段建鋒謝劍鋒張宇陳明段成林王震宇

（1北京航天飛行控制中心，北京 100094）

（2航天飛行動(dòng)力學(xué)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094）

采用多站接力跟蹤策略的再入返回器定軌精度研究

段建鋒1，2謝劍鋒1，2張宇1，2陳明1，2段成林1，2王震宇1

（1北京航天飛行控制中心，北京 100094）

（2航天飛行動(dòng)力學(xué)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094）

針對(duì)我國(guó)探月工程再入返回段分離前的精度要求，在無(wú)法實(shí)現(xiàn)對(duì)再入返回器的三向測(cè)量情況下，提出多站接力跟蹤的測(cè)量策略，以解決測(cè)定軌精度不高的問(wèn)題。結(jié)合再入返回分離前的測(cè)控弧段，制定兩站及三站接力跟蹤的策略。利用ESA“桑巴”（SAMBA）衛(wèi)星進(jìn)行多站接力跟蹤試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析，結(jié)果表明，三站接力跟蹤策略的定軌預(yù)報(bào)精度優(yōu)于兩站接力跟蹤策略，能夠?qū)崿F(xiàn)返回器安全可靠地再入返回，可為再入返回任務(wù)分離前跟蹤策略的制定提供依據(jù)。

再入返回器；多站接力跟蹤；“桑巴”衛(wèi)星；定軌試驗(yàn)；精度分析

1 引言

根據(jù)我國(guó)探月工程“繞、落、回”分步實(shí)施的原則［1］，嫦娥一號(hào)和嫦娥二號(hào)的成功標(biāo)志著第一步圓滿完成［2-3］，嫦娥三號(hào)任務(wù)的成功標(biāo)志著第二步圓滿完成［4］。目前，探月工程已轉(zhuǎn)入第三步，主要目標(biāo)是實(shí)現(xiàn)月面采樣返回，包括“再入返回飛行試驗(yàn)”（Chang'e-5T1）、嫦娥五號(hào)（Chang'e-5）和嫦娥六號(hào)（Chang'e-6）3次任務(wù)。其中，“再入返回飛行試驗(yàn)”任務(wù)主要用于驗(yàn)證與半彈道跳躍式再入返回相關(guān)的技術(shù)，確保嫦娥五號(hào)等后續(xù)再入返回器技術(shù)方案的可行性和正確性，為嫦娥五號(hào)任務(wù)的順利實(shí)施奠定基礎(chǔ)?！霸偃敕祷仫w行試驗(yàn)”任務(wù)中的返回器自月球返回直接再入地球大氣，速度約為11 km/s，再入角約為―6°，著陸場(chǎng)位于43°N附近地區(qū)。受地月空間幾何限制，再入點(diǎn)位于赤道附近的低緯度地區(qū)，再入航程在6000 km以上［5］，再入速度遠(yuǎn)高于約7.8 km/s的近地軌道再入速度［6］。為確保此類再入返回器可以成功返回地面，要在分離點(diǎn)3 h前進(jìn)行軌道確定，并預(yù)報(bào)至分離點(diǎn)（即返回器脫離主航天器開(kāi)始返回地球的時(shí)刻），提高分離點(diǎn)定軌預(yù)報(bào)精度，以保證返回器精確返回著陸場(chǎng)所需注入的再入角的精度要求。

根據(jù)我國(guó)著陸場(chǎng)的地域特點(diǎn)及再入返回器軌道設(shè)計(jì)特點(diǎn)，我國(guó)再入返回器分離前的軌跡一般在南半球的圣地亞哥站及納米比亞站的測(cè)控范圍內(nèi)，因?yàn)榉祷仄鞅旧硐滦蓄l段的局限性，而且在嫦娥三號(hào)任務(wù)中，我國(guó)成功使用了三向測(cè)量技術(shù)并獲得較高的測(cè)量精度及軌道確定精度［7］，因此最理想的狀態(tài)是尋找一個(gè)位于北半球的測(cè)站，與我國(guó)南半球的兩站建立三向測(cè)量體制。由文獻(xiàn)［7］中對(duì)我國(guó)深空站三向測(cè)量模式的數(shù)據(jù)精度分析，以及文獻(xiàn)［8］中對(duì)我國(guó)深空任務(wù)的三向測(cè)量數(shù)據(jù)分析可知，三向測(cè)量體制下的數(shù)據(jù)精度要明顯優(yōu)于雙向相干測(cè)距測(cè)速體制，可以滿足分離點(diǎn)定軌預(yù)報(bào)精度要求。不過(guò)，目前無(wú)法找到與圣地亞哥站、納米比亞站測(cè)量機(jī)制相同的測(cè)站，因此無(wú)法建立起三向測(cè)量模式。為保障探測(cè)器在分離點(diǎn)的定軌預(yù)報(bào)精度，確保返回艙的順利返回，本文提出多站接力跟蹤的測(cè)量方式。

多站接力跟蹤是指針對(duì)探測(cè)器在多個(gè)測(cè)站的觀測(cè)弧段內(nèi)但無(wú)法實(shí)現(xiàn)多測(cè)站同時(shí)跟蹤的問(wèn)題，為改進(jìn)觀測(cè)數(shù)據(jù)的定軌幾何約束，采用多個(gè)測(cè)站、不同時(shí)間的數(shù)據(jù)（測(cè)距、測(cè)速、測(cè)角）進(jìn)行軌道測(cè)量、軌道確定的方法。國(guó)外在進(jìn)行此類再入返回飛行時(shí)不存在相關(guān)測(cè)控的局限性，因此這一測(cè)控模式在國(guó)外的飛行任務(wù)中使用較少。在國(guó)內(nèi)，對(duì)該模式的研究也處于起步階段。多站接力跟蹤測(cè)控策略相對(duì)于三向測(cè)量，存在著測(cè)控弧段不連續(xù)、測(cè)量數(shù)據(jù)少、觀測(cè)幾何約束弱化等諸多問(wèn)題，因此接力跟蹤策略的制定對(duì)定軌精度的改善顯得尤為重要，要考慮參加聯(lián)合接力跟蹤的測(cè)站跟蹤順序和時(shí)間分配等問(wèn)題。為獲取最優(yōu)的接力跟蹤策略，確保該策略下的測(cè)定軌精度穩(wěn)定可靠，本文研究了使用兩站、三站的接力方法，給出軌道測(cè)量策略、預(yù)報(bào)方法和精度的估計(jì)。假設(shè)三站參加測(cè)控的條件下，采用雙站接力及三站接力進(jìn)行測(cè)控的方法，探究接力測(cè)量測(cè)站的個(gè)數(shù)、幾何約束對(duì)軌道確定的影響。結(jié)合ESA“桑巴”（SAMBA）衛(wèi)星試驗(yàn)數(shù)據(jù)分別進(jìn)行精度估計(jì)，可獲得以下結(jié)論：三站接力跟蹤策略定軌精度最高；不同兩站組合，由于站的位置和設(shè)備精度的差異，獲得不同的精度，但精度均不高。

2 多站接力跟蹤策略

三向測(cè)量是指利用主站發(fā)射上行信號(hào)，經(jīng)探測(cè)器應(yīng)答機(jī)相干轉(zhuǎn)發(fā)后，由另一測(cè)站（副站）進(jìn)行信號(hào)接收的測(cè)量體制。如圖1（a）所示，三向測(cè)量通常由3個(gè)地面測(cè)站配合完成測(cè)量，獲得測(cè)站到探測(cè)器的距離。多站接力跟蹤策略如圖1（b）所示，是指按照約定的觀測(cè)順序及時(shí)間分配，各測(cè)站獨(dú)立完成數(shù)據(jù)收發(fā)的測(cè)量模式。在各測(cè)站均共視的情況下，三向測(cè)量體制的定軌精度優(yōu)于接力跟蹤測(cè)量策略。

圖1 測(cè)量模式原理Fig.1 Principle of measurement mode

根據(jù)我國(guó)著陸場(chǎng)的設(shè)置，返回器著陸前經(jīng)過(guò)的星下點(diǎn)區(qū)域一般在南美洲、大西洋、非洲，目前我國(guó)有圣地亞哥、納米比亞兩站。對(duì)于高速再入返回的月球探測(cè)器而言，在無(wú)法實(shí)現(xiàn)三向測(cè)量的情況下，則要驗(yàn)證兩站的測(cè)量定軌精度是否可以達(dá)到任務(wù)要求?；诳蓪?shí)現(xiàn)的前提下，本文結(jié)合我國(guó)再入返回器分離前的測(cè)控弧段，制定了雙站接力跟蹤及三站接力跟蹤兩種策略的跟蹤策略。其中，第三站假設(shè)為ESA的瑪斯帕拉瑪斯站。

具體而言，三站接力跟蹤策略是指使用納米比亞站、圣地亞哥站、瑪斯帕拉瑪斯站的跟蹤測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行定軌分析，組合其中兩站的跟蹤測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行定軌精度分析，為雙站接力跟蹤策略。再入返回器經(jīng)過(guò)此測(cè)控區(qū)至再入分離前的時(shí)間約為3 h，本文在考慮站間切換時(shí)間及其他因素的影響后，制定如表1所示的接力跟蹤計(jì)算策略。因?yàn)楝斔古晾斔拐驹诒卑肭?，為?yōu)化三角幾何關(guān)系，因此在時(shí)間分配上多于其他兩站。

表1 多站接力跟蹤計(jì)算策略Table 1 Analytic strategies of multiple station relay tracking

3 測(cè)軌方法試驗(yàn)

3.1 試驗(yàn)概述

經(jīng)過(guò)對(duì)現(xiàn)有的大橢圓衛(wèi)星進(jìn)行梳理可知，ESA的“星團(tuán)”（Cluster）計(jì)劃［9］衛(wèi)星在過(guò)近地點(diǎn)時(shí)與我國(guó)再入返回器的軌道特性及測(cè)控弧段相似。“星團(tuán)”計(jì)劃包括“薩爾薩”（SALSA）、“桑巴”（SAMBA）、“倫巴”（RUMBA）、“探戈”（TANGO）4顆衛(wèi)星，均于2000年發(fā)射升空，構(gòu)成地球空間星座探測(cè)計(jì)劃。根據(jù)衛(wèi)星測(cè)控條件等約束，在與ESA協(xié)商后，確定利用SAMBA衛(wèi)星過(guò)近地點(diǎn)時(shí)的弧段進(jìn)行測(cè)定軌試驗(yàn)。

SAMBA衛(wèi)星近地點(diǎn)高度約為1.7萬(wàn)千米，遠(yuǎn)地點(diǎn)高度約為11.58萬(wàn)千米，軌道傾角約為134°，偏心率約為0.68。選取SAMBA衛(wèi)星飛過(guò)近地點(diǎn)時(shí)的測(cè)控弧段時(shí)間為2014年4月24日（UTC時(shí)間，下同）。在試驗(yàn)測(cè)量弧段內(nèi)，測(cè)站測(cè)量設(shè)備須提供每秒一點(diǎn)的S頻段測(cè)距、測(cè)速和測(cè)角數(shù)據(jù)［10］，測(cè)站每分鐘提供一次氣象數(shù)據(jù)。其中，測(cè)量設(shè)備零值和設(shè)備軸系誤差均由設(shè)備級(jí)計(jì)算機(jī)修正，電波修正利用氣象數(shù)據(jù)修正。試驗(yàn)具體測(cè)量弧段安排見(jiàn)圖2。

根據(jù)試驗(yàn)安排，參試測(cè)站納米比亞站、圣地亞哥站及瑪斯帕拉瑪斯站獲取的數(shù)據(jù)，實(shí)際測(cè)量弧段如表2所示。為了確保測(cè)軌數(shù)據(jù)質(zhì)量，對(duì)本次試驗(yàn)的外測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)據(jù)合理性檢驗(yàn)、星上零值修正、大氣折射修正等處理［11］。

圖2 測(cè)量弧段安排Fig.2 Arrangements of measurement arcs

表2 實(shí)際測(cè)量數(shù)據(jù)弧段（2014年4月24日）Table 2 Actual measurement arcs（2014-04-24）

根據(jù)所得數(shù)據(jù)分別進(jìn)行雙站（圣地亞哥站和納米比亞站，圣地亞哥站和瑪斯帕拉瑪斯站，納米比亞站和瑪斯帕拉瑪斯站）接力定軌預(yù)報(bào)分析，以及三站（圣地亞哥站、納米比亞站、瑪斯帕拉瑪斯站）接力定軌預(yù)報(bào)分析，預(yù)報(bào)終點(diǎn)選在SAMBA衛(wèi)星過(guò)近地點(diǎn)的時(shí)間點(diǎn)11：20：00.000（UTC）。通過(guò)比較得出最優(yōu)精度的接力跟蹤計(jì)算策略。

3.2 試驗(yàn)精度分析

3.2.1 基準(zhǔn)星歷計(jì)算

本次試驗(yàn)可以獲得2條基準(zhǔn)軌道，其中一條是ESA提供的SAMBA衛(wèi)星在試驗(yàn)弧段的精密星歷，稱為基準(zhǔn)星歷1；另一條是本文利用瑪斯帕拉瑪斯站、納米比亞站、圣地亞哥站在SAMBA衛(wèi)星過(guò)近地點(diǎn)前后所有參試的有效測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行定軌得到的，稱為基準(zhǔn)星歷2，具體的弧段為2014-04-24 T06：42：00.000―15：00：00.000（UTC），這些數(shù)據(jù)包含了SAMBA衛(wèi)星飛越近地點(diǎn)前后（如圖2所示）的多段測(cè)量數(shù)據(jù)。軌道計(jì)算分析采用北京航天飛行控制中心的“軌道計(jì)算與分析軟件平臺(tái)”（BACC Orbit Determination and Analysis System，BODAS）［12］，定軌基本策略［13］如表3所示。因在數(shù)據(jù)處理中已扣減過(guò)星上零值，在以下定軌過(guò)程中未對(duì)測(cè)量數(shù)據(jù)解算系統(tǒng)差。定軌數(shù)據(jù)殘差見(jiàn)表4所示。

基準(zhǔn)星歷1與基準(zhǔn)星歷2在軌道面徑向（R）、橫向（T）及法向（N）3個(gè)方向的比較結(jié)果，如圖3及表5所示。其中，ΔrR，ΔrT，ΔrN和ΔνR，ΔνT，ΔνN分別表示R，T，N方向的位置誤差和速度誤差。結(jié)果顯示，2個(gè)基準(zhǔn)星歷位置誤差在百米量級(jí)，速度誤差在厘米每秒量級(jí)，處于可信區(qū)間。

表3 定軌基本策略Table 3 Basic orbit determination strategy

表4 定軌數(shù)據(jù)殘差統(tǒng)計(jì)Table 4 Statistics of orbit determination data RMS

表5 基準(zhǔn)星歷的互比結(jié)果Table 5 Comparative results of two reference ephemeris

圖3 2個(gè)基準(zhǔn)星歷R，T，N方向位置和速度誤差Fig.3 Position and velocity error on R，T and N comparison between two reference ephemeris

3.2.2 定軌精度比較分析

3.2.2.1 雙站接力策略

為了探究雙站接力的可能性，根據(jù)表1，在試驗(yàn)中采用3種雙站接力策略：①納米比亞站與圣地亞哥站的接力策略；②納米比亞站與瑪斯帕拉瑪斯站的接力策略；③圣地亞哥站與瑪斯帕拉瑪斯站的接力策略。利用表2所示相關(guān)弧段進(jìn)行定軌預(yù)報(bào)分析，納米比亞站、圣地亞哥站、瑪斯帕拉瑪斯站的測(cè)距數(shù)據(jù)定軌殘差分別為3.0 m、3.0 m、1.4 m，測(cè)速數(shù)據(jù)定軌殘差（未解系統(tǒng)差）分別為4 cm/s、3 cm/s、7 cm/s。

將獲取的定軌預(yù)報(bào)星歷分別與基準(zhǔn)星歷1和基準(zhǔn)星歷2進(jìn)行比較，得到R，T，N方向的比較結(jié)果，見(jiàn)表6?？梢钥闯?，納米比亞站與瑪斯帕拉瑪斯站的接力策略效果最好，圣地亞哥站與瑪斯帕拉瑪斯站的最差，納米比亞站與圣地亞哥站的居中。這是因?yàn)槭サ貋喐缯九c瑪斯帕拉瑪斯站接力策略在本次試驗(yàn)中沒(méi)有實(shí)現(xiàn)真正的接力，影響了定軌及預(yù)報(bào)精度；納米比亞站與圣地亞哥站接力策略中，測(cè)站全在南半球，影響了測(cè)量數(shù)據(jù)的觀測(cè)幾何，無(wú)法更好地約束大橢圓類型軌道；納米比亞站與瑪斯帕拉瑪斯站接力策略中，在南北半球各有一個(gè)測(cè)站，而且跟蹤測(cè)量數(shù)據(jù)相對(duì)連續(xù)，彌補(bǔ)了前兩種策略的缺點(diǎn)，在既能約束SAMBA衛(wèi)星的觀測(cè)幾何，又能連續(xù)測(cè)量的情況下，獲得了較好的定軌預(yù)報(bào)精度。納米比亞站與瑪斯帕拉瑪斯站接力策略下與2個(gè)基準(zhǔn)星歷比較，位置定軌預(yù)報(bào)誤差均在千米量級(jí)或者接近千米量級(jí)，速度定軌預(yù)報(bào)誤差均在分米每秒量級(jí)。

表6 雙站接力跟蹤策略星歷與基準(zhǔn)星歷的比較結(jié)果Table 6 Comparison results between reference ephemeris and double station relay tracking strategy's ephemeris

3.2.2.2 三站接力策略

根據(jù)表1，三站接力策略指利用納米比亞站、圣地亞哥站、瑪斯帕拉瑪斯站進(jìn)行接力測(cè)量的測(cè)控方式。數(shù)據(jù)的使用方式及殘差解算結(jié)果與雙站接力策略一致。將獲取的定軌預(yù)報(bào)星歷分別與基準(zhǔn)星歷1和基準(zhǔn)星歷2進(jìn)行比較，獲取R，T，N方向的比較結(jié)果，見(jiàn)表7。對(duì)比雙站接力策略，三站接力策略既能解決觀測(cè)數(shù)據(jù)量及觀測(cè)數(shù)據(jù)連續(xù)性問(wèn)題，又能兼顧測(cè)站對(duì)觀測(cè)幾何的影響。

由表7可知，在三站接力策略下，位置定軌預(yù)報(bào)誤差均在百米量級(jí)或者優(yōu)于百米量級(jí)，速度定軌預(yù)報(bào)誤差均在厘米每秒量級(jí)。比對(duì)表6結(jié)果，三站接力策略的定軌預(yù)報(bào)精度優(yōu)于雙站接力策略一個(gè)量級(jí)以上。

根據(jù)上述分析結(jié)果，三站接力跟蹤策略精度最優(yōu)，可以滿足在近地點(diǎn)的定軌精度要求，這一策略在再入返回任務(wù)中可以借鑒采用。

表7 三站接力跟蹤策略星歷與基準(zhǔn)星歷的比較結(jié)果Table 7 Comparison results between reference ephemeris and three station relay tracking strategy's ephemeris

4 結(jié)束語(yǔ)

本文針對(duì)我國(guó)探月工程再入返回器返回分離前的特殊測(cè)控需求及精度要求，提出了多站接力跟蹤策略，制定了多站接力跟蹤策略，并結(jié)合ESA的SAMBA衛(wèi)星定軌試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了分析。對(duì)比多站接力跟蹤策略下的定軌預(yù)報(bào)精度可知，兩站接力跟蹤策略因?yàn)闇y(cè)量數(shù)據(jù)較少、幾何約束弱等原因，無(wú)法保證分離點(diǎn)高精度的定軌預(yù)報(bào)要求，三站接力跟蹤策略的定軌精度較優(yōu)，在位置誤差及速度誤差上均優(yōu)于雙站接力跟蹤策略定軌精度一個(gè)量級(jí)以上。這說(shuō)明三站接力跟蹤策略的測(cè)控策略可以較好地滿足返回器分離前的定軌精度需求，為再入返回器返回分離前的測(cè)控弧段測(cè)站布局及時(shí)間分配提供依據(jù)和借鑒。

（References）

［1］歐陽(yáng)自遠(yuǎn).我國(guó)月球探測(cè)的總體科學(xué)目標(biāo)與發(fā)展戰(zhàn)略［J］.地球科學(xué)進(jìn)展，2004，19（3）：351-358 Ouyang Ziyuan.Scientific objectives of Chinese lunar exploration project and development strategy［J］.Advance in Earth Sciences，2004，19（3）：351-358（in Chinese）

［2］陳明，唐歌實(shí)，曹建峰，等.嫦娥一號(hào)繞月探測(cè)衛(wèi)星精密定軌實(shí)現(xiàn)［J］.武漢大學(xué)學(xué)報(bào)（信息科學(xué)版），2011，36（2）：212-217 Chen Ming，Tang Geshi，Cao Jianfeng，et al.Precision orbit determination of CE-1 lunar satellite［J］.Geomatics and Information Science of Wuhan University，2011，36（2）：212-217（in Chinese）

［3］陳明，張宇，曹建峰，等.嫦娥二號(hào)探測(cè)器軌道確定與測(cè)軌技術(shù)［J］.科學(xué)通報(bào)，2012，57（9）：689-696 Chen Ming，Zhang Yu，Cao Jianfeng，et al.Orbit determination and tracking technology of CE-2 satellite［J］. Chinese Science Bulletin，2012，57（9）：689-696（in Chinese）

［4］段建鋒，張宇，陳明，等.嫦娥三號(hào)姿軌控過(guò)程中GRAIL重力場(chǎng)模型的應(yīng)用［J］.飛行器測(cè)控學(xué)報(bào)，2014，33（4）：342-347 Duan Jianfeng，Zhang Yu，Chen Ming，et al.Application of GRAIL lunar gravity field model in attitude and orbit control for CE-3 satellite［J］.Journal of Spacecraft TT&C Technology，2014，33（4）：342-347（in Chinese）

［5］張磊，謝劍鋒，劉勇.繞月返回飛行再入航程調(diào)整的軌道控制［J］.飛行器測(cè)控學(xué)報(bào)，2015，34（1）：64-69 Zhang Lei，Xie Jianfeng，Liu Yong.Trajectory maneuver for reentry downrange modification during circumlunar return flight［J］.Journal of Spacecraft TT&C Technology，2015，34（1）：64-69（in Chinese）

［6］賈世錦.載人登月返回再入有關(guān)問(wèn)題初步研究［J］.航天返回與遙感，2011，32（2）：18-25 Jia Shijin.Preliminary study on the return and re-entry of manned lunar landing［J］.Spacecraft Recovery& Remote Sensing，2011，32（2）：18-25（in Chinese）

［7］張宇，王健，段成林，等.基于我國(guó)深空站三向測(cè)量模式的數(shù)據(jù)精度分析［J］.飛行器測(cè)控學(xué)報(bào)，2014，33（3）：268-274 Zhang Yu，Wang Jian，Duan Chenglin，et al.Analysis of the data accuracy of the three-way measurement mode of China's deep space station［J］.Journal of Spacecraft TT&C Technology，2014，33（3）：268-274（in Chinese）

［8］黃磊，王宏，樊敏.三向測(cè)量技術(shù)在深空探測(cè)中的應(yīng)用研究［J］.飛行器測(cè)控學(xué)報(bào)，2012，31（3）：6-10 Huang Lei，Wang Hong，F(xiàn)an Min.Application of three-way measurement in deep space exploration［J］. Journal of Spacecraft TT&C Technology，2012，31（3）：6-10（in Chinese）

［9］Escoubet C P.Cluster-Ⅱ：scientific objectives and data dissemination［J］.ESA Bulletin，2000（102）：54-60

［10］陳茹梅，劉齊，單琦，等.統(tǒng)一S頻段測(cè)控系統(tǒng)殘余載波快速捕獲方法［J］.航天器工程，2014，23（4）：62-65 Chen Rumei，Liu Qi，Shan Qi，et al.Quick acquisition method of residual carrier in USB TT&C system［J］.Spacecraft Engineering，2014，23（4）：62-65（in Chinese）

［11］湯錫生，陳貽迎，朱民才.載人飛船軌道確定和返回控制［M］.北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2002 Tang Xisheng，Chen Yiying，Zhu Mincai.Orbit determination and reentry control for manned spacecraft［M］.Beijing：National Defense Industry Press，2002（in Chinese）

［12］胡松杰，唐歌實(shí).北京中心深空探測(cè)器精密定軌與分析軟件系統(tǒng)［J］.飛行器測(cè)控學(xué)報(bào)，2010，29（5）：69-74 Hu Songjie，Tang Geshi.BACC orbit determination and analysis software for deep-space explorers［J］.Journal of Spacecraft TT&C Technology，2010，29（5）：69-74（in Chinese）

［13］李濟(jì)深.人造衛(wèi)星精密軌道確定［M］.北京：解放軍出版社，1995 Li Jishen.Satellite precise orbit determination［M］. Beijing：People's Liberation Army Press，1995（in Chinese）

（編輯：夏光）

Analysis of Reentry Capsule Orbit Determination Precision Using Multiple Station Relay Tracking Strategy

DUAN Jianfeng1，2XIE Jianfeng1，2ZHANG Yu1，2CHEN Ming1，2DUAN Chenglin1，2WANG Zhenyu1
（1 Beijing Aerospace Control Center，Beijing 100094，China）
（2 Science and Technology on Aerospace Flight Dynamics Laboratory，Beijing 100094，China）

In the case of inability to achieve three-way measurements of the reentry capsule，and for meeting the return accuracy requirements of the Chinese lunar reentry capsule before separation，this paper provides a measurement strategy of relay tracking for multiple stations to solve the problem of precision.The strategies of relay tracking for two stations and three stations is developed with the arc of the re-entry test task before the separation，and the SAMBA satellite is used as an example to analyze the multiple station relay tracking data.The analysis results show that the optimal strategy of the orbit prediction precision is the three station relay tracking which is able to achieve reliable and safe reentry.This conclusion can provide a recommendation for the tracking strategy on the upcoming reentry mission before separation.

reentry capsule；multiple station relay tracking；SAMBA satellite；experiment of orbit determination；precision analysis

V412.41

：ADOI：10.3969/j.issn.1673-8748.2015.05.006

2014-10-08；

：2015-06-16

國(guó)家自然科學(xué)基金（11173005，11073047，11203003）

段建鋒，男，助理工程師，研究方向?yàn)楹教炱骶芏ㄜ墶mail：duanjf1987@sina.com。