主动卸载模式下嫦娥四号中继星轨道确定

针对嫦娥四号中继星主动卸载模式,提出了一种引入姿态信息的卸载力建模与解算方法。分析了主动卸载的原理,嫦娥四号中继星姿控发动机布局、卸载控制方式决定其卸载的速度增量集中在本体系+zb方向;根据姿态信息建立了在惯性系下解算本体系速度增量的数学模型;通过该方法对嫦娥四号中继星跟踪数据进行处理分析。结果表明,提出的方法可以有效改进嫦娥四号中继星halo轨道精度,卸载后1.5 d轨道重建的位置精度小于1 km,速度精度优于4 mm/s;预报2~3 d的位置精度为1.2 km,速度精度优于5 mm/s。

嫦娥四号中继星角动量管理策略设计及应用

嫦娥四号中继星在Halo轨道运行期间角动量卸载会对轨道构型产生扰动。本文研究了嫦娥四号中继星动量轮主动调姿卸载对使命轨道构型保持的作用,设计了中继星角动量管理策略。通过对角动量变化率建模,结合短期遥测数据,提出了一种基于微分修正的角动量变化预估方法。给出了中继星调姿卸载计算方法以及姿态机动过程中是否发生卸载的验证方法。针对嫦娥四号着陆器、巡视器处于月球日不同情况,给出了中继星姿态调整和调姿卸载策略。工程应用表明中继星角动量变化预估方法误差较小,根据角动量管理策略调姿卸载可以降低轨道维持频率,策略有效,具有工程可行性。

嫦娥四号中继星任务轨道设计与实践

嫦娥四号中继星作为嫦娥四号任务的重要组成部分,肩负着为月背面着陆任务提供中继通信的使命.本文详细介绍了嫦娥四号中继星的任务轨道设计过程,首先,针对任务需求和约束给出了使命轨道方案的选择和设计结果;其次,针对转移轨道的任务关键参数、轨控策略及速度增量预算等方面进行了说明;最后,将在轨飞行实践情况与轨道设计结果进行了对比.飞行数据表明,中继星任务轨道设计结果正确,策略设计合理,可以满足中继任务要求.

定位归算在嫦娥四号中继星变轨阶段的应用

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。

嫦娥四号中继星伞状可展开天线关键技术研究

嫦娥四号中继星伞状可展开天线采用发射时收拢、入轨后展开的可展开结构方案,有效地解决了中继星应用中的多项技术难题.天线在轨成功展开、在轨性能稳定和承受极低温环境性能不发生破坏是保证中继通信任务成功的前提,对应了天线展开技术、在轨性能稳定性控制技术和极低温环境适应技术等三项关键技术.本文首先对天线展开技术开展研究,设计采用了缓释弹簧分布式驱动展开技术,对展开技术方案进行了介绍,开展高低温环境下天线展开可靠性验证,为天线在轨展开环境选择提供了指导;其次,开展在轨性能稳定性控制技术研究,从材料选择、结构设计和提高反射面平衡态稳定性等方面采用控制措施,进行天线在轨热分析和热变形测试及预示,结果表明在天线最大在轨热变形情况下,天线型面精度仍满足指标要求,确保了天线在轨性能满足任务要求,并验证了天线在轨热变形控制措施的有效性;第三,针对天线在轨经历极低温环境,设计了部件级试验验证结合整机仿真分析的试验验证方法,很好地解决了极低温环境的验证问题,天线经历极低温存储后,结构无损坏,性能无下降,满足天线在轨环境适应性的要求,有效地支撑了嫦娥四号中继星中继通信任务的顺利执行.

稀疏观测模式的“嫦娥四号”中继星轨道确定

“嫦娥四号”中继星于2018年6月14日成功进入地月L2点Halo轨道,承担地面测控站与“嫦娥四号”着陆器的数据传输功能。目前“嫦娥四号”中继星处于稀疏观测模式,平均4~5天进行一次观测。分析了2021年1月“嫦娥四号”中继星绕地月L2点的定轨精度,结果表明:中继星绕L2点轨道精度优于2 km,包含有甚长基线干涉测量技术(Very Long Baseline Interferometry,VLBI)时延和时延率的弧段达到百米量级;在有VLBI观测的前提下,合理分配测距和测速弧段的覆盖时段,能在数据覆盖率相同的情况下有效提高轨道精度。

一种辅助轨道确定的相对干涉测量方法研究

在嫦娥四号中继星任务期间某次干涉测量标校射电源观测无效、微卫星轨控后预报星历无法提供精确时延模型的背景下,提出了一种为微卫星轨控后轨道确定提供辅助约束测量信息的方法。该方法通过迭代相关处理修正时延模型,解决了轨控后微卫星预报星历不准的难题;利用中继星观测估计系统时延并修正微卫星干涉测量观测量,得到了实时条件下微卫星干涉测量观测信息,与事后相关处理结果的偏差约为4.2ns(约1.2m)。进一步分析了相对干涉测量中的误差因素,结果表明相对干涉测量的随机误差约2ns,与事后相关处理精度相当。最后,给出了应用于辅助探测器轨道确定的相对干涉测量数据处理方案,为后续相关背景下的干涉测量提供参考。