應用于深空探測的小衛星測控系統方案研究

石雷 熊亮 寧金枝 竇驕

(航天東方紅衛星有限公司，北京 100094)

應用于深空探測的小衛星測控系統方案研究

石雷 熊亮 寧金枝 竇驕

(航天東方紅衛星有限公司，北京 100094)

針對深空測控任務的特點，分析了小衛星平臺典型測控方案用于深空測控存在的問題，包括天線組陣存在干涉區、有效全向輻射功率(EIRP)和接收靈敏度不足、系統電磁自兼容性(self-EMC)較弱、不支持高精度定軌測量的差分單向測距(DOR)功能等。為解決這些問題，文章進行了方案的設計改進，提出了一種小衛星深空測控方案，通過仿真及計算分析，驗證了設計方案的可行性,結果表明：改進后的深空測控方案，可為小衛星及其它航天器進行深空探測提供參考。

深空；小衛星；有效全向輻射功率；電磁兼容性；測控方案

1 引言

進入21世紀，各主要航天國家都先后開展了不同類型的深空探測活動，同時紛紛推出新的深空探測發展規劃[1]。如美國在20世紀60年代已成功進行載人登月，在21世紀計劃重返月球，隨后深入太陽系進行探測，最終將人類送往火星或更遠的深空。目前，我國已成功開展先期月球探測任務，后續月球探測任務正在全面實施中，此外，還有更遠空間的深空探測計劃有待實施。

深空探測器的測控技術已在“嫦娥”探測任務中逐步得到在軌應用，而能否使用小衛星平臺進行深空測控通信，尚處于研究論證階段；由于小衛星平臺的布局、質量和功耗約束較嚴苛，因此使用典型的統一載波測控體制方案進行深空測控，存在一定局限性。本文針對如何通過改進系統設計實現小衛星的深空測控問題，進行分析并提出了解決方案。

2 典型測控方案及其局限性

深空測控任務的特點體現在：衛星飛行距離遠,飛行過程復雜[2]；對地姿態變化較大，要求衛星飛行全過程全空間對地可實時測控，無測控盲區；衛星測定軌精度要求高，需要支持差分單向測距(DOR)功能[3]。

根據深空測控任務特點，本文擬在小衛星平臺典型S頻段統一載波測控體制(USB體制)基礎上進行深空測控應用方案的設計。典型USB體制[4]測控方案是目前國際通用的測控方案，下面對其方案進行簡要介紹，并分析其應用于深空測控任務存在的問題。

典型S頻段統一載波測控系統組成如圖1所示。

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

由圖1可知，典型小衛星平臺統一載波測控系統由測控天線和應答機兩部分組成，其中測控天線收發共用，天線1對天安裝，天線2對地安裝；連接同一個混合接頭的對天/對地天線，實現對空間的近全向覆蓋；兩臺收發合一的應答機設計完全一致，由雙工器、接收機和發射機組成，兩臺應答機中的接收機互為熱備份，發射機互為冷備份。

在深空通信中，采用典型測控方案，會存在如下幾方面問題：

(1)深空任務衛星在軌飛行過程中，衛星可能存在長時間腰部對地可見情況。典型測控方案通過混合接頭將對天/對地天線進行組陣，組陣后的天線方向圖，如圖2所示，近水平方向會形成干涉區，干涉區內的天線增益會存在多個凹區，不能滿足深空測控要求。

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

(2)深空任務星地距離遠，自由空間傳輸損耗大，典型測控方案的發射輸出信號功率EIRP較小，無法滿足地面接收要求；星上接收地面上行信號微弱，而典型測控方案應答機接收靈敏度有限，也不能夠滿足深空要求。

典型測控方案EIRP≥10dBm[4]，以月球探測系統為例，結合地球站的增益，經計算到達地球站的信號功率為-153dBm，而地球站的最低接收門限為-130dBm(參照美國深空測控網地球站指標)[5]，因此典型測控方案的EIRP不能滿足月球及更遠目標探測的深空使用要求。

地球站EIRP≥98dBm(參照美國深空測控網地球站指標)[5]，以月球探測系統為例，經計算到達星上測控接收機的信號功率為-117dBm，而傳統應答機的接收靈敏度為-115dBm[4]，因此典型測控方案的應答機不滿足月球及更遠目標探測的深空使用要求。

(3)深空測控接收通道輸入信噪比較低，要求盡量減小測控發射通道對接收通道的干擾，而典型測控方案收/發天線共用和應答機收/發雙工器的實現方式，收發隔離度較小，不能滿足發射通道和接收通道的EMC自兼容性。

(4)典型測控方案只能實現衛星的常規測速、測距功能，不能支持深空飛行所需高精度測軌(甚長基線干涉，VLBI)的差分單向測距DOR功能。

3 深空測控方案設計

3.1 設計改進

針對典型測控方案應用到深空存在的問題，并借鑒其它深空探測器測控方案的特點進行改進，主要設計改進體現在以下幾方面：

(1)衛星對地面/對天面半空間采用不同測控頻點設計，避免通過天線組陣帶來的方向圖干涉區的問題；

(2)應答機發射信號經過功率放大器放大，與應答機直接輸出信號至天線相比，系統EIRP將得到幾十分貝的提高；

(3)使用深空應答機，優化接收靈敏度，提高對上行微弱信號的接收能力；

(4)測控天線收/發分開，且極化方向不同；應答機收/發分開，測控發射通道增加輸出濾波器，避免發射信號對接收機的影響，從設計上保證接收通道與發射通道的EMC自兼容性；

(5)深空應答機在下行載波上調制DOR音，能夠與地面測控系統協同實現高精度測軌的VLBI測量功能；

(6)盡量減少設備尤其是大功率有源設備的數量，以節省體積、質量及功耗資源。

針對以上設計思路，提出適用于小衛星平臺的深空測控系統方案，其組成如圖3所示。測控系統包括4副測控天線，兩臺深空應答機，兩臺功率放大器，兩個輸出濾波器，兩個開關；其中衛星對地面和對天面各分布兩副天線，均為一收一發配置。

圖3 設計方案原理框圖Fig.3 Design scheme block diagram

本方案采用異頻半空間覆蓋組陣的方式，衛星對地面指向空間采用頻點f1工作，對天面指向空間采用頻點f2工作，構成全空間的測控信號覆蓋。對地/對天半空間兩個頻點的設計方式，有效地避免了衛星腰部的測控盲區，實現了飛行過程中的全程全空間覆蓋。

飛行過程中，地球測控站需根據衛星對地面/對天面天線測控有利的條件進行相應頻點的切換。若對地面天線測控有利，上行f1u信號通過對地面接收天線接收，送往深空應答機A接收、解調并產生下行f1d信號，經過放大并濾波后由對地面發射天線發射；若對天面測控天線測控有利，上行f2u信號通過對天面接收接收天線接收，送往深空應答機B接收、解調并產生下行f2d信號，經過放大并濾波后由對天面測控發射天線發射。

通過開關組合，測控天線與其它測控通道進行交叉備份。開關1/2均為雙刀雙擲開關，默認為直通狀態，故障情況下進行如下處理：

(1)若發射通道故障、接收通道正常，通過上行遙控指令將開關1/2均設置為交叉狀態，能夠將測控信號通過另一路測控通道傳輸，保證了測控通道的相互備份作用。

(2)若接收通道故障，需要通過星上設計專門邏輯自主進行開關的切換。具體描述如下：地面測控系統保證在一定時間間隔內上行遙控指令，若應答機接收機故障，在規定的時間內星載數據管理系統未接收到遙控指令，則啟動測控開關自動切換指令，將開關1/2均設置為交叉狀態，保證了測控通道的相互備份作用。

3.2 系統性能

根據測控各設備的性能參數，設計方案的系統性能見表1。

表1 測控方案性能匯總表

此深空測控系統能做到天線全空間覆蓋，接收靈敏度和EIRP比典型測控方案有明顯優化；通過采用輸出濾波的EMC自兼容設計，系統能夠保證排除發射通道對接收通道的干擾；采用國際統一標準的DOR側音，實現高精度星地VLBI測量。

4 仿真及計算驗證

針對測控系統設計改進要解決的問題，進行了深空設計方案的信道參數仿真及計算驗證。

(1)假設飛行某階段測控天線與地面夾角如圖4所示，衛星在此階段長時間腰部對地可見。而測控對地/對天面半空間兩個頻點設計，各天線方向圖不存在干涉區，如圖5、圖6所示。

圖4 飛行某階段衛星對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(對地)
Fig.5 Antenna directional diagram(earthward)

(2)對系統的EIRP和接收靈敏度進行分析，以月球探測任務的星地距離3.8×104km為例，計算到達星地鏈路余量[6]為

(1)

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

圖6 天線方向圖(對天)
Fig.6 Antenna directional diagram(skyward)

地面參數均根據美國深空測控網地球站指標[5]，通過計算，上下行鏈路的鏈路余量均遠超過5 dB，因此本方案的EIRP和接收靈敏度滿足使用要求。

對于距離更遠的深空探測任務，為滿足鏈路通信需求，可采用更大功率的信號放大器，并適當提高接收機靈敏度水平，以保證星地鏈路余量。

(3)系統EMC自兼容性計算分析如下。

通過仿真分析得到收/發天線在S頻段內的空間隔離度優于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

假設發射輸出功率為40 dBm，接收機抗雜波干擾能力為-140 dBm，抗噪聲干擾能力為-174 dBm/Hz，根據天線隔離度，測控系統抗干擾抑制需求分析見表2[8]。

表2 抗干擾抑制需求分析

假設接收機飽和功率不大于-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/輸出濾波器的設計指標，如表3所示，可得到測控系統EMC自兼容性結果。

由表2、表3可知，通過采用天線收/發分開、極化隔離，以及輸入/輸出濾波器設計，提高發射鏈路對接收頻帶的干擾抑制度，測控系統設計可滿足EMC自兼容性要求。

表3 EMC自兼容性設計結果

5 結束語

本文提出的設計方案在繼承小衛星平臺典型測控設計方案基礎上，針對深空測控任務進行了設計改進，在小衛星平臺空間受限、天線隔離度要求較高、質量和功耗受限的前提下，既能滿足深空控測任務的測控需求，又最大限度地降低設備冗余度，在星上專用軟件配合下，能夠進行測控通道備份切換，保證了測控系統的可靠性。

本文立足于利用現有小衛星平臺進行適應深空飛行任務的改進設計，其設計方案和思路不僅適用于小衛星平臺，而且對于其它深空航天器也具有借鑒意義。

References)

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Han Hongshuo. 21stcentury foreign deep space exploration development plans and their progresses[J]. Spacecraft Engineering，2008，17(3):1-22 (in Chinese)

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Yang Weilian. Orbit design for lunar exploration satellite CE-1[J]. Spacecraft Engineering，2007，16(6):16-24 (in Chinese)

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Chen Shufeng. Spacecraft EMC technology[M]. Beijing: China Science and Technology of Press,2007 (in Chinese)

(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，研究方向為航天器通信系統設計。Email：xitekshilei@sohu.com。

TN

ADOI：10.3969/j.issn.1673-8748.2016.06.013