深空x频段测距和干涉一体化信标装置、测量方法和系统
阅读说明：本技术 深空x频段测距和干涉一体化信标装置、测量方法和系统 (Deep space X-frequency range finding and interference integrated beacon device, measuring method and system ) 是由 徐得珍 黄磊 陈少伍 于 2021-08-25 设计创作，主要内容包括：本发明属于航天器测控技术领域,特别涉及一种深空X频段测距和干涉一体化信标装置、测量方法和系统,主要适用于在深空探测的远距离、弱信号场景下地面站对深空航天器的X频段无线电双向测距和干涉测量,提高功率的综合利用效率,获取更高精度的地基测量数据。本发明利用了再生测距模式无转发噪声、残留遥控等无用损耗以及测量精度高的优势,复用伪码测距的单音信标辅助干涉测量的群时延解模糊,实现测距和干涉测量信标一体化。相比当前主用的经典信标,本发明的一体化信标的功率利用效率明显提高；双向测距精度显著提升,可改善双向测速精度、时延测量精度,提高可支持的遥测码速率。(The invention belongs to the technical field of spacecraft measurement and control, and particularly relates to a deep space X-frequency range distance measurement and interference integrated beacon device, a measurement method and a system, which are mainly suitable for the X-frequency range radio bidirectional distance measurement and interference measurement of a ground station on a deep space spacecraft in a deep space exploration long-distance and weak signal scene, so that the comprehensive utilization efficiency of power is improved, and higher-precision ground measurement data is obtained. The invention utilizes the advantages of no retransmission noise, useless loss of residual remote control and the like in a regenerative ranging mode and high measurement precision, reuses the group delay ambiguity resolution of the single-tone beacon auxiliary interferometry of pseudo code ranging, and realizes the integration of ranging and interferometry beacons. Compared with the current master classical beacon, the power utilization efficiency of the integrated beacon is obviously improved; the bidirectional distance measurement precision is obviously improved, the bidirectional speed measurement precision and the time delay measurement precision can be improved, and the supportable remote measurement code rate is improved.)
技术领域
本发明属于航天器测控技术领域，特别涉及一种深空X频段测距和干涉一体化信标装置、测量方法和系统，主要适用于在深空探测的远距离、弱信号场景下地面站对深空航天器的X频段无线电双向测距和干涉测量。
背景技术
目前，我国月球和火星探测的X频段测轨采用基于500kHz侧音的转发测距、基于2对DOR(Differential One-way Range，差分单向测距)音的干涉测量分别获取测距、时延观测量，进而用于航天器导航。X频段典型测距精度优于1m，时延测量精度优于1ns，有效支持了历次月球和火星探测任务的圆满成功。
随着后续载人登月、探月四期、行星际以及太阳系边际探测的逐步推进，测控系统需要在更短弧段、更多目标、更弱信号的测量条件下实现高精度测定轨，这对现有测量精度和模式提出了新的挑战。为此，除提升航天器和地面测控的收发性能外，应进一步考虑采用更高精度的测量体制，对测量信标进行一体化设计，挖掘功率利用潜力，实现测量精度的有效提升。
发明内容
针对上述问题并综合CCSDS建议的再生伪码测距、ΔDOR测量的技术特点，本发明提出一种深空X频段高精度无线电测距和干涉测量一体化信标装置、测量方法和系统，主要适用于在深空探测的远距离、弱信号场景下地面站对深空航天器的无线电双向测距和干涉测量，提高功率的综合利用效率，获取更高精度的地基测量数据。本发明利用再生测距模式无转发噪声、残留遥控等无用损耗以及测量精度高的优势，复用伪码测距的单音信标辅助干涉测量的群时延解模糊，实现测距和干涉测量信标一体化。
为实现上述目的，本发明提供了一种深空X频段测距和干涉一体化信标装置，包括模型模块，所述模型模块包括如下信标模型：
其中，s(t)为下行信号；PT为下行信号功率；fd为下行载波频率；t为时间；mPN为测距调制度；ck为测距伪码序列，Tc为测距伪码序列ck的码片宽度，所述测距伪码序列ck及其码片宽度Tc通过对上行测距伪码的捕获及同步得到；mDOR为DOR音调制度；fDOR为DOR音的频率；h(t-kTc)为基带成形滤波器的时间波形，其基本构造形式h(t)如下：
进一步，上行测距伪码选取T4B码或T2B码。
进一步，上行测距伪码的码片速率其中，l、k为常数；fu为上行载波频率。
进一步，DOR音的频率fDOR＝fd/440，测距调制度mPN和DOR音调制度mDOR的取值如下：
0.4rad≤mPN≤1.0rad
0.2rad≤mDOR≤0.8rad。
本发明还提供了一种深空X频段测距和干涉一体化信标测量方法，包括如下步骤：
S1：地面站端与深空航天器端完成载波双向捕获；
S2：地面站端调制和发送所述上行测距伪码；
S3：深空航天器端对所述上行测距伪码完成捕获和再生，得到再生伪码，利用根据上述一体化信标装置将所述再生伪码和DOR音相位调制于下行载波；
S4：地面站端捕获再生伪码后，获取双向测距值；同时，地面站端采集记录下行载波、伪码测距及DOR音信号；
S5：干涉测量数据处理端利用下行载波、伪码测距信号辅助求解DOR音的模糊度，获取高精度的时延观测量。
本发明进一步提供了一种深空X频段测距和干涉一体化信标测量系统，包括深空航天器端、地面站端和干涉测量数据处理端；所述地面站端包括地面测控设备和地面干涉测量设备；
所述深空航天器端包括载波捕获模块、伪码捕获和再生模块以及上述一体化信标装置；所述载波捕获模块用于捕获和转发所述地面测控设备发送的上行载波；所述伪码捕获和再生模块用于捕获所述地面测控设备发送的上行测距伪码，同步生成再生伪码；所述一体化信标装置用于将再生伪码、DOR音相位调制于下行载波并发送至地面站端；
所述地面测控设备用于向所述深空航天器端发送上行载波、捕获所述深空航天器端发送的下行载波、捕获所述深空航天器端发送的再生伪码以及获取双向测距值；所述地面干涉测量设备用于采集记录所述深空航天器端发送的下行载波、伪码测距及DOR音信号；
所述干涉测量数据处理端用于利用下行载波、伪码测距信号辅助求解DOR音的模糊度，获取高精度的时延观测量。
本发明的有益效果：
1)对比当前主用的经典信标，本发明的一体化信标具有如下优势：
功率分布集中，交调谐波分量更少；
避免转发噪声、残留遥控等无用损耗，提高了下行功率利用效率；
仅加调一对专用DOR音，采用伪码测距信号辅助群时延解模糊，通过信标复用进一步提高了下行功率利用效率；
采用再生伪码测距，显著提高了测距精度；
提高了下行功率利用效率，同等条件下的下行载波功率更强，改善测速、干涉测量精度，提高了可支持的遥测码速率；
2)本发明的一体化信标具有良好的航天器和地面测控设备的支持基础，兼容国际间交互支持要求；在数字应答机逐渐广泛应用于月球与深空探测任务的发展趋势下，本发明的一体化信标在不需耗费额外的核心成本的情况下就可以实现。
附图说明
图1是CCSDS建议的周期性分量码及其构成测距伪码的组合逻辑；
图2是本发明实施例的深空X频段测距和干涉一体化信标及当前月球与深空探测经典信标的功率谱示例；
图3是本发明实施例的一体化信标和经典信标模式下ΔDOR(Delta DOR)测量精度估算。
具体实施方式
本发明采用再生伪码测距替代传统的转发侧音测距来提升深空无线电测距精度，其中，由于伪码信号的频谱与DOR信标具有相似性，可以替代或部分替代DOR信标，从而实现功率的高效利用。
下面结合附图和实施例进一步描述本发明，应该理解，以下所述实施例旨在便于对本发明的理解，而对其不起任何限定作用。
下面的实施例基于我国探月任务的典型X频段天地测控技术状态。上行载波频率fu：7218.00MHz；下行载波频率fd：8480.43MHz；器地距离：40万公里；深空航天器接收天线增益：-7dBi；深空航天器接收G/T值：-35dBi/K；深空航天器下行EIRP值：0.0dBW；地面上行EIRP值：104.0dBW；地面接收G/T值：49.0dBi/K；上行测距调制度：0.95rad；上行遥控调制度：0.95rad；下行遥测调制度：0.80rad。
实施例1
本实施例提供了一种深空X频段测距和干涉测量一体化信标装置，包括模型模块，该模型模块包括如下信标模型：
其中，s(t)为下行信号；PT为下行信号功率，由深空航天器发射功率决定(非设计参数)；下行载波频率fd与上行载波频率fu相干(如上所示，转发比fd/fu＝880/749)；t为时间；mPN为测距调制度；ck为测距伪码序列，取值±1，Tc为测距伪码序列ck的码片宽度；mDOR为DOR音调制度；fDOR为DOR音的频率；h(t-kTc)为基带成形滤波器的时间波形，其基本构造形式h(t)如下：
信标模型中的测距伪码序列ck及其码片宽度Tc通过深空航天器端对地面站端发送的上行测距伪码的捕获及同步得到。上行测距伪码序列选取CCSDS(ConsultativeCommittee for Space Data Systems)建议的T4B码cT4B或T2B码cT2B：
cT4B＝sign(4C1+C2-C3-C4+C5-C6)
cT2B＝sign(2C1+C2-C3-C4+C5-C6)
其中，T4B码cT4B指权重为4的加权均衡Tausworthe码，T2B码cT2B指权重为2的加权均衡Tausworthe码；sign表示取符号操作，C1～C6为六个周期性分量码，这些分量码的具体形式及其构成测距伪码的方式见图1所示。本实施例中，上行测距伪码选取T4B码cT4B。上行测距伪码的码片速率Fchip 其中，l＝4、k＝6或l＝8、k＝6。本实施例中，取l＝8、k＝6，上行测距伪码的码片速率Fchip约为2.08Mchip/s。
信标模型中的DOR音的频率fDOR的取值：fDOR＝fd/440≈20MHz；测距调制度mPN和DOR音调制度mDOR的取值范围如下：0.4rad≤mPN≤1.0rad，0.2rad≤mDOR≤0.8rad。本实施例选定测距调制度mPN和DOR音调制度mDOR分别为0.70rad、0.40rad。
实施例2
本实施例提供了一种深空X频段测距和干涉一体化信标测量方法，包括如下步骤：
S1：地面站端与深空航天器端完成载波双向捕获；
S2：地面站端按照实施例1中的码片速率Fchip和码型调制和发送T4B码cT4B；
S3：深空航天器端对所述上行测距伪码完成捕获和再生，得到再生伪码，利用实施例1中的一体化信标装置将所述再生伪码和DOR音相位调制于下行载波；
S4：地面站端捕获再生伪码后，获取双向测距值；同时，地面站端采集记录下行载波、伪码测距及DOR音等信号；
S5：干涉测量数据处理端利用下行载波、伪码测距信号等辅助求解DOR音的模糊度，获取高精度的时延观测量。
实施例3
本实施例提供了一种深空X频段测距和干涉一体化信标测量系统，包括深空航天器端、地面站端和干涉测量数据处理端；所述地面站端包括地面测控设备和地面干涉测量设备；
所述深空航天器端包括捕获模块、伪码捕获和再生模块以及根据实施例1所述的一体化信标装置；所述载波捕获模块用于捕获和转发所述地面测控设备发送的上行载波；所述伪码捕获和再生模块用于捕获所述地面测控设备发送的上行测距伪码，同步生成再生伪码；所述一体化信标装置用于将再生伪码、DOR音相位调制于下行载波并发送至地面站端；
所述地面测控设备用于向所述深空航天器端发送上行载波、捕获所述深空航天器端发送的下行载波、捕获所述深空航天器端发送的再生伪码以及获取双向测距值；所述地面干涉测量设备用于采集记录所述深空航天器端发送的下行载波、伪码测距及DOR音等信号；
所述干涉测量数据处理端用于利用下行载波、伪码测距等信号辅助求解DOR音的模糊度，获取高精度的时延观测量。
实施例4
本实施例对实施例1建立的一体化信标模型(以下简称一体化信标)和当前主用的经典信标模型(以下称经典信标)分别开展链路估算，分析测距、测速和时延测量误差，对比说明本发明的一体化信标的有效性和先进性。
图2上图为根据实施例1的一体化信标和参数得到的深空X频段无线电高精度测距和干涉测量一体化信标对应的功率谱示例，下图为当前月球与深空探测X频段经典下行信号功率谱示例。根据我国探月任务的典型X频段天地测控技术状态，对本发明的一体化信标和经典信标分别开展链路估算。重点关注主要节点参数和测量信标的电平估算，结果见下表1。
表1 一体化信标和经典信标的链路估算情况
从表1中看出，相比经典信标，本发明的一体化信标没有残留遥控、转发噪声等无效损耗，且省去了1对DOR音；虽然下行测距调制度略有提高(0.56rad至0.70rad)，但其残留载波、遥测、DOR音等仍比经典信标高1.1dB，测距单音比经典信标高1.2dB，这意味着本发明的一体化信标具有更高的测量精度，且支持的遥测码速率提高约30％。通过计算得到，本发明的一体化信标、经典信标的功率利用效率分别为90.0％、73.3％。因此，相比经典信标，本发明的一体化信标的功率利用效率提高约23％。
对测距、测速来说，热噪声误差在总误差中占绝对主导，本实施例仅计算该热噪声误差。计算时，地面测距(单边)环路带宽取典型值1Hz，航天器再生伪码测距(单边)环路带宽取典型值2Hz；测距(1阶)信噪谱密度比取值于表1。伪码测距双向随机误差与上行、下行随机误差均相关，按照最恶劣的情况：取为两项的RSS(Root Sum Square)。计算得到侧音测距双向随机误差(1σ)为0.80m；伪码测距的上行、下行随机误差(1σ)分别为0.01m、0.17m，双向随机误差(1σ)为0.17m。测速积分时间取1s，载波(双边)环路带宽取为典型值500Hz，残留载噪比取值于表1。计算得到经典信标和本发明的一体化信标下，双向测速随机误差(1σ)分别为0.31mm/s、0.27mm/s。
时延测量误差的构成因素较多，可分为射电源热噪声、航天器热噪声、时钟不稳定性、相位色散、站址误差、地球定向误差、对流层时延误差、对流层时延抖动、电离层时延误差、电离层时延抖动、太阳等离子体、射电源坐标等。本实施例结合我国VLBI观测实际情况进行误差估算，结果见图3，其中New表示本发明的一体化信标，Now表示经典信标。从图中看出，经典信标、一体化信标模式下，时延测量精度(1σ)均为约0.12ns。实际上，本发明一体化信标模式下DOR音的信号强度略有提高，航天器热噪声引起的误差更小(0.006ns提高至0.005ns)，但由于其他误差源占据主导，所以总的测量精度基本相同。
下表2总结了上述计算结果，从表中可以看出：本发明一体化信标的测距精度的提升最为显著，达到了79％；由于避免了残留遥控、转发噪声等能量损耗，且取消了1对DOR音，本发明一体化信标的下行信号功率的利用效率由73.3％提高至90.0％，残留载噪比提高了1.1dB，支持的遥测码速率提高约30％。航天器热噪声引起的时延测量误差有所减小，但对总的时延测量精度贡献微弱。
表2 本发明一体化信标和经典信标的效果对比
对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明创造构思的前提下，还可以对本发明的实施例做出若干变型和改进，这些都属于本发明的保护范围。
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