用了运动学统计和高程固定的约束方法相结合的定位模式,基于同波束差分群时延和相时延分别获得100m和1m的相对定位精度。对未来探月三期探测器返回时的目标分离、对接等过程及其他未来深空探测项目中的相对定位具有重要借鉴意义。 相似文献
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针对中国天问一号火星探测任务中的火星车定位问题,进行了相关方法的研究和精度分析。根据现有测控条件,考虑到火星车无地面测距数据,提出了利用轨道器和火星车的同波束甚长基线干涉测量（same-beam very long baseline interferometry,SBI）数据对火星车进行定位的方法。由于利用SBI联合轨道器测距数据无法在定轨定位的同时解算差分相时延模糊度,分析了在固定轨道器的轨道情况下,仅利用SBI数据进行火星车定位。结果表明,火星车定位误差随着轨道器的轨道精度提高而减小,如果轨道器的轨道精度从1 km提升到100 m或10 m,6 h SBI数据可以将火星车定位精度提高到数百米,同时,增加数据弧段可进一步提高定位精度,当对着陆器高程方向进行约束时,定位精度会有明显改善。 相似文献
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同波束干涉测量差分相位计算与DOR时延精度验证 总被引：1，自引：1，他引：0
同波束干涉测量可以获取多航天器间高精度相对角位置信息。但对于两航天器间匹配频点少、频点间频差大、观测非连续条件下如何获取高精度的相对角位置观测量仍然是一个尚待解决的问题。我国在嫦娥二号(CE-2)卫星上首次搭载了差分单程测距(DOR)信标,用于测量技术测试验证,如何对DOR信号带宽综合时延进行精度验证也是本文关心的问题。文中提出基于相位补偿的差分相位解算方法,并基于DOR多频点信号测量数据进行了方法验证。给出DOR带宽综合解算方法,分析DOR无模糊解算条件;通过合理设置采样通道,实现了由单通道群时延验证DOR带宽综合时延。嫦娥二号卫星实测数据分析表明,相位补偿法可以得到反映航天器间相对角位置的差分相位观测量;DOR带宽综合时延与单通道时延解算结果一致,且时延解算精度有显著提高。 相似文献
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《武汉大学学报(信息科学版)》2020,(2)
2018-06嫦娥四号中继星发射任务圆满完成,为2018-12的嫦娥四号月球背面降落任务打下良好的基础,其中甚长基线干涉测量技术(very long baseline interferometry,VLBI)测轨分系统在卫星的定位、变轨等方面起到了重要的作用。统计了嫦娥四号中继星任务实时阶段VLBI观测的时延、时延率和定位结果的精度,讨论了定位归算在嫦娥四号中继星轨控弧段实时轨迹监测中的应用。在中继星进入Halo轨道的过程中,能够实时监测到定位归算结果给出的轨道根数变化,以实时监测变轨情况,并通过事后与定轨结果比对,判断定位结果的正确性与准确性,从而为后续飞行任务提供了一种新的Halo轨道实时监测的方法。 相似文献
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针对我国后续深空探测任务中高精度相对定位需求,提出了采用天文同波束相位参考成图技术进行深空探测器相对定位的方法。首先建立适用于深空探测器信号特点的同波束相位参考成图相对定位模型,然后分析信号带宽和UV覆盖两个因素对测量精度的影响。最后利用我国VLBI观测网(CVN)在2013年15、20和21日接收的嫦娥三号着陆器和玉兔号巡视器下行同波束数据,处理得到了巡视器在5个环拍点相对着陆器的位置,验证了本文方法的可行性及其对探测器下行信号的强适应性。与视觉定位结果的对比表明,巡视器相对着陆器定位精度达到米级。 相似文献
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推导了基于相对论时空理论的"嫦娥一号"地月转移轨道段差分VLBI(ΔVLBI)的数学模型,在此基础上利用"嫦娥一号"实测的VLBI时延观测量和模拟的河外射电源时延观测量组成了ΔVLBI时延观测量,在参数最优先验精度下解算了不同弧段长度的"嫦娥一号"轨道及地球定向参数(EOP)等未知参数,并根据各参数的解算精度及外符合程度确定了最优观测弧段长度,并分析了该条件下的参数解算精度。 相似文献
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月球天平动参数是采用地面对“嫦娥三号”（CE-3）着陆器VLBI观测量确定其位置的必要参数。目前,获取天平动参数主要通过星表外推方式,导致天平动参数的外推精度和可靠性降低,从而降低了CE-3着陆器的定位精度。本文基于VLBI对CE-3的观测量,顾及月球坐标系的建立和连接问题,推导了同时解算月球天平动欧拉角参数和CE-3号位置参数的数学模型。利用我国VLBI观测网（CVN）实测数据对CE-3着陆器的定位参数和对月球天平动进行了解算。试验结果的分析表明,本文所推导的数学模型能够达到较好效果,提高了着陆器定位精度和改进了月球天平动参数。 相似文献
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在嫦娥三号探月工程中,月球天平动参数是影响其着陆器定位精度的重要参数,研究月球天平动参数估计方法对于中国探月工程的发展具有重要意义。目前,月球激光测距（lunar laser ranging,LLR）是解算月球天平动参数的常用方法,该方法通过数值拟合将拟合系数放在历表文件中供用户读取。首先,基于差分甚长基线干涉测量技术（very long baseline interferometry, VLBI）解算月球物理天平动参数,其仿真结果表明,与DE421星历的插值结果对比,其欧拉角
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考虑到中国有望开展自主水星探测任务，研制了国内首套具有自主知识产权的水星探测器精密定轨及动力学参数解算软件系统MERGREAS（Mercury Gravity Recovery and Analysis Software/System）。从星历预报、仿真观测量、精密定轨等3个方面与GEODYN-Ⅱ软件进行详细的对比分析，两者一天内的探测器星历预报位置差异在10-7~10-8 m的量级，速度差异在10-9~10-12 m/s的量级；仿真双程测距差异接近10-4 m的量级，双程测速差异为4×10-6 m/s左右；仿真定轨差异则为X方向0.2 m，Y方向0.7 m，Z方向0.5 m，表明MERGREAS各项精度与GEODYN-Ⅱ基本达到一致。模拟同波束数据进行水星探测器和着陆器定位解算，轨道器位置误差为1 m左右，着陆器位置误差为0.88 m；考虑水星重力场和自转模型误差的影响之后，解算的轨道器位置误差为13.6 m，着陆器位置误差为250.3 m。该软件可以为中国未来水星探测任务中的轨道跟踪数据处理提供参考，具有一定的应用价值。 相似文献
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Improving vertical GPS precision with a GPS-over-fiber architecture and real-time relative delay calibration 总被引：2，自引：0，他引：2
Daniel Macias-Valadez Rock Santerre Sophie Larochelle René Landry Jr. 《GPS Solutions》2012,16(4):449-462
A limitation of GPS positioning is that the vertical component is generally two to three times less precise than the horizontal components. In a previous work by R. Santerre of Laval University and G. Beutler of University of Bern, it was shown in simulations that it is possible to improve the GPS vertical positioning precision by using a multi-antenna GPS receiver and a precise calibration technique of the relative hardware delay between the antennas and the receiver. However, no actual implementation of the system was done to prove the concept until now. A new multi-antenna, GPS-over-fiber architecture with real-time delay monitoring, designed and implemented to improve the vertical precision is presented. The improvement in vertical precision arises from the elimination of the relative receiver clock error in single difference, between antennas, and the precision real-time calibration of the relative hardware delay. Experiments were conducted with a zero baseline and a short baseline configuration. The results show, as expected by the theory and the simulations, a two to three times improvement in the precision of the vertical component such that it reached the same level of performance as the horizontal components. These promising results will enable the use of this type of configuration in several applications where the same precision in all 3D components is essential and could not be achieved before with standard GPS positioning techniques. 相似文献
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利用中国探月甚长基线干涉测量（very long baseline interferometry, VLBI）观测数据改进月球物理天平动参数的预测精度,对于着陆器和巡视器的精密定位具有重要意义。利用VLBI单点定位模型解算得到“嫦娥三号”（Chang’E-3,CE-3）着陆器的坐标和物理天平动,分别采用循环神经网络（recursive neural network, RNN）和长短期记忆（long-short term memory, LSTM）网络进行物理天平动的预测。选取月球着陆器的坐标和VLBI观测量作为输入量,将3个欧拉角Ω, i, μ作为输出量,将11 323个样本用于训练,2 315个样本用于测试,2 315个样本用于验证,1 000个样本用作与预测结果进行对比。结果显示, 验证集的数据经过1 000次训练和9次迭代训练后的梯度约为6.2×10-5(″)/s,证明了LSTM网络与RNN的可靠性。LSTM网络和RNN的3个欧拉角的预测精度分别达到了97.8%、99.7%、97.2%和95.2%、98.5%、95.8%,LSTM网络的预测精度更高。与DE421星历对欧拉角的预测结果进行比较,结果证明了LSTM网络预测精度更高。 相似文献
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嫦娥三号探测器系统两器分离是着陆后进行的第一个关键动作,也是后续着陆器探测和巡视器月面巡视勘察的基础,解决两器安全分离问题对于整个工程的实施具有重要意义。针对实际任务中对分离决策实时性和可靠性要求高的特点,使用基于着陆器监视相机的单像量测方法对月面环境中障碍物和通信遮挡包络进行分析计算,评估两器分离过程中的不安全因素,为两器分离决策提供支持。介绍了监视相机单像量测和通信遮挡包络计算方法,并对量测精度进行了分析验证。 相似文献
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Recent studies have demonstrated the usefulness of global positioning system (GPS) receivers for relative positioning of formation-flying satellites using dual-frequency carrier-phase observations. The accurate determination of distances or baselines between satellites flying in formation can provide significant benefits to a wide area of geodetic studies. For spaceborne radar interferometry in particular, such measurements will improve the accuracy of interferometric products such as digital elevation models (DEM) or surface deformation maps. The aim of this study is to analyze the impact of relative position errors on the interferometric baseline performance of multistatic synthetic aperture radar (SAR) satellites flying in such a formation. Based on accuracy results obtained from differential GPS (DGPS) observations between the twin gravity recovery and climate experiment (GRACE) satellites, baseline uncertainties are derived for three interferometric scenarios of a dedicated SAR mission. For cross-track interferometry in a bistatic operational mode, a mean 2D baseline error (1σ) of 1.4 mm is derived, whereas baseline estimates necessary for a monostatic acquisition mode with a 50 km along-track separation reveal a 2D uncertainty of approximately 1.7 mm. Absolute orbit solutions based on reduced dynamic orbit determination techniques using GRACE GPS code and carrier-phase data allows a repeat-pass baseline estimation with an accuracy down to 4 cm (2D 1σ). To assess the accuracy with respect to quality requirements of high-resolution DEMs, topographic height errors are derived from the estimated baseline uncertainties. Taking the monostatic pursuit flight configuration as the worst case for baseline performance, the analysis reveals that the induced low-frequency modulation (height bias) fulfills the relative vertical accuracy requirement (σ<1 m linear point-to-point error) according to the digital terrain elevation data level 3 (DTED-3) specifications for most of the baseline constellations. The use of a GPS-based reduced dynamic orbit determination technique improves the baseline performance for repeat-pass interferometry. The problem of fulfilling the DTED-3 horizontal accuracy requirements is still an issue to be investigated. DGPS can be used as an operational navigation tool for high-precision baseline estimation if a geodetic-grade dual-frequency spaceborne GPS receiver is assumed to be the primary instrument onboard the SAR satellites. The possibility of using only single-frequency receivers, however, requires further research effort.Deutsche Forschungsgemeinschaft (DFG) research fellow until Sept. 2004 at the Microwaves and Radar Institute, Deutsche Zentrum für Luft- und Raumfahrt (DLR) e.V., 82234 Weßling, Germany 相似文献
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对月球探测任务、月球遥感制图技术与产品进行综述。从1958年开始,全世界已开展126次(其中70次成功)月球探测工程任务,其中月球遥感制图是其必需的基础性工作。由于月球环境的特殊性,其遥感制图技术与对地观测制图相比具有很大的挑战和更大的难度。目前,中国嫦娥二号轨道器获取的7 m分辨率立体影像是覆盖全月球分辨率最高的立体影像数据,美国月球侦察轨道器LRO任务的激光雷达高度计LOLA数据是精度和密度最高的激光测高数据,LRO NAC影像的分辨率最高(0.5—2 m)但未覆盖全球。在各个探测任务中,基于月球遥感数据和摄影测量技术,已经制作了大量的全球及区域的影像拼图、正射影像图和数字高程模型等制图产品。对月球遥感制图技术发展进行展望,探讨了利用国际多探测任务数据建立新一代控制网和进行精细制图的必要性及技术思路。 相似文献