汪精华 梁杰 杨文涛 王跃 王阔

(1 中国空间技术研究院遥感卫星总体部，北京 100094)(2 北京空间飞行器总体设计部，北京 100094)

高分多模卫星(GFDM-1)是我国空间基础设施“十三五”首批立项的科研星，同时也是中型敏捷遥感卫星公用平台(ZY2000 Remote Sensing Satellite Platform)的验证星，测控分系统的多项技术指标得到了突破。当前低轨遥感卫星测控分系统的上行遥控码速率为2000～4000 bit/s[1-2]，下行及中继返向遥测码速率为4096～8192 bit/s[1-2]，定位定轨能力多采用单天线方式，而高分多模卫星在提升长寿命高可靠方面的遥测遥控设计、满足大角度敏捷机动要求下的定位定轨方式均进行了创新与升级。

本文重点针对两点开展论述。S测控子系统采用了统一S频段测控(USB)+扩频的异构设计，提升了星地测控的可靠度，同时支持对地测控与对中继测控功能，实现全球测控，优化了测控链路，将遥控码速率提升到了8000 bit/s，遥测码速率提升到了16 384 bit/s。导航子系统采用了双天线同时参与解算方法，同时导航天线倾斜安装15°，有效增加了导航信号接收空域，保证敏捷机动过程中的连续定位；导航子系统还支持双频双模，有效提高事后精密定轨精度，并支持北斗导航系统(BD)的高精度在轨应用。

1 测控分系统设计

卫星测控分系统由导航子系统及S频段测控子系统组成[3-5]。导航子系统在轨实时接收GPS或者BD导航信号完成星上实时定轨，同时将原始观测量数据下传地面用于地面事后精密定轨处理[6]；S频段测控子系统为卫星和地面测控站之间、卫星与中继卫星之间提供S频段射频通道，同时完成星地测距任务，S频段测控子系统功能包括对地USB测控、对地扩频测控和中继扩频测控。

1.1 双天线导航定位定轨设计

导航子系统由2副导航天线、2台导航前置放大器、1台功分器和2台导航定位接收机组成[7]，导航子系统采用双天线双频双模设计方案。导航子系统组成如图1所示。

图1 导航子系统组成Fig.1 Navigation system composition

考虑到敏捷卫星姿态机动速度快以及姿态机动角度大的特点，高分多模卫星导航子系统重点解决双天线导航下接收星数与观测质量以及姿态快速机动导航接收机环路稳定锁定的设计问题。

1)双天线导航定位定轨设计

导航天线在卫星上的安装方式如图2所示，2副导航天线均斜装15°，由于2副天线的导航信号同时参与解算，相对于传统单天线方式，系统增加了30°的接收空域。通过仿真可知，双天线下的平均接收星数比单天线下增加1～2颗，在姿态机动情况下某天线完全被地球遮挡情况下，另一副天线仍可满足4颗星以上的最低定位要求。

图2 导航天线安装示意图Fig.2 Installation diagram of navigation antenna

双天线处理中相位中心的处理包括了两种方法，当单个天线的接收星数大于4颗，接收机将根据观测质量选择某天线的观测量进行定位定轨处理，并将定位定轨结果从天线的相位中心折算到卫星质心；当姿态快速大角度机动时，2副天线的接收星数均不满足4颗，则接收机自动切换到双天线同时处理模式，接收机进行导航卫星信噪比剔除并进行联合定轨解算，并将定位定轨结果从双天线的连线中心折算到卫星质心。卫星由于燃料消耗，结构变形导致的卫星质心的漂移，这些参数可通过参数上注的方式提供给导航定位接收机，接收机可在轨进行参数更改并完成处理。

2)姿态快速机动GPS接收机环路设计

导航接收机的载波跟踪环路由载波检测积分器、载波环鉴别器、载波环滤波器构成。在设计时，考虑容忍动态应力，鉴别器应为锁频环(FLL)，载波环滤波带宽应该较宽。然而，为了载波测量准确，鉴别器应该为锁相环(PLL)，载波环环路滤波器噪声带宽应该较窄。因此载波跟踪环设计由锁频环(FLL)与科斯塔斯环(Costas PLL)构成，先用FLL和宽带的环路滤波器将载波跟踪环路闭合起来，并转移到Costas PLL状态，并在动态允许的情况下使其载波跟踪带宽尽量窄，同时适应快速姿态机动下环路锁定能力。导航接收机载波环路滤波器采用的是三阶环，可以稳定跟踪速度和加速度，目前环路的加速度跟踪门限是5gn。

导航接收机码跟踪环产生超前、滞后2个不同相位的复现码，经预检测积分后，通过码环鉴别器与码环滤波器控制码数控振荡器(NCO)，使接收机在码域精确跟踪卫星信号，由码相位获得伪距。载波环的输出对码环提供多普勒辅助，载波环辅助实际上去掉了码环所有在视线方向上的动态，因此码环滤波器的级数可以做的比较低，双频导航接收机采用2阶滤波器。目前环路的加速度跟踪门限是5gn。

考虑到目前整星的加速度不超过5gn，因此导航接收机在姿态机动过程中不会失锁，可以保证姿态机动过程的连续定位定轨。

1.2 S频段异构遥控遥测设计

S频段测控子系统由2台USB应答机、1台扩频应答机、1台功率放大器、2副宽波束测控天线、2副窄波束测控天线、1副中继接收天线、1副中继发射天线、2个混合接头以及相应的高频电缆组成，具体组成见图3所示。

图3 S频段测控子系统组成Fig.3 S-bamd TTCS system composition

S频段测控子系统采用如下技术设计。

(1)异构设计，提升系统可靠度及应用手段；单纯USB测控的8年可靠度指标为0.99/8年，采用了异构架构的S频段测控子系统的可靠度指标为0.999 7/8年，在传统USB测控的基础上进一步增加分系统的可靠度指标，同时，多种应用手段冷热备份设计，可支持测控分系统8年不间断连续可靠在轨工作；中继测控的应用提升了民用卫星全球测控能力，结合卫星敏捷机动的特点，完成任意时间对于全球热点区域成像任务的快速分发。

(2)军民融合，提升系统抗干扰能力；高分多模卫星是第一颗采用扩频对地测控体制的民用卫星，具有同频异码15 dB，单载波15 dB的抗干扰能力，结合卫星敏捷机动的军用应用能力，可切换到扩频测控通道满足军用抗干扰需求。

(3)高性能指标及新一代产品，完成中型敏捷平台先进单机产品验证；高分多模测控分系统的上行遥控支持8000 bit/s，下行遥测支持16 384 bit/s，均为低轨遥感卫星的最高能力，且扩频应答机、USB应答机等关键单机均为中型敏捷遥感卫星公用平台研制开发的小型化升级换代单机产品，需要在高分多模卫星项目中开展试验验证。

2 实验室仿真验证

高分多模卫星安排了导航子系统环境遮挡物理仿真试验对于双天线导航精度进行了试验验证，同时考虑了太阳翼不同角度下的影响，遮挡情况下采用双天线组合进行定轨，包括了物理仿真内场试验，物理仿真外场试验以及遮挡分析与事后精密定轨验证软件。

物理仿真内场试验主要完成以下内容：①有无太阳翼下的观测量精度对比；②寻找太阳翼作用下的最差观测量的太阳翼角度，并将该角度作为最差状态进行实时定轨精度试验的测试角度；③建立太阳翼、整星反射、折射及多径综合效应影响下的伪距误差模型以及载波相位测量误差模型，将该误差增加到导航动态仿真模块输出的原始观测数据中，用于定轨指标的分析评估；④导航天线方向图及相位中心测试，得到方向图及相位中心作为导航动态仿真模块的设计输入,如图4，图5所示。

图4 紧缩场测试现场Fig.4 Construction field test site

物理仿真外场试验主要完成以下内容：双天线模式的平均接收星数测试；太阳翼对载波相位和伪距测量精度的定性影响分析；单点几何定位指标分析；精密单点定位指标分析，间接完成对载波相位测量精度的指标分析，作为事后精密定轨模块的输入，如图6所示。

图6 外场试验现场Fig.6 Field experiment site

事后精密定轨考虑了由于姿态机动导致的数据中断，太阳翼遮挡造成的信号质量恶化，在此基础上进一步加入了动力学模型误差，其中重力场模型采用100阶次，大气密度模型则选用DTM78模型，这与仿真轨道的动力学模型区别较大，同时，每90 min估计大气阻力系数以及切向、法向的经验力用以补偿动力学模型误差，在解算时考虑了卫星多种复杂敏捷机动模式下的真实姿态信息[8]，经过计算事后精密定轨指标见表1所示，恶劣的情况下指标将达到24 mm。

表1 测试数据Table 1 Test Data

利用原始测量数据引入误差模型后的数据进行实时定轨计算，位置精度为2.07 m，速度精度为0.002 19 m/s，具体曲线如图7所示。

图7 双天线导航接收机事后精密定轨仿真测试结果Fig.7 Simulation test results of precise orbit determination after two-antenna navigation receiver

3 在轨试验验证

3.1 导航定轨精度在轨验证

高分多模卫星于2020年10月30日切换到北斗全球导航定位模式，顺利完成定位定轨，在轨稳定运行超过7天，全球连续定位无故障，定轨功能正常，且支持整星各种敏捷成像任务及回放任务的正确执行，实时定轨指标验证，是我国双频北斗全球导航模式的首次开机测试，具有重要意义。

1)导航定轨结果统计

(1)GPS模式下双天线实时定位结果均在3～5 m(三轴1σ)之间，满足技术要求。

(2)BD模式下双天线实时定位结果均在3～5 m(三轴1σ)之间，满足技术要求。

(3)BD模式实时定轨果和GPS模式实时定位结果相当，如图8所示。

图8 在轨实时精密定轨验证结果Fig.8 On-orbit real-time precision orbit determination verification results

2)精密定轨验证

(1)BD模式下双天线精密定轨结果均在1.9～6.1 cm(三轴1σ)之间，2副导航天线精密定轨结果相当，满足技术要求。

(2)GPS模式下双天线精密定轨结果均在0.8～2.3 cm(三轴1σ)之间，2副导航天线精密定轨结果相当，满足技术要求。

(3)GPS模式精密定轨结果与BD模式精密定轨结果相当，如图9所示(图中三轴为(R、T、N)方向；R表示径向，沿轨道半径的方向；T表示切向，与轨道相切的方向；N表示法向，与轨道垂直的方向。

图9 在轨事后精密定轨验证结果Fig.9 Verification results of precise orbit determination after in-orbit

3.2 敏捷机动下导航定位定轨稳定性在轨验证

2020年7月5日—10日，高分多模卫星在轨开展了高速机动下的导航功能性能测试，其中三轴最大机动角度接近40°，滚动角速度最大-4(°)/s、俯仰角速度最大+4(°)/s和-4(°)/s，导航接收机运行在双天线定位定轨模式下，实时定位定轨均正常。

3.3 S频段测控在轨测试的验证

2020年7月5日—10日对于S频段测控子系统USB对地、扩频对地以及扩频中继等模式进行了测试，功能性能均满足指标要求。对地测控的自动增益控制(AGC)值均在-75 dBm左右，距离-106 dBm的灵敏度指标有近30 dB的余量；对中继测控中，由于中继测控天线45°～70°仰角可用，因此测控弧段为“面包圈”形状，在中继测控的测试过程中，卫星通信中心提供了整个中继测控弧段，面包圈的内侧也提供给卫星使用，整个过程中“面包圈”内部的信噪比(SNR)明显变小，但没有发生失锁情况。对于使用一代中继星的测控弧段来说可将45°～70°仰角的要求修改为40°～80°可用，可将测控弧段使用范围扩大到0°～80°。

4 结束语

高分多模卫星测控分系统针对长寿命高可靠敏捷卫星特点开展了针对性设计，S频段测控子系统的可靠度达到了0.999 7以上，具备星地星间测控功能，在具备全球测控能力的同时有效增加了测控抗干扰能力；导航子系统采用双天线同时解算方案，是国内遥感卫星的首次在轨应用，经过验证GPS和BD两种模式下的双天线实时定位指标接近3 m(三轴合成)，事后定轨指标优于10 cm(三轴合成)，同时在卫星敏捷机动过程中始终保持定位输出。高分多模卫星测控分系统设计方法及测试验证结果，可为后续遥感卫星提供技术借鉴。