一种遥测外测安控一体化火箭天基测控系统设计

李琪 宁金枝 杜海龙 范占春

(1 航天东方红卫星有限公司，北京 100094)

(2 北京空间飞行器总体设计部，北京 100094)

火箭测控系统是火箭发射时对火箭进行操控的唯一途径。我国的运载火箭测控系统起步于20世纪50年代,经过多年发展，已经形成一套比较成熟的系统[1-2]。目前国内大部分运载火箭测控系统采用遥测、外测、安控(简称遥外安)分离体制设计，分别由完成上述功能的分系统构成，箭上、地面均需配置独立设备，如箭载端主要设备就包括遥测发射机、脉冲相参应答机、安全指令接收机、遥测天线、外测天线、安控天线等[3]，其工作时各链路频率不同，调制方式各异，易引起频率设计、天线安装以及电磁兼容性等问题，整个系统关系复杂，设备功耗质量体积庞大，资源占用多，研制成本高。此外，目前火箭测控多采用地基及海基测控，随着我国航天事业的飞速发展，尤其是商业航天规模的急速扩张，地面测控网的资源问题和高成本问题日益突出,天基测控是解决上述问题的有效途径之一[4]。我国的天基测控技术虽起步较晚，但是目前已经形成了以天链中继卫星为核心的天基测控系统，也可以为运载火箭提供中继测控服务[5]。但现阶段同步轨道中继卫星造价高昂、数量较少，依托天链卫星的中继业务繁忙，能够用于高频次火箭发射的可用资源十分有限，同时天链卫星也无法完成对火箭的外测功能。依托高灵活性、低成本研制与发射的低、中轨小卫星及星座对火箭开展安控遥测与外测业务，是实现火箭天基测控更为经济便捷的方式之一。

本文围绕上述问题，开展了遥外安一体化火箭天基测控技术研究，在天基测控的基础上，尽可能继承现有的成熟测控技术，保证系统的工程可实现性和可靠性，将火箭测控的遥外安功能进行天地一体化设计，实现多种功能的高度集成。此外，卫星对火箭的测向技术为系统的设计难点，本文探索了基于上述一体化设计的高精度火箭天基测控的外测方法，仿真表明能够满足火箭天基外测精度需求。

1 一体化火箭天基测控系统设计

1.1 设计思路

火箭测控任务主要分为安控、遥测和外测，其中安控和遥测属于通信技术，要求可靠传输发射过程中的火箭遥测及可能的安控指令，实现近无误码传输；外测属于测量技术，要求对火箭进行实时弹道测量与跟踪。在开展系统设计时，为保证系统的可实现性和可靠性，应在充分继承现有测控技术基础上，结合天基测控特点，将“分离”系统向“一体化”系统靠近。

天基系统对火箭进行外测并无成熟方案可供参考。传统单测量、多测量站对空间目标的外测有多种不同的测量方式，能够输出不同的测量元素。在充分考虑系统复杂度和性价比的基础上，优先考虑选择非基线值单站测量元素，即测量出单颗卫星与目标火箭的斜距，以及卫星坐标系下的目标方位角与俯仰角[7]。对于斜距，在满足遥外安一体化设计的基础上，可以充分借鉴国内成熟的无线电测距技术，当前星载扩频应答机与测量站间的伪码测距精度能够达到米级[8-9]，在满足星箭动态链路特性的条件下，可以达到火箭外测斜距的测量精度需求。无线电方位角、俯仰角的测量主要依赖于天线系统，传统地面站多采用反射面天线进行幅度比较，再利用转动机构来完成对目标的测角跟踪[10]，对于天基测控系统而言，上述方案存在着设备质量和体积大、需要加装高精度转动机构、对卫星姿态精度和稳定度要求高等问题，因此基于反射面的传统测向跟踪方案对于火箭天基外测而言并不合适，而因星箭距离远而产生的高精度测角要求以及星载设备资源有限的实际情况，选择一种高精度的轻小型化测角跟踪方案更为合适。对此，本文在基于遥外安一体化设计的基础上，提出了采用相控阵天线并基于空间谱估计的高精度二维测向方法，并通过相控阵波束控制实现对火箭目标的捕获跟踪。

1.2 系统架构设计

火箭天基测控系统由三部分组成：火箭测控系统、卫星测控系统、地面测控系统。天基无线电遥外安一体化测控系统架构设计主要包括星箭地信息流的传输体制设计与卫星对火箭的无线电外测两部分。

星箭地双向信息流分为前向安(遥)控链路信息流和反向遥测信息流，为体现整个系统的一体化设计，前向链路应具备地面发送火箭安控指令以及卫星遥控指令的能力，同样，返向链路应具备传输火箭遥测以及卫星遥测的能力。因此，作为前返向链路的“中继”节点，卫星将采用非透明转发模式：卫星在收到地面信息后进行译码，通过标识字区分自身指令还是火箭安控指令，决定是否转发；在收到火箭的遥测信息后，将自身遥测与其一起进行再组帧后发向地面。此外，卫星对火箭进行无线电外测后，也需要将火箭的外测结果通过遥测方式直接传输至地面。

卫星对火箭的无线电测距可以借鉴伪码测距体制，使用非相干扩频完成星箭之间的高精度伪距测量；采用基于空间谱估计的星箭二维测向，需要利用星载相控阵收发天线在收发遥控遥测信息的同时，进行来波信号采样并完成阵列信号数据处理。图1为天基遥外安一体化火箭测控系统架构图。

图1 遥外安一体化天基测控系统架构图

由图1可知，天基遥外安一体化测控系统架构主要为星-地、箭-星之间的双向链路。对于星-地链路而言，与传统的卫星测控没有本质区别，从与当前星地测控系统的兼容性与继承性上出发，星地频率宜选用S频段，另外从商业航天的角度出发，可以考虑采用商业测控X频段开展设计；对于箭-星链路而言，由于星载设备的发射功率及品质因数较低，而箭载设备的体积质量功耗也受限，在星箭远距离条件下，采用S频段或X频段会使得收发天线过于庞大，因此建议使用更高频段，如Ka/Ku频段。这样也使得星-地、箭-星的测控工作频段相离较远，易于电磁兼容性设计。

从信息流一体化的角度出发，前向安(遥)控链路对码速率的要求不高，可以在国内成熟的非相干扩频体制帧格式基础上，将遥控信息与测量信息作合并处理；同时由于火箭遥测涉及到较高速率的图像数据传输，可以采用一体化高速下行的非扩频传输体制。

1.3 星载遥外安一体化测控设备设计

天基遥外安一体化测控系统主要包括星箭地三端测控设备，其中箭载和地面设备比较常规，本文重点对星载端遥外安一体化测控设备开展功能模块设计。

画面是视频结构的基本组成单位，画面造型包括画面的构图、景别、光影、色彩等，都是剪辑的重要因素。光影的明暗强弱，色彩的冷暖浓淡，具有强烈的造型表现力。学生没有专业的灯光设备，实际拍摄时因为角度不同、时间段的差异、阳光照射强度的区别等各种原因，导致拍摄的素材在色调、光线等方面，存在缺陷或不尽如人意，如画面光线暗淡、色彩存在偏差等，影响观看效果。重新拍摄已经不可能，但可以借助会声会影，对画面的色调、光线进行重新调整，呈现给观众最佳的视觉享受。

星载遥外安一体化设备的功能模块如图2所示，由星载测控终端与对箭、对地收发天线构成。对箭天线为相控阵天线，完成星箭间信号的双向收发；星载测控终端包括对箭通信/测距功能模块、对地通信/测距功能模块、运载火箭定位功能模块三部分：星箭通信/测距模块完成星箭之间的安控遥测信息传输、非相干伪码测距功能，星地通信/测距模块完成星地之间的遥控遥测信息传输、非相干伪码测距功能，运载火箭定位功能模块完成相控阵天线信号采样后的数据处理，利用基于空间谱估计的高精度二维测向方法得到卫星到火箭的近实时二维角，完成对火箭目标的快速捕获跟踪，结合火箭的测距信息完成对火箭弹道的实时计算；对地天线完成星地间信号的双向收发。

图2 星载遥外安一体化测控设备功能模块设计

星载对箭相控阵天线接收来自火箭的高速遥测信号，在星箭通信/测距功能模块中完成低噪声放大、下变频、中频滤波、放大后，经采样在数字基带内完成载波恢复与跟踪、遥测位比特同步等工作，得到火箭遥测以及测距结果，将遥测信息发送至星上中心计算机，将测距结果发送至运载火箭定位功能模块；同时，对箭相控阵天线接收来自火箭的无线电信号后，下变频至基带后完成采样，在运载火箭定位功能模块中完成对采样数据的处理计算，通过空间谱分析法计算出火箭在卫星坐标系下的方位角与俯仰角结果，并以高精度二维角估计结果作为相控阵的波束指向，完成卫星对目标火箭的捕获跟踪，同时结合星箭的测距结果完成火箭弹道计算，并将弹道测量结果发送至星上中心计算机；星上中心计算机将火箭遥测、卫星遥测以及火箭弹道计算结果进行数据拼接与组帧，发送给星地通信/测距功能模块，通过对地星载测控天线发往地面，完成对地高速遥测传输；星载对地测控天线接收地面的前向信号后，在星地通信/测距功能模块内进行扩频信号的解调译码处理，识别火箭指令后，在星箭通信/测距功能模块中完成星箭前向信息流的组帧与扩频调制，上变频后通过对箭相控阵天线发往火箭。

系统的前向安控信号与返向遥测信号的传输体制与实现方法以及星箭间伪码测距等技术均可以采用现阶段比较成熟的卫星测控技术，本文重点对火箭天基测控的技术难点即高精度的二维测向方法开展研究。

2 火箭天基测向方法研究

2.1 测向精度需求分析与测向方法选择

火箭测控系统需要对运载火箭飞行段全段进行弹道外测。传统火箭弹道外测由光学测量系统与雷达测量系统共同构成，通过实时测量完成火箭飞行弹道的外测计算。现阶段火箭外侧结果与自身装配的导航接收机定位结果互相补充，共同完成火箭的实飞弹道测量，一旦飞行异常，为指挥部及时发送安控指令提供关键信息支持。一般而言，判断主动段弹道是否异常以及是否将卫星送入既定轨道，都需要满足较高的弹道测量精度。

火箭天基测控有着对目标火箭的覆盖性需求，卫星的轨道高度一般高于火箭的入轨点高度。以常见的光学小卫星入轨点高度500～800 km为例，考虑范艾伦辐射带的影响，卫星轨道宜选择在1200～1500 km的低轨或6500 km以上的中、高轨。低轨、中高轨卫星开展火箭天基测控有着各自的特点：低轨卫星与火箭距离相对近，更易建立星箭链路无线信道，终端接收信噪比高，有利于提高测向精度，卫星发射成本低，但比较显著的缺点是单星可覆盖范围小，火箭发射窗口短。中、高轨卫星虽然可提供更长时段的发射窗口，但由于卫星与火箭距离远，无线信道建立所需代价大，终端功耗及天线尺寸大，而且卫星发射成本高。从低成本、轻小型化的小卫星总体设计以及高精度测向需求等方面考虑，本文着重开展基于低轨卫星场景的研究，可以考虑采用建立同轨多星串行星座，以接替跟踪的方式，解决低轨单星提供的火箭发射窗口短的问题。

低轨卫星星座为尽可能长时间对火箭开展测控工作，一般设计成类似火箭同向“伴飞”的轨道形态，使火箭依次与串行星座的数颗卫星完成测控工作。由于系统需要对火箭发射开展全过程测控，火箭在塔架时便需要完成与卫星的通信，因此最远距离可以认为是火箭点火时刻的星箭距离，如图3所示，S表示卫星所在位置，A表示运载火箭所在位置，H1为卫星轨道高度，H2为火箭入轨高度，RE为地球半径，以H1=1200 km轨道高度计算，卫星与火箭的最远距离R=4093 km。

图3 卫星与火箭的相对位置

对于相对距离在数千千米以上的目标，要对其进行千米级高精度外测，需要具备非常高的测距测向精度。就测距而言，在通信链路正常建立的条件下，系统的伪码测距能力能够实现米级精度。卫星对火箭的高精度外测主要受限于卫星对火箭的测向精度。表1列出了上述距离条件下二维合成角度误差引起的径向误差。

表1 二维合成角度误差引起的径向误差结果

由表1可知，对于轨道高度为1200 km的卫星开展火箭测控，要实现火箭弹道的千米级外测，其二维合成角测向精度应小于0.14°。而对于更高的天基轨道高度，由于星箭距离更远，其测向精度要求更高。因此，高分辨率测向是火箭天基外测的关键技术。

1.1节说明了基于反射面天线的传统测向跟踪方案并不适用于火箭天基外测，从轻小型化和高精度要求的角度出发，系统更适于使用相控阵天线实施外测。用相控阵来完成测向有多种方法，表2对几种常见的高精度测向方法进行了比较[11-13]。

表2 几种常见的相控阵测向方法比较

由表2可知，空间谱估计法的分辨率非常高，而对于火箭合作目标，其初始位置、理论弹道信息以及目标个数都可知，有效克服了空间谱估计法的缺点。因此本文选择基于相控阵的空间谱估计法为高分辨率火箭天基测向技术方案进行理论论证。

2.2 相控阵天线二维测向算法与火箭目标捕获跟踪流程设计

系统通过使用基于相控阵天线的空间谱估计二维测向算法结合伪码测距，完成卫星对火箭的弹道测量；同时为满足星箭通信需求，相控阵天线应能完成对火箭目标的捕获跟踪，保证星箭信号的稳定接收。

MUSIC算法是一种流型的高分辨率特征结构谱估计算法，能够对入射信号到达角进行无偏估计。算法的主要思想是利用信号子空间和噪声子空间的正交性构建空间谱函数，通过分解特征值和谱峰搜索估计信号的到达角[5-6]。使用MUSIC算法进行二维波达角估计时，需要在阵列的俯仰角θ∈[0,π/2]与方位角φ∈[-π,π)的全域范围内进行谱峰搜索。本文采用L型5阵元阵列天线进行二维角估计，具体算法步骤如下：

(1)对阵列接收到的信号采样后做协方差运算，得到协方差计算结果R；

(2)对R进行特征分解得到M个特征向量，由于火箭目标数量D已知，取其中较小的(M-D)个特征值对应的噪声向量，构成噪声空间EN；

通过上述MUSIC算法可以得到基于星载天线的火箭来波信号二维角估计值，相控阵天线利用估计出的来波信号方向完成对目标的捕获跟踪，其工作过程如图4所示。由于初始捕获时已知火箭目标具体位置，因此可以对波束角指向进行初值设置，大大缩小空间谱算法的搜索范围，实现火箭目标的快速捕获；在整个火箭发射过程中，通过相控阵控制器实施波束指向切换，采用二维测向的结果精确修正波束指向，完成卫星对火箭的跟踪。同样，在持续进行的空间谱估计过程中，将保持在前一时刻目标附近范围进行峰值搜索，有效缩小空间搜索范围，完成卫星对火箭的近实时跟踪测量。

图4 天线捕获跟踪过程

2.3 火箭天基测向仿真分析

在2.1节场景基础上开展卫星对火箭发射全过程的测向仿真。卫星轨道高度H1=1200 km，火箭入轨点高度H2=700 km，设计卫星轨道以及火箭由点火至进入入轨点的理论弹道，仿真完成卫星对火箭发射全过程的二维测向误差分析，过程如下:

(1)在STK软件中建立卫星和运载火箭模型，生成全过程卫星轨道和运载火箭理论弹道数据，输出火箭在卫星坐标系中的方位角、俯仰角及距离理论数据；

(2)设计满足通信需求的箭-星链路，计算初始距离下卫星接收到的火箭遥测信号信噪比(S/N)，并以仿真过程(1)中的距离数据为基础，获得仿真全过程空衰变化条件下卫星接收到的遥测信号信噪比；

(3)采用空间谱估计MUSIC算法(阵元数N=5，快拍数Np=1000，信噪比随距离变化而变化)对来波信号进行二维角估计[14-15]，得到运载火箭在卫星坐标系下的的方位角和俯仰角估计值；

(4)将仿真过程(3)得到的方位角和俯仰角估计值与STK输出理论值进行的差分处理，获得方位角估计误差(见图5)和俯仰角估计误差(见图6)，并合成为二维角误差(见图7)。

图5 卫星对火箭的方位角误差

图6 卫星对火箭的俯仰角误差

图7 卫星对火箭的二维合成角误差

从仿真结果可以看出：空间谱估计MUSIC算法能够在仿真条件下获得小于0.1°的二维合成角测向误差。仿真的阵元数和快拍数条件在工程实现上均没有难度，而由于系统的接收信号信噪比必须满足遥测误码率要求(一般设计为优于10-6)，因此其来波信号的信噪比条件足以满足测向算法精度要求(在仿真快拍数条件下，信噪比优于5 dB时算法误差仿真结果小于0.1°)。而且随着计算时快拍数和信噪比的增大，算法的精度会更高，因此基于相控阵的空间谱估计测向方法理论上能够满足系统的高精度测向需要。

3 结束语

本文面向火箭测控提出了一种基于小卫星的遥外安一体化系统设计方案，能够解决现阶段火箭测控系统安控、遥测、外测各自分离设计带来的诸多弊端，也可以作为现阶段地基火箭测控手段的有效补充，共同参与实施火箭测发控任务。同时，本文对火箭天基外测测向技术开展了研究，并通过卫星对火箭发射的全过程测向仿真，理论上验证了基于相控阵天线的空间谱估计方法进行火箭天基测向的可行性。后续针对谱估计算法进行火箭测向的实时性等方面,还需要开展更加细致的评估与研究。