張立華，熊亮，王鵬，孫驥，周文艷，高珊，劉適，王曉磊，關(guān)軼峰，張愛兵，徐進(jìn)，陳國輝

（1.航天東方紅衛(wèi)星有限公司，北京 100094；2.北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094；3.北京控制工程研究所，北京 100094；4.空間電子信息技術(shù)研究院，西安 710100）

引 言

“嫦娥4號(hào)”任務(wù)的著陸器和巡視器著陸在月球背面的“艾托肯”（Aitken）盆地開展科學(xué)探測(cè)，由于無法直接與地面進(jìn)行通信，必須研制發(fā)射一顆中繼通信衛(wèi)星，將著陸器和巡視器獲取的科學(xué)數(shù)據(jù)傳回地球，并通過中繼提供著陸器和巡視器在落月和月面工作期間的測(cè)控支持[1]。

“嫦娥4號(hào)”任務(wù)的中繼星將運(yùn)行在繞地月L2平動(dòng)點(diǎn)的Halo軌道上為著陸器和巡視器提供中繼通信服務(wù)，因此與地球軌道的中繼通信衛(wèi)星不同，也與月球軌道的探測(cè)器差別較大，是一個(gè)全新的任務(wù)，面臨一些技術(shù)上的挑戰(zhàn)，需要提出有效的解決方案，才能為“嫦娥4號(hào)”月球背面著陸探測(cè)任務(wù)提供穩(wěn)定可靠的中繼通信保障。

1 月球中繼通信任務(wù)面臨的技術(shù)挑戰(zhàn)

“嫦娥4號(hào)”中繼星是“嫦娥4號(hào)”月球背面著陸和巡視勘察探測(cè)任務(wù)的重要組成部分，根據(jù)任務(wù)要求，中繼星與運(yùn)載火箭在地月轉(zhuǎn)移軌道分離后，需要利用自身的推進(jìn)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)到地月L2點(diǎn)的轉(zhuǎn)移，完成繞地月L2點(diǎn)Halo任務(wù)軌道的捕獲，并在使命軌道上長期穩(wěn)定運(yùn)行；實(shí)現(xiàn)與月球背面“嫦娥4號(hào)”著陸器、巡視器與地面測(cè)控站和應(yīng)用站前向/返向的實(shí)時(shí)和延時(shí)中繼通信，中繼通信原理如圖1所示，中繼星工作壽命要求3年以上。在完成中繼通信任務(wù)的同時(shí)，中繼星上還攜帶一些科學(xué)和技術(shù)試驗(yàn)載荷，開展科學(xué)探測(cè)和新技術(shù)試驗(yàn)。

由于首次采用環(huán)繞地月L2點(diǎn)Halo軌道，在軌道設(shè)計(jì)、軌道轉(zhuǎn)移和軌道維持方面都面臨一些新的問題；另外，中繼通信系統(tǒng)為全新研制，大口徑傘狀可展開拋物面天線首次在軌應(yīng)用，也需要解決一些技術(shù)難題。

“嫦娥4號(hào)”中繼星主要面臨以下8個(gè)方面的技術(shù)挑戰(zhàn):

1）適合月球背面中繼通信任務(wù)的軌道選擇和設(shè)計(jì)；

2）如何快好省地到達(dá)使命軌道；

3）確保長期穩(wěn)定運(yùn)行的軌道維持控制策略設(shè)計(jì)；

4）推進(jìn)系統(tǒng)方案選擇；

5）中繼通信體制選擇；

6）中繼通信頻率選擇和電磁兼容設(shè)計(jì)；

7）中繼通信天線選擇和設(shè)計(jì)；

8）中繼通信天線跟蹤指向控制；

上述技術(shù)問題是“嫦娥4號(hào)”中繼星任務(wù)分析和系統(tǒng)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵，特別是中繼星的研制還面臨可靠性要求高、重量約束嚴(yán)、研制周期短等各方面的約束限制條件，必須在深入分析“嫦娥4號(hào)”中繼星任務(wù)特點(diǎn)的基礎(chǔ)上，綜合權(quán)衡，統(tǒng)籌兼顧，提出合理可行的解決方案，最終確定中繼星的總體設(shè)計(jì)。

圖1 中繼星的測(cè)控與中繼通信鏈路Fig.1 Relay communication links of Chang’e-4 lunar relay satellite

2 系統(tǒng)設(shè)計(jì)需要解決的關(guān)鍵問題

2.1 使命軌道的選擇和分析

雖然環(huán)月軌道用于月球中繼通信，具有實(shí)現(xiàn)方式較為簡單、月面距離近等優(yōu)點(diǎn)，但是其運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)決定單顆衛(wèi)星無法實(shí)現(xiàn)對(duì)月球背面探測(cè)器的連續(xù)通信，如果利用多顆衛(wèi)星組成星座，又會(huì)帶來測(cè)控復(fù)雜和成本增加等問題。月球面向地球的總是同一面，如果將中繼通信衛(wèi)星放置于繞地月L2平動(dòng)點(diǎn)運(yùn)行的軌道上，借助平動(dòng)點(diǎn)軌道運(yùn)動(dòng)特性，利用單顆衛(wèi)星即可實(shí)現(xiàn)地面站與月球背面的著陸器、巡視器之間的連續(xù)不間斷中繼通信。

與繞月運(yùn)行軌道相比，繞地月L2點(diǎn)運(yùn)行的軌道有如下一些優(yōu)勢(shì):

1）能與月球背面連續(xù)可見，對(duì)著陸器和巡視器中繼通信的覆蓋率高；

2）采用大振幅的軌道，能夠與地球一直可見，便于對(duì)地通信和地面站對(duì)衛(wèi)星的跟蹤控制；

3）地球或月球遮擋少，基本是全光照，對(duì)衛(wèi)星電源系統(tǒng)設(shè)計(jì)有利；

4）進(jìn)入使命軌道所需的速度增量較小；

5）軌道不穩(wěn)定，需要定期維持，但維持代價(jià)比較低。

相對(duì)于環(huán)月軌道，該軌道用于中繼通信任務(wù)的不足之處是與月面探測(cè)器的通信距離較遠(yuǎn)，需要大口徑的通信天線和較大的發(fā)射功率。

早在1966年，美國的Robert W.Farquhar就提出了地月L2點(diǎn)Halo軌道的概念及在這一軌道上放一顆中繼衛(wèi)星對(duì)月球背面著陸的探測(cè)器提供中繼通信的想法[2-3]，近年來，美國和歐洲等都論證提出了多個(gè)針對(duì)月球背面和兩極地區(qū)的著陸探測(cè)任務(wù)，其中的中繼通信衛(wèi)星也大都采用了繞地月L2平動(dòng)點(diǎn)的Halo軌道。

鑒于繞地月L2平動(dòng)點(diǎn)軌道能夠保證中繼星與月球背面的著陸器和巡視器連續(xù)可見，考慮到“嫦娥4號(hào)”著陸器和巡視器的數(shù)據(jù)傳輸碼速率不高，“嫦娥4號(hào)”中繼星最終選擇了繞地月L2平動(dòng)點(diǎn)運(yùn)行的軌道[4]。

地月平動(dòng)點(diǎn)附近存在多種類型的周期和擬周期軌道，Lissajous軌道和Halo軌道是月球中繼通信任務(wù)方案可選擇的2種類型。在方案確定過程中，針對(duì)對(duì)地通信鏈路覆蓋特性、陰影情況、使命軌道進(jìn)入和維持代價(jià)等方面進(jìn)行了詳細(xì)的比較分析，最終選擇了Halo軌道，該種軌道還未在地月平動(dòng)點(diǎn)軌道航天器上采用過，曾在地月平動(dòng)點(diǎn)軌道上飛行過的“ARTEMIS”和“嫦娥5T1”采用的都是Lissajous軌道[5-6]。

根據(jù)對(duì)中繼通信效能和衛(wèi)星設(shè)計(jì)各方面影響的綜合分析，中繼星采用了南族Halo軌道，軌道的x向振幅約1.25萬km，y向振幅約3.7萬km，z向振幅約1.3萬km，軌道的平均周期約為14天。2018年6月14日，中繼星經(jīng)軌道捕獲控制后形成的使命軌道如圖2所示。該軌道與月球背面的著陸器和巡視器一直可見，與單個(gè)地面站的可見時(shí)間平均約為10 h，考慮到有喀什、佳木斯和南美3個(gè)深空站執(zhí)行任務(wù)，每天的可測(cè)控時(shí)間能夠達(dá)到23 h以上。

2.2 使命軌道的可靠到達(dá)

使命軌道一旦確定，就要解決如何安全可靠到達(dá)的問題，由于整星重量約束限制，推進(jìn)劑消耗量也是設(shè)計(jì)中需要考慮的一個(gè)重要因素。

圖2 軌道捕獲后形成的中繼星使命軌道飛行軌跡Fig.2 The trajectory after relay communication satellite capturing the mission orbit

“嫦娥4號(hào)”中繼星首先由運(yùn)載火箭送至近地點(diǎn)200 km、遠(yuǎn)地點(diǎn)40萬km、傾角28.5°的地月轉(zhuǎn)移軌道，從星箭分離點(diǎn)到達(dá)繞地月L2點(diǎn)使命軌道的轉(zhuǎn)移途徑主要包括3種:①直接轉(zhuǎn)移（直接由地球轉(zhuǎn)移至地月L2點(diǎn)）；②月球近旁機(jī)動(dòng)轉(zhuǎn)移（利用一次月球近旁借力再轉(zhuǎn)移至地月L2點(diǎn)）；③低能轉(zhuǎn)移（通過軌道流形拼接轉(zhuǎn)移至地月L2點(diǎn)）[7]。

盡管直接轉(zhuǎn)移的時(shí)間短，但所需的速度增量太大，近900 m/s，目前的衛(wèi)星重量約束條件下無法滿足。雖然低能轉(zhuǎn)移的速度增量需求很小，但轉(zhuǎn)移時(shí)間通常要3個(gè)月以上，也無法滿足任務(wù)需求。而月球近旁機(jī)動(dòng)的轉(zhuǎn)移方式則是比較好的選擇，既有直接轉(zhuǎn)移飛行時(shí)間短的優(yōu)點(diǎn)，又有低能轉(zhuǎn)移推進(jìn)劑消耗少的優(yōu)點(diǎn)。月球近旁機(jī)動(dòng)轉(zhuǎn)移方式要求中繼星和月球在合適的位置交會(huì)，近月制動(dòng)控制點(diǎn)的選擇非常關(guān)鍵，要綜合考慮各方面條件，通過優(yōu)化設(shè)計(jì)確定近月制動(dòng)點(diǎn)速度的大小和方向。在到達(dá)近月點(diǎn)實(shí)施一次制動(dòng)后，中繼星減速進(jìn)入飛向地月L2點(diǎn)附近的穩(wěn)定流形，為確保中繼星在到達(dá)地月L2點(diǎn)附近后能夠順利進(jìn)入環(huán)繞地月L2點(diǎn)的軌道并通過捕獲控制進(jìn)入預(yù)定的Halo使命軌道，近月制動(dòng)及后續(xù)轉(zhuǎn)移段的控制機(jī)動(dòng)均以保證到達(dá)地月L2點(diǎn)附近后第一圈軌道的穩(wěn)定為目標(biāo)。

由于近月制動(dòng)速度增量達(dá)到200 m/s以上，相應(yīng)的誤差也較大，Halo使命軌道對(duì)誤差影響非常敏感，圖3給出了近月制動(dòng)沿變軌方向不同大小的誤差下飛行軌道的變化情況。從圖3可以看出，近月制動(dòng)后如果不進(jìn)行中途修正，近月制動(dòng)誤差對(duì)到達(dá)地月L2點(diǎn)附近時(shí)的軌道影響很大，因此在月球至地月L2點(diǎn)轉(zhuǎn)移段，安排了2次中途修正，用于修正近月制動(dòng)的控制誤差，以保證到達(dá)地月L2點(diǎn)后捕獲段軌道的穩(wěn)定性。

中繼星在進(jìn)入地月轉(zhuǎn)移軌道時(shí)由于受到各種誤差的影響，將會(huì)在隨后的飛行過程中偏離預(yù)定的標(biāo)稱軌道。如果不及時(shí)進(jìn)行修正，誤差的擴(kuò)散將會(huì)導(dǎo)致中繼星到達(dá)近月點(diǎn)時(shí)嚴(yán)重偏離預(yù)定位置，因此也設(shè)置了中途修正。

為了提高軌道轉(zhuǎn)移和軌道捕獲的控制精度，中繼星的制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制（Guidance Navigation and Control，GNC）分系統(tǒng)采用了分段式的軌控方式實(shí)現(xiàn)高精度軌控，當(dāng)剩余速度增量較大時(shí)，將采用20 N發(fā)動(dòng)機(jī)工作，否則采用5 N發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)調(diào)制控制方式。

圖3 不同近月制動(dòng)誤差條件下的飛行軌道Fig.3 The trajectory at different peri-lunar braking condtions

2.3 使命軌道的長期維持

地月L2平動(dòng)點(diǎn)軌道是不穩(wěn)定的，在真實(shí)軌道環(huán)境下，太陽及其他行星的引力，非限制性引力、太陽光壓等攝動(dòng)因素都會(huì)對(duì)三體動(dòng)力學(xué)產(chǎn)生影響。此外，由于軌道測(cè)量與控制的誤差也會(huì)使航天器實(shí)際飛行軌道出現(xiàn)偏差。在諸多誤差因素作用下，若不進(jìn)行維持控制，中繼星將很快偏離標(biāo)稱軌道。與日地系統(tǒng)相比，地月系統(tǒng)平動(dòng)點(diǎn)軌道動(dòng)力學(xué)更復(fù)雜，軌道維持任務(wù)面臨更大挑戰(zhàn)[8-10]。

為了實(shí)現(xiàn)真實(shí)力模型下的中繼星使命軌道維持，采用了連續(xù)環(huán)繞控制方法，制定了只維持振幅，而不維持其周期的控制策略。方案設(shè)計(jì)過程中，根據(jù)地月L2平動(dòng)點(diǎn)軌道的測(cè)定軌精度和衛(wèi)星軌道控制精度，經(jīng)仿真分析，“嫦娥4號(hào)”中繼星每年的軌道維持速度增量在35 m/s左右，具體見表1。

表1 軌道維持的誤差量和速度增量需求Table 1 Control errors and Δv requirements of mission orbit maitennance

對(duì)于中繼星使命軌道的維持，需要在顯著降低推進(jìn)劑消耗的基礎(chǔ)上達(dá)到很好的軌道穩(wěn)定保持效果。根據(jù)中繼星在Halo軌道上6個(gè)月的實(shí)際在軌飛行控制結(jié)果，軌道控制的平均周期為9天左右，每年軌道維持的速度增量預(yù)期在20 m/s左右。后續(xù)通過數(shù)據(jù)的積累，能夠進(jìn)一步有效消除系統(tǒng)誤差，軌道維持所需的速度增量有望進(jìn)一步降低。

為了保證軌道維持控制精度，軌控姿態(tài)建立和軌控后的姿態(tài)恢復(fù)，采用動(dòng)量輪控制方式，以減少5 N發(fā)動(dòng)機(jī)姿控噴氣對(duì)軌道產(chǎn)生的影響。

2.4 推進(jìn)系統(tǒng)方案選擇和推進(jìn)劑預(yù)算

根據(jù)任務(wù)要求，推進(jìn)系統(tǒng)盡量使用成熟的產(chǎn)品，以確保安全可靠地完成軌道控制任務(wù)。“嫦娥4號(hào)”中繼星采用了小衛(wèi)星平臺(tái)，整星重量不超過450 kg，與雙組元推進(jìn)系統(tǒng)相比，采用單組元推進(jìn)系統(tǒng)既簡單，又可靠，重量更輕，因此中繼星最終選擇了單組元推進(jìn)系統(tǒng)，其系統(tǒng)組成如圖4所示。推進(jìn)系統(tǒng)為落壓工作模式，采用雙分支結(jié)構(gòu)，互為備份，具有極高的可靠性。

與以往的“嫦娥”系列探測(cè)器不同，中繼星采用單組元的肼推進(jìn)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了近月制動(dòng)等需要大速度增量的軌道控制，中繼星共配置了4臺(tái)20 N推力軌控發(fā)動(dòng)機(jī)，2臺(tái)20 N發(fā)動(dòng)機(jī)工作也能完成任務(wù)，同時(shí)5 N姿控發(fā)動(dòng)機(jī)也能起到一定備份作用，工作組合多，完成軌道轉(zhuǎn)移任務(wù)的可靠性大大提高。

圖4 中繼星使用的單組元推進(jìn)系統(tǒng)Fig.4 Hydrozine propulsion system of relay satellite

中繼星的推進(jìn)劑消耗主要在以下方面:地月轉(zhuǎn)移軌道過程中的中途修正、近月制動(dòng)和L2點(diǎn)Halo軌道捕獲以及長期運(yùn)行過程中的軌道維持，具體推進(jìn)劑預(yù)算和在軌飛行實(shí)際的推進(jìn)劑消耗量見表2。中繼星采用2個(gè)70 L的推進(jìn)劑貯箱，裝載了105 kg的無水肼推進(jìn)劑，由于軌道轉(zhuǎn)移和軌道捕獲過程的控制精度高，節(jié)省了大量推進(jìn)劑，為確保衛(wèi)星在Halo使命軌道上長期運(yùn)行創(chuàng)造了條件。

2.5 中繼通信體制選擇

中繼通信衛(wèi)星的轉(zhuǎn)發(fā)體制主要包括透明轉(zhuǎn)發(fā)和再生轉(zhuǎn)發(fā)兩類，前者只是對(duì)轉(zhuǎn)發(fā)的信號(hào)進(jìn)行放大、變頻等處理，后者除上述功能外，還具有射頻波束交換、解調(diào)及再調(diào)制、基帶交換等功能。它們的本質(zhì)區(qū)別在于是否對(duì)接收到的信號(hào)作解調(diào)處理。

表2 軌道轉(zhuǎn)移和軌道捕獲的推進(jìn)劑消耗Table 2 Propellant used for mission orbit capture and maitennance

透明轉(zhuǎn)發(fā)方式簡單靈活且易與各種通信協(xié)議兼容，適應(yīng)性強(qiáng)。再生轉(zhuǎn)發(fā)方式通過解調(diào)重生信號(hào)，不會(huì)引入轉(zhuǎn)發(fā)噪聲，在相同的鏈路增益下，可以減小發(fā)射功率和系統(tǒng)規(guī)模。

“嫦娥4號(hào)”中繼星若采用透明轉(zhuǎn)發(fā)體制，則深空站的鏈路總載噪比約為

其中:[C/N]Et為透明轉(zhuǎn)發(fā)體制下的地面站接收載噪比；(C/N)u為接收探測(cè)器數(shù)據(jù)的中繼返向鏈路載噪比；(C/N)d為中繼星下行鏈路載噪比。

若采用再生轉(zhuǎn)發(fā)體制，轉(zhuǎn)發(fā)過程中經(jīng)過解調(diào)后重生無噪聲的數(shù)字信號(hào)，消除了中繼返向鏈路的噪聲影響，此時(shí)地面站接收系統(tǒng)輸入端的信噪比約為

其中:[C/N]Er為再生轉(zhuǎn)發(fā)體制下的地面站接收載噪比。

將式（1）和式（2）式相比整理，可得兩種體制鏈路損失為

由式（3）可以計(jì)算透明體制鏈路載噪比相對(duì)于再生體制下降的程度，通常由中繼星決定的中繼返向鏈路載噪比并不會(huì)好于地面站決定的下行鏈路載噪比，因此，透明體制至少要引入3 dB轉(zhuǎn)發(fā)噪聲((C/N)u=(C/N)d)。根據(jù)“嫦娥4號(hào)”中繼星的具體情況，若采用透明轉(zhuǎn)發(fā)體制，會(huì)導(dǎo)致地面站實(shí)際接收信噪比相對(duì)再生轉(zhuǎn)發(fā)體制下降約3.7 dB。考慮到中繼星轉(zhuǎn)發(fā)鏈路信號(hào)衰減大（總距離超過50萬km），碼速率要求也相對(duì)較高，最終采用了再生轉(zhuǎn)發(fā)體制。

當(dāng)采用再生轉(zhuǎn)發(fā)模式時(shí)，中繼星通過射頻接收通道接收來自著陸器和巡視器的數(shù)據(jù)，對(duì)兩路數(shù)據(jù)進(jìn)行解調(diào)、譯碼、合路，再進(jìn)行編碼、調(diào)制，最后由射頻發(fā)射通道將數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)傳輸至地面站或星上存儲(chǔ)后再延時(shí)轉(zhuǎn)發(fā)。與單純完成轉(zhuǎn)發(fā)的透明式轉(zhuǎn)發(fā)相比，再生轉(zhuǎn)發(fā)不會(huì)引入轉(zhuǎn)發(fā)噪聲，減少了傳輸誤碼率，提高了中繼通信效能。

2.6 中繼通信天線的選擇

中繼通信天線的尺寸直接決定了中繼通信鏈路的性能，特別是對(duì)著陸器和巡視器的返向鏈路接收能力，主要由天線的尺寸決定，因此在滿足各方面約束條件的情況下，應(yīng)盡可能采用大口徑的高增益天線。由于中繼星運(yùn)行在繞地月L2點(diǎn)Halo軌道上，離“嫦娥4號(hào)”著陸器和巡視器的最遠(yuǎn)距離達(dá)到7.9萬km，并且受著陸器和巡視器的發(fā)射功率和天線口徑的限制，為了保證中繼通信鏈路的性能，中繼星必須選擇大口徑的通信天線。

根據(jù)中繼星對(duì)天線的高增益和輕量化要求，并結(jié)合目前國內(nèi)大口徑天線的研究基礎(chǔ)，選擇了固網(wǎng)結(jié)合的傘狀拋物面天線方案，天線口徑為4.2 m，增益達(dá)到45 dB。該天線也是迄今國內(nèi)外深空探測(cè)任務(wù)中所采用的最大口徑通信天線，天線發(fā)射時(shí)收攏，入軌解鎖后采用彈簧機(jī)構(gòu)展開，如圖5所示。

圖5 用于中繼通信的傘狀拋物面天線Fig.5 Parabolic umbrella antenna for relay communication

該天線是中繼星完成中繼通信任務(wù)最關(guān)鍵的一個(gè)部件，并且是整星的單點(diǎn)環(huán)節(jié)，在研制過程中針對(duì)該天線的解鎖釋放、展開鎖定、型面精度、耐低溫等關(guān)鍵環(huán)節(jié)開展了大量的仿真分析和充分的地面試驗(yàn)驗(yàn)證，確保了天線的性能和可靠性。衛(wèi)星發(fā)射后，天線順利解鎖展開，在軌標(biāo)定測(cè)試結(jié)果表明，天線性能滿足任務(wù)要求。由于口徑大、重量輕、性能好，該天線在未來的深空探測(cè)及其它任務(wù)中具有非常廣闊的應(yīng)用前景。

2.7 天線指向跟蹤控制方式

“嫦娥4號(hào)”的中繼通信鏈路工作在超遠(yuǎn)距離下，為確保中繼通信鏈路暢通，對(duì)中繼通信天線的增益要求高，天線的可用波束范圍窄，必須控制在 ± 0.2°范圍內(nèi)。由于中繼通信天線尺寸大，天線自身帶二維驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)進(jìn)行指向跟蹤控制的代價(jià)較大，無法滿足重量約束條件，為此中繼星充分利用了地月L2平動(dòng)點(diǎn)軌道上運(yùn)行的特點(diǎn)，采用了通過平臺(tái)的指向控制來確保中繼通信天線對(duì)著陸器和巡視器的高精度指向需求。而在中繼通信天線指向著陸器和巡視器的同時(shí)，還要考慮對(duì)地?cái)?shù)傳天線波束對(duì)地球的覆蓋。由于大口徑中繼通信天線的存在，對(duì)地?cái)?shù)傳天線也難以采用驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)來實(shí)現(xiàn)指向控制，因此在滿足一定增益要求的前提下，對(duì)地?cái)?shù)傳天線的波束角要足夠?qū)?，?duì)于中繼星選用的Z向振幅1.3萬km的Halo軌道，在中繼通信天線對(duì)月指向著陸器和巡視器的同時(shí)，對(duì)地?cái)?shù)傳天線的波束角達(dá)到30°左右即可覆蓋地球，圖6給出了不同Z向振幅軌道下的地球-中繼星-月球夾角，即EPM（Earth-Probe-Moon）角，因此對(duì)地?cái)?shù)傳天線選擇了波束寬度為± 30°的S頻段螺旋天線，這樣在月球背面的著陸器和巡視器進(jìn)行中繼通信的同時(shí)，不采用驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)也可以保證中繼星天線對(duì)地面站的覆蓋。

圖6 不同振幅Halo軌道的EPM角變化情況Fig.6 EPM angle variation with different Z-amplititude of the mission orbits

采用平臺(tái)指向控制方式大大降低了衛(wèi)星的重量和控制的復(fù)雜性，規(guī)避了天線指向調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的使用，但通過衛(wèi)星平臺(tái)的指向控制來保證天線的指向，影響指向精度的因素多，精度要求較高。天線指向精度也是完成中繼通信任務(wù)的關(guān)鍵，在研制過程中對(duì)影響天線指向精度的各個(gè)因素進(jìn)行了詳細(xì)的分析，對(duì)關(guān)鍵環(huán)節(jié)進(jìn)行了量化控制，并開展了大量的仿真分析和試驗(yàn)驗(yàn)證，確保了天線指向精度滿足要求。

實(shí)際在軌飛行結(jié)果表明，這種控制方式能夠很好地滿足任務(wù)要求。衛(wèi)星入軌后，采用上海天馬站的65 m射電天線進(jìn)行了中繼通信天線指向的測(cè)試標(biāo)定，GNC控制衛(wèi)星按照螺旋/十字交叉方式對(duì)天馬站進(jìn)行掃描，星上通過中繼通信前向鏈路發(fā)送單載波信號(hào)，地面進(jìn)行功率測(cè)量，根據(jù)接收到的電平信號(hào)，結(jié)合衛(wèi)星姿態(tài)數(shù)據(jù)就可以計(jì)算出天線指向誤差。不同軌道位置下的指向標(biāo)定測(cè)試結(jié)果表明，中繼通信天線的指向精度均在0.1°以內(nèi)，滿足小于0.2°的任務(wù)要求。

2.8 星上頻率選擇和電磁兼容分析

由于需要與著陸器和巡視器已有狀態(tài)兼容，中繼星各工作頻點(diǎn)接近，并且中繼通信距離遠(yuǎn)，衛(wèi)星接收到的信號(hào)電平弱，射頻發(fā)射功率也較大，根據(jù)任務(wù)要求，中繼星的對(duì)地?cái)?shù)傳鏈路，中繼返向鏈路，中繼前向鏈路有同時(shí)工作的要求，需要考慮幾個(gè)頻段同時(shí)工作時(shí)相互之間的影響，對(duì)整星電磁兼容要求高。

著陸器和巡視器的測(cè)控和數(shù)傳系統(tǒng)均采用了X頻段，因此中繼星的中繼通信鏈路也必須與之匹配而采用X頻段，但對(duì)地?cái)?shù)傳頻段的選擇則要考慮在實(shí)時(shí)中繼通信模式下的電磁兼容問題。由于中繼通信采用了X頻段，對(duì)地?cái)?shù)傳如果也采用X頻段，按照國際電聯(lián)的規(guī)定，只能在8 450～8 500 MHz的50 MHz頻率范圍內(nèi)選擇，同時(shí)對(duì)著陸器和巡視器的中繼返向鏈路的頻點(diǎn)也在這一范圍內(nèi)，中繼星返向接收電平將遠(yuǎn)大于其動(dòng)態(tài)范圍，會(huì)對(duì)中繼返向接收鏈路造成強(qiáng)干擾而無法工作。在Ka頻段尚不具備應(yīng)用條件的情況下，對(duì)地?cái)?shù)傳選擇了S頻段。

除了中繼通信分系統(tǒng)自身的電磁兼容性，還要考慮與測(cè)控系統(tǒng)的兼容性，為了避免與X頻段中繼通信發(fā)生同頻干擾，中繼星的對(duì)地測(cè)控選擇了S頻段統(tǒng)一載波體制。

圖7 正樣星在微波暗室中進(jìn)行EMC試驗(yàn)Fig.7 EMC test of fligh modal

中繼星的對(duì)地?cái)?shù)傳有實(shí)時(shí)數(shù)傳和延時(shí)數(shù)傳兩種模式。在實(shí)時(shí)數(shù)傳模式下，為避免干擾X頻段中繼通信鏈路，對(duì)地?cái)?shù)傳只能采用S頻段數(shù)傳方式。延時(shí)數(shù)傳模式下，對(duì)月中繼通信和對(duì)地?cái)?shù)傳處在分時(shí)工作狀態(tài)，不存在同頻干擾問題，可以使用X頻段數(shù)傳系統(tǒng)。在S頻段對(duì)地?cái)?shù)傳出現(xiàn)故障時(shí)，采用X頻段數(shù)傳可以起到異構(gòu)備份的作用，提高了中繼通信系統(tǒng)的可靠性。

由于中繼星頻點(diǎn)多，上、下行信號(hào)電平相差大，電磁環(huán)境復(fù)雜。在設(shè)計(jì)上通過上下行隔離、前返向隔離、天線間隔離等措施，確保了系統(tǒng)電磁兼容。對(duì)于測(cè)控上下行和中繼前返向的射頻信號(hào)首先采用不同旋向波束和不同頻帶進(jìn)行隔離設(shè)計(jì)。對(duì)于測(cè)控信道采用上下行天線獨(dú)立設(shè)計(jì)，并且布局上盡量遠(yuǎn)離，保證上下行測(cè)控信號(hào)的空間隔離，同時(shí)測(cè)控接收天線與應(yīng)答機(jī)采用一對(duì)一設(shè)計(jì)，保證通道間的相互隔離；對(duì)地?cái)?shù)傳天線與測(cè)控天線布局上盡量遠(yuǎn)離，保證空間隔離度，同時(shí)對(duì)輸出的大功率信號(hào)進(jìn)行輸出濾波，抑制干擾信號(hào)；中繼通信的前向、返向鏈路除了采用不同旋向隔離外，還對(duì)前向鏈路大功率信號(hào)進(jìn)行了帶外抑制，保證其不會(huì)對(duì)返向鏈路信號(hào)產(chǎn)生干擾。

除了設(shè)計(jì)上采取措施還必須進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證，在研制之初就規(guī)劃制定了包括輻射模型星測(cè)試、整星電磁兼容試驗(yàn)等試驗(yàn)驗(yàn)證項(xiàng)目，且在設(shè)計(jì)階段和正樣研制階段分別進(jìn)行了驗(yàn)證，確保了整星電磁兼容性滿足要求。

3 中繼星總體技術(shù)方案概述

“嫦娥4號(hào)”中繼星基于航天東方紅衛(wèi)星有限公司的CAST100小衛(wèi)星平臺(tái)研制，整星重量約448 kg，太陽電池陣最大輸出功率約800 W；衛(wèi)星本體為長方體構(gòu)型，本體尺寸為1.4 m × 1.4 m × 0.85 m，采用蜂窩夾層板式結(jié)構(gòu)形式，星體兩側(cè)分別安裝單軸驅(qū)動(dòng)的太陽翼，星體底部采用Φ937接口與CZ-4C運(yùn)載火箭相連，中繼星發(fā)射前的狀態(tài)如圖8所示。

中繼星采用了“星敏＋光纖陀螺”定姿方式，配置了將光纖陀螺和加速度計(jì)集成在一起的新一代慣性測(cè)量敏感器，姿態(tài)控制采用整星零動(dòng)量控制方式，可以實(shí)現(xiàn)對(duì)地、對(duì)月（著陸器/巡視器）、對(duì)日等任意慣性空間的三軸穩(wěn)定控制，提供優(yōu)于0.06°的指向精度和優(yōu)于0.005°/s的穩(wěn)定度；采用單組元推進(jìn)系統(tǒng)，攜帶了105 kg無水肼推進(jìn)劑，可提供超過550 m/s速度增量的軌道控制能力。配置12個(gè)5 N發(fā)動(dòng)機(jī)和4個(gè)20 N發(fā)動(dòng)機(jī)，滿足姿態(tài)控制、到地月L2平動(dòng)點(diǎn)Halo軌道的軌道轉(zhuǎn)移和在使命軌道上的軌道維持需求。中繼星進(jìn)入使命軌道后的整個(gè)壽命期間，每隔1～2周對(duì)衛(wèi)星的軌道進(jìn)行維持控制。為了提高軌道轉(zhuǎn)移和軌道捕獲控制精度，GNC分系統(tǒng)采用了分段式的軌控方式，當(dāng)剩余速度增量較大時(shí)，采用20 N軌控發(fā)動(dòng)機(jī)工作，否則采用5 N姿控發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)調(diào)制軌控方式，中繼星在軌運(yùn)行狀態(tài)如圖9所示。

圖8 中繼星發(fā)射前狀態(tài)Fig.8 Relay satellite before launching

圖9 中繼星在軌運(yùn)行狀態(tài)Fig.9 Relay satellite configuration during on-orbit operation

衛(wèi)星采用面積為3.8 m2的三結(jié)砷化鎵太陽電池陣和45 Ah的NCA高比能量鋰離子蓄電池組為星上設(shè)備提供能源，采用不調(diào)節(jié)供電母線及分散式的配電體制，非地影期間的母線電壓可維持在29.5 ± 1 V。對(duì)地測(cè)控采用USB（Unified S-band）測(cè)控體制，兩臺(tái)模擬應(yīng)答機(jī)和兩臺(tái)數(shù)字應(yīng)答機(jī)實(shí)現(xiàn)雙點(diǎn)頻異構(gòu)備份，配置兩臺(tái)10 W固放和6付低增益螺旋天線（4付接收天線和2付發(fā)射天線），上行遙控碼速率為1 000 bits/s，下行遙測(cè)碼速率為2 048 bits/s，數(shù)字應(yīng)答機(jī)還支持再生偽碼測(cè)距，能夠大幅提升深空任務(wù)的測(cè)距能力。中繼星利用控制器局域網(wǎng)絡(luò)（Controller Area Network，CAN）總線形成了分布式的信息拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，各設(shè)備以節(jié)點(diǎn)形式與星上網(wǎng)構(gòu)成功能密集、配置靈活的集散系統(tǒng)結(jié)構(gòu)。以整星優(yōu)化為目標(biāo)，以硬件資源統(tǒng)一應(yīng)用、充分發(fā)揮軟件效用為原則，使星上各設(shè)備在星務(wù)綜合管理單元統(tǒng)一管理下成為一體化有機(jī)整體。

中繼通信鏈路采用對(duì)地鏈路統(tǒng)一，對(duì)月鏈路獨(dú)立的設(shè)計(jì)方式，即地面發(fā)送的中繼星與兩器的上行指令與數(shù)據(jù)統(tǒng)一使用一條鏈路，中繼星與兩器的下傳數(shù)據(jù)統(tǒng)一使用一條鏈路；中繼星向著陸器和巡視器轉(zhuǎn)發(fā)指令及數(shù)據(jù)分別使用一條獨(dú)立的鏈路，中繼星接收著陸器和巡視器數(shù)據(jù)時(shí)也分別使用一條獨(dú)立的鏈路。為了與著陸器和巡視器現(xiàn)有狀態(tài)兼容，中繼通信鏈路采用X頻段，使用口徑Φ4.2 m的高增益?zhèn)銧顠佄锩嫣炀€，發(fā)射時(shí)收攏，入軌后展開，收發(fā)共用，在 ± 0.2°波束范圍內(nèi)的增益大于45 dB；對(duì)月前向鏈路為PCM（Pulse Code Modulation）/PSK（Phase Shift Keying）/PM（Phase Modulation）調(diào)制方式，采用20 W固放，碼速率為125 bits/s。返向鏈路采用BPSK（Binary Phase Shift Keying）調(diào)制方式，能夠支持多個(gè)頻點(diǎn)和多種碼速率，對(duì)著陸器的返向接收碼速率有1.4 kbits/s、50 kbits/s、280 kbits/s、555 kbits/s4種，對(duì)巡視器的返向接收碼速率有0.7 kbits/s、140 kbits/s、285 kbits/s3種。對(duì)地?cái)?shù)傳采用S頻段，BPSK調(diào)制方式，配置兩臺(tái)43 W固放和一付中增益螺旋天線（收發(fā)共用），碼速率有1、2、4、10 Mbits/s4種，可根據(jù)需要選用；在分時(shí)工作模式下，衛(wèi)星還可以通過姿態(tài)機(jī)動(dòng)，利用對(duì)月中繼通信的高增益拋物面天線實(shí)現(xiàn)X頻段的對(duì)地?cái)?shù)據(jù)傳輸，碼速率為10 Mbits/s。

中繼星的設(shè)計(jì)壽命為5年，在完成“嫦娥4號(hào)”中繼通信任務(wù)的同時(shí)，還搭載了荷蘭研制的低頻射電觀測(cè)儀器、中山大學(xué)研制的激光反射鏡等搭載載荷，在軌可開展10 kHz～80 MHz范圍內(nèi)的低頻射電天文觀測(cè)、超地月距離的遠(yuǎn)距離激光測(cè)距[11]、地月成像觀測(cè)、再生偽碼測(cè)距等科學(xué)探測(cè)和技術(shù)驗(yàn)證試驗(yàn)，能夠充分發(fā)揮中繼星的效益。

4 結(jié)束語

“嫦娥4號(hào)”任務(wù)意義重大，將實(shí)現(xiàn)人類航天器在月球背面首次軟著陸和巡視勘察探測(cè)，而中繼星將首次實(shí)現(xiàn)地月L2平動(dòng)點(diǎn)軌道上的中繼通信。在深入分析“嫦娥4號(hào)”中繼星任務(wù)特點(diǎn)的基礎(chǔ)上，根據(jù)任務(wù)需求和各方面的約束條件，經(jīng)過綜合權(quán)衡和優(yōu)化設(shè)計(jì)，解決了關(guān)鍵技術(shù)問題，確定了“嫦娥4號(hào)”中繼星的總體技術(shù)方案。

經(jīng)過兩年多的艱辛研制，中繼星于2018年5月21日由“長征4號(hào)丙”運(yùn)載火箭在西昌衛(wèi)星發(fā)射中心成功發(fā)射，經(jīng)過5次精準(zhǔn)的軌道控制后，中繼星于6月14日進(jìn)入了繞地月L2平動(dòng)點(diǎn)的Halo使命軌道。隨后順利完成了衛(wèi)星平臺(tái)和有效載荷的各項(xiàng)在軌測(cè)試工作，衛(wèi)星狀態(tài)良好，各項(xiàng)功能和性能滿足了任務(wù)要求，具備了為著陸器和巡視器提供中繼通信服務(wù)的能力，也驗(yàn)證了衛(wèi)星系統(tǒng)設(shè)計(jì)的正確性?！谤o橋”已經(jīng)搭建好，等待“嫦娥4號(hào)”著陸器和巡視器的到來。

除了對(duì)著陸于月球背面的著陸器和巡視器提供中繼通信支持外，在中繼星方案設(shè)計(jì)中，充分考慮了拓展應(yīng)用能力，一方面能夠支持搭載的科學(xué)和技術(shù)試驗(yàn)載荷完成在軌的科學(xué)探測(cè)和技術(shù)試驗(yàn)任務(wù)；另一方面，衛(wèi)星的設(shè)計(jì)壽命達(dá)到5年以上，在完成對(duì)“嫦娥4號(hào)”著陸器和巡視器中繼通信任務(wù)的同時(shí)，還有望對(duì)未來其它國家月球背面或兩極的著陸和巡視探測(cè)任務(wù)提供中繼通信服務(wù)。

在未來載人登月及其它載人深空任務(wù)規(guī)劃中，地月L2平動(dòng)點(diǎn)是作為中轉(zhuǎn)站的一個(gè)重要選擇，“嫦娥4號(hào)”中繼星在地月L2平動(dòng)點(diǎn)Halo軌道長期運(yùn)行中所獲得的經(jīng)驗(yàn)對(duì)后續(xù)的載人登月及深空探測(cè)任務(wù)也有很好的借鑒作用。同時(shí)地月平動(dòng)點(diǎn)軌道在對(duì)地觀測(cè)、導(dǎo)航、空間科學(xué)等領(lǐng)域還有重要的應(yīng)用價(jià)值，中繼星的研制和應(yīng)用也為未來地月平動(dòng)點(diǎn)的開發(fā)利用奠定了良好的基礎(chǔ)。