航天测控系统（精选8篇）
航天测控系统 篇1
0 引言
目前,在航天测控系统中测距方式主要有侧音测距和伪码测距。侧音测距由于采用一系列不同频率的测距音来解决距离模糊和测距精度的矛盾,接收机中必须配备大量高精度、高稳定度的窄带滤波器,使接收系统复杂化、成本高。随着扩频技术的发展,伪码测距方式以其较长的无模糊距离和较高的测量精度的显著优势,已经在航天测控中得到广泛应用。
伪码测距的原理和实现与侧音测距不同,从而在测量误差分析上产生较大变化,值得重新探讨和分析。
1 伪码测距误差基本理论
无线电测距在飞行器测控中占有重要位置。测距系统的发射机发射测距信号,接收机接收并恢复受到噪声干扰、时间延迟的测距信号回波,从中提取收发信号时延τ,从而确定目标与地面站之间的距离R=cτ/2。伪码测距通过确定相关函数峰值位置来确定时延估值,具有测量精度高和无模糊测量距离大的优点,已经广泛应用于卫星测距和深空测距中。
无线电测量设备的噪声和各种不稳定因素使测量值和真值之间存在一定的偏差,这个偏差叫做测量误差。测量误差主要包括粗差、系统误差和随机误差。
系统误差是测量误差中的稳定分量,一般可用解析模型来描述,它反映了测量值的正确度。引起系统误差的因素主要有:测量设备的零值分离不准、测量站的地理位置测量不准、外界温度变化、电波传播的不同路径以及大气对电波折射等引起的测量误差。理论上可以通过一定的处理把系统误差扣除掉,但实际存在不能摸清变化规律的部分,因此不能完全扣除。
随机误差是测量中不可预测的偏差,随机误差通常相关性小,它不能用解析函数来描述,必须通过概率的方法来研究,代表测量值的离散程度。引起测距随机误差的主要因素有:接收机内部噪声电路参数变化、主振相位抖动、工业与天电干扰、量化误差、机械装置测不准及测量条件变化等引起的误差。
2 星地测距系统的误差分析
航天测控系统中的伪码测距原理如图1所示。地面测量设备发射的上行伪码测距信号被星载接收机同步并转发,地面接收、解调并解扩下行测距信号,提取测距信息进行星地距离解算。系统中测距误差来源主要为星地测量设备引入的误差、电波大气折射误差以及由测量原理引入的误差。其中,星地测量设备引入的误差占主要部分。误差来源主要为星地测量设备引入的误差、电波大气折射误差以及由测量原理引入的误差。其中,星地测量设备引入的误差占主要部分。
2.1 地面设备引入的误差
扩频测控系统中,信号相位测量误差是最主要的误差。测距设备中的放大器、滤波器、AGC 部分、伪码跟踪环、频率源以及调制器,都会引起信号相位的测量误差。在各误差源中,码环估值误差为主要因素。码环估值误差与由于热噪声影响而产生的跟踪抖动、时钟频率不稳定以及相位测量量化误差有关。实际情况中,卫星运动将产生动态误差。现有测控设备基本采用二阶环,不能忽略航天器多普勒变化率引入的相位抖动,故其动态误差需考虑[1]。下面对设备引入的测距误差进行分析。
2.1.1 发射信号的相位噪声
已调发射信号的相位噪声、杂散干扰及发射链路其他因素产生测距伪码相位抖动,从而产生了测距伪码频率抖动,引入测距随机误差为:σR=2RSR。式中,SR为测距伪码频率的瞬时稳定度,可以直接从发射信号的相位噪声包络计算获得。当SR=2.8×10-11,R=45 000 km时,σR=0.002 5 m。
2.1.2 接收信号的相位噪声
接收机本振频率抖动、杂散干扰和信道其他因素产生接收信号的附加相位噪声,从而产生了测距伪码频率抖动,引入测距随机误差与发射信号的分析方法相同,取σR=0.004 5 m。
2.1.3 上行链路信号的群时延误差
在相位调制测距系统中,调制波群信号通过上行链路,由于温度、时间、工作频率及电平等因素的影响,将产生调制测距伪码相位漂移误差。影响群时延特性的设备主要包括高功放、滤波器等。调相器引起的相位抖动和漂移将产生基带信号相位变化,调相器后的滤波器受温度影响引起相位漂移。对于宽带扩频测控系统,上行链路的群时延产生的测距漂移误差可以控制在0.15 m。
2.1.4 下行链路信号的群时延误差
在相位调制测距系统中,调制波群信号通过下行链路,由于温度、时间、工作频率及多普勒频移等因素的影响,将产生调制测距伪码相位漂移误差。影响群时延特性的设备主要包括低噪声放大器和滤波器等。对于宽带扩频测控系统,下行链路的群时延产生的测距漂移误差可以控制在0.3 m。
2.1.5 电平动态误差
接收电平变化时,AGC控制网络将引入伪码相位漂移。电平动态引起的零值误差小于0.8 m。
2.1.6 采样时钟抖动引入的测距误差
采样时钟抖动在伪码数据中表征为附加的噪声,而且码跟踪环带宽很窄,故采样时钟抖动噪声可近似为零均值高斯白噪声。设采样时钟抖动方差为σundefined,则采样噪声Ni的方差为[2]:
undefined。 (1)
式中,A为码片幅度;b为A/D采样位数;fi为中频。式中的第1项主要是量化台阶带来的噪声,第2项是纯粹采样时钟抖动带来的噪声。
采样时钟抖动伪码测距精度的影响体现为采样时钟抖动噪声对伪码跟踪环性能的影响。采样时钟抖动带来的环路定时抖动可表示为:
undefined。 (2)
对测距精度的影响为:
undefined。 (3)
式中,undefined,码片波形为方波时,P′0=2。
当伪码速率为1 Mcps、采样频率为10 MHz、采样位数为8位、码跟踪环带宽为20 Hz、中频为70 MHz、采样时钟抖动均方误差为10-11时,σR=0.000 67 m。
2.1.7 伪码跟踪环路引入的误差
伪码跟踪采用包络相关延迟锁定环路,如图2所示[3]。码环估值误差与由于热噪声影响而产生的跟踪抖动、时钟频率不稳定及相位测量量化误差有关。
(1) 系统钟频率不稳定引入的误差
任何一种频率信号源输出的频率都存在不稳定性。频率源的相位噪声是指各种随机噪声造成的瞬时频率或相位起伏。时域内的频率稳定度一般采用阿伦方差来定义。系统钟频率抖动使跟踪环中本地伪码码钟相位抖动。对于二阶环,码钟的相位抖动估算为[1]:
undefined。 (4)
式中,σγ(τ)为采样间隔为τ的阿伦方差;fc为载波频率。
对于码速率为Rc的扩频伪码,引入的时延抖动为undefined。对测距精度的影响为undefined。
当环路带宽为20 Hz、阿伦方差undefined、载波频率为2.3 GHz、伪码速率为1 Mcps时,σR=0.006 9 m。
(2) 相位测量量化误差
直接数字频率合成器可以认为是数控振荡器加上D/A变换和滤波器组合而成的,信号输出质量更高。直接数字频率合成器的最小频率分辨率为:
undefined。 (5)
式中,N为频率控制字的位数。当N=32时,相位测量量化误差为4×10-5 m。
(3) 热噪声引入的均方根跟踪抖动
在工程实际中,延迟锁定环不可避免地受到噪声的干扰。噪声的来源主要有2类:一类是随输入信号一同进入环路的输入噪声和谐波干扰;另一类为跟踪环内部器件产生的自噪声。噪声和干扰的作用势必会降低跟踪环路的性能,使环路的输出相位产生抖动。下面在忽略码环自噪声的情况下,仅考虑输入高斯白噪声的影响。噪声是环路在跟踪过程达到稳态后,本地伪码对接收伪码存在相位误差。
设输入噪声是带限零均值高斯白噪声,其双边功率谱密度是N0/2。当无数据调制时,噪声对回路的影响最严重。此时,噪声在环路中引入的均方根跟踪抖动为[3]:
undefined。 (6)
式中,ρL为回路带宽内的信噪比;ρIF为中频带宽内的信噪比。
undefined,undefined。
式中,BL为跟踪回路的单边等效噪声带宽;Bn为中频滤波器的单边等效噪声带宽,取值为2倍的信息速率。
当环路带宽为20 Hz、信息速率为1 kps、信号噪声功率普密度比S/N0=37 dBHz、载波频率为2.3 GHz、伪码速率为1 Mcps时,undefined。
(4) 码跟踪环的动态性能
伪码跟踪环能够跟踪由于星地相对运动而产生的伪码相位偏移。由于多普勒频移的影响,观测区间上的伪码相位在附近展开时可表示为[4]:
undefined。 (7)
式(7)表示多普勒分量对伪码相位不同的影响。采用理想一阶、二阶、三阶码跟踪环能以一定的稳态误差跟踪输入信号的速度、加速度、加速度变化率分量。当环路滤波器使整个二阶伪码跟踪环路的动态响应达到最佳时,
undefined。 (8)
式中,Rc为伪码速率;f为载波频率。
当环路带宽为20 Hz、载波频率为2.3 GHz、伪码速率为1 Mcps、undefined时,ΔR=6.1×10-7m,可忽略不计。
2.1.8 频率源稳定度引入的误差
测距系统通过测量收发伪码相位差实现距离测量。频率源的短期不稳定性带来伪码相位噪声,引入的测距误差为:
undefined。 (9)
式中,undefined为伪码频率短期均方根频率稳定度因子;R为距离。
测距中伪码频率的长期不稳定度造成的误差是偏置型误差:
undefined。 (10)
式中,undefined为伪码频率长期均方根频率稳定度因子;R为距离。 对于稳定度因子为10-11的伪码时钟,频率源稳定度引入的误差很小。
2.1.9 校零残差
由于校零过程不完善以及校零设备的漂移误差,将产生设备零值扣不准引起的测距误差。在扩频体制下,校零残差可控制在1 m内。
2.2 电波大气折射误差
大气层中的对流层和电离层电波传播有显著的影响。电波在对流层中传播时,传播路径会发生弯曲,传播速度异于真空光速,从而产生电波的大气折射效应。电离层中含有大量的电子和离子,对电波传播也有影响,会引起测距群时延误差。对于电波大气折射误差需要通过采用模型法修正来降低它对无线电测距精度的影响。
2.3 星上设备引入的误差
星上设备与地面设备引入的测距误差基本相同。对于相干测距方式,星上应答机只是对测距伪码进行跟踪和转发,不用进行相位测量,所以没有跟踪环相位测量量化误差这一误差项;但对于非相干测距方式,星上存在相位测量量化误差。
3 结束语
综上可知,星地扩频伪码测距系统正常工作条件下,随机误差可控制在1 m、系统误差可控制在2 m。对于更高精度要求的轨道确定,还需深入分析伪码跟踪环路和AGC控制网络引入的测距误差以及设备校零残差,寻求更高测距精度的设备实现,并对大气折射误差建立更合适的修正模型。
参考文献
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[4]石吉利,张宣,赵琳.动态环境下伪码跟踪环性能研究[J].弹箭与制导学报,2003,23(4):118-122.
航天测控系统 篇2
随着我国航天技术的快速发展，在系统内已经形成了多种业务种类、多种网络拓扑结构的航天网络设备体系。例如卫星发射和测控系统需要依靠高可靠性和高精确度的计算机来控制关键节点工作。这类应用对系统内部各设备的时钟统一性和精确度要求很高，必须对用户设备进行时间同步，以保持航天器与测控系统各用户设备时间和频率的高度一致。网络时间协议(network time protocol，NTP)采用主动对时方法，克服了网络竞争机制对系统校时精度的影响，能实现系统时钟的一致和精确;因此，采用 NTP 协议实现网络对时系统，可以有效解决这一问题。笔者对 NTP 基本原理、工作模式等进行研究，建立了在航天测控网络上的 NTP 对时系统构架，设计并编程实现了 NTP 网络对时系统。NTP 的基本概念
1.1 NTP 协议
NTP 协议是美国 Delaware 大学的 Mills 教授在1985 年提出的，可以实现时间服务器或精确的时钟源(如石英钟、GPS 等)同计算机的时钟同步。NTP协议适用于在拥塞的网络环境下提供精确和健壮的对时服务，把计算机的时间同步到标准时钟源上，可实现在局域网上误差小于 1 ms，广域网上几十毫秒的高精度时间校准，同时其加密认证的模式可防止恶意的协议攻击，具有广泛的应用前景。
1.2 NTP 基本原理
NTP协议主要以客户端/服务器方式进行对时，而且适用于性能差异大的客户端及服务器，每次对时共需2个数据包。假设客户端发送对时请求的本地时间为T1，服务器端接收对时请求的服务器时间为T2，服务器端返回对时请求的服务器时间为T3，客户端收到返回请求的本地时间为T4为客户端和服务器端的时间偏差，T1到T2的路径延迟为1，T3到T4的路径延迟为2总路径延迟。NTP 在航天测控网络中的系统架构
目前，航天测控网络的主要设备使用直接连接时钟源的方式来实现时间同步，如以铷原子钟为高精度时钟源，IRIG-B 为串行时间同步码(该码可以实现高精度对时，具有标准化接口等特点)。这样每台设备都需配置 PCI 时统卡来解 B(DC)码，造成系统成本高且增加了系统的复杂性。而未配置 PCI 时统卡的设备时钟大多靠人工手动来调整，鉴于人工手动调整引起的误差以及各个设备内部时钟的性能差异等因素，会造成整个网络中设备时间的不统一。网络对时系统的设计实现
笔者以 Visual C++6.0 为开发平台，运用 Winsock网络编程技术，实现了 NTP 报文的收发功能。
3.1 服务器软件设计
服务器软件设计流程如图 3 所示。服务器运行后，通过对串口接收数据，自动判断上级时钟源的类型，计算出 UTC 时间;根据工作模式的设置可以定时向客户端广播时间报文，或接收客户端的时间同步请求，调用本地时钟查询函数来添加请求报文的到达时间戳 T2，将上述报文保存在表中，接收下一个时间同步请求;如果此时没有新的请求，则再次调用系统时间并添加返回给客户端的时间戳 T3，并同时将时间报文送回客户端。
3.2 客户端软件实现
客户端软件主要功能有：定时向 NTP 时间服务器发送时间同步请求并接收时间服务器返回的带有时间戳的 NTP 报文，计算时间偏差、网络延迟和调整本地系统时间;能够通过广播方式接收报文并直接调整本地系统时间;提供对时请求函数接口为其他应用程序调用。结束语
航天测控站无人值守技术分析 篇3
随着测控事业的发展,在轨航天飞行器数量的不断增加,航天测控站呈现了设备检测维护时间缩短、任务密度加大、工作人员劳动强度增加的特点,这对测控设备运行管理的要求也越来越高,采用传统的人工操作方式完成设备的维护、保养、标校和运行,不仅占用大量的人力、物力和测控资源,而且已经不能满足大任务量的需要。航天测控设备的运行模式逐渐发生了变化,从原来的人工操作为主的模式逐渐过渡到自动化运行的无人操作模式,航天测控站自动化运行管理成为一项具有现实意义的选择。
1 测控站运行技术要求
随着计算机技术、通信技术的不断发展和软件功能的日益完善,设备的自动维护技术、自动诊断技术、自动运行技术和远程控制技术等逐步成熟,为实现测控站的无人值守操控模式提供了完善的技术支持。
航天测控站的核心业务是在任务中心的控制下,完成航天飞行器的下行信号捕获、跟踪、测距、测速、测角、遥控、遥测以及数传接收等任务。通常情况下,航天测控站的典型工作要求为完成设备的加电自检、功能性能测试、选择合适的参数及设备组合、完成系统标校、下行信号捕获、双向频率捕获、距离捕获、实施测控任务以及事后处理等过程。测控站无人值守要求的实现在于将提高系统的自动化运行水平和远程操控能力,因此实现测控站的无人值守需要在原以人工操控为主的基础上加强以下几点技术要求:
① 提高测控站设备的可靠性,强化单节点设备的控制手段和备份手段;
② 增加远程监视(包括图像监视),远程监视与控制应全面、实时性要好,不仅可以远程监视设备的运行状态,而且应该对设备进行工作参数设置、设备主备切换和运行过程的硬件控制等;
③ 设备的工作状态、性能指标应能自动测试、自动诊断或者进行远程辅助诊断;
④ 在任务中心的运行管理中心的设备工作计划的驱动下,测控站自动自动完成测控任务,即自动完成工作参数的设置、设备的角度和距离标校、天线的引导、航天器的自动捕获和跟踪、测量与控制;
⑤ 任务后应能自动完成工作日志和战斗报表的生成。
2 无人值守技术分析
根据无人值守操控模式的要求可以看出,测控站的远程操控能力和自动运行管理水平是主要的2个方面,其中测控站的远程控制技术和自动运行管理技术是实现无人值守操控模式的关键所在,具体包括远程控制技术、设备应急控制技术、自动测试技术、自动诊断技术和自动运行技术等。
2.1 远程控制技术
测控站的远程控制技术依赖于系统监控体系的设计,通过系统监控网络,实时监视设备的状态,对设备进行控制和管理。系统监控可采取服务器/客户机体系,通过监控软件实现系统设备的远程控制,如图1所示。
系统监控采用测站服务器、本地客户机和远程客户机体制,服务器与客户机间采用远程网络相连,建立测控站设备的远程控制与操控的物理平台,为实现测控站的无人值守打下基础。系统监控服务为自动诊断、自动测试和自动运行等服务提供数据、状态和命令等支持。
远程图像监视和本地图像监视实现测控设备的视频监视功能,为设备远程操作人员提供实时、直观的视频监视,可以通过图像压缩(H.264标准、MPEG4标准)和网络传输实现。
2.2 应急控制技术
应急控制技术是指系统监控通过应急控制设备为主备切换设备提供应急切换控制,将系统监控的3级控制扩展为远控、本控、分控和应急控制4级监控体制,进一步提高系统的可用度。从开关控制的角度看,应急控制是本控的备份手段,如图2所示。
在无人值守工作方式时,由于分机监控单元控制器故障和链路故障等原因,系统不能对开关单元的开关进行控制时,系统监控启用应急控制,实现设备的主备切花,确保“无人值守、远程监控”方式下的任务执行。
2.3 自动测试技术
自动化测试技术采用计算机应用技术、虚拟仪器技术、动态链接库技术和测试系统误差修正技术,构建指标测试系统,实现测试仪器、测试流程、测试过程的自动控制和测试数据采集。对于测控站的自动测试,可以完成系统系统品质因数(G/T)、等效全向辐射功率(EIRP)、测距系统误差和输出功率等指标的测试,即在计算机的控制下,通过通用接口总线(GPIB总线)或者网络,直接控制测试仪器、测试网络实现系统指标、分系统指标的自动测试,并生成测试列表,其工作原理如图3所示。
测试网络会引进测试误差,通过误差进行修正可以提高指标测试的精度及测试结果稳定性。系统自动测试由系统监控统一调度,测控站设备与自动测试系统配合,建立测控系统的测试网络,将系统设备主要节点的特征信号引入测试仪器,在计算机控制下完成测试数据的采集和数据处理,从而实现了测控系统指标的自动测试。
以测控系统的G/T值指标测试为了说明自动测试的原理,系统G/T值采用无塔偏馈比较法进行测试。系统G/T值的标准测试过程为在测控站对标校塔,采用测量接收系统的信号噪声谱密度比S/Φ的方法,根据以下公式通过计算获得,记录系统的G/T值。
G/T=S/Φ-EIRPS+Lsp+k。 (1)
式中,EIRPS=St-Lt+Gt (dBW)为塔上测试天线输出的等效全向辐射功率;Lsp=20lgF(MHz)+20lgR(km)+32.44(dB)为空间链路损耗。
在标准测试的基础上完成偏馈环路下的G/T值作为标称值(记为G/T0)。自动测试过程时,Lsp+k保持不变,通过控制偏馈天线输出EIRP一定的情况下,G/T值的变化为:
ΔG/T偏馈=ΔS/Φ=S/Φ1-S/Φ0。 (2)
则自动测试G/T为:
G/T自动测试=G/T0+ΔG/T偏馈=
G/T0+ (S/Φ)1-(S/Φ)0。 (3)
考虑到测试系统自身带来的误差ΔS/Φ测试系统(该误差项可以事先标定),则
G/T自动测试=G/T0+ (S/Φ)1-(S/Φ)0-
ΔS/Φ测试系统。 (4)
可见,指标的自动测试是一种相对的定性测试,指标的标称值和测试系统误差需要在经过一定时间进行重新标定,但通过自动测试技术可以反映系统指标的变化。
2.4 自动化运行技术
自动运行技术根据控制对象的工作流程建立自动运行模型和反馈机制,利用计算机控制技术实现过程的自动控制河相应的设备管理,完成需要的任务,如图4所示。其中的控制过程应做到独立、通用和设备无关,使人工操作与自动运行的过程控制一致,达到人工与自动的统一。
航天测控站的自动化运行是指系统接收测控中心的测控计划和轨道根数信息,根据测控计划的要求时间(包括任务开始时间、开上行时间、关上行时间和任务结束时间)自动生成系统工作流程。系统工作流程由一系列的设备控制命令、命令执行时间和命令执行参数等组成,系统监控根据生成的工作流程,以时间符合或者时间驱动方式完成设备工作参数设置、设备配置组合设置、自动化标校和自动化捕获跟踪等控制。
自动标校主要完成系统设备的距离零值标校和接收和差通道的相位一致性标校。距离标校可以采用有塔或者无塔标校,系统监控控制完成距离测量即可以计算出设备的距离零值。角度标校在有标校塔的情况下可以对塔进行标校,在无标校塔时可以采用天线顶偏法直接对卫星进行标校,该方法标校速度快,可以满足天线跟踪的交叉耦合要求,是一种比较理想的自动标校方法。
系统的自动运行由系统监控服务器的自动运行服务实现,在系统自动运行时,以任务开始时间为基本点,合理安排系统自动运行流程,如表1所示。
自动化运行的实现总体上可分为4个部分:流程生成器、流程编辑器、流程执行器和存储流程文件的流程库。
流程生成器主要用来接收网管中心的测控工作计划,自动生成系统工作流程。
流程编辑器主要用来为用户提供一个编辑流程文件的工具。流程执行器从流程库中提取流程文件,解释并执行其中存储的具体流程指令,同时将流程执行的具体逻辑通过屏幕报表显示给用户。
2.5 自动诊断技术
故障诊断技术建立基于知识表示的系统故障模型,依据系统运行的各种状态和参数,按照一定逻辑自动诊断出设备故障发生的部位和模块,为设备诊断提供直接的证据。其中故障树分析法(Fault Tree Analysis,FTA)是一种较好的故障分析方法,对可能造成产品故障的硬件、软件、环境和人为因素进行分析,并将系统故障形成的原因由总体至部分按树枝状逐级细化,以图形演绎的方法画出故障树,从而确定故障原因的各种可能组合方式和(或)其发生概率、评价引发故障的各种因素的相关重要度(传播途径)的一种分析方式。航天测测控站的自动诊断技术采用基于故障树的故障诊断方法,建立以故障树来获取和分析知识,根据输入的故障征兆,以规则匹配来进行正向、方向或正反向混合推理的系统结构方法进行故障诊断定位。
测控站的远程故障诊断的实现立足于监控服务器提供的故障诊断服务,在系统监控服务提供的数据支持下,实现设备的远程故障诊断。
3 结束语
根据航天测控站的工作流程,采用无人值守技术,实现测控站的自动测试和自动运行,不仅可以减少测控站的人力、物力,而且可以大大提高系统的工作效率。在某国外测控站采用以上技术,对系统监控体系、监控服务进行认真设计和调试,采用自动化运行模式运行成功率可达98%以上,证明了无人值守技术实现的正确性。
参考文献
[1]张毅刚,彭喜元,姜守达.自动测试系统[M].黑龙江:哈尔滨工业大学出版社,2001.
[2]赵业福,李进华.无线电跟踪测量系统[M].北京:国防工业出版社,2001.
低轨航天器天基测控方法研究 篇4
我国的航天器测控主要依赖地基测控系统实施,随着民用和军用需求的不断增加,太空运行的低轨航天器数量越来越多.仅依赖地基测控系统满足这些航天器的.测控需求越来越困难,费用也越来越高.探索新的、有效且经济的测控模式势在必行.天基测控技术是航天器测控发展的方向,研究和应用天基测控技术具有重要的实用价值,可以解决困扰我国航天领域多年的测控资源紧张问题.在分析美国NASA数据与中继卫星系统相关技术的基础上,提出了我国低轨航天器天地基测控模式,讨论了该模式的运行原理,设计了该模式的仿真系统,分析了应用该模式需解决的关键技术问题,通过基于设计的仿真系统对提出的测控模式进行了验证.验证结果表明了提出的天地基测控模式可行,可以满足低轨航天器的测控需求.
作 者：杨天社 董小社 席政 李济生 黄永宣 YANG Tianshe Dong Xiaoshe XI Zheng LI Jisheng HUANG Yongxuan 作者单位：杨天社,YANG Tianshe(西安交通大学系统工程研究所,西安,710049;西安卫星测控中心)
董小社,李济生,黄永宣,Dong Xiaoshe,LI Jisheng,HUANG Yongxuan(西安交通大学系统工程研究所,西安,710049)
席政,XI Zheng(北京航空航天大学宇航学院)
航天用中继测控射频模块的热设计 篇5
1设备概况
本设备完成测控通信信号中继传输功能,按照功能需要,直接安装在外部环境。射频模块内部结构由3层结构单元组成,上层为接 收机,下面两层为发射 机,以设备底面为安装面。整个设备通过底层盒体的4个安装脚与飞行器外部安装面装配固定。结构形式如图1所示。
由于设备安装在高空外部环境,直接接收阳光辐照。太阳直射下,设备吸热,温度迅速升高。光学太阳反射镜( Optical Solar Refector,OSR) 是一种组合结构体,其是由性能相反的两种材料组合而成[3]。一种材料具有良好的光反射能力( 即发射率 εH) 且有较的导电率,另一种材料则有良好的透过率 αs,且是绝缘体, 其主要特点是: αs/ εH比值较低,可有效降低设备曝露在高空环境中的温度。透光材料选用铈玻璃片,发射材料由铝铬等金属蒸附而成,该材料具有宇宙空间稳定性,经过长期紫外辐照后透过率 αs数值基本不变[4],涂层性能稳定,宜作飞行器设备的外表温控涂层。本设备外表面使用铈玻璃OSR片进行贴附。
2设备热设计方法
2.1设备导热方式
电子设备在实际工作中传热基本分为热传导,对流和热辐射3种方式[5]。由于产品在真空条件下工作,没有空气对流的存在,因此不存在对流传热存在; 功率器件虽然功耗较大,但因发射面积相对周围环境来说很小,通过辐射与系统其他物体交换热量较小; 本产品安装在飞行器外表面上,通过热接触传导方法传热是设备的主要传热方式。
2.2表面热控外层处理和边界条件确定
按照标准拼贴方法应由小片OSR片拼贴而成,本设备上表面相对比较连续采用硬质OSR片拼贴,四周侧面由于接头较多和盒体分层较多采用柔性OSR片贴附,贴附后外观如图2所示。经热控分系统进行热平衡预计,设备本体经过表面贴附处理后,当底面安装面工作温度为55 ℃时,其余贴附OSR片各面温度可控制在约55 ℃,以此温度作为热仿真优化的边界条件。
2.3元器件布局
设备中主要热源是影响包括发射机中的20 W固态功率放大器、DC - DC单元等。模块中的主要发热器件有: 射频电路中的功率管,电源电路中的自制电感、自制变压器、整流二极管等。发热元器件均与壳体紧密相连,且功率管等大功耗器件均安装在底层贴近散热面, 形成良好的导热路径。发热器件分布如图3所示。
2.4盒体材料选择和工艺方案
盒体结构材料选取时应综合考虑重量和散热性能,几种材料参数如表1所示。
由表中可见,无氧铜具有较高导热率,但密度较高牺牲了设备重量,而铝2Al2 - H112材料具有较低密度且导热 率较高,设备的盒 体加工材 料选取铝2Al2 - H112。
航天产品热设计时对于大功率半导体器件的工艺方法是直接安装在底板和机箱之间,本产品在机加工上保证表面光洁度 < 1. 6,器件和器件安装面之间有良好接触。同时,为减小接触面间的微孔和微间隙的影响,选用了金属焊料进行填充的工艺方法。大功率功率管分别选取DAD - 40导电胶粘合( 方案一) 和铟锡焊料In52Sn48烧焊( 方案二) 进行安装,基于两种材料作为接触面间粘合剂进行设备的有限元法热仿真。
3结构有限元仿真验证
3.1设备有限元建模
整个分析过程使用Ansys 12. 0进行建模、分析。 由于真空条件下,彼此通过接触固定而实现装配的各层盒体及其自身结构中的接触状态。若模型中简化和假设较多,实际结果与仿真结果常出现较大偏差,因此对电路单元中的元器件、电路板、接插件等进行分级建模,并对发热量较大的器件位置的模型单元进行网格精细化。根据文献[6]给出的接触热阻实例,设定结构件之间的接触传热系数为1 500 W/( m2· ℃) 。产品工作环境的最高温度为55 ℃,设置环境温度和整星安装接触面温度为恒温55 ℃,模块底板与55 ℃ 安装板装配固定,接触导热系数500 W/( m2· ℃) 。设置整体结构除安装面以外的外表面发射率为0. 87,本次仿真设定收敛误差限为0. 5% ,有限元结构图,如图4所示。
3.2稳态仿真结果及对比
通过仿真,得出两种工艺方案在射频模块动态工作状态下主要的热分布和热流密度图如图5和图6所示,其中大功率器件的管壳温度数值如表2所示。可参照国军标元器件降额准则功率器件按照下式进行结温的计算[7]
式中,Tj为结温; Tc为管壳温度,单位均为℃; Qjc为结与管壳间的热阻,单位℃ /W。
由仿真结果可知,方案二的发热器件结温普遍低于方案一的结温,尤其是关乎设备主要性能的放大器1和放大器2的温度要低很多,整体结构的温差更小,结构的散热状况更好,底面的热流密度变化梯度更小。 故选取方案二作为优选方案。
4验证试验
设备在大型真空管内模拟在轨运行环境进行热平衡试验,四周环绕型热沉结构可模拟高空太阳辐照能量。 在固态功率放大器和DC - DC单元发热器件上贴附热偶传感器,并以设备非热源处选取一个控温点。贴附后将设备置于真空罐中,如图7所示,抽取真空达到1 × 10- 3Pa以下,通过加热热沉为设备进行热辐射传热。
按照热平衡实验一般操作,设定热平衡条件[8,9],当温度升至55 ℃时,保持控温点温度变化率在0. 3 ℃ /h,记录检测的各个发热器件管壳温度[10,11],得出数据如表3所示。
通过表3可以看出,实际试验数据与仿真数据接近,最大偏差约为2 ℃,且满足I级降额。
5结束语
本文给出了航天用中继测控终端射频模块的热设计方法和工艺实现,通过热平衡试验验证在底面安装面温度55 ℃,达到热平衡时,通过管壳温度实际监测值计算得出的结温满足I级降额,并接近仿真优化数值,工艺方案满足实际环境工作需求。
摘要：介绍了航天用中继测控射频模块的热设计方法,针对设备实际应用环境提出了热设计方案以及工艺实现方法,同时采用有限元法对设备进行了热仿真优化。对样机进行了试验测试,几款功率器件结温均满足航天降额要求,保证了产品在其工作环境的长期可靠性,并通过热平衡试验验证了工艺措施和热仿真的合理性与可行性。
航天测控系统 篇6
随着航天事业的发展,各种科学研究、实用卫星、载人航天器和深空探测器纷纷入轨,对航天测控网提出了多种极富挑战性的测控要求,航天测控任务正呈现多域、多任务和多目标的特点。提高实时测控软件的实时性、可靠性、可重用性和安全性,已成为航天测控通信系统研究与发展中的重要研究课题。美国和欧空局很早就开展所谓一体化的任务操作系统研究,并建设了共用的软件集成框架,指导测控软件的研制和集成。测控通信系统按照软件工程化的要求进行软件系统的建设,取得过许多创新性的成果。但由于种种原因,航天测控领域的软件设计和开发仍存在执行任务单一、条块分割、重复开发和共用程度低的问题。加强软件总体技术研究,建立拥有自主知识产权和技术的“即插即用”的一体化测控软件系统,应引起我们的高度关注。
1 研究的重要意义
1.1 促进软件集成
航天测控网建设是随着航天事业的发展逐步建设、改进和完善起来的,根据试验任务需求的变化、测控技术的更新和新业务的不断加入,测控网也需要不断增加新的功能和进行完善。但是,由于各个基地、团站、应用中心乃至各个设备的软件研制和开发都是针对特定的具体目标而进行的,不仅开发过程中采用的方法千差万别,而且由于系统建设目标范围有限,客观上就造成了软件系统架构的通用性差和互操作性不强等缺点,其直接后果表现在以下几个方面:① 软件研发容易出现重复投入的现象,造成人力、物力和财力的浪费;② 系统维护困难大、成本高;③ 系统间的互操作性较差;④ 每次试验任务执行的周期较长;⑤ 软件的成熟度难以提高,给试验任务带来了潜在的风险。
1.2 提高可靠性、可重用性和安全性
一体化航天测控软件框架是指:为航天测控任务中地面段应用软件系统的研发提供一个统一的“操作级”软件平台。主要思想是:保持地面段所有系统的一致性,定义工具、协议和中间件使公共构件可重用,包括在地面系统中构建一种共用的系统方式(结构、接口和运行方式)和一套共用的服务,不断使软件系统本身能在可重复可定义可评估的基础上进化完善。一体化的测控软件框架的研究是提高航天软件生产力的必然选择,对提高测控软件系统的可靠性、可重用性和安全性具有重要意义。
1.3 缩减航天任务的维护成本
目前,大力降低航天任务测控系统建设管理费用已成为航天界的重要研究课题。改变一味追求社会效益而不计成本的做法,把重点转移到实用航天和实用技术研究开发是必由之路。一体化航天测控软件框架的研究与实现,最直接的效益是大大降低软件设计和维护的成本,提高软件系统开发的效率,保证任务按照预期的进度和要求实施。可重用软件在跨场区多任务中的应用更能充分提高效率,避免类似的故障和软件错误在不同单位的软件中频繁出现,从而使整个软件系统更可靠、更可信、互联更方便。
1.4 标准化
一体化可重用航天测控软件的一个关键因素是标准化。作为一种降低工程风险和减少开发、操作成本的手段,各航天大国都已经在工程标准化上进行投资。空间数据系统咨询委员会(CCSDS)和欧洲空间标准化组织(ECSS)之间已形成很多工程标准。许多标准允许为地面系统软件开发标准构件(或基础设施)。
2 欧空局任务控制软件框架
2.1 SCOS-2000概述
SCOS-2000(Spacecraft Control & Operation System)是欧空局(ESA)开发的支持卫星控制中心内核功能的通用任务控制系统软件,起初是为支持ESA任务而开发的,现在已作为一套软件产品和认证被空间研究和技术领域认可。
作为一个开放的系统,SCOS-2000可以提供远程访问。在卫星测试阶段和卫星操作阶段,该系统都可用于卫星任务控制系统和核心电子地面支持设备,也可用于监视和控制其它远程过程。SCOS-2000支持CCSDS遥测遥控信息包标准,也支持ESA信息包利用标准(PUS)。特别地,可在地面控制应用和星上应用之间提供高级交互使用。ESOC有完善的质量管理体系,有专职的质量管理部门,执行ISO2000标准。
目前,SCOS-2000已经开发出R5产品,其版本的演化策略是:①框架的稳定性:缩减全球的任务控制系统的研发和维护成本;②供货商的独立性:具有开源技术的COTS产品,扩大了中间件技术、MMI技术和平台的选择;③S/W技术一致性:保持所有地面数据系统中间件技术和MMI技术的一致性;④平台的一致性:支持所有的地面数据系统;⑤构件重用:促进所有地面数据系统的软件构件的重用。
SCOS-2000的主要功能有:系统过程监视和控制;系统动态/静态管理;用户管理;事件/动作管理;冗余管理;运行期数据管理;包过滤、分发和修复;文件存档管理;遥测接收,质量/完整性检查和包抽样;遥测建模、处理、监视和可视化;指令建模、编辑、验证和编码;指令发布和校正;星上S/W影像管理。
2.2 SCOS-2000软件设计策略
SCOS-2000软件设计遵循以下原则:①欧空局通用任务控制系统(MCS)的内核;②一套面向对象的构件,允许系统开发者重用;③一套总体的可执行构件。如果功能符合用户需要,可原样重用;为客户任务研发者提供了基础和例子;通用功能可以被确认;④为处理航天器控制和校验控制系统提供了一种机制;⑤一个分布式可升级系统;⑥一个高度可配置的开放系统;⑦用户友好的人机接口(CORBA);⑧多处理器环境。
2.3 SCOS-2000软件体系框架
SCOS-2000软件体系框架基于一个分层管理,包括构件组、构件、子系统和类4个层[1]。
构件组是构件的高级逻辑组。可能的组有核、模型、API、服务器、图形用户接口实例、客户端和插件。每个构件组由1个或多个构件组成。
构件是功能的逻辑组,每个构件由1个或多个子系统组成。
子系统:子系统源码定义1个或多个库及应用。
类:SCOS-2000基于面向对象的方式开发,由类的最低层组成。相关功能的类组到一起形成子系统。子系统能够应用别的子系统的类。
SCOS-2000的整体架构基于一个分级的层次模型。最底层包括基本的功能和通用的机制,最高层包含应用具体代码,中间的层定义监视和控制模型。如图1所示。
2.4 欧空局典型航天任务软件
ESA的核心任务就是开展航天活动,主要分为2个部分:空间部分包括航天器的组成、有效载荷和发射;地面部分包括每次任务所需的全部地面设施。在任何一项航天计划中,软件普遍深入地贯穿到“产品树”中,如图2所示。
3 一体化航天测控软件框架设计
3.1 总体目标
一体化航天测控软件框架设计的总体目标是:依托航天测控中心的系统平台,制定一整套合理规范的设计开发方法、管理模式和使用技术;设计生成测控软件系统标准化、可配置和可伸缩的体系框架;通过技术攻关和实验验证,实现各航天测控中心软件一体化的体系结构和公用算法库(组件/对象),全面提高航天测控软件的可重用性和可靠性。
3.2 测控软件的作用与要求[2]
测控系统利用各种高精度的遥、外测设备采集大量的遥测信息和外测信息,测控软件则对这些信息进行汇集、分析和处理,用以监控航天器的飞行情况和空、地设备的工作状态,以自动或人-机结合的方式完成对航天器飞行轨迹、搭载设备和地面测控设备的控制;对汇集记录的数据进行事后精确处理,作为分析航天任务完成情况和鉴定航天器性能的主要依据。
测控软件在功能上要求完成遥、外测信息的接收、记录、处理,监视显示航天目标飞行状态与搭载设备工作状态,计算目标飞行轨迹,预报目标落点,定轨、定姿,产生轨控、安控和逃逸指令,为指挥控制人员提供辅助决策信息,为测控设备提供数字引导,对天、地设备实施监控;在性能上要求高实时性、一定精度和结构灵活;在质量上要求实现可靠性、可用性、可维护性、可移植性和高效率。
3.3 航天测控软件的基本组成
航天测控软件按性质分为实时测控软件和事后测控软件两大类[3]。实时测控软件又可分为强实时测控软件(如主动段和再入返回段测控软件)和弱实时测控软件(如卫星控制中心测控软件)。
按功能可分为系统软件和应用软件。系统软件是应用软件的运行平台,分为通用系统软件和实时系统软件。其中实时系统软件包括时统中断管理软件、双工管理软件、多机管理软件、测控设备状态网管软件和其他系统软件;应用软件主要由航天器测控软件(包括航天器主动段实时测控软件、航天器运行段测控管理软件)、航天器轨道计算软件、数据存储软件、测控网网管软件、系统仿真软件和事后数据处理软件组成。
3.4 一体化航天测控软件框架参考模型
一体化航天测控软件框架应设计为一个分布式系统,由冗余的任务服务器和客户端工作站组成,客户端工作站执行数据分发和用户接口任务,服务器与客户端之间通过TCP/IP协议和CORBA接口连接。设计的内容包括一套独立的模块和子系统(应用基本的机制和定义的接口进行交互)。其内核包含的主要的子系统有遥测、遥控、在线数据库、数据存档和分发、用户管理、事件和动作、软件维护和外部接口等。如图3所示。
4 关键技术[4]
4.1 平台无关性的设计
随着航天测控业务的扩展和对系统实时要求的提高,要求对某一地区或某一领域原有系统进行统一和集成,必须解决系统的异构问题,做到应用系统与平台的无关性。平台无关性的设计主要研究的内容有:异构计算机硬件环境构建方式的研究;异构计算机网络通信的研究;建立异构系统间操作协议、数据结构、操作模式和操作方法的研究。
4.2 组件/构件集成技术
定义什么样的组件/构件模型是实现一体化测控软件“即插即用”功能的关键所在。基于组件/构件集成技术的研究主要包括2个方面:组件/构件模型的标准化研究,主要体现为CORBA、COM/DCOM,JavaBeans;基于组件/构件的软件开发方法的研究。
4.3 异构系统间互操作技术
互操作性是指异构环境下2个或2个以上的实体,尽管它们实现的语言、执行的环境和基于的模型不同,但它们可以相互通信和协作,以完成某一特定任务。为满足测控系统实时性要求,异构系统间互操作技术研究主要包括:分布式系统结构的互操作性和透明性研究;ORB技术研究;复杂连接件的实现与总线的研究;基于软件体系结构的可重用组件制作和组装的软件过程研究;相关辅助设计工具的开发。
4.4 安全技术
安全技术研究主要内容是:对网络结构和系统设计采用均衡负载和冗余技术,增加系统的可靠性,降低系统风险,提高系统安全性;在建立系统远程信息传输路径时,采用硬件加解密技术、防火墙技术、身份认证技术,保障系统的信息安全;对传输的远程信息进行加解密技术研究,保障信息源的安全。
4.5 可靠性技术
可靠性技术研究主要表现为对系统/构件/组件的冗余技术研究。要对关键性软件进行容错性设计,从输入信息、处理方法和版本等方面进行冗余设计,包括信息冗余、方法冗余和时空冗余等方面的研究;研究软多机冗余技术。
4.6 协同工作与调度技术
协同工作与调度技术主要研究内容有:分布式航天测控系统协同工作环境研究;协同工作有效性验证;实时协同的调度算法研究;基于软总线的实时调度技术等。
4.7 软件总体技术
测控软件总体技术主要包括组织管理技术、测控软件标准化技术、测控软件协调技术和测控软件顶层设计与发展战略研究等。研究和建立一体化航天测控软件体系框架涉及面广,协调量大,关键技术多,推广难度大,是一个关系航天事业全局的复杂工程。加强软件顶层设计、综合论证与关键技术攻关,联合航天领域优势单位共同参与是实现此项工程的必由之路。
5 结束语
加强航天测控通信系统顶层设计,建立一体化的测控软件体系结构和框架,设计共用的测控软件平台,研究软件综合集成技术,在此框架下,组织各单位发挥各自技术优势联合研究共用的软件构件,集中人力和财力办大事,对全面提高整个测控软件的可重用性、可靠性和可维护性,对提高测控软件的总体水平,建立自主知识产权和技术的一体化测控软件系统,具有重要的现实意义。
参考文献
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航天测控系统 篇7
随着网络通信技术的发展, 航天测控通信网已经广泛应用网络通信方式。航天测控通信中许多具有点对多点特点的业务, 例如话音、图像[1]和实时数据等, 采用单播方式传输, 必然增加网络负载, 占用网络资源。IP组播技术实现了IP网络中点到多点的高效数据传送[2], 可有效地节省带宽, 控制网络流量, 减轻源负荷, 降低网络负载, 因此IP组播技术广泛应用于航天通信IP网的关键业务传输[3]。
为解决测控通信IP网用户和业务管理等方面的安全、可控等问题[4,5], 在航天测控通信IP网中采用指定源组播。由于采用交换机上配置指定源组播映射方法实现指定源组播, 网络配置、维护复杂, 因此, 本文提出了Windows XP以上版本通过软件实现指定源组播的方法, 并在工程应用实践中验证了该方法的正确性。
1 指定源组播与 IGMP v3 协议
传统的IP组播任意信源组播 ( Any Source Multicast, ASM) 模型是开放的, 任何主机都可以创建组播组, 接收及发送组播数据[6]。传统的IP组播存在缺乏组管理机制、安全性差和地址冲突等问题, 仅仅依靠标准组播业务模型无法很好地支持所有组播应用。
指定源组播[7]SSM结构基于单源组播, 引入了组播通道 ( ( 组播源地址, 组播组) 的二元组) 的概念, 采用严格的一到多业务模型, 使用组播组地址和组播源地址 ( S, G) 同时标识一个组播会话, 其中G表示特定IP组播组地址, S表示发向组播组G的特定源地址。指定源组播不需要汇聚点 ( Rendezvous Point, RP) 的帮助, 直接建立由 ( S, G) 标识的一个组播最短路径树 ( Shortest Path Tree, SPT) , 减少了源的发现过程, 跳过了RP和共享树规程, 提高了网络对组播业务转发的效率, 同时指定源组播保留了主机显式加入组播组的高效性。
为了成功实施SSM组播业务, 除了要求网络端到端地支持网络组播和SSM模式外, 同时还要求网络和应用支持IGMP v3协议。
Internet组管理协议 ( Internet Group Management Protocol, IGMP) 运行于主机和组播路由器之间, 主机通过此协议通知相邻的路由器希望加入并接收某个组播组的数据包。协议目前已经有3个协议标准: IGMP v1、IGMP v2和IGMP v3[8]。
IGMP v3增加了对“源过滤”的支持, 主机可以通过一个源地址列表 ( Include模式或者Exclude模式) 指明要求接收或拒绝来自某个特定组播源的信息。指定源组的组播流路径示意图如图1所示, 网络中存在Source1 ( 192. 168. 1. 1) 和Source2 ( 192.168. 1. 2) 两个组播源, 两个源同时向组播组G ( 232.1. 1. 1) 发送组播报文, 接收者 ( Receiver) 只对S1的信息感兴趣, 对S2的信息不敢兴趣, 主机运行了IGMP v3协议, 只把感兴趣的S1加入源地址列表, 接收者就可以只接收S1发往组播组G的组播报文, 过滤S2发往组播G的组播报文。
使用IGMP v3协议可以节省带宽, 避免不需要的、非法的组播数据流占用网络带宽, 保证了组播传输的可控性和安全性。
2 指定源组播的实现
指定源组播可以通过在接入交换机上配置指定源组播映射 ( SSM-mapping) , 将IGMP Report消息中的 ( * , G) 信息映射为 ( S, G) 信息, 以实现指定组播源信息接收[9]。SSM-mapping方法可以使组播接收者软件支持IGMP v2或IGMP v3协议同样实现SSM, 原有的组播软件无需修改, 通过配置网络交换机[10,11]实现, 但这种方法网络配置工作量较大, 一旦源或组地址变更, 都需要重新进行映射配置, 给网络维护带来风险。
SSM通过IGMP v3来维护主机与路由器之间的关系, 如果接收者主机上运行的是IGMP v3, 则可以在IGMP v3的报告报文中直接指定组播源的地址。Windows XP以上版本支持IGMP v3, 可以在应用程序建立网络组播通信时, 通过设置组播套接字的模式实现主机对指定源组播的支持。在VC + + 中可以通过WSAIoctl ( ) 函数命令码SIO_SET_MULTICAST_FILTER设置要接收的组播源地址列表。这种方法只需要在建立Socket时进行设置, 无论是更改源或组地址, 只需要对函数初始化时输入的源或组地址进行修改, 易于实现和维护。
具体实现步骤和关键代码如下:
1设定本地组地址。
2设定本套接字的端口和地址。
3初始化网络, 建立并绑定套接字, 并设置ttl值。
4设置当前网络套接字指定源为192. 168. 1. 1和192.168.1.2。
3 指定源组播验证
仿真环境采用Windows XP操作系统, 编程环境为Visual Studio2010 C + +, 计算机采用研华610H工控机, 网络设备为华为3层交换机, 建立如图2所示的测试环境。
网络中存在Source1 ( 192.168.1.1) 和Source2 ( 192. 168. 1. 2) 两个组播源, 两个源同时向组播组G ( 232. 1. 1. 1) 发送组播报文, 接收端做以下实验:
1接收端设置S1和S2为指定源, 这时操作系统采用IGMP v3协议, 接收端可以接收到S1和S2的组播数据;
2接收端设置S1为指定源, 这时操作系统采用IGMP v3协议, 接收端只接收到S1的组播数据;
3接收端设置S2为指定源, 这时操作系统采用IGMP v3协议, 接收端只接收到S2的组播数据。
实验结果表明, 采用本文提出的软件方法, 实现了通过设置要接收的组播源地址列表, 控制接收端接收同一组播地址的不同源的组播通信。与在接入交换机上配置指定源组播映射方法相比, 支持IGMPv3协议的Windows XP以上版本, 仅需建立Socket时进行设置接收端应用程序加入的 ( S, G) 即可, 易于实现和维护。
4 结束语
通过指定源组播的应用, 实现组播接收端对接收数据源的可控性, 保证航天测控网组播通信安全可控性。本文提出的软件方法, 可以通过配置组播源地址列表控制接收端加入的指定源, 与配置交换机指定源组播映射方法相比, 操作简单、易于实现。本文方法要求操作系统支持IGMP v3协议, 因此, 要求操作系统为Windows XP以上版本。该方法已应用于测控系统软件中, 系统运行稳定可靠。
参考文献
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航天测控系统 篇8
关键词：测控应答机,软件无线电,测控通信,自主无线电
一、引言
测控应答机是航天器 (卫星、飞船、探测器) 测控通信 (C&T) 分系统的核心组成部分, 是航天器与地面站之间进行通信联络的主要通道之一, 配合地面测控网完成对航天器的测控 (TT&C) 任务。测控应答机的主要功能如下:
1、对来自地面站的测距和测速信号进行转发, 完成地面对航天器的跟踪及轨道测量;
2、接收来自地面站的遥控信息;
3、将航天器上的各类遥测数据发送至地面站。
各类航天器测控通信分系统所采用的测控应答机, 其工作频率、工作带宽、码速率、调制体制、编码体制和测距体制各不相同。就工作频率而言, 主要有S波段、C波段、X波段、Ka波段四种;就调制体制而言, 分PM/PM体制、FM/PM体制、扩频体制等;就编码体制而言, 有PCM、PPM、ADPCM、PACM等;就测距体制而言, 分纯侧音测距、伪码测距和音码混合测距等。由于各类测控通信系统之间体制标准各异, 因此相对应的测控应答机设备也无法通用。针对不同的测控通信系统, 需要分别研制不同的应答机, 或者在同一台应答机上集成不同的功能, 这样无疑在成本和时间进度上加重了研制负担, 也增加了设备的复杂性。
软件无线电技术是本世纪初发展起来的通信领域的重大技术突破。采用软件无线电技术, 利用软件可重配置、可重编程以及多频带多模式的特点, 使多个软件模块在同一个硬件平台上实现不同的标准, 同一台测控应答机就可以兼容两种甚至多种测控通信体制, 实现测控应答机的通用化, 从而降低开发成本, 缩短研制周期, 也更容易保障产品的质量。另外, 软件无线电技术还能简化测控应答机的硬件电路, 实现小型化。
二、测控应答机的基本工作原理
一种传统测控应答机的原理框图如图21所示。该应答机由锁相接收机和相干发射机两部分组成。锁相接收机包括低噪声放大器 (LNA) 、混频器 (Mixer) 、自动增益控制 (AGC) 、倍频电路、载波跟踪环和相干解调电路等部分。接收机接收的上行射频信号, 经过下变频和自动增益控制后输出中频信号。中频信号分为两路, 其中一路进入载波跟踪环, 另一路进入相干解调电路。
载波跟踪环包括鉴相器 (PD) 、环路滤波器 (LPF) 、压控晶振 (VCXO) 和分频器, 用于对上行载波进行锁定、跟踪。载波跟踪环输出的信号分别用作接收本振、发射本振和相干解调器 (Demodulator) 的基准信号。相干解调器输出信号经滤波后分别为测距信号和遥控BPSK信号。其中测距信号还要送往发射机进行转发。
相干发射机包括倍频电路、调相器 (PM) 、功率放大器 (PA) 等。测距信号和遥测DPSK信号相加后直接调相在发射本振上, 经功放放大后下行输出。
三、软件无线电应答机的实现方法
3.1软件无线电应答机的射频接收前端
测控应答机的射频接收前端电路包括低噪声放大器、混频器、自动增益控制等部分。软件无线电应答机对射频前端的要求是通用性好。由于软件无线电应答机往往是多信道多模式同时工作, 因此射频带宽要足够宽, 能覆盖不同的频点或体制。
图2为一种能兼容统一载波纯侧音测距和伪码测距两种测控体制的软件无线电应答机接收前端, 可同时接收处理纯侧音测距的PM信号和伪码测距的BPSK信号。该接收机采用了一个I/Q解调器来处理中频信号。当上行信号为PM信号时, 由I/Q解调器中的一路 (Q路) 进行载波提取, 后续载波跟踪环的环路滤波器在数字域中实现;而当上行信号为BPSK信号时, I/Q解调器输出I路信号和Q路信号, 送入科斯塔斯环中进行载波恢复, 其乘法器和环路滤波器均在数字域中实现。对于两种测控体制, 该射频接收前端做到了完全通用。数字部分则可通过装载不同的软件来实现不同的功能, 充分体现了软件无线电的灵活性。
3.2数字下变频 (DDC) 技术
数字下变频 (DDC) 技术也经常用于多模式测控应答机中。数字下变频模块由数字混频器、数控振荡器 (NCO) 和低通滤波器构成。占有较宽频带的两个或多个射频信号作为一个整体下变频到接近基带的位置, A/D转换后, NCO与数字混频器实现正交下变频, 在基带I、Q采用数字低通滤波器来实现不同测控信号的选择。与模拟下变频相比, 数字下变频不存在混频器杂散、本振相噪等技术难题, 且具有通过软件进行控制修改等优点。
文献[1]介绍了一种既能满足统一S波段 (USB) 测控要求, 又能满足跟踪与数据中继卫星系统 (TDRSS) 要求的双模应答机。该应答机同时接收宽带扩频信号和窄带调相信号, 对两种信号统一以1/fs进行采样。数字下变频之后, 采用窄带滤波器提取载波的方式对两种模式进行识别, 并对两种信号采用不同的处理算法。
3.3数字调制发射机
传统的PM/PM体制测控应答机, 下行调相通常采用射频直接调相法。在软件无线电应答机中, 可采用DDS实现中频数字调相。在DDS的相位累加器与相位-幅度ROM之间加上一个相位加法器即可实现PM调相 (图3) 。通过改变相位字, 可使DDS的输出信号产生所需要的相移。DDS调相有更高的温度稳定性和抗干扰能力, 但难点在于调制度的控制时序生成[2]。
文献[3]介绍了一种全数字调制的发射机, 利用NCO和CORDIC算法 (坐标旋转数字计算方法) 实现多种码速率、带宽和调制方式的调制信号, 占用硬件资源小, 可在一块FPGA上实现NRZ/BPSK/PM、SP-L/PM、QPSK三种调制方式的VHDL代码。CORDIC算法可以只利用移位、相加等简单的逻辑操作便可以产生正弦信号, 结构灵活简单, 还能得到较高的调制精度 (图4) 。
3.4数字载波跟踪环
测控应答机中的载波锁定、跟踪环路可采用低中频数字采样方案, 整个过程在数字域中完成 (图5) 。中频信号带通采样, 经过正交下变频和低通滤波后, 在信号处理模块中选出所需要的载波信号频率特征, 控制NCO的输出频率, 从而完成FFT载波捕获和载波跟踪。采用FFT频率引导方式只需一次引导就可捕获较大频偏并跟踪一定的频率变化率, 相比自然牵引方式捕获速度更快, 可在较宽的多普勒频偏范围内实现应答机的迅速锁定。信号处理模块还要控制DDS的输出频率, 输出相干载波用于后续的转发和调制解调。对于采用了数字载波跟踪环的测控应答机来说, 由于多普勒频偏不会引起转发相位误差, 因此可以大幅减小测距漂移误差, 实现高精度测速测距[4]。
3.5软件无线电应答机的抗辐照设计
软件无线电应答机通常采用现场可编程门阵列 (FPGA) 作为硬件实现平台。FPGA具有可编程、高集成度、高速和高可靠性等优点。但由于测控应答机工作于太空环境, 宇宙射线和高能粒子会对应答机的正常运行产生一定的威胁。基于FPGA等逻辑器件的软件无线电应答机对于单粒子效应尤为敏感[5], 因此针对FPGA的抗辐照设计应十分重视。
具有航天成功应用经历的FPGA主要有两类, 一类为一次性编程的反熔丝型FPGA, 另一类为可重编程的SRAM型FPGA。相比较而言, SRAM型的FPGA虽然在逻辑门资源、动态重构等方面优势明显, 但其对单粒子效应尤其是单粒子翻转 (SEU) 的敏感使其在宇航领域的应用受限, 而反熔丝型的FPGA则对单粒子效应免疫。
为充分利用两种类型FPGA各自的优势, 通常采取用反熔丝型FPGA和反熔丝型PROM对SRAM型FPGA进行监控的方法。基带处理过程由SRAM型FPGA负责, 但在设备运行过程中, 反熔丝型FPGA定时读取SRAM型FPGA中的数据并与反熔丝型PROM中的数据进行比对, 若发现存在异常则进行重配置。采用这种方法, 就可以兼顾逻辑门资源的充分利用和抗辐照可靠性的实现。
3.6用于深空探测的自主无线电技术
2004年, 美国喷气推进实验室 (JPL) 提出的深空自主无线电 (Deep Space Autonomous Radio, DSAR) 技术可以认为是未来深空探测应答机中软件无线电技术的一个发展方向。该技术能利用人工智能、现代信号处理等前沿科技, 在未知无线电环境下, 仅通过观测信号, 就能自动识别无线电信号在码速率、协议和调制类型等方面的区别, 从而对软件进行重新配置, 实现各种无线电数据的接收和处理。自主无线电技术无需从地面获取信号特性, 便可自动软件重配从而与不同的探测器进行通信。
另一方面, 自主无线电克服了深空测控通信的盲目性, 使深空探测器处理突发事件的能力加强, 从而适应各种未知的空间环境。比如, 深空探测器在某外星球下降和着陆的过程中, 将产生非常剧烈而不确定的多普勒变化和通信链路信噪比恶化。
采用了自主无线电技术的测控应答机, 能够对来自遥远地球的无线电信号进行参数估计, 快速重配链路参数, 从而以近乎最佳的方法处理剧烈的多普勒变化和信噪比变化, 确保信号收发的有效性和可靠性[6]。
四、结论
测控应答机作为宇航应用设备, 工作环境十分恶劣, 因此对质量可靠性的要求极为严格。采用软件无线电技术, 可以把不同测控通信体制的应答机统一到一个标准化的通用硬件平台, 更容易实现质量控制。另外, 基于软件无线电的测控应答机在性能参数上受环境温度、工作时长、供电质量等因素影响较小, 性能一致性较好, 易于实现测控应答机的批量生产。软件无线电技术必将成为未来测控应答机领域的研究热点, 在航天测控通信领域引发新的革命, 深刻地改变人类探索宇宙的方式。
参考文献
[1]莫乾坤, 何晨.星载数字化TDRSS/USB双模应答机设计与试验.无线通信技术, 2008, 3, 55-58
[2]A Technical Tutorial on Digital Signal Synthesis.Analog Device Inc., 1999
[3]姜建文, 张朝杰, 金小军, 金仲和.基于CORDIC算法的微小卫星发射机设计与实现.传感技术学报, 2010, 23 (1) , 57-61
[4]L.Simone, D.Gelfusa, S.Cocchi.A Novel Digital Platform for Deep Space Transponders.IEEE Aerospace Conference Proceedings, 2004, 1432-1445
[5]Microsemi.FPGA Reliability and the Sunspot Cycle.Microsemi Corporation, September 2011