月地高速再入返回航天器時統設計及驗證

金晟毅 白崇延 張伍 黃昊 李溟

（北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

月地高速再入返回航天器時統設計及驗證

金晟毅 白崇延 張伍 黃昊 李溟

（北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

月地再入返回航天器在第二宇宙速度下實現服務艙和返回器分離，返回器以半彈道跳躍方式準確地再入并著陸在預定回收區，為了保證返回器的導航精度，對返回航天器的時間精度有一定的要求。為此，文章提出適用于二級信息拓撲結構的多艙段航天器的器上時間維護系統（簡稱“時統”）和相應的地面驗證系統設計。通過理論分析和地面驗證試驗，并結合月地高速再入返回航天器真實在軌飛行數據分析，證明此時統設計能夠在較長時間內使月地再入返回航天器的器上時間精度保持在較高的水平。

月地高速再入返回航天器；器上時間維護系統；二級信息拓撲結構

1 引言

我國月地高速再入返回航天器（簡稱“返回航天器”）是由服務艙和返回器組成的兩艙段結構航天器，主要用于對半彈道跳躍式再入返回的關鍵技術進行驗證，獲取試驗數據。返回航天器經歷發射入軌、月地轉移、近旁轉向、地月轉移后，在距離地面5000km高度處以接近第二宇宙速度實現服務艙與返回器分離，返回器以半彈道跳躍方式返回預定的回收區。為了提高返回器再入返回的初始制導精度，使返回器返回的再入航程和落點精度滿足任務要求，要確保航天器在執行任務期間，尤其是服務艙與返回器在包括分離時刻在內的整個分離過程中器上時間與地面標準時間誤差不大于5ms。

目前，對于單艙或多艙段航天器，國內外采用的較為普遍方法是在航天器上設置一個獨立的高穩時鐘頻率源，器上計算機獲取時鐘頻率源信號進行累加計數，計算和維護器上時間，并定期將維護的器上時間轉發或廣播給有時間維護系統（簡稱“時統”）精度要求的航天器設備［1－3］。返回航天器由于系統資源以及測控可見弧段限制，無法在2個艙段上均配置高穩時鐘頻率源，并且在某些關鍵任務節點前的較長一段時間內，地面測控系統不能對返回航天器進行時間校準操作，這樣會導致在該任務節點處部分的器上設備無法獲取高精度的時間信息，使返回器的制導精度下降。為此，本文提出針對此類組合體結構航天器的時統設計方法，可有效抑制由于系統資源限制造成的時間誤差，確保返回航天器上設備能夠獲得高精度的時間信息。通過理論分析和返回航天器真實在軌飛行數據分析，證明了本文提出時統設計方法的有效性。

2 時統設計及分析

2.1 時統設計

返回航天器受到系統資源限制，以及在飛行過程中可能遇到較長不可見測控弧段的情況，因此不能依賴地面直接對有時間精度需求的器上設備進行頻繁的時間校準操作。為此，本文設計二級信息拓撲結構模型，模型中僅中心節點能夠通過測控系統與外部（或地面）進行信息交互，并在較長時間段內維護返回航天器的器上時間，使之保持在較高的精度水平之上。中心節點還能夠將獲取得外部信息和自身維護的時間數據，分發給下一級的設備并進行時間同步。這里構建通用的具有二級信息拓撲結構的多艙段結構航天器的時統結構，如圖1所示。

圖1 時統結構Fig.1 Time－synchronization system structure

時統結構具有以下特點：

（1）艙段Ⅰ配置有獨立的高穩時鐘源，并且能夠直接與地面進行通信；

（2）艙段Ⅱ，Ⅲ，…，N上的設備不能與地面直接進行通信，要通過自身計算機和艙段Ⅰ的計算機進行中轉；

（3）艙段Ⅱ的計算機可使用內部非高穩時鐘源進行本地時間計數，通過與艙段Ⅰ的計算機之間進行時間同步，從而保持與艙段Ⅰ相近的時間精度；

（4）艙段Ⅱ，Ⅲ，…，N上的時間接收設備，與本艙段的計算機進行時間同步；

（5）須要保證艙段Ⅱ，Ⅲ，…，N上的時間接收設備的時間精度要求。

根據時統結構設計，艙段Ⅰ可視為返回航天器的服務艙，艙段Ⅱ可視為返回航天器的返回器。服務艙和返回器未分離前，由于測控信道的限制，地面只能與服務艙進行數據通信。對時間有較高的精度需求的返回器的時間接收設備，只能通過返回器的計算機與服務艙的計算機間接與地面進行通信。基于這種情況，將服務艙計算機作為返回航天器的時統維護核心，并配置較高穩定度的頻率源輸入信號。地面通過返回航天器與地面的遙測通道，接收服務艙計算機維護的時間遙測，并與地面標準時間進行比對，若有偏差，則遙控通道發送時間校準指令，將服務艙計算機維護的時間與地面標準時間同步。服務艙計算機周期性（60s）地將維護的時間廣播給返回器計算機，使返回器計算機時間與服務艙計算機時間同步。返回器計算機周期性（30s）地將維護的時間廣播給返回器時間接收設備，使返回器時間接收設備時間與返回器計算機時間同步。這樣，系統以地面同步服務艙計算機→服務艙計算機同步返回器計算機→返回器計算機同步返回器時間接收設備的方式，確保返回器時間接收設備的時間滿足精度要求。

2.2 理論分析

為了分析返回器時間接收設備維護的時間TF－RSTR與地面標準時間TG之間的誤差傳遞關系，定義TF－RSC為返回器計算機維護的時間，TG－OSC為服務艙計算機維護的時間。返回器時間接收設備要與返回器計算機進行時間同步，TF－RSTR與TF－RSC之間的關系見式（1）。

式中：ΔTF－ComDelay為返回器計算機在向返回器時間接收設備同步時間的過程中由軟件和通信產生的時延；ΔTQ為同步時間的最小量化分層；ΔTDelay－RSTR為返回器時間接收設備內部的軟件和中斷響應時延。

返回器計算機需要與服務艙計算機進行時間同步，TF－RSC與TG－OSC之間的關系見式（2）。

式中：ΔTG－ComDelay為服務艙計算機在向返回器計算機同步時間的過程中由軟件和通信產生的延時；ΔTDelay－RSC為返回器計算機內部的軟件和中斷響應延時；ΔTOSC－60s為返回器計算機2次接收服務艙計算機時間同步過程中由于返回器的晶振漂移導致的計時誤差，根據返回器使用的器件特性，該值低于3×10－4s。

地面需要與服務艙計算機進行時間同步，TG與TG－OSC之間的關系見式（3）。

式中：TO－TMM，TO－G，TG－TMD分別為返回航天器上遙測的調制時間、返回航天器與地面之間通信信號的傳輸時間和地面遙測的解調時間，其中，TO－TMM和TG－TMD要通過地面測量獲得，TO－G可通過測定軌后獲得；ΔTMeasure可認為是測量TO－TMM，TG－TMD，TO－G時產生的測量誤差；ΔTDatum－dev為給定的初始時刻返回航天器的器上時間與地面時間的初始基準誤差。

將式（1）＋式（2）＋式（3）后得

ΔTG－ComDelay，ΔTF－ComDelay，ΔTDelay－RSC，ΔTDelay－RSTR作為設備內部及設備之間的通信和軟硬件延時，最大的擾動誤差一般在1×10－6s內，因此取最大的擾動誤差為1×10－4s。由于時間的最小分層為1× 10－3s，將時間向下取整，再補加5×10－4s進行修正，得到ΔTQ為5×10－4s。ΔTMeasure與ΔTDatum－dev合并后的最大值為1×10－3s。將上述數值代入式（4）可得

式中：固定量C＝TO－TMM＋TO－G＋TG－TMD，可進行補償。

整理可得

對式（6）進行固定量C補償，則TF－RSTR相對于TG的最大誤差量為2.9×10－3s。因此，經過理論分析，本文的時統設計能夠保證返回器時間接收設備的時間與地面標準時間之間的誤差在2.9ms以內，優于返回航天器分解指標5ms的要求。

3 地面驗證系統設計及時統設計驗證

為了確保返回航天器在軌任務的順利完成，設計地面驗證系統檢查返回器時間接收設備與標準時間（GPS時間）之間的誤差關系［4－7］，從而驗證時統設計的可行性和正確性。地面驗證系統的示意如圖2所示，圖中T1～T10的說明見表1。

圖2 地面驗證系統Fig.2 Ground verification system

表1 圖2中T1～T10的說明Table 1 Specifications of T1～T10marks in Fig.2

使用地面驗證系統測量返回器時間接收設備時間與標準時間之間的誤差，驗證試驗步驟如下［8－9］。

步驟1：使用地面驗證系統采集T3和T4，做差后測量返回航天器與地面的鏈路時延TO－G－Link；

步驟2：使用地面驗證系統采集T4，并從遙測中解析出T5獲得返回航天器上系統與地面標準時間的時間差；

步驟3：對服務艙計算機進行校時，使之與地面標準時間同步；

步驟4：使用時統地檢設備獲取返回器時間接收設備時間與標準時間的比較結果，并進行誤差分析。

可以認為，TO－G－Link＝T1＋T2＋T3＋T4－T5，與系統固有設計相關，是一個固定值。在不同的遙測編碼方式及碼速率模式下，多次測量后的統計結果，參見表2。

步驟2的目的是為了測量返回航天器時間與標準時間的基準偏差，參考式（4）得

TO－G在地面驗證時取為0，TO－G－Link＝TO－TMM＋TG－TMD，所以有

式（8）中，ΔTMeasure和TG－OSC－TG為微秒量級，可忽略。通過ΔTDatum－dev≈TO－G－Link＋ΔTQ計算ΔTDatum－dev，并將計算結果編制為校時遙控指令，對服務艙計算機進行校時。

表2 不同遙測模式下的延時測量結果Table 2 Measuring results of time delay in different telemetery modes

從時統地檢設備上獲取TF－RSTR（t）和TG（t）的時間曲線，繪制時間誤差y＝TF－RSTR（t）－TG（t）曲線如圖3所示。圖3中時間誤差區間為［1.65ms，－0.42ms］，由此可知，時統最大測量誤差為2.07ms，滿足任務使用要求。對誤差曲線求導，獲得誤差變化范圍為［－1.380ms，1.389ms］，取最大值1.389ms為最差影響分析參數。

圖3 返回器時間接收設備時間與標準時間誤差Fig.3 Deviation between RSTR’s time and standard time

4 在軌數據分析

返回航天器發射入軌后，由于使用條件所限，無法直接從返回器時間接收設備處獲取時間信息，進行誤差判斷。考慮到TF－RSTR－TG≈TG－OSC－TG＋（TF－RSTR－TG－OSC），將式（1）＋（2）后可得

由式（9）可得，TF－RSTR－TG－OSC≤1.034×10－4s＋1.389×0.667×10－3s＋4.2×10－7s≈1.03× 10－3s，因此有

通過對服務艙計算機下傳的遙測數據進行分析，可以獲得y＝T′G－OSC（t）－TG（t）曲線，見圖4。對獲得的曲線取一階微分，即dy＝d（T′G－OSC（t）－TG（t））／dt，獲得服務艙遙測與地面標準時間的誤差變化最大值為2×10－3s，多數變化集中在［－1× 10－3s，0］之間。

對圖4中的曲線進行擬合（見圖5），擬合的直線斜率為－1×10－4ms／s，擬合直線初始截距為0.5ms。可以看出，在該時間段內，服務艙計算機平均每2.77h偏移1ms，系統的初始基準誤差為0.5ms。

為了消除時間漂移造成的時間精度損失，使用服務艙計算機均勻校時功能，使計算機每計時10 000s，撥快1ms后，在軌數據積累50 000s，其y＝T′G－OSC（t）－TG（t）曲線見圖6（均勻校時后）。

圖4 在軌遙測時間與標準時間之差（無均勻校時）Fig.4 Deviation between on－orbit telemetery time and standard time without uniformity time correction

圖5 在軌遙測數據線性擬合結果Fig.5 Linearization results of on－orbit telemetery data

圖6 在軌遙測時間與標準時間之差（均勻校時后）Fig.6 Deviation between on－orbit telemetery time and standard time after uniformity time correction

對圖6中的毛刺進行濾除后，誤差曲線范圍為［－1.45ms，0.87ms］。取其中最大誤差1.45ms代入式（10），可得50 000s（13h53min20s）內TF－RSTR－TG≤2.48×10－3s，該數據表明，返回航天器在軌期間，地面測控系統每12h進行1次地面校時操作，即可將返回航天器上時間與地面標準時間之間的誤差控制在2.48ms之內，滿足任務要求（誤差小于5ms），可有效支持任務順利完成。

5 結束語

本文提出返回航天器時統設計和相應的地面驗證系統設計。理論分析結果與地面驗證結果進行比對表明：地面驗證系統能夠驗證時統設計的性能，證明返回航天器時統設計可滿足不大于3ms的精度要求。通過在軌數據分析進一步證明了此設計的正確性。本文提出的設計及其驗證方法，能用于多艙段、由頂至底的單向二級總線信息拓撲結構的航天器，可使此類航天器獲得相近的時統維護性能。

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（編輯：夏光）

Time－synchronization System Design and Verification for Moon－earth High－speed Reentry Spacecraft

JIN Shengyi BAI Chongyan ZHANG Wu HUANG Hao LI Ming
（Beijing Institute of Spacecraft System Engineering，Beijing 100094，China）

The moon－earth high－speed reentry spacecraft needs to implement the separation of compartments at a near second cosmic velocity.The reentry－capsule will accurately land at a predicted recovery zone in a half－trajectory jump mode.In order to ensure the navigation accuracy of the reentry－capsule，a certain accuracy of onboard time is required.This paper introduces a design of onboard time－synchronization system and corresponding ground verifcation system.The onboard time－synchronization system is designed to apply to the topological structure of the twolevel information of multicabin spacecraft.Through theoretical analysis，ground verification test and on－orbit data，the correctness of time－synchronization system design is validated，which shows the time accuracy onboard can be maintained at a higher level over a long time.

moon－earth high－speed reentry spacecraft；onboard time－synchronization system；twolevel information topological structure

V476.3

：ADOI：10.3969／j.issn.1673－8748.2016.01.013

2015－01－09；

：2015－10－14

國家重大科技專項工程

金晟毅，男，工程師，研究方向為深空探測總體設計。Email：shengyi＿jin＠hotmail.com。