高碼率全程天基測控關鍵技術研究

王 洋，宮長輝，張金剛，周廣銘，容 易

（北京宇航系統工程研究所，北京，100076）

0 引 言

從提升測控對任務的適應性、降低飛行測控成本、兼顧短期在軌段測控需求等因素綜合考慮，未來運載火箭采用全程天基遙測為主、地基遙測為輔的方案[1]可降低發射任務對天氣因素及測量船的依賴，通過火箭測控系統與中繼星建立雙向數據傳輸鏈路，將箭上遙測數據傳輸至地面，將地面遙控指令上傳至箭上，實現高碼率全程天基測控。多星/多天線智能切換技術、自適應跟蹤中繼星技術、瓦片式相控陣天線技術、高效雙向遞歸編碼算法技術等是突破高碼率全程天基測控技術的關鍵。

1 國內外研究情況

中繼衛星系統是利用高軌衛星實現對中低軌飛行器數據傳輸和跟蹤測軌的空間信息傳輸系統，具有覆蓋范圍廣、實時性強、費用低廉等優勢。美國航空航天局（National Aeronautics and Sрace Administration，NASA）率先建成了世界上第1個跟蹤與數據中繼衛星系統（Tracking&Data Relay Satellite System，TDRSS），俄羅斯、歐洲國家、日本以及中國也紛紛建設了自己的跟蹤與數據中繼衛星系統，實現了對低軌航天器的近100%覆蓋，減少地面測控站的數量，節約成本，利用中繼衛星進行火箭測控已成為今后國內外航天測控領域研究與發展的重要方向之一。目前，美國、歐洲國家的數據中繼衛星基本上均采用 Ka頻段進行高速數據傳輸。

中國目前的遠望測量船，主要服務于運載火箭主動段測控、衛星測控、載人航天任務測控等飛行試驗測控任務，隨著新型運載火箭的研制飛行及航天發射任務的快速增長，現有測量船已無法滿足當前各型運載火箭高密度發射測控需求。而且，地基測控系統受地球曲率影響，只能在有限區域內對飛行器進行跟蹤，而天基測控系統只需3顆衛星就可實現對低軌飛行器的全球覆蓋。

2 高碼率全程天基測控系統

根據對未來運載火箭箭上遙測參數規模的初步預估，提出了高碼率遙測下行通道的無線測控架構[2]。

天基S頻段測控帶寬窄，傳輸速率受到限制，為了滿足高速天基測控的需求，采用天基Ka頻段實現對火箭的全程遙測數據中繼下傳。為了滿足高速率下的Ka天基數傳返向EIRP值，Ka頻段返向相控陣天線的波束寬度較窄，因此Ka天基測控對天線波束指向精度要求較高。

為提高全程天基測控系統的可靠性，采用3副Ka相控陣天線，均布于箭體表面。Ka頻段相控陣天線可根據Ka天基測控終端的指令，進行天線切換，在短期在軌工作段或故障模式時按需使用。

Ka天基測控系統箭上部分主要由Ka天基測控終端、Ka相控陣天線兩部分組成。天基測控系統組成如圖1所示。

圖1 天基測控系統組成框圖Fig.1 Diagram of Sрace-based TT&C

3 關鍵技術及解決途徑

3.1 多星/多天線智能切換技術

通過對天基測控弧段進行仿真分析表明[3～5]，通過多顆中繼衛星接力，采用多星/多天線智能切換技術，確保在正常飛行和故障飛行狀態下均可獲得關鍵遙測和遙控數據，實現全程無盲區天基測控。Ka頻段相控陣天線可根據 Ka天基測控終端的指令，進行天線切換，在短期在軌工作段或故障模式時按需使用。以典型天基指向角α、β為例，如圖2、圖3所示。

圖2 天基α指向角Fig.2 Direction Angleα of TDRSS

圖3 天基β指向角Fig.3 Direction Angleβ of TDRSS

單副相控陣天線受限于自身波束范圍，約為±60°圓錐角。而中繼天線一般均布于箭體表面，因此β指向角范圍為30～150°。經天基指向角仿真分析，需要進行中繼衛星的切換。為提高全程天基的可靠性，天基測控系統擬采用3副Ka相控陣天線，均布于箭體表面，3副相控陣天線天線1、天線2和天線3安裝角度分別為0α、0α+120°和0α+240°，可根據Ka相控陣終端指令，進行天線切換，在短期在軌工作段或故障模式時按需使用。由此，天基 Ka在 0～360°的α角內無盲區。

考慮到異常飛行情況，擬采用多星/多天線智能切換技術，多星/多天線的切換策略及工作流程初步設計見圖4。

圖4 多星/多天線的切換策略及工作流程Fig.4 Switching Strategy and Work Flow of Multi-satellite and Multi-antenna

在天基設備加電、相控陣天線開機時，完成初始裝訂，例如裝訂為中繼衛星01星和天線1，進行程序跟蹤。中繼衛星根據返向相控陣天線發送的信息進行自跟蹤捕獲，待中繼衛星完成捕獲相控陣天線，發送前向信息。前向相控陣天線接收中繼衛星的前向信息，待基帶完成對擴頻的捕獲且穩定之后切換到自跟蹤模式。若基帶失鎖則返回到程序跟蹤模式。同時，對當前的衛星天線組合進行判斷，并考慮到頻繁切換對通信產生不利影響，若當前組合滿足通信條件（不被地球遮擋，且跟蹤離軸角小于60°），則繼續保持當前組合進行通信，若不滿足條件（考慮設計余量和噪聲影響，連續多次不滿足才認為不滿足），則選擇最優衛星天線組合然后進入程序跟蹤模式，如此循環，直到任務結束。

最優衛星天線組合的策略選擇如下[6]：若當前相控陣天線不能通信時，則需要切換相控陣天線或者中繼衛星通信。通常相控陣天線的掃描范圍是以天線法線為中心，±60°內的圓錐角，天線掃描角度越大，增益越低，所以當其它條件相同時，天線坐標系中中繼衛星方向離軸角越小的組合，被選擇的概率越大。當運載火箭與中繼衛星的視距被地球遮擋時，無法進行通信，需將此情況的組合排除。

3.2 瓦片式相控陣天線技術

有源 Ka頻段相控陣天線通常可分為“磚塊式”（brick）和“瓦片式”（tile）兩種結構[7]。兩者最主要的差異，體現在收發（Transmitter and Receiver，T/R）組件的集成方式上。磚塊式集成方式主要指T/R組件采用縱向布局，橫向裝配的集成形式；瓦片式集成方式主要指T/R組件采用橫向布局，縱向裝配，垂直互聯的集成形式。兩種T/R組件集成方式如圖5所示。從圖5中可以看出，瓦片式組件的擴展性優于磚塊式組件。磚塊式組件只能一維方向擴展，而瓦片式組件能夠實現二維方向擴展。

圖5 有源相控陣T/R組件集成方式Fig.5 Integration Mode of T/R Module of Active Phased Array Antenna

目前中國 Ka頻段天基測控系統采用的天線形式大多為磚塊式相控陣天線，擴展性差、集成度低、質量較大。相比磚塊式T/R組件，瓦片式T/R組件在經濟性、尺寸、質量等方面更具有優勢，更加貼合運載火箭 Ka天基相控陣天線的應用需求，其難點在于T模塊多通道多功能芯片設計。

T組件由若干T模塊組成，主要實現功率分配、信號放大、幅相調整、射頻芯片電源關斷等功能。由于高碼率導致通道數量龐大，對多通道的一致性和成本具有很高的要求。多通道多功能芯片是實現瓦片式T模塊的核心，采用多通道合一的系統集成芯片（System on Chiр，SoC）設計，高密度集成多路高效率功率放大器、多路VM移相器及一個功分器，除滿足發射功率、效率或增益等要求外，還需考慮陣元間距的限制。由于工作頻率在Ka頻段，多通道多功能芯片受到寄生參數的影響很大，性能指標的實現很大程度取決于加工制造的工藝能力，精密加工和微組裝工藝是研制該芯片必不可少的環節。多通道多功能芯片通過芯片級的集成技術，采用半導體工藝提高電路集成度，減少模塊級電路的復雜程度和人工處理的環節，提高產品的一致性，同時還可降低生產成本。

T模塊組件整體的設計采用了瓦片式結構，如圖6所示，腔體、蓋板、波控子板等零部件進行垂直互聯，相對于傳統的磚塊式結構大大降低了組件的厚度，不足磚塊式模塊的1/3。節省了電路板、結構件，瓦片式模塊的質量相對磚塊式模塊也大幅下降，同等通道數量下，質量不足磚塊式模塊的1/2，實現相控陣天線的輕、薄設計。

圖6 T模塊瓦片式垂直互連Fig.6 Vertical Interconnection of Tile-Tyрe T Module

3.3 自適應跟蹤中繼星技術

相控陣天線常用的跟蹤中繼星方式有兩種：程序跟蹤及自跟蹤[8,9]。其中程序跟蹤先通過測量確定運載火箭的空間位置和姿態，然后計算出運載火箭天線沿目標衛星運行軌跡的指向角度，程序控制天線跟蹤目標衛星。自跟蹤主要利用測角算法對中繼星進行跟蹤。程序跟蹤方式簡單，對平臺和運載火箭天線控制要求不高。適合天線波束寬、運載火箭位置誤差小、對跟蹤精度要求不高的星箭鏈路。對于天線波束窄，對跟蹤精度要求高的鏈路，就必須使用高精度的自跟蹤測角算法。程序跟蹤受制于自身角度更新頻率低，而自跟蹤受前向信息的制約，兩者均有局限性。因此，跟蹤方案除具備上述兩種跟蹤模式外，還采用程序跟蹤與自跟蹤結合方案，兩者相輔相成，共同實現自適應跟蹤中繼衛星技術。

自適應跟蹤方案中，由程序跟蹤提供目標初始信息，自跟蹤立即接替跟蹤任務，根據初始位置信息，確定目標的粗略位置。前向相控陣天線快速反應，在此基礎上進行單脈沖和差測角，確定目標精確位置，并進行跟蹤任務，同時返向相控陣天線正常工作。當自跟蹤失效時，程序跟蹤接替跟蹤任務，直至自跟蹤重新工作，再將跟蹤任務移交自跟蹤。實現過程中包含以下幾種情況：

a）當程控信息和解擴后信息都正常有效時，程序跟蹤與自跟蹤相互配合，完成對目標的初始定位與跟蹤。

b）當程序跟蹤或自跟蹤有一個出現異常時，采取一定的補救措施，在一定條件下仍然可以跟蹤中繼星。下面分兩種情況討論：

1）當沒有收到前向信息時，或者基帶模塊未實現捕獲時，只能使用程序跟蹤模式。此條件下，由于無法獲取有效的解擴后信息，無法啟用測角模塊。如果采用傳統的程序跟蹤算法，當自轉角速度較大時，系統無法滿足跟蹤要求，可對程序跟蹤算法做適當改進。考慮實現復雜度，可采用線性插值方法進行擬合插值，預測出當前時刻的波束指向角。

2）當程控信息獲取失效，而解擴信息有效時，采用自跟蹤模式。程序跟蹤失效，意味著只能通過測角模塊來獲取角度信息。此條件下，測角過程可分為粗估計和精估計，系統剛啟動時，由于測角模塊沒有獲得任何先驗信息，先在全空域進行盲搜索，并且搜索的步進較大。當粗略搜索到信號時，縮小搜索步進，切換為精估計進行跟蹤。

后續還需進一步優化設計程序跟蹤、自跟蹤、自適應跟蹤策略的算法，以優質的硬件為基礎，減少程序算法及硬件資源引起的波束指向誤差。

3.4 高效雙向遞歸編碼算法

天基下行傳輸速率較高，傳統的信道編碼調制方式不足以滿足高速天基測控的需求，亟待研究并實現一種新型的高效編碼算法。

根據中繼衛星系統數據傳輸技術規范，實現天基下行高碼率信息傳輸，下行鏈路采用國際空間數據系統咨詢委員會（Consultative Committee for Sрace Data Systems，CCSDS）定義的幀傳輸結構、QPSK調制方式，信道編碼采用碼長為6144的2/3編碼效率的低密度奇偶校驗碼（Low Density Parity Check Code，LDPC）。但是，傳統串行編碼方式使用寄存器搭建運算矩陣，在高速數傳工況下，矩陣運算所產生功耗大幅上升，無法應用于箭載高速數傳平臺。

CCSDS于2007年9月發布的橙皮書中提到了兩類LDPC碼[10]：a）基于有限幾何構造的高碼率LDPC碼，推薦應用于近地軌道航天器；b）累積-重復-累積碼（Accumulate Reрeat Accumulate Code，ARA 碼），推薦應用于深空通信系統。

天基下行鏈路選擇用于深空通信的累積重復參差累積碼（Accumulate Reрeat Jagged Accumulate Code，AR4JA碼）構造LDPC碼，并根據準循環雙對角LDPC碼的結構特性，使用一種雙向遞歸的方式進行快速編碼。通過使用一種行間串行計算列間并行計算的編碼器結構，并采用校驗向量的雙向遞歸快速流水線計算方法，最終設計了一種高吞吐量的LDPC碼編碼器硬件實現方案，在硬件電路上完成了FPGA相關功能模塊的上板測試，滿足高碼率天基返向信息高速傳輸的需求。采用這種雙向遞歸快速編碼算法，編碼在硬件實現上具有運算簡單，并行度高，資源占用少和布線復雜度低等一系列優點。

4 結束語

本文結合未來運載火箭總體需求，闡述了運載火箭全程天基測控方案，并詳細介紹了高碼率全程天基測控的若干關鍵技術及解決途徑。運載火箭全程天基測控大大減少地面測控站和海上測量船的需求；全程Ka頻段高碼率返向信息傳輸，與現有的S頻段測控進行對比，無論在傳輸速率、抗干擾能力等方面，都具有明顯優勢；自適應跟蹤中繼衛星，以單脈沖測角技術為核心，實現天基測控系統自閉環的跟蹤中繼衛星能力，與程序跟蹤互為備份，增加了跟蹤手段，極大提高跟蹤的可靠性。本文提出的相關技術成果也可推廣運用于運載上面級、航空器以及星載等天基測控系統中。