應(yīng)用于深空探測(cè)的小衛(wèi)星測(cè)控系統(tǒng)方案研究

石雷 熊亮 寧金枝 竇驕

(航天東方紅衛(wèi)星有限公司，北京 100094)

應(yīng)用于深空探測(cè)的小衛(wèi)星測(cè)控系統(tǒng)方案研究

石雷 熊亮 寧金枝 竇驕

(航天東方紅衛(wèi)星有限公司，北京 100094)

針對(duì)深空測(cè)控任務(wù)的特點(diǎn)，分析了小衛(wèi)星平臺(tái)典型測(cè)控方案用于深空測(cè)控存在的問題，包括天線組陣存在干涉區(qū)、有效全向輻射功率(EIRP)和接收靈敏度不足、系統(tǒng)電磁自兼容性(self-EMC)較弱、不支持高精度定軌測(cè)量的差分單向測(cè)距(DOR)功能等。為解決這些問題，文章進(jìn)行了方案的設(shè)計(jì)改進(jìn)，提出了一種小衛(wèi)星深空測(cè)控方案，通過仿真及計(jì)算分析，驗(yàn)證了設(shè)計(jì)方案的可行性,結(jié)果表明：改進(jìn)后的深空測(cè)控方案，可為小衛(wèi)星及其它航天器進(jìn)行深空探測(cè)提供參考。

深空；小衛(wèi)星；有效全向輻射功率；電磁兼容性；測(cè)控方案

1 引言

進(jìn)入21世紀(jì)，各主要航天國(guó)家都先后開展了不同類型的深空探測(cè)活動(dòng)，同時(shí)紛紛推出新的深空探測(cè)發(fā)展規(guī)劃[1]。如美國(guó)在20世紀(jì)60年代已成功進(jìn)行載人登月，在21世紀(jì)計(jì)劃重返月球，隨后深入太陽(yáng)系進(jìn)行探測(cè)，最終將人類送往火星或更遠(yuǎn)的深空。目前，我國(guó)已成功開展先期月球探測(cè)任務(wù)，后續(xù)月球探測(cè)任務(wù)正在全面實(shí)施中，此外，還有更遠(yuǎn)空間的深空探測(cè)計(jì)劃有待實(shí)施。

深空探測(cè)器的測(cè)控技術(shù)已在“嫦娥”探測(cè)任務(wù)中逐步得到在軌應(yīng)用，而能否使用小衛(wèi)星平臺(tái)進(jìn)行深空測(cè)控通信，尚處于研究論證階段；由于小衛(wèi)星平臺(tái)的布局、質(zhì)量和功耗約束較嚴(yán)苛，因此使用典型的統(tǒng)一載波測(cè)控體制方案進(jìn)行深空測(cè)控，存在一定局限性。本文針對(duì)如何通過改進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)小衛(wèi)星的深空測(cè)控問題，進(jìn)行分析并提出了解決方案。

2 典型測(cè)控方案及其局限性

深空測(cè)控任務(wù)的特點(diǎn)體現(xiàn)在：衛(wèi)星飛行距離遠(yuǎn),飛行過程復(fù)雜[2]；對(duì)地姿態(tài)變化較大，要求衛(wèi)星飛行全過程全空間對(duì)地可實(shí)時(shí)測(cè)控，無(wú)測(cè)控盲區(qū)；衛(wèi)星測(cè)定軌精度要求高，需要支持差分單向測(cè)距(DOR)功能[3]。

根據(jù)深空測(cè)控任務(wù)特點(diǎn)，本文擬在小衛(wèi)星平臺(tái)典型S頻段統(tǒng)一載波測(cè)控體制(USB體制)基礎(chǔ)上進(jìn)行深空測(cè)控應(yīng)用方案的設(shè)計(jì)。典型USB體制[4]測(cè)控方案是目前國(guó)際通用的測(cè)控方案，下面對(duì)其方案進(jìn)行簡(jiǎn)要介紹，并分析其應(yīng)用于深空測(cè)控任務(wù)存在的問題。

典型S頻段統(tǒng)一載波測(cè)控系統(tǒng)組成如圖1所示。

圖1 典型測(cè)控方案框圖Fig.1 Representative TT&C scheme diagram

由圖1可知，典型小衛(wèi)星平臺(tái)統(tǒng)一載波測(cè)控系統(tǒng)由測(cè)控天線和應(yīng)答機(jī)兩部分組成，其中測(cè)控天線收發(fā)共用，天線1對(duì)天安裝，天線2對(duì)地安裝；連接同一個(gè)混合接頭的對(duì)天/對(duì)地天線，實(shí)現(xiàn)對(duì)空間的近全向覆蓋；兩臺(tái)收發(fā)合一的應(yīng)答機(jī)設(shè)計(jì)完全一致，由雙工器、接收機(jī)和發(fā)射機(jī)組成，兩臺(tái)應(yīng)答機(jī)中的接收機(jī)互為熱備份，發(fā)射機(jī)互為冷備份。

在深空通信中，采用典型測(cè)控方案，會(huì)存在如下幾方面問題：

(1)深空任務(wù)衛(wèi)星在軌飛行過程中，衛(wèi)星可能存在長(zhǎng)時(shí)間腰部對(duì)地可見情況。典型測(cè)控方案通過混合接頭將對(duì)天/對(duì)地天線進(jìn)行組陣，組陣后的天線方向圖，如圖2所示，近水平方向會(huì)形成干涉區(qū)，干涉區(qū)內(nèi)的天線增益會(huì)存在多個(gè)凹區(qū)，不能滿足深空測(cè)控要求。

圖2 天線組陣方向圖
Fig.2 Antenna array directional diagram

(2)深空任務(wù)星地距離遠(yuǎn)，自由空間傳輸損耗大，典型測(cè)控方案的發(fā)射輸出信號(hào)功率EIRP較小，無(wú)法滿足地面接收要求；星上接收地面上行信號(hào)微弱，而典型測(cè)控方案應(yīng)答機(jī)接收靈敏度有限，也不能夠滿足深空要求。

典型測(cè)控方案EIRP≥10dBm[4]，以月球探測(cè)系統(tǒng)為例，結(jié)合地球站的增益，經(jīng)計(jì)算到達(dá)地球站的信號(hào)功率為-153dBm，而地球站的最低接收門限為-130dBm(參照美國(guó)深空測(cè)控網(wǎng)地球站指標(biāo))[5]，因此典型測(cè)控方案的EIRP不能滿足月球及更遠(yuǎn)目標(biāo)探測(cè)的深空使用要求。

地球站EIRP≥98dBm(參照美國(guó)深空測(cè)控網(wǎng)地球站指標(biāo))[5]，以月球探測(cè)系統(tǒng)為例，經(jīng)計(jì)算到達(dá)星上測(cè)控接收機(jī)的信號(hào)功率為-117dBm，而傳統(tǒng)應(yīng)答機(jī)的接收靈敏度為-115dBm[4]，因此典型測(cè)控方案的應(yīng)答機(jī)不滿足月球及更遠(yuǎn)目標(biāo)探測(cè)的深空使用要求。

(3)深空測(cè)控接收通道輸入信噪比較低，要求盡量減小測(cè)控發(fā)射通道對(duì)接收通道的干擾，而典型測(cè)控方案收/發(fā)天線共用和應(yīng)答機(jī)收/發(fā)雙工器的實(shí)現(xiàn)方式，收發(fā)隔離度較小，不能滿足發(fā)射通道和接收通道的EMC自兼容性。

(4)典型測(cè)控方案只能實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星的常規(guī)測(cè)速、測(cè)距功能，不能支持深空飛行所需高精度測(cè)軌(甚長(zhǎng)基線干涉，VLBI)的差分單向測(cè)距DOR功能。

3 深空測(cè)控方案設(shè)計(jì)

3.1 設(shè)計(jì)改進(jìn)

針對(duì)典型測(cè)控方案應(yīng)用到深空存在的問題，并借鑒其它深空探測(cè)器測(cè)控方案的特點(diǎn)進(jìn)行改進(jìn)，主要設(shè)計(jì)改進(jìn)體現(xiàn)在以下幾方面：

(1)衛(wèi)星對(duì)地面/對(duì)天面半空間采用不同測(cè)控頻點(diǎn)設(shè)計(jì)，避免通過天線組陣帶來(lái)的方向圖干涉區(qū)的問題；

(2)應(yīng)答機(jī)發(fā)射信號(hào)經(jīng)過功率放大器放大，與應(yīng)答機(jī)直接輸出信號(hào)至天線相比，系統(tǒng)EIRP將得到幾十分貝的提高；

(3)使用深空應(yīng)答機(jī)，優(yōu)化接收靈敏度，提高對(duì)上行微弱信號(hào)的接收能力；

(4)測(cè)控天線收/發(fā)分開，且極化方向不同；應(yīng)答機(jī)收/發(fā)分開，測(cè)控發(fā)射通道增加輸出濾波器，避免發(fā)射信號(hào)對(duì)接收機(jī)的影響，從設(shè)計(jì)上保證接收通道與發(fā)射通道的EMC自兼容性；

(5)深空應(yīng)答機(jī)在下行載波上調(diào)制DOR音，能夠與地面測(cè)控系統(tǒng)協(xié)同實(shí)現(xiàn)高精度測(cè)軌的VLBI測(cè)量功能；

(6)盡量減少設(shè)備尤其是大功率有源設(shè)備的數(shù)量，以節(jié)省體積、質(zhì)量及功耗資源。

針對(duì)以上設(shè)計(jì)思路，提出適用于小衛(wèi)星平臺(tái)的深空測(cè)控系統(tǒng)方案，其組成如圖3所示。測(cè)控系統(tǒng)包括4副測(cè)控天線，兩臺(tái)深空應(yīng)答機(jī)，兩臺(tái)功率放大器，兩個(gè)輸出濾波器，兩個(gè)開關(guān)；其中衛(wèi)星對(duì)地面和對(duì)天面各分布兩副天線，均為一收一發(fā)配置。

圖3 設(shè)計(jì)方案原理框圖Fig.3 Design scheme block diagram

本方案采用異頻半空間覆蓋組陣的方式，衛(wèi)星對(duì)地面指向空間采用頻點(diǎn)f1工作，對(duì)天面指向空間采用頻點(diǎn)f2工作，構(gòu)成全空間的測(cè)控信號(hào)覆蓋。對(duì)地/對(duì)天半空間兩個(gè)頻點(diǎn)的設(shè)計(jì)方式，有效地避免了衛(wèi)星腰部的測(cè)控盲區(qū)，實(shí)現(xiàn)了飛行過程中的全程全空間覆蓋。

飛行過程中，地球測(cè)控站需根據(jù)衛(wèi)星對(duì)地面/對(duì)天面天線測(cè)控有利的條件進(jìn)行相應(yīng)頻點(diǎn)的切換。若對(duì)地面天線測(cè)控有利，上行f1u信號(hào)通過對(duì)地面接收天線接收，送往深空應(yīng)答機(jī)A接收、解調(diào)并產(chǎn)生下行f1d信號(hào)，經(jīng)過放大并濾波后由對(duì)地面發(fā)射天線發(fā)射；若對(duì)天面測(cè)控天線測(cè)控有利，上行f2u信號(hào)通過對(duì)天面接收接收天線接收，送往深空應(yīng)答機(jī)B接收、解調(diào)并產(chǎn)生下行f2d信號(hào)，經(jīng)過放大并濾波后由對(duì)天面測(cè)控發(fā)射天線發(fā)射。

通過開關(guān)組合，測(cè)控天線與其它測(cè)控通道進(jìn)行交叉?zhèn)浞?。開關(guān)1/2均為雙刀雙擲開關(guān)，默認(rèn)為直通狀態(tài)，故障情況下進(jìn)行如下處理：

(1)若發(fā)射通道故障、接收通道正常，通過上行遙控指令將開關(guān)1/2均設(shè)置為交叉狀態(tài)，能夠?qū)y(cè)控信號(hào)通過另一路測(cè)控通道傳輸，保證了測(cè)控通道的相互備份作用。

(2)若接收通道故障，需要通過星上設(shè)計(jì)專門邏輯自主進(jìn)行開關(guān)的切換。具體描述如下：地面測(cè)控系統(tǒng)保證在一定時(shí)間間隔內(nèi)上行遙控指令，若應(yīng)答機(jī)接收機(jī)故障，在規(guī)定的時(shí)間內(nèi)星載數(shù)據(jù)管理系統(tǒng)未接收到遙控指令，則啟動(dòng)測(cè)控開關(guān)自動(dòng)切換指令，將開關(guān)1/2均設(shè)置為交叉狀態(tài)，保證了測(cè)控通道的相互備份作用。

3.2 系統(tǒng)性能

根據(jù)測(cè)控各設(shè)備的性能參數(shù)，設(shè)計(jì)方案的系統(tǒng)性能見表1。

表1 測(cè)控方案性能匯總表

此深空測(cè)控系統(tǒng)能做到天線全空間覆蓋，接收靈敏度和EIRP比典型測(cè)控方案有明顯優(yōu)化；通過采用輸出濾波的EMC自兼容設(shè)計(jì)，系統(tǒng)能夠保證排除發(fā)射通道對(duì)接收通道的干擾；采用國(guó)際統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)的DOR側(cè)音，實(shí)現(xiàn)高精度星地VLBI測(cè)量。

4 仿真及計(jì)算驗(yàn)證

針對(duì)測(cè)控系統(tǒng)設(shè)計(jì)改進(jìn)要解決的問題，進(jìn)行了深空設(shè)計(jì)方案的信道參數(shù)仿真及計(jì)算驗(yàn)證。

(1)假設(shè)飛行某階段測(cè)控天線與地面夾角如圖4所示，衛(wèi)星在此階段長(zhǎng)時(shí)間腰部對(duì)地可見。而測(cè)控對(duì)地/對(duì)天面半空間兩個(gè)頻點(diǎn)設(shè)計(jì)，各天線方向圖不存在干涉區(qū)，如圖5、圖6所示。

圖4 飛行某階段衛(wèi)星對(duì)地面天線與地面夾角圖Fig.4 Satellite’s antenna earthward included angle diagram with ground in some flight stage

圖5 天線方向圖(對(duì)地)
Fig.5 Antenna directional diagram(earthward)

(2)對(duì)系統(tǒng)的EIRP和接收靈敏度進(jìn)行分析，以月球探測(cè)任務(wù)的星地距離3.8×104km為例，計(jì)算到達(dá)星地鏈路余量[6]為

(1)

式中：SEIRP為衛(wèi)星等效各向同性輻射功率的對(duì)數(shù)值，單位為dBm；Ltp為發(fā)射天線指向和極化損耗的對(duì)數(shù)值，單位為dB；Ls為自由空間損耗的對(duì)數(shù)值，單位為dB；La為大氣損耗的對(duì)數(shù)值,單位為dB；Lrp為接收天線指向和極化損耗的對(duì)數(shù)值，單位為dB；Gr為接收天線增益的對(duì)數(shù)值,單位為dB；Lrf為接收系統(tǒng)饋線損耗的對(duì)數(shù)值，單位為dB。

圖6 天線方向圖(對(duì)天)
Fig.6 Antenna directional diagram(skyward)

地面參數(shù)均根據(jù)美國(guó)深空測(cè)控網(wǎng)地球站指標(biāo)[5]，通過計(jì)算，上下行鏈路的鏈路余量均遠(yuǎn)超過5 dB，因此本方案的EIRP和接收靈敏度滿足使用要求。

對(duì)于距離更遠(yuǎn)的深空探測(cè)任務(wù)，為滿足鏈路通信需求，可采用更大功率的信號(hào)放大器，并適當(dāng)提高接收機(jī)靈敏度水平，以保證星地鏈路余量。

(3)系統(tǒng)EMC自兼容性計(jì)算分析如下。

通過仿真分析得到收/發(fā)天線在S頻段內(nèi)的空間隔離度優(yōu)于33 dB，如圖7所示。

圖7 天線空間隔離度仿真圖Fig.7 Antenna space isolation emulator diagram

假設(shè)發(fā)射輸出功率為40 dBm，接收機(jī)抗雜波干擾能力為-140 dBm，抗噪聲干擾能力為-174 dBm/Hz，根據(jù)天線隔離度，測(cè)控系統(tǒng)抗干擾抑制需求分析見表2[8]。

表2 抗干擾抑制需求分析

假設(shè)接收機(jī)飽和功率不大于-10 dBm，功率放大器輸出雜波不大于-30 dBm，功率放大器輸出噪聲功率譜不大于-70 dBm/Hz，通過輸入/輸出濾波器的設(shè)計(jì)指標(biāo)，如表3所示，可得到測(cè)控系統(tǒng)EMC自兼容性結(jié)果。

由表2、表3可知，通過采用天線收/發(fā)分開、極化隔離，以及輸入/輸出濾波器設(shè)計(jì)，提高發(fā)射鏈路對(duì)接收頻帶的干擾抑制度，測(cè)控系統(tǒng)設(shè)計(jì)可滿足EMC自兼容性要求。

表3 EMC自兼容性設(shè)計(jì)結(jié)果

5 結(jié)束語(yǔ)

本文提出的設(shè)計(jì)方案在繼承小衛(wèi)星平臺(tái)典型測(cè)控設(shè)計(jì)方案基礎(chǔ)上，針對(duì)深空測(cè)控任務(wù)進(jìn)行了設(shè)計(jì)改進(jìn)，在小衛(wèi)星平臺(tái)空間受限、天線隔離度要求較高、質(zhì)量和功耗受限的前提下，既能滿足深空控測(cè)任務(wù)的測(cè)控需求，又最大限度地降低設(shè)備冗余度，在星上專用軟件配合下，能夠進(jìn)行測(cè)控通道備份切換，保證了測(cè)控系統(tǒng)的可靠性。

本文立足于利用現(xiàn)有小衛(wèi)星平臺(tái)進(jìn)行適應(yīng)深空飛行任務(wù)的改進(jìn)設(shè)計(jì)，其設(shè)計(jì)方案和思路不僅適用于小衛(wèi)星平臺(tái)，而且對(duì)于其它深空航天器也具有借鑒意義。

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(編輯：李多)

Research on TT&C Scheme of Small Satellite Applied to Deep Space Exploration

SHILeiXIONGLiangNINGJinzhiDOUJiao

(DFHSatelliteCo.，Ltd.，Beijing100094，China)

AimingatthecharacteristicofdeepspaceTT&Ctask，thispaperanalysestheproblemswhicharecausedbyapplyingtherepresentativeTT&CschemeforsmallsatelliteplatformtodeepspaceTT&Ctask，includingexistinginterferenceareainantennaarray，faintEIRPandreceivingsensibility，systemself-EMCproblemandlackofhigh-precisionDORmeasurementfunction.Toresolvetheproblems，itintroducesakindofmodifieddeepspaceTT&Cschemeonsmallsatellite.Bytheanalysisofemulationandcalculation，itvalidatesthefeasibilityofscheme.Eventuallyitgivestheconclusionoftheanalysis:themodifieddeepspaceTT&Cschemecanprovidereferencefordeepspaceexplorationofsmallsatelliteandotherspaceprobe.

deepspace;smallsatellite;EIRP;EMC;TT&Cscheme

2016-06-15；

2016-10-11

石雷，男，碩士，工程師，研究方向?yàn)楹教炱魍ㄐ畔到y(tǒng)設(shè)計(jì)。Email：xitekshilei@sohu.com。

TN

ADOI：10.3969/j.issn.1673-8748.2016.06.013