周輝峰，姜忠武，廖清森

（西昌衛(wèi)星發(fā)射中心，西昌，615000）

0 引 言

測控系統(tǒng)主要負責火箭及衛(wèi)星的軌道測量、圖像及遙測監(jiān)視、遙控操作、數(shù)據(jù)注入、飛行控制等，是載人航天八大系統(tǒng)之一，是探月工程五大系統(tǒng)之一，是航天工程不可或缺的重要組成部分。航天測控站的任務是直接對航天器進行跟蹤測量、遙測、遙控和通信等，它將接收到的測量、遙測信息傳送給航天控制中心，根據(jù)航天控制中心的指示與航天器通信，并配合控制中心完成對航天器的控制。陸地測控站通常由跟蹤測量設備、遙測設備、遙控設備、通信設備、監(jiān)控顯示設備等組成。隨著無線電技術的發(fā)展，測控設備也在不斷發(fā)展，獨立的跟蹤測量設備、遙測設備和遙控設備已逐步被共用一路載波信道的統(tǒng)一測控系統(tǒng)所代替[1,2]。

中國已初步具備天基測控能力，已基本建成天地一體、設備齊全、任務多樣的航天測控網(wǎng)。中國航天測控網(wǎng)正在逐步實現(xiàn)由陸基向天基、由地球空間測控向深空測控的拓展[3]。未來中國將完善現(xiàn)有航天測控系統(tǒng)，建設運行第2 代中繼衛(wèi)星系統(tǒng)，構建安全可靠、響應迅速、接入靈活、運行高效、服務廣泛的天地一體化航天測控體系[4]。但目前中國航天測控網(wǎng)依然存在測控盲區(qū)，不能做到所有任務航區(qū)全覆蓋。已經(jīng)覆蓋的區(qū)域屬于交棒接力式覆蓋，冗余備份手段不足，一旦個別站點設備故障將嚴重影響區(qū)域測控能力。對于航天發(fā)射主動段測控而言，中國主要發(fā)射中心已基本建立“程引+數(shù)引+自跟蹤”的多體制跟蹤測量策略。程引模式只在目標按照預定路線飛行時可用，一旦目標偏離路線、飛行超前或滯后都將導致丟失目標；數(shù)引模式則利用正常自跟蹤的測控站的綜合數(shù)據(jù)（含遙測數(shù)據(jù)、雷達定位數(shù)據(jù)、慣導數(shù)據(jù)），進行飛行目標的實時定位，再將定位結果用于引導其他測控站點地面設備跟蹤目標，要求所依賴站點自跟蹤穩(wěn)定、各測控站點與中心數(shù)據(jù)鏈路暢通且時間高度統(tǒng)一。數(shù)據(jù)、鏈路、時統(tǒng)任一出現(xiàn)問題將導致數(shù)引模式失效。

由于航天器造價高昂，飛行試驗次數(shù)受限，飛行數(shù)據(jù)十分珍貴，每次飛行試驗都要求測控系統(tǒng)完整可靠地獲取飛行試驗數(shù)據(jù)。因此，提升地面測控設備適應能力和抗干擾能力，進一步提高全航區(qū)測控數(shù)據(jù)收發(fā)可靠性是十分必要的。隨著多星座衛(wèi)星導航技術的成熟和發(fā)展，目前中國航天任務基本都搭載了全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)（Global Navigation Satellite System，GNSS）+北斗衛(wèi)星導航系統(tǒng)（BeiDou Navigation Satellite System，BDS）授時定位接收機。本文從測控站點自身出發(fā)，研究測控站點地面設備基于箭載GNSS+BDS定位的自引導、互引導技術的可行性。該方法的成功應用，將為各測控站點地面設備的跟蹤測量開辟一道新的引導途徑。即使中心數(shù)引鏈路中斷，測站基于自身的跟蹤測量，從下行遙測數(shù)據(jù)中實時解調出箭載GNSS+BDS 接收機定位數(shù)據(jù)，進行插值外推，并轉換為測站跟蹤引導彈道，應用于引導測控天線對準目標。還可以將此引導彈道引導同站其他設備跟蹤目標，提高了測站地面設備跟蹤測量的穩(wěn)定性和可靠性。

1 算法設計

1.1 現(xiàn)有跟蹤捕獲模式

中國發(fā)射場主要采用“程引+數(shù)引+自跟蹤”的多體制的跟蹤測量策略，“初始捕獲”和“丟失重捕”均按“數(shù)引→程引”的優(yōu)先級進行捕獲，流程如圖1 所示。具備條件的測站可以先用一個大波束角的引導天線鎖定跟蹤目標，再用以引導小波束角天線跟蹤目標。

圖1 現(xiàn)有跟蹤模式流程Fig.1 Flow Chart of Existing Tracking Mode

程序引導模式只能在目標按照預定路線飛行時（偏離不超過天線波束角），測站利用伺服控制系統(tǒng)事先裝填理論彈道引導天線運行，當飛行目標進入天線波束角范圍且滿足自跟蹤條件（接收機鎖定、自動增益控制電壓、角誤差電壓等滿足要求），則切換為自跟蹤模式。一旦目標飛行偏離理論路線、飛行超前或滯后都將可能導致目標丟失，無法進行跟蹤測量。

中心數(shù)據(jù)引導模式則利用前站已正常自跟蹤設備的綜合數(shù)據(jù)（含遙測數(shù)據(jù)、雷達定位數(shù)據(jù)、慣導數(shù)據(jù)），進行飛行目標的實時定位解算，再將定位結果插值擬合后用于引導后站（他站）地面設備跟蹤目標，后站（他站）滿足自跟蹤條件后切換為自跟蹤模式。中心數(shù)據(jù)引導模式遇到地震、泥石流、山體滑坡等自然災害和戰(zhàn)爭時，該引導模式的通信鏈路保障環(huán)節(jié)容易遭到破壞。

1.2 改進后跟蹤捕獲模式

隨著北斗衛(wèi)星導航系統(tǒng)應用的成熟和發(fā)展，結合中國航區(qū)設備實際情況，引入基于箭載GNSS+BDS 定位的遙測地面設備自引導模式，改進和豐富了原有測控設備的跟蹤模式。改進后跟蹤策略流程如圖2 所示。在初始捕獲階段增加了同站互引導模式，初始捕獲時按“數(shù)引→程引→同站引導”的優(yōu)先順序進行捕獲。當目標丟失時，增加了同站自引導和GNSS+BDS 引導模式，丟失重捕時按“數(shù)引→同站引導→GNSS+BDS引導→程引”的優(yōu)先順序進行捕獲，也可根據(jù)使用者不同習慣調整跟蹤捕獲的優(yōu)先級。

圖2 改進后初始捕獲及丟失重捕流程Fig.2 Improved Flow Chart of Initial Acquisition and Lost Retrieval

具有兩套以上設備的測控站點才能夠使用同站引導模式，由于遙測設備波束角大于雷達波束角，一般而言，遙測設備先于雷達設備發(fā)現(xiàn)目標。先發(fā)現(xiàn)并能夠跟蹤目標的設備可以將實時角度信息用于引導同站設備跟蹤捕獲目標。在飛行目標偏離理論路線且中心數(shù)引模式失效時，該捕獲模式便成為唯一的引導模式。

1.3 GNSS+BDS 引導算法設計

GNSS+BDS 引導采用基于箭載GNSS+BDS 定位的自引導技術，設計算法流程如圖3 所示。地面設備必須先通過中心數(shù)據(jù)引導/程序引導/同站引導捕獲目標，接收遙測下行數(shù)據(jù)并解調；將插播在遙測幀中的GNSS+BDS 定位數(shù)據(jù)送外測終端進行實時解算；然后將已獲取的目標彈道信息進行擬合外推；扣除傳輸、處理延時后，轉換為測站實時引導彈道，用于引導天線對準目標。滿足跟蹤條件后可切換為自跟蹤，自引導彈道實時更新，直至任務弧段結束。該算法不僅實現(xiàn)了“遙測接收-彈道解算-引導天線-自跟蹤”的跟蹤策略，還實現(xiàn)了“遙測接收-彈道解算-引導天線”和“遙測接收-彈道解算-自跟蹤”的實時閉環(huán)處理，確保跟蹤的連續(xù)性、穩(wěn)定性和可靠性。對于時延計算而言，箭上遙測系統(tǒng)處理GNSS+BDS 定位信息、空間傳輸時延、地面遙測解算、外測終端解算的時延可以通過解算GNSS+BDS 定位時刻的相對時與地面解算結束時刻相對時刻做差求取。彈道主動段常用擬合法有基于最優(yōu)樣條節(jié)點主動段彈道估計法和分段最小二乘擬合法[5,6]，本文采用多項式最小二乘法擬合，先擬合后外推。然后經(jīng)時延修正后用于引導天線跟蹤目標。

圖3 GNSS+BDS 引導原理流程Fig.3 GNSS + BDS Guidance Principle

2 試驗驗證

針對上述設計的跟蹤捕獲策略與基于GNSS+BDS定位的引導算法，結合中心某測控設備，開展了試驗驗證。以某次飛行任務箭載GNSS+BDS 定位數(shù)據(jù)為例，坐標為地心坐標系，數(shù)據(jù)刷新頻率10 Hz。擬合外推算法采用2 次或3 次多項式最小二乘法擬合，擬合刷新頻率與定位解算頻率10 Hz 一致。經(jīng)測算空間傳輸、各級處理時延約100 ms。初始擬合取50 個點（5 s）定位數(shù)據(jù)，根據(jù)時延估算因外推至當前時刻后200 ms，并根據(jù)實際需要選擇外推的步數(shù)。當定位數(shù)據(jù)實時更新時，進行移步擬合實時更新當前彈道。圖4 為基于箭載GNSS+BDS 定位解算擬合外推50 步（5 s）的引導彈道與實際跟蹤彈道對比情況，試驗結果表明，外推彈道制作的引導彈道與實際跟蹤彈道是基本吻合的，能夠滿足引導天線對準目標，實現(xiàn)實時接收遙測信息。當目標丟失后也能夠通過此方法實現(xiàn)目標的丟失重捕，該跟蹤策略和引導算法是可行的。

圖4 擬合外推引導彈道與實際跟蹤彈道對比Fig.4 Comparison of Fitting & Extrapolating Guided-trajectory with Actual Tracking Trajectory

相對時135 s 中心數(shù)引跟蹤目標，同時外測終端正常解調GNSS+BDS 接收機定位數(shù)據(jù)，165 s 轉自跟蹤。135～165 s 天線采用中心數(shù)字接收機自引導數(shù)據(jù)與中心自引導數(shù)是一致。輔助證明了本文算法的正確性。誤差曲線如圖5 所示。從統(tǒng)計結果看，方位角誤差統(tǒng)計標準差較大，正負最大偏離均比俯仰大，說明偏離抖動較大，285 s 左右抖動明顯，是自跟蹤過航捷點（飛行軌道在地面的投影離測量設備最近點，此時仰角最高）時天線抖動引起，而非GNSS+BDS 引導算法引起。而自跟蹤俯仰角比理論俯仰角存在約0.18°偏差，可能原因是大地測量值偏差、天線標定標校偏差、天線方向圖偏差、坐標系轉換等原因造成，該偏誤差可以通過提高大地測量精度、提高天線標定標校精度和改善天線方向圖等手段修正。誤差統(tǒng)計分析見表1 所示。

圖5 擬合外推引導彈道相對實際跟蹤彈道的誤差分析Fig.5 Error Analysis of Fitting & Extrapolating Guided-trajectory Relative to Actual Tracking Trajectory

表1 GNSS+BDS 引導彈道相對自跟蹤誤差統(tǒng)計Tab.1 Error Statistics of GNSS+BDS Guided-trajectory Relative to Self-tracking

實踐表明，有5 s（50 步）以上實時定位信息后，該算法可以實時引導天線對準目標，完成引導跟蹤測量任務，同時可以將該引導彈道用于引導同站其他設備跟蹤目標。對于地面測量設備而言，只要接收到5 s（50 步）以上定位信息，即使之后伺服解角誤差鏈路出現(xiàn)故障（如：解角誤差1 kHz 信號輸出異常），在不依賴中心數(shù)字引導的情況下，測量站還可以通過此方法完成跟蹤測量任務。需要外推多步時，采用50 點二次多項式最小二乘法擬合外推50 步或100 點3 次多項式最小二乘法擬合外推100 步有較好的魯棒性，誤差在天線跟蹤波束角范圍內(nèi)。隨著外推步數(shù)越多，誤差越大，超出波束角后可能會導致目標丟失。

3 結束語

隨著中國現(xiàn)代化建設不斷深入，空間科學應用需求井噴式發(fā)展，各類型航天發(fā)射數(shù)量逐年上升。在軌航天器數(shù)量不斷增加但相應測控資源有限，實現(xiàn)快速響應、全面保障主動段航區(qū)測控與航天器在軌管控的實現(xiàn)，成為測控領域面臨的新考驗和亟待解決的新課題。此次研究從航天測控站自身出發(fā)，研究了測控地面設備基于箭載GNSS+BDS 定位的自引導技術和同站互引導技術的可行性，試驗表明該方法是完全可行的，能夠為地面各測控設備的跟蹤測量開辟一條新的引導與互引導途徑，提高測站地面設備跟蹤測量的自適應性、抗破壞性、穩(wěn)定性和可靠性。