面向復雜交會對接任務的星間鏈路設計與驗證

龍吟 黃才 丁凱 張克楠 杜文志 夏奕 趙巖松

(北京空間飛行器總體設計部,北京 100094)

我國空間站工程任務的第1步，是由若干獨立飛行器(包括天和核心艙、問天實驗艙、夢天實驗艙、神舟載人飛船、天舟貨運飛船)通過運載火箭發射入軌，并經歷若干次變軌，飛行至交會對接軌道后，通過各種交會對接敏感器、相對測量及通信的手段，作為交會對接姿態軌道控制的輸入，并最終完成交會對接任務形成組合體構型[1]。已經在交會對接軌道正常飛行并等待來訪飛行器完成交會對接任務的飛行器，稱為目標飛行器。空間站工程任務中，目標飛行器一般為天和核心艙或其組合體。經歷發射入軌、遠距離導引段的若干次變軌后進入交會對接軌道，尋找目標飛行器并完成交會對接任務的飛行器，稱為追蹤飛行器。追蹤飛行器和目標飛行器在飛行過程中除了各自作為獨立飛行器的對地或對天測控鏈路外，還需要建立星間鏈路，通過星間鏈路實現兩者的信息交互，為順利完成交會對接任務提供重要保障。追蹤飛行器至目標飛行器的星間鏈路稱為前向鏈路，目標飛行器至追蹤飛行器的鏈路稱為返向鏈路。僅支持前向或者后向交會對接的任務為普通交會對接任務，同時支持前向、后向及徑向交會對接的任務為復雜交會對接任務。

文獻[2]中描述了“國際空間站”(ISS)與來訪飛行器之間的星間鏈路設計，通過基于特高頻(UHF)的CPFSK調制方式，實現發射和接收，支持傳輸1.024 kbit/s遙控和6.4 kbit/s遙測數據，支持的最大傳輸距離為7 km，具備簡單可靠的優點，但是傳輸帶寬受限，無法滿足大數據量的星間鏈路傳輸需求，同時傳輸距離受限和缺乏抗干擾能力。文獻[3]中介紹了神舟八號載人飛船與天宮一號目標飛行器之間的星間鏈路，采用S頻段通信，同時通過采用抗干擾能力強、保密性能優的直接序列擴頻通信技術，實現交會對接過程中的雙向通信，前向、返向有效數據帶寬分別達到2.04 kbit/s和20.4 kbit/s，通信距離分別為7 km和77 km。相對于ISS的UHF星間鏈路，該星間鏈路具備傳輸帶寬高、抗干擾能力強的優點，但是也存在前向鏈路帶寬和工作模式受限的缺點，僅支持前向及后向交會對接模式，無法適應徑向交會對接模式下追蹤飛行器對地及對天鏈路視場受限的工況。文獻[4]中提出了基于微波雷達和微波應答機的用于月球軌道交會對接的星間鏈路方案，前向、返向鏈路帶寬分別達到1 kbit/s和4 kbit/s。該方案具備依托任意一個航天器實現天地代傳的優點，但是缺少抗干擾能力和通信距離方面的設計和描述，同樣受限于傳輸鏈路帶寬。文獻[5]中提出的星間鏈路方案主要用于導航星座的在軌服務，無法直接應用于交會對接任務。文獻[6-7]中提出了一種雙工作模式的空空通信機的設計與實現，從單機層面為支持交會對接的星間鏈路提供參考，但是缺乏系統層面的設計及實現。

本文提出一種支持復雜交會對接任務的星間鏈路設計，首先對復雜交會對接任務中追蹤飛行器和目標飛行器之間的星間鏈路進行需求分析，根據需求分析結果對星間鏈路完成物理層、鏈路層和應用層設計，并且從通信距離、抗干擾能力、鏈路帶寬和支持多種交會對接模式等方面進行優化，最后用在軌飛行任務對設計進行驗證。

1 需求分析

本節對支持復雜交會對接任務的星間鏈路的需求進行梳理，主要從代傳數據、相對測量、自主控制和雙向通話4個方面進行分析。

1.1 代傳數據的需求

追蹤飛行器從發射到完成交會對接任務，按照飛行階段劃分，依次經歷發射段、遠距離導引段、近距離導引段、平移靠攏段、交會對接段和組合體段。在發射段和遠距離導引段，追蹤飛行器和目標飛行器的相對距離及軌道相位差距較大，不在同一地面站和中繼衛星的測控弧段內，兩者作為獨立飛行器完成各自的測控通信任務。在近距離導引段、平移靠攏段和交會對接段，追蹤飛行器和目標飛行器的相對距離變小，軌道相位逐步逼近，兩者之間通過星間鏈路完成信息交互。在組合體段，追蹤飛行器和目標飛行器通過對接總線完成信息交互。追蹤飛行器通過星間鏈路將自身數據發送至目標飛行器，目標飛行器通過天基或者地基測控鏈路代傳追蹤飛行器的數據。其中，ISS代傳追蹤飛行器的數據主要為1.024 kbit/s的遙控和6.4 kbit/s的遙測數據，代傳數據容量小。天宮一號目標飛行器代傳神舟八號載人飛船的數據主要為前向的2.04 kbit/s遙控數據和返向20.4 kbit/s的關鍵遙測等數據，代傳數據容量也較小。在空間站任務階段的追蹤飛行器和目標飛行器需要同時適應前向、后向、徑向3種對接方式。其中，對于徑向對接方式，追蹤飛行器由于姿態從3軸對地正飛變為俯仰90°,并且受到目標飛行器對中繼衛星波束的遮擋，測控覆蓋率嚴重下降。為了保障雙目標跟蹤期間及徑向交會對接期間追蹤飛行器的測控鏈路可靠性和測控覆蓋率，要求目標飛行器具備代傳追蹤飛行器的高帶寬前向、返向數據的能力，具體包括代傳追蹤飛行器的前向遙控、返向遙測及圖像話音的多媒體數據。相對于ISS及神舟八號任務期間的代傳數據需求，本文提出的代傳數據需求具有高帶寬的特點。

1.2 相對測量的需求

相對測量信息是保證交會對接任務正常完成的必備條件，包括位置信息和軌道姿態信息。目標飛行器通過星間鏈路將自身位置信息發送給追蹤飛行器，追蹤飛行器根據自身位置信息和目標飛行器位置信息，按照相對定位算法實時計算出相對位置的最優解，為控制相對定位飛行過程提供輸入。同時，目標飛行器通過星間鏈路將自身軌道姿態信息發送給追蹤飛行器，追蹤飛行器根據目標飛行器的軌道六根數、姿態角、姿態角速度、飛行段標志完成自身飛行策略的調整，實現精準交會對接。

ISS的交會對接任務期間，以及神舟八號至神舟十一號載人飛船的交會對接任務期間，采用GPS系統為主、格洛納斯(GLONASS)系統為輔的相對測量手段。相對于ISS及神舟八號，本文考慮到北斗二號、三號的應用場景，為了提升交會對接任務的自主性和安全性，后續交會對接任務應當會采用以北斗系統為主的相對測量手段，因此本文設計的星間鏈路在支持GPS系統相對測量的基礎上同時支持北斗系統的相對測量。

1.3 自主控制的需求

追蹤飛行器根據自身狀態，按照條件令的判據進行自主計算，得出對目標飛行器的控制信息，并通過星間鏈路發送給目標飛行器。自主控制信息包括相對導航敏感器根據相對導航距離及相對位置角度信息識別出來的工作模式切換，對接機構捕獲、鎖緊完成的信息，交會對接過程中平移靠攏時目標飛行器的太陽翼停控信息，組合體對接完成后的起控信息，以及組合體分離的分離開始信息。

ISS的交會對接任務期間，以及神舟八號至神舟十一號載人飛船的交會對接任務期間，采用地面控制為主、飛行器自主控制為輔的策略。為了提升交會對接任務的自主性和可靠性，工程總體提出后續交會對接任務采用自主控制為主、地面控制為輔的策略，因此要求星間鏈路支持自主控制數據的傳輸及應用層上面的自主控制策略的實現。

1.4 雙向通話的需求

目標飛行器和追蹤飛行器雙向通話的需求包含2種工況。①目標飛行器和追蹤飛行器均為有人狀態，在交會對接過程中，目標飛行器內的航天員和追蹤飛行器內的航天員通過星間鏈路完成雙向通話。②目標飛行器為無人狀態，追蹤飛行器為有人狀態，在交會對接過程中，地面通過地基或天基測控站主要跟蹤目標飛行器，并且通過測控鏈路完成與目標飛行器的雙向通話。同時，目標飛行器通過星間鏈路實現地面與追蹤飛行器的雙向通話。

在神舟八號至神舟十一號載人飛船的交會對接任務期間，目標飛行器為天宮一號目標飛行器和天宮二號空間實驗室，只有1個前向對接口，同一時刻最多對接1艘載人飛船，因此不存在雙向通話的需求。空間站任務階段，天和核心艙共有1個前向對接口、1個徑向對接口、1個后向對接口和2個側向停靠口，支持同一時刻對接2艘載人飛船，存在追蹤飛行器和目標飛行器同時有人并雙向通話的需求。

1.5 小結

對上述分析歸納，支持空間站交會對接任務的星間鏈路需求包括代傳數據、相對測量、自主控制和支持雙向通話，詳見表1。

表1 支持空間站交會對接任務的星間鏈路需求

2 星間鏈路設計

針對上文的需求分析結果，制定星間鏈路的網絡分層架構模型，按照分層模型的設計思想分別從物理層、鏈路層和應用層開展設計。

從提升抗干擾能力和徑向交會過程期間支持目標飛行器對追蹤飛行器代傳高帶寬數據的角度出發設計物理層，包括星間鏈路的工作頻率、調制方法和擴頻/非擴頻體制，使星間鏈路不僅具備向下兼容性，支持以往前向及后向交會對接任務，還滿足徑向交會對接任務的代傳需求。同時，在前向、后向交會對接任務及徑向交會對接任務的遠距離相對飛行期間，采用擴頻體制設計有效提升星間鏈路的抗干擾能力，適應地面及空間干擾信號日益增強的工作環境。

鏈路層規定了星間鏈路的傳輸幀結構和信道糾錯編碼。一方面，采用通用化的設計思想，設計適用于各種用戶數據的通用化傳輸幀結構；另一方面，從抗干擾的角度出發，采用里德-所羅門(RS)編碼，從鏈路層角度進一步提升星間鏈路的抗干擾能力。

應用層分別對各種用戶數據的傳輸幀協議和自主控制策略開展設計。首先，根據任務需求，對交會對接任務期間的所有用戶數據進行分析，并詳細設計所有用戶數據的應用層傳輸協議。為減少地面干預，提升交會對接任務的自主性，實現交會對接過程自主可控，設計應用層的若干自主控制策略。基于星間鏈路傳輸的各種數據，追蹤飛行器和目標飛行器對數據按照自主控制算法進行分析和計算，并執行相應的動作，完成相應任務，最終實現全自主交會對接任務。星間鏈路系統設計見圖1。

注：在目標飛行器發送信息中，A1為絕對定位數據，A2為控制關鍵狀態數據，A3為任務話音，A4為代傳遙控注入數據；在追蹤飛行器發送信息中，B1為自主控制數據，B2為代傳高帶寬遙測及多媒體數據，B3為任務話音，B4為通過工程遙測代傳對接段關鍵遙測數據。

2.1 物理層設計

追蹤飛行器配置2臺空空通信機[8-11]、2副空空通信天線和1個空空通信接口，空空通信接口內部雙機熱備份。目標飛行器配置2臺空空通信機、1個空空通信接口、2副空空通信天線(布局在前向、徑向對接口附近，前向與徑向交會對接使用此天線)、2個空空前置放大器、2副空空支架天線(布局在后向對接口附近，后向交會對接使用此天線)。空空通信機完成基帶信號處理及節點艙空空射頻信號的放大，空空前置放大器完成資源艙空空射頻信號的放大。目標飛行器空空通信天線切換指令僅影響射頻接收通道；目標飛行器空空通信機與空空前置放大器的固態放大器具備獨立開關的能力。星間鏈路的物理層可分為接收通道和發射通道兩大功能部分，結構上各單元獨立處理。為了保證射頻模塊的正常工作，設計時著重考慮接收、發射通道的隔離度和發射與接收模塊的電磁兼容問題。接收通道和發射通道都設計有單獨的本振單元，以防止信號間的串擾；同時，它們的射頻信號采用了帶外濾波設計。另外，射頻模塊對接收通道和發射通道在結構設計上實現物理上的隔離。星間鏈路物理層組成見圖2。

圖2 星間鏈路物理層組成

追蹤飛行器至目標飛行器的空空鏈路可工作在擴頻模式和非擴頻模式，由追蹤飛行器的空空通信機切換通信模式，目標飛行器的空空通信機自適應追蹤飛行器切換。目標飛行器至追蹤飛行器的空空鏈路只工作在擴頻模式。其中，擴頻工作模式應用于前向及后向交會對接過程，非擴頻工作模式應用于徑向交會對接過程。這種雙工作模式的設計，既能提升遠距離飛行期間星間鏈路的抗干擾能力，又能支持徑向交會對接的近距離階段，滿足目標飛行器代傳追蹤飛行器的高帶寬數據的需求。星間鏈路根據擴頻模式和功率模式來調整發射功率，包含擴頻大功率、擴頻小功率、非擴頻大功率和非擴頻小功率4種模式,見圖3。

圖3 星間鏈路發射功率模式

星間鏈路工作在S頻段，前向鏈路支持BPSK和QPSK調制方式，返向鏈路支持BPSK調制方式。擴頻通信模式下，采用碼分多址進行信號區分，空空通信機a與b采用不同的GOLD碼，且互為熱備份；追蹤飛行器至目標飛行器的星間鏈路在非擴頻通信模式下，追蹤飛行器僅1臺空空通信機固態放大器開機，另外1臺空空通信機固態放大器關機，可作為冷備份設備。星間前向鏈路和返向鏈路的物理層原理分別見圖4和圖5。

圖4 星間前向鏈路物理層原理

注：AD為模擬數字轉換；NCO為數控振蕩器；FIR為有限脈沖響應；PN為偽隨機碼。

同一個飛行器的2副空空通信天線采用不同的極化方式區分，空空通信天線a極化方式為左旋圓極化，空空通信天線b為右旋圓極化，兩者之間采用極化隔離設計。目標飛行器和追蹤飛行器的空空通信機和空空通信天線均可配對使用。每個空空通信接口能同時接收空空通信機a和空空通信機b的數據和狀態遙測參數，根據接收到的遙測參數及數據幀同步字判斷空空通信機a和b的工作狀態是否正常。若均為正常狀態，優先選擇把空空通信機a的數據送往用戶。星間鏈路物理層設計見表2。

表2 星間鏈路物理層設計

2.2 鏈路層設計

為增強信道的抗干擾能力，空空通信機采用RS編碼對信道傳輸的誤碼進行控制,幀頭不參與編碼。目標飛行器至追蹤飛行器的空空數據包設計幀長為6×64 bit，其中：幀頭長12 bit；數據6×48 bit；采用RS(62，48)校驗碼，每個符號6 bit。每組數據含48個符號、14個校驗符，能夠檢測不大于14個錯誤的符號，可糾正6個符號錯誤。星間鏈路的RS編碼后鏈路層傳輸幀格式如表3所示，目標飛行器至追蹤飛行器的鏈路層傳輸幀如表4所示，追蹤飛行器至目標飛行器的鏈路層傳輸幀如表5所示。I支路、Q支路和話音數據為碼流，只有1種幀頭；控制關鍵狀態數據、自主控制數據和對接段關鍵遙測數據，單幀數據需要拆分成2幀空空數據幀傳輸，分別設計起始幀和結束幀2種幀頭；定位數據和遙控數據的單幀數據需要拆分成大于2幀的空空數據幀傳輸，分別設計起始幀、中間幀和結束幀3種幀頭。

表3 星間鏈路的RS編碼后鏈路層傳輸幀格式

表4 目標飛行器至追蹤飛行器的鏈路層傳輸幀

表5 追蹤飛行器至目標飛行器的鏈路層傳輸幀

2.3 應用層設計

2.3.1 應用層傳輸協議設計

應用層傳輸協議是所有用戶數據在星間鏈路應用層上的傳輸規范。根據傳輸方向，分為目標飛行器至追蹤飛行器和追蹤飛行器至目標飛行器的應用層傳輸協議。目標飛行器至追蹤飛行器的應用層傳輸協議，包括絕對定位數據、控制數據、遙控數據和話音數據。追蹤飛行器至目標飛行器的應用層傳輸協議，包括自主控制數據、代傳I支路和Q支路數據、關鍵遙測數據及話音數據。

(1)目標飛行器發送給追蹤飛行器的絕對定位數據。目標飛行器導航定位接收機周期性生成全球導航衛星系統(GNSS)絕對定位數據，目標飛行器將表4中的定位數據透明傳輸至追蹤飛行器，追蹤飛行器將導航定位接收機定位數據發送差分導航定位接收機完成相對定位解算。

(2)目標飛行器發送給追蹤飛行器的控制數據。目標飛行器制導導航與控制分系統周期性生成1幀控制關鍵狀態數據，目標飛行器將表4中的控制關鍵狀態數據透明傳輸至追蹤飛行器，追蹤飛行器通過星間鏈路接收的數據發送給制導導航與控制分系統。

(3)目標飛行器代傳追蹤飛行器的遙控數據。對于地面上行并通過目標飛行器轉發追蹤飛行器的遙控指令和注入數據，由星間鏈路發送至追蹤飛行器再由追蹤飛行器的遙控解調器譯碼后發送到各用戶執行。目標飛行器轉發追蹤飛行器的遙控指令或注入幀格式的流程，與直接從地面上行至追蹤飛行器一致。

(4)目標飛行器和追蹤飛行器的雙向話音數據。追蹤飛行器和目標飛行器之間雙向透明傳輸話音數據。當星間鏈路傳輸的話音與地面上行的話音重合時，話音處理器混音后送航天員頭戴。

(5)追蹤飛行器發送給目標飛行器自主控制數據。追蹤飛行器發送給目標飛行器的對接狀態數據為追蹤飛行器制導導航與控制分系統產生的自主控制數據，由追蹤飛行器按照注入格式打包發送至目標飛行器。

(6)追蹤飛行器向目標飛行器傳送I支路和Q支路數據。由于徑向對接時目標飛行器艙體對追蹤飛行器測控鏈路存在遮擋，近距離(2個飛行器相對距離450 m內)時追蹤飛行器的遙測、圖像、話音數據通過目標飛行器代傳下行。追蹤飛行器將I支路和Q支路數據透明傳輸至目標飛行器。目標飛行器接收后，通過中繼Ka頻段單址(KSA)鏈路下行地面。

(7)追蹤飛行器向目標飛行器傳送對接關鍵遙測數據。對接過程中目標飛行器停控期間，目標飛行器窄波束中繼鏈路可能存在中斷，徑向對接目標飛行器艙體對追蹤飛行器測控鏈路存在遮擋，追蹤飛行器對接過程的故障處置所需的遙測參數通過星間鏈路發送目標飛行器，由目標飛行器通信鏈路下行地面。交會對接期間，追蹤飛行器將代傳關鍵遙測數據發送給目標飛行器。

2.3.2 應用層自主控制策略設計

應用層自主控制策略是一個飛行器根據自身及通過星間鏈路接收到的另外一個飛行器的相關信息，從而實現自主控制的策略。通過應用層自主控制策略的設計，實現交會對接過程中自主控制為主、地面控制為輔的目的。應用層自主控制策略包括目標飛行器前向和后向空空通信天線的切換策略、星間鏈路工作模式及發射功率的切換策略，以及激光雷達遠近場的切換策略。

(1)目標飛行器前向和后向空空通信天線切換策略(見圖6)。目標飛行器分別在節點艙與資源艙配置1副天線，追蹤飛行器在前向交會和徑向交會或徑向繞飛過程中，在天和核心艙2副空空通信天線的交疊區進行切換，切換指令由自主指令與地面遙控發出。目標飛行器參考空空通信天線的布局和視場，根據追蹤飛行器飛行位置，當θ>60°時，給出資源艙切換至節點艙天線標志。其中，θ為目標飛行器空空支架天線視場俯仰角，0°基準為天線軸向，順時針方向角度為正，逆時針方向角度為負。由節點艙天線切換至資源艙天線是由地面判斷發令切換。

注：θCV為追蹤飛行器天線視場俯仰角，0°基準為天線軸向，順時針方向角度為正，逆時針方向角度為負。

(2)星間鏈路工作模式及發射功率切換策略(見圖7)。默認情況下，前向、后向對接對應擴頻模式，徑向對接對應非擴頻模式，擴頻模式和非擴頻模式可通過地面注入設定。在擴頻模式，2個飛行器相對距離小于300 m(質心坐標系相對距離)時，制導導航與控制分系統將切換至小功率置為有效，在接近段或撤離段且2個飛行器距離大于400 m時，制導導航與控制分系統將切換至大功率置為有效。在非擴頻模式，2個飛行器相對距離小于80 m(對接口坐標系相對距離)時，制導導航與控制分系統將切換至小功率置為有效，在接近段或撤離段且2個飛行器距離大于100 m時，制導導航與控制分系統將切換至大功率置為有效。

圖7 星間鏈路工作模式及發射功率切換策略

(3)激光雷達遠近場切換策略。在交會對接過程中，激光雷達初始狀態為切換至遠場目標，當2個飛行器對接口坐標系相對距離小于68 m時，制導導航與控制分系統將切換至近場目標；制導導航與控制分系統進入組合體停靠后，將激光雷達初始化為近場目標；當執行組合體撤離任務、追蹤飛行器飛行到相對目標飛行器200 m時，置為切遠場目標。

3 在軌驗證

3.1 神舟十二號載人飛船前向交會對接

神舟十二號載人飛船在軌完成與天和核心艙的前向交會對接，星間鏈路采用擴頻模式通信，鏈路正常建立，基于星間鏈路的神舟十二號載人飛船與天和核心艙之間的雙向信息流正常運行。交會對接期間，神舟十二號載人飛船空空通信機加電，建立與天和核心艙的星間鏈路，加電后至對接完成鎖緊完成期間同步指示和接收信號強度指示如圖8所示(北京時間2021年6月17日)。神舟十二號載人飛船與天和核心艙之間星間鏈路的前向鏈路建立的基線距離為42 km，返向鏈路建立的基線距離為143 km，優于前向和返向通信距離分別為7 km與77 km的要求。在擴頻模式，神舟十二號載人飛船與天和核心艙相對距離小于300 m(質心坐標系相對距離)時，制導導航與控制分系統將切換至小功率置為有效，兩者的工作模式均從擴頻大功率切換為擴頻小功率。在15：26，接收信號強度指示值由4.2 V變為3.7 V，表示天和核心艙的空空通信機根據相對距離變化自動切換至小功率。同時，神舟十二號載人飛船空空通信機的發射功率遙測顯示，當前工作模式從大功率切換為小功率。

圖8 星間鏈路同步指示和接收信號強度指示

3.2 神舟十三號載人飛船徑向交會對接

神舟十三號載人飛船在軌完成與天和核心艙的徑向交會對接，星間鏈路采用非擴頻模式通信，鏈路正常建立，基于星間鏈路的神舟十三號載人飛船與天和核心艙之間的雙向信息流正常運行。神舟十三號載人飛船與天和核心艙之間星間鏈路的前向鏈路建立的基線距離為40 km，返向鏈路建立的基線距離為127 km，優于前向和返向通信距離分別為7 km與77 km的要求。期間，神舟十三號載人飛船空空通信機a切換至非擴頻工作模式，與天和核心艙空空通信機a建立穩定雙向鏈路。在非擴頻模式，成功通過星間鏈路代傳768 kbit/s的圖像數據和768 kbit/s的遙測數據，代傳圖像見圖9。

圖9 徑向交會對接模式下的星間鏈路代傳圖像

在非擴頻模式，神舟十三號載人飛船和天和核心艙的相對距離小于80 m(對接口坐標系相對距離)時，制導導航與控制分系統將兩者的發射功率成功切換為小功率。

3.3 小結

對ISS、神舟八號載人飛船，以及應用本文設計的神舟十二號、十三號載人飛船的在軌試驗數據，進行分析比對，見表6。可見，本文設計具有通信距離遠、抗干擾能力強、傳輸帶寬高和支持徑向交會對接工作模式的優點。

表6 星間鏈路在軌試驗結果分析

4 結束語

本文對交會對接任務中追蹤飛行器和目標飛行器的星間鏈路需求進行分析，并根據需求完成星間鏈路的物理層、鏈路層和應用層的設計。該設計能實現交會對接過程中目標飛行器代傳追蹤飛行器重要數據，解決追蹤飛行器由于姿態調整及視場遮擋導致的測控覆蓋率下降問題；實現追蹤飛行器根據目標飛行器的絕對位置信息完成相對導航定位功能，為追蹤飛行器完成交會對接段飛行提供重要參考信息；通過星間鏈路實現2個飛行器對接過程中的自主控制，在地面不干預的情況下具備完成自主交會對接的能力，提升交會對接任務的可靠性。本文設計支持返向20.4 kbit/s、前向擴頻模式下8.18 kbit/s和非擴頻模式下4170 kbit/s的有效數據傳輸帶寬，支持前向7 km和返向77 km的穩定通信距離，具備較強的抗干擾能力，設計成果已經成功應用于空間站任務。