適應空間任意姿態指向的天文衛星測控分系統設計

張志強 陳剛 梁中堅 李佳寧 武超

(1北京空間飛行器總體設計部,北京 100094)(2航天恒星科技有限公司,北京 100086)

空間天文衛星的觀測對象一般是宇宙中遙遠的天體目標,其姿態模式通常是慣性空間定向、對日定向、慢旋巡天等,基本不采用對地定向姿態。這與一般對地觀測衛星有較大不同,對測控提出了新的要求,衛星測控分系統的設計具有一些獨特的特點。

硬X射線調制望遠鏡(HXMT)衛星測控分系統針對天文衛星使用上的特點,重點開展了非對地定向姿態下的統一S頻段(USB)測控設計、全球定位系統(GPS)持續定位設計以及載荷連續高精度時間保證設計,為衛星系統可靠運行和有效載荷觀測任務的高質量完成提供了有力支持。

本文主要介紹空間任意姿態指向下的HXMT衛星測控分系統的設計與驗證,針對系統設計中的難點提出了解決途徑,并通過地面試驗及在軌飛行驗證了方法的有效性,可為后續非對地定向空間科學衛星測控設計提供參考。

1 測控分系統設計

1.1 任務難點

HXMT衛星測控分系統任務的主要特點和設計難點體現在以下幾個方面。

(1)整星主要采用巡天觀測、定點觀測、小天區觀測、伽馬暴觀測4種觀測模式,通過3種衛星姿態實現上述觀測模式。巡天觀測模式衛星姿態為衛星指向太陽,整星繞對日軸慢旋;定點觀測模式和伽馬暴觀測模式為慣性空間定向姿態,且慣性指向范圍覆蓋全天球任意方向。小天區觀測模式與慣性空間定向模式相似,只不過定點觀測的觀測目標為慣性空間某一張角區域。這幾種模式下,衛星星體可能以任意指向對地,沒有固定對地面,保證衛星可靠測控是常規測控任務的一個主要難點。

(2)衛星沒有固定對地面,除了影響USB測控設計,對星載GPS導航定位系統設計同樣帶來很大困難。在沒有固定對天面的情況下,要保證對衛星實時、精確、連續的定位和授時,就必須設計一種全空間可見的星載GPS接收系統,使得衛星在任意姿態下都可以滿足對GPS衛星的捕獲需求。

(3)衛星有效載荷觀測光子接收數量及到達時間,對平臺提供的時間精度要求高,載荷的時間精度直接影響其觀測成果。為保證其時間精度,平臺測控分系統需要為載荷提供連續、高精度校時和守時基準。

1.2 系統配置

HXMT衛星測控分系統由USB測控子系統、GPS子系統和高穩時間源子系統3部分組成,如圖1所示。與一般對地定向衛星的測控分系統相比,主要的不同體現在以下兩個方面:①GPS子系統首次采用了雙天線射頻合路接收方案,實現全空間任意姿態的可用;②USB測控方案選擇的兩組天線的安裝軸線呈一定夾角,以便使兩組天線的干涉區形成互補,進而獲得更好的空間覆蓋。

USB子系統負責提供對地測控通道,完成遙測、遙控和測距功能。GPS子系統為衛星提供連續高精度測量數據,適應衛星非對地定向姿態下,持續提供衛星實時在軌位置、速度信息。高穩時間源子系統為有效載荷提供6路高穩定度5 MHz正弦信號,為數管分系統提供40 k Hz時鐘信號。

圖1 測控分系統框圖Fig.1 TT&C scheme diagram

2 主要技術難點解決方案

根據任務難點分析,測控分系統的主要技術難點解決方案包括無固定對地面的USB測控方案設計和星載全空間可見的GPS接收系統設計。

2.1 無固定對地面的USB測控方案設計

1)綜合考慮性能、成本和在軌操控便利性的USB測控折中設計

測控方案的選取不但要滿足全空間覆蓋的需求,也要考慮地面測控系統的可實施性、系統的可靠性等多方面因素[1]。基于以上思路開展了USB測控設計的多方案比較。

方案一采用一般近地衛星USB測控常用的單頻點雙天線同旋組陣方案,實現近全向覆蓋。通常在兩天線的腰帶區不可避免出現較大的干涉區,存在一定概率的不可測控風險。為解決此問題,可配置另兩副天線同旋組陣對應一臺同頻的應答機,并通過安裝布局將兩組天線的干涉區形成互補,從而減少測控的不可見區域。此方案星上配置比較簡單,在軌操作也相對比較簡單,可實施性較好[2]。

方案二通過天線反旋組陣方式解決干涉區問題。這種方案腰帶干涉區比同旋組陣有優勢,但這種方案會面臨地面需要預先計算過站時使用的旋向,并且有可能需要一次過境中切換地面站天線旋向的情況。未來長期在軌的操作比較復雜,不利于星地測控系統的整體可靠性,因此不建議采用[3]。

方案三采用天線不組陣,通過增加接收機和發射機的數量、天線收發分開,并設置雙工作頻點的方式實現接收通道的熱備份和發射通道的冷備份。利用此方案可實現測控接收和發射的全空間覆蓋,－5 dBi覆蓋率達到近100%。但需要4臺應答機、2臺多工器、2臺合成器,且4臺接收機和兩臺發射機同時工作,需要星上的成本和功耗代價較大。

綜合比較上面3種方案,對性能、操作簡便性和成本代價采取折中,確定選用方案一。兩臺同頻應答機分別對應一組同旋組陣天線,通過互相彌補干涉區形成全空間測控覆蓋。

2)USB測控天線全向覆蓋設計

測控天線的觀測特性與天線選型、天線布局、天線組陣形式都有著密切的關系,在明確了同旋組陣方案的基礎上,單元天線的選擇和布局也會對測控性能產生較大的影響。

在單元天線選擇方面,主要考察了USB測控天線較常用的四臂螺旋天線和錐柱螺旋天線的同旋組陣模式。由于四臂天線對星體比較敏感,要求架設高度較高,衛星星體布局無法滿足,因此單元天線選擇錐柱螺旋天線。

在天線布局方面,USB測控天線采用寬帶收發共用天線,共4副,兩兩組陣。從互相彌補干涉區的角度,優選方案應該是天線分別布置在衛星的±Z方向和與Z軸垂直的±X方向。但由于衛星載荷布局和遮陽板的存在,限制了天線在±X方向的布局。結合整星布局,將另一組天線布置在±Z方向傾斜25°,兩組天線均為左旋同旋組陣方式形成近全空間覆蓋,既有利于斜裝天線組獲得良好的增益覆蓋,也可起到彌補另一組天線干涉區的作用。

在軌使用時,對于上行鏈路,4副天線同時接收;對于下行鏈路,只有一組組陣的雙天線同時發射,天線布局見圖2(a),天線視場見圖2(b)。

圖2 USB天線布局及視場示意圖Fig.2 USB antena layout and field of view

在緊縮場內利用衛星的輻射模型(RM)星對天線裝星后的增益覆蓋進行了測試。結果表明:測控天線裝星狀態下,方向圖增益全空間近99%范圍優于－18 dBi,滿足全空間近97%范圍優于－18 dBi的設計需求,天線的增益覆蓋情況見表1。

表1 USB天線增益覆蓋輻射模型星測試結果Table 1 Result of USB antena gain test in RM

2.2 星載全空間可見的GPS接收系統設計

一般情況下,對地定向衛星的GPS接收天線安裝在衛星對天面,來自上半空間的導航星信號不會被遮擋,GPS接收機較容易捕獲跟蹤到4顆及以上的GPS衛星完成實時的定位。但是這種方案無法適用于像HXMT衛星這樣沒有固定對天面的衛星,若仍采用只固定安裝一副天線的設計,則必然在某些慣性定向姿態下,GPS天線被地球遮擋,無法保持定位,也就不能滿足衛星實時、精確、連續的定位和授時需求。因此,必須設計一種全空間可見的星載GPS接收系統,使得衛星在任意姿態下都可以滿足對GPS衛星的捕獲需求。

在HXMT衛星設計中,采用了雙天線射頻合路方式實現GPS接收系統的全空間可見。在衛星±Z方向上各安裝一副GPS天線,分別接收各自半空間的導航星信號,實現全空間的覆蓋,天線視場示意見圖3。兩天線接收到的射頻信號經前置放大和射頻合路后送GPS接收機完成定位。由于合路會造成至少3 dB的功率損失,為了保證到接收機入口處的功率足夠,在合路前增加了前置低噪聲放大器且盡量靠近GPS天線,以保證信號鏈路的可靠性。

圖3 GPS天線視場示意圖Fig.3 Sketch of GPS antenna layout and field of view

由于采用射頻合路方案,來自兩個天線的兩路信號不可避免的會存在一定干擾,對定位精度的影響以及導航星的預報是影響接收系統性能的兩個關鍵問題。

1)射頻合路對定位精度的影響分析

HXMT衛星的GPS接收系統是采用偽距測量定位的方式,使用L1頻段的C/A碼,碼長只有1023 bit,碼周期為1 ms,易于捕獲。C/A碼的碼片寬度較大,HXMT衛星的GPS接收機中使用的通道相關器在單天線條件下,通過軟件解算可以實現的碼片對齊誤差指標要求優于1/20 chip,則其測距的誤差可等效為優于14.7 m[4]。

由于采用兩副天線在射頻進行合路的方案,兩副天線可以收到同一顆GPS衛星發射的信號,這樣一副天線會從主向收到直達信號,另一副天線會用天線后瓣接收到同一信號,這就相當于是直達信號的一路多徑干擾信號。必須考慮這種情況下,對GPS接收系統性能的影響。文獻[5]給出了導航信號從不同角度進入對定位精度的影響。下面分3種典型情況進行分析。

(1)當直達信號是從天線的0°方向垂直進入時(即某一個天線的軸向方向),則多徑干擾信號是從另一副天線的180°方向進入(即另一副天線的軸向反方向),由圖4可以看出主向天線增益α0約為5.5 d B,反方向天線增益α1約為－30 d B,將強度換算為幅度大小進行比值(不以dB形式表達),則此時射頻合路帶來的定位最大誤差限為×293.3＝±0.041 m(d為碼相關長度),這個誤差遠小于前面提到的GPS接收機采用單天線時的14.7 m的正常誤差,所以這種情況下可以認為采用射頻合路接收的方案和采用單天線時的方案在測距結果上沒有區別。

圖4 GPS天線方向圖Fig.4 Radiation pattern of GPS antenna

(2)當直達信號從一副天線的75°進入,干擾信號從另一副天線的105°進入時,用同樣的方法,可以得出此時射頻合路帶來的最大誤差限為ε0max＝×293.3＝±7.35 m,此時與采用單天線時的14.7 m的正常誤差相比已經比較接近,在這種情況下采用射頻合路接收的方案會比采用單天線時的性能指標略微差一些,但對于HXMT衛星提出的50 m的定位精度還是可以滿足的。

(3)最惡劣的情況是當一顆GPS衛星出現在兩副天線的垂直平分線上時,即兩路信號從天線的90°和－90°方向進入,此時可以近似認為α0＝α1,則此時射頻合路帶來的定位最大誤差限為ε0max＝×293.3＝±146.65 m,這遠大于采用單天線時14.7 m的正常誤差。也就是說,當這樣的一顆GPS星的信號參與到解算時,會出現較大的誤差,通常會認為出現了錯誤或者故障。這種情況在應用中應該采取措施予以剔除。

圖5給出了射頻合路帶來的定位誤差與前后瓣增益差的關系,當增益差小于5 d B時,測距誤差將超過50 m。圖6是單個剖面的前后瓣增益差,由圖6中可以看出,當信號從天線軸向約85°到95°范圍進入時,增益差將小于5 dB,進而會造成定位精度超差。因此在設計中應對導航星進行優選,將此范圍的GPS導航星剔除,不引入定位解算。因此對原GPS軟件中導航星預報和優選算法進行改造。

圖5 射頻合路帶來的定位誤差與前后瓣增益差關系圖Fig.5 Relation of the positioning error to the difference between gain of front-lobe and back-lobe

圖6 GPS天線前后瓣增益之差Fig.6 Difference between gain of front-lobe and back-lobe

2)導航星的預報與共視星的剔除

由前文分析可知,為了保證采用雙天線合路接收方案時的定位速度和定位精度,應改變一般對地定位衛星GPS接收機的導航星預報方案,并考慮雙天線共視星的剔除。

(1)導航星預報。在一般對地三軸穩定的衛星應用GPS時,GPS天線安裝在衛星－Z面(沖天面),GPS導航星的可視范圍為去除地球遮擋錐形角的其余天球范圍,考慮到GPS接收天線性能,GPS導航星可用范圍為:以衛星－Z軸指向為0°角,則在±85°范圍內導航星為可用星,因此導航星預報的任務是預報30 s后,衛星－Z軸指向為0°±85°范圍內的導航星。

在雙天線組陣條件下,組陣后的天線方向圖形成一個近全向的天線方向圖,雙天線安裝在衛星±Z面,根據任務要求,衛星運行的姿態相對于地球可以認為是任意姿態,因此,GPS導航星預報可以擴大預報范圍:以衛星實時指向天頂的方向為0°角,預報30 s后±100°范圍內可見導航星。

(2)共視星剔除。在雙天線組陣條件下,組陣后的天線方向圖形成一個近全向的天線方向圖,但在兩個天線單元方向圖結合的腰帶部分,雙天線接收信號的多徑效應干擾比較明顯,從該范圍接收到的導航星信號測量誤差較大。因此,在導航星測量數據使用時需要進行優選,剔除該范圍內的導航星。由2.2節的分析可得,當導航星位于兩天線軸線的85°～95°范圍內時,多徑效應對定位精度的影響將超過50 m的指標要求,因此將需剔除的共視星所在角度范圍確定為兩天線軸線的85°～95°。

3 設計驗證

3.1 USB測控鏈路穩定性試驗驗證

衛星USB測控天線采用同旋組陣,地面測控站有可能較長時間處于天線的組陣干涉區范圍內。為了驗證對地USB測控天線組陣后對測控鏈路性能的影響,在RM星測試時利用緊縮場條件,通過轉動星體,測試在全鏈路工作模式下,USB測控失鎖情況。圖7是USB測控鏈路穩定性試驗的示意圖。

試驗中,主要對安裝在±Z面的USB測控天線1a和USB測控天線1b的情況進行了試驗驗證。分別測試在轉臺俯仰軸設置90°、60°、30°、15°、10°、5°、0°情況下,方位軸由－100°轉到＋100°過程中,鏈路失鎖情況。

將上下行射頻信道信號調整到相當于星地最大斜距情況,對于每個俯仰角度,轉臺均以0.05(°)/s的方位角速度進行試驗。盡可能模擬在軌飛行的最惡劣狀態。

試驗測試結果表明,當衛星與地面站連線矢量處于與兩天線軸向夾角均大于80°的范圍(兩天線組陣的腰帶區)時,會存在個別小范圍的干涉凹區,將導致測控鏈路短時失鎖,最惡劣情況單個切面出現5次失鎖,鏈路最大失鎖時間約9 s。單次失鎖時間、失鎖出現的頻率都處于衛星在軌測控能夠接受的范圍內,也驗證了USB測控方案的可行性。

圖7 USB測控鏈路穩定性試驗示意圖Fig.7 Sketch of USB TT&C link stability test

3.2 星載全空間可見的GPS接收系統驗證

為驗證雙天線射頻合路接收方案的可行性和定位連續性開展了外場試驗驗證。

GPS外場試驗是利用輻射模型星的星體結構和星上實際GPS接收系統,在露天空曠條件下去接收真實GPS衛星信號,以此來驗證整個GPS接收系統的定位能力,如圖8(a)所示。需要說明的是,由于大氣和地面會對GPS信號造成衰減和折射散射,因此,在地面外場試驗的環境一般認為比衛星真實在軌環境惡劣,所以整個系統在外場試驗可以正常工作是對方案可行的一個有力的證明。

試驗分兩個狀態進行,狀態一將星體結構傾斜約30°放置,一側GPS天線傾斜對地,另一側GPS天線傾斜對天,如圖8(b)所示。狀態二將RM星體結構水平放置,兩側GPS天線均與地面平行。每個狀態分別連續測試12 h,測試結果見表2。從中可以看出:試驗一定位精度比試驗二的定位精度更好,平均的可用星數更多,幾何精度因子(GDOP)值更小。這是因為狀態一結構的傾斜相當于減小了從對地面天線進入信號的概率和幅度,多數信號都是從對天面天線進入,這樣比從對地面進入獲得更大的增益,因此此時鏡像多徑的效應對定位精度的影響較小。

圖8 GPS外場試驗Fig.8 GPS outfield test

表2 外場試驗結果Table 2 Result of outfield test

4 在軌應用情況

在HXMT衛星飛行任務過程中,測控分系統一直工作正常,性能指標均滿足要求。圓滿完成了主動段、入軌段、在軌測試階段和應用運行段截止當前的測控任務和載荷時間支持任務。

1)USB測控全空間覆蓋

衛星在軌飛行過程中,經歷了巡天、定點觀測、小天區掃描觀測等多種姿態模式,在地面站可見弧段內,S頻段應答機工作正常,全部遙控指令執行正常,下行遙測解調正常,測定軌功能正常,在軌驗證了測控系統設備工作正確性及測控信號對地覆蓋性。存在極個別弧段單應答機失鎖情況,與預期的信號干涉區相符。

2)GPS接收子系統全空間指向工作情況

衛星入軌后,GPS接收機工作穩定,在衛星的全空間各種指向工作模式中,持續提供定位和秒脈沖數據。經地面應用系統數據分析,在軌飛行一年多的時間段內,僅出現過約10次非定位,接收機本身工作正常情況下單次非定位時間最長不超過10 min,有力支持了有效載荷的科學探測任務的順利實施。

5 結束語

HXMT衛星測控分系統設計過程中,針對衛星的測控任務特點,重點在分系統方案層面進行創新和優化設計,采用低軌衛星成熟的USB應答機及天線產品,以較低研制成本,簡單的在軌測控實施需求,實現了任意對地姿態條件下衛星的可靠測控。采用射頻合路方式,實現了星載全空間可見的GPS接收系統,并通過導航衛星優選剔除共視星,確保GPS定位精度和在軌連續可靠定位。采用GPS授時和高穩定時間單元提供時鐘基準,兩種方式配合工作,滿足有效載荷對絕對時間精度的需求。后期開展了充分試驗驗證,通過測試、試驗,驗證了USB測控上下行鏈路的穩定性,GPS子系統在射頻合路接收方案的可行性。本文的設計思路及測試結果,經過在軌系統穩定可靠運行得到了驗證,可以為后續空間科學衛星及其他非對地定向衛星的設計提供技術參考。

參考文獻(References)

[1]彭成榮．航天器總體設計[M]．北京:中國科學技術出版社,2011 Peng Chengrong．System design for spacecraft[M]．Beijing:China Science and Technology Press,2011(in Chinese)

[2]陳宜元．衛星無線電測控技術[M]．北京:中國宇航出版社,2007 Chen Yiyuan．Satellite tracking and command technology[M]．Beijing:China Astronautics Press,2007(in Chinese)

[3]趙業福．無線電跟蹤測量系統[M]．北京:國防工業出版社,2001 Zhao Yefu．The radio tracking and instrumentation system[M]．Beijing:National Defense Industry Press,2001(in Chinese)

[4]謝鋼．GPS原理與接收機設計[M]．北京:電子工業出版社,2009 Xie Gang．Principles of GPS and receiver design[M]．Beijing:Publishing House of Electronics Industry,2009(in Chinese)

[5]梁中堅,張志強,倪潤立,等．星載全空間可見的GPS接收系統定位精度分析及驗證[J]．飛行器測控學報,2017,36(5):352-358 Liang Zhongjian,Zhang Zhiqiang,Ni Runli,et al．Analysis and verification of the positioning accuracy of a space-borne all-diraction visible GPS receiving system[J]．Journal of Spacecraft TT&C Technology,2017,36(5):352-358(in Chinese)