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    高碼率全程天基測控關(guān)鍵技術(shù)研究

    2020-08-14 04:46:24宮長輝張金剛周廣銘
    關(guān)鍵詞:天基碼率相控陣

    王 洋,宮長輝,張金剛,周廣銘,容 易

    (北京宇航系統(tǒng)工程研究所,北京,100076)

    0 引 言

    從提升測控對任務(wù)的適應(yīng)性、降低飛行測控成本、兼顧短期在軌段測控需求等因素綜合考慮,未來運(yùn)載火箭采用全程天基遙測為主、地基遙測為輔的方案[1]可降低發(fā)射任務(wù)對天氣因素及測量船的依賴,通過火箭測控系統(tǒng)與中繼星建立雙向數(shù)據(jù)傳輸鏈路,將箭上遙測數(shù)據(jù)傳輸至地面,將地面遙控指令上傳至箭上,實現(xiàn)高碼率全程天基測控。多星/多天線智能切換技術(shù)、自適應(yīng)跟蹤中繼星技術(shù)、瓦片式相控陣天線技術(shù)、高效雙向遞歸編碼算法技術(shù)等是突破高碼率全程天基測控技術(shù)的關(guān)鍵。

    1 國內(nèi)外研究情況

    中繼衛(wèi)星系統(tǒng)是利用高軌衛(wèi)星實現(xiàn)對中低軌飛行器數(shù)據(jù)傳輸和跟蹤測軌的空間信息傳輸系統(tǒng),具有覆蓋范圍廣、實時性強(qiáng)、費(fèi)用低廉等優(yōu)勢。美國航空航天局(National Aeronautics and Sрace Administration,NASA)率先建成了世界上第1個跟蹤與數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星系統(tǒng)(Tracking&Data Relay Satellite System,TDRSS),俄羅斯、歐洲國家、日本以及中國也紛紛建設(shè)了自己的跟蹤與數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星系統(tǒng),實現(xiàn)了對低軌航天器的近100%覆蓋,減少地面測控站的數(shù)量,節(jié)約成本,利用中繼衛(wèi)星進(jìn)行火箭測控已成為今后國內(nèi)外航天測控領(lǐng)域研究與發(fā)展的重要方向之一。目前,美國、歐洲國家的數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星基本上均采用 Ka頻段進(jìn)行高速數(shù)據(jù)傳輸。

    中國目前的遠(yuǎn)望測量船,主要服務(wù)于運(yùn)載火箭主動段測控、衛(wèi)星測控、載人航天任務(wù)測控等飛行試驗測控任務(wù),隨著新型運(yùn)載火箭的研制飛行及航天發(fā)射任務(wù)的快速增長,現(xiàn)有測量船已無法滿足當(dāng)前各型運(yùn)載火箭高密度發(fā)射測控需求。而且,地基測控系統(tǒng)受地球曲率影響,只能在有限區(qū)域內(nèi)對飛行器進(jìn)行跟蹤,而天基測控系統(tǒng)只需3顆衛(wèi)星就可實現(xiàn)對低軌飛行器的全球覆蓋。

    2 高碼率全程天基測控系統(tǒng)

    根據(jù)對未來運(yùn)載火箭箭上遙測參數(shù)規(guī)模的初步預(yù)估,提出了高碼率遙測下行通道的無線測控架構(gòu)[2]。

    天基S頻段測控帶寬窄,傳輸速率受到限制,為了滿足高速天基測控的需求,采用天基Ka頻段實現(xiàn)對火箭的全程遙測數(shù)據(jù)中繼下傳。為了滿足高速率下的Ka天基數(shù)傳返向EIRP值,Ka頻段返向相控陣天線的波束寬度較窄,因此Ka天基測控對天線波束指向精度要求較高。

    為提高全程天基測控系統(tǒng)的可靠性,采用3副Ka相控陣天線,均布于箭體表面。Ka頻段相控陣天線可根據(jù)Ka天基測控終端的指令,進(jìn)行天線切換,在短期在軌工作段或故障模式時按需使用。

    Ka天基測控系統(tǒng)箭上部分主要由Ka天基測控終端、Ka相控陣天線兩部分組成。天基測控系統(tǒng)組成如圖1所示。

    圖1 天基測控系統(tǒng)組成框圖Fig.1 Diagram of Sрace-based TT&C

    3 關(guān)鍵技術(shù)及解決途徑

    3.1 多星/多天線智能切換技術(shù)

    通過對天基測控弧段進(jìn)行仿真分析表明[3~5],通過多顆中繼衛(wèi)星接力,采用多星/多天線智能切換技術(shù),確保在正常飛行和故障飛行狀態(tài)下均可獲得關(guān)鍵遙測和遙控數(shù)據(jù),實現(xiàn)全程無盲區(qū)天基測控。Ka頻段相控陣天線可根據(jù) Ka天基測控終端的指令,進(jìn)行天線切換,在短期在軌工作段或故障模式時按需使用。以典型天基指向角α、β為例,如圖2、圖3所示。

    圖2 天基α指向角Fig.2 Direction Angleα of TDRSS

    圖3 天基β指向角Fig.3 Direction Angleβ of TDRSS

    單副相控陣天線受限于自身波束范圍,約為±60°圓錐角。而中繼天線一般均布于箭體表面,因此β指向角范圍為30~150°。經(jīng)天基指向角仿真分析,需要進(jìn)行中繼衛(wèi)星的切換。為提高全程天基的可靠性,天基測控系統(tǒng)擬采用3副Ka相控陣天線,均布于箭體表面,3副相控陣天線天線1、天線2和天線3安裝角度分別為0α、0α+120°和0α+240°,可根據(jù)Ka相控陣終端指令,進(jìn)行天線切換,在短期在軌工作段或故障模式時按需使用。由此,天基 Ka在 0~360°的α角內(nèi)無盲區(qū)。

    考慮到異常飛行情況,擬采用多星/多天線智能切換技術(shù),多星/多天線的切換策略及工作流程初步設(shè)計見圖4。

    圖4 多星/多天線的切換策略及工作流程Fig.4 Switching Strategy and Work Flow of Multi-satellite and Multi-antenna

    在天基設(shè)備加電、相控陣天線開機(jī)時,完成初始裝訂,例如裝訂為中繼衛(wèi)星01星和天線1,進(jìn)行程序跟蹤。中繼衛(wèi)星根據(jù)返向相控陣天線發(fā)送的信息進(jìn)行自跟蹤捕獲,待中繼衛(wèi)星完成捕獲相控陣天線,發(fā)送前向信息。前向相控陣天線接收中繼衛(wèi)星的前向信息,待基帶完成對擴(kuò)頻的捕獲且穩(wěn)定之后切換到自跟蹤模式。若基帶失鎖則返回到程序跟蹤模式。同時,對當(dāng)前的衛(wèi)星天線組合進(jìn)行判斷,并考慮到頻繁切換對通信產(chǎn)生不利影響,若當(dāng)前組合滿足通信條件(不被地球遮擋,且跟蹤離軸角小于60°),則繼續(xù)保持當(dāng)前組合進(jìn)行通信,若不滿足條件(考慮設(shè)計余量和噪聲影響,連續(xù)多次不滿足才認(rèn)為不滿足),則選擇最優(yōu)衛(wèi)星天線組合然后進(jìn)入程序跟蹤模式,如此循環(huán),直到任務(wù)結(jié)束。

    最優(yōu)衛(wèi)星天線組合的策略選擇如下[6]:若當(dāng)前相控陣天線不能通信時,則需要切換相控陣天線或者中繼衛(wèi)星通信。通常相控陣天線的掃描范圍是以天線法線為中心,±60°內(nèi)的圓錐角,天線掃描角度越大,增益越低,所以當(dāng)其它條件相同時,天線坐標(biāo)系中中繼衛(wèi)星方向離軸角越小的組合,被選擇的概率越大。當(dāng)運(yùn)載火箭與中繼衛(wèi)星的視距被地球遮擋時,無法進(jìn)行通信,需將此情況的組合排除。

    3.2 瓦片式相控陣天線技術(shù)

    有源 Ka頻段相控陣天線通常可分為“磚塊式”(brick)和“瓦片式”(tile)兩種結(jié)構(gòu)[7]。兩者最主要的差異,體現(xiàn)在收發(fā)(Transmitter and Receiver,T/R)組件的集成方式上。磚塊式集成方式主要指T/R組件采用縱向布局,橫向裝配的集成形式;瓦片式集成方式主要指T/R組件采用橫向布局,縱向裝配,垂直互聯(lián)的集成形式。兩種T/R組件集成方式如圖5所示。從圖5中可以看出,瓦片式組件的擴(kuò)展性優(yōu)于磚塊式組件。磚塊式組件只能一維方向擴(kuò)展,而瓦片式組件能夠?qū)崿F(xiàn)二維方向擴(kuò)展。

    圖5 有源相控陣T/R組件集成方式Fig.5 Integration Mode of T/R Module of Active Phased Array Antenna

    目前中國 Ka頻段天基測控系統(tǒng)采用的天線形式大多為磚塊式相控陣天線,擴(kuò)展性差、集成度低、質(zhì)量較大。相比磚塊式T/R組件,瓦片式T/R組件在經(jīng)濟(jì)性、尺寸、質(zhì)量等方面更具有優(yōu)勢,更加貼合運(yùn)載火箭 Ka天基相控陣天線的應(yīng)用需求,其難點在于T模塊多通道多功能芯片設(shè)計。

    T組件由若干T模塊組成,主要實現(xiàn)功率分配、信號放大、幅相調(diào)整、射頻芯片電源關(guān)斷等功能。由于高碼率導(dǎo)致通道數(shù)量龐大,對多通道的一致性和成本具有很高的要求。多通道多功能芯片是實現(xiàn)瓦片式T模塊的核心,采用多通道合一的系統(tǒng)集成芯片(System on Chiр,SoC)設(shè)計,高密度集成多路高效率功率放大器、多路VM移相器及一個功分器,除滿足發(fā)射功率、效率或增益等要求外,還需考慮陣元間距的限制。由于工作頻率在Ka頻段,多通道多功能芯片受到寄生參數(shù)的影響很大,性能指標(biāo)的實現(xiàn)很大程度取決于加工制造的工藝能力,精密加工和微組裝工藝是研制該芯片必不可少的環(huán)節(jié)。多通道多功能芯片通過芯片級的集成技術(shù),采用半導(dǎo)體工藝提高電路集成度,減少模塊級電路的復(fù)雜程度和人工處理的環(huán)節(jié),提高產(chǎn)品的一致性,同時還可降低生產(chǎn)成本。

    T模塊組件整體的設(shè)計采用了瓦片式結(jié)構(gòu),如圖6所示,腔體、蓋板、波控子板等零部件進(jìn)行垂直互聯(lián),相對于傳統(tǒng)的磚塊式結(jié)構(gòu)大大降低了組件的厚度,不足磚塊式模塊的1/3。節(jié)省了電路板、結(jié)構(gòu)件,瓦片式模塊的質(zhì)量相對磚塊式模塊也大幅下降,同等通道數(shù)量下,質(zhì)量不足磚塊式模塊的1/2,實現(xiàn)相控陣天線的輕、薄設(shè)計。

    圖6 T模塊瓦片式垂直互連Fig.6 Vertical Interconnection of Tile-Tyрe T Module

    3.3 自適應(yīng)跟蹤中繼星技術(shù)

    相控陣天線常用的跟蹤中繼星方式有兩種:程序跟蹤及自跟蹤[8,9]。其中程序跟蹤先通過測量確定運(yùn)載火箭的空間位置和姿態(tài),然后計算出運(yùn)載火箭天線沿目標(biāo)衛(wèi)星運(yùn)行軌跡的指向角度,程序控制天線跟蹤目標(biāo)衛(wèi)星。自跟蹤主要利用測角算法對中繼星進(jìn)行跟蹤。程序跟蹤方式簡單,對平臺和運(yùn)載火箭天線控制要求不高。適合天線波束寬、運(yùn)載火箭位置誤差小、對跟蹤精度要求不高的星箭鏈路。對于天線波束窄,對跟蹤精度要求高的鏈路,就必須使用高精度的自跟蹤測角算法。程序跟蹤受制于自身角度更新頻率低,而自跟蹤受前向信息的制約,兩者均有局限性。因此,跟蹤方案除具備上述兩種跟蹤模式外,還采用程序跟蹤與自跟蹤結(jié)合方案,兩者相輔相成,共同實現(xiàn)自適應(yīng)跟蹤中繼衛(wèi)星技術(shù)。

    自適應(yīng)跟蹤方案中,由程序跟蹤提供目標(biāo)初始信息,自跟蹤立即接替跟蹤任務(wù),根據(jù)初始位置信息,確定目標(biāo)的粗略位置。前向相控陣天線快速反應(yīng),在此基礎(chǔ)上進(jìn)行單脈沖和差測角,確定目標(biāo)精確位置,并進(jìn)行跟蹤任務(wù),同時返向相控陣天線正常工作。當(dāng)自跟蹤失效時,程序跟蹤接替跟蹤任務(wù),直至自跟蹤重新工作,再將跟蹤任務(wù)移交自跟蹤。實現(xiàn)過程中包含以下幾種情況:

    a)當(dāng)程控信息和解擴(kuò)后信息都正常有效時,程序跟蹤與自跟蹤相互配合,完成對目標(biāo)的初始定位與跟蹤。

    b)當(dāng)程序跟蹤或自跟蹤有一個出現(xiàn)異常時,采取一定的補(bǔ)救措施,在一定條件下仍然可以跟蹤中繼星。下面分兩種情況討論:

    1)當(dāng)沒有收到前向信息時,或者基帶模塊未實現(xiàn)捕獲時,只能使用程序跟蹤模式。此條件下,由于無法獲取有效的解擴(kuò)后信息,無法啟用測角模塊。如果采用傳統(tǒng)的程序跟蹤算法,當(dāng)自轉(zhuǎn)角速度較大時,系統(tǒng)無法滿足跟蹤要求,可對程序跟蹤算法做適當(dāng)改進(jìn)??紤]實現(xiàn)復(fù)雜度,可采用線性插值方法進(jìn)行擬合插值,預(yù)測出當(dāng)前時刻的波束指向角。

    2)當(dāng)程控信息獲取失效,而解擴(kuò)信息有效時,采用自跟蹤模式。程序跟蹤失效,意味著只能通過測角模塊來獲取角度信息。此條件下,測角過程可分為粗估計和精估計,系統(tǒng)剛啟動時,由于測角模塊沒有獲得任何先驗信息,先在全空域進(jìn)行盲搜索,并且搜索的步進(jìn)較大。當(dāng)粗略搜索到信號時,縮小搜索步進(jìn),切換為精估計進(jìn)行跟蹤。

    后續(xù)還需進(jìn)一步優(yōu)化設(shè)計程序跟蹤、自跟蹤、自適應(yīng)跟蹤策略的算法,以優(yōu)質(zhì)的硬件為基礎(chǔ),減少程序算法及硬件資源引起的波束指向誤差。

    3.4 高效雙向遞歸編碼算法

    天基下行傳輸速率較高,傳統(tǒng)的信道編碼調(diào)制方式不足以滿足高速天基測控的需求,亟待研究并實現(xiàn)一種新型的高效編碼算法。

    根據(jù)中繼衛(wèi)星系統(tǒng)數(shù)據(jù)傳輸技術(shù)規(guī)范,實現(xiàn)天基下行高碼率信息傳輸,下行鏈路采用國際空間數(shù)據(jù)系統(tǒng)咨詢委員會(Consultative Committee for Sрace Data Systems,CCSDS)定義的幀傳輸結(jié)構(gòu)、QPSK調(diào)制方式,信道編碼采用碼長為6144的2/3編碼效率的低密度奇偶校驗碼(Low Density Parity Check Code,LDPC)。但是,傳統(tǒng)串行編碼方式使用寄存器搭建運(yùn)算矩陣,在高速數(shù)傳工況下,矩陣運(yùn)算所產(chǎn)生功耗大幅上升,無法應(yīng)用于箭載高速數(shù)傳平臺。

    CCSDS于2007年9月發(fā)布的橙皮書中提到了兩類LDPC碼[10]:a)基于有限幾何構(gòu)造的高碼率LDPC碼,推薦應(yīng)用于近地軌道航天器;b)累積-重復(fù)-累積碼(Accumulate Reрeat Accumulate Code,ARA 碼),推薦應(yīng)用于深空通信系統(tǒng)。

    天基下行鏈路選擇用于深空通信的累積重復(fù)參差累積碼(Accumulate Reрeat Jagged Accumulate Code,AR4JA碼)構(gòu)造LDPC碼,并根據(jù)準(zhǔn)循環(huán)雙對角LDPC碼的結(jié)構(gòu)特性,使用一種雙向遞歸的方式進(jìn)行快速編碼。通過使用一種行間串行計算列間并行計算的編碼器結(jié)構(gòu),并采用校驗向量的雙向遞歸快速流水線計算方法,最終設(shè)計了一種高吞吐量的LDPC碼編碼器硬件實現(xiàn)方案,在硬件電路上完成了FPGA相關(guān)功能模塊的上板測試,滿足高碼率天基返向信息高速傳輸?shù)男枨?。采用這種雙向遞歸快速編碼算法,編碼在硬件實現(xiàn)上具有運(yùn)算簡單,并行度高,資源占用少和布線復(fù)雜度低等一系列優(yōu)點。

    4 結(jié)束語

    本文結(jié)合未來運(yùn)載火箭總體需求,闡述了運(yùn)載火箭全程天基測控方案,并詳細(xì)介紹了高碼率全程天基測控的若干關(guān)鍵技術(shù)及解決途徑。運(yùn)載火箭全程天基測控大大減少地面測控站和海上測量船的需求;全程Ka頻段高碼率返向信息傳輸,與現(xiàn)有的S頻段測控進(jìn)行對比,無論在傳輸速率、抗干擾能力等方面,都具有明顯優(yōu)勢;自適應(yīng)跟蹤中繼衛(wèi)星,以單脈沖測角技術(shù)為核心,實現(xiàn)天基測控系統(tǒng)自閉環(huán)的跟蹤中繼衛(wèi)星能力,與程序跟蹤互為備份,增加了跟蹤手段,極大提高跟蹤的可靠性。本文提出的相關(guān)技術(shù)成果也可推廣運(yùn)用于運(yùn)載上面級、航空器以及星載等天基測控系統(tǒng)中。

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