卫星测控分系统设计精品PPT课件
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测控分系统设计
引导信标机，由于它的波束宽，用于地面雷达系统的捕获
航天器的目标，
2016/11/5
24
连续波测量系统 连续波测量系统分为多普勒频移系统、距离和距离变化 率测量系统、相位比较系统和这些系统的多种变化类型。 多普勒频移系统：利用多普勒效应测定航天器的径向速度， 借以测量航天器的飞行轨迹。多普勒频移是由地面向航天器 或由航天器向地面发射固定的频率的等幅电磁波，因航天器 和地面站存在相对运动，接收信号的频率与发射的频率互不 相同，其频率之差就是多普勒频移。多普勒频移正比于测控 站与航天器方向上的速度分量，所以测量出多普勒频移的大 小，就可获得航天器相对测控站的相对径向速度。
波长 100～10m 10～1m 1～0.3m 30～15m 15～7.5m 7.5～7.35m 3.75～2.5m 2.5～1.67m 1.67～1.11m 1.11～0.75m 0.75～0.1m
测控协议 数据率小于12Mb/s， 采用S频段 数据率在12～50Mb/s, 采用C频段或X频段 数据率50～100Mb/s， 采用X频段 数据率100～1000Mb/s，采用Ku/Ka/w频段
遥控技术
通过对遥测参数、姿态和轨道参数的 研究和分析，发现航天器的轨道、姿 态、某个工程分系统或有效载荷工作 状况异常或出现故障，判断出故障部 位和做出决策，向卫星发出有关命令 ，修正轨道和姿态，调整分系统和有 效载荷的运行参数，甚至切换备份或 部件。 遥控指令动作的结果，再通过遥测信 道传到地面站进行回报证实。 遥测和遥控两种技术综合起来构成一 种保证航天器正常运行，增加可靠性 ，延长寿命的重要闭环手段。
PCM-BPSK（副载波） PCM-CDMA-BPSK PCM-CDMA-BPSK-FH ----------4kbps/8kbps 直接序列扩频 10.23Mchip/s GOLD码 1023 --2048bps/32768bps 直接序列扩频 10Mchip/s GOLD码 1023 R-S+卷积 1712 bps
第5章-航天遥测系统PPT课件
.
1
3 航天测控系统基本原理：
航空航天遥测系统可分为飞行器遥测设备（系统）和地面遥测设备 （系统），前者主要由遥测技术传感器、多路组合调制器、发射机和天线 组成，后者主要由接收机和天线、分路解调器等组成。
传感器的功能是感受被测参量并转换成电信号。各传感器的输出信号 (及其他需经遥测系统传送的信号)同时送入多路组合调制器，各路信号按 一定体制组合起来，互不干扰地通过同一个无线电信道传送出去。
信源编码信号：例如语音信号（频率范围300-3400Hz)、图象信号 （频率范围0-6MHz)……基带信号（基带：信号的频率从零频附近开始）。 在发送端把连续消息变换成原始电信号，这种变换由信源来完成。
信道编码信号：例如二进制信号、2PSK信号……已调信号（也叫带 通信号、频带信号）。这种信号有两个基本特征：一是携带信息；二是适 应在信道中传输，把基带信号变换成适合在信道中传输的信号完成这样的 变换是调制器。
.
23
一．信源编码
信源编码的作用之一是设法减少码元数目和降低码元速率，即通常所说
的数据压缩。码元速率将直接影响传输所占的带宽，而传输带宽又直接反映 了通信的有效性。
作用之二是当信息源给出的是模拟语音信号时，信源编码器将其转换成
数字信号，以实现模拟信号的数字化传输。模拟信号数字化传输的两种方式： 脉冲编码调制(PCM)和增量调制(ΔM)。信源译码是信源编码的逆过程。 1.脉 冲编码调制(PCM)简称脉码调制:一种用一组二进制数字代码来代替连续信号 的抽样值，从而实现通信的方式。由于这种通信方式抗干扰能力强，它在光 纤通信、数字微波通信、卫星通信中均获得了极为广泛的应用。 2.增量调制 (ΔM):将差值编码传输， 同样可传输模拟信号所含的信息。此差值又称“增 量”，其值可正可负。 这种用差值编码进行通信的方式，就称为“增量调制” （Delta Modulation），缩写为DM或ΔM，主要用于军方通信中。
最新卫星定位导航系统原理及应用第三讲2PPT课件
遥测字 转换字 （TLM） （HOW）
数据块1 时钟修正数
数据块2 星历表 数据块2 星历表 数据块3 卫星历书等 数据块3 卫星历书等
导航电文的内容
遥测字（TLM – Telemetry Word）
每一子帧的第1个字 用作捕获导航电文的前导
交接字（HOW – Hand Over Word）
导航电文的内容
第二数据块
第2、3子帧的第3~10个字 内容
该发送信号卫星的星历 － 广播星历
星历参数
M 0 , n ,e ,a , 0 ,i 0 ,, ,i ,C u ,C c u ,C s r,C c r,C si,c C i,s t o ,A e O
导航电文的内容
第三数据块
第4、5子帧的第3~10个字 内容：所有卫星历书（概略星历） 第三数据块的内容每12.5分钟重复一次
星历参数
M
：参考时刻的平近点角
0
M (t) M 0 n (t toe )
其中n为平均角速度
n：平均角速度的改正值
平均角速 n0度 G a3的 M ( a 计 )3 算值 称为地球W 引 G 8系 力 4S 中 常3定 .9 数 8义 ， 6 1010 为 4 m 在 035 s2
卫星定位导航系统原理及应用 第三讲2
GPS卫星信号结构
GPS信号是GPS卫星向广大用户发送的用于导航 定位的已调波，其调制波是卫星导航电文和测距 码的组合码。
PRN伪随机码
伪随机码又称为伪噪声码，简称PRN（Pseudo Random Noise Code)，是一组人工生成的噪声 码。
GPS利用TOA测距以确定用户位置。借助于对多 颗卫星的TOA测量，便可得到用户位置。 GPS 定位的基本几何原理为三球交会原理。
数据块1 时钟修正数
数据块2 星历表 数据块2 星历表 数据块3 卫星历书等 数据块3 卫星历书等
导航电文的内容
遥测字（TLM – Telemetry Word）
每一子帧的第1个字 用作捕获导航电文的前导
交接字（HOW – Hand Over Word）
导航电文的内容
第二数据块
第2、3子帧的第3~10个字 内容
该发送信号卫星的星历 － 广播星历
星历参数
M 0 , n ,e ,a , 0 ,i 0 ,, ,i ,C u ,C c u ,C s r,C c r,C si,c C i,s t o ,A e O
导航电文的内容
第三数据块
第4、5子帧的第3~10个字 内容：所有卫星历书（概略星历） 第三数据块的内容每12.5分钟重复一次
星历参数
M
：参考时刻的平近点角
0
M (t) M 0 n (t toe )
其中n为平均角速度
n：平均角速度的改正值
平均角速 n0度 G a3的 M ( a 计 )3 算值 称为地球W 引 G 8系 力 4S 中 常3定 .9 数 8义 ， 6 1010 为 4 m 在 035 s2
卫星定位导航系统原理及应用 第三讲2
GPS卫星信号结构
GPS信号是GPS卫星向广大用户发送的用于导航 定位的已调波，其调制波是卫星导航电文和测距 码的组合码。
PRN伪随机码
伪随机码又称为伪噪声码，简称PRN（Pseudo Random Noise Code)，是一组人工生成的噪声 码。
GPS利用TOA测距以确定用户位置。借助于对多 颗卫星的TOA测量，便可得到用户位置。 GPS 定位的基本几何原理为三球交会原理。
卫星总体方案设计 PPT课件
500km（太阳同步圆轨道） 97.4º
94.6min 11:00
CZ-2C、CZ-2D等单独发射
0.0001º/s 0.05º
0.0001º/s 3º/s
小于20s
2020/3/31 第 21 页
卫星总体方案设计
配
总体性能参数确定与分
卫星平台总体方案主要技术指标
(5) 电源系统 供电阵输出功率（末期） 蓄电池组额定容量
2020/3/31
第6页
卫星总体方案设计
概述
B阶段(详细定义阶段)：详细定义系统和分 系统设计细节，产生分系统需求和设计规范，进 行关键部件的研制。
完成任务的最佳卫星设计方案是什么？为什么？ 所包含的风险是什么？ 实现的计划是什么？ 成本估算是多少？ 是否有为确保计划所必需的长周期项目？
2020/3/31
（Conceptual Design）
总
体
设
初步设计
计
（Preliminary Design）
详细设计 （Detail Design）
制造
2020/3/31
第5页
卫星总体方案设计
概述
A阶段(可行性论证阶段)：完成概念设计最 佳方案的选择、可行性验证、技术解决方法的定 义。
要完成任务合理的卫星配置是什么？ 研制中有什么难点(重大成本、计划和技术问题)？ 应该做哪些主要的比较研究和分析？ 花费的成本是多少？ 需要多长时间？
设计阶段 概念设计 初步设计 详细设计
人员比例 1％ 9％ 90％
2020/3/31 第 15 页
卫星总体方案设计
概述
高度的综合性
—综合考虑设计要求的各个方面，进行不同学科 专业间的权衡与协调
航天测控.ppt
相配合才能完成测控任务。对于测量，航天器上必须有相应的信标机或
应答机，它们发回地面跟踪和测速用的射频信号，应答机还发回测距信
息。对于遥测，航天器上必须有检测各种参数的传感器和发送这些参数
的射频发射机。对于遥控，航天器上必须有指令接收机。因此，航天器
上的和地面的两部分电子设备在设计时应该结合起来统一考虑。
有限，而设置测控站的数目又受到种种限制，不能无限增加。为了扩大跟踪范
围，将测控站搬到同步定点卫星上,从35800公里的高空来观测低轨道卫星是解
决这一困难的一个办法。1983年 5月美国利用航天飞机发射的一颗跟踪与数据
中继卫星(TDRS)是实现这个设想的第一步。两颗定点在赤道上空，经度相隔约
140°的跟踪与数据中继卫星和一个相应的地面控制接收站组成跟踪与数据中继
航天测控网
各种地面系统分别安装在适当地理位置的若 干测控站（包括必要的测量船和测控飞机） 和一个测控中心内，通过通信网络相互联接 而构成整体的航天测控系统 。
航天测控系统图
总体设计
航天测控系统总体设计属于电子系统工程问 题。对整个系统来说，首先考虑的是航天任 务的要求，可以针对某一个任务，也可以兼 顾多个任务，从较长远的发展要求来设计。 航天测控系统的中心问题是从地面和航天器 整体出发，实现信息获取，即将航天器的飞 行和工作数据发回地面，并用计算机进行计 算、决策和实时反馈来控制航天器飞行的轨 道和姿态。
测控系统的优点是可以对航天器全天候跟踪，而且有较好的灵活性和足
够的精度。从系统工程的角度来看，对航天器跟踪测量所得的数据，经
过计算，可给出弹道、轨道或位置的信息；而遥测所提供的数据，经过
处理、分析可给出航天器的状态信息；它们都是系统中反馈回路的重要
卫星测控分系统设计
➢ 遥测数据可通过多个信道下传 地面，包括不同频段和测控体 制。
遥控技术
➢ 通过对遥测参数、姿态和轨道参数的 研究和分析，发现航天器的轨道、姿 态、某个工程分系统或有效载荷工作 状况异常或出现故障，判断出故障部 位和做出决策，向卫星发出有关命令 ，修正轨道和姿态，调整分系统和有 效载荷的运行参数，甚至切换备份或 部件。
2020/7/21
17
测控频段
短波 超短波
微
波
波段
高频HF 甚高频VHF 特高频UHF
L波段 S C X Ku K Ka
毫米波
频率
3～30MHz 30～300MHz 300～1000MHz
1～2GHz 2～4GHz 4～8GHz 8～12GHz 12～18GHz 18～27GHz 27～40GHz 40～300GHz
测控系统组成
遥控天线1 合
遥控天
成
线2
器
1 组成
扩频应答
输机A入来自多扩频应答工
机B
器 USB应答机
遥测天线1
遥测天线2
功 分路器
分
负载
测控 开关
器
输
出
测控固放1
多
测控固放2
工
器
测控固放3
6）遥测和遥控原理方框图
14
测控特性
卫星测控特点
多路传输
精确性和 可靠性
信息的多 样性和数 据处理的 复杂性
1 几个概念
跟踪测轨：地面站跟踪卫星并测出其飞行轨道 遥测：采集或获取卫星工况或工程参数，并通过无线信道传 输到地面，以便地面及时了解卫星的工作状况 遥控：将地面的控制信息或数据通过无线信道发送给卫星， 以实现地面对卫星的控制 上行：遥控指令+数据注入 下行：遥测（工况信息）、数传（载荷或科学数据） 测控（TT&C, Tracking, Telemetry and Command）包括三 部分：跟踪、遥测和命令。 数传、测控的区别 地面测控站、船，飞行控制中心（北京、西安 ）
遥控技术
➢ 通过对遥测参数、姿态和轨道参数的 研究和分析，发现航天器的轨道、姿 态、某个工程分系统或有效载荷工作 状况异常或出现故障，判断出故障部 位和做出决策，向卫星发出有关命令 ，修正轨道和姿态，调整分系统和有 效载荷的运行参数，甚至切换备份或 部件。
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测控频段
短波 超短波
微
波
波段
高频HF 甚高频VHF 特高频UHF
L波段 S C X Ku K Ka
毫米波
频率
3～30MHz 30～300MHz 300～1000MHz
1～2GHz 2～4GHz 4～8GHz 8～12GHz 12～18GHz 18～27GHz 27～40GHz 40～300GHz
测控系统组成
遥控天线1 合
遥控天
成
线2
器
1 组成
扩频应答
输机A入来自多扩频应答工
机B
器 USB应答机
遥测天线1
遥测天线2
功 分路器
分
负载
测控 开关
器
输
出
测控固放1
多
测控固放2
工
器
测控固放3
6）遥测和遥控原理方框图
14
测控特性
卫星测控特点
多路传输
精确性和 可靠性
信息的多 样性和数 据处理的 复杂性
1 几个概念
跟踪测轨：地面站跟踪卫星并测出其飞行轨道 遥测：采集或获取卫星工况或工程参数，并通过无线信道传 输到地面，以便地面及时了解卫星的工作状况 遥控：将地面的控制信息或数据通过无线信道发送给卫星， 以实现地面对卫星的控制 上行：遥控指令+数据注入 下行：遥测（工况信息）、数传（载荷或科学数据） 测控（TT&C, Tracking, Telemetry and Command）包括三 部分：跟踪、遥测和命令。 数传、测控的区别 地面测控站、船，飞行控制中心（北京、西安 ）
GNSS卫星导航定位基础PPT教案
（经度、纬度和高程或X、Y、H）
位置的确定离不开坐标系。
坐标系三要素：
原点位置
坐标轴指向尺度牛牛文档分享GPS测量坐标系的分类
坐标系分类
坐标系特征
空固坐标系与天球固连，与地球自转无关，用来确定天体位置较方
①空固坐标系与地固坐 便。地固坐标系与地球固连，随地球一起转动，用来确定地面点位
标系
置较方便。
坐标原点：陕西省泾阳县永乐镇。 参考椭球：1975年国际椭球。 平差方法：天文大地网整体平差。 特点： （1）采用1975年国际椭球。 （2）大地高程基准采用1956年黄海高程。 （3）椭球面同似大地水准面在我国境内最为密合。 （4）定向明确。 （5）大地原点地处我国中部。 （6)其大地点的高程起算面是似大地水准 25′ 53″
东经 120° 14′ 88″牛牛文档分享如何确定空间点的位置
确定一个二维空间点位需要至少两个量
S1 S2
确定一个三维空间点位需要至少三个量(上例测量 出房子脚比树脚处高或低多少)
通常采用(1)一个高程+两个二维坐标量(2)三个三维
坐标量
730WGS-84坐标系定义
WGS-84坐标系属地心坐标系
原点
地球质量中心
z轴
指向国际时间局定义的BIH1984.0的协议地球北极
x轴
指向BIH1984.0的起始子午线与赤道的交点
参考椭球 椭球长半径
椭球参数采用1979年第17届国际大地测量与地球物理联合 会推荐值
我国西起东经72°，东至东经135°，共跨 有5个时区，我国采用东8区 的区时作为统 一的标准时间。称作北京时间。
坐标原点：前苏联的普尔科沃。 参考椭球：克拉索夫斯基椭球。 平差方法：分区分期局部平差。 存在的问题： （1）椭球参数有较大误差。 （2）参考椭球面与我国大地水准面差距大，不能达最佳拟合， 存在着自西向东明显的系统性倾斜。 （3）坐标误差累计大（坐标从东北传递到西北和西南的，未 进行整体平差，各部分结合点有12米的误差）。 （4）定向不明确即X,Y轴的指向不明。 （5）属参心坐标系。（和卫星坐标的原点不一致）
位置的确定离不开坐标系。
坐标系三要素：
原点位置
坐标轴指向尺度牛牛文档分享GPS测量坐标系的分类
坐标系分类
坐标系特征
空固坐标系与天球固连，与地球自转无关，用来确定天体位置较方
①空固坐标系与地固坐 便。地固坐标系与地球固连，随地球一起转动，用来确定地面点位
标系
置较方便。
坐标原点：陕西省泾阳县永乐镇。 参考椭球：1975年国际椭球。 平差方法：天文大地网整体平差。 特点： （1）采用1975年国际椭球。 （2）大地高程基准采用1956年黄海高程。 （3）椭球面同似大地水准面在我国境内最为密合。 （4）定向明确。 （5）大地原点地处我国中部。 （6)其大地点的高程起算面是似大地水准 25′ 53″
东经 120° 14′ 88″牛牛文档分享如何确定空间点的位置
确定一个二维空间点位需要至少两个量
S1 S2
确定一个三维空间点位需要至少三个量(上例测量 出房子脚比树脚处高或低多少)
通常采用(1)一个高程+两个二维坐标量(2)三个三维
坐标量
730WGS-84坐标系定义
WGS-84坐标系属地心坐标系
原点
地球质量中心
z轴
指向国际时间局定义的BIH1984.0的协议地球北极
x轴
指向BIH1984.0的起始子午线与赤道的交点
参考椭球 椭球长半径
椭球参数采用1979年第17届国际大地测量与地球物理联合 会推荐值
我国西起东经72°，东至东经135°，共跨 有5个时区，我国采用东8区 的区时作为统 一的标准时间。称作北京时间。
坐标原点：前苏联的普尔科沃。 参考椭球：克拉索夫斯基椭球。 平差方法：分区分期局部平差。 存在的问题： （1）椭球参数有较大误差。 （2）参考椭球面与我国大地水准面差距大，不能达最佳拟合， 存在着自西向东明显的系统性倾斜。 （3）坐标误差累计大（坐标从东北传递到西北和西南的，未 进行整体平差，各部分结合点有12米的误差）。 （4）定向不明确即X,Y轴的指向不明。 （5）属参心坐标系。（和卫星坐标的原点不一致）
卫星测控分系统设计精品PPT课件
2. 统一载波时期：从1965年后逐步形成了跟踪、遥测、遥控和语 音的传输共用一个载频，构成了S波段统一载波测控系统(USB) ，达到了简化天-地设备的效果。
3. 1980年前后，TT＆C和宽带、高速数据通信系统合并成C&T(通 信与跟踪)系统。
4. 由陆(海)基的测控与通信网转向建立天基测控与通信网： 采 用陆(海)基的测控与通信网，需要在全球范围内建站才能满足 载人航天任务的覆盖要求；而天基测控与通信网主要通过跟踪 与数据中继卫星系统(TDRSS)，在地面上布一个站就能完成覆 盖全轨道飞行任务。
➢ 测距：由地面站发射出一个高频率稳定度和高频谱纯度的正弦副 载波（称为测距侧音），发射到航天器后，再转发回来和原来地 面发出的侧音比较相位差，可计算出航天器和地面站之间的距离 。
➢ 根据得到的(A, E, R, ,t)即可确定航天器在三维空间中的瞬时位置 。对于惯性目标，跟踪足够长弧段后，可预测外推未来轨道。
跟踪技术
➢ 跟踪：利用航天器发出到达地球的载波，跟踪站检测出电磁波来 波取向和地面站天线主波束指向角的偏差，伺服系统利用此偏差 随时校正，消除偏差，而达到天线主波束实时对准不断运动着的 航天器的目的。
➢ 测速：利用航天器相对于地面站天线的相对运动、信标机的载频 中产生出多普勒频移，测出频移可换算出径向速度。
*星上存储与处理要求；
*上下行射频频段（Ｃ、Ｓ、Ku频段）；
*调制和编码方案；
*误码率（上行可10-5 、下行可10-4）
*天线要求（方向图、增益、极化、旁瓣）；
*遥测参数和遥控指令数量；
8000bps
4000bps
88bps
4000bps
256kbps/1Mbps
上行遥控门限
3. 1980年前后，TT＆C和宽带、高速数据通信系统合并成C&T(通 信与跟踪)系统。
4. 由陆(海)基的测控与通信网转向建立天基测控与通信网： 采 用陆(海)基的测控与通信网，需要在全球范围内建站才能满足 载人航天任务的覆盖要求；而天基测控与通信网主要通过跟踪 与数据中继卫星系统(TDRSS)，在地面上布一个站就能完成覆 盖全轨道飞行任务。
➢ 测距：由地面站发射出一个高频率稳定度和高频谱纯度的正弦副 载波（称为测距侧音），发射到航天器后，再转发回来和原来地 面发出的侧音比较相位差，可计算出航天器和地面站之间的距离 。
➢ 根据得到的(A, E, R, ,t)即可确定航天器在三维空间中的瞬时位置 。对于惯性目标，跟踪足够长弧段后，可预测外推未来轨道。
跟踪技术
➢ 跟踪：利用航天器发出到达地球的载波，跟踪站检测出电磁波来 波取向和地面站天线主波束指向角的偏差，伺服系统利用此偏差 随时校正，消除偏差，而达到天线主波束实时对准不断运动着的 航天器的目的。
➢ 测速：利用航天器相对于地面站天线的相对运动、信标机的载频 中产生出多普勒频移，测出频移可换算出径向速度。
*星上存储与处理要求；
*上下行射频频段（Ｃ、Ｓ、Ku频段）；
*调制和编码方案；
*误码率（上行可10-5 、下行可10-4）
*天线要求（方向图、增益、极化、旁瓣）；
*遥测参数和遥控指令数量；
8000bps
4000bps
88bps
4000bps
256kbps/1Mbps
上行遥控门限
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- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
➢ 测距：由地面站发射出一个高频率稳定度和高频谱纯度的正弦副 载波（称为测距侧音），发射到航天器后，再转发回来和原来地 面发出的侧音比较相位差，可计算出航天器和地面站之间的距离 。
➢ 根据得到的(A, E, R, ,t)即可确定航天器在三维空间中的瞬时位置 。对于惯性目标，跟踪足够长弧段后，可预测外推未来轨道。
➢ 广义的测控系统是航天技术的大 系统之一，包括航天器本体中的 测控通信系统和地面通讯设备（ 运载与航天器测控网）。
➢ 任务： 建立卫星与地面之间的 无线传输通道。 ▪ 天地通讯 ▪ 轨道测量
1 几个概念
跟踪测轨：地面站跟踪卫星并测出其飞行轨道 遥测：采集或获取卫星工况或工程参数，并通过无线信道传 输到地面，以便地面及时了解卫星的工作状况 遥控：将地面的控制信息或数据通过无线信道发送给卫星， 以实现地面对卫星的控制 上行：遥控指令+数据注入 下行：遥测（工况信息）、数传（载荷或科学数据） 测控（TT&C, Tracking, Telemetry and Command）包括三 部分：跟踪、遥测和命令。 数传、测控的区别 地面测控站、船，飞行控制中心（北京、西安 ）
测控功能
1 功能
满足飞行程序要求，在卫星全寿命期间各个阶段，包括 主动段、转移轨道和工作轨道，接收地面遥控指令和注 入数据，执行直接指令，同时下发遥测数据，遥测数据 下发的开始和结束由地面测控覆盖范围确定； 完成实时遥测帧的组帧下发和延时遥测帧的组帧存储下 发； 满足各分系统对遥控指令、注入数据和实时延时遥测的 需求； 配合地面测控系统完成对卫星的跟踪、测距、测轨、遥 测、遥控； 提供整星校时功能；
2. 统一载波时期：从1965年后逐步形成了跟踪、遥测、遥控和语 音的传输共用一个载频，构成了S波段统一载波测控系统(USB) ，达到了简化天-地设备的效果。
3. 1980年前后，TT＆C和宽带、高速数据通信系统合并成C&T(通 信与跟踪)系统。
4. 由陆(海)基的测控与通信网转向建立天基测控与通信网： 采 用陆(海)基的测控与通信网，需要在全球范围内建站才能满足 载人航天任务的覆盖要求；而天基测控与通信网主要通过跟踪 与数据中继卫星系统(TDRSS)，在地面上布一个站就能完成覆 盖全轨道飞行任务。
涉及科学技 术领域的广 泛性
16
2 测控特性
航天器的测控特性一般应包括（以往的测控包括遥测、 遥控和跟踪，目前已发展成为仅仅是提供通道）：
测控选用的频段一般为（S、C、Ku、Ka）； 天线的增益； 轨道测速精度和测距精度；特别是低轨道，对目 标观测有定位精度要求的任务（实时和事后处理）航天 器，定轨精度指标有的情况是直接影响到目标定位精度。 上行码速率；它主要涉及到地面测控站发送遥控 和注入数据的能力。 下行码速率；它是航天器在轨工作时的各种工程 测量参数的发送能力。
遥测技术
➢ 用传感器测量航天器内部各个 工程分系统、航天器的姿态、 外部空间环境和有效载荷的工 作状况，用无线电技术，将这 些参数传到地面站，供地面的 科研人员进行分析研究，用来 判断航天器的工作状况。
➢ 遥测是一种用来监督、检查航 天器上天后工作状况的唯一手 段，也是判断故障部位、原因 的唯一措施。
测控系统组成
遥控天线1 合
遥控天
成
线2
器
1 组成
扩频应答
输
机A
入
多
扩频应答
工
机B
器 USB应答机遥测天线1Fra bibliotek遥测天线2
功 分路器
分
负载
测控 开关
器
输
出
测控固放1
多
测控固放2
工
器
测控固放3
6）遥测和遥控原理方框图
14
测控特性
卫星测控特点
多路传输
精确性和 可靠性
信息的多 样性和数 据处理的 复杂性
跟踪技术
➢ 跟踪：利用航天器发出到达地球的载波，跟踪站检测出电磁波来 波取向和地面站天线主波束指向角的偏差，伺服系统利用此偏差 随时校正，消除偏差，而达到天线主波束实时对准不断运动着的 航天器的目的。
➢ 测速：利用航天器相对于地面站天线的相对运动、信标机的载频 中产生出多普勒频移，测出频移可换算出径向速度。
波长 100～10m
10～1m 1～0.3m 30～15m 15～7.5m 7.5～7.35m 3.75～2.5m 2.5～1.67m 1.67～1.11m 1.11～0.75m 0.75～0.1m
测控协议 ➢数据率小于12Mb/s， 采用S频段 ➢数据率在12～50Mb/s, 采用C频段或X频段 ➢数据率50～100Mb/s， 采用X频段 ➢数据率100～1000Mb/s，采用Ku/Ka/w频段 ➢数据率大于1Gb/s， 采用光频段
2020/10/14
17
测控频段
短波 超短波
微
波
波段
高频HF 甚高频VHF 特高频UHF
L波段 S C X Ku K Ka
毫米波
频率
3～30MHz 30～300MHz 300～1000MHz
1～2GHz 2～4GHz 4～8GHz 8～12GHz 12～18GHz 18～27GHz 27～40GHz 40～300GHz
➢ 遥控指令动作的结果，再通过遥测信 道传到地面站进行回报证实。
➢ 遥测和遥控两种技术综合起来构成一 种保证航天器正常运行，增加可靠性 ，延长寿命的重要闭环手段。
测控技术发展的四个阶段
1. 测控设备独立发展时期：跟踪设备、遥测设备、遥控设备、电 视和语音设备独立发展，各有自己的载频、天线和收发设备。 1965年前基本上处于这种状态，设备庞大、众多，操作复杂。
第五讲 卫星测控分系统设计
上海微小卫星工程中心— 2014年3月4日
1、中继星死角的问题
2、思考： 结合自己的研究方向，选择和卫星相
关的课题调研或设计，写一篇小论文，作为 课程的期末考试成绩
XXX发展综述 XXX仿真研究 XXX设计与实现 3、联系方式：
2
测控任务
1 任务
➢ 航空航天分界线，一般以距离地 面100km为界
➢ 遥测数据可通过多个信道下传 地面，包括不同频段和测控体 制。
遥控技术
➢ 通过对遥测参数、姿态和轨道参数的 研究和分析，发现航天器的轨道、姿 态、某个工程分系统或有效载荷工作 状况异常或出现故障，判断出故障部 位和做出决策，向卫星发出有关命令 ，修正轨道和姿态，调整分系统和有 效载荷的运行参数，甚至切换备份或 部件。
➢ 根据得到的(A, E, R, ,t)即可确定航天器在三维空间中的瞬时位置 。对于惯性目标，跟踪足够长弧段后，可预测外推未来轨道。
➢ 广义的测控系统是航天技术的大 系统之一，包括航天器本体中的 测控通信系统和地面通讯设备（ 运载与航天器测控网）。
➢ 任务： 建立卫星与地面之间的 无线传输通道。 ▪ 天地通讯 ▪ 轨道测量
1 几个概念
跟踪测轨：地面站跟踪卫星并测出其飞行轨道 遥测：采集或获取卫星工况或工程参数，并通过无线信道传 输到地面，以便地面及时了解卫星的工作状况 遥控：将地面的控制信息或数据通过无线信道发送给卫星， 以实现地面对卫星的控制 上行：遥控指令+数据注入 下行：遥测（工况信息）、数传（载荷或科学数据） 测控（TT&C, Tracking, Telemetry and Command）包括三 部分：跟踪、遥测和命令。 数传、测控的区别 地面测控站、船，飞行控制中心（北京、西安 ）
测控功能
1 功能
满足飞行程序要求，在卫星全寿命期间各个阶段，包括 主动段、转移轨道和工作轨道，接收地面遥控指令和注 入数据，执行直接指令，同时下发遥测数据，遥测数据 下发的开始和结束由地面测控覆盖范围确定； 完成实时遥测帧的组帧下发和延时遥测帧的组帧存储下 发； 满足各分系统对遥控指令、注入数据和实时延时遥测的 需求； 配合地面测控系统完成对卫星的跟踪、测距、测轨、遥 测、遥控； 提供整星校时功能；
2. 统一载波时期：从1965年后逐步形成了跟踪、遥测、遥控和语 音的传输共用一个载频，构成了S波段统一载波测控系统(USB) ，达到了简化天-地设备的效果。
3. 1980年前后，TT＆C和宽带、高速数据通信系统合并成C&T(通 信与跟踪)系统。
4. 由陆(海)基的测控与通信网转向建立天基测控与通信网： 采 用陆(海)基的测控与通信网，需要在全球范围内建站才能满足 载人航天任务的覆盖要求；而天基测控与通信网主要通过跟踪 与数据中继卫星系统(TDRSS)，在地面上布一个站就能完成覆 盖全轨道飞行任务。
涉及科学技 术领域的广 泛性
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2 测控特性
航天器的测控特性一般应包括（以往的测控包括遥测、 遥控和跟踪，目前已发展成为仅仅是提供通道）：
测控选用的频段一般为（S、C、Ku、Ka）； 天线的增益； 轨道测速精度和测距精度；特别是低轨道，对目 标观测有定位精度要求的任务（实时和事后处理）航天 器，定轨精度指标有的情况是直接影响到目标定位精度。 上行码速率；它主要涉及到地面测控站发送遥控 和注入数据的能力。 下行码速率；它是航天器在轨工作时的各种工程 测量参数的发送能力。
遥测技术
➢ 用传感器测量航天器内部各个 工程分系统、航天器的姿态、 外部空间环境和有效载荷的工 作状况，用无线电技术，将这 些参数传到地面站，供地面的 科研人员进行分析研究，用来 判断航天器的工作状况。
➢ 遥测是一种用来监督、检查航 天器上天后工作状况的唯一手 段，也是判断故障部位、原因 的唯一措施。
测控系统组成
遥控天线1 合
遥控天
成
线2
器
1 组成
扩频应答
输
机A
入
多
扩频应答
工
机B
器 USB应答机遥测天线1Fra bibliotek遥测天线2
功 分路器
分
负载
测控 开关
器
输
出
测控固放1
多
测控固放2
工
器
测控固放3
6）遥测和遥控原理方框图
14
测控特性
卫星测控特点
多路传输
精确性和 可靠性
信息的多 样性和数 据处理的 复杂性
跟踪技术
➢ 跟踪：利用航天器发出到达地球的载波，跟踪站检测出电磁波来 波取向和地面站天线主波束指向角的偏差，伺服系统利用此偏差 随时校正，消除偏差，而达到天线主波束实时对准不断运动着的 航天器的目的。
➢ 测速：利用航天器相对于地面站天线的相对运动、信标机的载频 中产生出多普勒频移，测出频移可换算出径向速度。
波长 100～10m
10～1m 1～0.3m 30～15m 15～7.5m 7.5～7.35m 3.75～2.5m 2.5～1.67m 1.67～1.11m 1.11～0.75m 0.75～0.1m
测控协议 ➢数据率小于12Mb/s， 采用S频段 ➢数据率在12～50Mb/s, 采用C频段或X频段 ➢数据率50～100Mb/s， 采用X频段 ➢数据率100～1000Mb/s，采用Ku/Ka/w频段 ➢数据率大于1Gb/s， 采用光频段
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测控频段
短波 超短波
微
波
波段
高频HF 甚高频VHF 特高频UHF
L波段 S C X Ku K Ka
毫米波
频率
3～30MHz 30～300MHz 300～1000MHz
1～2GHz 2～4GHz 4～8GHz 8～12GHz 12～18GHz 18～27GHz 27～40GHz 40～300GHz
➢ 遥控指令动作的结果，再通过遥测信 道传到地面站进行回报证实。
➢ 遥测和遥控两种技术综合起来构成一 种保证航天器正常运行，增加可靠性 ，延长寿命的重要闭环手段。
测控技术发展的四个阶段
1. 测控设备独立发展时期：跟踪设备、遥测设备、遥控设备、电 视和语音设备独立发展，各有自己的载频、天线和收发设备。 1965年前基本上处于这种状态，设备庞大、众多，操作复杂。
第五讲 卫星测控分系统设计
上海微小卫星工程中心— 2014年3月4日
1、中继星死角的问题
2、思考： 结合自己的研究方向，选择和卫星相
关的课题调研或设计，写一篇小论文，作为 课程的期末考试成绩
XXX发展综述 XXX仿真研究 XXX设计与实现 3、联系方式：
2
测控任务
1 任务
➢ 航空航天分界线，一般以距离地 面100km为界
➢ 遥测数据可通过多个信道下传 地面，包括不同频段和测控体 制。
遥控技术
➢ 通过对遥测参数、姿态和轨道参数的 研究和分析，发现航天器的轨道、姿 态、某个工程分系统或有效载荷工作 状况异常或出现故障，判断出故障部 位和做出决策，向卫星发出有关命令 ，修正轨道和姿态，调整分系统和有 效载荷的运行参数，甚至切换备份或 部件。