卫星测控分系统设计

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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
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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

微纳卫星测控分系统设计

微纳卫星测控分系统设计摘要：本文介绍了基于VHF/UHF的测控分系统设计，适用于微纳卫星的应用。

VHF/UHF测控应答机使用零中频接收机和直接IQ调制发射机，实现了微纳卫星对电单机的低功耗、小体积的要求。

关键词：测控分系统、VHF/UHF、无线射频1系统组成测控分系统是微纳卫星对地面通信的无线传输通道，由测控应答机和测控天线组成，测控分系统组成如图 1所示。

图1测控分系统系统组成2测控应答机设计2.1测控应答机基本功能测控应答机的基本功能如下：（1）接收地面发送的上行遥控信号并进行解调，执行或转发指令至星务计算机；（2）将星务计算机送来的遥测参数调制后下传至地面；（3）采集测控分系统自身的工程参数，通过系统总线发送至中心计算机。

2.2测控应答机方案VHF/UHF测控模块采用专用解调、调制芯片与FPGA芯片相结合的电路完成信号的解调、调制、数据收发等功能。

电路主要包括上行信号滤波电路、FM解调下变频电路、A/D与D/A变换电路、数字信号处理FPGA电路，电源变换电路、调制芯片电路、功率放大电路、CAN总线接口电路，模块电路原理框图如图 2。

图2测控应答机框图上行遥控信号VHF接收天线接收的信号经带通预选滤波、阻抗匹配后输入解调模块，在模块内部内部经过低噪放、I/Q混频、低通滤波后将差分I/Q信号输出给ADC采样，采样后的数字信号送给FPGA芯片解调出遥控数据，通过CAN总线送给星务主机。

FPGA芯片通过CAN总线接收星务计算机送来的下行遥测数据，进行组帧、编码输出数字信号，由DAC转换成的差分I/Q模拟信号，经RC滤波滤除高频噪声分量后输入调制模块，搬移频谱到所需的下行频率，经放大器放大后，由UHF发射天线向地面辐射。

3测控天线设计3.1天线基本要求测控天线使用全向VHF/UHF棒状天线，天线的布局主要考虑以下几点：（1）满足微纳卫星结构的约束；（2）微纳卫星在各种姿态条件下，天线的主瓣方向指向通信方向；（3）减小发射天线对接收机的影响；（4）频率相近的天线相互耦合时，对天线远场辐射特性的影响。

一种高集成小卫星测控系统的综合设计

一种高集成小卫星测控系统的综合设计赵笛;刘朋;李红宝;韩孟飞【摘要】在传统小卫星测控系统的S频段应答机、中继测控单元、遥控单元及星务管理单元的设计基础上,对小卫星测控系统进行了综合设计.设计中采用低温共烧陶瓷(LTCC)、微组装工艺、键合技术、片上系统(SOC)微型芯片等新技术,将小卫星测控系统各功能单元融合在一台高集成、多功能的小型化测控产品中,实现星上资源的统一利用和测控任务的统一调度管理.与传统的小卫星测控系统相比,体积减小70％,质量减小80％,功耗降低35％,可满足小卫星体积小、质量小、功耗低的产品需求.文章提出的设计可为后续集成测控系统的设计提供参考.【期刊名称】《航天器工程》【年(卷),期】2015(024)005【总页数】5页(P86-90)【关键词】小卫星;测控系统;集成设计【作者】赵笛;刘朋;李红宝;韩孟飞【作者单位】航天东方红卫星有限公司,北京 100094;航天东方红卫星有限公司,北京 100094;航天东方红卫星有限公司,北京 100094;航天东方红卫星有限公司,北京100094【正文语种】中文【中图分类】V443“机箱与缆线”（Box-and-harness）一直是国内外卫星测控系统的主流设计方法。

这种设计方法使各独立功能模块之间保持明显的界线，具有试验和交叉搭接容易等优点。

然而，分立设计方式会导致系统尺寸、质量、费用增加。

我国传统小卫星测控系统设计由于考虑可靠性及成熟度等因素，也多采用具有独立功能的单机产品来实现测控系统的各项功能，设备数量较多，系统较为复杂。

随着微电子技术、微机械、微光学等微机电技术的进步，以及深空探测任务的推动，未来的星载测控系统将采用数字化的复合型设计体制，具有多功能、多通道、小型化等特点［1］。

本文在传统小卫星测控系统设计的基础上，提出了一种高集成测控系统设计方案，在一台单机产品内集成了传统设计中测控与星务2个分系统，可实现星地测控及测距测速、中继测控、遥控指令译码、遥控注入数据解密解扰、整星任务调度管理、遥测数据管理、有效载荷状态采集和管理、整星温度测量和控制等诸多功能。

航天测控和通信系统(王新升)

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2. 卫星测控信道传输及测控的基本原理
2.2航天通信技术的三种情况

对地观测卫星，除测控信道(点频)外，采用另一个信道单独传送高数据率的遥感数据，该类信道是单向下行；载人航天器，除测控信道外，其通信信道中除对地观测，空间科学实验和空间生产数据外，还有航天器之间的话音通信，电视信号等，数据传输双向交互，具有上行和下行；专门分化出经营通信及广播的卫星，通信为双向，广播为单向的。
LS LA LP
极化损耗；
L RP
为接收天线指向损耗；为天线增益；
GR
L r c 接收天线至接收机之间馈线带来的馈线损耗； SF
为系统设计时预留的安全因素
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3. 航天器测控与通信分系统设计
3.1遥测分系统设计
1)遥测基带信号格式
帧同步码帧号 1路 2路 3路全帧计数副1'路副2'路 N-3 路 N-2 路
d l ct l
；其中距离差是由两
个接收点接收电磁波的相位差 t 计统、角饲服系统、天线机座及与上述系统相配套的计算机、时统、角引导设备等组成，原理是直接测出接收跟踪天线波束的指向，测角的精度取决于天线波束的宽度，跟踪饲服系统的精度，接收机灵敏度等因素。
CAST2000平台
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3. 航天器测控与通信分系统设计
3.3 小卫星测控系统实例
*小卫星的主要技术指标
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3. 航天器测控与通信分系统设计
3.4跟踪分系统设计
跟踪分系统的功能包括：角跟踪、测距、测速功能
1)角跟踪方法
a)干涉仪法卫星发出的无线电传输到地面相距为 L 的两个不同接收点 R1、R2 的距离差 d，则 c o s

基于移动Agent卫星测控分布式系统设想

（）从代码生成移动代理对象；（）负责将移动代理对象实１２
例系列化成中间码以传送和保存。
Ｉ１前，组成我国Ｃ频段同步卫星测控网的设备与任务中
心之间通过网络ＴＰＩ协议已实现全透明监控和数据处理的Ｃ／Ｐ
工作模式，在此基础如何合理有效的利用有限的地面设备完
维普资讯
２０年第５０８期（总第１５期）０
大众科技
ＤＡＺＨＯＮＧＫＥＪ
Ｎｏ．２０５，０８
（ｍｕａｉｌＮ．０）Ｃｕｌｔｅｙｏ１５ｖ
基于移动Ａｅｔ卫星测控分布式系统设想ｇｎ
随着我国航天事业、信息通信和气象事业的高速发展，将会有越来越多的卫星运行在地球同步轨道上。目前，组成我国Ｃ频段同步卫星测控网的设备有甲地、乙地两站Ａ系统，丙地Ｃ频段限动天线统一测控系统Ｃ和海上Ｂ统一测控系统。甲地、乙地两站Ａ系统由于所承担的实时任务繁重，且其使用管理复杂、成本高，不宜作为卫星长期管理站使用，Ｃ频段限动天线统一测控系统Ｃ设计为三套站完成对９颗地球同步卫星的长期管理任务，具有研制成本低，效率高，操作管理灵活方便的特点，但是外测数据精度低于Ａ系统。
【键词】移动代理；分布式系统；卫星测控关
【中图分类号】Ｔ２４Ｐ７
【文献标识码】Ａ
【文章编号】１０ — １１０８０ — ０７００８１５（０）５０３ — ２２等任务的管理。代理系列化管理功能包括以下两方面任务：

卫星控制系统测试数据自动判读系统设计

ｆｉｇｕｒｅｄｒｕｌｅｓ，ｂｕｔａｌｓｏｒｅｃｏｒｄｓｄｉａｇｎｏｓｔｉｃｒｅｓｕｌｔｓ．Ｔｈｕｓｔｈｉｓｓｙｓｔｅｍｉｍｐｒｏｖｅｓｔｈｅｔｅｓｔｅｉｃｆｉｅｎｃｙａｎｄｔｈｅｄ —
ＷＵＪｉｎｇ，ＬＵＷｅｎｇａｏ，ＣＨＡＮＧＷｕＪｕｎ
（ＤＦＨＳａｔｅｌｌｉｔｅＣｏ．Ｌｔｄ．，Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００９４，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｃｏｎｓｉｄｅｒｉｎｇｔｈｅｍａｓｓｄａｔａａｎｄｃｏｍｐｌｅｘｔｙｐｅｓｏｆｔｅｓｔｄａｔａｆｏｒｓａｔｅｌｌｉｔｅｃｏｎｔｒｏｌｓｙｓｔｅｍ，ｔｈｅａｒｔｉｉ－ｆｃｉａｌｄｉａｇｎｏｓｔｉｃｍｅｔｈｏｄｈａｓｍａｎｙｓｈｏｒｔａｇｅｓｓｕｃｈａｓｔｈｅｌｏｎｇｉｎｔｅｒｐｒｅｔｉｎｇｔｉｍｅａｎｄｉｎａｄｅｑｕａｔｅｏｆｄｉａｇｎｏｓｔｉｃｐｒｅｃｉｓｉｏｎ．Ｔｈｅｔｅｓｔｄａｔａａｒｅａｎａｌｙｚｅｄａｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｔｈｅｉｒｔｒａｎｓｆｏｒｍｉｎｇｒｕｌｅｓ，ａｎｄｔｈｅｄｉａｇｎｏｓｔｉｃｒｕｌｅｏｆｔｅｓｔｄａｔａｉｓｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ．Ａｎｅｗｍｅｔｈｏｄｉｓｏｆｆｅｒｅｄｔｏａｕｔｏｍａｔｉｃａｌｌｙｄｉａｇｎｏｓｅｔｅｓｔｄａｔａ，ａｎｄｔｈｅｃｏｒｒｅｓｐｏｎｄｉｎｇ

高分三号卫星测控分系统设计与验证

高分三号卫星测控分系统设计与验证涂兰芬;刘久利;周丽萍;杨小勇;周波【摘要】高分三号(GF-3)卫星具有大角度快速机动及复杂电磁环境的特点,测控分系统常规设计难以满足卫星需求.文章提出射频设备的抗干扰设计及验证方法,介绍了GF-3测控分系统的设计、技术特点,并给出了地面试验及在轨运行验证结果,实现了测控分系统高灵敏度接收与大功率合成孔径雷达(SAR)之间复杂环境的电磁兼容性,同时首次采用高精度实时快速导航定位算法和自主健康管理方法,实现了导航子系统快速连续定位.%GF-3 satellite has the characteristics of a large angle attitude maneuver and complex electromagneticenvironment,conventional TT&C subsystem design is difficult to meet the satel-lite design requirement.The design and verification method of anti-jamming of radio frequency equipment is presented.The design,technical characteristics,ground experiment and verification results of GF-3 TT&C subsystem are introduced.The complex electromagnetic compatibility (EMC)between high sensitivity TT&C subsystem and high power SAR system is realized.At the same time,it is the first time to using the real-time positioning algorithm and self-health manage-ment to achieve the navigation subsystem fast and continuous positioning.【期刊名称】《航天器工程》【年(卷),期】2017(026)006【总页数】7页(P119-125)【关键词】高分三号卫星;测控分系统;长寿命;电磁兼容性【作者】涂兰芬;刘久利;周丽萍;杨小勇;周波【作者单位】北京空间飞行器总体设计部,北京 100094;北京空间飞行器总体设计部,北京 100094;北京空间飞行器总体设计部,北京 100094;北京空间飞行器总体设计部,北京 100094;北京空间飞行器总体设计部,北京 100094【正文语种】中文【中图分类】TN959.6随着空间技术的日益发展,遥感卫星装载的有效载荷呈现出多样化、复杂化的发展趋势,星载合成孔径雷达(SAR)作为一种稳定、高效的SAR图像获取手段受到了世界各国的高度重视,从美国发射全球第一颗SAR卫星——海洋卫星(Seasat)后,各国都分别制定了各自的星载SAR系统计划。

卫星航行控制与导航系统设计

卫星航行控制与导航系统设计卫星航行控制与导航系统是卫星上非常重要的组成部分，能够确保卫星精准地飞向指定轨道，按照预设路径顺利进行任务。

本文将从卫星航行控制与导航系统的作用、设计要素、技术难点以及发展前景等方面进行探讨。

一、卫星航行控制与导航系统的作用卫星航行控制与导航系统是指对卫星在空间中的位置、速度和加速度进行判断和计算，并通过推进剂的燃烧来精确控制卫星飞行。

卫星从发射到轨道稳定运行期间，其航迹需要进行复杂的动力学分析和不断调整，航行控制与导航系统的作用就是确保卫星在飞行过程中能够保持预设路线，达到在空间中执行任务的目标。

二、卫星航行控制与导航系统的设计要素（一）姿态控制在卫星的运行过程中，姿态控制是非常重要的。

姿态控制主要包括对卫星进行转动与定向，并能够在恼人干扰或天气异常等情况下维持稳定的飞行状态。

这需要卫星航行控制与导航系统具备一定的控制算法、传感器装置和执行机构。

（二）轨道控制卫星的轨道控制是卫星航行控制与导航系统的重要部分。

主要包括对卫星轨道进行预测、实时的轨道定位和控制调整。

该功能需要卫星航行控制与导航系统具备精确的观测与测量手段、多源数据的信息集成和处理以及反馈控制算法等。

（三）星上自主导航星上自主导航是实现卫星空间控制的重要手段，是指卫星具备对所处空间所进行的自动飞行控制。

这既能够有效减轻卫星测控站的工作负担，也能较好地适应卫星飞行控制的实时性、高精度性和自主性的要求。

三、技术难点在卫星航行控制与导航系统的设计中，还存在一些技术难点，包括精准地航迹控制、卫星姿态稳定控制、复杂环境下飞行控制等。

随着卫星导航与控制需求的不断提高，这些技术难点也在不断攻克。

（一）精准地航迹控制精准地控制卫星的飞行航迹是卫星航行控制与导航系统的核心目标之一。

需要通过对卫星飞行的复杂动力学模型进行分析与模拟，优化控制算法，提高推进剂的燃烧精度，才能使卫星能够在空间中准确飞行，满足各种应用需求。

（二）卫星姿态稳定控制卫星的姿态稳定控制是卫星航行控制与导航系统设计的重要环节。

航天测控技术体系设计理念

航天测控技术体系设计理念航天测控技术体系设计是航天任务顺利完成的关键，它是指在航天任务实施过程中，为了实现航天器的定位、追踪、通信、数据传输、导航、遥测遥控等功能，所要采用的一套综合性技术体系。

在航天测控技术体系设计中，应该贯彻以下设计理念。

首先，航天测控技术体系设计要注重系统整体性。

航天任务是一个复杂的工程系统，需要整合多种技术手段来实现各项功能。

因此，在设计航天测控技术体系时，需要从整体上考虑各种技术之间的相互关系和相互作用，确保各项功能有机衔接、协调一致。

其次，航天测控技术体系设计要注重多层次、多通道的设计。

由于航天任务的特殊性，要求能够同时进行定位、追踪、通信、数据传输等多种功能，并保证数据的可靠性和实时性。

因此，在航天测控技术体系设计中，需要采用多层次、多通道的设计思路，通过同时采用多种手段和多个通道来实现不同功能的实时传输和处理。

再次，航天测控技术体系设计要注重可靠性和安全性。

航天任务的成功与否直接关系到国家的利益和声誉，因此，在航天测控技术体系设计中，必须高度注重系统的可靠性和安全性。

具体来说，可以采用冗余设计、安全备份、防止干扰和攻击等措施，确保系统不受外界影响，能够稳定可靠地运行。

最后，航天测控技术体系设计要注重创新和发展。

航天测控技术是一个不断发展的领域，随着科学技术的进步和航天任务的发展，需求也在不断变化。

因此，在航天测控技术体系设计中，要注重创新和发展，不断引入新的技术和理念，提高系统的性能和效率，满足新的需求。

综上所述，航天测控技术体系设计需要贯彻整体性、多层次、多通道、可靠性、安全性和创新性等设计理念。

只有在此基础上，才能够设计出高效、可靠的航天测控技术体系，确保航天任务能够顺利完成。

全球卫星导航系统地面监测站卫星通信子系统的设计

ｔａｓｔｈｓｎｔｒｎａａａｄｔｅｗｅｔｅａａｗｈｃｒｓｄｉｙｔｍｒｃｓｏｏｆｍｉｇｏｂｔｉｎｓｈｒｏｒｃｉｎａｄｒｎｍｉｔｅｅｍｏｉｉｇｄｔｎｈａｈｒｄｔｉｈａｅｕｅｓｓｅｐｅｉｉｎｃｎｒｎｒｉｏｏｐｅｅｃｒｅｔｎｏｎｉ，ｏ
ＧｒｕｄＳｒｅｌｎｅＳａｉｎＳｓｅｏｏｎｕｖｉａｃｔｔｙｔｍｆｌｏＧＮＳＳ
ＲＥＮＸｉｏｉａｗｅ
Ａｂｓｒｃ：ＧｌｂｌｖｇｔｎＳｔｌｔｙｔｍｏｎｏｉｒＳ￣ｉｎｉｎｓｇｆａｔｏｓｉｔｆｔｅＧｒｕｄＯｐｒｔｇｔａｔｏａＮａｉａｉａｅｌｅＳｓｏｉｅＧｒｕｄＭｎｔｔｏｓａｉｎｉｃｎｎｔｕｅｏｏｎｅａｉｏｉｃｔｈｎ
ａｄＣｏｒｌｎｎｎｔｏｌｉｇＳｙｓｅ，ｗｈｏｅｍａｎｐｐｅｉｏｃｎｔｏｕｌｏｔｎｄｍｅｓｒｈａｅｌｔｉａｌｈｏｉｏｒｒｃｉｒｎｔｍｓｉｕｒｏｓｓｔｏｉｎｕｓｙｍｎｉａａｕｅｔｅｓｔｌｉｓｇｎｔｅｍｎｔｅｅｖｅ，ａｄｏｒｅｂｙ
信子系统是整个地面监测站可靠运行的有力保障。
在逐步建设的卫星导航系统。地面监测站是全球卫星导航系统的重要组成
每一个全球卫星导航系统都有自己的通信卫
星，本文以静止卫星为例来设计。静止卫星是位于

一种高集成小卫星测控系统的综合设计

Ｖ０１．２４ＮＯ．５
８６
航
天
器
工
程
ＳＰＡＣＥＣＲＡＦＴＥＮＧＩＮＥＥＲＩＮＧ

第２４卷第５期２０１５年１Ｏ月
一
种高集成小卫星测控系统的综合设计
赵笛刘朋李红宝韩孟飞
（航天东方红卫星有限公司，北京１０００９４）
ｄｅｓｉｇｎ．ｔｈｅｖａｒｉｏｕｓｆｕｎｃｔｉｏｎａｌｕｎｉｔｓａｒｅｄｅｓｉｇｎｅｄｔｏｆｏｒｍａｈｉｇｈｌｙｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ，ｍｕｌｔｉｆｕｎｃｔｉｏｎａ１ａｎｄ
ｓｍａｌｌｓａｔｅｌｌｉｔｅｆｏｒｓｍａｌｌｅｒｃｕｂａｇｅ，ｌｉｇｈｔｅｒｗｅｉｇｈｔａｎｄｌｏｗｅｒｃｏｎｓｕｍｐｔｉｏｎ．Ａｌｓｏ，ｔｈｅｐａｐｅｒｐｒｏ — ｖｉｄｅｓａｒｅｆｅｒｅｎｃｅｆｏｒｔｈｅｓｕｂｓｅｑｕｅｎｔｉｎｔｅｇｒａｔｅｄＴＴＣｓｙｓｔｅｍｄｅｓｉｇｎ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｓｍａｌｌｓａｔｅｌｌｉｔｅ；ＴＴＣｓｙｓｔｅｍ；ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄｄｅｓｉｇｎ
ｐｉｎｔ — ｓｉｚｅｄＴＴ＆ＣｐｒｏｄｕｃｔｂｙｕｓｉｎｇＬＴＣＣｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，ｍｉｃｒｏ — ｐａｃｋａｇｅｔｅｃｈｎｉｑｕｅｓ，ｂｏｎｄｉｎｇｔｅｃｈ —

高分五号卫星姿轨控分系统设计

第３６卷２０１９年增刊ＡＥＲＯＳＰＡＣＥ　ＳＨＡＮＧＨＡＩ高分五号卫星姿轨控分系统设计牛　睿１，２，朱文山１，２，李利亮１，２，蔡陈生１，２，刘　川１，２，朱　琦３（１．上海航天控制技术研究所，上海２０１１０９；２．上海市空间智能控制技术重点实验室，上海２０１１０９；３．上海航天电子技术研究所，上海２０１１０９）摘　要：高分五号卫星是上海航天技术研究院首颗设计寿命要求达到８年的低轨对地观测卫星，也是国内首批具有长寿命要求的低轨卫星。

介绍了高分五号卫星姿轨控分系统的任务目标、系统结构、技术方案、技术特点，论述了针对８年寿命系统采取的双模式控制方式设计和在软硬件设计上采取的可靠性措施。

通过姿轨控分系统在轨数据分析，系统控制性能优于设计指标。

关键词：长寿命；可靠性设计；双模式控制系统；高分五号卫星中图分类号：Ｖ文献标志码：ＡＤＯＩ：１０．１９３２８／ｊ．ｃｎｋｉ．１００６－１６３０．２０１９．Ｓ．０１０Ａｔｔｉｔｕｄｅ　ａｎｄ　Ｏｒｂｉｔ　Ｃｏｎｔｒｏｌ　Ｓｙｓｔｅｍ　Ｄｅｓｉｇｎ　ｏｆ　ＧＦ－５ＳａｔｅｌｌｉｔｅＮＩＵ　Ｒｕｉ　１，２，ＺＨＵ　Ｗｅｎｓｈａｎ１，２，ＬＩ　Ｌｉｌｉａｎｇ１，２，ＣＡＩ　Ｃｈｅｎｓｈｅｎｇ１，２，ＬＩＵ　Ｃｈｕａｎ１，２，ＺＨＵ　Ｑｉ　２（１．Ｓｈａｎｇｈａｉ　Ａｅｒｏｓｐａｃｅ　Ｃｏｎｔｒｏｌ　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ　Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ，Ｓｈａｎｇｈａｉ　２０１１０９，Ｃｈｉｎａ；２．Ｓｈａｎｇｈａｉ　Ｋｅｙ　Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ　ｏｆ　Ｓｐａｃｅ　Ｉｎｔｅｌｌｉｇｅｎｔ　Ｃｏｎｔｒｏｌ　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｓｈａｎｇｈａｉ　２０１１０９，Ｃｈｉｎａ；３．Ｓｈａｎｇｈａｉ　Ａｅｒｏｓｐａｃｅ　Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ　Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ　Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ，Ｓｈａｎｇｈａｉ　２０１１０９，Ｃｈｉｎａ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：ＧＦ－５ｓａｔｅｌｌｉｔｅ　ｉｓ　ｔｈｅ　ｆｉｒｓｔ　ｌｏｗ－ｏｒｂｉｔ　ｅａｒｔｈ　ｏｂｓｅｒｖａｔｉｏｎ　ｓａｔｅｌｌｉｔｅ　ｔｈａｔ　ｈａｓ　８ｙｅａｒｓ　ｌｉｆｅ　ｉｎ　ＳＡＳＴ．Ａｎｄ　ｉｔ’ｓａｌｓｏ　ｏｎｅ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｆｉｒｓｔ　ｌｏｎｇ－ｌｉｆｅ　ｓａｔｅｌｌｉｔｅｓ　ｉｎ　Ｃｈｉｎａ．Ｔｈｅ　ｐａｐｅｒ　ｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄ　ｔａｓｋｓ，ｓｙｓｔｅｍ　ａｒｃｈｉｔｅｃｔｕｒｅ，ｔｅｃｈｎｉｃａｌ　ｓｃｈｅｍｅａｎｄ　ｔｅｃｈｎｉｃａｌ　ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ　ｏｆ　ＡＯＣＳ．Ｍａｉｎｌｙ　ａｎａｌｙｚｅｓ　ｓｏｍｅ　ｌｏｎｇ－ｌｉｆｅ　ｓｏｌｕｔｉｏｎｓ，ｓｕｃｈ　ａｓ　ｄｕａｌ　ｍｏｄｅ　ｃｏｎｔｒｏｌ　ｓｃｈｅｍｅｏｆ　ＡＯＣＳ　ａｎｄ　ｒｅｌｉａｂｉｌｉｔｙ　ｍｅｔｈｏｄｓ　ｉｎ　ｓｏｆｔｗａｒｅ　ａｎｄ　ｈａｒｄｗａｒｅ　ｄｅｓｉｇｎ．ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｓ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｓｙｓｔｅｍ　ａｒｅ　ｂｅｔｔｅｒ　ｔｈａｎ　ｄｅｓｉｇｎｉｎｄｉｃａｔｏｒｓ　ｂａｓｅｄ　ｏｎ　ｓａｔｅｌｌｉｔｅ　ｏｎ－ｏｒｂｉｔ　ｏｐｅｒａｔｉｏｎ　ｄａｔａ．Ｆｕｒｔｈｅｒｍｏｒｅ，ｔｈｉｓ　ｐａｐｅｒ　ｉｎｔｒｏｄｕｃｅｓ　ｏｎ－ｏｒｂｉｔ　ｖａｌｉｄａｔｉｏｎ　ｏｆＡＯＣＳ　ａｎｄ　ａｎａｌｙｓｉｓ　ｉｔ’ｓ　ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ　ｂａｓｅｄ　ｏｎ　ｏｎ－ｏｒｂｉｔ　ｄａｔａ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｌｏｎｇｌｉｆｅ；ｒｅｌｉａｂｉｌｉｔｙ　ｄｅｓｉｇｎ；ｄｕａｌ－ｍｏｄｅ　ｃｏｎｔｒｏｌ　ｓｙｓｔｅｍ；ＧＦ－５ｓａｔｅｌｌｉｔｅ收稿日期：２０１９－０３－１３；修回日期：２０１９－０６－２７作者简介：牛　睿（１９７５—），女，硕士，高级工程师，主要研究方向为卫星姿轨控分系统设计。

典型测控系统工程设计方案

典型测控系统工程设计方案一、引言随着科技的不断发展，测控系统在工业、农业、医疗、航空航天等领域发挥着越来越重要的作用。

为了提高我国测控系统的设计水平和工程应用能力，本文将介绍一种典型的测控系统工程设计方案。

该方案以实际工程需求为背景，涵盖了测控系统的硬件选型、软件设计、系统集成和测试验证等环节。

二、项目背景及需求分析1. 项目背景以某航空航天项目为例，需要设计一套测控系统，用于监测和控制飞行器的关键参数，确保飞行器的安全和稳定运行。

2. 需求分析（1）硬件需求：测控系统需要实现对飞行器姿态、速度、温度等参数的实时监测，因此需要选用相应的传感器、执行器和数据采集设备。

（2）软件需求：测控系统需具备数据采集、处理、显示、存储和传输等功能，同时需实现对飞行器的控制和调节。

（3）系统集成：测控系统需与飞行器的其他系统（如导航、通信、能源等）进行集成，形成一个完整的飞行器控制系统。

（4）测试验证：确保测控系统在实际飞行环境中能够正常工作，满足飞行器的安全和稳定运行要求。

三、系统设计1. 硬件设计（1）传感器选型：根据飞行器的参数需求，选用合适的姿态传感器（如陀螺仪）、速度传感器（如速度计）和温度传感器（如热电偶）。

（2）执行器选型：根据飞行器的控制需求，选用合适的执行器（如电机、液压缸等）。

（3）数据采集设备：选用具有较高采样率和数据存储能力的数据采集卡，确保数据的实时性和完整性。

2. 软件设计（1）数据采集模块：设计数据采集程序，实现对传感器数据的实时采集和处理。

（2）数据处理模块：设计数据处理算法，实现对采集到的数据进行滤波、计算、显示和存储等功能。

（3）控制模块：设计控制算法，实现对执行器的控制和调节，确保飞行器按照预定轨迹运行。

（4）人机交互模块：设计用户界面，实现对测控系统各参数的实时显示、设置和报警等功能。

3. 系统集成（1）硬件集成：将选用的传感器、执行器和数据采集设备进行物理连接，形成一个完整的测控系统。

一种基于MBSE的小卫星测控分系统建模设计方法

MBSE随着航天技术的发展，小卫星已成为当前领域的热门研究方向。

而对小卫星进行测控是实现其稳定运行的重要保障，因此小卫星测控分系统建模设计方法的研究变得尤为重要。

本文将介绍一种基于MBSE 的小卫星测控分系统的建模设计方法。

一、MBSE 简介MBSE，即Model-Based Systems Engineering，指的是基于模型的系统工程方法。

该方法是个系统化的、基于模型的、集成的过程，用于在系统开发的整个生命周期中管理各种需求、设计、测试及文档等活动。

MBSE 的核心理念是“一切皆模型”(everything is a model)，即在系统工程中，各种活动都可以交由模型来代表和管理。

二、小卫星测控分系统的建模1.需求分析在进行任何产品或系统的开发过程中，需求分析都是十分重要的一步。

小卫星测控分系统中，需求分析要考虑到各种控制台、通信、数据处理和信道控制等各方面的需求，以保证卫星的稳定运行。

这一阶段可以利用MBSE 中的系统工程工具，采用模型的形式对需求进行梳理与管理。

2.系统设计系统设计阶段是建立模型的关键之一，该阶段要考虑到各种软硬件和系统架构等因素。

利用MBSE 方法，可以将设计过程分解为一系列子模型，并对这些子模型进行自动化的集成和验证。

3.模型开发在建模的过程中，具体的物理组件和软件组件可以分别对应为建模中的属性和方法。

小卫星测控分系统的模型开发需要考虑到系统过程的多样化、可追溯性、层次结构和可修改性等特征，并对模型进行适当的验证。

4.模型管理小卫星测控分系统的模型开发比较复杂，需要进行动态管理。

MBSE 方法可以将系统工程的各个数据明确地存储在模型中，并利用模型解释并管理设计决策过程。

模型可以用于分析、设计和验证，从而最大限度地降低开发风险，确保模型的正确性和完整性。

三、小卫星测控分系统的建模案例分析基于MBSE 的小卫星测控分系统的建模方法为实现小卫星测控分系统建模提供了新的思路与方法。

小卫星导航与控制系统设计与实现

小卫星导航与控制系统设计与实现导言：随着科技的不断进步，小卫星（CubeSat）的重要性和广泛应用性逐渐增加。

小卫星导航与控制系统设计与实现是确保小卫星能够准确地完成任务的关键因素。

本文将介绍小卫星导航与控制系统的设计原理、主要组成部分以及关键技术，帮助读者了解和实现该系统。

第一节：小卫星导航系统设计原理小卫星导航系统是实现导航和定位功能的关键组成部分。

其设计原理基于全球定位系统（Global Positioning System, GPS）。

小卫星通过接收来自地面GPS设备或其他卫星的定位信号，并由导航算法进行计算，可实现对卫星的定位、速度和姿态的测量与控制。

第二节：小卫星控制系统设计原理小卫星控制系统通过控制卫星的姿态和轨道来确保其准确地完成任务。

其设计原理基于飞行动力学、控制理论和传感器技术。

小卫星控制系统通常包括推进系统、姿态传感器、姿态控制器和冗余控制系统等组成部分。

第三节：小卫星导航与控制系统设计与实现的主要组成部分小卫星导航与控制系统的主要组成部分包括导航系统、控制系统、通信系统和电源系统等。

1. 导航系统:导航系统是小卫星定位和导航的核心部分。

主要包括GPS接收机、导航算法和定位计算等。

GPS接收机接收地面或其他卫星发射的GPS信号，并通过导航算法计算出卫星的位置、速度、姿态等信息。

2. 控制系统:控制系统用于控制小卫星的姿态和轨道，以确保其完成任务。

控制系统通常包括姿态传感器、姿态控制器、推进系统和冗余控制系统等。

姿态传感器用于测量卫星的姿态角度，姿态控制器则根据测量结果调整卫星的姿态。

推进系统用于控制卫星的轨道，而冗余控制系统可提供备用控制能力以增加系统的可靠性。

3. 通信系统:通信系统用于卫星与地面站或其他卫星之间的通信。

这里可以简要介绍通信协议和技术，如无线电通信、卫星链路等。

4. 电源系统:电源系统是小卫星正常运行所需的能源供应。

电源系统通常包括太阳能电池板、电池组、电源管理单元等。

适应空间任意姿态指向的天文卫星测控分系统设计

适应空间任意姿态指向的天文卫星测控分系统设计张志强;陈刚;梁中坚;李佳宁;武超【摘要】硬X射线调制望远镜(HXMT)卫星具有在轨姿态任意无固定对地面、持续高精度系统时间要求等特点,常规的统一S频段(USB)测控设计和全球定位系统(GPS)接收系统设计难以满足卫星需求.文章提出了高全向覆盖的USB测控系统与基于射频合路方案的星载全空间可见的GPS接收系统方案设计及验证方法,介绍了测控分系统设计、技术特点,并给出了地面和在轨测试验证结果.以较低研制成本,简单的在轨测控实施需求,实现了任意对地姿态条件下卫星USB子系统的可靠测控和GPS子系统的在轨连续可靠定位.【期刊名称】《航天器工程》【年(卷),期】2018(027)005【总页数】7页(P65-71)【关键词】硬X射线调制望远镜卫星;测控分系统;全空间可见;射频合路【作者】张志强;陈刚;梁中坚;李佳宁;武超【作者单位】北京空间飞行器总体设计部,北京 100094;北京空间飞行器总体设计部,北京 100094;北京空间飞行器总体设计部,北京 100094;北京空间飞行器总体设计部,北京 100094;航天恒星科技有限公司,北京 100086【正文语种】中文【中图分类】V57空间天文卫星的观测对象一般是宇宙中遥远的天体目标,其姿态模式通常是惯性空间定向、对日定向、慢旋巡天等,基本不采用对地定向姿态。

这与一般对地观测卫星有较大不同,对测控提出了新的要求,卫星测控分系统的设计具有一些独特的特点。

硬X射线调制望远镜(HXMT)卫星测控分系统针对天文卫星使用上的特点,重点开展了非对地定向姿态下的统一S频段(USB)测控设计、全球定位系统(GPS)持续定位设计以及载荷连续高精度时间保证设计,为卫星系统可靠运行和有效载荷观测任务的高质量完成提供了有力支持。

本文主要介绍空间任意姿态指向下的HXMT卫星测控分系统的设计与验证,针对系统设计中的难点提出了解决途径,并通过地面试验及在轨飞行验证了方法的有效性,可为后续非对地定向空间科学卫星测控设计提供参考。

深空探测任务中的卫星导航与控制系统设计

深空探测任务中的卫星导航与控制系统设计随着科技的不断进步，人类对于深空探测的需求越来越大。

而卫星导航与控制系统则是深空探测任务中不可或缺的一部分。

本文将从设计的角度，探讨卫星导航与控制系统的重要性、设计原则以及未来发展方向。

一、卫星导航与控制系统的重要性卫星导航与控制系统是深空探测任务中非常重要的一部分。

首先，它可以帮助卫星实现精确的定位和导航，为探测任务提供准确的数据支持。

其次，卫星导航与控制系统可以对卫星进行实时监测和控制，确保其在空间中的安全和稳定运行。

最后，卫星导航与控制系统还可以为后续深空探测任务提供经验和技术支持。

二、卫星导航与控制系统的设计原则1.可靠性卫星导航与控制系统的设计必须保证其高度可靠性。

因为在深空环境中，卫星面临着各种极端条件，如强辐射、温度变化等。

因此，设计者必须充分考虑这些因素，并采取相应的设计措施，确保系统能够在极端环境下正常运行。

2.精度卫星导航与控制系统的设计必须具备高精度。

因为在深空环境中，任何微小的误差都可能对任务产生重大影响。

因此，设计者必须采用高精度的传感器和控制器，并通过严格的校准和测试确保系统具备高精度。

3.灵活性卫星导航与控制系统的设计必须具备灵活性。

因为在深空环境中，任务会面临各种不同的情况和需求。

因此，设计者必须采用灵活的架构和算法，以适应不同的任务需求。

4.可扩展性卫星导航与控制系统的设计必须具备可扩展性。

因为在未来深空探测任务中，任务需求会不断变化和增加。

因此，设计者必须采用可扩展的架构和算法，以便在未来能够方便地扩展和升级系统。

三、卫星导航与控制系统的未来发展方向随着科技的不断进步，卫星导航与控制系统也将不断发展和完善。

未来发展方向主要包括以下几个方面：1.智能化未来卫星导航与控制系统将更加智能化。

通过引入人工智能、机器学习等技术，系统能够更好地适应不同任务需求，并实现更加精确和高效的控制。

2.自主化未来卫星导航与控制系统将更加自主化。

嫦娥一号卫星控制分系统地面测试系统设计

嫦娥一号卫星控制分系统地面测试系统设计
王晓明;戴居峰
【期刊名称】《航天器工程》
【年(卷),期】2008(017)002
【摘要】卫星控制分系统地面测试系统的设计是分系统设计的重要部分,文章介绍了应用于我国首颗月球探测器——嫦娥一号卫星的控制分系统地面测试系统的设
计组成,该系统组成复杂,具有较强的可扩展性和二次开发能力,为卫星控制系统测试设备的系列化、通用化及标准化提供了一个有效的途径,其系列产品可以应用于相
应的中低轨道卫星的控制分系统测试.
【总页数】5页(P94-98)
【作者】王晓明;戴居峰
【作者单位】北京空间飞行器总体设计部,北京,100094;北京控制工程研究所,北京,100080
【正文语种】中文
【中图分类】V556
【相关文献】
1.嫦娥一号卫星的初步科学成果与嫦娥二号卫星的使命 [J], 欧阳自远
2.“嫦娥奔月”圆西南铝人梦想航天壮举展西南铝雄姿——西南铝为“嫦娥一号”提供铝材保障赵世庆总经理应邀现场观摩“嫦娥一号”探月卫星发射 [J], 曹波
3.嫦娥月球探测器GNC分系统地面测试设备 [J], 戚朝晖
4.资源一号02D卫星控制分系统设计及在轨验证 [J], 王胜刚;潘立鑫;刘捷;魏懿;程
莉;杨晓龙;张恒;袁军
5.嫦娥一号卫星成像光谱仪光学系统设计与在轨评估 [J], 赵葆常;杨建峰;常凌颖;陈立武;贺应红;薛彬
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卫星测控系统设计

卫星测控系统设计
邢婷文;石伟;蔡婧靓;赵坤蓉
【期刊名称】《黑龙江科技信息》
【年(卷),期】2010(000)028
【摘要】为了有效地提高对卫星的可控性,需要建立卫星测控网,合理布局测控站点.本文主要讨论了卫星进入运行轨道的跟踪测控情况,结合空间立体几何,建立卫星轨道空间立体几何模型,计算推导出测控站的数量.考虑到地球自转因素的影响,提出并设计合符实际的几何模型,确定最佳测控站的数量,再利用MATLAB画出图形并计算,分析出对卫星的测控范围.
【总页数】2页(P42-43)
【作者】邢婷文;石伟;蔡婧靓;赵坤蓉
【作者单位】广州民航职业技术学院,广东,广州,510403
【正文语种】中文
【中图分类】TN92
【相关文献】
1.高分三号卫星测控分系统设计与验证 [J], 涂兰芬;刘久利;周丽萍;杨小勇;周波
2.卫星测控与数据管理系统设计 [J], 王哲;金翼然;王开志
3.卫星测控站频谱监测系统设计方案及实现 [J], 昂正全;赵京广;李一超
4.适应空间任意姿态指向的天文卫星测控分系统设计 [J], 张志强;陈刚;梁中坚;李佳宁;武超
5.高分多模卫星测控分系统设计与验证 [J], 汪精华;梁杰;杨文涛;王跃;王阔
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➢ 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
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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
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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）
➢ 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。
第五讲卫星测控分系统设计
上海微小卫星工程中心—林宝军 2014年3月4日
1 任务
➢ 航空航天分界线，一般以距离地面100km为界
➢ 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
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
➢ 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。
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。
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。
测控体制
技术指标
USB（五院）
非相干扩频
扩跳频
测控数传一体化上下行数传（中科院）
上行带宽
±1MHz
±11MHz
±50MHz
±11MHz