利用中继卫星的航天器入轨段天基测控技术研究

王雪宾 冯兆祎 张晓俊 周庆 刘红杰

(航天东方红卫星有限公司,北京 100094)

我国中低轨航天器发射数量急剧增加,尤其是大规模星座的逐步建立,使得一箭多星发射的需求愈加迫切,目前卫星入轨段测控主要采用地基测控或地基测控+测量船等方式实现。针对大规模星座发射入轨段的测控支持,地面测控站对中低轨卫星固有的覆盖率低,支持时段长度有限等不足愈加明显[1]。地面测控站的1套地面测控基带设备只能支持1颗卫星的测控任务,单个地面站一般只配置3～4套地面测控设备用于支持卫星发射任务。目前一箭多星发射过程中,由于星箭分离时刻和位置相对集中,大部分卫星的测控弧段集中于某一个地面测控站的视场内,利用地面站发射天线的波束宽度裕量,采用主星实时测控,搭载星尽力测控的方式,尽量完成对所有卫星的遥测实时判读和遥控及时送达的任务。大规模星座发射过程中,单个地面站支持的卫星数量成倍增加,若依旧采用目前地基为主的卫星测控模式,必须通过大幅增加各个地面站的测控设备来完成大规模卫星的入轨段测控任务。

同时,对于一般太阳同步轨道卫星和低倾角卫星,卫星入轨段会超出国内地面测控站的覆盖范围,若采用测量船扩展测控范围,测量船的布设和准备时间较长,且保障成本较高。从提升卫星测控对任务的适应性、降低飞行测控成本等要素综合考虑,未来发射任务可考虑采用天基测控为主,地基测控为辅的相互配合方案,降低发射任务对天气因素及测量船的需求[2]。

我国中继卫星主要用于为飞船、空间实验室、空间站等载人航天器提供数据中继和测控服务,也能服务于中、低轨道遥感、测绘、气象等卫星,还能为航天器发射提供测控支持。新一代中继卫星采用了相控阵天线的设计,形成S频段多址链路(SMA)波束,具备同时服务多个卫星的测控能力。前向波束可以通过时分方式支持不同的卫星,返向波束采用并行数字波束形成技术,可按需形成相应的波束数量[3]。

同时,用户星中继测控终端系统也历经两代设计迭代:第一代星载中继测控系统由中继测控终端,无源发射天线和无源接收天线组成;伴随着新一代中继卫星系统组网进程,第二代中继测控终端适应性地将发射天线由无源天线升级为相控阵天线,具备实时计算中继星指向的能力,波束指向具备捷变能力,大大减少了卫星波束指向的时延。

针对大规模星座入轨段测控的场景,本文从天地基测控资源现状,中继卫星的测控能力和大规模卫星入轨的影响因素进行了梳理分析,明确了用户星的链路设计方案,结合卫星入轨实际情况,对入轨测控方案进行了验证。

1 入轨段天基测控

传统的卫星入轨段测控任务,根据卫星轨道特点、星箭分离时刻等的不同,选取不同的地面测控站接力完成整个入轨段任务。基于中继卫星S频段多址能力的大规模星座入轨段测控可以利用不同的波束实现不同簇卫星的测控任务。自星箭分离时刻开始,每颗星的测控任务均在某个跟踪波束内完成,前向链路依靠中继卫星前向SMA链路的指向捷变能力,分时完成不同卫星的遥控指令发送,返向链路利用每个返向波束能够同时接收多颗用户星的遥测信号,然后通过地面波束形成实现信号并行处理,完成每颗卫星返向遥测数据的接收。

为实现基于中继卫星的大规模星座的入轨测控,用户需考虑中继卫星的前返向链路的服务能力、抗干扰能力、用户星中继测控频率、轨道特征及卫星入轨初期的状态设置等问题,减少不同卫星的前返向链路的干扰,确保入轨段测控全程稳定可靠。

1.1 中继卫星服务能力分析

中继卫星的前向链路为用户星提供遥控服务,目前中继卫星系统具备不少于6条的S频段单址前向波束和不少于3条的S频段多址前向波束。考虑到卫星入轨段的指令大多为星上程控指令,人工发送指令多为备份手段,并且新一代中继卫星前向SMA链路具备指向捷变能力,可以通过时分方式支持不同的用户星,天基测控前向波束的数量满足大规模星座入轨遥控的使用需求。

中继卫星的返向链路为用户星提供遥测服务,目前我国中继卫星系统具备不少于10条的S频段单址返向波束和不少于18条的S频段多址返向波束。每个返向波束可同时接收多颗用户星的遥测信号,然后利用地面波束形成实现信号并行处理,同一波束的服务能力受限于以下4点。

1)不同卫星的轨道分布

单个返向波束的覆盖范围,随着用户星的轨道高度升高,覆盖的范围会变小。同时大规模卫星入轨段过程中,若卫星的分离时刻相差较大或卫星轨道特点不同,不同卫星之间的距离超出同一返向波束的覆盖范围,则无法同时接收多颗卫星的连续遥测信号。任务分析过程中,需对大规模卫星的运动轨迹范围进行分组,合理规划不同波束服务卫星的时段及切换时机。

2)中继测控频率的范围

为避免频繁的射频链路参数设置切换,确保中继卫星同时为多颗用户星服务,中继卫星同一波束的射频链路设置必须统一。中继卫星的转发器带宽为12 MHz,为实现大规模卫星入轨段的天基测控,至少需保证同一波束范围内不同卫星中继测控终端的射频信号必须在同一个12MHz带宽范围内。目前低轨卫星的中继测控终端的前、返向频率相对统一,一般采用兼容中继卫星S频段单址和S频段多址的前、返向频点,若中继测控终端使用其他频点,需考虑频率的兼容性。

3)扩频码组资源

大规模卫星星座的中继测控终端采用非相干扩频调制,为避免射频链路干扰,一般通过频分或者码分区分不同的卫星。大规模卫星的中继测控终端的前、返向频率大体相同,不同卫星通过分配独立的前返向扩频码进行区分。

为保证入轨段遥控遥测的实时性,一般采用中继卫星的连续业务工作模式,每颗用户星的前、返向码组均不相同。随着在轨航天器数量的急剧增加,扩频码资源相对紧张,为实现入轨段的可靠测控,需确保每颗卫星分配不同的扩频码组。

4)中继星的抗干扰能力

中继卫星的同一个波束内,不同用户星返向信号之间存在多址干扰,虽然卫星的抗多址能力≥15dB,但由于远近效应的影响,可能造成部分用户的传输性能下降,需提前对各个返向波束中支持的用户星数量及地面处理终端的通道数量进行规划,尽量使用多波束实现更多用户星的入轨段测控[4]。

1.2 用户星关键约束条件

由于卫星入轨初期,星上各分系统尚未设置为正常在轨运行状态,卫星的时间系统、姿态控制系统需提前设置用于完成天基入轨段测控,需满足的3个关键约束条件如下。

1)中继卫星的可视性

发射任务前,需仿真分析用户星与不同中继星的建链开始时刻和建链时长,根据不同卫星的建链需求分配不同的中继卫星或测控波束。选择的中继卫星需确保卫星入轨初期关键操作如:太阳电池翼解锁、火工品起爆等遥控指令的顺利发出及遥测数据的及时获取,保证卫星测控任务的圆满完成。

2)星上时间、位置的统一性

中继测控相控阵天线的波束指向计算需要使用世界协调时(UTC时间)和卫星的位置广播数据,用户星的时间和位置信息一般来自于星载导航接收机,导航接收机定位后,发送UTC时间广播和位置广播供其他分系统使用。

接收导航星数大于等于4颗情况下,导航接收机一般开机120s以内即可定位,并输出正确的UTC时间信息和位置、速度信息。为适应入轨初期姿态变化大,导航天线视场内GPS导航星变化剧烈的情况,需对姿态机动过程中导航天线视场范围内GPS导航星数进行仿真及测试,确定导航接收机定位时刻和定位状态变化情况,作为确定导航接收机开机时刻的依据,确保中继测控相控阵天线波束指向计算的时间和位置、速度的正确性。

3)姿态广播的正确性

卫星自星箭分离时刻开始,入轨初期一般处于太阳搜索模式,姿控分系统按照姿态机动算法进行姿态控制,直至捕获到太阳后转入太阳捕获模式。整星姿态机动过程中,若太阳光进入星敏感器的视场范围内,会导致姿态广播数据无效。

由于不同卫星入轨姿态、太阳光照条件不同,为确保入轨初期中继测控相控阵天线指向计算的可靠性,避免姿态广播异常导致的波束指向计算错误,建议采用固定指向+自主计算结合的方式进行入轨初期的波束指向控制[5-6]。固定指向角度通过仿真计算获得,自主计算依靠中继测控相控阵天线的指向角度算法实时计算获得。表1为某卫星入轨段指向角度控制的指令序列,星时秒的第12～132s,使用固定指向角度(α,β),第134s后,使用星上测控相控阵天线的自主计算算法,控制与中继卫星的指向,从而建立测控链路。

表1 入轨段指令序列

2 星载中继测控系统原理及工作流程

卫星入轨段测控链路的可靠性对于航天任务的成功与否的判定和卫星初期状态设置具有至关重要的作用,因此当大规模星座入轨段发射任务在中继卫星的服务能力范围内,且用户星上设计满足入轨初期的设置要求时,必须根据中继测控系统的原理和工作流程,对入轨段天线指向进行充分地仿真分析及验证,保证指向角度在性能指标范围内。

星载中继测控系统的组成框图如图1所示,星载中继测控终端根据中继卫星规范进行适应性设计,前返向链路的余量满足工程要求[7]。同时中继测控链路采用扩频编码方式,前向链路的抗多址能力≥15dB,满足多颗卫星的同时接入中继测控链路的抗干扰需求。最重要的是用户星中继测控相控阵天线的波束指向算法,可实现指向角度的捷变,快速建立返向链路。

图1 中继测控系统组成框图

星载中继相控阵天线指向的算法流程如图2所示:根据用户星和中继卫星的轨道参数,计算J2000惯性系下的指向向量,依次转换至用户星轨道坐标系、用户星本体坐标系和中继测控天线坐标系,最后在中继测控天线坐标系下计算出指向角度[8]。

图2 中继相控阵天线波束指向算法

用户星或中继卫星在地心惯性坐标系中的位置为

(1)

由于相控阵天线指向计算基于用户星本体坐标系,所有矢量需转换到用户星本体坐标系进行计算。

坐标旋转变换常用方法有四元数转换和欧拉角转换。通常采用欧拉角转换完成中继测控天线与卫星本体之间的坐标系转换。原坐标系O-XYZ分别绕z轴,y轴,x轴旋转一定角度,与目标坐标系O′-X′Y′Z′中对应的坐标轴平行,再将原坐标系进行平移,使原点重合[9]。

地心惯性坐标系到质心轨道坐标系转换矩阵为

(2)

质心轨道坐标系到卫星本体坐标系转换矩阵为

(3)

式中:φ为滚动角;θ为俯仰角;ψ为偏航角。

中继测控相控阵天线坐标系一般不与卫星本体的坐标系重合,需要进行坐标系转换从星体坐标系到天线坐标系的转换矩阵为C,低轨卫星中心天线指向矢量到天线坐标系下的计算如下

(4)

最终计算出中继测控相控阵天线波束指向的方位角α和俯仰角β,如图3所示。

图3 中继相控阵天线方位角和俯仰角定义

3 中继测控入轨段仿真分析

卫星发射任务前,对中继卫星的可视性和天线指向角度进行仿真分析,仿真的输入条件包括:用户星的轨道信息、中继卫星轨道六根数、星箭分离时间,卫星入轨段姿态角(俯仰角,偏航角、滚动角)仿真结果及中继测控相控阵天线波束宽度,同时需明确相控阵天线与卫星坐标系的对应关系。

典型卫星入轨段中继测控指向俯仰角和方位角仿真结果如图4所示。

图4 中继相控阵天线指向角度

通过比对卫星入轨初期遥测中实际指向的俯仰角和方位角与仿真结果的差值发现,误差在±1°范围内,相控阵天线的波束宽度一般大于10°,如图5所示,波束宽度范围内均满足发射功率的要求,因此满足卫星入轨初期的链路精度要求。

图5 仿真指向角度与实际指向角度误差

4 结束语

为解决大规模星座发射过程中地面测控资源不足和测控范围有限的问题,本文提出一种基于天基测控的低轨卫星入轨段测控方法。着眼入轨段天基测控的场景,从中继卫星和用户星两方面,指明影响大规模天基入轨段测控的影响因素,并给出一种理论仿真与星上实时计算相结合的稳定可靠的入轨段测控方案。经在轨验证,理论仿真的天线结果与实际入轨段的角度误差在1°以内,满足工程实践的需求,同时测控多个航天器过程中,无射频信号相互干扰。本文提出的大规模卫星入轨段方法可为大规模卫星入轨段天基测控的设计提供参考。