基于天链卫星的箭载Ka频段中继用户终端设计与实现

翟高伟,梁晨光,赵锦瑾,邓 昊

(1.北京遥测技术研究所，北京 100076; 2.北京宇航系统工程研究所，北京 100076)

0 引言

运载火箭天基测控技术是利用中继卫星系统来提高运载火箭测控覆盖率的一种技术手段。随着航天事业的发展，地基测控方式的缺点逐步暴露了出来，表现为运载火箭发射弹道存在测控空白、某些运载火箭发射轨道涉及领土问题导致无法布船以及测量船的数量短缺影响发射周期。因此，航天测控通信系统从“地基网”向“天基网”发展已成为航天测控界的共识，天基测控必将成为今后运载火箭测控手段的重要组成部分[1-8]。

在运载火箭卫星中继系统中，中继卫星系统提供一条SSA返向低速链路和两条KSA返向高速链路，箭载中继终端安装于火箭平台，利用中继卫星系统实现运载火箭遥测数据的传输。运载火箭与中继卫星间跟踪方式主要有两种，即程控跟踪模式与自动跟踪模式[9-10]。目前国内已有的S频段箭载用户终端采用的跟踪方式为程控跟踪模式，即箭载用户终端提取运载火箭平台送来的位置、姿态信息，解算获取运载火箭与中继卫星的相对位置信息，通过波束控制器控制相控阵天线波束指向中继卫星，国内首台箭载S频段中继终端也已于2012年搭载于CZ-3C运载火箭进行首飞[2]。目前国内运载火箭使用的中继用户终端均为S频段，遥测数据传输码率普遍为2 Mbit/s以内[5]；目前美国的中继卫星系统已发展至第三代中继卫星系统[11]，执行NASA任务的运载火箭均配置使用天基测控，主要为S频段中继用户终端，遥测数据传输码率普遍为3 Mbit/s以内[12]。

随着国内航天事业的发展，5 Mbit/s，10 Mbit/s以及更高码率遥测需求的提出，S频段链路受到中继卫星系统SSA链路的限制以及天线安装口径等的限制，已不能满足当前测控需求，需要采用Ka频段链路解决传输高码率遥测数据的问题[3-4]。

本文研究了可应用于运载火箭的通用型Ka频段中继用户终端技术，可支持20 Mbit/s的遥测数据传输码率，论述了Ka频段中继用户终端的设计方案及关键技术的解决措施，最后给出该终端的性能指标。

1 Ka频段中继用户终端设计方案

Ka频段中继用户终端链路工作原理如图1所示。Ka频段中继用户终端接收火箭平台的遥测数据，对其进行编码、调制、上变频及功率放大后经相控阵天线波束合成后发送至中继卫星，中继卫星通过自身对地Ka频段信道回传至卫星地面站，地面站将接受的数据送至控制管理中心进行数据解调处理；同时控制管理中心通过地面站向中继卫星发送遥控信息，中继卫星接收后通过Ka频段信道转发至箭载Ka频段中继用户终端，Ka频段中继用户终端接收后进行下变频、解调、译码后将遥控指令发送至火箭平台。

1.1 设备组成

Ka频段中继用户终端由Ka频段相控阵天线和Ka频段测控终端组成，其中Ka频段相控阵天线由收发天线阵列、有源电路、波束控制器、电源及天线罩等构成，Ka频段测控终端包括Ka频段接收信道、Ka频段发射信道、综合数字基带、时钟单元和电源等。

中继用户终端中的测控终端的接收信道包括选频滤波器、低噪声放大器、下变频器、放大器、滤波器和AGC电路；发射信道包括上变频器、放大器和滤波器；综合数字基带由A/D变换单元、D/A变换单元和数字处理电路构成，其中数字处理电路由FPGA、DSP、接口电路等组成；时钟单元包括高稳定性恒温晶振、鉴相器、VCO及环路滤波器，主要功能是产生上、下变频所需的本振信号；电源包括保险丝、防浪涌电路、EMI滤波器及DC/DC模块，主要功能是将输入的一次电源变换到各模块相应工作电压。

中继用户终端中的相控阵天线包含T/R组件模块、发射功分网络模块和接收合成网络模块；波束控制器模块接收终端送来的波束指向角信息，进行波控码的计算后发送给T/R组件；电源模块包括保险丝、防浪涌电路、EMI滤波器及DC/DC模块，主要功能是将输入的一次电源变换到各模块相应工作电压，并接收系统发送的大小功率控制信号控制天线工作模式；天线罩主要用于保护天线阵列。

设备组成如图2所示。

1.2 工作流程

中继卫星发来的微弱信号由天线接收后进入Ka频段相控阵天线，经相控阵天线R组件接收合成后送至Ka频段测控终端的接收信道，接收信道对该微弱信号进行低噪放大、滤波、下变频和自动增益控制，并输出稳定的中频信号，送给综合数字基带进行处理；综合数字基带对上行信号进行载波、伪码的快速捕获与跟踪、对解扩后的指令数据流进行位同步及卷积译码、将数据和位同步信号送出给火箭平台，同时对火箭平台送来的遥测数据流进行编码处理，并按TDRSS返向链路信号形式进行BPSK调制，送Ka频段发射信道；Ka频段发射信道将该调制信号上变频到Ka频段，经放大滤波后将Ka频段信号输出给相控阵天线；相控阵天线将Ka信号送至有源网络，同时接收波束控制器发送的T组件阵元指向信息，将放大后的信号经波束合成后的天线阵列转发回中继星。

图2 Ka频段中继用户终端组成框图Fig.2 Ka-band terminal for launch vehicle link composing frame

Ka频段中继用户终端的伪码锁定指示，载波锁定指示、 AGC的控制电压状态、Ka收发信道锁定指示、天线大小功率指示等工作状态信息经状态指示接口送至火箭平台。

2 关键技术

2.1 微波信道设计技术

Ka频段发射信道将综合数字基带输出的中频信号搬移到Ka频段，进行滤波放大后输出。针对Ka频率高的特性，在混频方式上着重进行分析和设计。

Ka频段发射信道模块可分为信道部分及频综部分，信道部分采用谐波混频方式将输入的中频信号变频为Ka频段信号输出，同时完成放大及滤波功能。

目前常用的混频方式主要有两种：基波混频和谐波混频。由于现有的压控振荡器输出频率不能完全满足Ka频段的使用要求，若采用基波混频方式，则需对压控振荡器的输出频率进行倍频处理，增加了电路设计的复杂度，在体积、功耗方面也带来了不利影响，同时也不利于小型化设计的开展和实现，故在设计时采用了谐波混频的方式。

谐波混频主要是利用本振的N次谐波来跟RF信号混频，通过输出滤波器选出所需的信号，这种方式可以减低本振频率至所需频率的1/N，本振调谐范围窄，简化了本振的设计难度，实现了本振电路的小型化设计。

2.2 箭星指向算法技术

箭载相控阵天线和中继卫星之间相互指向，并完成信号的捕获、跟踪是箭载数据准确回传的前提。相控阵天线相对中继星的指向角算法则尤为关键。

在飞行过程中，火箭实时轨迹坐标和自身姿态一直在发生变化，通过箭星空间几何分析及一系列相关坐标转换，可以明晰箭载相控阵天线至中继卫星指向角的算法[6]。

在飞行过程中，火箭实时轨迹坐标和自身姿态一直在发生变化，通过箭星空间几何分析及一系列相关坐标转换，可以明晰箭载相控阵天线至中继卫星指向角的算法。天线指向角度算法研究首先从常用坐标系定义及相互转换方法入手，研究分析星箭空间几何关系；再根据飞行位置和姿态确定天线指向的计算方法[7]。

2.2.1 坐标系定义

在卫星中继测控中，涉及不同的坐标系。一般来说，发射场、中继卫星选用大地坐标系，火箭弹道数据采用发射坐标系，测控天线使用球面箭体坐标系。

(1)地心直角坐标系OXYZ

坐标系原点在地心。OX在赤道平面内指向某时刻t0的起始子午线(通常取格林威治天文台所在子午线)，OZ轴垂直于赤道平面指向北极。OXYZ组成右手直角坐标系。由于坐标OX与所指向的子午线随地球一起转动，因此这个坐标系为一动参考系,如图3所示。

图3 地心直角坐标系Fig.3 Geocentric coordinate system

(2)地心直角惯性坐标系OXIYIZI

在火箭起飞的瞬间，地心直角惯性坐标系OXIYIZI与地心直角坐标系OXYZ重合。地心直角惯性坐标系在惯性空间保持不动。

(3)发射惯性坐标系OFxyz

在发射瞬间，坐标原点与发射点OF重合，OFx轴在发射点水平面内，指向发射瞄准方向，OFy轴垂直于发射点水平面指向上方，OFz轴与xOFy面相垂直并构成右手坐标系。发射惯性坐标系在惯性空间保持不动，如图4所示。

图4 发射惯性坐标系Fig.4 Launch inertial coordinate system

(4) 箭体坐标系Oox1y1z1

坐标原点Oo为火箭的质心。Oox1为箭体外壳对称轴，指向火箭的头部。Ooy1在火箭的主对称面内，该平面在发射瞬时与发射坐标系x1Ooy1平面重合，y1轴垂直x1轴。z1轴垂直于主对称面，顺着发射方向看去，z1轴指向右方。Oox1y1z1为右手直角坐标系。该坐标系在空间的位置反映了火箭在空中的姿态,如图5所示。

图5 箭体坐标系Fig.5 Launch vehicle coordinate system

(5)天线本体坐标系Oxyz

坐标原点O在箭轴上，Oz轴与箭体坐标系的Ox1轴重合。Ox轴为天线的法线方向，Oxyz为右手直角坐标系。假设天线安装的位置使Ooy1轴对应相控阵天线的法线方向，则天线本体坐标系的Oy轴对应箭体坐标系的Oz1轴，Ox轴对应箭体坐标系的Oy1轴。

2.2.2 星箭空间的坐标系转换

为了计算箭体指向中继星的天线指向角度，需进行相应的坐标变换，变换过程如图6所示。

图6 坐标转换过程Fig.6 The process of coordinate transformation

首先是将中继卫星在地心直角坐标系中的坐标转换至地心直角惯性坐标系，然后再转换至发射惯性坐标系，进而导出在发射惯性坐标系中箭载相控阵天线指向中继卫星的向量Sf，然后将Sf转换至箭体坐标系中箭载相控阵天线指向中继卫星的向量So，由So可以得出在球面箭体坐标系中箭载相控阵天线指向中继卫星的指向角αa，βa。

在星箭空间几何分析中涉及的坐标系变换有：地心直角惯性坐标系和地心直角坐标系的转换关系，发射惯性坐标系和地心直角惯性坐标系之间的转换，箭体坐标系与发射惯性坐标系之间的转换。

(1)地心直角坐标系OXYZ和地心直角惯性坐标系OXIYIZI的转换关系

(1)

式中，Rz为旋转矩阵，如式(8)所示。ω为地球自转的角速度，t为自火箭起飞开始的时间。

(2)发射惯性坐标系OFxyz和地心直角惯性坐标系OXYZ的转换关系

(2)

(3)

(4)

式中，(XOF,YOF,ZOF)为发射点OF在地心直角惯性坐标系的坐标。(αOF,λOF,φOF)为发射点的大地方位角、大地经度、大地纬度。(RX(-φOF),RY(90°+αOF),RZ(90°-λOF))为旋转矩阵，旋转矩阵表达式见式(5)～(7)。

(5)

(6)

(7)

(3)发射惯性坐标系OFxyz和箭体坐标系Oox1y1z1的转换关系

(8)

式中，角φ为俯仰角，为箭体坐标系Oox1轴在发射惯性坐标系xOFy平面上的投影与OFx轴的夹角，投影在OFx轴的上方为正角。角φ为偏航角，为箭体坐标系Oox1轴与发射惯性坐标系xOFy平面的夹角，Oox1轴在xOFy平面的左方，角φ取正值。角γ为滚动角，为火箭绕箭体坐标系Oox1轴旋转的角度，当旋转角速度矢量与Oox1轴方向一致时，角γ取正值。(Rx(γ)，Ry(φ)，Rz(φ))为旋转矩阵，旋转矩阵表达式见式(5)～(7)。

2.2.3 箭载中继终端指向中继卫星的指向角α，β

中继卫星的经度λ，地面到中继卫星的距离H，火箭飞行位置在发射惯性坐标系中的坐标为(xm，ym，zm)，发射点OF在地心直角坐标系的坐标为(XOF,YOF,ZOF)，发射点的大地方位角、大地经度、大地纬度为(αOF，λOF，φOF)，在箭体坐标系中火箭姿态数据的俯仰角、偏航角、滚动角为(φ，φ，γ)，天线在火箭上的安装角度θ，天线坐标系的原点在箭体坐标系x轴的坐标为Δx。箭载中继终端指向中继卫星的指向角计算方法如下

(1)中继卫星在地心直角坐标系中的坐标(XR,YR,ZR)

(9)

式中，α为地球赤道半径。

(2)中继卫星在地心直角惯性坐标系中的坐标(XI,YI,ZI)

(10)

(3)中继卫星在发射惯性坐标系中的坐标(xR,yR,zR)

(11)

(4)发射惯性坐标系中火箭指向中继卫星的向量Sf

(12)

(5)箭体坐标系中火箭指向中继卫星的向量So

(13)

(6)天线本体坐标系中火箭指向中继卫星的指向角αa，βa

(14)

αa=

(15)

(16)

式中，Sa为天线本体坐标系中火箭指向中继卫星的向量。

国内自2009年已开展对指向角度算法研究及软件设计，并通过中继对接试验对设计结果进行了验证，试验结果满足设计要求，并已通过多型火箭的飞行试验验证。Ka频段中继用户终端根据某型号火箭实际飞行弹道进行模飞计算的天线指向角α，β角度值如图7所示，与实际飞行时指向角α，β曲线一致。

图7 Ka频段中继用户终端α，β实际模飞指向角度Fig.7 The angle value of actual simulation flight with α，β in Ka-band terminal

2.3 前向信号接收捕获技术

前向链路主要用于接收中继卫星发送的遥控信息，因此要求具有较高的接收灵敏度，以保证火箭在飞行过程中的遥控安全性。根据终端的G/T值，以及前向传输信息速率，可以推算出终端接收所需的灵敏度要求。具体数值见表1。

由计算可知，要求Ka频段中继用户终端保精度接收灵敏度要达到-140 dBW。一方面，上述论证中已经考虑了存在天线指向偏差情况的影响，并且保留了6 dB的安全裕量。另一方面，卫星遥控信号的接收灵敏度要求也不是越高越好，系统应具有一定的抗干扰能力。

表1 Ka频段中继终端前向接收灵敏度计算表

在某火箭遥测系统应用中，要求10 kbit/s信息速率接收灵敏度能够达到-140 dBW，能够满足信息传输使用要求。

为提高接收解调的灵敏度,深入研究了数字AGC自动增益控制技术、FFT技术与COSTAS环配合运用的技术、数字信号处理中有效位截取技术等，最终达到了接收灵敏度-140 dBW的预期目标，此时的捕获时间均小于10 s，捕获概率优于90%。

2.4 热控技术

Ka频段中继用户终端在工作期间，受限于Ka频段功率器件的效率，会产生大量热量，需采用适当的热控技术，及时引导散热，提高产品的环境适应能力，增强可靠性。

Ka频段中继用户终端设计时采用的热控技术主要有：

1)印制板增加导热金属槽，提高热量传导能力；

2)采用高效率T组件，合理布局；

3)外壳采用先进的相变材料，增大产品自身热容；

4)增加温度检测，实时上报温度状态；

5)采用大、小功率输出模式，降低空闲时刻热耗。

同时对相控阵天线开展常温(+25℃)、高温(+55℃)环境工况下实物测试，并进行热仿真工作。由图8、图9可知，在常温(+25℃)工况下，天线全功率连续开机4 h，功放芯片最高温度约为100℃，功放芯片正常工作允许的最高温度为175℃，满足正常工作要求；在高温(+55℃)工况下，天线全功率连续开机2 h，功放芯片最高温度约为115℃，功放芯片结温最高为175℃，满足正常工作要求。

2.5 通用化技术

由于不同型号运载火箭存在不同的需求，中继星用户终端性能可能存在差异。针对不同用户研制不同用户终端，对用户个体需求无疑是最优的。但此模式必导致重复投资和研制，造成资源浪费。因此，通过总结分析不同用户的需求，利用先进的模块化设计思想，设计满足用户需求的通用化设备。

图8 常温(+25℃)工作温度曲线Fig.8 Normal temperature(+25℃) working curve

图9 高温(+55℃)工作温度曲线Fig.9 High temperature(+55℃) working curve

Ka频段中继用户终端主要由Ka频段测控终端和Ka频段相控阵天线两台产品组成，每个产品分别有多个独立的模块组成，各个模块功能独立、设计独立，具有较强适用性；可根据不同需求自由组合，达到设备外形不变、安装尺寸不变、核心模块不变即可兼容不同需求的目的。

通用型Ka频段中继用户终端的研制成功，可以极大地节约人力物力资源，缩短产品的研制周期，同时提高产品的可靠性。

3 性能指标

本文研究的Ka频段中继用户终端，已经成功应用于新一代运载火箭，为国内首次应用于运载火箭的Ka频段中继用户终端，在国内处于领先水平。研制的Ka频段中继用户终端设备实物如图10所示，性能指标如表2所示。

(a)测控终端

(b)相控阵天线图10 Ka频段中继用户终端设备实物图 Fig.10 The photo of Ka-band terminal equipment

表2 Ka频段中继用户终端主要性能指标测试表

4 结论

近年来，随着航天测控通信技术的突破性发展，运载火箭天基测控已经成为未来测控领域发展的主要方向。本文的研究成果可应用于未来国内运载火箭平台，可实现20 Mbit/s的高码率天基遥测数据的传输，解决了国内现役运载火箭高码率遥测传输的需求，填补了运载火箭高码率天基测控领域的空白，为运载火箭利用天基测控技术实现火箭全程测控和减少测量船出海的目标打下坚实的技术基础，同时进一步推动了运载火箭天基测控技术的发展。