CN102717902B - 火星探测深空航天器的分阶段多码率自适应测控系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种火星探测深空航天器的分阶段多码率自适应测控系统,其特征在于，包括X频段深空应答机、高稳定频率源、X频段固态功率放大器、X频段大功率行波管放大器、输出多工器、低噪声放大接收单元、宽波束低增益接收天线、宽波束低增益发射天线、中增益发射天线、二维驱动高增益天线、波导开关。本发明解决了从地球发射、地球到火星巡航段飞行、环绕火星飞行全过程的深空探测航天器对地通信、测控的问题。对于火星探测深空航天器完成从地球轨道飞行，到火星轨道飞行的测量通信控制有良好效果。可以解决火星深空航天器的测控关键难点、在提高深空航天器的可靠性方面具有一定效果。

Description

火星探测深空航天器的分阶段多码率自适应测控系统

技术领域

本发明涉及火星探测深空航天器的对地通信技术，尤其为一种可以用于从地球发射直至环绕火星运行轨道距离内，深空航天器全过程、不间断对地遥控、遥、测距电子设备的系统，具体涉及火星探测深空航天器的分阶段多码率自适应测控系统。

背景技术

航天器在太空中工作时，需要地面进行遥控、遥测、测距等工作。要完成上述工作，航天器内应当配置有相应的系统。在现有地球卫星测控技术中，航天器的测控采用了固定码率遥控，并且测控模式固定，与通信距离无关。即航天器测控分系统采用固定遥控、遥测码率工作，并且不按星地通信距离变化进行分级控制。

随着我国航天技术的发展，需要开展火星探测深空航天器的研制，完成从地球轨道到火星轨道全过程的测控。由于深空航天器的各种条件限制，能够提供给测控电子设备的资源有限。因此，若能按飞行距离远近进行分阶段测控、并实现上行码率的自适应和下行输出功率的接力控制，将极大地降低电子设备的资源需求，满足火星探测深空航天器对测控的特殊要求。

此外，国内现有的航天器只具备较短距离(距离地球150万公里以内)的测控通信能力，不具备火星轨道最远达4亿公里量级距离的测控能力。本发明可以拓展深空探测的测控距离能力。

发明内容

本发明的目的是实现火星探测深空航天器的测控功能，满足了火星探测深空航天器的全过程遥控、遥测、测距等要求，降低了测控设备的资源需求，提高航天器对地通信的可靠性。最终达到降低航天器研制成本、提高火星探测深空航天器总体可靠性等有益效果。

根据本发明的一个方面，提供一种火星探测深空航天器的分阶段多码率自适应测控系统,包括X频段深空应答机、高稳定频率源、X频段固态功率放大器、X频段大功率行波管放大器、输出多工器、低噪声放大接收单元、宽波束低增益接收天线、宽波束低增益发射天线、中增益发射天线、二维驱动高增益天线、波导开关，其中：

二维驱动高增益天线具有独立的输入、输出口，宽波束低增益接收天线、高增益天线输出口接低噪声放大接收单元，低噪声放大接收单元接深空应答机输入端，

近距离通信时，X频段深空应答机输出端接输出多工器，输出多工器分别接两个X频段固态功率放大器，X频段固态功率放大器再接输出多工器，输出多工器接两个宽波束低增益发射天线，

远距离通信时，X频段深空应答机输出端接输出多工器，输出多工器分别接两个X频段大功率行波管放大器，X频段大功率行波管放大器接波导开关，波导开关接中增益发射天线和高增益测控天线的输入口。

优选地，在距离地球0到150万公里以内，采用宽波束低增益接收天线、宽波束低增益发射天线、X频段深空应答机、X频段固态功率放大器进行航天器测控。

优选地，在距离地球150万公里到4亿公里内，采用二维驱动高增益天线、X频段深空应答机、X频段大功率行波管放大器进行航天器测控。

优选地，在距离地球150万公里到4亿公里内，应急测控，上行采用宽波束低增益接收天线、下行采用中增益发射天线、X频段深空应答机、X频段大功率行波管放大器进行航天器测控。

优选地，航天器能根据地面发送的引导码自动设定接收通道参数，适应不同码率信号；上行码率分7.8125bps、125bps、1000bps三档可变。

优选地，接收地球站上行信号的灵敏度门限值优于-155dBm；下行X频段固态功率放大器输出功率不小于10W；X频段大功率行波管放大器输出功率不小于65W；航天器的遥测码速率在8bps-1024bps之间可变。

在一个优选的具体实施方式中，本发明为解决其技术问题所采用的技术方案是提供一种全新的设计技术，将各种测控参数按距离远近进行分阶段调整。该系统包括：高灵敏度X频段深空应答机、高稳定频率源、X频段固态功率放大器、X频段大功率行波管放大器、高灵敏度低噪声接收单元、输出多工器、宽波束低增益接收天线、宽波束低增益发射天线、中增益发射天线、二维驱动高增益定向测控天线、波导开关等设备。整个分系统配置宽波束低增益全向接收天线、低增益发射天线的波束均为±90°、增益不小于-5dBi；中增益发射天线的波束±50°、增益不小于5dBi；二维驱动高增益天线，波束指向控制范围±50°、增益不小于38dBi；应答机接收上行信号功率门限优于-155dBm；X频段固态功率放大器，输出功率不小于10W；X频段大功率行波管放大器，输出功率不小于65W；高稳定度的频率基准，稳定度优于1×10^-12/天、1×10^-13/s。

附图说明

图1为本发明分阶段多码率自适应接力测控设计总图；

图2为本发明上行遥控射频通道设计图；

图3为本发明下行遥测射频通道设计图；

图4为本发明高增益天线设计图；

图5为本发明二维驱动机构设计图；

图6为本发明X频段深空应答机设计图；

图7为本发明X频段固态功率放大器设计图；

图8为本发明X频段大功率行波管放大器设计图。

具体实施方式

下面结合附图说明本发明的优选实施案例。

图1为本发明的分阶段多码率自适应接力测控系统的示意图，该系统包括低增益接收天线、低增益发射天线、中增益发射天线、二维驱动高增益天线、接收单元、深空应答机、多工器、高稳定频率源、固放、行放、波导开关。在下文中将对这些部件是如何工作的进行说明。

在图2中给出了本发明的分阶段多码率自适应接力测控系统中上行射频通道的示意图，从该图中可以看出，当地面测控站通过地面发射天线发射信号后，在距离地球0-150万公里内，由所述低增益接收天线接收该信号；在距离地球150万公里到4亿公里内，由所述二维驱动高增益天线接收信号，所接收到的信号经由所述接收单元传输到所述深空应答机，所述深空应答机再将信号传输到航天器中的外接计算机(如图2中的综合电子计算机)，由所述计算机做进一步的处理；而所述深空应答机在工作过程中还会受到高稳定频率源的控制。所述应答机内部设置专门码率检测电路，能够检测出上行引导码速率，自动设置中频处理电路参数，适应不同上行信号的码率，完成信号的解调处理。经过上行射频通道的信号包括指令、注数、测距。

在图3中给出了本发明的分阶段多码率自适应接力测控系统中下行射频通道的示意图，从该图中可以看出，航天器中的计算机(如图3中的综合电子计算机)所要发送的信息，传输到应答机，所述应答机将信号输出到多工器；在0-150万公里内，输出到所述固放，由所述固放输出到多工器；由所述多工器输出到低增益发射天线。在150万公里到4亿公里内，所述应答机将下行信号输出到多工器，由所述多工器输出到X频段大功率行波管放大器，由所述行放输出到波导开关，由所述波导开关输出到二维驱动的高增益天线。在二维驱动机构不能正常工作的情况下，由所述波导开关将下行信号输出到中增益发射天线，由这些发射天线实现信号的发射。经过下行射频通道发射的信号的类型有多种，可以是遥测用的信号，科学数据，转发的测距音，也可以是单程测距信标。

现有航天器测控系统，由于星地通信距离变化较小，因此可以采用了固定码率的测控技术。由于从地球到火星探测通信距离变化巨大，在近地通信过程中，航天器姿态变化大，不能保证足够的能源供应，为节约能源，确保使用航天器内部电池及电源应急模式下工作，需要采用小功率发射的节能模式；同时近地通信的星地视场变化大，为确保航天器测控可靠性，需要全向覆盖，因此，本发明中在0-150万公里内，采用宽波束低增益收发天线，对称安装，全向覆盖，配合固放发射的设计。

在150万公至4亿公里的远距离通信时，信号衰减巨大，为满足航天器测控链路的要求，需要采用大功率的X频段大功率行波管放大器和可二维驱动的高增益天线。

为了在不同通信距离上，达到最优的控制效能，近地通信时，上行采用高码率，在远距离通信时，上行采用低码率。所述应答机设计中采用了码率自检测、自调整的自适应技术，较好地解决了这个问题。

在图4中给出了高增益天线设计示意图，高增益天线采用圆口径、抛物面、双反射面、正馈源设计方案，主发射面采用喷铝技术，并且采用轻量化材料，在满足重量、强度要求下，提高了设备可靠性。

在图5中给出了二维驱动机构的设计示意图。二维驱动机构采用X、Y轴对称设计，具有二维独立控制能力，转动角度达±50°，并且具有角度检测和状态检测功能。

在图6中给出了深空应答机的设计示意图，接收部分将输入信号放大并变换到中频以后，送到中频处理模块。中频处理模块具有码率检测和自适应能力，对中频信号进行锁定并对信息进行处理，解调出指令、注数等信息，输出到综合电子计算机；中频处理模块接收到测距指令后，切换至下行通道，完成测距音的转发。综合电子计算机输入的遥测数据，通过发射部分的一次变频器、PM/BPSK调制器、二次变频器转换为射频信号，输出到后级多工器。高稳定频率源输入的基准信号通过频率合成电路变化成各种本振信号，提供应答机各个变频电路使用。

在图7中给出了X频段固态功率放大器的设计示意图，从图中可以看出，该固放包括第一隔离器、预功放、滤波器、第二隔离器、主功放单元、第三隔离器、电源变换电路单元；主要完成下行信号的功率放大。

在图8中给出了X频段大功率行波管放大器的设计示意图，从图中可以看出，该行放包括EPC电源、TWT行波管、波导、环行器、滤波器；主要完成下行信号的功率放大。

在本发明中，单个低增益接收、发射天线的波束为±90°、增益不小于-5dBi；深空应答机，接收上行信号功率门限优于-155dBm(约高于地球卫星上的应答机40dB，灵敏度提高约一万倍)；X频段固态功率放大器，输出功率不小于10W；X频段大功率行波管放大器，输出功率不小于65W；二维驱动的高增益天线，跟踪范围±50°，增益不小于38dBi；高稳定度的信号源，稳定度优于1×10-12/天、1×10-13/s(约高于地球卫星频率稳定度106)。从上述指标可以看出，本发明的分阶段多码率自适应测控系统能够实现从0到4亿公里距离全程的遥控、遥测与测距，具有深空探测能力。

综合各方面误差因素，采用本发明的高稳定测量技术，在4亿公里量级环绕火星距离上的综合定轨精度优于5km。

Claims (6)

1.一种火星探测深空航天器的分阶段多码率自适应测控系统,其特征在于，包括X频段深空应答机、高稳定频率源、X频段固态功率放大器、X频段大功率行波管放大器、输出多工器、低噪声放大接收单元、宽波束低增益接收天线、宽波束低增益发射天线、中增益发射天线、二维驱动高增益测控天线、波导开关，其中：

二维驱动高增益测控天线具有独立的输入、输出口，高增益测控天线输出口、宽波束低增益接收天线接低噪声放大接收单元，低噪声放大接收单元接深空应答机输入端，

近距离通信时，X频段深空应答机输出端接输出多工器，输出多工器分别接两个X频段固态功率放大器，X频段固态功率放大器再接输出多工器，输出多工器接两个宽波束低增益发射天线，

远距离通信时，X频段深空应答机输出端接输出多工器，输出多工器分别接两个X频段大功率行波管放大器，X频段大功率行波管放大器接波导开关，波导开关接中增益发射天线和高增益测控天线的输入口。

2.根据权利要求1所述的火星探测深空航天器的分阶段多码率自适应测控系统，其特征在于：在距离地球0到150万公里以内，采用宽波束低增益接收天线、宽波束低增益发射天线、X频段深空应答机、X频段固态功率放大器进行航天器测控。

3.根据权利要求1所述的火星探测深空航天器的分阶段多码率自适应测控系统，其特征在于：在距离地球150万公里到4亿公里内，采用二维驱动高增益测控天线、X频段深空应答机、X频段大功率行波管放大器进行航天器测控。

4.根据权利要求1所述的火星探测深空航天器的分阶段多码率自适应测控系统，其特征在于：在距离地球150万公里到4亿公里内，应急测控，上行采用宽波束低增益接收天线、下行采用中增益发射天线、X频段深空应答机、X频段大功率行波管放大器进行航天器测控。

5.根据权利要求1所述的火星探测深空航天器的分阶段多码率自适应测控系统，其特征在于：航天器能根据地面发送的引导码自动设定接收通道参数，适应不同码率信号；上行码率分7.8125bps、125bps、1000 bps三档可变。

6.根据权利要求1所述的火星探测深空航天器的分阶段多码率自适应测控系统，其特征在于：接收地球站上行信号的灵敏度门限值优于-155dBm；下行X频段固态功率放大器输出功率不小于10W；X频段大功率行波管放大器输出功率不小于65W；航天器的遥测码速率在8bps-1024bps之间可变。