Design and application of rocket debris information feedback technology
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摘要:
针对火箭残骸的大动态、飞行姿态的不可控与自由翻滚等问题，本文先对飞行环境的复杂性进行了分析，之后对所采用卫星无线电导航业务(Radio Navigation Satellite System，RNSS)和卫星无线电测定业务(Radio Determination Satellite Service，RDSS)方案进行火箭残骸信息回传的原理进行了论述，并重点对RNSS接收所采取的改进措施以及RDSS短报文通信需要进行的频率补偿方案进行了分析与推导，接着利用地面测试系统对回收终端进行了仿真验证，结果表明方案的可行性.
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关键词:
- 卫星无线电导航业务(RNSS) /
- 卫星无线电测定业务(RDSS) /
- 短报文 /
- 快速失锁重补 /
- 频率补偿
Abstract:In view of the large dynamic range, uncontrollable flight attitude, and free tumbling of rocket debris, this article first analyzes the complexity of the flight environment, and then discusses the principle of using the RNSS+RDSS scheme for rocket debris recovery. It focuses on analyzing and deriving the improvement measures taken by the RNSS receiver and the frequency compensation scheme required for RDSS short message communication. Then, using a ground test system, the recovery terminal is simulated and verified. The results show the feasibility of the scheme.
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Keywords:
- RNSS /
- RDSS /
- short message /
- quick recap /
- frequency compensation
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0. 引 言
随着我国航天事业步入飞速发展阶段，每年发射火箭可达几十次，且发射频度呈上升趋势，高频次的火箭发射使得火箭残骸[1]的回收也越来越引发人们的重视.火箭残骸的回收不仅关系到航天技术的可控需求与航天成本控制，更关系到落区人民群众的生命财产安全.因此火箭残骸的有效导航定位与信息回传报告显得尤为重要.
火箭载体具有较高的动态特性，箭载卫星导航接收机需要搜索的多普勒范围变大，加速度和加加速度对捕获[2]也会带来比较明显的影响.高动态下卫星导航信号接收处理的实现难度远大于低动态场景和静态条件，传统的卫星导航技术受载体的高速位移以及复杂姿态变化的影响，难以保持对导航卫星信号的持续稳定跟踪状态，会导致出现定位不连续的问题[3]；同时，此类应用场景多应用于偏远区域，常规信息汇报手段如5G通信报文和数传技术受制于对环境的依赖，火箭残骸的实际位置与工况状态无法有效实时回传，严重制约了相关产业应用的快速发展. 因此随着北斗卫星导航系统(BeiDou Navigation Satellite System，BDS)的建成，采用BDS导航进行解决箭载高动态环境下的精准实时定位与回传难题是拓展BDS导航服务应用场景的机遇和挑战.
1. 箭体残骸的运行场景分析
目前箭体残骸回收一般指助推器和整流罩回收，并且主要成熟的回收手段为伞翼回收系统[4]，残骸回收过程主要分为三个阶段：起飞段、分离段、伞控阶段.
起飞段：起飞前，此时火箭处于发射阵地静止不动，塔架关闭，火箭残骸回收模块的天线被遮挡，一般通过转发器实现GNSS信号的接收，点火后，火箭塔架打开，火箭速度由静止不动进行变加速运动，对于火箭回收设备来讲接收信号需要由转发接收切换为直接接收，收星数会有所变化，不过不会影响回收设备的定位与测速性能.
分离段：主要包括一二级助推器分离、整流罩与有效载荷分离，在飞行到一定高度，火箭要进行一二级分离，助推器脱落，火箭残骸回收装置即位于此处，需要承受分离瞬间加速度与加加速度的瞬时变化，此阶段会开始RDSS短报文信息回传功能，一二级分离后，火箭高度继续上升，在预定区域整流罩与有效载荷分离. 分离阶段是火箭回收装置场景最为复杂的阶段，面临高速运动、快速旋转、姿态不可控、信号黑障屏蔽等问题.
伞控阶段：此时伞控系统启动，火箭回收模块的运行轨迹相对平稳，并且天线视场开阔，火箭残骸回收模块拥有良好的工作环境，在落地后火箭残骸一般会落入人烟稀少的地方，此时由于周边环境的不确定，以及落地姿态的不确定，火箭回收模块工作状态也存在不确定性.
火箭残骸回收过程示意图如图1所示.
2. 箭载回收设备工作原理
火箭残骸回收终端采用RNSS+RDSS的方案，RNSS采用BDS和GPS双系统接收方案，RDSS采用二代短报文[5]服务方案.
箭载回收终端基于DSP+FPGA架构，包括多路有源天线、并行射频前端处理、基带信号数字处理和定位信息解算、上变频调制等部分，如图2所示.
从图2中可以看出，箭载回收终端实现信号接收并定位的原理如下：通过多路有源天线接收导航信号，之后经过射频接收模块量化为中频数字信号，接着在信号处理模块对数字中频信号进行合路、捕获、跟踪，在信息处理模块进行电文解析、箭体位置、速度、钟差、钟漂等信息计算、并利用卡尔曼滤波与惯导信息进行组合输出校正后的箭体位置、速度信息并生成短报文回传信息，同时根据载体速度进行多普勒频移[6]补偿，之后在发射射频模块对短报文回传信息进行数模转换、中频滤波、正交上变频生成BDS短报文通信信号，最终通过功放模块将箭体信息发送至多路无源发射天线.
3. 关键技术
3.1 旋转条件下的多天线接收技术
1)多天线分集技术
火箭残骸分离段一般进行自由落体运动，姿态不受控，处于大动态随机翻滚状态[7]天线的朝向很不确定，为了保证接收与发射信号的覆盖性，解决在回收过程中信号的稳定接收，需要保证采用多天线接收导航信号、发射短报文信息. 从箭体的局限性、信号的覆盖性、以及信号处理复杂度，一般收发天线个数均不超过四个.
天线分集接收的优点主要为导航信号的无损接收解析以及对天线个数不敏感，天线分集发射的优点是可以保证RDSS发射天线的范围有效覆盖地球静止轨道(geostationary orbit，GEO)卫星，同时能节省 的数量，降低设备复杂度. 其处理策略如图3所示.
图3中，每路导航信号均独立的量化为数字中频信号，在通过捕获模块取得相关峰后，对应最大相关峰的支路即为有效信号路，并将该支路的标志置位转入后续的信号信息处理流程. 在定位解算之后，依据速度信息对RDSS发射信号完成频率补偿后，定时对发射天线进行切换，切换时间应在满足短报文信息传输时间的情况下尽量短.
2)快速失锁重捕技术
失锁[8]重捕是箭载回收终端在飞行过程中实现不间断定位测速的关键技术. 其考核的重要指标就是失锁重捕时间，定义为在箭载回收终端工作期间信号出现短暂阻断后，重新获得导航定位所需要的时间.
对于箭载回收终端而言，加速度、加加速度应力或是姿态快速变换都会导致箭载回收终端对卫星导航信号伪码相位的失锁. 对于卫星信号失锁后的处理方法，目前方案包含两个方面：1)获取箭载回收终端对失锁前信号状态的无偏估计，利用失锁前通道信息维持对失锁信号各参量的推算，主要包括伪码信息计数、载波信息计数，待满足跟踪门限后切换正常跟踪；2)保留失锁前有关时间和载波相位的相关信息，利用本地时间计数及多普勒信息推算失锁重补后的发射时间，进而获得伪距并与重补之后的伪距相比较，在误差范围之内则与已经保存的星历信息一起参与定位解算，可快速恢复中断现场. 其工作流程如图4所示.
3)快拍定位技术
火箭残骸在分离阶段会再入大气层，此阶段无法进行姿态控制，火箭残骸会发生水平与竖直翻滚，天线朝向存在无法对准卫星星座的情况并且出现黑障现象，因此会存在信号短暂不可见的情况. 此时需要采用快拍[9]补充定位的方式，信号处理流程会由实时模式转为非实时模式，工作流程如图5所示.
图5中，需先存储I/Q两路数据中频信号，之后经快拍捕获模块完成对存储信号的捕获，为了增加捕获算法的可信度，需要进行确认捕获，若多次均获得有效标志，表明数据中存在真实导航信号，则可以利用信号丢失前的伪码相关参数计数与捕获得到的相关值恢复出粗伪距信息.
针对火箭残骸飞行的特殊场景，飞行任务时间一般不会超过0.5 h，BDS星历的更新时间为1 h，GPS星历的更新时间为2 h，因此星历信息在短暂无信号后仍然有效，因此可以直接使用存储或解析的星历信息.
最后对恢复的伪距信息以及星历进行最小二乘解算即可实现火箭残骸信息的粗定位，并通过失锁前的定位、速度信息进行校验，以保证定位结果的可信度.
3.2 高动态下多普勒频率补偿技术
影响BDS RDSS信号入站的因素主要有：信号发射功率，载波伪码相位一致度，动态范围. 其中信号功率与载波伪码相位一致度目前通过设计可以保证. 在高动态下主要考虑动态范围的影响，二代RDSS信号的上行频率为1 615.68 MHz，入站动态范围为±6 KHz，折算为速度约为1 114.08 m/s，二代具备RDSS业务的GEO卫星相对地面为静止轨道[10]. 由此可以看出，当目标运动速度相对于卫星的径向速度高于1 114.08 m/s时，就会导致入站不成功. 因此为了保证飞行任务的成功，需要对速度进行补偿.
本文中RDSS入站频率的补偿来源为RNSS对高动态载体的多普勒测量结果，根据RNSS的收星状态分为两种情况：
1) RNSS接收通道中不存在GEO卫星，则根据下式计算得到多普勒补偿频率，间接补偿至上行入站信号.
$$ {f_{{\mathrm{sd}}}} = \frac{{\left( {\overrightarrow {v}_{\mathrm{u}} \cdot \overrightarrow{a} } \right){f_l}}}{c} $$ (1) 式中，
$ {f_{{\mathrm{sd}}}} $ 为需要补偿的频率；$ \overrightarrow {v}_{\mathrm{u}} $ 为箭体速度；$ \overrightarrow a $ 为方向余弦；$ {f_l} $ 为短报文通信上行频率；$ c $ 为光速.2) RNSS接收通道中跟踪到了具有RDSS服务的GEO卫星，则从通道中的载波跟踪环提取对应GEO卫星的载波相位信息，则根据下式计算出的频率即为需要补偿的多普勒频率.
$$ {f_{{\mathrm{sd}}}} = {N_{{\rm{cycle}}}} + \frac{{{N_{{\rm{nco}}}}}}{{{2^M}}} - {f_{{c}}} $$ (2) 式中：
$ {N_{{\rm{cycle}}}} $ 为载波整周计数；$ {N_{{\rm{nco}}}} $ 为载波相位计数；M为载波相位累加器位数；$ {f_{{c}}} $ 为标称中频值.4. 验证结果
采用自研测试系统完成，自研测试系统包含L1/B1导航信号模拟器、显控终端、多通道标准入站接收机以及小型微波暗室. 仿真测试系统连接框图如图6所示.
图6中，L1/B1导航信号模拟器负责仿真火箭飞行场景，由显控终端中的数仿软件控制输出，之后经过火箭残骸回收终端进行接收信号验证以及RDSS入站信号生成. 入站信号在小型微波暗室由发射天线变为无线信号，随后RDSS无线信号由同在小型微波暗室的入站接收机天线接收，经多通道标准入站接收机解析处理之后，获得RDSS入站信号的多普勒频偏、功率电文等信息，再送入显示控制终端显示.
图7为仿真测试系统高程定位图，仿真条件：L1/B1导航信号模拟器设置为双天线输出，输出频点为GPS L1和BDS B1I，仿真场景为火箭飞行轨迹并包含大动态复杂姿态变化情况.
对全程定位率统计，如表1所示.
表 1 定位率与时间统计表定位 单天线
普通重补双天线
普通重补双天线+
快速失锁
重补双天线+
快速失锁
重补+快拍时间起止/s 起飞段 0.9954 0.9954 0.9954 0.9960 0~175 分离段 0.1335 0.3272 0.7817 0.7981 175~528 伞控段 0.0687 0.9745 0.9966 0.9967 528~1 448 全程 0.1965 0.8192 0.9440 0.9481 - 通过以上统计可以看出，单天线的定位率偏低，无法在火箭残骸回收场景中应用，采用双天线+快速失锁重补+快拍策略后定位率可以达到94.81%，完全满足箭载环境的应用场景.
RDSS回传信号验证，火箭残骸的卫星径向速度如图8所示.
图8中可以看出，在分离阶段至开伞阶段的部分时间径向速度超过了入站门限，时间持续86 s，未经补偿前，该段信号RDSS入站信号无法入站，经过补偿，整个时间段的信号均可有效入站，全段时间入站测的完多普勒频率如图9所示.
图9中横轴为采样间隔10 s每次，纵轴为补偿后多普勒频差，由图9中可以看出，多普勒频差的范围为几百赫兹，经分析，该误差为入站接收机与被测火箭残骸回收终端的时钟偏差.
5. 结束语
本文对基于箭载环境的卫星导航与信息回传技术展开研究，重点在多天线智能分集、快速失锁重补、粗定位技术及发射信号补偿方面进行设计，成功提出了高动态与复杂姿态下的卫星导航信号处理策略与短报文动态补偿方法，实现了硬件终端的技术应用，最后对技术应用终端采用了模拟仿真验证. 该技术能够实现箭载环境下的有效连续卫星导航定位与短报文信息回传. 可有效应用于箭载高动态环境下的导航与位置报告应用，对于未来超高动态空天载荷导航与信息回传应用起列一定的工程价值与理论支撑作用.
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表 1 定位率与时间统计表
定位 单天线
普通重补双天线
普通重补双天线+
快速失锁
重补双天线+
快速失锁
重补+快拍时间起止/s 起飞段 0.9954 0.9954 0.9954 0.9960 0~175 分离段 0.1335 0.3272 0.7817 0.7981 175~528 伞控段 0.0687 0.9745 0.9966 0.9967 528~1 448 全程 0.1965 0.8192 0.9440 0.9481 - 
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[1] 刘秉, 黄辉, 李平岐, 等. 火箭残骸处理方式及风险控制[J]. 航天系统与技术, 2021(8): 39-40. [2] 谢钢. GPS原理与接收机设计[M]. 北京: 电子工业出版社, 2009: 349. [3] 林文兴. 高动态GNSS接收机载波跟踪的性能研究[D]. 厦门: 厦门大学, 2014. [4] 滕海山. 运载火箭分离体可控翼伞精确回收系统技术研究[D]. 长沙: 国防科技大学, 2017. [5] 庞波波. 北斗全球海上遇险与安全服务体系探究[J]. 全球定位系统, 2024, 49(1): 9-18,44. DOI: 10.12265/j.gnss.2023178 [6] 崔志颖, 岳富占, 田润, 等. 基于铱星突发信号的导航定位技术研究[J]. 全球定位系统, 2021, 46(2): 77-85. DOI: 10.12265/j.gnss.2020121503 [7] 郭竹森. 基于北斗的飞行器落点定位及地面搜寻技术研究[D]. 太原: 中北大学, 2021. [8] 杨显赐, 乔书波, 肖国锐等. 基于因子图优化PPP的GNSS/INS松组合导航[J]. 全球定位系统, 2023, 48(3): 85-92. DOI: 10.12265/j.gnss.2023027 [9] FERNANDEZ-HERNANDEZ I. Snapshot and authentication techniques for navigation[D]. Denmark: Aalberg University, 2015.
[10] 中国卫星导航系统管理办公室. 北斗卫星导航系统空间信号接口控制文件[S]. 2016.
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