王 洋，宮長(zhǎng)輝，張金剛，周廣銘，容 易

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

0 引 言

從提升測(cè)控對(duì)任務(wù)的適應(yīng)性、降低飛行測(cè)控成本、兼顧短期在軌段測(cè)控需求等因素綜合考慮，未來運(yùn)載火箭采用全程天基遙測(cè)為主、地基遙測(cè)為輔的方案[1]可降低發(fā)射任務(wù)對(duì)天氣因素及測(cè)量船的依賴，通過火箭測(cè)控系統(tǒng)與中繼星建立雙向數(shù)據(jù)傳輸鏈路，將箭上遙測(cè)數(shù)據(jù)傳輸至地面，將地面遙控指令上傳至箭上，實(shí)現(xiàn)高碼率全程天基測(cè)控。多星/多天線智能切換技術(shù)、自適應(yīng)跟蹤中繼星技術(shù)、瓦片式相控陣天線技術(shù)、高效雙向遞歸編碼算法技術(shù)等是突破高碼率全程天基測(cè)控技術(shù)的關(guān)鍵。

1 國內(nèi)外研究情況

中繼衛(wèi)星系統(tǒng)是利用高軌衛(wèi)星實(shí)現(xiàn)對(duì)中低軌飛行器數(shù)據(jù)傳輸和跟蹤測(cè)軌的空間信息傳輸系統(tǒng)，具有覆蓋范圍廣、實(shí)時(shí)性強(qiáng)、費(fèi)用低廉等優(yōu)勢(shì)。美國航空航天局（National Aeronautics and Sрace Administration，NASA）率先建成了世界上第1個(gè)跟蹤與數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星系統(tǒng)（Tracking&Data Relay Satellite System，TDRSS），俄羅斯、歐洲國家、日本以及中國也紛紛建設(shè)了自己的跟蹤與數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了對(duì)低軌航天器的近100%覆蓋，減少地面測(cè)控站的數(shù)量，節(jié)約成本，利用中繼衛(wèi)星進(jìn)行火箭測(cè)控已成為今后國內(nèi)外航天測(cè)控領(lǐng)域研究與發(fā)展的重要方向之一。目前，美國、歐洲國家的數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星基本上均采用 Ka頻段進(jìn)行高速數(shù)據(jù)傳輸。

中國目前的遠(yuǎn)望測(cè)量船，主要服務(wù)于運(yùn)載火箭主動(dòng)段測(cè)控、衛(wèi)星測(cè)控、載人航天任務(wù)測(cè)控等飛行試驗(yàn)測(cè)控任務(wù)，隨著新型運(yùn)載火箭的研制飛行及航天發(fā)射任務(wù)的快速增長(zhǎng)，現(xiàn)有測(cè)量船已無法滿足當(dāng)前各型運(yùn)載火箭高密度發(fā)射測(cè)控需求。而且，地基測(cè)控系統(tǒng)受地球曲率影響，只能在有限區(qū)域內(nèi)對(duì)飛行器進(jìn)行跟蹤，而天基測(cè)控系統(tǒng)只需3顆衛(wèi)星就可實(shí)現(xiàn)對(duì)低軌飛行器的全球覆蓋。

2 高碼率全程天基測(cè)控系統(tǒng)

根據(jù)對(duì)未來運(yùn)載火箭箭上遙測(cè)參數(shù)規(guī)模的初步預(yù)估，提出了高碼率遙測(cè)下行通道的無線測(cè)控架構(gòu)[2]。

天基S頻段測(cè)控帶寬窄，傳輸速率受到限制，為了滿足高速天基測(cè)控的需求，采用天基Ka頻段實(shí)現(xiàn)對(duì)火箭的全程遙測(cè)數(shù)據(jù)中繼下傳。為了滿足高速率下的Ka天基數(shù)傳返向EIRP值，Ka頻段返向相控陣天線的波束寬度較窄，因此Ka天基測(cè)控對(duì)天線波束指向精度要求較高。

為提高全程天基測(cè)控系統(tǒng)的可靠性，采用3副Ka相控陣天線，均布于箭體表面。Ka頻段相控陣天線可根據(jù)Ka天基測(cè)控終端的指令，進(jìn)行天線切換，在短期在軌工作段或故障模式時(shí)按需使用。

Ka天基測(cè)控系統(tǒng)箭上部分主要由Ka天基測(cè)控終端、Ka相控陣天線兩部分組成。天基測(cè)控系統(tǒng)組成如圖1所示。

圖1 天基測(cè)控系統(tǒng)組成框圖Fig.1 Diagram of Sрace-based TT&C

3 關(guān)鍵技術(shù)及解決途徑

3.1 多星/多天線智能切換技術(shù)

通過對(duì)天基測(cè)控弧段進(jìn)行仿真分析表明[3～5]，通過多顆中繼衛(wèi)星接力，采用多星/多天線智能切換技術(shù)，確保在正常飛行和故障飛行狀態(tài)下均可獲得關(guān)鍵遙測(cè)和遙控?cái)?shù)據(jù)，實(shí)現(xiàn)全程無盲區(qū)天基測(cè)控。Ka頻段相控陣天線可根據(jù) Ka天基測(cè)控終端的指令，進(jìn)行天線切換，在短期在軌工作段或故障模式時(shí)按需使用。以典型天基指向角α、β為例，如圖2、圖3所示。

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

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

單副相控陣天線受限于自身波束范圍，約為±60°圓錐角。而中繼天線一般均布于箭體表面，因此β指向角范圍為30～150°。經(jīng)天基指向角仿真分析，需要進(jìn)行中繼衛(wèi)星的切換。為提高全程天基的可靠性，天基測(cè)控系統(tǒng)擬采用3副Ka相控陣天線，均布于箭體表面，3副相控陣天線天線1、天線2和天線3安裝角度分別為0α、0α+120°和0α+240°，可根據(jù)Ka相控陣終端指令，進(jìn)行天線切換，在短期在軌工作段或故障模式時(shí)按需使用。由此，天基 Ka在 0～360°的α角內(nèi)無盲區(qū)。

考慮到異常飛行情況，擬采用多星/多天線智能切換技術(shù)，多星/多天線的切換策略及工作流程初步設(shè)計(jì)見圖4。

圖4 多星/多天線的切換策略及工作流程Fig.4 Switching Strategy and Work Flow of Multi-satellite and Multi-antenna

在天基設(shè)備加電、相控陣天線開機(jī)時(shí)，完成初始裝訂，例如裝訂為中繼衛(wèi)星01星和天線1，進(jìn)行程序跟蹤。中繼衛(wèi)星根據(jù)返向相控陣天線發(fā)送的信息進(jìn)行自跟蹤捕獲，待中繼衛(wèi)星完成捕獲相控陣天線，發(fā)送前向信息。前向相控陣天線接收中繼衛(wèi)星的前向信息，待基帶完成對(duì)擴(kuò)頻的捕獲且穩(wěn)定之后切換到自跟蹤模式。若基帶失鎖則返回到程序跟蹤模式。同時(shí)，對(duì)當(dāng)前的衛(wèi)星天線組合進(jìn)行判斷，并考慮到頻繁切換對(duì)通信產(chǎn)生不利影響，若當(dāng)前組合滿足通信條件（不被地球遮擋，且跟蹤離軸角小于60°），則繼續(xù)保持當(dāng)前組合進(jìn)行通信，若不滿足條件（考慮設(shè)計(jì)余量和噪聲影響，連續(xù)多次不滿足才認(rèn)為不滿足），則選擇最優(yōu)衛(wèi)星天線組合然后進(jìn)入程序跟蹤模式，如此循環(huán)，直到任務(wù)結(jié)束。

最優(yōu)衛(wèi)星天線組合的策略選擇如下[6]：若當(dāng)前相控陣天線不能通信時(shí)，則需要切換相控陣天線或者中繼衛(wèi)星通信。通常相控陣天線的掃描范圍是以天線法線為中心，±60°內(nèi)的圓錐角，天線掃描角度越大，增益越低，所以當(dāng)其它條件相同時(shí)，天線坐標(biāo)系中中繼衛(wèi)星方向離軸角越小的組合，被選擇的概率越大。當(dāng)運(yùn)載火箭與中繼衛(wèi)星的視距被地球遮擋時(shí)，無法進(jìn)行通信，需將此情況的組合排除。

3.2 瓦片式相控陣天線技術(shù)

有源 Ka頻段相控陣天線通?？煞譃椤按u塊式”（brick）和“瓦片式”（tile）兩種結(jié)構(gòu)[7]。兩者最主要的差異，體現(xiàn)在收發(fā)（Transmitter and Receiver，T/R）組件的集成方式上。磚塊式集成方式主要指T/R組件采用縱向布局，橫向裝配的集成形式；瓦片式集成方式主要指T/R組件采用橫向布局，縱向裝配，垂直互聯(lián)的集成形式。兩種T/R組件集成方式如圖5所示。從圖5中可以看出，瓦片式組件的擴(kuò)展性優(yōu)于磚塊式組件。磚塊式組件只能一維方向擴(kuò)展，而瓦片式組件能夠?qū)崿F(xiàn)二維方向擴(kuò)展。

圖5 有源相控陣T/R組件集成方式Fig.5 Integration Mode of T/R Module of Active Phased Array Antenna

目前中國 Ka頻段天基測(cè)控系統(tǒng)采用的天線形式大多為磚塊式相控陣天線，擴(kuò)展性差、集成度低、質(zhì)量較大。相比磚塊式T/R組件，瓦片式T/R組件在經(jīng)濟(jì)性、尺寸、質(zhì)量等方面更具有優(yōu)勢(shì)，更加貼合運(yùn)載火箭 Ka天基相控陣天線的應(yīng)用需求，其難點(diǎn)在于T模塊多通道多功能芯片設(shè)計(jì)。

T組件由若干T模塊組成，主要實(shí)現(xiàn)功率分配、信號(hào)放大、幅相調(diào)整、射頻芯片電源關(guān)斷等功能。由于高碼率導(dǎo)致通道數(shù)量龐大，對(duì)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實(shí)現(xiàn)瓦片式T模塊的核心，采用多通道合一的系統(tǒng)集成芯片（System on Chiр，SoC）設(shè)計(jì)，高密度集成多路高效率功率放大器、多路VM移相器及一個(gè)功分器，除滿足發(fā)射功率、效率或增益等要求外，還需考慮陣元間距的限制。由于工作頻率在Ka頻段，多通道多功能芯片受到寄生參數(shù)的影響很大，性能指標(biāo)的實(shí)現(xiàn)很大程度取決于加工制造的工藝能力，精密加工和微組裝工藝是研制該芯片必不可少的環(huán)節(jié)。多通道多功能芯片通過芯片級(jí)的集成技術(shù)，采用半導(dǎo)體工藝提高電路集成度，減少模塊級(jí)電路的復(fù)雜程度和人工處理的環(huán)節(jié)，提高產(chǎn)品的一致性，同時(shí)還可降低生產(chǎn)成本。

T模塊組件整體的設(shè)計(jì)采用了瓦片式結(jié)構(gòu)，如圖6所示，腔體、蓋板、波控子板等零部件進(jìn)行垂直互聯(lián)，相對(duì)于傳統(tǒng)的磚塊式結(jié)構(gòu)大大降低了組件的厚度，不足磚塊式模塊的1/3。節(jié)省了電路板、結(jié)構(gòu)件，瓦片式模塊的質(zhì)量相對(duì)磚塊式模塊也大幅下降，同等通道數(shù)量下，質(zhì)量不足磚塊式模塊的1/2，實(shí)現(xiàn)相控陣天線的輕、薄設(shè)計(jì)。

圖6 T模塊瓦片式垂直互連Fig.6 Vertical Interconnection of Tile-Tyрe T Module

3.3 自適應(yīng)跟蹤中繼星技術(shù)

相控陣天線常用的跟蹤中繼星方式有兩種：程序跟蹤及自跟蹤[8,9]。其中程序跟蹤先通過測(cè)量確定運(yùn)載火箭的空間位置和姿態(tài)，然后計(jì)算出運(yùn)載火箭天線沿目標(biāo)衛(wèi)星運(yùn)行軌跡的指向角度，程序控制天線跟蹤目標(biāo)衛(wèi)星。自跟蹤主要利用測(cè)角算法對(duì)中繼星進(jìn)行跟蹤。程序跟蹤方式簡(jiǎn)單，對(duì)平臺(tái)和運(yùn)載火箭天線控制要求不高。適合天線波束寬、運(yùn)載火箭位置誤差小、對(duì)跟蹤精度要求不高的星箭鏈路。對(duì)于天線波束窄，對(duì)跟蹤精度要求高的鏈路，就必須使用高精度的自跟蹤測(cè)角算法。程序跟蹤受制于自身角度更新頻率低，而自跟蹤受前向信息的制約，兩者均有局限性。因此，跟蹤方案除具備上述兩種跟蹤模式外，還采用程序跟蹤與自跟蹤結(jié)合方案，兩者相輔相成，共同實(shí)現(xiàn)自適應(yīng)跟蹤中繼衛(wèi)星技術(shù)。

自適應(yīng)跟蹤方案中，由程序跟蹤提供目標(biāo)初始信息，自跟蹤立即接替跟蹤任務(wù)，根據(jù)初始位置信息，確定目標(biāo)的粗略位置。前向相控陣天線快速反應(yīng)，在此基礎(chǔ)上進(jìn)行單脈沖和差測(cè)角，確定目標(biāo)精確位置，并進(jìn)行跟蹤任務(wù)，同時(shí)返向相控陣天線正常工作。當(dāng)自跟蹤失效時(shí)，程序跟蹤接替跟蹤任務(wù)，直至自跟蹤重新工作，再將跟蹤任務(wù)移交自跟蹤。實(shí)現(xiàn)過程中包含以下幾種情況：

a）當(dāng)程控信息和解擴(kuò)后信息都正常有效時(shí)，程序跟蹤與自跟蹤相互配合，完成對(duì)目標(biāo)的初始定位與跟蹤。

b）當(dāng)程序跟蹤或自跟蹤有一個(gè)出現(xiàn)異常時(shí)，采取一定的補(bǔ)救措施，在一定條件下仍然可以跟蹤中繼星。下面分兩種情況討論：

1）當(dāng)沒有收到前向信息時(shí)，或者基帶模塊未實(shí)現(xiàn)捕獲時(shí)，只能使用程序跟蹤模式。此條件下，由于無法獲取有效的解擴(kuò)后信息，無法啟用測(cè)角模塊。如果采用傳統(tǒng)的程序跟蹤算法，當(dāng)自轉(zhuǎn)角速度較大時(shí)，系統(tǒng)無法滿足跟蹤要求，可對(duì)程序跟蹤算法做適當(dāng)改進(jìn)?？紤]實(shí)現(xiàn)復(fù)雜度，可采用線性插值方法進(jìn)行擬合插值，預(yù)測(cè)出當(dāng)前時(shí)刻的波束指向角。

2）當(dāng)程控信息獲取失效，而解擴(kuò)信息有效時(shí)，采用自跟蹤模式。程序跟蹤失效，意味著只能通過測(cè)角模塊來獲取角度信息。此條件下，測(cè)角過程可分為粗估計(jì)和精估計(jì)，系統(tǒng)剛啟動(dòng)時(shí)，由于測(cè)角模塊沒有獲得任何先驗(yàn)信息，先在全空域進(jìn)行盲搜索，并且搜索的步進(jìn)較大。當(dāng)粗略搜索到信號(hào)時(shí)，縮小搜索步進(jìn)，切換為精估計(jì)進(jìn)行跟蹤。

后續(xù)還需進(jìn)一步優(yōu)化設(shè)計(jì)程序跟蹤、自跟蹤、自適應(yīng)跟蹤策略的算法，以優(yōu)質(zhì)的硬件為基礎(chǔ)，減少程序算法及硬件資源引起的波束指向誤差。

3.4 高效雙向遞歸編碼算法

天基下行傳輸速率較高，傳統(tǒng)的信道編碼調(diào)制方式不足以滿足高速天基測(cè)控的需求，亟待研究并實(shí)現(xiàn)一種新型的高效編碼算法。

根據(jù)中繼衛(wèi)星系統(tǒng)數(shù)據(jù)傳輸技術(shù)規(guī)范，實(shí)現(xiàn)天基下行高碼率信息傳輸，下行鏈路采用國際空間數(shù)據(jù)系統(tǒng)咨詢委員會(huì)（Consultative Committee for Sрace Data Systems，CCSDS）定義的幀傳輸結(jié)構(gòu)、QPSK調(diào)制方式，信道編碼采用碼長(zhǎng)為6144的2/3編碼效率的低密度奇偶校驗(yàn)碼（Low Density Parity Check Code，LDPC）。但是，傳統(tǒng)串行編碼方式使用寄存器搭建運(yùn)算矩陣，在高速數(shù)傳工況下，矩陣運(yùn)算所產(chǎn)生功耗大幅上升，無法應(yīng)用于箭載高速數(shù)傳平臺(tái)。

CCSDS于2007年9月發(fā)布的橙皮書中提到了兩類LDPC碼[10]：a）基于有限幾何構(gòu)造的高碼率LDPC碼，推薦應(yīng)用于近地軌道航天器；b）累積-重復(fù)-累積碼（Accumulate Reрeat Accumulate Code，ARA 碼），推薦應(yīng)用于深空通信系統(tǒng)。

天基下行鏈路選擇用于深空通信的累積重復(fù)參差累積碼（Accumulate Reрeat Jagged Accumulate Code，AR4JA碼）構(gòu)造LDPC碼，并根據(jù)準(zhǔn)循環(huán)雙對(duì)角LDPC碼的結(jié)構(gòu)特性，使用一種雙向遞歸的方式進(jìn)行快速編碼。通過使用一種行間串行計(jì)算列間并行計(jì)算的編碼器結(jié)構(gòu)，并采用校驗(yàn)向量的雙向遞歸快速流水線計(jì)算方法，最終設(shè)計(jì)了一種高吞吐量的LDPC碼編碼器硬件實(shí)現(xiàn)方案，在硬件電路上完成了FPGA相關(guān)功能模塊的上板測(cè)試，滿足高碼率天基返向信息高速傳輸?shù)男枨蟆２捎眠@種雙向遞歸快速編碼算法，編碼在硬件實(shí)現(xiàn)上具有運(yùn)算簡(jiǎn)單，并行度高，資源占用少和布線復(fù)雜度低等一系列優(yōu)點(diǎn)。

4 結(jié)束語

本文結(jié)合未來運(yùn)載火箭總體需求，闡述了運(yùn)載火箭全程天基測(cè)控方案，并詳細(xì)介紹了高碼率全程天基測(cè)控的若干關(guān)鍵技術(shù)及解決途徑。運(yùn)載火箭全程天基測(cè)控大大減少地面測(cè)控站和海上測(cè)量船的需求；全程Ka頻段高碼率返向信息傳輸，與現(xiàn)有的S頻段測(cè)控進(jìn)行對(duì)比，無論在傳輸速率、抗干擾能力等方面，都具有明顯優(yōu)勢(shì)；自適應(yīng)跟蹤中繼衛(wèi)星，以單脈沖測(cè)角技術(shù)為核心，實(shí)現(xiàn)天基測(cè)控系統(tǒng)自閉環(huán)的跟蹤中繼衛(wèi)星能力，與程序跟蹤互為備份，增加了跟蹤手段，極大提高跟蹤的可靠性。本文提出的相關(guān)技術(shù)成果也可推廣運(yùn)用于運(yùn)載上面級(jí)、航空器以及星載等天基測(cè)控系統(tǒng)中。