董光亮，李海濤，郝萬宏，王宏，朱智勇，石善斌，樊敏，周歡，徐得珍

（北京跟蹤與通信技術(shù)研究所，北京 100094）

0 引 言

深空測控能力是實施月球與深空探測的必然要求，我國深空測控系統(tǒng)是伴隨著探月工程“繞”“落”“回”三步走的戰(zhàn)略步伐逐步建設(shè)和發(fā)展起來的[1]，探月工程一期利用我國服務(wù)于地球衛(wèi)星的航天測控網(wǎng)完成40萬km以遠目標測控任務(wù)，實現(xiàn)了遠距離測控技術(shù)的突破；探月工程二期建設(shè)了國內(nèi)2個深空站，初步構(gòu)建深空測控網(wǎng)，具備了獨立實施深空探測任務(wù)測控支持的能力；在探月工程三期中，規(guī)劃建設(shè)了位于南美阿根廷的第3個深空站，已于2016年年底建成。我國深空測控系統(tǒng)已形成較為完善的深空測控能力，對月球和深空航天器的測控覆蓋率達到90%以上[2]。

本文回顧了我國深空測控系統(tǒng)的建設(shè)成就，分析了我國未來深空探測任務(wù)中測控系統(tǒng)面臨的諸多困難與挑戰(zhàn)，介紹了我國深空測控領(lǐng)域的最新研究進展與技術(shù)發(fā)展方向。2020年前，我國將建設(shè)具有大口徑多天線組陣、全球多基線干涉測量、系統(tǒng)規(guī)模和能力僅次于美國航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）深空網(wǎng)的全球深空測控網(wǎng)，并對我國自主火星探測和后續(xù)深空任務(wù)提供測控支持。

1 測控系統(tǒng)建設(shè)

1.1 探月工程一期系統(tǒng)建設(shè)

在月球探測任務(wù)中，測控系統(tǒng)是最為關(guān)鍵的部分之一。實施我國首次月球探測任務(wù)時，已有的S頻段統(tǒng)一測控系統(tǒng)（Unified S-Band，USB）是針對地球軌道衛(wèi)星設(shè)計和建設(shè)的[3]，所實現(xiàn)的最遠測控距離也不超過8萬km，而“嫦娥1號”（CE-1）衛(wèi)星進入繞月軌道后，最遠距離達40萬km。由于經(jīng)費投入和時間要求的限制，當時不允許建設(shè)大口徑深空測控設(shè)備，只能在已有設(shè)備基礎(chǔ)上進行技術(shù)挖潛和創(chuàng)新設(shè)計，來突破所面臨的三大技術(shù)難題：①40萬km的遠距離測控；②探月軌道衛(wèi)星的高精度測定軌；③地月空間位置關(guān)系嚴格約束下的測控可靠性。

針對40萬km的遠距離測控要求，“嫦娥1號”任務(wù)空間段采用了全向與定向天線結(jié)合、發(fā)射機功率增強、遙測信息速率可變、遙測信道卷積編碼等多項技術(shù)措施，地面段在USB設(shè)備的基礎(chǔ)上，采用了增配18 m單收天線系統(tǒng)、USB窄帶跟蹤測量技術(shù)、遙測信道卷積譯碼等多項技術(shù)措施，共同提高天地鏈路性能，以滿足任務(wù)要求。

在短弧段定軌中，必須要有角度測量信息，才能夠與距離信息聯(lián)合較為準確地確定衛(wèi)星空間位置。USB在測軌方面具有測距、測速和測角功能，但對于40萬km遠的軌道，USB測角精度相當于100多km的空間位置誤差，無法使用。甚長基線干涉（Very Long Baseline Interferometry，VLBI）測量是具有非常高的角度分辨率的天文觀測系統(tǒng)，我國VLBI網(wǎng)能夠?qū)τ钪嫔潆娫醋罡邔崿F(xiàn)0.02″的測角精度，但它僅能夠確定目標的方位，無法確定其空間三維位置[4]。綜合上述系統(tǒng)的優(yōu)勢，將USB的測距、測速能力和VLBI的高精度測角能力結(jié)合起來共同承擔探月任務(wù)的測定軌任務(wù)是最現(xiàn)實的途徑[5]。USB-VLBI綜合測量體制就是利用USB設(shè)備對衛(wèi)星進行測距測速，利用VLBI設(shè)備對衛(wèi)星進行干涉測量獲得高精度角度信息（實際測量值為衛(wèi)星下行信號到達不同測站的時延和時延率），通過建立月球軌道動力學模型，USB與VLBI測量數(shù)據(jù)的融合加權(quán)處理和參數(shù)估計技術(shù)，實現(xiàn)了對遠距離平緩軌道的短弧段定軌，月球捕獲快速定軌和繞月軌道的高精度定軌。USB-VLBI綜合測量工作原理如圖 1所示。

圖1 USB-VLBI綜合測量工作原理示意圖Fig.1 Principle of USB-VLBI technique

為解決地月轉(zhuǎn)移軌道段測控系統(tǒng)的可靠性問題，“嫦娥1號”任務(wù)中使用了歐洲空間局（European Space Agency，ESA）的庫魯站作為補充，完成部分空白弧段的遙測監(jiān)視和測軌任務(wù)。此次的國際聯(lián)網(wǎng)，測控系統(tǒng)首次采用了國際上最新的空間信息傳輸協(xié)議——CCSDS（Consultative Committee for Space Data Systems）空間鏈路擴展協(xié)議（Space Link Extension，SLE）[6-7]，首次與國外航天機構(gòu)實現(xiàn)了“中心至測站”和“中心至中心”的大規(guī)模、長弧段聯(lián)網(wǎng)工作模式，開創(chuàng)了我國航天測控國際合作的新階段。

在探月工程一期，測控系統(tǒng)實現(xiàn)了將我國航天測控作用距離從8萬km延伸到40萬km，將我國射電天文觀測網(wǎng)引入測控系統(tǒng)，同時帶動并產(chǎn)生了一批深空測控技術(shù)攻關(guān)成果。

1.2 探月工程二期系統(tǒng)建設(shè)

在首次月球探測工程中，測控系統(tǒng)始終是工程關(guān)注的焦點之一，盡管采取了一些技術(shù)措施，使應(yīng)用于地球軌道衛(wèi)星的測控網(wǎng)完成了CE-1任務(wù)，但達成的共識是，要開展中國后續(xù)的月球和深空探測，必須建設(shè)先進的深空測控網(wǎng)，這一共識在探月工程二期中得以實現(xiàn)。

深空測控網(wǎng)是專用于深空探測任務(wù)的新型測控網(wǎng)，通過探月工程二期測控系統(tǒng)研制建設(shè)，初步建成了以喀什35 m深空站、佳木斯66 m深空站為主，包括配套網(wǎng)管中心和信息傳輸網(wǎng)絡(luò)的中國深空測控網(wǎng)。

作為航天工程國家重大基礎(chǔ)設(shè)施，深空網(wǎng)的設(shè)計必須立足現(xiàn)實，著眼長遠，在總體設(shè)計上符合以下原則：①兼顧中國月球探測（40萬km）和未來火星探測（4億km）任務(wù)；②集測控、數(shù)傳和長基線干涉測量等多種功能于一體，最大限度發(fā)揮深空網(wǎng)綜合效能；③應(yīng)具備同一波束內(nèi)雙目標的下行測控能力，以支持著陸器、巡視器或環(huán)月軌道交會對接測控；④技術(shù)體制上應(yīng)與國際主流的NASA、ESA深空任務(wù)測控體制相互兼容，以利于未來國際合作與任務(wù)交互支持；⑤工作頻段覆蓋國際電聯(lián)關(guān)于月球和深空任務(wù)頻段分配，具備多任務(wù)測控能力；⑥信息接口設(shè)計符合CCSDS標準，具備國際測控聯(lián)網(wǎng)能力；⑦在系統(tǒng)設(shè)計理念和技術(shù)指標上國際先進，促進國內(nèi)電子信息技術(shù)發(fā)展。

從地理位置上考慮，深空網(wǎng)布局的理論最優(yōu)設(shè)計為在全球范圍內(nèi)經(jīng)度上間隔120°布站，從而利用3個深空站確保對月球和深空探測器的連續(xù)跟蹤?？紤]到我國國土面積的實際情況，為了發(fā)揮深空網(wǎng)的最大效能，將深空站建在我國的最東部和最西部；緯度上需兼顧實際跟蹤弧段和天線性能，站址緯度最好選擇在南北緯30°～45°之間[8]。

從電磁環(huán)境方面考慮，由于深空站接收機靈敏度非常高，極易受到外界電磁環(huán)境的干擾。根據(jù)國際電聯(lián)建議書（ITU-R SA.1157-1）給出的深空站干擾保護標準[9]，最大允許干擾功率譜密度S頻段為–222 dBW/Hz、X頻段為–221 dBW/Hz、Ka頻段為–217 dBW/Hz，這對深空站站址的電磁環(huán)境提出了極高的要求。一方面，站址應(yīng)盡量遠離微波中繼干線、移動通信基站、高壓線、高等級公路和電氣化鐵路等，避免外界電磁環(huán)境抬高系統(tǒng)噪底，降低系統(tǒng)接收靈敏度；另一方面，應(yīng)充分利用站址周圍的地形地貌條件，在一定程度上減小外界電磁干擾對深空站的影響，同時也避免深空站大功率發(fā)射對外界的影響。

最終選址的佳木斯深空站（東經(jīng)130°46′12″，北緯46°29′37″）和喀什深空站（東經(jīng)76°43′40.3″，北緯38°26′34.7″）就是在上述原則下確定的。這兩個站址點位，最大程度利用了我國國土的東西向跨度優(yōu)勢，實現(xiàn)了對月球及深空探測器高達60%以上的測控覆蓋率。同時，兩個深空站的建設(shè)還優(yōu)化了國內(nèi)干涉測量的布局，能夠與VLBI天文觀測網(wǎng)聯(lián)合開展干涉測量，大大延長東西基線，有利于改善測角精度，極大地增加了國內(nèi)干涉測量網(wǎng)的冗余度[10]。整個干涉測量網(wǎng)如圖 2所示。

在深空站大口徑天線系統(tǒng)建設(shè)過程中，我國突破了收發(fā)一體多頻段波束波導(dǎo)饋電系統(tǒng)、超低噪聲低溫制冷場放、極微弱信號超窄帶接收機、副面實時調(diào)整與陣風擾動修正等一系列核心關(guān)鍵技術(shù)。天線技術(shù)性能與NASA、ESA等所屬深空站處于同一水平，在技術(shù)體制上完全兼容國內(nèi)現(xiàn)行和CCSDS等國際主流標準。表 1和表 2分別給出了國際典型大口徑深空站的性能參數(shù)。

經(jīng)過探月工程二期測控系統(tǒng)的研制建設(shè)，我國的航天測控能力已經(jīng)從月球延伸到距離地球200萬km以遠的深空，成為繼美、俄和歐洲之后少數(shù)具備獨立深空測控能力的國家之一，極大地促進了我國相關(guān)領(lǐng)域基礎(chǔ)工業(yè)的發(fā)展，特別是在大口徑精密天線的設(shè)計與制造、大功率微波發(fā)射器件、低溫超導(dǎo)致冷等領(lǐng)域尤為顯著，相關(guān)技術(shù)能力達到國際先進水平。

圖2 國內(nèi)深空站和VLBI天文觀測網(wǎng)形成的聯(lián)合干涉測量網(wǎng)Fig.2 The joint interferometry network consisted of Chinese deep space stations and Chinese VLBI network

表1 國際典型大口徑深空站性能比較（64 m/66 m）Table 1 Performance of typical international deep space stations with large aperture（64 m/66 m）

表2 國際典型大口徑深空站性能比較（34 m/35 m）Table 2 Performance of typical international deep space stations with large aperture（34 m/35 m）

1.3 探月工程三期系統(tǒng)建設(shè)

在探月工程三期月面自動采樣返回任務(wù)中，著陸器和上升器月面工作階段需要連續(xù)跟蹤測控，而探月工程二期測控系統(tǒng)建設(shè)的國內(nèi)兩個大口徑深空站的覆蓋率仍然偏低，尚不能完全滿足該需求。為此，經(jīng)過多次深入論證和海外選址勘察，最終確定在南美阿根廷西部內(nèi)烏肯省薩帕拉地區(qū)新建35 m深空站（西經(jīng)70°8′58.20″，南緯38°11′28.90″），與國內(nèi)兩個深空站構(gòu)成全球布站的深空測控網(wǎng)，可以將測控覆蓋率提高到90%。3個深空站（如圖 3所示）形成的對月球及深空探測器覆蓋率如圖 4所示。同時，為了滿足返回段測控需求并兼顧環(huán)月交會對接測軌需求，在納米比亞站新建18 m S/X雙頻段測控設(shè)備，并配置干涉信號采集終端。上述測控系統(tǒng)的建設(shè)完成使得我國成為繼美國和歐洲之后，第3個建成全球布站深空網(wǎng)的國家，深空探測任務(wù)支持能力得到進一步提升，將有效支持后續(xù)“嫦娥5號”（CE–5）等探測任務(wù)。新建南美深空站和納米比亞18 m設(shè)備進一步擴大了我國深空測控干涉測量覆蓋范圍，與ESA聯(lián)網(wǎng)還將進一步優(yōu)化基線幾何構(gòu)型，提高測量精度，如圖 5所示。

針對探月工程三期再入返回段監(jiān)視返回器第1次再入黑障區(qū)前后的飛行狀態(tài)，為返回器能否成功跳起提供判據(jù)，將一艘測量船布設(shè)于索馬里以東的印度洋海域并利用其雷達和光學手段對返回器進行測量和監(jiān)視。為了對返回器首次出黑障后進行快速捕獲，新研制了寬波束引導(dǎo)設(shè)備和機動式多波束測控設(shè)備分別布設(shè)在卡拉奇和青藏高原。為了增加返回器二次再入前后的測控覆蓋，新研的X頻段相控陣再入測量雷達，布設(shè)在若羌地區(qū)。上述各套新建新研設(shè)備與位于馬林迪、大樹里、白云鄂博和著陸場的測控設(shè)備一起，構(gòu)成了較為完善的再入返回段測量鏈，能夠?qū)崿F(xiàn)對返回器再入過程幾乎連續(xù)的跟蹤覆蓋。

圖3 中國喀什35 m深空站（左）、佳木斯66 m深空站（中）和薩帕拉35 m深空站（右）Fig.3 Chinese deep space stations of Kashi 35 m（left）/Jiamusi 66 m（middle）/Zapala 35 m（right）

圖4 3個深空站形成的對月球及深空探測器覆蓋率示意圖Fig.4 Chinese deep space stations coverage of lunar and deep space probes

圖5 中國深空網(wǎng)國際聯(lián)網(wǎng)條件下的干涉測量基線組合Fig.5 The interferometry baselines formed by Chinese deep space network with cooperation of international network

此外，在探測器月地轉(zhuǎn)移段末期，通過位于薩帕拉、納米比亞和ESA所屬瑪斯帕拉瑪斯的3套設(shè)備進行3站接力測距，保證返回器分離點的軌道預(yù)報精度，確保返回器能夠進入標稱再入走廊。月地轉(zhuǎn)移段末期和再入返回段測控站（船）布局示意圖見圖 6所示。

2 未來深空測控面臨的挑戰(zhàn)

我國探月工程“繞”“落”“回”三步走戰(zhàn)略目標即將實現(xiàn)，深空探測已被列入國家科技創(chuàng)新2030重大項目。當前，我國已經(jīng)開展了月球探測后續(xù)任務(wù)和深空探測專項論證：2020年前后，完成世界首次月球背面著陸巡視探測、開展月球極區(qū)和小行星探測，實現(xiàn)我國首次火星“繞”“著”“巡”；未來還將實現(xiàn)火星取樣返回、木星系探測和中國人首次登陸月球[11]。

圖6 月地轉(zhuǎn)移段末期和再入返回段測控站（船）布局示意圖Fig.6 Deployment of ground stations and Yuanwang ships for final phase of Moon-Earth transfer，reentry and return stage

隨著深空探測任務(wù)的深入開展，深空測控通信將面臨2個方面的艱巨挑戰(zhàn)。

1）探測距離愈加遙遠，信號傳輸更為困難

隨著探測目標向火星以及更遙遠的太陽系大天體延伸，探測距離將從目前月球探測的40萬km拓展到火星探測的4億km和木星探測的10億km，并將于2030年開展天王星探測時達到創(chuàng)紀錄的30億km。由于信號傳輸功率衰減與傳輸距離的平方呈正比[12]，同等星上EIRP（Effective Isotropic Radiated Power）發(fā)射條件下，天王星傳回的信號功率將比月球傳回的信號功率降低約100 dB。同時，為了在不同形式的探測任務(wù)中獲取更為豐富的圖像、視頻及各類科學探測信息，下行信息速率傳輸需求將由目前的2 Mbit/s增長到250 Mbit/s，如圖 7所示[13]。遙遠的信號傳輸距離和顯著增長的下行傳輸速率需求共同構(gòu)成了對深空測控通信信號傳輸?shù)闹卮筇魬?zhàn)。

圖7 未來深空通信數(shù)據(jù)傳輸速率需求Fig.7 Requirement of data transmission rate in future deep space communications

2）探測形式更為豐富，導(dǎo)航精度需求更高

在探測目標延伸到太陽系各大天體的同時，探測器組成形式和探測飛行過程也將更為復(fù)雜和多樣化，包括：①小行星探測任務(wù)的交會、繞飛、附著和采樣；②火星表面軟著陸與巡視探測、火星軌道交會；③木星探測交會、木星衛(wèi)星的環(huán)繞探測；④天王星飛越探測。

不同形式的飛行過程及任務(wù)關(guān)鍵階段的操作管理對提高深空探測導(dǎo)航精度提出了更為迫切和剛性需求。以美國深空網(wǎng)為例（見圖 8）[14]，過去50余年來其地基導(dǎo)航精度提高了5個量級，為具有各類復(fù)雜探測形式的深空任務(wù)提供了有力支撐。

3 技術(shù)發(fā)展

為了實現(xiàn)月球和深空探測遙遠距離下的上下行高速數(shù)據(jù)通信，各個飛行段下的高精度導(dǎo)航，以及對探測器在行星大氣內(nèi)的高動態(tài)減速段關(guān)鍵事件的狀態(tài)監(jiān)視，測控系統(tǒng)已在下行天線組陣、上行天線組陣、大功率發(fā)射、行星進入下降段超高動態(tài)測控、干涉測量和測定軌等技術(shù)領(lǐng)域分別開展了關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)和試驗驗證。

3.1 天線組陣

3.1.1 下行天線組陣技術(shù)

遙遠距離的深空測控始終是深空探測活動面臨的重大挑戰(zhàn)。隨著探測能力的不斷增強，數(shù)據(jù)傳輸速率需求越來越高；隨著探測距離的持續(xù)增大，接收信號強度越來越微弱，單純依靠地面大口徑天線解決上述問題越來越困難。下行天線組陣技術(shù)是利用多個天線組成天線陣列，將各個天線接收的信號進行合成，達到增大天線口徑的效果，實現(xiàn)遙遠距離微弱信號的有效接收[15]。

圖8 美國深空網(wǎng)導(dǎo)航性能發(fā)展Fig.8 DSN navigation system accuracy

下行天線組陣包括本地組陣和異地組陣，該技術(shù)是利用多個天線接收來自同一個探測器的下行信號，通過信號合成提高信號的信噪比，實現(xiàn)高速數(shù)據(jù)的下行傳輸。NASA深空網(wǎng)從20世紀70年代初就開始研究和使用天線組陣技術(shù)，該技術(shù)已成為解決深空探測器測控和高碼率信息傳輸?shù)闹匾緩?，也是國際深空測控技術(shù)的發(fā)展趨勢之一[16]。相比單個天線，天線組陣具有以下明顯優(yōu)勢：

1）提升系統(tǒng)性能。減小了大口徑天線對指向的高精度要求，有效提高了下行數(shù)據(jù)量和遠距離測控能力。

2）增強可操作性?？蓪崿F(xiàn)更高的資源利用率，提高系統(tǒng)的可用性和維護的靈活性；降低備件數(shù)量。

3）降低系統(tǒng)研制成本。批量生產(chǎn)和系統(tǒng)復(fù)雜度低可有效節(jié)省系統(tǒng)研制難度和成本。

4）提高系統(tǒng)運行靈活性。根據(jù)任務(wù)需求靈活調(diào)整系統(tǒng)規(guī)模，新增單元不影響原系統(tǒng)運行。

在國家高技術(shù)發(fā)展計劃支持下所開展的天線組陣技術(shù)研究，先后提出了采用合成效率高、運算量小、更有利于微弱信號合成的改進Sumple算法進行全頻譜合成的方案[17]，突破了本地多天線實時信號全頻譜合成、精確相位和延遲估計與補償、組陣信號事后重放合成方法等核心技術(shù)，研制成功了多路信號合成器；針對異地遠距離多天線組陣，突破了接收信號大多普勒動態(tài)對消、時延快速搜索、非均勻弱信號最優(yōu)合成、軟件合成的并行實現(xiàn)等多項關(guān)鍵技術(shù)；采用通用計算平臺，自主研發(fā)了集信號合成、解調(diào)和數(shù)據(jù)處理于一體的軟件合成器。

2010年10月—12月，利用4個12 m天線構(gòu)成的試驗系統(tǒng)，成功開展了本地天線組陣技術(shù)驗證試驗。在“嫦娥2號”（CE–2）衛(wèi)星距離地球14萬km和40萬km時，試驗系統(tǒng)接收S頻段測控信號和數(shù)傳信號，實現(xiàn)了4路信號的合成，合成效率優(yōu)于90%，其綜合效能約等效于1個口徑為24 m的S頻段天線，實驗結(jié)果如圖 9所示。

圖9 本地天線組陣獲取CE–2拍攝的地球圖像對比Fig.9 Pictures of Earth taken by CE–2 received by local antenna array

2013年12月，在我國探月工程“嫦娥3號”（CE–3）月面軟著陸和巡視探測任務(wù)中首次應(yīng)用異地天線組陣技術(shù)。任務(wù)期間，利用參加任務(wù)青島18 m站、喀什18 m站、三亞15 m站以及北京4 × 12 m系統(tǒng)4個地域共7套天線對CE–3著陸器成功開展了信號的接收與合成，獲取著陸器拍攝的“玉兔號”巡視器的月面圖像及其車轍圖像非常清晰。圖 10為任務(wù)期間喀什、青島和北京的6個天線接收信號合成前后的結(jié)果對比。

圖10 巡視器月面圖像合成前后對比Fig.10 Pictures of the rover on Moon before and after arraying

2013年，我國佳木斯66 m深空站和喀什35 m深空站還聯(lián)合開展了對ESA金星快車探測器的異地下行組陣試驗，對測控信號的合成效率達到了92%。我國深空測控網(wǎng)與美國深空網(wǎng)歷次組陣試驗性能[18]對比如表 3所示。

2020年我國首次火星探測任務(wù)將完全在我國深空測控系統(tǒng)的支持下開展，測控距離將進一步延伸到4億千米遠。屆時，為提高深空測控網(wǎng)數(shù)據(jù)接收能力，我國還將在喀什深空站新建3個35 m天線，組成一個天線陣系統(tǒng)，通過天線下行組陣技術(shù)，使得喀什深空站的數(shù)據(jù)接收能力達到與佳木斯深空站66 m相當?shù)乃剑ㄒ妶D 11）。

表3 我國與美國組陣試驗性能對比Table 3 Performance of Chinese and American antenna arrays

圖11 喀什4 × 35 m天線組陣示意圖Fig.11 Diagram of Kashi 4 × 35 m antenna array

3.1.2 上行天線組陣技術(shù)

美國在建設(shè)下行天線組陣系統(tǒng)的同時，還同步完成了上行組陣的在軌試驗驗證。上行組陣的基本原理是：通過對布設(shè)在一定空間區(qū)域的天線系統(tǒng)的組陣設(shè)計，可以以較低的代價獲得大功率的空間波束覆蓋。理論分析表明，如果陣列中N個天線的口徑相同，并且各天線上行信號相位在空間目標處同相，那么陣列可以實現(xiàn)的功率覆蓋與陣列中天線數(shù)目N的平方成正比[19]。

2008年6月28日，NASA第1次由3個天線組成的X頻段上行組陣與工作在行星際距離的EPOXI航天器成功進行了演示實驗[20]。該實驗在戈爾德斯頓DSCC的真實操作環(huán)境下進行，使用了DSS-24、DSS-25和DSS-26三個34 m BWG天線。以最大允許速率向EPOXI發(fā)送了50條指令，所有指令都被航天器接收和確認（見圖 12）。

上行天線組陣的主要技術(shù)難點在于：

1）誤差源構(gòu)成分析及量化分析因為相位不一致帶來的誤差、大氣波動帶來的誤差和陣列位置估計不準帶來的誤差，組陣時誤差不可能為零，所以有必要識別各種誤差，并事先為這些誤差留有足夠的余量。

圖12 美國深空網(wǎng)上行組陣試驗Fig.12 Experiment of DSN uplink array

2）設(shè)備鏈路時延/相位差標校

上行信號在設(shè)備鏈路中進行傳輸所產(chǎn)生的時延、相位差主要來源于信號頻率變換設(shè)備、放大器等的非線性變換。在設(shè)備鏈路的相位、時延發(fā)生變化時，將影響上行信號的合成。

3）空間鏈路時延/相位差標校

在上行信號傳輸過程中，空間物理鏈路的時延/相位變化將引起各路信號間的傳輸不一致性，空間鏈路時延/相位差的變化將進一步影響上行信號的合成。圖 13為各鏈路間相位誤差對合成增益損失理論分析的結(jié)果。

在國家高技術(shù)發(fā)展計劃支持下的上行組陣技術(shù)研究，先后開展了多天線發(fā)射信號天線組陣上行鏈路主要器件溫度特性研究、空間合成方法、時延對齊和相位對齊控制技術(shù)和系統(tǒng)標校技術(shù)等研究，研制了計算機仿真系統(tǒng)、桌面演示驗證系統(tǒng)和4天線無線試驗演示驗證系統(tǒng)，并開展了相關(guān)專題和系統(tǒng)試驗。目前國內(nèi)院所開展了上行天線組陣原理驗證，構(gòu)建了3個3 m口徑C頻段發(fā)射天線和1個接收天線設(shè)備組成的試驗系統(tǒng)（見圖 14），試驗系統(tǒng)中信號的傳輸路徑如圖 15所示?；谠囼炏到y(tǒng)開展了針對同步軌道通信衛(wèi)星的上行多天線組陣技術(shù)研究與試驗驗證，達到了80%的合成效率，試驗結(jié)果如圖 16所示。后續(xù)將繼續(xù)深入開展基于開環(huán)方式下的多天線發(fā)射信號空間合成技術(shù)研究，早日應(yīng)用于后續(xù)深空探測任務(wù)。

圖13 組陣天線間相位誤差對合成增益的影響Fig.13 Synthetic gain variations with phase errors of antennas in an array

圖14 國內(nèi)上行組陣試驗系統(tǒng)外場圖Fig.14 Uplink arraying experiment system

3.2 大功率發(fā)射技術(shù)

大功率發(fā)射是深空測控天線的基礎(chǔ)能力之一，負責完成地基導(dǎo)航，上行指令注入和探測器應(yīng)急救援，是決定深空測控作用距離的關(guān)鍵性因素。美國、歐洲、俄羅斯和日本在部署其深空測控天線時均研發(fā)了大功率發(fā)射機，其主要發(fā)射能力如表 4所示。

結(jié)合深空任務(wù)高速數(shù)據(jù)可靠注入的上行發(fā)射需求，2012年我國自行研制完成了S頻段和X頻段10 kW速調(diào)管發(fā)射機，并正式配屬深空站，其關(guān)鍵器件速調(diào)管均實現(xiàn)了國產(chǎn)化，S頻段發(fā)射機最大輸出功率可達18 kW，X頻段發(fā)射機最大輸出功率可達15 kW。我國深空站發(fā)射機主要組成部分包括：S/X頻段速調(diào)管、高功率電源、冷卻設(shè)備、輸出微波網(wǎng)絡(luò)、控保與監(jiān)控等，組成原理框圖如圖 17所示。

結(jié)合我國未來深空探測大功率發(fā)射需求，目前已開展了X頻段50 kW發(fā)射機關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，完成了50 kW速調(diào)管發(fā)射機樣機的各類試驗驗證，突破了多項關(guān)鍵技術(shù)。整機由國產(chǎn)單注速調(diào)管作為末級放大器，濾波后最終輸出功率大于50 kW，帶寬大于95 MHz，整個頻帶內(nèi)免調(diào)諧；高功率微波輸出網(wǎng)絡(luò)主要包括弧光探測器、吸收式諧波濾波器、高功率分路與合成器、反射濾波組和耦合器等，采用吸收式和反射式濾波器相組合，各類反射濾波器再分散濾波的方式，實現(xiàn)了高功率連續(xù)波條件下的各次諧波和接收頻帶內(nèi)的濾波功能，突破了高速可靠保護、高功率低損耗傳輸、寬頻帶大幅度抑制等關(guān)鍵技術(shù)，解決了X頻段接收頻帶和其各次諧波尤其是第4次諧波對Ka頻段系統(tǒng)的干擾；通過弧光快速檢測和高壓電源的快速泄放技術(shù)，實現(xiàn)了對速調(diào)管的快速保護；發(fā)射機高壓電源采用了諧振軟開關(guān)技術(shù)的開關(guān)電源，具有功率密度高、紋波系數(shù)低、輸出功率大、整機效率高等一系列優(yōu)點；設(shè)備整機采用了液體冷卻方式，可滿足較寬溫度范圍的工作條件。該設(shè)備將為我國研究更高功率的發(fā)射機并進行太陽系內(nèi)行星際雷達探測提供寶貴經(jīng)驗和技術(shù)支撐。

圖15 上行組陣試驗系統(tǒng)組成傳輸路徑Fig.15 Configuration of uplink arraying experiment system

圖16 國內(nèi)上行組陣試驗結(jié)果Fig.16 Experiment results of Chinese uplink array

圖17 S/X頻段10 kW發(fā)射機組成原理框圖Fig.17 Configuration of S/X band 10 kW transmitter

3.3 行星進入下降段超高動態(tài)測控技術(shù)

探測器的行星進入下降段是深空探測任務(wù)中的關(guān)鍵飛行段。以火星探測為例，在進入火星大氣的進入、下降和著陸段（Entry Descent and Landing，EDL），著陸器將以超音速彈道接近火星表面，在短時間內(nèi)完成高速氣動減速、降落傘展開等高動態(tài)機動動作[24]。EDL是火星探測中難度最大、風險最高的飛行階段。通過星地通信鏈路可靠、準實時的監(jiān)視著陸器飛行狀態(tài)是EDL段飛行控制的關(guān)鍵信息。僅通過檢測估計著陸器下行載波即可判斷其生存狀態(tài)，并監(jiān)視著陸過程和氣動減速、開傘等關(guān)鍵事件。

以美國加州理工大學噴氣推進實驗室公布的“好奇號”探測器EDL段事后重建彈道為例，從進入火星大氣至平穩(wěn)抵達火星表面全程僅持續(xù)約5 min，其典型特征是包括高速氣動減速和降落傘展開[25]。圖 18為X頻段信號動態(tài)分析，藍色曲線為多普勒變化，橙色曲線為多普勒導(dǎo)數(shù)變化，短時間內(nèi)X頻段載波多普勒變化高達200 kHz，多普勒一階導(dǎo)數(shù)峰值可達3.5 kHz/s，多普勒二階導(dǎo)數(shù)峰值出現(xiàn)在降落傘展開時刻，高達400 Hz/s2?？梢姡鹦侵懫鱁DL飛行段下行信號具有典型的超高動態(tài)飛行特征。

圖18 “好奇號”EDL段多普勒動態(tài)Fig.18 Doppler dynamics of the Curiosity rover during Mars EDL phase

美國在歷次火星著陸任務(wù)中開展了利用在X頻段戈爾德斯頓70 m單獨接收和2個34 m組陣接收，以及分別利用美國綠岸110 m天線、澳大利亞帕克斯天文臺64 m天線進行UHF（Ultra High Frequency）頻段備份接收，獲取了有效的測控信號數(shù)據(jù)，確保了對著陸器EDL階段下行信號的可靠檢測和關(guān)鍵事件判斷[26-27]。在2016年ESA的ExoMars任務(wù)中，ESA利用印度普納地區(qū)由30個45 m望遠鏡組成的巨型米波陣（Giant Metrewave Radio Telescope，GMRT）接收了著陸器的下行UHF信號，并基于載波信號動態(tài)特征判斷出著陸器高速墜毀于火星表面，通過解調(diào)的遙測回傳信息分析出由于自主導(dǎo)航控制算法缺陷導(dǎo)致反推發(fā)動機工作異常，為查明事故原因完善后續(xù)探測器設(shè)計奠定了基礎(chǔ)[28]。

進行火星EDL段頻率捕獲估計是基于頻率的極大似然估計原理[29]。極大似然估計（Maximum Likelihood Estimator）的基本思想是：對信號參數(shù)的估值是那些同時使得觀測向量條件概率密度最大的信號參數(shù)。如果信號參數(shù)在某些不確定區(qū)間內(nèi)的統(tǒng)計分布是未知的，那么可以證明ML估計得出的估值方差最小。在每一次估計中，使用的觀測向量是在一個時間區(qū)間上獲取的N個連續(xù)的信號采樣點，而這一時間區(qū)間相比于目標動態(tài)引起信號顯著變化所需的時間尺度足夠?。ㄒ簿褪钦fN個連續(xù)的信號采樣點所對應(yīng)的時間區(qū)間上信號參數(shù)不會發(fā)生顯著變化）。

為實現(xiàn)基于周期圖的功率檢測和頻率極大似然估計，在進行傅里葉變換計算時，通常希望盡可能的延長相干積分時間（傅里葉變換對應(yīng)原始數(shù)據(jù)的時長），以盡可能提高檢測信噪比。然而由于殘余頻率高階導(dǎo)數(shù)引起的頻率變化，過長的相干積分時間，會導(dǎo)致傅里葉變換后的幅度損失以及不準確的頻率估計結(jié)果。因此，相干積分時間的選擇需要保證積分時間內(nèi)殘余頻率高階導(dǎo)數(shù)引起的頻率變化不超過傅里葉變換頻率的分辨率。但同時，較短的積分時間也會導(dǎo)致較高的噪聲水平，使得檢測信噪比較低。雖然相干積分時間受限于殘余頻率高階導(dǎo)數(shù)的限制，但是通過非相干積分，即將相鄰傅里葉變換后的功率譜求和，可以降低噪聲相較其均值水平的波動幅度，只要非相干積分的時間足夠長，則對噪聲波動幅度的抑制作用，會提高對信號功率檢測和頻率估計的性能。需要注意的是，非相干積分時間的取值也受限于信號頻率高階導(dǎo)數(shù)的影響。圖 19為EDL段載波捕獲概率的理論計算結(jié)果。

為開展行星進入下降段測控，目前測控已突破了基于鎖相接收的超高動態(tài)信號自適應(yīng)跟蹤算法，并基于美國“好奇號”著陸任務(wù)EDL彈道開展了仿真驗證，實現(xiàn)了UHF頻段22 dB-Hz、X頻段29 dB-Hz下高精度的載波相位估計（見圖 20），達到了與JPL（Jet Propulsion Laboratory）相近的水平。下一步擬突破基于深度學習的自適應(yīng)估計算法，并分析利用FAST 500 m等大天線開展UHF頻段星地通信的可行性，確保火星EDL通信順利實施。

圖19 不同信噪譜密度比下載波錯誤捕獲概率理論值曲線Fig.19 Probability of carrier acquisition error at different signal power to noise power density ratio

圖20 火星EDL段下行載波跟蹤與多普勒頻率估計Fig.20 Carrier tracking and Doppler estimation during Mars EDL flight

3.4 干涉測量技術(shù)

干涉測量技術(shù)是深空測控一種不可或缺的高精度測量手段。在我國探月工程中，干涉測量由傳統(tǒng)天文觀測的VLBI模式轉(zhuǎn)變?yōu)镈OR（Differential One-way Ranging）測量體制，測量精度從CE-1的5 ns提升到CE-3的1 ns[30-31]；應(yīng)用模式也出現(xiàn)了同波束干涉測量技術(shù)（Same Beam Interferometry，SBI）[32]和相位參考干涉測量技術(shù)（Phase Referencing Interferometry，PRI）[33]，測量精度最高可以達到亞皮秒量級。

在CE-3任務(wù)中，為了實現(xiàn)地面對著陸器和巡視器的高精度相對定位，采用SBI技術(shù)，實現(xiàn)了利用一個天線同時接收兩個目標信號并進行差分處理，消除電離層、大氣及觀測裝置的絕大部分影響，獲取了皮秒量級的差分相位時延。結(jié)合一定的數(shù)據(jù)處理策略，采用SBI技術(shù)獲取的著陸器和巡視器相對定位結(jié)果，與視覺定位結(jié)果（其精度約為1 m）相比，差異約為1 m[34-35]。

PRI技術(shù)源自射電天文中的干涉成圖方法，它依靠基線間的長短指向配合，并利用地球自轉(zhuǎn)效應(yīng)，通過時域和空域相結(jié)合的方法解出相位模糊度[36]。NASA和ESA分別利用各自的深空網(wǎng)和探測器進行了試驗，獲取了皮秒量級的差分相位時延[37]。我國在CE-3任務(wù)中，也開展了PRI試驗，旨在檢驗我國現(xiàn)有干涉測量系統(tǒng)進行相位參考干涉測量的可行性和精度水平。以著陸器為參考源，對“玉兔號”巡視器進行了成圖處理，獲取的差分相時延，測量精度達到10 ps量級，得到了巡視器相對著陸器的精確位置，相位參考結(jié)果與視覺定位結(jié)果偏差小于1 m，見圖 21所示[38]。

3.5 測定軌技術(shù)

我國探月工程任務(wù)軌道逐漸復(fù)雜，變軌控制要求也越來越高[39-41]。從CE-2任務(wù)開始，采用直接入軌進入地月轉(zhuǎn)移軌道的方式[42]。CE-3的近月捕獲也由之前的多次降軌變?yōu)?次捕獲進入目標軌道，而且環(huán)月軌道的高度也從200 km降低到100 km，體現(xiàn)了我國探月任務(wù)測定軌精度和軌道控制能力的提高[43]。此外，環(huán)月軌道也更加多樣，由單一的圓極軌變化為橢圓非極軌，對定軌動力學模型的要求也更加精細。而月面工作段、月地返回段以及更遠的L2點軌道和小行星交會軌道對測控覆蓋和定軌預(yù)報精度也提出了更高要求。我國探月工程歷次任務(wù)軌道如表 5所示。

圖21 相位參考干涉測量對“玉兔號”巡視器的成圖結(jié)果Fig.21 Images of Yutu rover by phase-referencing

表5 我國探月工程任務(wù)軌道Table 5 Orbits of CLEP

探月任務(wù)軌道測量主要采用測距/測速+干涉測量體制，測量數(shù)據(jù)包括雙向測距、雙向測速和干涉測量時延、時延率。對于動力下降段采用三向測量方式，測量數(shù)據(jù)為三向距離和/三向速度和，對月球動力下降段進行實時定位監(jiān)視，與準實時干涉測量數(shù)據(jù)聯(lián)合精確確定動力下降段的飛行軌跡。測量數(shù)據(jù)精度如表 6所示。隨著探月任務(wù)的實施，測控系統(tǒng)逐步完善并提高了各類觀測量的精度。首先，測量頻段的提高和深空站測距/測速數(shù)據(jù)精度不斷提高；其次，干涉測量由傳統(tǒng)天文觀測的VLBI模式轉(zhuǎn)變?yōu)镈OR測量模式后使測量精度得以進一步提高，同時，通過對VLBI分系統(tǒng)的升級改造，逐步實現(xiàn)了干涉測量的實時性。歷次探月任務(wù)測量精度見表 6所示[44]。

測量精度的變化帶來了定軌精度的提高，從CE-1到CE-3任務(wù)，地月轉(zhuǎn)移、環(huán)月軌道精度不斷提高，并且能夠支持更遠的日地L2點以及4179號小行星交會軌道測定軌。我國深空測控系統(tǒng)目前已經(jīng)實現(xiàn)的測定軌精度如圖 22所示。

表6 我國探月工程軌道測量精度Table 6 Accuracy of orbit tracking of CLEP

圖22 我國探月工程歷次任務(wù)測定軌精度圖Fig.22 Accuracy of orbit determinations in previous CLEP missions

在火星探測任務(wù)中，火星接近段的導(dǎo)航是探測器近火捕獲以及直接火星著陸的關(guān)鍵技術(shù)之一，導(dǎo)航精度較差或可靠性不高，會造成探測器飛躍火星、進入火星大氣燒毀，甚至撞擊火星表面。

美國在實施火星勘察者（Mars Reconnaissance Orbiter，MRO）任務(wù)開展火星環(huán)繞探測時，通過對中途軌道修正機動、太陽輻射壓和姿態(tài)機動動量輪卸載等各種飛行動力學過程進行精確建模，并綜合運用長弧段的測距、測速和ΔDOR（Delta Differential One-way Ranging）測量數(shù)據(jù)進行近火捕獲段的精確定軌，達到了近火點高度誤差約400 m的水平[45]?；诋斍拔覈鴮鹦翘綔y的動力學建模準確程度和無線電測量數(shù)據(jù)精度水平，利用5～7天數(shù)據(jù)進行近火捕獲段定軌仿真計算可達到的近火點高度位置誤差約幾千米到幾十千米量級。下一步，通過對火星探測器太陽輻射壓、微小攝動和小推力精確標校及綜合建模，同時提高無線電測量數(shù)據(jù)的精度水平，期望將近火點高度誤差降到1 km左右。圖 23為火星捕獲B平面內(nèi)定軌誤差分布的仿真結(jié)果。

圖23 火星捕獲定軌仿真分析B平面誤差散布Fig.23 Error scattering on B-plane of orbit determination simulations for Mars capture

在地月空間范圍內(nèi)，還可利用全球衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)（Global Navigation Satellite System，GNSS）為各類飛行器提供測定軌支持。2014年在實施“嫦娥5T1”飛行試驗器任務(wù)期間，探測器上配備了高靈敏度GNSS接收機，首次在地月/月地轉(zhuǎn)移軌道上開展了搭載試驗，利用GNSS數(shù)據(jù)實現(xiàn)了100 m的定軌精度（見圖 24）[46]。下一步需重點突破高動態(tài)高靈敏度接收機（最遠支持到20萬km）、增強濾波自主導(dǎo)航等關(guān)鍵技術(shù)，并進一步開展搭載試驗驗證，預(yù)計未來對月球探測器將實現(xiàn)50 m的定軌精度。

圖24 CE-5T1搭載GNSS接收機實時定位結(jié)果與事后精軌偏差Fig.24 Differences between the post-fit orbit and the real time results from rhe GNSS receiver onboard CE-5T1 probe

4 總結(jié)與展望

經(jīng)過探月工程三步走戰(zhàn)略的支持，我國深空測控系統(tǒng)實現(xiàn)了從無到有，從弱到強的歷史性發(fā)展，將我國航天測控能力由近地延伸至深空，具備了獨立開展深空測控的能力，技術(shù)水平達到世界前列。深空測控系統(tǒng)的建設(shè)不僅緊緊貼合我國月球探測的實際需求，還緊盯未來發(fā)展需要，緊密跟隨國際深空探測領(lǐng)域逐漸開放合作的潮流，有效促進了國內(nèi)相關(guān)領(lǐng)域的技術(shù)進步。

人類對太空夢想的追求還在不斷深入，深空探索的腳步也不會停息。深空測控系統(tǒng)作為連接探測器與地球的唯一紐帶，將繼續(xù)發(fā)揮其重要作用。我國也將不斷完善和提高自身的深空測控系統(tǒng)能力，為圓滿完成后續(xù)任務(wù)奠定堅實基礎(chǔ)。

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