一種遙測(cè)外測(cè)安控一體化火箭天基測(cè)控系統(tǒng)設(shè)計(jì)

李琪 寧金枝 杜海龍 范占春

(1 航天東方紅衛(wèi)星有限公司，北京 100094)

(2 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)

火箭測(cè)控系統(tǒng)是火箭發(fā)射時(shí)對(duì)火箭進(jìn)行操控的唯一途徑。我國(guó)的運(yùn)載火箭測(cè)控系統(tǒng)起步于20世紀(jì)50年代,經(jīng)過多年發(fā)展，已經(jīng)形成一套比較成熟的系統(tǒng)[1-2]。目前國(guó)內(nèi)大部分運(yùn)載火箭測(cè)控系統(tǒng)采用遙測(cè)、外測(cè)、安控(簡(jiǎn)稱遙外安)分離體制設(shè)計(jì)，分別由完成上述功能的分系統(tǒng)構(gòu)成，箭上、地面均需配置獨(dú)立設(shè)備，如箭載端主要設(shè)備就包括遙測(cè)發(fā)射機(jī)、脈沖相參應(yīng)答機(jī)、安全指令接收機(jī)、遙測(cè)天線、外測(cè)天線、安控天線等[3]，其工作時(shí)各鏈路頻率不同，調(diào)制方式各異，易引起頻率設(shè)計(jì)、天線安裝以及電磁兼容性等問題，整個(gè)系統(tǒng)關(guān)系復(fù)雜，設(shè)備功耗質(zhì)量體積龐大，資源占用多，研制成本高。此外，目前火箭測(cè)控多采用地基及?；鶞y(cè)控，隨著我國(guó)航天事業(yè)的飛速發(fā)展，尤其是商業(yè)航天規(guī)模的急速擴(kuò)張，地面測(cè)控網(wǎng)的資源問題和高成本問題日益突出,天基測(cè)控是解決上述問題的有效途徑之一[4]。我國(guó)的天基測(cè)控技術(shù)雖起步較晚，但是目前已經(jīng)形成了以天鏈中繼衛(wèi)星為核心的天基測(cè)控系統(tǒng)，也可以為運(yùn)載火箭提供中繼測(cè)控服務(wù)[5]。但現(xiàn)階段同步軌道中繼衛(wèi)星造價(jià)高昂、數(shù)量較少，依托天鏈衛(wèi)星的中繼業(yè)務(wù)繁忙，能夠用于高頻次火箭發(fā)射的可用資源十分有限，同時(shí)天鏈衛(wèi)星也無(wú)法完成對(duì)火箭的外測(cè)功能。依托高靈活性、低成本研制與發(fā)射的低、中軌小衛(wèi)星及星座對(duì)火箭開展安控遙測(cè)與外測(cè)業(yè)務(wù)，是實(shí)現(xiàn)火箭天基測(cè)控更為經(jīng)濟(jì)便捷的方式之一。

本文圍繞上述問題，開展了遙外安一體化火箭天基測(cè)控技術(shù)研究，在天基測(cè)控的基礎(chǔ)上，盡可能繼承現(xiàn)有的成熟測(cè)控技術(shù)，保證系統(tǒng)的工程可實(shí)現(xiàn)性和可靠性，將火箭測(cè)控的遙外安功能進(jìn)行天地一體化設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)多種功能的高度集成。此外，衛(wèi)星對(duì)火箭的測(cè)向技術(shù)為系統(tǒng)的設(shè)計(jì)難點(diǎn)，本文探索了基于上述一體化設(shè)計(jì)的高精度火箭天基測(cè)控的外測(cè)方法，仿真表明能夠滿足火箭天基外測(cè)精度需求。

1 一體化火箭天基測(cè)控系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1.1 設(shè)計(jì)思路

火箭測(cè)控任務(wù)主要分為安控、遙測(cè)和外測(cè)，其中安控和遙測(cè)屬于通信技術(shù)，要求可靠傳輸發(fā)射過程中的火箭遙測(cè)及可能的安控指令，實(shí)現(xiàn)近無(wú)誤碼傳輸；外測(cè)屬于測(cè)量技術(shù)，要求對(duì)火箭進(jìn)行實(shí)時(shí)彈道測(cè)量與跟蹤。在開展系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，為保證系統(tǒng)的可實(shí)現(xiàn)性和可靠性，應(yīng)在充分繼承現(xiàn)有測(cè)控技術(shù)基礎(chǔ)上，結(jié)合天基測(cè)控特點(diǎn)，將“分離”系統(tǒng)向“一體化”系統(tǒng)靠近。

天基系統(tǒng)對(duì)火箭進(jìn)行外測(cè)并無(wú)成熟方案可供參考。傳統(tǒng)單測(cè)量、多測(cè)量站對(duì)空間目標(biāo)的外測(cè)有多種不同的測(cè)量方式，能夠輸出不同的測(cè)量元素。在充分考慮系統(tǒng)復(fù)雜度和性價(jià)比的基礎(chǔ)上，優(yōu)先考慮選擇非基線值單站測(cè)量元素，即測(cè)量出單顆衛(wèi)星與目標(biāo)火箭的斜距，以及衛(wèi)星坐標(biāo)系下的目標(biāo)方位角與俯仰角[7]。對(duì)于斜距，在滿足遙外安一體化設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，可以充分借鑒國(guó)內(nèi)成熟的無(wú)線電測(cè)距技術(shù)，當(dāng)前星載擴(kuò)頻應(yīng)答機(jī)與測(cè)量站間的偽碼測(cè)距精度能夠達(dá)到米級(jí)[8-9]，在滿足星箭動(dòng)態(tài)鏈路特性的條件下，可以達(dá)到火箭外測(cè)斜距的測(cè)量精度需求。無(wú)線電方位角、俯仰角的測(cè)量主要依賴于天線系統(tǒng)，傳統(tǒng)地面站多采用反射面天線進(jìn)行幅度比較，再利用轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)來完成對(duì)目標(biāo)的測(cè)角跟蹤[10]，對(duì)于天基測(cè)控系統(tǒng)而言，上述方案存在著設(shè)備質(zhì)量和體積大、需要加裝高精度轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)、對(duì)衛(wèi)星姿態(tài)精度和穩(wěn)定度要求高等問題，因此基于反射面的傳統(tǒng)測(cè)向跟蹤方案對(duì)于火箭天基外測(cè)而言并不合適，而因星箭距離遠(yuǎn)而產(chǎn)生的高精度測(cè)角要求以及星載設(shè)備資源有限的實(shí)際情況，選擇一種高精度的輕小型化測(cè)角跟蹤方案更為合適。對(duì)此，本文在基于遙外安一體化設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，提出了采用相控陣天線并基于空間譜估計(jì)的高精度二維測(cè)向方法，并通過相控陣波束控制實(shí)現(xiàn)對(duì)火箭目標(biāo)的捕獲跟蹤。

1.2 系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)

火箭天基測(cè)控系統(tǒng)由三部分組成：火箭測(cè)控系統(tǒng)、衛(wèi)星測(cè)控系統(tǒng)、地面測(cè)控系統(tǒng)。天基無(wú)線電遙外安一體化測(cè)控系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)主要包括星箭地信息流的傳輸體制設(shè)計(jì)與衛(wèi)星對(duì)火箭的無(wú)線電外測(cè)兩部分。

星箭地雙向信息流分為前向安(遙)控鏈路信息流和反向遙測(cè)信息流，為體現(xiàn)整個(gè)系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)，前向鏈路應(yīng)具備地面發(fā)送火箭安控指令以及衛(wèi)星遙控指令的能力，同樣，返向鏈路應(yīng)具備傳輸火箭遙測(cè)以及衛(wèi)星遙測(cè)的能力。因此，作為前返向鏈路的“中繼”節(jié)點(diǎn)，衛(wèi)星將采用非透明轉(zhuǎn)發(fā)模式：衛(wèi)星在收到地面信息后進(jìn)行譯碼，通過標(biāo)識(shí)字區(qū)分自身指令還是火箭安控指令，決定是否轉(zhuǎn)發(fā)；在收到火箭的遙測(cè)信息后，將自身遙測(cè)與其一起進(jìn)行再組幀后發(fā)向地面。此外，衛(wèi)星對(duì)火箭進(jìn)行無(wú)線電外測(cè)后，也需要將火箭的外測(cè)結(jié)果通過遙測(cè)方式直接傳輸至地面。

衛(wèi)星對(duì)火箭的無(wú)線電測(cè)距可以借鑒偽碼測(cè)距體制，使用非相干擴(kuò)頻完成星箭之間的高精度偽距測(cè)量；采用基于空間譜估計(jì)的星箭二維測(cè)向，需要利用星載相控陣收發(fā)天線在收發(fā)遙控遙測(cè)信息的同時(shí)，進(jìn)行來波信號(hào)采樣并完成陣列信號(hào)數(shù)據(jù)處理。圖1為天基遙外安一體化火箭測(cè)控系統(tǒng)架構(gòu)圖。

圖1 遙外安一體化天基測(cè)控系統(tǒng)架構(gòu)圖

由圖1可知，天基遙外安一體化測(cè)控系統(tǒng)架構(gòu)主要為星-地、箭-星之間的雙向鏈路。對(duì)于星-地鏈路而言，與傳統(tǒng)的衛(wèi)星測(cè)控沒有本質(zhì)區(qū)別，從與當(dāng)前星地測(cè)控系統(tǒng)的兼容性與繼承性上出發(fā)，星地頻率宜選用S頻段，另外從商業(yè)航天的角度出發(fā)，可以考慮采用商業(yè)測(cè)控X頻段開展設(shè)計(jì)；對(duì)于箭-星鏈路而言，由于星載設(shè)備的發(fā)射功率及品質(zhì)因數(shù)較低，而箭載設(shè)備的體積質(zhì)量功耗也受限，在星箭遠(yuǎn)距離條件下，采用S頻段或X頻段會(huì)使得收發(fā)天線過于龐大，因此建議使用更高頻段，如Ka/Ku頻段。這樣也使得星-地、箭-星的測(cè)控工作頻段相離較遠(yuǎn)，易于電磁兼容性設(shè)計(jì)。

從信息流一體化的角度出發(fā)，前向安(遙)控鏈路對(duì)碼速率的要求不高，可以在國(guó)內(nèi)成熟的非相干擴(kuò)頻體制幀格式基礎(chǔ)上，將遙控信息與測(cè)量信息作合并處理；同時(shí)由于火箭遙測(cè)涉及到較高速率的圖像數(shù)據(jù)傳輸，可以采用一體化高速下行的非擴(kuò)頻傳輸體制。

1.3 星載遙外安一體化測(cè)控設(shè)備設(shè)計(jì)

天基遙外安一體化測(cè)控系統(tǒng)主要包括星箭地三端測(cè)控設(shè)備，其中箭載和地面設(shè)備比較常規(guī)，本文重點(diǎn)對(duì)星載端遙外安一體化測(cè)控設(shè)備開展功能模塊設(shè)計(jì)。

畫面是視頻結(jié)構(gòu)的基本組成單位，畫面造型包括畫面的構(gòu)圖、景別、光影、色彩等，都是剪輯的重要因素。光影的明暗強(qiáng)弱，色彩的冷暖濃淡，具有強(qiáng)烈的造型表現(xiàn)力。學(xué)生沒有專業(yè)的燈光設(shè)備，實(shí)際拍攝時(shí)因?yàn)榻嵌炔煌?、時(shí)間段的差異、陽(yáng)光照射強(qiáng)度的區(qū)別等各種原因，導(dǎo)致拍攝的素材在色調(diào)、光線等方面，存在缺陷或不盡如人意，如畫面光線暗淡、色彩存在偏差等，影響觀看效果。重新拍攝已經(jīng)不可能，但可以借助會(huì)聲會(huì)影，對(duì)畫面的色調(diào)、光線進(jìn)行重新調(diào)整，呈現(xiàn)給觀眾最佳的視覺享受。

星載遙外安一體化設(shè)備的功能模塊如圖2所示，由星載測(cè)控終端與對(duì)箭、對(duì)地收發(fā)天線構(gòu)成。對(duì)箭天線為相控陣天線，完成星箭間信號(hào)的雙向收發(fā)；星載測(cè)控終端包括對(duì)箭通信/測(cè)距功能模塊、對(duì)地通信/測(cè)距功能模塊、運(yùn)載火箭定位功能模塊三部分：星箭通信/測(cè)距模塊完成星箭之間的安控遙測(cè)信息傳輸、非相干偽碼測(cè)距功能，星地通信/測(cè)距模塊完成星地之間的遙控遙測(cè)信息傳輸、非相干偽碼測(cè)距功能，運(yùn)載火箭定位功能模塊完成相控陣天線信號(hào)采樣后的數(shù)據(jù)處理，利用基于空間譜估計(jì)的高精度二維測(cè)向方法得到衛(wèi)星到火箭的近實(shí)時(shí)二維角，完成對(duì)火箭目標(biāo)的快速捕獲跟蹤，結(jié)合火箭的測(cè)距信息完成對(duì)火箭彈道的實(shí)時(shí)計(jì)算；對(duì)地天線完成星地間信號(hào)的雙向收發(fā)。

圖2 星載遙外安一體化測(cè)控設(shè)備功能模塊設(shè)計(jì)

星載對(duì)箭相控陣天線接收來自火箭的高速遙測(cè)信號(hào)，在星箭通信/測(cè)距功能模塊中完成低噪聲放大、下變頻、中頻濾波、放大后，經(jīng)采樣在數(shù)字基帶內(nèi)完成載波恢復(fù)與跟蹤、遙測(cè)位比特同步等工作，得到火箭遙測(cè)以及測(cè)距結(jié)果，將遙測(cè)信息發(fā)送至星上中心計(jì)算機(jī)，將測(cè)距結(jié)果發(fā)送至運(yùn)載火箭定位功能模塊；同時(shí)，對(duì)箭相控陣天線接收來自火箭的無(wú)線電信號(hào)后，下變頻至基帶后完成采樣，在運(yùn)載火箭定位功能模塊中完成對(duì)采樣數(shù)據(jù)的處理計(jì)算，通過空間譜分析法計(jì)算出火箭在衛(wèi)星坐標(biāo)系下的方位角與俯仰角結(jié)果，并以高精度二維角估計(jì)結(jié)果作為相控陣的波束指向，完成衛(wèi)星對(duì)目標(biāo)火箭的捕獲跟蹤，同時(shí)結(jié)合星箭的測(cè)距結(jié)果完成火箭彈道計(jì)算，并將彈道測(cè)量結(jié)果發(fā)送至星上中心計(jì)算機(jī)；星上中心計(jì)算機(jī)將火箭遙測(cè)、衛(wèi)星遙測(cè)以及火箭彈道計(jì)算結(jié)果進(jìn)行數(shù)據(jù)拼接與組幀，發(fā)送給星地通信/測(cè)距功能模塊，通過對(duì)地星載測(cè)控天線發(fā)往地面，完成對(duì)地高速遙測(cè)傳輸；星載對(duì)地測(cè)控天線接收地面的前向信號(hào)后，在星地通信/測(cè)距功能模塊內(nèi)進(jìn)行擴(kuò)頻信號(hào)的解調(diào)譯碼處理，識(shí)別火箭指令后，在星箭通信/測(cè)距功能模塊中完成星箭前向信息流的組幀與擴(kuò)頻調(diào)制，上變頻后通過對(duì)箭相控陣天線發(fā)往火箭。

系統(tǒng)的前向安控信號(hào)與返向遙測(cè)信號(hào)的傳輸體制與實(shí)現(xiàn)方法以及星箭間偽碼測(cè)距等技術(shù)均可以采用現(xiàn)階段比較成熟的衛(wèi)星測(cè)控技術(shù)，本文重點(diǎn)對(duì)火箭天基測(cè)控的技術(shù)難點(diǎn)即高精度的二維測(cè)向方法開展研究。

2 火箭天基測(cè)向方法研究

2.1 測(cè)向精度需求分析與測(cè)向方法選擇

火箭測(cè)控系統(tǒng)需要對(duì)運(yùn)載火箭飛行段全段進(jìn)行彈道外測(cè)。傳統(tǒng)火箭彈道外測(cè)由光學(xué)測(cè)量系統(tǒng)與雷達(dá)測(cè)量系統(tǒng)共同構(gòu)成，通過實(shí)時(shí)測(cè)量完成火箭飛行彈道的外測(cè)計(jì)算?，F(xiàn)階段火箭外側(cè)結(jié)果與自身裝配的導(dǎo)航接收機(jī)定位結(jié)果互相補(bǔ)充，共同完成火箭的實(shí)飛彈道測(cè)量，一旦飛行異常，為指揮部及時(shí)發(fā)送安控指令提供關(guān)鍵信息支持。一般而言，判斷主動(dòng)段彈道是否異常以及是否將衛(wèi)星送入既定軌道，都需要滿足較高的彈道測(cè)量精度。

火箭天基測(cè)控有著對(duì)目標(biāo)火箭的覆蓋性需求，衛(wèi)星的軌道高度一般高于火箭的入軌點(diǎn)高度。以常見的光學(xué)小衛(wèi)星入軌點(diǎn)高度500～800 km為例，考慮范艾倫輻射帶的影響，衛(wèi)星軌道宜選擇在1200～1500 km的低軌或6500 km以上的中、高軌。低軌、中高軌衛(wèi)星開展火箭天基測(cè)控有著各自的特點(diǎn)：低軌衛(wèi)星與火箭距離相對(duì)近，更易建立星箭鏈路無(wú)線信道，終端接收信噪比高，有利于提高測(cè)向精度，衛(wèi)星發(fā)射成本低，但比較顯著的缺點(diǎn)是單星可覆蓋范圍小，火箭發(fā)射窗口短。中、高軌衛(wèi)星雖然可提供更長(zhǎng)時(shí)段的發(fā)射窗口，但由于衛(wèi)星與火箭距離遠(yuǎn)，無(wú)線信道建立所需代價(jià)大，終端功耗及天線尺寸大，而且衛(wèi)星發(fā)射成本高。從低成本、輕小型化的小衛(wèi)星總體設(shè)計(jì)以及高精度測(cè)向需求等方面考慮，本文著重開展基于低軌衛(wèi)星場(chǎng)景的研究，可以考慮采用建立同軌多星串行星座，以接替跟蹤的方式，解決低軌單星提供的火箭發(fā)射窗口短的問題。

低軌衛(wèi)星星座為盡可能長(zhǎng)時(shí)間對(duì)火箭開展測(cè)控工作，一般設(shè)計(jì)成類似火箭同向“伴飛”的軌道形態(tài)，使火箭依次與串行星座的數(shù)顆衛(wèi)星完成測(cè)控工作。由于系統(tǒng)需要對(duì)火箭發(fā)射開展全過程測(cè)控，火箭在塔架時(shí)便需要完成與衛(wèi)星的通信，因此最遠(yuǎn)距離可以認(rèn)為是火箭點(diǎn)火時(shí)刻的星箭距離，如圖3所示，S表示衛(wèi)星所在位置，A表示運(yùn)載火箭所在位置，H1為衛(wèi)星軌道高度，H2為火箭入軌高度，RE為地球半徑，以H1=1200 km軌道高度計(jì)算，衛(wèi)星與火箭的最遠(yuǎn)距離R=4093 km。

圖3 衛(wèi)星與火箭的相對(duì)位置

對(duì)于相對(duì)距離在數(shù)千千米以上的目標(biāo)，要對(duì)其進(jìn)行千米級(jí)高精度外測(cè)，需要具備非常高的測(cè)距測(cè)向精度。就測(cè)距而言，在通信鏈路正常建立的條件下，系統(tǒng)的偽碼測(cè)距能力能夠?qū)崿F(xiàn)米級(jí)精度。衛(wèi)星對(duì)火箭的高精度外測(cè)主要受限于衛(wèi)星對(duì)火箭的測(cè)向精度。表1列出了上述距離條件下二維合成角度誤差引起的徑向誤差。

表1 二維合成角度誤差引起的徑向誤差結(jié)果

由表1可知，對(duì)于軌道高度為1200 km的衛(wèi)星開展火箭測(cè)控，要實(shí)現(xiàn)火箭彈道的千米級(jí)外測(cè)，其二維合成角測(cè)向精度應(yīng)小于0.14°。而對(duì)于更高的天基軌道高度，由于星箭距離更遠(yuǎn)，其測(cè)向精度要求更高。因此，高分辨率測(cè)向是火箭天基外測(cè)的關(guān)鍵技術(shù)。

1.1節(jié)說明了基于反射面天線的傳統(tǒng)測(cè)向跟蹤方案并不適用于火箭天基外測(cè)，從輕小型化和高精度要求的角度出發(fā)，系統(tǒng)更適于使用相控陣天線實(shí)施外測(cè)。用相控陣來完成測(cè)向有多種方法，表2對(duì)幾種常見的高精度測(cè)向方法進(jìn)行了比較[11-13]。

表2 幾種常見的相控陣測(cè)向方法比較

由表2可知，空間譜估計(jì)法的分辨率非常高，而對(duì)于火箭合作目標(biāo)，其初始位置、理論彈道信息以及目標(biāo)個(gè)數(shù)都可知，有效克服了空間譜估計(jì)法的缺點(diǎn)。因此本文選擇基于相控陣的空間譜估計(jì)法為高分辨率火箭天基測(cè)向技術(shù)方案進(jìn)行理論論證。

2.2 相控陣天線二維測(cè)向算法與火箭目標(biāo)捕獲跟蹤流程設(shè)計(jì)

系統(tǒng)通過使用基于相控陣天線的空間譜估計(jì)二維測(cè)向算法結(jié)合偽碼測(cè)距，完成衛(wèi)星對(duì)火箭的彈道測(cè)量；同時(shí)為滿足星箭通信需求，相控陣天線應(yīng)能完成對(duì)火箭目標(biāo)的捕獲跟蹤，保證星箭信號(hào)的穩(wěn)定接收。

MUSIC算法是一種流型的高分辨率特征結(jié)構(gòu)譜估計(jì)算法，能夠?qū)θ肷湫盘?hào)到達(dá)角進(jìn)行無(wú)偏估計(jì)。算法的主要思想是利用信號(hào)子空間和噪聲子空間的正交性構(gòu)建空間譜函數(shù)，通過分解特征值和譜峰搜索估計(jì)信號(hào)的到達(dá)角[5-6]。使用MUSIC算法進(jìn)行二維波達(dá)角估計(jì)時(shí)，需要在陣列的俯仰角θ∈[0,π/2]與方位角φ∈[-π,π)的全域范圍內(nèi)進(jìn)行譜峰搜索。本文采用L型5陣元陣列天線進(jìn)行二維角估計(jì)，具體算法步驟如下：

(1)對(duì)陣列接收到的信號(hào)采樣后做協(xié)方差運(yùn)算，得到協(xié)方差計(jì)算結(jié)果R；

(2)對(duì)R進(jìn)行特征分解得到M個(gè)特征向量，由于火箭目標(biāo)數(shù)量D已知，取其中較小的(M-D)個(gè)特征值對(duì)應(yīng)的噪聲向量，構(gòu)成噪聲空間EN；

通過上述MUSIC算法可以得到基于星載天線的火箭來波信號(hào)二維角估計(jì)值，相控陣天線利用估計(jì)出的來波信號(hào)方向完成對(duì)目標(biāo)的捕獲跟蹤，其工作過程如圖4所示。由于初始捕獲時(shí)已知火箭目標(biāo)具體位置，因此可以對(duì)波束角指向進(jìn)行初值設(shè)置，大大縮小空間譜算法的搜索范圍，實(shí)現(xiàn)火箭目標(biāo)的快速捕獲；在整個(gè)火箭發(fā)射過程中，通過相控陣控制器實(shí)施波束指向切換，采用二維測(cè)向的結(jié)果精確修正波束指向，完成衛(wèi)星對(duì)火箭的跟蹤。同樣，在持續(xù)進(jìn)行的空間譜估計(jì)過程中，將保持在前一時(shí)刻目標(biāo)附近范圍進(jìn)行峰值搜索，有效縮小空間搜索范圍，完成衛(wèi)星對(duì)火箭的近實(shí)時(shí)跟蹤測(cè)量。

圖4 天線捕獲跟蹤過程

2.3 火箭天基測(cè)向仿真分析

在2.1節(jié)場(chǎng)景基礎(chǔ)上開展衛(wèi)星對(duì)火箭發(fā)射全過程的測(cè)向仿真。衛(wèi)星軌道高度H1=1200 km，火箭入軌點(diǎn)高度H2=700 km，設(shè)計(jì)衛(wèi)星軌道以及火箭由點(diǎn)火至進(jìn)入入軌點(diǎn)的理論彈道，仿真完成衛(wèi)星對(duì)火箭發(fā)射全過程的二維測(cè)向誤差分析，過程如下:

(1)在STK軟件中建立衛(wèi)星和運(yùn)載火箭模型，生成全過程衛(wèi)星軌道和運(yùn)載火箭理論彈道數(shù)據(jù)，輸出火箭在衛(wèi)星坐標(biāo)系中的方位角、俯仰角及距離理論數(shù)據(jù)；

(2)設(shè)計(jì)滿足通信需求的箭-星鏈路，計(jì)算初始距離下衛(wèi)星接收到的火箭遙測(cè)信號(hào)信噪比(S/N)，并以仿真過程(1)中的距離數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，獲得仿真全過程空衰變化條件下衛(wèi)星接收到的遙測(cè)信號(hào)信噪比；

(3)采用空間譜估計(jì)MUSIC算法(陣元數(shù)N=5，快拍數(shù)Np=1000，信噪比隨距離變化而變化)對(duì)來波信號(hào)進(jìn)行二維角估計(jì)[14-15]，得到運(yùn)載火箭在衛(wèi)星坐標(biāo)系下的的方位角和俯仰角估計(jì)值；

(4)將仿真過程(3)得到的方位角和俯仰角估計(jì)值與STK輸出理論值進(jìn)行的差分處理，獲得方位角估計(jì)誤差(見圖5)和俯仰角估計(jì)誤差(見圖6)，并合成為二維角誤差(見圖7)。

圖5 衛(wèi)星對(duì)火箭的方位角誤差

圖6 衛(wèi)星對(duì)火箭的俯仰角誤差

圖7 衛(wèi)星對(duì)火箭的二維合成角誤差

從仿真結(jié)果可以看出：空間譜估計(jì)MUSIC算法能夠在仿真條件下獲得小于0.1°的二維合成角測(cè)向誤差。仿真的陣元數(shù)和快拍數(shù)條件在工程實(shí)現(xiàn)上均沒有難度，而由于系統(tǒng)的接收信號(hào)信噪比必須滿足遙測(cè)誤碼率要求(一般設(shè)計(jì)為優(yōu)于10-6)，因此其來波信號(hào)的信噪比條件足以滿足測(cè)向算法精度要求(在仿真快拍數(shù)條件下，信噪比優(yōu)于5 dB時(shí)算法誤差仿真結(jié)果小于0.1°)。而且隨著計(jì)算時(shí)快拍數(shù)和信噪比的增大，算法的精度會(huì)更高，因此基于相控陣的空間譜估計(jì)測(cè)向方法理論上能夠滿足系統(tǒng)的高精度測(cè)向需要。

3 結(jié)束語(yǔ)

本文面向火箭測(cè)控提出了一種基于小衛(wèi)星的遙外安一體化系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案，能夠解決現(xiàn)階段火箭測(cè)控系統(tǒng)安控、遙測(cè)、外測(cè)各自分離設(shè)計(jì)帶來的諸多弊端，也可以作為現(xiàn)階段地基火箭測(cè)控手段的有效補(bǔ)充，共同參與實(shí)施火箭測(cè)發(fā)控任務(wù)。同時(shí)，本文對(duì)火箭天基外測(cè)測(cè)向技術(shù)開展了研究，并通過衛(wèi)星對(duì)火箭發(fā)射的全過程測(cè)向仿真，理論上驗(yàn)證了基于相控陣天線的空間譜估計(jì)方法進(jìn)行火箭天基測(cè)向的可行性。后續(xù)針對(duì)譜估計(jì)算法進(jìn)行火箭測(cè)向的實(shí)時(shí)性等方面,還需要開展更加細(xì)致的評(píng)估與研究。