卫星最多的行星范文第1篇

关键词关键词：卫星导航；选星算法；GDOP；高度角；双系统定位

DOIDOI：10.11907/rjdk.162014

中图分类号：TP312

文献标识码：A 文章编号：1672-7800（2016）008-0016-05

0 引言

21世纪初，国内外学者对选星算法的研究主要集中在单个卫星导航定位系统。单系统选星算法包括最小几何精度因子法、最大四面体体积法、最大正交投影法、综合法等[1]。近几年，随着四大卫星导航定位系统的逐渐完善，国内外对于选星算法的研究重心已逐渐由单系统转移到多系统[2]。随着多系统中可见卫星颗数的增加，在提高定位精度及系统稳定性的同时，也会使得定位解算的运算量大大增加。因此，需要考虑在保证一定定位精度时，尽可能减少运算量，而这就是选星所要解决的问题。文献[3]提出了一种组合定位系统的选星算法，先选取可见卫星中仰角最大的一颗卫星，然后利用最大四面体体积法选出其它三颗卫星，再通过简化GDOP的求解过程选出剩余卫星。文献[4]提出了一种基四选星算法，在通过经典四星选择算法选出多个接近最优的四颗卫星，它们组合后仍然是接近最优的。此外，还有基于高度角和方位角的快速选星算法[5]、基于遗传迭代的选星算法[6]以及一种新的基于加权行列式的选星算法[7]等。

这些算法均是在运算量和定位精度之间作一定的取舍，以满足特定应用场景的要求，但将这些算法应用于多系统的联合定位解算时，特别是现阶段对双系统联合定位研究中，运算量与定位精度仍然存在局限性。本文针对双系统联合定位的特点，提出一种适用于双系统联合定位的选星算法，该算法在保证定位精度的同时，可以有效减少解算运算量。

1 选星指标

1.1 定位误差分析

在实际运用中，接收机得到的用户位置、授时精度会受到许多因素的影响而产生一定偏差。定位误差的协方差矩阵：

A是系统的观测矩阵，R是观测误差的协方差矩阵。为了简化定位误差的理论分析，对观测误差的模型作了以下假设：

（1）假设接收机对各颗卫星的观测误差均呈相同的正态分布，且均值为0，方差为σ2UERE，该方差通常又称为用户等效距离误差（UERE）的方差，用户等效距离误差就是从卫星到用户接受机的各部分误差的综合，包括卫星钟差、卫星星历误差、大气层延时误差、多径效应误差等。

（2）假设接收机对不同卫星的观测量之间互不相关。@样，观测误差的协方差矩阵就是对角阵，具体形式如式（2）所示：

其中，I为一个N×N的单位阵，N表示参与解算的卫星的颗数。

在以上两个假设的基础上，可以对式（1）中定位误差的协方差矩阵作进一步简化：

设H=ATA-1，则矩阵H通常称为权系数阵在单系统中是一个4×4的对称阵，在双系统中则是一个5×5的对称阵，从式（3）中可以看出定位误差的方差是权系数阵与观测误差的方差的乘积。可见，卫星的定位精度与以下两个因素有关：

①观测误差：观测误差的方差σ2UERE越大，定位误差的方差就越大；

②卫星的几何分布：由于A是对卫星的观测矩阵，代表参与解算的各颗卫星的方向余弦，故矩阵H和矩阵A都取决于参与解算卫星的颗数与其相对于用户的几何分布。而H矩阵中的元素越小，那么其对于观测误差的放大程度就越小，从而定位误差就越小。

因此，要提高定位精度，需要从两个方面着手：一是降低对卫星的观测误差；二是改善卫星的几何分布。前者一般可以通过提高设备性能、建立数学模型来减小误差，下文将就如何改善卫星的几何分布具体分析。

1.2 GDOP分析

为了表示从观测误差到定位误差的放大倍数，人们提出了精度因子（DOP）这一概念，即在具有相同观测误差的条件下，精度因子越大会导致定位误差越大，而较小的精度因子会使定位误差变得更小。

精度因子可以从权系数阵H中得到，式（3）中等式左边是定位误差的协方差矩阵，而其对角线上的元素对应着各个定位误差分量上的误差，以单系统为例，即为σ2x、σ2y、σ2z和σ2δt，为便于分析，用hij表示权系数阵H的第i行第j列元素，因此hij就代表矩阵H的对角阵元素，其中i，j=1，2，3，4。那么，式（3）中等号左右矩阵对角元素的关系如式（4）所示：

则可以通过定位误差的协方差矩阵中的各定位误差分量之和与观测误差σ2UERE之比来确定精度因子。而几何精度因子（GDOP）作为最常用的参数，定义如下：

用tr（H）表示矩阵H的迹，则GDOP还可以表示为：

一定程度上，GDOP反映了定位的精度。而卫星的几何分布会直接影响对应的GDOP值的大小，进而影响到定位误差的大小。

在二维定位中，只要2颗卫星就能确定用户的位置，当然若考虑本地时钟的钟差则需要3颗卫星，为了方便分析、突出重点，假设本地时钟已足够精确。图1中有2组星座排列，每组星座包含2颗卫星，图中粗实线是以卫星为中心、以用户到该卫星的距离为半径的圆弧，而未知的距离观测误差在两条细圆弧线之间。用户接收机的真实位置位于两条粗圆弧线的交点，而阴影部分表示定位误差范围。图1（a）中，两颗卫星在用户接收机的观测矢量相互垂直，所以阴影部分的面积比较小而且集中；图1（b）中，两颗卫星在用户接收机的观测矢量之间夹角比较小，差不多是在用户的同一个方向，但是阴影部分的面积明显增大，定位误差范围增大，而且最大可能的定位误差变得非常大。可见，图1（a）中的卫星分布比图1（b）中的卫星分布要好。

在卫星三维定位中，卫星的几何分布与对应的GDOP的关系也遵循相似的规律。

由以上分析可知，卫星定位结果主要受观测误差和卫星几何分布两方面因素影响，其中卫星的几何分布越好，相应的GDOP越小，在同等条件下得到的定位结果就更准确、精度更高。因此保证参与解算卫星具有好的几何分布十分必要，故需要在定位解算之前进行选星，选出几何分布较好的一组可见卫星用于位置解算，而几何精度因子GDOP值的大小则可以作为选星的一个重要衡量标准。

2 选星算法

2.1 最佳几何精度因子法

根据几何精度因子（GDOP）的定义可知，在用户等效距离误差一定时，GDOP越小，定位误差也越小，故由此可以得出最直接的一种选星算法――最佳几何精度因子法。

设用户可见卫星颗数为N，其中用于解算的卫星颗数为m。那么最佳几何精度因子法可以分为以下两步：

（1）从N颗可见卫星中任选m颗卫星联立得到观测矩阵A，然后利用式（6）求出其几何精度因子GDOP的值，总共有CmN种卫星组合。

（2）在第一步中所有卫星组合中，筛选出一组GDOP最小的卫星作为参与定位的卫星组合。

最佳几何精度因子法总能选出在规定选星数目下GDOP最小的一组卫星，或称为在规定选星数目下几何分布最优的一组卫星，有利于提高定位精度。但是由于该算法本身的遍历特性，每种组合都需要计算一次GDOP，比如在10颗可见卫星中选择4颗卫星用于解算，那么有210种卫星组合，就需要计算210次GDOP。所以该算法的矩阵计算过多，计算量过大，不利于保证系统的实时性，同时也会消耗过多的资源。

2.2 基于高度角和方位角的快速选星法

高度角又称为仰角，是指用户所在位置到卫星位置的矢量在过用户所在位置的地球椭球切面上的投影与该矢量的夹角；方位角又称为幅角，是指该投影与切面上北坐标轴的夹角，取逆时针为正方向。所以，卫星的高度角和方位角都与用户接收机的位置有关。

单个卫星定位系统的观测矩阵可以表示为：

其中，lN、mN、nN表示第N颗定位卫星在以用户位置为原点的ENU坐标系中的方向向量，若设第N颗卫星的高度角为αN、方位角为βN，那么该方向向量又可以用卫星的高度角和方位角来分别表示：

因此，由式（6）、（7）和（8）可知卫星的高度角和方位角对定位系统的GDOP是有影响的，研究表明所选卫星组合中顶座星的高度角越大，对应的GDOP值越小，同时选择高度角越小作为底座星，对应的GDOP值也越小，并且当底座星之间方位角差大于60°时，对应的GDOP值较小[8]。鉴于卫星的高度角和方位角这一特性，有学者提出了基于高度角和方位角的快速选星算法，设选取m+n颗卫星作为用于定位的卫星，则该算法的具体步骤为：

（1）_定用于定位的卫星中顶座星和底座星的颗数，假设顶座星为m颗、底座星为n颗。

（2）计算所有可见卫星的高度角和方位角。

（3）将所有可见卫星按高度角从大到小排序，选择前m颗卫星作为顶座星，选择排在最后的卫星作为第一颗底座星。

（4）在第一颗底座星的方位角上分别加上360n、2×360n、…、n-1×360n，接着在剩余的卫星中选择这些方位角附近的n-1颗卫星，使得这些卫星的方位角与对应的标准角之间的差最小，同时保证这些卫星的高度角也尽可能小。

以上就是一种基于高度角和方位角的快速选星算法原理，该算法降低了选星计算的复杂程度，一定程度上提高了定位系统的实时性，但该算法第四步中基于方位角的选星并不能保证是最优的选择，同时也没有给出所使用的卫星高度角的详细计算方法。

2.3 最大多面体体积法

卫星的几何分布状态可以直接反映出相应GDOP的大小，位置集中的卫星组合所对应的GDOP值要大于位置相对分散的卫星组合所对应的GDOP值。也就是说以某卫星组合中的卫星为顶点构成的多面体体积越大，则该卫星组合的几何就越好，相应的GDOP值就越小。对于通过求解最大体积来选星的方法，许多学者都作了进一步研究，如有学者提出了一种基于多面体体积的BDS_GPS双系统的选星算法[9]，具体步骤为：

（1）计算卫星的坐标、高度角、方位角，并剔除高度角小于5°的卫星，可见星剩余n颗。

（2）在剩下的n颗可见卫星中选出高度角最大和高度最小的卫星作为所选的第一颗和第二颗卫星。

（3）在与第二颗卫星的方位角相差90°和180°的所有可见卫星中选择高度角最小的两颗卫星作为第三颗和第四颗卫星。

（4）以第一颗星为起点，除了第二颗卫星的n-2颗卫星为终点，构造n-2个向量，其中a1、b1分别表示终点为第三颗和第四颗卫星的向量，c1则是剩下n-4个向量中的一个。以第二颗星为起点，除了第一颗卫星的n-2颗卫星为终点，构造n-2个向量，其中a2，b2分别表示终点为第三颗和第四颗卫星的向量，c2则是剩下n-4个向量中的一个。根据式（9）计算每组卫星所组成的多面体体积V，选择使V最大对应的卫星为第五颗卫星。

以上即该算法的主要实现步骤，该算法也是在最大四面体体积法上作的拓展，使其在BDS_GPS双系统下可以运用，因此也具备传统最大四面体体积法的优点和缺点，但该算法没有说明卫星高度角和方位角的求解方法。

3 基于高度角和GDOP贡献值的改进型选星算法

3.1 改进型选星算法设计

虽然以上几种算法都有其选星依据，但总体来说都是围绕如何平衡GDOP值和运算量大小这一问题进行的，这些算法在应用于双系统联合定位时均存在定位精度低、稳定性差的问题。本文针对在BDS_GPS双模系统下的高精度定位状况，提出基于高度角和GDOP贡献值的改进型选星算法，使用计算可见卫星GDOP贡献度的方法来代替计算多面体体积，来提高算法的定位精度。其详细流程设计如图2所示。

城市中往往高楼林立、地面情况复杂，信号在传播过程中多径效应比较明显、信号衰落也较空旷地区明显很多。因此在本文的选星算法中，尽量在保证定位精度的条件下降低选星定位过程的运算量。而为了减少多径效应带来的噪声所造成的误差，在选星时首先要剔除可见卫星中高度角过低的卫星，一般卫星高度角的阈值设为5° 。

由前述对于卫星高度角的分析可知，参与定位卫星高度角的大小与卫星组合对应GDOP值的大小存在着很大的相关性，并且在卫星组合中处于最上面位置的卫星的高度角越大，对应的GDOP值越小，同时若处于最下面位置的卫星的高度角越小，对应的GDOP值也会越小[10]。可见，在最优的卫星组合中一般会包含高度角最大的卫星和高度角最小的卫星。所以，在剔除高度角过低和信号强度太弱的卫星后剩下的可见卫星中，选出高度角最大的卫星和高度角最小的卫星作为定位解算卫星组合中的第一颗和第二颗卫星。

在m颗定位卫星中第i颗卫星对m颗卫星组合整体的几何精度因子的贡献ΔGmi是一个正实数：

ΔGmi值越大表明去除第i颗卫星后的m-1颗卫星组合的GDOP值增大得就越多，也就说明卫星i对GDOPm的贡献越大。所以，接下来计算经前两步选星后剩余可见卫星组合中每颗卫星对该卫星组合对应GDOP值的贡献值，然后按照贡献值大小排序，选出贡献度最大的4颗卫星作为用于定位解算的卫星组合中的第三颗至第六颗卫星。

本算法中首先排除了部分受多径效应影响严重的观测卫星，减少了部分因定位数据源质量问题导致的误差，然后结合卫星高度角对于GDOP值的影响，以及不同卫星对于整个卫星组合GDOP值的贡献大小来完成选星。因此，本选星算法是一种基于卫星的高度角及其对可选卫星组合的GDOP贡献值的BDS_GPS双系统的选星算法。

3.2 改进型选星算法运算量分析

双系统联合定位时选星数目选为6颗，设可见卫星颗数为颗，则最佳GDOP选星算法需要求解C6N种卫星组合的GDOP值，并找出GDOP最小的一组卫星组合。根据式（6）可知，求解一次GDOP值需要进行一次矩阵乘法运算以及一次矩阵求逆运算，其中矩阵求逆的运算量一般要远大于矩阵乘法的运算量。

在本文所提出的改进选星算法中，首先需要计算剔除高度角过低的卫星后剩下的n（n≤N）颗星组合的权系数矩阵Hn，其中包括一次矩阵间乘法运算以及一次矩阵求逆运算，与计算一次GDOP值的运算量相当。然后计算n-2颗卫星的GDOP贡献值，只涉及矩阵乘法运算，其运算量会小于计算一次GDOP值的运算量。因此，本文的所提出的改进选星算法的运算量会小于计算n-1次GDOP值的运算量。

使用同一组静态采集的NovAtel OEM6格式的原始数据，分别对最小GDOP选星算法、本文改进的选星算法、最大多面体体积选星算法这3种算法的运算量和定位精度进行测试。其中最小GDOP选星算法的运算量测试结果如图3所示。图中的点表示在指定的可见卫星颗数中完成一次选星所消耗的时间。

可以看出，随着可见卫星颗数的增加，最小GDOP选星算法的耗时（即运算量）基本呈现指数增长趋势，与该算法的特征是一致的，表明测试环境以及测试数据是有效的。

本文改进选星算法与最大多面体体积选星算法的运算量测试结果如图4所示。可得到以下两点结论：

（1）本文改进选星算法和最大体积法，在可见卫星颗数相同条件下，它们的选星定位耗时都小于1毫秒，其运算量要远小于最佳GDOP法的运算量，在运算量上双系统实时定位的要求。

（2）本文改进选星算法的运算量要略大于最大体积法，其计算平均耗时比最大体积法耗时增加了22%。

根据GDOP的定义以及定位误差的协方差公式可知，当观测误差一定时，GDOP值越小，定位误差越小，定位精度越高。所以，通常通过GDOP值的大小来衡量选星定位的精度。

最小GDOP选星算法、本文改进的选星算法、最大多面体体积选星算法3种算法的定位精度（即参与定位解算卫星组合对应的GDOP值）测试结果如图5所示。其中GDOP值最小的曲线代表最小GDOP算法用于定位时GDOP值的变化，与该算法在相同条件下选星结果最优的特征相符。一方面进一步证明了该测试环境和测试数据的有效性；另一方面，表明最小GDOP选星算法的定位精度测试结果可以作为评价其它两种选星算法精度的标准，即越接近最小GDOP选星算法的GDOP曲线，表示该算法的精度越高。

将改进的选星算法以及最大多面体体积选星算法的GDOP值分别与对应的最小GDOP选星算法的GDOP值测试结果作差，结果如图6所示。其中横坐标表示定位的历元，纵坐标表示算法对应的GDOP值相比同一历元的最小GDOP选星算法的GDOP值的偏离程度。较低的曲线表示改进选星算法的GDOP值与最优的GDOP值之差，而较高曲线表示基于最大体积法的GDOP。

从图6可以看出，本文改进选星算法对应的GDOP差值都比较小，其中90%都在0.5以下。而且通过计算可知其GDOP偏差的均值为0.174，可见其定位精度十分接近最小GDOP法的定位精度。而最大多面体体积选星算法对应的GDOP差值则比较大，其偏差的均值为1.349，均方误差为1.658，可见该算法的结果不稳定，有些部分存在较大阶跃。这是因为该算法在确定第三颗和第四颗星时本身就具有很大的波动性，比如剩余可见卫星的都分布在与第二颗卫星的方位角相差小于90°的区域内，那么第四颗卫星就不会在与第二颗卫星的方位角相差180°的位置，进而最后选出的卫星组合的几何分布可能比较差。

综上所述，本文的改进选星算法在满足运算量较小要求的同时，能够达到较高的定位精度，满足双系统高精度定位的需求。

4 结语

本文分析了几种选星算法的优缺点，并对影响定位误差的各个因素进行了分析，结合BDS_GPS组合定位系统的特点以及常用选星算法的优缺点，提出了一种基于高度角和GDOP贡献值的改进型选星算法，并对该选星算法的定位精度与运算量进行了比较分析。结果表明，本文提出的改进算法可以有效改善定位运算量，提高定位精度。

参考文献：

[1]韩天祥.GNSS多系统选星策略的研究[D].上海：上海交通大学，2014.

[2]MA Z，YANG L，JIA X，et al.Optimal satellite selecting algorithm in GPS/BDS navigation system and Its implementation[M].Berlin Heidelberg：Springer，2015：117-127.

[3]黄继拯，刘红，赵艳，等.GPS/北斗的组合选星算法研究[J].舰船电子工程，2011，31（8）：81-83.

[4]杨蓝，王祖林，尚佳栋，等.卫星导航系统基四选星算法[J].电光与控制，2015（7）：61-65.

[5]LI W，ZHU L.A novel satellite selecting algorithm for BeiDou navigation satellite system[C].2015 International Conference，IEEE，2015：1-4.

[6]士君，李金金，刘卫，等.BD-2/GPS组合导航系统选星算法及定位分析[J].上海海事大学学报，2013，34（2）：1-4.

[7]田安红，付承彪，孔德剑.一种新的基于加权行列式的选星算法[J].弹箭与制导学报，2014，34（4）：155-157.

[8]胡小毛，刘飞，翁海娜.MSINS/GPS全组合系统可观测性分析[J].中国惯性技术学报，2011，19（1）：38-45.

卫星最多的行星范文第2篇

论文摘要：低轨道（LEO）卫星移动通信系统是卫星距离地面500～1500km，运行周期2～4小时的卫星通信系统。铱系统、全球星系统及系统是地轨道卫星移动通信系统发展最快的范例。LEO卫星移动通信系统具有广阔的发展前景

1 LEO卫星移动通信系统的特点

低轨（LEO）卫星移动通信系统与中轨（MEO）和静止轨道（GEO）卫星移动通信系统比较，具有以下特点：

1.1 由于具有更小的信号衰减和更低的传播时延，低轨卫星通信系统更有利于实现个人全球通信。LEO系统的路径传输损耗通常比GEO低几十分贝，所需发射功率是GEO的1/200-1/2000，传播时延仅为GEO的1/7~1/50，这对于实现终端手持化和达到话音通信所需要的延时要求是十分有利的。

1.2 蜂窝通信、多址、点波束、频率复用等技术的发展为LEO卫星移动通信提供了技术保障。

1.3 由于地面移动终端对卫星的仰角较大，天线波束不易受到地面反射的影响，可避免多径衰落。

1.4 它在若干个轨道平面上布置多个卫星，由星间通信链路将多个轨道平面上的卫星联接起来。整个星座如同结构上连成一体的大型平台，在地球表面形成蜂窝状服务小区，服务区用户至少被一个卫星覆盖，用户可随时接入系统。

1.5 由于卫星的高速运动和卫星数目多，也带来了多普勒频移严重和星间切换控制复杂等问题。但不管怎样，低轨卫星移动通信系统的上述特点对于支持实现个人通信是有巨大吸引力的。

2 LEO卫星通信系统用户切换的一般过程

低轨卫星移动通信系统中，由于卫星的高速运动，使得它的波束覆盖区也跟着移动，而波束覆盖区的移动速度远大于用户的运动速度，因此，在LEO卫星移动通信系统中，切换主要是由于卫星波束移动引起的。

对于卫星移动通信系统中的呼叫切换，通常经历这样一个过程：

2.1 用户周期测量当前使用波束和邻近波束的导频信号或广播信道的信号强度的变化，以便确定它是否正在穿越相邻波束之间的边界或者处于相邻波束的重叠区内。

2.2 若用户进入相邻波束的重叠区，达到切换触发的条件，将开始启动切换过程。用户中止利用当前波束进行通信，等待分配信道利用新波束进行通信。

2.3 切换过程开始后，需要在新到达波束中为该用户按照一定的信道分配算法进行信道分配，并在原先波束中释放使用的信道；如果采用了波束内切换或信道重安排，则原先波束还须按照呼叫结束后的信道重安排算法进行波束内的信道优化分配，进行必要的波束内分配。分配完成后，将数据流从旧链路转移到新链路上来，完成切换。

3 LEO卫星通信系统用户切换的种类

低轨卫星通信系统用户切换可分为以下类型：

3.1 同一信关站和卫星的不同波束之间的切换

目标波束和现用波束在同一信关站和同一卫星内，该切换涉及两个波束的信道分配和修改同一信关站(不采用星上交换)或卫星(采用星上交换)的交换路由表。

3.2 同一信关站不同卫星之间的切换

目标波束与现用波束不在同一颗卫星内、但在同一个信关站范围内，它涉及两颗卫星的信道分配；对于采用星上交换的体制，需要改变两颗卫星星上交换路由表；对于卫星透明转发的体制，需要修改信关站交换路由表。

3.3 不同信关站同一卫星的波束间的切换

目标波束和现用波束属于同一颗卫星，但属于不同的信关站，它涉及两个信关站之间的切换，包括信道分配、改变地面线路连接、位置更新、记费等，对于采用星上交换的卫星还需要改变其交换路由表。

3.4 不同信关站不同卫星之间的切换

目标波束和先用波束属于不同的卫星且属于不同的信关站，它涉及两个信关站和两颗卫星之间的切换，信关站涉及信道分配、改变地面线路连接、位置更新、记费等问题，对于采用星上交换的卫星需要改变其交换路由表。

4 LEO卫星通信系统中用户切换目标卫星的选择准则

在低轨卫星移动通信系统的切换控制中，切换的目标卫星的选择策略对切换的最终性能也有着直接的影响。因此，根据系统的需要，设计出适合于本系统的切换目标卫星选择方案至关重要。目前，低轨卫星移动通信系统中的切换目标卫星选择策略主要有以下几种：最近卫星准则、最强信号准则、最长可视时间准则、最多可用信道数准则、覆盖时间与仰角加权准则及最小跳数切换准则。

其中，最近卫星准则认为距离用户终端最近（仰角最大）的卫星能够提供很好的服务质量（QoS），可从纯几何上对其性能进行分析，也称为最大仰角准则。采用该准则时，用户终端在任何时候都选择能够为其提供最大仰角的卫星。该准则实现简单，但一般不会在实际系统中采用，因为它既没有考虑无线信号在空中的传播条件，也没有考虑网络的运行状况。 转贴于

最强信号准则是终端在任何时候选择能够接收到最强信号的卫星。拥有足够高的信号强度是无线通信的一个基本条件，可以认为最强信号卫星准则能够提供较好的服务质量。

最长可视时间准则又称为最大覆盖时间准则。按照这个策略，用户将利用星座系统运行的先验知识，始终选择具有最大服务时间的卫星作为其切换的目标卫星。该准则基于对最小化系统的切换请求到达率考虑，延长了切换后呼叫一直被某个卫星服务的时间，从而可获得较低的被迫中断概率。

最多可用信道数准则为：用户选择具有最多可用信道数的卫星为它提供服务。该准则出于对整个系统信道资源利用率考虑，以使卫星系统中每个卫星所承载的业务量趋于均匀分布，避免因某个卫星节点超负荷而失效，从而影响到整个系统性能。应用这个准则时，不管卫星的具体位置，新呼叫和切换呼叫会经历相同的阻塞率或被迫中断概率，从而可以避免出现某个卫星超载的情况。

最小跳数切换准则则应用于具有星上路由的情况，策略要求用户在任何时候都选择能够为其提供最少跳数路径的卫星。在具体实现过程中，通信双方周期性检测其可见卫星中是否有比当前通信路径的跳数更少的路径，如果存在则进行切换，否则继续使用当前卫星进行通信。当然，如果通信双方的当前卫星出现低于最小仰角（或信噪比）时，也需要进行切换。假定卫星系统使用准静态路由算法，路由表项中带有卫星到卫星的路由跳数，而且其路由信息随着网络拓扑变化由系统自动刷新。

5 低轨卫星通信系统用户切换与路由

在切换时，由于服务卫星的改变，对于采用星上交换和星上路由的卫星通信系统，原有路由也需要被重新建立。重建路由有以下几种方案：全路由重建，部分路由重建，重路由结合扩展路由，动态概率优化路由，最小跳数路由。

其中全路由重建卫星切换方案：原有路由完全被新路由代替，该方案得到的新路由仍然是最优化路径，但其处理时延比较大。

部分路由重建卫星切换方案：当切换发生时，原有路由被部分保存，只有变化部分被更新，该方案处理时延比较小，但新生成的路由可能不是最优化路径。

重路由与扩展路由结合：切换后首先进行路由扩展，再进行路由优化。以降低延时，但信令开销增大。

动态概率优化路由：全路由重建节约带宽，但是扩大了信令资源，需要选择合适的优化概率P，在带宽和信令资源之间折中。即并不对所有扩展后的路由进行优化，而是以概率P，对一部分路由进行优化，一部分仍保持原扩展路由。

最小跳数路由策略：用户在任何时候都选择能够为其提供最少跳数路径的卫星。通信双方周期性检测其可见卫星中是否有比当前通信路径的跳数更少的路径，如果存在则进行切换，否则继续使用当前卫星进行通信。该策略能够获得较低的传播延时和较小的切换频率，具有很好的系统性能。

参考文献

[1] 陈振国，杨鸿文，郭文彬.卫星通信系统与技术.北京：北京邮电大学出版社，2003

卫星最多的行星范文第3篇

俄军侦察照相卫星的发展历程

俄罗斯侦察照相卫星是在继承了前苏联遗产的基础上发展而来的。前苏联的首颗侦察卫星“宇宙-4”于1962年4月26日被送入轨道。之后，每年最多发射9颗侦察照相卫星，以及时向总参情报局提供成像数据，并保证任何时间至少有1颗卫星在轨。但是，自上世纪90年代初苏联解体以后，俄罗斯的侦察照相卫星年发射量骤减。90年代末，发射频率降低到1?2年一次，到1998年，美国在轨卫星的数量首次超过俄罗斯。而据统计，截止2003年年底，苏联/俄罗斯已发射成功的侦察照相卫星多达824颗，远超过世界其它各国所发射的这类卫星的总和。但之后，由于经费的严重不足及新型卫星开发的滞后，俄罗斯军用卫星在轨数量于2004年达到历史低谷，仅为65颗，其中没有一颗侦察卫星，2005年也仅有1颗无线电技术侦察卫星处于运转状态，且在轨军用卫星数量连续几年始终维持在较低的水平。随着俄罗斯国力的复苏及“2006?2015年航天发展规划”的推出，俄罗斯加大了对航天领域的投入，仅2007年用于航天的预算就增加到了500亿卢布，2006?2015年更是达到4800多亿卢布。从2006?2010年公开的情况来看，俄罗斯军用卫星在这一时期的部署速度明显加快，并恢复了以每年1颗的速度来发射侦察照相卫星。

苏联/俄罗斯侦察照相卫星的命名

苏联/俄罗斯侦察照相卫星的命名系统相当复杂，这些卫星对外统一称为“宇宙XXXX”，对内则有产品号、设计局名称和国防部名称，如第五代普查型成像卫星，它的产品号为11F117,国防部名称为“涅曼”，“琥珀-4KS1M”则是它的设计局名称。

苏联/俄侦察照相卫星的分类划代及应用

苏联/俄侦察照相卫星分为“天顶”、“琥珀”、“蔷薇辉石”及“阿拉克斯”4大类，共8代。第一类（前三代）“天顶”系列卫星，由于其有效寿命短（最长为14天，最短仅1天），不得不依靠频繁地发射来维持太空中侦察卫星的数量。自60年代初至90年代中期，“天顶”系列卫星发射了多达680颗，其分辨率从7米至0.6米不等，采用传统的胶卷回收方式，主要用于详查，该型卫星到1994年已完全停止使用；

第二类（第四代、第五代）“琥珀”系列，分为普查型和详查型，从1981年至2003年共发射了近170颗。“琥珀”的详查型共发展了4种型号，目前仍在使用的胶卷回收型“琥珀-4K2”（国防部名称为“钴”）用于执行详查任务。该卫星的分辨率达到了0.2米，是俄成像卫星中分辨率最高的卫星，其设计使用寿命为60天，工作寿命最高达到了134天，重量接近7吨，仍采用胶卷回收舱的方式进行回收，胶卷大约20天回收一次。该卫星部署在低轨道，倾角大约67°，绕地球一周的时间为89分钟左右，其运行轨道为近地点170?180千米、远地点320?350千米，在必要时通过机动变轨，可下降到160千米的高度对特定目标进行拍照。“琥珀-4K2”型卫星从首次使用到现在已发射了近100颗。普查型“琥珀”卫星使用了两种型号，即：“琥珀-4KS1”和“琥珀-4KS1M”（国防部名称分别为“特丽伦”、“涅曼”）。该卫星首次采用了数字实时传输技术，能用可见光和近红外谱段拍摄图像，主要用于执行普查任务，也兼而执行详查任务，故其变轨能力不太强。该卫星的分辨率为1米，运行轨道为240千米X285千米。另外，为了执行特定的成像任务，卫星也会临时机动到非标准的轨道上短时间飞行，其寿命为120?365天。1993年11月5日发射“宇宙-2267”卫星创造了419天的最高寿命纪录。

第三类为（第六代和第七代）“蔷薇辉石”，即“蔷薇辉石-1” 和“蔷薇辉石-2”（国防部名称分别为“顿河”、“叶尼塞”），用于执行详察任务，卫星的重量达到10?12吨，胶卷舱的数量最多增加到22个，在轨飞行时间达200天以上，但其发射数量有限，从1989?2003年发射总共不到10颗。

第四类（第八代）“阿拉克斯”（国防部名称）数字传输型普查卫星，到目前为止总共发射过2颗。该型卫星也是俄军侦察照相卫星中设计寿命最长的卫星，达到2?3年，分辨率为1?2米，卫星的重量达到20吨。第一颗“阿拉克斯”卫星由于故障仅运行4个月就停止了工作，第二颗“阿拉克斯”卫星于2002年7月发射，工作时间超过一年，但也比设计的寿命要短。

上述卫星中除第五代和第八代为数字传输型外，其余各代均为胶卷回收型。现今使用的是第四代至第八代，其中第四代胶卷回收型和第五代数字传输型（均为“琥珀”系列）从1981年8月首次发射至今已近30年，却依然是俄军当前侦察照相卫星的主力。这两种卫星采用高低搭配的组网方式，即以第五代星为主、第四代星为辅，力求在轨道上总保持一颗寿命较长的第五代卫星在轨工作，定期或根据拍摄精度的需要发射寿命较短的第四代卫星作为补充。

俄军侦察照相卫星的技术特点

传输技术相对比较落后

苏联/俄罗斯的航天侦察照相至今仍主要依靠胶卷回收型卫星来执行详查任务，前四代胶卷回收型卫星共同的缺点是:卫星在发射时所能携带的胶卷数量有限，如“琥珀-4K2”只可携带2个胶卷舱；卫星所拍摄的图像只能定期用胶卷舱或待卫星飞行结束时随返回舱被送回地面，导致情报时效性较差。为了克服这些缺点，苏军于1982年开始发射第五代数字传输型卫星。该卫星采用光电数字成像技术，其图像数据或者直接被实时下传给国内地面站，或者经由“急流”卫星系统中的“间歇喷泉”地球静止轨道通信卫星实时下传给国内地面站。这些图像在拍摄后约2?3个小时即可被送到俄军总参情报总局。俄罗斯沿用前苏联第五代数字传输型卫星已有多年，自1982年底至今30年来他们的这种卫星在技术上进步不大，到目前为止仍未研制出更为可靠的替代产品。

卫星的有效寿命短、发射成本过高

上世纪60年代末至80年代末期间，苏联每年发射的侦察照相卫星都在30颗左右，每年“胶卷回收型”卫星的累计侦察天数一般都在800天以上，最多达到1200多天。通常，在一年当中的每一天，总保持1?2颗侦察照相卫星在轨工作。由于卫星在轨运行时间一般只有2?4个月，为维持成像卫星的在轨数量，不得不依靠频繁地发射卫星。过高的发射频率导致卫星的运行成本大大增加。尽管如此，俄罗斯的胶卷型侦察照相卫星也有其独到之处：他们能够通过发射新卫星或使用卫星机动变轨的方式对发生在世界各地的危机迅速做出反应。

新型侦察照相卫星的研况

新型侦察照相卫星计划的搁浅

由于俄军使用的侦察照相卫星多为上世纪70、80年代的设计产品，其在轨时间短、发射频率高、成像分辨率低、不能实时传输及性能不稳定的缺点已严重制约了俄军对情报的现实需求。早在上世纪80年代，苏军总参情报局就提出了研发新一代重型侦察照相卫星的要求，在这种情况下，苏/俄两大侦察卫星研发机构—萨马拉“进步”火箭航天中心和莫斯科拉沃奇金纳科研生产综合体分别提出了自己的重型侦察卫星计划。萨马拉“进步”火箭航天中心提出重达14吨的“蓝宝石”低轨详查型卫星计划，其分辨率可达到30厘米；而莫斯科拉沃奇金纳科研生产综合体提出了重量为7.5吨的 “阿拉克斯-H” 高轨道普查型卫星计划，其分辨率为1?2米，两者均安装了直径为1.5米的长焦镜头。“蓝宝石”和“阿拉克斯-H”两型卫星分别原定于1986年、1987年发射升空，然而，直到苏联解体后的90年代末，由于财政困难、拨款不到位，“蓝宝石”的研发陷于停顿；而“阿拉克斯-H”也只发射了2颗（1997年、2002年）。

新一代光电卫星—“角色”计划实施

在上述背景之下，俄国防部于2000年再次提出了新型光学侦察卫星的发展计划。萨马拉“进步”火箭航天中心提出在“涅曼”和“资源-DK1”的基础之上发展新型卫星；而莫斯科拉沃奇金纳科研生产综合体则提出在“阿拉克斯-H”的基础上进行研发。最终军方采用了 萨马拉“进步”火箭航天中心提出的“角色”光电侦察照相卫星计划。据国外航天专家分析，“角色”是由“涅曼”（“琥珀-4KS1M”）光电侦察卫星改进而来，在很多方面融合了“阿拉克斯”及“资源-DK1”军民两用卫星的设计，并采用了类似于“阿尔孔”地球遥测卫星上的光学系统。第一颗“角色”原定于2005年发射，但由于新型运载火箭及卫星地面试验无法通过的问题而将发射时间推迟到3年以后。俄军方对发射新型侦察照相卫星寄予厚望，因为自2001年俄军最后一颗侦察照相卫星“涅曼”退出使用后，这将是时隔7年之后同类卫星的首次发射。2008年7月26日，首颗“角色”新型侦察照相卫星从普列谢茨克发射场发射升空，卫星编号“宇宙-2441”，国际代码2008-037A，美航天司令部目录号为33272。该卫星由萨马拉“进步”火箭航天中心设计制造，每颗“角色”卫星造价50亿卢布。“角色”运行的初始轨道为210×770千米，轨道倾角98.3°，运行周期为94分钟，重量近7吨。到7月31日，该卫星的运行轨道将会被调整为距地面750千米的太阳同步圆形轨道。这将是俄军第一颗运行于太阳同步轨道的光学侦察卫星，可拍摄到高分辨率的卫星照片，其成像分辨率可达到0.3米，将采用数字传输的方式，可实时将照片传送回地面，其设计使用寿命将不少于7年，而此前同类卫星“涅曼”的使用寿命最长也不过为1年半。该卫星由位于克拉斯诺兹纳缅斯克的俄航天部队航天器试验和控制中心控制，俄军总参情报局为最终的用户。

部署计划推迟及暴露出的问题

俄军新型侦察照相卫星部署计划推迟

从俄公开的报道可以看出，自2008年7月新型“角色”光电侦察卫星发射升空至今，俄军航天部队仍以每年一颗的频率发射计划停止使用的“钴-M”型卫星（2008年11月14日发射的“宇宙-2445”、2009年4月29日发射的“宇宙-2450”和2010年4月16日发射的“宇宙-2462”），从中不难得出一个结论，就是俄军新型侦察照相卫星的研发和部署计划正在遭遇挫折。据俄媒体报道证实，俄罗斯航天署在09年举行的年度工作总结中宣布：角色”卫星在升空后出现故障，并没有进入到预定的工作状态，因此俄军方寄予厚望的“角色”新型侦察照相卫星计划首发宣告失败。按俄国防部原定的计划，2009年4月29日发射的“宇宙-2450”，即“钴-M” 型卫星（第四代星“琥珀-4K2”）为该星的最后一次发射，从2010年起停止使用老式的“钴-M”，并从2009?2013年间每年发射2颗“角色”光学侦察照相卫星。据俄武装力量装备部长波波夫金在一次记者会上宣布：原计划预计2009年将发射数颗全新的侦察照相卫星，但遗憾的是由于各种原因这些计划可能要推迟到2011年底至2012年初。在不得已的情况下，俄军在未来几年中仍将使用前苏联时期研发的储备产品，以支持俄军用侦察卫星轨道群的基本运转。

卫星发射失败暴露出的问题

卫星最多的行星范文第4篇

反卫星武器的界定与组成

从卫星应用的角度来说,卫星是一种系统,而不仅仅是卫星本身。卫星系统通常由卫星、地面站和连接用户的通信系统等三部分组成。但人们在谈论卫星的时候,通常只是指卫星本身,而不涉及地面站和通信系统,由此引出反卫星武器的两种不同的定义。

广义地说:凡是能够用于破坏或干扰卫星系统中任何一部分工作的武器或手段,包括破坏或干扰卫星本身、地面站或通信系统工作的武器或手段,都可以称为反卫星武器。

狭义地说:凡是能够用于干扰和破坏敌方卫星本身的武器或手段,都可以称为反卫星武器。干扰装置可以是非破坏性的装置,如干扰机或其他电子对抗装置;也可以是能够破坏卫星的武器;或者两者兼而有之。

通常所说的反卫星武器主要是指专门用于杀伤空间卫星的武器,如导弹、卫星和定向能束等。

反卫星武器可以从地面、飞机上发射,也可以部署在空间。反卫星武器可以凭借核弹头和常规弹头杀伤目标卫星,也可以采用直接高速碰撞的方式,即利用拦截弹的动能杀伤目标卫星;或者采用定向能束,如激光束杀伤目标卫星。按照部署方式和杀伤手段的不同,反卫星武器可以有不同的分类方法:按照部署方式的不同,可以分为在地面部署和发射的地基反卫星武器,由飞机携带、从空中发射的空基反卫星武器,在空间部署和发射的天基反卫星武器。按照杀伤手段的不同,可以分为带非定向爆炸核弹头的反卫星武器、常规破片杀伤反卫星武器、直接碰撞杀伤的动能反卫星武器以及采用定向能束的定向能反卫星武器等。按照发射方式的不同,可以分为共轨式反卫星武器和直接上升式反卫星武器。共轨式反卫星武器是由运载工具将其射入与目标卫星的轨道平面与轨道高度均相近的轨道上,然后通过反卫星武器(如反卫星卫星)自身的机动,逐渐接近目标,一般需要若干圈轨道飞行后才能完成攻击任务。直接上升式反卫星武器是先把反卫星武器(如反卫星卫星)射入与目标卫星的轨道平面相同而高度较低的轨道,然后通过机动快速上升去接近并攻击目标。通过这种方式,可以实现第一圈轨道内完成拦截目标的任务,较共轨式反卫星武器的作战效能更高。

担负反卫星作战的武器系统由三大部分组成:第一部分是作为“眼睛”的空间目标监视系统,第二部分是作为“大脑和中枢神经系统”的作战管理与指挥、控制、通信系统,第三部分是用于破坏或摧毁卫星的武器。

1.空间监视系统

其主要任务是:①发现和跟踪空间目标,并将观测到的数据送到作战管理与指挥和控制、通信系统中的计算机中进行相关处理。如果是新目标,则要编入空间图标编目表中,标出当前位置,给出未来的轨道数据。②识别空间目标的国别、尺寸、形状、运动方式和用途,以便判定其可能的军事威胁。③计算空间目标轨道的衰变,预测其落点位置和时间,以便消除其碎片再入大气层可能引起弹道导弹预警系统发出虚警。④为反卫星武器提供必要的图标数据。

2.指挥、控制与通信(C3)系统

反卫星作战是需要由国家最高指挥部门决策的战略行动,要通过多级指挥部门决策、规划、协调和执行,为此,需要有可靠和保密的指挥、控制、通信网,把各级指挥控制部门联系在一起。

3.反卫星武器系统

根据指挥控制系统下达的攻击命令,反卫星武器系统完成摧毁卫星的任务,它本身应该是一个能够独立执行反卫星作战义的系统,包括指挥、控制、通信分系统和反卫星武器分系统。美国地基反卫星武器体系指挥控制系统中的“任务控制单元”和“连控制中心”,应该属于反卫星武器系统的一部分,与反卫星导弹一起组成能够独立作战的反卫星武器系统。

美国和俄罗斯(前苏联) 发展反卫星武器的历程

美国和前苏联(现在的俄罗斯)是世界上最早发展反卫星武器的国家。在这两个国家里,反卫星武器技术的发展已经有40年的历史,研制和试验的反卫星武器主要包括:地基直接上升式核反卫星武器,如美国的“奈基-宙斯”、“雷神”反卫星导弹;共轨式破片杀伤反卫星武器,如前苏联试验的共轨式破片杀伤反卫星武器;直接上升式动能杀伤反卫星武器,如美国研制的机载“微型寻的拦截器”(MHV)反卫星武器和地基动能反卫星(KEASAT)武器以及激光反卫星武器。

1.美国反卫星武器发展概况

自从前苏联在1957年发射第一颗人造地球卫星起,美国陆、海、空三军就开始发展反卫星武器,先后研制和试验了共轨式、直接上升式采用核弹头和动能弹头的反卫星武器以及激光反卫星武器,总计进行了30多次反卫星试验,目前,重点发展地基动能以及空基激光器。

1959年,美国利用一枚空中发射的弹道导弹,成功地拦截了“探索者”4(Explorer-4)号卫星。在此后的六、七十年代,相继开展了共轨式和直接上升式反卫星导弹系统,其中有的携带核弹头。1985年,空中发射的直接上升式反卫星导弹进行首次拦截卫星的飞行试验,成功地拦截了一颗报废的P78-1实验卫星。

1989年,美国国防部决定在“星球大战”计划所开发的反导技术基础上,重点发展地基直接上升式动能反卫星武器系统,同时发展地基激光反卫星武器系统。同年,美国国防部指定陆军为发展动能反卫星武器系统计划的牵头部门。陆军战略防御司令部成立动能反卫星武器联合计划办公室,负责研制和部署地基动能反卫星武器系统,空军负责天基监视和作战管理与指挥、控制、通信系统。1990年3月,动能反卫星武器系统计划通过国防部国防采办委员会第一阶段审查,转入演示验证发展阶段。1992年1月,地基动能反卫星武器计划通过了系统设计审查。1997年8月,地基动能反卫星武器用的动能杀伤拦截器进行了首次悬浮飞行试验。同年10月,美国也利用现有的激光装置,进行了激光反卫星试验。

此外,美国也一直在发展天基激光器。原来的“星球大战”计划和现在的弹道导弹防御(BMD)计划研制的一些反导弹武器,如“外大气层弹头拦截器”和“地基拦截弹”(GBI),都具有反卫星的潜力。

2、前苏联反卫星武器发展概况

前苏联在60年代就开始研究反卫星系统,提出了一系列设想和计划,最初准备用带核弹头的洲际弹道导弹消灭敌方的卫星。紧接着,他们又计划研究一种能够飞机上发射小型导弹的设想。第一次载人空间飞行获得成功之后,前苏联又开始研究利用载人飞船担负反卫星的任务。这些设想和计划没能实现,苏联重点研制的反卫星武器是采用破片杀伤弹头的地基共轨式反卫星导弹和共轨式反卫星卫星。

从1968年起,前苏联开始试验采用破片杀伤弹头的地基共轨式反卫星导弹;截至1982年6月,先后共进行了20次飞行试验。依据所采用技术的不同,这些试验可以分为三组:第一组试验,采用主动雷达寻的,绕地球飞行2圈后拦截卫星,10次试验,7次成功,3次失败;第二组试验,采用红外寻的,绕地球飞行2圈后拦截卫星,6次试验,6次失败;第三组试验,采用主动雷达寻的,绕地球飞行1圈后拦截卫星,4次试验,2次成功,2次失败。1983年,苏联宣布停止反卫星试验。

除此之外,前苏联和俄罗斯也研究和发展了其它类型的反卫星武器技术,包括直接上升式的和机载动能的反卫星武器技术。

前苏联也一直在研制和试验可能有反卫星能力的地基激光器。据称,前苏联曾经在70年代用一部激光器使美国一颗预警卫星的红外探测器致盲。1983年,用另一部激光器照射了美国的“卫星数据系统”卫星。

90年代初,西方媒体报道,俄罗斯米格-31战斗机的外部有一些改变,这可能是在其机身下携带有空射反卫星导弹的缘故。

美国重点研制的 反卫星武器系统

自70年代中期,美国转向重点发展非核杀伤的反卫星武器技术,先后研制了两种动能反卫星武器系统:一种是美国空军研制和试验的机载动能反卫星武器系统,这是美国唯一进行了反卫星拦截试验的武器系统;另一种是美国陆军研制的地基动能反卫星武器系统。

1.美国空军研制的机载动能反卫星系统

该反卫星系统由空军的“空间探测与跟踪系统”(SPADATS)、各级指挥控制系统和机载反卫星导弹等三大部分组成。

空军的“空间探测与跟踪系统”探测和跟踪卫星,探测的卫星数据通过美国的“全球军事指挥控制系统”(WWMCCS)传送到美国空间司令部“空间防御作战中心”(SPADOC)、“国家空间监视中心”(NSSC)和“样机任务作战中心”(PMOC)。经处理和规划之后,美国空间司令部再通过“全球军事指挥控制系统”把目标卫星的数据和指令传送到“反卫星控制中心”(ASATCC――携带反卫星武器的F-15战斗机基地,执行起飞前的指挥控制)和“地区作战控制中心”(ROCC――军用飞机飞行管制中心,担负起飞后的指挥控制),最后由F-15战斗机携带的动能反卫星拦截弹以直接上升的方式攻击目标卫星。

美国空军研制的机载反卫星导弹由两级助推火箭和一个称之为“小型寻的拦截器”(MHV)的弹头组成。第一级助推火箭采用改进的“近程攻击导弹”(SRAM)的火箭发动机;第二级助推火箭采用“牵牛星”火箭发动机。MHV是一个自旋稳定的动能杀伤拦截器,由一个长波红外探测器、8个红外望远镜、56个小型控制火箭和激光陀螺与弹上计算机等组成。全弹长5.4米,直径0.5米,起飞重量1225公斤。MHV长0.3米,直径0.33米,重约15公斤。MHV的最大飞行速度高达14马赫,最大射程1150公里,能够有效拦截轨道高度在500公里以下的低轨道卫星。

美国空军研制的机载动能反卫星导弹的主要缺点是:

第一、拦截弹的红外导引头需要在发射前12小时开始冷却;

第二、拦截弹只能由专门改进的F-15飞机携带和发射;

第三、作战区域受F-15飞机活动半径的限制。

2.美国陆军研制的地基动能反卫星系统

美国陆军研制的地基动能反卫星武器系统,是美国自80年代未以来重点发展的反卫星武器系统。该系统主要由两个分系统组成:一是反卫星导弹分系统,包括反卫星导弹发射架和装卸设备;二是武器控制分系统,包括一个任务控制单元、一个连控制中心和通信网。动能反卫星武器系统将与反卫星作战管理与指挥、控制、通信系统结合。作战管理与指挥、控制、通信系统由空军负责研制。反卫星导弹分系统由反卫星导弹与发射架两部分组成。 反卫星导弹由三级固体助推火箭、动能杀伤拦截器(KKV)、KKV保护罩等设备组成。导弹长约9.14米,弹体直径0.61米,发射重量3514公斤。KKV重68公斤,垂直速度每秒6.8公里。

KKV由推进系统、可见光寻的头、制导、导航与控制分系统、下行通信设备、弹上电源和杀伤增强器等组成。KKV将是一个自主工作的飞行器,能自主捕获和跟踪指定的目标卫星,在目标卫星上选择合适的碰撞瞄准点,检测飞行器的工作状态和传送遥测数据。

发射架部分由发射井、发射架接口装置和有关的支持设备组成。

一个发射井中能储备4枚反卫星导弹。发射架接口在反卫星导弹发射前提供导弹的状态检测数据和为导弹输入武器数据。导弹装运筒既是导弹的装运设备,也起在发射井中支持导弹的作用。

武器控制分系统将由一个任务控制单元、连控制中心和通信网组成。

任务控制单元的作用是执行各系统准备状态的检测、交战规划和武器发射的命令。它与陆军空间作战中心(ARSPOC)连接,接收、处理和中继预警、报警和下达命令;与连控制中心连接,发送武器输入数据,监视连控制中心与导弹阵地的发射前状态;与通信卫星地面进入点连接,接收导弹与KKV的状态数据,评价下行数据。任务控制单元将设在科罗拉多斯普林斯美国陆军航天司令部。

连控制中心与任务控制单元连接,接收预警、报警信息,执行武器输入数据,为导弹作战前准备和提供导弹输入数据,监视发射前各个导弹与发射井的状态。连控制中心将设在导弹连发射阵地。

通信网为动能反卫星武器系统提供有效的通信接口。指挥和控制通信将通过卫星通信系统连接到更高的指挥当局,支持空间防御作战中心、任务控制单元和连控制中心等系统的运行。只要有可能,通信网将尽量利用现有的通信线路。

在典型的作战环境下,反卫星作战任务将由设在夏延山的美国航天司令部下达国家指挥当局的命令。根据空间监视网获取的情报,反卫星作战管理与指挥、控制、通信系统将提出全面的任务计划,并发送给位于科罗拉多斯普林斯的陆军航天司令部内的任务控制单元。任务控制单元进行详细的任务与作战规划,提出最后的任务计划并报请批准。连控制中心不间断地监测备用反卫星导弹的状态,计算武器数据并输入反卫星导弹,执行火力控制。反卫星导弹KKV计算机内的武器数据,可提供导弹初始飞行的制导,直到第三级助推火箭分离。KKV的光学寻的头在跟踪和捕获目标后,KKV进行机动飞行,通过直接碰撞摧毁目标卫星。

反卫星武器发展近况

为保持和强化在21世纪的世界军事航天的霸主地位、确保自身国家安全以及空间的国家利益,美国已将空间纳入21世纪总体国防战略,把控制空间作为一项国策。美国一方面公开宣布,任何对美国航天系统的有意干扰将被视为对美国的侵犯,美国将采取一切自卫措施,包括使用武力回击对美国的这种侵犯。另一方面美国还宣称,在必要时将阻止敌方进入和利用空间。

目前,美国正在加紧进行空间攻防对抗的准备工作。一方面设法提高卫星系统的生存能力,秘密研究卫星受威胁与攻击的告警系统,利用星载传感器探测、识别对卫星的射频和激光干扰,描述其特性,警示地面站注意并作出反应。另一方面加快了进行新的反卫星武器试验的步伐。美陆军正在加紧研制试验地基动能反卫星武器和地基激光反卫星武器。空军则主要致力于研制机动性更强、威力更大的机载和天基激光反卫星武器,均取得了较大的进展。

到1999年为止,美国已经全面研制和试验了2个动能反卫星武器的动能杀伤拦截器(KKV)样机。波音公司目前正在制造另外3个动能反卫星武器的KKV样机。新的KKV采用的不是以前的帆板拍击方式的杀伤机理,而是采用了喷洒涂料或化学制剂的软杀伤方式。这种杀伤方式可以使目标卫星永久失去工作能力。新的KKV也可用喷洒可分解的化学制剂,使目标卫星暂时失去工作能力。

1997年10月,美国国防部曾在白沙靶场用中红外先进化学激光器对一颗轨道高度为425公里的卫星进行了首次高能激光发射试验 目的是进一步提高激光对卫星的跟踪瞄准能力,试验取得部分成功。此后,美国的激光反卫星武器在技术上有了进一步提高,距离实战应用又前进了一大步。美国陆军目前的激光反卫星武器方案是以功率220 万瓦的氟化氘中红外先进化学激光器和主镜直径为1.8米的海石光束定向器为基础,对其技术进行改进,使这套系统正式具备反卫星能力。据报道,美国空军计划于2001财年利用轨道高度为1207公里的在轨卫星进行一次综合的光束控制试验,以验证激光反卫星技术。空军综合光束控制演示项目将使用直径3.5米的光学装置,试验与打击卫星有关的光束控制功能。目前计划试验以下能力:用光学方法试验系统捕获、跟踪目标的能力,照射目标的能力,大气扰动补偿能力,在目标上选择特定瞄准点的能力,对特定瞄准点发射持续时间长、足以摧毁目标的激光的能力。作为演示目标的侦察卫星或通信卫星都不会被摧毁,但卫星上的探测器或通信天线将失效。

为了覆盖更广阔的区域和为美国本土提供某种免遭洲际弹道导弹攻击的能力,美国空军构想了天基激光器(SBL)计划,其目标是击落助推段的洲际弹道导弹,计划2012年在一架航天飞机上演示这个系统的可行性。这种天基激光器以及美国正在成功研制的机载激光器,都是反卫星的良好武器。

除对卫星系统采取各种主被动防御措施外,俄罗斯将会重新开始发展本国的反卫星武器。从经济上考虑,破坏卫星比建立卫星系统容易得多,特别是在当前“俄罗斯财政严重困难和国家安全受到威胁”的情况下,摧毁美国的卫星系统,特别是美国为武器提供制导的全球定位卫星系统(GPS),要比制造同类的卫星系统更省钱。从技术上考虑,前苏联是世界上最早发展反卫星武器系统的国家之一,曾经进行过大量反卫星武器的研究与试验,某些反卫星武器已达到实战能力。另外,俄罗斯在强激光、高功率微波等领域处于世界领先地位,也将为俄发展相应的空间武器奠定良好的基础。从战略上考虑,美国是目前世界上依靠卫星系统最多的国家,最怕其他国家破坏它的卫星系统。

大多数中小航天国家为了扼制大国控制空间、利用空间的能力,也会发展反卫星武器。因为航天系统正日益成为一个国家的关键利益所在,以相对少的投入研制能打击敌人易损的、耗资巨大的航天装备的反卫星武器,必将成为大多数中小航天国家威慑强大敌人、保护自己的必然选择。

反卫星武器的未来发展趋势

美国反卫星武器技术今后的发展思路是:1、地基与天基、动能与定向能等多种反卫星手段相结合,具备根据不同战争级别对各种轨道的卫星进行多种程度打击的能力。2、实现灵活的作战效应,具备多种打击方式,包括硬杀伤和软杀伤,具备多种作战效果,包括使目标暂时失灵(可恢复)和永久性摧毁。3、发展精确打击能力,只杀伤敌人目标,不伤害自己和友方。4、发展按需及时作战能力,适应未来天战需求。

21世纪初美国将拥有部署动能反卫星武器(KEASAT)、地基激光反卫星技术和具有摧毁某些中低轨道卫星的能力。卫星武器的发展将由主要研制硬杀伤系统(如KEASAT)向软杀伤以及软硬杀伤相结合的方向发展,如研制电子射频干扰系统等。

2010年可能部署的典型系统有动能杀伤反卫星武器,它可杀伤低轨道卫星,原计划2000年部署10套用户鉴定系统,该计划已多次推迟。其它还有小型射频杀伤飞行器(sma11 RF KiII Vehicle)。美军建议2012年前部署,估计是具有强射频功率源的射频软杀伤反卫星系统,如电子干扰卫星。再有就是机动型地基射频干扰器和地基激光器等软杀伤反卫星武器。

2020年的发展趋势是:1、发展系统的灵活作战效能,形成使对方卫星系统中断(可恢复)、毁伤(降低性能)、永久性摧毁等多种作战效能的能力,尤其重视软杀伤武器的发展。

2、重点发展天基反卫星系统,由地基反卫星系统发展为天基、地基多平台系统;由只能杀伤某些轨道的卫星,向能在任何时间对全球重要目标实施打击的能力发展。美军提出2020年对有限的重要目标的杀伤率达100%。

3、由2005年前需要数月、数周的部署时间,向能迅速实施打击的能力发展,2020年作战反应时间只需几分钟。

卫星最多的行星范文第5篇

关键词：伪卫星；远近效应；全球导航卫星系统

中图分类号：TP393 文献标识码：A 文章编号：1009-3044（2014）01-0216-03

全球卫星导航系统是一个覆盖全球的网络，为用户提供无间歇、无地域差别的导航、定位和授时服务，为个人和其他物品提供高精度的位置、速度和时间信息，可以在此基础上开发更为丰富的服务社会基础建设、经济和军事等的应用。目前，中国自主开发的北斗卫星导航系统正在逐步按计划完成发射组网，截至2013年10月25日，在轨的北斗导航卫星已有16颗，并且在2012年底组网完成，提供覆盖亚太地区的无源定位、授时、导航和短报文通信服务能力。

伪卫星提供一个额外的信号发射源，这样可以增大卫星的覆盖面积，改善导航卫星系统的星座配置，可以应对导航卫星故障或弥补本身系统的几何结构缺陷，为用户提供更好的导航服务。此外，即使轨道卫星没有失效，伪卫星提供的额外的测距码信号也可以对卫星导航系统进行增强。近几年对全球卫星导航系统的性能提出了更高的要求，高精度增强系统和米级甚至厘米级的定位需求越来越多，如智能网络、智能传感器等智能产业，室内精确定位、机场飞机着陆等方面。但真正推广和商用仍有关键问题急需解决。

1 伪卫星远近效应的产生

伪卫星高精度增强系统在布网建设中，远近问题是由系统的特殊性产生的无法回避的关键问题之一。轨道卫星的运行轨道一般距离地表20000km到35000km，因此当位于地表的用户接收机处于运动状态或者有比较大的位移时，地表的用户接收机到轨道卫星的实际距离其实变化很小，几乎可以忽略，同时地表的用户接收机接收来自轨道卫星的信号强度也不会发生太大变化。但是，处于近地空间或者地基伪卫星与用户接收机距离和轨道卫星相比，距离要小的多，因此对用户接收机的运动和位移比较敏感，用户接收机接收的伪卫星的信号强度变化比较大，导致用户接收机收到的伪卫星信号高过轨道卫星的信号强度太多，使用户接收机很难同时捕获跟踪轨道卫星和伪卫星的信号，即远近问题。如图1所示。

此处用北斗卫星导航系统为例，单颗轨道卫星发射测距码信号的功率一般为15W，信号从位于20000km至35000km高空的轨道卫星发射出去，穿透电离层受到延迟影响，然后到达用户接收机，信号从发射到接收的过程中，受到了非常大的衰减。根据2012年12月27号北斗卫星导航系统管理办公室公布的关于北斗卫星导航系统的空间信号接口控制文件定义，当卫星仰角大于5度，在地球表面附近的接收机右旋圆极化天线为0dB增益时，卫星发射的导航信号到达接收机天线输出端的I支路的最小保证电平为-163dBW，用毫瓦表示，即为-133dBm。

从上述分析可知，轨道卫星发射的导航信号经过电离层延迟和传播衰减，使信号极易受到其它信号的干扰。由于伪卫星距离用户接收机相对于轨道卫星来说近的多，尤其是地基伪卫星，距离接收机更近，信号太强则会对接收机产生干扰，甚至淹没来自高空的轨道卫星信号，用户接收机无法同时捕获跟踪轨道卫星和伪卫星；如果用户接收机移动到距离伪卫星的范围比较远，伪卫星的信号也会由于距离和地表的障碍物的影响导致信号太弱而不能有效的捕获和跟踪。由此就产生了伪卫星技术中的远近效应问题，对于远近效应问题最好的解决方案就是伪卫星发射器的位置一定要选择得当，既不会因为距离太近干扰到轨道卫星信号又不会因为距离太远导致接收机无法跟踪伪卫星信号，要保证在最大范围内提供足够强的伪卫星信号，使用户接收机能够同时跟踪轨道卫星和伪卫星信号。

当把用户接收机置于上图所示的伪卫星近区内，太强的伪卫星信号会强烈干扰衰减严重的轨道卫星信号；当用户接收机移动到伪卫星的远区时，用户接收机将很难捕获并分离出伪卫星信号。只有当用户接收机移动到伪卫星合适的工作区域，用户接收机才能同时捕获到轨道卫星信号和伪卫星信号。如果同时存在多颗伪卫星，在考虑伪卫星信号与轨道卫星信号干扰的同时，还要兼顾到多颗伪卫星之间近区、远区及工作区域的交叉重合问题。

可以通过以下方法来估算伪卫星工作区域的近区和远区的界限。当伪卫星信号功率等于北斗卫星导航系统空间信号接口控制文件中规定的用户接收信号最小保证电平-163dBW时，伪卫星的发射功率决定了伪卫星距远边界的距离。当然，绝对功率电平决定不了远边界和近边界的范围直径的大小，而是由用户接收机对伪卫星信号的互相关干扰的跟踪裕量所决定的。

如果用户接收机接收到的伪卫星信号为-168.4dBW，已知可以接收-163dBW的信号，那么在轨道卫星和伪卫星的测距码之间就会发生互相关，由下式（1）表示：

[Prec=Pdes+20log（d0d）] （1）

上式中[Prec]：表示用户接收机实际使用过程中接收到的来自伪卫星信号功率；

[Pdes]：用户接收机工程制造时的标准功率，通常为-163dBW；

[d0d]：用户接收机在工程制造时的标准功率下所能跟踪的范围半径[d0]与实际使用过程中伪卫星的范围半径[d]的比值。

远边界和近边界范围半径的比经上式和实际的技术标准计算可得理论上约为12，只有用户接收机在这个范围半径的工作区域移动时，才不会产生轨道卫星信号和伪卫星信号相互干扰，才能同时被捕获跟踪到。

2 伪卫星远近效应的解决方案

从伪卫星的整个系统来讲，可以考虑从硬件和软件这两方面解决远近效应问题。硬件包括伪卫星的基带设计、射频设计、载波频率、信号发射方式等；软件包括用户接收机端的数据处理软件及数字信号处理方式、伪卫星与接收机的位置布设等方面。通常是从伪卫星端来解决远近效应问题。

2.1码分多址（CDMA）

码分多址（CDMA）技术是由扩频通信技术发展起来的，即将原始信息的带宽大大扩展，采用一个带宽远大于信号带宽的高速伪随机码序列去调制具备一定信号带宽的要传送的信息数据，然后再次把信号调制到载波上，然后把信号发射。用户接收机解调时使用的伪随机码要和伪卫星发射时调制的伪随机码一致，最后把解调后的信号下变频，最后得到想要的测距码和导航电文信息。通过码分多址技术的应用，多颗轨道卫星及伪卫星各自分配具有一定特性的正交地址码，然后分别进行信号调制和发射，运用了各个信号地址码型之间的不同和正交性来实现其信号的分离，因此各个信号可以在同一频带上可以像各自都有其信道一样来传输信号。

伪卫星的码分多址技术中的地址码使用的新Gold码和轨道卫星测距码所采用的Gold码不同，假设使用新的伪随机码分离达到60dB的动态范围，则至少提高25MHZ以上的码元码率。因此用户接收机的接收信号的兼容性变差，使接收机的成本明显提高。

2.2频分多址（FDMA）

在频分多址技术中，把不同的频率分配给不同地址的用户，各信道在时间上可同时使用，即伪卫星和轨道卫星分别调制到不同的载波上，然后使用滤波器选取需要的载波信号并阻塞掉不需要的其他信号。下面的几种频分多址方案虽然可以不同程度改善远近效应问题，但都有各自的局限性。

2.2.1带外发射

轨道卫星的的标称载波频率已确定，伪卫星可以使用任何符合国家规定的频率来调制信号并发射出去。采用这种方法的伪卫星发射频率与轨道卫星的频率不同，普通的用户接收机中的滤波器就会过滤并阻塞伪卫星信号。因此，如果选用带外发射来接收伪卫星信号，为了可以在不同的载波频率上同时捕获和跟踪伪卫星和轨道卫星信号，需要在普通的用户接收机上增加一个射频模块。这将增加用户接收机设计制造的投入成本和导航算法的复杂性，降低用户接收机的通用性。这个方案的优势是经过增加射频模块的用户接收机通常很容易捕获和跟踪轨道卫星标称载波以外的信号。

2.2.2跳频

采用跳频技术，伪卫星发射可以在较高和较低两个零点跳跃的窄带信号，会极大的减少对轨道卫星信号的干扰。由于这个方案中时间平频率和卫星载波相一致，比较适合同步伪卫星。并且采用不同的跳频方式还可以同时发射多个伪卫星信号。

尽管这种形式的信号互相关特性比较不错，但因为绝大多数用户接收机的动态范围都很有限，导致仍然会阻塞绝大多数的用户接收机。当伪卫星信号功率高于用户接收机所固有的动态范围时，此时相当于用户接收机处于伪卫星的近区范围之中，故与用户接收机互相关无关的轨道卫星信号将会变的很微弱。在未来一段时间内，由于制造成本的限制导致这种情况是无法改变的。

2.3时分多址（TDMA）

时分多址技术是把时间划分出互不影响的时间片（帧），伪卫星再在每个时间片上划分出来的时隙即信道上来发送调制过的载波信号。因此时分多址技术对定时和同步有比较高的要求，用户接收机需要在伪卫星发射的时隙进行信号的同步接收，可以分别在各时隙中接收到轨道卫星和伪卫星的信号而不会导致各时隙的信号交叉干扰。

对于普通用户接收机来说，任何脉冲伪卫星信号相对于轨道卫星来说都是干扰信号，其干扰与发射时间成正比，这就是脉冲伪卫星信号的占空比。当然，脉冲伪卫星信号占空比越低，对用户接收机的干扰就越小。在时分多址的信号结构工作模式下，理论上可以采用较低占空比的短脉冲来发射伪卫星信号，来尽可能的降低对用户接收机的干扰，但随之而来的问题是低占空比的伪卫星信号比较微弱，捕获起来更困难。在时分多址技术中采用脉冲伪卫星发射信号时，假设伪卫星仅在10%的时间内发射调制过的载波信号，那么用户接收机将会在其它90%的时间内只收到调制过的轨道卫星信号。如果采用这种解决方案，则现有的普通用户接收机几乎都可以同时捕获到轨道卫星信号和伪卫星信号。

3 总结

采用时分多址的信号结构方式相比来说是比较优势的。使用脉冲伪卫星在10%的时间内发射信号，即使用户接收机处于伪卫星近区的范围之内，此时也很难对所捕获跟踪的轨道卫星信号形成干扰。实际上采用这种简单的脉冲模式，用户接收机只能截获到虚假信号，而很少能够截获真实信号。综合以上码分多址、频分多址、时分多址中的几种解决方案，各有其利弊和适用范围，因此在多颗伪卫星组成的系统中，统筹布网建设、实际环境和经济条件以及适用性的考虑，应从上述解决方案中选择最适合的或者组合的方案。

参考文献：

[1] 中国卫星导航系统管理委员会.北斗卫星导航系统空间信号接口控制文件公开服务信号B1I（1.0版）[S].2012.

[2] 籍利平.基于北斗导航卫星的伪卫星技术在区域定位中的作用[J].测绘科学，2002，27（4）：53-56.