基于中繼衛(wèi)星的運載火箭天基測控系統(tǒng)研究

張 強， 裴 胤， 王小輝， 祝樹生

(中國運載火箭技術研究院研發(fā)中心 北京 100076)

引 言

跟蹤與數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星系統(tǒng)TDRSS(Tracking and Data Relay Satellite System)是利用同步衛(wèi)星和地面終端站，對中、低軌飛行器進行高覆蓋率測控和數(shù)據(jù)中繼的測控通信系統(tǒng)，它具有跟蹤測軌和數(shù)據(jù)中繼兩個功能，是一種先進的天基測控系統(tǒng)。基于中繼衛(wèi)星的天基測控技術為新型運載火箭的遙測遙控和數(shù)據(jù)通信提供了先進技術途徑，不僅從根本上解決了地基測控通信覆蓋率低的問題，還解決了高速數(shù)傳和多目標測控通信等技術難題。

航天任務仿真是進行航天任務分析與設計的重要技術手段。作為航天任務仿真軟件的代表，STK(Satellite Tool Kit)具備可視化程度高、軟件模塊功能完善、模型精確可靠、使用方便等特點。利用STK中經過驗證的仿真模型可以快速、有效地構建航天任務仿真系統(tǒng)。本文利用STK軟件建立了某運載火箭天基測控系統(tǒng)仿真模型，對多條飛行軌跡的中繼星天基測控系統(tǒng)通信覆蓋范圍進行了仿真，為天基測控方案的總體評估、無線測控通信鏈路分析、測控覆蓋率分析等提供了參考。

1 中繼星天基測控技術簡介

隨著中繼衛(wèi)星技術的不斷發(fā)展，通過箭載的中繼用戶終端解決火箭與地面站之間各種信號的傳輸，對地面站發(fā)射的遙控指令、任務信息和其他數(shù)據(jù)進行轉發(fā)等，是實現(xiàn)超遠距離通信及測控任務的一種較理想通信手段。

天基測控系統(tǒng)的箭載終端可以采用Ka頻段傳輸中高碼速率數(shù)據(jù)，為高清晰度圖像數(shù)據(jù)和大量載荷數(shù)據(jù)的傳輸提供了可能，擴大了測控系統(tǒng)的作用范圍，縮小了測控盲區(qū);而在中低速數(shù)據(jù)傳輸和測控任務中，則可采用S頻段箭載終端。與傳統(tǒng)的測控手段相比，中繼星天基測控技術具有較高的性能價格比優(yōu)勢[1]。

中繼衛(wèi)星天基測控方案還具有以下優(yōu)勢:

①將中繼星用戶終端安裝在火箭平臺上，通過中繼星轉發(fā)技術有效地解決了靶場遠距離測控通信保障的技術難題，提高了對火箭的測控覆蓋率。

②中繼星作為發(fā)射場試驗數(shù)據(jù)、圖像信息的傳輸手段，解決了控制信息的遠距離傳輸問題，提供了較高的可靠性和安全性保障。

③火箭在飛行過程中可以實時獲得地面指揮中心傳來的控制信息，實時進行任務調整，提高了任務靈活度。

2 中繼星天基測控系統(tǒng)的總體描述

中繼衛(wèi)星天基測控系統(tǒng)由中繼衛(wèi)星、中繼星地面系統(tǒng)和若干用戶終端設備組成[2]，它主要實現(xiàn)兩大功能:一是對運載火箭進行跟蹤、遙測與遙控;二是數(shù)據(jù)中繼。

2.1 中繼星天基測控系統(tǒng)的工作原理

跟蹤與數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星系統(tǒng)，一般由2～3顆地球同步衛(wèi)星、相應的地面應用系統(tǒng)和用戶終端組成[3]。運載火箭要傳給地面的遙測數(shù)據(jù)和應用數(shù)據(jù)，先經S頻段和Ku/Ka頻段星間鏈路發(fā)向中繼衛(wèi)星，中繼衛(wèi)星再以Ku/Ka頻段將其轉發(fā)到地面終端站，并在終端站進行射頻解調與譯碼處理。視頻信號以原始格式通過通信衛(wèi)星鏈路或其他寬帶鏈路送到地面用戶終端或有效載荷控制中心。地面要發(fā)往運載火箭的指令、話音、數(shù)據(jù)和電視等信息，先在地面終端匯集，調制到Ku/Ka頻段鏈路上，發(fā)向中繼衛(wèi)星，再由中繼衛(wèi)星發(fā)給運載火箭。地面站—中繼衛(wèi)星—運載火箭的通信鏈路稱為前向鏈路(上行鏈路)，運載火箭—中繼衛(wèi)星—地面站的通信鏈路稱為返向鏈路(下行鏈路)[4]。

中繼衛(wèi)星天基測控系統(tǒng)工作原理如圖1所示。中繼衛(wèi)星的用戶終端安裝在運載火箭上，作為外部信號與火箭內部設備直接的接口設備，它通過中繼衛(wèi)星與地面站建立前、返向鏈路，完成信號的接收和轉發(fā)，通過總線接口與運載火箭的指令分系統(tǒng)、數(shù)據(jù)分系統(tǒng)、遙測分系統(tǒng)相連接，完成對運載火箭的測控和數(shù)據(jù)傳輸功能[5]。

圖1 中繼衛(wèi)星天基測控系統(tǒng)工作原理

2.2 系統(tǒng)功能

中繼星天基測控系統(tǒng)主要完成以下功能[6，7]:

①將箭上遙測信息通過數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星下傳至地面;

②將箭上關鍵點的圖像信息通過數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星下傳至地面;

③將地面安控信息通過數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星上傳至箭上;

④將地面遙控指令通過數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星上傳至箭上;

⑤利用導航信息進行飛行軌跡測量，并將測量結果下傳至地面。

3 箭載天基測控終端組成

箭載天基測控終端為安裝在運載火箭上的測控設備，主要由S頻段寬波束天線、Ka頻段有源相控陣天線、射頻前端、收發(fā)信機、數(shù)據(jù)處理器和電纜網等組成，如圖2所示。

圖2 箭載天基測控終端組成

3.1 數(shù)據(jù)處理器

數(shù)據(jù)處理器的主要功能如下:

①通過高速總線與箭上控制系統(tǒng)進行雙向數(shù)據(jù)傳輸。接收控制系統(tǒng)的信息，編碼后進行組幀并發(fā)送給Ka頻段有源相控陣天線，同時對上行的遙控指令進行解算，發(fā)送至控制系統(tǒng);

②通過高可靠總線與箭上安控系統(tǒng)進行雙向信息傳輸。接收安控系統(tǒng)的狀態(tài)信息，編碼后進行組幀并發(fā)送給Ka頻段有源相控陣天線，同時接收上行的安控指令，解算后發(fā)送給箭上安控系統(tǒng);

③通過高速總線接收測量系統(tǒng)的遙測數(shù)據(jù)和圖像數(shù)據(jù)，對數(shù)據(jù)進行編碼后組幀，并發(fā)送給Ka頻段有源相控陣天線;

④根據(jù)控制信息和導航信息進行飛行軌道計算，將計算結果組幀后發(fā)送給收發(fā)信機。

3.2 收發(fā)信機

收發(fā)信機的主要功能如下:

①接收數(shù)據(jù)處理器發(fā)送來的各種飛行測量數(shù)據(jù)，完成從基帶信號到中頻模擬信號的處理，發(fā)送給射頻前端;

②接收射頻前端處理后的中頻信號，完成中頻信號到基帶信號的處理后發(fā)送給數(shù)據(jù)處理器。

3.3 射頻前端

射頻前端的主要功能如下:

①接收收發(fā)信機發(fā)送來的中頻信號，經過放大、濾波后調制成S波段射頻信號發(fā)送給天線;②接收天線傳入的中繼星信號，經低噪聲放大、二次混頻及放大變頻至中頻，輸出給收發(fā)信機。

3.4 S頻段寬波束天線

S頻段寬波束天線的主要功能如下:

①接收中繼衛(wèi)星上傳的遙控、安控指令信息，將電磁信號轉換成射頻信號，發(fā)送給射頻前端;②接收射頻前端傳送來的飛行測量信息，將射頻信號轉換成電磁信號，發(fā)送給中繼衛(wèi)星。

3.5 Ka頻段有源相控陣天線

Ka頻段有源相控陣天線的主要功能如下:接收數(shù)據(jù)處理器處理完成的基帶信號，將基帶信號上變頻至射頻，然后利用相控陣天線的發(fā)射模塊對信號進行放大、濾波、功率分配、空間波束合成，再將射頻信號轉換成電磁信號發(fā)送給中繼衛(wèi)星。

4 中繼星天基測控系統(tǒng)覆蓋率仿真

在仿真模型中，要求發(fā)射機和發(fā)射天線具有強大的發(fā)射功率和較高的天線增益，要求接收機具有較高的靈敏度和極低的噪聲。在使用STK進行仿真的過程中需注意兩個重要無線鏈路參數(shù)的設置:品質因數(shù)G/T和等效全向輻射功率(EIRP)。G/T是一個表征中繼衛(wèi)星轉發(fā)器接收能力(接收系統(tǒng)靈敏度高低)的技術指標。G為天線增益，T為系統(tǒng)噪聲性能。EIRP表征箭載遙測天線或衛(wèi)星轉發(fā)器的發(fā)射能力，是發(fā)射機發(fā)射功率與發(fā)射天線增益的乘積。

本文仿真中采用軌道數(shù)據(jù)文件“Ephemeris File Format(*.e)”來描述運載火箭軌道數(shù)據(jù)信息，用“Attitude File Format(*.a)”來描述運載火箭飛行過程的姿態(tài)信息。在*.e文件的編制過程中首先需要設定仿真環(huán)境的版本號，緊接著以代碼“BEGIN Ephemeris”通知 STK軌道文件開始，用關鍵詞NumberOfEphemerisPoints描述運載火箭位置點數(shù)目，用關鍵詞ScenarioEpoch描述仿真場景的起始時間，用關鍵詞InterpolationMethod描述差值方法，本文設置為拉格朗日Lagrange法，用關鍵詞InterpolationOrder描述插值階數(shù)，一般情況下一階即可滿足要求，用關鍵詞CoordinateSystem描述文件中數(shù)據(jù)的坐標系，本文采用地心慣性坐標系J2000，用關鍵詞EphemerisTimePos定義文件中的數(shù)據(jù)內容與組織格式。

軌道數(shù)據(jù)文件*.e編制如下:

Stk.v.5.0

BEGIN Ephemeris

NumberOfEphemerisPoints 21515

ScenarioEpoch 8 Mar 2013 04 04:00:00.000 UTCG InterpolationMethod Lagrange

InterpolationOrder 1

DistanceUnit meters

CentralBody Earth

CoordinateSystem J2000

EphemerisTimePos

XX XX XX XX(軌道數(shù)據(jù))

…

運載火箭的偏航、俯仰、滾轉等姿態(tài)描述文件*.a采用AttitudeTimeYPRAngles格式，本文仿真中定義的姿態(tài)角為地心慣性坐標系J2000按321(Z-Y-X)的次序旋轉到箭體坐標系下的角度。

本文使用一個假設的高斯波束對運載火箭上的天線進行模擬，參數(shù)設置如下:天線類型:高斯型;天線頻率:XXHz;天線效率一般在50% ～70%之間，本文設為60%;天線直徑0.5m;波束寬度為19.44°;天線的安裝指向方位角變化范圍0°～360°，高度角范圍0°～90°。由于系統(tǒng)設計中要求通信誤碼率小于10-6，在仿真時可以為中繼衛(wèi)星接收機增加通信約束，設置通信誤碼率門限。

本文利用STK軟件建立了某運載火箭天基測控系統(tǒng)仿真模型，為天基測控方案的總體評估、無線測控通信鏈路分析、測控覆蓋率分析等奠定了基礎。天基測控系統(tǒng)仿真模型如圖3所示。

不同天線安裝指向對運載火箭與天鏈1號星之間的通信鏈路影響很大。通過對不同天線安裝指向的仿真分析，可以尋找到通信鏈路建立時間最長的情況。通過STK中內嵌的測控覆蓋率計算功能，可以對不同飛行軌跡的天基測控覆蓋率進行計算，如圖4所示。通過仿真計算，驗證了本文設計的天基測控方案在測控覆蓋率上滿足設計要求。

圖4 天基測控系統(tǒng)覆蓋率仿真結果

5 結束語

本文在STK仿真環(huán)境中創(chuàng)建了基于中繼衛(wèi)星的天基測控系統(tǒng)模型，包括天基測控地面站、運載火箭、中繼衛(wèi)星等模型，并為相關對象分別添加了發(fā)射機和接收機模型，設置了通信鏈路參數(shù)。通過STK仿真對多條飛行軌跡的中繼衛(wèi)星天基測控系統(tǒng)通信覆蓋范圍進行了分析。分析表明，利用中繼衛(wèi)星天基測控系統(tǒng)完成運載火箭測控任務在技術上可行。本文還對不同飛行軌跡的天基測控系統(tǒng)覆蓋率進行了仿真分析。

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