探月衛(wèi)星在備份航天器遙控上的設(shè)計(jì)與驗(yàn)證

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部, 北京 100094)

0 引言

在首發(fā)星新研制過程中，常常同時(shí)投產(chǎn)兩套設(shè)備，其中一套設(shè)備作為備份。在主份航天器(下稱航天器A)發(fā)射成功之后，備份航天器(下稱航天器B)作為完全相同的系統(tǒng)，可稍作更改以適應(yīng)新的任務(wù)。由于新任務(wù)與原任務(wù)一般具有一定的相似性，因此主、備份航天器可能面臨在相同時(shí)間、相近空間同時(shí)飛行的情況。

以中國(guó)的探月工程為例，探月二期工程包括3次任務(wù)，其中航天器A成功著陸于月球虹灣地區(qū)，陸續(xù)開展了“觀天、看地、測(cè)月”的科學(xué)探測(cè)和其它預(yù)定任務(wù)，取得一定成果。實(shí)現(xiàn)了探月二期“落”的任務(wù)目標(biāo)，航天器B是航天器A的備份器[1]，其任務(wù)是著陸于月球南極附近的艾特肯盆地，實(shí)現(xiàn)人類首次對(duì)月球背面的軟著陸探測(cè)。作為世界首個(gè)在月球背面軟著陸和巡視探測(cè)的航天器，其主要任務(wù)是著陸月球表面，繼續(xù)更深層次、更加全面地科學(xué)探測(cè)月球地質(zhì)、資源等方面的信息，完善月球的檔案資料。事實(shí)上探月工程前期也存在備份器的問題，但由于備份器發(fā)射時(shí)，主份器已受控落月結(jié)束任務(wù)[2]，因此備份航天器發(fā)射之時(shí)，主份航天器已經(jīng)結(jié)束壽命，因此不存在本文討論的遙控影響的問題。航天器B作為航天器A的備份器，整器設(shè)備均為同時(shí)設(shè)計(jì)、同時(shí)投產(chǎn)，技術(shù)狀態(tài)相同。測(cè)控和數(shù)管設(shè)備均為航天器A的備份產(chǎn)品，因此航天器B與航天器A著陸器采用相同的測(cè)控體制、上行載波頻率、遙控副載波頻率與數(shù)據(jù)格式。在實(shí)施航天器B任務(wù)時(shí)，航天器A仍能正常工作，而且可能需要同時(shí)接收重要遙控指令，如不能正常接收可能影響航天器A的安全。而航天器B從地球向月球轉(zhuǎn)移和環(huán)月飛行期間，很有可能會(huì)與航天器A位于同一地面天線的覆蓋范圍內(nèi)，不可能為了保證航天器B任務(wù)而放棄對(duì)航天器A必要的遙控操作。因此需保證則地面發(fā)送給航天器B的指令不被航天器A接收?qǐng)?zhí)行，同時(shí)地面發(fā)送給航天器A的指令不被航天器B接收?qǐng)?zhí)行。

1 任務(wù)仿真

在項(xiàng)目可行性分析階段，首先按照航天器A的已知狀態(tài)和航天器B的預(yù)計(jì)狀態(tài)對(duì)兩器和地面站之間的位置關(guān)系進(jìn)行了仿真分析。

航天器A成功著陸于月面虹灣地區(qū)，著陸點(diǎn)位置為(19.5088°W，44.1197°N)，目前仍在月面開展定點(diǎn)探測(cè)工作。航天器B著陸器按計(jì)劃將著陸于月球背面，著陸后的月面工作期間，地面站對(duì)航天器B著陸器完全不可見，依靠中繼鏈路與地面站進(jìn)行通信。因此著陸后兩器的上行信號(hào)分別來源于地面站和中繼星，即不存在上行遙控的互相干擾問題。

航天器A和航天器B著陸器均為月面長(zhǎng)期生存探測(cè)器，月面上每27.3天一個(gè)周期，會(huì)經(jīng)歷約14天白天和14天黑夜。長(zhǎng)達(dá)14個(gè)地球日的月球夜中，沒有太陽能供應(yīng)，月面溫度會(huì)迅速降低，著陸器需要進(jìn)行休眠應(yīng)對(duì)[3]。按任務(wù)設(shè)計(jì)，航天器B和航天器A著陸器均在著陸點(diǎn)當(dāng)?shù)卦聲兿挛缣柛叨冉?0～15°內(nèi)實(shí)施休眠工作，地面發(fā)送指令將工作設(shè)備逐一關(guān)閉，最后數(shù)管計(jì)算機(jī)將自己斷電，整器進(jìn)入休眠狀態(tài)。待進(jìn)入月晝后，著陸器由光照自主喚醒，開始下個(gè)月晝工作。

航天器A和航天器B落月后分別工作于月球的正面和背面，月晝工作時(shí)段并不重合，因此航天器B著陸后，與航天器A不會(huì)發(fā)生測(cè)控資源沖突。在航天器B著陸前的飛行階段，航天器A的休眠喚醒時(shí)間如表1，從表中時(shí)間來看，航天器A與航天器B有可能發(fā)生測(cè)控資源沖突的時(shí)段在2018年12月17日至12月30日。該時(shí)段航天器B處于環(huán)月飛行階段，經(jīng)過仿真，2018年12月17日至12月30日期間，即航天器A月面第62次喚醒和月面第63次休眠期間，地面站對(duì)航天器A和航天器B的波束張角如圖1，范圍在0.013～0.5°。

表1 航天器A著陸器休眠喚醒時(shí)間安排

圖1 地面站對(duì)航天器A和航天器B著陸器波束張角

通過上述仿真分析，在2018年12月17日至12月30日期間，航天器A和航天器B將會(huì)出現(xiàn)同時(shí)處于同一地面站天線波束范圍內(nèi)的情況。在這種情況下，指令安全是一個(gè)迫切需要解決的問題。需保證兩探測(cè)器之間的遙控指令互不干擾。

2 設(shè)計(jì)分析

探測(cè)器上與上行指令接收相關(guān)的分系統(tǒng)包括測(cè)控?cái)?shù)傳分系統(tǒng)和數(shù)管分系統(tǒng)。

測(cè)控?cái)?shù)傳分系統(tǒng)在飛行過程中提供對(duì)地測(cè)控通道，與地面站(或中繼星)配合完成探測(cè)器的測(cè)控任務(wù)。其接收和解調(diào)由地面測(cè)控站發(fā)射的(或由中繼星轉(zhuǎn)發(fā)的)遙控信息，為數(shù)管分系統(tǒng)提供遙控視頻信號(hào)以做進(jìn)一步處理。測(cè)控應(yīng)答機(jī)輸出到數(shù)管分系統(tǒng)的遙控處理模塊的遙控視頻信號(hào)和接收機(jī)的鎖定信號(hào)各有5路，其中S頻段有1路遙控視頻信號(hào)和1路鎖定信號(hào)，X頻段有4路遙控視頻信號(hào)和4路鎖定信號(hào)。

地月轉(zhuǎn)移軌道期間，開啟X頻段測(cè)控通道，地面深空站可見弧段，X頻道全空間進(jìn)行測(cè)控支持。地面由測(cè)控深空站支持，上行雙頻點(diǎn)，若A面天線對(duì)地有利，則A面應(yīng)答機(jī)上行鎖定。若B面天線對(duì)地有利，則B面應(yīng)答機(jī)上行鎖定。環(huán)月段測(cè)控與地月轉(zhuǎn)移段相同。動(dòng)力下降段和月面工作段，探測(cè)器接收中繼星轉(zhuǎn)發(fā)的上行信號(hào)，完成遙控指令接收和數(shù)據(jù)注入。

數(shù)管分系統(tǒng)將測(cè)控任務(wù)綜合在一個(gè)以計(jì)算機(jī)系統(tǒng)為主的系統(tǒng)中，是一個(gè)以星載中心計(jì)算機(jī)為核心，以分級(jí)分布式網(wǎng)絡(luò)體系結(jié)構(gòu)為系統(tǒng)架構(gòu)，為平臺(tái)和有效載荷提供全面、綜合的服務(wù)與管理的一體化電子系統(tǒng)。數(shù)管分系統(tǒng)以航天器數(shù)據(jù)系統(tǒng)為核心，完成航天器的在軌運(yùn)行調(diào)度和綜合信息處理，對(duì)器上各個(gè)任務(wù)運(yùn)行進(jìn)行高效可靠的管理和控制，監(jiān)視整器狀態(tài)，協(xié)調(diào)整器的工作，對(duì)有效載荷進(jìn)行管理和數(shù)據(jù)處理，實(shí)現(xiàn)器上信息統(tǒng)一處理和共享。

通過以上兩個(gè)分系統(tǒng)，探測(cè)器接收來自地面站或者中繼星的上行遙控指令信息，經(jīng)視頻解調(diào)、譯碼等信息處理，將指令或數(shù)據(jù)分配到著陸器的各分系統(tǒng)執(zhí)行。應(yīng)處理三種類型的遙控指令，即直接開關(guān)指令、間接遙控指令以及控制數(shù)據(jù)的注入。

遙控指令的接收原則如下：采用PCM遙控體制/遙控指令分為直接開關(guān)指令和上行數(shù)據(jù)注入。接收一個(gè)遙控幀必須滿足下列最低要求。

1)譯碼器必須能識(shí)別出在遙控幀開始的地址同步字，識(shí)別的準(zhǔn)則是指令幀至少在16bits中有15bits是正確的，數(shù)據(jù)楨不允許地址同步字有錯(cuò)誤比特；

2)方式字接收的準(zhǔn)則：指令幀方式字中至少有7bits是正確的，數(shù)據(jù)楨不允許方式字有錯(cuò)誤比特；

3)指令字滿足規(guī)定的編碼要求及邏輯關(guān)系；

4)可接收上行注入數(shù)據(jù)的判據(jù)為其CRC校驗(yàn)正確。

器上遙控接收系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)遵循以下原則：

1)繼承性和先進(jìn)性統(tǒng)一的原則：既要繼承以往衛(wèi)星，特別是主份探測(cè)器測(cè)控?cái)?shù)管分系統(tǒng)等的成熟經(jīng)驗(yàn)，又要采用一些新技術(shù)，來滿足備份航天器的特殊需要。備份航天器測(cè)控?cái)?shù)管方系統(tǒng)在進(jìn)行設(shè)計(jì)時(shí)盡量繼承經(jīng)過飛行驗(yàn)證的成熟技術(shù)，并借鑒預(yù)研成果及其他相關(guān)型號(hào)的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，確保產(chǎn)品設(shè)計(jì)可靠合理滿足任務(wù)要求。

2)輕小型化原則：針對(duì)數(shù)管分系統(tǒng)的二期研制目標(biāo)，在保證可靠的基礎(chǔ)上，從設(shè)備功能整合、元器件選用、機(jī)殼材料選用及機(jī)殼設(shè)計(jì)、內(nèi)外接插件選用等各方面采取綜合措施，達(dá)到設(shè)備輕小型化的要求。

3)標(biāo)準(zhǔn)化原則：測(cè)控?cái)?shù)管方系統(tǒng)的設(shè)計(jì)遵循航天器PCM遙控、AOS標(biāo)準(zhǔn)以及數(shù)據(jù)管理規(guī)范、數(shù)據(jù)管理接口等方面的標(biāo)準(zhǔn)，力圖實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)的標(biāo)準(zhǔn)化。

4)產(chǎn)品化原則：結(jié)合產(chǎn)品化要求設(shè)計(jì)測(cè)控?cái)?shù)管分系統(tǒng)產(chǎn)品，考慮到未來發(fā)展的需要，應(yīng)提高產(chǎn)品的適應(yīng)能力，減小因需求變化而導(dǎo)致產(chǎn)品變化的可能性。

按照上述四項(xiàng)原則，航天器B上的遙控接收系統(tǒng)(包含測(cè)控?cái)?shù)傳分系統(tǒng)和數(shù)管分系統(tǒng))的設(shè)備幾乎與航天器A完全一致。

為此，采用改動(dòng)最小的方案，通過原理分析，保留原測(cè)控體制、上行載波頻率、遙控副載波頻率與數(shù)據(jù)格式，僅僅通過采用不同的碼速率，可以從設(shè)計(jì)上保證航天器A和航天器B遙控不會(huì)相互干擾，即不存在地面發(fā)送給航天器A的指令被航天器B接收并執(zhí)行，也不存在地面發(fā)送給航天器B的指令被航天器A接收并執(zhí)行的情況。

理論分析如下：

航天器B的遙控碼速率是N，而航天器A的遙控碼速率是8N。遙控BPSK副載波解調(diào)過程分為載波同步與碼同步兩個(gè)解調(diào)環(huán)路，而這兩個(gè)解調(diào)環(huán)路是相對(duì)獨(dú)立的[3]，下圖1是數(shù)字解調(diào)的原理框圖。載波跟蹤環(huán)路與調(diào)制的碼速率無關(guān)，跟蹤鎖定后，本地輸出的fTC副載波與輸入的副載波同頻同相[4]。

圖2 數(shù)字解調(diào)原理框圖

而碼跟蹤環(huán)路與調(diào)制的碼速率有很大關(guān)系[5]，圖1中的NCO中心頻率設(shè)計(jì)為fTC，根據(jù)調(diào)制碼速率與fTC的倍數(shù)關(guān)系(fTC進(jìn)行分頻產(chǎn)生NHz的本地位同步時(shí)鐘)再進(jìn)行分頻產(chǎn)生本地碼同步信號(hào)，碼跟蹤環(huán)路的目的就是調(diào)整這個(gè)本地的NHz信號(hào)使其與輸入信號(hào)調(diào)制碼(碼速率為N)同頻同相，達(dá)到碼跟蹤的目的。

本地產(chǎn)生的NHz信號(hào)(分為準(zhǔn)時(shí)刻與早180度相位時(shí)刻兩個(gè)清零脈沖)作為積分清零脈沖實(shí)現(xiàn)對(duì)圖1中的I點(diǎn)(載波跟蹤環(huán)路同相支路輸出信號(hào))信號(hào)的積分清零。清零結(jié)果輸出一個(gè)準(zhǔn)時(shí)刻的清零值與一個(gè)早半積分清零值，這兩個(gè)值再送碼環(huán)鑒相器并依據(jù)誤差鑒相算法輸出誤差值。解調(diào)器最終的輸出(采用硬判決)是準(zhǔn)時(shí)刻的積分清零值的符號(hào)位，符號(hào)為正則輸出0，反之則輸出1。

如果輸入信號(hào)數(shù)據(jù)碼速率為8N，則碼環(huán)路不能實(shí)現(xiàn)正常跟蹤解調(diào)。首先從頻譜上看，輸入的信號(hào)中沒有NHz的頻率分量，碼跟蹤環(huán)無法實(shí)現(xiàn)跟蹤。而是繼續(xù)輸出一個(gè)NHz附近的振蕩信號(hào)，積分清零脈沖的頻率也是NHz附近。依據(jù)解調(diào)原理，只有積分時(shí)間是一個(gè)碼位寬度時(shí)(并且開始結(jié)束時(shí)刻要與碼位寬度對(duì)齊)可以實(shí)現(xiàn)最大的信號(hào)能量的累加，和最大的噪聲抑制，輸出最低的解調(diào)誤碼。而如果積分時(shí)長(zhǎng)超過一個(gè)碼位寬時(shí)由于存在數(shù)據(jù)0、1調(diào)制的跳變，會(huì)導(dǎo)致信號(hào)積分能量的衰減，所以無法正確解調(diào)出數(shù)據(jù)。

反之，如果采用碼速率為8N的碼環(huán)去解調(diào)N的碼速率，則同樣存在無法鎖定和積分時(shí)長(zhǎng)太短的問題，而無法實(shí)現(xiàn)解調(diào)。

圖3是采用碼速率為N的跟蹤環(huán)路解調(diào)碼速率為N的調(diào)制信號(hào)時(shí)的仿真波形(輸入的信號(hào)是0/1交替的調(diào)制信號(hào))。藍(lán)色是準(zhǔn)路積分清零值紅色是早半積分清零時(shí)刻的值，從中可以看出，0、1交替的數(shù)據(jù)正常解調(diào)，并且早半時(shí)刻的積分能量幾乎為0，信號(hào)的主要能量從準(zhǔn)時(shí)刻積分清零輸出，信號(hào)峰值可達(dá)500以上，波形正確。

圖3 采用N解調(diào)環(huán)對(duì)N碼速率信號(hào)的解調(diào)

圖4是采用碼速率為N的解調(diào)環(huán)路對(duì)碼速率為8N信號(hào)進(jìn)行解調(diào)的仿真波形。從圖中可以看出，準(zhǔn)路與早半的積分值很隨機(jī)(受噪聲以及積分時(shí)刻等因素影響)，并且積分值僅為20多，相比上圖準(zhǔn)時(shí)刻清零值500差距較大，不能故沒有實(shí)現(xiàn)0、1交替調(diào)制碼的解調(diào)。

圖4 采用N解調(diào)環(huán)對(duì)8N碼速率信號(hào)的解調(diào)

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

為證明上述分析的正確性，在設(shè)計(jì)階段，在實(shí)驗(yàn)室中完成試驗(yàn)驗(yàn)證過程如下：

準(zhǔn)備上行碼速率可調(diào)的遙控單檢設(shè)備和與器上狀態(tài)一致的解調(diào)環(huán)路遙控解調(diào)模塊，遙控解調(diào)模塊的碼速率設(shè)置為8 Nbps。

首先，設(shè)置遙控單檢上行碼速率為Nbps，向使用8 Nbps的解調(diào)環(huán)路遙控解調(diào)模塊發(fā)送100條遙控指令，均未執(zhí)行。

其次，將遙控單檢上行遙控碼速率改為8 Nbps后，同樣向使用8 Nbps的解調(diào)環(huán)路遙控解調(diào)模塊發(fā)送100條遙控指令，均正確執(zhí)行。

該試驗(yàn)驗(yàn)證了上述分析結(jié)果。

4 飛控實(shí)施

在實(shí)際飛行控制過程中，首先應(yīng)從指令計(jì)劃安排的角度盡量避免兩航天器處于相近位置情況下的指令發(fā)送。在無法避免的情況下，以航天器B飛行控制過程為例，在航天器B繞月飛行期間，航天器A處于月球正面著陸狀態(tài)，必需接受休眠指令，否則將危及航天器A的安全。為此，盡管上述分析和試驗(yàn)驗(yàn)證表明指令接收無風(fēng)險(xiǎn)，仍然采取以下措施最大限度保證兩航天器安全。

4.1 利用環(huán)境遮擋

選擇航天器B飛行至月球背面期間，完成航天器A休眠指令的發(fā)送。此時(shí)地面站與航天器B之間被月球遮擋，無直接通信鏈路。

4.2 降低發(fā)射電平

在航天器A上行接收鏈路余量較大的前提下，降低地面發(fā)送功率至解調(diào)門限附近，進(jìn)一步減小航天器B誤接收的可能。

4.3 星上工作模式切換

航天器A和航天器B測(cè)控分系統(tǒng)設(shè)計(jì)均采用了雙頻點(diǎn)備份模式，由于航天器A接收休眠指令所用的頻點(diǎn)為主份頻點(diǎn)，為進(jìn)一步保證安全，在航天器A接收指令前，將航天器B切換為使用備份頻點(diǎn)。待航天器A接收指令完成后，再將航天器B切換回主份頻點(diǎn)。同時(shí)，在航天器A接收指令期間，將航天器B數(shù)管設(shè)備設(shè)置為“數(shù)傳門關(guān)”模式，使其不能接收遙控?cái)?shù)據(jù)[6]。

4.4 小結(jié)

綜上，航天器B在星上測(cè)控?cái)?shù)管軟硬件均與航天器A完全一致，且在相同時(shí)段、相近地點(diǎn)在軌飛行的情況下，通過使用不同的遙控碼速率、不同的頻點(diǎn)、利用環(huán)境遮擋、使用門限電平發(fā)指令的實(shí)施方法，避免了兩器之間遙控的互相影響，保證了航天器安全。

5 結(jié)束語

本文從理論算法和工程實(shí)施兩個(gè)角度分析了主備份航天器在同時(shí)間同方位飛行期間避免遙控信號(hào)相互接收解調(diào)的問題。經(jīng)過分析，采用改動(dòng)最小的方案，通過原理分析，保留原測(cè)控體制、上行載波頻率、遙控副載波頻率與數(shù)據(jù)格式，僅僅通過采用不同的碼速率，即從設(shè)計(jì)上保證航天器A和航天器B遙控不會(huì)相互干擾。隨后通過試驗(yàn)驗(yàn)證了該結(jié)論。最后通過飛控實(shí)施的具體措施成功保證了兩航天器的遙控安全。飛行試驗(yàn)表明，上述分析正確，實(shí)施過程合理。