葉興彬 莊磊 侯蕾 侯雨生 溫俊健 吳遠波 陳重華

(上海衛(wèi)星工程研究所，上海 201109)

繞飛編隊干涉SAR(InSAR)衛(wèi)星系統(tǒng)[1]以兩顆編隊衛(wèi)星為平臺，以高分辨率合成孔徑雷達以及高精度星間相對狀態(tài)測量設備等為有效載荷，通過配置星間通信數(shù)據(jù)鏈路和載荷相位同步鏈路，兩顆衛(wèi)星以一發(fā)雙收模式對地面目標進行同步觀測，可以全天時、全天候、快速獲取全球高精度雷達影像和輔助測量數(shù)據(jù)，是一種有效的天基對地觀測系統(tǒng)。

相比于傳統(tǒng)的單SAR系統(tǒng)，繞飛編隊InSAR衛(wèi)星具有星間通信、星間基線測量、星間時間與相位同步、編隊控制與雷達干涉等功能。如何在地面真實有效地模擬兩顆衛(wèi)星在軌協(xié)同的工作方式，對星間的功能、性能進行測試及指標考核，是繞飛編隊InSAR衛(wèi)星系統(tǒng)地面測試時需要重點解決的問題。

本文結(jié)合繞飛編隊InSAR的雙星協(xié)同方式，細致梳理地面雙星測試的項目需求，研究了各項目的測試方法及實施步驟。同時，針對整星AIT階段的雙星聯(lián)試，構(gòu)建了繞飛編隊InSAR衛(wèi)星的雙星聯(lián)合測試系統(tǒng)，用于開展繞飛編隊InSAR衛(wèi)星的地面聯(lián)合測試。

1 繞飛編隊InSAR衛(wèi)星的雙星協(xié)同

根據(jù)繞飛編隊InSAR衛(wèi)星系統(tǒng)工作原理，雙星協(xié)同主要包括全向星間鏈路、高精度星間基線測量、編隊構(gòu)形控制和SAR載荷的時間與相位同步協(xié)同。

1)全向星間鏈路

繞飛編隊InSAR衛(wèi)星雙星在軌運行于繞飛構(gòu)形，構(gòu)形的穩(wěn)定控制依賴于全向星間鏈路的實現(xiàn)。為消除單天線空域覆蓋能力不足的問題，采用單星配套2臺熱備工作的星間通信應答機(每臺應答機同時配置對天、對地射頻通道)及4副星間通信天線，通過兩臺應答機對天、對地共4路射頻通道的交叉組合實現(xiàn)星間全向通信。正常工作模式下，星間通信應答機1工作于對天通道，應答機2工作于對地通道，兩通道組合可互補形成360°的全向覆蓋。全向星間鏈路的設計原理如圖1所示。

圖1 全向星間鏈路設計原理示意圖

2)高精度星間基線測量

圖2 高精度星間基線測量及部位轉(zhuǎn)換示意圖

3)編隊構(gòu)形控制

編隊控制是指是在確定當前星上構(gòu)形的基礎上，根據(jù)實際構(gòu)形與目標構(gòu)形偏差量生成控制策略并由推進系統(tǒng)按要求執(zhí)行，使編隊構(gòu)形滿足雙星干涉基線需求的過程。編隊控制主要包括編隊構(gòu)形的初始化、保持、重構(gòu)與主輔星切換等過程。雙星繞飛編隊示意如圖3所示。

圖3 雙星繞飛編隊示意圖

4)SAR載荷時間與相位同步

繞飛編隊InSAR衛(wèi)星系統(tǒng)利用分布式InSAR原理實現(xiàn)高精度地面高程測量。一發(fā)雙收工作方式下，被動接收SAR與主動發(fā)射SAR之間為雙基地工作關系，為了使主輔星能夠以相同的節(jié)拍協(xié)同工作，同時使輔星能夠高信噪比接收主星發(fā)射信號的地面回波并與主星回波信號具有相參性，要求兩個雷達工作時保持高精度的時間與相位同步[4-5]。時間同步采用基于銣鐘和GNSS共視時間比對的一次性調(diào)整實現(xiàn)時間同步建立和全程時間同步保持的方案。相位同步采用星上線性調(diào)頻信號交替對傳、地面相位補償?shù)姆桨浮?/p>

2 繞飛編隊InSAR衛(wèi)星的地面聯(lián)合測試

如第1節(jié)所述，繞飛編隊InSAR衛(wèi)星具有明顯區(qū)別于傳統(tǒng)單SAR的協(xié)同工作特點，在完成單SAR測試工作基礎上，還需要針對雙星的全向星間通信、星間基線測量、編隊控制與載荷InSAR任務開展雙星的聯(lián)合測試。雙星聯(lián)合測試需求分析如下：

(1)全向星間通信負責實現(xiàn)星間數(shù)據(jù)的交互，鏈路的穩(wěn)定連續(xù)工作是實現(xiàn)編隊控制、基線測量與InSAR任務的前提，需要在無線及有線兩種狀態(tài)下進行測試。其中，無線狀態(tài)重點測試通信鏈路的跟蹤與捕獲特性；無線狀態(tài)正常后，有線狀態(tài)重點測試通信鏈路建立及切換的正確性，測試通信數(shù)據(jù)格式、轉(zhuǎn)發(fā)時延的正確及穩(wěn)定性，并在有線狀態(tài)下支撐完成編隊控制、基線測量與InSAR任務等測試。

(2)根據(jù)圖2高精度星間基線測量及部位轉(zhuǎn)換原理，地面導航模擬器發(fā)送主輔星編隊構(gòu)形軌道，利用雙星裝載的GNSS接收機可生成導航原始數(shù)據(jù)，完成測量基線獲取功能測試。在此基礎上，開展雙星GNSS天線相位中心一致性和穩(wěn)定度測試，開展SAR天線相位中心相位中心一致性和穩(wěn)定度測試，獲取部位轉(zhuǎn)換矩陣，實現(xiàn)由測量基線到干涉基線的轉(zhuǎn)換。

(3)在全向星間通信有線鏈路及實時星間相對導航的支持下，對雙星編隊控制策略及精度進行測試，包括編隊初始化、構(gòu)形保持、構(gòu)形切換和雙星防碰撞等。

(4)在全向星間通信有線鏈路及相位同步鏈路支持下，開展雙星時間同步精度測試、相位同步精度測試，開展雙星干涉任務功能性能測試。

結(jié)合雙星聯(lián)合測試需求，提出3項專項試驗與整星AIT階段雙星聯(lián)合測試相結(jié)合的方案，完成繞飛編隊InSAR衛(wèi)星的地面聯(lián)合測試。繞飛編隊InSAR衛(wèi)星地面聯(lián)試測試項目安排如表1所示。

表1 繞飛編隊InSAR衛(wèi)星地面聯(lián)試測試項目

2.1 星間繞飛通信無線鏈路性能專項試驗

星間繞飛通信無線鏈路的正常工作是繞飛編隊InSAR衛(wèi)星實施在軌測繪任務的前提。通過地面開展雙星繞飛構(gòu)形條件下的星間通信無線鏈路性能專項試驗，可對鏈路的跟蹤性能、通道切換功能以及星間鏈路的全向連續(xù)性進行考核。

繞飛編隊InSAR衛(wèi)星在軌繞飛時主星和輔星之間任意時刻均存在一條星間波束，波束近似與兩星質(zhì)心連線重合，繞飛一周后波束在兩星星間天線方向圖上的交點形成一個封閉的軌跡平面，如圖4所示。

圖4 繞飛編隊InSAR衛(wèi)星雙星繞飛示意圖

星間繞飛通信無線鏈路性能專項試驗的重點是如何模擬軌跡平面上本星和它星的天線增益變化及空間的衰減變化。專項試驗于天線緊縮場進行，在水平面遠端放置一副與主星同頻段的窄波束標準發(fā)射天線，按最低增益指標要求固定其增益，實現(xiàn)最惡劣情況的主星點波束發(fā)射模擬。同時，通過轉(zhuǎn)動三軸旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)臺的縱軸(Az軸)，帶動模擬星體旋轉(zhuǎn)形成一個水平軌跡平面，可遍歷雙星繞飛一周內(nèi)輔星星間天線的接收增益變化情況。對于繞飛期間空間距離造成的衰減，取最長空間基線形成的空間衰減值，通過饋線損耗進行等效并加嚴考核。

繞飛編隊InSAR衛(wèi)星繞飛時繞飛平面法線與衛(wèi)星本體坐標系存在固定的角度關系。專項試驗開展前，需要通過三維轉(zhuǎn)臺Az軸之外的另外兩軸調(diào)整模擬星體轉(zhuǎn)動過程中的固定姿態(tài)，等效于將繞飛平面法線豎置過程時調(diào)整衛(wèi)星本體姿態(tài)。衛(wèi)星本體姿態(tài)通過旋轉(zhuǎn)三軸旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)臺(Az，R1，R2)實現(xiàn)，其中Az軸轉(zhuǎn)動時R1、R2軸聯(lián)動；R1軸旋轉(zhuǎn)時R2軸聯(lián)動；R2軸旋轉(zhuǎn)時其余兩軸不動。軌跡面平置過程如圖5所示(圖中R1OR2為水平面)。操作次序定為：先旋轉(zhuǎn)R2，旋轉(zhuǎn)角為α；再旋轉(zhuǎn)R1，旋轉(zhuǎn)角為β，此時，軌跡面平面法線由OA→OB→OC。通過軌跡面法線放平過程，實現(xiàn)了衛(wèi)星本體姿態(tài)的調(diào)整，同時軌跡點指向遠端水平面上的標準天線。試驗時僅需對Az軸按一定速度進行電機驅(qū)動，即可雙星的繞飛模擬，測試無線狀態(tài)下的星間通信繞飛性能。

圖5 軌跡平面平置過程

2.2 GNSS天線相位中心標定專項試驗

繞飛編隊InSAR衛(wèi)星對GNSS天線相位中心的穩(wěn)定度、一致性要求非常高，通常達到1 mm量級。為了達到如此高的要求，除了在GNSS天線設計上采取多饋設計、加裝3D扼流圈[6]等措施，更重要的是在地面進行天線相位中心的高精度整星標定。通過標定獲得GNSS天線實際的相位中心偏移量(PCO)和相位中心變化量(PCV)，天線相位中心偏差模型如圖6所示。

圖6 天線相位中心偏差模型

標定試驗采用微波暗室絕對測量法獲得。該方法利用高精度多探頭球面近場測試系統(tǒng)獲得天線的近場分布，然后經(jīng)過近遠場變換獲得天線的遠場相位方向圖，對相位方向圖處理可快速獲得天線的相位中心數(shù)據(jù)，獲取天線的PCO位置和PCV矩陣可用于支持高精度事后基線處理。GNSS天線相位中心整星標定專項試驗實施的主要流程如下。

(1)生產(chǎn)GNSS天線相位中心整星標定專項試驗工裝。工裝應結(jié)合GNSS天線整星安裝以及邊界條件對GNSS天線相位中心的影響仿真分析結(jié)果，在確保試驗可行性(考慮測試轉(zhuǎn)臺承重、旋轉(zhuǎn)中心點安裝等)和有效性(安裝接口、結(jié)構(gòu)強度及表面材料一致)的前提下，以盡可能真實的狀態(tài)進行電磁邊界模擬，確保獲取數(shù)據(jù)的可靠性。

(2)將工裝固定安裝于近場測試系統(tǒng)轉(zhuǎn)臺上。安裝時盡量使GNSS天線口面幾何中心(P1)與測試系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)中心(P0)位置重合，同時利用激光跟蹤儀對P0與P1的相對位置關系進行高精度測量；啟動測試，獲得以P0為參考點的天線各個切面相位方向圖。

(3)根據(jù)相位換算關系和相位中心推算原理[7]，將測試獲取的以P0為參考點的相位方向圖轉(zhuǎn)換到以P1為參考點的相位方向圖，并計算天線本體坐標系下的天線PCO和PCV。

(4)標定獲得的PCO與PCV修正表與天線的相對位置是固定不變的。地面事后處理時，GNSS接收機通過星歷可以知道導航星的空間位置，通過衛(wèi)星的姿態(tài)信息可以知道GNSS天線的口面指向。綜合上述信息可獲得導航星相對于GNSS天線參考點本體坐標系的二維角度。此時，利用地面標定的PCV矩陣，通過查表就可進行接收機的相位改正并進行事后精密定軌與相對定位[8]，補償由于天線本身相位中心不穩(wěn)定帶來的相位誤差，在不考慮地面測試誤差情況下，理論上補償后的天線相位中心穩(wěn)定度為0 mm。

對GNSS天線相位中心整星標定精度進行誤差分析。其中，通過相位方向圖數(shù)據(jù)處理獲得天線相位中心及其穩(wěn)定度的過程嚴格按照理論進行，處理過程不存在誤差。誤差主要來自測試系統(tǒng)的相位測試誤差以及轉(zhuǎn)臺旋轉(zhuǎn)中心與天線口面中心相對位置的光學標定誤差。其中，相位測試誤差主要由多探頭間相位的不均勻性、轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動角度誤差以及射頻儀器相位漂移誤差帶來，綜合誤差可實現(xiàn)不大于0.3 mm；光學標定誤差可控制在0.3 mm以內(nèi)。因此，GNSS天線相位中心標定誤差最大不超過0.6 mm。

2.3 SAR天線相位中心標定專項試驗

與寬波束的GNSS天線不同，大型相控陣SAR天線波束寬度非常窄，相位中心具有其特殊性，同時通過采用陣面布局的高對稱設計、波束賦形的對稱算法以及天線陣面的高精度加工，可使得天線相位中心與天線輻射口面幾何中心在XY方向一致。文獻[9]對大型相控陣天線陣面相位中心的定位進行了研究，明確指出相控陣SAR天線相位中心位于天線口徑面上，并提出了基于相位梯度法的相位中心(lx,ly,lz)定位方程。

(1)

因此，SAR天線相位中心的標定可結(jié)合雙星SAR天線方向圖測試獲得的近場相位數(shù)據(jù)，通過計算分析獲得。

2.4 整星AIT階段的聯(lián)合測試

傳統(tǒng)單SAR衛(wèi)星地面測試時，衛(wèi)星的姿態(tài)控制、導航、載荷成像等功能相對獨立，配置的導航模擬器、動力學模擬器和回波模擬器可獨立設計，相互之間無數(shù)據(jù)交互需求。但繞飛編隊InSAR衛(wèi)星不同，星間通信、星間基線測量、編隊控制與雷達干涉等雙星功能的實現(xiàn)聯(lián)系緊密、相互依存，配置導航模擬器、動力學模擬器和回波模擬器等地面設備時需考慮設備間的數(shù)據(jù)交互與時頻基準的統(tǒng)一，將其作為整體予以綜合設計。本文給出繞飛編隊InSAR衛(wèi)星地面雙星聯(lián)合測試系統(tǒng)的設計，如圖7所示。

圖7 繞飛編隊InSAR衛(wèi)星地面雙星聯(lián)合測試系統(tǒng)

1)測試系統(tǒng)

測試系統(tǒng)由雙星動力學模擬器、雙用戶GNSS模擬器、雙用戶雷達目標回波模擬器及微波開關子系統(tǒng)組成。測試系統(tǒng)主要的設計思路為。

(1)雙星動力學模擬器完成雙星動力學信號的激勵與采集，模擬雙星在軌運行于繞飛軌道的姿態(tài)與位置、速度。

(2)雙星動力學模擬器接收雙用戶GNSS模擬器送來的1路高精度頻率基準信號，實現(xiàn)兩設備間的時頻同步。同時，雙星動力學模擬器給雙用戶GNSS模擬器實時提供兩個軌跡的時間、位置、速度信息，GNSS模擬器利用收到的時間(只用第一拍，即仿真起點)、位置、速度信息，進行數(shù)據(jù)預處理后將軌跡數(shù)據(jù)實時轉(zhuǎn)換成兩路射頻信號并分別送雙星的GNSS接收機，GNSS接收機將接收到的射頻信號進行處理生成導航原始數(shù)據(jù)，輔以星間通信鏈路的配合，實現(xiàn)雙星的絕對定位、相對定位、絕對時間同步和相對時間同步。

(3)雙用戶GNSS模擬器也接收雙用戶GNSS模擬器送來的1路高精度頻率基準信號，實現(xiàn)三個模擬器的時頻同步。

(4)雙用戶雷達目標回波模擬器根據(jù)星上的SAR系統(tǒng)脈沖重復頻率(PRF)的觸發(fā)信號，定時向雙星發(fā)送回波信號并被星上SAR系統(tǒng)接收，形成載荷原始數(shù)據(jù)。

(5)微波開關建立雙星的星間通信鏈路、載荷相位同步鏈路連接并具備鏈路切換功能。

2)主要實施步驟

繞飛編隊InSAR衛(wèi)星地面雙星聯(lián)合測試系統(tǒng)的主要實施步驟如下。

(1)完成系統(tǒng)連接，配置星間通信鏈路和相位同步鏈路，確定測試時間起點，雙星動力學模擬器從該時間起點運行，模擬雙星在軌繞飛運行。

(2)雙用戶GNSS模擬器實時接收雙星動力學模擬器的時間、位置及速度信息，模擬器基于該時間起點以及動力學后續(xù)的位置速度信息，實時產(chǎn)生兩路導航射頻信號分別送星上的GNSS接收機。

(3)A星、B星上的GNSS接收機利用接收到的射頻信號進行實時絕對定位，利用微波開關系統(tǒng)提供的星間通信鏈路互相獲取它星的導航原始數(shù)據(jù)并進行實時相對定位；接收機將定位后的絕對時間、位置速度信息和相對時差、位置速度信息通過總線向星上姿控系統(tǒng)、SAR載荷進行廣播；此步驟可完成繞飛編隊InSAR衛(wèi)星涉及的星間通信功能、星間相對狀態(tài)測量測試。

(4)星上姿態(tài)控制系統(tǒng)根據(jù)雙星絕對導航、相對導航信息進行編隊構(gòu)形參數(shù)計算，在需要時自主或接收地面指令進行軌道控制，并通過動力學模擬器將控后參數(shù)閉環(huán)反饋給GNSS模擬器，再通過模擬器給到星上GNSS接收機，真實模擬軌道控制后衛(wèi)星的軌道變化情況；此步驟可完成繞飛編隊InSAR衛(wèi)星涉及的編隊控制測試。

(5)星上設置GNSS校時，完成兩顆衛(wèi)星的時間同步。兩個SAR載荷基于各自已同步的絕對時間和總線上獲取的相對時差，觸發(fā)產(chǎn)生雷達工作需要的PRF信號并送給雙用戶雷達目標回波模擬器，模擬器根據(jù)PRF信號發(fā)送回波給星上雷達接收機接收，回波數(shù)字形成后下傳至地面接收；同時，基于微波開關系統(tǒng)提供的相位同步鏈路，兩星雷達接收機可互相獲取它星的雷達參考信號，與回波數(shù)據(jù)一同下傳至地面接收。地面SAR/InSAR快速處理系統(tǒng)對獲取的兩個回波進行干涉處理，可完成繞飛編隊InSAR衛(wèi)星涉及的載荷任務功能、性能測試。

3 結(jié)束語

以專項試驗結(jié)合整星聯(lián)合測試的實施方案解決繞飛編隊InSAR衛(wèi)星的地面聯(lián)合測試與考核需求，重點在于以盡可能真實的狀態(tài)模擬雙星的在軌運行，對星間通信的連續(xù)性、GNSS天線和SAR相位中心的一致性、編隊控制的精度和載荷時間與相位同步及干涉精度進行地面考核。后續(xù)，需在聯(lián)合測試實施方案的基礎上，進一步分析測試各環(huán)節(jié)的誤差影響，提高測試精度，確保繞飛編隊InSAR衛(wèi)星雙星功能在地面的充分驗證。