王 沖，張鑫鑫，周 捷，袁金如，孫立達，沈亦純

（上海衛(wèi)星工程研究所，上海 201109）

0 引言

近年來，隨著衛(wèi)星研制技術的飛速發(fā)展，以及國家戰(zhàn)略部署的需要，衛(wèi)星發(fā)射任務越來越密集。衛(wèi)星測控技術是衛(wèi)星發(fā)射任務圓滿成功的重要保障，是一項關鍵技術［1-8］?，F(xiàn)有的衛(wèi)星發(fā)射測控方式，是通過多個地面測控站和遠望測控船接力的形式來接收衛(wèi)星遙測信息，實現(xiàn)衛(wèi)星發(fā)射測控弧段的覆蓋。對于一般太陽同步軌道衛(wèi)星，衛(wèi)星發(fā)射入軌階段已經(jīng)超出國內(nèi)地面測控站覆蓋范圍；而測量船布設和準備時間較長，且保障成本較高［9-11］。

對于衛(wèi)星發(fā)射主動段測控問題，地面測控站無法實現(xiàn)衛(wèi)星發(fā)射主動段弧段的完全覆蓋，即從運載火箭點火發(fā)射到衛(wèi)星進入第一個地面測控站期間，存在衛(wèi)星發(fā)射主動段測控盲區(qū)。雖然，這段測控盲區(qū)的時間不長，若衛(wèi)星在發(fā)射期間出現(xiàn)異常，每一幀遙測數(shù)據(jù)對于現(xiàn)象分析和問題定位來說都是至關重要的［12-18］。目前已有一些學者在研究衛(wèi)星發(fā)射測控方法。陳天運等［19］提出一種移動便攜測控站，其便攜性和環(huán)境適應性較好，但便攜測控站含有WiFi 收發(fā)器，不符合衛(wèi)星發(fā)射陣地要求；馮燕等［20］提出一種主動段測控多站聯(lián)合自動聯(lián)調方法，但該方法所述的測控站無法覆蓋衛(wèi)星起飛至第一測控站之間的弧段，無法解決衛(wèi)星發(fā)射主動段測控盲區(qū)的問題；華清等［9，21］提出一種衛(wèi)星入軌段的測控方法及系統(tǒng)，該方法通過建立運載火箭末級與用戶星之間的上、下行雙通信鏈路，實現(xiàn)中繼衛(wèi)星系統(tǒng)對用戶星入軌段的遙測和遙控，但該方法適用于衛(wèi)星發(fā)射入軌段測控問題，無法解決衛(wèi)星發(fā)射主動段測控盲區(qū)問題。

因此，為解決衛(wèi)星發(fā)射主動段測控盲區(qū)問題，本文研究衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測數(shù)據(jù)接收方法，提出了一種基于PID 的衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測數(shù)據(jù)接收系統(tǒng)，有效解決衛(wèi)星發(fā)射主動段存在測控盲區(qū)的問題。在大氣環(huán)境監(jiān)測衛(wèi)星發(fā)射任務中，設計的衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測接收系統(tǒng)得到了試驗驗證，實現(xiàn)衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測數(shù)據(jù)全時段實時接收與監(jiān)測，保障衛(wèi)星從地面電測試到發(fā)射入軌期間遙測數(shù)據(jù)的連續(xù)性和完整性，具有一定的工程意義。

1 衛(wèi)星測試系統(tǒng)與發(fā)射場通信建立

衛(wèi)星測試系統(tǒng)與發(fā)射場的通信貫穿于衛(wèi)星發(fā)射場測試全流程。建立衛(wèi)星測試系統(tǒng)與發(fā)射場之間的通信并保障其通信安全，是衛(wèi)星發(fā)射場工作正常開展的前提。衛(wèi)星測試系統(tǒng)與發(fā)射場之間的通信建立方式遵照《衛(wèi)星測試系統(tǒng)與發(fā)射場通信協(xié)議》標準執(zhí)行。

衛(wèi)星測試系統(tǒng)與發(fā)射場通信內(nèi)容如圖1 所示，包含遙測原碼、遙測物理量、遙控指令、測試設備控制指令、指令執(zhí)行結果、測試設備狀態(tài)參數(shù)原碼、測試設備狀態(tài)參數(shù)物理量等。衛(wèi)星測試系統(tǒng)與發(fā)射場之間優(yōu)先選用TCP 通信，當需要批量轉發(fā)測試數(shù)據(jù)時選用UDP 通信。衛(wèi)星測試時，多個工位和系統(tǒng)會同時向衛(wèi)星測試服務器申請轉發(fā)遙測物理量和測試設備狀態(tài)參數(shù)物理量。當采用TCP 協(xié)議時，測試服務器需要維持多個TCP 通信并頻繁轉發(fā)相同的數(shù)據(jù)內(nèi)容。而采用UDP 組播時，僅需組播至相應地址端口，各終端監(jiān)聽相應地址端口即可獲取物理量數(shù)據(jù)，通信方式簡單，減輕了測試服務器壓力。

圖1 衛(wèi)星測試系統(tǒng)與發(fā)射場通信內(nèi)容Fig.1 Content of communication between the satellite test system and the launch site

2 衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測接收系統(tǒng)

2.1 系統(tǒng)組成

如圖2 所示，衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測接收系統(tǒng)部署在衛(wèi)星發(fā)射陣地前方，并與后方衛(wèi)星電測試廠房建立通信，由測控基帶、變頻器、低噪聲放大器、地面測控天線、天線支架、天線伺服機構、光纖收發(fā)器、射頻電纜和射頻轉接頭等射頻附件組成。圖中，KVM 為Keyboard Video Mouse 的縮寫，UPS 為Uninterruptible Power Supply 的縮寫。

圖2 衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測接收系統(tǒng)Fig.2 Schematic diagram of the telemetry receiving system in the active section of satellite launch

衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測接收系統(tǒng)中各組成部分的作用如下。

1）地面測控天線：用于接收衛(wèi)星發(fā)射的帶有衛(wèi)星遙測信息的射頻信號。

2）天線伺服機構：完成衛(wèi)星主動段飛行時地面測控天線對衛(wèi)星的指向跟蹤。

3）低噪聲放大器：放大地面測控天線接收到的帶有衛(wèi)星遙測信息的射頻信號，并將其放大后的射頻信號輸出到變頻器。

4）變頻器：用于將低噪聲放大器放大后的帶有衛(wèi)星遙測信息的射頻信號進行下變頻，使其射頻信號能夠適應測控基帶。

5）測控基帶：調制、解調變頻器的帶有衛(wèi)星遙測信息的射頻信號，形成衛(wèi)星遙測數(shù)據(jù)原碼，并將其通過光纖收發(fā)器，以光纖的形式傳輸至信息化機柜上的服務器進行遙測數(shù)據(jù)原碼解析。

6）光纖收發(fā)器：用于遙測接收系統(tǒng)與衛(wèi)星電測試廠房之間的數(shù)據(jù)傳輸。

2.2 系統(tǒng)工作原理

衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測接收系統(tǒng)工作原理如圖3所示。

圖3 衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測接收系統(tǒng)工作流程Fig.3 Flow chart of the telemetry receiving system in the active section of satellite launch

1）建立衛(wèi)星測試系統(tǒng)與發(fā)射場之間的通信，優(yōu)先采用TCP 協(xié)議，當需要與多個監(jiān)視終端或測試設備進行通信時建議采用UDP 協(xié)議。

2）搭建衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測接收系統(tǒng)，主要包括測控基帶、變頻器、低噪聲放大器、地面測控天線、天線支架、天線伺服機構、光纖收發(fā)器、射頻電纜和射頻轉接頭等射頻附件等。

3）結合運載火箭及衛(wèi)星的相關參數(shù)進行運載火箭理論飛行軌跡仿真計算。

4）根據(jù)搭建的遙測數(shù)據(jù)接收系統(tǒng)與發(fā)射塔架、運載火箭相對位置關系，以及運載火箭仿真理論飛行軌跡，計算地面天線理論指向角曲線。

5）地面測控天線伺服機構實時跟蹤地面天線指向角曲線，實現(xiàn)衛(wèi)星發(fā)射主動段地面測控天線對衛(wèi)星的跟瞄，完成衛(wèi)星主動段遙測數(shù)據(jù)接收。

3 基于PID 的地面測控天線波束指向算法

地面測控天線波束指向算法，用于計算衛(wèi)星發(fā)射主動段飛行過程中地面測控天線波束對衛(wèi)星的實時指向，從而維持穩(wěn)定的測控傳輸鏈路，實現(xiàn)衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測數(shù)據(jù)的實時下傳，算法的準確性對衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測信號的傳輸起著決定性的作用。

3.1 算法設計

衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測接收系統(tǒng)與發(fā)射塔架、運載火箭的位置關系如圖4 所示。

圖中：坐標系O1X1Y1Z1是以衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測接收系統(tǒng)為原點建立的遙測接收系統(tǒng)坐標系；坐標系O2X2Y2Z2為發(fā)射慣性坐標系；r為遙測接收系統(tǒng)坐標系O1X1Y1Z1下的運載火箭理論飛行軌跡；r1為發(fā)射慣性坐標系原點O2相對于遙測接收系統(tǒng)坐標系原點O1的相對距離；r2為發(fā)射慣性坐標系O2X2Y2Z2下的運載火箭理論飛行軌跡。

根據(jù)運載火箭飛行參數(shù)、衛(wèi)星運行軌道參數(shù)、衛(wèi)星入軌點位置、衛(wèi)星入軌點速度等信息，并結合航天飛行動力學與航天飛行運動學專業(yè)知識，對發(fā)射慣性坐標系O2X2Y2Z2下的運載火箭理論飛行軌跡r2(t)∈R3進行仿真計算，發(fā)射慣性坐標系下的運載火箭理論飛行軌跡r2(t)的具體形式如下：

式中：r2(t)為第t飛行時刻運載火箭相對于發(fā)射慣性坐標系原點O2的空間位置坐標。

結合發(fā)射慣性坐標系下的運載火箭理論飛行軌跡r2(t)，以及發(fā)射慣性坐標系原點O2相對于遙測接收系統(tǒng)坐標系原點O1的相對距離r1，可計算得到地面測控天線理論指向角曲線θr(t)，其具體形式如下：

式中：αr(t) 為地面天線理論指向方位角曲線；βr(t)為地面天線理論指向俯仰角曲線，其具體形式為

式中：r(t)=[Xt Yt Zt]T為遙測接收系統(tǒng)坐標系O1X1Y1Z1下的運載火箭理論飛行軌跡；dt為運載火箭第t飛行時刻在O1X1Y1平面內(nèi)的投影距離遙測接收系統(tǒng)坐標系原點O1的距離；Xt、Yt、Zt分別為運載火箭第t飛行時刻相對于遙測接收系統(tǒng)坐標系O1X1Y1Z1的空間位置坐標，其具體表達形式如下：

式中：r1=[ΔxΔyΔz]T為發(fā)射慣性坐標系原點O2相對于遙測接收系統(tǒng)原點O1的相對距離；r2(t)=[xt yt zt]T為發(fā)射慣性坐標系下的運載火箭理論飛行軌跡。

采用經(jīng)典PID 控制器［22-25］，實現(xiàn)地面天線指向角跟蹤，完成衛(wèi)星發(fā)射主動段地面測控天線對衛(wèi)星的跟瞄，實現(xiàn)衛(wèi)星主動段遙測數(shù)據(jù)接收，其控制器形式如下：

式中：θe(t)為地面天線指向角跟蹤誤差；θ(t)為地面天線實時指向角；θr(t)為地面天線理論指向角；kp為控制器比例項系數(shù)；ki為控制器積分項系數(shù)；kd為控制器微分項系數(shù)。

3.2 算法仿真

下面對基于PID 的地面測控天線波束指向算法進行仿真計算，仿真參數(shù)選取如下。

1）發(fā)射點經(jīng)緯度：111.73°E，38.80°N。

2）接收系統(tǒng)經(jīng)緯度：111.72°E，38.80°N。

3）發(fā)射時刻：2022-04-15，18：16：00 UTC。

4）星箭分離時刻：2022-04-15，18：37：23 UTC。

5）地面測控天線有效接收距離：600 km。

6）衛(wèi)星初始軌道參數(shù)見表1。

7）地面測控天線PID 控制器參數(shù)見表2。

表2 地面測控天線PID 控制器參數(shù)Tab.2 Parameters of the PID controller of ground measurement and control antenna

火箭理論彈道如圖5 所示，天線理論角曲線和目標距離曲線如圖6 和圖7 所示。地面測控天線的俯仰角、方位角跟蹤響應曲線如圖8 和圖9 所示，跟蹤誤差角曲線如圖10 所示?？梢钥吹?，地面測控天線俯仰角和方位角的最大跟蹤角誤差均在0.6°以內(nèi)，且跟蹤角誤差能在30 s 內(nèi)均減小到0.2°以內(nèi)，并最終收斂到0，實現(xiàn)地面測控天線指向的穩(wěn)定跟蹤，滿足地面測控天線主動段遙測接收要求。

圖5 火箭理論彈道Fig.5 Theoretical trajectory curve of launch vehicle

圖6 天線理論角曲線Fig.6 Curve of the antenna theoretical angle

圖7 目標距離曲線Fig.7 Curve of the target distance

圖8 天線俯仰角跟蹤曲線Fig.8 Tracking curve of the antenna pitch angle

圖9 天線方位角跟蹤曲線Fig.9 Tracking curve of the antenna azimuth angle

圖10 天線俯仰角和方位角跟蹤誤差角曲線Fig.10 Tracking error curves of the antenna pitch angle and azimuth angle

4 試驗驗證及分析

本文設計的衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測接收系統(tǒng)在大氣環(huán)境監(jiān)測衛(wèi)星發(fā)射任務中進行了飛行驗證，成功接收衛(wèi)星發(fā)射起飛至第一測控站間的遙測數(shù)據(jù)，實現(xiàn)了衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測的全時段完整接收。

衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測接收系統(tǒng)接收衛(wèi)星遙測信號的質量通過衛(wèi)星下傳的關鍵遙測來表征，如虛擬信道幀計數(shù)、應答機1 AGC 和應答機2 AGC 等。下面對上述大氣環(huán)境監(jiān)測衛(wèi)星發(fā)射任務中接收到的衛(wèi)星發(fā)射主動段關鍵遙測，以及西安衛(wèi)星測控中心第一測控站接收到的衛(wèi)星發(fā)射主動段關鍵遙測進行分析，結果如圖11 和圖12 所示。

圖11 虛擬信道幀計數(shù)與虛擬信道幀計數(shù)差值曲線Fig.11 Curves of the virtual channel frame count and virtual channel frame count difference

圖12 應答機1 AGC 與應答機2 AGC 曲線Fig.12 AGC curves of Transponder 1 and Transponder 2

由圖可知，衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測接收系統(tǒng)自衛(wèi)星發(fā)射起飛前就能夠穩(wěn)定接收衛(wèi)星遙測信息，直至西安衛(wèi)星測控中心第一測控站能夠穩(wěn)定收到遙測信息后才被關閉。對于此次發(fā)射任務，衛(wèi)星發(fā)射時刻為2 h 16 min，西安衛(wèi)星測控中心第一測控站接收到的第一幀遙測的時刻為2 h 18 min 41 s。因此，衛(wèi)星發(fā)射主動段存在近3 min 的遙測盲區(qū)。而衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測接收系統(tǒng)關閉前接收到的最后一幀遙測的時刻為2 h 19 min 59 s，由此可知，主動段遙測接收系統(tǒng)接收的衛(wèi)星遙測除了能夠完整覆蓋發(fā)射主動段遙測盲區(qū)外，與第一測控站接收的遙測信息之間存在78 s 的重疊部分。

由圖11 和圖12 可知，衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測接收系統(tǒng)與西安衛(wèi)星測控中心第一測控站接收的遙測信息中虛擬信道幀計數(shù)均連續(xù)穩(wěn)定遞增，且虛擬信道幀計數(shù)前后兩幀差值均為1。遙測重疊部分虛擬信道幀計數(shù)差值為0，表明衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測接收系統(tǒng)與西安衛(wèi)星測控中心第一測控站接收的遙測信息具有良好的一致性，進而說明衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測接收系統(tǒng)接收的遙測信息具有較好的可信度。另外，主動段遙測接收系統(tǒng)與第一測控站接收的遙測信息中應答機1 和應答機2 的AGC 均處于0.9～1.1，遙測信號穩(wěn)定。

上述分析表明，衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測接收系統(tǒng)工作狀態(tài)良好，且接收到的衛(wèi)星遙測數(shù)據(jù)不丟幀、無誤碼，具有較好的連續(xù)性和可信度。

5 結束語

為解決衛(wèi)星發(fā)射主動段存在遙測盲區(qū)問題，本文設計了一種基于PID 的衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測接收系統(tǒng)，充分利用現(xiàn)有的地面測控設備，簡化系統(tǒng)構成，實現(xiàn)衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測數(shù)據(jù)的實時接收與監(jiān)測，保證衛(wèi)星發(fā)射主動段遙測數(shù)據(jù)的連續(xù)性和完整性，且具有較好的可信度。