王雪賓 馮兆祎 張曉俊 周慶 劉紅杰

(航天東方紅衛(wèi)星有限公司,北京 100094)

我國中低軌航天器發(fā)射數(shù)量急劇增加,尤其是大規(guī)模星座的逐步建立,使得一箭多星發(fā)射的需求愈加迫切,目前衛(wèi)星入軌段測控主要采用地基測控或地基測控+測量船等方式實現(xiàn)。針對大規(guī)模星座發(fā)射入軌段的測控支持,地面測控站對中低軌衛(wèi)星固有的覆蓋率低,支持時段長度有限等不足愈加明顯[1]。地面測控站的1套地面測控基帶設(shè)備只能支持1顆衛(wèi)星的測控任務(wù),單個地面站一般只配置3～4套地面測控設(shè)備用于支持衛(wèi)星發(fā)射任務(wù)。目前一箭多星發(fā)射過程中,由于星箭分離時刻和位置相對集中,大部分衛(wèi)星的測控弧段集中于某一個地面測控站的視場內(nèi),利用地面站發(fā)射天線的波束寬度裕量,采用主星實時測控,搭載星盡力測控的方式,盡量完成對所有衛(wèi)星的遙測實時判讀和遙控及時送達(dá)的任務(wù)。大規(guī)模星座發(fā)射過程中,單個地面站支持的衛(wèi)星數(shù)量成倍增加,若依舊采用目前地基為主的衛(wèi)星測控模式,必須通過大幅增加各個地面站的測控設(shè)備來完成大規(guī)模衛(wèi)星的入軌段測控任務(wù)。

同時,對于一般太陽同步軌道衛(wèi)星和低傾角衛(wèi)星,衛(wèi)星入軌段會超出國內(nèi)地面測控站的覆蓋范圍,若采用測量船擴展測控范圍,測量船的布設(shè)和準(zhǔn)備時間較長,且保障成本較高。從提升衛(wèi)星測控對任務(wù)的適應(yīng)性、降低飛行測控成本等要素綜合考慮,未來發(fā)射任務(wù)可考慮采用天基測控為主,地基測控為輔的相互配合方案,降低發(fā)射任務(wù)對天氣因素及測量船的需求[2]。

我國中繼衛(wèi)星主要用于為飛船、空間實驗室、空間站等載人航天器提供數(shù)據(jù)中繼和測控服務(wù),也能服務(wù)于中、低軌道遙感、測繪、氣象等衛(wèi)星,還能為航天器發(fā)射提供測控支持。新一代中繼衛(wèi)星采用了相控陣天線的設(shè)計,形成S頻段多址鏈路(SMA)波束,具備同時服務(wù)多個衛(wèi)星的測控能力。前向波束可以通過時分方式支持不同的衛(wèi)星,返向波束采用并行數(shù)字波束形成技術(shù),可按需形成相應(yīng)的波束數(shù)量[3]。

同時,用戶星中繼測控終端系統(tǒng)也歷經(jīng)兩代設(shè)計迭代:第一代星載中繼測控系統(tǒng)由中繼測控終端,無源發(fā)射天線和無源接收天線組成;伴隨著新一代中繼衛(wèi)星系統(tǒng)組網(wǎng)進(jìn)程,第二代中繼測控終端適應(yīng)性地將發(fā)射天線由無源天線升級為相控陣天線,具備實時計算中繼星指向的能力,波束指向具備捷變能力,大大減少了衛(wèi)星波束指向的時延。

針對大規(guī)模星座入軌段測控的場景,本文從天地基測控資源現(xiàn)狀,中繼衛(wèi)星的測控能力和大規(guī)模衛(wèi)星入軌的影響因素進(jìn)行了梳理分析,明確了用戶星的鏈路設(shè)計方案,結(jié)合衛(wèi)星入軌實際情況,對入軌測控方案進(jìn)行了驗證。

1 入軌段天基測控

傳統(tǒng)的衛(wèi)星入軌段測控任務(wù),根據(jù)衛(wèi)星軌道特點、星箭分離時刻等的不同,選取不同的地面測控站接力完成整個入軌段任務(wù)?；谥欣^衛(wèi)星S頻段多址能力的大規(guī)模星座入軌段測控可以利用不同的波束實現(xiàn)不同簇衛(wèi)星的測控任務(wù)。自星箭分離時刻開始,每顆星的測控任務(wù)均在某個跟蹤波束內(nèi)完成,前向鏈路依靠中繼衛(wèi)星前向SMA鏈路的指向捷變能力,分時完成不同衛(wèi)星的遙控指令發(fā)送,返向鏈路利用每個返向波束能夠同時接收多顆用戶星的遙測信號,然后通過地面波束形成實現(xiàn)信號并行處理,完成每顆衛(wèi)星返向遙測數(shù)據(jù)的接收。

為實現(xiàn)基于中繼衛(wèi)星的大規(guī)模星座的入軌測控,用戶需考慮中繼衛(wèi)星的前返向鏈路的服務(wù)能力、抗干擾能力、用戶星中繼測控頻率、軌道特征及衛(wèi)星入軌初期的狀態(tài)設(shè)置等問題,減少不同衛(wèi)星的前返向鏈路的干擾,確保入軌段測控全程穩(wěn)定可靠。

1.1 中繼衛(wèi)星服務(wù)能力分析

中繼衛(wèi)星的前向鏈路為用戶星提供遙控服務(wù),目前中繼衛(wèi)星系統(tǒng)具備不少于6條的S頻段單址前向波束和不少于3條的S頻段多址前向波束?？紤]到衛(wèi)星入軌段的指令大多為星上程控指令,人工發(fā)送指令多為備份手段,并且新一代中繼衛(wèi)星前向SMA鏈路具備指向捷變能力,可以通過時分方式支持不同的用戶星,天基測控前向波束的數(shù)量滿足大規(guī)模星座入軌遙控的使用需求。

中繼衛(wèi)星的返向鏈路為用戶星提供遙測服務(wù),目前我國中繼衛(wèi)星系統(tǒng)具備不少于10條的S頻段單址返向波束和不少于18條的S頻段多址返向波束。每個返向波束可同時接收多顆用戶星的遙測信號,然后利用地面波束形成實現(xiàn)信號并行處理,同一波束的服務(wù)能力受限于以下4點。

1)不同衛(wèi)星的軌道分布

單個返向波束的覆蓋范圍,隨著用戶星的軌道高度升高,覆蓋的范圍會變小。同時大規(guī)模衛(wèi)星入軌段過程中,若衛(wèi)星的分離時刻相差較大或衛(wèi)星軌道特點不同,不同衛(wèi)星之間的距離超出同一返向波束的覆蓋范圍,則無法同時接收多顆衛(wèi)星的連續(xù)遙測信號。任務(wù)分析過程中,需對大規(guī)模衛(wèi)星的運動軌跡范圍進(jìn)行分組,合理規(guī)劃不同波束服務(wù)衛(wèi)星的時段及切換時機。

2)中繼測控頻率的范圍

為避免頻繁的射頻鏈路參數(shù)設(shè)置切換,確保中繼衛(wèi)星同時為多顆用戶星服務(wù),中繼衛(wèi)星同一波束的射頻鏈路設(shè)置必須統(tǒng)一。中繼衛(wèi)星的轉(zhuǎn)發(fā)器帶寬為12 MHz,為實現(xiàn)大規(guī)模衛(wèi)星入軌段的天基測控,至少需保證同一波束范圍內(nèi)不同衛(wèi)星中繼測控終端的射頻信號必須在同一個12MHz帶寬范圍內(nèi)。目前低軌衛(wèi)星的中繼測控終端的前、返向頻率相對統(tǒng)一,一般采用兼容中繼衛(wèi)星S頻段單址和S頻段多址的前、返向頻點,若中繼測控終端使用其他頻點,需考慮頻率的兼容性。

3)擴頻碼組資源

大規(guī)模衛(wèi)星星座的中繼測控終端采用非相干擴頻調(diào)制,為避免射頻鏈路干擾,一般通過頻分或者碼分區(qū)分不同的衛(wèi)星。大規(guī)模衛(wèi)星的中繼測控終端的前、返向頻率大體相同,不同衛(wèi)星通過分配獨立的前返向擴頻碼進(jìn)行區(qū)分。

為保證入軌段遙控遙測的實時性,一般采用中繼衛(wèi)星的連續(xù)業(yè)務(wù)工作模式,每顆用戶星的前、返向碼組均不相同。隨著在軌航天器數(shù)量的急劇增加,擴頻碼資源相對緊張,為實現(xiàn)入軌段的可靠測控,需確保每顆衛(wèi)星分配不同的擴頻碼組。

4)中繼星的抗干擾能力

中繼衛(wèi)星的同一個波束內(nèi),不同用戶星返向信號之間存在多址干擾,雖然衛(wèi)星的抗多址能力≥15dB,但由于遠(yuǎn)近效應(yīng)的影響,可能造成部分用戶的傳輸性能下降,需提前對各個返向波束中支持的用戶星數(shù)量及地面處理終端的通道數(shù)量進(jìn)行規(guī)劃,盡量使用多波束實現(xiàn)更多用戶星的入軌段測控[4]。

1.2 用戶星關(guān)鍵約束條件

由于衛(wèi)星入軌初期,星上各分系統(tǒng)尚未設(shè)置為正常在軌運行狀態(tài),衛(wèi)星的時間系統(tǒng)、姿態(tài)控制系統(tǒng)需提前設(shè)置用于完成天基入軌段測控,需滿足的3個關(guān)鍵約束條件如下。

1)中繼衛(wèi)星的可視性

發(fā)射任務(wù)前,需仿真分析用戶星與不同中繼星的建鏈開始時刻和建鏈時長,根據(jù)不同衛(wèi)星的建鏈需求分配不同的中繼衛(wèi)星或測控波束。選擇的中繼衛(wèi)星需確保衛(wèi)星入軌初期關(guān)鍵操作如:太陽電池翼解鎖、火工品起爆等遙控指令的順利發(fā)出及遙測數(shù)據(jù)的及時獲取,保證衛(wèi)星測控任務(wù)的圓滿完成。

2)星上時間、位置的統(tǒng)一性

中繼測控相控陣天線的波束指向計算需要使用世界協(xié)調(diào)時(UTC時間)和衛(wèi)星的位置廣播數(shù)據(jù),用戶星的時間和位置信息一般來自于星載導(dǎo)航接收機,導(dǎo)航接收機定位后,發(fā)送UTC時間廣播和位置廣播供其他分系統(tǒng)使用。

接收導(dǎo)航星數(shù)大于等于4顆情況下,導(dǎo)航接收機一般開機120s以內(nèi)即可定位,并輸出正確的UTC時間信息和位置、速度信息。為適應(yīng)入軌初期姿態(tài)變化大,導(dǎo)航天線視場內(nèi)GPS導(dǎo)航星變化劇烈的情況,需對姿態(tài)機動過程中導(dǎo)航天線視場范圍內(nèi)GPS導(dǎo)航星數(shù)進(jìn)行仿真及測試,確定導(dǎo)航接收機定位時刻和定位狀態(tài)變化情況,作為確定導(dǎo)航接收機開機時刻的依據(jù),確保中繼測控相控陣天線波束指向計算的時間和位置、速度的正確性。

3)姿態(tài)廣播的正確性

衛(wèi)星自星箭分離時刻開始,入軌初期一般處于太陽搜索模式,姿控分系統(tǒng)按照姿態(tài)機動算法進(jìn)行姿態(tài)控制,直至捕獲到太陽后轉(zhuǎn)入太陽捕獲模式。整星姿態(tài)機動過程中,若太陽光進(jìn)入星敏感器的視場范圍內(nèi),會導(dǎo)致姿態(tài)廣播數(shù)據(jù)無效。

由于不同衛(wèi)星入軌姿態(tài)、太陽光照條件不同,為確保入軌初期中繼測控相控陣天線指向計算的可靠性,避免姿態(tài)廣播異常導(dǎo)致的波束指向計算錯誤,建議采用固定指向+自主計算結(jié)合的方式進(jìn)行入軌初期的波束指向控制[5-6]。固定指向角度通過仿真計算獲得,自主計算依靠中繼測控相控陣天線的指向角度算法實時計算獲得。表1為某衛(wèi)星入軌段指向角度控制的指令序列,星時秒的第12～132s,使用固定指向角度(α,β),第134s后,使用星上測控相控陣天線的自主計算算法,控制與中繼衛(wèi)星的指向,從而建立測控鏈路。

表1 入軌段指令序列

2 星載中繼測控系統(tǒng)原理及工作流程

衛(wèi)星入軌段測控鏈路的可靠性對于航天任務(wù)的成功與否的判定和衛(wèi)星初期狀態(tài)設(shè)置具有至關(guān)重要的作用,因此當(dāng)大規(guī)模星座入軌段發(fā)射任務(wù)在中繼衛(wèi)星的服務(wù)能力范圍內(nèi),且用戶星上設(shè)計滿足入軌初期的設(shè)置要求時,必須根據(jù)中繼測控系統(tǒng)的原理和工作流程,對入軌段天線指向進(jìn)行充分地仿真分析及驗證,保證指向角度在性能指標(biāo)范圍內(nèi)。

星載中繼測控系統(tǒng)的組成框圖如圖1所示,星載中繼測控終端根據(jù)中繼衛(wèi)星規(guī)范進(jìn)行適應(yīng)性設(shè)計,前返向鏈路的余量滿足工程要求[7]。同時中繼測控鏈路采用擴頻編碼方式,前向鏈路的抗多址能力≥15dB,滿足多顆衛(wèi)星的同時接入中繼測控鏈路的抗干擾需求。最重要的是用戶星中繼測控相控陣天線的波束指向算法,可實現(xiàn)指向角度的捷變,快速建立返向鏈路。

圖1 中繼測控系統(tǒng)組成框圖

星載中繼相控陣天線指向的算法流程如圖2所示:根據(jù)用戶星和中繼衛(wèi)星的軌道參數(shù),計算J2000慣性系下的指向向量,依次轉(zhuǎn)換至用戶星軌道坐標(biāo)系、用戶星本體坐標(biāo)系和中繼測控天線坐標(biāo)系,最后在中繼測控天線坐標(biāo)系下計算出指向角度[8]。

圖2 中繼相控陣天線波束指向算法

用戶星或中繼衛(wèi)星在地心慣性坐標(biāo)系中的位置為

(1)

由于相控陣天線指向計算基于用戶星本體坐標(biāo)系,所有矢量需轉(zhuǎn)換到用戶星本體坐標(biāo)系進(jìn)行計算。

坐標(biāo)旋轉(zhuǎn)變換常用方法有四元數(shù)轉(zhuǎn)換和歐拉角轉(zhuǎn)換。通常采用歐拉角轉(zhuǎn)換完成中繼測控天線與衛(wèi)星本體之間的坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換。原坐標(biāo)系O-XYZ分別繞z軸,y軸,x軸旋轉(zhuǎn)一定角度,與目標(biāo)坐標(biāo)系O′-X′Y′Z′中對應(yīng)的坐標(biāo)軸平行,再將原坐標(biāo)系進(jìn)行平移,使原點重合[9]。

地心慣性坐標(biāo)系到質(zhì)心軌道坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換矩陣為

(2)

質(zhì)心軌道坐標(biāo)系到衛(wèi)星本體坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換矩陣為

(3)

式中:φ為滾動角;θ為俯仰角;ψ為偏航角。

中繼測控相控陣天線坐標(biāo)系一般不與衛(wèi)星本體的坐標(biāo)系重合,需要進(jìn)行坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換從星體坐標(biāo)系到天線坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣為C,低軌衛(wèi)星中心天線指向矢量到天線坐標(biāo)系下的計算如下

(4)

最終計算出中繼測控相控陣天線波束指向的方位角α和俯仰角β,如圖3所示。

圖3 中繼相控陣天線方位角和俯仰角定義

3 中繼測控入軌段仿真分析

衛(wèi)星發(fā)射任務(wù)前,對中繼衛(wèi)星的可視性和天線指向角度進(jìn)行仿真分析,仿真的輸入條件包括:用戶星的軌道信息、中繼衛(wèi)星軌道六根數(shù)、星箭分離時間,衛(wèi)星入軌段姿態(tài)角(俯仰角,偏航角、滾動角)仿真結(jié)果及中繼測控相控陣天線波束寬度,同時需明確相控陣天線與衛(wèi)星坐標(biāo)系的對應(yīng)關(guān)系。

典型衛(wèi)星入軌段中繼測控指向俯仰角和方位角仿真結(jié)果如圖4所示。

圖4 中繼相控陣天線指向角度

通過比對衛(wèi)星入軌初期遙測中實際指向的俯仰角和方位角與仿真結(jié)果的差值發(fā)現(xiàn),誤差在±1°范圍內(nèi),相控陣天線的波束寬度一般大于10°,如圖5所示,波束寬度范圍內(nèi)均滿足發(fā)射功率的要求,因此滿足衛(wèi)星入軌初期的鏈路精度要求。

圖5 仿真指向角度與實際指向角度誤差

4 結(jié)束語

為解決大規(guī)模星座發(fā)射過程中地面測控資源不足和測控范圍有限的問題,本文提出一種基于天基測控的低軌衛(wèi)星入軌段測控方法。著眼入軌段天基測控的場景,從中繼衛(wèi)星和用戶星兩方面,指明影響大規(guī)模天基入軌段測控的影響因素,并給出一種理論仿真與星上實時計算相結(jié)合的穩(wěn)定可靠的入軌段測控方案。經(jīng)在軌驗證,理論仿真的天線結(jié)果與實際入軌段的角度誤差在1°以內(nèi),滿足工程實踐的需求,同時測控多個航天器過程中,無射頻信號相互干擾。本文提出的大規(guī)模衛(wèi)星入軌段方法可為大規(guī)模衛(wèi)星入軌段天基測控的設(shè)計提供參考。