绕飞编队InSAR卫星的地面双星联合测试

叶兴彬 庄磊 侯蕾 侯雨生 温俊健 吴远波 陈重华

(上海卫星工程研究所，上海 201109)

绕飞编队干涉SAR(InSAR)卫星系统[1]以两颗编队卫星为平台，以高分辨率合成孔径雷达以及高精度星间相对状态测量设备等为有效载荷，通过配置星间通信数据链路和载荷相位同步链路，两颗卫星以一发双收模式对地面目标进行同步观测，可以全天时、全天候、快速获取全球高精度雷达影像和辅助测量数据，是一种有效的天基对地观测系统。

相比于传统的单SAR系统，绕飞编队InSAR卫星具有星间通信、星间基线测量、星间时间与相位同步、编队控制与雷达干涉等功能。如何在地面真实有效地模拟两颗卫星在轨协同的工作方式，对星间的功能、性能进行测试及指标考核，是绕飞编队InSAR卫星系统地面测试时需要重点解决的问题。

本文结合绕飞编队InSAR的双星协同方式，细致梳理地面双星测试的项目需求，研究了各项目的测试方法及实施步骤。同时，针对整星AIT阶段的双星联试，构建了绕飞编队InSAR卫星的双星联合测试系统，用于开展绕飞编队InSAR卫星的地面联合测试。

1 绕飞编队InSAR卫星的双星协同

根据绕飞编队InSAR卫星系统工作原理，双星协同主要包括全向星间链路、高精度星间基线测量、编队构形控制和SAR载荷的时间与相位同步协同。

1)全向星间链路

绕飞编队InSAR卫星双星在轨运行于绕飞构形，构形的稳定控制依赖于全向星间链路的实现。为消除单天线空域覆盖能力不足的问题，采用单星配套2台热备工作的星间通信应答机(每台应答机同时配置对天、对地射频通道)及4副星间通信天线，通过两台应答机对天、对地共4路射频通道的交叉组合实现星间全向通信。正常工作模式下，星间通信应答机1工作于对天通道，应答机2工作于对地通道，两通道组合可互补形成360°的全向覆盖。全向星间链路的设计原理如图1所示。

图1 全向星间链路设计原理示意图

2)高精度星间基线测量

图2 高精度星间基线测量及部位转换示意图

3)编队构形控制

编队控制是指是在确定当前星上构形的基础上，根据实际构形与目标构形偏差量生成控制策略并由推进系统按要求执行，使编队构形满足双星干涉基线需求的过程。编队控制主要包括编队构形的初始化、保持、重构与主辅星切换等过程。双星绕飞编队示意如图3所示。

图3 双星绕飞编队示意图

4)SAR载荷时间与相位同步

绕飞编队InSAR卫星系统利用分布式InSAR原理实现高精度地面高程测量。一发双收工作方式下，被动接收SAR与主动发射SAR之间为双基地工作关系，为了使主辅星能够以相同的节拍协同工作，同时使辅星能够高信噪比接收主星发射信号的地面回波并与主星回波信号具有相参性，要求两个雷达工作时保持高精度的时间与相位同步[4-5]。时间同步采用基于铷钟和GNSS共视时间比对的一次性调整实现时间同步建立和全程时间同步保持的方案。相位同步采用星上线性调频信号交替对传、地面相位补偿的方案。

2 绕飞编队InSAR卫星的地面联合测试

如第1节所述，绕飞编队InSAR卫星具有明显区别于传统单SAR的协同工作特点，在完成单SAR测试工作基础上，还需要针对双星的全向星间通信、星间基线测量、编队控制与载荷InSAR任务开展双星的联合测试。双星联合测试需求分析如下：

(1)全向星间通信负责实现星间数据的交互，链路的稳定连续工作是实现编队控制、基线测量与InSAR任务的前提，需要在无线及有线两种状态下进行测试。其中，无线状态重点测试通信链路的跟踪与捕获特性；无线状态正常后，有线状态重点测试通信链路建立及切换的正确性，测试通信数据格式、转发时延的正确及稳定性，并在有线状态下支撑完成编队控制、基线测量与InSAR任务等测试。

(2)根据图2高精度星间基线测量及部位转换原理，地面导航模拟器发送主辅星编队构形轨道，利用双星装载的GNSS接收机可生成导航原始数据，完成测量基线获取功能测试。在此基础上，开展双星GNSS天线相位中心一致性和稳定度测试，开展SAR天线相位中心相位中心一致性和稳定度测试，获取部位转换矩阵，实现由测量基线到干涉基线的转换。

(3)在全向星间通信有线链路及实时星间相对导航的支持下，对双星编队控制策略及精度进行测试，包括编队初始化、构形保持、构形切换和双星防碰撞等。

(4)在全向星间通信有线链路及相位同步链路支持下，开展双星时间同步精度测试、相位同步精度测试，开展双星干涉任务功能性能测试。

结合双星联合测试需求，提出3项专项试验与整星AIT阶段双星联合测试相结合的方案，完成绕飞编队InSAR卫星的地面联合测试。绕飞编队InSAR卫星地面联试测试项目安排如表1所示。

表1 绕飞编队InSAR卫星地面联试测试项目

2.1 星间绕飞通信无线链路性能专项试验

星间绕飞通信无线链路的正常工作是绕飞编队InSAR卫星实施在轨测绘任务的前提。通过地面开展双星绕飞构形条件下的星间通信无线链路性能专项试验，可对链路的跟踪性能、通道切换功能以及星间链路的全向连续性进行考核。

绕飞编队InSAR卫星在轨绕飞时主星和辅星之间任意时刻均存在一条星间波束，波束近似与两星质心连线重合，绕飞一周后波束在两星星间天线方向图上的交点形成一个封闭的轨迹平面，如图4所示。

图4 绕飞编队InSAR卫星双星绕飞示意图

星间绕飞通信无线链路性能专项试验的重点是如何模拟轨迹平面上本星和它星的天线增益变化及空间的衰减变化。专项试验于天线紧缩场进行，在水平面远端放置一副与主星同频段的窄波束标准发射天线，按最低增益指标要求固定其增益，实现最恶劣情况的主星点波束发射模拟。同时，通过转动三轴旋转转台的纵轴(Az轴)，带动模拟星体旋转形成一个水平轨迹平面，可遍历双星绕飞一周内辅星星间天线的接收增益变化情况。对于绕飞期间空间距离造成的衰减，取最长空间基线形成的空间衰减值，通过馈线损耗进行等效并加严考核。

绕飞编队InSAR卫星绕飞时绕飞平面法线与卫星本体坐标系存在固定的角度关系。专项试验开展前，需要通过三维转台Az轴之外的另外两轴调整模拟星体转动过程中的固定姿态，等效于将绕飞平面法线竖置过程时调整卫星本体姿态。卫星本体姿态通过旋转三轴旋转转台(Az，R1，R2)实现，其中Az轴转动时R1、R2轴联动；R1轴旋转时R2轴联动；R2轴旋转时其余两轴不动。轨迹面平置过程如图5所示(图中R1OR2为水平面)。操作次序定为：先旋转R2，旋转角为α；再旋转R1，旋转角为β，此时，轨迹面平面法线由OA→OB→OC。通过轨迹面法线放平过程，实现了卫星本体姿态的调整，同时轨迹点指向远端水平面上的标准天线。试验时仅需对Az轴按一定速度进行电机驱动，即可双星的绕飞模拟，测试无线状态下的星间通信绕飞性能。

图5 轨迹平面平置过程

2.2 GNSS天线相位中心标定专项试验

绕飞编队InSAR卫星对GNSS天线相位中心的稳定度、一致性要求非常高，通常达到1 mm量级。为了达到如此高的要求，除了在GNSS天线设计上采取多馈设计、加装3D扼流圈[6]等措施，更重要的是在地面进行天线相位中心的高精度整星标定。通过标定获得GNSS天线实际的相位中心偏移量(PCO)和相位中心变化量(PCV)，天线相位中心偏差模型如图6所示。

图6 天线相位中心偏差模型

标定试验采用微波暗室绝对测量法获得。该方法利用高精度多探头球面近场测试系统获得天线的近场分布，然后经过近远场变换获得天线的远场相位方向图，对相位方向图处理可快速获得天线的相位中心数据，获取天线的PCO位置和PCV矩阵可用于支持高精度事后基线处理。GNSS天线相位中心整星标定专项试验实施的主要流程如下。

(1)生产GNSS天线相位中心整星标定专项试验工装。工装应结合GNSS天线整星安装以及边界条件对GNSS天线相位中心的影响仿真分析结果，在确保试验可行性(考虑测试转台承重、旋转中心点安装等)和有效性(安装接口、结构强度及表面材料一致)的前提下，以尽可能真实的状态进行电磁边界模拟，确保获取数据的可靠性。

(2)将工装固定安装于近场测试系统转台上。安装时尽量使GNSS天线口面几何中心(P1)与测试系统旋转中心(P0)位置重合，同时利用激光跟踪仪对P0与P1的相对位置关系进行高精度测量；启动测试，获得以P0为参考点的天线各个切面相位方向图。

(3)根据相位换算关系和相位中心推算原理[7]，将测试获取的以P0为参考点的相位方向图转换到以P1为参考点的相位方向图，并计算天线本体坐标系下的天线PCO和PCV。

(4)标定获得的PCO与PCV修正表与天线的相对位置是固定不变的。地面事后处理时，GNSS接收机通过星历可以知道导航星的空间位置，通过卫星的姿态信息可以知道GNSS天线的口面指向。综合上述信息可获得导航星相对于GNSS天线参考点本体坐标系的二维角度。此时，利用地面标定的PCV矩阵，通过查表就可进行接收机的相位改正并进行事后精密定轨与相对定位[8]，补偿由于天线本身相位中心不稳定带来的相位误差，在不考虑地面测试误差情况下，理论上补偿后的天线相位中心稳定度为0 mm。

对GNSS天线相位中心整星标定精度进行误差分析。其中，通过相位方向图数据处理获得天线相位中心及其稳定度的过程严格按照理论进行，处理过程不存在误差。误差主要来自测试系统的相位测试误差以及转台旋转中心与天线口面中心相对位置的光学标定误差。其中，相位测试误差主要由多探头间相位的不均匀性、转台转动角度误差以及射频仪器相位漂移误差带来，综合误差可实现不大于0.3 mm；光学标定误差可控制在0.3 mm以内。因此，GNSS天线相位中心标定误差最大不超过0.6 mm。

2.3 SAR天线相位中心标定专项试验

与宽波束的GNSS天线不同，大型相控阵SAR天线波束宽度非常窄，相位中心具有其特殊性，同时通过采用阵面布局的高对称设计、波束赋形的对称算法以及天线阵面的高精度加工，可使得天线相位中心与天线辐射口面几何中心在XY方向一致。文献[9]对大型相控阵天线阵面相位中心的定位进行了研究，明确指出相控阵SAR天线相位中心位于天线口径面上，并提出了基于相位梯度法的相位中心(lx,ly,lz)定位方程。

(1)

因此，SAR天线相位中心的标定可结合双星SAR天线方向图测试获得的近场相位数据，通过计算分析获得。

2.4 整星AIT阶段的联合测试

传统单SAR卫星地面测试时，卫星的姿态控制、导航、载荷成像等功能相对独立，配置的导航模拟器、动力学模拟器和回波模拟器可独立设计，相互之间无数据交互需求。但绕飞编队InSAR卫星不同，星间通信、星间基线测量、编队控制与雷达干涉等双星功能的实现联系紧密、相互依存，配置导航模拟器、动力学模拟器和回波模拟器等地面设备时需考虑设备间的数据交互与时频基准的统一，将其作为整体予以综合设计。本文给出绕飞编队InSAR卫星地面双星联合测试系统的设计，如图7所示。

图7 绕飞编队InSAR卫星地面双星联合测试系统

1)测试系统

测试系统由双星动力学模拟器、双用户GNSS模拟器、双用户雷达目标回波模拟器及微波开关子系统组成。测试系统主要的设计思路为。

(1)双星动力学模拟器完成双星动力学信号的激励与采集，模拟双星在轨运行于绕飞轨道的姿态与位置、速度。

(2)双星动力学模拟器接收双用户GNSS模拟器送来的1路高精度频率基准信号，实现两设备间的时频同步。同时，双星动力学模拟器给双用户GNSS模拟器实时提供两个轨迹的时间、位置、速度信息，GNSS模拟器利用收到的时间(只用第一拍，即仿真起点)、位置、速度信息，进行数据预处理后将轨迹数据实时转换成两路射频信号并分别送双星的GNSS接收机，GNSS接收机将接收到的射频信号进行处理生成导航原始数据，辅以星间通信链路的配合，实现双星的绝对定位、相对定位、绝对时间同步和相对时间同步。

(3)双用户GNSS模拟器也接收双用户GNSS模拟器送来的1路高精度频率基准信号，实现三个模拟器的时频同步。

(4)双用户雷达目标回波模拟器根据星上的SAR系统脉冲重复频率(PRF)的触发信号，定时向双星发送回波信号并被星上SAR系统接收，形成载荷原始数据。

(5)微波开关建立双星的星间通信链路、载荷相位同步链路连接并具备链路切换功能。

2)主要实施步骤

绕飞编队InSAR卫星地面双星联合测试系统的主要实施步骤如下。

(1)完成系统连接，配置星间通信链路和相位同步链路，确定测试时间起点，双星动力学模拟器从该时间起点运行，模拟双星在轨绕飞运行。

(2)双用户GNSS模拟器实时接收双星动力学模拟器的时间、位置及速度信息，模拟器基于该时间起点以及动力学后续的位置速度信息，实时产生两路导航射频信号分别送星上的GNSS接收机。

(3)A星、B星上的GNSS接收机利用接收到的射频信号进行实时绝对定位，利用微波开关系统提供的星间通信链路互相获取它星的导航原始数据并进行实时相对定位；接收机将定位后的绝对时间、位置速度信息和相对时差、位置速度信息通过总线向星上姿控系统、SAR载荷进行广播；此步骤可完成绕飞编队InSAR卫星涉及的星间通信功能、星间相对状态测量测试。

(4)星上姿态控制系统根据双星绝对导航、相对导航信息进行编队构形参数计算，在需要时自主或接收地面指令进行轨道控制，并通过动力学模拟器将控后参数闭环反馈给GNSS模拟器，再通过模拟器给到星上GNSS接收机，真实模拟轨道控制后卫星的轨道变化情况；此步骤可完成绕飞编队InSAR卫星涉及的编队控制测试。

(5)星上设置GNSS校时，完成两颗卫星的时间同步。两个SAR载荷基于各自已同步的绝对时间和总线上获取的相对时差，触发产生雷达工作需要的PRF信号并送给双用户雷达目标回波模拟器，模拟器根据PRF信号发送回波给星上雷达接收机接收，回波数字形成后下传至地面接收；同时，基于微波开关系统提供的相位同步链路，两星雷达接收机可互相获取它星的雷达参考信号，与回波数据一同下传至地面接收。地面SAR/InSAR快速处理系统对获取的两个回波进行干涉处理，可完成绕飞编队InSAR卫星涉及的载荷任务功能、性能测试。

3 结束语

以专项试验结合整星联合测试的实施方案解决绕飞编队InSAR卫星的地面联合测试与考核需求，重点在于以尽可能真实的状态模拟双星的在轨运行，对星间通信的连续性、GNSS天线和SAR相位中心的一致性、编队控制的精度和载荷时间与相位同步及干涉精度进行地面考核。后续，需在联合测试实施方案的基础上，进一步分析测试各环节的误差影响，提高测试精度，确保绕飞编队InSAR卫星双星功能在地面的充分验证。