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发信人: dxmxqe (婴儿), 信区: Aero
标 题: 跟踪与数据中继卫星系统及其技术的新发展
发信站: 哈工大紫丁香 (Tue May 18 09:19:32 2004), 站内
王景泉
跟踪与数据中继卫星，以其能较大幅度地覆盖和转发地球站对中、低轨道航天器的
跟踪测控信号并对中、低轨道航天器发回地面的数据、图像、话音等信息进行实时
、连续的中继等优势，逐渐成为发展航天技术越来越重要的项目。美国与俄罗斯两
国的跟踪与数据中继卫星已组网运行，现正在发展后续系统；欧空局和日本在这种
卫星的发展中以其新思路和技术途径，大有后来居上之趋势。
一、美国的跟踪与数据中继卫星（ＴＤＲＳ）系统
1用１０年时间完成了第一代ＴＤＲＳ系统的组网
1983年4月4日，美国挑战者号航天飞机发射了第一颗跟踪与数据中继卫星
(TDRS-1)，直至１９９３年１月第６颗（ＴＤＲＳ-６）卫星发射后，该系统具有
了在轨运行和轨道备份能力，这才真正完成其组网过程。除去研制时间外，其发射
时间跨度长达１０年，足以证明这是一项难度很大的工作。
美国之所以如此坚持不懈地努力发展这一系统，重要原因就是它是一种作用很大的
卫星。由于发射失败和卫星本身故障，直到１９９１年发射第５颗卫星（ＴＤＲＳ
５）时，美国只能保持一颗完好的卫星在轨，虽然其间也曾有过２颗工作卫星在
轨的情况，但没有足够的轨道备份。尽管如此，这种卫星系统已发挥了很大作用，
它曾为１２种以上各种中、低轨道航天器提供跟踪与数据中继业务。
美国这一系统的发展，基本适应于各种用户航天器发展的规模和速度，因此其系统
利用率及服务能力(注：系统利用率定义为系统运行时间与向用户实际提供业务的
时间比，用以衡量系统容量是否存在浪费问题。系统服务能力定义为系统所具有的
业务能力与所安排的用户实际业务之比，用以衡量系统设计对用户航天器需求的适
应性)均较高。统计表明，自1989 年该系统全部投入运行以来，平均系统利用率已
超过９９％，１９９０年５月１日至1991 年１０月３１日期间，系统利用率接近
１００％，系统服务能力也超过９９％。
美国TDRS系统的经济效益也是可观的。该系统年投入的运行费用约６５００万美元
，其经济效益不仅表现在大量民用中、低轨道航天器为使用该系统所交纳的费用，
仅军用中、低轨道航天器使用该系统每年就付费达１亿美元。
为保证上述工作能力，美国还建立了完善的地面支持系统。第一个白沙站配置了３
副１８.３米的天线用于向ＴＤＲＳ馈送数据； 一副６米Ｓ频段天线用于紧急情况
下的遥测信号接收和遥控指令发射；１副４.５米Ｋｕ频段天线和１副３米Ｓ频段
天线用于用户航天器的模拟。
第二个白沙站于１９９５年春投入使用。这两个白沙站可同时处理６颗用户航天器
的业务，而且处理业务的时间保证率从原来的９９％提高到９９.９９９９％。
2以保证性能、节约经费为原则开发第二代TDRS系统
根据中、低轨道航天器，特别是当时自由号空间站发展的需要，美国航宇局曾计划
发展新一代系统，称为高级跟踪与数据中继卫星（ＡＴＤＲＳ）。计划研制９颗卫
星，总投资约５０亿美元。但是１９９３年美国国会否决了航宇局的议案，于是航
宇局改变方案，决定采购３颗性能类似于第７颗第一代TDRS的新卫星。为了避免来
自商用通信卫星的干扰，也为了提高中继能力，提供较高的数据率，保证用户航天
器发展要求的跟踪与数据中继业务能力，新一代跟踪与数据中继卫星将增加Ｋａ频
段。
美国休斯空间与通信公司于１９９５年２月赢得了这项研制３颗第二代卫星的4.82
亿美元的固定价格合同，由航宇局提供宇宙神级火箭发射卫星， 美国会批准１９
９６年拨款１.９６亿美元。第二代的第一颗卫星计划于１９９９年发射。
第二代卫星选用ＨＳ６０１平台，每颗卫星装载２副４５８米直径并具有弹性
后效的可控单址天线，每副天线都能提供Ｓ、Ｋｕ频段或Ｓ、Ｋａ频段业务。
3第一代与第二代ＴＤＲＳ卫星所能提供的跟踪与数据中继能力比较
(1)第一代卫星
１）Ｓ频段多址业务（ＳＭＡ）
返回链路：利用星上３０个阵元的相控阵天线和地基波束成形网络， 可同时支持
２０条ＳＭＡ返回信道。采用伪噪声码分多址技术，每条信道最大数据率可达５０
ｋｂ/ｓ。
前向链路：每颗卫星可提供一条Ｓ频段多址前向链路（即从中继卫星发出信息的链
路），最大数据率１０ｋｂ/ｓ。
２）Ｓ频段单址业务（ＳＳＡ）和Ｋｕ频段单址业务（ＫＳＡ）
每一副４.９米的天线都能同时支持一种ＳＳＡ和ＫＳＡ业务。
返回链路：从用户航天器接收信息的链路。
对于Ｓ频段单址业务，当采用10Mb/s的编码信道传输时， 最大信息速率为６Ｍｂ
/ｓ。
对于Ｋｕ频段单址业务，最大信息传输速率为３００Ｍｂ/ｓ。
前向链路：从中继卫星发出信息的链路。
Ｓ频段单址前向链路最大数据率为３００ｋｂ/ ｓ（最小数据率为１００ｂ/ｓ）
；
Ｋｕ频段单址前向链路数据率为２５Ｍｂ/ｓ（最小数据率１ｋｂ/ｓ）。
(2)第二代卫星
１）单址可控天线
Ｓ频段：返回与前向数据率分别为６Ｍｂ/ｓ和３００ｋｂ/ｓ；
Ｋｕ、Ｋａ频段：返回与前向数据率分别为３００Ｍｂ/ｓ和２５Ｍｂ/ｓ。
２）多址天线
Ｓ频段相控阵天线能同时接收５个用户航天器发来的信息，每个用户航天器数据率
可达３Ｍｂ/ｓ。
Ｓ频段相控阵天线前向链路数据率（单独发射一个信道信息的能力）为３００ｋｂ
/ｓ。
从上述比较中可以看出，第二代卫星的Ｓ、Ｋｕ、Ｋａ频段单址能力没有变化，而
多址能力，返回与前向链路则分别提高了６０倍和３０倍。
二、欧空局的数据中继卫星（ＤＲＳ）
欧空局于1989年决定发展数据中继卫星，以试验型卫星阿蒂米斯(Artemis)为起点
，分两步走达到实用水平。但由于１９９２年１１月，欧空局部长会议批准的长远
规划对载人航天作了重大调整，使神号小型航天飞机、有人照料自由飞行器被取消
，由此直接引发了DRS 计划的削减，２颗卫星的计划只准备研制１颗。１９９３年
以后，国际空间站发展出现转机，同时出于对欧洲空间技术发展的长远考虑，欧空
局又决定恢复DRS计划，１９９９年发射第一颗卫星，２００３年发射第二颗。
由于试验卫星阿蒂米斯用于数据中继的星间链路只有Ｋａ频段，故该卫星发射并试
验后，将与定于１９９９年发射的ＤＲＳ１卫星组成双星系统，主要用于对地观
测卫星、极轨平台和其它科学卫星的数据中继。阿蒂米斯原定今年由阿里安5发射
，最近已决定改由日本的H-2A运载火箭发射，时间也推至2000年初。
实用的ＤＲＳ卫星，星间链路除Ｋａ频段外，还增加了Ｓ频段。
２颗ＤＲＳ卫星总投资９.４５亿欧洲货币单位（ＥＣＵ）。 主要的投资国家包括
：意大利（占４５％）、法国（占２０％）、德国（占１２％）。第一颗卫星分配
经费７.４４５亿ＥＣＵ，ＤＲＳ-２分配经费１.９４５亿ＥＣＵ。
１.ＤＲＳ的有效载荷
ＤＲＳ卫星的Ｓ、Ｋａ频段单址业务使用一副可同时工作在Ｓ和Ｋａ频段的反射器
天线。ＤＲＳ与阿蒂米斯相比，增加了Ｓ频段多址业务，使用相控阵天线，多址阵
元前向链路为２４个，返向链路为４８个。增加Ｓ频段多址天线后，ＤＲＳ可提供
多个数据信道，至少在前向链路中可增加一个以上用户，返回链路可增加两个以上
用户，而阿蒂米斯在某一时刻只能处理一个用户航天器的信息。
ＤＲＳ卫星有效载荷所能提供的工作能力是，从地面到卫星馈电链路的所有信号均
由卫星上固定的馈电链路天线（ＥＦＬＡ）和可控的馈电链路天线（ＳＦＬＡ）接
收，在ＤＲＳ卫星和该卫星覆盖地球视场内任一点间建立双向点波束，并允许和欧
洲区域以外的国家（美国、日本、法属圭亚那库鲁航天中心等）实现射频连通。
卫星将收到的信号放大并将频率从Ka频段下变频为5.5GHz，然后信号通过同轴切换
矩阵进行编路，并分配到下述3个主要的发射部分：
在光学频段发射信号时，首先将信号进行调制，然后送到光学终端。
在Ka频段发射信号时，首先将信号上变频到23GHz，放大后送到285米直径的反射
器天线。
在S频段发射信号时，首先将信号下变频到2GHz，分两路，一路经过放大后送到反
射器天线上，另一路则直接送到发射天线阵列分系统。
２.ＤＲＳ的数据中继业务
根据需要，ＤＲＳ可以实现三种轨道间链路配置：
两条Ｓ频段轨道间链路和一条光学轨道间链路；
一条Ｓ频段轨道间链路、一条Ｋａ频段轨道间链路和一条光学轨道间链路；
两条Ｋａ频段轨道间链路和一条光学轨道间链路。
轨道间链路和馈电链路之间的连通也具有灵活性；利用可控天线，甚至轨道间这三
种链路之外的链路也可与馈电链路连通。
信道可分为宽带信道（ＷＢＣ）和窄带信道（ＮＢＣ）两种。在前向链路中，窄带
信道载波最大数据率为１Ｍｂ/ｓ， 而宽带信道载波的最大数据率为２５Ｍｂ/ｓ
。在返回链路中，窄带信道的最大数据率为１０Ｍｂ/ｓ，宽带信道的最大数据率
为１５０Ｍｂ/ｓ。每个轨道间链路，最多能同时容纳３条前向信道， 同时能容纳
的返回信道最大数量为７条，其中５条宽带信道，２条窄带信道，它们可以灵活的
方式分配到各个轨道间链路。
前向链路和返回链路均有几种类型的传输模式，取决于所选择的轨道间链路的寻址
方式、信道类型、测距信号是否存在等。
ＤＲＳ系统根据传输模式规定了两个利用率等级：低利用率等级为０.９９， 高利
用率等级为0.999。高利用率等级适用于数据率达２５ｋｂ/ｓ的前向链路和窄带返
回链路。
一般对于Ｓ频段轨道间链路要求采用扩展频谱技术，目的是为了减少在地球表面上
波束照射的功率谱密度，因为较高的功率谱密度对工作在相同频段的其它业务将会
产生干扰。
实现扩展频谱的技术途径是将３Ｍｃｈｉｐ/ｓ的二元伪噪声序列加到数据上。
为实现测距功能，在Ｓ频段使用具有３Ｍｃｈｉｐ/ｓ的伪噪声码， 在Ｋａ频段使
用具有１０Ｍｃｈｉｐ/ｓ的伪噪声码。
在９０°相位差载波中，由伪噪声码调制数据载波。９０°相位载波比同相位载波
最多可低２０ｄＢ的电平（同相位载波即非对称性四相移键控，ＱＰＳＫ）。
由于各国的数据中继卫星正朝互为备份和联网方向发展，故欧空局的系统与美国航
宇局的ＴＤＲＳ一样，在Ｓ频段采用相同的测距模式。
为实现用户航天器所要求的端端链路性能，在高数据率业务中采用“信道编码”技
术，而那些打算访问ＤＲＳ透明转发器的用户航天器部门，有可能在诸如对其它信
道的干扰电平和功率密度等限制之内，需要设计自己专用的调制和编码方案。
3.ＤＲＳ的轨道确定（定轨）业务
ＤＲＳ系统的用户空间终端（ＵＳＴ）定位业务只限于定轨，而不能实现诸如导航
那样的实时定位。
定轨的主要技术途径是：通过当时正在工作的ＤＲＳ系统Ｓ频段或Ｋａ频段的轨道
间链路，进行用户空间终端的距离和距离变化率测量。
距离和距离变化率测量是通过从地球站到ＤＲＳ卫星到用户空间终端，再从用户空
间终端到ＤＲＳ卫星到地球站的路线进行信号编路来实现的。
定轨的基本要求是定轨精度，而定轨精度又受到下述主要因素的影响：
大气影响（空气阻力、在对流层和电离层中的传播损耗）；
仪器测量误差；
ＤＲＳ系统的位置误差；
其它固有误差（包括地球、太阳和月球重力、太阳辐射压等）。
在上述诸误差源中，大气影响是最主要的。一般来说，这种影响主要表现在距离和
距离变化率所受到的通过对流层和电离层的信号传输与折射。这两种影响的效果也
有较大差异，主要取决于用户航天器实际飞行轨道倾角和轨道高度、用户航天器位
置和在电离层内定轨信号传输的路径长度。电离层延迟是具有很高变化量的电子密
度的函数，取决于轨道高度、地理位置、太阳方位角和太阳活动状况等多种因素。
经综合分析计算，若ＤＲＳ系统采用合适的位置精度值，那么用户航天器的定轨精
度可达１００米的量级。
然而，由于大气层的影响和建模误差的影响，对于较低的用户航天器飞行轨道，实
现１００米的定轨精度将十分困难。如利用Ｋａ频段的轨道间链路，对３００公里
以下的用户航天器定轨难以实现１００米精度。同样，利用Ｓ频段的轨道间链路，
对于４００公里以下的用户航天器定轨实现１００米精度也很困难。(待续)
三、日本数据中继与跟踪卫星（ＤＲＴＳ）
日本以其经济和技术实力，为稳步实现航天技术的快速发展，十分重视数据中继与
跟踪卫星的发展，１９９３年决定将其三步走的发展步骤变为四步走的发展策略。
前三步为试验阶段：第一步是利用工程试验卫星６（ＥＴＳ-６）进行试验；第二
步是利用通信工程试验卫星（ＣOMETS）进行试验；第三步是利用光学轨道间通信
工程试验卫星（ＯICETS）进行试验。第四步是发射２颗实用型数据中继与跟踪卫
星。
１.工程试验卫星６
日本工程试验卫星 6于１９９４年８月发射，虽未进入预定轨道，但仍进行了数据
中继试验。
该卫星的基本性能如下：
（１）Ｓ频段中继链路
Ｓ频段频率为２.１０６４/２.２８７５ＧＨｚ（前向与返向）， １９个部件的相
控阵天线，全向等效辐射功率（ＥＩＲＰ）为３４.１ｄＢＷ，增益/噪声温度比（
Ｇ/Ｔ）为- ４４ｄＢ/Ｋ，前向链路带宽５ＭＨｚ，返回链路带宽６ＭＨｚ。
与之相配合的Ｋａ频段馈电链路，上、下行频率为２９.８９８４/２０.１２１９
（或２０２４５５ＧＨｚ）。
该频段要求用户卫星装１０Ｗ S频段固态功率放大器(ＳＳＰＡ）。
（２）Ｋａ频段中继链路
其前向与返向链路频率为２３.３８７５/２５.８５０５ＧＨｚ， 仪器装在８０cm
盘状万向架上。ＥＩＲＰ３７ｄＢＷ，Ｇ/Ｔ值为４ｄＢ/Ｋ，前向与返向带宽３
０ＭＨｚ。
与之相配合的Ｋａ频段馈电链路，上、下行分别为２９.７７２ＧＨｚ和１９.９３
８ＧＨｚ。
该中继链路要求用户卫星装２０ＷＫａ频段行波管放大器。
（３）激光通信链路
和地球站进行的通信试验。发射光信号为８３００波长，ＡlＧａＡs激光二极管
，１３.８ｍＷ；接收为５１００的氩激光器；数据率为１.０２４Ｍｂ/ｓ， ７
.５cm直径的接收镜。
２.通信工程试验卫星
该卫星将与日本先进地球观测卫星(ADEOS)进行数据中继试验，并与美国、欧空局
进行系统互操作试验。这是研制实用型数据中继与跟踪卫星的关键项目，定于今年
发射。其基本性能如下：
（１）Ｓ频段中继链路
其前向与返回轨道间链路频率为２.０～２.１/２.２～２.３ＧＨｚ，３.６m 直径
的天线，控制能力为±１０°，前向链路采用５０Ｗ、２０ＭＨｚ带宽的ＳＳＰＡ
；返向链路为３Ｗ、１０ＭＨｚ带宽的ＳＳＰＡ。最大ＥＩＲＰ为４６.０ｄＢＷ
。
（２）Ｋａ频段中继链路
其前向与返回轨道间链路采用２６/２３ＧＨｚ，天线直径２m前向链路采用３Ｗ、
３０ＭＨｚ带宽的ＳＳＰＡ；返回链路采用３０Ｗ、５０ＭＨｚ带宽的行波管放大
器，EIRP 大于５６ｄＢＷ。
（３）轨道间通信设备
可向用户航天器提供Ｓ、Ｋａ频段双向通信链路，可以支持的用户航天器在1000km
有较好视场。
轨道间链路天线系统由３.６m直径、中心馈源并带有天线指向机构的卡塞格伦主反
射器天线、０.７６m直径的副反射器和包括跟踪接收机的射频部分组成。
跟踪水平可达到：
程序跟踪：Ｓ频段０.３１°，Ｋａ频段±０.１６°
载波跟踪：Ｋａ频段±０.０４３°
馈电链路天线系统由２m直径的偏置馈源格雷戈里主反射器、带有天线指向机构的
40 cm副反射器和带有跟踪接收机的机箱组成。
（４）和先进地球观测卫星之间进行轨道间通信试验
计划进行Ｓ频段单址返回链路、Ｓ频段单址前向链路和Ｋａ频段单址返回链路等三
种链路通信试验。
３.光学轨道间通信工程试验卫星
日本１９９３财年批准投资１.８２亿日元启动了该项计划， 专门验证与欧空局阿
蒂米斯卫星间的激光链路（１９９４年１２月与欧空局签订协议），1994财年拨款
7.70亿日元，１９９５年又申请２５.７７亿日元。为此，日本除在深入研究激光
卫星间通信的可行性外，还在研究与通信研究实验室光学地球站的激光测距技术。
该卫星为５００kg发射重量的三轴稳定卫星，１９９８年用Ｊ１火箭发射，运行在
550km高度的圆轨道，设计寿命为１年。
卫星的基本性能如下：
表1__日、美、欧三方互操作空间网S频段参数
日本宇宙开发事业团 美国航宇局 欧空局
前向链路
调制方式 UQPSK
数据率 0.1~300ｋｂ／ｓ
频率 2025～２１１０ＭＨｚ
带宽 10MHz(最小)
极化 右旋圆极化和左旋圆极化
EIRP(dBW) 38～４７ 43.6～４６.１ 41～４５
返回链路
调制方式 SS／ＳＱＰＳＫ ＢＰＳＫ ＱＰＳＫ
数据率 0.1~300ｋｂ/s
1~6000kb/s
频率 2200～２２９０ＭＨｚ
带宽 10MHz
极化 右旋圆极化和左旋圆极化
G／Ｔ值(dB/K) 7.0 8.5 6.5
（１）轨道间链路
Ｓ频段前向与返回轨道间链路（欧、日两国卫星），频率为２０４４/２２２０
MHz，ＥＩＲＰ ４.４ｄＢＷ，Ｇ/Ｔ －３０.６ｄＢ/Ｋ。
激光链路
８０１０信标，８１９０接收（２Ｍｂ/ｓ）， ８４７０发射（５０Ｍｂ/
ｓ），２００ｍＷ的ＡlＧａＡｓ激光二极管，２６cm直径的接收镜。
（２）验证方案
欧空局的阿蒂米斯卫星首先向光学轨道间通信工程试验卫星发射一个可扫描的宽视
场信标信号。后者捕获该信号时，主要是瞄准前者的激光波束，捕获后发出响应信
号，然后进行跟踪通信。接收时要求跟踪精度小于１μｒａｄ。
４. 实用型数据中继与跟踪卫星
计划于2000年1~2月发射第一颗（170°Ｗ），8~9月发射第２颗（90°Ｅ）。
卫星装载２副５mＫa/Ｓ频段反射器天线。其性能如下：
（１）Ｓ频段中继链路
其前向与返回轨道间链路频率为２.０２５～２.１１０/２.２００～２.２９０Ｇ
Ｈｚ，ＥＩＲＰ ３８～４７ｄＢＷ，Ｇ/Ｔ值为７ｄＢ/Ｋ，前向与返回链路的带
宽分别为１０/２０ＭＨｚ，数据率前向为３００ｋｂ/ｓ，返向为３Ｍｂ/ｓ。
（２）Ｋａ频段中继链路
其前向与返回轨道间链路为２３/２６ＧＨｚ，ＥＩＲＰ为６０ｄＢＷ， 前向链路
与返回链路的信道带宽为３０/３００ＭＨｚ，数据率为３０/３００Ｍｂ/ｓ。
四、美、欧、日数据中继系统的互操作与联网计划
美国航宇局、欧空局和日本宇宙开发事业团都在发展Ｓ、Ｋａ频段的数据中继与跟
踪系统，１９８５年三方成立了空间网互操作委员会（ＳＮＩＰ），随后达成协议
，建立互操作系统，以实现三方联网。
研究工作大体上分两个阶段，第一阶段主要解决Ｓ频段的互操作问题。第二阶段解
决 Ka频段的互操作问题。
为了建立互操作系统，三方对轨道间信号的跟踪与捕获方法、通信链路分析和使用
频率进行了长时间的广泛协调，从技术上已基本达成了协议。
１.Ｓ频段的互操作射频参数
Ｓ频段互操作技术问题和建议的链路参数解决较早，协调后的参数见表1。
２.Ｋａ频段的互操作射频参数
关于Ｋａ频段空间网互操作问题，协调较为复杂，最后三方都同意前向链路使用２
３ＧＨｚ，返回链路使用２５～２７ＧＨｚ。Ｋａ频段单址链路主要参数见表２。
表2__Ka频段单址互操作信号参数
日本宇宙开发事业团 美国航宇局 欧空局 互操作空间网
(SNIP)
前向链路
数据率(b/s)
BPSK：100k~15Ｍ SQPN：1~300k BPSK：1k~25Ｍ BPSK：
QPSK：100k~30Ｍ BPSK：300k~25Ｍ UQPSK：1k~25Ｍ 300kb/s~12.2Ｍ
SQPSK：50M
载波频率(GHz)
23.205~23.445 宽带：23.505 23.12~２３.５５ 23.205~２３.５５
可调谐 窄带：23.4875 点调谐
23.5225
链路带宽(MHz)
30 50 50 10
EIRP(dBW)
48～５６ 48.5～６３ 45～６３ (待定)
返回链路
数据率(b/s)
BPSK：1~60Ｍ SQPN：1~300k BPSK：1k~75M BPSK：待定～75M
QPSK：1~120M BPSK：1k~325M UQPSK：1k~75M QPSK：78~143M
SQPSK：1k~650M QPSK：75~150M
载波频率(GHz)
25.525~26.425 25.25～27.5 25.25～27.5 25.525~27.425
调谐(1MHz一档) 点调谐 调谐(5MHz一档)
链路带宽(3dB)
150MHz 1GHz,250MHz，80MHz 225MHz 225MHz
接收G/Ｔ(dB/K)
26.0 29.4 22.3 待定
五、前苏联/ 俄罗斯的卫星数据中继网
前苏联/俄罗斯的跟踪与数据中继卫星系统分军用和民用两大系统。民用系统，亦
即公开系统，又分为东部、中部和西部三个独立的网络。
（一）主要的公开网络及应用
苏／俄的卫星数据中继网(SDRN)，根据在国际电联频率登记委员会的登记，分为卫
星位于１６０°Ｗ轨道位置的东部网、卫星位于１６°Ｗ轨道位置的西部网和卫星
位于９５° Ｅ轨道位置的中部网。直至１９９３年３月，正常运行的只有２颗卫
星构成的２个网络：即宇宙-１８９７卫星服务的中部网和宇宙-２０５４卫星服务
的西部网。
公开系统又笼而统之称为射线系统
１.使用的频率
根据登记的频率，射线系统主要使用固定卫星业务频段的１０台转发器。
中继卫星与用户航天器间的上行、下行链路主要使用１５.０５ＧＨｚ（返回链路
）和１３.５２ＧＨｚ（前向链路），可用带宽为３４ＭＨｚ。
与莫斯科、哈巴洛夫斯克地球站的跟踪、遥测和控制业务使用10.82ＧＨｚ、11.
3 ２ＧＨｚ和１３.７ＧＨz ３个频段。
来自地球站的馈电上行链路使用１４.６２ＧＨｚ。
实际上，所有上述工作频段均位于国际固定卫星业务子频段之内，该频段已由国际
通信卫星和欧洲通信卫星使用。
２.主要应用
系统的主要用途是为低地球轨道卫星提供通信和控制，为和平号空间站、联盟ＴＭ
飞船以及早期的礼炮号空间站与地面控制站之间提供双向电视数据交换。
该系统所能提供的业务还包括：
(1)世界范围电视会议业务和遥医学业务；
(2)实时电视转播业务；
(3)电视信息的双向交换业务并构成电视转换网；
(4)在俄罗斯境外和境内边远地区出现灾害和人为事件后，提供紧急通信服务。
现在低轨道航天器和地面控制站之间的电视交换业务大约每月１０次，平均每次３
０分钟。
西部网重点进行商业服务，提供电视、话音和数据业务，主要服务对象是全球性通
信、华盛顿的国际电信机构和独联体的广播电视业务等。
３.以低投入建立广泛的通信能力
苏/俄采取利用通信卫星、研制专用卫星等途径，从而以较低投入建立了广泛的通
信能力。
（１）利用地平线搭载射线数据中继转发器
在地平线卫星上搭载一台转发器（加一台备份），转发器为２０Ｗ行波管放大器，
上、下行频率分别为１４.３０８～１４.３４６ＧＨｚ/１１.５０８～１１.５４
６ＧＨｚ，带宽３８ＭＨｚ，ＥＩＲＰ为４０/３６ｄＢＷ，天线点波束４.６°。
（２）利用虹搭载射线数据中继转发器
虹卫星与地平线卫星类似，到１９９５年已发射了３５颗，占据９个轨道位置。除
国内通信、军事通信和Ｌ频段海事、航空移动通信外，虹卫星的重要使命还有搭载
Ｋｕ频段的射线数据中继转发器。
４.两代专用射线通信与数据中继卫星
苏/俄的射线系统， 最早于１９８２年搭载在当时发射的地平线-５（５３°Ｅ）
卫星上。从１９８５年开始，迄今发展了两代专用射线卫星。
（１）第一代专用卫星
第一代专用卫星称为阿尔泰，由能源联合体制造。这种卫星构成了三个网的基础部
分。
东部网，最早公布的数据中继网， 主要为礼炮号空间站和其它低轨道航天器服务。
中部网，１９８５年１０月宇宙-１７００卫星发射后即建立此网，主要服务于和
平号空间站和联盟ＴＭ飞船。
这颗卫星只工作了一年，１９８７年又发射了宇宙-１８９７卫星作为接替。为了
支持暴风雪号航天飞机飞行，１９８８年这颗卫星移至１２°Ｅ位置，1989年又回
到95°Ｅ。
西部网
西部网由位于１６°Ｗ的宇宙-２０５４卫星支持。西部网使用２个轨道位置，以
扩大对和平号空间站的轨道覆盖，减少对海上测量船的要求。
（２）第二代专用卫星
以射线命名的中继卫星可称之为第二代。射线-１于1994年12月发射，位于95°E。
卫星重２.２t，装载３台转发器，设计寿命５年，太阳电池功率１.８ｋＷ，装有
抛物面单址天线和多址相控阵天线，卫星最大跨度１６m。
（二）苏/俄的军事数据卫星系统
苏/俄的军事数据中继卫星系统称为急流(Potok)， 使用的卫星称为喷泉(Geizer)
。登记的轨道位置有３个，即８０°Ｅ、１９２°Ｅ和１３５°Ｗ，但其中的１
９２°Ｅ位置没有使用。使用频段为Ｃ频段，即４.４００～４.６８０/３.９５０
～４.０００ＧＨｚ，卫星天线采用相控阵天线技术。
１９８２年５月发射的宇宙-１３６６是第一颗急流卫星，位于８０°Ｅ位置，１
９８７年１１月退役。１９８６年４月发射的宇宙-１７３８卫星占据１３.５°Ｗ
位置，１９８９年４月退役。
苏/俄卫星的轨道机动能力一般较强， 如１９８７年１０月发射的宇宙-１８８８
卫星，最初定点于８０°Ｅ，１９９０年9月移至１３.５°Ｗ位置， 以后则一直
占据此位置。1988 年发射的宇宙-１９６１卫星，最初占据１３.５°Ｗ位置，但
从１９９２年４月起，该卫星移至８０°Ｅ，直至１９９３年１２月退役。
苏/俄的数据中继卫星同其它类型的卫星一样，寿命较短， 因此每２～３年至少要
发射一颗。□
中国航天1997年5、6期
http://www.space.cetin.net.cn/docs/ht97-b.htm
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