利用中繼衛星的航天器入軌段天基測控技術研究

王雪賓 馮兆祎 張曉俊 周慶 劉紅杰

(航天東方紅衛星有限公司,北京 100094)

我國中低軌航天器發射數量急劇增加,尤其是大規模星座的逐步建立,使得一箭多星發射的需求愈加迫切,目前衛星入軌段測控主要采用地基測控或地基測控+測量船等方式實現。針對大規模星座發射入軌段的測控支持,地面測控站對中低軌衛星固有的覆蓋率低,支持時段長度有限等不足愈加明顯[1]。地面測控站的1套地面測控基帶設備只能支持1顆衛星的測控任務,單個地面站一般只配置3～4套地面測控設備用于支持衛星發射任務。目前一箭多星發射過程中,由于星箭分離時刻和位置相對集中,大部分衛星的測控弧段集中于某一個地面測控站的視場內,利用地面站發射天線的波束寬度裕量,采用主星實時測控,搭載星盡力測控的方式,盡量完成對所有衛星的遙測實時判讀和遙控及時送達的任務。大規模星座發射過程中,單個地面站支持的衛星數量成倍增加,若依舊采用目前地基為主的衛星測控模式,必須通過大幅增加各個地面站的測控設備來完成大規模衛星的入軌段測控任務。

同時,對于一般太陽同步軌道衛星和低傾角衛星,衛星入軌段會超出國內地面測控站的覆蓋范圍,若采用測量船擴展測控范圍,測量船的布設和準備時間較長,且保障成本較高。從提升衛星測控對任務的適應性、降低飛行測控成本等要素綜合考慮,未來發射任務可考慮采用天基測控為主,地基測控為輔的相互配合方案,降低發射任務對天氣因素及測量船的需求[2]。

我國中繼衛星主要用于為飛船、空間實驗室、空間站等載人航天器提供數據中繼和測控服務,也能服務于中、低軌道遙感、測繪、氣象等衛星,還能為航天器發射提供測控支持。新一代中繼衛星采用了相控陣天線的設計,形成S頻段多址鏈路(SMA)波束,具備同時服務多個衛星的測控能力。前向波束可以通過時分方式支持不同的衛星,返向波束采用并行數字波束形成技術,可按需形成相應的波束數量[3]。

同時,用戶星中繼測控終端系統也歷經兩代設計迭代:第一代星載中繼測控系統由中繼測控終端,無源發射天線和無源接收天線組成;伴隨著新一代中繼衛星系統組網進程,第二代中繼測控終端適應性地將發射天線由無源天線升級為相控陣天線,具備實時計算中繼星指向的能力,波束指向具備捷變能力,大大減少了衛星波束指向的時延。

針對大規模星座入軌段測控的場景,本文從天地基測控資源現狀,中繼衛星的測控能力和大規模衛星入軌的影響因素進行了梳理分析,明確了用戶星的鏈路設計方案,結合衛星入軌實際情況,對入軌測控方案進行了驗證。

1 入軌段天基測控

傳統的衛星入軌段測控任務,根據衛星軌道特點、星箭分離時刻等的不同,選取不同的地面測控站接力完成整個入軌段任務。基于中繼衛星S頻段多址能力的大規模星座入軌段測控可以利用不同的波束實現不同簇衛星的測控任務。自星箭分離時刻開始,每顆星的測控任務均在某個跟蹤波束內完成,前向鏈路依靠中繼衛星前向SMA鏈路的指向捷變能力,分時完成不同衛星的遙控指令發送,返向鏈路利用每個返向波束能夠同時接收多顆用戶星的遙測信號,然后通過地面波束形成實現信號并行處理,完成每顆衛星返向遙測數據的接收。

為實現基于中繼衛星的大規模星座的入軌測控,用戶需考慮中繼衛星的前返向鏈路的服務能力、抗干擾能力、用戶星中繼測控頻率、軌道特征及衛星入軌初期的狀態設置等問題,減少不同衛星的前返向鏈路的干擾,確保入軌段測控全程穩定可靠。

1.1 中繼衛星服務能力分析

中繼衛星的前向鏈路為用戶星提供遙控服務,目前中繼衛星系統具備不少于6條的S頻段單址前向波束和不少于3條的S頻段多址前向波束。考慮到衛星入軌段的指令大多為星上程控指令,人工發送指令多為備份手段,并且新一代中繼衛星前向SMA鏈路具備指向捷變能力,可以通過時分方式支持不同的用戶星,天基測控前向波束的數量滿足大規模星座入軌遙控的使用需求。

中繼衛星的返向鏈路為用戶星提供遙測服務,目前我國中繼衛星系統具備不少于10條的S頻段單址返向波束和不少于18條的S頻段多址返向波束。每個返向波束可同時接收多顆用戶星的遙測信號,然后利用地面波束形成實現信號并行處理,同一波束的服務能力受限于以下4點。

1)不同衛星的軌道分布

單個返向波束的覆蓋范圍,隨著用戶星的軌道高度升高,覆蓋的范圍會變小。同時大規模衛星入軌段過程中,若衛星的分離時刻相差較大或衛星軌道特點不同,不同衛星之間的距離超出同一返向波束的覆蓋范圍,則無法同時接收多顆衛星的連續遙測信號。任務分析過程中,需對大規模衛星的運動軌跡范圍進行分組,合理規劃不同波束服務衛星的時段及切換時機。

2)中繼測控頻率的范圍

為避免頻繁的射頻鏈路參數設置切換,確保中繼衛星同時為多顆用戶星服務,中繼衛星同一波束的射頻鏈路設置必須統一。中繼衛星的轉發器帶寬為12 MHz,為實現大規模衛星入軌段的天基測控,至少需保證同一波束范圍內不同衛星中繼測控終端的射頻信號必須在同一個12MHz帶寬范圍內。目前低軌衛星的中繼測控終端的前、返向頻率相對統一,一般采用兼容中繼衛星S頻段單址和S頻段多址的前、返向頻點,若中繼測控終端使用其他頻點,需考慮頻率的兼容性。

3)擴頻碼組資源

大規模衛星星座的中繼測控終端采用非相干擴頻調制,為避免射頻鏈路干擾,一般通過頻分或者碼分區分不同的衛星。大規模衛星的中繼測控終端的前、返向頻率大體相同,不同衛星通過分配獨立的前返向擴頻碼進行區分。

為保證入軌段遙控遙測的實時性,一般采用中繼衛星的連續業務工作模式,每顆用戶星的前、返向碼組均不相同。隨著在軌航天器數量的急劇增加,擴頻碼資源相對緊張,為實現入軌段的可靠測控,需確保每顆衛星分配不同的擴頻碼組。

4)中繼星的抗干擾能力

中繼衛星的同一個波束內,不同用戶星返向信號之間存在多址干擾,雖然衛星的抗多址能力≥15dB,但由于遠近效應的影響,可能造成部分用戶的傳輸性能下降,需提前對各個返向波束中支持的用戶星數量及地面處理終端的通道數量進行規劃,盡量使用多波束實現更多用戶星的入軌段測控[4]。

1.2 用戶星關鍵約束條件

由于衛星入軌初期,星上各分系統尚未設置為正常在軌運行狀態,衛星的時間系統、姿態控制系統需提前設置用于完成天基入軌段測控,需滿足的3個關鍵約束條件如下。

1)中繼衛星的可視性

發射任務前,需仿真分析用戶星與不同中繼星的建鏈開始時刻和建鏈時長,根據不同衛星的建鏈需求分配不同的中繼衛星或測控波束。選擇的中繼衛星需確保衛星入軌初期關鍵操作如:太陽電池翼解鎖、火工品起爆等遙控指令的順利發出及遙測數據的及時獲取,保證衛星測控任務的圓滿完成。

2)星上時間、位置的統一性

中繼測控相控陣天線的波束指向計算需要使用世界協調時(UTC時間)和衛星的位置廣播數據,用戶星的時間和位置信息一般來自于星載導航接收機,導航接收機定位后,發送UTC時間廣播和位置廣播供其他分系統使用。

接收導航星數大于等于4顆情況下,導航接收機一般開機120s以內即可定位,并輸出正確的UTC時間信息和位置、速度信息。為適應入軌初期姿態變化大,導航天線視場內GPS導航星變化劇烈的情況,需對姿態機動過程中導航天線視場范圍內GPS導航星數進行仿真及測試,確定導航接收機定位時刻和定位狀態變化情況,作為確定導航接收機開機時刻的依據,確保中繼測控相控陣天線波束指向計算的時間和位置、速度的正確性。

3)姿態廣播的正確性

衛星自星箭分離時刻開始,入軌初期一般處于太陽搜索模式,姿控分系統按照姿態機動算法進行姿態控制,直至捕獲到太陽后轉入太陽捕獲模式。整星姿態機動過程中,若太陽光進入星敏感器的視場范圍內,會導致姿態廣播數據無效。

由于不同衛星入軌姿態、太陽光照條件不同,為確保入軌初期中繼測控相控陣天線指向計算的可靠性,避免姿態廣播異常導致的波束指向計算錯誤,建議采用固定指向+自主計算結合的方式進行入軌初期的波束指向控制[5-6]。固定指向角度通過仿真計算獲得,自主計算依靠中繼測控相控陣天線的指向角度算法實時計算獲得。表1為某衛星入軌段指向角度控制的指令序列,星時秒的第12～132s,使用固定指向角度(α,β),第134s后,使用星上測控相控陣天線的自主計算算法,控制與中繼衛星的指向,從而建立測控鏈路。

表1 入軌段指令序列

2 星載中繼測控系統原理及工作流程

衛星入軌段測控鏈路的可靠性對于航天任務的成功與否的判定和衛星初期狀態設置具有至關重要的作用,因此當大規模星座入軌段發射任務在中繼衛星的服務能力范圍內,且用戶星上設計滿足入軌初期的設置要求時,必須根據中繼測控系統的原理和工作流程,對入軌段天線指向進行充分地仿真分析及驗證,保證指向角度在性能指標范圍內。

星載中繼測控系統的組成框圖如圖1所示,星載中繼測控終端根據中繼衛星規范進行適應性設計,前返向鏈路的余量滿足工程要求[7]。同時中繼測控鏈路采用擴頻編碼方式,前向鏈路的抗多址能力≥15dB,滿足多顆衛星的同時接入中繼測控鏈路的抗干擾需求。最重要的是用戶星中繼測控相控陣天線的波束指向算法,可實現指向角度的捷變,快速建立返向鏈路。

圖1 中繼測控系統組成框圖

星載中繼相控陣天線指向的算法流程如圖2所示:根據用戶星和中繼衛星的軌道參數,計算J2000慣性系下的指向向量,依次轉換至用戶星軌道坐標系、用戶星本體坐標系和中繼測控天線坐標系,最后在中繼測控天線坐標系下計算出指向角度[8]。

圖2 中繼相控陣天線波束指向算法

用戶星或中繼衛星在地心慣性坐標系中的位置為

(1)

由于相控陣天線指向計算基于用戶星本體坐標系,所有矢量需轉換到用戶星本體坐標系進行計算。

坐標旋轉變換常用方法有四元數轉換和歐拉角轉換。通常采用歐拉角轉換完成中繼測控天線與衛星本體之間的坐標系轉換。原坐標系O-XYZ分別繞z軸,y軸,x軸旋轉一定角度,與目標坐標系O′-X′Y′Z′中對應的坐標軸平行,再將原坐標系進行平移,使原點重合[9]。

地心慣性坐標系到質心軌道坐標系轉換矩陣為

(2)

質心軌道坐標系到衛星本體坐標系轉換矩陣為

(3)

式中:φ為滾動角;θ為俯仰角;ψ為偏航角。

中繼測控相控陣天線坐標系一般不與衛星本體的坐標系重合,需要進行坐標系轉換從星體坐標系到天線坐標系的轉換矩陣為C,低軌衛星中心天線指向矢量到天線坐標系下的計算如下

(4)

最終計算出中繼測控相控陣天線波束指向的方位角α和俯仰角β,如圖3所示。

圖3 中繼相控陣天線方位角和俯仰角定義

3 中繼測控入軌段仿真分析

衛星發射任務前,對中繼衛星的可視性和天線指向角度進行仿真分析,仿真的輸入條件包括:用戶星的軌道信息、中繼衛星軌道六根數、星箭分離時間,衛星入軌段姿態角(俯仰角,偏航角、滾動角)仿真結果及中繼測控相控陣天線波束寬度,同時需明確相控陣天線與衛星坐標系的對應關系。

典型衛星入軌段中繼測控指向俯仰角和方位角仿真結果如圖4所示。

圖4 中繼相控陣天線指向角度

通過比對衛星入軌初期遙測中實際指向的俯仰角和方位角與仿真結果的差值發現,誤差在±1°范圍內,相控陣天線的波束寬度一般大于10°,如圖5所示,波束寬度范圍內均滿足發射功率的要求,因此滿足衛星入軌初期的鏈路精度要求。

圖5 仿真指向角度與實際指向角度誤差

4 結束語

為解決大規模星座發射過程中地面測控資源不足和測控范圍有限的問題,本文提出一種基于天基測控的低軌衛星入軌段測控方法。著眼入軌段天基測控的場景,從中繼衛星和用戶星兩方面,指明影響大規模天基入軌段測控的影響因素,并給出一種理論仿真與星上實時計算相結合的穩定可靠的入軌段測控方案。經在軌驗證,理論仿真的天線結果與實際入軌段的角度誤差在1°以內,滿足工程實踐的需求,同時測控多個航天器過程中,無射頻信號相互干擾。本文提出的大規模衛星入軌段方法可為大規模衛星入軌段天基測控的設計提供參考。