(北京空間飛行器總體設(shè)計部, 北京 100094)

0 引言

在首發(fā)星新研制過程中，常常同時投產(chǎn)兩套設(shè)備，其中一套設(shè)備作為備份。在主份航天器(下稱航天器A)發(fā)射成功之后，備份航天器(下稱航天器B)作為完全相同的系統(tǒng)，可稍作更改以適應新的任務(wù)。由于新任務(wù)與原任務(wù)一般具有一定的相似性，因此主、備份航天器可能面臨在相同時間、相近空間同時飛行的情況。

以中國的探月工程為例，探月二期工程包括3次任務(wù)，其中航天器A成功著陸于月球虹灣地區(qū)，陸續(xù)開展了“觀天、看地、測月”的科學探測和其它預定任務(wù)，取得一定成果。實現(xiàn)了探月二期“落”的任務(wù)目標，航天器B是航天器A的備份器[1]，其任務(wù)是著陸于月球南極附近的艾特肯盆地，實現(xiàn)人類首次對月球背面的軟著陸探測。作為世界首個在月球背面軟著陸和巡視探測的航天器，其主要任務(wù)是著陸月球表面，繼續(xù)更深層次、更加全面地科學探測月球地質(zhì)、資源等方面的信息，完善月球的檔案資料。事實上探月工程前期也存在備份器的問題，但由于備份器發(fā)射時，主份器已受控落月結(jié)束任務(wù)[2]，因此備份航天器發(fā)射之時，主份航天器已經(jīng)結(jié)束壽命，因此不存在本文討論的遙控影響的問題。航天器B作為航天器A的備份器，整器設(shè)備均為同時設(shè)計、同時投產(chǎn)，技術(shù)狀態(tài)相同。測控和數(shù)管設(shè)備均為航天器A的備份產(chǎn)品，因此航天器B與航天器A著陸器采用相同的測控體制、上行載波頻率、遙控副載波頻率與數(shù)據(jù)格式。在實施航天器B任務(wù)時，航天器A仍能正常工作，而且可能需要同時接收重要遙控指令，如不能正常接收可能影響航天器A的安全。而航天器B從地球向月球轉(zhuǎn)移和環(huán)月飛行期間，很有可能會與航天器A位于同一地面天線的覆蓋范圍內(nèi)，不可能為了保證航天器B任務(wù)而放棄對航天器A必要的遙控操作。因此需保證則地面發(fā)送給航天器B的指令不被航天器A接收執(zhí)行，同時地面發(fā)送給航天器A的指令不被航天器B接收執(zhí)行。

1 任務(wù)仿真

在項目可行性分析階段，首先按照航天器A的已知狀態(tài)和航天器B的預計狀態(tài)對兩器和地面站之間的位置關(guān)系進行了仿真分析。

航天器A成功著陸于月面虹灣地區(qū)，著陸點位置為(19.5088°W，44.1197°N)，目前仍在月面開展定點探測工作。航天器B著陸器按計劃將著陸于月球背面，著陸后的月面工作期間，地面站對航天器B著陸器完全不可見，依靠中繼鏈路與地面站進行通信。因此著陸后兩器的上行信號分別來源于地面站和中繼星，即不存在上行遙控的互相干擾問題。

航天器A和航天器B著陸器均為月面長期生存探測器，月面上每27.3天一個周期，會經(jīng)歷約14天白天和14天黑夜。長達14個地球日的月球夜中，沒有太陽能供應，月面溫度會迅速降低，著陸器需要進行休眠應對[3]。按任務(wù)設(shè)計，航天器B和航天器A著陸器均在著陸點當?shù)卦聲兿挛缣柛叨冉?0～15°內(nèi)實施休眠工作，地面發(fā)送指令將工作設(shè)備逐一關(guān)閉，最后數(shù)管計算機將自己斷電，整器進入休眠狀態(tài)。待進入月晝后，著陸器由光照自主喚醒，開始下個月晝工作。

航天器A和航天器B落月后分別工作于月球的正面和背面，月晝工作時段并不重合，因此航天器B著陸后，與航天器A不會發(fā)生測控資源沖突。在航天器B著陸前的飛行階段，航天器A的休眠喚醒時間如表1，從表中時間來看，航天器A與航天器B有可能發(fā)生測控資源沖突的時段在2018年12月17日至12月30日。該時段航天器B處于環(huán)月飛行階段，經(jīng)過仿真，2018年12月17日至12月30日期間，即航天器A月面第62次喚醒和月面第63次休眠期間，地面站對航天器A和航天器B的波束張角如圖1，范圍在0.013～0.5°。

表1 航天器A著陸器休眠喚醒時間安排

圖1 地面站對航天器A和航天器B著陸器波束張角

通過上述仿真分析，在2018年12月17日至12月30日期間，航天器A和航天器B將會出現(xiàn)同時處于同一地面站天線波束范圍內(nèi)的情況。在這種情況下，指令安全是一個迫切需要解決的問題。需保證兩探測器之間的遙控指令互不干擾。

2 設(shè)計分析

探測器上與上行指令接收相關(guān)的分系統(tǒng)包括測控數(shù)傳分系統(tǒng)和數(shù)管分系統(tǒng)。

測控數(shù)傳分系統(tǒng)在飛行過程中提供對地測控通道，與地面站(或中繼星)配合完成探測器的測控任務(wù)。其接收和解調(diào)由地面測控站發(fā)射的(或由中繼星轉(zhuǎn)發(fā)的)遙控信息，為數(shù)管分系統(tǒng)提供遙控視頻信號以做進一步處理。測控應答機輸出到數(shù)管分系統(tǒng)的遙控處理模塊的遙控視頻信號和接收機的鎖定信號各有5路，其中S頻段有1路遙控視頻信號和1路鎖定信號，X頻段有4路遙控視頻信號和4路鎖定信號。

地月轉(zhuǎn)移軌道期間，開啟X頻段測控通道，地面深空站可見弧段，X頻道全空間進行測控支持。地面由測控深空站支持，上行雙頻點，若A面天線對地有利，則A面應答機上行鎖定。若B面天線對地有利，則B面應答機上行鎖定。環(huán)月段測控與地月轉(zhuǎn)移段相同。動力下降段和月面工作段，探測器接收中繼星轉(zhuǎn)發(fā)的上行信號，完成遙控指令接收和數(shù)據(jù)注入。

數(shù)管分系統(tǒng)將測控任務(wù)綜合在一個以計算機系統(tǒng)為主的系統(tǒng)中，是一個以星載中心計算機為核心，以分級分布式網(wǎng)絡(luò)體系結(jié)構(gòu)為系統(tǒng)架構(gòu)，為平臺和有效載荷提供全面、綜合的服務(wù)與管理的一體化電子系統(tǒng)。數(shù)管分系統(tǒng)以航天器數(shù)據(jù)系統(tǒng)為核心，完成航天器的在軌運行調(diào)度和綜合信息處理，對器上各個任務(wù)運行進行高效可靠的管理和控制，監(jiān)視整器狀態(tài)，協(xié)調(diào)整器的工作，對有效載荷進行管理和數(shù)據(jù)處理，實現(xiàn)器上信息統(tǒng)一處理和共享。

通過以上兩個分系統(tǒng)，探測器接收來自地面站或者中繼星的上行遙控指令信息，經(jīng)視頻解調(diào)、譯碼等信息處理，將指令或數(shù)據(jù)分配到著陸器的各分系統(tǒng)執(zhí)行。應處理三種類型的遙控指令，即直接開關(guān)指令、間接遙控指令以及控制數(shù)據(jù)的注入。

遙控指令的接收原則如下：采用PCM遙控體制/遙控指令分為直接開關(guān)指令和上行數(shù)據(jù)注入。接收一個遙控幀必須滿足下列最低要求。

1)譯碼器必須能識別出在遙控幀開始的地址同步字，識別的準則是指令幀至少在16bits中有15bits是正確的，數(shù)據(jù)楨不允許地址同步字有錯誤比特；

2)方式字接收的準則：指令幀方式字中至少有7bits是正確的，數(shù)據(jù)楨不允許方式字有錯誤比特；

3)指令字滿足規(guī)定的編碼要求及邏輯關(guān)系；

4)可接收上行注入數(shù)據(jù)的判據(jù)為其CRC校驗正確。

器上遙控接收系統(tǒng)設(shè)計時遵循以下原則：

1)繼承性和先進性統(tǒng)一的原則：既要繼承以往衛(wèi)星，特別是主份探測器測控數(shù)管分系統(tǒng)等的成熟經(jīng)驗，又要采用一些新技術(shù)，來滿足備份航天器的特殊需要。備份航天器測控數(shù)管方系統(tǒng)在進行設(shè)計時盡量繼承經(jīng)過飛行驗證的成熟技術(shù)，并借鑒預研成果及其他相關(guān)型號的設(shè)計經(jīng)驗，確保產(chǎn)品設(shè)計可靠合理滿足任務(wù)要求。

2)輕小型化原則：針對數(shù)管分系統(tǒng)的二期研制目標，在保證可靠的基礎(chǔ)上，從設(shè)備功能整合、元器件選用、機殼材料選用及機殼設(shè)計、內(nèi)外接插件選用等各方面采取綜合措施，達到設(shè)備輕小型化的要求。

3)標準化原則：測控數(shù)管方系統(tǒng)的設(shè)計遵循航天器PCM遙控、AOS標準以及數(shù)據(jù)管理規(guī)范、數(shù)據(jù)管理接口等方面的標準，力圖實現(xiàn)設(shè)計的標準化。

4)產(chǎn)品化原則：結(jié)合產(chǎn)品化要求設(shè)計測控數(shù)管分系統(tǒng)產(chǎn)品，考慮到未來發(fā)展的需要，應提高產(chǎn)品的適應能力，減小因需求變化而導致產(chǎn)品變化的可能性。

按照上述四項原則，航天器B上的遙控接收系統(tǒng)(包含測控數(shù)傳分系統(tǒng)和數(shù)管分系統(tǒng))的設(shè)備幾乎與航天器A完全一致。

為此，采用改動最小的方案，通過原理分析，保留原測控體制、上行載波頻率、遙控副載波頻率與數(shù)據(jù)格式，僅僅通過采用不同的碼速率，可以從設(shè)計上保證航天器A和航天器B遙控不會相互干擾，即不存在地面發(fā)送給航天器A的指令被航天器B接收并執(zhí)行，也不存在地面發(fā)送給航天器B的指令被航天器A接收并執(zhí)行的情況。

理論分析如下：

航天器B的遙控碼速率是N，而航天器A的遙控碼速率是8N。遙控BPSK副載波解調(diào)過程分為載波同步與碼同步兩個解調(diào)環(huán)路，而這兩個解調(diào)環(huán)路是相對獨立的[3]，下圖1是數(shù)字解調(diào)的原理框圖。載波跟蹤環(huán)路與調(diào)制的碼速率無關(guān)，跟蹤鎖定后，本地輸出的fTC副載波與輸入的副載波同頻同相[4]。

圖2 數(shù)字解調(diào)原理框圖

而碼跟蹤環(huán)路與調(diào)制的碼速率有很大關(guān)系[5]，圖1中的NCO中心頻率設(shè)計為fTC，根據(jù)調(diào)制碼速率與fTC的倍數(shù)關(guān)系(fTC進行分頻產(chǎn)生NHz的本地位同步時鐘)再進行分頻產(chǎn)生本地碼同步信號，碼跟蹤環(huán)路的目的就是調(diào)整這個本地的NHz信號使其與輸入信號調(diào)制碼(碼速率為N)同頻同相，達到碼跟蹤的目的。

本地產(chǎn)生的NHz信號(分為準時刻與早180度相位時刻兩個清零脈沖)作為積分清零脈沖實現(xiàn)對圖1中的I點(載波跟蹤環(huán)路同相支路輸出信號)信號的積分清零。清零結(jié)果輸出一個準時刻的清零值與一個早半積分清零值，這兩個值再送碼環(huán)鑒相器并依據(jù)誤差鑒相算法輸出誤差值。解調(diào)器最終的輸出(采用硬判決)是準時刻的積分清零值的符號位，符號為正則輸出0，反之則輸出1。

如果輸入信號數(shù)據(jù)碼速率為8N，則碼環(huán)路不能實現(xiàn)正常跟蹤解調(diào)。首先從頻譜上看，輸入的信號中沒有NHz的頻率分量，碼跟蹤環(huán)無法實現(xiàn)跟蹤。而是繼續(xù)輸出一個NHz附近的振蕩信號，積分清零脈沖的頻率也是NHz附近。依據(jù)解調(diào)原理，只有積分時間是一個碼位寬度時(并且開始結(jié)束時刻要與碼位寬度對齊)可以實現(xiàn)最大的信號能量的累加，和最大的噪聲抑制，輸出最低的解調(diào)誤碼。而如果積分時長超過一個碼位寬時由于存在數(shù)據(jù)0、1調(diào)制的跳變，會導致信號積分能量的衰減，所以無法正確解調(diào)出數(shù)據(jù)。

反之，如果采用碼速率為8N的碼環(huán)去解調(diào)N的碼速率，則同樣存在無法鎖定和積分時長太短的問題，而無法實現(xiàn)解調(diào)。

圖3是采用碼速率為N的跟蹤環(huán)路解調(diào)碼速率為N的調(diào)制信號時的仿真波形(輸入的信號是0/1交替的調(diào)制信號)。藍色是準路積分清零值紅色是早半積分清零時刻的值，從中可以看出，0、1交替的數(shù)據(jù)正常解調(diào)，并且早半時刻的積分能量幾乎為0，信號的主要能量從準時刻積分清零輸出，信號峰值可達500以上，波形正確。

圖3 采用N解調(diào)環(huán)對N碼速率信號的解調(diào)

圖4是采用碼速率為N的解調(diào)環(huán)路對碼速率為8N信號進行解調(diào)的仿真波形。從圖中可以看出，準路與早半的積分值很隨機(受噪聲以及積分時刻等因素影響)，并且積分值僅為20多，相比上圖準時刻清零值500差距較大，不能故沒有實現(xiàn)0、1交替調(diào)制碼的解調(diào)。

圖4 采用N解調(diào)環(huán)對8N碼速率信號的解調(diào)

3 試驗驗證

為證明上述分析的正確性，在設(shè)計階段，在實驗室中完成試驗驗證過程如下：

準備上行碼速率可調(diào)的遙控單檢設(shè)備和與器上狀態(tài)一致的解調(diào)環(huán)路遙控解調(diào)模塊，遙控解調(diào)模塊的碼速率設(shè)置為8 Nbps。

首先，設(shè)置遙控單檢上行碼速率為Nbps，向使用8 Nbps的解調(diào)環(huán)路遙控解調(diào)模塊發(fā)送100條遙控指令，均未執(zhí)行。

其次，將遙控單檢上行遙控碼速率改為8 Nbps后，同樣向使用8 Nbps的解調(diào)環(huán)路遙控解調(diào)模塊發(fā)送100條遙控指令，均正確執(zhí)行。

該試驗驗證了上述分析結(jié)果。

4 飛控實施

在實際飛行控制過程中，首先應從指令計劃安排的角度盡量避免兩航天器處于相近位置情況下的指令發(fā)送。在無法避免的情況下，以航天器B飛行控制過程為例，在航天器B繞月飛行期間，航天器A處于月球正面著陸狀態(tài)，必需接受休眠指令，否則將危及航天器A的安全。為此，盡管上述分析和試驗驗證表明指令接收無風險，仍然采取以下措施最大限度保證兩航天器安全。

4.1 利用環(huán)境遮擋

選擇航天器B飛行至月球背面期間，完成航天器A休眠指令的發(fā)送。此時地面站與航天器B之間被月球遮擋，無直接通信鏈路。

4.2 降低發(fā)射電平

在航天器A上行接收鏈路余量較大的前提下，降低地面發(fā)送功率至解調(diào)門限附近，進一步減小航天器B誤接收的可能。

4.3 星上工作模式切換

航天器A和航天器B測控分系統(tǒng)設(shè)計均采用了雙頻點備份模式，由于航天器A接收休眠指令所用的頻點為主份頻點，為進一步保證安全，在航天器A接收指令前，將航天器B切換為使用備份頻點。待航天器A接收指令完成后，再將航天器B切換回主份頻點。同時，在航天器A接收指令期間，將航天器B數(shù)管設(shè)備設(shè)置為“數(shù)傳門關(guān)”模式，使其不能接收遙控數(shù)據(jù)[6]。

4.4 小結(jié)

綜上，航天器B在星上測控數(shù)管軟硬件均與航天器A完全一致，且在相同時段、相近地點在軌飛行的情況下，通過使用不同的遙控碼速率、不同的頻點、利用環(huán)境遮擋、使用門限電平發(fā)指令的實施方法，避免了兩器之間遙控的互相影響，保證了航天器安全。

5 結(jié)束語

本文從理論算法和工程實施兩個角度分析了主備份航天器在同時間同方位飛行期間避免遙控信號相互接收解調(diào)的問題。經(jīng)過分析，采用改動最小的方案，通過原理分析，保留原測控體制、上行載波頻率、遙控副載波頻率與數(shù)據(jù)格式，僅僅通過采用不同的碼速率，即從設(shè)計上保證航天器A和航天器B遙控不會相互干擾。隨后通過試驗驗證了該結(jié)論。最后通過飛控實施的具體措施成功保證了兩航天器的遙控安全。飛行試驗表明，上述分析正確，實施過程合理。