编队卫星

编队卫星（精选6篇）

编队卫星 篇1

1、引言

自20世纪90年代以来, 基于小卫星技术的编队飞行概念逐渐受到重视。卫星编队飞行的目的是将复杂的系统通过一定的空间分解, 将其功能分散到多个相对简单的系统中, 然后将多个相对简单的系统按一定的规律“虚拟”出一个庞大复杂、功能强大的系统, 降低成本和风险[1]。根据小卫星编队飞行的任务需求, 设计合理的编队飞行控制系统结构和规划调度系统至关重要。本文针对小卫星编队飞行的自主控制系统和规划调度系统的设计进行研究, 为后续的多颗微小卫星编队地面物理仿真、空间运行试验奠定基础。

2. 小卫星编队飞行自主控制系统的主要设计

从小卫星编队飞行的任务需求上看, 自主控制系统首先要满足有效载荷工作的需求, 其后还需要满足由此衍生出的编队自身的要求。因此, 小卫星编队飞行需要进行两个层次的自主控制:编队系统的自主控制和单颗卫星的自主控制[2]。卫星编队系统的自主控制主要完成星座级的状态感知, 决策和执行功能。

根据卫星编队飞行的任务特点, 本文采用分布式自主控制系统结构进行设计。实际应用中, 存在多种分布式自主控制系统结构, 例如主从式控制结构、团队控制结构、对等控制结构等。这几种控制结构之间不存在绝对的优劣势之分, 采用何种形式的控制结构受到多种条件的约束。这里基于功能设计的视角, 从功能分配的角度进行设计, 具体设计如图1所示:

卫星编队自主控制层由中心控制体和多个功能模块组成。其中:“星座中心控制体”负责将各个功能集成到一起, 完成核心控制功能;“编队卫星状态和功能模块”的主要功能是收集和存储星座的状态和功能知识, 采用功能模型进行描述;“编队卫星任务管理、规划调度”是卫星编队自主控制的决策核心, 它根据编队飞行的任务, 利用编队卫星的状态和功能, 进行规划和调度, 产生合理的任务序列, 分配给各个卫星;规划和调度模块采用基于模型的智能推理方式进行工作。

单颗卫星的自主控制主要根据上层分配的任务, 完成具体的载荷操作, 状态测量, 轨道维持, 姿态调整等任务。单颗卫星的自主控制系统采用基于中心控制体的多Agent协作方式, 该结构既实现了基于结构、功能的系统分解, 又实现了对系统的集中式控制。

系统体系结构包括中心控制体和多个功能子Agent。中心控制体又由三个Agent组成, 主控Agent (MCA) 、规划调度Agen (PSA) 、故障修复重构Agent (MRA) 。功能子Agent是相对独立的功能模块, 它可以和中心控制体进行通信, 负责管理系统的局部资源 (对应的子系统资源) , 和硬件直接进行交互。这一设计思路一方面增强了功能子Agent的智能性, 另一方面, 将中心控制体的功能交由多个Agent来实现, 还增强了系统的鲁棒性, 减轻了对单个Agent的压力。

3. 小卫星编队飞行规划调度系统的主要设计

小卫星编队飞行时, 需要各个参与个体共同配合来完成飞行任务, 这就需要一个系统级的任务规划与调度系统, 它可以简单的理解为根据飞行任务目标和在轨飞行可用资源制定在轨运行的子任务和指令序列, 各个节点根据这些序列来完成飞行任务。因此, “编队卫星飞行规划调度系统”是卫星编队自主控制的决策核心[3]。在这样的需求条件下, 设计合理的编队飞行规划调度系统尤其重要。规划和调度系统采用基于模型的智能推理方式进行工作, 它由任务管理、星座状态、星座功能模型、推理机等部分组成, 具体结构。

其中, 任务管理器负责管理编队卫星需要完成的任务, 包括日常状态测量, 根据状态测量结果产生队形保持任务, 完成载荷操作任务, 根据需要完成地面通信和星间通信等;星座状态模块负责描述编队卫星当前的状态, 它一方面描述编队卫星当前的相对位置、相对姿态、轨道等信息, 另一方面, 它需要描述编队卫星的资源现状、功能现状等;编队卫星功能模型是进行规划和调度的最主要知识基础, 主要描述两个方面的内容, 一是对一个给定的任务, 用一个模型进行描述, 二是描述编队卫星有哪些资源和资源的特性;推理机是规划与调度系统的智能核心, 主要任务是根据编队卫星功能模型和当前状态, 分解飞行任务, 根据资源状况进行调度, 消除冲突, 对飞行任务序列进行优化等;在推理过程中需要利用队形保持策略等专业知识, 把这些知识看作一个独立的专家系统, 它和编队卫星功能模型之间建立接口关系。

4. 结束语

小卫星编队飞行的自主控制和规划调度是小卫星编队飞行研究的重点和难点, 本文根据小卫星编队飞行的特点, 从功能分配的角度对小卫星编队飞行的自主控制系统设计进行了研究, 构建了编队卫星飞行规划调度系统的体系结构, 给出了初步可行的系统方案。

参考文献

[1]Jesse Leither, Distributed Spacecraft Systems Technology Development Program[R], NASA, Goddard Space Flight Center, April27, 2001

[2]代树武, 孙辉先.卫星运行中的自主控制技术[J].空间科学学报, 2002, 22 (2) :147～153

[3]代树武, 孙辉先.卫星的智能规划与调度[J].控制与决策, 2003, 18 (2) :203～206

编队卫星 篇2

圆轨道串行卫星编队的相对运动研究

针对圆形轨道串行卫星编队进行研究,推导出满足开普勒轨道假设的相对运动方程,从物理概念上证明了这种描述关系的.正确性;并在此基础上利用星间测量信息,设计扩展卡尔曼滤波器进行相对轨道自主确定,仿真结果验证了此相对运动方程与导航方案的有效性.

作 者：雪丹 曹喜滨 吴云华 Xue Dan Cao Xibin Wu Yunhua 作者单位：哈尔滨工业大学卫星技术研究所,哈尔滨150080刊 名：中国空间科学技术 ISTIC PKU英文刊名：CHINESE SPACE SCIENCE AND TECHNOLOGY年，卷(期)：200626(5)分类号：V4关键词：编队飞行 相对运动 导航 圆轨道 卫星

编队卫星 篇3

分布式网络卫星是当前微小卫星研究和应用的一项新技术, 通过修改基线或星间的相对位置, 可达到优化其拓扑结构目的, 使最佳测量定位基线组合得以实现。将其具体应用到编队分布式卫星定位系统中, 不但可提供分布式三维编队飞行的轨道几何关系, 还可为定位系统提供完善的定位基线体系, 满足定位所需的最佳网络拓扑结构。

编队飞行分布虚拟卫星作为一项新技术, 应用于空间对地的无源反向定位系统, 其技术优势可得到充分发挥, 达到在技术上扬长避短的目的[1]。因为反向定位卫星系统需要多星具有良好的轨道形状 (组网状态) 和定位基线组合, 对卫星姿态精度要求较低, 而利用微小卫星进行编队飞行分布式组网, 正好发挥其轨道形状方面的优势。

二﹑技术优势

所谓编队飞行分布式卫星 (虚拟卫星) , 就是以某一卫星为基准, 由若干颗微小卫星围绕其构成一个特定形状, 这个特定几何形状结构的各颗微小卫星一方面保持这个形状, 同时又绕地球中心旋转, 它们当中每颗小卫星绕地球飞行的轨道周期都是相同的[2]。编队飞行各微小卫星互相协同工作来实现单颗大卫星的功能, 每颗微小卫星都同其它微小卫星保持联系, 任务功能是由整个编队飞行的星群来完成, 整个星群构成一个大的“虚拟卫星”[3]。具体有如下几方面的技术优势: (1) 可对目标高精度定位:由编队飞行分布式卫星形成反向定位系统, 无论其定位基线采用何种技术体制, 但基线平面具有动态 (转动) 特点, 有最佳的基线几何组合, 可最大限度减小原理性定位误差, 实现最合理的测量定位体制。 (2) 良好的轨道保持 (队形保持) 特点, 可实现良好的组网状态。根据无源反向定位体制特点, 也并不需要对卫星间的相对位置 (基线长度、方位角和仰角) 进行高精度测控, 只要其三维位置误差为5～10米, 便可利用功能协同分布和良好轨道保持特点进行高精度定位。 (3) 利用编队飞行分布式虚拟卫星固有特点, 可实现长定位基线和短定位基线、以及粗测解模糊基线和精测高精度定位基线相结合, 提高定位精度。 (4) 利用定位基线平面可转动特点, 可实现对敌目标的低角跟踪测量定位, 增大覆盖范围和连续监视时间。 (5) 可提供一定长度和一定数量的定位基线, 实现对目标的三维定位。 (6) 避开卫星姿态控制精度要求高的技术难点。

三﹑系统体系结构

(1) 定位原理。采用空间无源反向协同定位技术原理, 通过分布式网络卫星提供的三维轨道几何关系实现反向协同定位。即利用空间的多颗卫星平台, 搭载多个定位接收机, 对地球表面的发射源 (辐射源) 进行定位。在实现整个定位功能时, 需要多颗卫星利用功能与结构协同分布, 通过检测地面辐射源到各星的时差和频差来实现定位。

(2) 定位星座。系统拟采用4星或6星进行绕飞轨道编队飞行分布式组网。当采用四颗卫星时, 按圆轨道绕飞, 中心有一颗主星, 主星周围按间隔120°均匀分布三颗子星。如图1所示。

主星轨道高度为1100km (标称) 圆轨道, 倾角63.4。主星与子星具有相同的半长轴, 确保周期相同、绕飞轨道闭合和稳定的编队飞行拓扑结构。该分布式组网方式可以为定位提供三维编队飞行轨道的几何关系和协同分布网络特性等。

(3) 定位方式。采用网络中心定位体系结构下的复合定位技术体制。所谓网络中心定位体系结构, 即是根据网络卫星本身固有特点, 以网络卫星的主星为系统中心, 在一个网络系统结构中通过多个和多种类型的定位接收机, 以及多种类型的定位基线完成定位。复合与综合定位包括:a.到达时差 (TDOA) 与差分多卜勒 (FDOA) 复合与综合定位;b.多维基线复合与综合定位, 多基线复合与综合定位。

(4) 定位基线体系构成。在定位过程, 综合采用:多基线 (卫星间构成的若干基线和虚拟基线) ;多维基线 (长短基线, 精测与粗测基线, 动态基线, 空间虚拟基线, 时间基线, 频率基线) ;动态定位基线平面 (由于子星绕主动编队飞行运动, 子星与主星构成的基线所形成的基线平面, 具有二维运动特点—相对于被定位目标) 。

(5) 定位几何与定位实现。利用网络卫星拓扑结构与目标形成的几何关系, 在网络卫星系统中形成TDOA基线、FDOA基线以及其它基线完成定位。

四﹑系统定位体制

在网络中心定位方法体系结构中复合与综合利用TDOA和FDOA信息, 实现空间无源反向定位体制, 不但定位精度较高, 且可实现对目标的三维定位, 可适合各种信号形式。其原理如图2所示。

由于地面目标和分布式卫星存在着相对运动, 为便于分析, 我们假设分布式卫星相对于地面目标是静止的, 并设地面目标的位置和速度状态向量为表示第i颗卫星的位置矢量, RTi表示地面目标指向第i颗卫星的矢量。则第i颗卫星对应的到达时差 (TDOA) 与多普勒频移 (FDOA) 为:

式中eR与eTi分别为主星和第i个副星指向地面目标的单位方向矢量, fdi是第i颗卫星接收到的多普勒频移, λci是i个副星接收的信号波长。

假定主星相对于第i个副星的接收信号为ri (t) , 对于在有几个地面目标的情况下, 令:

采用最大似然估计对地面目标状态参量

进行最优估计, 地面目标的最大似然估计可写为:

其中是各星载接收机接收信号的联合条件概率密度。

我们采用分布式信号处理方式, 即通过各卫星星载接收机接收信号ri (t) 联合起来由式 (4-3) 估计出来X。由各星载接收机接收信道估计出, 然后将它们的估计值用来估计。

N表示各星载接收机估出的到达时差 (TDOA) 与多普勒频移的误差 (FDOA) , 各星载接收机对ωi的最大似然估计具有均值为ωio, 协方差矩阵为的渐近联合正态分布。

为分析方便起见, 这里假设它服从正态分布, 所以由得到X的最大似然估计为:

迭代时采用Levenberg Marquardt算法:

λ的大小根据实际情况来选择。

ML估计误差协方差矩阵达到CRLB (J-1) ,

由于ri (t) (i=1, K, n) 互不相关, 因此可以得到:

其中:

式中Ji实际就是单颗卫星对ωi估计的Fisher信息矩阵。所以, X的误差协方差矩阵可写为:

由 (4-6) 式可得到:

五﹑数学仿真研究

在研究了卫星运动对定位精度的影响的基础上, 根据编队卫星定位技术的要求和指标参数, 建立了定位算法的误差分析方法和定位精度分析的数学仿真模型。在TDOA方程组分析定位精度的解析解基础上, 用阻尼最小二乘法数值求解非线性方程组, 对四星体制和六星体制的定位系统进行了具体的数学仿真和实际定位误差计算。通过多次仿真计算得到的目标点位置取均值和最大值, 经统计后得到了目标点位置, 再分别计算定位误差, 并变化仿真输入参数, 还得到了定位误差变化趋势。仿真结果如图所示。

四星体制情况下, 得到TDOA、TDOA/FDOA复合算法各多次数据, 各求均值, 并按均值画图。

六星体制情况下, 得到TDOA、TDOA/FDOA复合算法各多次数据, 各求均值, 并按均值画图。

六﹑结束语

本文围绕编队卫星定位技术的定位体系结构、系统定位技术体制、到达时差 (TDOA) 和差分多普勒 (FDOA) 等研究内容, 提出了网络中心定位体系结构理论模型, 综合利用到达角度、时间和频率之间的相互关系, 以及TDOA和FDOA之间的相互关系实现了综合定位。通过理论分析和仿真实验, 验证了卫星编队分布式复合定位技术能显著提高定位精度, 对星下点辐射源目标可以取得较高的定位精度, 克服时差定位存在的缺陷。H

摘要：编队卫星定位技术是利用分布式网络卫星为空间平台去实现对有源目标的定位技术, 该系统采用复合与综合定位技术体制, 可实现对全球目标高精度三维定位, 同时其定位精度不随纬度变化而下降。在未来高技术战争中, 可对敌固定目标、机动目标和海域慢速活动目标进行跟踪监视, 为武器系统提供目标定位数据。本文在编队卫星定位体制和定位精度分析等研究的基础上, 通过数学仿真验证了编队卫星定位技术的可行性, 从而为此项技术的深入研究提供了依据。

关键词：编队卫星,综合定位,时差定位,频差定位,定位精度

参考文献

[1]邵学德.编队飞行分布式卫星反向全球三维定位电子侦察系统技术研究[C]//微小卫星编队飞行及应用论文集, 2009.

[2]林来兴.微小卫星编队飞行组成虚拟卫星研究[J].863航天技术通讯, 2005.

编队卫星 篇4

混合式微小卫星编队飞行控制仿真系统设计

提出了一种混合式的微小卫星编队飞行控制仿真系统.该系统由三个节点组成,即两个模拟卫星和一个控制中心,节点之间通过星间网络进行数据交换.模拟卫星由星上计算机和各种星上敏感器和模拟执行器构成.星上计算机接收星上敏感器的物理输出,并经过星地转换模型对传感器数据进行修正.在一定的控制策略下,卫星控制模型进行计算产生控制输出,控制输出在控制界面上进行显示,并同时作用于传感器修正模块,实现系统的.闭环控制.控制中心主要提供强大的计算功能,也可以单独构成一颗数字卫星.在这个控制仿真系统中,能够进行多种控制策略的仿真,包括双星主从控制、双星协同控制、三星主从控制、三星协同控制以及单星失效模式等.

作 者：李滨 尤政 张晨光 LI Bin YOU Zheng ZHANG Cheng-guang 作者单位：清华大学精密仪器与机械学系,北京,100084刊 名：系统仿真学报 ISTIC PKU英文刊名：JOURNAL OF SYSTEM SIMULATION年，卷(期)：200618(6)分类号：V416.6关键词：编队飞行 编队控制 混合式仿真系统 微小卫星

编队卫星 篇5

多颗微小卫星编队飞行, 小卫星间互相合作, 共同执行空间任务, 把过去由单颗卫星完成的任务分散给编队中的每颗卫星, 构成一颗"虚拟卫星"[1]完成单颗大卫星完成的任务, 成为目前小卫星开拓的一崭新应用领域。执行的空间任务被分散给每颗微小卫星, 每颗微小卫星可以同其他的小卫星进行通信, 大大提高了系统的抗干扰和抗摧毁能力。为有效地综合利用每颗小卫星的信息以完成复杂的航天任务, 卫星间必须建立可靠的星际链路 (ISLs) , 通过星际链路把多颗卫星互联在一起, 形成一个以卫星作为交换结点的空间通信网络[2]。微小卫星间通过星间链路 (ISLs) 相互联系互相监视, 飞行任务、运行管理、故障诊断与处理由编队中的卫星协调完成, 这使编队飞行拥有良好的机动性和重构性。但同时对数据处理、姿态控制、星间通信也提出了更高的要求。国内外目前正在进行或已经进行的具有ISLs的编队飞行微小卫星群研制计划主要有如下几个: (1) NMP ST5[3], 将发射三个微型航天器以完成纳星编队的开拓性任务。ST5将验证"虚拟卫星"的功能, 三颗星协同运动、通信。该系统的通信距离大于100km, 传输数据率为1kbit/s, 采用Prox-1底层协议。 (2) SNAP与Tsinghua-1, SNAP-1与Tsinghua-1[4,5]之间计划建立速率为9.6kbit/s的RF链路, 在SNAP-1上采用一片FPGA实现近距离通信的HDLC协议, 星间链路RF系统的功耗为400mW的量级。 (3) Techsat21是由美空军实验研究所AFOSR于1998年提出的卫星发展计划, 由三维编队飞行的若干颗小卫星协同工作来完成单颗大卫星的功能。通信距离为10km, 传输数据率为0.12Mbit/s, 采用K波段, 轨道高度650km, 采用的底层协议为HDLC。目前, 根据星间距离变化或地面与卫星通信仰角变化进行通信的方案基本没有报道, 仅萨瑞大学提出根据仰角改变了通信帧的长短进行通信的方案。另外, 在蜂窝移动通信中, 移动台可能会根据与基站的距离 (或信号强度) 进行发射功率控制。本文所研究的内容是基于3颗微小卫星在同一个轨道面内编队飞行并对地进行三维立体测绘的背景下, 每个微小卫星均具有自己的数传系统, 卫星之间可以进行相互通信。通信距离从几米到几百公里, 在较远的距离上, 需要交换的数据量较少, 只需要交换一些星间距离、速度、位置、姿态和指令等信息, 码速率只要几k就够了;而在距离近的时候, 微小卫星可以联合执行任务, 特殊时会要求星间传输一些图像数据或载荷的数据, 星间交互的信息量非常大, 要求高码速率传输, 需要1Mbit/s。因此, 根据微小卫星编队飞行的特殊要求, 推导了低轨道编队卫星星间链路的计算公式;根据微小卫星编队飞行队形重构时, 通信距离变化引起通信质量变化的情况, 提出了适合微小卫星编队飞行的变码速率星间通信方案。

2 星间链路的设计

2.1 星间链路方程的推导

卫星间通信的基本任务是能保证信息在星间的可靠传递。为此, 必须要对卫星链路进行设计, 使信道误码率满足用户的要求。设计星际链路需要综合考虑众多因素, 具体有: (1) 选择合适的频率; (2) 选择合适的卫星发射功率; (3) 估算卫星上发射机至天线间的射频损耗; (4) 根据卫星轨道和星座, 计算空间损耗; (5) 估算接收系统的噪声温度; (6) 估算出链路能承受的数据传输速率, 并根据所要求的数据率计算Eb/N0; (7) 根据误码率要求查出相对应的信噪比, 选择合适的调制和编码技术; (8) 计算链路裕度, 即算出的预计值与要求的值之差。具体的链路方程的推导如下:

假设一台发射机位于半径为S的球心, 其各向同性辐射功率为PtL1, 因此它对球表面的辐射是均匀一致的。在球表面接收的功率流通密度W等于辐射功率除以球面积, 即W=PtL1/ (4πS2) 。而辐射功率则等于发射机功率Pt减去发射机与天线间的馈线损耗。如果发射天线的波束宽度较窄, 那么其功率通量密度将随发射天线增益Gt的增加而增加, 发射天线增益定义为辐射到覆盖区中心的发射功率与各向同性 (全向) 天线辐射功率 (即EIRP) 之比。接收的通量密度随传输路径损耗La的增加而减少, 传输路径损耗则包括大气衰减和降雨吸收等。因此功率通量密度可表示为

式中W单位用W/m2表示;PtL1Gt称为等效各向同性辐射功率 (即EIRP) 。接收的信号功率C等于功率通量密度W乘以接收天线的有效接收孔径面积 (Ar) 。这里天线有效接收孔径面积等于实际的孔径面积 (πD2) 乘以天线效率 (η) 。天线效率是一个品质因数, 其值在0～1之间, 它与天线的多种缺陷有关。抛物面天线的典型效率为0.55, 而高质量的地面天线效率可达到0.6～0.7。利用表达式 (1) 和Ar表达式, 接收功率C可表示为

式中Dr为接收天线的直径。

天线增益也可以定义为有效孔径面积与假设的各向同性天线的有效面积 (λ2/4π) 之比, 这里λ为发射信号波长。对于接收天线, 有

将式 (3) 代入式 (2) , 可得

$C={\rm P}{}_{t}L{}_{1}G{}_{t}L{}_{a}G{}_r\left(\frac{\lambda }{4\pi S}\right){}^2=(E{\rm I}R{\rm P})L{}_{s}L{}_{a}G{}_r(4)$

在数字通信中, 每位的接收能量Eb为

$E{}_b=C/R(5)$

式中C单位为W;R为数据率, 单位为bit/s;Eb单位为W/s或焦耳 (J) 。

接收机输入端的噪声功率在接收信号频带中通常有均匀的噪声谱密度N0, 因此, 接收的噪声总功率N可用N0B表示, 这里B为接收机噪声带宽 (带宽B由数据率和所选择的调制及编码方式确定) 。N0和N都与系统噪声温度Ts有关, 即

$\begin{array}{l}{\rm N}{}_0=k{\rm T}{}_s(6)\\ {\rm N}={\rm N}{}_{0}B=k{\rm T}{}_{s}B(7)\end{array}$

式中N0单位用W/Hz表示;N单位用W表示;k为玻耳兹曼常数 (1.38×10-23J/K) ;Ts单位为K;B单位为Hz, 由式 (4) , (5) , (6) 可得

$E{}_b/{\rm N}{}_0=\frac{{\rm P}{}_{t}L{}_{1}G{}_{t}L{}_{s}L{}_{a}G{}_r}{k{\rm T}{}_{s}R}(8)$

如果该公式 (8) 用分贝为单位进行链路计算将会比较方便, 这样设计人员在计算链路参数时, 就只需进行加减运算而不必使用乘除运算法则, 用分贝表示如下:

$\begin{array}{l}E{}_b/{\rm N}{}_0={\rm P}{}_t+L{}_1+G{}_t+L{}_s+L{}_a+G{}_r+228.6\\ -10\lg {\rm T}{}_s-10\text{l}\text{g}R(9)\end{array}$

式中Eb/N0、L1、Gt、Ls、La、Gr 均用dB表示;Pt用dBw表示;Ts用K表示;R用bit/s表示。式 (9) 还可写成

$E{}_b/{\rm N}{}_0=E{\rm I}R{\rm P}+L{}_s+L{}_a+G{}_r/{\rm T}{}_s+228.6-10\text{l}\text{g}R(10)$

式中EIRP和接收机灵敏度Gr/Ts (= Gr-10lgTs) 均用dB表示。若分别规定发射机的EIRP和接收机灵敏度Gr/Ts时, 则利用式 (10) 更方便。

2.2 仿真结果和结论

根据上面推导的链路方程, 采用BPSK调制方式, 仿真在不同码速率下功率的变化情况, 最终选择一个合适的发射功率, 以满足随着星间距离的变化采用不同码速率的要求。星间RF链路考虑使用S波段, 发射频率是2GHz, 链路的误码率要求是10-5, 天线采用全向天线, 通信距离的变化范围是100m到100km, 要求10km以内码速率达到1Mbit/s, 几十公里到100km码速率达到10kbit/s, 考虑馈线损耗为3dB, 电离层造成的损耗0.7dB, 留有5dB的链路余量, 由链路预算, 给出仿真结果。

(1) 在码速率固定 (分别取R=1Mbit/s和R=10kbit/s) 的情况下, 给出发射功率 (Pt) 随通信距离 (d) 变化的仿真结果 (如图1) 。从发射功率 (Pt) 随通信距离 (d) 变化的仿真结果可以看出, 10kbit/s码速率, 当星间通信距离从100m变化到100km时, 功率变化了250mW;码速率为1Mbit/s时, 功率变化了30W。星间通信距离在10km以内, 码速率达到1Mbit/s, 发射功率250mW即可;而通信距离在几十公里到100km时, 发射功率为250mW, 还可以保证10kbit/s的码速率。因此250mW就可以满足提出的星间通信要求。如果考虑功率输出的效率问题, 假定效率是30%, 发射机的功率不足1W。1W对于小卫星的要求并不会加重负担, 如果采取功率调节, 功率的调节范围至少是50mW到250mW, 达到6dB之多, 这要求有一套控制系统, 而且高功放还需要有大的工作范围, 需要多级放大电路才可以完成, 星上设备的复杂度要求会大大增加。

(2) 发射功率保持不变 (Pt=250mW或1W) , 码速率 (R) 随通信距离 (d) 变化的仿真结果如图 2所示。可以看出, 在固定功率情况下, 码速率会自然的随星间通信距离增加而减小, 这同微小卫星编队飞行的实际通信需求相符合。变码速率的调节方式比较适合于通信距离变化的编队卫星要求。微小卫星间距离近时通信量一般比较大, 采用高码速率, 而距离远时通信量小, 使用低码速率。

3 微小卫星编队飞行变码 速率星间通信系统设计

假定3个独立的微小卫星在同一个轨道面内编队飞行并对地进行三维立体测绘。3个微小卫星可以获得3对立体像对, 并可以进行立体测绘误差估计。在这种应用中, 每个卫星的有效载荷为一台相机, 通过3个卫星在不同的视角对同一地区成像, 联合测绘高程数据。与单颗卫星分时测绘同一地区相比, 3个卫星的优点是同时对同一地区进行测量, 因此不仅可以测量静止目标的高程, 也可以测量动态目标的高程;容易获得较长的测量基线, 有利于提高测绘精度;除此之外, 卫星在获得图像数据后, 其数传也具有自身的特点。由于每个微小卫星均具有自己的数传系统, 因此立体测绘所需的测绘数据可以根据需要同时或顺序传输, 并可缓解数传压力, 降低功耗。各微小卫星间的通信距离从几米到几百公里, 在较远的距离上, 卫星需要交换的数据量较少, 只需要交换一些星间距离、速度、位置、姿态和指令等信息, 码速率只要几k就够了;而在距离近的时候, 微小卫星可以联合执行任务, 特殊时会要求星间传输一些图像数据或载荷的数据, 星间交互的信息量非常大, 要求高码速率传输, 需要1Mbit/s, 通信数据量增加, 通信距离由于编队的要求而减小。因此根据这种特点可以设计一种特殊的星间通信方案——变码速率星间通信, 以降低卫星上的发射功率, 很好的满足任务要求。

3.1 变码速率星间通信系统 的链路参数和链路预算

本编队微小卫星系统的星间链路采用S频段, 中心频率取2GHz, 每颗卫星可与编队中的任何一颗卫星相连。卫星间的距离可在100m到100km之间变化, 卫星的收发天线全部采用全向天线。星间链路参数和星间链路预算见表 1。该系统采用升余弦滤波器、移相键控 (BPSK) 调制方式和令牌的多址方式。本系统的最大特点是可以变码速率传输数据, 在近距离时采用高码速率, 来完成传输图像或联合执行任务等需要大量交换信息的任务, 在远距离时采用低码速率, 可以交换简单的星间参数。在正式传送数据前, 先用最低的码速率传输, 交换卫星间的距离, 从而选定星间传输数据的速率, 码速率确定了就可以设置发送滤波器和匹配滤波器的采样频率, 还有匹配滤波器的比例系数。在发送的信息中包含着令牌和目标卫星的地址, 只有目标卫星才接收信息, 其它的卫星监听, 只有拥有令牌的星才可以发送信息, 发送完后要把令牌交给下一颗卫星。

3.2 变码速率星间通信系统 的建摸和Monte Carlo仿真

根据最佳通信理论, 变码速率通信系统的建模如图 3所示, 用一均匀随机数发生器从二进制数据源中产生二进制信息序列, 再把这个0和1的序列映射为±s (t) 的序列, s (t) 是发送滤波器的输出。经过BPSK调制把信号发送出去, 信号经过自由空间损耗后被接收, 被接收到的信号里含有噪声。用一高斯噪声发生器产生零均值、方差为σ2的高斯随机数。BPSK解调后信号经过匹配滤波, 然后抽样检测。检测器与阈值0比较随机变量r。若r>0, 判决传送的比特是一个0;若r<0, 判决传送的比特是一个1。最后将检测器的输出与信息比特传输的序列比较, 比特差错被计数。

双极性BPSK调制解调通信系统对变码速率通信最关键的制约是滤波器 (包括发送滤波器和匹配滤波器) , 其它的器件都可以按最大通信带宽要求设计。为了实现变码速率通信, 本文提出滤波器结构不变, 变采样率的做法。无论码速率是多少, 在滤波器的输入端对输入的信号在一个码元宽度内采31个点, 在一个码元宽度内采样点数不变, 码速率越高就要求越高的采样率, 如果最高码速率为1M, 则采样速率最高要达到31M, 目前采用的硬件是完全可胜任的。

保持在一个码元周期内采样的点数不变, 最大的好处是可以保持滤波器的结构不变, 由于不同码速率采样周期不同, 对于匹配滤波器, 只相差个比例系数。每次卫星间进行通信时, 确定了通信的码速率, 然后对滤波器的采样频率和比例系数进行设置, 然后再进行通信, 即可完成变码速率通信。分别统计了码速率在1k、10k、100k和1M的误码率, 和理论平均误码率进行比对, 仿真结果如图 4所示。从图中可看出, 实际系统的差错率和理论差错率符合的非常好, 由于仿真只统计了一万个比特的差错情况, 故超过10-3数量级的差错率与理论差错率差别较大。因此滤波器的结构不变, 仅通过变采样率和比例系数, 就能保证变码速率的通信要求。

4 结论

从变码速率星间通信系统的Monte Carlo仿真结果看出差错概率与理论概率相吻合。星载发射机发射功率保持不变, 仅根据卫星间距离或星地距离改变传输数据率, 可以更多地传输数据量, 或减少数传时间, 获得较大的综合效益。本文研究的内容对星间通信及星地通信具有较大使用价值。根据3个独立的微小卫星在同一个轨道面内编队飞行并对地进行三维立体测绘的任务要求, 提出了一种新的通信方案——变码速率星间通信方案, 并明确给出了星间链路的各项指标, 不仅很好的满足了任务要求, 还从不同角度解决了星间通信问题。

参考文献

[1]Dr.Kim Luu.University Nanosatellite Distributed Satel-lite Capabilities to Support Tech[A].Sat 21.13thAIAA/USU Conference on Small Satellites[C].1999, vol.8, pp.1~9.

[2]Werner.M, Jahn.A, Lutz.E, Bottcher, A.Analysis ofsystem parameters for LEO/ICO satellite communicationnetworks[J].IEEE Communications.1995, vol.2, pp.1~11.

[3] Ticker R.L and Azzolini J.D. 2000 survey of distributed spacecraft technologies and architectures for NASA's earth science enterprise in the 2010-2015 timeframe[A]. NASA Technical Memorandum[C], NASA/TM-2000-209964, NASA Goddard Space Flight Center, Greenbelt, MD, Aug. 2000.

[4] Wood. L. Correspondence with Lloyd Wood at University of Surrey regarding existing LEO/GEO constellations and SNAP-1[C]. June-July, 2000: pp.1-21.

[5] Salvignol. J. Correspondence with Jerome Salvignol at Surrey Satellite Technology Limited[C]. July, 21. 2000.

编队卫星 篇6

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摘要：该报告的内容按编队卫星飞行的星间绝对距离测量与时间统一、编队构型的精确控制两部分独立展开。编队测量方面:完成了星间相对导航、精确定位的方案设计, 主要是基于飞秒激光飞行时间的绝对距离测量方法与基于压电偏摆镜的锁相环路实现的。利用由主星发射的三路独立的飞秒激光绝对距离测量获得子星靶标的3个微米精度的绝对信息, 其中微米精度是由飞秒激光的高时间分辨本领决定的;利用压电偏摆镜的锁相环路建立了星间自由光通信链路, 使得测距激光脉冲能够实时跟踪自由漂浮的子卫星角锥棱镜。给出了基于飞秒激光的相对导航以及基于压电偏摆镜的跟瞄系统锁相环路的设计方案并基于已有条件测试了压电偏摆装置的稳定性, 设计了跟瞄与测距系统集成方案, 为三路测距与跟瞄、并实现精确定位的实验演示验证打下了基础。实验上, 针对小卫星搭载的需求, 建立了一台高稳定性、高集成度、全保偏结构的掺铒光纤飞秒激光源, 测距、跟瞄与星间时钟统一的工作将主要依赖该飞秒激光源展开。编队控制方面:分析了编队卫星的动力学机理。以近距离航天器相对运动方程为基础, 分析了编队飞行的基本特性, 分析了不同动力学模型的特点, 确立了不同应用场合下动力学模型的选取准则。然后, 考虑到微小卫星质量与载荷限制导致携带燃料有限, 而编队初始化是个能耗较大的变轨过程, 基于Gauss伪谱法为编队初始化过程设计了最优轨迹。最后, 研究了卫星编队构型保持控制问题。首先确定了主从式的卫星编队协同控制结构。在该控制结构下, 基于非线性相对轨道模型, 分别采用传统滑模控制方法、自适应滑模控制方法设计了构型保持控制器, 并对所设计的控制算法进行了仿真验证, 验证了所设计控制算法的鲁棒性。

关键词：飞秒,绝对距离测量,光束跟踪,自适应滑模法