基于天鏈衛(wèi)星的箭載Ka頻段中繼用戶終端設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

翟高偉,梁晨光,趙錦瑾,鄧 昊

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

0 引言

運(yùn)載火箭天基測控技術(shù)是利用中繼衛(wèi)星系統(tǒng)來提高運(yùn)載火箭測控覆蓋率的一種技術(shù)手段。隨著航天事業(yè)的發(fā)展，地基測控方式的缺點(diǎn)逐步暴露了出來，表現(xiàn)為運(yùn)載火箭發(fā)射彈道存在測控空白、某些運(yùn)載火箭發(fā)射軌道涉及領(lǐng)土問題導(dǎo)致無法布船以及測量船的數(shù)量短缺影響發(fā)射周期。因此，航天測控通信系統(tǒng)從“地基網(wǎng)”向“天基網(wǎng)”發(fā)展已成為航天測控界的共識(shí)，天基測控必將成為今后運(yùn)載火箭測控手段的重要組成部分[1-8]。

在運(yùn)載火箭衛(wèi)星中繼系統(tǒng)中，中繼衛(wèi)星系統(tǒng)提供一條SSA返向低速鏈路和兩條KSA返向高速鏈路，箭載中繼終端安裝于火箭平臺(tái)，利用中繼衛(wèi)星系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)運(yùn)載火箭遙測數(shù)據(jù)的傳輸。運(yùn)載火箭與中繼衛(wèi)星間跟蹤方式主要有兩種，即程控跟蹤模式與自動(dòng)跟蹤模式[9-10]。目前國內(nèi)已有的S頻段箭載用戶終端采用的跟蹤方式為程控跟蹤模式，即箭載用戶終端提取運(yùn)載火箭平臺(tái)送來的位置、姿態(tài)信息，解算獲取運(yùn)載火箭與中繼衛(wèi)星的相對(duì)位置信息，通過波束控制器控制相控陣天線波束指向中繼衛(wèi)星，國內(nèi)首臺(tái)箭載S頻段中繼終端也已于2012年搭載于CZ-3C運(yùn)載火箭進(jìn)行首飛[2]。目前國內(nèi)運(yùn)載火箭使用的中繼用戶終端均為S頻段，遙測數(shù)據(jù)傳輸碼率普遍為2 Mbit/s以內(nèi)[5]；目前美國的中繼衛(wèi)星系統(tǒng)已發(fā)展至第三代中繼衛(wèi)星系統(tǒng)[11]，執(zhí)行NASA任務(wù)的運(yùn)載火箭均配置使用天基測控，主要為S頻段中繼用戶終端，遙測數(shù)據(jù)傳輸碼率普遍為3 Mbit/s以內(nèi)[12]。

隨著國內(nèi)航天事業(yè)的發(fā)展，5 Mbit/s，10 Mbit/s以及更高碼率遙測需求的提出，S頻段鏈路受到中繼衛(wèi)星系統(tǒng)SSA鏈路的限制以及天線安裝口徑等的限制，已不能滿足當(dāng)前測控需求，需要采用Ka頻段鏈路解決傳輸高碼率遙測數(shù)據(jù)的問題[3-4]。

本文研究了可應(yīng)用于運(yùn)載火箭的通用型Ka頻段中繼用戶終端技術(shù)，可支持20 Mbit/s的遙測數(shù)據(jù)傳輸碼率，論述了Ka頻段中繼用戶終端的設(shè)計(jì)方案及關(guān)鍵技術(shù)的解決措施，最后給出該終端的性能指標(biāo)。

1 Ka頻段中繼用戶終端設(shè)計(jì)方案

Ka頻段中繼用戶終端鏈路工作原理如圖1所示。Ka頻段中繼用戶終端接收火箭平臺(tái)的遙測數(shù)據(jù)，對(duì)其進(jìn)行編碼、調(diào)制、上變頻及功率放大后經(jīng)相控陣天線波束合成后發(fā)送至中繼衛(wèi)星，中繼衛(wèi)星通過自身對(duì)地Ka頻段信道回傳至衛(wèi)星地面站，地面站將接受的數(shù)據(jù)送至控制管理中心進(jìn)行數(shù)據(jù)解調(diào)處理；同時(shí)控制管理中心通過地面站向中繼衛(wèi)星發(fā)送遙控信息，中繼衛(wèi)星接收后通過Ka頻段信道轉(zhuǎn)發(fā)至箭載Ka頻段中繼用戶終端，Ka頻段中繼用戶終端接收后進(jìn)行下變頻、解調(diào)、譯碼后將遙控指令發(fā)送至火箭平臺(tái)。

1.1 設(shè)備組成

Ka頻段中繼用戶終端由Ka頻段相控陣天線和Ka頻段測控終端組成，其中Ka頻段相控陣天線由收發(fā)天線陣列、有源電路、波束控制器、電源及天線罩等構(gòu)成，Ka頻段測控終端包括Ka頻段接收信道、Ka頻段發(fā)射信道、綜合數(shù)字基帶、時(shí)鐘單元和電源等。

中繼用戶終端中的測控終端的接收信道包括選頻濾波器、低噪聲放大器、下變頻器、放大器、濾波器和AGC電路；發(fā)射信道包括上變頻器、放大器和濾波器；綜合數(shù)字基帶由A/D變換單元、D/A變換單元和數(shù)字處理電路構(gòu)成，其中數(shù)字處理電路由FPGA、DSP、接口電路等組成；時(shí)鐘單元包括高穩(wěn)定性恒溫晶振、鑒相器、VCO及環(huán)路濾波器，主要功能是產(chǎn)生上、下變頻所需的本振信號(hào)；電源包括保險(xiǎn)絲、防浪涌電路、EMI濾波器及DC/DC模塊，主要功能是將輸入的一次電源變換到各模塊相應(yīng)工作電壓。

中繼用戶終端中的相控陣天線包含T/R組件模塊、發(fā)射功分網(wǎng)絡(luò)模塊和接收合成網(wǎng)絡(luò)模塊；波束控制器模塊接收終端送來的波束指向角信息，進(jìn)行波控碼的計(jì)算后發(fā)送給T/R組件；電源模塊包括保險(xiǎn)絲、防浪涌電路、EMI濾波器及DC/DC模塊，主要功能是將輸入的一次電源變換到各模塊相應(yīng)工作電壓，并接收系統(tǒng)發(fā)送的大小功率控制信號(hào)控制天線工作模式；天線罩主要用于保護(hù)天線陣列。

設(shè)備組成如圖2所示。

1.2 工作流程

中繼衛(wèi)星發(fā)來的微弱信號(hào)由天線接收后進(jìn)入Ka頻段相控陣天線，經(jīng)相控陣天線R組件接收合成后送至Ka頻段測控終端的接收信道，接收信道對(duì)該微弱信號(hào)進(jìn)行低噪放大、濾波、下變頻和自動(dòng)增益控制，并輸出穩(wěn)定的中頻信號(hào)，送給綜合數(shù)字基帶進(jìn)行處理；綜合數(shù)字基帶對(duì)上行信號(hào)進(jìn)行載波、偽碼的快速捕獲與跟蹤、對(duì)解擴(kuò)后的指令數(shù)據(jù)流進(jìn)行位同步及卷積譯碼、將數(shù)據(jù)和位同步信號(hào)送出給火箭平臺(tái)，同時(shí)對(duì)火箭平臺(tái)送來的遙測數(shù)據(jù)流進(jìn)行編碼處理，并按TDRSS返向鏈路信號(hào)形式進(jìn)行BPSK調(diào)制，送Ka頻段發(fā)射信道；Ka頻段發(fā)射信道將該調(diào)制信號(hào)上變頻到Ka頻段，經(jīng)放大濾波后將Ka頻段信號(hào)輸出給相控陣天線；相控陣天線將Ka信號(hào)送至有源網(wǎng)絡(luò)，同時(shí)接收波束控制器發(fā)送的T組件陣元指向信息，將放大后的信號(hào)經(jīng)波束合成后的天線陣列轉(zhuǎn)發(fā)回中繼星。

圖2 Ka頻段中繼用戶終端組成框圖Fig.2 Ka-band terminal for launch vehicle link composing frame

Ka頻段中繼用戶終端的偽碼鎖定指示，載波鎖定指示、 AGC的控制電壓狀態(tài)、Ka收發(fā)信道鎖定指示、天線大小功率指示等工作狀態(tài)信息經(jīng)狀態(tài)指示接口送至火箭平臺(tái)。

2 關(guān)鍵技術(shù)

2.1 微波信道設(shè)計(jì)技術(shù)

Ka頻段發(fā)射信道將綜合數(shù)字基帶輸出的中頻信號(hào)搬移到Ka頻段，進(jìn)行濾波放大后輸出。針對(duì)Ka頻率高的特性，在混頻方式上著重進(jìn)行分析和設(shè)計(jì)。

Ka頻段發(fā)射信道模塊可分為信道部分及頻綜部分，信道部分采用諧波混頻方式將輸入的中頻信號(hào)變頻為Ka頻段信號(hào)輸出，同時(shí)完成放大及濾波功能。

目前常用的混頻方式主要有兩種：基波混頻和諧波混頻。由于現(xiàn)有的壓控振蕩器輸出頻率不能完全滿足Ka頻段的使用要求，若采用基波混頻方式，則需對(duì)壓控振蕩器的輸出頻率進(jìn)行倍頻處理，增加了電路設(shè)計(jì)的復(fù)雜度，在體積、功耗方面也帶來了不利影響，同時(shí)也不利于小型化設(shè)計(jì)的開展和實(shí)現(xiàn)，故在設(shè)計(jì)時(shí)采用了諧波混頻的方式。

諧波混頻主要是利用本振的N次諧波來跟RF信號(hào)混頻，通過輸出濾波器選出所需的信號(hào)，這種方式可以減低本振頻率至所需頻率的1/N，本振調(diào)諧范圍窄，簡化了本振的設(shè)計(jì)難度，實(shí)現(xiàn)了本振電路的小型化設(shè)計(jì)。

2.2 箭星指向算法技術(shù)

箭載相控陣天線和中繼衛(wèi)星之間相互指向，并完成信號(hào)的捕獲、跟蹤是箭載數(shù)據(jù)準(zhǔn)確回傳的前提。相控陣天線相對(duì)中繼星的指向角算法則尤為關(guān)鍵。

在飛行過程中，火箭實(shí)時(shí)軌跡坐標(biāo)和自身姿態(tài)一直在發(fā)生變化，通過箭星空間幾何分析及一系列相關(guān)坐標(biāo)轉(zhuǎn)換，可以明晰箭載相控陣天線至中繼衛(wèi)星指向角的算法[6]。

在飛行過程中，火箭實(shí)時(shí)軌跡坐標(biāo)和自身姿態(tài)一直在發(fā)生變化，通過箭星空間幾何分析及一系列相關(guān)坐標(biāo)轉(zhuǎn)換，可以明晰箭載相控陣天線至中繼衛(wèi)星指向角的算法。天線指向角度算法研究首先從常用坐標(biāo)系定義及相互轉(zhuǎn)換方法入手，研究分析星箭空間幾何關(guān)系；再根據(jù)飛行位置和姿態(tài)確定天線指向的計(jì)算方法[7]。

2.2.1 坐標(biāo)系定義

在衛(wèi)星中繼測控中，涉及不同的坐標(biāo)系。一般來說，發(fā)射場、中繼衛(wèi)星選用大地坐標(biāo)系，火箭彈道數(shù)據(jù)采用發(fā)射坐標(biāo)系，測控天線使用球面箭體坐標(biāo)系。

(1)地心直角坐標(biāo)系OXYZ

坐標(biāo)系原點(diǎn)在地心。OX在赤道平面內(nèi)指向某時(shí)刻t0的起始子午線(通常取格林威治天文臺(tái)所在子午線)，OZ軸垂直于赤道平面指向北極。OXYZ組成右手直角坐標(biāo)系。由于坐標(biāo)OX與所指向的子午線隨地球一起轉(zhuǎn)動(dòng)，因此這個(gè)坐標(biāo)系為一動(dòng)參考系,如圖3所示。

圖3 地心直角坐標(biāo)系Fig.3 Geocentric coordinate system

(2)地心直角慣性坐標(biāo)系OXIYIZI

在火箭起飛的瞬間，地心直角慣性坐標(biāo)系OXIYIZI與地心直角坐標(biāo)系OXYZ重合。地心直角慣性坐標(biāo)系在慣性空間保持不動(dòng)。

(3)發(fā)射慣性坐標(biāo)系OFxyz

在發(fā)射瞬間，坐標(biāo)原點(diǎn)與發(fā)射點(diǎn)OF重合，OFx軸在發(fā)射點(diǎn)水平面內(nèi)，指向發(fā)射瞄準(zhǔn)方向，OFy軸垂直于發(fā)射點(diǎn)水平面指向上方，OFz軸與xOFy面相垂直并構(gòu)成右手坐標(biāo)系。發(fā)射慣性坐標(biāo)系在慣性空間保持不動(dòng)，如圖4所示。

圖4 發(fā)射慣性坐標(biāo)系Fig.4 Launch inertial coordinate system

(4) 箭體坐標(biāo)系Oox1y1z1

坐標(biāo)原點(diǎn)Oo為火箭的質(zhì)心。Oox1為箭體外殼對(duì)稱軸，指向火箭的頭部。Ooy1在火箭的主對(duì)稱面內(nèi)，該平面在發(fā)射瞬時(shí)與發(fā)射坐標(biāo)系x1Ooy1平面重合，y1軸垂直x1軸。z1軸垂直于主對(duì)稱面，順著發(fā)射方向看去，z1軸指向右方。Oox1y1z1為右手直角坐標(biāo)系。該坐標(biāo)系在空間的位置反映了火箭在空中的姿態(tài),如圖5所示。

圖5 箭體坐標(biāo)系Fig.5 Launch vehicle coordinate system

(5)天線本體坐標(biāo)系Oxyz

坐標(biāo)原點(diǎn)O在箭軸上，Oz軸與箭體坐標(biāo)系的Ox1軸重合。Ox軸為天線的法線方向，Oxyz為右手直角坐標(biāo)系。假設(shè)天線安裝的位置使Ooy1軸對(duì)應(yīng)相控陣天線的法線方向，則天線本體坐標(biāo)系的Oy軸對(duì)應(yīng)箭體坐標(biāo)系的Oz1軸，Ox軸對(duì)應(yīng)箭體坐標(biāo)系的Oy1軸。

2.2.2 星箭空間的坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換

為了計(jì)算箭體指向中繼星的天線指向角度，需進(jìn)行相應(yīng)的坐標(biāo)變換，變換過程如圖6所示。

圖6 坐標(biāo)轉(zhuǎn)換過程Fig.6 The process of coordinate transformation

首先是將中繼衛(wèi)星在地心直角坐標(biāo)系中的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換至地心直角慣性坐標(biāo)系，然后再轉(zhuǎn)換至發(fā)射慣性坐標(biāo)系，進(jìn)而導(dǎo)出在發(fā)射慣性坐標(biāo)系中箭載相控陣天線指向中繼衛(wèi)星的向量Sf，然后將Sf轉(zhuǎn)換至箭體坐標(biāo)系中箭載相控陣天線指向中繼衛(wèi)星的向量So，由So可以得出在球面箭體坐標(biāo)系中箭載相控陣天線指向中繼衛(wèi)星的指向角αa，βa。

在星箭空間幾何分析中涉及的坐標(biāo)系變換有：地心直角慣性坐標(biāo)系和地心直角坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換關(guān)系，發(fā)射慣性坐標(biāo)系和地心直角慣性坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換，箭體坐標(biāo)系與發(fā)射慣性坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換。

(1)地心直角坐標(biāo)系OXYZ和地心直角慣性坐標(biāo)系OXIYIZI的轉(zhuǎn)換關(guān)系

(1)

式中，Rz為旋轉(zhuǎn)矩陣，如式(8)所示。ω為地球自轉(zhuǎn)的角速度，t為自火箭起飛開始的時(shí)間。

(2)發(fā)射慣性坐標(biāo)系OFxyz和地心直角慣性坐標(biāo)系OXYZ的轉(zhuǎn)換關(guān)系

(2)

(3)

(4)

式中，(XOF,YOF,ZOF)為發(fā)射點(diǎn)OF在地心直角慣性坐標(biāo)系的坐標(biāo)。(αOF,λOF,φOF)為發(fā)射點(diǎn)的大地方位角、大地經(jīng)度、大地緯度。(RX(-φOF),RY(90°+αOF),RZ(90°-λOF))為旋轉(zhuǎn)矩陣，旋轉(zhuǎn)矩陣表達(dá)式見式(5)～(7)。

(5)

(6)

(7)

(3)發(fā)射慣性坐標(biāo)系OFxyz和箭體坐標(biāo)系Oox1y1z1的轉(zhuǎn)換關(guān)系

(8)

式中，角φ為俯仰角，為箭體坐標(biāo)系Oox1軸在發(fā)射慣性坐標(biāo)系xOFy平面上的投影與OFx軸的夾角，投影在OFx軸的上方為正角。角φ為偏航角，為箭體坐標(biāo)系Oox1軸與發(fā)射慣性坐標(biāo)系xOFy平面的夾角，Oox1軸在xOFy平面的左方，角φ取正值。角γ為滾動(dòng)角，為火箭繞箭體坐標(biāo)系Oox1軸旋轉(zhuǎn)的角度，當(dāng)旋轉(zhuǎn)角速度矢量與Oox1軸方向一致時(shí)，角γ取正值。(Rx(γ)，Ry(φ)，Rz(φ))為旋轉(zhuǎn)矩陣，旋轉(zhuǎn)矩陣表達(dá)式見式(5)～(7)。

2.2.3 箭載中繼終端指向中繼衛(wèi)星的指向角α，β

中繼衛(wèi)星的經(jīng)度λ，地面到中繼衛(wèi)星的距離H，火箭飛行位置在發(fā)射慣性坐標(biāo)系中的坐標(biāo)為(xm，ym，zm)，發(fā)射點(diǎn)OF在地心直角坐標(biāo)系的坐標(biāo)為(XOF,YOF,ZOF)，發(fā)射點(diǎn)的大地方位角、大地經(jīng)度、大地緯度為(αOF，λOF，φOF)，在箭體坐標(biāo)系中火箭姿態(tài)數(shù)據(jù)的俯仰角、偏航角、滾動(dòng)角為(φ，φ，γ)，天線在火箭上的安裝角度θ，天線坐標(biāo)系的原點(diǎn)在箭體坐標(biāo)系x軸的坐標(biāo)為Δx。箭載中繼終端指向中繼衛(wèi)星的指向角計(jì)算方法如下

(1)中繼衛(wèi)星在地心直角坐標(biāo)系中的坐標(biāo)(XR,YR,ZR)

(9)

式中，α為地球赤道半徑。

(2)中繼衛(wèi)星在地心直角慣性坐標(biāo)系中的坐標(biāo)(XI,YI,ZI)

(10)

(3)中繼衛(wèi)星在發(fā)射慣性坐標(biāo)系中的坐標(biāo)(xR,yR,zR)

(11)

(4)發(fā)射慣性坐標(biāo)系中火箭指向中繼衛(wèi)星的向量Sf

(12)

(5)箭體坐標(biāo)系中火箭指向中繼衛(wèi)星的向量So

(13)

(6)天線本體坐標(biāo)系中火箭指向中繼衛(wèi)星的指向角αa，βa

(14)

αa=

(15)

(16)

式中，Sa為天線本體坐標(biāo)系中火箭指向中繼衛(wèi)星的向量。

國內(nèi)自2009年已開展對(duì)指向角度算法研究及軟件設(shè)計(jì)，并通過中繼對(duì)接試驗(yàn)對(duì)設(shè)計(jì)結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證，試驗(yàn)結(jié)果滿足設(shè)計(jì)要求，并已通過多型火箭的飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。Ka頻段中繼用戶終端根據(jù)某型號(hào)火箭實(shí)際飛行彈道進(jìn)行模飛計(jì)算的天線指向角α，β角度值如圖7所示，與實(shí)際飛行時(shí)指向角α，β曲線一致。

圖7 Ka頻段中繼用戶終端α，β實(shí)際模飛指向角度Fig.7 The angle value of actual simulation flight with α，β in Ka-band terminal

2.3 前向信號(hào)接收捕獲技術(shù)

前向鏈路主要用于接收中繼衛(wèi)星發(fā)送的遙控信息，因此要求具有較高的接收靈敏度，以保證火箭在飛行過程中的遙控安全性。根據(jù)終端的G/T值，以及前向傳輸信息速率，可以推算出終端接收所需的靈敏度要求。具體數(shù)值見表1。

由計(jì)算可知，要求Ka頻段中繼用戶終端保精度接收靈敏度要達(dá)到-140 dBW。一方面，上述論證中已經(jīng)考慮了存在天線指向偏差情況的影響，并且保留了6 dB的安全裕量。另一方面，衛(wèi)星遙控信號(hào)的接收靈敏度要求也不是越高越好，系統(tǒng)應(yīng)具有一定的抗干擾能力。

表1 Ka頻段中繼終端前向接收靈敏度計(jì)算表

在某火箭遙測系統(tǒng)應(yīng)用中，要求10 kbit/s信息速率接收靈敏度能夠達(dá)到-140 dBW，能夠滿足信息傳輸使用要求。

為提高接收解調(diào)的靈敏度,深入研究了數(shù)字AGC自動(dòng)增益控制技術(shù)、FFT技術(shù)與COSTAS環(huán)配合運(yùn)用的技術(shù)、數(shù)字信號(hào)處理中有效位截取技術(shù)等，最終達(dá)到了接收靈敏度-140 dBW的預(yù)期目標(biāo)，此時(shí)的捕獲時(shí)間均小于10 s，捕獲概率優(yōu)于90%。

2.4 熱控技術(shù)

Ka頻段中繼用戶終端在工作期間，受限于Ka頻段功率器件的效率，會(huì)產(chǎn)生大量熱量，需采用適當(dāng)?shù)臒峥丶夹g(shù)，及時(shí)引導(dǎo)散熱，提高產(chǎn)品的環(huán)境適應(yīng)能力，增強(qiáng)可靠性。

Ka頻段中繼用戶終端設(shè)計(jì)時(shí)采用的熱控技術(shù)主要有：

1)印制板增加導(dǎo)熱金屬槽，提高熱量傳導(dǎo)能力；

2)采用高效率T組件，合理布局；

3)外殼采用先進(jìn)的相變材料，增大產(chǎn)品自身熱容；

4)增加溫度檢測，實(shí)時(shí)上報(bào)溫度狀態(tài)；

5)采用大、小功率輸出模式，降低空閑時(shí)刻熱耗。

同時(shí)對(duì)相控陣天線開展常溫(+25℃)、高溫(+55℃)環(huán)境工況下實(shí)物測試，并進(jìn)行熱仿真工作。由圖8、圖9可知，在常溫(+25℃)工況下，天線全功率連續(xù)開機(jī)4 h，功放芯片最高溫度約為100℃，功放芯片正常工作允許的最高溫度為175℃，滿足正常工作要求；在高溫(+55℃)工況下，天線全功率連續(xù)開機(jī)2 h，功放芯片最高溫度約為115℃，功放芯片結(jié)溫最高為175℃，滿足正常工作要求。

2.5 通用化技術(shù)

由于不同型號(hào)運(yùn)載火箭存在不同的需求，中繼星用戶終端性能可能存在差異。針對(duì)不同用戶研制不同用戶終端，對(duì)用戶個(gè)體需求無疑是最優(yōu)的。但此模式必導(dǎo)致重復(fù)投資和研制，造成資源浪費(fèi)。因此，通過總結(jié)分析不同用戶的需求，利用先進(jìn)的模塊化設(shè)計(jì)思想，設(shè)計(jì)滿足用戶需求的通用化設(shè)備。

圖8 常溫(+25℃)工作溫度曲線Fig.8 Normal temperature(+25℃) working curve

圖9 高溫(+55℃)工作溫度曲線Fig.9 High temperature(+55℃) working curve

Ka頻段中繼用戶終端主要由Ka頻段測控終端和Ka頻段相控陣天線兩臺(tái)產(chǎn)品組成，每個(gè)產(chǎn)品分別有多個(gè)獨(dú)立的模塊組成，各個(gè)模塊功能獨(dú)立、設(shè)計(jì)獨(dú)立，具有較強(qiáng)適用性；可根據(jù)不同需求自由組合，達(dá)到設(shè)備外形不變、安裝尺寸不變、核心模塊不變即可兼容不同需求的目的。

通用型Ka頻段中繼用戶終端的研制成功，可以極大地節(jié)約人力物力資源，縮短產(chǎn)品的研制周期，同時(shí)提高產(chǎn)品的可靠性。

3 性能指標(biāo)

本文研究的Ka頻段中繼用戶終端，已經(jīng)成功應(yīng)用于新一代運(yùn)載火箭，為國內(nèi)首次應(yīng)用于運(yùn)載火箭的Ka頻段中繼用戶終端，在國內(nèi)處于領(lǐng)先水平。研制的Ka頻段中繼用戶終端設(shè)備實(shí)物如圖10所示，性能指標(biāo)如表2所示。

(a)測控終端

(b)相控陣天線圖10 Ka頻段中繼用戶終端設(shè)備實(shí)物圖 Fig.10 The photo of Ka-band terminal equipment

表2 Ka頻段中繼用戶終端主要性能指標(biāo)測試表

4 結(jié)論

近年來，隨著航天測控通信技術(shù)的突破性發(fā)展，運(yùn)載火箭天基測控已經(jīng)成為未來測控領(lǐng)域發(fā)展的主要方向。本文的研究成果可應(yīng)用于未來國內(nèi)運(yùn)載火箭平臺(tái)，可實(shí)現(xiàn)20 Mbit/s的高碼率天基遙測數(shù)據(jù)的傳輸，解決了國內(nèi)現(xiàn)役運(yùn)載火箭高碼率遙測傳輸?shù)男枨?，填補(bǔ)了運(yùn)載火箭高碼率天基測控領(lǐng)域的空白，為運(yùn)載火箭利用天基測控技術(shù)實(shí)現(xiàn)火箭全程測控和減少測量船出海的目標(biāo)打下堅(jiān)實(shí)的技術(shù)基礎(chǔ)，同時(shí)進(jìn)一步推動(dòng)了運(yùn)載火箭天基測控技術(shù)的發(fā)展。