衛(wèi)星遠場測試工藝裝備設(shè)計

徐波濤 呂景輝 朱 位 劉 哲 代衛(wèi)兵 陳大猛

(1. 北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094； 2. 北京市航天產(chǎn)品智能裝配技術(shù)與裝備工程技術(shù)研究中心，北京 100094；3. 中國空間技術(shù)研究院總體設(shè)計部，北京 100094)

衛(wèi)星遠場測試工藝裝備設(shè)計

徐波濤1，2呂景輝1，2朱 位3劉 哲3代衛(wèi)兵1陳大猛1

(1. 北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094； 2. 北京市航天產(chǎn)品智能裝配技術(shù)與裝備工程技術(shù)研究中心，北京 100094；3. 中國空間技術(shù)研究院總體設(shè)計部，北京 100094)

導航衛(wèi)星播發(fā)信號的用戶等效測距誤差(UERE)受到眾多因素的影響，多徑效應(yīng)是其中較為主要的一個因素。為了測定衛(wèi)星外形布局對多徑效應(yīng)及其帶來的偽距誤差的影響，同時為了驗證減少多徑效應(yīng)的布局優(yōu)化措施是否有效，有必要進行導航衛(wèi)星的無線測試。在對試驗技術(shù)條件進行充分研究后，設(shè)計了一系列的試驗支持裝配和工具，滿足了多個狀態(tài)的測試要求。通過工裝的關(guān)鍵功能設(shè)計，完成了某衛(wèi)星遠場測試，測定了導航定位誤差在典型工況下的量級，對衛(wèi)星導航誤差分析和提高定位精度有著重要意義。

導航衛(wèi)星 遠場 測試 多徑 工藝設(shè)備

1 引 言

衛(wèi)星導航信號的無線抗干擾能力主要體現(xiàn)在對兩種現(xiàn)象的抑制水平上：多徑效應(yīng)和無源互調(diào)。

多徑效應(yīng)是指信號通過兩個或者兩個以上的路徑到達天線的現(xiàn)象。地面多徑效應(yīng)是影響衛(wèi)星導航系統(tǒng)測距精度的最主要原因之一[1]。由于信號收發(fā)之間干擾因素眾多，采用常規(guī)方法難以定位產(chǎn)生多徑效應(yīng)的原因。目前一般采用遠場測試或緊縮場測試來驗證多徑效應(yīng)，研究其防范手段。

對于導航衛(wèi)星而言，多徑按照來源區(qū)分可分為外多徑和內(nèi)多徑。外多徑是指星表安裝設(shè)備，尤其是尺寸較大的太陽翼、反射面天線等，反射衛(wèi)星發(fā)射的測距信號，造成多徑傳播。內(nèi)多徑是指射頻鏈路的不理想因素(阻抗失配等)造成信號在射頻通道中多次折射或者泄露，造成信號從天線發(fā)射的信號既有直接饋入的信號也有其他信號[2]。多徑口面影響地面用戶接收機相關(guān)性能，進而影響測距精度[3]。圖1為IGS MGEX觀測站發(fā)布的主流導航衛(wèi)星MP值與時延和觀測點位置的關(guān)系。圖1上半部分給出了各導航衛(wèi)星測定位置誤差值(單位:m)的時間穩(wěn)定性，下半部分給出了該值的測定緯度相關(guān)性。

為了對觀測到的多徑現(xiàn)象進行分析，進而為問題定位和提供解決措施，擬在遠場場地進行導航衛(wèi)星多徑遠場試驗。

2 無線測試條件

2.1試驗環(huán)境

衛(wèi)星載荷多徑遠場測試主要針對有效載荷導航信號開展多徑測試。試驗分為內(nèi)多徑測試和外多徑測試兩個大階段。內(nèi)多徑測試在具備總裝條件的測試場所進行。外多徑測試在遠場無線試驗場開展，試驗場的布局和試驗環(huán)境見圖2,圖3。

以衛(wèi)星星體、星內(nèi)衛(wèi)星信號的發(fā)射條件，對衛(wèi)星在軌信號發(fā)射和反射條件進行模擬。通過內(nèi)多徑測試，對因射頻特性失配、射頻信號在射頻鏈路內(nèi)部多次反射造成內(nèi)多徑進行分析和排除。內(nèi)多徑測試為有線測試，用來排除星表大尺寸單機反射造成的外多徑影響。

外多徑測試將衛(wèi)星架設(shè)于半開放微波暗室，衛(wèi)星狀態(tài)基本與在軌工作狀態(tài)相同。通過專用工裝架設(shè)反射面天線和太陽翼，用以模擬反射面和太陽翼及其動態(tài)對信號反射造成的影響。

根據(jù)測試項目的不同，衛(wèi)星本體狀態(tài)不同，依靠工裝進行本體位置和姿態(tài)的調(diào)整。在某一衛(wèi)星姿態(tài)測試完成后，改變衛(wèi)星姿態(tài)、太陽翼的轉(zhuǎn)動角度或者接收天線位置，即改變衛(wèi)星和接收天線相對的角度和距離關(guān)系進行下一姿態(tài)測試，遍歷各種角度完成衛(wèi)星不同運行姿態(tài)和相對位置關(guān)系的多徑測試。

2.2衛(wèi)星試驗狀態(tài)

試驗為分三個狀態(tài)，分別為環(huán)境測試、星本體測試和整星測試；其中整星測試要求星本體實現(xiàn)兩個方位、三種狀態(tài)的快速切換；

衛(wèi)星的三種狀態(tài)：

(1)衛(wèi)星星本體狀態(tài)帶反射面天線和模擬+Y太陽翼內(nèi)板測試；

(2)衛(wèi)星星本體狀態(tài)帶4塊太陽翼板測試；

(3)衛(wèi)星星本體狀態(tài)單獨測試。

衛(wèi)星姿態(tài)及尺寸要求：

(1)衛(wèi)星天線距離窗口8m，采用不同仰角區(qū)分測試狀態(tài)；

(2)仰角狀態(tài)分別為0°，3°，6°，9°，12°，15°；

(3)Y軸垂直地面；+Y面在上方；

(4)衛(wèi)星Z軸距地面高度不低于3.65m；

(5)Z軸具備15°的向上傾起的調(diào)整能力。

3 試驗流程與設(shè)備規(guī)劃

3.1衛(wèi)星工藝狀態(tài)

依據(jù)衛(wèi)星試驗狀態(tài)，確定支持設(shè)備狀態(tài)如下：

衛(wèi)星Z軸距離地面3.65m；星本體俯仰方向需要具備0°～15°的調(diào)節(jié)能力；

衛(wèi)星位于微波暗室的中心位置尺寸。

狀態(tài)一：衛(wèi)星+Y方向豎直向上，兩側(cè)的天線反射面在保持架上展開完畢，分別推至衛(wèi)星±X側(cè)；+Y太陽翼模擬內(nèi)板及工裝就位。

狀態(tài)二：在狀態(tài)一的基礎(chǔ)上，南北太陽翼模擬件(內(nèi)板及中板)在支撐架上就位并推至衛(wèi)星±Y側(cè)；南北太陽翼模擬件內(nèi)板內(nèi)邊距離載荷艙南北板真實距離。

狀態(tài)三：衛(wèi)星-Y方向豎直向上，X軸距離地面3.65m；±X方向分別架設(shè)增強天線和S/L天線。

3.2支持設(shè)備規(guī)劃

試驗場地涉及到北京和西安兩地的工程實施，因此在裝備規(guī)劃過程中，應(yīng)該考慮衛(wèi)星和設(shè)備的運輸能力。根據(jù)對衛(wèi)星結(jié)構(gòu)特性的分析，要求運輸?shù)臎_擊加速度不得超過1g，總的振動均方根值不超過0.6g，運輸過程的力學條件應(yīng)以此約束為基準進行控制。

依據(jù)主要支持設(shè)備配套見表1所示。

表1 無線測試支持設(shè)備配套

4 工裝設(shè)備的研制與試驗

4.1設(shè)備構(gòu)成

根據(jù)功能需求，遠場測試工裝主要由L型專用支架、專用支架車、模擬太陽翼、模擬太陽翼支架組成，L型專用支架和專用支架車組成的車體部分整體尺寸為3 750mm×2 640mm×4 600mm，方位軸水平放置時距地面的高度為3 650mm，按試驗狀態(tài)的不同，設(shè)備有以下幾種狀態(tài)的組合：

(1)天線與太陽翼內(nèi)板狀態(tài)

如圖4所示，衛(wèi)星+Y方向豎直向上，增強天線和S/L天線反射面在保持架上展開完畢，推至衛(wèi)星±X側(cè)；+Y太陽翼模擬內(nèi)板及工裝就位；衛(wèi)星X軸距離地面3.65m；星本體俯仰方向(平行與衛(wèi)星X軸，保證衛(wèi)星機械坐標系原點距離地面高度不低于3.65m)。

(2)太陽翼內(nèi)、中板狀態(tài)

如圖5所示，衛(wèi)星+X方向豎直向上，南北太陽翼模擬件(內(nèi)板及中板)在支撐架上就位并推至衛(wèi)星±Y側(cè)，內(nèi)板內(nèi)邊距離載荷艙南北板1.75m，太陽翼可繞Y軸旋轉(zhuǎn)±180°；衛(wèi)星Y軸距離地面3.65m。

(3)衛(wèi)星單星狀態(tài)

在狀態(tài)二的基礎(chǔ)上，南北太陽翼模擬件(內(nèi)板及中板)均遠離衛(wèi)星。

4.2關(guān)鍵功能設(shè)計

裝備組合的以上三個狀態(tài)均需要衛(wèi)星本體具備0°～15°的調(diào)節(jié)能力；天線反射面和太陽翼則不要求俯仰方向調(diào)節(jié)能力。結(jié)合衛(wèi)星位于微波暗室的中心位置尺寸，得到俯仰極限尺寸設(shè)計圖。最終確定電推桿、T形換向器參數(shù)和電機參數(shù)(3kW，2 860rpm，10.8Nm)。

根據(jù)俯仰指標確定俯仰角速度：≤7.5°/min。

因此

(1)

可得

(2)

根據(jù)幾何關(guān)系，計算可得最大推力為

F推=36 000N(負載重量+L支架重量)

而L型支架的最大翻轉(zhuǎn)速度為

v翻轉(zhuǎn)=7.5°/min

推桿的運行速度

v推桿=3.75mm/s

由單缸最大推力為18 000N，初選電動推桿型號額定推力50kN，所需要的額定輸入為P=1.1kW，n=900rpm，計算出輸入扭矩為：

T型換向器的輸入為

4.3系統(tǒng)集成設(shè)計

遠場試驗是包含多套工藝裝備的大型試驗，需要完成各套工藝裝備的尺寸協(xié)調(diào)、電接口匹配以及功能集成，如圖6所示。另外，為了滿足衛(wèi)星測試時的電磁兼容性要求，系統(tǒng)集成設(shè)計時還必須考慮工藝裝備與衛(wèi)星間的等電位。

L型支架需要進行衛(wèi)星不同狀態(tài)的轉(zhuǎn)換，同時L型支架由萬向腳輪支撐及與專用支架車對接和俯仰等，專用支架車主要用于L型支架的支撐。裝備組合有兩組精密運動功能：姿態(tài)360度旋轉(zhuǎn)和俯仰15度偏置，通過統(tǒng)一的控制輸入來完成，電控箱設(shè)置在增高架上，L翻轉(zhuǎn)支架與增高架之間通過2個航空插頭傳輸信號和功率。

絕緣系統(tǒng)采用絕緣墊+“T型絕緣套”的設(shè)計。即，先將適配器與轉(zhuǎn)盤軸承整體隔離，再使用絕緣套與特種墊圈組合使用將連接在轉(zhuǎn)盤軸承和適配器之間的螺釘隔離，最終達到使產(chǎn)品和L型架電絕緣，指標為50MΩ。衛(wèi)星與裝備分別接地：設(shè)備機械結(jié)構(gòu)主體引一條地線單獨與廠房保護地相連，衛(wèi)星接船殼地[4]。

衛(wèi)星減振模塊、內(nèi)板龍門架、太陽翼支撐板等屬于分離部件，單獨設(shè)計和配置。本文不再詳述。

各種工況見圖7所示。

4.4測試結(jié)論

遠場試驗后星本體和天線(狀態(tài)1)及星本體與太陽翼(狀態(tài)2)多徑進行了測試與評估，得到結(jié)論如下：

反射面天線引入的多徑很小，相對于星本體多徑，反射面帶來的多徑幅值在-35dB以下； MP值隨衛(wèi)星仰角變化，波動約±0.3m。太陽翼處于不同方向時，星本體和太陽翼多徑幾乎無變化；相對于星本體，太陽翼帶來的多徑幅值在-35dB以下；太陽翼的方向與接收機監(jiān)測到的MP值隨衛(wèi)星仰角變化無關(guān)聯(lián)，衛(wèi)星在軌MP值變化非太陽翼轉(zhuǎn)動引起。

以上測試結(jié)果已排除了星體本身的影響，但環(huán)境變化、星內(nèi)部件無源互調(diào)(PIM)變化等影響因素不能完全排除[5]。

圖8為組合狀態(tài)1時，使用導航接收機法測試的MP值結(jié)果，圖9為組合狀態(tài)2的掃頻法多徑測試結(jié)果。

遠場試驗與緊縮場試驗是衛(wèi)星無線測試的常用手段，兩者各有優(yōu)勢。無線測試支持裝備作為大型機電一體化裝備，應(yīng)在不同衛(wèi)星、衛(wèi)星的不同測試階段得到更廣泛的應(yīng)用。

目前我國的導航、通信衛(wèi)星平臺型譜有一定差異，無線測試條件也不盡相同，未來可在本文所述的現(xiàn)有的支持裝備基礎(chǔ)上，進一步針對平臺型譜和試驗條件進行適應(yīng)性設(shè)計，更好地滿足相關(guān)航天器的無線測試需求[6]。

(a)狀態(tài)2：太陽翼前向掃頻多徑測試 (b)狀態(tài)2：太陽翼平向掃頻多徑測試 圖9 掃頻法多徑測試結(jié)果

5 結(jié)束語

通過對導航衛(wèi)星的無線測試條件的分析，提出了衛(wèi)星遠場測試的試驗條件和試驗流程；根據(jù)設(shè)計諸約束，確定了衛(wèi)星無線測試的大型試驗狀態(tài)。在此基礎(chǔ)上，設(shè)計了組合式支持裝備，滿足了多項苛刻的試驗要求，為導航衛(wèi)星無線測試取得良好成果奠定了基礎(chǔ)。

[1] Liu Xiaojie. Orbit determination and prediction for Beidou Geo satellites at the time of spring/autumn equinox [J]. Science China: Physics, Mechanics amp; Astronomy, August 2015 Vol.58.

[2] Jakes, W. C. Microwave Mobile Communications 2nd edition [M]. Wiley-IEEE Press (1994).

[3] Liu Xinning. The Research on Multipath mitigation Technology and Baseband design for GPS [D]. Southeast Univ., School of Electonic Science. 2014.

[4] Electrical grounding architecture for unmanned spacecraft, NASA-HDBK-4001 [G]. 1998.

[5] Mao Yuru, Liu Ying, Xie Yongjun, et al. Numerical Analysis of Passive Intermodulation Due to Metallic Contact Nonlinearity [J]. Acta Electronica Sinica. 2015, 43(6).

[6] 陳淑鳳.航天器電磁兼容技術(shù) [M]. 北京：中國科學技術(shù)出版社，2007.

ProcessingEquipmentDesignforSatelliteFarFieldWirelessTests

XU Bo-tao1，2LV Jing-hui1，2ZHU Wei3LIU Zhe3DAI Wei-bing1CHEN Da-meng1

(1.Beijing Institute of Spacecraft Environment Engineering, Beijing, 100094，China；2.Beijing Engineering Research Center of the Intelligent Assembly Technology and Equipment for Aerospace Product, Beijing, 100094, China；3.Beijing Institute of Spacecraft System Engineering, Beijing 10094, China)

User equivalent ranging error(UERE) of navigation satellites based on broadcast message is affected by a number of factors. Multiple-path effect is one of the major contributor to the error of pseudo range. Experiments and tests are needed to determine that how error of pseudo range is connected to the shape of a satellite, and to verify how to lessen multiple path effect by re-arranging the outer structure of a satellite, such as solar arrays or antennas. A series of equipments and infrastructure are built according to the technical conditions of the experiments. By means of the critical function of the equipment, the satellite far-field wireless tests are completed, the level of pseudo range error is finally determined in typical conditions. It is significant for satellite navigation error analysis and for enhancing the positioning accuracy.

Navigation satellite Far field Test Multiple-path Processing equipment

2017-04-12，

2017-06-02

徐波濤(1982-)，男，研究生，工程師，主要研究方向：航天器總裝與測試技術(shù)。

1000-7202(2017) 04-0082-06

10.12060/j.issn.1000-7202.2017.04.17

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