一種基于空空鏈路的雙目標(biāo)中繼信息流設(shè)計方法

盛瑞卿 朱舜杰 邢卓異 白崇延 趙洋

(北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094)

我國探月工程的第三階段將實施月面軟著陸和樣品采集，并將月壤樣品帶回地球。為實現(xiàn)這一目標(biāo)，需要通過月球軌道交會完成樣品轉(zhuǎn)移，實現(xiàn)首次無人月球軌道交會對接[1]。與地球軌道交會對接相比，由于其特殊的深空環(huán)境和測控難度，無人月球軌道交會對接技術(shù)在控制的自主性、快速性以及系統(tǒng)的魯棒性上都有較高的要求。

為實現(xiàn)自主交會對接，需在實施交會對接任務(wù)的目標(biāo)航天器和追蹤航天器上配置交會敏感器，完成兩個航天器的相對位置、速度測量以及相對角度和角速度的測量[2]。根據(jù)目前國內(nèi)外的工程實施情況，交會敏感器一般有微波雷達(dá)、激光雷達(dá)、GPS測量、光學(xué)瞄準(zhǔn)鏡等。其中，微波雷達(dá)除具備相對位置、角度、速度測量功能以外，還具備通信功能[3-4]。

目前，我國在載人航天領(lǐng)域已實現(xiàn)了地球軌道的交會對接技術(shù)，該領(lǐng)域利用空空鏈路實現(xiàn)了將固定的某些目標(biāo)飛行器的遙測數(shù)據(jù)通過載人飛船下行地面站的信息流設(shè)計方案[5]。由于地球軌道交會對接具備GPS和中繼星等手段，可以確保近似全弧段的地面上下行測控鏈路支持，所以利用空空鏈路的方案設(shè)計在時僅考慮了少數(shù)關(guān)鍵下行遙測的單向傳輸能力，未涉及上行遙控支持能力，也不支持雙向全遙測數(shù)據(jù)的傳輸能力。而月球軌道交會對接存在天然的月球遮擋，造成每圈至少有40 min的不可見弧段；同時地面測控資源受限，每個航天器僅有一個深空地面站支持。因此，當(dāng)某個航天器或某個地面站出現(xiàn)通信鏈路故障的情況下，迫切需要兩器依然具備一定的遙控和遙測能力，提高任務(wù)的可靠性。

本文探討了載人航天地球軌道交會對接任務(wù)空空通信任務(wù)的實現(xiàn)方案，實現(xiàn)了一種用于月球軌道交會對接，支持上下行通路雙向自由傳輸?shù)目湛胀ㄐ欧桨浮?/p>

1 空間鏈路架構(gòu)設(shè)計

微波雷達(dá)作為一種交會對接用測量敏感器，除具有捕獲、跟蹤和測量功能外，還具有空空通信功能，可以從目標(biāo)航天器(Target Vehicle，簡稱TV)與追蹤器(Chase Vehicle，簡稱CV)相距約100 km時建立通信鏈路，實現(xiàn)兩飛行器之間的雙向通信。

以空空鏈路建立的兩飛行器通信鏈路為基礎(chǔ)，搭建了地面站、目標(biāo)飛行器、追蹤器之間的雙目標(biāo)中繼通信鏈路，具體雙目標(biāo)中繼鏈路架構(gòu)規(guī)劃的示意圖詳見圖1。

圖1 空空雙中繼鏈路規(guī)劃Fig.1 Bi-objective relay planning based on space to space communication

其中，地面站對目標(biāo)飛行器、追蹤器發(fā)送遙控信號定義為上行鏈路，目標(biāo)飛行器、追蹤器向地面站發(fā)送遙測信號定義為下行鏈路；任一飛行器(目標(biāo)飛行器或追蹤器)向另一飛行器發(fā)送遙控信號定義為前向鏈路，任一飛行器(目標(biāo)飛行器或追蹤器)向另一飛行器發(fā)送遙測信號定義為返向鏈路。

地面站1向目標(biāo)飛行器發(fā)送上行遙控信號TC1(TV/CV)，目標(biāo)飛行器接收到該信號后，解析該信號屬于自身飛行器或追蹤器，若為自身飛行器遙控信號TC1(TV)，則直接譯碼后轉(zhuǎn)發(fā)至相應(yīng)設(shè)備執(zhí)行，若為追蹤器遙控信號TC1(CV)，則通過前向遙控鏈路轉(zhuǎn)發(fā)至追蹤器；目標(biāo)飛行器收集自身的下行遙測信息TM1(TV)的同時，通過返向遙測鏈路接收追蹤器的遙測信息TM1(CV)，目標(biāo)飛行器將兩部分遙測信息按照相關(guān)協(xié)議進(jìn)行組織，經(jīng)調(diào)制后形成下行遙測信號TM1(TV/CV)下傳至地面站1。在此通信過程中，可認(rèn)為目標(biāo)飛行器作為中繼，實現(xiàn)了地面站與追蹤器之間的通信。

同理，地面站2向追蹤器發(fā)送上行遙控信號TC2(CV/TV)，追蹤器可解析出目標(biāo)飛行器遙控信號TC2(TV)，通過前向鏈路轉(zhuǎn)發(fā)至目標(biāo)飛行器；同時，追蹤器可收集目標(biāo)飛行器的遙測信息TM2(TV)，與自身遙測信息一起經(jīng)調(diào)制形成下行遙測信號TM2(CV/TV)下傳至地面站2。在此通信過程中，可認(rèn)為追蹤器作為中繼，實現(xiàn)了地面站與目標(biāo)飛行器之間的通信。

2 空間鏈路協(xié)議設(shè)計

2.1 遙控空間鏈路協(xié)議設(shè)計

遙控空間鏈路主要用于上行鏈路和前向鏈路?？紤]到本文中的上行遙控涉及多個地面站信源及多個航天器用戶端，因此遙控方式選用CCSDS分包遙控體制[6-7]。分包遙控方案中，數(shù)據(jù)注入的數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)、格式采用分層結(jié)構(gòu)，各層的數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)及其關(guān)系如圖2所示。

分包遙控中采用的數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)包括遙控包、遙控傳送幀，其長度可根據(jù)上注需求由用戶自主定義。遙控傳送幀被分為長度固定的短碼塊進(jìn)行差錯編碼，裝入遙控信道傳輸單元(CLTU)中，在其前后加上起始序列和結(jié)尾序列以標(biāo)志一個CLTU的開始和結(jié)束。這些CLTU通過無線調(diào)制后進(jìn)入物理信道，向接收端發(fā)送。在連續(xù)傳送多個CLTU之間可以用空閑序列連接，空閑序列適當(dāng)CLTU不存在時，用來維持比特同步的，其碼字是“0”和“1”交替的序列，長度不限。

因此，一個CLTU可包含若干個遙控傳送幀，一個遙控傳送幀可包含若干個遙測包，一個遙控包可包含若干個遙控應(yīng)用數(shù)據(jù)。為確保路由業(yè)務(wù)的一致性，這里進(jìn)行統(tǒng)一約束，對于一個CLTU，其內(nèi)部的遙控傳送幀可定義為不同航天器；對于一個遙控傳送幀，其內(nèi)部的遙控包則要求對應(yīng)同一航天器。

因此，對于地面上注的一條發(fā)往某航天器的指令，分包遙控對應(yīng)的路由業(yè)務(wù)處理流程如下：首先，在遙控傳送幀數(shù)據(jù)格式中的幀主導(dǎo)頭中，通過航天器標(biāo)識定義，以確定當(dāng)前該遙控傳送幀應(yīng)發(fā)往的航天器；其次，在遙控包數(shù)據(jù)格式中的包主導(dǎo)頭中，通過包標(biāo)識定義，以確定該遙控包所分發(fā)的對應(yīng)設(shè)備。即通過遙控傳送幀的主導(dǎo)頭和遙控包的主導(dǎo)頭唯一確定了一條指令的最終輸出端口。

圖2 分包遙控數(shù)據(jù)格式Fig.2 Format of the telecommand data

2.2 遙測空間鏈路協(xié)議設(shè)計

遙測空間鏈路主要用于下行鏈路和返向鏈路。分包遙測體制[6,8]作為面向傳輸?shù)囊环N動態(tài)調(diào)度機(jī)制，能夠根據(jù)用戶需要靈活調(diào)動不同的源包，并通過虛擬信道調(diào)度，實現(xiàn)多數(shù)據(jù)流使用同一物理信道進(jìn)行數(shù)據(jù)傳輸，更適用于本文所給出的以空空鏈路為基礎(chǔ)構(gòu)建的雙中繼通信鏈路。分包遙測體制中其數(shù)據(jù)格式如圖3所示。

各設(shè)備根據(jù)需要動態(tài)生成自身的遙測源包(E-PDU)并發(fā)送至數(shù)管計算機(jī)，數(shù)管計算機(jī)接收到多路E-PDU后，根據(jù)源包調(diào)度策略生成多路協(xié)議數(shù)據(jù)單元(M-PDU)，之后將其構(gòu)造成適合虛擬信道傳輸?shù)奶摂M信道數(shù)據(jù)單元(VCDU)，交給物理層進(jìn)行傳輸。在物理信道的傳輸中，每一個VCDU被封裝在一個信道訪問數(shù)據(jù)單元(CADU)中，CADU提供長度固定的信道訪問時隙，由同步標(biāo)識符劃分每個時隙的界限。

與分包遙控體制不同的是，分包遙測體制中VCDU可根據(jù)業(yè)務(wù)等級不同選擇是否進(jìn)行差錯控制編碼，構(gòu)成編碼虛擬信道數(shù)據(jù)單元(CVCDU)；用戶自定義數(shù)據(jù)長度僅限最大長度相比，分包遙測中每個VCDU/CVCDU中的數(shù)據(jù)域長度是固定的。

分包遙測具備虛擬信道調(diào)度和源包調(diào)度兩級調(diào)度機(jī)制，通過這兩種調(diào)度機(jī)制，以滿足地面根據(jù)不同的應(yīng)用過程將各個源包分發(fā)到不同的數(shù)據(jù)宿。

要實現(xiàn)源包調(diào)度，需要在E-PDU數(shù)據(jù)格式中，通過包主導(dǎo)頭中定義應(yīng)用過程標(biāo)識符，以區(qū)分該遙測源包對應(yīng)設(shè)備端的第幾路源包；要實現(xiàn)虛擬信道調(diào)度，則需要在VCDU數(shù)據(jù)格式中，通過VCDU主導(dǎo)頭中定義VC-ID號，以區(qū)分當(dāng)前使用的VC信道。

因此，當(dāng)一個CADU形成以后，也就唯一確定了當(dāng)前數(shù)據(jù)域各源包的下傳調(diào)度周期。

圖3 分包遙測數(shù)據(jù)格式Fig.3 Format of packet telemetry data

2.3 雙目標(biāo)空間鏈路通信協(xié)議

對于具備中繼功能的航天器，除實現(xiàn)常規(guī)對地通信外，還需具備數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)功能。因此，要求航天器上執(zhí)行數(shù)據(jù)管理功能的數(shù)管計算機(jī)至少包括3個功能模塊：對地數(shù)據(jù)通信模塊、數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)模塊以及數(shù)據(jù)分發(fā)/采集模塊。其中，對地數(shù)據(jù)通信模塊主要實現(xiàn)與地面站遙控數(shù)據(jù)接收及遙測數(shù)據(jù)發(fā)送的功能；數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)模塊主要實現(xiàn)將本機(jī)的遙控數(shù)據(jù)和遙測數(shù)據(jù)發(fā)往另一航天器的功能；數(shù)據(jù)分發(fā)/采集模塊主要實現(xiàn)將處理后的遙控數(shù)據(jù)發(fā)往執(zhí)行端設(shè)備以及采集各執(zhí)行端設(shè)備組織形成遙測數(shù)據(jù)的功能。對應(yīng)于本文所選用的上行分包遙控體制和下行分包遙測體制，遙控數(shù)據(jù)信息和遙測數(shù)據(jù)信息在整個通信鏈路中的傳遞路徑如圖4、圖5所示。

地面站與器上航天器統(tǒng)一采用上行遙控通信鏈路傳輸單元(CLTU)、下行遙測信道訪問數(shù)據(jù)單元(CADU)進(jìn)行數(shù)據(jù)交互；兩個航天器之間遙控信息通過遙控傳送幀、遙測信息通過虛擬信道數(shù)據(jù)單元(VCDU)進(jìn)行數(shù)據(jù)交互；單一航天器內(nèi)部數(shù)管計算機(jī)與各執(zhí)行機(jī)構(gòu)遙控信息通過遙控包、遙測信息通過遙測源包(E-PDU)進(jìn)行信息交互。

圖4 以目標(biāo)飛行器為中繼信息交互圖Fig.4 Information interaction using TV relay

圖5 以追蹤器為中繼信息交互圖Fig.5 Information interaction using CV relay

3 工程實踐

3.1 雙目標(biāo)中繼信息流設(shè)計實例

本節(jié)以某無人月球軌道交會對接深空探測器為例，給出了基于空空鏈路的目標(biāo)飛行器與追蹤器上、下行信息流設(shè)計結(jié)果。目標(biāo)飛行器、追蹤器均配置有數(shù)管計算機(jī)(System Management Unit, SMU)和控制計算機(jī)GNCC(Guidance Navigation Control Controller, GNCC)，用于數(shù)據(jù)管理與制導(dǎo)、導(dǎo)航控制。除以之外，目標(biāo)飛行器作為主動飛行器，配置空空敏感器微波雷達(dá)；追蹤器作為被動飛行器，配置空空敏感器微波雷達(dá)應(yīng)答機(jī)。SMU作為BC端與GNCC采用1553B總線進(jìn)行互聯(lián)；GNCC作為主叫方與微波雷達(dá)、微波雷達(dá)應(yīng)答機(jī)采用RS422總線進(jìn)行互聯(lián)；微波雷達(dá)與微波雷達(dá)應(yīng)答機(jī)之間則采用空空鏈路實現(xiàn)通信。

3.1.1 上行遙控信息流

地面站上行的遙控信號通過測控設(shè)備轉(zhuǎn)發(fā)至目標(biāo)飛行器側(cè)數(shù)管計算機(jī)SMU_TV，SMU_TV經(jīng)射頻解碼后，解析出各個遙控傳送幀，并判斷該遙控傳送幀歸屬地為目標(biāo)飛行器(TV)或追蹤器(CV)，其中繼上行遙控信息流如圖6、7所示。

圖6 以目標(biāo)飛行器為中繼上行遙控信息流Fig.6 Information flow of telecommand using TV relay

若為當(dāng)前航天器的遙控傳送幀，則數(shù)管計算機(jī)解析出該遙控傳送幀的各個遙控包，通過1553B總線發(fā)送至各個RT設(shè)備端執(zhí)行。

若為另一航天器的遙控傳送幀，則處理流程如下，這里以目標(biāo)飛行器(TV)接收到追蹤器(CV)的遙控數(shù)據(jù)為例進(jìn)行說明。

(1)目標(biāo)飛行器側(cè)數(shù)管計算機(jī)SMU_TV將該遙控傳送幀發(fā)送至RT設(shè)備端的控制計算機(jī)GNCC_TV特定接收緩沖區(qū)，等待其取走。

(2)GNCC_TV周期性輪詢該接收緩沖區(qū)，當(dāng)查詢到數(shù)據(jù)后，將該數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)至微波雷達(dá)主機(jī)。

(3)微波雷達(dá)主機(jī)通過空空鏈路將數(shù)據(jù)發(fā)送至微波雷達(dá)應(yīng)答機(jī)。

(4)追蹤器側(cè)控制計算機(jī)GNCC_CV周期性輪詢微波雷達(dá)應(yīng)答機(jī)接收數(shù)據(jù)緩沖區(qū)，當(dāng)查詢到數(shù)據(jù)后，將該數(shù)據(jù)放置總線發(fā)送緩沖區(qū)，并向追蹤器端SMU提出服務(wù)請求。

(5)追蹤器側(cè)數(shù)管計算機(jī)SMU_CV周期性查詢各RT終端服務(wù)請求，當(dāng)接收到GNCC_CV提出的該服務(wù)請求后，立即從其發(fā)送緩沖區(qū)接受該遙控指令幀，并清除其服務(wù)請求位。

(6)SMU_CV接收到該遙控指令幀后，則對其進(jìn)行解析得到各個遙控包，通過1553B總線發(fā)送至各個RT設(shè)備端執(zhí)行。

圖7 以追蹤器為中繼上行遙控信息流Fig.7 Information flow of telecommand using CV relay

3.1.2 下行遙測信息流

目標(biāo)飛行器(TV)和追蹤器(CV)端數(shù)管計算機(jī)通過測控設(shè)備下行的遙測數(shù)據(jù)應(yīng)具備按照虛擬信道調(diào)度策略分時調(diào)度虛擬調(diào)度功能，完成兩個航天器的遙測源包下傳，其中繼下行遙控信息流如圖8、9所示。這里以目標(biāo)飛行器通過空空信道接收到追蹤器的遙測數(shù)據(jù)為例，介紹下行遙測信息流的處理流程。

(1)追蹤器側(cè)數(shù)管計算機(jī)SMU_CV周期性通過1553B總線接收來自各個RT設(shè)備端的遙測源包(E-PDU)后，按遙測源包調(diào)度周期完成遙測源包的調(diào)度及其封裝，形成虛擬信道數(shù)據(jù)單元VCDU-CV，其中VCDU-CV中的VC-ID標(biāo)識設(shè)置為追蹤器常規(guī)遙測源包。

(2)SMU_CV將形成后的VCDU-CV通過1553B總線發(fā)送至RT設(shè)備端的控制計算機(jī)GNCC_CV特定接收緩沖區(qū)，等待CCU取走。

圖8 以目標(biāo)飛行器為中繼下行遙測信息流Fig.8 Information flow of telemetry using TV relay

(3)GNCC_CV周期性輪詢該接收緩沖區(qū)，當(dāng)查詢到數(shù)據(jù)后，將該數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)至微波雷達(dá)應(yīng)答機(jī)。

(4)微波雷達(dá)應(yīng)答機(jī)通過空空鏈路將數(shù)據(jù)發(fā)送至微波雷達(dá)主機(jī)。

(5)目標(biāo)飛行器側(cè)控制計算機(jī)GNCC_TV周期性輪詢微波雷達(dá)主機(jī)接收數(shù)據(jù)緩沖區(qū)，當(dāng)查詢到數(shù)據(jù)后，將該數(shù)據(jù)放置總線發(fā)送緩沖區(qū)，等待數(shù)管計算機(jī)取走。

(6)目標(biāo)飛行器側(cè)數(shù)管計算機(jī)SMU_TV周期性查詢各RT終端發(fā)送緩沖區(qū)數(shù)據(jù)，取走各RT終端的遙測源包以及GNCC_TV特定發(fā)送緩沖區(qū)的VCDU-CV數(shù)據(jù)。

圖9 以追蹤器為中繼下行遙測信息流Fig.9 Information flow of telemetry using CV relay

(7)SMU-TV接收到數(shù)據(jù)后，將各RT終端的遙測源包按照遙測源包調(diào)度周期進(jìn)行調(diào)度和封裝，形成虛擬信道數(shù)據(jù)單元VCDU-TV，其中VC-ID標(biāo)識設(shè)置為目標(biāo)飛行器常規(guī)遙測源包。

(8)SMU-TV按照虛擬信號調(diào)度策略分時調(diào)度VCDU-CV和VCDU-TV，完成目標(biāo)飛行器和追蹤器兩個飛行器的遙測源包下傳。

3.2 試驗驗證

為驗證上述設(shè)計方案的正確性，搭建試驗驗證平臺進(jìn)行數(shù)據(jù)流通性驗證和數(shù)值分析，試驗設(shè)備連接示意圖如圖10所示。

該試驗系統(tǒng)中，SMU和GNCC之間采用1553B總線互聯(lián)，選用國產(chǎn)J61580R芯片實現(xiàn)；GNCC與微波雷達(dá)、微波雷達(dá)應(yīng)答機(jī)之間均采用RS-422平衡式異步串行接口，選用標(biāo)準(zhǔn)的差分發(fā)送和接收芯片HS1-26C31和HS1-26C32實現(xiàn)；微波雷達(dá)及其應(yīng)答機(jī)之間通過微波高頻信道完成偽碼調(diào)制信號的發(fā)射與接收。各設(shè)備之間的數(shù)據(jù)傳輸碼率均以航天器已完成在軌試驗驗證的速率進(jìn)行設(shè)置，如表1所示。

表1 參數(shù)設(shè)置說明

圖10 試驗系統(tǒng)連接示意圖Fig.10 Connection of experimental system

利用試驗系統(tǒng)，進(jìn)行測試項目的驗證：

(1)通過目標(biāo)飛行器主控服務(wù)器發(fā)送追蹤器遙控指令，對目標(biāo)飛行器作為中繼的指令信道連通性進(jìn)行驗證；

(2)通過追蹤器主控服務(wù)器發(fā)送目標(biāo)飛行器遙控指令，對追蹤器作為中繼的指令信道連通性進(jìn)行驗證；

(3)通過目標(biāo)飛行器主控服務(wù)器，修改SMU_TV中追蹤器虛擬信道調(diào)度周期，對目標(biāo)飛行器作為中繼下行追蹤器遙測的信道連通性進(jìn)行驗證；

(4)通過追蹤器主控服務(wù)器，修改SMU_CV中目標(biāo)飛行器虛擬信道調(diào)度周期，對追蹤器作為中繼下行目標(biāo)飛行器遙測的信道連通性進(jìn)行驗證。

在對上述信道連通性進(jìn)行驗證的基礎(chǔ)上，同時對信道的傳輸性能進(jìn)行評估。以下主要從兩航天器間數(shù)據(jù)傳輸率和數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)延時進(jìn)行評估。

兩航天器間的數(shù)據(jù)傳輸分別經(jīng)過1553B總線、RS422總線以及空空鏈路。根據(jù)上述信息流傳輸路徑，器間數(shù)據(jù)鏈路的數(shù)據(jù)傳輸率

RBI-O=

由于1553B、RS422總線數(shù)據(jù)傳輸率遠(yuǎn)大于空空鏈路的通信能力，因此，兩航天器間數(shù)據(jù)鏈路的傳輸率近似等效于空空鏈路的傳輸率，即RBI-O≈RMW。

圖11給出了不同長度下器間鏈路時延試驗結(jié)果，可以看出，隨著遙控注入數(shù)據(jù)長度的增加，時延相對變大。針對目前月球無人采樣返回任務(wù)中所涉及到的最大長度1024 bit范圍內(nèi)的注入數(shù)據(jù)而言，基本時延不超過1 s左右。考慮到地月之間的距離大約為40萬千米，僅電波的傳輸需要的時間至少需要1.3 s，因此不足1 s的數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)時延能夠適應(yīng)月球無人采樣返回任務(wù)中應(yīng)急情況下在軌航天器的數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)需求。而當(dāng)數(shù)據(jù)長度超過1024 bit后，數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)延時變化較大，因此對于需要上注超長注入數(shù)據(jù)時，需要額外評估其注入所引入的延時風(fēng)險。

圖11 不同字節(jié)長度器上傳輸時延對比Fig.11 Uplink delay ratio for different byte lengths

4 結(jié)束語

航天器的在軌運行，需要通過地面站上注指令并接收器上遙測進(jìn)行航天器在軌操作和狀態(tài)維護(hù)。因此，地面站與器上測控設(shè)備之間的通信鏈路就顯得尤為重要。目前，航天器在軌上下行主要依靠地面站與器上測控設(shè)備之間的通信完成。本文在此基礎(chǔ)上，通過相對導(dǎo)航敏感器建立的鏈路，實現(xiàn)了單一航天器除利用自身測控設(shè)備與地面站建立聯(lián)系外，還可通過地面站、另一航天器的測控設(shè)備以及空空鏈路構(gòu)建一條備份通路，用于上下行數(shù)據(jù)的自由傳輸。該方案是月球無人軌道交會對接任務(wù)中確保任務(wù)可靠性的一種重要技術(shù)手段，可作為在軌某一地面站或某一航天器測控設(shè)備出現(xiàn)故障時進(jìn)行上下行鏈路備份的保障手段。

通過對空間數(shù)據(jù)傳輸協(xié)議以及器地上下行鏈路進(jìn)行設(shè)計，給出了一種適用于月球軌道交會對接的空空通信實現(xiàn)方案，通過試驗驗證，該空空通信方案期間傳輸速率可達(dá)4 kbit/s，傳輸時延在數(shù)據(jù)長度不超過1024 bit時最高不超過1 s，可以完全滿足在應(yīng)急和故障條件下遙控和遙測數(shù)據(jù)的傳輸能力，對于未來的多器配合運行的深空探測任務(wù)具有重要的參考價值。