LEO至HEO多轨道卫星测控系统及方法与流程

本发明涉及观测卫星
技术领域：
，特别涉及一种leo至heo多轨道卫星测控系统及方法。
背景技术：
：近年来，我国启动了一系列空间科学天文观测卫星工程项目，并积极与国际(主要以欧空局esa为代表)合作，共同开拓人类对空间天文认知的边界。比如svom卫星、ep卫星、asos卫星、mit星座、smile(太阳风-磁层相互作用全景成像，solarwindmagnetosphereionospherelinkexplorer，简称smile)卫星等。其中有部分卫星科学观测任务段需要从近地轨道(leo)至高椭圆轨道(heo)，如：磁层-电离层-热层耦合小卫星星座探测计划(简称mit星座)，卫星工作轨道由leo转移至近地点为1re(地球半径)，远地点为7re的heo任务轨道；smile卫星工作轨道由leo转移至近地点为5000km，远地点为19re的heo任务轨道。该类卫星从初始leo轨道到最终heo任务轨道的转移过程中存在大尺度星地距离变化和不同阶段卫星姿态指向变化的情况，到达最终heo轨道之后的整个任务运行期间同样存在该情况。目前，我国已成功开展多颗基于leo轨道的科学观测/探测卫星任务，如全球二氧化碳监测卫星、“悟空”暗物质探测卫星、“太极一号”微重力探测卫星等。成熟应用于该类卫星的常规测控方案存在一定局限性，无法直接应用于后续正在全面实施中的基于leo～heo多轨道任务的卫星。本发明对现有基于leo轨道任务卫星的传统测控系统方案进行改进设计，为基于leo～heo多轨道任务的卫星提供测控系统解决方案。常规型usb(unifieds-band，统一s波段)体制测控方案是目前国际通用的测控方案，下面对该体制方案进行简要介绍，并分析其应用于leo～heo测控任务存在的问题。常规型s频段统一载波测控系统组成如图1所示。由图1可知，常规型卫星平台统一载波测控系统由2副测控天线、1个微波网络、2台usb应答机、1副或2副gps接收天线和1台gps接收机组成，其中测控天线收发共用，天线1对天+z向安装，天线2对地-z向安装；4端口微波网络2端连接对天/对地天线，另2端连接应答机，实现对空间的近全向覆盖；两台收发合一的应答机设计完全一致，由双工器、接收机和发射机组成，两台应答机中的接收机互为热备份，发射机互为冷备份；gps接收机接收导航星信号进行定位定轨，作为卫星测定轨的辅助手段。leo～heo测控任务的特点体现在：卫星运行轨道距离远-近变化大，轨道运行过程复杂；由于观测任务需要，卫星姿态变化较大，对地姿态较少，要求卫星在轨工作全过程全空间对地可实时测控；根据该类卫星测控任务特点，在leo～heo测控任务中，采用常规型测控方案，会存在如下几方面问题：(1)卫星在轨飞行过程中，卫星可能存在长时间侧偏对地情况。而常规型测控方案通过微波网络将对天/对地天线进行组阵，组阵后的天线方向图，如图2所示，在侧偏近水平方向±15°内会形成干涉区，干涉区内的天线合成增益会存在多个凹陷区，影响链路的可靠性，不能满足leo～heo测控要求。(2)该类卫星在轨道转移过程中以及运行至heo轨道时，星地通信距离远，自由空间传输损耗大，常规型测控方案的发射输出信号功率eirp较小，无法满足下行通信链路建立要求；星上接收地面上行信号微弱，而常规型测控方案应答机接收灵敏度有限，也不能够满足上行链路要求。常规型测控方案eirp≥10dbm，以smile卫星的heo远地点为例，结合地球站的增益，经计算到达地球站的信号功率为-144dbm，而地球站的最低接收门限为-130dbm(参照美国深空测控网地球站指标)，因此常规型测控方案的eirp不能满足heo轨道任务的使用要求。根据中国测控网12m测控站的发射能力，经计算到达星上测控接收机的信号功率为-113dbm(以smile卫星为例)，而传统应答机上行接收灵敏度指标为-112dbm，极限接收灵敏度为-115dbm，上行链路余量较小，无法满足遥控链路需求。(3)在heo轨道时测控上行接收通道输入信噪比较低，需要尽可能减小测控发射射频输出对接收通道的干扰，而常规型测控方案采用收/发共用天线和应答机收/发双工器，这样收发隔离度较小，如果进一步增大发射功率及提高接收灵敏度，需要提高收发双工器的隔离度指标，具有较高工程实现难度。(4)传统方案的遥测发送速率只有一档，一般为8192bps，无法适应该类卫星星地距离的大尺度变化。此外，遥测信道一般无信道纠错编码，无法在降低发射功率的前提下提供充裕的遥测链路余量。(5)导航卫星发射波束宽度设计只考虑为地球表面附近区域提供信号覆盖，如图3所示，当航天器轨道高度高于2000km时，特别是高于导航星所在轨道面时，大部分区域导航信号将变得很微弱。常规leo轨道卫星星载gps接收机的接收灵敏度为-130dbm～-134dbm，变轨期间及heo轨道期间的接收定位效果差甚至完全无法定位，无法满足卫星测定轨需求。技术实现要素：本发明的目的在于提供一种leo至heo多轨道卫星测控系统及方法，以解决现有的测控方案无法应用于基于leo至heo变轨道任务卫星的问题。为解决上述技术问题，本发明提供一种leo至heo多轨道卫星测控系统，包括：测定轨模块，其被配置为以usb测定轨结合gnss测定轨的方式；遥控模块，其被配置为以两副测控收发天线合路实现全球波束覆盖，在所有轨道运行阶段接收遥控信号；第一遥测模块，其被配置为以两副所述测控收发天线合路实现全球波束覆盖，在leo轨道及变轨早期阶段发射小功率遥测信号；以及第二遥测模块，其被配置为单天线发射模式实现半球波束覆盖，并通过两副所述测控发射天线切换实现分时全球波束覆盖，在变轨后期阶段及heo轨道阶段发射大功率遥测信号。可选的，在所述的leo至heo多轨道卫星测控系统中，所述leo至heo多轨道卫星测控系统包括第一应答机、第二应答机及六口微波网络，其中：所述第一应答机、所述第二应答机、两副所述测控收发天线及所述六口微波网络构成所述遥控模块及所述第一遥测模块；所述第一应答机与所述第二应答机均连接所述六口微波网络，并通过所述六口微波网络连接所述测控收发天线；所述小功率遥测信号通过所述第一应答机或所述第二应答机发送至所述六口微波网络，并通过所述六口微波网络发送至所述测控收发天线；所述遥控信号通过所述测控收发天线发送至所述六口微波网络，并通过所述六口微波网络发送至所述第一应答机和所述第二应答机。可选的，在所述的leo至heo多轨道卫星测控系统中，所述六口微波网络包括第一四口微波网络、第一双工器和第二双工器，其中：所述小功率遥测信号通过所述第一应答机发送至所述第一双工器，所述第一双工器将所述小功率遥测信号发送至所述第一四口微波网络的一端口，并通过所述第一四口微波网络发送至所述第一测控收发天线和所述第二测控收发天线；所述小功率遥测信号通过所述第二应答机发送至所述第二双工器，所述第二双工器将所述小功率遥测信号发送至所述第一四口微波网络的二端口，并通过所述第一四口微波网络发送至第一测控收发天线和第二测控收发天线；两台应答机的小功率发射机为冷备工作，即同一时刻只有一台小功率发射机发射遥测信号；所述遥控信号通过所述第一测控收发天线或所述第二测控收发天线发送至所述第一四口微波网络，并通过所述第一四口微波网络发送至所述第一双工器，并通过所述第一双工器发送至所述第一应答机；所述遥控信号通过所述第一测控收发天线或所述第二测控收发天线发送至所述第一四口微波网络，并通过所述第一四口微波网络发送至所述第二双工器，并通过所述第二双工器发送至所述第二应答机；所述第一测控收发天线对天+z向安装，所述第二测控收发天线对地-z向安装。可选的，在所述的leo至heo多轨道卫星测控系统中，所述第一应答机和所述第二应答机均包括射频接收通道、射频发射通道及基带数字信号处理器，其中：所述第一应答机和所述第二应答机互为备份；所述基带数字信号处理器连接在星务计算机与所述射频接收通道及射频发射通道之间；所述射频接收通道的另一端连接所述第一双工器或所述第二双工器；所述射频发射通道的另一端连接所述第一双工器或所述第二双工器。可选的，在所述的leo至heo多轨道卫星测控系统中，所述leo至heo多轨道卫星测控系统还包括微波开关、第一功率放大器、第二功率放大器及第二四口微波网络，其中：所述第一功率放大器及所述第二功率放大器分别集成于所述第一应答机和所述第二应答机中；两副所述测控发射天线、所述微波开关、所述第一应答机、所述第二应答机及所述第二四口微波网络构成所述第二遥测模块；所述第一应答机与所述第二应答机分别连接所述第二四口微波网络的一端口和二端口，所述第二四口微波网络的三端口和四端口分别连接所述第一功率放大器和所述第二功率放大器，所述第一功率放大器和所述第二功率放大器通过所述微波开关连接第一测控发射天线和第二测控发射天线；所述第一测控发射天线对天+z向安装，所述第二测控发射天线对地-z向安装。可选的，在所述的leo至heo多轨道卫星测控系统中，所述小功率遥测信号通过所述第一应答机或所述第二应答机的射频发射通道发送至所述第二四口微波网络，并通过所述第二四口微波网络发送至所述第一功率放大器和所述第二功率放大器，所述小功率遥测信号被所述第一功率放大器或/和所述第二功率放大器放大后形成大功率遥测信号，所述大功率遥测信号通过所述微波开关被发送至所述第一测控发射天线或/和所述第二测控发射天线；对天发射的大功率遥测信号来自于所述第一功率放大器或所述第二功率放大器；对地发射的大功率遥测信号来自于所述第一功率放大器或所述第二功率放大器。可选的，在所述的leo至heo多轨道卫星测控系统中，所述微波开关切换实现两台大功率放大器与两副测控发射天线之间的交叉或直通连接；所述第二四口微波网络实现发射通道a/b与两台大功率放大器之间的交叉连接备份。可选的，在所述的leo至heo多轨道卫星测控系统中，所述leo至heo多轨道卫星测控系统还包括gnss接收机、两副gnss接收天线，其中：gnss接收机、两副gnss接收天线用于在卫星所有轨道阶段和不同姿态条件下为卫星提供测定轨信息，所述gnss接收机接收灵敏度为-144dbm；所述gnss接收机的一端连接所述星务计算机，另一端连接所述第一gnss接收天线及第二gnss接收天线；所述第一gnss接收天线对天+z向安装，所述第二gnss接收天线对地-z向安装。可选的，在所述的leo至heo多轨道卫星测控系统中，所述第一应答机和所述第二应答机被配置为遥控模式，以及大功率遥测发射模式或小功率遥测发射模式，所述第一应答机和所述第二应答机被配置为根据预先规划调整通信速率；在所有轨道阶段，所述遥控通信速率为2000bps，星上采用两副收发共用天线合路组成近全向波束接收上行遥控指令数据；在leo轨道阶段及变轨早期阶段，设置为所述小功率遥测发射模式，遥测速率固定为8192bps；在变轨后期阶段，所述大功率遥测发射模式与所述小功率遥测发射模式交替切换；在heo轨道阶段，设置所述大功率遥测发射模式，根据星地距离的远近采用4种速率之间切换向地面发送大功率遥测信号。本发明还提供一种leo至heo多轨道卫星测控方法，所述leo至heo多轨道卫星测控方法包括：测定轨模块设置为usb测定轨结合gnss测定轨的方式；遥控模块以两副测控收发天线合路实现全球波束覆盖，在所有轨道运行阶段接收遥控信号；第一遥测模块以两副所述测控收发天线合路实现全球波束覆盖，在leo轨道及变轨早期阶段发射小功率遥测信号；第二遥测模块以单天线发射模式实现半球波束覆盖，并通过两副所述测控发射天线切换实现分时全球波束覆盖，在变轨后期阶段及heo轨道阶段发射大功率遥测信号；当卫星姿态异常翻转时，同时打开两台大功放，分别通过两副测控发射天线发射出去，实现全时全球波束覆盖。在本发明提供的leo至heo多轨道卫星测控系统及方法中，通过测定轨模块以usb测定轨结合gnss测定轨的方式，遥控模块以两副测控收发天线合路实现全球波束覆盖，在所有轨道运行阶段接收遥控信号，第一遥测模块以两副测控收发天线合路实现全球波束覆盖，在leo轨道及变轨早期阶段发射小功率遥测信号，第二遥测模块以单天线发射模式实现半球波束覆盖，并通过两副测控发射天线切换实现分时全球波束覆盖，在变轨后期阶段及heo轨道阶段发射大功率遥测信号，实现了设置大、小两档发射功率以适应leo至heo轨道大尺度星地距离变化；另外，也实现了除设置收/发共用天线外，另单独设置大功率发射天线，增加收/发通道的隔离度，保证高灵敏度接收机低底噪工作；避免常规型测控收/发双工器电磁兼容性能受限的问题。进一步的，主要设计改进体现在以下几方面：(1)采用高灵敏度接收机，优化接收灵敏度指标，提高对上行微弱信号的接收能力；(2)采用大功放结合信道纠错编码的方案，既保证heo轨道远地端下行遥测链路余量又可减少系统功耗；小功放可保证leo轨道运行期间及变轨早期可满足itu无线电管理条例对航天器发射信号到达地球表面产生的功率通量密度的限制；(3)设置多档遥测速率，以适应leo至heo大尺度星地距离变化；(4)采用高灵敏度gnss接收机，比传统gps接收机提高10db以上；(5)同时改进gnss接收机接收算法，既可以接收与接收机宿主卫星位于地球同侧的导航星信号，又支持“漏星法”，即也可以接收从地球背面导航星发射的信号，进行联合定位解算。此外还兼容接收gps、bd和glonass三类导航信号，提高不同轨道阶段定位的连续性和可靠性。附图说明图1是现有的测控系统方案示意图；图2是现有的测控系统方案双天线合路方向图；图3是导航卫星波束覆盖示意图；图4是本发明一实施例的leo至heo多轨道卫星测控系统示意图；图5是本发明一实施例的leo至heo多轨道卫星测控系统收发共用天线波束覆盖形式示意图；图6(a)是本发明一实施例的常规情况对地大功率发射天线波束覆盖方式示意图；图6(b)是本发明一实施例的常规情况对地大功率发射天线波束覆盖方式示意图；图6(c)是本发明一实施例的常规情况对天大功率发射天线波束覆盖方式示意图；图6(d)是本发明一实施例的常规情况对天大功率发射天线波束覆盖方式示意图；图7(a)是本发明一实施例的leo至heo多轨道卫星测控系统异常情况大功率发射天线波束覆盖方式示意图；图7(b)是本发明一实施例的leo至heo多轨道卫星测控系统异常情况大功率发射天线波束覆盖方式示意图；图8是本发明一实施例的在轨期间大功率发射天线切换情况(倾角98.2°轨道,第一年)示意图；图9是本发明一实施例的heo轨道期间测控弧段规划示意图；图中所示：10-第一四口微波网络；20-第二四口微波网络。具体实施方式以下结合附图和具体实施例对本发明提出的leo至heo多轨道卫星测控系统及方法作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。本发明的核心思想在于提供一种leo至heo多轨道卫星测控系统及方法，以解决现有的测控方案无法应用于基于leo至heo变轨道任务卫星的问题。为实现上述思想，本发明提供了一种leo至heo多轨道卫星测控系统及方法，包括：测定轨模块设置为usb测定轨结合gnss测定轨的方式；遥控模块以两副测控收发天线合路实现全球波束覆盖，在所有轨道运行阶段接收遥控信号；第一遥测模块以两副所述测控收发天线合路实现全球波束覆盖，在leo轨道及变轨早期阶段发射小功率遥测信号；第二遥测模块以单天线发射模式实现半球波束覆盖，并通过两副所述测控发射天线切换实现分时全球波束覆盖，在变轨后期阶段及heo轨道阶段发射大功率遥测信号；当卫星姿态异常翻转时，同时打开两台大功放，分别通过两副测控发射天线发射出去，实现全时全球波束覆盖。<实施例一>本实施例提供一种leo至heo多轨道卫星测控系统，所述leo至heo多轨道卫星测控系统包括测定轨模块、第一遥测模块、第二遥测模块及遥控模块，其中：所述测定轨模块被配置为usb测定轨结合gnss测定轨的方式；所述遥控模块被配置为以两副测控收发天线合路实现全球波束覆盖，在所有轨道运行阶段接收遥控信号；所述第一遥测模块被配置为以两副所述测控收发天线合路实现全球波束覆盖，在leo轨道及变轨早期阶段发射小功率遥测信号；所述第二遥测模块被配置为单天线发射模式实现半球波束覆盖，并通过两副所述测控发射天线切换实现分时全球波束覆盖，在变轨后期阶段及heo轨道阶段发射大功率遥测信号。如图4所示，在所述的leo至heo多轨道卫星测控系统中，所述leo至heo多轨道卫星测控系统包括第一应答机(即图4中的usb应答机a)、第二应答机(即图4中的usb应答机b)及六口微波网络，其中：所述第一应答机、所述第二应答机、两副所述测控收发天线(即图4中的lpa收发共用天线)及所述六口微波网络构成所述遥控模块及所述第一遥测模块；所述第一应答机与所述第二应答机均连接所述六口微波网络，并通过所述六口微波网络连接所述测控收发天线；所述小功率遥测信号通过所述第一应答机或所述第二应答机发送至所述六口微波网络，并通过所述六口微波网络发送至所述测控收发天线；所述遥控信号通过所述测控收发天线发送至所述六口微波网络，并通过所述六口微波网络发送至所述第一应答机和所述第二应答机。另外，在所述的leo至heo多轨道卫星测控系统中，所述六口微波网络包括第一四口微波网络10、第一双工器(即图4中的双工器a)和第二双工器(即图4中的双工器b)，第一应答机包括射频接收通道a、射频发射通道a及基带数字信号处理器a，第二应答机包括射频接收通道b、射频发射通道b及基带数字信号处理器b，其中：所述第一应答机和所述第二应答机互为备份；所述基带数字信号处理器连接在星务计算机与所述射频接收通道及射频发射通道之间；所述射频接收通道的另一端连接所述第一双工器或所述第二双工器；所述射频发射通道的另一端连接所述第一双工器或所述第二双工器。如图5所示，所述小功率遥测信号通过所述第一应答机(图4中的射频发射通道a作为小功率发射通道a，功率为0.5w)发送至所述第一双工器，所述第一双工器将所述小功率遥测信号发送至所述第一四口微波网络的一端口，并通过所述第一四口微波网络发送至第一测控收发天线(对天收发天线)和第二测控收发天线(对地收发天线)；所述小功率遥测信号通过所述第二应答机(图4中的射频发射通道b作为小功率发射通道b)发送至所述第二双工器，所述第二双工器将所述小功率遥测信号发送至所述第一四口微波网络的二端口，并通过所述第一四口微波网络发送至所述第一测控收发天线和所述第二测控收发天线；两台应答机的小功率发射机为冷备工作，即同一时刻只有一台小功率发射机发射遥测信号；所述遥控信号通过所述第一测控收发天线或所述第二测控收发天线发送至所述第一四口微波网络10，并通过所述第一四口微波网络10发送至所述第一双工器，并通过所述第一双工器发送至所述第一应答机(射频接收通道a)；所述遥控信号通过所述第一测控收发天线或所述第二测控收发天线发送至所述第一四口微波网络10，并通过所述第一四口微波网络10发送至所述第二双工器，并通过所述第二双工器发送至所述第二应答机(射频接收通道b)；所述第一测控收发天线对天+z向安装，所述第二测控收发天线对地-z向安装。进一步的，在所述的leo至heo多轨道卫星测控系统中，所述leo至heo多轨道卫星测控系统还包括微波开关、第一功率放大器(即图4中的功放a)、第二功率放大器(即图4中的功放b)及第二四口微波网络20，其中：所述第一功率放大器及所述第二功率放大器分别集成于所述第一应答机和所述第二应答机中；两副所述测控发射天线(即图4中的hpa发射天线)、所述微波开关、所述第一应答机、所述第二应答机及所述第二四口微波网络20构成所述第二遥测模块；所述第一应答机与所述第二应答机的射频发射通道分别连接所述第二四口微波网络20的一端口和二端口，所述第二四口微波网络20的三端口和四端口分别连接所述第一功率放大器和所述第二功率放大器，所述第一功率放大器和所述第二功率放大器通过所述微波开关连接第一测控发射天线(对天发射天线)和第二测控发射天线(对地发射天线)；所述第一测控发射天线对天+z向安装，所述第二测控发射天线对地-z向安装。进一步的，在所述的leo至heo多轨道卫星测控系统中，所述小功率遥测信号通过所述第一应答机或所述第二应答机的射频发射通道发送至所述第二四口微波网络20，并通过所述第二四口微波网络20发送至所述第一功率放大器和所述第二功率放大器，所述小功率遥测信号被所述第一功率放大器或/和所述第二功率放大器放大后形成大功率遥测信号，所述大功率遥测信号通过所述微波开关被发送至所述第一测控发射天线(对天发射天线)或/和所述第二测控发射天线(对地发射天线)；如图6(a)、(b)、(c)、(d)和图7(a)、(b)所示，图中实线表示有信号(开机)，虚线表示无信号(关机)，对天发射的大功率遥测信号来自于所述第一功率放大器(功率为8w)或所述第二功率放大器；对地发射的大功率遥测信号来自于所述第一功率放大器或所述第二功率放大器。另外，在所述的leo至heo多轨道卫星测控系统中，所述微波开关切换实现两台大功率放大器与两副测控发射天线之间的交叉或直通连接；所述第二四口微波网络实现发射通道a/b与两台大功率放大器之间的交叉连接备份。如图4所示，在所述的leo至heo多轨道卫星测控系统中，所述leo至heo多轨道卫星测控系统还包括gnss接收机、两副gnss接收天线，其中：gnss接收机、两副gnss接收天线用于在卫星所有轨道阶段和不同姿态条件下为卫星提供测定轨信息，所述gnss接收机接收灵敏度为-144dbm；所述gnss接收机的一端连接所述星务计算机，另一端连接所述第一gnss接收天线(对天)及第二gnss接收天线(对地)；所述第一gnss接收天线对天+z向安装，所述第二gnss接收天线对地-z向安装。具体的，在所述的leo至heo多轨道卫星测控系统中，所述第一应答机和所述第二应答机被配置为遥控模式，以及大功率遥测发射模式或小功率遥测发射模式，所述第一应答机和所述第二应答机被配置为根据预先规划调整通信速率；在所有轨道阶段下，所述遥控通信速率为2000bps，星上采用两副收发共用天线合路组成近全向波束接收上行遥控指令数据；在leo轨道阶段及变轨早期阶段，设置为所述小功率遥测发射模式，遥测速率固定为8192bps；在变轨后期阶段，所述大功率遥测发射模式与所述小功率遥测发射模式交替切换；在heo轨道阶段，设置所述大功率遥测发射模式，根据星地距离的远近采用4种速率之间切换向地面发送大功率遥测信号。综上，上述实施例对leo至heo多轨道卫星测控系统的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。<实施例二>本实施例提供一种leo至heo多轨道卫星测控方法，所述leo至heo多轨道卫星测控方法包括：测定轨模块以usb测定轨结合gnss测定轨的方式；遥控模块以两副测控收发天线合路实现全球波束覆盖，在所有轨道运行阶段接收遥控信号；第一遥测模块以两副所述测控收发天线合路实现全球波束覆盖，在leo轨道及变轨早期阶段发射小功率遥测信号；第二遥测模块以单天线发射模式实现半球波束覆盖，并通过两副所述测控发射天线切换实现分时全球波束覆盖，在变轨后期阶段及heo轨道阶段发射大功率遥测信号。当卫星姿态异常翻转时，可以同时打开两台大功放，分别通过两副测控发射天线发射出去，实现全时全球波束覆盖。在本发明提供的leo至heo多轨道卫星测控系统及方法中，测定轨模块被配置为usb测定轨结合gnss测定轨的方式，遥控模块以两副测控收发天线合路实现全球波束覆盖，在所有轨道运行阶段接收遥控信号，第一遥测模块以两副测控收发天线合路实现全球波束覆盖，在leo轨道及变轨早期阶段发射小功率遥测信号，第二遥测模块以单天线发射模式实现半球波束覆盖，并通过两副测控发射天线切换实现分时全球波束覆盖，在变轨后期阶段及heo轨道阶段发射大功率遥测信号，实现了设置大、小两档发射功率以适应leo至heo轨道大尺度星地距离变化；另外，也实现了除设置收/发共用天线外，另单独设置大功率发射天线，增加收/发通道的隔离度，保证高灵敏度接收机低底噪工作；避免常规型测控收/发双工器电磁兼容性能受限的问题。进一步的，主要设计改进体现在以下几方面：(1)采用高灵敏度接收机，优化接收灵敏度指标，提高对上行微弱信号的接收能力；(2)采用大功放结合信道纠错编码的方案，既保证heo轨道远地端下行遥测链路余量又可减少系统功耗；小功放可保证leo轨道运行期间可满足itu(internationaltelecommunicationunion，国际电信联盟)无线电管理条例对航天器发射在到达地球表面产生的功率通量密度的限制；(3)设置多档遥测速率，以进一步适应leo至heo大尺度星地距离变化；(4)采用高灵敏度gnss接收机，比传统gps接收机提高10db以上；(5)同时改进gnss接收机接收算法，既可以接收与接收机宿主卫星位于地球同侧的导航星信号，又支持“漏星法”，即也可以接收从地球背面导航星发射的信号，进行联合定位解算。此外还兼容接收gps、bd和glonass三类导航信号，提高不同轨道阶段定位的连续性和可靠性。gnss(globalnavigationsatellitesystem)，全球导航卫星系统，包括gps、bd和glonass三种系统(其实还有欧盟的galileo)。本发明中gnss接收机能够接收上述三类导航系统的导航信号。传统gps接收机只能接收gps信号。本发明设计方案针对需要从初始leo轨道转移到最终heo任务轨道的卫星项目，与此相对类似的项目是我国的嫦娥工程。嫦娥工程是国家重大专项，经费充足，测控系统方案具有多重冗余故而十分复杂，并不适用于一般的小卫星项目。基于以上设计特点改进，提出适用于leo至heo轨道卫星测控系统方案，其组成如图4所示。测控系统由2台应答机、1台六口微波网络(内含1个4口微波网络和2个双工器)、1台微波开关、1台四口微波网络、2副测控收发天线和2副测控发射天线、2副gnss接收天线和1台gnss接收机(内含主机和备机，冷备工作)组成。在heo轨道工作时，考虑卫星姿态指向可能的变化情况，采用两副宽波束(指标要求是±75°范围内必须有足够的增益以保障充足的链路余量，±75°～±90°之间增益可能不足，通信可能会中断。)大功率遥测发射天线组成近全球形波束。两副天线与两个大功放可通过微波网络或微波开关连接：若采用微波网络连接，由于受微波网络本身的插损和两天线之间的干涉影响，天线波束边缘增益只有约-6db甚至更低；而通过微波开关连接，考虑微波开关插损后天线波束边缘增益约为-1.2db。两种方式导致卫星下行发射eirp相差约4.8db，因此卫星远地点遥测下行宜采用微波开关连接方式。进口宇航级微波开关具有极高的可靠性。两台应答机的发射通道与两台大功放之间设置一个四端口微波网络，可提供交叉连接通道。该方案可抵抗任意一个发射通道(包含前面的数字基带部分)和任意一个大功放的双点故障，只要有任意一个发射通道和大功放能够工作，整个系统就能工作。克服了现有技术中当应答机a的发射通道(包含前面的数字基带部分)发生故障，那么应答机a的大功放也会不可用的缺点，提高发射链路的可靠性。两台应答机本发明将小功率收发双工器从应答机中独立出来，主要是考虑到国内定制的双工器产品一般都已经有自身的结构且体积相对较大，放入应答机的电路板中会增大板与板之间的间距，不利于实现应答机的小型化轻量化设计。其他型号应用过程中可根据单机结构设计来确定双工器的安装位置。以下以太阳风-磁层相互作用全景成像(solarwindmagnetosphereionospherelinkexplorer，smile)卫星为例，对改进型测控系统的具体指标参数和区别于常规低轨测控方案的工作原理进行描述。smile卫星是由中欧科学家联合提出，并由中科院(cas)与欧洲宇航局(esa)联合研制的卫星工程项目。目前smile卫星设计轨道如下表1所示。表1smile卫星轨道针对smile卫星的改进型测控方案的系统性能参数见表2。测控设备复杂度、系统重量和功耗均满足小卫星对平台的高集成度、低成本、低功耗、小型化、轻量化要求。表2测控系统性能参数表gnss接收机的主机和备机均能够同时接收两副接收天线的信号，实现全向覆盖。测控天线波束覆盖方式相对复杂，具体如下：遥控接收：全向覆盖，如图5所示，应用于所有轨道运行阶段；小功率发射：全向覆盖，如图5所示，应用于leo轨道及变轨早期阶段；大功率发射：半球形覆盖，通过微波开关切换实现分时全向覆盖。其中，切换发射天线可以通过切换微波开关或功放切机的方式实现，分别如图6(a)、图6(b)、图6(c)和图6(d)所示，实线表示有信号(开机)，虚线表示无信号(关机)；主用切换微波开关的方式；异常情况下(如姿态异常翻转)同时打开两个大功放，实现全向覆盖，如图7(a)、图7(b)所示。应答机设置大功率和小功率遥测发射模式，同时设置多档遥测速率。不同轨道阶段，上行遥控模式相同，码率均为2000bps，星上均采用两副收发共用天线组成近全向波束接收上行遥控指令数据，而下行遥测工作模式则有变化，分别如下：在leo轨道，使用收发共用天线及小功率发射机进行对地测控通信，遥测速率固定为8192bps；常规情况下，变轨早期(轨道高度低于9000km，星站距离低于13000km)采用小功率发射模式，遥测速率为8192bps；变轨后期(轨道高度高于9000km)交替采用大/小功率发射模式。在heo轨道，使用大功率功放及大功率发射天线根据星地距离的远近采用不同速率(4档速率)向地面发送遥测数据。经过链路计算分析，大小功率两种发射模式所能支持的遥测速率与星地距离(卫星到地面测控站的距离)范围的对应关系如表3所示；表3不同遥测数据速率适用星地距离范围测控系统各单机在各个轨道阶段的工作模式如表5所示。经仿真分析，由于卫星姿态的变化，heo轨道期间会出现需要切换大功率发射天线的情形。heo轨道期间大功率发射天线切换及测控弧段规划包括：大部分切换发生在轨道高度低于2万公里期间，例如倾角98.2°轨道三年内总共需要切换1518次，933次发生在轨道高度低于2万公里期间，剩下585次发生在高于2万公里期间。如图8所示是倾角98.2°轨道第一年内(后面两年类似)需要进行天线切换时对应的轨道高度分布情况。由于轨道高度2万公里以下弧段总时长仅约2.9小时，且该弧段卫星位于南半球，国内测控站可见性相对较差，所以这一弧段内不安排测控工作。轨道高度2万公里以上的切换主要发生在3万公里附近或5万公里附近，而功放开机期间应避免微波开关切换操作，所以这两个轨道高度附近应尽量不安排测控工作弧段。轨道高度2万～5万公里期间的测控弧段初步安排在3.5万公里附近。表4不同测控弧段对应的遥测数据速率适用星地距离范围(km)测控弧段数遥测码速率(bps)弧段总时长(min)10万～12万12048107万～10万2409610*2＝205万～7万281925*2＝102万～5万21638410*2＝20综上，heo轨道期间每轨安排7次测控弧段(卫星远离地球弧段3次，靠近地球弧段3次，远地点附近1次)，测控弧段分布如图9和表4所示，图中一个红点表示一个测控弧段。其中2万～5万公里轨道高度阶段的2个测控弧段均安排在轨道高度3.5万公里左右(升轨和降轨各一次)，3.5万公里以下弧段总时长约5.5小时。该安排可保证2次测控弧段最大时间间隔小于10小时，可保证卫星状态监控的时效性。该阶段由地面注入卫星测控出入境时间表控制卫星测控分系统执行入境、出境的测控工作程序。gnss接收机主要用于变轨期间的快速测定轨，可有效缩短变轨操作所需时长，避免长时间穿越辐射带。结合前期仿真及单机测试结果，gnss接收机可以实现约2.5万公里以下弧段的连续定位。卫星测控中心可利用gnss接收机实时定位数据进行轨道外推，以确定卫星轨道。仿真分析结果表明，外推2轨的数据仍可以满足载荷任务需求。本发明提出的测控系统方案在继承常规测控系统方案基础上，针对leo～heo轨道测控任务特点进行了设计改进，在满足小卫星对平台的高集成度、低功耗、小型化、轻量化要求的前提下，既能满足leo至heo变轨卫星任务的测控需求，又最大限度地简化了系统复杂度，并且具备测控通道备份切换功能，保证了测控系统的可靠性。本发明在现有卫星平台技术基础上进行适应复杂轨道任务的改进设计，其设计方案和思路对于其它变轨工作的航天器具有借鉴意义。本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。表5测控系统单机工作模式当前第1页12