汪精華 梁杰 楊文濤 王躍 王闊

(1 中國空間技術(shù)研究院遙感衛(wèi)星總體部，北京 100094)(2 北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094)

高分多模衛(wèi)星(GFDM-1)是我國空間基礎(chǔ)設(shè)施“十三五”首批立項的科研星，同時也是中型敏捷遙感衛(wèi)星公用平臺(ZY2000 Remote Sensing Satellite Platform)的驗證星，測控分系統(tǒng)的多項技術(shù)指標(biāo)得到了突破。當(dāng)前低軌遙感衛(wèi)星測控分系統(tǒng)的上行遙控碼速率為2000～4000 bit/s[1-2]，下行及中繼返向遙測碼速率為4096～8192 bit/s[1-2]，定位定軌能力多采用單天線方式，而高分多模衛(wèi)星在提升長壽命高可靠方面的遙測遙控設(shè)計、滿足大角度敏捷機(jī)動要求下的定位定軌方式均進(jìn)行了創(chuàng)新與升級。

本文重點針對兩點開展論述。S測控子系統(tǒng)采用了統(tǒng)一S頻段測控(USB)+擴(kuò)頻的異構(gòu)設(shè)計，提升了星地測控的可靠度，同時支持對地測控與對中繼測控功能，實現(xiàn)全球測控，優(yōu)化了測控鏈路，將遙控碼速率提升到了8000 bit/s，遙測碼速率提升到了16 384 bit/s。導(dǎo)航子系統(tǒng)采用了雙天線同時參與解算方法，同時導(dǎo)航天線傾斜安裝15°，有效增加了導(dǎo)航信號接收空域，保證敏捷機(jī)動過程中的連續(xù)定位；導(dǎo)航子系統(tǒng)還支持雙頻雙模，有效提高事后精密定軌精度，并支持北斗導(dǎo)航系統(tǒng)(BD)的高精度在軌應(yīng)用。

1 測控分系統(tǒng)設(shè)計

衛(wèi)星測控分系統(tǒng)由導(dǎo)航子系統(tǒng)及S頻段測控子系統(tǒng)組成[3-5]。導(dǎo)航子系統(tǒng)在軌實時接收GPS或者BD導(dǎo)航信號完成星上實時定軌，同時將原始觀測量數(shù)據(jù)下傳地面用于地面事后精密定軌處理[6]；S頻段測控子系統(tǒng)為衛(wèi)星和地面測控站之間、衛(wèi)星與中繼衛(wèi)星之間提供S頻段射頻通道，同時完成星地測距任務(wù)，S頻段測控子系統(tǒng)功能包括對地USB測控、對地擴(kuò)頻測控和中繼擴(kuò)頻測控。

1.1 雙天線導(dǎo)航定位定軌設(shè)計

導(dǎo)航子系統(tǒng)由2副導(dǎo)航天線、2臺導(dǎo)航前置放大器、1臺功分器和2臺導(dǎo)航定位接收機(jī)組成[7]，導(dǎo)航子系統(tǒng)采用雙天線雙頻雙模設(shè)計方案。導(dǎo)航子系統(tǒng)組成如圖1所示。

圖1 導(dǎo)航子系統(tǒng)組成Fig.1 Navigation system composition

考慮到敏捷衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動速度快以及姿態(tài)機(jī)動角度大的特點，高分多模衛(wèi)星導(dǎo)航子系統(tǒng)重點解決雙天線導(dǎo)航下接收星數(shù)與觀測質(zhì)量以及姿態(tài)快速機(jī)動導(dǎo)航接收機(jī)環(huán)路穩(wěn)定鎖定的設(shè)計問題。

1)雙天線導(dǎo)航定位定軌設(shè)計

導(dǎo)航天線在衛(wèi)星上的安裝方式如圖2所示，2副導(dǎo)航天線均斜裝15°，由于2副天線的導(dǎo)航信號同時參與解算，相對于傳統(tǒng)單天線方式，系統(tǒng)增加了30°的接收空域。通過仿真可知，雙天線下的平均接收星數(shù)比單天線下增加1～2顆，在姿態(tài)機(jī)動情況下某天線完全被地球遮擋情況下，另一副天線仍可滿足4顆星以上的最低定位要求。

圖2 導(dǎo)航天線安裝示意圖Fig.2 Installation diagram of navigation antenna

雙天線處理中相位中心的處理包括了兩種方法，當(dāng)單個天線的接收星數(shù)大于4顆，接收機(jī)將根據(jù)觀測質(zhì)量選擇某天線的觀測量進(jìn)行定位定軌處理，并將定位定軌結(jié)果從天線的相位中心折算到衛(wèi)星質(zhì)心；當(dāng)姿態(tài)快速大角度機(jī)動時，2副天線的接收星數(shù)均不滿足4顆，則接收機(jī)自動切換到雙天線同時處理模式，接收機(jī)進(jìn)行導(dǎo)航衛(wèi)星信噪比剔除并進(jìn)行聯(lián)合定軌解算，并將定位定軌結(jié)果從雙天線的連線中心折算到衛(wèi)星質(zhì)心。衛(wèi)星由于燃料消耗，結(jié)構(gòu)變形導(dǎo)致的衛(wèi)星質(zhì)心的漂移，這些參數(shù)可通過參數(shù)上注的方式提供給導(dǎo)航定位接收機(jī)，接收機(jī)可在軌進(jìn)行參數(shù)更改并完成處理。

2)姿態(tài)快速機(jī)動GPS接收機(jī)環(huán)路設(shè)計

導(dǎo)航接收機(jī)的載波跟蹤環(huán)路由載波檢測積分器、載波環(huán)鑒別器、載波環(huán)濾波器構(gòu)成。在設(shè)計時，考慮容忍動態(tài)應(yīng)力，鑒別器應(yīng)為鎖頻環(huán)(FLL)，載波環(huán)濾波帶寬應(yīng)該較寬。然而，為了載波測量準(zhǔn)確，鑒別器應(yīng)該為鎖相環(huán)(PLL)，載波環(huán)環(huán)路濾波器噪聲帶寬應(yīng)該較窄。因此載波跟蹤環(huán)設(shè)計由鎖頻環(huán)(FLL)與科斯塔斯環(huán)(Costas PLL)構(gòu)成，先用FLL和寬帶的環(huán)路濾波器將載波跟蹤環(huán)路閉合起來，并轉(zhuǎn)移到Costas PLL狀態(tài)，并在動態(tài)允許的情況下使其載波跟蹤帶寬盡量窄，同時適應(yīng)快速姿態(tài)機(jī)動下環(huán)路鎖定能力。導(dǎo)航接收機(jī)載波環(huán)路濾波器采用的是三階環(huán)，可以穩(wěn)定跟蹤速度和加速度，目前環(huán)路的加速度跟蹤門限是5gn。

導(dǎo)航接收機(jī)碼跟蹤環(huán)產(chǎn)生超前、滯后2個不同相位的復(fù)現(xiàn)碼，經(jīng)預(yù)檢測積分后，通過碼環(huán)鑒別器與碼環(huán)濾波器控制碼數(shù)控振蕩器(NCO)，使接收機(jī)在碼域精確跟蹤衛(wèi)星信號，由碼相位獲得偽距。載波環(huán)的輸出對碼環(huán)提供多普勒輔助，載波環(huán)輔助實際上去掉了碼環(huán)所有在視線方向上的動態(tài)，因此碼環(huán)濾波器的級數(shù)可以做的比較低，雙頻導(dǎo)航接收機(jī)采用2階濾波器。目前環(huán)路的加速度跟蹤門限是5gn。

考慮到目前整星的加速度不超過5gn，因此導(dǎo)航接收機(jī)在姿態(tài)機(jī)動過程中不會失鎖，可以保證姿態(tài)機(jī)動過程的連續(xù)定位定軌。

1.2 S頻段異構(gòu)遙控遙測設(shè)計

S頻段測控子系統(tǒng)由2臺USB應(yīng)答機(jī)、1臺擴(kuò)頻應(yīng)答機(jī)、1臺功率放大器、2副寬波束測控天線、2副窄波束測控天線、1副中繼接收天線、1副中繼發(fā)射天線、2個混合接頭以及相應(yīng)的高頻電纜組成，具體組成見圖3所示。

圖3 S頻段測控子系統(tǒng)組成Fig.3 S-bamd TTCS system composition

S頻段測控子系統(tǒng)采用如下技術(shù)設(shè)計。

(1)異構(gòu)設(shè)計，提升系統(tǒng)可靠度及應(yīng)用手段；單純USB測控的8年可靠度指標(biāo)為0.99/8年，采用了異構(gòu)架構(gòu)的S頻段測控子系統(tǒng)的可靠度指標(biāo)為0.999 7/8年，在傳統(tǒng)USB測控的基礎(chǔ)上進(jìn)一步增加分系統(tǒng)的可靠度指標(biāo)，同時，多種應(yīng)用手段冷熱備份設(shè)計，可支持測控分系統(tǒng)8年不間斷連續(xù)可靠在軌工作；中繼測控的應(yīng)用提升了民用衛(wèi)星全球測控能力，結(jié)合衛(wèi)星敏捷機(jī)動的特點，完成任意時間對于全球熱點區(qū)域成像任務(wù)的快速分發(fā)。

(2)軍民融合，提升系統(tǒng)抗干擾能力；高分多模衛(wèi)星是第一顆采用擴(kuò)頻對地測控體制的民用衛(wèi)星，具有同頻異碼15 dB，單載波15 dB的抗干擾能力，結(jié)合衛(wèi)星敏捷機(jī)動的軍用應(yīng)用能力，可切換到擴(kuò)頻測控通道滿足軍用抗干擾需求。

(3)高性能指標(biāo)及新一代產(chǎn)品，完成中型敏捷平臺先進(jìn)單機(jī)產(chǎn)品驗證；高分多模測控分系統(tǒng)的上行遙控支持8000 bit/s，下行遙測支持16 384 bit/s，均為低軌遙感衛(wèi)星的最高能力，且擴(kuò)頻應(yīng)答機(jī)、USB應(yīng)答機(jī)等關(guān)鍵單機(jī)均為中型敏捷遙感衛(wèi)星公用平臺研制開發(fā)的小型化升級換代單機(jī)產(chǎn)品，需要在高分多模衛(wèi)星項目中開展試驗驗證。

2 實驗室仿真驗證

高分多模衛(wèi)星安排了導(dǎo)航子系統(tǒng)環(huán)境遮擋物理仿真試驗對于雙天線導(dǎo)航精度進(jìn)行了試驗驗證，同時考慮了太陽翼不同角度下的影響，遮擋情況下采用雙天線組合進(jìn)行定軌，包括了物理仿真內(nèi)場試驗，物理仿真外場試驗以及遮擋分析與事后精密定軌驗證軟件。

物理仿真內(nèi)場試驗主要完成以下內(nèi)容：①有無太陽翼下的觀測量精度對比；②尋找太陽翼作用下的最差觀測量的太陽翼角度，并將該角度作為最差狀態(tài)進(jìn)行實時定軌精度試驗的測試角度；③建立太陽翼、整星反射、折射及多徑綜合效應(yīng)影響下的偽距誤差模型以及載波相位測量誤差模型，將該誤差增加到導(dǎo)航動態(tài)仿真模塊輸出的原始觀測數(shù)據(jù)中，用于定軌指標(biāo)的分析評估；④導(dǎo)航天線方向圖及相位中心測試，得到方向圖及相位中心作為導(dǎo)航動態(tài)仿真模塊的設(shè)計輸入,如圖4，圖5所示。

圖4 緊縮場測試現(xiàn)場Fig.4 Construction field test site

物理仿真外場試驗主要完成以下內(nèi)容：雙天線模式的平均接收星數(shù)測試；太陽翼對載波相位和偽距測量精度的定性影響分析；單點幾何定位指標(biāo)分析；精密單點定位指標(biāo)分析，間接完成對載波相位測量精度的指標(biāo)分析，作為事后精密定軌模塊的輸入，如圖6所示。

圖6 外場試驗現(xiàn)場Fig.6 Field experiment site

事后精密定軌考慮了由于姿態(tài)機(jī)動導(dǎo)致的數(shù)據(jù)中斷，太陽翼遮擋造成的信號質(zhì)量惡化，在此基礎(chǔ)上進(jìn)一步加入了動力學(xué)模型誤差，其中重力場模型采用100階次，大氣密度模型則選用DTM78模型，這與仿真軌道的動力學(xué)模型區(qū)別較大，同時，每90 min估計大氣阻力系數(shù)以及切向、法向的經(jīng)驗力用以補(bǔ)償動力學(xué)模型誤差，在解算時考慮了衛(wèi)星多種復(fù)雜敏捷機(jī)動模式下的真實姿態(tài)信息[8]，經(jīng)過計算事后精密定軌指標(biāo)見表1所示，惡劣的情況下指標(biāo)將達(dá)到24 mm。

表1 測試數(shù)據(jù)Table 1 Test Data

利用原始測量數(shù)據(jù)引入誤差模型后的數(shù)據(jù)進(jìn)行實時定軌計算，位置精度為2.07 m，速度精度為0.002 19 m/s，具體曲線如圖7所示。

圖7 雙天線導(dǎo)航接收機(jī)事后精密定軌仿真測試結(jié)果Fig.7 Simulation test results of precise orbit determination after two-antenna navigation receiver

3 在軌試驗驗證

3.1 導(dǎo)航定軌精度在軌驗證

高分多模衛(wèi)星于2020年10月30日切換到北斗全球?qū)Ш蕉ㄎ荒Ｊ?，順利完成定位定軌，在軌穩(wěn)定運行超過7天，全球連續(xù)定位無故障，定軌功能正常，且支持整星各種敏捷成像任務(wù)及回放任務(wù)的正確執(zhí)行，實時定軌指標(biāo)驗證，是我國雙頻北斗全球?qū)Ш侥Ｊ降氖状伍_機(jī)測試，具有重要意義。

1)導(dǎo)航定軌結(jié)果統(tǒng)計

(1)GPS模式下雙天線實時定位結(jié)果均在3～5 m(三軸1σ)之間，滿足技術(shù)要求。

(2)BD模式下雙天線實時定位結(jié)果均在3～5 m(三軸1σ)之間，滿足技術(shù)要求。

(3)BD模式實時定軌果和GPS模式實時定位結(jié)果相當(dāng)，如圖8所示。

圖8 在軌實時精密定軌驗證結(jié)果Fig.8 On-orbit real-time precision orbit determination verification results

2)精密定軌驗證

(1)BD模式下雙天線精密定軌結(jié)果均在1.9～6.1 cm(三軸1σ)之間，2副導(dǎo)航天線精密定軌結(jié)果相當(dāng)，滿足技術(shù)要求。

(2)GPS模式下雙天線精密定軌結(jié)果均在0.8～2.3 cm(三軸1σ)之間，2副導(dǎo)航天線精密定軌結(jié)果相當(dāng)，滿足技術(shù)要求。

(3)GPS模式精密定軌結(jié)果與BD模式精密定軌結(jié)果相當(dāng)，如圖9所示(圖中三軸為(R、T、N)方向；R表示徑向，沿軌道半徑的方向；T表示切向，與軌道相切的方向；N表示法向，與軌道垂直的方向。

圖9 在軌事后精密定軌驗證結(jié)果Fig.9 Verification results of precise orbit determination after in-orbit

3.2 敏捷機(jī)動下導(dǎo)航定位定軌穩(wěn)定性在軌驗證

2020年7月5日—10日，高分多模衛(wèi)星在軌開展了高速機(jī)動下的導(dǎo)航功能性能測試，其中三軸最大機(jī)動角度接近40°，滾動角速度最大-4(°)/s、俯仰角速度最大+4(°)/s和-4(°)/s，導(dǎo)航接收機(jī)運行在雙天線定位定軌模式下，實時定位定軌均正常。

3.3 S頻段測控在軌測試的驗證

2020年7月5日—10日對于S頻段測控子系統(tǒng)USB對地、擴(kuò)頻對地以及擴(kuò)頻中繼等模式進(jìn)行了測試，功能性能均滿足指標(biāo)要求。對地測控的自動增益控制(AGC)值均在-75 dBm左右，距離-106 dBm的靈敏度指標(biāo)有近30 dB的余量；對中繼測控中，由于中繼測控天線45°～70°仰角可用，因此測控弧段為“面包圈”形狀，在中繼測控的測試過程中，衛(wèi)星通信中心提供了整個中繼測控弧段，面包圈的內(nèi)側(cè)也提供給衛(wèi)星使用，整個過程中“面包圈”內(nèi)部的信噪比(SNR)明顯變小，但沒有發(fā)生失鎖情況。對于使用一代中繼星的測控弧段來說可將45°～70°仰角的要求修改為40°～80°可用，可將測控弧段使用范圍擴(kuò)大到0°～80°。

4 結(jié)束語

高分多模衛(wèi)星測控分系統(tǒng)針對長壽命高可靠敏捷衛(wèi)星特點開展了針對性設(shè)計，S頻段測控子系統(tǒng)的可靠度達(dá)到了0.999 7以上，具備星地星間測控功能，在具備全球測控能力的同時有效增加了測控抗干擾能力；導(dǎo)航子系統(tǒng)采用雙天線同時解算方案，是國內(nèi)遙感衛(wèi)星的首次在軌應(yīng)用，經(jīng)過驗證GPS和BD兩種模式下的雙天線實時定位指標(biāo)接近3 m(三軸合成)，事后定軌指標(biāo)優(yōu)于10 cm(三軸合成)，同時在衛(wèi)星敏捷機(jī)動過程中始終保持定位輸出。高分多模衛(wèi)星測控分系統(tǒng)設(shè)計方法及測試驗證結(jié)果，可為后續(xù)遙感衛(wèi)星提供技術(shù)借鑒。