一種基于空空鏈路的雙目標(biāo)中繼信息流設(shè)計方法

盛瑞卿 朱舜杰 邢卓異 白崇延 趙洋

(北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094)

我國探月工程的第三階段將實施月面軟著陸和樣品采集，并將月壤樣品帶回地球。為實現(xiàn)這一目標(biāo)，需要通過月球軌道交會完成樣品轉(zhuǎn)移，實現(xiàn)首次無人月球軌道交會對接[1]。與地球軌道交會對接相比，由于其特殊的深空環(huán)境和測控難度，無人月球軌道交會對接技術(shù)在控制的自主性、快速性以及系統(tǒng)的魯棒性上都有較高的要求。

為實現(xiàn)自主交會對接，需在實施交會對接任務(wù)的目標(biāo)航天器和追蹤航天器上配置交會敏感器，完成兩個航天器的相對位置、速度測量以及相對角度和角速度的測量[2]。根據(jù)目前國內(nèi)外的工程實施情況，交會敏感器一般有微波雷達、激光雷達、GPS測量、光學(xué)瞄準(zhǔn)鏡等。其中，微波雷達除具備相對位置、角度、速度測量功能以外，還具備通信功能[3-4]。

目前，我國在載人航天領(lǐng)域已實現(xiàn)了地球軌道的交會對接技術(shù)，該領(lǐng)域利用空空鏈路實現(xiàn)了將固定的某些目標(biāo)飛行器的遙測數(shù)據(jù)通過載人飛船下行地面站的信息流設(shè)計方案[5]。由于地球軌道交會對接具備GPS和中繼星等手段，可以確保近似全弧段的地面上下行測控鏈路支持，所以利用空空鏈路的方案設(shè)計在時僅考慮了少數(shù)關(guān)鍵下行遙測的單向傳輸能力，未涉及上行遙控支持能力，也不支持雙向全遙測數(shù)據(jù)的傳輸能力。而月球軌道交會對接存在天然的月球遮擋，造成每圈至少有40 min的不可見弧段；同時地面測控資源受限，每個航天器僅有一個深空地面站支持。因此，當(dāng)某個航天器或某個地面站出現(xiàn)通信鏈路故障的情況下，迫切需要兩器依然具備一定的遙控和遙測能力，提高任務(wù)的可靠性。

本文探討了載人航天地球軌道交會對接任務(wù)空空通信任務(wù)的實現(xiàn)方案，實現(xiàn)了一種用于月球軌道交會對接，支持上下行通路雙向自由傳輸?shù)目湛胀ㄐ欧桨浮?/p>

1 空間鏈路架構(gòu)設(shè)計

微波雷達作為一種交會對接用測量敏感器，除具有捕獲、跟蹤和測量功能外，還具有空空通信功能，可以從目標(biāo)航天器(Target Vehicle，簡稱TV)與追蹤器(Chase Vehicle，簡稱CV)相距約100 km時建立通信鏈路，實現(xiàn)兩飛行器之間的雙向通信。

以空空鏈路建立的兩飛行器通信鏈路為基礎(chǔ)，搭建了地面站、目標(biāo)飛行器、追蹤器之間的雙目標(biāo)中繼通信鏈路，具體雙目標(biāo)中繼鏈路架構(gòu)規(guī)劃的示意圖詳見圖1。

圖1 空空雙中繼鏈路規(guī)劃Fig.1 Bi-objective relay planning based on space to space communication

其中，地面站對目標(biāo)飛行器、追蹤器發(fā)送遙控信號定義為上行鏈路，目標(biāo)飛行器、追蹤器向地面站發(fā)送遙測信號定義為下行鏈路；任一飛行器(目標(biāo)飛行器或追蹤器)向另一飛行器發(fā)送遙控信號定義為前向鏈路，任一飛行器(目標(biāo)飛行器或追蹤器)向另一飛行器發(fā)送遙測信號定義為返向鏈路。

地面站1向目標(biāo)飛行器發(fā)送上行遙控信號TC1(TV/CV)，目標(biāo)飛行器接收到該信號后，解析該信號屬于自身飛行器或追蹤器，若為自身飛行器遙控信號TC1(TV)，則直接譯碼后轉(zhuǎn)發(fā)至相應(yīng)設(shè)備執(zhí)行，若為追蹤器遙控信號TC1(CV)，則通過前向遙控鏈路轉(zhuǎn)發(fā)至追蹤器；目標(biāo)飛行器收集自身的下行遙測信息TM1(TV)的同時，通過返向遙測鏈路接收追蹤器的遙測信息TM1(CV)，目標(biāo)飛行器將兩部分遙測信息按照相關(guān)協(xié)議進行組織，經(jīng)調(diào)制后形成下行遙測信號TM1(TV/CV)下傳至地面站1。在此通信過程中，可認為目標(biāo)飛行器作為中繼，實現(xiàn)了地面站與追蹤器之間的通信。

同理，地面站2向追蹤器發(fā)送上行遙控信號TC2(CV/TV)，追蹤器可解析出目標(biāo)飛行器遙控信號TC2(TV)，通過前向鏈路轉(zhuǎn)發(fā)至目標(biāo)飛行器；同時，追蹤器可收集目標(biāo)飛行器的遙測信息TM2(TV)，與自身遙測信息一起經(jīng)調(diào)制形成下行遙測信號TM2(CV/TV)下傳至地面站2。在此通信過程中，可認為追蹤器作為中繼，實現(xiàn)了地面站與目標(biāo)飛行器之間的通信。

2 空間鏈路協(xié)議設(shè)計

2.1 遙控空間鏈路協(xié)議設(shè)計

遙控空間鏈路主要用于上行鏈路和前向鏈路。考慮到本文中的上行遙控涉及多個地面站信源及多個航天器用戶端，因此遙控方式選用CCSDS分包遙控體制[6-7]。分包遙控方案中，數(shù)據(jù)注入的數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)、格式采用分層結(jié)構(gòu)，各層的數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)及其關(guān)系如圖2所示。

分包遙控中采用的數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)包括遙控包、遙控傳送幀，其長度可根據(jù)上注需求由用戶自主定義。遙控傳送幀被分為長度固定的短碼塊進行差錯編碼，裝入遙控信道傳輸單元(CLTU)中，在其前后加上起始序列和結(jié)尾序列以標(biāo)志一個CLTU的開始和結(jié)束。這些CLTU通過無線調(diào)制后進入物理信道，向接收端發(fā)送。在連續(xù)傳送多個CLTU之間可以用空閑序列連接，空閑序列適當(dāng)CLTU不存在時，用來維持比特同步的，其碼字是“0”和“1”交替的序列，長度不限。

因此，一個CLTU可包含若干個遙控傳送幀，一個遙控傳送幀可包含若干個遙測包，一個遙控包可包含若干個遙控應(yīng)用數(shù)據(jù)。為確保路由業(yè)務(wù)的一致性，這里進行統(tǒng)一約束，對于一個CLTU，其內(nèi)部的遙控傳送幀可定義為不同航天器；對于一個遙控傳送幀，其內(nèi)部的遙控包則要求對應(yīng)同一航天器。

因此，對于地面上注的一條發(fā)往某航天器的指令，分包遙控對應(yīng)的路由業(yè)務(wù)處理流程如下：首先，在遙控傳送幀數(shù)據(jù)格式中的幀主導(dǎo)頭中，通過航天器標(biāo)識定義，以確定當(dāng)前該遙控傳送幀應(yīng)發(fā)往的航天器；其次，在遙控包數(shù)據(jù)格式中的包主導(dǎo)頭中，通過包標(biāo)識定義，以確定該遙控包所分發(fā)的對應(yīng)設(shè)備。即通過遙控傳送幀的主導(dǎo)頭和遙控包的主導(dǎo)頭唯一確定了一條指令的最終輸出端口。

圖2 分包遙控數(shù)據(jù)格式Fig.2 Format of the telecommand data

2.2 遙測空間鏈路協(xié)議設(shè)計

遙測空間鏈路主要用于下行鏈路和返向鏈路。分包遙測體制[6,8]作為面向傳輸?shù)囊环N動態(tài)調(diào)度機制，能夠根據(jù)用戶需要靈活調(diào)動不同的源包，并通過虛擬信道調(diào)度，實現(xiàn)多數(shù)據(jù)流使用同一物理信道進行數(shù)據(jù)傳輸，更適用于本文所給出的以空空鏈路為基礎(chǔ)構(gòu)建的雙中繼通信鏈路。分包遙測體制中其數(shù)據(jù)格式如圖3所示。

各設(shè)備根據(jù)需要動態(tài)生成自身的遙測源包(E-PDU)并發(fā)送至數(shù)管計算機，數(shù)管計算機接收到多路E-PDU后，根據(jù)源包調(diào)度策略生成多路協(xié)議數(shù)據(jù)單元(M-PDU)，之后將其構(gòu)造成適合虛擬信道傳輸?shù)奶摂M信道數(shù)據(jù)單元(VCDU)，交給物理層進行傳輸。在物理信道的傳輸中，每一個VCDU被封裝在一個信道訪問數(shù)據(jù)單元(CADU)中，CADU提供長度固定的信道訪問時隙，由同步標(biāo)識符劃分每個時隙的界限。

與分包遙控體制不同的是，分包遙測體制中VCDU可根據(jù)業(yè)務(wù)等級不同選擇是否進行差錯控制編碼，構(gòu)成編碼虛擬信道數(shù)據(jù)單元(CVCDU)；用戶自定義數(shù)據(jù)長度僅限最大長度相比，分包遙測中每個VCDU/CVCDU中的數(shù)據(jù)域長度是固定的。

分包遙測具備虛擬信道調(diào)度和源包調(diào)度兩級調(diào)度機制，通過這兩種調(diào)度機制，以滿足地面根據(jù)不同的應(yīng)用過程將各個源包分發(fā)到不同的數(shù)據(jù)宿。

要實現(xiàn)源包調(diào)度，需要在E-PDU數(shù)據(jù)格式中，通過包主導(dǎo)頭中定義應(yīng)用過程標(biāo)識符，以區(qū)分該遙測源包對應(yīng)設(shè)備端的第幾路源包；要實現(xiàn)虛擬信道調(diào)度，則需要在VCDU數(shù)據(jù)格式中，通過VCDU主導(dǎo)頭中定義VC-ID號，以區(qū)分當(dāng)前使用的VC信道。

因此，當(dāng)一個CADU形成以后，也就唯一確定了當(dāng)前數(shù)據(jù)域各源包的下傳調(diào)度周期。

圖3 分包遙測數(shù)據(jù)格式Fig.3 Format of packet telemetry data

2.3 雙目標(biāo)空間鏈路通信協(xié)議

對于具備中繼功能的航天器，除實現(xiàn)常規(guī)對地通信外，還需具備數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)功能。因此，要求航天器上執(zhí)行數(shù)據(jù)管理功能的數(shù)管計算機至少包括3個功能模塊：對地數(shù)據(jù)通信模塊、數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)模塊以及數(shù)據(jù)分發(fā)/采集模塊。其中，對地數(shù)據(jù)通信模塊主要實現(xiàn)與地面站遙控數(shù)據(jù)接收及遙測數(shù)據(jù)發(fā)送的功能；數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)模塊主要實現(xiàn)將本機的遙控數(shù)據(jù)和遙測數(shù)據(jù)發(fā)往另一航天器的功能；數(shù)據(jù)分發(fā)/采集模塊主要實現(xiàn)將處理后的遙控數(shù)據(jù)發(fā)往執(zhí)行端設(shè)備以及采集各執(zhí)行端設(shè)備組織形成遙測數(shù)據(jù)的功能。對應(yīng)于本文所選用的上行分包遙控體制和下行分包遙測體制，遙控數(shù)據(jù)信息和遙測數(shù)據(jù)信息在整個通信鏈路中的傳遞路徑如圖4、圖5所示。

地面站與器上航天器統(tǒng)一采用上行遙控通信鏈路傳輸單元(CLTU)、下行遙測信道訪問數(shù)據(jù)單元(CADU)進行數(shù)據(jù)交互；兩個航天器之間遙控信息通過遙控傳送幀、遙測信息通過虛擬信道數(shù)據(jù)單元(VCDU)進行數(shù)據(jù)交互；單一航天器內(nèi)部數(shù)管計算機與各執(zhí)行機構(gòu)遙控信息通過遙控包、遙測信息通過遙測源包(E-PDU)進行信息交互。

圖4 以目標(biāo)飛行器為中繼信息交互圖Fig.4 Information interaction using TV relay

圖5 以追蹤器為中繼信息交互圖Fig.5 Information interaction using CV relay

3 工程實踐

3.1 雙目標(biāo)中繼信息流設(shè)計實例

本節(jié)以某無人月球軌道交會對接深空探測器為例，給出了基于空空鏈路的目標(biāo)飛行器與追蹤器上、下行信息流設(shè)計結(jié)果。目標(biāo)飛行器、追蹤器均配置有數(shù)管計算機(System Management Unit, SMU)和控制計算機GNCC(Guidance Navigation Control Controller, GNCC)，用于數(shù)據(jù)管理與制導(dǎo)、導(dǎo)航控制。除以之外，目標(biāo)飛行器作為主動飛行器，配置空空敏感器微波雷達；追蹤器作為被動飛行器，配置空空敏感器微波雷達應(yīng)答機。SMU作為BC端與GNCC采用1553B總線進行互聯(lián)；GNCC作為主叫方與微波雷達、微波雷達應(yīng)答機采用RS422總線進行互聯(lián)；微波雷達與微波雷達應(yīng)答機之間則采用空空鏈路實現(xiàn)通信。

3.1.1 上行遙控信息流

地面站上行的遙控信號通過測控設(shè)備轉(zhuǎn)發(fā)至目標(biāo)飛行器側(cè)數(shù)管計算機SMU_TV，SMU_TV經(jīng)射頻解碼后，解析出各個遙控傳送幀，并判斷該遙控傳送幀歸屬地為目標(biāo)飛行器(TV)或追蹤器(CV)，其中繼上行遙控信息流如圖6、7所示。

圖6 以目標(biāo)飛行器為中繼上行遙控信息流Fig.6 Information flow of telecommand using TV relay

若為當(dāng)前航天器的遙控傳送幀，則數(shù)管計算機解析出該遙控傳送幀的各個遙控包，通過1553B總線發(fā)送至各個RT設(shè)備端執(zhí)行。

若為另一航天器的遙控傳送幀，則處理流程如下，這里以目標(biāo)飛行器(TV)接收到追蹤器(CV)的遙控數(shù)據(jù)為例進行說明。

(1)目標(biāo)飛行器側(cè)數(shù)管計算機SMU_TV將該遙控傳送幀發(fā)送至RT設(shè)備端的控制計算機GNCC_TV特定接收緩沖區(qū)，等待其取走。

(2)GNCC_TV周期性輪詢該接收緩沖區(qū)，當(dāng)查詢到數(shù)據(jù)后，將該數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)至微波雷達主機。

(3)微波雷達主機通過空空鏈路將數(shù)據(jù)發(fā)送至微波雷達應(yīng)答機。

(4)追蹤器側(cè)控制計算機GNCC_CV周期性輪詢微波雷達應(yīng)答機接收數(shù)據(jù)緩沖區(qū)，當(dāng)查詢到數(shù)據(jù)后，將該數(shù)據(jù)放置總線發(fā)送緩沖區(qū)，并向追蹤器端SMU提出服務(wù)請求。

(5)追蹤器側(cè)數(shù)管計算機SMU_CV周期性查詢各RT終端服務(wù)請求，當(dāng)接收到GNCC_CV提出的該服務(wù)請求后，立即從其發(fā)送緩沖區(qū)接受該遙控指令幀，并清除其服務(wù)請求位。

(6)SMU_CV接收到該遙控指令幀后，則對其進行解析得到各個遙控包，通過1553B總線發(fā)送至各個RT設(shè)備端執(zhí)行。

圖7 以追蹤器為中繼上行遙控信息流Fig.7 Information flow of telecommand using CV relay

3.1.2 下行遙測信息流

目標(biāo)飛行器(TV)和追蹤器(CV)端數(shù)管計算機通過測控設(shè)備下行的遙測數(shù)據(jù)應(yīng)具備按照虛擬信道調(diào)度策略分時調(diào)度虛擬調(diào)度功能，完成兩個航天器的遙測源包下傳，其中繼下行遙控信息流如圖8、9所示。這里以目標(biāo)飛行器通過空空信道接收到追蹤器的遙測數(shù)據(jù)為例，介紹下行遙測信息流的處理流程。

(1)追蹤器側(cè)數(shù)管計算機SMU_CV周期性通過1553B總線接收來自各個RT設(shè)備端的遙測源包(E-PDU)后，按遙測源包調(diào)度周期完成遙測源包的調(diào)度及其封裝，形成虛擬信道數(shù)據(jù)單元VCDU-CV，其中VCDU-CV中的VC-ID標(biāo)識設(shè)置為追蹤器常規(guī)遙測源包。

(2)SMU_CV將形成后的VCDU-CV通過1553B總線發(fā)送至RT設(shè)備端的控制計算機GNCC_CV特定接收緩沖區(qū)，等待CCU取走。

圖8 以目標(biāo)飛行器為中繼下行遙測信息流Fig.8 Information flow of telemetry using TV relay

(3)GNCC_CV周期性輪詢該接收緩沖區(qū)，當(dāng)查詢到數(shù)據(jù)后，將該數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)至微波雷達應(yīng)答機。

(4)微波雷達應(yīng)答機通過空空鏈路將數(shù)據(jù)發(fā)送至微波雷達主機。

(5)目標(biāo)飛行器側(cè)控制計算機GNCC_TV周期性輪詢微波雷達主機接收數(shù)據(jù)緩沖區(qū)，當(dāng)查詢到數(shù)據(jù)后，將該數(shù)據(jù)放置總線發(fā)送緩沖區(qū)，等待數(shù)管計算機取走。

(6)目標(biāo)飛行器側(cè)數(shù)管計算機SMU_TV周期性查詢各RT終端發(fā)送緩沖區(qū)數(shù)據(jù)，取走各RT終端的遙測源包以及GNCC_TV特定發(fā)送緩沖區(qū)的VCDU-CV數(shù)據(jù)。

圖9 以追蹤器為中繼下行遙測信息流Fig.9 Information flow of telemetry using CV relay

(7)SMU-TV接收到數(shù)據(jù)后，將各RT終端的遙測源包按照遙測源包調(diào)度周期進行調(diào)度和封裝，形成虛擬信道數(shù)據(jù)單元VCDU-TV，其中VC-ID標(biāo)識設(shè)置為目標(biāo)飛行器常規(guī)遙測源包。

(8)SMU-TV按照虛擬信號調(diào)度策略分時調(diào)度VCDU-CV和VCDU-TV，完成目標(biāo)飛行器和追蹤器兩個飛行器的遙測源包下傳。

3.2 試驗驗證

為驗證上述設(shè)計方案的正確性，搭建試驗驗證平臺進行數(shù)據(jù)流通性驗證和數(shù)值分析，試驗設(shè)備連接示意圖如圖10所示。

該試驗系統(tǒng)中，SMU和GNCC之間采用1553B總線互聯(lián)，選用國產(chǎn)J61580R芯片實現(xiàn)；GNCC與微波雷達、微波雷達應(yīng)答機之間均采用RS-422平衡式異步串行接口，選用標(biāo)準(zhǔn)的差分發(fā)送和接收芯片HS1-26C31和HS1-26C32實現(xiàn)；微波雷達及其應(yīng)答機之間通過微波高頻信道完成偽碼調(diào)制信號的發(fā)射與接收。各設(shè)備之間的數(shù)據(jù)傳輸碼率均以航天器已完成在軌試驗驗證的速率進行設(shè)置，如表1所示。

表1 參數(shù)設(shè)置說明

圖10 試驗系統(tǒng)連接示意圖Fig.10 Connection of experimental system

利用試驗系統(tǒng)，進行測試項目的驗證：

(1)通過目標(biāo)飛行器主控服務(wù)器發(fā)送追蹤器遙控指令，對目標(biāo)飛行器作為中繼的指令信道連通性進行驗證；

(2)通過追蹤器主控服務(wù)器發(fā)送目標(biāo)飛行器遙控指令，對追蹤器作為中繼的指令信道連通性進行驗證；

(3)通過目標(biāo)飛行器主控服務(wù)器，修改SMU_TV中追蹤器虛擬信道調(diào)度周期，對目標(biāo)飛行器作為中繼下行追蹤器遙測的信道連通性進行驗證；

(4)通過追蹤器主控服務(wù)器，修改SMU_CV中目標(biāo)飛行器虛擬信道調(diào)度周期，對追蹤器作為中繼下行目標(biāo)飛行器遙測的信道連通性進行驗證。

在對上述信道連通性進行驗證的基礎(chǔ)上，同時對信道的傳輸性能進行評估。以下主要從兩航天器間數(shù)據(jù)傳輸率和數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)延時進行評估。

兩航天器間的數(shù)據(jù)傳輸分別經(jīng)過1553B總線、RS422總線以及空空鏈路。根據(jù)上述信息流傳輸路徑，器間數(shù)據(jù)鏈路的數(shù)據(jù)傳輸率

RBI-O=

由于1553B、RS422總線數(shù)據(jù)傳輸率遠大于空空鏈路的通信能力，因此，兩航天器間數(shù)據(jù)鏈路的傳輸率近似等效于空空鏈路的傳輸率，即RBI-O≈RMW。

圖11給出了不同長度下器間鏈路時延試驗結(jié)果，可以看出，隨著遙控注入數(shù)據(jù)長度的增加，時延相對變大。針對目前月球無人采樣返回任務(wù)中所涉及到的最大長度1024 bit范圍內(nèi)的注入數(shù)據(jù)而言，基本時延不超過1 s左右。考慮到地月之間的距離大約為40萬千米，僅電波的傳輸需要的時間至少需要1.3 s，因此不足1 s的數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)時延能夠適應(yīng)月球無人采樣返回任務(wù)中應(yīng)急情況下在軌航天器的數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)需求。而當(dāng)數(shù)據(jù)長度超過1024 bit后，數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)延時變化較大，因此對于需要上注超長注入數(shù)據(jù)時，需要額外評估其注入所引入的延時風(fēng)險。

圖11 不同字節(jié)長度器上傳輸時延對比Fig.11 Uplink delay ratio for different byte lengths

4 結(jié)束語

航天器的在軌運行，需要通過地面站上注指令并接收器上遙測進行航天器在軌操作和狀態(tài)維護。因此，地面站與器上測控設(shè)備之間的通信鏈路就顯得尤為重要。目前，航天器在軌上下行主要依靠地面站與器上測控設(shè)備之間的通信完成。本文在此基礎(chǔ)上，通過相對導(dǎo)航敏感器建立的鏈路，實現(xiàn)了單一航天器除利用自身測控設(shè)備與地面站建立聯(lián)系外，還可通過地面站、另一航天器的測控設(shè)備以及空空鏈路構(gòu)建一條備份通路，用于上下行數(shù)據(jù)的自由傳輸。該方案是月球無人軌道交會對接任務(wù)中確保任務(wù)可靠性的一種重要技術(shù)手段，可作為在軌某一地面站或某一航天器測控設(shè)備出現(xiàn)故障時進行上下行鏈路備份的保障手段。

通過對空間數(shù)據(jù)傳輸協(xié)議以及器地上下行鏈路進行設(shè)計，給出了一種適用于月球軌道交會對接的空空通信實現(xiàn)方案，通過試驗驗證，該空空通信方案期間傳輸速率可達4 kbit/s，傳輸時延在數(shù)據(jù)長度不超過1024 bit時最高不超過1 s，可以完全滿足在應(yīng)急和故障條件下遙控和遙測數(shù)據(jù)的傳輸能力，對于未來的多器配合運行的深空探測任務(wù)具有重要的參考價值。