应用于深空探测的小卫星测控系统方案研究

石雷 熊亮 宁金枝 窦骄

(航天东方红卫星有限公司，北京 100094)

应用于深空探测的小卫星测控系统方案研究

石雷 熊亮 宁金枝 窦骄

(航天东方红卫星有限公司，北京 100094)

针对深空测控任务的特点，分析了小卫星平台典型测控方案用于深空测控存在的问题，包括天线组阵存在干涉区、有效全向辐射功率(EIRP)和接收灵敏度不足、系统电磁自兼容性(self-EMC)较弱、不支持高精度定轨测量的差分单向测距(DOR)功能等。为解决这些问题，文章进行了方案的设计改进，提出了一种小卫星深空测控方案，通过仿真及计算分析，验证了设计方案的可行性,结果表明：改进后的深空测控方案，可为小卫星及其它航天器进行深空探测提供参考。

深空；小卫星；有效全向辐射功率；电磁兼容性；测控方案

1 引言

进入21世纪，各主要航天国家都先后开展了不同类型的深空探测活动，同时纷纷推出新的深空探测发展规划[1]。如美国在20世纪60年代已成功进行载人登月，在21世纪计划重返月球，随后深入太阳系进行探测，最终将人类送往火星或更远的深空。目前，我国已成功开展先期月球探测任务，后续月球探测任务正在全面实施中，此外，还有更远空间的深空探测计划有待实施。

深空探测器的测控技术已在“嫦娥”探测任务中逐步得到在轨应用，而能否使用小卫星平台进行深空测控通信，尚处于研究论证阶段；由于小卫星平台的布局、质量和功耗约束较严苛，因此使用典型的统一载波测控体制方案进行深空测控，存在一定局限性。本文针对如何通过改进系统设计实现小卫星的深空测控问题，进行分析并提出了解决方案。

2 典型测控方案及其局限性

深空测控任务的特点体现在：卫星飞行距离远,飞行过程复杂[2]；对地姿态变化较大，要求卫星飞行全过程全空间对地可实时测控，无测控盲区；卫星测定轨精度要求高，需要支持差分单向测距(DOR)功能[3]。

根据深空测控任务特点，本文拟在小卫星平台典型S频段统一载波测控体制(USB体制)基础上进行深空测控应用方案的设计。典型USB体制[4]测控方案是目前国际通用的测控方案，下面对其方案进行简要介绍，并分析其应用于深空测控任务存在的问题。

典型S频段统一载波测控系统组成如图1所示。

图1 典型测控方案框图Fig.1 Representative TT&C scheme diagram

由图1可知，典型小卫星平台统一载波测控系统由测控天线和应答机两部分组成，其中测控天线收发共用，天线1对天安装，天线2对地安装；连接同一个混合接头的对天/对地天线，实现对空间的近全向覆盖；两台收发合一的应答机设计完全一致，由双工器、接收机和发射机组成，两台应答机中的接收机互为热备份，发射机互为冷备份。

在深空通信中，采用典型测控方案，会存在如下几方面问题：

(1)深空任务卫星在轨飞行过程中，卫星可能存在长时间腰部对地可见情况。典型测控方案通过混合接头将对天/对地天线进行组阵，组阵后的天线方向图，如图2所示，近水平方向会形成干涉区，干涉区内的天线增益会存在多个凹区，不能满足深空测控要求。

图2 天线组阵方向图
Fig.2 Antenna array directional diagram

(2)深空任务星地距离远，自由空间传输损耗大，典型测控方案的发射输出信号功率EIRP较小，无法满足地面接收要求；星上接收地面上行信号微弱，而典型测控方案应答机接收灵敏度有限，也不能够满足深空要求。

典型测控方案EIRP≥10dBm[4]，以月球探测系统为例，结合地球站的增益，经计算到达地球站的信号功率为-153dBm，而地球站的最低接收门限为-130dBm(参照美国深空测控网地球站指标)[5]，因此典型测控方案的EIRP不能满足月球及更远目标探测的深空使用要求。

地球站EIRP≥98dBm(参照美国深空测控网地球站指标)[5]，以月球探测系统为例，经计算到达星上测控接收机的信号功率为-117dBm，而传统应答机的接收灵敏度为-115dBm[4]，因此典型测控方案的应答机不满足月球及更远目标探测的深空使用要求。

(3)深空测控接收通道输入信噪比较低，要求尽量减小测控发射通道对接收通道的干扰，而典型测控方案收/发天线共用和应答机收/发双工器的实现方式，收发隔离度较小，不能满足发射通道和接收通道的EMC自兼容性。

(4)典型测控方案只能实现卫星的常规测速、测距功能，不能支持深空飞行所需高精度测轨(甚长基线干涉，VLBI)的差分单向测距DOR功能。

3 深空测控方案设计

3.1 设计改进

针对典型测控方案应用到深空存在的问题，并借鉴其它深空探测器测控方案的特点进行改进，主要设计改进体现在以下几方面：

(1)卫星对地面/对天面半空间采用不同测控频点设计，避免通过天线组阵带来的方向图干涉区的问题；

(2)应答机发射信号经过功率放大器放大，与应答机直接输出信号至天线相比，系统EIRP将得到几十分贝的提高；

(3)使用深空应答机，优化接收灵敏度，提高对上行微弱信号的接收能力；

(4)测控天线收/发分开，且极化方向不同；应答机收/发分开，测控发射通道增加输出滤波器，避免发射信号对接收机的影响，从设计上保证接收通道与发射通道的EMC自兼容性；

(5)深空应答机在下行载波上调制DOR音，能够与地面测控系统协同实现高精度测轨的VLBI测量功能；

(6)尽量减少设备尤其是大功率有源设备的数量，以节省体积、质量及功耗资源。

针对以上设计思路，提出适用于小卫星平台的深空测控系统方案，其组成如图3所示。测控系统包括4副测控天线，两台深空应答机，两台功率放大器，两个输出滤波器，两个开关；其中卫星对地面和对天面各分布两副天线，均为一收一发配置。

图3 设计方案原理框图Fig.3 Design scheme block diagram

本方案采用异频半空间覆盖组阵的方式，卫星对地面指向空间采用频点f1工作，对天面指向空间采用频点f2工作，构成全空间的测控信号覆盖。对地/对天半空间两个频点的设计方式，有效地避免了卫星腰部的测控盲区，实现了飞行过程中的全程全空间覆盖。

飞行过程中，地球测控站需根据卫星对地面/对天面天线测控有利的条件进行相应频点的切换。若对地面天线测控有利，上行f1u信号通过对地面接收天线接收，送往深空应答机A接收、解调并产生下行f1d信号，经过放大并滤波后由对地面发射天线发射；若对天面测控天线测控有利，上行f2u信号通过对天面接收接收天线接收，送往深空应答机B接收、解调并产生下行f2d信号，经过放大并滤波后由对天面测控发射天线发射。

通过开关组合，测控天线与其它测控通道进行交叉备份。开关1/2均为双刀双掷开关，默认为直通状态，故障情况下进行如下处理：

(1)若发射通道故障、接收通道正常，通过上行遥控指令将开关1/2均设置为交叉状态，能够将测控信号通过另一路测控通道传输，保证了测控通道的相互备份作用。

(2)若接收通道故障，需要通过星上设计专门逻辑自主进行开关的切换。具体描述如下：地面测控系统保证在一定时间间隔内上行遥控指令，若应答机接收机故障，在规定的时间内星载数据管理系统未接收到遥控指令，则启动测控开关自动切换指令，将开关1/2均设置为交叉状态，保证了测控通道的相互备份作用。

3.2 系统性能

根据测控各设备的性能参数，设计方案的系统性能见表1。

表1 测控方案性能汇总表

此深空测控系统能做到天线全空间覆盖，接收灵敏度和EIRP比典型测控方案有明显优化；通过采用输出滤波的EMC自兼容设计，系统能够保证排除发射通道对接收通道的干扰；采用国际统一标准的DOR侧音，实现高精度星地VLBI测量。

4 仿真及计算验证

针对测控系统设计改进要解决的问题，进行了深空设计方案的信道参数仿真及计算验证。

(1)假设飞行某阶段测控天线与地面夹角如图4所示，卫星在此阶段长时间腰部对地可见。而测控对地/对天面半空间两个频点设计，各天线方向图不存在干涉区，如图5、图6所示。

图4 飞行某阶段卫星对地面天线与地面夹角图Fig.4 Satellite’s antenna earthward included angle diagram with ground in some flight stage

图5 天线方向图(对地)
Fig.5 Antenna directional diagram(earthward)

(2)对系统的EIRP和接收灵敏度进行分析，以月球探测任务的星地距离3.8×104km为例，计算到达星地链路余量[6]为

(1)

式中：SEIRP为卫星等效各向同性辐射功率的对数值，单位为dBm；Ltp为发射天线指向和极化损耗的对数值，单位为dB；Ls为自由空间损耗的对数值，单位为dB；La为大气损耗的对数值,单位为dB；Lrp为接收天线指向和极化损耗的对数值，单位为dB；Gr为接收天线增益的对数值,单位为dB；Lrf为接收系统馈线损耗的对数值，单位为dB。

图6 天线方向图(对天)
Fig.6 Antenna directional diagram(skyward)

地面参数均根据美国深空测控网地球站指标[5]，通过计算，上下行链路的链路余量均远超过5 dB，因此本方案的EIRP和接收灵敏度满足使用要求。

对于距离更远的深空探测任务，为满足链路通信需求，可采用更大功率的信号放大器，并适当提高接收机灵敏度水平，以保证星地链路余量。

(3)系统EMC自兼容性计算分析如下。

通过仿真分析得到收/发天线在S频段内的空间隔离度优于33 dB，如图7所示。

图7 天线空间隔离度仿真图Fig.7 Antenna space isolation emulator diagram

假设发射输出功率为40 dBm，接收机抗杂波干扰能力为-140 dBm，抗噪声干扰能力为-174 dBm/Hz，根据天线隔离度，测控系统抗干扰抑制需求分析见表2[8]。

表2 抗干扰抑制需求分析

假设接收机饱和功率不大于-10 dBm，功率放大器输出杂波不大于-30 dBm，功率放大器输出噪声功率谱不大于-70 dBm/Hz，通过输入/输出滤波器的设计指标，如表3所示，可得到测控系统EMC自兼容性结果。

由表2、表3可知，通过采用天线收/发分开、极化隔离，以及输入/输出滤波器设计，提高发射链路对接收频带的干扰抑制度，测控系统设计可满足EMC自兼容性要求。

表3 EMC自兼容性设计结果

5 结束语

本文提出的设计方案在继承小卫星平台典型测控设计方案基础上，针对深空测控任务进行了设计改进，在小卫星平台空间受限、天线隔离度要求较高、质量和功耗受限的前提下，既能满足深空控测任务的测控需求，又最大限度地降低设备冗余度，在星上专用软件配合下，能够进行测控通道备份切换，保证了测控系统的可靠性。

本文立足于利用现有小卫星平台进行适应深空飞行任务的改进设计，其设计方案和思路不仅适用于小卫星平台，而且对于其它深空航天器也具有借鉴意义。

References)

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Han Hongshuo. 21stcentury foreign deep space exploration development plans and their progresses[J]. Spacecraft Engineering，2008，17(3):1-22 (in Chinese)

[2]杨维廉.嫦娥一号月球探测卫星轨道设计[J].航天器工程,2007，16(6):16-24

Yang Weilian. Orbit design for lunar exploration satellite CE-1[J]. Spacecraft Engineering，2007，16(6):16-24 (in Chinese)

[3]刘嘉兴.深空测控通信的特点和主要技术问题[J].飞行器测控学报,2005，24(6):1-8

Liu Jiaxing. Features and main technical issues in deep space TT&C and telecommunication systems[J]. Journal of Spacecraft TT&C Technology，2005，24(6):1-8 (in Chinese)

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[6]CCSDS. Radio frequency and modulation systems-PART 1:Earth stations and spacecraft，CCSDS 401.0-B[S]. Washington D.C.:CCSDS,2009

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Li Bingshang. New generation deep space responder scheme conceivability[J].Xian: Space Electronic Technology，2001(1):132-135 (in Chinese)

[8]陈淑凤.航天器电磁兼容技术[M]. 北京：中国科学技术出版社，2007

Chen Shufeng. Spacecraft EMC technology[M]. Beijing: China Science and Technology of Press,2007 (in Chinese)

(编辑：李多)

Research on TT&C Scheme of Small Satellite Applied to Deep Space Exploration

SHILeiXIONGLiangNINGJinzhiDOUJiao

(DFHSatelliteCo.，Ltd.，Beijing100094，China)

AimingatthecharacteristicofdeepspaceTT&Ctask，thispaperanalysestheproblemswhicharecausedbyapplyingtherepresentativeTT&CschemeforsmallsatelliteplatformtodeepspaceTT&Ctask，includingexistinginterferenceareainantennaarray，faintEIRPandreceivingsensibility，systemself-EMCproblemandlackofhigh-precisionDORmeasurementfunction.Toresolvetheproblems，itintroducesakindofmodifieddeepspaceTT&Cschemeonsmallsatellite.Bytheanalysisofemulationandcalculation，itvalidatesthefeasibilityofscheme.Eventuallyitgivestheconclusionoftheanalysis:themodifieddeepspaceTT&Cschemecanprovidereferencefordeepspaceexplorationofsmallsatelliteandotherspaceprobe.

deepspace;smallsatellite;EIRP;EMC;TT&Cscheme

2016-06-15；

2016-10-11

石雷，男，硕士，工程师，研究方向为航天器通信系统设计。Email：xitekshilei@sohu.com。

TN

ADOI：10.3969/j.issn.1673-8748.2016.06.013