李于衡，羅 斌，郭文鴿，李森林

（北京空間信息中繼傳輸技術研究中心，北京 100094）

中繼衛(wèi)星Ka頻段支持飛船再入返回通信可行性分析

李于衡，羅 斌，郭文鴿，李森林

（北京空間信息中繼傳輸技術研究中心，北京 100094）

針對黑障導致測控通信中斷這一飛船再入返回需解決的技術難題，根據再入等離子體鞘套影響無線電信號傳輸的機理和國外飛行試驗數據，分析了通過提高通信頻率和合理設計天線安裝位置解決黑障效應的可行性。結果表明：在現有條件下，利用我國中繼衛(wèi)星系統(tǒng)的工作頻率高、數據傳輸率高和覆蓋范圍大特點，采用上述技術可以顯著降低甚至消除黑障對無線電信號造成的衰減，保障飛船返回的基本測控通信需求。

飛船；黑障；再入返回；中繼衛(wèi)星

1 引言

高速返回的飛船對其周圍稠密空氣壓縮，產生激波和高溫，致使大氣發(fā)生分解和電離，飛船周圍的電子密度大幅增加，從而在飛船周圍形成電離氣體層（再入等離子體鞘套），造成無線電信號中斷的“黑障”現象。以神舟六號飛船返回艙再入為例，黑障的影響從80 km高度開始到40 km結束，整個過程地面S頻率測控通信中斷5分鐘半，地面失去對飛船狀態(tài)的掌握和控制能力［1］。

目前國外正在研究的克服黑障技術主要有四種［2-3］：一是通過改變飛行器氣動力外狀改變流場，減少離子體鞘套形成的厚度、或者鞘套內電子的密度，但改變飛行器氣動力外形會影響飛行效果；二是注冷卻液，通過降低溫度可以大大減少鞘套內的電子密度，這需要飛行器攜帶大量冷卻液，而且需要選擇正確的噴射方向，具體實現難度很大；第三種方法是加磁場，磁場方向與入射的電磁波垂直可以改變離子體鞘套的特性，這是目前研究最多的方法，難點在于如何產生足夠的磁場強度并控制方向；最后一種方法是提高通信頻率，當通信頻率足夠高時，信號可以穿透等離子鞘套，但文獻［4］和［5］都認為受高頻器件生產難度大、傳輸路徑雨衰和大氣損耗、測控范圍受限等因素影響，基于地面條件下的測控通信無法實現高頻通信。

實際飛行試驗結果也表明提高通信頻率和合理設計天線安裝位置是克服黑障的有效措施。美國1989年航天飛機重返大氣層時，使用跟蹤和數據中繼衛(wèi)星（Tracking and Data Relay Satellite，TDRS）通信，中繼終端的天線安裝在航天飛機的尾部，徹底克服了黑障的影響，整個返回過程通信暢通［6］。2005年歐空局充氣再入和降落技術驗證（IRDT）使用Ka頻率，整個返回過程無線電信號只中斷了幾秒鐘［7］。

2007年建成的我國中繼衛(wèi)星系統(tǒng)實現了350 km軌道高度近地航天器的全球覆蓋，它具有工作頻率高、傳輸路徑沒有雨衰和大氣損耗、沒有地面站測控條件的限制等優(yōu)勢［8］。基于中繼衛(wèi)星，通過合理的鏈路設計、合適的天線安裝位置和最優(yōu)跟蹤策略，有望在短時間內利用現有的技術解決飛船再入返回黑障造成的通信中斷難題。

2 可行性分析

2.1 提高工作頻率

再入等離子體鞘套對信號的衰減量λ與它的碰撞頻率和等離子體頻率有關，具體計算方法如式（1）所示［9］，其中ω為信號工作頻率，ν為等離子體碰撞頻率，ne為等離子體密度，c為光速，μ為折射指數，ε0為介電常數。

考慮到等離子體碰撞頻率對衰減的影響不大［10］，衰減量λ可進一步表示為式（2）［9］：

其中fp為等離子體頻率。由式（2）可以看出，只有當條件滿足時，式（2）才有意義，此時等離子體鞘套將對通過信號無衰減。等離子體頻率的計算方法如公式（3），等離子體密度越大，等離子體頻率越高。

由公式（3）計算出的等離子體頻率與密度之間的關系見表1，可以看出當等離子體密度達到1013cm-3時，對應的等離子體頻率為Ka頻段的28.386 GHz。

表1 等離子體密度與頻率之間的關系Table 1 Plasma density vs.frequency

圖1是2005年10月7日歐空局進行第三次充氣再入和降落飛行試驗（IRDT）時測量的飛船再入返回過程中等離子體密度變化情況［10］。飛船進入大氣層過程中，等離子體密度不斷增加，大約在948 s時離子體密度達到最大，超過了1.3× 1013cm-3，然后逐步減小。圖中從下到上標出了UHF、S、X和Ka頻段信號開始衰減對應的等離子體密度門限，可以看出等離子體對Ka信號的影響最小。

圖2是由式（2）計算所得的信號衰減與電子密度和工作頻率的關系圖，顯示了UHF、S、X和Ka工作頻率開始產生衰減和變化所對應的電子密度值。

圖1 IRDT試驗電子密度和工作頻率的關系［10］Fig.1 Electronic density vs.work frequency in IRDT［10］

在此基礎上，根據我們得到的試驗數據，對應每個頻率的具體情況分析如下：

圖2 工作頻率與電子密度的截止關系［11］Fig.2 Signal attenuation vs.electron density［11］

1）當電子密度大于109cm-3后，黑障對UHF頻段信號產生明顯影響。2005年10月7日歐空局進行了第三次膨脹返回和降落飛行試驗（IRDT），飛船與地面采用自主無線遙測系統(tǒng)（Autonomous Radio Telemetry System，ARTS）通信，工作在UHF波段，頻率為219 MHz，IRDT-2R進黑障的速度為6869 m/s，黑障持續(xù)時間45.3 s［12］。

2）電子密度大于1010cm-3后，黑障對S頻段信號產生明顯影響。表2是我國神舟飛船再入時黑障對S測控信號的影響統(tǒng)計，從表中可以看出，黑障的影響從80 km高度開始，到40 km結束，整個過程USB信號中斷了5分鐘半。

表2 神舟飛船再入時黑障對USB信號影響統(tǒng)計［13］Table 2 USB signal breaking statistic of blackout upon Shenzhou spacecraft［13］

3）當電子密度大于1012cm-3后，黑障對X頻段通信信號產生明顯的影響。美國在上世紀60至70年代進行了飛船再入無線衰減試驗（RAM），在RAM-Cl試驗中，在彈頭上同時安裝UHF（220 MHz）、C（5700 MHz）和X（9200 MHz）波段三副天線，所記錄的通訊信號開始中斷時飛船的高度分別為80 km、54 km和40 km，信號結束中斷時的高度為23～22 km［12］，可以看出頻率越高，信號中斷的時間越晚，其中X頻率信號中斷的持續(xù)時間最短。

4）當電子密度大于1013cm-3后，黑障對Ka頻段通信信號產生明顯的影響。IRDT試驗中，飛船進入大氣層后，電子密度不斷增加，在大約946 s時達到最大，超過1013cm-3，在最大值附近Ka信號中斷了幾秒鐘［11］。

2.2 選擇天線最佳安裝位置

穿過黑障區(qū)，飛船船體不同部位附著的帶電子粒子密度不一樣，對信號的衰減程度也不一樣，因此可以通過分析不同部位電子密度的分布，選擇最佳的天線安裝位置，減少黑障的影響。

1）安裝在飛船底部

飛船返回大氣層時，大氣層的高速摩擦使飛船表面材料及周邊大氣電離，產生大量帶電粒子附著于飛船表面，形成的等離子體鞘套從前到后可以分為駐點區(qū)、中間區(qū)和尾部區(qū)。其中駐點區(qū)的特征表現為高壓高溫氣體有一薄邊界層與再入飛船分離，并以激波層為界，駐點區(qū)發(fā)生的電離最嚴重，產生的等離子體濃度也最高；中間區(qū)的氣體處在化學不平衡狀態(tài)，且等離子體濃度也較駐點區(qū)低；尾部區(qū)的電離主要是由通過鄰接于該區(qū)域的斜激波的氣體引起的，等離子體電子密度的分布很大程度上取決于沖擊角及飛船的精確形狀，尾部區(qū)的等離子體濃度要大大低于中間區(qū)［5］，圖3是在IRDT飛船表面不同的位置（從前端到后部2.5 m、4.5 m、6 m和8.5 m處）計算出的向外標稱距離的電子密度分布計算結果［10］。由圖可以看出，靠近飛船前部的電子密度值最大且分布變化劇烈；靠近尾部的天線電子密度值最小、分布穩(wěn)定，其值比安裝在其它部位天線的電子密度低1 ～2數量級。表3給出了我國載人飛船再入過程中飛船的前部和尾部電子密度峰值分布情況，可以看出當飛船高度從85 km降至35 km過程中，飛船的前部電子密度變化范圍為2×1012～6× 1013，飛船的尾部電子密度變化范圍為1×1011～2 ×1012，整個飛行過程飛船尾部的電子密度比前部低近1個數量級［6］。

表3 神舟飛船上2個特殊點電子密度峰值［14］Table 3 Electron density of two unique points at Shenzhou spacecraft［14］

圖3 IRDT飛船再入大氣層產生的電離分布圖［10］Fig.3 Electron density distribution along the spacecraft in IRDT［10］

2）安裝在背風面

沿飛船軸線的同樣距離，天線安裝在迎風面和背風面的等離子分布也不一樣，圖4是ARD試驗中返回艙在61.5 km高度的等離子頻率分布情況，圖中顏色從藍至紅表示等離子密度值逐步增加，飛船的前部顏色為紅，說明這部分等離子密度最大。圖中的數據表明同樣是尾部，迎風面的等離子密度為1.349×109cm-3、背風面為6.261 ×108cm-3，說明背風面比迎風面的等離子密度小得多［2］。歐洲IRDT的試驗結果也證明了這點：在再入速度為22.4馬赫的條件下，飛船迎風面電子密度大于1013cm-3，但背風面的電子密度只有約1012cm-3［3］。

圖4 ARD試驗中61.5 km高度等離子頻率分布［12］Fig.4 Plasma frequency distribution at height of 61.5 km in ARD test［12］

2.3 小結

通過上述分析，可得出以下三個結論：

1）提高通信頻率，可以有效地降低黑障對通信信號的影響，當通信頻率高于再入鞘套的等離子體頻率時，黑障對通信信號影響消失；

2）天線安裝靠近飛船尾部區(qū)，信號衰減與安裝在前部和中部相比明顯降低；

3）天線安裝在飛船前進方向的背風面，信號衰減與安裝在迎風面相比明顯降低。

在實際應用中，如果將通信天線安裝在飛船底部的背風面，由表3試驗數據可知，整個返回過程中再入等離子體鞘套的等離子密度將不超過2×1012cm-3，對應的等離子頻率fp=12.69 GHz，考慮到中繼衛(wèi)星（TDRS）的星間前、返向Ka鏈路工作頻率fF和fB都滿足fF＞fp和fB＞fp的條件，因此使用中繼衛(wèi)星支持飛船再入返回，有望克服黑障造成的通信中斷影響。

3 中繼衛(wèi)星支持飛船再入返回測控通信策略

中繼衛(wèi)星定點在地球同步軌道，為中低軌道的飛船提供數據中繼和測控服務，3顆均勻分布的中繼衛(wèi)星就可以實現100%全球覆蓋，當多顆中繼衛(wèi)星同時工作時，還可以為一艘飛船提供雙星共視服務。使用中繼衛(wèi)星對飛船測控具有2個突出特點：一個是由于中繼衛(wèi)星測控覆蓋率大，無論再入飛船的返回軌道如何設計，使用中繼衛(wèi)星測控，不存在類似地面測控站站點布設位置受限的問題，中繼終端天線可以安裝在飛船尾部背風區(qū)；另一個特點是中繼衛(wèi)星的星間鏈路工作在Ka高頻段，沒有降雨和大氣衰減。

3.1 中繼鏈路設計

ARD試驗中，地面到飛船的前向GPS鏈路（1.58 GHz）在高度92～28 km時出現黑障，通信中斷；后向GPS鏈路在高度87～41 km時出現黑障，通信中斷；飛船到地面的返向TDRS中繼鏈路（2.27 GHz）雖然沒有中斷，但信號衰減很大，在86～43 km高度測量的信號減量最大達到25 dB［9］。GPS與TDRS鏈路都工作在S頻段、天線安裝的位置大致相同，黑障對它們的影響基本一致，但GPS鏈路中斷、TDRS鏈路保持，除了頻率的不同，一個主要原因是中繼衛(wèi)星的鏈路余量大。

以美國中繼衛(wèi)星為例［15］，它的星間天線口徑4.6 m，前向Ka頻段的EIRP值達63 dBW、最高速率25 Mbps、返向Ka頻段G/T值26 dB/K、最高速率300 Mbps，這是為了滿足高速業(yè)務中繼的需要設計的，如果在飛船穿過大氣層時只保證測控通信鏈路，前向通信鏈路速率可以降低到1 Kbps、返向降低到100 Kbps甚至更低，仍然可以滿足基本的測控通信需求。因此與高速業(yè)務相比，如果采用同樣的中繼終端配置，理論上可以額外為前向鏈路提供44 dB、返向鏈路34 dB的鏈路余量，加上原有的中繼鏈路余量，整個通信鏈路余量相當可觀，即使飛船返回過程中，電子密度的不斷增加造成對Ka的衰減，仍有可能保持鏈路的通暢。

3.2 天線安裝位置選擇

中繼終端天線安裝在飛船的不同位置，會影響測控覆蓋率和黑障條件下的通信效果。圖5是一個迎角20°的飛船再入大氣層星下點軌跡，其中t=0時刻，飛船高度為170 km、星下點經、緯度為（50.4°、23.4°）、速度7.8 km/s；經過815 s后，飛船高度降為8 km、星下點經、緯度為（100.9°、40.7°）、速度0.41 km/s。當使用地面測控站完成飛船返回測控時，為了確保測控站對飛船可見，通常測控天線只能安裝在飛船靠近前部的對地面。而中繼衛(wèi)星分布在赤道上空，使用中繼衛(wèi)星測控，中繼測控終端天線的安裝位置選擇余地就大得多。按照飛船前后位置安裝，可以安裝在飛船的前部、中部和尾部；按照飛船沿徑方向安裝，可以安裝在側面、對天和對地面。圖6是中繼終端天線在飛船本體的安裝位置定義，其中OX軸垂直于對飛船正面、指向星體飛行方向、OY軸與OX軸垂直、指向IV基準、OZ軸以右手法則與OX 和OY軸垂直，I基準為+Z軸、II基準為-Y軸、III基準為-Z軸、IV基準為+Y軸。表4采用圖5的飛船再入軌跡，計算不同安裝位置條件下中繼測控終端對我國定點于80°E（A星）、167°E（B星）和16.8°E（C星）的3顆中繼衛(wèi)星的跟蹤可視窗口計算結果，其中中繼終端天線波束的工作范圍為±90°，具體結果分析如下：

圖5 飛船再入大氣層過程星下點軌跡Fig.5 Footpoint's trace of a spacecraft

圖6 終端天線安裝位置定義Fig.6 Position definition at spacecraft body

表4 終端天線在不同安裝位置條件下對中繼衛(wèi)星可視預報Table 4 Contact predication for a user terminal installed at different position

表5 三顆中繼衛(wèi)星條件下飛船中繼終端跟蹤角度預報Table 5 Contact predication for three TDRSs tracking a spacecraft

1）終端天線安裝在I象限時，C中繼星對飛船返回前半段可見、其它中繼星不可見；

2）終端天線安裝在III象限時，A中繼星對返回飛船全程可見、C中繼星前半段可見、B中繼星后半段可見，它表明在整個返回過程中，中繼終端天線同一時間有2顆中繼星可見；

3）終端天線安裝在IV象限時，A中繼星對返回飛船全程可見、B和C中繼星后半段可見，它表明在整個返回過程中，中繼終端天線在前半段時間有1顆中繼星可見，在后半段時間有2顆中繼星可見；

4）終端天線安裝在飛船底部時，B中繼星對飛船返回后半段可見，對其它中繼星不可見；

5）終端天線安裝在飛船頂部時，A中繼星對返回飛船全程可見、C中繼星對飛船返回全程基本可見。

由上面的分析可以看出，終端天線安裝在飛船的III象限（即對天面）位置時，以上述定點位置組成的我國中繼衛(wèi)星對該返回飛船的測控條件最好，整個返回過程中，中繼終端天線同一時間有2顆中繼星可見，這時天線位于飛船的尾部的背風面，與安裝在迎風面和腰部相比，電子密度可以明顯降低，因此大大改善黑障對信號的衰減。

3.3 前向鏈路選擇策略

當飛船進入到2顆中繼星重疊覆蓋區(qū)域時，2顆中繼星可能同時收到中繼終端全向天線發(fā)出的遙測信號，但同一時刻只能由一顆中繼星向終端發(fā)出前向遙控信號，選擇不同定點位置的中繼衛(wèi)星發(fā)送遙控指令，信號的傳輸方向不一樣，穿過的等離子路徑不一樣（如圖4所示），黑障對信號的衰減效果就不一樣。如果整個跟蹤過程中可以有2顆中繼衛(wèi)星選擇，地面就可以選擇一條信號衰減小的傳輸路徑作為中繼前向鏈路。

表5是基于圖5的軌跡計算安裝在III象限的中繼終端天線跟蹤3顆中繼星（A、B、C）方位和仰角值的結果，可以看出在整個跟蹤過程中，中繼終端天線跟蹤不同中繼衛(wèi)星的跟蹤方位、仰角值相差很大，如在（0 s，326 s）時間內，終端跟蹤A星的方位（-92.4°，-131.2°）、仰角（50.6°，26.6°）；跟蹤C星的方位（177.4°，178.7°）、仰角（23.2°，0°），這兩個指向的不同，對應著不同的傳輸路線，等離子體鞘套造成的衰減結果就不一樣，因此在實際應用中，可以結合飛船返回軌跡、攻角和方向等參數選擇最佳的測控傳輸路徑。

4 結論

提高工作頻率、合理設計天線安裝位置可以顯著降低飛船再入大氣層時黑障對通信信號的影響，但過去受高頻器件生產難度大、傳輸路徑雨衰和大氣損耗、測控范圍受限等因素影響，基于地面條件下的測控通信無法充分利用上述措施。利用中繼衛(wèi)星系統(tǒng)，可以在現有條件下通過提高工作頻率、設計合理的中繼終端天線安裝位置、選擇最佳跟蹤策略，解決飛船再入返回時黑障導致通信中斷的現象，這與還在探索的其它技術手段相比，更具有現實性、可行性和易操作性。

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［1］ 王朋.神舟六號返回艙回收紀實［J］.太空探索，2005 （12）：42-48. WANG Peng.Return narration of the return capsule of Shengzhou Vi［J］.Space Exploration，2005（12）：42-48.（in Chinese）

［2］ Takahashi Y，Yamada K，Abe T.Prediction performance of blackout and plasma attenuation in atmospheric reentry demonstrator mission［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2014，51（6）：1954-1964.

［3］ Starkey R P.Hypersonic vehicle telemetry blackout analysis ［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2015，52（2）：426-438.

［4］ Kundrapu M，Loverich J，Beckwith K，et al.Modeling radio communication blackout and blackout mitigation in hypersonic vehicles［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2015：1-10. ［5］ Mehra N，Singh R K，Bera S C.Mitigation of communication blackout during re-entry using static magnetic field［J］.Pro-gress in Electromagnetics Research B，2015，63：161-172.

［6］ Hartunian R A，Stewart G E，Curtiss T J，et al.Implications and mitigation of radio frequency blackout during reentry of reusable launch vehicles［C］//AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference and Exhibit，August 2007：20-23，Hilton Head，South Carolina.

［7］ 黃惠明.我國第一代中繼衛(wèi)星地面應用系統(tǒng)發(fā)展建設的思考［J］.飛行器測控學報，2013，31（5）：1-5.

HUANG Huiming.Reflections on development of the ground system of the first generation CTDRSS［J］.Journal of Spacecraft TT&C Technology，2013，31（5）：1-5.（in Chinese）

［8］ Dodiyal A K.Reducing RF blackout during re-entry of the reusable launch vehicle［C］//Aerospace conference，IEEE，2009：1-15.

［9］ Reynier P，Evans D.Postflight analysis of inflatable reentry and descent technology blackout during Earth reentry［J］. Journal of Spacecraft and Rockets，2009，46（4）：800-809.

［10］ Morabito D D.The spacecraft communications blackout problem encountered during passage or entry of planetary atmospheres［J］.IPN Progress Report，2002：42-150.

［11］ Paulat J C，Boukhobza P.Re-entry flight experiments lessons learned-the atmospheric reentry demonstrator ARD［R］.European Aeronautic Defence and Space（EADS ST）LES MU-

［12］ Thirkettle A，Steinkopf M，Joseph-Gabriel E.The mission and post-flight analysis of the Atmospheric Re-entry Demonstrator（ARD）［J］.ESA bulletin，2002，109：56-63.

［13］ 楊歡.再入飛船等離子體鞘套對通信衰減的仿真與建模［D］.南京：南京航空航天大學，2010.

YANG Huang.Research on the Simulation&Modeling of Reentry Spacecraft Plasma Sheath to Communication Attenuation ［D］.Nanjing：Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，2010.（in Chinese）

［14］ 趙向陽.黑障對無線電信號的影響分析與研究［D］.蘭州：蘭州大學，2010.

ZHAO Xiangyang.Analysis and Research of Impact of Blackout on Radio Signals［D］.Lanzhou：Lanzhou University，2010.（in Chinese）

［15］ 史西斌，費立剛，寇保華，等.國外中繼衛(wèi)星對航天器交會對接的測控通信支持［J］.航天器工程，2011，20（6）：79-85.

SHI Xibin，FEI Ligang，KOU Baohua，et al.TT&C communication support for spacecraft rendezvous and docking mission provided by foreign data relay satellites［J］.Spacecraft Engineering，2011，20（6）：79-85.（in Chinese）

Feasibility Analysis of Using Ka-band of TRDS to Support Wireless Communication for Spacecraft Reentry

LI Yuheng，LUO Bin，GUO Wenge，LI Senlin
（Beijing Space Information Relay and Transmission Technology Center，Beijing 100094，China）

Currently，there is no effective way to solve the blackout problem caused by spacecraft reentry.The radio attenuation of high-temperature ionized reentry plasma was studied in this paper and the flight data of many spacecraft reentries were analyzed.As we know，increasing the radio frequency and optimizing the antenna installation location are the potential solutions to the blackout problem.These proposals are not new idea，however，no successful implementation has been reported due to many existed restrictions，such as the limitation of producing high frequency devices，rain and atmosphere attenuation，and ground Tracking，Telemetry and Command（TT&C）view limitation etc.Tracking and Data Relay Satellite（TDRS）has the natural advantage to solve the blackout problem for its high frequency working band and high coverage rate over the spacecraft.Compared with other methods still under study or test，it is more feasible to use the Ka band of TRDS to keep wireless communication uninterrupted for spacecraft reentry.

spacecraft；blackout；reentry；tracking and data relay satellite

V525

A

1674-5825（2015）06-0582-07

2015-05-12；

2015-10-22

國家863資助項目（2011AA7100016）

李于衡（1963-），男，博士，研究員，研究方向為航天器測控。E-mail：henrysatellite@sina.com