基于PID 的衛星發射主動段遙測接收系統

王 沖，張鑫鑫，周 捷，袁金如，孫立達，沈亦純

（上海衛星工程研究所，上海 201109）

0 引言

近年來，隨著衛星研制技術的飛速發展，以及國家戰略部署的需要，衛星發射任務越來越密集。衛星測控技術是衛星發射任務圓滿成功的重要保障，是一項關鍵技術［1-8］。現有的衛星發射測控方式，是通過多個地面測控站和遠望測控船接力的形式來接收衛星遙測信息，實現衛星發射測控弧段的覆蓋。對于一般太陽同步軌道衛星，衛星發射入軌階段已經超出國內地面測控站覆蓋范圍；而測量船布設和準備時間較長，且保障成本較高［9-11］。

對于衛星發射主動段測控問題，地面測控站無法實現衛星發射主動段弧段的完全覆蓋，即從運載火箭點火發射到衛星進入第一個地面測控站期間，存在衛星發射主動段測控盲區。雖然，這段測控盲區的時間不長，若衛星在發射期間出現異常，每一幀遙測數據對于現象分析和問題定位來說都是至關重要的［12-18］。目前已有一些學者在研究衛星發射測控方法。陳天運等［19］提出一種移動便攜測控站，其便攜性和環境適應性較好，但便攜測控站含有WiFi 收發器，不符合衛星發射陣地要求；馮燕等［20］提出一種主動段測控多站聯合自動聯調方法，但該方法所述的測控站無法覆蓋衛星起飛至第一測控站之間的弧段，無法解決衛星發射主動段測控盲區的問題；華清等［9，21］提出一種衛星入軌段的測控方法及系統，該方法通過建立運載火箭末級與用戶星之間的上、下行雙通信鏈路，實現中繼衛星系統對用戶星入軌段的遙測和遙控，但該方法適用于衛星發射入軌段測控問題，無法解決衛星發射主動段測控盲區問題。

因此，為解決衛星發射主動段測控盲區問題，本文研究衛星發射主動段遙測數據接收方法，提出了一種基于PID 的衛星發射主動段遙測數據接收系統，有效解決衛星發射主動段存在測控盲區的問題。在大氣環境監測衛星發射任務中，設計的衛星發射主動段遙測接收系統得到了試驗驗證，實現衛星發射主動段遙測數據全時段實時接收與監測，保障衛星從地面電測試到發射入軌期間遙測數據的連續性和完整性，具有一定的工程意義。

1 衛星測試系統與發射場通信建立

衛星測試系統與發射場的通信貫穿于衛星發射場測試全流程。建立衛星測試系統與發射場之間的通信并保障其通信安全，是衛星發射場工作正常開展的前提。衛星測試系統與發射場之間的通信建立方式遵照《衛星測試系統與發射場通信協議》標準執行。

衛星測試系統與發射場通信內容如圖1 所示，包含遙測原碼、遙測物理量、遙控指令、測試設備控制指令、指令執行結果、測試設備狀態參數原碼、測試設備狀態參數物理量等。衛星測試系統與發射場之間優先選用TCP 通信，當需要批量轉發測試數據時選用UDP 通信。衛星測試時，多個工位和系統會同時向衛星測試服務器申請轉發遙測物理量和測試設備狀態參數物理量。當采用TCP 協議時，測試服務器需要維持多個TCP 通信并頻繁轉發相同的數據內容。而采用UDP 組播時，僅需組播至相應地址端口，各終端監聽相應地址端口即可獲取物理量數據，通信方式簡單，減輕了測試服務器壓力。

圖1 衛星測試系統與發射場通信內容Fig.1 Content of communication between the satellite test system and the launch site

2 衛星發射主動段遙測接收系統

2.1 系統組成

如圖2 所示，衛星發射主動段遙測接收系統部署在衛星發射陣地前方，并與后方衛星電測試廠房建立通信，由測控基帶、變頻器、低噪聲放大器、地面測控天線、天線支架、天線伺服機構、光纖收發器、射頻電纜和射頻轉接頭等射頻附件組成。圖中，KVM 為Keyboard Video Mouse 的縮寫，UPS 為Uninterruptible Power Supply 的縮寫。

圖2 衛星發射主動段遙測接收系統Fig.2 Schematic diagram of the telemetry receiving system in the active section of satellite launch

衛星發射主動段遙測接收系統中各組成部分的作用如下。

1）地面測控天線：用于接收衛星發射的帶有衛星遙測信息的射頻信號。

2）天線伺服機構：完成衛星主動段飛行時地面測控天線對衛星的指向跟蹤。

3）低噪聲放大器：放大地面測控天線接收到的帶有衛星遙測信息的射頻信號，并將其放大后的射頻信號輸出到變頻器。

4）變頻器：用于將低噪聲放大器放大后的帶有衛星遙測信息的射頻信號進行下變頻，使其射頻信號能夠適應測控基帶。

5）測控基帶：調制、解調變頻器的帶有衛星遙測信息的射頻信號，形成衛星遙測數據原碼，并將其通過光纖收發器，以光纖的形式傳輸至信息化機柜上的服務器進行遙測數據原碼解析。

6）光纖收發器：用于遙測接收系統與衛星電測試廠房之間的數據傳輸。

2.2 系統工作原理

衛星發射主動段遙測接收系統工作原理如圖3所示。

圖3 衛星發射主動段遙測接收系統工作流程Fig.3 Flow chart of the telemetry receiving system in the active section of satellite launch

1）建立衛星測試系統與發射場之間的通信，優先采用TCP 協議，當需要與多個監視終端或測試設備進行通信時建議采用UDP 協議。

2）搭建衛星發射主動段遙測接收系統，主要包括測控基帶、變頻器、低噪聲放大器、地面測控天線、天線支架、天線伺服機構、光纖收發器、射頻電纜和射頻轉接頭等射頻附件等。

3）結合運載火箭及衛星的相關參數進行運載火箭理論飛行軌跡仿真計算。

4）根據搭建的遙測數據接收系統與發射塔架、運載火箭相對位置關系，以及運載火箭仿真理論飛行軌跡，計算地面天線理論指向角曲線。

5）地面測控天線伺服機構實時跟蹤地面天線指向角曲線，實現衛星發射主動段地面測控天線對衛星的跟瞄，完成衛星主動段遙測數據接收。

3 基于PID 的地面測控天線波束指向算法

地面測控天線波束指向算法，用于計算衛星發射主動段飛行過程中地面測控天線波束對衛星的實時指向，從而維持穩定的測控傳輸鏈路，實現衛星發射主動段遙測數據的實時下傳，算法的準確性對衛星發射主動段遙測信號的傳輸起著決定性的作用。

3.1 算法設計

衛星發射主動段遙測接收系統與發射塔架、運載火箭的位置關系如圖4 所示。

圖中：坐標系O1X1Y1Z1是以衛星發射主動段遙測接收系統為原點建立的遙測接收系統坐標系；坐標系O2X2Y2Z2為發射慣性坐標系；r為遙測接收系統坐標系O1X1Y1Z1下的運載火箭理論飛行軌跡；r1為發射慣性坐標系原點O2相對于遙測接收系統坐標系原點O1的相對距離；r2為發射慣性坐標系O2X2Y2Z2下的運載火箭理論飛行軌跡。

根據運載火箭飛行參數、衛星運行軌道參數、衛星入軌點位置、衛星入軌點速度等信息，并結合航天飛行動力學與航天飛行運動學專業知識，對發射慣性坐標系O2X2Y2Z2下的運載火箭理論飛行軌跡r2(t)∈R3進行仿真計算，發射慣性坐標系下的運載火箭理論飛行軌跡r2(t)的具體形式如下：

式中：r2(t)為第t飛行時刻運載火箭相對于發射慣性坐標系原點O2的空間位置坐標。

結合發射慣性坐標系下的運載火箭理論飛行軌跡r2(t)，以及發射慣性坐標系原點O2相對于遙測接收系統坐標系原點O1的相對距離r1，可計算得到地面測控天線理論指向角曲線θr(t)，其具體形式如下：

式中：αr(t) 為地面天線理論指向方位角曲線；βr(t)為地面天線理論指向俯仰角曲線，其具體形式為

式中：r(t)=[Xt Yt Zt]T為遙測接收系統坐標系O1X1Y1Z1下的運載火箭理論飛行軌跡；dt為運載火箭第t飛行時刻在O1X1Y1平面內的投影距離遙測接收系統坐標系原點O1的距離；Xt、Yt、Zt分別為運載火箭第t飛行時刻相對于遙測接收系統坐標系O1X1Y1Z1的空間位置坐標，其具體表達形式如下：

式中：r1=[ΔxΔyΔz]T為發射慣性坐標系原點O2相對于遙測接收系統原點O1的相對距離；r2(t)=[xt yt zt]T為發射慣性坐標系下的運載火箭理論飛行軌跡。

采用經典PID 控制器［22-25］，實現地面天線指向角跟蹤，完成衛星發射主動段地面測控天線對衛星的跟瞄，實現衛星主動段遙測數據接收，其控制器形式如下：

式中：θe(t)為地面天線指向角跟蹤誤差；θ(t)為地面天線實時指向角；θr(t)為地面天線理論指向角；kp為控制器比例項系數；ki為控制器積分項系數；kd為控制器微分項系數。

3.2 算法仿真

下面對基于PID 的地面測控天線波束指向算法進行仿真計算，仿真參數選取如下。

1）發射點經緯度：111.73°E，38.80°N。

2）接收系統經緯度：111.72°E，38.80°N。

3）發射時刻：2022-04-15，18：16：00 UTC。

4）星箭分離時刻：2022-04-15，18：37：23 UTC。

5）地面測控天線有效接收距離：600 km。

6）衛星初始軌道參數見表1。

7）地面測控天線PID 控制器參數見表2。

表2 地面測控天線PID 控制器參數Tab.2 Parameters of the PID controller of ground measurement and control antenna

火箭理論彈道如圖5 所示，天線理論角曲線和目標距離曲線如圖6 和圖7 所示。地面測控天線的俯仰角、方位角跟蹤響應曲線如圖8 和圖9 所示，跟蹤誤差角曲線如圖10 所示?？梢钥吹剑孛鏈y控天線俯仰角和方位角的最大跟蹤角誤差均在0.6°以內，且跟蹤角誤差能在30 s 內均減小到0.2°以內，并最終收斂到0，實現地面測控天線指向的穩定跟蹤，滿足地面測控天線主動段遙測接收要求。

圖5 火箭理論彈道Fig.5 Theoretical trajectory curve of launch vehicle

圖6 天線理論角曲線Fig.6 Curve of the antenna theoretical angle

圖7 目標距離曲線Fig.7 Curve of the target distance

圖8 天線俯仰角跟蹤曲線Fig.8 Tracking curve of the antenna pitch angle

圖9 天線方位角跟蹤曲線Fig.9 Tracking curve of the antenna azimuth angle

圖10 天線俯仰角和方位角跟蹤誤差角曲線Fig.10 Tracking error curves of the antenna pitch angle and azimuth angle

4 試驗驗證及分析

本文設計的衛星發射主動段遙測接收系統在大氣環境監測衛星發射任務中進行了飛行驗證，成功接收衛星發射起飛至第一測控站間的遙測數據，實現了衛星發射主動段遙測的全時段完整接收。

衛星發射主動段遙測接收系統接收衛星遙測信號的質量通過衛星下傳的關鍵遙測來表征，如虛擬信道幀計數、應答機1 AGC 和應答機2 AGC 等。下面對上述大氣環境監測衛星發射任務中接收到的衛星發射主動段關鍵遙測，以及西安衛星測控中心第一測控站接收到的衛星發射主動段關鍵遙測進行分析，結果如圖11 和圖12 所示。

圖11 虛擬信道幀計數與虛擬信道幀計數差值曲線Fig.11 Curves of the virtual channel frame count and virtual channel frame count difference

圖12 應答機1 AGC 與應答機2 AGC 曲線Fig.12 AGC curves of Transponder 1 and Transponder 2

由圖可知，衛星發射主動段遙測接收系統自衛星發射起飛前就能夠穩定接收衛星遙測信息，直至西安衛星測控中心第一測控站能夠穩定收到遙測信息后才被關閉。對于此次發射任務，衛星發射時刻為2 h 16 min，西安衛星測控中心第一測控站接收到的第一幀遙測的時刻為2 h 18 min 41 s。因此，衛星發射主動段存在近3 min 的遙測盲區。而衛星發射主動段遙測接收系統關閉前接收到的最后一幀遙測的時刻為2 h 19 min 59 s，由此可知，主動段遙測接收系統接收的衛星遙測除了能夠完整覆蓋發射主動段遙測盲區外，與第一測控站接收的遙測信息之間存在78 s 的重疊部分。

由圖11 和圖12 可知，衛星發射主動段遙測接收系統與西安衛星測控中心第一測控站接收的遙測信息中虛擬信道幀計數均連續穩定遞增，且虛擬信道幀計數前后兩幀差值均為1。遙測重疊部分虛擬信道幀計數差值為0，表明衛星發射主動段遙測接收系統與西安衛星測控中心第一測控站接收的遙測信息具有良好的一致性，進而說明衛星發射主動段遙測接收系統接收的遙測信息具有較好的可信度。另外，主動段遙測接收系統與第一測控站接收的遙測信息中應答機1 和應答機2 的AGC 均處于0.9～1.1，遙測信號穩定。

上述分析表明，衛星發射主動段遙測接收系統工作狀態良好，且接收到的衛星遙測數據不丟幀、無誤碼，具有較好的連續性和可信度。

5 結束語

為解決衛星發射主動段存在遙測盲區問題，本文設計了一種基于PID 的衛星發射主動段遙測接收系統，充分利用現有的地面測控設備，簡化系統構成，實現衛星發射主動段遙測數據的實時接收與監測，保證衛星發射主動段遙測數據的連續性和完整性，且具有較好的可信度。