何 謙

(中國衛(wèi)星海上測控部，江蘇 江陰 214431)

0 引言

在運(yùn)載火箭的海上測控任務(wù)中，需要事先根據(jù)相關(guān)接口控制文件和測試參數(shù)，結(jié)合地面測控站設(shè)備工作性能，計算運(yùn)載火箭在測控站覆蓋弧段內(nèi)的下行信號變化情況、天地信道理論捕獲余量情況，重點(diǎn)分析運(yùn)載火箭的彈道和姿態(tài)特征對下行信號質(zhì)量的影響。該項工作是目標(biāo)信號特性分析的一項主要內(nèi)容，對測控站目標(biāo)跟蹤捕獲策略的選擇和信號變化情況預(yù)判有著重要作用[1-2]。通常根據(jù)任務(wù)弧段中測控角的變化，人工預(yù)先識別火箭實測天線方向圖測試切面和逐點(diǎn)查找判讀對應(yīng)角度的天線增益，并根據(jù)跟蹤性能表的距離值，手動計算地面測控站接收信號AGC數(shù)值。該種方法工作效率低、過程繁瑣，且存在人為錯誤無法避免等問題。

STK軟件是先進(jìn)的商業(yè)化仿真軟件，廣泛應(yīng)用于航空航天、衛(wèi)星、導(dǎo)航、雷達(dá)、通信等領(lǐng)域的仿真、設(shè)計和分析應(yīng)用。該軟件不僅能夠利用外部彈道數(shù)據(jù)文件和姿態(tài)文件對火箭的飛行彈道和飛行姿態(tài)進(jìn)行仿真，而且能夠利用其通信模塊精確建模各種類型的接收機(jī)和發(fā)射機(jī)，仿真飛行器和地面測控設(shè)備的性能，從而實現(xiàn)對飛行器和地面站之間提供通信鏈路品質(zhì)的詳細(xì)分析[3-6]。

本文利用STK軟件建立了某型運(yùn)載火箭測控系統(tǒng)仿真模型，重點(diǎn)介紹如何將實測的天線方向性圖轉(zhuǎn)換成STK的數(shù)據(jù)格式，并利用生成的天線電磁場輻射圖進(jìn)行地面站測控鏈路性能分析，通過某次海上測控任務(wù)的仿真分析和實際跟蹤結(jié)果比較，證明該方法簡捷高效，可以滿足目標(biāo)特性分析的需求。

1 坐標(biāo)系的建立及轉(zhuǎn)換

1.1 坐標(biāo)系的建立

STK中提供了很多預(yù)先定義的坐標(biāo)系，如發(fā)射站本體坐標(biāo)系、運(yùn)載火箭和發(fā)射機(jī)本體坐標(biāo)系，但對于一些特定坐標(biāo)系，如發(fā)射坐標(biāo)系則需要利用矢量幾何工具進(jìn)行定義[7-9]。文中用到的幾種坐標(biāo)系如下：

1)發(fā)射站本體坐標(biāo)系。原點(diǎn)在發(fā)射站中心，+X軸在水平面內(nèi)指向天文北，+Y軸在水平面內(nèi)指向天文東，+Z軸按照右手法則指向地心方向，見圖1(a)。

2)發(fā)射坐標(biāo)系。原點(diǎn)在發(fā)射臺中心，+X軸位于水平面內(nèi)，指向發(fā)射瞄準(zhǔn)方向，火箭發(fā)射角A以天文方位角標(biāo)定，+Y軸與發(fā)射點(diǎn)的鉛垂線一致，指向天頂，+Z軸按照右手法則確定，見圖1(b)。一般采用相對于發(fā)射坐標(biāo)系的位置和速度信息描述運(yùn)載火箭彈道，同樣采用相對于該坐標(biāo)系的偏航、俯仰和滾動角方式描述運(yùn)載火箭姿態(tài)。

3)箭體坐標(biāo)系。原點(diǎn)Or在運(yùn)載火箭質(zhì)心，+X軸指向火箭頭部并與火箭縱軸重合，+Y軸垂直于縱軸指向Ⅲ舵面，+Z軸按照右手法則確定，指向Ⅳ舵面，見圖1(c)。

圖1 各坐標(biāo)系示意圖

4)發(fā)射機(jī)坐標(biāo)系。該坐標(biāo)系為STK規(guī)定的發(fā)射機(jī)本體坐標(biāo)系，固連于運(yùn)載火箭且與箭體坐標(biāo)系重合。

1.2 坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換

在運(yùn)載火箭測控鏈路性能仿真過程中涉及到發(fā)射站本體坐標(biāo)系到發(fā)射坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換，發(fā)射機(jī)坐標(biāo)系和箭體坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換。幾種坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換過程如圖2所示。

圖2 坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換關(guān)系

2 運(yùn)載火箭仿真場景建立

2.1 仿真場景設(shè)置

運(yùn)載火箭主動段飛行過程中存在的動作包括一級、二級及三級火箭的點(diǎn)火和分離等，在仿真過程中僅考慮航天測量船測控弧段的下行鏈路跟蹤性能。利用STK軟件對運(yùn)載火箭仿真場景進(jìn)行建立[10-12]，具體場景設(shè)置步驟如下：

1)在STK中創(chuàng)建場景，并設(shè)置仿真場景起始、停止時間，起始時刻選擇火箭發(fā)射的時刻，停止時刻選擇星箭分離時刻。

2)添加地面發(fā)射場、地面測控站等對象，并在Basic參數(shù)中填寫實際經(jīng)緯度、高程、WGS-84坐標(biāo)系等位置信息。

3)添加運(yùn)載火箭對象，在運(yùn)載火箭的彈道Propagator中選擇“StkExternal”，導(dǎo)入制作的*.e外部星歷文件；在運(yùn)載火箭的姿態(tài)Precomputed中選擇外部文件，導(dǎo)入制作的*.a外部姿態(tài)文件。

4)利用Vector Geometry Tool建立發(fā)射坐標(biāo)軸和發(fā)射坐標(biāo)系。發(fā)射坐標(biāo)系的建立可通過發(fā)射站坐標(biāo)系旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)換得到，兩個坐標(biāo)系的原點(diǎn)相同，坐標(biāo)軸按照STK中的YPR旋轉(zhuǎn)方法，采用RPY次序，如果射向為90°，則歐拉角依次為90°，0°，-90°。

5)地面測控站添加傳感器對象確保測控站工作時地面天線始終指向火箭，給地面站傳感器添加接收機(jī)組件對象，同時設(shè)置接收機(jī)的工作頻率、接收天線增益、系統(tǒng)噪聲溫度及附加的鏈路損耗等，這些參數(shù)可根據(jù)地面測控站的實際指標(biāo)進(jìn)行設(shè)置，確保仿真結(jié)果的可信度。

6)運(yùn)載火箭增加發(fā)射機(jī)對象，設(shè)置發(fā)射機(jī)信號頻點(diǎn)、發(fā)射功率以及發(fā)射天線的方向性圖，其中發(fā)射天線的方向性圖由外部文件設(shè)置，其余參數(shù)根據(jù)火箭型號的實際指標(biāo)進(jìn)行設(shè)置。

2.2 外部彈道數(shù)據(jù)文件和姿態(tài)文件

測控鏈路的性能不僅與運(yùn)載火箭和地面測控設(shè)備的性能有關(guān)，而且與運(yùn)載火箭飛行的彈道和姿態(tài)有關(guān)，其中運(yùn)載火箭飛行的彈道和姿態(tài)可能影響自由空間損耗和天線增益等性能指標(biāo)。運(yùn)載火箭的飛行彈道和姿態(tài)都是根據(jù)任務(wù)要求進(jìn)行設(shè)計，STK提供了利用外部彈道數(shù)據(jù)文件和外部姿態(tài)文件的方式輸入運(yùn)載火箭的彈道和姿態(tài)，便于運(yùn)載火箭的仿真分析。這兩個外部文件必需按照特定的格式編寫，才能成為STK能夠識別的數(shù)據(jù)文件。

外部彈道數(shù)據(jù)文件“Ephemeris File Format(*.e)”來描述運(yùn)載火箭位置和速度等軌道數(shù)據(jù)信息。在*.e文件編制過程中，需要設(shè)置仿真環(huán)境的版本號，用代碼“BEGIN Ephemeris”標(biāo)明軌道文件的開始，用關(guān)鍵詞NumberOfEphemerisPoints描述運(yùn)載火箭位置點(diǎn)數(shù)目，用關(guān)鍵詞ScenarioEpoch描述仿真場景的起始時間，用關(guān)鍵詞InterpolationMethod描述差值方法，用關(guān)鍵詞InterpolationOrder描述插值階數(shù)，用關(guān)鍵詞CoordinateSystem描述文件中數(shù)據(jù)的坐標(biāo)系，用關(guān)鍵詞EphemerisTimePos定義文件中的數(shù)據(jù)內(nèi)容與組織格式。本文的外部彈道數(shù)據(jù)文件設(shè)置為拉格朗日Lagrange法和EphemerisTimePosVel格式，采用笛卡爾坐標(biāo)系中位置和速度數(shù)據(jù)確定航天器軌道，用1個七維向量表示(Ts，X，Y，Z，Vx，Vy，Vz)，對應(yīng)于火箭起飛累積Ts時刻在發(fā)射系中位置和速度分量。一般采用發(fā)射坐標(biāo)系的位置和速度信息描述文件中數(shù)據(jù)的坐標(biāo)系。

外部姿態(tài)文件用“Attitude File Format(*.a)”來描述運(yùn)載火箭飛行過程的姿態(tài)信息，主要是表示航天器的本體軸相對于參考坐標(biāo)軸的方向關(guān)系，關(guān)鍵詞與上述基本相同。本文的外部姿態(tài)文件采用AttitudeTimeEulerAngles格式，用1個四維向量表示(Ts，fil，psl，gml)，對應(yīng)于火箭起飛累積Ts時刻，在發(fā)射系中運(yùn)載火箭按次序規(guī)定的三個旋轉(zhuǎn)角分量。仿真中定義的旋轉(zhuǎn)角為發(fā)射坐標(biāo)軸按321(Z-Y-X)的次序旋轉(zhuǎn)到箭體坐標(biāo)系下的歐拉角角度。

3 STK格式天線電磁場輻射圖仿真

一般通過實測天線方向性圖確定箭載天線性能，并以此作為測控鏈路性能分析的依據(jù)。要將實測的天線方向性圖應(yīng)用于STK的鏈路性能仿真分析，需要使用按照STK規(guī)定的格式生成的外部文件，文中選用PhiTheta格式。STK軟件讀取PhiTheta格式的外部文件，并通過曲線擬合等圖形處理形成天線空間電磁場輻射圖。最后經(jīng)過坐標(biāo)變換或平移進(jìn)一步確定天線在火箭上的安裝位置。圖3為生成STK格式天線電磁場輻射圖流程圖。

圖3 生成STK格式天線電磁場輻射圖流程

3.1 實測天線方向性圖讀取

與衛(wèi)星實測天線方向性圖不同，火箭測控考慮中繼衛(wèi)星測控與地面測控，天線的安裝為對稱結(jié)構(gòu)安裝，根據(jù)不同射向天線安裝角度不一致。天線方向角α為運(yùn)載火箭橫截面內(nèi)的指向角，Ⅲ象限為0°，從火箭頭部向尾部看逆時針為增加方向，范圍0～360°；β角為運(yùn)載火箭縱剖面內(nèi)的指向角，頭部為0°，向尾部展開為正，范圍0～180°。

通常運(yùn)載火箭實測天線方向圖都是采用天線方向角α給出，在測試時α角的范圍為0～180°，β角的范圍為0～360°，在天線方向圖讀取時需要進(jìn)行一定的轉(zhuǎn)換[13]。不同型號的火箭其實測天線方向圖的測試起始面不同，如圖4所示，當(dāng)天線在測試時其安裝位置處于α=0°時(位置1)，測試切面角φ等于α角，測試時自(φ)α=0°開始，每隔固定角度測試一個子午面方向圖；當(dāng)天線在測試時安裝位置處于α=B°時(位置2，圖中B°=160°)，測試切面角φ=α-B°。

圖4 天線安裝位置與切面角φ關(guān)系

天線實測方向圖中的φ角測試子午面可以看做是火箭對天和對地兩個全向天線的合成方向圖φ角剖面，其天線方向圖合成虛擬軸是+Z軸，與箭體坐標(biāo)軸+X軸重合，指向火箭頭部。實測天線方向性圖可分為極坐標(biāo)增益方向圖和直角坐標(biāo)增益方向圖。從極坐標(biāo)增益方向圖可以直接看出天線輻射場的空間分布特性，極坐標(biāo)增益方向圖中的β角為極角，天線增益為極半徑。圖5為某型火箭φ=40°的子午面極坐標(biāo)增益方向示意圖，粗線象征天線在不同角度的增益大小，其中0°表示火箭頭部。

圖5 天線實測方向圖φ角切面與β角讀取示意圖

讀取天線方向圖時需要確定天線測試時的安裝位置和測試起始位置，從而確定火箭飛行過程中天線實際方向圖的增益。如圖5所示，天線安裝在位置1時，φ=40°切面與φ=-140°切面共用，φ=40°切面時，β角取值0～180°，由0°開始逆時針讀取天線方向圖的上半部分；φ=-140°切面時，β角取值0～180°，由0°開始順時針讀取天線方向圖的下半部分。天線安裝在α=B°時，φ角取值范圍和β角示意圖的讀取此處不再贅述。

3.2 PhiTheta格式的外部文件

實測天線方向性圖與STK格式生成的外部文件對角度范圍的定義并不完全相同。STK提供的外部文件生成天線方向性圖主要有5種格式，對于運(yùn)載火箭，θ角的定義與實測天線方向圖中的β角定義相同，即與火箭+Z軸的夾角，此處利用PhiTheta格式來生成天線外部文件。PhiTheta格式利用φ角和θ角來規(guī)定天線方向性圖(見圖6)，在發(fā)射機(jī)坐標(biāo)系中，其中φ角為圍繞天線軸向方向旋轉(zhuǎn)的角度，范圍是0～360°，其方向為從天線+X軸到天線+Y軸的逆時針旋轉(zhuǎn)，軸向方向為天線+Z軸；θ角為偏離天線軸向方向的角度，范圍是0～180°。

圖6 STK中天線方向性圖φ角和θ角定義

假定火箭天線方向性圖在測試過程中選擇φ為0～180°，每間隔一定角度進(jìn)行切面，每個切面測試時θ角范圍為0～360°。可見，STK中規(guī)定的φ角范圍和θ角與實際天線測試中的角度范圍不同，二者之間的對應(yīng)關(guān)系如下所示：

1)STK中0°≤θSTK≤180°，0°≤φSTK≤180°，對應(yīng)于實際天線測試0°≤θ實測≤180°，0°≤φ實測≤180°，其中θSTK=θ實測，φSTK=φ實測。

2)STK中0°≤θSTK≤180°，180°≤φSTK≤360°，對應(yīng)于實際天線測試-180°≤θ實測≤0°，0°≤φ實測≤180°，其中θSTK=-θ實測，φSTK=φ實測+180°。

根據(jù)實測天線方向性圖，人工識別各切面對應(yīng)的β角度各點(diǎn)的天線增益，形成PhiTheta格式的外部文件“Antenna File Format(*.ant)”，在*.ant文件的編制過程中首先需要設(shè)定仿真環(huán)境的版本號，用關(guān)鍵詞PhiThetaPattern表明生成天線方向性圖的外部文件的格式，本文設(shè)置角度單位AngleUnits為“Degrees”，用關(guān)鍵詞NumberOfPoints描述外部文件取值的天線增益點(diǎn)數(shù)，PatternData中的數(shù)據(jù)點(diǎn)數(shù)量不小于關(guān)鍵詞規(guī)定值。如果間隔10°進(jìn)行切面，每個切面間隔10°選點(diǎn)，共648點(diǎn)數(shù)，外部文件第一列為φ角，第二列為θ角，第三列為天線增益[14]。

PhiTheta格式的外部文件*.ant編制如下：

stk.v.9.0

PhiThetaPattern

AngleUnits Degrees

NumberOfPoints 648

PatternData

XX XX XX(φ θ Gain)。

3.3 生成STK分析的天線電磁場輻射圖

本文為運(yùn)載火箭添加復(fù)雜發(fā)射機(jī)模型Complex Transmitter Model，同時設(shè)置發(fā)射機(jī)工作頻率、發(fā)射功率、傳輸速率等，天線類型選擇External Antenna Pattern，導(dǎo)入上述PhiTheta格式外部天線文件，選中發(fā)射機(jī)屬性3D Graphics/Attribute/Volume Graphics復(fù)選框，適當(dāng)設(shè)置Gain Scale、Gain Offset參數(shù)，使得Gain Offset設(shè)置值與*.ant文件天線增益值之和大于零，才會完整顯示圖形，天線方向圖是一個三維空間的曲面圖形。圖7為根據(jù)某型火箭實測天線方向圖生成STK分析的天線電磁場輻射圖，其中圖7(a)為天線安裝位置未確定時天線電磁場輻射圖，發(fā)射機(jī)本體坐標(biāo)軸與火箭坐標(biāo)軸重合，發(fā)射機(jī)天線軸向方向為+Z軸。

在STK軟件中也可以通過天線增益矩陣報告格式觀察方位Azimuth范圍為-180～180°，俯仰Elevation范圍為0～180°內(nèi)間隔一定角度的復(fù)雜天線的切片增益數(shù)值。

3.4 天線安裝位置的確定

STK中的三維模型文件(mdl格式)是一個組件和圖元組成的層次結(jié)構(gòu)，組件都有自己的組件坐標(biāo)系，根據(jù)組件內(nèi)所包含圖元在組件坐標(biāo)系中的位置、比例及方向關(guān)系，能夠進(jìn)行平移、比例和旋轉(zhuǎn)等動作變換。如果把運(yùn)載火箭看作一個組件，那么天線是運(yùn)載火箭的一個圖元，在STK中利用天線方向性圖仿真天線性能時，需要考慮天線在火箭上的安裝位置，只有正確對天線的安裝位置進(jìn)行坐標(biāo)變換，才能保證仿真過程中利用天線方向性圖計算的天線增益與實際情況一致。對于測控站而言，火箭相當(dāng)于一個質(zhì)點(diǎn)，其天線的安裝位置在箭體坐標(biāo)系的+X軸上的平移可以忽略，遙測天線在各方向的增益只與其指向有關(guān)，即與天線在火箭縱剖面的安裝位置有關(guān)，根據(jù)天線實測方向圖φ角切面定義，對天和對地兩個天線的合成方向圖其合成虛擬軸是+Z軸(與火箭+X軸重合)，而STK生成的發(fā)射機(jī)天線坐標(biāo)軸與火箭坐標(biāo)軸重合，因此需要將發(fā)射機(jī)天線坐標(biāo)系進(jìn)行歐拉轉(zhuǎn)換，采用313次序，如果天線安裝角為210°，則歐拉角依次為90°，90°，210°。天線安裝位置確定后經(jīng)過坐標(biāo)轉(zhuǎn)換的天線電磁場輻射圖見圖7(b)，發(fā)射機(jī)天線坐標(biāo)軸+Z軸(軸向方向)與火箭+X軸重合。

圖7 生成STK分析的天線電磁場輻射圖

4 測控鏈路電平性能分析

4.1 測控鏈路電平計算

根據(jù)信標(biāo)雷達(dá)方程公式及地面站測控系統(tǒng)對目標(biāo)捕獲的性能要求，可以推導(dǎo)出系統(tǒng)滿足測控站要求所需的公式如下[15-19]：

C/N0=EIRP-Ls+Lother+G/T-K

(1)

其中：Ls=20lgF+20lgR+32.44

式中,C/N0為載波噪聲功率譜密度比(dBHz)；EIRP為運(yùn)載火箭發(fā)射的等效全向輻射功率(dBW)；Ls為下行鏈路自由空間損耗(dB)；Lother為下行鏈路極化損耗、大氣損耗、指向誤差損耗等(dB)；G/T為主天線品質(zhì)因數(shù)，通常在地面站雷達(dá)外場調(diào)試時實際測量并計算得到(dB/K)；K為波爾茲曼常數(shù)，-228.6 dBW/(Hz·K)；F為地面站下行鏈路工作頻率，與運(yùn)載火箭攜帶信標(biāo)機(jī)工作頻率一致(MHz)；R為目標(biāo)徑向跟蹤距離(km)。

在STK軟件進(jìn)行仿真過程中，需要注意兩個重要無線鏈路參數(shù)的設(shè)置：主天線品質(zhì)因素G/T和等效全向輻射功率EIRP。G/T是一個表征地面站天線接收系統(tǒng)靈敏度高低的技術(shù)指標(biāo)，G為天線增益，T為系統(tǒng)噪聲性能。EIRP表征箭載遙測天線或衛(wèi)星轉(zhuǎn)發(fā)器的發(fā)射能力，是發(fā)射機(jī)發(fā)射功率Power數(shù)值與箭載發(fā)射天線增益的乘積；Ls為STK軟件根據(jù)外部彈道數(shù)據(jù)文件及Frequency數(shù)值自動計算到地面測控站的自由空間損耗；Lother為STK軟件計算中的附加損耗，可用上述各類損耗經(jīng)驗值直接對仿真數(shù)據(jù)進(jìn)行修正，數(shù)值可以附加在地面接收機(jī)模型或者箭載發(fā)射機(jī)模型中。

仿真過程中運(yùn)載火箭與測控站構(gòu)建通信鏈路，火箭彈道和姿態(tài)角時刻在發(fā)生變化，其鏈路計算過程中箭載發(fā)射天線增益是沿著合成天線輻射曲面隨著測控線的變化而動態(tài)取值。

4.2 AGC-C/N0曲線的標(biāo)定

測控站AGC- C/N0關(guān)系曲線在測控系統(tǒng)角度捕獲中作為轉(zhuǎn)自跟蹤模式的判決依據(jù)，以及在軌道測量的數(shù)據(jù)處理中起著重要的作用。STK中無法直接得到地面站接收到的AGC數(shù)值，所以需要對地面站接收的載波噪聲功率譜密度比(C/N0)與AGC曲線的關(guān)系進(jìn)行標(biāo)定。標(biāo)定方法是：通常采用在場放前定向耦合器輸入端口輸入所用工作頻率的電平，電平變化范圍根據(jù)要求通常為60～80 dB，步進(jìn)1 dB，然后在下行接收鏈路所需的左旋或右旋測試端口接入頻譜儀，讀出C/N0值，同時對應(yīng)在綜合基帶界面讀出左旋或右旋的AGC電壓值。

AGC曲線與載噪比C/N0基本保持規(guī)律性聯(lián)系，通過對標(biāo)定數(shù)據(jù)進(jìn)行分析和總結(jié)，估算得出AGC曲線的經(jīng)驗計算公式。文獻(xiàn)20采用最小二乘法建立AGC電壓和載噪比C/N0的關(guān)系模型，采用二階擬合函數(shù)進(jìn)行AGC數(shù)值的估計可以達(dá)到設(shè)備要求，較準(zhǔn)確地估算出試驗任務(wù)中兩者之間的關(guān)系，能夠真實地反映飛行目標(biāo)信號的變化規(guī)律。

4.3 測控鏈路電平分析比較

STK軟件對運(yùn)載火箭進(jìn)行測控鏈路性能仿真，仿真過程包括計算地面測控站對運(yùn)載火箭的跟蹤性能、箭載設(shè)備天線方向圖對測控站的覆蓋情況等，然后根據(jù)導(dǎo)入的PhiTheta格式外部文件生成的天線電磁場輻射圖自動查找測控線方向的天線增益值，最后利用公式(1)計算地面測控站下行鏈路的載波噪聲功率譜密度C/N0，最后根據(jù)測控站AGC- C/N0關(guān)系曲線得出仿真結(jié)果。

運(yùn)載火箭在飛行過程中下行信號通常包含兩種相互正交的極化分量，信號強(qiáng)弱會根據(jù)火箭的飛行彈道和飛行姿態(tài)可能隨時變化，因此地面測控站必須相應(yīng)采取極化分集接收技術(shù)以最大化接收左右旋信號，減小噪聲對跟蹤系統(tǒng)的影響。圖8給出了某次運(yùn)載火箭飛行任務(wù)地面測控站接收的左右旋向AGC電壓實測結(jié)果和STK仿真結(jié)果的比較，實際接收信號是從火箭進(jìn)入地面測控站開始至火箭入地平結(jié)束的時間段，而仿真時間是從火箭進(jìn)入地面測控站開始至理論星箭分離時刻，從圖中可以看出星箭分離之前仿真結(jié)果和實測結(jié)果的變化情況大致相符，說明下行鏈路箭地測控設(shè)備的實際性能與STK設(shè)置的值相符，證明了利用STK對運(yùn)載火箭測控鏈路性能仿真的正確性和有效性。

圖8 實測AGC電壓結(jié)果和仿真結(jié)果的比較

圖8中存在誤差的原因主要是利用外部文件輸入的天線方向性圖中φ角切面間隔較大，β角讀數(shù)不準(zhǔn)確，而且火箭在飛行過程中由于姿態(tài)變化存在一定程度的遮擋或大氣環(huán)境等外界的影響，都有可能導(dǎo)致仿真數(shù)據(jù)與實際測量數(shù)據(jù)存在一定程度的誤差。

5 結(jié)束語

文中給出了利用STK軟件對運(yùn)載火箭測控鏈路性能分析的仿真場景設(shè)置方法和仿真分析的步驟，重點(diǎn)討論了利用外部文件輸入火箭實測天線方向圖的方法。通過STK軟件對輸入的外部文件擬合生成STK分析的天線電磁場輻射圖，彌補(bǔ)了實測天線方向性圖切面數(shù)量少，PhiTheta格式外部文件間隔點(diǎn)數(shù)少的不足，實現(xiàn)了利用STK軟件對運(yùn)載火箭跟蹤的下行鏈路電平估算，突破了傳統(tǒng)使用人工對實測方向圖的離散點(diǎn)識圖讀增益的局限。通過某次運(yùn)載火箭飛行任務(wù)的仿真分析和實際跟蹤結(jié)果比較，證明該仿真分析方法能夠滿足任務(wù)需求，仿真結(jié)果可以作為測控鏈路性能分析的依據(jù)。

由于各種不同類型的火箭其天線安裝位置相對固定，其實測天線方向圖基本延續(xù)，后續(xù)的工作是將不同類型的火箭天線方向圖不同切面的增益取值利用識圖軟件自動識別出來，然后形成與之配套的PhiTheta格式的外部文件，在任務(wù)前直接調(diào)用相關(guān)文件即可完成對運(yùn)載火箭測控鏈路電平的仿真分析。文中的分析方法同樣適用于對衛(wèi)星的跟蹤測控性能仿真分析。