探月衛星在備份航天器遙控上的設計與驗證

(北京空間飛行器總體設計部, 北京 100094)

0 引言

在首發星新研制過程中，常常同時投產兩套設備，其中一套設備作為備份。在主份航天器(下稱航天器A)發射成功之后，備份航天器(下稱航天器B)作為完全相同的系統，可稍作更改以適應新的任務。由于新任務與原任務一般具有一定的相似性，因此主、備份航天器可能面臨在相同時間、相近空間同時飛行的情況。

以中國的探月工程為例，探月二期工程包括3次任務，其中航天器A成功著陸于月球虹灣地區，陸續開展了“觀天、看地、測月”的科學探測和其它預定任務，取得一定成果。實現了探月二期“落”的任務目標，航天器B是航天器A的備份器[1]，其任務是著陸于月球南極附近的艾特肯盆地，實現人類首次對月球背面的軟著陸探測。作為世界首個在月球背面軟著陸和巡視探測的航天器，其主要任務是著陸月球表面，繼續更深層次、更加全面地科學探測月球地質、資源等方面的信息，完善月球的檔案資料。事實上探月工程前期也存在備份器的問題，但由于備份器發射時，主份器已受控落月結束任務[2]，因此備份航天器發射之時，主份航天器已經結束壽命，因此不存在本文討論的遙控影響的問題。航天器B作為航天器A的備份器，整器設備均為同時設計、同時投產，技術狀態相同。測控和數管設備均為航天器A的備份產品，因此航天器B與航天器A著陸器采用相同的測控體制、上行載波頻率、遙控副載波頻率與數據格式。在實施航天器B任務時，航天器A仍能正常工作，而且可能需要同時接收重要遙控指令，如不能正常接收可能影響航天器A的安全。而航天器B從地球向月球轉移和環月飛行期間，很有可能會與航天器A位于同一地面天線的覆蓋范圍內，不可能為了保證航天器B任務而放棄對航天器A必要的遙控操作。因此需保證則地面發送給航天器B的指令不被航天器A接收執行，同時地面發送給航天器A的指令不被航天器B接收執行。

1 任務仿真

在項目可行性分析階段，首先按照航天器A的已知狀態和航天器B的預計狀態對兩器和地面站之間的位置關系進行了仿真分析。

航天器A成功著陸于月面虹灣地區，著陸點位置為(19.5088°W，44.1197°N)，目前仍在月面開展定點探測工作。航天器B著陸器按計劃將著陸于月球背面，著陸后的月面工作期間，地面站對航天器B著陸器完全不可見，依靠中繼鏈路與地面站進行通信。因此著陸后兩器的上行信號分別來源于地面站和中繼星，即不存在上行遙控的互相干擾問題。

航天器A和航天器B著陸器均為月面長期生存探測器，月面上每27.3天一個周期，會經歷約14天白天和14天黑夜。長達14個地球日的月球夜中，沒有太陽能供應，月面溫度會迅速降低，著陸器需要進行休眠應對[3]。按任務設計，航天器B和航天器A著陸器均在著陸點當地月晝下午太陽高度角10～15°內實施休眠工作，地面發送指令將工作設備逐一關閉，最后數管計算機將自己斷電，整器進入休眠狀態。待進入月晝后，著陸器由光照自主喚醒，開始下個月晝工作。

航天器A和航天器B落月后分別工作于月球的正面和背面，月晝工作時段并不重合，因此航天器B著陸后，與航天器A不會發生測控資源沖突。在航天器B著陸前的飛行階段，航天器A的休眠喚醒時間如表1，從表中時間來看，航天器A與航天器B有可能發生測控資源沖突的時段在2018年12月17日至12月30日。該時段航天器B處于環月飛行階段，經過仿真，2018年12月17日至12月30日期間，即航天器A月面第62次喚醒和月面第63次休眠期間，地面站對航天器A和航天器B的波束張角如圖1，范圍在0.013～0.5°。

表1 航天器A著陸器休眠喚醒時間安排

圖1 地面站對航天器A和航天器B著陸器波束張角

通過上述仿真分析，在2018年12月17日至12月30日期間，航天器A和航天器B將會出現同時處于同一地面站天線波束范圍內的情況。在這種情況下，指令安全是一個迫切需要解決的問題。需保證兩探測器之間的遙控指令互不干擾。

2 設計分析

探測器上與上行指令接收相關的分系統包括測控數傳分系統和數管分系統。

測控數傳分系統在飛行過程中提供對地測控通道，與地面站(或中繼星)配合完成探測器的測控任務。其接收和解調由地面測控站發射的(或由中繼星轉發的)遙控信息，為數管分系統提供遙控視頻信號以做進一步處理。測控應答機輸出到數管分系統的遙控處理模塊的遙控視頻信號和接收機的鎖定信號各有5路，其中S頻段有1路遙控視頻信號和1路鎖定信號，X頻段有4路遙控視頻信號和4路鎖定信號。

地月轉移軌道期間，開啟X頻段測控通道，地面深空站可見弧段，X頻道全空間進行測控支持。地面由測控深空站支持，上行雙頻點，若A面天線對地有利，則A面應答機上行鎖定。若B面天線對地有利，則B面應答機上行鎖定。環月段測控與地月轉移段相同。動力下降段和月面工作段，探測器接收中繼星轉發的上行信號，完成遙控指令接收和數據注入。

數管分系統將測控任務綜合在一個以計算機系統為主的系統中，是一個以星載中心計算機為核心，以分級分布式網絡體系結構為系統架構，為平臺和有效載荷提供全面、綜合的服務與管理的一體化電子系統。數管分系統以航天器數據系統為核心，完成航天器的在軌運行調度和綜合信息處理，對器上各個任務運行進行高效可靠的管理和控制，監視整器狀態，協調整器的工作，對有效載荷進行管理和數據處理，實現器上信息統一處理和共享。

通過以上兩個分系統，探測器接收來自地面站或者中繼星的上行遙控指令信息，經視頻解調、譯碼等信息處理，將指令或數據分配到著陸器的各分系統執行。應處理三種類型的遙控指令，即直接開關指令、間接遙控指令以及控制數據的注入。

遙控指令的接收原則如下：采用PCM遙控體制/遙控指令分為直接開關指令和上行數據注入。接收一個遙控幀必須滿足下列最低要求。

1)譯碼器必須能識別出在遙控幀開始的地址同步字，識別的準則是指令幀至少在16bits中有15bits是正確的，數據楨不允許地址同步字有錯誤比特；

2)方式字接收的準則：指令幀方式字中至少有7bits是正確的，數據楨不允許方式字有錯誤比特；

3)指令字滿足規定的編碼要求及邏輯關系；

4)可接收上行注入數據的判據為其CRC校驗正確。

器上遙控接收系統設計時遵循以下原則：

1)繼承性和先進性統一的原則：既要繼承以往衛星，特別是主份探測器測控數管分系統等的成熟經驗，又要采用一些新技術，來滿足備份航天器的特殊需要。備份航天器測控數管方系統在進行設計時盡量繼承經過飛行驗證的成熟技術，并借鑒預研成果及其他相關型號的設計經驗，確保產品設計可靠合理滿足任務要求。

2)輕小型化原則：針對數管分系統的二期研制目標，在保證可靠的基礎上，從設備功能整合、元器件選用、機殼材料選用及機殼設計、內外接插件選用等各方面采取綜合措施，達到設備輕小型化的要求。

3)標準化原則：測控數管方系統的設計遵循航天器PCM遙控、AOS標準以及數據管理規范、數據管理接口等方面的標準，力圖實現設計的標準化。

4)產品化原則：結合產品化要求設計測控數管分系統產品，考慮到未來發展的需要，應提高產品的適應能力，減小因需求變化而導致產品變化的可能性。

按照上述四項原則，航天器B上的遙控接收系統(包含測控數傳分系統和數管分系統)的設備幾乎與航天器A完全一致。

為此，采用改動最小的方案，通過原理分析，保留原測控體制、上行載波頻率、遙控副載波頻率與數據格式，僅僅通過采用不同的碼速率，可以從設計上保證航天器A和航天器B遙控不會相互干擾，即不存在地面發送給航天器A的指令被航天器B接收并執行，也不存在地面發送給航天器B的指令被航天器A接收并執行的情況。

理論分析如下：

航天器B的遙控碼速率是N，而航天器A的遙控碼速率是8N。遙控BPSK副載波解調過程分為載波同步與碼同步兩個解調環路，而這兩個解調環路是相對獨立的[3]，下圖1是數字解調的原理框圖。載波跟蹤環路與調制的碼速率無關，跟蹤鎖定后，本地輸出的fTC副載波與輸入的副載波同頻同相[4]。

圖2 數字解調原理框圖

而碼跟蹤環路與調制的碼速率有很大關系[5]，圖1中的NCO中心頻率設計為fTC，根據調制碼速率與fTC的倍數關系(fTC進行分頻產生NHz的本地位同步時鐘)再進行分頻產生本地碼同步信號，碼跟蹤環路的目的就是調整這個本地的NHz信號使其與輸入信號調制碼(碼速率為N)同頻同相，達到碼跟蹤的目的。

本地產生的NHz信號(分為準時刻與早180度相位時刻兩個清零脈沖)作為積分清零脈沖實現對圖1中的I點(載波跟蹤環路同相支路輸出信號)信號的積分清零。清零結果輸出一個準時刻的清零值與一個早半積分清零值，這兩個值再送碼環鑒相器并依據誤差鑒相算法輸出誤差值。解調器最終的輸出(采用硬判決)是準時刻的積分清零值的符號位，符號為正則輸出0，反之則輸出1。

如果輸入信號數據碼速率為8N，則碼環路不能實現正常跟蹤解調。首先從頻譜上看，輸入的信號中沒有NHz的頻率分量，碼跟蹤環無法實現跟蹤。而是繼續輸出一個NHz附近的振蕩信號，積分清零脈沖的頻率也是NHz附近。依據解調原理，只有積分時間是一個碼位寬度時(并且開始結束時刻要與碼位寬度對齊)可以實現最大的信號能量的累加，和最大的噪聲抑制，輸出最低的解調誤碼。而如果積分時長超過一個碼位寬時由于存在數據0、1調制的跳變，會導致信號積分能量的衰減，所以無法正確解調出數據。

反之，如果采用碼速率為8N的碼環去解調N的碼速率，則同樣存在無法鎖定和積分時長太短的問題，而無法實現解調。

圖3是采用碼速率為N的跟蹤環路解調碼速率為N的調制信號時的仿真波形(輸入的信號是0/1交替的調制信號)。藍色是準路積分清零值紅色是早半積分清零時刻的值，從中可以看出，0、1交替的數據正常解調，并且早半時刻的積分能量幾乎為0，信號的主要能量從準時刻積分清零輸出，信號峰值可達500以上，波形正確。

圖3 采用N解調環對N碼速率信號的解調

圖4是采用碼速率為N的解調環路對碼速率為8N信號進行解調的仿真波形。從圖中可以看出，準路與早半的積分值很隨機(受噪聲以及積分時刻等因素影響)，并且積分值僅為20多，相比上圖準時刻清零值500差距較大，不能故沒有實現0、1交替調制碼的解調。

圖4 采用N解調環對8N碼速率信號的解調

3 試驗驗證

為證明上述分析的正確性，在設計階段，在實驗室中完成試驗驗證過程如下：

準備上行碼速率可調的遙控單檢設備和與器上狀態一致的解調環路遙控解調模塊，遙控解調模塊的碼速率設置為8 Nbps。

首先，設置遙控單檢上行碼速率為Nbps，向使用8 Nbps的解調環路遙控解調模塊發送100條遙控指令，均未執行。

其次，將遙控單檢上行遙控碼速率改為8 Nbps后，同樣向使用8 Nbps的解調環路遙控解調模塊發送100條遙控指令，均正確執行。

該試驗驗證了上述分析結果。

4 飛控實施

在實際飛行控制過程中，首先應從指令計劃安排的角度盡量避免兩航天器處于相近位置情況下的指令發送。在無法避免的情況下，以航天器B飛行控制過程為例，在航天器B繞月飛行期間，航天器A處于月球正面著陸狀態，必需接受休眠指令，否則將危及航天器A的安全。為此，盡管上述分析和試驗驗證表明指令接收無風險，仍然采取以下措施最大限度保證兩航天器安全。

4.1 利用環境遮擋

選擇航天器B飛行至月球背面期間，完成航天器A休眠指令的發送。此時地面站與航天器B之間被月球遮擋，無直接通信鏈路。

4.2 降低發射電平

在航天器A上行接收鏈路余量較大的前提下，降低地面發送功率至解調門限附近，進一步減小航天器B誤接收的可能。

4.3 星上工作模式切換

航天器A和航天器B測控分系統設計均采用了雙頻點備份模式，由于航天器A接收休眠指令所用的頻點為主份頻點，為進一步保證安全，在航天器A接收指令前，將航天器B切換為使用備份頻點。待航天器A接收指令完成后，再將航天器B切換回主份頻點。同時，在航天器A接收指令期間，將航天器B數管設備設置為“數傳門關”模式，使其不能接收遙控數據[6]。

4.4 小結

綜上，航天器B在星上測控數管軟硬件均與航天器A完全一致，且在相同時段、相近地點在軌飛行的情況下，通過使用不同的遙控碼速率、不同的頻點、利用環境遮擋、使用門限電平發指令的實施方法，避免了兩器之間遙控的互相影響，保證了航天器安全。

5 結束語

本文從理論算法和工程實施兩個角度分析了主備份航天器在同時間同方位飛行期間避免遙控信號相互接收解調的問題。經過分析，采用改動最小的方案，通過原理分析，保留原測控體制、上行載波頻率、遙控副載波頻率與數據格式，僅僅通過采用不同的碼速率，即從設計上保證航天器A和航天器B遙控不會相互干擾。隨后通過試驗驗證了該結論。最后通過飛控實施的具體措施成功保證了兩航天器的遙控安全。飛行試驗表明，上述分析正確，實施過程合理。