“天问一号”火星环绕器测控通信技术特点

李金岳 ,  牛俊坡 ,  徐锡超 ,  王民建 ,  何春黎

科学技术与工程 ›› 2026, Vol. 26 ›› Issue (15) :6633-6647

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科学技术与工程 ›› 2026, Vol. 26 ›› Issue (15) :6633-6647 DOI: 10.12404/j.issn.1671-1815.2504319
航空、航天

“天问一号”火星环绕器测控通信技术特点

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Characteristics of TT&C Communication Technology of Tianwen-1 Mars Orbiter

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摘要

随着首次自主火星探测任务取得圆满成功,未来中国的探测器将飞向越来越远的深空。对于深空探测器,其工作环境与地球卫星有较大区别,因此测控系统的设计与地球卫星相比既有联系又有区别。通过“天问一号”火星环绕器的测控分系统设计、研制和飞行验证情况,对深空探测器测控通信方面的主要技术特点进行了总结,特别针对全飞行过程测控天线的波束覆盖、探测器飞行轨道测定、微弱信号载波捕获跟踪能力、多通道多模式高集成通信和自主控制技术等方面进行分析论述,可为未来中国深空探测器测控分系统的设计提供参考。

Abstract

With the successful completion of China’s first independent Mars exploration mission, future probes will venture into increasingly distant deep space. For deep space probes, due to significant differences in their operating environment compared to Earth satellites, the design of the tracking, telemetry, and command (TT&C) system is both related to and distinct from that of Earth satellites. Based on the design, development, and flight verification of the TT&C subsystem of China’s “Tianwen-1” mars orbiter, the main technical characteristics of deep space probe TT&C and communication systems were summarized. Particular emphasis was placed on analyses of beam coverage of TT&C antennas throughout the entire flight, trajectory determination, capability for acquisition and tracking of weak signal carriers, multi-channel and multi-mode highly integrated communication, and autonomous control technologies, which can provide a reference for the design of TT&C subsystems for future Chinese deep space probes.

Graphical abstract

关键词

深空探测器 / 天问一号 / 测控通信 / 飞行验证

Key words

deep space probe / Tianwen-1 / TT&C / flight verification

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李金岳, 牛俊坡, 徐锡超, 王民建, 何春黎. “天问一号”火星环绕器测控通信技术特点[J]. 科学技术与工程, 2026, 26(15): 6633-6647 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2504319
LI Jin-yue, NIU Jun-po, XU Xi-chao, WANG Min-jian, HE Chun-li. Characteristics of TT&C Communication Technology of Tianwen-1 Mars Orbiter[J]. Science Technology and Engineering, 2026, 26(15): 6633-6647 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2504319

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随着科技的飞速发展,中国首次自主火星探测任务“天问一号”的圆满成功[1],标志着中国在深空探测领域迈出了坚实的一步。此次任务的成功离不开先进的测控通信技术的支持[2],与近地轨道卫星相比,深空探测面临着更为严峻的工作环境和技术挑战。因此,火星环绕器测控分系统的设计必须适应这些独特的条件。
深空探测器的基本测控任务虽然与地球卫星相似,但由于其飞行轨道远离地球且通信时延长、信号微弱、定轨要求高等特点, 对测控系统的需求具有特殊性。为了在深空探测器的研制过程中有针对性地确定高可靠测控系统的方案,必须深入分析和研究深空探测测控系统需求的特点,为制定测控系统的方案提供充分的依据。
国外在深空探测器测控通信系统设计方面已形成完整的技术体系,以美国NASA(National Aeronautics and Space Administration)为代表。测控系统具备多频段(S/X/Ka波段)兼容能力,并构建深空通信网以确保信号的可靠接收[3],支持高码率数据传输与精确轨道测定。在天线波束覆盖方面,采用高增益定向天线与低增益全向天线结合的方式,确保各飞行阶段的可靠链路。轨道测定依赖高精度测距、测速与甚长基线干涉测量(very long baseline interferometry,VLBI)技术,结合差分单向测距(delta-differential one-way ranging,Δ-DOR)差分观测,实现厘米级速度和百米级位置定轨精度。针对微弱信号,应用低温接收机、高效信道编码与先进捕获跟踪算法[4],显著提升链路可靠性。通信系统普遍采用多通道、多模式集成架构,支持自主切换与故障重构。但这些方面未见详细论述。
结合“天问一号”火星环绕器的研制和在轨飞行情况,详细总结深空探测器测控通信的主要技术特点。将特别关注测控天线波束设计、飞行轨道测定、载波捕获跟踪能力以及信道复用等方面的技术创新和应用。通过这一系列的研究和探讨,希望能够为未来中国深空探测任务中测控分系统的设计提供宝贵的参考和借鉴。

1 全飞行过程测控天线的波束覆盖

1.1 技术方案

火星环绕器在不同的任务阶段,如发射段、巡航段(或称为地火转移段)、环火段(包含火星停泊段、中继通信段和科学遥感段),以及器箭分离、火星捕获、器器分离等关键段,如图1所示[5]。必须在地面站可见的时间段内具备保持与地面的无线电上下链路畅通的能力。这是确保顺利完成航天器测控任务的基本要求和前提。对于远距离的深空探测器,为了实现对地链路的实时畅通,需要分段考虑并复用多种天线波束。

环绕器配备了四种天线波束:±90°、±50°、±25°和±0.5°[6]。其中,±90°波束用于主动段和近地阶段,能够全向覆盖地球,与近地和月球卫星的测控天线设置一致;±50°波束用于巡航段测控以及全部飞行过程的上行遥控指令接收; ±25°波束用于器地距离大于1.76亿km时的下行数据发射,能够适应深空地面站对下行信号载波的捕获;±0.5°波束用于高速对地数传。

天线波束的±50°和±25°波束角是由太阳、环绕器和地球在空间中的相对位置决定的。将太阳-环绕器-地球连线之间的夹角(sun-probe-earth line,SPE角)定义为“日器地角”,如图2所示。环绕器在全过程飞行中需要太阳帆板对日获取能源,又要天线对地进行测控通信,通过“日器地角”确定太阳帆板指向与天线指向的关系[7-8]。

对于2020年发射窗口的火星环绕器,根据其发射日期和目标轨道的要求,计算出的理论巡航轨道表明,“日器地角”从发射初期的80°逐渐变化到最小5°,如图3所示。

在环绕火星飞行的轨道上,“日器地角”的变化范围则在0°~46°,如图4所示。

为了确保通信链路的畅通,在发射初期,天线波束角±50°可以覆盖较大的80°“日器地角”; 而在巡航段后期及环绕火星轨道上,天线波束角±25°能够覆盖最大46°的日器地夹角,考虑环绕器粗对日角度偏差±4°,所以天线波束最小50°角(即±25°)。

1.2 设计实施

环绕器天线设计除了考虑上面论述天线波束覆盖问题外,还需考虑测控传输距离、通信码速率、工作频率、天线增益性能等,这些与近地测控天线设计考虑约束相同。

环绕器采用三种类型的天线,即低增益天线、中增益天线和高增益天线,如图5所示,低增益天线和中增益天线安装在+X面,高增益天线安装在-Z面。低增益天线采用±90°和±50°的赋形波束设计,环绕器配置对称安装两副低增益天线形成全向空间覆盖,近地段实现遥控码率2 000 bps,遥测码率16 384 bps。中增益天线为±25°波束喇叭型天线,仅具备发射能力,能够在距离地球4亿km的情况下实现32 bps的遥测数据下行。

对于地球卫星中较多使用双臂螺旋或四臂螺旋天线实现不同赋形方向图要求,由于方向图宽度和增益指标难以达到指标要求。深空探测器多采用多模喇叭天线,结合波束赋形技术实现轴对称圆极化方向图,通常接收天线采用左旋圆极化,发射天线为右旋极化,增加隔离度。

火星环绕器在不同飞行阶段采用不同的姿态和天线配置以确保通信的稳定性和可靠性。巡航段时,环绕器的+X轴对日,-Z轴约束对地方向;环火段时,-Z轴对日,+X轴约束对地方向。

低增益天线的天线轴与+X轴和-Z轴各成45°安装,±50°波束增益可达+3 dBi(仿真频率7.145 GHz),如图6所示。

中增益天线主要用于安全模式下发射,其天线轴与+X轴成25°、与-Z轴成65°安装,±25°波束增益可达+10 dBi(仿真频率8.425 GHz),如图7所示。

火星环绕器采用上行接收数据热备份下行发射遥测冷备份工作模式,全飞行过程的天线指向情况如表1所示。

高增益天线采用2.5 m口径的抛物面设计,并具备一维展开和二维驱动功能,其轴向增益优于42 dBi的高增益特性确保了远距离下的高码率传输能力,能够在火星与地球之间维持优于1 Mbps高效的通信链路[9]。通过二维驱动机制,天线可以在环绕器的不同姿态下灵活调整方位角和俯仰角,以确保天线的±0.5°波束始终精确对准覆盖地球(图8),从而保障通信连接的稳定性和可靠性。

2 深空探测器的轨道测定技术

2.1 技术方案

近地卫星的轨道测定通常通过多站观测实现,地面测控站进行精密的测距、测速和角度测量,并结合星历数据与轨道动力学模型,利用卡尔曼滤波等算法完成轨道的确定与预测[10],这里深空与近地卫星轨道测定相同部分不进行论述。然而,深空探测器的轨道测定面临两大挑战:一是由于距离遥远导致接收信号微弱,增加了信号检测难度并降低了测距和测速的精度; 二是深空探测器与地面站之间的几何关系变化微小,不利于高精度轨道测量。为此,除了测速技术外,深空探测器主要依赖测距技术和甚长基线干涉测量(VLBI)等方法进行轨道测定。其中,VLBI技术对视线垂直方向上的轨道变化具有很高的灵敏度,而测距技术则在视线方向上的轨道变化上表现出较高的灵敏度,两者结合使用以确保高精度的轨道测定[11]。

2.2 测距技术

深空探测器的测距技术主要包括侧音测距、再生伪码测距和音码混合测距[12]。为了适应远距离测量需求并提高精度,侧音测距将主音频率从近地100 kHz提升至500 kHz,次侧音频率从20 kHz提升至100 kHz。如图9所示。

然而,随着深空探测器与地球距离的增加,接收到的上行信号强度显著减弱,导致下行侧音信号的精度下降。当接收信号强度降至-117 dBm以下时,侧音测距的精度已无法满足任务要求,此时需要采用再生伪码测距来确保测量的准确性。

2.2.1 侧音测距精度

测距精度受到多种因素的影响,包括太阳等离子体、大气层、地球定向、地面站位置精度,以及测距系统的距离零值和主侧音测得距离尾数中的随机误差。为了抵消这些影响,太阳等离子体的影响通常通过双频测量方式消除;大气层的影响则通过大气测量设备结合模型进行估计;地面站的测距零值通常采用实时校准方式,以减少误差[13]。这里主要讨论深空探测器上应答机的距离零值情况及其主侧音测得距离尾数中的随机误差影响。应答机的距离零值受工作温度、载波信号的频偏和输入信号强度等因素影响。如图10、图11所示,“天问一号”应答机测试统计值。

由于通过地面站对接上行频率补偿,火星环绕器在轨接收到的信号频偏在-10~10 kHz变化,应答机的工作温度约为15 ℃,其距离零值精度保持在0.1 m以内; 远距离接收到的信号强度在-100~-110 dBm范围内变化时,距离零值精度同样保持在0.1 m以内。因此,应答机自身的测距误差在0.1 m以内。

主侧音测得距离尾数中的随机误差[14], 取决于热噪声在主侧音锁相环中引起的相位抖动的幅值σθno,其计算公式为

σθno=$\frac{1}{\sqrt{2{(\mathit{S}/\mathit{N})}_{2{\mathit{B}}_{\mathrm{n}\mathrm{o}}}}}$

式(1)中:(S/N)2Bno是信噪比。侧音的时间抖动公式为

τ=$\frac{{\mathit{\sigma }}_{{\mathit{\theta }}_{\mathrm{n}\mathrm{o}}}}{2\mathrm{\pi }{\mathit{f}}_{\mathrm{T}}}$

式(2)中: fT为测距信号的频率。侧音的测距误差公式为

σR=$\frac{\mathit{C}}{2\mathrm{\pi }{\mathit{f}}_{\mathrm{T}}}\frac{1}{\sqrt{2{(\mathit{S}/\mathit{N})}_{2{\mathit{B}}_{\mathrm{n}\mathrm{o}}}}}$

式(3)中:C为光速,通常取 3×108m/s。

环绕器的fT=500 kHz,主侧音信噪比约为46 dB,所以相位抖动引起的测距误差0.3 m,由应答机自身测距零值和主侧音抖动引起的误差约0.4 m[15]。

2.2.2 再生伪码测距精度

再生伪码测距技术通过在航天器上重新生成测距码,有效去除了上行信号中的噪声干扰,从而显著提升了下行链路的信噪比,解决了低信噪比环境下测距精度不足的问题[16]。

“天问二号”和“天问三号”运用了再生伪码测距技术,使得上行信号的伪码解调门限达到了-148 dBm,相比侧音测距技术,测距信道性能提升了超过30 dB,并且测距距离提高了32倍。

再生伪码测距的精度受到多种因素影响,主要包括测距时钟分量的信噪谱密度比(PRC/N0)、伪码时钟速率(FRC)和码片跟踪环路带宽(BL)以及应答机自身的伪码测距误差。

应答机自身的伪码测距误差主要包括硬件误差、时钟误差和相位噪声等,这些误差会导致测距结果出现偏差。为了校正这些误差,通常会在地面进行不同温度和信号强度条件下的距离零值测试,这一过程类似于应答机的侧音测距误差测试[17-18]。

应答机的再生伪码以方波形式下行,测距误差公式为

σlw=$\frac{\mathit{C}}{8\sqrt{2}{\mathit{F}}_{\mathrm{R}\mathrm{C}}}\sqrt{\frac{{\mathit{B}}_{\mathrm{L}}}{{\mathit{P}}_{\mathrm{R}\mathrm{C}}/{\mathit{N}}_{0}}}$

式(4)中: σlw为测距误差,m; C为光速。当再生伪码为正弦波时,测试误差公式为

σlw=$\frac{\mathit{C}}{4\mathrm{\pi }{\mathit{F}}_{\mathrm{R}\mathrm{C}}}\sqrt{\frac{{\mathit{B}}_{\mathrm{L}}}{{\mathit{P}}_{\mathrm{R}\mathrm{C}}/{\mathit{N}}_{0}}}$

当伪码的码片速率(2倍于伪码时钟速率)为2.048 Mchip/s,环路带宽(BL)为1 Hz,且信噪谱密度比(PRC/N0)为30 dB时,下行方波测距误差为0.81 m,下行正弦波测距误差为0.73 m。所以在相同信噪比状态下,再生伪码测距的测距精度好于侧音测距方式。

2.3 VLBI技术

甚长基线干涉测量(very long baseline interferometry,VLBI)是一种通过地面多个射电望远镜同时观测同一深空目标,利用干涉测量技术以提高测量精度的方法。深空探测器为VLBI测量提供DOR侧音信号,这些侧音与下行主载波信号相干。具体来说,S频段载波的DOR分频比为主载波频率的1/600,X频段的DOR分频比为主载波频率的1/2 200和1/440,而Ka频段的DOR分频比为主载波频率的1/8 400、1/1 680和1/420[19-20]。

例如,火星环绕器的X频段DOR配置如图12所示,共有4个DOR侧音,以主载波为中心左右对称分布,相对主载波频率约为±4 MHz和±20 MHz。为了在测控非相干模式下保持主载波的稳定性,需要配备高稳定时钟,从而确保高精度的VLBI测量。

VLBI测量的时延τ在主站测得,地球基线上两VLBI站至探测器的距离差除以光速C,如图13所示。在精确测量条件下,时延的测量模型为

τ=$\frac{{\mathit{\rho }}_{1}-{\mathit{\rho }}_{2}}{\mathit{C}}$=$\frac{1}{\mathit{C}}$[$\left|\mathit{r}(\mathit{t}-\mathrm{\Delta }{\mathit{t}}_{1})-{\mathit{R}}_{1}\left(\mathit{t}\right)\right|$-$\left|\mathit{r}(\mathit{t}-\mathrm{\Delta }{\mathrm{t}}_{1})-{\mathit{R}}_{2}(\mathit{t}-\mathit{\tau })\right|$]

式(6)中:ρ1和ρ2分别为地面VLBI主站和副站至探测器的距离;t和t-τ分别为主站和副站接收信号时刻;t-Δt1为探测器发射信号时刻;r为探测器位置矢量;R1和R2分别表示主站和副站的位置矢量。由于t和R1(t)为已知量,可以利用探测器星历迭代计算r(t-Δt1)和R2(t-τ),从而计算出VLBI时延测量[21]。

根据火星环绕器的在轨测定数据分析,VLBI的时延测量的误差为0.11 ns(相当于0.033 m)[22],中国地面VLBI主站(马山站)与副站(南山站)之间的基线距离约3 200 km[23],并且火星探测器位于距离地球约1.96亿km的位置时,在与视线垂直方向上的单点测轨误差大约为2 km。可通过以下计算得出:1.96×108 km/3 200 km×0.033 m≈2 km。

3 深空探测微弱信号捕获跟踪技术

深空测控通信需要克服巨大空间距离下的射频信号衰减,因此深空测控系统必须具备检测极微弱信号的能力,以实现超远距离的深空测控通信。例如,火星环绕器最远距离地球约4亿km,在X频段8.4 GHz的信号空间衰减达到282.5 dB。当使喀什深空站的35 m口径的天线发射信号,其有效全向辐射功率(effective isotropic radiated power,EIRP)为104 dBW时,到达火星的射频信号强度仅为-148.5 dBm,这比地球附近卫星接收到的信号强度弱大约1万倍[6]。

深空探测器采用高灵敏度接收系统来实现对微弱信号的捕获、跟踪和解调。灵敏度是衡量这一过程的重要指标,它分为系统灵敏度和单机灵敏度。系统灵敏度是指天线输出端接收到的,能使整个系统正常工作的最小信号强度;而单机灵敏度则是指单个设备输入端接收到的,能使该设备正常工作的最小信号强度。通常,灵敏度用分贝毫瓦(dBm)表示,也可以用场强(μV/m)来表示。系统灵敏度需要考虑天线后端的高频电缆和微波网络带来的信号损耗。因此,系统的整体灵敏度等于单机灵敏度减去由高频电缆和微波网络引起的损耗[24],如图14所示。

单机灵敏度取决于模拟部分的噪声系数和数字部分的带宽。其中,噪声系数主要由模拟部分的前置放大器(即前端低噪声放大器)决定,该放大器功能可以放置在应答机内部或天线后端。数字部分的带宽则主要由应答机的数字基带中数字环路带宽决定。这两者共同影响着单机接收系统的整体性能。

3.1 噪声系数

接收系统并非理想状态,会在接收到的信号中引入额外的噪声,从而导致信号质量恶化。这种恶化的程度用噪声系数来表示。噪声系数定义为接收系统带宽内的总噪声与仅存在热噪声时的噪声之比(即系统噪声与热噪声之比),该噪声系数只存在模拟部分。可以通过频谱仪或噪声系数分析仪等测试设备测量当输入信号为零时接收系统的输出端噪声与输入端噪声,并通过两者之间的比值来确定噪声系数,如图15所示[25]。

系统噪声系数(Nr)也可以通过以下公式计算得出:Nr=L1+Np+D,如图16所示。其中:L1表示天线到前置放大器之间的损耗;Np表示前置放大器的噪声系数,也就是第一级低噪放的噪声系数; D表示前置放大器之后各个部分引起的系统噪声衰减,其计算公式D=(N2-1)/G1+(N3-1)/(G1G2)+…。进一步分解,L1 包含两部分:L1=L'1+L″1,L'1为接收端口到天线端口的损耗,L″1为接收端口到第一低噪放前的损耗,G1为第一低噪放的放大倍数,N2为第二低噪放的噪声系数, N3为第三低噪放的噪声系数,G2为第二低噪放的放大倍数。由于D与放大倍数成反比,并且当放大倍数非常大时,D可以忽略不计,因为放大倍数非常大,所以D非常小可以忽略不计,因此系统噪声系数可以近似简化为Nr≈L1+Np。

为了减小系统的噪声系数,前置放大器应尽量放置在微波网络的前端、天线的后端,越接近天线的位置,系统噪声系数越低[26]。

具体到环绕器的设计中,考虑到测控分系统重量和链路情况,将前置放大器放置到深空应答机内部。第一低噪声放大器采用了NC1097C-609低噪声放大芯片,其噪声系数仅为1.1 dB[27],因此,整个应答机的单机噪声系数测试值达到了1.46 dB。而由于前端高频电缆和微波网络等影响,系统噪声系数达到3.46 dB。

3.2 应答机数字部分

应答机的数字部分包括高速A/D采样、数字混频、FFT(fast Fouier transform)谱分析、锁频环(frequency-locked loop,FLL)、数字滤波、锁相环(phase-locked loop,PLL)和副载波解调等模块,如图17所示。

其中,FFT谱分析和锁频环(FLL)模块主要用于提升捕获灵敏度[28],锁相环(PLL)用于确保跟踪灵敏度[29],而副载波解调模块则决定解调灵敏度[30]。

在环绕器的全任务周期中,多普勒频率范围为-300.808~537.098 kHz。通过与地面测控系统的协调,实际任务中由地面系统对上行信号进行多普勒补偿,以抵消到达应答机接收机入口处的频率偏差,确保应答机能成功捕获上行载波。根据X频段应答机的接收频率和稳定度要求,接收机的频率不确定度需优于±100 kHz。多普勒变化率在-28.76~539.25 Hz/s,其中539.25 Hz/s仅在环绕器与火箭分离后首次进入测控弧段时出现,此后均小于100 Hz/s。因此,远距弱信号状态下接收系统的扫描速率要求优于100 Hz/s。

载波捕获方法采用时分复用的二维快速傅里叶变换(FFT)辅助锁频环(FLL)进行动态捕获[31]。具体来说,该方法通过对载波的多普勒频偏fd和载波的多普勒变化率f'd进行二维FFT变化,确定载波信号,并将结果提供给FLL环完成载波捕获。为了减少乘法器资源的占用,通过时分复用的方法优化资源利用,可采用百万门 FPGA(field-programmable gate array) 实现其功能。具体实现中,将fd的范围(-100~100 kHz)以16 kHz为步进划分为13个区间,将f'd的范围(-100~100 Hz/s)以3 Hz/s为步进划分为67个离散值。这样,共对13×67=871个区间分时进行 16 384点的FFT运算,频率分辨率为1 Hz。由于栅栏效应,带宽约为2 Hz。当载波信号与噪声的峰均比(S/N)≥14 dB时,(图18)捕获概率极大,捕获灵敏度计算为-174+1.5+10lg2+14=-155.5 dBm。天问一号应答机测控对接时捕获灵敏度达到-155 dBm[32]。

载波跟踪要依赖于载波捕获模块提供的先验信息,以实现锁相环路的快速精准锁定跟踪,如图19所示。载波捕获模块提供预估计的多普勒频偏(fd) 和多普勒变化率(f'd),并将这些信息传递给后级的数字控制振荡器(numerically controlled oscillator,NCO)[33]。载波跟踪模块基于锁相环(PLL),利用来自捕获模块的初始信息,完成对残余载波频偏的锁定,从而实现对上行载波的精确跟踪。

为了确保高灵敏度的跟踪能力,当深空应答机接收信号强度弱于-125 dBm时,数字锁相环采用三阶环模式,能够有效滤除信号中的噪声,提高信噪比[34]。当信号处于中强电平(高于-125 dBm)时,为了适应快速捕获需求,系统切换为二阶环模式,以更好地应对较大的相位波动,确保快速而准确的跟踪性能。

环路滤波器的带宽为10 Hz,一般环路信噪比在6 dB以上以保证PLL能稳定入锁。跟踪灵敏度=-174+1.5+10lg10+6=-156.5 dBm。地面测试时跟踪灵敏度接近-157 dBm。

为应对突发遥控工作模式,在物理层传输结构中设置256比特本地引导序列,载波捕获和跟踪模块分离出副载波信号,并通过正交下变频将其转换为基带I路信号和Q路信号,完成滤波处理。利用本地引导序列,通过FFT估计监测遥控工作的起始时间,同时估计当前码速率和副载波频偏。随后,将估计的频偏置入Costas环中,并启动与当前码率对应的 Costas 环进行同步捕获和跟踪。Costas 环输出经判决后的遥控比特,从而实现对遥控副载波信号的精确解调[35],如图20所示。

由于码数率为7.8125 bps,所以选择数字带宽为16 Hz,解调所需的信噪比为11.6 dB(含解调损耗2 dB),BCH(63,56)编码增益为2.1 dB[36],则解调灵敏度=-174+1.5+10lg16+11.6-2.1=-151 dBm。

“天问一号”X频段深空应答机的载波捕获和跟踪频率范围限定在±100 kHz以内,载波捕获灵敏度约为-155 dBm,载波跟踪灵敏度约为-157 dBm,而解调灵敏度可达到-151 dBm的水平[6]。

4 多通道多模式高集成通信技术

由于深空探测器与地球之间的距离极其遥远,自由空间链路衰减显著,近地卫星的单个工作模式和单一通信通道难以满足全程上下行通信的需求。为此,采用多通道、多模式的高集成测控数传一体化通信技术,以确保火星探测任务中数据传输的高效性和可靠性[37]。

4.1 多模式通信技术

深空探测器对地球数据传输有专用通信频段,防止地球其他射频信号干扰,火星探测器下行主要采用X频段8 400~8 450 MHz进行测控通信,总体带宽仅为50 MHz。随着目前有十多颗火星探测器同时运行,通信带宽变得非常紧张。因此,探测器采用了测控与数据传输一体化模式,以减少带宽占用[38]。根据国际CCSDS 401-B标准,对火星区域高速传输任务的带宽进行了限制,码速率与最大容许带宽的关系需满足特定曲线要求如图21所示。

具体而言,最大容许带宽(B25)与码速率(Rs)的关系为B25(MHz)=kRs/(0.41+Rs),其中k = 8.53适用于所有火星任务,而k = 12.5适用于非火星任务。根据该曲线,2 Msps时占用带宽为7.07 MHz,即在±3.54 MHz处需抑制至低于峰值25 dB;4 Msps时占用带宽为7.74 MHz即在±3.87 MHz处需抑制至低于峰值25 dB[39]。

对地数据传输时,需采用能量较为集中的抑制载波调制方式,以最大限度利用载波功率,同时为了满足带外抑制的要求,天问一号的数传采用了两种调制方式:对于低于1 024 kbps码率传输,使用二相移键控(binary phase shift keying,BPSK)调制; 而对于高于1 024 kbps码率传输,则采用四相移键控(quadrature phase shift keying,QPSK)调制。

此外,对于测控通信,采用应用广泛、成熟可靠的残留载波测控体制,由于深空通信涉及低信噪比下较低码速率信号解调,相较于抑制载波调制方式,残留载波调制可以降低载波相噪对数据信号信噪比的影响,并且残留的载波也易于探测器应答机的捕获跟踪,天问一号的测控采用脉冲编码调制-二相移键控-相位调制(PCM-BPSK-PM)的调制方式。具体的调制模式如图22所示[6]。

X频段深空应答机的上行信道信息包括遥控、测距2种模式,下行信道信息包括遥测、数传、测距、DOR信标、单信标等5种,表2所示为各种不同上下行信息组合共9种信道工作模式。

环绕器根据地面测试及在轨飞行的不同阶段,选择相应的信道模式以确保最佳通信效果。

根据任务特点和飞行过程的不同阶段,探测器的测控通信系统分为五种飞行工作模式,如图23所示。每次模式切换都需要进行相应的设置更改,以确保通信系统的最佳性能和可靠性。

模式一,主动段: 在运载火箭发射至器箭分离后对日姿态建立阶段,探测器采用上下行测控全向通信,这种通信方式能够有效防止由于轨道偏差和姿态指向误差等因素导致的初期链路建立不稳定问题。

模式二,地球逃逸模式: 探测器的飞行姿态已确定为对日定向,低增益天线对地指向确定,而高增益天线对地心指向还不能覆盖地面站,探测器采用上下行测控宽波束通信状态。

模式三,飞行常规模式: 探测器飞离地球,飞行姿态稳定如对日定向,且高增益天线的波束能够覆盖地面站,探测器采用上下行测控定向通信。这种通信方式确保了信号的强度和稳定性,提供高效的地面与探测器之间的数据传输。

模式四,轨道调整模式: 探测器需要进行轨道修正、制动捕获、轨道倾角调整等操作,这要求其姿态指向调整为机动基准,而非对日定向稳定姿态。此时,高增益天线难以实现对地定向。因此探测器采用低增益天线或中增益天线对地通信,轨道调整完后换切回飞行常规模式。

模式五,应急状态模式: 当探测器因能源或姿态系统等故障进入姿态粗对日工作状态或对日慢旋状态时,无法维持高精度的姿态指向控制[40]。此时,探测器将从高增益天线对地定向通信切换为低增益天线或中增益天线的宽波束对地通信状态,以确保在姿态不稳定的情况下仍能保持与地面站的应急通信。

4.2 多通道通信技术

深空探测器普遍采用多通道通信提高通信链路的可靠性: 上行遥控使用低增益宽波束通道和高增益定向通道,两个通道通常同时工作; 下行遥测也分为宽波束通道和定向通道,这些通道一般分时工作。“天问一号”火星环绕器上行通信具备3通道,包括两副低增益天线和一副高增益天线,并通过微波网络进行控制,如图24所示。

在近地段(即接近地球时),对天和对地的两路低增益天线通道同时工作,确保信号覆盖范围广且稳定;进入转移段后(即从地球飞往火星的过程中),对天的低增益天线与高增益天线同时工作,进一步提高通信的可靠性和数据传输速率。

如图25所示,下行通信包括四副天线:两副低增益天线、一副中低增益天线和一副高增益天线,这些天线通过微波网络连接到固态放大器(输出功率1 W或10 W)和行波管放大器(输出功率100 W),形成适用于不同地球距离和码速率的通信通道。具体来说,中增益天线与行波管放大器组合最远可在4亿km的距离上实现32 bps的对地通信码率; 中增益天线与固态放大器(10 W)组合最远可达到8 bps; 而高增益天线与行波管放大器组合在相同距离下实现高达1 Mbp[6]。

5 探测器测控通信自主控制技术

深空探测器发射升空后,测控通信系统作为探测器与地球之间保持联系的唯一纽带,必须具备强大的自主控制能力,以确保探测器在远离地球的深空环境中能够独立完成关键任务并减少对地面控制的依赖。该系统需具备自适应数据接收、自主故障诊断和自主进入应急模式等功能,从而保障探测器在各种复杂情况下的稳定运行和高效工作[41]。

5.1 自适应数据接收

深空探测器的上行数据接收能力与其姿态密切相关,当探测器姿态无法确保高增益天线精准对准地球时,远距离的高码率遥控将无法实现。此时,必须采用低码率遥控并通过宽波束低增益天线进行上行通信,以确保在姿态异常情况下仍能正常接收指令。因此,探测器需要具备自适应数据接收能力,以应对不同姿态下的通信需求。

环绕器设计了多种码速率的上行通道以适应不同阶段的大动态距离变化和多通道上行需求。系统共设置了四档上行码速率: 7.812 5、31.25、125、2 000 bps,以满足全过程的通信链路需求并优化数据传输效率。探测器上行遥控码速率检测端,能够对多档遥控码速率进行实时检测,确定遥控码速率,从而实现不同码速率下遥控数据的自适应调节,确保在各个阶段都能高效、稳定地接收和处理来自地球的指令[6]。 针对四档不同速率,通过采样率分别抽样至四种码率符号,进行存储再利用已知64个符号序列按时分进行差分相关,超过门限的速率档即认为码速率匹配,输出相应的挡位,如图26所示。

整个码速率自适应处理流程包括对i和q两路信号的预处理模块、码速率估计模块以及信号捕获及码率检测模块[42]。遥控码速率检测模块接收载波跟踪的同相支路积分结果,并用本地引导序列与积分结果进行相关累加。当输入的遥控引导头速率与本地引导头速率相同时,会得到最大的相关值。系统将取最大的累加结果与设定的门限进行比较,若超过门限,则认为遥控码率捕获成功,同时得到遥控码速率信息和数据转换时刻。这些信息随后被送入位同步模块,从而大大加快位同步环路的收敛速度,确保不同码速率的上行遥控数据能够被正确且自适应地接收。

5.2 自主故障诊断

深空探测器的测控通信面临距离远、时延大、信号弱和码速率低等问题,容易受到信道干扰的影响,尤其是对上行遥控指令的执行。例如,在从低增益天线切换到高增益天线发射模式时,需要依次执行多条指令,如应答机发射关、行放关、微波网络切换、行放开、应答机发射开等。如果其中一条指令(如行放关)因信道干扰未被正确接收,后续操作(如在100 W行放开机状态下切换微波网络)可能导致行放空载,进而可能烧毁行放输出。因此,深空探测器的测控通信系统必须具备自主故障诊断和回退功能,以确保在指令差错或故障发生时能够及时检测并采取措施,避免对整个通信功能和设备造成严重风险。

深空探测器通信系统的指令执行过程采用基于规则和遥测状态识别的方法进行自主故障诊断。一旦发现故障,系统将自动回退到前一状态模式或初始设定的工作状态,以确保系统的稳定性和安全性。“天问一号”火星环绕器的综合电子系统使用磁性随机存储器(magnetoresistive random access memory,MRAM)来存储测控通信工作状态字,这些状态字详细记录了系统的各种工作状态,状态字定义如表3所示[43]。

5.3 自主应急模式

无论是深空探测器还是近地卫星,当遇到能源故障或姿态异常时,都会进入粗对日应急模式。深空探测器与近地卫星的不同之处在于其天线波束角远小于近地卫星的天线波束角。因此,深空探测器采用了宽波束天线斜装和姿态对日慢旋模式,以扩大波束角覆盖范围,确保宽波束对地球的有效覆盖。

根据低增益天线波束±50°,布局-Z轴方向斜装45°,以及中增益天线波束±25°,布局+X轴方向斜装25°的情况,环绕器的应急模式采用+X对日慢旋模式。这种设计使得低增益接收和发射天线可以满足环绕器慢旋周期内均有可见弧段。给出了不同SPE角下的天线波束覆盖地球情况。

根据图27中角度关系,得到波束覆盖可用角度(∠4)和其他角度的关系为

cos∠4={(tg∠3)2+(tg∠1)2-(1/cos∠1)2-(1/cos∠3)2+2[cos∠2/(cos∠1×cos∠3)]}/(2tg∠3 tg∠1)=(tg∠3)/2-1/(2tg∠3)-1/(2tg∠3cos∠3cos∠3)+1.414×0.642 8/(tg∠3cos∠3)

在不同SPE角下,环绕器慢旋一圈,天线波束可覆盖的弧段比例为2∠4/360。如图28所示为SPE角在5°~70°变化时,低增益天线波束覆盖百分比的变化情况。从图28中可以看出,SPE角越大,覆盖百分比越低。具体而言,由于火星探测任务中的SPE角小于(46°+误差4°),且粗对日模式下的环绕器姿态误差为±4°,因此在该条件下,环绕器每圈低增益天线的覆盖百分比优于38.7%。

当环绕器距离地球的距离超过1.76亿km时,系统采用中增益天线,其波束角度为±25°,并且中增益天线沿+X轴方向斜装25°角。根据图7所示,在±25°的波束范围内,天线增益大于10 dB; 而在±30°的波束范围内,增益则大于8 dB。

通过计算分析得出,SPE角与地球覆盖率之间存在明确的关系,由图29可知,当环绕器采用中增益天线时,每圈天线波束覆盖地球的百分比为16%。

综上所述,对地通信下行和上行的环绕器每圈低增益天线的覆盖百分比为大于16%。环绕器对日慢旋时间既要适应上行接收遥控帧的时间,又要适应下行发射遥测帧的时间。

由于上行的接收波束宽±50°,遥控帧最短可以达到96字节,下行发射波束宽度±25°,测控遥测短帧256字节,因此主要考虑下行发射情况。若采用最低码速率8 bps传输,地面能够接收完整1帧。为了确保地面站能够接收到完整的256字节遥测帧,需要计算下行通信所需的最小慢旋时间:

T=(编码帧长×字节长/码速率)×2帧=512×8/8×2=17.07 min;

T/覆盖率=17.07/0.16=107 min。

107 min可以实现最低8 bps的完整1帧(段帧256字节)的下传,可以实现32 bps遥测的7帧数据的下传。

综上所述,安全模式下+X对日慢旋,最少一周时间为107 min,可以实现下行8 bps速率1帧遥测,32 bps码速率7帧遥测。

6 结论

对“天问一号”环绕器的测控通信方面的主要技术特点进行了总结,特别是在以下几个方面进行了深入分析和论述:针对不同距离下的天线波束覆盖设计进行了优化,实现了除天线遮挡外100%对地通信覆盖。例如,在环绕器距离地球大于1.76亿km时,采用中增益天线波束±25°对地通信及中增益天线沿+X轴方向斜装25°角的设计;通过精密的轨道测定技术,实现了对环绕器飞行轨迹的精确监控和调整,确保环绕器能够按照预定轨道顺利抵达火星并进入环绕轨道,例如采用500 Hz主侧音和VLBI测角在1.96亿km实现约2 km测量精度,达到国际同等水平; 环绕器采用二维快速傅里叶变换辅助三阶锁频环对微弱载波信号快速捕获和精确跟踪,实现了载波-157 dBm信号跟踪,达到国际先进水平[44];具备多通道多模式高集成通信能力,采用了测控数传一体化技术和精准模式切换和多通道技术,如“天问一号”采用上行3通道和下行4通道,结合不同增益天线,适应各种距离和码速率需求。在不同飞行模式下,如主动段、地球逃逸、常规飞行、轨道调整及应急状态,环绕器灵活切换通信方式,保障链路可靠性和信号质量; 环绕器需具备自适应数据接收、自主故障诊断和自主应急模式功能,以应对远距离、姿态异常等情况。这些技术成果不仅为本次火星探测任务提供了坚实的技术保障,也为未来中国深空探测器测控分系统的设计和发展积累了宝贵的经验和技术储备。

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