CN111591466B - 一种适用于火卫一探测任务的深空通信系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及深空探测技术领域，公开了一种适用于火卫一探测任务的深空通信系统，即一方面通过在火星侧布置运行在特殊极地轨道上的火星极地卫星，可使得在探测器与火星极地卫星之间始终不会出现障碍物来阻挡分米波通信，实现火卫一至火星间分米波通信链路全周期不中断目的，另一方面通过将至少三颗绕日公转卫星作为行星间中继卫星，可实现行星间激光波通信链路全周期不中断目的，以及通过将至少三颗地球同步卫星作为星地间中继卫星，可实现星地间Ku波通信链路全周期不中断目的，进而最终实现火卫一至地面间全通信链路的全周期不中断目的，保障不会因通信中断而影响火卫一探测任务。

Description

一种适用于火卫一探测任务的深空通信系统

技术领域

本发明属于深空探测技术领域，具体地涉及一种适用于火卫一探测任务的深空通信系统。

背景技术

自1957年10月4日第一颗人造卫星上天后，人类从未停止过对于整个太阳系探索的好奇心。至今为止，已经有超过160个探测器被发送到深空中用于探索太阳系。尽管如此，也仅探索了太阳系的极小一部分，还有很多的行星、小行星、矮行星和行星卫星（例如火卫一、木卫二、木卫四和土卫六等）等待被探索。

火卫一福布斯（Phobos）是距离火星最近的一颗天然卫星，其显著的不规则形状和极小的尺寸在太阳系行星的天然卫星中非常罕见，其起源问题也一直处于争议之中，同时由于火卫一已经被火星潮汐锁定，使得火卫一的一面总是朝向火星，是观测火星的好地方以及可以避开太空辐射，是未来火星考察的前哨站，因此火卫一是天文研究和深空探测的热点目标之一。早在1971年，“水手9号”探测器就获得了火卫一的近距离图像，以及在20世纪70年代末“海盗1号”和“海盗2号”也分别获得了火卫一的图像数据，之后，前苏联和俄罗斯相继发射了三颗火卫一探测器，但是这些任务都失败或者没有达到预定的科学目标。最近，欧洲航天局和日本航天局分别提出了以火卫一和火卫二为探测目标的任务，激起了新一轮的火星卫星探测热潮。虽然我国的火星探测起步晚，迟至2020年才正式开启“天问1号”火星探测任务，但是在不久的将来，也将开启针对火卫一的特别探测任务。

目前用于执行火卫一探测任务的深空通信系统还没有完整公开，估计仍然是基于火星探测的现有地球-火星通信系统，其通信方式有如下两种：（1）直接通信，即地面深空探测设备与探测器测控设备直接建立通信链路，完成数据收发和轨道测量；（2）中继通信，地面深空探测设备通过在轨飞行的中继星（配置中继终端）接力，完成与其他探测器（例如轨道器或火星表面探测器）的数据收发和轨道测量。不论采用何种现有通信方式，都将因火卫一的特殊性而不能全周期持续通信，即一方面由于火星的公转周期为687个地球日，而地球公转周期为365个地球日，因此大约每隔26个月就会因“火星合日”现象（即当地球和火星运行到太阳相对的两侧，使得太阳位于地球和火星中间，此时从地球上看到火星完全被太阳遮蔽，这种现象称为“火星合日”，太阳的强烈辐射会干扰甚至切断地球与火星间的通信）而不得不中断地球-火星通信。例如在2019年8月28日至9月7日之间，美国航天局就不得不中断火星探测器与地球的通信，长达十天左右。另一方面，由于火卫一公转轨道低，距火星表面距离约6000千米，公转周期为7小时39分，而火星直径就有6794KM，意味着火卫一每公转一圈就会有1～2小时因火卫一位于火星背面（相对于地球）而临时中断通信。

另外，现有的地球-火星通信系统还存在如下不足：（1）针对地面深空探测设备和探测器测控设备，均存在天线口径大和发射功率高的缺陷，目前国际上用于深空探测的地面天线口径最大达到70米，探测器天线口径也有数米（例如美国火星勘察轨道器上配置的高增益天线口径就达到3米），以及发射功率可达到数十乃至数百千瓦，严重影响探测器的使用寿命；（2）地面深空探测设备需全球多点布置，例如，为了适应我国月球和火星等深空探测任务需求，我国已建成了包括佳木斯66米（指地面天线口径，后同）、喀什35米和阿根廷35米三个深空测控站在内的全球布站的深空测控网，但是海外站点易受地缘政治影响；（3）行星间的通信速率有限，数据传输慢，例如，好奇号与地球的直接数据带宽大约为8 kb/s左右, 奥德赛轨道器与地球的带宽也仅为256 kb/s。

发明内容

为了解决现有火卫一探测任务所面临的不能全周期持续通信、设备天线口径大、发射功率高、地面设备需全球多点布局而导致易受地缘政治影响和行星间通信速率有限的问题，本发明目的在于提供一种适用于火卫一探测任务的新型深空通信系统。

本发明所采用的技术方案为：

一种适用于火卫一探测任务的深空通信系统，包括探测器、火星极地卫星、绕日轨道星座、同步轨道星座和地球地面站；

所述探测器在火卫一的准同步轨道上围绕所述火卫一公转，所述火星极地卫星在火星的极地轨道上围绕所述火星公转，所述绕日轨道星座包括有至少三颗在绕日公转轨道上围绕太阳公转的且环向等间距布置的绕日公转卫星，所述同步轨道星座包括有至少三颗在地球同步轨道上围绕地球公转的且环向等间距布置的地球同步卫星，其中，所述火星极地卫星的公转周期为所述火卫一的公转周期的两倍，所述绕日公转轨道位于地球公转轨道与火星公转轨道之间；

所述探测器与所述火星极地卫星的相对运动初始条件满足：所述火卫一经过火卫一公转轨道与所述极地轨道的所在平面的第一交点，所述火星极地卫星也经过所述极地轨道与所述火卫一公转轨道的所在平面的第二交点，所述第一交点和所述第二交点分别位于所述火星的同一侧；

所述探测器通过建立的分米波通信链路与所述火星极地卫星交互上下行数据，所述火星极地卫星通过建立的第一激光波通信链路与所述绕日公转卫星交互所述上下行数据，所述绕日公转卫星通过建立的第二激光波通信链路与所述地球同步卫星交互所述上下行数据，所述地球同步卫星通过建立的Ku波通信链路与所述地球地面站交互所述上下行数据，其中，所述上下行数据包含有向所述探测器发送的上行遥控数据和向所述地球地面站发送的下行探测数据。

基于上述发明内容，提供了一种可针对火卫一探测任务实现全周期持续通信目的的新型深空通信系统，即一方面通过在火星侧布置运行在特殊极地轨道上的火星极地卫星，可使得在探测器与火星极地卫星之间始终不会出现障碍物来阻挡分米波通信，实现火卫一至火星间分米波通信链路全周期不中断目的，另一方面通过将至少三颗绕日公转卫星作为行星间中继卫星，可实现行星间激光波通信链路全周期不中断目的，以及通过将至少三颗地球同步卫星作为星地间中继卫星，可实现星地间Ku波通信链路全周期不中断目的，进而最终实现火卫一至地面间全通信链路的全周期不中断目的，保障不会因通信中断而影响火卫一探测任务。此外，所述深空通信系统还具有设备天线尺寸小、发射功率低、卫星体积重量小、卫星发射成本低、卫星使用寿命长、无需全球多点布站、可规避海外地缘政治影响和全链路通信速率高等特点，便于实际应用和推广。

在一个可能设计中，在所述火卫一的本地旋转坐标系OXYZ中，O点表示所述火卫一的质心，X轴正向在所述火卫一处于近火星点和远火星点时分别指向所述火星的质心，Z轴正向指向所述火卫一的公转角动量方向，Y轴服从右手定则；

在所述本地旋转坐标系OXYZ下，所述探测器在所述准同步轨道上的相对运动方程表示如下：

式中，

表示所述探测器的相对加速度，

表示所述火星对所述探测器的引力 加速度，

表示所述火卫一对所述探测器的引力加速度，

表示所述火星对所 述火卫一的引力加速度，

表示所述火卫一的自转角速度，

表示从O点至所 述探测器的位置矢量，

表示时间，

表示所述火卫一自转导致的牵连加速 度，

表示科式加速度，

表示从O点至所述探测器的初始位置矢量，

表示所述 探测器在初始位置时的X轴正向取值且介于30～33千米之间，

表示所述探测器在初始位 置时的初始相对速度，

表示所述初始相对速度的Y轴正向取值且介于-16～-15米每秒之 间，

表示所述初始相对速度的Z轴正向取值且介于4～6米每秒之间。

通过上述可能设计，可以使探测器能够实现对火卫一的较近距离观察，又能够较好的实现全球面覆盖，并具有极好的轨道稳定性。

在一个可能设计中，所述探测器包括有光帆、伞架机构、伞架姿态调节机构和中央控制模块，其中，所述伞架机构用于展开或收拢所述光帆，所述伞架姿态调节机构用于调节所述伞架机构在所述本地旋转坐标系OXYZ下的姿态参数；

所述中央控制模块通信连接所述伞架姿态调节机构的受控端。

通过上述可能设计，可以根据需要以合适姿态捕获太阳光，从而产生需要方向和需要大小的光压推力，以无损方式改变探测器的运动轨道，实现长期在准同步轨道上进行探测的目的。

在一个可能设计中，所述光帆的光压材料采用石墨烯。

在一个可能设计中，所述火星极地卫星包括有一套布置在卫星本体顶部或底部的激光波通信模块，所述绕日公转卫星包括有两套分别布置在卫星本体顶部和底部的激光波通信模块，所述地球同步卫星包括有一套布置在卫星本体顶部或底部的激光波通信模块；

所述绕日公转卫星通过其中一套所述激光波通信模块建立与所述火星极地卫星通信的所述第一激光波通信链路，所述绕日公转卫星通过另一套所述激光波通信模块建立与所述地球同步卫星通信的所述第二激光波通信链路。

在一个可能设计中，所述激光波通信模块包括有激光收发单元和捕获对准跟踪APT单元，其中，所述激光收发单元用于进行卫星通信的激光发射和接收，所述捕获对准跟踪APT单元用于对来自另一卫星的激光束完成捕获、对准和跟踪，以便建立起对应的激光波通信链路。

在一个可能设计中，所述激光收发单元包括有两个激光通信望远镜，所述捕获对准跟踪APT单元包括有用于控制两个所述激光通信望远镜分别绕卫星自转轴进行180度旋转的旋转平台，其中，两个所述激光通信望远镜的镜头方向相背设置。

在一个可能设计中，按照如下公式计算所述绕日公转轨道的半长轴

：

式中，

为地球公转轨道的半长轴，

为火星公转轨道的半长轴，

为所 述绕日公转卫星的环向布置数量。

在一个可能设计中，所述绕日轨道星座包括有六颗所述绕日公转卫星。

在一个可能设计中，所述探测器、所述火星极地卫星、所述绕日公转卫星和所述地球同步卫星的公转轨道两侧分别设有太阳能电池板。

本发明的有益效果为：

（1）本发明创造提供了一种可针对火卫一探测任务实现全周期持续通信目的的新型深空通信系统，即一方面通过在火星侧布置运行在特殊极地轨道上的火星极地卫星，可使得在探测器与火星极地卫星之间始终不会出现障碍物来阻挡分米波通信，实现火卫一至火星间分米波通信链路全周期不中断目的，另一方面通过将至少三颗绕日公转卫星作为行星间中继卫星，可实现行星间激光波通信链路全周期不中断目的，以及通过将至少三颗地球同步卫星作为星地间中继卫星，可实现星地间Ku波通信链路全周期不中断目的，进而最终实现火卫一至地面间全通信链路的全周期不中断目的，保障不会因通信中断而影响火卫一探测任务；

（2）通过在探测器上进行光帆调节结构的设计，可以根据需要以合适姿态捕获太阳光，从而产生需要方向和需要大小的光压推力，以无损方式改变探测器的运动轨道，实现长期在准同步轨道上进行探测的目的；

（3）所述深空通信系统还具有设备天线尺寸小、发射功率低、卫星体积重量小、卫星发射成本低、卫星使用寿命长、无需全球多点布站、可规避海外地缘政治影响和全链路通信速率高等特点，便于实际应用和推广。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明提供的深空通信系统的数据传输示意图。

图2是本发明提供的探测器与火星极地卫星之间的数据传输示意图。

图3是本发明提供的探测器的立体结构示意图。

图4是本发明提供的探测器在30天内的准同步轨道仿真图，其中，（a）为准同步轨道在本地旋转坐标系OXYZ下的轨迹，（b）为准同步轨道在X-Y平面上的投影，（c）为准同步轨道在Y-Z平面上的投影，（d）为准同步轨道在X-Z平面上的投影。

图5是本发明提供的绕日公转卫星的立体结构示意图。

上述附图中，1-探测器；11-光帆；12-伞架机构；13-伞架姿态调节机构；2-火星极地卫星；3-绕日公转卫星；4-地球同步卫星；5-地球地面站；61-激光通信望远镜；62-旋转平台；7-太阳能电池板；100-火卫一；200-火星；300-太阳；400-地球。

具体实施方式

下面结合附图及具体实施例来对本发明作进一步阐述。在此需要说明的是，对于这些实施例方式的说明虽然是用于帮助理解本发明，但并不构成对本发明的限定。本文公开的特定结构和功能细节仅用于描述本发明的示例实施例。然而，可用很多备选的形式来体现本发明，并且不应当理解为本发明限制在本文阐述的实施例中。

应当理解，尽管本文可能使用术语第一、第二等等来描述各种单元，但是这些单元不应当受到这些术语的限制。这些术语仅用于区分一个单元和另一个单元。例如可以将第一单元称作第二单元,并且类似地可以将第二单元称作第一单元，同时不脱离本发明的示例实施例的范围。

应当理解，对于本文中可能出现的术语“和/或”，其仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，单独存在B，同时存在A和B三种情况；对于本文中可能出现的术语“/和”，其是描述另一种关联对象关系，表示可以存在两种关系，例如，A/和B，可以表示：单独存在A，单独存在A和B两种情况；另外，对于本文中可能出现的字符“/”，一般表示前后关联对象是一种“或”关系。

应当理解，在本文中若将单元称作与另一个单元“连接”、“相连”或“耦合”时，它可以与另一个单元直相连接或耦合，或中间单元可以存在。相対地，在本文中若将单元称作与另一个单元“直接相连”或“直接耦合”时，表示不存在中间单元。另外，应当以类似方式来解释用于描述单元之间的关系的其他单词（例如，“在……之间”对“直接在……之间”,“相邻”对“直接相邻”等等）。

应当理解，本文使用的术语仅用于描述特定实施例，并不意在限制本发明的示例实施例。若本文所使用的，单数形式“一”、“一个”以及“该”意在包括复数形式，除非上下文明确指示相反意思。还应当理解，若术语“包括”、“包括了”、“包含”和/或“包含了”在本文中被使用时,指定所声明的特征、整数、步骤、操作、单元和/或组件的存在性,并且不排除一个或多个其他特征、数量、步骤、操作、单元、组件和/或他们的组合存在性或增加。

应当理解，还应当注意到在一些备选可能设计中，所出现的功能/动作可能与附图出现的顺序不同。例如,取决于所涉及的功能/动作,实际上可以实质上并发地执行,或者有时可以以相反的顺序来执行连续示出的两个图。

应当理解，在下面的描述中提供了特定的细节,以便于对示例实施例的完全理解。然而,本领域普通技术人员应当理解可以在没有这些特定细节的情况下实现示例实施例。例如可以在框图中示出系统，以避免用不必要的细节来使得示例不清楚。在其他实例中，可以不以非必要的细节来示出众所周知的过程、结构和技术，以避免使得示例实施例不清楚。

实施例一

如图1～5所示，本实施例提供的所述适用于火卫一探测任务的深空通信系统，包括探测器1、火星极地卫星2、绕日轨道星座、同步轨道星座和地球地面站5；所述探测器1在火卫一100的准同步轨道上围绕所述火卫一100公转，所述火星极地卫星2在火星200的极地轨道上围绕所述火星200公转，所述绕日轨道星座包括有至少三颗在绕日公转轨道上围绕太阳300公转的且环向等间距布置的绕日公转卫星3，所述同步轨道星座包括有至少三颗在地球同步轨道上围绕地球400公转的且环向等间距布置的地球同步卫星4，其中，所述火星极地卫星2的公转周期为所述火卫一100的公转周期的两倍，所述绕日公转轨道位于地球公转轨道与火星公转轨道之间；所述探测器1与所述火星极地卫星2的相对运动初始条件满足：所述火卫一100经过火卫一公转轨道与所述极地轨道的所在平面的第一交点，所述火星极地卫星2也经过所述极地轨道与所述火卫一公转轨道的所在平面的第二交点，所述第一交点和所述第二交点分别位于所述火星200的同一侧；所述探测器1通过建立的分米波通信链路与所述火星极地卫星2交互上下行数据，所述火星极地卫星2通过建立的第一激光波通信链路与所述绕日公转卫星3交互所述上下行数据，所述绕日公转卫星3通过建立的第二激光波通信链路与所述地球同步卫星4交互所述上下行数据，所述地球同步卫星4通过建立的Ku波通信链路与所述地球地面站5交互所述上下行数据，其中，所述上下行数据可以但不限于包含有向所述探测器1发送的上行遥控数据和向所述地球地面站5发送的下行探测数据。

如图1～2所示，在所述深空通信系统的具体结构中，所述探测器1用于作为深空探测终端，针对火卫一执行常规的天体探测任务，例如接收来自所述地球地面站5的所述上行遥控数据，根据所述上行遥控数据调整自身运行轨道以及采集诸如火卫一图像数据、遥感数据和声纳数据等，然后将采集数据作为所述下行探测数据传送至所述火星极地卫星2。所述探测器1的具体结构可以但不限于包括有用于与所述火星极地卫星2建立分米波通信链路的常规UHF波段通信模块（Ultra High Frequency，特高频，是指波长范围为1m～1dm，频率为300～3000MHz的无线电波），一般可达到2Mbps以上的传输速率。同时考虑要实现对火卫一的近距离探测，必须找到稳定环绕火卫一运行并能够满足科学探测要求的轨道，然而由于火星引力的强烈摄动和火卫一的质量很小，使得探测器不可能以传统开普勒Kepler方式围绕火卫一做轨道运动，因此本实施例采用在限制性三体问题中所存在的一类特殊轨道——大尺度逆行轨道（Distant Retrograde Orbits，DROs），也称为准同步轨道（Quasi-Synchronous Orbits，QSOs）或准卫星轨道（Quasi-Satellite Orbits，QSOs）作为所述探测器1的准稳定轨道（只要选择合适的运动初值，就可以使这种轨道长期稳定存在），实现对火卫一的探测目的。

所述火星极地卫星2用于作为第一通信节点的中继卫星，在所述探测器1与所述绕日公转卫星3之间转发所述上下行数据。所述火星极地卫星2的具体结构可以但不限于包括有用于与所述探测器1建立所述分米波通信链路的常规UHF波段通信模块以及一套布置在卫星本体顶部或底部的激光波通信模块，以便与所述绕日公转卫星3建立所述第一激光波通信链路。如图2所示，由于所述火星极地卫星2的公转周期为所述火卫一100的公转周期的两倍，使得所述极地轨道的半径大于所述火卫一公转轨道的半径（约1.6倍），同时由于所述极地轨道的所在平面与所述火卫一公转轨道的所在平面是垂直或近似垂直的，并且所述探测器1与所述火星极地卫星2的相对运动初始条件满足：所述火卫一100经过火卫一公转轨道与所述极地轨道的所在平面的第一交点（即图2中的H点或h点），所述火星极地卫星2也经过所述极地轨道与所述火卫一公转轨道的所在平面的第二交点（即图2中的G点或g点），所述第一交点和所述第二交点分别位于所述火星200的同一侧（即所述第一交点和所述第二交点分别为图2中的H点和G点，或者分别为图2中的h点和g点），以及考虑火卫一的形状为土豆状岩石体，宽20千米，长27千米，体积尺寸较小，使得在所述探测器1与所述火星极地卫星2之间始终不会出现障碍物来阻挡分米波通信，进而实现在所述探测器1与所述火星极地卫星2之间进行全周期持续通信目的。另外，由于所述火星极地卫星2和所述火卫一100会在每隔两个火卫一公转周期后同时分别经过G点和H点（或者同时经过g点和h点，此时所述火星极地卫星2与所述火卫一100的距离最近，与所述探测器1也相对较近），可使得所述火星极地卫星2与所述探测器1在相对运动过程中的对射角度和通信距离是周期性变化的，可利于定向通信，减少发射功率，同时确保所述通信距离的周期内积分值具有最小化特点，进一步利于减少发射功率，最终延长所述火星极地卫星2和所述探测器1的使用寿命。

所述绕日公转卫星3用于作为第二通信节点的中继卫星，在所述火星极地卫星2与所述地球同步卫星4之间转发所述上下行数据。所述绕日公转卫星3的具体结构可以但不限于包括有两套分别布置在卫星本体顶部和底部的激光波通信模块，以便所述绕日公转卫星3通过其中一套所述激光波通信模块建立与所述火星极地卫星2通信的所述第一激光波通信链路，以及通过另一套所述激光波通信模块建立与所述地球同步卫星4通信的所述第二激光波通信链路。如图1所示，由于所述绕日公转卫星3的数目至少有三颗且环向等间距布置，使得始终可利用其中一个绕日公转卫星3进行中继转发，从而绕开太阳300对行星间通信链路的干扰，即使出现“火星合日”现象，也可以确保行星间通信链路不会被中断，进而实现在所述火星极地卫星2与所述地球同步卫星4之间进行全周期持续通信目的。同时考虑激光拥有波长短、带宽大和散射角小等特点，使得激光通信能够在低功耗和小体积条件下理想解决深空高度通信问题（美国在2013年9月发射的“月球大气与粉尘环境探测器”，就对月地激光通信技术进行演示验证，实现了月地间下行622Mb/s和上行20Mb/s的通信速率），因此在火星-中继-地球之间通过对现有激光通信技术的应用，一方面可以大大提升行星间的通信速率，理论上可达到5Mb/s以上，另一方面还可以缩小所述火星极地卫星2、所述绕日公转卫星3和所述同步轨道星座的天线尺寸，进而减少卫星体积和重量，降低卫星发射成本，以及还可以降低这些卫星的发射功率，延长卫星们的使用寿命。

所述地球同步卫星4用于作为第三通信节点的中继卫星，在所述绕日公转卫星3与所述地球地面站5之间转发所述上下行数据。所述地球同步卫星4的具体结构可以但不限于包括有用于与所述地球地面站5建立所述Ku波通信链路的常规Ku波段通信模块（KU频段下行从10.7到12.75GHz，上行从12.75到18.1GHz，KU波段卫星单转发器功率一般比较大，多采用赋形波束覆盖，卫星等效全向辐射功率较大，加上Ku波段接收天线效率高于C波段接收天线，因此接收Ku波段卫星节目的天线口径远小于C波段，从而可有效地降低接收成本，方便个体接收）以及一套布置在卫星本体顶部或底部的激光波通信模块，以便与所述绕日公转卫星3建立所述第二激光波通信链路。如图1所示，由于所述地球同步卫星4的数目至少有三颗，可基于同步轨道星座全覆盖地球地面的原理，使得在地球地面上的任何位置都能布站收发所述上下行数据，从而无需全球多点布置地面接收站，可规避海外地缘政治影响，进而实现在所述地球同步卫星4与所述地球地面站5之间进行全周期持续通信目的。

由此通过前述深空通信系统的详细描述，提供了一种可针对火卫一探测任务实现全周期持续通信目的的新型深空通信系统，即一方面通过在火星侧布置运行在特殊极地轨道上的火星极地卫星，可使得在探测器与火星极地卫星之间始终不会出现障碍物来阻挡分米波通信，实现火卫一至火星间分米波通信链路全周期不中断目的，另一方面通过将至少三颗绕日公转卫星作为行星间中继卫星，可实现行星间激光波通信链路全周期不中断目的，以及通过将至少三颗地球同步卫星作为星地间中继卫星，可实现星地间Ku波通信链路全周期不中断目的，进而最终实现火卫一至地面间全通信链路的全周期不中断目的，保障不会因通信中断而影响火卫一探测任务。此外，所述深空通信系统还具有设备天线尺寸小、发射功率低、卫星体积重量小、卫星发射成本低、卫星使用寿命长、无需全球多点布站、可规避海外地缘政治影响和全链路通信速率高等特点，便于实际应用和推广。

优化的，在所述火卫一100的本地旋转坐标系OXYZ中，O点表示所述火卫一100的质心，X轴正向在所述火卫一100处于近火星点和远火星点时分别指向所述火星200的质心，Z轴正向指向所述火卫一100的公转角动量方向，Y轴服从右手定则；

在所述本地旋转坐标系OXYZ下，所述探测器（1）在所述准同步轨道上的相对运动方程表示如下：

式中，

表示所述探测器1的相对加速度，

表示所述火星200对所述探测器1的 引力加速度，

表示所述火卫一100对所述探测器1的引力加速度（其可采用常规的多 面体模型求出，即选取定点数为16037和面数为32070的多面体模型），

表示所述 火星200对所述火卫一100的引力加速度（其可采用火卫一与火星的二体问题求出），

表示所述火卫一100的自转角速度，

表示从O点至所述探测器1的位置矢量，

表 示时间，

表示所述火卫一100自转导致的牵连加速度，

表示 科式加速度，

表示从O点至所述探测器1的初始位置矢量，

表示所述探测器1在初始位置 时的X轴正向取值且介于30～33千米之间，

表示所述探测器1在初始位置时的初始相对速 度（指相对于所述火卫一100），

表示所述初始相对速度的Y轴正向取值且介于-16～-15 米每秒之间，

表示所述初始相对速度的Z轴正向取值且介于4～6米每秒之间。

如图2和4所示，举例的，当

取值为31.5千米，

取值为-15.6米每秒，

取值 为5米每秒时，所述探测器1能够最大可到达的火卫一纬度为40.21度，轨道高度介于28.74 ～62.14千米之间，由此通过在此准同步轨道上运行所述探测器1，既能够实现对火卫一的 较近距离观察，又能够较好的实现全火卫一球面的覆盖，并且通过仿真，能够稳定在100天 以上。

优化的，所述探测器1包括有光帆11、伞架机构12、伞架姿态调节机构13和中央控制模块，其中，所述伞架机构12用于展开或收拢所述光帆11，所述伞架姿态调节机构13用于调节所述伞架机构12在所述本地旋转坐标系OXYZ下的姿态参数；所述中央控制模块通信连接所述伞架姿态调节机构13的受控端。如图3所示，所述光帆11是一种能够在太阳光作用产生光压推力的现有配件，其产生的光压推力大小完全由太阳300与帆体的距离、入射角度以及光压材料决定，具体计算公式可如下：

式中，

表示光压推力，

表示折射率（考虑探测器1位于真空环境中，可取

），

表示光压材料的太阳辐射压力系数，

表示所述地球400到所述太阳300之 间的平均距离，

表示所述光帆11到所述太阳300之间的距离，

表示所述光帆11的面积，

表示太阳光照射所述光帆11时的入射角

。所述伞架机构12可采用常规的且具有伸缩杆 的伞体结构实现（所述光帆11即作为伞体上的伞布），从而实现展开或收拢所述光帆11的目 的。所述伞架姿态调节机构13用于在所述中央控制模块的控制下，根据变轨需求调节所述 伞架机构12在所述本地旋转坐标系OXYZ下的姿态参数，以便产生需要方向和需要大小的光 压推力，实现探测器变轨目的，其可以但不限于采用由多个电动式角度调节器构成常规的 方位调节机构实现。所述中央控制模块（附图中未示出）用于根据变轨需求控制所述伞架姿 态调节机构13，其硬件结构可以采用现有探测器中的控制模块实现。由此通过前述光帆调 节结构的设计，可以根据需要以合适姿态捕获太阳光，从而产生需要方向和需要大小的光 压推力，以无损方式改变所述探测器的运动轨道，实现长期在准同步轨道上进行探测的目 的。进一步优化的，所述光帆11的光压材料采用石墨烯，可以确保能够高效的产生光压推力 （即在距离太阳

处，石墨烯所具有的太阳辐射压力系数

为4.563mN每平方米），目前 实验室已经实现石墨烯产生的光压为传统光压的1000倍以上。

优化的，所述激光波通信模块包括有激光收发单元和捕获对准跟踪APT单元，其中，所述激光收发单元用于进行卫星通信的激光发射和接收，所述捕获对准跟踪APT单元用于对来自另一卫星的激光束完成捕获、对准和跟踪，以便建立起对应的激光波通信链路。所述激光收发单元的主要功能为用于实现高速数据通信的激光发射与接收，在设计时，若采用1550nm光纤激光和EDFA（Erbium-doped Optical Fiber Amplifier，掺铒光纤放大器），所需的激光功率平均为7W左右，同时在使用线性模式InGaAs雪崩光电二极管时，接收灵敏度可提升至-74.9dBm。所述捕获对准跟踪APT（Acquisition、Pointing、Tracking，捕获、对准、跟踪）单元的主要功能为完成激光束的捕获、对准和跟踪，可采用现有的APT单元实现，并在设计时，可使跟踪误差和未对齐损失低于-1dB。由此通过前述激光波通信模块的具体设计，可以使所述火星极地卫星2、所述绕日公转卫星3和所述地球同步卫星4等在建立或切换对应的激光波通信链路时，能够根据另一卫星的预存星历数据，对来自该另一卫星的激光束完成捕获、对准和跟踪，进而确保星际间的激光波通信链路全周期不中断。具体的，如图5所示，所述激光收发单元包括有两个激光通信望远镜61，所述捕获对准跟踪APT单元包括有用于控制两个所述激光通信望远镜61分别绕卫星自转轴进行180度旋转的旋转平台62，其中，两个所述激光通信望远镜61的镜头方向相背设置。通过前述激光通信望远镜61和旋转平台62的设计，可以确保能够进行360度无死角的激光发射和接收。详细的，所述激光通信望远镜61可使用150mm孔径的且发射接收复用的现有望远镜，如此在应用波长为1550nm的激光进行通信时，光学天线增益可提升至109.7dBi，激光散射角为40urad，光学传输效率能够提升至少50%。

优化的，按照如下公式计算所述绕日公转轨道的半长轴

：

式中，

为地球公转轨道的半长轴，

为火星公转轨道的半长轴，

为所 述绕日公转卫星3的环向布置数量。前述公式说明了在保证通信覆盖质量的前提下，所述绕 日公转轨道的半长轴与卫星数量的关系：随着卫星数量的增加，轨道半长轴与通信极限距 离也随之减小，但是减小的速度会随着卫星数量的增加而逐渐饱和。考虑到卫星和发射器 的成本远大于载荷的成本，所述绕日轨道星座优选包括有六颗所述绕日公转卫星3，如此所 述绕日公转轨道的半长轴

将为1.455AU，通信极限距离为0.774AU。此外，考虑实际上火星 公转轨道的离心率为0.0934，这意味着其远日点距离为1.666AU，近日点距离为1.381AU，如 果通信极限距离为0.774AU，那么当火星处于远日点时，火星将不在覆盖范围内，为此可使 用火星轨道的远日点距离来优化通信极限距离，在此情况下通信极限距离为0.833AU。为留 有余量，可选取0.85AU作为所述激光波通信模块的通信距离设计目标。

优化的，所述探测器1、所述火星极地卫星2、所述绕日公转卫星3和所述地球同步卫星4的公转轨道两侧分别设有太阳能电池板7。如图3和5所示，通过设置所述太阳能电池板7，可以采集光能，补充电能消耗，延长卫星或探测器的使用寿命。

综上，采用本实施例所提供的适用于火卫一探测任务的深空通信系统，具有如下技术效果：

（1）本实施例提供了一种可针对火卫一探测任务实现全周期持续通信目的的新型深空通信系统，即一方面通过在火星侧布置运行在特殊极地轨道上的火星极地卫星，可使得在探测器与火星极地卫星之间始终不会出现障碍物来阻挡分米波通信，实现火卫一至火星间分米波通信链路全周期不中断目的，另一方面通过将至少三颗绕日公转卫星作为行星间中继卫星，可实现行星间激光波通信链路全周期不中断目的，以及通过将至少三颗地球同步卫星作为星地间中继卫星，可实现星地间Ku波通信链路全周期不中断目的，进而最终实现火卫一至地面间全通信链路的全周期不中断目的，保障不会因通信中断而影响火卫一探测任务；

（2）通过在探测器上进行光帆调节结构的设计，可以根据需要以合适姿态捕获太阳光，从而产生需要方向和需要大小的光压推力，以无损方式改变探测器的运动轨道，实现长期在准同步轨道上进行探测的目的；

（3）所述深空通信系统还具有设备天线尺寸小、发射功率低、卫星体积重量小、卫星发射成本低、卫星使用寿命长、无需全球多点布站、可规避海外地缘政治影响和全链路通信速率高等特点，便于实际应用和推广。

以上所描述的实施例仅仅是示意性的，若涉及到作为分离部件说明的单元，其可以是或者也可以不是物理上分开的；若涉及到作为单元显示的部件，其可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性的劳动的情况下，即可以理解并实施。

以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案的精神和范围。

最后应说明的是，本发明不局限于上述可选的实施方式，任何人在本发明的启示下都可得出其他各种形式的产品。上述具体实施方式不应理解成对本发明的保护范围的限制，本发明的保护范围应当以权利要求书中界定的为准，并且说明书可以用于解释权利要求书。

Claims (10)

1.一种适用于火卫一探测任务的深空通信系统，其特征在于：包括探测器（1）、火星极地卫星（2）、绕日轨道星座、同步轨道星座和地球地面站（5）；

所述探测器（1）在火卫一（100）的准同步轨道上围绕所述火卫一（100）公转，所述火星极地卫星（2）在火星（200）的极地轨道上围绕所述火星（200）公转，所述绕日轨道星座包括有至少三颗在绕日公转轨道上围绕太阳（300）公转的且环向等间距布置的绕日公转卫星（3），所述同步轨道星座包括有至少三颗在地球同步轨道上围绕地球（400）公转的且环向等间距布置的地球同步卫星（4），其中，所述火星极地卫星（2）的公转周期为所述火卫一（100）的公转周期的两倍，所述绕日公转轨道位于地球公转轨道与火星公转轨道之间；

所述探测器（1）与所述火星极地卫星（2）的相对运动初始条件满足：所述火卫一（100）经过火卫一公转轨道与所述极地轨道的所在平面的第一交点，所述火星极地卫星（2）也经过所述极地轨道与所述火卫一公转轨道的所在平面的第二交点，所述第一交点和所述第二交点分别位于所述火星（200）的同一侧；

所述探测器（1）通过建立的分米波通信链路与所述火星极地卫星（2）交互上下行数据，所述火星极地卫星（2）通过建立的第一激光波通信链路与所述绕日公转卫星（3）交互所述上下行数据，所述绕日公转卫星（3）通过建立的第二激光波通信链路与所述地球同步卫星（4）交互所述上下行数据，所述地球同步卫星（4）通过建立的Ku波通信链路与所述地球地面站（5）交互所述上下行数据，其中，所述上下行数据包含有向所述探测器（1）发送的上行遥控数据和向所述地球地面站（5）发送的下行探测数据。

2.如权利要求1所述的深空通信系统，其特征在于：在所述火卫一（100）的本地旋转坐标系OXYZ中，O点表示所述火卫一（100）的质心，X轴正向在所述火卫一（100）处于近火星点和远火星点时分别指向所述火星（200）的质心，Z轴正向指向所述火卫一（100）的公转角动量方向，Y轴服从右手定则；

在所述本地旋转坐标系OXYZ下，所述探测器（1）在所述准同步轨道上的相对运动方程表示如下：

式中，

表示所述探测器（1）的相对加速度，

表示所述火星（200）对所述探测器（1） 的引力加速度，

表示所述火卫一（100）对所述探测器（1）的引力加速度，

表 示所述火星（200）对所述火卫一（100）的引力加速度，

表示所述火卫一（100）的自转 角速度，

表示从O点至所述探测器（1）的位置矢量，

表示时间，

表示所述火卫一（100）自转导致的牵连加速度，

表示科式加速度，

表示从O点 至所述探测器（1）的初始位置矢量，

表示所述探测器（1）在初始位置时的X轴正向取值且 介于30～33千米之间，

表示所述探测器（1）在初始位置时的初始相对速度，

表示所述 初始相对速度的Y轴正向取值且介于-16～-15米每秒之间，

表示所述初始相对速度的Z 轴正向取值且介于4～6米每秒之间。

3.如权利要求2所述的深空通信系统，其特征在于；所述探测器（1）包括有光帆（11）、伞架机构（12）、伞架姿态调节机构（13）和中央控制模块，其中，所述伞架机构（12）用于展开或收拢所述光帆（11），所述伞架姿态调节机构（13）用于调节所述伞架机构（12）在所述本地旋转坐标系OXYZ下的姿态参数；

所述中央控制模块通信连接所述伞架姿态调节机构（13）的受控端。

4.如权利要求3所述的深空通信系统，其特征在于：所述光帆（11）的光压材料采用石墨烯。

5.如权利要求1所述的深空通信系统，其特征在于：所述火星极地卫星（2）包括有一套布置在卫星本体顶部或底部的激光波通信模块，所述绕日公转卫星（3）包括有两套分别布置在卫星本体顶部和底部的激光波通信模块，所述地球同步卫星（4）包括有一套布置在卫星本体顶部或底部的激光波通信模块；

所述绕日公转卫星（3）通过其中一套所述激光波通信模块建立与所述火星极地卫星（2）通信的所述第一激光波通信链路，所述绕日公转卫星（3）通过另一套所述激光波通信模块建立与所述地球同步卫星（4）通信的所述第二激光波通信链路。

6.如权利要求5所述的深空通信系统，其特征在于：所述激光波通信模块包括有激光收发单元和捕获对准跟踪APT单元，其中，所述激光收发单元用于进行卫星通信的激光发射和接收，所述捕获对准跟踪APT单元用于对来自另一卫星的激光束完成捕获、对准和跟踪，以便建立起对应的激光波通信链路。

7.如权利要求6所述的深空通信系统，其特征在于：所述激光收发单元包括有两个激光通信望远镜（61），所述捕获对准跟踪APT单元包括有用于控制两个所述激光通信望远镜（61）分别绕卫星自转轴进行180度旋转的旋转平台（62），其中，两个所述激光通信望远镜（61）的镜头方向相背设置。

8.如权利要求1所述的深空通信系统，其特征在于：按照如下公式计算所述绕日公转轨 道的半长轴

：

式中，

为地球公转轨道的半长轴，

为火星公转轨道的半长轴，

为所述绕日 公转卫星（3）的环向布置数量。

9.如权利要求1所述的深空通信系统，其特征在于：所述绕日轨道星座包括有六颗所述绕日公转卫星（3）。

10.如权利要求1所述的深空通信系统，其特征在于：所述探测器（1）、所述火星极地卫星（2）、所述绕日公转卫星（3）和所述地球同步卫星（4）的公转轨道两侧分别设有太阳能电池板（7）。

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