李琪 寧金枝 杜海龍 范占春

(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計部，北京 100094)

火箭測控系統(tǒng)是火箭發(fā)射時對火箭進行操控的唯一途徑。我國的運載火箭測控系統(tǒng)起步于20世紀50年代,經(jīng)過多年發(fā)展，已經(jīng)形成一套比較成熟的系統(tǒng)[1-2]。目前國內(nèi)大部分運載火箭測控系統(tǒng)采用遙測、外測、安控(簡稱遙外安)分離體制設計，分別由完成上述功能的分系統(tǒng)構成，箭上、地面均需配置獨立設備，如箭載端主要設備就包括遙測發(fā)射機、脈沖相參應答機、安全指令接收機、遙測天線、外測天線、安控天線等[3]，其工作時各鏈路頻率不同，調制方式各異，易引起頻率設計、天線安裝以及電磁兼容性等問題，整個系統(tǒng)關系復雜，設備功耗質量體積龐大，資源占用多，研制成本高。此外，目前火箭測控多采用地基及海基測控，隨著我國航天事業(yè)的飛速發(fā)展，尤其是商業(yè)航天規(guī)模的急速擴張，地面測控網(wǎng)的資源問題和高成本問題日益突出,天基測控是解決上述問題的有效途徑之一[4]。我國的天基測控技術雖起步較晚，但是目前已經(jīng)形成了以天鏈中繼衛(wèi)星為核心的天基測控系統(tǒng)，也可以為運載火箭提供中繼測控服務[5]。但現(xiàn)階段同步軌道中繼衛(wèi)星造價高昂、數(shù)量較少，依托天鏈衛(wèi)星的中繼業(yè)務繁忙，能夠用于高頻次火箭發(fā)射的可用資源十分有限，同時天鏈衛(wèi)星也無法完成對火箭的外測功能。依托高靈活性、低成本研制與發(fā)射的低、中軌小衛(wèi)星及星座對火箭開展安控遙測與外測業(yè)務，是實現(xiàn)火箭天基測控更為經(jīng)濟便捷的方式之一。

本文圍繞上述問題，開展了遙外安一體化火箭天基測控技術研究，在天基測控的基礎上，盡可能繼承現(xiàn)有的成熟測控技術，保證系統(tǒng)的工程可實現(xiàn)性和可靠性，將火箭測控的遙外安功能進行天地一體化設計，實現(xiàn)多種功能的高度集成。此外，衛(wèi)星對火箭的測向技術為系統(tǒng)的設計難點，本文探索了基于上述一體化設計的高精度火箭天基測控的外測方法，仿真表明能夠滿足火箭天基外測精度需求。

1 一體化火箭天基測控系統(tǒng)設計

1.1 設計思路

火箭測控任務主要分為安控、遙測和外測，其中安控和遙測屬于通信技術，要求可靠傳輸發(fā)射過程中的火箭遙測及可能的安控指令，實現(xiàn)近無誤碼傳輸；外測屬于測量技術，要求對火箭進行實時彈道測量與跟蹤。在開展系統(tǒng)設計時，為保證系統(tǒng)的可實現(xiàn)性和可靠性，應在充分繼承現(xiàn)有測控技術基礎上，結合天基測控特點，將“分離”系統(tǒng)向“一體化”系統(tǒng)靠近。

天基系統(tǒng)對火箭進行外測并無成熟方案可供參考。傳統(tǒng)單測量、多測量站對空間目標的外測有多種不同的測量方式，能夠輸出不同的測量元素。在充分考慮系統(tǒng)復雜度和性價比的基礎上，優(yōu)先考慮選擇非基線值單站測量元素，即測量出單顆衛(wèi)星與目標火箭的斜距，以及衛(wèi)星坐標系下的目標方位角與俯仰角[7]。對于斜距，在滿足遙外安一體化設計的基礎上，可以充分借鑒國內(nèi)成熟的無線電測距技術，當前星載擴頻應答機與測量站間的偽碼測距精度能夠達到米級[8-9]，在滿足星箭動態(tài)鏈路特性的條件下，可以達到火箭外測斜距的測量精度需求。無線電方位角、俯仰角的測量主要依賴于天線系統(tǒng)，傳統(tǒng)地面站多采用反射面天線進行幅度比較，再利用轉動機構來完成對目標的測角跟蹤[10]，對于天基測控系統(tǒng)而言，上述方案存在著設備質量和體積大、需要加裝高精度轉動機構、對衛(wèi)星姿態(tài)精度和穩(wěn)定度要求高等問題，因此基于反射面的傳統(tǒng)測向跟蹤方案對于火箭天基外測而言并不合適，而因星箭距離遠而產(chǎn)生的高精度測角要求以及星載設備資源有限的實際情況，選擇一種高精度的輕小型化測角跟蹤方案更為合適。對此，本文在基于遙外安一體化設計的基礎上，提出了采用相控陣天線并基于空間譜估計的高精度二維測向方法，并通過相控陣波束控制實現(xiàn)對火箭目標的捕獲跟蹤。

1.2 系統(tǒng)架構設計

火箭天基測控系統(tǒng)由三部分組成：火箭測控系統(tǒng)、衛(wèi)星測控系統(tǒng)、地面測控系統(tǒng)。天基無線電遙外安一體化測控系統(tǒng)架構設計主要包括星箭地信息流的傳輸體制設計與衛(wèi)星對火箭的無線電外測兩部分。

星箭地雙向信息流分為前向安(遙)控鏈路信息流和反向遙測信息流，為體現(xiàn)整個系統(tǒng)的一體化設計，前向鏈路應具備地面發(fā)送火箭安控指令以及衛(wèi)星遙控指令的能力，同樣，返向鏈路應具備傳輸火箭遙測以及衛(wèi)星遙測的能力。因此，作為前返向鏈路的“中繼”節(jié)點，衛(wèi)星將采用非透明轉發(fā)模式：衛(wèi)星在收到地面信息后進行譯碼，通過標識字區(qū)分自身指令還是火箭安控指令，決定是否轉發(fā)；在收到火箭的遙測信息后，將自身遙測與其一起進行再組幀后發(fā)向地面。此外，衛(wèi)星對火箭進行無線電外測后，也需要將火箭的外測結果通過遙測方式直接傳輸至地面。

衛(wèi)星對火箭的無線電測距可以借鑒偽碼測距體制，使用非相干擴頻完成星箭之間的高精度偽距測量；采用基于空間譜估計的星箭二維測向，需要利用星載相控陣收發(fā)天線在收發(fā)遙控遙測信息的同時，進行來波信號采樣并完成陣列信號數(shù)據(jù)處理。圖1為天基遙外安一體化火箭測控系統(tǒng)架構圖。

圖1 遙外安一體化天基測控系統(tǒng)架構圖

由圖1可知，天基遙外安一體化測控系統(tǒng)架構主要為星-地、箭-星之間的雙向鏈路。對于星-地鏈路而言，與傳統(tǒng)的衛(wèi)星測控沒有本質區(qū)別，從與當前星地測控系統(tǒng)的兼容性與繼承性上出發(fā)，星地頻率宜選用S頻段，另外從商業(yè)航天的角度出發(fā)，可以考慮采用商業(yè)測控X頻段開展設計；對于箭-星鏈路而言，由于星載設備的發(fā)射功率及品質因數(shù)較低，而箭載設備的體積質量功耗也受限，在星箭遠距離條件下，采用S頻段或X頻段會使得收發(fā)天線過于龐大，因此建議使用更高頻段，如Ka/Ku頻段。這樣也使得星-地、箭-星的測控工作頻段相離較遠，易于電磁兼容性設計。

從信息流一體化的角度出發(fā)，前向安(遙)控鏈路對碼速率的要求不高，可以在國內(nèi)成熟的非相干擴頻體制幀格式基礎上，將遙控信息與測量信息作合并處理；同時由于火箭遙測涉及到較高速率的圖像數(shù)據(jù)傳輸，可以采用一體化高速下行的非擴頻傳輸體制。

1.3 星載遙外安一體化測控設備設計

天基遙外安一體化測控系統(tǒng)主要包括星箭地三端測控設備，其中箭載和地面設備比較常規(guī)，本文重點對星載端遙外安一體化測控設備開展功能模塊設計。

畫面是視頻結構的基本組成單位，畫面造型包括畫面的構圖、景別、光影、色彩等，都是剪輯的重要因素。光影的明暗強弱，色彩的冷暖濃淡，具有強烈的造型表現(xiàn)力。學生沒有專業(yè)的燈光設備，實際拍攝時因為角度不同、時間段的差異、陽光照射強度的區(qū)別等各種原因，導致拍攝的素材在色調、光線等方面，存在缺陷或不盡如人意，如畫面光線暗淡、色彩存在偏差等，影響觀看效果。重新拍攝已經(jīng)不可能，但可以借助會聲會影，對畫面的色調、光線進行重新調整，呈現(xiàn)給觀眾最佳的視覺享受。

星載遙外安一體化設備的功能模塊如圖2所示，由星載測控終端與對箭、對地收發(fā)天線構成。對箭天線為相控陣天線，完成星箭間信號的雙向收發(fā)；星載測控終端包括對箭通信/測距功能模塊、對地通信/測距功能模塊、運載火箭定位功能模塊三部分：星箭通信/測距模塊完成星箭之間的安控遙測信息傳輸、非相干偽碼測距功能，星地通信/測距模塊完成星地之間的遙控遙測信息傳輸、非相干偽碼測距功能，運載火箭定位功能模塊完成相控陣天線信號采樣后的數(shù)據(jù)處理，利用基于空間譜估計的高精度二維測向方法得到衛(wèi)星到火箭的近實時二維角，完成對火箭目標的快速捕獲跟蹤，結合火箭的測距信息完成對火箭彈道的實時計算；對地天線完成星地間信號的雙向收發(fā)。

圖2 星載遙外安一體化測控設備功能模塊設計

星載對箭相控陣天線接收來自火箭的高速遙測信號，在星箭通信/測距功能模塊中完成低噪聲放大、下變頻、中頻濾波、放大后，經(jīng)采樣在數(shù)字基帶內(nèi)完成載波恢復與跟蹤、遙測位比特同步等工作，得到火箭遙測以及測距結果，將遙測信息發(fā)送至星上中心計算機，將測距結果發(fā)送至運載火箭定位功能模塊；同時，對箭相控陣天線接收來自火箭的無線電信號后，下變頻至基帶后完成采樣，在運載火箭定位功能模塊中完成對采樣數(shù)據(jù)的處理計算，通過空間譜分析法計算出火箭在衛(wèi)星坐標系下的方位角與俯仰角結果，并以高精度二維角估計結果作為相控陣的波束指向，完成衛(wèi)星對目標火箭的捕獲跟蹤，同時結合星箭的測距結果完成火箭彈道計算，并將彈道測量結果發(fā)送至星上中心計算機；星上中心計算機將火箭遙測、衛(wèi)星遙測以及火箭彈道計算結果進行數(shù)據(jù)拼接與組幀，發(fā)送給星地通信/測距功能模塊，通過對地星載測控天線發(fā)往地面，完成對地高速遙測傳輸；星載對地測控天線接收地面的前向信號后，在星地通信/測距功能模塊內(nèi)進行擴頻信號的解調譯碼處理，識別火箭指令后，在星箭通信/測距功能模塊中完成星箭前向信息流的組幀與擴頻調制，上變頻后通過對箭相控陣天線發(fā)往火箭。

系統(tǒng)的前向安控信號與返向遙測信號的傳輸體制與實現(xiàn)方法以及星箭間偽碼測距等技術均可以采用現(xiàn)階段比較成熟的衛(wèi)星測控技術，本文重點對火箭天基測控的技術難點即高精度的二維測向方法開展研究。

2 火箭天基測向方法研究

2.1 測向精度需求分析與測向方法選擇

火箭測控系統(tǒng)需要對運載火箭飛行段全段進行彈道外測。傳統(tǒng)火箭彈道外測由光學測量系統(tǒng)與雷達測量系統(tǒng)共同構成，通過實時測量完成火箭飛行彈道的外測計算。現(xiàn)階段火箭外側結果與自身裝配的導航接收機定位結果互相補充，共同完成火箭的實飛彈道測量，一旦飛行異常，為指揮部及時發(fā)送安控指令提供關鍵信息支持。一般而言，判斷主動段彈道是否異常以及是否將衛(wèi)星送入既定軌道，都需要滿足較高的彈道測量精度。

火箭天基測控有著對目標火箭的覆蓋性需求，衛(wèi)星的軌道高度一般高于火箭的入軌點高度。以常見的光學小衛(wèi)星入軌點高度500～800 km為例，考慮范艾倫輻射帶的影響，衛(wèi)星軌道宜選擇在1200～1500 km的低軌或6500 km以上的中、高軌。低軌、中高軌衛(wèi)星開展火箭天基測控有著各自的特點：低軌衛(wèi)星與火箭距離相對近，更易建立星箭鏈路無線信道，終端接收信噪比高，有利于提高測向精度，衛(wèi)星發(fā)射成本低，但比較顯著的缺點是單星可覆蓋范圍小，火箭發(fā)射窗口短。中、高軌衛(wèi)星雖然可提供更長時段的發(fā)射窗口，但由于衛(wèi)星與火箭距離遠，無線信道建立所需代價大，終端功耗及天線尺寸大，而且衛(wèi)星發(fā)射成本高。從低成本、輕小型化的小衛(wèi)星總體設計以及高精度測向需求等方面考慮，本文著重開展基于低軌衛(wèi)星場景的研究，可以考慮采用建立同軌多星串行星座，以接替跟蹤的方式，解決低軌單星提供的火箭發(fā)射窗口短的問題。

低軌衛(wèi)星星座為盡可能長時間對火箭開展測控工作，一般設計成類似火箭同向“伴飛”的軌道形態(tài)，使火箭依次與串行星座的數(shù)顆衛(wèi)星完成測控工作。由于系統(tǒng)需要對火箭發(fā)射開展全過程測控，火箭在塔架時便需要完成與衛(wèi)星的通信，因此最遠距離可以認為是火箭點火時刻的星箭距離，如圖3所示，S表示衛(wèi)星所在位置，A表示運載火箭所在位置，H1為衛(wèi)星軌道高度，H2為火箭入軌高度，RE為地球半徑，以H1=1200 km軌道高度計算，衛(wèi)星與火箭的最遠距離R=4093 km。

圖3 衛(wèi)星與火箭的相對位置

對于相對距離在數(shù)千千米以上的目標，要對其進行千米級高精度外測，需要具備非常高的測距測向精度。就測距而言，在通信鏈路正常建立的條件下，系統(tǒng)的偽碼測距能力能夠實現(xiàn)米級精度。衛(wèi)星對火箭的高精度外測主要受限于衛(wèi)星對火箭的測向精度。表1列出了上述距離條件下二維合成角度誤差引起的徑向誤差。

表1 二維合成角度誤差引起的徑向誤差結果

由表1可知，對于軌道高度為1200 km的衛(wèi)星開展火箭測控，要實現(xiàn)火箭彈道的千米級外測，其二維合成角測向精度應小于0.14°。而對于更高的天基軌道高度，由于星箭距離更遠，其測向精度要求更高。因此，高分辨率測向是火箭天基外測的關鍵技術。

1.1節(jié)說明了基于反射面天線的傳統(tǒng)測向跟蹤方案并不適用于火箭天基外測，從輕小型化和高精度要求的角度出發(fā)，系統(tǒng)更適于使用相控陣天線實施外測。用相控陣來完成測向有多種方法，表2對幾種常見的高精度測向方法進行了比較[11-13]。

表2 幾種常見的相控陣測向方法比較

由表2可知，空間譜估計法的分辨率非常高，而對于火箭合作目標，其初始位置、理論彈道信息以及目標個數(shù)都可知，有效克服了空間譜估計法的缺點。因此本文選擇基于相控陣的空間譜估計法為高分辨率火箭天基測向技術方案進行理論論證。

2.2 相控陣天線二維測向算法與火箭目標捕獲跟蹤流程設計

系統(tǒng)通過使用基于相控陣天線的空間譜估計二維測向算法結合偽碼測距，完成衛(wèi)星對火箭的彈道測量；同時為滿足星箭通信需求，相控陣天線應能完成對火箭目標的捕獲跟蹤，保證星箭信號的穩(wěn)定接收。

MUSIC算法是一種流型的高分辨率特征結構譜估計算法，能夠對入射信號到達角進行無偏估計。算法的主要思想是利用信號子空間和噪聲子空間的正交性構建空間譜函數(shù)，通過分解特征值和譜峰搜索估計信號的到達角[5-6]。使用MUSIC算法進行二維波達角估計時，需要在陣列的俯仰角θ∈[0,π/2]與方位角φ∈[-π,π)的全域范圍內(nèi)進行譜峰搜索。本文采用L型5陣元陣列天線進行二維角估計，具體算法步驟如下：

(1)對陣列接收到的信號采樣后做協(xié)方差運算，得到協(xié)方差計算結果R；

(2)對R進行特征分解得到M個特征向量，由于火箭目標數(shù)量D已知，取其中較小的(M-D)個特征值對應的噪聲向量，構成噪聲空間EN；

通過上述MUSIC算法可以得到基于星載天線的火箭來波信號二維角估計值，相控陣天線利用估計出的來波信號方向完成對目標的捕獲跟蹤，其工作過程如圖4所示。由于初始捕獲時已知火箭目標具體位置，因此可以對波束角指向進行初值設置，大大縮小空間譜算法的搜索范圍，實現(xiàn)火箭目標的快速捕獲；在整個火箭發(fā)射過程中，通過相控陣控制器實施波束指向切換，采用二維測向的結果精確修正波束指向，完成衛(wèi)星對火箭的跟蹤。同樣，在持續(xù)進行的空間譜估計過程中，將保持在前一時刻目標附近范圍進行峰值搜索，有效縮小空間搜索范圍，完成衛(wèi)星對火箭的近實時跟蹤測量。

圖4 天線捕獲跟蹤過程

2.3 火箭天基測向仿真分析

在2.1節(jié)場景基礎上開展衛(wèi)星對火箭發(fā)射全過程的測向仿真。衛(wèi)星軌道高度H1=1200 km，火箭入軌點高度H2=700 km，設計衛(wèi)星軌道以及火箭由點火至進入入軌點的理論彈道，仿真完成衛(wèi)星對火箭發(fā)射全過程的二維測向誤差分析，過程如下:

(1)在STK軟件中建立衛(wèi)星和運載火箭模型，生成全過程衛(wèi)星軌道和運載火箭理論彈道數(shù)據(jù)，輸出火箭在衛(wèi)星坐標系中的方位角、俯仰角及距離理論數(shù)據(jù)；

(2)設計滿足通信需求的箭-星鏈路，計算初始距離下衛(wèi)星接收到的火箭遙測信號信噪比(S/N)，并以仿真過程(1)中的距離數(shù)據(jù)為基礎，獲得仿真全過程空衰變化條件下衛(wèi)星接收到的遙測信號信噪比；

(3)采用空間譜估計MUSIC算法(陣元數(shù)N=5，快拍數(shù)Np=1000，信噪比隨距離變化而變化)對來波信號進行二維角估計[14-15]，得到運載火箭在衛(wèi)星坐標系下的的方位角和俯仰角估計值；

(4)將仿真過程(3)得到的方位角和俯仰角估計值與STK輸出理論值進行的差分處理，獲得方位角估計誤差(見圖5)和俯仰角估計誤差(見圖6)，并合成為二維角誤差(見圖7)。

圖5 衛(wèi)星對火箭的方位角誤差

圖6 衛(wèi)星對火箭的俯仰角誤差

圖7 衛(wèi)星對火箭的二維合成角誤差

從仿真結果可以看出：空間譜估計MUSIC算法能夠在仿真條件下獲得小于0.1°的二維合成角測向誤差。仿真的陣元數(shù)和快拍數(shù)條件在工程實現(xiàn)上均沒有難度，而由于系統(tǒng)的接收信號信噪比必須滿足遙測誤碼率要求(一般設計為優(yōu)于10-6)，因此其來波信號的信噪比條件足以滿足測向算法精度要求(在仿真快拍數(shù)條件下，信噪比優(yōu)于5 dB時算法誤差仿真結果小于0.1°)。而且隨著計算時快拍數(shù)和信噪比的增大，算法的精度會更高，因此基于相控陣的空間譜估計測向方法理論上能夠滿足系統(tǒng)的高精度測向需要。

3 結束語

本文面向火箭測控提出了一種基于小衛(wèi)星的遙外安一體化系統(tǒng)設計方案，能夠解決現(xiàn)階段火箭測控系統(tǒng)安控、遙測、外測各自分離設計帶來的諸多弊端，也可以作為現(xiàn)階段地基火箭測控手段的有效補充，共同參與實施火箭測發(fā)控任務。同時，本文對火箭天基外測測向技術開展了研究，并通過衛(wèi)星對火箭發(fā)射的全過程測向仿真，理論上驗證了基于相控陣天線的空間譜估計方法進行火箭天基測向的可行性。后續(xù)針對譜估計算法進行火箭測向的實時性等方面,還需要開展更加細致的評估與研究。