何 謙

(中國衛(wèi)星海上測(cè)控部，江蘇 江陰 214431)

0 引言

在運(yùn)載火箭的海上測(cè)控任務(wù)中，需要事先根據(jù)相關(guān)接口控制文件和測(cè)試參數(shù)，結(jié)合地面測(cè)控站設(shè)備工作性能，計(jì)算運(yùn)載火箭在測(cè)控站覆蓋弧段內(nèi)的下行信號(hào)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(duì)下行信號(hào)質(zhì)量的影響。該項(xiàng)工作是目標(biāo)信號(hào)特性分析的一項(xiàng)主要內(nèi)容，對(duì)測(cè)控站目標(biāo)跟蹤捕獲策略的選擇和信號(hào)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(cè)控角的變化，人工預(yù)先識(shí)別火箭實(shí)測(cè)天線方向圖測(cè)試切面和逐點(diǎn)查找判讀對(duì)應(yīng)角度的天線增益，并根據(jù)跟蹤性能表的距離值，手動(dòng)計(jì)算地面測(cè)控站接收信號(hào)AGC數(shù)值。該種方法工作效率低、過程繁瑣，且存在人為錯(cuò)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(jì)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(duì)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(cè)控設(shè)備的性能，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)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(cè)控系統(tǒng)仿真模型，重點(diǎn)介紹如何將實(shí)測(cè)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(cè)控鏈路性能分析，通過某次海上測(cè)控任務(wù)的仿真分析和實(shí)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(duì)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(tái)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(duì)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(duì)于該坐標(biāo)系的偏航、俯仰和滾動(dòng)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(cè)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(dòng)段飛行過程中存在的動(dòng)作包括一級(jí)、二級(jí)及三級(jí)火箭的點(diǎn)火和分離等，在仿真過程中僅考慮航天測(cè)量船測(cè)控弧段的下行鏈路跟蹤性能。利用STK軟件對(duì)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(shí)間，起始時(shí)刻選擇火箭發(fā)射的時(shí)刻，停止時(shí)刻選擇星箭分離時(shí)刻。

2)添加地面發(fā)射場、地面測(cè)控站等對(duì)象，并在Basic參數(shù)中填寫實(shí)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(duì)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(gè)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?yàn)?0°，則歐拉角依次為90°，0°，-90°。

5)地面測(cè)控站添加傳感器對(duì)象確保測(cè)控站工作時(shí)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(duì)象，同時(shí)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(cè)控站的實(shí)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(duì)象，設(shè)置發(fā)射機(jī)信號(hào)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(hào)的實(shí)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(cè)控鏈路的性能不僅與運(yùn)載火箭和地面測(cè)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(jì)，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(gè)外部文件必需按照特定的格式編寫，才能成為STK能夠識(shí)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(hào)，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(shí)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(gè)七維向量表示(Ts，X，Y，Z，Vx，Vy，Vz)，對(duì)應(yīng)于火箭起飛累積Ts時(shí)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(duì)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(gè)四維向量表示(Ts，fil，psl，gml)，對(duì)應(yīng)于火箭起飛累積Ts時(shí)刻，在發(fā)射系中運(yùn)載火箭按次序規(guī)定的三個(gè)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(shí)測(cè)天線方向性圖確定箭載天線性能，并以此作為測(cè)控鏈路性能分析的依據(jù)。要將實(shí)測(cè)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(shí)測(cè)天線方向性圖讀取

與衛(wèi)星實(shí)測(cè)天線方向性圖不同，火箭測(cè)控考慮中繼衛(wèi)星測(cè)控與地面測(cè)控，天線的安裝為對(duì)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(shí)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(shí)測(cè)天線方向圖都是采用天線方向角α給出，在測(cè)試時(shí)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(shí)需要進(jìn)行一定的轉(zhuǎn)換[13]。不同型號(hào)的火箭其實(shí)測(cè)天線方向圖的測(cè)試起始面不同，如圖4所示，當(dāng)天線在測(cè)試時(shí)其安裝位置處于α=0°時(shí)(位置1)，測(cè)試切面角φ等于α角，測(cè)試時(shí)自(φ)α=0°開始，每隔固定角度測(cè)試一個(gè)子午面方向圖；當(dāng)天線在測(cè)試時(shí)安裝位置處于α=B°時(shí)(位置2，圖中B°=160°)，測(cè)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(shí)測(cè)方向圖中的φ角測(cè)試子午面可以看做是火箭對(duì)天和對(duì)地兩個(gè)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(shí)測(cè)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(shí)測(cè)方向圖φ角切面與β角讀取示意圖

讀取天線方向圖時(shí)需要確定天線測(cè)試時(shí)的安裝位置和測(cè)試起始位置，從而確定火箭飛行過程中天線實(shí)際方向圖的增益。如圖5所示，天線安裝在位置1時(shí)，φ=40°切面與φ=-140°切面共用，φ=40°切面時(shí)，β角取值0～180°，由0°開始逆時(shí)針讀取天線方向圖的上半部分；φ=-140°切面時(shí)，β角取值0～180°，由0°開始順時(shí)針讀取天線方向圖的下半部分。天線安裝在α=B°時(shí)，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(shí)測(cè)天線方向性圖與STK格式生成的外部文件對(duì)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(duì)于運(yùn)載火箭，θ角的定義與實(shí)測(cè)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?yàn)閺奶炀€+X軸到天線+Y軸的逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，軸向方向?yàn)樘炀€+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(cè)試過程中選擇φ為0～180°，每間隔一定角度進(jìn)行切面，每個(gè)切面測(cè)試時(shí)θ角范圍為0～360°?？梢?，STK中規(guī)定的φ角范圍和θ角與實(shí)際天線測(cè)試中的角度范圍不同，二者之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系如下所示：

1)STK中0°≤θSTK≤180°，0°≤φSTK≤180°，對(duì)應(yīng)于實(shí)際天線測(cè)試0°≤θ實(shí)測(cè)≤180°，0°≤φ實(shí)測(cè)≤180°，其中θSTK=θ實(shí)測(cè)，φSTK=φ實(shí)測(cè)。

2)STK中0°≤θSTK≤180°，180°≤φSTK≤360°，對(duì)應(yīng)于實(shí)際天線測(cè)試-180°≤θ實(shí)測(cè)≤0°，0°≤φ實(shí)測(cè)≤180°，其中θSTK=-θ實(shí)測(cè)，φSTK=φ實(shí)測(cè)+180°。

根據(jù)實(shí)測(cè)天線方向性圖，人工識(shí)別各切面對(duì)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(hào)，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(gè)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(shí)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(huì)完整顯示圖形，天線方向圖是一個(gè)三維空間的曲面圖形。圖7為根據(jù)某型火箭實(shí)測(cè)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(shí)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?yàn)?Z軸。

在STK軟件中也可以通過天線增益矩陣報(bào)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(gè)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(dòng)作變換。如果把運(yùn)載火箭看作一個(gè)組件，那么天線是運(yùn)載火箭的一個(gè)圖元，在STK中利用天線方向性圖仿真天線性能時(shí)，需要考慮天線在火箭上的安裝位置，只有正確對(duì)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(jì)算的天線增益與實(shí)際情況一致。對(duì)于測(cè)控站而言，火箭相當(dāng)于一個(gè)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(cè)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(shí)測(cè)方向圖φ角切面定義，對(duì)天和對(duì)地兩個(gè)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(cè)控鏈路電平性能分析

4.1 測(cè)控鏈路電平計(jì)算

根據(jù)信標(biāo)雷達(dá)方程公式及地面站測(cè)控系統(tǒng)對(duì)目標(biāo)捕獲的性能要求，可以推導(dǎo)出系統(tǒng)滿足測(cè)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(shí)實(shí)際測(cè)量并計(jì)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(gè)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(gè)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(cè)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(dòng)計(jì)算到地面測(cè)控站的自由空間損耗；Lother為STK軟件計(jì)算中的附加損耗，可用上述各類損耗經(jīng)驗(yàn)值直接對(duì)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(cè)控站構(gòu)建通信鏈路，火箭彈道和姿態(tài)角時(shí)刻在發(fā)生變化，其鏈路計(jì)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(cè)控線的變化而動(dòng)態(tài)取值。

4.2 AGC-C/N0曲線的標(biāo)定

測(cè)控站AGC- C/N0關(guān)系曲線在測(cè)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(cè)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(duì)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(cè)試端口接入頻譜儀，讀出C/N0值，同時(shí)對(duì)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(duì)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(yàn)計(jì)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(jì)可以達(dá)到設(shè)備要求，較準(zhǔn)確地估算出試驗(yàn)任務(wù)中兩者之間的關(guān)系，能夠真實(shí)地反映飛行目標(biāo)信號(hào)的變化規(guī)律。

4.3 測(cè)控鏈路電平分析比較

STK軟件對(duì)運(yùn)載火箭進(jìn)行測(cè)控鏈路性能仿真，仿真過程包括計(jì)算地面測(cè)控站對(duì)運(yùn)載火箭的跟蹤性能、箭載設(shè)備天線方向圖對(duì)測(cè)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(dòng)查找測(cè)控線方向的天線增益值，最后利用公式(1)計(jì)算地面測(cè)控站下行鏈路的載波噪聲功率譜密度C/N0，最后根據(jù)測(cè)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(hào)通常包含兩種相互正交的極化分量，信號(hào)強(qiáng)弱會(huì)根據(jù)火箭的飛行彈道和飛行姿態(tài)可能隨時(shí)變化，因此地面測(cè)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(hào)，減小噪聲對(duì)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(cè)控站接收的左右旋向AGC電壓實(shí)測(cè)結(jié)果和STK仿真結(jié)果的比較，實(shí)際接收信號(hào)是從火箭進(jìn)入地面測(cè)控站開始至火箭入地平結(jié)束的時(shí)間段，而仿真時(shí)間是從火箭進(jìn)入地面測(cè)控站開始至理論星箭分離時(shí)刻，從圖中可以看出星箭分離之前仿真結(jié)果和實(shí)測(cè)結(jié)果的變化情況大致相符，說明下行鏈路箭地測(cè)控設(shè)備的實(shí)際性能與STK設(shè)置的值相符，證明了利用STK對(duì)運(yùn)載火箭測(cè)控鏈路性能仿真的正確性和有效性。

圖8 實(shí)測(cè)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(shí)際測(cè)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(duì)運(yùn)載火箭測(cè)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(shí)測(cè)天線方向圖的方法。通過STK軟件對(duì)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(shí)測(cè)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(shí)現(xiàn)了利用STK軟件對(duì)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(duì)實(shí)測(cè)方向圖的離散點(diǎn)識(shí)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(shí)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(cè)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(duì)固定，其實(shí)測(cè)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(shí)圖軟件自動(dòng)識(shí)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(duì)運(yùn)載火箭測(cè)控鏈路電平的仿真分析。文中的分析方法同樣適用于對(duì)衛(wèi)星的跟蹤測(cè)控性能仿真分析。