2024年4月9日发(作者：暨竹萱)
第３２卷第２期
２Ｏ１３年４月
飞行器测控学报
Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ ＴＴ＆Ｃ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ
ＶｏＬ ３２ ＮＯ．２
Ａｐｒ．２０１３
ＴＧＯ １／ＳＺＯ ８交会对接轨道确定与预报精度分析
李 勰 。，唐歌实 ，张 宇 ，谢剑锋 ，李翠兰 ，王 健 ，段建锋 。，曹建峰
（１．航天飞行动力学技术重点实验室・北京・１０００９４；２．北京航天飞行控制中心・北京・１０００９４）
摘 要：以我国首次空间交会对接为背景，介绍了交会对接任务轨道计算和预报的新特点。针对ＴＧ０１（“天宫一
号”目标飞行器）调相控制期间的中长期轨道预报问题，分析了影响预报精度的多种因素，定量给出了偏航飞行姿
态对轨道预报的影响，通过对不同策略预报结果的比较，制定了轨道预报的最优策略；针对ＳＺ０８（“神舟八号”飞船）
远距离导引期间的短弧定轨，采用适应短弧情况下的定轨策略，分别利用３圈、６圈地基统一Ｓ频段和中继卫星数
据的定轨位置精度优于５０ ｍ。
关键词：“天宫一号”（ＴＧ０１）；“神舟八号”（ＳＺ０８）；交会对接；中长期轨道预报；短弧定轨
中图分类号：Ｖ５２６；Ｐ１３５ 文献标志码：Ａ 文章编号：１６７４—５６２０（２０１３）０２—０１６２—０６
ＤＯＩ：１０．７６４２／ｊ．ｉｓｓｎ．１６７４—５６２０．２０１３—０２—０１６２—０６
Ａｃｃｕｒａｃｙ Ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｆ Ｏｒｂｉｔ Ｄｅｔｅｒｍｉｎａｔｉｏｎ ａｎｄ Ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ
ｆｏｒ ＴＧ０ １／ＳＺ０８ Ｒｅｎｄｅｚｖｏｕｓ ａｎｄ Ｄｏｃｋｉｎｇ
ＬＩ Ｘｉｅ ，ＴＡＮＧ Ｇｅｓｈｉ ，ＺＨＡＮＧ Ｙｕ ，ＸＩＥ Ｊｉａｎｆｅｎｇ ，ＬＩ Ｃｕｉｌａｎ 一，
ＷＡＮＧ Ｊｉａｎ 。ＤＵＡＮ Ｊｉａｎｆｅｎｇ 。ＣＡＯ Ｊｉａｎｆｅｎｇ ＇
（１．Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ｏｎ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｆｌｉｇｈｔ Ｄｙｎａｍｉｃｓ Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ，Ｂｅｉｊｉｎｇ １０００９４；
２．Ｂｅｉｊｉｎｇ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｃｅｎｔｅｒ，Ｂｅｉｊｉｎｇ １０００９４）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｎｅｗ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ ｏｆ ｏｒｂｉｔ ｄｅｔｅｒｍｉｎａｔｉｏｎ ａｎｄ ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ ａｒｅ ｐｒｅｓｅｎｔｅｄ ｉｎ ｔｈｅ ｂａｃｋｇｒｏｕｎｄ ｏｆ ｔｈｅ ｆｉｒｓｔ ｒｅｎ—
ｄｅｚｖｏｕｓ ａｎｄ ｄｏｃｋｉｎｇ ｍｉｓｓｉｏｎ ｏｆ Ｃｈｉｎａ．Ｆａｃｔｏｒｓ ａｆｆｅｃｔｉｎｇ ｏｒｂｉｔ ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ ａｃｃｕｒａｃｙ，ｉｎｃｌｕｄｉｎｇ ｙａｗ ｓｔｅｅｒｉｎｇ ｍｏｄｅ，ａｒｅ
ａｎａｌｙｚｅｄ ｑｕａｎｔｉｔａｔｉｖｅｌｙ ｉｎ ｏｒｄｅｒ ｔｏ Ｓｏｌｖｅ ｔｈｅ ｌｏｎｇ ｔｅｒｍ ｏｒｂｉｔ ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ ｐｒｏｂｌｅｍ ｄｕｒｉｎｇ ｔｈｅ ｐｅｒｉｏｄ ｏｆ ｐｈａｓｉｎｇ ｍａｎｅｕ
ｖｅｒ ｏｆ ＴＧ０ １（Ｔｉａｎｇｏｎｇ一１）．Ｔｈｅ ｏｐｔｉｍａｌ ｏｒｂｉｔ ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ ｓｔｒａｔｅｇｙ ｉｓ ｓｅｔ ｕｐ ｔｈｒｏｕｇｈ ｒｅｓｕｌｔｓ ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ ｕｓｉｎｇ ｄｉｆｆｅｒ—
ｅｎｔ ｓｔｒａｔｅｇｉｅｓ．Ｒｅｇａｒｄｉｎｇ ｔｈｅ ｏｒｂｉｔ ｄｅｔｅｒｍｉｎａｔｉｏｎ ｗｉｔｈ ｓｈｏｒｔ ａｒｃ ｏｆ ＳＺ０８（Ｓｈｅｎｚｈｏｕ一８）ｓｐａｃｅｓｈｉｐ ｄｕｒｉｎｇ ｔｈｅ ｆａｒ ｒａｎｇｅ
ｇｕｉｄｅｄ ｐｈａｓｅ，ｏｒｂｉｔ ｄｅｔｅｒｍｉｎａｔｉｏｎ ｓｔｒａｔｅｇｙ ａｄａｐｔｅｄ ｔＯ ｔｈｅ ｓｈｏｒｔ ａｒｃ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎ ｉｓ ａｄｏｐｔｅｄ．Ａｓ ａ ｒｅｓｕｌｔ，ｔｈｅ ｐｏｓｉｔｉｏｎ
ａｃｃｕｒａｃｙ ｉｓ ｂｅｔｔｅｒ ｔｈａｎ ５０ｍ ｗｉｔｈ ３ ａｎｄ ６ ｐａｓｓｅｓ ｄｕｒｉｎｇ ｏｒｂｉｔ ｄｅｔｅｒｍｉｎａｔｉｏｎ ｗｉｔｈ ｇｒｏｕｎｄ—ｂａｓｅｄ Ｓ－ｂａｎｄ ｔｒａｃｋｉｎｇ ｄａｔａ
ａｎｄ ｔｒａｃｋｉｎｇ ｄａｔａ ｏｆ ｔｈｅ ＴＤＲＳＳ（Ｔｒａｃｋｉｎｇ ａｎｄ Ｄａｔａ Ｒｅｌａｙ Ｓａｔｅｌｌｉｔｅ Ｓｙｓｔｅｍ）．
Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：Ｔｉａｎｇｏｎｇ一１（ＴＧ０１）；Ｓｈｅｎｚｈｏｕ－８（ＳＺ０８）；ｒｅｎｄｅｚｖｏｕｓ ａｎｄ ｄｏｃｋｉｎｇ｝ｌｏｎｇ ｔｅｒｍ ｏｒｂｉｔ ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ；ｓｈｏｒｔ ａｒｃ
ｏｒｂｉｔ ｄｅｔｅｒｍｉｎａｔｉｏｎ
０ 引 言
面级在航天员的手动操作下完成了历史上首次交会
对接，１９６７年，前苏联Ｃｏｓｍｏｓ １８与Ｃｏｓｍｏｓ １８８完
成了首次自动交会对接ｌ４］，此后美、俄、日等国相继 航天器交会对接是载人航天工程的一项关键技
术，与载人航天使命有关的高级空间任务操作（包
括：天地往返运输、大型航天器在轨组装与长期运
实施了一系列空间交会对接操作。我国载人航天工
程在成功实现航天员舱外活动之后，空间交会对接
营、航天器在轨服务、太空救援、载人登月及行星际
航行等），都要应用交会对接技术ｌ＿】。。］。
１９６６年，美国Ｇｅｍｉｎｉ一８飞船与Ａｇｅｎａ火箭上
成为载人航天工程第２阶段的重要目标。
２０１１年９月２９日２１时１６分，我国成功发射
“天宫一号”目标飞行器（以下简称ＴＧ０１），１个月后
＊收稿日期：２０１２—１１—２７；修回日期：２０１２—１２—３１；网络出版时间：２Ｏｌ３—３—２９ １Ｏ：４１
网络出版地址：ｈｔｔｐ：∥ｗｗｗ．ｃｎｋｉ．ｎｅｔ／ｋｃｍｓ／ｄｅｔａｉｌ／１１．４２３０．ＴＶ．２０１３０３２９．１０４１．０１３．ｈｔｍｌ
基金项目：国家自然科学基金（Ｎｏ．１１１７３００５，Ｎｏ．１１２０３００３）
第一作者简介：李勰（１９８ｏ一），男，硕士，工程师，主要从事航天器精密定轨方面的研究；Ｅ－ｍａｉｌ：ｌｉｘｉｅ
１９８０＠ｙａｈｏｏ．ｃｏｒｎ．ｃｎ
第２期 李 勰，等：ＴＧ０１／ＳＺ０８交会对接轨道确定与预报精度分析
“神舟八号”飞船（以下简称ＳＺ０８）发射升空，完成了
我国首次空间目标自动交会对接。本文主要针对我
国首次交会对接任务中ＴＧ０１调相控制和ＳＺ０８远
时序关系图。
第ｌ天 第２天
船箭 导引
距离导引控制，对轨道确定和预报精度进行分析。
１ 交会对接定轨预报特点
与以往载人航天工程任务相比，空间交会对接
任务时间周期长、精度要求高、飞控过程复杂，对２
目标的轨道确定和预报精度提出了新的要求，使２
目标的定轨预报呈现出一些新的特点。
１．１ 目标飞行器中长期轨道预报
ＴＧ０１发射人轨，进入近地点２００ ｋｍ、远地点
３４６．９ ｋｍ的椭圆轨道，为了尽可能利用大气阻力使
其自然衰减到达交会对接轨道高度，根据预报的空
间环境状况，ＴＧ０１在第４圈近地点附近和第１３圈
远地点附近分别进行了２次轨道控制，将ＴＧ０１轨
道调整为平均高度３５５ ｋｍ的近圆轨道。
为了实现ＴＧＯ１和ＳＺ０８在３４３ ｋｍ的圆轨道
进行交会对接，根据设计轨道，ＴＧ０１目标飞行器在
ＳＺ０８入轨时刻应满足与ＳＺ０８共面，且２目标的相
位差满足８８．５。±１０。。为了满足上述要求，同时兼
顾ＴＧ０１的调相能力，需在ＳＺ０８飞船发射前对
ＴＧ０１进行２～３次调相控制。按照技术要求，分别
计划在飞船发射前２１天、前６天和前１天安排
ＴＧＯ１进行调相控制，而调相控制需要依据ＴＧ０１
在ＳＺ０８飞船入轨时刻的状态进行规划，因此ＴＧ０１
调相控制时面临长达２１天的轨道预报。这在以往
各类航天任务中并不常见，给定轨和预报提出了全
新的挑战。
１．２追踪航天器的短弧定轨
ＳＺ０８发射入轨之后，空间交会对接按照飞行过
程可分为远距离导引、近距离导引、平移靠拢和对接
４个阶段。从广义来说，还包括组合体的组合飞行
以及撤离返回。本文重点关注由地面控制中心负责
测定轨和控制计算的远距离导引过程。远距离导引
过程从追踪航天器入轨开始至其上的对接敏感器捕
获到目标航天器并转入自主控制结束。我国首次交
会对接任务远距离导引利用５次轨道控制，将ＳＺ０８
导引至ＴＧ０１后下方约５２ ｋｍ位置的共面轨道，２
目标建立相对导航。此时，在ＴＧ０１轨道坐标系下，
飞船与目标飞行器的相对位置和速度要满足自主导
引起控的条件（通常也称为远距离导引终点的精度
指标）。图１为远距离导引飞船轨道计算和控制的
分离 终点
・
轨道计算时刻；・上行注入时刻；★轨道控制时刻
图１ 交会对接飞船远距离导引轨道计算和控制时序图
Ｆｉｇ．１ Ｏｒｂｉｔ ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ ａｎｄ ｍａｎｅｕｖｅｒ ｓｃｈｅｄｕｌｉｎｇ ｏｆ ＳＺ０８
ｓｐａｃｅｓｈｉｐ ｄｕｒｉｎｇ ｔｈｅ ｆａｒ ｒａｎｇｅ ｇｕｉｄｅ ｐｈａｓｅ
从图１可以看出，远距离导引过程包括轨道测
量和计算、控制参数计算以及控制指令的上行注入
和实施。整个远距离导引的定轨弧段被分割成若干
子弧段，子弧段一般在３圈左右，最长不超过６圈。
在短弧条件下，由于观测几何对航天器的约束较弱，
法方程的收敛往往不唯一，因此定轨精度可能会存
在较大误差。此外，由于弧段较短，数据的统计特性
往往难以准确反映航天器的运动状态，不利于大气
阻尼系数的求解，因此大气阻力的误差将会作为系
统误差保留，这会影响定轨精度。同时，大气阻力的
误差也将作为后续预报的初始误差，这也影响轨道
预报精度。
２ 中长期轨道预报精度分析
２．１轨道预报误差源分析
轨道预报是对轨道在当前动力学条件约束下演
化规律的描述，其误差源主要有以下２个方面：轨道
初值误差和力学模型误差。上述误差对轨道预报的
影响可以用轨道确定精度和误差传播规律来表
征＿５ 。图２和图３给出了ＴＧ０１轨道初值误差和模
型误差对轨道外推２１天的影响。
宴
删
量
ｊ｝ｌｊ】
删
芝
（ｃ）沿迹方向０．ＯＯｌ。误差
图２ 轨道初值误差对预报的影响
Ｆｉｇ．２ Ｏｒｂｉｔ ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ ｅｒｒｏｒ ａｆｆｅｃｔｅｄ ｂｙ ｉｎｉｔｉａｌ ｏｒｂｉｔ ｅｒｒｏｒ：
（ａ）Ａａ＝１０ ｍ；（ｂ）Ａ／＝０．００１。；（Ｃ）Ａ（ｏＪ＋Ｍ）一０．００１。
１６４
２ １
飞行器测控学报
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第３２卷
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时ｌ ，ｄ
从图２和图３可以看出，轨道初值误差基本呈
线性传播，ＲＴＮ三方向１０ ｍ量级的位置误差
（ＲＴＮ三个方向通过轨道半长轴、沿迹量和轨道倾
角来体现）外推２１天最大约为３０ ｋｍ，且主要是半
长轴精度的影响。对于载人航天轨道，由于轨道高
度较低，受大气阻力的影响十分显著。对轨道计算
中常用的力学模型（主要考虑重力场、大气阻力和光
压）施加１５ 的模型误差（通过重力场Ｊ２项系数、
阻尼系数、光压系数的误差来表征），预报２１天的结
果表明，重力场模型和光压模型误差的影响非常有
限，而大气阻力模型的误差最大可引起近２ ０００ ｋｍ
的位置偏差，可见，大气阻力是影响低轨航天器中长
期预报的最关键因素。
２．２飞行姿态对预报的影响
ＴＧ０１在自由飞行期间，为了保持整星能源平
衡，当轨道面与太阳方向夹角超过一定限度，ＴＧ０１
将转入偏航飞行模式。偏航飞行模式示意图如图４
所示。其中，Ｘ。ｙ０ 为航天器三轴稳定对地定向
飞行模式下的本体坐标系。偏航模式下，本体系Ｚ
轴仍然指向地心，Ｘ轴绕Ｚ轴旋转一个角度使Ｘ轴
位于太阳、航天器和地心决定的平面内，ＸＹＺ成右
手系。Ｘ轴转过的角度即为偏航角，太阳帆板法向
指向太阳方向。航天器在偏航飞行模式下，迎风面
积将会随着偏航角度、太阳与轨道面夹角的变化而
产生周期性变化。
偏航飞行姿态的气动模型如下式
１ ， 一、
一一
妻ｆ １（ＳＢ＋ＳＰ）
图４偏航飞行模式示意图
Ｆｉｇ．４ Ｏｒｂｉｔ ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ ｅｒｒｏｒ ｄｕｅ ｔｏ ｆｏｒｃｅ ｍｏｄｅｌｓ ｅｒｒｏｒ：（ａ）
１５％ｅｒｒｏｒ ｏｆ ａｔｍｏｓｐｈｅｒｉｃ ｍｏｄｅｌｓ；（ｂ）１５％ｅｒｒｏｒ ｏｆ
ｓｏｌａｒ ｒａｄｉａｔｉｏｎ ｐｒｅｓｓｕｒｅ；（ｃ）１ ５％ｅｒｒｏｒ ｏｆ ｅａｒｔｈ ｇｒａｖ－
ｉｔｙ ｍｏｄｅｌｓ
其中 为大气阻力加速度．ｆｄ为阻尼系数；ｐ为大
气密度；ｍ为航天器质量；Ｓ 为航天器本体迎风面
积；Ｓ 为航天器帆板迎风面积； 为飞行速度。本
体和帆板的迎风面积计算如下
ＳＢ—ＳＥ ｌ ｃｏｓ０ ｌ＋ｓｃ ｌ ｓｉｎ０ ｌ
ｓ 一ｓ
其中Ｓ ，Ｓ 分别为航天器的截面积和侧面积；Ｓ
为帆板面积；０为偏航角；Ｎ为帆板法向，即太阳矢
量方向。
目标飞行器调相期间，ＴＧ０１于２０１２年１０月
６日至２４日处于偏航飞行模式，图５给出了整个
偏航阶段太阳和轨道面夹角、偏航角及迎风面积
的变化曲线。可以看出，迎风面积的变化包含有
与轨道周期相关的短周期变化和与太阳方位相关
的长周期变化，迎风面积的变化将会对大气阻力
计算产生影响，进而影响轨道预报的结果。在其
他条件相同的情况下，轨道外推１８天，由于偏航
和三轴对地２种飞行姿态的不同，轨道偏差可达
近２ ０００ ｋｍ，对应相位差约１７。。因此在轨道预报
中，可以根据计算时刻航天器和太阳的相对关系，
实时计算迎风面积，也可以采用求平均值的办法，
计算等效的平均面积。
２．３ ＴＧ０１中长期轨道预报分析
根据前文对调相控制的表述，本文以第１次调
相（飞船发射前２１天）控制轨道预报为例，对中长期
轨道预报精度进行分析。
影响轨道中长期预报的主要因素是大气阻力的
计算，而大气阻力计算的不确定性包含大气密度的
第２期 李勰，等：ＴＧ０１／ＳＺ０８交会对接轨道确定与预报精度分析
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图５ ＴＧ０１轨道面与太阳夹角、偏航角以及迎风面积随时
间的变化
Ｆｉｇ．５ Ｖａｒｉａｔｉｏｎ ｗｉｔｈ ｔｉｍｅ ｏｆ ａｎｇｌｅ ｂｅｔｗｅｅｎ ｏｒｂｉｔ ｐｌａｎｅ ａｎｄ
ｔｈｅ ｓｕｎ，ｙａｗ ａｎｇｌｅ ａｎｄ ｆｒｏｎｔａｌ ａｒｅａ
不确定性、考虑航天器结构和姿态影响的面质比不
确定性以及阻尼系数的不确定性。此外，密度计算
还与空间环境参数密切相关，而空间环境参数的长
期预报精度难以有效保证。因此在工程实施过程
中，往往通过估计大气阻尼系数来吸收以上各类因
素误差，从而达到提高定轨预报精度的目的ｌ６］。
ＴＧＯＩ目标飞行器第１次调相计划于２０１１年
１Ｏ月１１日实施，此时ＴＧＯ１正处于偏航飞行模式，
分别利用１Ｏ月６日至９日计算的轨道，预报至
ＳＺ０８发射时刻，并计算对应的控制策略，计算结果
如表１所示。
表１第１次调相控制策略计算结果
Ｔａｂ．１ Ｏｒｂｉｔ ｃｏｎｔｒｏｌ ｓｔｒａｔｅｇｙ ｏｆ ｔｈｅ ｆｉｒｓｔ ｐｈａｓｉｎｇ
从表１可见，利用４组不同历元时刻轨道计算
２目标无控状态相位差、速度增量、开机长度，其差
异较大，这反映出中长期轨道预报误差的不确定性。
针对上述大气阻力计算对轨道预报的影响因
素，采用不同的轨道预报策略，分析评估中长期轨道
预报的精度。由于ＴＧ０１转入正飞后能源停控有喷
气，因此，利用１Ｏ月１１日定轨结果，采用以下４种
不同的预报策略（见表２），分别预报至１Ｏ月２４日０
时，并将预报结果与１Ｏ月２４日精密定轨结果进行
比较，结果如表３所示。
表２轨道预报策略
Ｔａｂ．２ Ｏｒｂｉｔ ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ ｓｔｒａｔｅｇｉｅｓ
策略序号 策略描述
一 ．
利用定轨解算的阻尼系数（包括解算采用的空
间环境参数），迎风面积采用偏航实时计算模式
利用定轨解算的阻尼系数（包括解算采用的
空间环境参数），迎风面积采用等效面积
一
利用定轨解算的阻尼系数，空间环境参数采
用预报值，迎风面积采用偏航实时计算模式
一
利用定轨解算的阻尼系数，空间环境参数采
用预报值，迎风面积采用等效面积
注：空间环境参数预报值采用中国科学院国家空间中心２１天预报结
果，事后实测值采用ＮＯＡＡ（美国国家海洋和大气局）发布结果。
表３不同策略轨道预报结果比较
Ｔａｂ．３ Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｓ ｏｆ ｏｒｂｉｔ ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ ｅｒｒｏｒｓ ｕｓｉｎｇ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ
ｓｔｒａｔｅｇｉｅｓ
Ｃａｓｅｌ和Ｃａｓｅ２是地面控制中心在任务实施过
程中较常采用的策略，预报１８天轨道半长轴误差约
１０ ｋｍ，沿迹误差用相位角表示，为４５。左右。从理
论上讲，对于中长期轨道预报，由于空间环境存在变
化，利用当前弧段定轨拟合的大气阻尼系数和与之
匹配的空间环境参数应用于后续数天的预报是不合
理的，应该采用计算历元时刻的空间环境参数。但
由于空间环境参数预报，特别是中长期预报的不确
定性较大（如图６所示），因此Ｃａｓｅ３、Ｃａｓｅ４的预报
结果相比Ｃａｓｅ１、Ｃａｓｅ２并没有提高。
３ ＳＺ０８飞船定轨策略与精度评估
交会对接过程中，ｓｚ０８飞船和ＴＧＯ１目标飞行
飞行器测控学报 第３２卷
避
高
臻
＿ｒ
妊
越
图６ ＴＧＯ１调相期间观测和预报空间环境参数比较
Ｆｉｇ．６ Ｓｐａｃｅ ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ’ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｓ ｂｅｔｗｅｅｎ
ｔｈｅ ｏｂｓｅｒｖｅｄ ａｎｄ ｐｒｅｄｉｃｔｅｄ ｄｕｒｉｎｇ ＴＧ０ １ ｐｈａｓｉｎｇ：
（ａ）ｓｏｌａｒ ｆｌｕｘ；（ｂ）ｇｅｏｍａｇｎｅｔｉｃ ｉｎｄｅｘ
器采用陆海天基的立体测控网络，即陆海基的ＵＳＢ
（统一Ｓ频段）测量系统和我国自主的ＴＤＲＳ（中继
卫星）测量系统。陆海天基测控网的测轨数据统一
传送到地面控制中心，由地面控制中心完成２目标
的轨道计算、飞行控制及任务规划。
３．１ 飞船远距离导引轨道计算及精度评估
远距离导引过程包括轨道测量和计算、控制
参数计算和控制指令的上行注入和实施。飞船的
人轨误差、导航（轨道确定）误差、力学模型（轨道
预报）误差和控制误差综合作用，将使实际轨道偏
离设计轨道。其中，入轨误差通过远距离导引第１
次轨道控制可以得到较好修正，而导航误差和力
学模型误差通过历次控制规划的传递，将对导引
终点的精度产生重要影响。前文已就力学模型误
差进行了分析说明，下面将重点分析我国首次交
会对接任务远距离导引阶段的导航误差，并对其
进行精度评估。
ＳＺ０８飞船远距离导引过程中，参与跟踪测轨任
务的系统主要为ＵＳＢ测量系统与ＴＤＲＳ测量系
统。其中，ＵＳＢ测量系统包括国内和国外测控站以
及远洋测量船，ＴＤＲＳ测量系统包括分别定点于东
经７７。和１３０。的“天链一号”０１星和０２星（ＴＬ一０１，
ＴＩ 一０２）。由于导引过程中飞船频繁轨控，如果不考
虑轨控过程，整个远距离导引阶段典型的定轨弧段
长度分别为５圈和３圈。选取ＳＺ０８飞船第２次和
第３次轨道控制进行轨道计算，测轨弧度分别为第
６—１１圈和第１３—１６圈，定轨策略见表４。
表４轨道计算策略
Ｔａｂ．４ Ｏｒｂｉｔ ｄｅｔｅｒｍｉｎａｔｉｏｎ ｓｔｒａｔｅｇｙ
项目 模型
坐标系 地心Ｊ２０００天球坐标系
重力场 ＪＧＭ３（６４×６４）
Ｎ体摄动 月球、太阳
大气阻力 ＭＳＩＳ９０模型，固定面质比
位置速度＋阻尼系数＋测距系统差
解算参数 位置速度＋测距系统差ｚ
数据使用及 双程测距：１０ ＩＴＩ
权重设置 四程距离和：５ ＩＴＩ
对流层延迟修正Ｈｏｐｆｉｅｌｄ模型
船箭分离／导引控制后至上行注入前
定轨数据长度 ５圈跟踪测量”
３圈跟踪测量
注：１）对应第２次轨道控制策略；２）对应第３次轨道控制策略。
依据第２、第３次轨道控制的测控条件，按照上
述定轨策略，分别采用ＵＳＢ数据和ＴＤＲＳ数据进
行轨道计算，并与精密星历进行比较，结果如图７、
图８（△Ａ 为总位置偏差）所示。从这２图可以看
出，我国自主的天地基测量数据在３圈以上跟踪弧
段条件下，定轨位置精度可达优于５０ ｍ的水平。
中继卫星由于与飞船的相对几何关系比较固定，因
此对轨道面的约束偏弱，故轨道面法向偏差较大［７］。
２次导引控制定轨数据均方根误差如表５所示。
ｇ
堪
嘲
图７ 第２次导引控制定轨精度比较
Ｆｉｇ．７ Ｏｒｂｉｔ ａｃｃｕｒａｃｙ ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｓ ｏｆ ｔｈｅ ２” ｆａｒ ｒａｎｇｅ ｇｕｉｄｅｄ
ｃｏｎｔｒｏｌ
从表５可以看出，尽管第２次轨道控制测轨弧
段较长，但参与跟踪的陆基测控站只有４个，而第３
次轨道控制尽管只有３圈左右的跟踪，但参与跟踪
的陆基测控站有７个。从测距拟合残差的均方根误
差综合来看，ＵＳＢ测距数据的测量精度在５ ＩＴＩ左
右，不同的测站略有差异，这与加权时采用的权重是
第２期 李 勰，等：ＴＧＯ１／ＳＺＯ８交会对接轨道确定与预报精度分析
４５
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３０
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堡
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Ｏ
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１．ａ Ｊ １
图８第３次导引控制定轨精度比较
Ｆｉｇ．８ Ｏｒｂｉｔ ａｃｃｕｒａｃｙ ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｓ ｏｆ ｔｈｅ ３ ｆａｒ ｒａｎｇｅ ｇｕｉｄｅｄ
ｃｏｎｔｒｏｌ
表５ 测量数据均方根统计误差
Ｔａｂ．５ Ｓｔａｔｉｓｔｉｃａｌ ｒｍｓ ｅｒｒｏｒ ｏｆ ＯｂｓｅｒｖａｔｉＯｎｓ
第２次导引控制 第３次导引控制
测站 双或四程距离和／ｍ测站 双或四程距离和／ｍ
一
致的。由于对各个测站设置了相同的权重，可以
得到２次轨道计算总的均方根误差分别为５．５４ ｍ
和４．８３ ｍ，这表明第３次轨道控制的数据拟合情况
优于第２次轨道控制的，从内符合的角度验证了第
３次轨道控制定轨精度略高。对应图７和图８的
ＵＳＢ数据星历比较结果可以看出，第３次轨道控制
全程星历基本都优于２０ ｍ，而第２次轨道控制定轨
结果的沿迹方向位置偏差最大达到５０ ｍ，从外符合
的角度验证了第３次轨道控制定轨精度优于第２次
轨道控制的。
一
般而言，在模型误差允许范围内，测轨弧段越
长，数据拟合越好，定轨精度一般也越高。而以上结
果表明，测轨弧段还应与有效跟踪联系起来，特别是
针对我国ＵＳＢ测量系统局部布站的特点，应该综合
考虑测轨弧段的跟踪有效性和效率，不能简单以时
间长短来衡量。
４ 结 论
在我国首次空间交会对接任务中，ＴＧＯＩ目标
飞行器调相期间的中长期轨道预报和ＳＺ０８飞船远
距离导引期间的短弧定轨是载人航天工程不断发展
对轨道计算提出的新需求。本文从空间环境对轨道
预报的效应着手，重点探讨了空间环境参数的应用
策略对中长期轨道预报精度的影响，分析了我国自
主ＵＳＢ和ＴＤＲＳ短弧定轨精度，在此基础上给出
了适用于工程需求的应用策略，为后续我国载人空
间站计划提供了重要的技术储备。
１ ２ ３ ４ ５
2024年4月9日发(作者：暨竹萱)
第３２卷第２期
２Ｏ１３年４月
飞行器测控学报
Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ ＴＴ＆Ｃ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ
ＶｏＬ ３２ ＮＯ．２
Ａｐｒ．２０１３
ＴＧＯ １／ＳＺＯ ８交会对接轨道确定与预报精度分析
李 勰 。，唐歌实 ，张 宇 ，谢剑锋 ，李翠兰 ，王 健 ，段建锋 。，曹建峰
（１．航天飞行动力学技术重点实验室・北京・１０００９４；２．北京航天飞行控制中心・北京・１０００９４）
摘 要：以我国首次空间交会对接为背景，介绍了交会对接任务轨道计算和预报的新特点。针对ＴＧ０１（“天宫一
号”目标飞行器）调相控制期间的中长期轨道预报问题，分析了影响预报精度的多种因素，定量给出了偏航飞行姿
态对轨道预报的影响，通过对不同策略预报结果的比较，制定了轨道预报的最优策略；针对ＳＺ０８（“神舟八号”飞船）
远距离导引期间的短弧定轨，采用适应短弧情况下的定轨策略，分别利用３圈、６圈地基统一Ｓ频段和中继卫星数
据的定轨位置精度优于５０ ｍ。
关键词：“天宫一号”（ＴＧ０１）；“神舟八号”（ＳＺ０８）；交会对接；中长期轨道预报；短弧定轨
中图分类号：Ｖ５２６；Ｐ１３５ 文献标志码：Ａ 文章编号：１６７４—５６２０（２０１３）０２—０１６２—０６
ＤＯＩ：１０．７６４２／ｊ．ｉｓｓｎ．１６７４—５６２０．２０１３—０２—０１６２—０６
Ａｃｃｕｒａｃｙ Ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｆ Ｏｒｂｉｔ Ｄｅｔｅｒｍｉｎａｔｉｏｎ ａｎｄ Ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ
ｆｏｒ ＴＧ０ １／ＳＺ０８ Ｒｅｎｄｅｚｖｏｕｓ ａｎｄ Ｄｏｃｋｉｎｇ
ＬＩ Ｘｉｅ ，ＴＡＮＧ Ｇｅｓｈｉ ，ＺＨＡＮＧ Ｙｕ ，ＸＩＥ Ｊｉａｎｆｅｎｇ ，ＬＩ Ｃｕｉｌａｎ 一，
ＷＡＮＧ Ｊｉａｎ 。ＤＵＡＮ Ｊｉａｎｆｅｎｇ 。ＣＡＯ Ｊｉａｎｆｅｎｇ ＇
（１．Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ｏｎ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｆｌｉｇｈｔ Ｄｙｎａｍｉｃｓ Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ，Ｂｅｉｊｉｎｇ １０００９４；
２．Ｂｅｉｊｉｎｇ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｃｅｎｔｅｒ，Ｂｅｉｊｉｎｇ １０００９４）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｎｅｗ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ ｏｆ ｏｒｂｉｔ ｄｅｔｅｒｍｉｎａｔｉｏｎ ａｎｄ ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ ａｒｅ ｐｒｅｓｅｎｔｅｄ ｉｎ ｔｈｅ ｂａｃｋｇｒｏｕｎｄ ｏｆ ｔｈｅ ｆｉｒｓｔ ｒｅｎ—
ｄｅｚｖｏｕｓ ａｎｄ ｄｏｃｋｉｎｇ ｍｉｓｓｉｏｎ ｏｆ Ｃｈｉｎａ．Ｆａｃｔｏｒｓ ａｆｆｅｃｔｉｎｇ ｏｒｂｉｔ ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ ａｃｃｕｒａｃｙ，ｉｎｃｌｕｄｉｎｇ ｙａｗ ｓｔｅｅｒｉｎｇ ｍｏｄｅ，ａｒｅ
ａｎａｌｙｚｅｄ ｑｕａｎｔｉｔａｔｉｖｅｌｙ ｉｎ ｏｒｄｅｒ ｔｏ Ｓｏｌｖｅ ｔｈｅ ｌｏｎｇ ｔｅｒｍ ｏｒｂｉｔ ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ ｐｒｏｂｌｅｍ ｄｕｒｉｎｇ ｔｈｅ ｐｅｒｉｏｄ ｏｆ ｐｈａｓｉｎｇ ｍａｎｅｕ
ｖｅｒ ｏｆ ＴＧ０ １（Ｔｉａｎｇｏｎｇ一１）．Ｔｈｅ ｏｐｔｉｍａｌ ｏｒｂｉｔ ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ ｓｔｒａｔｅｇｙ ｉｓ ｓｅｔ ｕｐ ｔｈｒｏｕｇｈ ｒｅｓｕｌｔｓ ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ ｕｓｉｎｇ ｄｉｆｆｅｒ—
ｅｎｔ ｓｔｒａｔｅｇｉｅｓ．Ｒｅｇａｒｄｉｎｇ ｔｈｅ ｏｒｂｉｔ ｄｅｔｅｒｍｉｎａｔｉｏｎ ｗｉｔｈ ｓｈｏｒｔ ａｒｃ ｏｆ ＳＺ０８（Ｓｈｅｎｚｈｏｕ一８）ｓｐａｃｅｓｈｉｐ ｄｕｒｉｎｇ ｔｈｅ ｆａｒ ｒａｎｇｅ
ｇｕｉｄｅｄ ｐｈａｓｅ，ｏｒｂｉｔ ｄｅｔｅｒｍｉｎａｔｉｏｎ ｓｔｒａｔｅｇｙ ａｄａｐｔｅｄ ｔＯ ｔｈｅ ｓｈｏｒｔ ａｒｃ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎ ｉｓ ａｄｏｐｔｅｄ．Ａｓ ａ ｒｅｓｕｌｔ，ｔｈｅ ｐｏｓｉｔｉｏｎ
ａｃｃｕｒａｃｙ ｉｓ ｂｅｔｔｅｒ ｔｈａｎ ５０ｍ ｗｉｔｈ ３ ａｎｄ ６ ｐａｓｓｅｓ ｄｕｒｉｎｇ ｏｒｂｉｔ ｄｅｔｅｒｍｉｎａｔｉｏｎ ｗｉｔｈ ｇｒｏｕｎｄ—ｂａｓｅｄ Ｓ－ｂａｎｄ ｔｒａｃｋｉｎｇ ｄａｔａ
ａｎｄ ｔｒａｃｋｉｎｇ ｄａｔａ ｏｆ ｔｈｅ ＴＤＲＳＳ（Ｔｒａｃｋｉｎｇ ａｎｄ Ｄａｔａ Ｒｅｌａｙ Ｓａｔｅｌｌｉｔｅ Ｓｙｓｔｅｍ）．
Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：Ｔｉａｎｇｏｎｇ一１（ＴＧ０１）；Ｓｈｅｎｚｈｏｕ－８（ＳＺ０８）；ｒｅｎｄｅｚｖｏｕｓ ａｎｄ ｄｏｃｋｉｎｇ｝ｌｏｎｇ ｔｅｒｍ ｏｒｂｉｔ ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ；ｓｈｏｒｔ ａｒｃ
ｏｒｂｉｔ ｄｅｔｅｒｍｉｎａｔｉｏｎ
０ 引 言
面级在航天员的手动操作下完成了历史上首次交会
对接，１９６７年，前苏联Ｃｏｓｍｏｓ １８与Ｃｏｓｍｏｓ １８８完
成了首次自动交会对接ｌ４］，此后美、俄、日等国相继 航天器交会对接是载人航天工程的一项关键技
术，与载人航天使命有关的高级空间任务操作（包
括：天地往返运输、大型航天器在轨组装与长期运
实施了一系列空间交会对接操作。我国载人航天工
程在成功实现航天员舱外活动之后，空间交会对接
营、航天器在轨服务、太空救援、载人登月及行星际
航行等），都要应用交会对接技术ｌ＿】。。］。
１９６６年，美国Ｇｅｍｉｎｉ一８飞船与Ａｇｅｎａ火箭上
成为载人航天工程第２阶段的重要目标。
２０１１年９月２９日２１时１６分，我国成功发射
“天宫一号”目标飞行器（以下简称ＴＧ０１），１个月后
＊收稿日期：２０１２—１１—２７；修回日期：２０１２—１２—３１；网络出版时间：２Ｏｌ３—３—２９ １Ｏ：４１
网络出版地址：ｈｔｔｐ：∥ｗｗｗ．ｃｎｋｉ．ｎｅｔ／ｋｃｍｓ／ｄｅｔａｉｌ／１１．４２３０．ＴＶ．２０１３０３２９．１０４１．０１３．ｈｔｍｌ
基金项目：国家自然科学基金（Ｎｏ．１１１７３００５，Ｎｏ．１１２０３００３）
第一作者简介：李勰（１９８ｏ一），男，硕士，工程师，主要从事航天器精密定轨方面的研究；Ｅ－ｍａｉｌ：ｌｉｘｉｅ
１９８０＠ｙａｈｏｏ．ｃｏｒｎ．ｃｎ
第２期 李 勰，等：ＴＧ０１／ＳＺ０８交会对接轨道确定与预报精度分析
“神舟八号”飞船（以下简称ＳＺ０８）发射升空，完成了
我国首次空间目标自动交会对接。本文主要针对我
国首次交会对接任务中ＴＧ０１调相控制和ＳＺ０８远
时序关系图。
第ｌ天 第２天
船箭 导引
距离导引控制，对轨道确定和预报精度进行分析。
１ 交会对接定轨预报特点
与以往载人航天工程任务相比，空间交会对接
任务时间周期长、精度要求高、飞控过程复杂，对２
目标的轨道确定和预报精度提出了新的要求，使２
目标的定轨预报呈现出一些新的特点。
１．１ 目标飞行器中长期轨道预报
ＴＧ０１发射人轨，进入近地点２００ ｋｍ、远地点
３４６．９ ｋｍ的椭圆轨道，为了尽可能利用大气阻力使
其自然衰减到达交会对接轨道高度，根据预报的空
间环境状况，ＴＧ０１在第４圈近地点附近和第１３圈
远地点附近分别进行了２次轨道控制，将ＴＧ０１轨
道调整为平均高度３５５ ｋｍ的近圆轨道。
为了实现ＴＧＯ１和ＳＺ０８在３４３ ｋｍ的圆轨道
进行交会对接，根据设计轨道，ＴＧ０１目标飞行器在
ＳＺ０８入轨时刻应满足与ＳＺ０８共面，且２目标的相
位差满足８８．５。±１０。。为了满足上述要求，同时兼
顾ＴＧ０１的调相能力，需在ＳＺ０８飞船发射前对
ＴＧ０１进行２～３次调相控制。按照技术要求，分别
计划在飞船发射前２１天、前６天和前１天安排
ＴＧＯ１进行调相控制，而调相控制需要依据ＴＧ０１
在ＳＺ０８飞船入轨时刻的状态进行规划，因此ＴＧ０１
调相控制时面临长达２１天的轨道预报。这在以往
各类航天任务中并不常见，给定轨和预报提出了全
新的挑战。
１．２追踪航天器的短弧定轨
ＳＺ０８发射入轨之后，空间交会对接按照飞行过
程可分为远距离导引、近距离导引、平移靠拢和对接
４个阶段。从广义来说，还包括组合体的组合飞行
以及撤离返回。本文重点关注由地面控制中心负责
测定轨和控制计算的远距离导引过程。远距离导引
过程从追踪航天器入轨开始至其上的对接敏感器捕
获到目标航天器并转入自主控制结束。我国首次交
会对接任务远距离导引利用５次轨道控制，将ＳＺ０８
导引至ＴＧ０１后下方约５２ ｋｍ位置的共面轨道，２
目标建立相对导航。此时，在ＴＧ０１轨道坐标系下，
飞船与目标飞行器的相对位置和速度要满足自主导
引起控的条件（通常也称为远距离导引终点的精度
指标）。图１为远距离导引飞船轨道计算和控制的
分离 终点
・
轨道计算时刻；・上行注入时刻；★轨道控制时刻
图１ 交会对接飞船远距离导引轨道计算和控制时序图
Ｆｉｇ．１ Ｏｒｂｉｔ ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ ａｎｄ ｍａｎｅｕｖｅｒ ｓｃｈｅｄｕｌｉｎｇ ｏｆ ＳＺ０８
ｓｐａｃｅｓｈｉｐ ｄｕｒｉｎｇ ｔｈｅ ｆａｒ ｒａｎｇｅ ｇｕｉｄｅ ｐｈａｓｅ
从图１可以看出，远距离导引过程包括轨道测
量和计算、控制参数计算以及控制指令的上行注入
和实施。整个远距离导引的定轨弧段被分割成若干
子弧段，子弧段一般在３圈左右，最长不超过６圈。
在短弧条件下，由于观测几何对航天器的约束较弱，
法方程的收敛往往不唯一，因此定轨精度可能会存
在较大误差。此外，由于弧段较短，数据的统计特性
往往难以准确反映航天器的运动状态，不利于大气
阻尼系数的求解，因此大气阻力的误差将会作为系
统误差保留，这会影响定轨精度。同时，大气阻力的
误差也将作为后续预报的初始误差，这也影响轨道
预报精度。
２ 中长期轨道预报精度分析
２．１轨道预报误差源分析
轨道预报是对轨道在当前动力学条件约束下演
化规律的描述，其误差源主要有以下２个方面：轨道
初值误差和力学模型误差。上述误差对轨道预报的
影响可以用轨道确定精度和误差传播规律来表
征＿５ 。图２和图３给出了ＴＧ０１轨道初值误差和模
型误差对轨道外推２１天的影响。
宴
删
量
ｊ｝ｌｊ】
删
芝
（ｃ）沿迹方向０．ＯＯｌ。误差
图２ 轨道初值误差对预报的影响
Ｆｉｇ．２ Ｏｒｂｉｔ ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ ｅｒｒｏｒ ａｆｆｅｃｔｅｄ ｂｙ ｉｎｉｔｉａｌ ｏｒｂｉｔ ｅｒｒｏｒ：
（ａ）Ａａ＝１０ ｍ；（ｂ）Ａ／＝０．００１。；（Ｃ）Ａ（ｏＪ＋Ｍ）一０．００１。
１６４
２ １
飞行器测控学报
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第３２卷
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时ｌ ，ｄ
从图２和图３可以看出，轨道初值误差基本呈
线性传播，ＲＴＮ三方向１０ ｍ量级的位置误差
（ＲＴＮ三个方向通过轨道半长轴、沿迹量和轨道倾
角来体现）外推２１天最大约为３０ ｋｍ，且主要是半
长轴精度的影响。对于载人航天轨道，由于轨道高
度较低，受大气阻力的影响十分显著。对轨道计算
中常用的力学模型（主要考虑重力场、大气阻力和光
压）施加１５ 的模型误差（通过重力场Ｊ２项系数、
阻尼系数、光压系数的误差来表征），预报２１天的结
果表明，重力场模型和光压模型误差的影响非常有
限，而大气阻力模型的误差最大可引起近２ ０００ ｋｍ
的位置偏差，可见，大气阻力是影响低轨航天器中长
期预报的最关键因素。
２．２飞行姿态对预报的影响
ＴＧ０１在自由飞行期间，为了保持整星能源平
衡，当轨道面与太阳方向夹角超过一定限度，ＴＧ０１
将转入偏航飞行模式。偏航飞行模式示意图如图４
所示。其中，Ｘ。ｙ０ 为航天器三轴稳定对地定向
飞行模式下的本体坐标系。偏航模式下，本体系Ｚ
轴仍然指向地心，Ｘ轴绕Ｚ轴旋转一个角度使Ｘ轴
位于太阳、航天器和地心决定的平面内，ＸＹＺ成右
手系。Ｘ轴转过的角度即为偏航角，太阳帆板法向
指向太阳方向。航天器在偏航飞行模式下，迎风面
积将会随着偏航角度、太阳与轨道面夹角的变化而
产生周期性变化。
偏航飞行姿态的气动模型如下式
１ ， 一、
一一
妻ｆ １（ＳＢ＋ＳＰ）
图４偏航飞行模式示意图
Ｆｉｇ．４ Ｏｒｂｉｔ ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ ｅｒｒｏｒ ｄｕｅ ｔｏ ｆｏｒｃｅ ｍｏｄｅｌｓ ｅｒｒｏｒ：（ａ）
１５％ｅｒｒｏｒ ｏｆ ａｔｍｏｓｐｈｅｒｉｃ ｍｏｄｅｌｓ；（ｂ）１５％ｅｒｒｏｒ ｏｆ
ｓｏｌａｒ ｒａｄｉａｔｉｏｎ ｐｒｅｓｓｕｒｅ；（ｃ）１ ５％ｅｒｒｏｒ ｏｆ ｅａｒｔｈ ｇｒａｖ－
ｉｔｙ ｍｏｄｅｌｓ
其中 为大气阻力加速度．ｆｄ为阻尼系数；ｐ为大
气密度；ｍ为航天器质量；Ｓ 为航天器本体迎风面
积；Ｓ 为航天器帆板迎风面积； 为飞行速度。本
体和帆板的迎风面积计算如下
ＳＢ—ＳＥ ｌ ｃｏｓ０ ｌ＋ｓｃ ｌ ｓｉｎ０ ｌ
ｓ 一ｓ
其中Ｓ ，Ｓ 分别为航天器的截面积和侧面积；Ｓ
为帆板面积；０为偏航角；Ｎ为帆板法向，即太阳矢
量方向。
目标飞行器调相期间，ＴＧ０１于２０１２年１０月
６日至２４日处于偏航飞行模式，图５给出了整个
偏航阶段太阳和轨道面夹角、偏航角及迎风面积
的变化曲线。可以看出，迎风面积的变化包含有
与轨道周期相关的短周期变化和与太阳方位相关
的长周期变化，迎风面积的变化将会对大气阻力
计算产生影响，进而影响轨道预报的结果。在其
他条件相同的情况下，轨道外推１８天，由于偏航
和三轴对地２种飞行姿态的不同，轨道偏差可达
近２ ０００ ｋｍ，对应相位差约１７。。因此在轨道预报
中，可以根据计算时刻航天器和太阳的相对关系，
实时计算迎风面积，也可以采用求平均值的办法，
计算等效的平均面积。
２．３ ＴＧ０１中长期轨道预报分析
根据前文对调相控制的表述，本文以第１次调
相（飞船发射前２１天）控制轨道预报为例，对中长期
轨道预报精度进行分析。
影响轨道中长期预报的主要因素是大气阻力的
计算，而大气阻力计算的不确定性包含大气密度的
第２期 李勰，等：ＴＧ０１／ＳＺ０８交会对接轨道确定与预报精度分析
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图５ ＴＧ０１轨道面与太阳夹角、偏航角以及迎风面积随时
间的变化
Ｆｉｇ．５ Ｖａｒｉａｔｉｏｎ ｗｉｔｈ ｔｉｍｅ ｏｆ ａｎｇｌｅ ｂｅｔｗｅｅｎ ｏｒｂｉｔ ｐｌａｎｅ ａｎｄ
ｔｈｅ ｓｕｎ，ｙａｗ ａｎｇｌｅ ａｎｄ ｆｒｏｎｔａｌ ａｒｅａ
不确定性、考虑航天器结构和姿态影响的面质比不
确定性以及阻尼系数的不确定性。此外，密度计算
还与空间环境参数密切相关，而空间环境参数的长
期预报精度难以有效保证。因此在工程实施过程
中，往往通过估计大气阻尼系数来吸收以上各类因
素误差，从而达到提高定轨预报精度的目的ｌ６］。
ＴＧＯＩ目标飞行器第１次调相计划于２０１１年
１Ｏ月１１日实施，此时ＴＧＯ１正处于偏航飞行模式，
分别利用１Ｏ月６日至９日计算的轨道，预报至
ＳＺ０８发射时刻，并计算对应的控制策略，计算结果
如表１所示。
表１第１次调相控制策略计算结果
Ｔａｂ．１ Ｏｒｂｉｔ ｃｏｎｔｒｏｌ ｓｔｒａｔｅｇｙ ｏｆ ｔｈｅ ｆｉｒｓｔ ｐｈａｓｉｎｇ
从表１可见，利用４组不同历元时刻轨道计算
２目标无控状态相位差、速度增量、开机长度，其差
异较大，这反映出中长期轨道预报误差的不确定性。
针对上述大气阻力计算对轨道预报的影响因
素，采用不同的轨道预报策略，分析评估中长期轨道
预报的精度。由于ＴＧ０１转入正飞后能源停控有喷
气，因此，利用１Ｏ月１１日定轨结果，采用以下４种
不同的预报策略（见表２），分别预报至１Ｏ月２４日０
时，并将预报结果与１Ｏ月２４日精密定轨结果进行
比较，结果如表３所示。
表２轨道预报策略
Ｔａｂ．２ Ｏｒｂｉｔ ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ ｓｔｒａｔｅｇｉｅｓ
策略序号 策略描述
一 ．
利用定轨解算的阻尼系数（包括解算采用的空
间环境参数），迎风面积采用偏航实时计算模式
利用定轨解算的阻尼系数（包括解算采用的
空间环境参数），迎风面积采用等效面积
一
利用定轨解算的阻尼系数，空间环境参数采
用预报值，迎风面积采用偏航实时计算模式
一
利用定轨解算的阻尼系数，空间环境参数采
用预报值，迎风面积采用等效面积
注：空间环境参数预报值采用中国科学院国家空间中心２１天预报结
果，事后实测值采用ＮＯＡＡ（美国国家海洋和大气局）发布结果。
表３不同策略轨道预报结果比较
Ｔａｂ．３ Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｓ ｏｆ ｏｒｂｉｔ ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ ｅｒｒｏｒｓ ｕｓｉｎｇ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ
ｓｔｒａｔｅｇｉｅｓ
Ｃａｓｅｌ和Ｃａｓｅ２是地面控制中心在任务实施过
程中较常采用的策略，预报１８天轨道半长轴误差约
１０ ｋｍ，沿迹误差用相位角表示，为４５。左右。从理
论上讲，对于中长期轨道预报，由于空间环境存在变
化，利用当前弧段定轨拟合的大气阻尼系数和与之
匹配的空间环境参数应用于后续数天的预报是不合
理的，应该采用计算历元时刻的空间环境参数。但
由于空间环境参数预报，特别是中长期预报的不确
定性较大（如图６所示），因此Ｃａｓｅ３、Ｃａｓｅ４的预报
结果相比Ｃａｓｅ１、Ｃａｓｅ２并没有提高。
３ ＳＺ０８飞船定轨策略与精度评估
交会对接过程中，ｓｚ０８飞船和ＴＧＯ１目标飞行
飞行器测控学报 第３２卷
避
高
臻
＿ｒ
妊
越
图６ ＴＧＯ１调相期间观测和预报空间环境参数比较
Ｆｉｇ．６ Ｓｐａｃｅ ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ’ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｓ ｂｅｔｗｅｅｎ
ｔｈｅ ｏｂｓｅｒｖｅｄ ａｎｄ ｐｒｅｄｉｃｔｅｄ ｄｕｒｉｎｇ ＴＧ０ １ ｐｈａｓｉｎｇ：
（ａ）ｓｏｌａｒ ｆｌｕｘ；（ｂ）ｇｅｏｍａｇｎｅｔｉｃ ｉｎｄｅｘ
器采用陆海天基的立体测控网络，即陆海基的ＵＳＢ
（统一Ｓ频段）测量系统和我国自主的ＴＤＲＳ（中继
卫星）测量系统。陆海天基测控网的测轨数据统一
传送到地面控制中心，由地面控制中心完成２目标
的轨道计算、飞行控制及任务规划。
３．１ 飞船远距离导引轨道计算及精度评估
远距离导引过程包括轨道测量和计算、控制
参数计算和控制指令的上行注入和实施。飞船的
人轨误差、导航（轨道确定）误差、力学模型（轨道
预报）误差和控制误差综合作用，将使实际轨道偏
离设计轨道。其中，入轨误差通过远距离导引第１
次轨道控制可以得到较好修正，而导航误差和力
学模型误差通过历次控制规划的传递，将对导引
终点的精度产生重要影响。前文已就力学模型误
差进行了分析说明，下面将重点分析我国首次交
会对接任务远距离导引阶段的导航误差，并对其
进行精度评估。
ＳＺ０８飞船远距离导引过程中，参与跟踪测轨任
务的系统主要为ＵＳＢ测量系统与ＴＤＲＳ测量系
统。其中，ＵＳＢ测量系统包括国内和国外测控站以
及远洋测量船，ＴＤＲＳ测量系统包括分别定点于东
经７７。和１３０。的“天链一号”０１星和０２星（ＴＬ一０１，
ＴＩ 一０２）。由于导引过程中飞船频繁轨控，如果不考
虑轨控过程，整个远距离导引阶段典型的定轨弧段
长度分别为５圈和３圈。选取ＳＺ０８飞船第２次和
第３次轨道控制进行轨道计算，测轨弧度分别为第
６—１１圈和第１３—１６圈，定轨策略见表４。
表４轨道计算策略
Ｔａｂ．４ Ｏｒｂｉｔ ｄｅｔｅｒｍｉｎａｔｉｏｎ ｓｔｒａｔｅｇｙ
项目 模型
坐标系 地心Ｊ２０００天球坐标系
重力场 ＪＧＭ３（６４×６４）
Ｎ体摄动 月球、太阳
大气阻力 ＭＳＩＳ９０模型，固定面质比
位置速度＋阻尼系数＋测距系统差
解算参数 位置速度＋测距系统差ｚ
数据使用及 双程测距：１０ ＩＴＩ
权重设置 四程距离和：５ ＩＴＩ
对流层延迟修正Ｈｏｐｆｉｅｌｄ模型
船箭分离／导引控制后至上行注入前
定轨数据长度 ５圈跟踪测量”
３圈跟踪测量
注：１）对应第２次轨道控制策略；２）对应第３次轨道控制策略。
依据第２、第３次轨道控制的测控条件，按照上
述定轨策略，分别采用ＵＳＢ数据和ＴＤＲＳ数据进
行轨道计算，并与精密星历进行比较，结果如图７、
图８（△Ａ 为总位置偏差）所示。从这２图可以看
出，我国自主的天地基测量数据在３圈以上跟踪弧
段条件下，定轨位置精度可达优于５０ ｍ的水平。
中继卫星由于与飞船的相对几何关系比较固定，因
此对轨道面的约束偏弱，故轨道面法向偏差较大［７］。
２次导引控制定轨数据均方根误差如表５所示。
ｇ
堪
嘲
图７ 第２次导引控制定轨精度比较
Ｆｉｇ．７ Ｏｒｂｉｔ ａｃｃｕｒａｃｙ ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｓ ｏｆ ｔｈｅ ２” ｆａｒ ｒａｎｇｅ ｇｕｉｄｅｄ
ｃｏｎｔｒｏｌ
从表５可以看出，尽管第２次轨道控制测轨弧
段较长，但参与跟踪的陆基测控站只有４个，而第３
次轨道控制尽管只有３圈左右的跟踪，但参与跟踪
的陆基测控站有７个。从测距拟合残差的均方根误
差综合来看，ＵＳＢ测距数据的测量精度在５ ＩＴＩ左
右，不同的测站略有差异，这与加权时采用的权重是
第２期 李 勰，等：ＴＧＯ１／ＳＺＯ８交会对接轨道确定与预报精度分析
４５
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—一
１．ａ Ｊ １
图８第３次导引控制定轨精度比较
Ｆｉｇ．８ Ｏｒｂｉｔ ａｃｃｕｒａｃｙ ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｓ ｏｆ ｔｈｅ ３ ｆａｒ ｒａｎｇｅ ｇｕｉｄｅｄ
ｃｏｎｔｒｏｌ
表５ 测量数据均方根统计误差
Ｔａｂ．５ Ｓｔａｔｉｓｔｉｃａｌ ｒｍｓ ｅｒｒｏｒ ｏｆ ＯｂｓｅｒｖａｔｉＯｎｓ
第２次导引控制 第３次导引控制
测站 双或四程距离和／ｍ测站 双或四程距离和／ｍ
一
致的。由于对各个测站设置了相同的权重，可以
得到２次轨道计算总的均方根误差分别为５．５４ ｍ
和４．８３ ｍ，这表明第３次轨道控制的数据拟合情况
优于第２次轨道控制的，从内符合的角度验证了第
３次轨道控制定轨精度略高。对应图７和图８的
ＵＳＢ数据星历比较结果可以看出，第３次轨道控制
全程星历基本都优于２０ ｍ，而第２次轨道控制定轨
结果的沿迹方向位置偏差最大达到５０ ｍ，从外符合
的角度验证了第３次轨道控制定轨精度优于第２次
轨道控制的。
一
般而言，在模型误差允许范围内，测轨弧段越
长，数据拟合越好，定轨精度一般也越高。而以上结
果表明，测轨弧段还应与有效跟踪联系起来，特别是
针对我国ＵＳＢ测量系统局部布站的特点，应该综合
考虑测轨弧段的跟踪有效性和效率，不能简单以时
间长短来衡量。
４ 结 论
在我国首次空间交会对接任务中，ＴＧＯＩ目标
飞行器调相期间的中长期轨道预报和ＳＺ０８飞船远
距离导引期间的短弧定轨是载人航天工程不断发展
对轨道计算提出的新需求。本文从空间环境对轨道
预报的效应着手，重点探讨了空间环境参数的应用
策略对中长期轨道预报精度的影响，分析了我国自
主ＵＳＢ和ＴＤＲＳ短弧定轨精度，在此基础上给出
了适用于工程需求的应用策略，为后续我国载人空
间站计划提供了重要的技术储备。
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