深空導航高精度差分干涉測量技術(shù)研究

深空導航高精度差分干涉測量技術(shù)研究趙成斌,侯孝民2,姜坤(1.裝備指揮技術(shù)學(xué)院研究生管理大隊,北京101416;2.裝備指揮技術(shù)學(xué)院光電裝備系,北京101416)摘要:介紹了兩種目前在深空航天器導航中廣泛應用的高精度干涉差分測量技術(shù)一差分干涉單向距離測量(△DOR)和同波東干涉(SB1)技術(shù)。從基本原理、觀(guān)測方式和應用現狀等方面比較分析了兩種技術(shù)。詳述了△DOR和SBl的相位整周解模糊和相關(guān)處理兩個(gè)關(guān)鍵技術(shù)。系統地分析了誤差來(lái)源,從共同誤差因素和特有誤差因素兩個(gè)方面進(jìn)行了分析總結。關(guān)鍵詞:△DOR;SBI;相位整周模糊;相關(guān)處理;誤差分析中圖分類(lèi)號:V43文獻標志碼:A文章編號:1008-9268(2011)02-0019-060引言設目標航天器至觀(guān)測站1和2的單向距離為l和l2,參考射電源至觀(guān)測站1和2的單向距離近年來(lái),為了爭奪太空資源,世界各國紛紛將為l4和l,觀(guān)測站1和2的鐘差為△r,大氣引起光聚焦在太空中的星體上,深空航天器擔負起目標航天器、射電源至觀(guān)測站1和2的信號傳輸時(shí)探索星體的任務(wù)。深空航天器的定位和定軌,主要延差分別為A,-、4r~,觀(guān)測站1和2接收設有測距測速和測角三種手段。甚長(cháng)基線(xiàn)干涉測量備觀(guān)測目標航天器和射電源的時(shí)延差為4xm( Very Long Baseline Interferometry,vLBn)以其x,光速為c高精度測角能力被廣泛采用。隨著(zhù)技術(shù)的發(fā)展,VLBI技術(shù)衍生出多種更高精度的測量技術(shù)。差分干涉單向距離測量( Delta Differential One-WayRange,△DOR)和同波束干涉( Same Beam Inter射電源航天器ferometry,SB技術(shù)就是其中的典型代表1△DOR測量技術(shù)由于VLBI受電離層延遲、對流層延遲、時(shí)鐘偏差和站址偏差等誤差因素的影響測量精度受到定的限制,因此,美國航天局(NASA)噴氣推進(jìn)觀(guān)測相關(guān)處理機實(shí)驗室(JPL)提出了△DOR的應用形式,這是VL基線(xiàn)BB在深空航天器導航的一個(gè)典型應用。如圖1所示,△DOR是以航天器信號到達兩觀(guān)測站的距離差與參考射電源信號到達兩觀(guān)測站的距離之差圖1△DoR測量原理圖作為觀(guān)測量的,這可以大大消除觀(guān)測站位置誤差、接收設備時(shí)延誤差、站同步誤差和大氣、電離層造令M,=l-l為射電源至兩觀(guān)測站的單向成的誤差,從而得到較高的導航精度距離差值,A,=l4-l4為目標航天器至兩觀(guān)測站收稿日期:201101-06聯(lián)系人:趙成嫁Emailup200804@163.com的單向距離差值,射電源至觀(guān)測站1和2的時(shí)延差波段信號,精度達到了5nrad,在2005年的可表示為MRO任務(wù)中,使用Ka波段信號,精度達到了24r.+4(1)arad,目前,國際正在進(jìn)行△DOR標準的制定工作,以實(shí)現各國更好的合作目標航天器至觀(guān)測站1和2的時(shí)延差可表示為2SBI測量技術(shù)+△r+△r,n+△(2)SBl測量技術(shù)也是VLBI技術(shù)的一種衍生技術(shù),與目前深空探測中普遍采用的△DOR技術(shù)式(1)與式(2)相減,得相似。如圖2所示,當兩個(gè)航天器角度非常接近4,-41+4時(shí),可以在天線(xiàn)同一波束內進(jìn)行測量。使用兩個(gè)觀(guān)Ar, inut-4ry(3)測站天線(xiàn)對兩個(gè)航天器同時(shí)觀(guān)測,地面每副天線(xiàn)可實(shí)際測量時(shí),選擇的參考射電源盡量靠近目標以同時(shí)捕獲2個(gè)航天器的下行信號。觀(guān)測值由測航天器,則大氣相關(guān)性較好,另根據測量設備一致量飛行器射頻載波信號的相位得到數據處理過(guò)程性設計,有4r≈44、△rm≈4rm是:首先進(jìn)行不同觀(guān)測站之間的相位差分,然后是在此條件下,由式(3)可得飛行器之間相位差分,經(jīng)過(guò)實(shí)時(shí)雙差分處理,可得到二次差分相位△2g,用式(6)表示。根據△p可以得到兩個(gè)航天器之間的相對距離及其變化信息。即由于它能夠精確確定兩個(gè)航天器在天平面內的相M-△4=(△ra)·c(5)對位置信息,可以作為對視向測距、測速信息的重式(5)為△DOR測量基本方程,式中ar、△r,要補充可通過(guò)測量得到,M4可通過(guò)射電源星歷查到,從a2g=(Bsin△9而可以確定△M,△,可以用于目標航天器的導航計式中:A是信號波長(cháng);B是基線(xiàn)長(cháng)度;9是航天器方算向與基線(xiàn)之間的夾角;A9是兩個(gè)航天器6之差。為了進(jìn)行△DOR觀(guān)測,航天器必須發(fā)射多個(gè)DOR側音。DOR側音的選擇由相位整周解模糊,航天器1測量精度,發(fā)射信號的效率,地面追蹤資源和深空航天器2探測的頻率分配等因素共同決定。通常,低頻DOR側音解相位模糊,高頻DOR側音保證測量精度△DOR技術(shù)通常采用分時(shí)工作的方式,即在一個(gè)跟蹤弧段內序觀(guān)測參考射電源和深空航天觀(guān)站1測站2器。跟蹤弧段的角度因兩站之間的位置和天線(xiàn)的不同而變化。通常情況下,一次△DOR觀(guān)測由三圖2SBI測量原理示意圖次掃描組成,每次掃描持續幾分鐘。一次掃描過(guò)程包括將天線(xiàn)對準一個(gè)射電源,將天線(xiàn)回轉到另一個(gè)目前,SBI主要采用航天器發(fā)射多個(gè)點(diǎn)頻來(lái)進(jìn)射電源,再回轉到第一個(gè)射電源。觀(guān)測順序是航天行觀(guān)測,在頻率選擇上,要求如下”:器一參考射電源一航天器或者參考射電源一航天1)兩頻點(diǎn)必須在共同的頻帶上,滿(mǎn)足一個(gè)視器一參考射電源,這由射電源的特性和測量的目的頻波段可以同時(shí)采集記錄的條件決定。2)為了避免頻率間干擾,信號頻點(diǎn)的頻率間△DOR技術(shù)作為深空航天器導航的歷史可以距要足夠大,帶外抑制要足夠弱;追溯到20世紀70年代后期。1979年, Voyager首3)同時(shí)考慮到任務(wù)期間在軌飛行產(chǎn)生的多普次使用△DOR進(jìn)行衛星定軌此后,△DOR被勒( Doppler效應,實(shí)際接收的信號在發(fā)生多普勒NASA,ESA、JAXA廣泛應用在多個(gè)衛星導航任效應的前提下仍然滿(mǎn)足以上條件1)和2);務(wù)中。在2001年的 Mars Odyssey任務(wù)中,使用X4)兩頻點(diǎn)處發(fā)射功率性能(EIRP)必須相當,20避免在同一頻帶內的非線(xiàn)性相頻特性響應對觀(guān)測3關(guān)鍵技術(shù)帶來(lái)額外的負面影響;5)選擇的頻點(diǎn)既要保證符合要求的精度,又相位整周解模糊和相關(guān)處理是△DOR和SBI要能夠解相位模糊。的兩個(gè)共同的關(guān)鍵技術(shù),但因觀(guān)測原理不同二者有當兩個(gè)航天器角距在一定范圍內例如,日本所不同的“月亮女神”( SELENE)任務(wù)中在S頻段 Rstar3.1相位整周解模糊和 Vstar的角距小于0.566),觀(guān)測站天線(xiàn)指向兩由于信號是周期信號,所接收的信號相位中包顆衛星的中間位置,同時(shí),觀(guān)測兩顆衛星又進(jìn)行含整周相位部分和非整周相位部分。硬件只能實(shí)SB觀(guān)測。角距范圍是根據地面觀(guān)測站天線(xiàn)的相現對信號相位非整周部分的測量無(wú)法直接測出信位特性和功率方向特性以及一些先驗知識得到的。號相位的整周部分。解決整周模糊的方法取決于兩在軌航天器間分離角通常為1mad的幾分之干涉測量是如何實(shí)施的。比△DOR測量的航天器一射電星分離角(典型目前,△DOR解模糊是通過(guò)航天器發(fā)射多個(gè)為10°或約175mrad)小得多。DOR側音的方法,低頻DOR側音用來(lái)解相位整周早期NASA在其 apollo任務(wù)中,成功地運用模糊,當然,DOR側音信號井不是越多越好,因為SBI測量技術(shù)確定了月球車(chē)相對于登月艙的運動(dòng)調制到載波的信號及其產(chǎn)生的互調產(chǎn)物都浪費了軌跡。此后,SB技術(shù)不斷被應用于行星際探測功率器的精密定軌及科學(xué)探測。在 Magellan和Pio如圖3所示,每個(gè)DOR側音對應兩個(gè)諧波neer Venus同時(shí)環(huán)繞火星期間,SB被真正用于航(上邊帶和下邊帶)。橫軸表示記錄在中間頻率兩天器的聯(lián)合定軌,定軌殘差達到了18ps1。在邊的諧波頻率縱軸表示差分相位。最右邊和最左2007年日本的 SELENE探月觀(guān)測中,獲得了對邊的一列點(diǎn)分別代表較高頻率的DOR側音的上Rstar、 Vstar兩顆子衛星ps級的差分干涉測量數邊帶和下邊帶對應的差分相位中同的兩列點(diǎn)代表?yè)^低頻率的DOR側音的上下邊帶對應的差分相△DOR與SBI技術(shù)的比較如表1所示。二者位。有限帶寬是指較高頻率DOR側音的帶寬。原理相似,但由表1可知SB較△DOR精度要高。標“正確”的直線(xiàn)斜率表示DOR側音的群延遲標SBI測量的精度高是因為,兩在軌航天器間分離角“錯誤”的虛線(xiàn)斜率表示整周模糊造成的錯誤群延比ΔDOR測量的航天器一射電星分離角小得多,遲(還有其他錯誤群延遲但是它們的值與真實(shí)值測量使用相位延遲而不是群時(shí)延。但觀(guān)測條件苛的差都遠大于有限帶寬的倒數)。正確的斜線(xiàn)穿過(guò)刻,共視時(shí)間短的缺點(diǎn)也同樣制約了SBI觀(guān)測的使了中間兩列的點(diǎn),而錯誤的斜線(xiàn)沒(méi)有穿過(guò)。以此為用基礎,可以將錯誤的斜率排除2△DOR確定相位整周模糊分兩步完成:首先,豪1△DOR與SBI比較由低頻率DOR側音的差分相位求出對應的群時(shí)延(即直線(xiàn)斜率);然后,以該值作為參考值,求解頻觀(guān)測目標航天器+射電源航天器十航天器率更高的DOR側音形成的群時(shí)延整周模糊觀(guān)測方式順序觀(guān)測航天同波束內器和射電源觀(guān)測兩航天器小于10°或分離角小于1mrad175 mrad觀(guān)測量群延遲載波相位延遲共視時(shí)間較長(cháng)較短輯誤觀(guān)測條件要求較低較高解模糊側音解模糊多頻解模糊頻率r精度(X波段)3.6cm圖3ADoR解模糊原理示意圖SBI相位解模糊是利用群延遲觀(guān)測量來(lái)確定DOR側音信號后分別進(jìn)行相關(guān)處理,解模糊得到射頻信號相位延遲的整周模糊。該技術(shù)要求群延群延遲;對射電源的寬帶信號也分別進(jìn)行相關(guān)處遲的測量精度很高,要達到射頻信號載波波長(cháng)的幾理得到群延遲最后將二者相減求得差值1分之一,并且對各種誤差的校準精度也要達到這一SBI相關(guān)處理的處理過(guò)程是:以日本 SELENE水平,從而最終確定載波相位延遲的整周模糊。在探月計劃的兩個(gè)子衛星 Rstar和 Vstar的SB觀(guān)日本的 SELENE計劃中就是采用的這種解模糊測為例。 Rstar和 Vstar分別發(fā)射四個(gè)點(diǎn)頻信號(S方式。推導N(i=S1(2212MHz),S2(2218波段3個(gè),X波段1個(gè)),兩個(gè)觀(guān)測站接收后,對各MH),S3(2287MHz),X(8456MHz))的步驟及個(gè)頻點(diǎn)的數據分別進(jìn)行相關(guān)處理,得到相位后分別前提條件如下差分。通過(guò)帶寬綜合組合模式消除模糊度得到幾如圖4所示,首先在S1和S2之間6MHz的窄十兆赫帶寬觀(guān)測的群時(shí)延。最后,把幾十兆赫帶寬帶內推導出N-N.在時(shí)延預測值誤差小于得到的群時(shí)延延伸到2GHz,得到S(n=1,2,3)83ns的條件下,Ns-Ns1將為0或1(取決于S1頻點(diǎn)的相位延遲1和S2的初始相位)。參照S1和S2間的群時(shí)延,可以調整S3頻點(diǎn)的整周相位,從而在S1和S3之間4誤差分析75MHz的較寬帶寬內推導出群時(shí)延,并解出Ns△DOR和SBI技術(shù)雖然在很大程度上消除了Na,把連接S1,S2,S3的直線(xiàn)延長(cháng),使其延長(cháng)線(xiàn)公共誤差,但仍受到太陽(yáng)等離子體、對流層電離在頻率為零時(shí)的相位落于正負180°之內,即可解層、航天器信噪比、基線(xiàn)測量誤差、接收設備性能等出S1,S3各個(gè)頻點(diǎn)的整周相位模糊度N、Ns、因素的影響1N太陽(yáng)等離子體產(chǎn)生的誤差與頻率和信號射線(xiàn)到太陽(yáng)的接近程度有關(guān)。延遲誤差與信號頻率的平方成反比,隨太陽(yáng)一地球一航天器(SEP)角度的f和f間的群延遲減小而增加?？梢圆捎帽∑翑_動(dòng)模型來(lái)修正等離子體引入的誤差。h的相位延遲對流層延遲峰值的不確定性主要由于濕度因2nNs-2AN素(降雨)的變化。根據觀(guān)測站當地氣象資料可以對其進(jìn)行修正。電離層產(chǎn)生的誤差與信號頻率的平方成反比aNs可以利用GPS觀(guān)測建立電離層模型,應用模型修正△DOR和SBI測量中的電離層誤差航天器信噪比主要取決于航天器的信號強度信號頻譜特性、記錄帶寬積分時(shí)間以及噪聲和干圖4SBI解模糊原理示意圖擾基線(xiàn)測量誤差包括站址誤差和地球的極移3.2相關(guān)處理差。地球兩極的方位和旋轉速度是隨機變化的,必vLBI相關(guān)處理具有數據密集和計算密集的須實(shí)時(shí)監測這些量,以減少基線(xiàn)測量造成的誤差雙重特點(diǎn),所有的觀(guān)測數據必須經(jīng)過(guò)相關(guān)處理機預兩次差分和GPS測量可以將這個(gè)誤差減少到一定先處理才能用于相關(guān)后處理和科學(xué)應用?！鱀OR范圍之內和SBI的相關(guān)處理與LBI相關(guān)處理的基本原理接收設備性能造成的誤差主要來(lái)自于設備的相同,但是根據其觀(guān)測方式和觀(guān)測的信號不同而相位抖動(dòng)和相位延遲。由于信號經(jīng)過(guò)不同的觀(guān)測有所不同站進(jìn)行接收,在放大、變頻濾波處理等過(guò)程中通道△DOR相關(guān)處理的處理過(guò)程是:兩個(gè)觀(guān)測站特性不完全一致,造成了相位抖動(dòng);接收設備的時(shí)分別順序接收來(lái)自航天器的窄帶信號(通常為鐘穩定性和未校準的群延遲則引起了相位延遲。50kH)和射電源的寬帶信號(通常為2MHz),二此外,除了上述共同的因素影響他們的測量精者頻譜中心頻率相同。對航天器的窄帶信號,選擇度,這兩種差分干涉測量方式還由于自身的觀(guān)測特·22點(diǎn)而受到不同因素的影響?！鱀OR由于順序觀(guān)測航天器和參考射電源而受到參考射電源的信噪比5結論和射電源星歷的影響:射電源的信噪比主要取決于△DOR和SBI技術(shù)是目前在深空航天器導航射電源的信號強度、記錄帶寬、積分時(shí)間以及噪聲中廣泛應用的兩種高精度干涉差分測量技術(shù)。本和干擾,射電源星歷精確度則隨著(zhù)天文學(xué)的校準水文介紹了△DOR與SBI的基本原理、關(guān)鍵技術(shù)和平的發(fā)展而不斷提高。而SBI由于觀(guān)測兩個(gè)航天誤差分析,并對它們進(jìn)行了比較?！鱀OR對觀(guān)測器發(fā)射的固定點(diǎn)頻信號而受到航天器上振蕩器漂條件要求較低,測量的航天器一射電星分離角較移的影響,對于單向傳輸,可以用視距多普勒測量大,可以得到較長(cháng)的共視時(shí)間,且根據航天器位置值估算航天器額定頻率的修正值。振蕩器頻率的變化可選擇不同射電源進(jìn)行參考。而SBI要求兩估算程度取決于跟蹤覆蓋面和振蕩器穩定性。在軌航天器間分離角非常小,且使用相位延遲而不圖5為DSN進(jìn)行△DOR測量的誤差預算模是群時(shí)延,所以SBI的精度要高于△DOR。但是觀(guān)型值,圖6為兩個(gè)火星軌道器的SBI測量的誤測條件苛刻共視時(shí)間短的缺點(diǎn)也同樣制約了SBI差預算。對比圖5和圖6可以看出SB相對于觀(guān)測的使用?！鱀OR適合于航天器到達行星的巡△DOR顯著(zhù)的測量精度優(yōu)勢。這兩種技術(shù)都是用航階段測量,而SBI則適合于著(zhù)陸器和巡視器的相于深空導航的差分干涉測量技術(shù)它們有很多共同對定位以及兩個(gè)探測器的交匯對接等方面。根據的誤差因素,但是由于各自觀(guān)測方式的不同,也存它們的特點(diǎn),我們可以在航天器的不同運行階段合在一些特有的誤差因素。觀(guān)測者需要根據觀(guān)測方理選用以得到較為理想的測量精度。式的不同選擇對不同的誤差因素進(jìn)行修正,從而達到更高的測量精度。參考文獻[1] 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The two techniques are contrasted with eachother from aspects of basic principle, observation ways and application status. Phase cycleambiguity and correlation techniques, two key issues of ADOR and SBI, are discussed. Theerror sources are analyzed systematically and summarized as common error sources and private error sources.Key words: ADOR: SBI; phase cycle ambiguity; correlation; error analysis