航天器中繼天線跟蹤角度實(shí)時預(yù)算方法

黃克武，朱 珂，張 偉，齊 鑫

(中國空間技術(shù)研究院 載人航天總體部，北京 100094)

航天器天基測控通信是指在航天器系統(tǒng)與中繼衛(wèi)星系統(tǒng)間建立的天地通信中繼傳輸鏈路，可以為航天器飛行任務(wù)執(zhí)行提供測控與通信保障。在國際空間站及我國空間站建設(shè)中，天基測控通信已作為載人飛船、貨運(yùn)飛船、空間站各艙段的主要測控通信手段。其中，中繼天線承擔(dān)著建立航天器與中繼衛(wèi)星系統(tǒng)之間通信鏈路的橋梁作用，負(fù)責(zé)指向中繼衛(wèi)星從而為建立中繼S、Ka雙頻段的測控通信鏈路創(chuàng)造前提條件[1-4]。

中繼天線為伺服驅(qū)動型反射面天線，其指向角度的準(zhǔn)確性決定了中繼鏈路的穩(wěn)定性和可靠性[5-7]。在地面測試和在軌應(yīng)用時，對中繼天線的指向角度進(jìn)行實(shí)時預(yù)算和驗(yàn)證，進(jìn)而判斷各種復(fù)雜工況下中繼天線伺服機(jī)構(gòu)工作的設(shè)計正確性和執(zhí)行準(zhǔn)確性，這對航天器飛控任務(wù)實(shí)施具有十分重要的意義[8-10]。

采用STK(Satellite Tool Kit)通用仿真工具進(jìn)行中繼天線跟蹤角度實(shí)時預(yù)算仿真分析[11-15]，無法直接與航天器AIT(Assembly, Integration and Test)測試過程相結(jié)合，測試數(shù)據(jù)與通用軟件接口格式不匹配[16]，依賴人工分析，效率較低。此外，其在航天器研制過程采用抽樣驗(yàn)證，在全過程控制、實(shí)時性、各階段一致性等方面存在不足。為提高對中繼天線指向角度判讀的效率，實(shí)現(xiàn)對遙測數(shù)據(jù)實(shí)時比對判讀，及時發(fā)現(xiàn)測試中存在的問題，提高產(chǎn)品質(zhì)量并保證產(chǎn)品測試及驗(yàn)證的全面性、有效性和規(guī)范性，亟需解決中繼天線跟蹤角度實(shí)時預(yù)算及驗(yàn)證這一難題。

本文提出了一種中繼天線跟蹤角度實(shí)時預(yù)算方法并進(jìn)行了軟件實(shí)現(xiàn)。該方法利用航天器軌道、天線波束及坐標(biāo)系關(guān)系建立中繼天線指向角度等效模型；結(jié)合航天器飛行姿態(tài)和實(shí)時遙測，優(yōu)化天線指向角度預(yù)算和驗(yàn)證的流程，自主開發(fā)中繼天線指向角度預(yù)算和驗(yàn)證軟件。軟件根據(jù)中繼天線指向角度預(yù)算及驗(yàn)證軟件計算出的理論指向角度，實(shí)時接收綜合測試地面服務(wù)器播出的中繼天線指向角度遙測數(shù)據(jù)，并進(jìn)行實(shí)時比對判讀，實(shí)現(xiàn)了中繼天線的跟蹤角度預(yù)算和實(shí)時測試結(jié)果驗(yàn)證，提升了中繼終端產(chǎn)品研制過程的質(zhì)量控制及研制人員的設(shè)計能力。本文方法既可用于實(shí)時測試過程天線角度跟蹤結(jié)果比對，也可用于進(jìn)行各種姿態(tài)下的測控TTC(Tracking, Telemetry and Commanding)覆蓋區(qū)實(shí)時預(yù)測。

1 中繼天線跟蹤角度實(shí)時預(yù)算方法設(shè)計

傳統(tǒng)中繼天線跟蹤角度預(yù)算方法根據(jù)航天器軌道、中繼衛(wèi)星軌道、中繼天線視場計算中繼天線指向，進(jìn)而獲取測控覆蓋區(qū)。在航天器測試過程中，通過將預(yù)算所得的中繼天線指向與實(shí)際測試的指向結(jié)果進(jìn)行抽樣比對，定性判斷中繼天線指向數(shù)據(jù)的趨勢和正確性。然而，傳統(tǒng)方法未能實(shí)現(xiàn)實(shí)時、連續(xù)地將預(yù)算結(jié)果與實(shí)際指向進(jìn)行比對驗(yàn)證，也未能引入實(shí)時測試過程航天器的姿態(tài)變化，無法對實(shí)際指向進(jìn)行修正，難以適應(yīng)航天器各種姿態(tài)變化下的指向角度預(yù)算，降低了有效測控覆蓋區(qū)利用率。

1.1 指向角度計算要素

中繼天線的跟蹤角度預(yù)算是根據(jù)航天器姿態(tài)、軌道、位置等信息計算出與中繼衛(wèi)星建立通信所需的中繼天線指向角度。比對驗(yàn)證是將預(yù)算值與測試中的中繼指向角度實(shí)時遙測值進(jìn)行比較，得出當(dāng)前中繼系統(tǒng)實(shí)際指向角度偏差，確認(rèn)系統(tǒng)跟蹤精度是否滿足要求。然后，根據(jù)計算得出的指向角度偏差，通過在軌注入數(shù)據(jù)包方式對中繼終端伺服機(jī)構(gòu)雙軸指向跟蹤參數(shù)進(jìn)行調(diào)整，從而提高在軌中繼天線的跟蹤精度。

指向角度的計算要素包括姿態(tài)坐標(biāo)系、軌道坐標(biāo)系、航天器本體坐標(biāo)系相互關(guān)系，如圖1所示。

圖1 中繼天線指向角度計算要素

指向角度主要取決于天線相對中繼衛(wèi)星的位置和中繼天線指向系統(tǒng)的基準(zhǔn)位置。由于中繼天線安裝在航天器上，可以用軌道參數(shù)描述中繼天線相對中繼衛(wèi)星的位置，即航天器相對于中繼衛(wèi)星的位置。中繼天線指向系統(tǒng)的基準(zhǔn)位置取決于天線在航天器上的安裝位置和航天器的飛行姿態(tài)。因此，計算中繼天線指向角度必須具備的要素主要包括3個方面：航天器和中繼衛(wèi)星的軌道、航天器姿態(tài)及天線參考坐標(biāo)系。

1.2 實(shí)時預(yù)算計算步驟

為解決傳統(tǒng)方法在實(shí)時性、姿態(tài)適應(yīng)性等方面存在不足的問題，結(jié)合航天器姿態(tài)和實(shí)時遙測數(shù)據(jù)，本文設(shè)計了一種中繼天線伺服跟蹤角度實(shí)時預(yù)算方法，以便實(shí)現(xiàn)預(yù)算、驗(yàn)證和閉環(huán)控制。本文方法與傳統(tǒng)方法的比對如圖2所示。算法主要實(shí)現(xiàn)過程如下：

圖2 傳統(tǒng)方法與本文方法流程比對

步驟1利用航天器及中繼衛(wèi)星軌道、航天器中繼天線波束及坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換關(guān)系建立中繼天線指向角度等效模型；

步驟2根據(jù)航天器姿態(tài)、軌道、位置等信息計算出與中繼衛(wèi)星建立通信所需的中繼天線指向角度，實(shí)現(xiàn)中繼天線的跟蹤角度預(yù)算。同時計算航天器天基鏈路余量、多普勒頻偏、多普勒頻偏變化率等鏈路關(guān)鍵指標(biāo)，對航天器天基測控的覆蓋區(qū)域進(jìn)行預(yù)報。然后計算航天器天基鏈路測控天線與太陽的夾角，對航天器天基鏈路可能受日凌影響的時段進(jìn)行預(yù)報；

步驟3將中繼天線的跟蹤角度預(yù)算值與綜合測試數(shù)據(jù)下傳的中繼指向角度實(shí)時遙測值進(jìn)行比對驗(yàn)證，得出當(dāng)前中繼系統(tǒng)實(shí)際指向角度偏差；

步驟4根據(jù)計算得出的指向角度偏差，通過在軌注入數(shù)據(jù)包對中繼終端伺服機(jī)構(gòu)雙軸指向跟蹤參數(shù)進(jìn)行調(diào)整，提高在軌中繼天線的跟蹤精度。

2 軟件實(shí)現(xiàn)

2.1 角度預(yù)算軟件設(shè)計

中繼天線跟蹤角度預(yù)算及驗(yàn)證軟件的體現(xiàn)架構(gòu)如圖3所示。軟件由軟件界面、MFC(Microsoft Foundation Classes)程序架構(gòu)、窗體控件對象、主計算模塊對象、數(shù)據(jù)接口對象和STK接口模塊對象(STK-X)組成。軟件基于MFC應(yīng)用程序框架設(shè)計，采用基于對話框的MFC應(yīng)用程序類。首先，創(chuàng)建MFC應(yīng)用程序?qū)ο蠛痛绑w對象。然后，在窗體對象中繼創(chuàng)建軟件界面的窗體控件、主計算模塊對象和數(shù)據(jù)接口對象，并將STK軟件的接口控制STK-X嵌入到窗體對象中，實(shí)現(xiàn)與STK軟件庫的數(shù)據(jù)通信。

圖3 跟蹤算法軟件架構(gòu)

軟件系統(tǒng)的功能模塊劃分遵循了模塊化、功能化、方便調(diào)試等原則。軟件的主要功能模塊包括用戶界面、主計算模塊和接口模塊3部分。每一部分又可進(jìn)一步劃分為不同功能接口及功能模塊，如圖4所示。

圖4 跟蹤算法軟件模塊

2.2 實(shí)時比對軟件設(shè)計

軟件基于中繼天線指向角度預(yù)算與比對軟件進(jìn)行擴(kuò)展。擴(kuò)展部分由比對判讀模塊、天線角度輸入模塊、遙測處理模塊、網(wǎng)絡(luò)通信模塊組成。首先，分別創(chuàng)建中繼天線指向角度預(yù)算與比對軟件程序的對象和窗體對象；然后，由中繼天線指向角度預(yù)算軟件的主計算模塊控制進(jìn)行天線指向角度計算；接下來，中繼天線指向角預(yù)算軟件將計算結(jié)果發(fā)送至角度實(shí)時比對判讀軟件。在比對判斷模塊的控制下，將通過網(wǎng)絡(luò)通信模塊接收的綜合測試實(shí)時遙測數(shù)據(jù)與理論計算數(shù)據(jù)進(jìn)行比對，實(shí)現(xiàn)中繼天線指向角度實(shí)時比對功能。

圖5 實(shí)時跟蹤算法軟件架構(gòu)

實(shí)時比對軟件主要劃分為以下4個模塊：比對判讀模塊、天線角度輸入模塊、遙測處理模塊、網(wǎng)絡(luò)通信模塊。每一部分又可進(jìn)一步劃分為不同功能接口及功能模塊，如圖6所示。

圖6 實(shí)時跟蹤算法比對模塊

2.3 主要功能與實(shí)現(xiàn)

通過設(shè)計開發(fā)，軟件實(shí)現(xiàn)了本文所提算法并具有以下應(yīng)用功能：(1)接收用戶在界面上點(diǎn)擊的按鈕或菜單指令消息，啟動實(shí)時比對判讀流程，并開辟數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)的存儲空間；(2)讀取用戶在界面上給出的比對精度的設(shè)置參數(shù)，啟動相應(yīng)的比對精度；(3)與中繼天線指向角度預(yù)算及驗(yàn)證軟件進(jìn)行通信，啟動中繼天線指向角度的計算；(4)通過傳遞地址的方式，調(diào)用天線指向角度輸入模塊的函數(shù)，獲取中繼天線指向角度的理論計算結(jié)果；(5)通過傳遞地址的方式，調(diào)用遙測處理模塊的函數(shù)，獲取中繼天線指向角度遙測值；(6)進(jìn)行中繼天線指向角度理論計算結(jié)果與遙測值的實(shí)時自動比對判讀；(7)將比對結(jié)果實(shí)時發(fā)送顯示界面進(jìn)行顯示。

3 應(yīng)用案例及結(jié)果分析

3.1 實(shí)施流程

用戶啟動該流程后，程序根據(jù)遙測處理模塊是否獲取到的遙測數(shù)據(jù)啟動比對判讀流程。當(dāng)獲取到遙測數(shù)據(jù)后，程序采用地址傳遞的方式調(diào)用天線角度輸入模塊。天線角度輸入模塊按照遙測數(shù)據(jù)的時間查找理論計算角度，若沒有查找到理論角度，則重新進(jìn)行理論角度計算，將需要參與比對的理論數(shù)據(jù)存儲到比對判斷模塊輸入的地址空間中。比對判斷模塊根據(jù)獲取到的數(shù)據(jù)將理論角度與遙測角度進(jìn)行比對，并將比對的結(jié)果與用戶制定的精度要求進(jìn)行對比。若精度滿足要求則輸出比對正確的信息；否則輸出比對錯誤的信息，并將信息歸檔。

比對判讀模塊通過控制比對流程實(shí)現(xiàn)對計算流程和比對流程的控制，同時實(shí)現(xiàn)與中繼天線指向角度預(yù)算及驗(yàn)證軟件主計算模塊之間的數(shù)據(jù)交換。流程圖如圖7所示。

圖7 比對程序流程圖

3.2 實(shí)施結(jié)果

中繼天線跟蹤角度預(yù)算及驗(yàn)證軟件的軟件界面模塊實(shí)現(xiàn)與用戶之間的信息交換。界面設(shè)計如圖8所示。

圖8 中繼天線實(shí)時跟蹤算法比對驗(yàn)證軟件

軟件界面是用戶與軟件交換信息的界面，實(shí)現(xiàn)對計算的參數(shù)設(shè)置和選項設(shè)置，對軟件仿真動畫控制等功能，主要包括：

(1)飛行器選擇。用戶可以通過選項框選擇“目標(biāo)飛行器”、“載人飛船”和“貨運(yùn)飛船”的中繼天線角度計算；

(2)輸入軌道數(shù)據(jù)。單擊“軌道設(shè)置”按鈕，將出現(xiàn)軌道設(shè)置對話框，通過對話框進(jìn)行飛船和中繼星的軌道設(shè)置，并支持文件讀??；

圖9 軌道數(shù)據(jù)輸入對話框設(shè)計

(3)輸入姿態(tài)數(shù)據(jù)。單擊“姿態(tài)設(shè)置”按鈕，將彈出姿態(tài)設(shè)置對話框，通過對話框設(shè)置飛行器姿態(tài)數(shù)據(jù)，并支持文件讀??；

(4)場景控制。通過場景控制的一系列按鈕，可以實(shí)現(xiàn)仿真時間設(shè)置、動畫開始、結(jié)束、加速、場景放大或縮小、天線角度矢量顯示、天線波束顯示和場景圖像截屏等功能；

(5)角度計算控制。通過 “計算角度”按鈕，建立仿真場景模型并計算天線角度；

(6)角度比對控制。通過“讀取遙測”、“自動比對”等按鈕，自動比對功能的控制；

圖10 姿態(tài)數(shù)據(jù)輸入對話框設(shè)計

(7)角度計算結(jié)果保存。通過“保存結(jié)果”按鈕，將計算出的天線指向角度進(jìn)行保存；

(8)角度計算結(jié)果讀取。通過“讀取結(jié)果”按鈕，將保存的天線指向角度進(jìn)行回讀；

(9)比較結(jié)果保存。通過比對結(jié)果分組框中的“保存結(jié)果”按鈕，將比對的天線角度結(jié)果進(jìn)行保存。

3.3 實(shí)驗(yàn)效果分析

在某型號航天器AIT分系統(tǒng)測試中，應(yīng)用了本文設(shè)計方法和應(yīng)用軟件。表1給出了傳統(tǒng)方法與本文方法實(shí)施效果比對分析。由表2可以看出，由于本文方法引入了航天器實(shí)時遙測數(shù)據(jù)，實(shí)現(xiàn)了實(shí)施比對驗(yàn)證。應(yīng)用中，利用比對結(jié)果進(jìn)行了注入數(shù)據(jù)包閉環(huán)反饋。同時，本方法進(jìn)行了軟件實(shí)現(xiàn)，實(shí)現(xiàn)了自動、可視化的驗(yàn)證方式。

表1 分系統(tǒng)AIT測試定性比對

在某型號在軌飛行試驗(yàn)中，應(yīng)用了本文設(shè)計方法和應(yīng)用軟件。表2給出了相對傳統(tǒng)方法，本文方法實(shí)施的效果比對分析。由表2可以看出，由于本文方法引入了航天器實(shí)時姿態(tài)，因此在測控覆蓋區(qū)預(yù)算上更加精確，提高了測控可視弧段利用率。在組合體存在遮擋的工況下，單顆中繼衛(wèi)星最大可提高6 min覆蓋率，單個測控弧段可提高12 min。每個低軌測控弧段按90 min測算，單個測控弧段最大可提高13.4%測控覆蓋率。

表2 在軌飛行量化比對

4 結(jié)束語

針對傳統(tǒng)中繼天線跟蹤角度STK仿真算法無法與航天器AIT實(shí)時測試過程相結(jié)合的問題，本文提出了一種中繼天線跟蹤角度實(shí)時預(yù)算方法并進(jìn)行了軟件實(shí)現(xiàn)。該方法利用航天器軌道、天線波束及坐標(biāo)系關(guān)系建立了中繼天線指向角度等效模型，并結(jié)合航天器飛行姿態(tài)和實(shí)時遙測，實(shí)現(xiàn)了中繼天線的跟蹤角度預(yù)算、實(shí)時驗(yàn)證和閉環(huán)控制。軟件通過界面實(shí)現(xiàn)了與操作者的人機(jī)交互，并通過STK軟件庫實(shí)現(xiàn)天線跟蹤理論角度的實(shí)時獲取?；谠摲椒▽?shí)現(xiàn)的軟件已應(yīng)用于某重點(diǎn)型號航天器分系統(tǒng)測試，取得了良好的效果?；趯?shí)時姿態(tài)的伺服跟蹤天線角度預(yù)算方法，有效解決了航天器在正飛、倒飛、連續(xù)偏航、組合體太陽帆板遮擋等狀態(tài)下的測控覆蓋實(shí)時預(yù)算難題，實(shí)現(xiàn)了天基測控通信覆蓋區(qū)的實(shí)時、準(zhǔn)確計算。

本文方法既可用于航天器AIT測試過程與實(shí)時遙測進(jìn)行比對，也可用于具有天基測控區(qū)實(shí)時預(yù)報、鏈路關(guān)鍵指標(biāo)實(shí)時計算、鏈路建立評估、中斷預(yù)警等功能需求的航天器天基測控鏈路仿真及驗(yàn)證。