适应空间任意姿态指向的天文卫星测控分系统设计

张志强 陈刚 梁中坚 李佳宁 武超

(1北京空间飞行器总体设计部,北京 100094)(2航天恒星科技有限公司,北京 100086)

空间天文卫星的观测对象一般是宇宙中遥远的天体目标,其姿态模式通常是惯性空间定向、对日定向、慢旋巡天等,基本不采用对地定向姿态。这与一般对地观测卫星有较大不同,对测控提出了新的要求,卫星测控分系统的设计具有一些独特的特点。

硬X射线调制望远镜(HXMT)卫星测控分系统针对天文卫星使用上的特点,重点开展了非对地定向姿态下的统一S频段(USB)测控设计、全球定位系统(GPS)持续定位设计以及载荷连续高精度时间保证设计,为卫星系统可靠运行和有效载荷观测任务的高质量完成提供了有力支持。

本文主要介绍空间任意姿态指向下的HXMT卫星测控分系统的设计与验证,针对系统设计中的难点提出了解决途径,并通过地面试验及在轨飞行验证了方法的有效性,可为后续非对地定向空间科学卫星测控设计提供参考。

1 测控分系统设计

1.1 任务难点

HXMT卫星测控分系统任务的主要特点和设计难点体现在以下几个方面。

(1)整星主要采用巡天观测、定点观测、小天区观测、伽马暴观测4种观测模式,通过3种卫星姿态实现上述观测模式。巡天观测模式卫星姿态为卫星指向太阳,整星绕对日轴慢旋;定点观测模式和伽马暴观测模式为惯性空间定向姿态,且惯性指向范围覆盖全天球任意方向。小天区观测模式与惯性空间定向模式相似,只不过定点观测的观测目标为惯性空间某一张角区域。这几种模式下,卫星星体可能以任意指向对地,没有固定对地面,保证卫星可靠测控是常规测控任务的一个主要难点。

(2)卫星没有固定对地面,除了影响USB测控设计,对星载GPS导航定位系统设计同样带来很大困难。在没有固定对天面的情况下,要保证对卫星实时、精确、连续的定位和授时,就必须设计一种全空间可见的星载GPS接收系统,使得卫星在任意姿态下都可以满足对GPS卫星的捕获需求。

(3)卫星有效载荷观测光子接收数量及到达时间,对平台提供的时间精度要求高,载荷的时间精度直接影响其观测成果。为保证其时间精度,平台测控分系统需要为载荷提供连续、高精度校时和守时基准。

1.2 系统配置

HXMT卫星测控分系统由USB测控子系统、GPS子系统和高稳时间源子系统3部分组成,如图1所示。与一般对地定向卫星的测控分系统相比,主要的不同体现在以下两个方面:①GPS子系统首次采用了双天线射频合路接收方案,实现全空间任意姿态的可用;②USB测控方案选择的两组天线的安装轴线呈一定夹角,以便使两组天线的干涉区形成互补,进而获得更好的空间覆盖。

USB子系统负责提供对地测控通道,完成遥测、遥控和测距功能。GPS子系统为卫星提供连续高精度测量数据,适应卫星非对地定向姿态下,持续提供卫星实时在轨位置、速度信息。高稳时间源子系统为有效载荷提供6路高稳定度5 MHz正弦信号,为数管分系统提供40 k Hz时钟信号。

图1 测控分系统框图Fig.1 TT&C scheme diagram

2 主要技术难点解决方案

根据任务难点分析,测控分系统的主要技术难点解决方案包括无固定对地面的USB测控方案设计和星载全空间可见的GPS接收系统设计。

2.1 无固定对地面的USB测控方案设计

1)综合考虑性能、成本和在轨操控便利性的USB测控折中设计

测控方案的选取不但要满足全空间覆盖的需求,也要考虑地面测控系统的可实施性、系统的可靠性等多方面因素[1]。基于以上思路开展了USB测控设计的多方案比较。

方案一采用一般近地卫星USB测控常用的单频点双天线同旋组阵方案,实现近全向覆盖。通常在两天线的腰带区不可避免出现较大的干涉区,存在一定概率的不可测控风险。为解决此问题,可配置另两副天线同旋组阵对应一台同频的应答机,并通过安装布局将两组天线的干涉区形成互补,从而减少测控的不可见区域。此方案星上配置比较简单,在轨操作也相对比较简单,可实施性较好[2]。

方案二通过天线反旋组阵方式解决干涉区问题。这种方案腰带干涉区比同旋组阵有优势,但这种方案会面临地面需要预先计算过站时使用的旋向,并且有可能需要一次过境中切换地面站天线旋向的情况。未来长期在轨的操作比较复杂,不利于星地测控系统的整体可靠性,因此不建议采用[3]。

方案三采用天线不组阵,通过增加接收机和发射机的数量、天线收发分开,并设置双工作频点的方式实现接收通道的热备份和发射通道的冷备份。利用此方案可实现测控接收和发射的全空间覆盖,－5 dBi覆盖率达到近100%。但需要4台应答机、2台多工器、2台合成器,且4台接收机和两台发射机同时工作,需要星上的成本和功耗代价较大。

综合比较上面3种方案,对性能、操作简便性和成本代价采取折中,确定选用方案一。两台同频应答机分别对应一组同旋组阵天线,通过互相弥补干涉区形成全空间测控覆盖。

2)USB测控天线全向覆盖设计

测控天线的观测特性与天线选型、天线布局、天线组阵形式都有着密切的关系,在明确了同旋组阵方案的基础上,单元天线的选择和布局也会对测控性能产生较大的影响。

在单元天线选择方面,主要考察了USB测控天线较常用的四臂螺旋天线和锥柱螺旋天线的同旋组阵模式。由于四臂天线对星体比较敏感,要求架设高度较高,卫星星体布局无法满足,因此单元天线选择锥柱螺旋天线。

在天线布局方面,USB测控天线采用宽带收发共用天线,共4副,两两组阵。从互相弥补干涉区的角度,优选方案应该是天线分别布置在卫星的±Z方向和与Z轴垂直的±X方向。但由于卫星载荷布局和遮阳板的存在,限制了天线在±X方向的布局。结合整星布局,将另一组天线布置在±Z方向倾斜25°,两组天线均为左旋同旋组阵方式形成近全空间覆盖,既有利于斜装天线组获得良好的增益覆盖,也可起到弥补另一组天线干涉区的作用。

在轨使用时,对于上行链路,4副天线同时接收;对于下行链路,只有一组组阵的双天线同时发射,天线布局见图2(a),天线视场见图2(b)。

图2 USB天线布局及视场示意图Fig.2 USB antena layout and field of view

在紧缩场内利用卫星的辐射模型(RM)星对天线装星后的增益覆盖进行了测试。结果表明:测控天线装星状态下,方向图增益全空间近99%范围优于－18 dBi,满足全空间近97%范围优于－18 dBi的设计需求,天线的增益覆盖情况见表1。

表1 USB天线增益覆盖辐射模型星测试结果Table 1 Result of USB antena gain test in RM

2.2 星载全空间可见的GPS接收系统设计

一般情况下,对地定向卫星的GPS接收天线安装在卫星对天面,来自上半空间的导航星信号不会被遮挡,GPS接收机较容易捕获跟踪到4颗及以上的GPS卫星完成实时的定位。但是这种方案无法适用于像HXMT卫星这样没有固定对天面的卫星,若仍采用只固定安装一副天线的设计,则必然在某些惯性定向姿态下,GPS天线被地球遮挡,无法保持定位,也就不能满足卫星实时、精确、连续的定位和授时需求。因此,必须设计一种全空间可见的星载GPS接收系统,使得卫星在任意姿态下都可以满足对GPS卫星的捕获需求。

在HXMT卫星设计中,采用了双天线射频合路方式实现GPS接收系统的全空间可见。在卫星±Z方向上各安装一副GPS天线,分别接收各自半空间的导航星信号,实现全空间的覆盖,天线视场示意见图3。两天线接收到的射频信号经前置放大和射频合路后送GPS接收机完成定位。由于合路会造成至少3 dB的功率损失,为了保证到接收机入口处的功率足够,在合路前增加了前置低噪声放大器且尽量靠近GPS天线,以保证信号链路的可靠性。

图3 GPS天线视场示意图Fig.3 Sketch of GPS antenna layout and field of view

由于采用射频合路方案,来自两个天线的两路信号不可避免的会存在一定干扰,对定位精度的影响以及导航星的预报是影响接收系统性能的两个关键问题。

1)射频合路对定位精度的影响分析

HXMT卫星的GPS接收系统是采用伪距测量定位的方式,使用L1频段的C/A码,码长只有1023 bit,码周期为1 ms,易于捕获。C/A码的码片宽度较大,HXMT卫星的GPS接收机中使用的通道相关器在单天线条件下,通过软件解算可以实现的码片对齐误差指标要求优于1/20 chip,则其测距的误差可等效为优于14.7 m[4]。

由于采用两副天线在射频进行合路的方案,两副天线可以收到同一颗GPS卫星发射的信号,这样一副天线会从主向收到直达信号,另一副天线会用天线后瓣接收到同一信号,这就相当于是直达信号的一路多径干扰信号。必须考虑这种情况下,对GPS接收系统性能的影响。文献[5]给出了导航信号从不同角度进入对定位精度的影响。下面分3种典型情况进行分析。

(1)当直达信号是从天线的0°方向垂直进入时(即某一个天线的轴向方向),则多径干扰信号是从另一副天线的180°方向进入(即另一副天线的轴向反方向),由图4可以看出主向天线增益α0约为5.5 d B,反方向天线增益α1约为－30 d B,将强度换算为幅度大小进行比值(不以dB形式表达),则此时射频合路带来的定位最大误差限为×293.3＝±0.041 m(d为码相关长度),这个误差远小于前面提到的GPS接收机采用单天线时的14.7 m的正常误差,所以这种情况下可以认为采用射频合路接收的方案和采用单天线时的方案在测距结果上没有区别。

图4 GPS天线方向图Fig.4 Radiation pattern of GPS antenna

(2)当直达信号从一副天线的75°进入,干扰信号从另一副天线的105°进入时,用同样的方法,可以得出此时射频合路带来的最大误差限为ε0max＝×293.3＝±7.35 m,此时与采用单天线时的14.7 m的正常误差相比已经比较接近,在这种情况下采用射频合路接收的方案会比采用单天线时的性能指标略微差一些,但对于HXMT卫星提出的50 m的定位精度还是可以满足的。

(3)最恶劣的情况是当一颗GPS卫星出现在两副天线的垂直平分线上时,即两路信号从天线的90°和－90°方向进入,此时可以近似认为α0＝α1,则此时射频合路带来的定位最大误差限为ε0max＝×293.3＝±146.65 m,这远大于采用单天线时14.7 m的正常误差。也就是说,当这样的一颗GPS星的信号参与到解算时,会出现较大的误差,通常会认为出现了错误或者故障。这种情况在应用中应该采取措施予以剔除。

图5给出了射频合路带来的定位误差与前后瓣增益差的关系,当增益差小于5 d B时,测距误差将超过50 m。图6是单个剖面的前后瓣增益差,由图6中可以看出,当信号从天线轴向约85°到95°范围进入时,增益差将小于5 dB,进而会造成定位精度超差。因此在设计中应对导航星进行优选,将此范围的GPS导航星剔除,不引入定位解算。因此对原GPS软件中导航星预报和优选算法进行改造。

图5 射频合路带来的定位误差与前后瓣增益差关系图Fig.5 Relation of the positioning error to the difference between gain of front-lobe and back-lobe

图6 GPS天线前后瓣增益之差Fig.6 Difference between gain of front-lobe and back-lobe

2)导航星的预报与共视星的剔除

由前文分析可知,为了保证采用双天线合路接收方案时的定位速度和定位精度,应改变一般对地定位卫星GPS接收机的导航星预报方案,并考虑双天线共视星的剔除。

(1)导航星预报。在一般对地三轴稳定的卫星应用GPS时,GPS天线安装在卫星－Z面(冲天面),GPS导航星的可视范围为去除地球遮挡锥形角的其余天球范围,考虑到GPS接收天线性能,GPS导航星可用范围为:以卫星－Z轴指向为0°角,则在±85°范围内导航星为可用星,因此导航星预报的任务是预报30 s后,卫星－Z轴指向为0°±85°范围内的导航星。

在双天线组阵条件下,组阵后的天线方向图形成一个近全向的天线方向图,双天线安装在卫星±Z面,根据任务要求,卫星运行的姿态相对于地球可以认为是任意姿态,因此,GPS导航星预报可以扩大预报范围:以卫星实时指向天顶的方向为0°角,预报30 s后±100°范围内可见导航星。

(2)共视星剔除。在双天线组阵条件下,组阵后的天线方向图形成一个近全向的天线方向图,但在两个天线单元方向图结合的腰带部分,双天线接收信号的多径效应干扰比较明显,从该范围接收到的导航星信号测量误差较大。因此,在导航星测量数据使用时需要进行优选,剔除该范围内的导航星。由2.2节的分析可得,当导航星位于两天线轴线的85°～95°范围内时,多径效应对定位精度的影响将超过50 m的指标要求,因此将需剔除的共视星所在角度范围确定为两天线轴线的85°～95°。

3 设计验证

3.1 USB测控链路稳定性试验验证

卫星USB测控天线采用同旋组阵,地面测控站有可能较长时间处于天线的组阵干涉区范围内。为了验证对地USB测控天线组阵后对测控链路性能的影响,在RM星测试时利用紧缩场条件,通过转动星体,测试在全链路工作模式下,USB测控失锁情况。图7是USB测控链路稳定性试验的示意图。

试验中,主要对安装在±Z面的USB测控天线1a和USB测控天线1b的情况进行了试验验证。分别测试在转台俯仰轴设置90°、60°、30°、15°、10°、5°、0°情况下,方位轴由－100°转到＋100°过程中,链路失锁情况。

将上下行射频信道信号调整到相当于星地最大斜距情况,对于每个俯仰角度,转台均以0.05(°)/s的方位角速度进行试验。尽可能模拟在轨飞行的最恶劣状态。

试验测试结果表明,当卫星与地面站连线矢量处于与两天线轴向夹角均大于80°的范围(两天线组阵的腰带区)时,会存在个别小范围的干涉凹区,将导致测控链路短时失锁,最恶劣情况单个切面出现5次失锁,链路最大失锁时间约9 s。单次失锁时间、失锁出现的频率都处于卫星在轨测控能够接受的范围内,也验证了USB测控方案的可行性。

图7 USB测控链路稳定性试验示意图Fig.7 Sketch of USB TT&C link stability test

3.2 星载全空间可见的GPS接收系统验证

为验证双天线射频合路接收方案的可行性和定位连续性开展了外场试验验证。

GPS外场试验是利用辐射模型星的星体结构和星上实际GPS接收系统,在露天空旷条件下去接收真实GPS卫星信号,以此来验证整个GPS接收系统的定位能力,如图8(a)所示。需要说明的是,由于大气和地面会对GPS信号造成衰减和折射散射,因此,在地面外场试验的环境一般认为比卫星真实在轨环境恶劣,所以整个系统在外场试验可以正常工作是对方案可行的一个有力的证明。

试验分两个状态进行,状态一将星体结构倾斜约30°放置,一侧GPS天线倾斜对地,另一侧GPS天线倾斜对天,如图8(b)所示。状态二将RM星体结构水平放置,两侧GPS天线均与地面平行。每个状态分别连续测试12 h,测试结果见表2。从中可以看出:试验一定位精度比试验二的定位精度更好,平均的可用星数更多,几何精度因子(GDOP)值更小。这是因为状态一结构的倾斜相当于减小了从对地面天线进入信号的概率和幅度,多数信号都是从对天面天线进入,这样比从对地面进入获得更大的增益,因此此时镜像多径的效应对定位精度的影响较小。

图8 GPS外场试验Fig.8 GPS outfield test

表2 外场试验结果Table 2 Result of outfield test

4 在轨应用情况

在HXMT卫星飞行任务过程中,测控分系统一直工作正常,性能指标均满足要求。圆满完成了主动段、入轨段、在轨测试阶段和应用运行段截止当前的测控任务和载荷时间支持任务。

1)USB测控全空间覆盖

卫星在轨飞行过程中,经历了巡天、定点观测、小天区扫描观测等多种姿态模式,在地面站可见弧段内,S频段应答机工作正常,全部遥控指令执行正常,下行遥测解调正常,测定轨功能正常,在轨验证了测控系统设备工作正确性及测控信号对地覆盖性。存在极个别弧段单应答机失锁情况,与预期的信号干涉区相符。

2)GPS接收子系统全空间指向工作情况

卫星入轨后,GPS接收机工作稳定,在卫星的全空间各种指向工作模式中,持续提供定位和秒脉冲数据。经地面应用系统数据分析,在轨飞行一年多的时间段内,仅出现过约10次非定位,接收机本身工作正常情况下单次非定位时间最长不超过10 min,有力支持了有效载荷的科学探测任务的顺利实施。

5 结束语

HXMT卫星测控分系统设计过程中,针对卫星的测控任务特点,重点在分系统方案层面进行创新和优化设计,采用低轨卫星成熟的USB应答机及天线产品,以较低研制成本,简单的在轨测控实施需求,实现了任意对地姿态条件下卫星的可靠测控。采用射频合路方式,实现了星载全空间可见的GPS接收系统,并通过导航卫星优选剔除共视星,确保GPS定位精度和在轨连续可靠定位。采用GPS授时和高稳定时间单元提供时钟基准,两种方式配合工作,满足有效载荷对绝对时间精度的需求。后期开展了充分试验验证,通过测试、试验,验证了USB测控上下行链路的稳定性,GPS子系统在射频合路接收方案的可行性。本文的设计思路及测试结果,经过在轨系统稳定可靠运行得到了验证,可以为后续空间科学卫星及其他非对地定向卫星的设计提供技术参考。

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