低轨道卫星通信系统技术经济比较与可行性分析

王景泉

(表1)小型终端主要参数

手持机	便携/车载机
天线增益(dBi)	0	7
发射机射频功率(W)	0.5	2
-3	10
直流功率(W)	2	8[
G/T值(dB/K)	-25	-18

过去的静地轨道(GEO)卫星,之所以难以实现全球个人通信,主要是卫星天线尺寸和发射功率不可能太大,因而无法达到所要求的等效全向辐射功率(EIRP)值和增益/噪声温度(G/T)值,移动用户必须使用较大体积和较大功率的终端才能通信。如第一、第二代海事卫星系统,地面终端天线直径要求12m,G/T值为-4dB/K;预计90年代投入使用的第三代海事卫星系统,采用高增益点波束,地面终端天线约04～０５ｍ,G/T值为-12dB/K;而卫星个人通信,终端天线只能为更小的柱状,G/T值要在-25dB/K以下。

依据目前的技术,实现个人通信以1000km直径的点波束计算,若采用低地轨道(LEO)卫星,卫星天线直径只需15m,若用10000km的中轨道(MEO)高度卫星,需11m天线,若用静地轨道卫星,天线直径需39m。而实际上天的卫星天线,目前只能做到6m左右。本文从技术、经济比较和可行性分析的角度对低轨道卫星实现全球个人通信的优势作进一步阐述。

一、星座系统设计目标和一般原则

低轨道卫星星座系统的设计目标如下:

(1)可向手持机(HH)和便携/车载终端(PV)提供话音和数据业务。

(2)提供全球30°～６０°纬度区间的通信覆盖,考虑到发达国家目前的通信需求和发展中国家未来的需求,系统容量应具有可扩展性。

(3)在全球覆盖范围内,要实现尽可能大的最小仰角,一般要大于10°,在较差的覆盖区域,应不低于静地轨道卫星覆盖中纬度区域40°～５０°仰角的通信质量。

(4)一个全球系统,用户数达到100万,建立系统才能有明显的经济效益。目前手持机与车载终端的数量大致相同,以后手持机数量会增加得更快。

(5)卫星公用舱主要利用成熟技术,但也力争多采用一些新技术。

(6)通过区域性信关站建立与地面网的通信接口。

(7)通信系统频率根据1992年世界无线电行政大会上行L频段、下行S频段的分配确定。

(8)轨道高度选择尽可能避开两个最强的范·阿仑辐射带。

(9)除提供话音、数据个人通信业务外,系统还应提供无线电定位、导航、语言广播、寻呼和电文通信等增值业务。

此外,还应考虑下述原则:

对于广大乡村和高速公路移动通信,最大链路裕度达3～５ｄＢ即可;而对于城区和城郊,链路裕度要求更大,一般在10dB以上。

个人通信的移动终端,要实现轻重量、小体积和低成本。

目前国外终端主要有两种类型,一种类型是装有全向天线(0dBi)和能提供1～２Ｗ直流功率的手持机。这种手持机的一个重要问题,是要限制射频发射功率,以尽量减少辐射对人体的伤害(根据目前的美国国家标准协会标准,射频功率应限制在05W以内)。

第二种类型为增强型便携式(或车载终端),采用非控制的低增益天线(7dBi),8W以上的直流功率。

这两种终端的主要性能指标见表1。

二、技术、经济可行性比较

1轨道环境条件的比较

LEO和GEO两种轨道系统,影响设计的轨道因素是相似的。但也有比较重要的问题需要区别。比如:负载功率的循环状况、天线指向精度等有效载荷要求与公用舱设计都与卫星食出现的次数和时间、热控要求、扰动力矩水平、低轨道高度的轨道衰变等有关。对GEO卫星来说,卫星每天围绕地球运行一圈,基本上是连续的太阳光照,而LEO卫星每天可能遇到10～２０次卫星食,这给有效载荷工作模式和供电方式的设计带来一定的难度。

表2给出了GEO与LEO工作条件比较。

表2GEO与LEO工作条件比较

特性	LEO	GEO轨道(圆形)
高度(km)	300～3000	36000
周期(小时)	15～２５	24
轨道圈数/24小时	159～１０	1
轨道圈数/年	5800～３５００	365
卫星轨道速度(km/s)	7.5～6.5	3.1
环境条件
最长卫星食时间(分)	35	70
卫星食次数/年(依据轨道高度和倾角,以大于2分计)	6000～２５００	130
压力(Pa)	1，333×１0－１1	１，333×１０－１1
磁场(A/m)	24～8	8×10－２
年等效剂量相当于1MeV的辐射	1～１００×	３０×
电子辐射(标称到300km高度)
质子辐射(标称到300km高度)	1～２００００×	１０００×
扰动力矩
大气压(Pa)	38×10－2～０	０
太阳压(Pa)	48×10－6	４８×１０－6
陨石微粒、空间碎片等	变化态	不明显
氧原子(原子数/cm２·年)	10２３～３×１０１７	０
脱离轨道	越快越好	一般不要求
正常衰变时间	数天到几年	无限大
发射
运载器加速度(g)	3～９	3～９
上面级加速度(g)	较小	可变
到最终轨道的发射重量因子(%)	15	04
到最终轨道的费用(美元/kg)	88～１７６	４４～６６

(表3)GEO、MEO和LEO系统的性能比较

参数	GEO	MEO奥德赛	LEO全球星	铱
轨道高度(km)	36000	10400	1400	900
卫星数	4	12	48	66
备用卫星数	1	3	8	17
轨道初期质量(kg)	3600	1135	400	700
卫星功率(W)	3780	1800	1000	1200
卫星天线尺寸(m)	>10	3	1	>2
波束数	200	19	16	48
轨道基带处理机	采用	未采用	未采用	采用
星间链路	无	无	无	有
复杂程度	20	10	04	15
容量(线路)	24000	27600	65000	56000
系统寿命(年)	10	10	75	5
系统投资(亿美元)	17	1345	17	34
线路年费用(美元)	7100	4900	3500	12100
终端费用(美元)	7000	4000	750	3000
每分钟付费(美元)	3	2	03	3

2基本性能比较

(1)卫星链路比较

·铱卫星有效载荷采用基带处理机,有解调再调制功能,采用星间链路。采用星间链路的还有全球通信业务卫星(Coscon)、呼叫卫星(Calling)、移动卫星通信(Mobilsatcom)、微型卫星(Microsat)等系统。没有星间链路的系统,即使卫星数量再多,对于全球通信来说,只能提供存储、转发能力。

·几乎除铱卫星外的所有卫星仍采用传统的“弯管型”转发器,技术较成熟。

·200kg以下卫星采用重力梯度稳定较多,200kg以上卫星则采用三轴稳定较多,前者往往采用全向天线。

·从链路质量看,全球星等大多数系统可支持卫星分集;而铱系统一条链路的服务对象是固定的。

·大多数的系统容量无大差异,但铱系统容量在高业务密度区受一定限制。

·全球星等大部分系统通过最近的信关站与移动用户连通;铱系统则可越过地面网实现用户之间的连通。

·通信体制,铱系统、星系统采用时分多址(TDMA),轨道通信系统采用频分多址(FDMA),白羊座、呼叫卫星系统则采用时分多址、频分多址、序列分多址(SDMA)、每路单载波(SCPC)等混合体制。

采用最多的是码分多址(CDMA)体制,但全球星系统采用码分多址体制与非标准时分多址和其它系统的码分多址技术不同。全球星系统中采用的码分多址技术与卡尔通信公司研制的地面标准码分多址蜂窝系统很类似,符合数字化移动通信标准,不用较大投资便可从地面系统移植。

(2)星座通信系统综合比较

GEO、MEO和LEO之间的性能比较以及GEO与LEO技术参数比较见表3、表4。

比较表明,GEO在实现移动通信方面投资较少,但目前的技术能力难以实现个人通信。LEO投资较多,是实现全球卫星个人通信较可行的途径。

表5给出了投资估算模型和估算数目。从比较来看,单颗卫星投资,GEO卫星是LEO卫星的6倍以上,但若覆盖全球,LEO卫星数量大约应是GEO卫星的25倍。考虑发射费、星座及网络管理,LEO卫星投资和系统复杂程度比GEO卫星都要高,然而它(表4)GEO与LEO系统的技术参数估算与比较

参数	关系式	GEO	LEO(800km)
1要求的卫星数	4πｒ2(覆盖区)	3	73[
2相对路径损耗	20log(24339/D)	0dB	+268dB
3卫星天线增益	20log(Φ/Φ′)	0dB	-167dB
4链路性能净改善	第2项+第3项	0dB	+101dB
5要求的射频功率(Prf)	以链路改善调整1000W计	1000W	97W
6有效载荷直流功率(PDC）	[SQ*4]Prf>500W时，PDC=Prf/06；prf<500W时，PDC=Prf/04	[SQ*4]1667W	[SQ*4]242W
7卫星公用舱电源(Pbus）	[SQ*4]Prf>500W时，Pbus=150W；prf<500W时，Pbus=75W	150W	75W
8卫星总电源(Pｔｏｔ)	第6项+第7项	1817W	317W
9太阳电池阵重量	2205W/kg	8254kg	1451kg
10电池重量	1764W/kg	6576kg	1134kg
11转发器重量	025Pｒｆ＋５０＋１０（每星间链路)	13605kg	517kg
12天线重量	10×相对GEO覆盖区面积+4×覆盖区数	4807kg	181kg
13飞行有效载荷重量(Wp)	第9至12项之和	33242kg	7936kg
14公用舱重量	10·Wp	33242kg	7936kg
15卫星重量(Ws)	第13项+第14项	66484kg	15872kg

表5GEO与LEO的投资比较(万美元)

参数	关系式	GEO	LEO
卫星研制费	0055·Wｓ	8060	1930
发射费	000049·Wｓ·D043	5280	250
一颗卫星入轨后总投资		13340	2180

又是目前能实现全球个人卫星通信的唯一途径。

三、主要系统发展前景及展望

1美国小卫星及星座发射情况

(1)存储转发通信卫星发射

1990年，美国发射了2颗多址通信卫星,重68kg,RAM总存储容量24Mbyte。

(2)军用星座验证性发射

1991年7月,美国用飞马座火箭一次发射7颗小卫星,每星重23kg,使用292～３１７MHz转发器,验证话音、数字业务和存储转发电子邮政系统。卫星为12面体,直径483cm,高19cm,太阳电池阵平均功率3～８Ｗ(峰值功率234W),卫星射频功率10W,星上存储器16kbyte,计划的星座共21颗,分布在3个轨道平面。发射2天后7颗卫星全部验证了通信,由于没有进入预定轨道,7颗小卫星到1992年1月陆续再入大气层。

(3)铱系统、全球星系统在1995～１９９６年发射验证卫星。

2TAOS系统发射验证卫星

被称作小型全球定位系统的自主生存技术卫星(TAOS)系统只在5个轨道平面内放置5颗152kg的小卫星,定位能力可达到100～１０００ｍ。

1992年8月,其验证卫星(S80/T)由阿里安火箭发射到高度为1302km×１３２9km、倾角661°的轨道,是服务于移动用户的双向电文和定位系统。卫星重50kg,利用萨里大学卫星平台和英国控制站,卫星有效载荷重7kg,VHF频段,寿命2～３年。工作型卫星则重150kg,第一次发射在1995年。

3俄罗斯军事小卫星

俄罗斯有多年发射一箭8星和一箭6星的经验,一箭8星为早期卫星,每星重40～60kg。这两种卫星原专用于军事,1990年起向国外投标,适于建立存储转发通信网。卫星轨道高度1400km,倾角826°。1985年试验发射2次,12颗卫星。1987～１９９１年共发射10次,60颗工作型卫星,建立起军事通信低轨道星座,这是世界上第一个低轨道军用卫星通信系统。

服务于国外的商用型卫星,合同签订后2年即可开始发射。每星可提供200～４００ＭＨｚ信道,数据存储能力8Mbit,传输数据率64kb/s。卫星重225～２５０ｋｇ,有效载荷重70kg,采用重力梯度稳定。卫星分布在4个轨道平面上,星座为24颗卫星。20分钟内用户即可建立通信联系,2小时内发送各类数据。

民用系统称为信使(Gonet)。1992年7月发射2次(C2199和C2201)。它们既是军事系统的正常补充,也是信使系统的验证试验,系统由小卫星国际公司管理。民用系统计划采用36颗卫星星座,1995年开始工作,手持机2kg,可提供300MHz信道,总投资3亿美元,只传数据。1997年建立第二代系统,可传话音和数据。

全球通信业务卫星系统的试验卫星称为情报员1号(Informator1),于1991年1月发射,卫星重800kg,轨道高度为959km×１００９ｋｍ,倾角8295°,星上还载有业余无线电爱好者转发器(RS14)。

全球通信业务卫星系统可向固定和移动用户提供实时的和存储转发话音数据业务。

41993年通信小卫星出现发射高潮

在经过一段时间论证并研制以后,小型和微型通信卫星出现发射高潮,这些已发射的小卫星均属LEO系统,即只传输数据,采用VHF/UHF频段,通信方式为存储转发通信,发射方式为搭载发射。俄罗斯已打入欧洲小卫星发射市场。

除了前面已提到过的卫星以外,还有下述卫星:

·意大利业余无线电卫星(ITAMSAT),1993年11月25日搭载斯波特3大型地球观测卫星,用阿里安4发射。

·阿里安空间教育电业余无线电卫星(ARSENE),1993年5月11日搭载大型直播电视卫星阿斯特拉1C(Astra1C),用阿里安4发射。

·意大利空间通信公司的微型数据中继卫星泰米卫星(TEMISAT),1993年8月31日搭载俄罗斯流星2气象卫星,用旋风号火箭发射,第二颗星计划1996年发射。

·俄罗斯创始1卫星(Start1),使用由SS20/SS25固体弹道导弹改装而成、亦称为创始号的火箭,于1993年3月25日首次发射时送入轨道。

·德国的信息中继小卫星(SAFIR),原计划1993年7月搭载俄罗斯资源号地球观测卫星,用天顶号火箭发射,但未能如愿,后该发射活动推迟到1994年。

但从发展趋势看,小卫星发射在1993年已出现高潮,而且技术变化快,正在向多星星座过渡,预计随着铱卫星第一颗的发射,将出现低轨道星座的发射高潮。