衛(wèi)星信道模擬器的設計

陳曉峰,孟景濤

(1.西安電子科技大學,陜西西安710071;2.中國電子科技集團第五十四研究所,河北石家莊050081;)

0 引言

衛(wèi)星信道模擬器通過對中頻信號進行處理,完成空間信道傳輸時延、空間信道衰減、射頻多普勒頻率以及信號與信噪比的模擬。其功能的實現與其輸入的具體信號體制無關,可以適用于各種中頻信號的處理。并且利用其與應答機設備的組合,可以在沒有衛(wèi)星的條件,模擬衛(wèi)星的運行軌道和運行方式,從而來驗證地面測控系統的綜合基帶設備在低軌衛(wèi)星、中高軌衛(wèi)星、探月和深空探測條件下的測距、測速數據正確與否,進而確保上述方面的地面測控系統指標的驗證。

1 系統設計

衛(wèi)星信道模擬器承擔的主要任務是:衛(wèi)星信道模擬器可裝載理論衛(wèi)星彈道數據或給定的曲線,從而對目標距離、時延、多普勒、電平信號和空間白噪聲進行模擬,以驗證測控設備的測距、測速數據正確與否。依據衛(wèi)星信道模擬器承擔的主要任務,從其功能上劃分為3部分:①軌道根數方式。輸入接收站的站址坐標、軌道根數及時間初值,根據軌道根數模擬出目標的距離、速度、加速度和信號的幅度變化;②設定曲線方式。輸入目標最近距離、最遠距離、速度、加速度值、距離初值及時間初值,根據三角波理論或正弦波理論曲線,模擬出目標各個時刻的距離及幅度;③單獨控制方式。對信號的各個動態(tài)進行單獨控制,上下行信號的功率衰減、多普勒頻率、距離、噪聲和功率衰減;

要完成衛(wèi)星信道模擬器所承擔的任務,衛(wèi)星信道模擬器包括硬件和軟件兩部分。其中,硬件部分由一臺CPCI(緊湊型PCI)工業(yè)控制計算機、自研制板卡構成;軟件部分由系統監(jiān)控軟件、FPGA(現場可編程門陣列)數據處理軟件和DSP(數字信號處理)數據處理軟件組成。

衛(wèi)星信道模擬器的硬件部分由中頻采樣部分、采樣數據存儲和回放部分、時鐘控制部分、中頻輸出控制部分組成,軟件部分由板內監(jiān)控通信控制部分和計算機監(jiān)控部分組成如圖1所示。

圖1 衛(wèi)星動態(tài)信道模擬器設計模型

1.1 硬件設計

中頻采樣部分:采用高速A/D(模數轉換)采樣芯片,將中頻模擬信號轉換為數字信號;

采樣數據存儲和回放部分:依據模擬衛(wèi)星軌道與地面接收站的距離遠近,分為兩部分:①中低軌模式:使用FPGA內提供的雙端口RAM(隨機存取存貯器)或FIFO(先進先出存取存貯器)實現數字信號的存儲和回放;②高軌、探月及深空模式:使用FPGA內的雙端口RAM或FIFO作為數據緩存,通過DMA(直接內存存取)模式使用PCI數據總線,直接訪問計算機內存實現數字信號的存儲和回放。依據RAM的大小來決定初始距離的范圍;

時鐘控制部分:控制采樣數據存儲和回放部分的讀寫時鐘,通過改變讀寫時鐘的速率,來實現對衛(wèi)星速度的模擬;

中頻輸出控制部分:采用高速上變頻器芯片,將加入時延的數字信號恢復發(fā)送出去,同時利用芯片的幅度控制實現空間電離層信號衰減的模擬。利用DDS的BPSK(二相移相鍵控)模式輸出的中頻信號來模擬白噪聲。

硬件控制過程如下:①上電初始化完成后,開始數據采樣;②依據監(jiān)控下達的命令,從規(guī)定時刻起開始存儲數據;③依據監(jiān)控下達的命令,從規(guī)定時刻起開始回放數據,加入多普勒頻率和幅度控制;④依據監(jiān)控下達命令,結束存儲和回放數據流程。

1.2 軟件設計

板內監(jiān)控通信控制部分:接收計算機下發(fā)的命令,依據下發(fā)命令的參數,生成模擬的衛(wèi)星軌道和運行方式,模擬衛(wèi)星軌道的運行;

計算機監(jiān)控部分:將在界面接收的命令參數,通過PCI總線下發(fā)到自研板卡的監(jiān)控通信控制部分,并顯示模擬數據的圖形。

軟件控制過程如下:①系統初始化,完成計算機內自研板的上電自檢和程序加載,同時建立與計算機的通信;②依據系統傳來的外時碼,將計算機和自研板的時碼進行同步;③通過衛(wèi)星信道模擬器的顯示控制界面,選擇所要模擬的軌道模式,中低軌模式或高軌、探月深空模式;④確定軌道模式后,選擇所要模擬的功能模擬方式,軌道根數方式、設定曲線方式和單獨控制方式;⑤接收界面設定參數;⑥依據界面設定參數,生成模擬出的衛(wèi)星軌道和運行方式;⑦模擬運行擬合出的衛(wèi)星軌道和運行方式;⑧軌道模擬運行結束。衛(wèi)星信道模擬器的軟件控制流程如圖2所示。

圖2 衛(wèi)星信道模擬器軟件控制流程

2 關鍵技術

2.1 衛(wèi)星軌道模擬

衛(wèi)星運動的軌道是通過地心平面上的橢圓,且橢圓的一個焦點與地心相重合。衛(wèi)星的軌道可有六個基本參數(又稱軌道根數)來完全描述和確定:

①長半軸α:軌道橢圓長軸之半,它確定了衛(wèi)星軌道的周期;②傾角i:軌道平面與地球赤道平面之間的夾角,常以地心至北極方向和軌道平面正法向之間的夾角來度量,i=900;③軌道偏心率e:軌道橢圓兩焦點之間的距離與長軸的比值,其大小在0～1之間,e=0為圓軌道;④升交點赤經Ω:春分點與升交點對地心的張角,在赤道面內度量;⑤近地點幅度 ω:升交點與近地點對地心的張角,在軌道面內度量;⑥過近地點時刻tP:衛(wèi)星經過近地點的時刻。

上述6個基本參數中,α和e決定衛(wèi)星軌道的大小和形狀,i和Ω決定衛(wèi)星軌道平面在空間的位置,ω決定橢圓在軌道面上的方位,tP決定衛(wèi)星在軌道上的時間關系。

在已給定6個軌道參數的情況下,可以擬合出衛(wèi)星運行的軌道,從而確定任意時刻t的衛(wèi)星位置及其運動速度。

2.2 空間電離層模擬

2.2.1 空間電離層延遲模擬

電離層傳播延遲對地面測量設備對衛(wèi)星位置的確定(包括衛(wèi)星到測站距離和衛(wèi)星的速度)是有影響的,如果對衛(wèi)星運行精確模擬,就必須對其進行補償。而空間延時帶來的初始距離的模擬依靠于數據的采樣時鐘的頻率,Rq=c/fs,式中Rq為距離量化精度;c為光速(299792458m/s);fs為中頻采樣部分的采樣時鐘頻率。

確定帶通采樣頻率fs的一般結論為:

式中,fC為信號的中心頻率;B為信號帶寬;n=為帶通信號的最高頻率。

根據系統的要求選擇適當的采樣時鐘頻率,有助于提高目標與接收站之間初始距離模擬的精度。

2.2.2 空間電離層信號衰減模擬

無線電波在空間傳播隨著距離的延長,信號強度會越來越弱,信號頻率和傳輸距離是決定信號強度衰減的2個因素。

輸入接收機的功率可以表示為:

上式右邊被分成了三項,分別與發(fā)射機、接收機及自由空間距離有關。GR是接收天線的全向功率增益;EIRP是發(fā)射天線的有效全向輻射功率;Lr=(4πR/λ)2是電波的自由空間損耗,它與傳播距離R的平方成正比,與波長λ的平方成反比。

以dB表示的自由空間損耗值[FSL]為:

式中,R為傳輸距離(km);f為傳輸頻率GHz。

通過輸出信號的幅度變化,來模擬根據目標與接收站之間距離遠近所達到不同的衰減在信號上的表現。

2.3 多普勒頻率偏移的模擬

當發(fā)射機與接收機相對運動而彼此接近時,接收機所收到的信號頻率fR將高于發(fā)射信號頻率fT;而當彼此遠離時,接收信號頻率fR將低于發(fā)射信號頻率fT。這種由于相對運動而使接收頻率不同于發(fā)射頻率的現象,稱為“多普勒效應”。

多普勒頻率fd為接收頻率與發(fā)射頻率之差,即

式中,v為衛(wèi)星的徑向速度;c為光速;fT為發(fā)射信號頻率;徑向速度v的極性約定為:當目標(發(fā)射機)與接收機彼此靠近時,v的極性為負,而彼此遠離時,v的極性為正。

設地面發(fā)射站發(fā)射信號頻率為f1=Mf0,f0是頻標源輸出頻率,M為倍頻數。考慮到多普勒頻率,星載應答機接收頻率為:

式中,vT是發(fā)射站與飛行器間的徑向速度。由于vT/c≤1,故應答機接收頻率f2與f1相差很小,若直接將f2再轉發(fā)到地面,則會引起應答機接收信號和發(fā)射信號相互間的干擾,為此,一般將f2乘上一個轉發(fā)系數N/M,即

將f3作為應答機的轉發(fā)頻率。地面接收站的信號頻率為:

接收站接收信號的多普勒頻率為:

因為vT?vr＜＜c2,故上式可簡化為:

當發(fā)射站和接收站設在一起時,上式又可進一步簡化:

2.4 高速數據采集傳輸

由于衛(wèi)星信道模擬器的模擬的初始距離范圍很寬,當初始距離很大時,經A/D采樣后得出的中頻數字信號存儲會占據很大的存儲空間,由于大容量的存儲芯片難以獲得而且價格昂貴。從而選擇使用直接內存存取(DMA)的方式。采用DMA方式可以把A/D轉換數據直接寫入系統內存,不需要CPU的參與。特別適合應用于大量數據的高速采集存儲傳輸。DMA有兩種類型:系統DMA和總線主控DMA。總線主控DMA通常用在PCI設備中。DMA方式工作有以下幾個步驟:①硬件初始化;②分配內存;③確定中斷事件類型;④開始DMA模式數據傳輸。

3 性能測試結果分析

性能測試結果如表1和表2所示。其中距離的精度測量結果,為靜態(tài)測試結果。

表1 信號頻率、幅度、功率測試表

表2 距離、速度測試表

對測試結果分析后可以得出結論,衛(wèi)星信道模擬器的性能測試結果,能夠滿足地面測控系統指標的驗證的要求,可以作為地面測控系統的測試設備,尤其對綜合基帶設備的測速和測距的測量精度能夠提供可靠保障。

4 系統應用模型

在探月工程中,探月飛行器與測量站之間的距離遠,飛行時間長,傳輸時延大。探月飛行器的飛行距離為350 000～400 000 km之間,傳輸時延為τ=2R/c(τ為星地時延,R為飛行器與地面的徑向距離,c為光速)。

考慮上述因素,在距離較大情況下,為體現出時延對系統測速和測距的影響,要求距離初值的存儲量較大,從而采用PCI總線高速接口總線主控DMA方式直接對內存進行讀寫。

設中頻信號為fIF=70MHz、帶寬為B=4MHz,考慮PCI總線高速接口的限制,選取中頻采樣時鐘的頻率為ClkSAMP=11.2 MHz、A/D采樣位數為12位,PCI總線高速接口數據吞吐速率為256Mbps。

在探月工程中,以衛(wèi)星信道模擬器和中頻標校終端設備以及應答機信道設備聯合工作,如圖3所示。將地面測控系統的綜合基帶設備測量數據的記錄結果和衛(wèi)星模擬器設備模擬數據的記錄結果進行比較,從而驗證地面測控系統的綜合基帶測距、測速數據的正確與否,測量精度是否符合系統指標。

圖3 中頻信號信道模擬器邏輯組成示意圖

5 結束語

衛(wèi)星信道模擬器的設計原理以及信號的模擬要求,詳細闡述了衛(wèi)星信道模擬器進行模擬實際衛(wèi)星信道的硬件和軟件設計方法和關鍵技術,以及如何提高設備的設計精度。通過測試數據說明了衛(wèi)星信道模擬器能夠滿足對地面測控設備的系統指標驗證。最后結合工程應用模型,表明衛(wèi)星信道模擬器能夠對地面測控設備的系統指標驗證起到良好的支持作用和可靠保障。

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