宮長輝，張 穎，宋屹旻，任 寧，寧高利

（1. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076；2. 北京遙測技術(shù)研究所，北京，100076）

0 引 言

運載火箭測控是航天飛行器測控通信中的一個重要領(lǐng)域，火箭飛行過程中，需要獲取其遙測信息和外測信息，以供地面工作人員實時了解其飛行狀態(tài)；運載火箭出現(xiàn)飛行異常時，工作人員也能夠隨時發(fā)送安控指令?，F(xiàn)階段中國航天測控普遍采用地基測控，努力發(fā)展天基測控。制訂運載火箭測控方案的中心內(nèi)容是根據(jù)其飛行段的軌道和測量要求，確定地面站的布站、設(shè)備配置和信息交換、傳遞流程，而可見性分析是制訂運載火箭測控方案的前提。本文借助飛行彈道對地基和天基測控中可見性進行了分析。

1 地基測控布站要求

1.1 運載火箭的跟蹤

跟蹤是指地面站接收天線的波束不斷調(diào)整俯仰角和方位角，使其始終指向高速飛行中的運載火箭，以取得較好的接收效果。跟蹤分為手動跟蹤、程序跟蹤和自跟蹤3種方式。

手動跟蹤和程序跟蹤都是根據(jù)運載火箭的理論彈道和地面站的大地坐標(biāo)提前計算出運載火箭飛行的一些特定時刻，該地面站接收天線的波束欲指向運載火箭所應(yīng)處的仰角和方位角，并按照這些時刻使接收天線的仰角和方位角處于對應(yīng)的值上，以達(dá)到跟蹤的目的。但二者的實現(xiàn)方法不同，前者用人工操作機械裝置使天線改變角度，后者則將有關(guān)各組仰角和方位角數(shù)據(jù)輸入計算機，由計算機控制伺服機構(gòu)的天線座改變天線的角度。

自跟蹤則是實時測出地面站指向運載火箭的仰角、俯仰角，然后將實測值和接收天線當(dāng)時實際所處的仰角和方位角進行比較，求出誤差信號，用它來控制伺服隨動天線座來改變天線角度至誤差信號趨近于零，從而實現(xiàn)對運動目標(biāo)的跟蹤。為保證對運動目標(biāo)的可靠捕獲，通常用寬波束天線捕捉目標(biāo)并引導(dǎo)，用窄波束天線作精測。

1.2 運載火箭的航程

對于運載火箭，航程為數(shù)千公里，超過遙測系統(tǒng)的有效通信距離，加上地球曲率的影響，單站不可能完成全弧段測量任務(wù)。為確保獲取全測量弧段的遙測數(shù)據(jù)，必須沿航區(qū)設(shè)置多個地面站接力，各相鄰地面站負(fù)責(zé)確保的測量弧段必須有1 min以上的重疊。

1.3 過頂問題

航區(qū)各地面站，特別是采用自跟蹤的地面站，由于天線伺服機構(gòu)的限制，其站址不應(yīng)選在射面上或緊靠射面，以避免過頂而影響跟蹤。

1.4 微波傳播特點

鑒于微波在自由空間視距傳播的特點，布站時必須考慮地球表面曲率的影響。當(dāng)運載火箭飛行高度一定時，它所能看到的地球表面有一定的限度，如圖1所示。

圖1 微波視距示意Fig.1 Diagram of Microwave Visible

由圖1可得：

電磁場理論表明，大氣折射對超高頻電磁波傳播的影響可用修正后的等效曲率半徑Re代替實際的地球半徑R。當(dāng)處于溫度為15 ℃的海平面，大氣溫度隨高度的變化梯度為 0.0065 ℃/m，大氣折射梯度為 0.039×10-6/m時，Re=4R/3，若取R=6370 km，則最大視距為130LH≈。

遙測接收站的測量弧段除了受遙測系統(tǒng)的有效通信距離限制外，還受最大視線距離L、接收站的工作仰角和地形遮蔽角的限制。在實際應(yīng)用中，如系統(tǒng)有效通信距離足夠大時，尚不能按照最大視距 L來分配各接收站的測量弧段，因為在低仰角條件下工作，接收是不可靠的。為保證可靠接收，各地面站在各自負(fù)責(zé)的測量弧段內(nèi)的工作仰角應(yīng)至少大于5°（最大視線距離L對應(yīng)的仰角為0°）。

1.5 地基測控可見性分析

以飛行測控為例，仿真結(jié)果如圖 2所示。由圖 2可知，在滿足上述布站要求的基礎(chǔ)上，在地面站5°仰角以上，該運載火箭的地基跟蹤范圍為24～760 s。

圖2 地基測控中飛行時間與俯仰角變化關(guān)系Fig.2 Relationship Between Flight Time and Pitch Angle in the TT&C Based on Ground

2 天基測控

2.1 天基測控特點

地基測控方式具有以下不足：

a）維護費用高，補給時間長；

b）機動性差，航區(qū)改變困難，彈道機動難。

此外，某些運載火箭發(fā)射彈道存在技術(shù)上的測控空白段或者涉及領(lǐng)土問題無法布站或布船，而天基測控技術(shù)的應(yīng)用從很大程度上解決了上述問題。

天基測控網(wǎng)主要包括導(dǎo)航衛(wèi)星系統(tǒng)和跟蹤與數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星系統(tǒng)（Tracking and Data Relay Satellite System，TDRSS）。導(dǎo)航衛(wèi)星系統(tǒng)可以為中、低軌道航天器提供性能優(yōu)良而且簡單易行的自主導(dǎo)航、高精度相對導(dǎo)航和實時定位、姿態(tài)測定和高精度時間同步功能等。TDRSS是一種經(jīng)地球同步軌道的中繼衛(wèi)星轉(zhuǎn)發(fā)，與一個地面站相配合，可為中、低軌道航天器提供連續(xù)覆蓋，高數(shù)據(jù)傳輸能力，并能精確測軌的新型航天測控網(wǎng)。作為天基測控通信系統(tǒng)的TDRSS是下一代測控通信系統(tǒng)的發(fā)展方向，該系統(tǒng)具有跟蹤測軌和數(shù)據(jù)中繼兩方面的功能，而且具有覆蓋范圍大、保障費用低等特點。

2.2 天基測控可見性分析

中繼衛(wèi)星天線可以在圓錐范圍內(nèi)進行掃描，其覆蓋范圍如圖 3所示，可以對中、低軌道的航天器提供測控服務(wù)。對于軌道較低航天器由于地球自身遮擋，測控區(qū)域可能會受到限制。此時中繼衛(wèi)星天線掃描角度為±8.66°。

圖3 測控范圍示意Fig.3 Diagram of Measurement Range

仍以該型號飛行測控為例，仿真結(jié)果如圖4所示。可見，在滿足上述要求的基礎(chǔ)上，該運載火箭的天基跟蹤范圍為0～2200 s（01星）和0～2340 s（02星）。

圖4 天基測控中飛行時間與俯仰角變化關(guān)系Fig.4 The Relationship Between Flight Time and Pitch Angle in the TT&C Based on Space

與1.5節(jié)對比可見，在該型號飛行彈道下，4個地面站的聯(lián)合接力僅能覆蓋1000 s以內(nèi)，而每顆中繼衛(wèi)星的測控覆蓋范圍即可達(dá)到2000 s以上。天基測控維護費用低、測控靈活性高的特點，為航天測控實現(xiàn)降本增效的目標(biāo)提供了強有力的技術(shù)支撐。

3 其他影響因素

除上述可見性因素外，航天測控通信中，還應(yīng)考慮以下影響因素。

a）天線方向性圖影響。

當(dāng)天線在運載火箭的安裝方位角確定以后，它的方向性圖相對于箭體是固定的。但運載火箭飛行過程中，坐標(biāo)位置和姿態(tài)角不斷變化，故地面站相對于運載火箭的指向角也在不斷變化。因此，通常在制定測控方案時，先確定地面站的站址，通過仿真手段計算各站相對于運載火箭的指向角，以及實際的通信距離，從而確定天線在運載火箭上的安裝位置，提出天線方向性圖要求。

b）布站影響。

在特定情況下，運載火箭飛行軌跡的大部分會延伸至海上或國外，要完成運載火箭全飛行弧段的測量就必須在海上設(shè)地面站，根據(jù)海上的特殊情況，一般采用測量船方案。測量船是裝有測控設(shè)備、通信設(shè)備和數(shù)傳設(shè)備的活動地面站。它的布站站址原則上不受地理位置的限制，可按照實際需要確定。考慮到海上不同位置在不同季節(jié)的差異，以及海浪對測量的影響，一個測量船可選擇 2～3個站址，屆時可以根據(jù)海況選擇其中風(fēng)浪較小的海域使用。

c）火焰衰減影響。

發(fā)動機火焰是一種高溫等離子體，無線電穿過它時會引起很強的衰減和調(diào)制噪聲，造成遙測信號中斷和失鎖。據(jù)統(tǒng)計，發(fā)動機火焰對200 ～1000 MHz的電磁波的衰減可達(dá)30～40 dB。當(dāng)頻率升高時，衰減減弱，但不能消除。因此在選擇地面站站址時應(yīng)避免出現(xiàn)在接收方向上電磁波穿過發(fā)動機火焰的情況。根據(jù)經(jīng)驗，在運載火箭飛行的主動段，為保證可靠接收，地面站和運載火箭質(zhì)心的連線與運載火箭軸線指向尾部方向的夾角應(yīng)大于5°。

4 結(jié)束語

航天測控中的可見性是航天測控的前提，在此基礎(chǔ)上進行系統(tǒng)分析才能正確、合理布站，更好地完成型號測控任務(wù)。

雖然天基測控還處于起步階段，目前無法完全替代地基測控。但是，天基測控具有增大航天測控覆蓋范圍的優(yōu)勢，以及其它方面的諸多優(yōu)點，使得天基測控在不久的將來必然會得到深入廣泛的應(yīng)用。