高码率全程天基测控关键技术研究

王 洋，宫长辉，张金刚，周广铭，容 易

（北京宇航系统工程研究所，北京，100076）

0 引 言

从提升测控对任务的适应性、降低飞行测控成本、兼顾短期在轨段测控需求等因素综合考虑，未来运载火箭采用全程天基遥测为主、地基遥测为辅的方案[1]可降低发射任务对天气因素及测量船的依赖，通过火箭测控系统与中继星建立双向数据传输链路，将箭上遥测数据传输至地面，将地面遥控指令上传至箭上，实现高码率全程天基测控。多星/多天线智能切换技术、自适应跟踪中继星技术、瓦片式相控阵天线技术、高效双向递归编码算法技术等是突破高码率全程天基测控技术的关键。

1 国内外研究情况

中继卫星系统是利用高轨卫星实现对中低轨飞行器数据传输和跟踪测轨的空间信息传输系统，具有覆盖范围广、实时性强、费用低廉等优势。美国航空航天局（National Aeronautics and Sрace Administration，NASA）率先建成了世界上第1个跟踪与数据中继卫星系统（Tracking&Data Relay Satellite System，TDRSS），俄罗斯、欧洲国家、日本以及中国也纷纷建设了自己的跟踪与数据中继卫星系统，实现了对低轨航天器的近100%覆盖，减少地面测控站的数量，节约成本，利用中继卫星进行火箭测控已成为今后国内外航天测控领域研究与发展的重要方向之一。目前，美国、欧洲国家的数据中继卫星基本上均采用 Ka频段进行高速数据传输。

中国目前的远望测量船，主要服务于运载火箭主动段测控、卫星测控、载人航天任务测控等飞行试验测控任务，随着新型运载火箭的研制飞行及航天发射任务的快速增长，现有测量船已无法满足当前各型运载火箭高密度发射测控需求。而且，地基测控系统受地球曲率影响，只能在有限区域内对飞行器进行跟踪，而天基测控系统只需3颗卫星就可实现对低轨飞行器的全球覆盖。

2 高码率全程天基测控系统

根据对未来运载火箭箭上遥测参数规模的初步预估，提出了高码率遥测下行通道的无线测控架构[2]。

天基S频段测控带宽窄，传输速率受到限制，为了满足高速天基测控的需求，采用天基Ka频段实现对火箭的全程遥测数据中继下传。为了满足高速率下的Ka天基数传返向EIRP值，Ka频段返向相控阵天线的波束宽度较窄，因此Ka天基测控对天线波束指向精度要求较高。

为提高全程天基测控系统的可靠性，采用3副Ka相控阵天线，均布于箭体表面。Ka频段相控阵天线可根据Ka天基测控终端的指令，进行天线切换，在短期在轨工作段或故障模式时按需使用。

Ka天基测控系统箭上部分主要由Ka天基测控终端、Ka相控阵天线两部分组成。天基测控系统组成如图1所示。

图1 天基测控系统组成框图Fig.1 Diagram of Sрace-based TT&C

3 关键技术及解决途径

3.1 多星/多天线智能切换技术

通过对天基测控弧段进行仿真分析表明[3～5]，通过多颗中继卫星接力，采用多星/多天线智能切换技术，确保在正常飞行和故障飞行状态下均可获得关键遥测和遥控数据，实现全程无盲区天基测控。Ka频段相控阵天线可根据 Ka天基测控终端的指令，进行天线切换，在短期在轨工作段或故障模式时按需使用。以典型天基指向角α、β为例，如图2、图3所示。

图2 天基α指向角Fig.2 Direction Angleα of TDRSS

图3 天基β指向角Fig.3 Direction Angleβ of TDRSS

单副相控阵天线受限于自身波束范围，约为±60°圆锥角。而中继天线一般均布于箭体表面，因此β指向角范围为30～150°。经天基指向角仿真分析，需要进行中继卫星的切换。为提高全程天基的可靠性，天基测控系统拟采用3副Ka相控阵天线，均布于箭体表面，3副相控阵天线天线1、天线2和天线3安装角度分别为0α、0α+120°和0α+240°，可根据Ka相控阵终端指令，进行天线切换，在短期在轨工作段或故障模式时按需使用。由此，天基 Ka在 0～360°的α角内无盲区。

考虑到异常飞行情况，拟采用多星/多天线智能切换技术，多星/多天线的切换策略及工作流程初步设计见图4。

图4 多星/多天线的切换策略及工作流程Fig.4 Switching Strategy and Work Flow of Multi-satellite and Multi-antenna

在天基设备加电、相控阵天线开机时，完成初始装订，例如装订为中继卫星01星和天线1，进行程序跟踪。中继卫星根据返向相控阵天线发送的信息进行自跟踪捕获，待中继卫星完成捕获相控阵天线，发送前向信息。前向相控阵天线接收中继卫星的前向信息，待基带完成对扩频的捕获且稳定之后切换到自跟踪模式。若基带失锁则返回到程序跟踪模式。同时，对当前的卫星天线组合进行判断，并考虑到频繁切换对通信产生不利影响，若当前组合满足通信条件（不被地球遮挡，且跟踪离轴角小于60°），则继续保持当前组合进行通信，若不满足条件（考虑设计余量和噪声影响，连续多次不满足才认为不满足），则选择最优卫星天线组合然后进入程序跟踪模式，如此循环，直到任务结束。

最优卫星天线组合的策略选择如下[6]：若当前相控阵天线不能通信时，则需要切换相控阵天线或者中继卫星通信。通常相控阵天线的扫描范围是以天线法线为中心，±60°内的圆锥角，天线扫描角度越大，增益越低，所以当其它条件相同时，天线坐标系中中继卫星方向离轴角越小的组合，被选择的概率越大。当运载火箭与中继卫星的视距被地球遮挡时，无法进行通信，需将此情况的组合排除。

3.2 瓦片式相控阵天线技术

有源 Ka频段相控阵天线通常可分为“砖块式”（brick）和“瓦片式”（tile）两种结构[7]。两者最主要的差异，体现在收发（Transmitter and Receiver，T/R）组件的集成方式上。砖块式集成方式主要指T/R组件采用纵向布局，横向装配的集成形式；瓦片式集成方式主要指T/R组件采用横向布局，纵向装配，垂直互联的集成形式。两种T/R组件集成方式如图5所示。从图5中可以看出，瓦片式组件的扩展性优于砖块式组件。砖块式组件只能一维方向扩展，而瓦片式组件能够实现二维方向扩展。

图5 有源相控阵T/R组件集成方式Fig.5 Integration Mode of T/R Module of Active Phased Array Antenna

目前中国 Ka频段天基测控系统采用的天线形式大多为砖块式相控阵天线，扩展性差、集成度低、质量较大。相比砖块式T/R组件，瓦片式T/R组件在经济性、尺寸、质量等方面更具有优势，更加贴合运载火箭 Ka天基相控阵天线的应用需求，其难点在于T模块多通道多功能芯片设计。

T组件由若干T模块组成，主要实现功率分配、信号放大、幅相调整、射频芯片电源关断等功能。由于高码率导致通道数量庞大，对多通道的一致性和成本具有很高的要求。多通道多功能芯片是实现瓦片式T模块的核心，采用多通道合一的系统集成芯片（System on Chiр，SoC）设计，高密度集成多路高效率功率放大器、多路VM移相器及一个功分器，除满足发射功率、效率或增益等要求外，还需考虑阵元间距的限制。由于工作频率在Ka频段，多通道多功能芯片受到寄生参数的影响很大，性能指标的实现很大程度取决于加工制造的工艺能力，精密加工和微组装工艺是研制该芯片必不可少的环节。多通道多功能芯片通过芯片级的集成技术，采用半导体工艺提高电路集成度，减少模块级电路的复杂程度和人工处理的环节，提高产品的一致性，同时还可降低生产成本。

T模块组件整体的设计采用了瓦片式结构，如图6所示，腔体、盖板、波控子板等零部件进行垂直互联，相对于传统的砖块式结构大大降低了组件的厚度，不足砖块式模块的1/3。节省了电路板、结构件，瓦片式模块的质量相对砖块式模块也大幅下降，同等通道数量下，质量不足砖块式模块的1/2，实现相控阵天线的轻、薄设计。

图6 T模块瓦片式垂直互连Fig.6 Vertical Interconnection of Tile-Tyрe T Module

3.3 自适应跟踪中继星技术

相控阵天线常用的跟踪中继星方式有两种：程序跟踪及自跟踪[8,9]。其中程序跟踪先通过测量确定运载火箭的空间位置和姿态，然后计算出运载火箭天线沿目标卫星运行轨迹的指向角度，程序控制天线跟踪目标卫星。自跟踪主要利用测角算法对中继星进行跟踪。程序跟踪方式简单，对平台和运载火箭天线控制要求不高。适合天线波束宽、运载火箭位置误差小、对跟踪精度要求不高的星箭链路。对于天线波束窄，对跟踪精度要求高的链路，就必须使用高精度的自跟踪测角算法。程序跟踪受制于自身角度更新频率低，而自跟踪受前向信息的制约，两者均有局限性。因此，跟踪方案除具备上述两种跟踪模式外，还采用程序跟踪与自跟踪结合方案，两者相辅相成，共同实现自适应跟踪中继卫星技术。

自适应跟踪方案中，由程序跟踪提供目标初始信息，自跟踪立即接替跟踪任务，根据初始位置信息，确定目标的粗略位置。前向相控阵天线快速反应，在此基础上进行单脉冲和差测角，确定目标精确位置，并进行跟踪任务，同时返向相控阵天线正常工作。当自跟踪失效时，程序跟踪接替跟踪任务，直至自跟踪重新工作，再将跟踪任务移交自跟踪。实现过程中包含以下几种情况：

a）当程控信息和解扩后信息都正常有效时，程序跟踪与自跟踪相互配合，完成对目标的初始定位与跟踪。

b）当程序跟踪或自跟踪有一个出现异常时，采取一定的补救措施，在一定条件下仍然可以跟踪中继星。下面分两种情况讨论：

1）当没有收到前向信息时，或者基带模块未实现捕获时，只能使用程序跟踪模式。此条件下，由于无法获取有效的解扩后信息，无法启用测角模块。如果采用传统的程序跟踪算法，当自转角速度较大时，系统无法满足跟踪要求，可对程序跟踪算法做适当改进。考虑实现复杂度，可采用线性插值方法进行拟合插值，预测出当前时刻的波束指向角。

2）当程控信息获取失效，而解扩信息有效时，采用自跟踪模式。程序跟踪失效，意味着只能通过测角模块来获取角度信息。此条件下，测角过程可分为粗估计和精估计，系统刚启动时，由于测角模块没有获得任何先验信息，先在全空域进行盲搜索，并且搜索的步进较大。当粗略搜索到信号时，缩小搜索步进，切换为精估计进行跟踪。

后续还需进一步优化设计程序跟踪、自跟踪、自适应跟踪策略的算法，以优质的硬件为基础，减少程序算法及硬件资源引起的波束指向误差。

3.4 高效双向递归编码算法

天基下行传输速率较高，传统的信道编码调制方式不足以满足高速天基测控的需求，亟待研究并实现一种新型的高效编码算法。

根据中继卫星系统数据传输技术规范，实现天基下行高码率信息传输，下行链路采用国际空间数据系统咨询委员会（Consultative Committee for Sрace Data Systems，CCSDS）定义的帧传输结构、QPSK调制方式，信道编码采用码长为6144的2/3编码效率的低密度奇偶校验码（Low Density Parity Check Code，LDPC）。但是，传统串行编码方式使用寄存器搭建运算矩阵，在高速数传工况下，矩阵运算所产生功耗大幅上升，无法应用于箭载高速数传平台。

CCSDS于2007年9月发布的橙皮书中提到了两类LDPC码[10]：a）基于有限几何构造的高码率LDPC码，推荐应用于近地轨道航天器；b）累积-重复-累积码（Accumulate Reрeat Accumulate Code，ARA 码），推荐应用于深空通信系统。

天基下行链路选择用于深空通信的累积重复参差累积码（Accumulate Reрeat Jagged Accumulate Code，AR4JA码）构造LDPC码，并根据准循环双对角LDPC码的结构特性，使用一种双向递归的方式进行快速编码。通过使用一种行间串行计算列间并行计算的编码器结构，并采用校验向量的双向递归快速流水线计算方法，最终设计了一种高吞吐量的LDPC码编码器硬件实现方案，在硬件电路上完成了FPGA相关功能模块的上板测试，满足高码率天基返向信息高速传输的需求。采用这种双向递归快速编码算法，编码在硬件实现上具有运算简单，并行度高，资源占用少和布线复杂度低等一系列优点。

4 结束语

本文结合未来运载火箭总体需求，阐述了运载火箭全程天基测控方案，并详细介绍了高码率全程天基测控的若干关键技术及解决途径。运载火箭全程天基测控大大减少地面测控站和海上测量船的需求；全程Ka频段高码率返向信息传输，与现有的S频段测控进行对比，无论在传输速率、抗干扰能力等方面，都具有明显优势；自适应跟踪中继卫星，以单脉冲测角技术为核心，实现天基测控系统自闭环的跟踪中继卫星能力，与程序跟踪互为备份，增加了跟踪手段，极大提高跟踪的可靠性。本文提出的相关技术成果也可推广运用于运载上面级、航空器以及星载等天基测控系统中。