LEO至HEO多階段任務小衛星測控系統方案

黃江江 賈鉑奇 張月婷

(中國科學院微小衛星創新研究院，上海 201203)

近年來，我國啟動了一系列空間科學天文觀測衛星項目，并積極與國際(主要以ESA為代表)合作，共同開拓人類對空間天文認知的邊界，例如“天基多波段空間變源監視器”(SVOM)衛星、“愛因斯坦探針”(EP)衛星、“先進天基太陽天文臺”(ASOS)衛星、“磁層-電離層-熱層”(MIT)耦合星座。其中，有部分衛星科學觀測任務段需要跨越近地軌道(LEO)至高橢圓軌道(HEO)，如MIT星座，衛星工作軌道由LEO轉移至近地點為1Re(地球半徑)、遠地點為7Re的HEO任務軌道；“太陽風-磁層相互作用全景成像”(SMILE)衛星需要在LEO長期停留工作，并轉移至近地點為5000 km、遠地點為19Re的HEO任務軌道。這類衛星從初始軌道LEO至最終任務軌道HEO的轉移過程中，存在大尺度星地距離變化和不同階段衛星姿態指向變化的情況，到達最終HEO之后的整個任務運行期間同樣存在這種情況。

目前，我國已成功開展多顆基于LEO的科學觀測/探測衛星任務，如“全球二氧化碳監測”衛星、墨子號量子科學實驗衛星，“悟空”暗物質探測衛星、太極一號微重力探測衛星[1]?，F有應用于這類衛星的常規測控系統方案存在一定局限性，若直接應用于LEO至HEO測控任務中，存在天線合成干涉導致通信盲區、上下行通信鏈路余量不足、遙測速率單一而無法滿足星地距離大尺度變化，以及GPS導航定位性能差甚至完全無法定位等方面的問題。

與LEO至HEO測控任務類似的項目，是我國的“嫦娥工程”和中國科學院的“地球空間雙星探測”計劃?！版隙鸸こ獭钡臏y控系統方案具有多重冗余，故而十分復雜[2]，并不適用于一般的小衛星項目?！暗厍蚩臻g雙星探測”計劃的2顆衛星均需要統一S頻段(USB)結合甚長基線干涉測量(VLBI)進行測定軌[3]，而VLBI現在的主要業務是天文觀測，一般不會為普通小衛星提供測定軌服務。ESA的伽利略在軌驗證-A(GIOVE-A)衛星[4]搭載GPS接收機，首次在高于GPS星座的軌道高度上實現在軌定位,可以為HEO衛星提供一種測定軌思路。

本文對現有基于LEO衛星的常規測控系統方案進行改進設計，為應用于LEO至HEO多階段任務的小衛星提供測控系統解決方案。首先，針對現有常規測控系統方案的局限性提出改進方案，分析改進方案的優勢；然后，以中歐合作SMILE衛星為具體應用實例，驗證本文所提改進測控系統方案的可行性。

1 常規測控系統方案及其局限性分析

常規USB體制測控系統方案是目前國際通用的測控系統方案[5-7]，組成如圖1所示。

圖1 常規測控系統方案Fig.1 Conventional TT&C system scheme

由圖1可知：常規衛星測控系統由2副測控天線、1個微波網絡、2臺USB應答機、2副GPS接收天線和1臺GPS接收機組成。其中：測控天線收發共用，天線1對天面安裝，天線2對地面安裝；4端口微波網絡中的2個端口連接對天/對地天線，另外2個端口連接應答機，實現對空間的近全向覆蓋；2臺收發合一的應答機設計完全一致，由雙工器、接收機和發射機組成；GPS接收機接收導航衛星信號進行定位定軌，作為衛星測定軌的輔助手段。

LEO至HEO測控任務的特點體現在：衛星運行軌道距離遠近變化大，軌道運行過程復雜；近地點空間衰減較小，但遠地點空間衰減很大；由于觀測任務需要，衛星姿態變化較大，對地姿態較少，要求衛星在軌工作全過程全空間對地可實時測控。根據該類衛星測控任務特點，在LEO至HEO測控任務中，采用常規測控系統方案，會存在如下問題。

(1)衛星在軌飛行過程中可能存在長時間側偏對地可見情況。常規測控系統方案通過微波網絡將對天/對地天線進行組陣，組陣后的天線方向圖如圖2所示，在側偏近水平方向±15°內會形成干涉區，干涉區內的天線合成增益存在多個凹陷區，影響上下行鏈路的可靠性，不能滿足LEO至HEO測控要求。

注：不同顏色代表不同切面，每隔10°一個切面；頻率為2.25 GHz。

(2)衛星在軌道轉移過程中及運行至HEO時，星地通信距離遠，自由空間傳輸損耗大，常規測控系統方案的發射輸出信號功率——有效全向輻射功率(EIRP)較小，無法滿足下行通信鏈路建立要求。常規測控系統方案的EIRP不小于10 dBm[5]，以SMILE衛星的HEO遠地點為例，結合地球站的增益，經計算到達地球站的信號功率為-144 dBm，而地球站的最低接收門限為-130 dBm(參照美國深空測控網地球站指標)[6]。此外，衛星上接收地面上行信號微弱，常規測控系統方案應答機接收靈敏度有限，也不能夠滿足上行鏈路要求。根據中國測控網12 m測控站的發射能力，經計算到達衛星上測控接收機的信號功率為-113 dBm(以SMILE衛星為例)，而傳統應答機上行接收靈敏度指標一般為-112 dBm，極限接收靈敏度為-115 dBm[5]，上行鏈路余量較小，無法滿足遙控鏈路需求。

(3)常規測控方案的遙測發送速率只有一檔，一般為8192 bit/s，無法適應該類衛星星地距離的大尺度變化。此外，遙測信道一般無信道糾錯編碼，無法在降低發射功率的前提下提供充裕的遙測鏈路余量。

(4)導航衛星發射波束寬度設計只考慮為地球表面附近區域提供信號覆蓋，如圖3所示，當衛星軌道高度大于2000 km時(如SMILE衛星)，特別是高于導航衛星所在軌道面時，大部分區域導航信號將變得很微弱。常規LEO衛星星載GPS接收機的接收靈敏度為-130～-134 dBm，變軌期間及HEO期間的接收定位效果差，甚至完全無法定位，無法滿足衛星測定軌需求[8-9]。

圖3 導航衛星波束覆蓋示意Fig.3 Navigation satellite beam coverage diagram

2 改進測控系統方案

本文提出的改進測控系統方案，針對需要在LEO、轉移軌道和HEO多種不同軌道高度和軌道類型下分階段執行差異性工作任務的小衛星項目。其主要設計改進體現為：①提高產品集成度；②采用高靈敏度接收機，優化接收靈敏度指標，提高對上行微弱信號的接收能力；③設置大、小2檔發射功率，以適應LEO至HEO大尺度星地距離變化，采用大功率放大器結合信道糾錯編碼方案，既保證HEO遠地端下行遙測鏈路余量，又可減少系統功耗，小功率放大器可保證在LEO運行期間滿足國際電信聯盟(ITU)無線電管理條例[10]對航天器發射到達地球表面產生的功率通量密度的限制；④設置多檔遙測速率，以適應LEO至HEO大尺度星地距離變化；⑤除設置收/發共用天線外，單獨設置大功率發射天線，增加收/發通道的隔離度，保證高靈敏度接收機低底噪工作，同時，為避免如圖2所示的合路干涉問題，2副發射天線與2臺大功率放大器之間采用微波開關連接；⑥采用高靈敏度全球導航衛星系統(GNSS)接收機，接收靈敏度為-144 dBm，比傳統GPS接收機提高10 dB以上，同時改進接收算法，支持“漏信號法”，即可接收從地球背面導航衛星發射的信號。此外，還兼容接收GPS、“北斗”和“格洛納斯”(GLONASS)3類導航信號，提高定位的連續性和可靠性。

基于以上設計改進，本文提出適用于LEO至HEO多階段任務小衛星測控系統方案，其組成如圖4所示。測控系統由2臺應答機(內含大、小功率放大器)、1臺6端口微波網絡(內含1個4端口微波網絡和2個雙工器)、1臺微波開關、1臺4端口微波網絡、2副測控收發共用天線和2副測控大功率發射天線、2副GNSS接收天線和1臺GNSS接收機(內含主機和備機，冷備工作)組成。

為滿足小衛星高集成度、低成本、小型化、輕量化的需求，采取如下措施。①數字應答機的調制解調、測距轉發、信號濾波、信道編碼、數據加解擾、指令解析和遙測采集等功能都由一片FPGA完成，具有很高的集成度；②大功率放大器置于應答機中，可與小功率發射機共用前級功率放大器和電源部分，相比單獨配備大功率放大器單機的常規測控系統方案，可較大程度減小質量和降低成本；③GNSS接收機以單板的形式集成到星務計算機中，進一步減小系統質量。

圖4 改進測控系統方案Fig.4 Modified TT&C system scheme

2副收發共用天線對應接收通道和小功率發射通道，2副天線通過微波網絡連接，以實現全向覆蓋波束，滿足全向測控(特別是遙控)通信需求。設置小功率發射工作模式，可以在衛星LEO運行階段和變軌早期滿足ITU無線電管理條例[10]對衛星發射到達地球表面產生的功率通量密度的限制，否則將無法通過頻率申報及獲得后續的發射許可，特別是一些國際合作的衛星項目。另外，單獨設計2副大功率發射天線是為了減小發射信號對高靈敏度接收機的影響。

在HEO工作時，考慮衛星姿態指向可能的變化情況，采用2副寬波束大功率遙測發射天線組成近全球形波束。2副天線與2臺大功率放大器可通過微波網絡或微波開關連接：若采用微波網絡連接，由于受微波網絡本身的插損和2副天線之間的干涉影響，天線波束邊緣增益只有約-6 dB甚至更低；而通過微波開關連接，考慮微波開關插損，天線波束邊緣增益約為-1.2 dB。至于衛星下行發射EIRP，后者比前者提高約4.8 dB，即后者需要的發射功率是前者的1/3。因此，2副天線與2臺大功率放大器之間采用微波開關連接，可有效降低系統功耗，適合小衛星功耗受限的應用場景。單獨設置2副大功率發射天線，也是因為這一結論。進口宇航級微波開關具有極高的可靠性，在NASA的航天器測控通信系統中廣泛應用[11-15]。雖然2副大功率發射天線與2臺大功率放大器通過微波開關連接僅能實現半球波束覆蓋，但通過開關切換可以實現分時全向覆蓋，必要時打開2臺大功率放大器也可以實現全向覆蓋。

2臺應答機的發射通道與2臺大功率放大器之間設置一個4端口微波網絡[11-15]，可提供交叉連接通道，該方案可抵抗任意1個發射通道(包含前面的數字基帶部分)和任意1臺大功率放大器的雙點故障，提高發射鏈路的可靠性。

改進測控系統方案將小功率收發雙工器從應答機中獨立出來，主要是考慮到國內定制的雙工器產品一般都已經有自身的結構，且體積相對較大，放入應答機的電路板中會增大板與板的間距，不利于實現應答機的小型化、輕量化設計。其他衛星應用過程中，可根據單機結構設計確定雙工器的安裝位置。至于設置2副GNSS接收天線，是針對慣性定向的衛星，其他具有特定指向的衛星可以根據其自身情況只設置1副接收天線并選擇最優安裝方向。

3 應用實例

本文提出的改進測控系統方案，可根據不同衛星項目的具體軌道參數及任務需求，有針對性地設計不同的具體指標值。以SMILE衛星為例，對改進測控系統的具體指標參數進行描述。SMILE衛星是由中歐科學家聯合提出，并由中國科學院與ESA聯合研制的小衛星工程項目。由于這顆小衛星需要搭載發射，因此要在700 km/700 km的LEO上停留，持續時間長達半年，等到合適的窗口再變軌到遠地點1.2×105km的HEO。SMILE衛星設計軌道如表1所示。針對SMILE衛星的改進測控系統方案與常規測控系統方案的系統性能參數對比，見表2。結果表明：改進測控系統方案在滿足LEO至HEO測控任務需求的前提下，測控設備復雜度、系統質量和功耗均有較大改善，滿足小衛星對平臺的高集成度、低成本、低功耗、小型化、輕量化要求。

表1 SMILE衛星軌道Table 1 SMILE satellite orbit

表2 測控系統性能參數對比Table 2 Comparison of performance parameters of TT&C system

4 結束語

本文提出的改進測控系統方案在繼承常規測控系統方案的基礎上，針對LEO至HEO測控任務特點進行改進設計，在滿足小衛星對平臺的高集成度、低功耗、小型化、輕量化要求的前提下，既能實現LEO至HEO變軌衛星任務的測控需求，又最大限度地簡化了系統復雜度，并且具備測控通道備份切換功能，能保證測控系統的可靠性。本文在現有衛星平臺技術基礎上進行適應復雜軌道任務的改進設計，其設計方案和思路對于其他變軌工作的衛星測控系統設計具有借鑒意義。