卫星通信 - 快速指南

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卫星通信 - 简介

一般来说，卫星是一个较小的物体，在太空中围绕一个较大的物体旋转。例如，月球是地球的天然卫星。

我们知道，通信是指两个或多个实体之间通过任何媒介或渠道交换（共享）信息。换句话说，它只不过是信息的发送、接收和处理。

如果任意两个地球站之间通过卫星进行通信，则称为卫星通信。在这种通信中，电磁波被用作载波信号。这些信号在地面和太空之间携带语音、音频、视频或任何其他数据等信息，反之亦然。

苏联于1957年发射了世界上第一颗人造卫星“史普尼克一号”。近18年后，印度也于1975年发射了“阿里亚巴塔”人造卫星。

卫星通信的需求

以下两种传播方式较早用于一定距离的通信。

• 地波传播- 地波传播适用于高达 30MHz 的频率。这种通信方法利用了地球的对流层条件。

• 天波传播- 这种类型的通信的合适带宽大致在 30-40 MHz 之间，并且它利用了地球的电离层特性。

地波传播和天波传播的最大跳数或站距均限制在1500KM。卫星通信克服了这一限制。在这种方法中，卫星提供远远超出视线的长距离通信。

由于卫星位于距地球一定高度，任何两个地球站之间都可以通过卫星轻松进行通信。因此，它克服了由于地球曲率而导致两个地球站之间通信的限制。

卫星如何工作

卫星是一个以特定路径围绕另一个物体移动的物体。通信卫星只不过是太空中的微波中继站。它有助于电信、广播电视以及互联网应用。

中继器是一种电路，它增强接收到的信号的强度，然后将其发送出去。但是，这个中继器充当转发器。这意味着，它改变了发送信号与接收信号的频带。

信号发送到空间的频率称为上行频率。同样，应答器发送信号的频率称为下行频率。下图清楚地说明了这个概念。

信号从第一个地球站通过信道传输到卫星的过程称为上行链路。同样，信号通过信道从卫星到第二地球站的传输称为下行链路。

上行频率是第一个地球站与卫星通信的频率。卫星转发器将该信号转换为另一个频率并将其发送到第二个地球站。该频率称为下行频率。同样，第二个地球站也可以与第一个地球站通信。

卫星通信过程从地球站开始。此处，设计了一个装置来传输和接收来自绕地球轨道上的卫星的信号。地球站以高功率、高频（GHz 范围）信号的形式向卫星发送信息。

卫星接收信号并将其转发回地球，并由卫星覆盖区域内的其他地球站接收。卫星覆盖范围是从卫星接收有用强度信号的区域。

卫星通信的优点和缺点

在本节中，让我们来看看卫星通信的优点和缺点。

使用卫星通信的优点如下：

• 覆盖范围大于地面系统

• 可以覆盖地球的每一个角落

• 传输成本与覆盖范围无关

• 更多带宽和广播可能性

以下是使用卫星通信的缺点-

• 将卫星发射入轨是一个成本高昂的过程。

• 卫星系统的传播延迟大于传统地面系统的传播延迟。

• 如果卫星系统出现任何问题，很难提供修复活动。

• 自由空间损失较多

• 可能存在频率拥塞。

卫星通信应用

卫星通信在我们的日常生活中发挥着至关重要的作用。以下是卫星通信的应用 -

• 无线电广播和语音通信

• 电视广播，例如 Direct To Home (DTH)

• 互联网应用，例如提供互联网连接进行数据传输、GPS 应用、上网等。

• 军事应用和导航

• 遥感应用

• 天气状况监测与预报

卫星通信-轨道力学

我们知道，卫星绕地球旋转的路径称为轨道。这条路径可以用数学符号来表示。轨道力学是对轨道上卫星运动的研究。因此，利用轨道运动的知识，我们可以很容易地理解空间运行。

轨道元件

轨道要素是参数，有助于描述卫星的轨道运动。以下是轨道元素。

• 半长轴
• 偏心率
• 平均异常值
• 近地点角
• 倾角
• 升交点赤经

上述六个轨道要素定义了地球卫星的轨道。因此，根据轨道要素的值很容易将一颗卫星与其他卫星区分开来。

半长轴

长半轴 (a)的长度定义了卫星轨道的大小。它是主轴的一半。它从中心穿过焦点到椭圆的边缘。因此，它是轨道最远的两个点处的轨道半径。

上图表示了长半轴和短半轴。半长轴（a）的长度不仅决定了卫星轨道的大小，还决定了卫星公转的时间周期。

如果将圆形轨道视为特殊情况，则长半轴的长度将等于该圆形轨道的半径。

偏心率

偏心率 (e)的值确定了卫星轨道的形状。该参数表示轨道形状与完美圆形的偏差。

如果椭圆轨道的长半轴和短半轴的长度为a和b，则偏心率（e）的数学表达式为

$$e = \frac{\sqrt{a^2 - b^2}}{a}$$

圆形轨道的偏心率为零，因为 a 和 b 相等。而椭圆轨道的偏心率值介于零和一之间。

下图显示了不同偏心率（e）值的各种卫星轨道

上图中，偏心率（e）为零时对应的卫星轨道为圆形轨道。并且，其余三个卫星轨道是椭圆形的，对应于偏心率(e)值0.5、0.75和0.9。

平均异常值

对于卫星来说，距地球最近的点称为近地点。平均距平角(M) 给出卫星相对于近地点的角位置的平均值。

如果轨道是圆形的，则平均距平给出了卫星在轨道中的角位置。但是，如果轨道是椭圆形的，那么精确位置的计算就非常困难。此时，平均异常被用作中间步骤。

近地点角

卫星轨道在两点处切割赤道平面。第一个点称为降交点，卫星从北半球经过到南半球。第二点称为升交点，卫星从南半球经过到北半球。

近地点幅角 (ω)是升交点与近地点之间的角度。如果近地点和升交点都存在于同一点，那么近地点的幅角将为零度

近地点角是在地球中心轨道平面上沿卫星运动方向测量的。

倾角

轨道平面和地球赤道平面之间的角度称为倾角(i)。它是在升交点处测量的，方向是从东到北。因此，倾角以地球赤道为参考来定义轨道的方向。

根据倾角，轨道有四种类型。

• 赤道轨道- 倾角为 0 度或 180 度。

• 极轨道- 倾角为 90 度。

• 顺行轨道- 倾角介于 0 到 90 度之间。

• 逆行轨道- 倾角在 90 到 180 度之间。

升交点赤经

我们知道，升交点是卫星从南半球到北半球时穿过赤道面的点。

升交点赤经（Ω）是赤道面内白羊座连线与升交点向东方向的夹角。白羊座也被称为春分和春分。

卫星的地面轨道是地球表面的路径，正好位于其轨道下方。根据轨道元素的值，卫星的地面轨道可以采用多种不同的形式。

轨道方程

在本节中，让我们讨论与轨道运动有关的方程。

作用在卫星上的力

卫星绕地球公转时，由于地球引力的作用，它受到地球的拉力。该力称为向心力(F ₁ )，因为该力使卫星趋向于它。

从数学上讲，地球作用在卫星上的向心力(F ₁ ) 可写为

$$F_{1} = \frac{GMm}{R^2} $$

在哪里，

• G是万有引力常数，等于6.673 x 10 ^-11 N∙m ² /kg ²。

• M是地球的质量，等于 5.98 x 10 ²⁴千克。

• m是卫星的质量。

• R是卫星到地球中心的距离。

卫星绕地球公转时，由于太阳和月球的引力而受到拉力。该力称为离心力(F ₂ )，因为该力使卫星远离地球。

从数学上讲，作用在卫星上的离心力(F ₂ ) 可写为

$$F_{2} = \frac{mv^2}{R} $$

式中，v为卫星轨道速度。

轨道速度

卫星轨道速度是指卫星绕地球公转的速度。当向心力和离心力相互平衡时，卫星不会偏离轨道，并在轨道上以一定的速度运动。

因此，向心力 (F ₁ ) 和离心力 (F _{2 )}相等。

$$\frac{GMm}{R^2} = \frac{mv^2}{R}$$

$$= > \frac{GM}{R} = v^2$$

$$= > v = \sqrt{\frac{GM}{R}}$$

因此，卫星的轨道速度为

$$v = \sqrt{\frac{GM}{R}}$$

在哪里，

• G是引力常数，等于6.673 x 10 ^-11 N∙m ² /kg ²。

• M是地球的质量，等于 5.98 x 10 ²⁴千克。

• R是卫星到地球中心的距离。

因此，轨道速度主要取决于卫星到地心 (R) 的距离，因为 G 和 M 是常数。

卫星通信 - 开普勒定律

我们知道卫星绕地球旋转，这类似于地球绕太阳旋转。因此，适用于地球及其绕太阳运动的原理也适用于卫星及其绕地球运动。

许多科学家从早期就给出了不同类型的理论。但是，只有约翰内斯·开普勒（Johannes Kepler，1571-1630）是描述卫星绕地球运行原理最受认可的科学家之一。

开普勒制定了三个定律，改变了整个卫星通信理论和观测结果。这些定律通常被称为开普勒定律。这些有助于可视化空间中的运动。

开普勒第一定律

开普勒第一定律指出，卫星绕其主卫星（地球）运行的路径将是椭圆形。该椭圆有两个焦点（焦点）F1 和 F2，如下图所示。地球的质心始终位于椭圆的两个焦点之一。

如果考虑物体中心到其椭圆路径上一点的距离，则椭圆距中心最远的点称为远地点，椭圆距中心最短的点称为近地点。

该系统的偏心率“e”可以写为 -

$$e = \frac{\sqrt{a^2 - b^2}}{a}$$

其中，a、b分别为椭圆的长半轴和短半轴的长度。

对于椭圆路径，偏心率 (e) 的值始终位于 0 和 1 之间，即$0$ < $e$ < $1$，因为 a 大于 b。假设，如果偏心率（e）的值为零，则路径将不再是椭圆形，而是将转换为圆形。

开普勒第二定律

开普勒第二定律指出，在相同的时间间隔内，卫星覆盖的面积相对于地球质心而言是相同的。看看下图就可以理解这一点。

假设卫星在同一时间间隔内覆盖p1和p2距离。那么，在这两个实例中卫星覆盖的区域 B1 和 B2 是相等的。

开普勒第三定律

开普勒第三定律指出，椭圆轨道周期时间的平方与其半长轴长度的立方成正比。从数学上来说，它可以写成如下 -

$$T^2\:\alpha\:a^3$$

$$=> T^2=\left(\frac{4\pi ^2}{\mu }\right) a^3$$

其中，$\frac{4\pi^2}{\mu}$为比例常数。

$\mu$是开普勒常数，其值等于 3.986005 x 10 ¹⁴ m ³ /sec ²

$$1 = \left(\frac{2\pi}{T}\right)^2\left(\frac{a^2}{\mu}\right)$$

$$1 = n^2\left(\frac{a^3}{\mu}\right)$$

$$=> a^3 = \frac{\mu}{n^2}$$

其中，“n”是卫星的平均运动（以弧度每秒为单位）。

注- 卫星绕地球旋转时，会受到来自地球的拉力，即万有引力。同样，它也受到来自太阳和月亮的另一种拉力。因此，卫星必须平衡这两种力才能保持在轨道上。

地球轨道卫星

卫星离开太空后应妥善安置在相应的轨道上。它以特定的方式运转并服务于科学、军事或商业目的。分配给卫星相对于地球的轨道称为地球轨道。这些轨道上的卫星被称为地球轨道卫星。

我们应该根据需要为卫星合理选择轨道。例如，如果卫星被放置在较低的轨道上，那么绕地球运行所需的时间就会更少，并且星载相机的分辨率也会更高。同样，如果卫星被放置在更高的轨道上，那么它绕地球运行一圈需要更多的时间，并且一次覆盖更多的地球表面。

以下是地球轨道卫星的三种重要类型-

• 地球同步地球轨道卫星
• 中地球轨道卫星
• 近地轨道卫星

下面我们就来一一讨论一下各类地球轨道卫星。

地球同步地球轨道卫星

地球同步地球轨道(GEO) 卫星就是其中之一，它放置在距地球22,300英里的高度。该轨道与一侧真实日（即23小时56分钟）同步。该轨道可以有倾角和偏心率。

它可能不是圆形的。该轨道可以在地球两极倾斜。但是，从地球上观察时，它看起来是静止的。这些卫星用于卫星电视。

同样的地球同步轨道，如果是圆形且在赤道平面内，则称为地球静止轨道。这些卫星放置在地球赤道上方 35,900 公里（与地球同步轨道相同）处，并且它们相对于地球方向（从西向东）持续旋转。

这些轨道上的卫星具有与地球相同的角速度。因此，这些卫星被认为相对于地球静止，因为它们与地球自转同步。

对地静止轨道的优点是无需跟踪天线即可找到卫星的位置。

对地静止地球轨道卫星用于天气预报、卫星电视、卫星广播和其他类型的全球通信。

下图显示了地球同步轨道和地球静止轨道之间的区别。自转轴表示地球的运动。

注- 每个地球静止轨道都是地球同步轨道。但是，反之则不一定成立。

中地球轨道卫星

中地球轨道(MEO)卫星的轨道运行距离地球表面约8000 英里。MEO 卫星传输的信号传输距离较短。因此，接收端的信号强度得到改善。这说明接收端可以采用更小、重量更轻的接收终端。

传输延迟可以定义为信号传输到卫星并返回到接收站所需的时间。在这种情况下，传输延迟较小。因为，信号往返 MEO 卫星的距离较短。

对于实时通信来说，传输延迟越短，通信系统越好。例如，如果 GEO 卫星需要 0.25 秒来完成一次往返，那么 MEO 卫星需要不到 0.1 秒来完成相同的行程。MEO 的工作频率范围为 2 GHz 及以上。

这些卫星用于高速电话信号。需要十颗或更多 MEO 卫星才能覆盖整个地球。

近地轨道卫星

近地轨道LEO）卫星主要分为三类。这些是小低地轨道、大低地轨道和巨型低地轨道。LEO 的轨道运行距离距地球表面500 至 1000 英里。这些卫星用于卫星电话和 GPS。

这种相对较短的距离将传输延迟降低至仅 0.05 秒。这进一步减少了对敏感且笨重的接收设备的需求。需要二十颗或更多的低地球轨道卫星才能覆盖整个地球。

小型 LEO 将在 800 MHz (0.8 GHz) 范围内运行。Big LEO 将在 2 GHz 或以上范围内运行，而 Mega-LEO 将在 20-30 GHz 范围内运行。

与Mega-LEO相关的更高频率转化为更多的信息承载能力，并产生实时、低延迟视频传输方案的能力。

下图描绘了LEO、MEO和GEO的路径

轨道槽

这里可能会出现一个问题，地球同步轨道上有 200 多颗卫星，我们如何防止它们相互碰撞或试图使用太空中的同一位置？

为了回答这个问题（问题），国际电信联盟（ITU）等国际监管机构和联邦通信委员会（FCC）等国家政府组织指定了地球同步轨道上通信卫星的位置。

这些位置以经度指定，称为轨道槽。由于对轨道槽位的巨大需求，FCC 和 ITU 已逐步将 C 波段和 Ku 波段卫星所需的间距降至仅 2 度。

视角和轨道扰动

如果地球站位于卫星正下方，它将接收到最大信号电平。否则，它不会接收到最大信号电平，并且信号电平会随着地球站纬度和经度之间的差异增大而降低。

因此，根据要求我们可以将卫星放置在特定的轨道上。现在，让我们讨论一下视角。

视角

以下地球站天线的两个角度组合在一起称为视角。

• 方位角
• 仰角

一般来说，这些角度的值对于非对地静止轨道会发生变化。然而，对于地球静止轨道来说，这些角度的值不会改变。因为，地球静止轨道上的卫星相对于地球来说是静止的。

这两个角度有助于从地球站天线直接指向卫星。因此，地球站天线的最大增益可以指向卫星。

利用地球站的经纬度和卫星轨道的位置，可以计算出地球静止轨道的视角。

方位角

当地水平面与通过地球站、卫星和地心的平面之间的夹角称为方位角。

方位角 ( $\alpha$ )的公式为

$$\alpha\: = 180^0 + Tan^{-1}\left(\frac{Tan G}{TanL}\right)$$

在哪里，

• L是地球站天线的纬度。

• G是卫星轨道与地球站天线位置之间的差值。

下图说明了方位角。

测量地球站天线与北极的水平角，如图所示。它代表方位角。它用于水平跟踪卫星。

仰角

垂直面与指向卫星的线之间的角度称为仰角。垂直面只不过是垂直于水平面的平面。

仰角 ( $\beta$ )的公式为

$$\beta = Tan^{-1}\left(\frac{cosG.cosL-0.15}{\sqrt{1-cos^2G.cos^2L}}\right)$$

我们可以利用上面的公式计算仰角。下图说明了仰角。

测量地球站天线从地面到卫星的垂直角，如图所示。它代表仰角。

轨道扰动

以下是由于引力和非引力或参数引起的轨道扰动。

• 由于质量分布不均匀，地球周围的引力不规则。地球磁场也会引起轨道扰动。

• 主要的外部扰动来自太阳和月亮。当卫星靠近这些外部天体时，它会受到更强的引力。

• 低轨道卫星由于Atomics和离子碰撞产生的摩擦而受到影响。

• 太阳辐射压力影响使用大型太阳能电池阵列的大型 GEO 卫星。

• 由天线射频辐射引起的自生扭矩和压力。

大多数卫星使用推进子系统来保持适当的旋转轴方向并控制卫星的高度以抵抗扰动力。

卫星通信 - 发射

卫星一生中的大部分时间都停留在太空中。我们知道太空中存在失重环境。这就是卫星在太空中不需要额外坚固框架的原因。但是，在启动过程中需要这些。因为在这个过程中卫星会剧烈晃动，直到卫星进入正确的轨道。

卫星的设计应与一个或多个运载火箭兼容，以便将卫星送入轨道。

根据开普勒第二定律我们知道，远地点高度越高，公转周期越长。地球静止转移轨道的周期接近16小时。如果近地点增加到GEO高度（约36,000公里），那么公转周期将增加到24小时。

卫星发射

将卫星送入适当轨道的过程称为发射过程。在此过程中，我们可以从地球站控制卫星的运行。发射卫星主要有四个阶段。

• 第一级-运载火箭的第一级包含火箭和燃料，用于将卫星与运载火箭一起从地面升起。

• 第二级-运载火箭的第二级包含较小的火箭。这些在第一阶段完成后被点燃。他们有自己的燃料箱，以便将卫星送入太空。

• 第三级-运载火箭的第三（上）级连接到卫星整流罩。这个整流罩是一个金属屏蔽罩，里面包含着卫星，它可以保护卫星。

• 第四级- 当卫星到达地球大气层之外时，卫星与运载火箭的上级分离。然后，卫星将进入“转移轨道”。该轨道将卫星送入更高的太空。

当卫星到达所需的轨道高度时，太阳能电池板和通信天线等子系统就会展开。然后卫星与其他卫星一起在轨道上就位。现在，该卫星已准备好向公众提供服务。

卫星运载火箭

卫星运载火箭根据需要将卫星发射到特定轨道。卫星运载火箭只不过是多级火箭。以下是两种类型的卫星运载火箭。

• 消耗性运载火箭 (ELV)
• 可重复使用运载火箭 (RLV)

消耗性运载火箭

消耗性运载火箭 (ELV) 在将卫星留在太空后被摧毁。下图显示了 ELV 的外观。

ELV 包含三个阶段。ELV 的第一级和第二级将卫星提升到约 50 英里和 100 英里。ELV的第三级将卫星送入转移轨道。当卫星到达转移轨道时， ELV的任务就完成了，其零部件也将落入地球。

可重复使用运载火箭

可重复使用运载火箭（RLV）可多次用于发射卫星。一般来说，此类运载火箭将卫星离开太空后返回地球。

下图显示了可重复使用的运载火箭。它也被称为航天飞机。

航天飞机的功能与ELV第一级和第二级的功能类似。卫星和航天飞机第三级都安装在货舱内。当航天飞机到达 150 至 200 英里的高度时，它会从货舱弹出。

然后，航天飞机的第三级发射并将卫星送入转移轨道。此后，航天飞机将返回地球重复使用。

卫星通信 - 子系​​统

在卫星通信系统中，发生各种操作。其中，主要业务是轨道控制、卫星高度以及其他子系统的监测和控制。

卫星通信主要由两部分组成。这些是太空部分和地球部分。因此，相应地，将有两种类型的子系统，即空间部分子系统和地球部分子系统。下图说明了这个概念。

如图所示，空间段子系统和地球段子系统之间通过通信链路进行通信。

空间段子系统

存在于空间段的子系统称为空间段子系统。以下是空间段子系统。

• AOC子系统
• TTCM子系统
• 电源和天线子系统
• 应答器

地球部分子系统

地面部分的子系统能够访问卫星中继器，以便提供用户之间的通信。地球段也称为地面段。

地球部分主要执行两个功能。这些是向卫星发送信号和从卫星接收信号。地球站是地球部分的主要子系统。

我们将在接下来的章节中讨论空间部分和地球部分的所有这些子系统。

卫星通信 - AOC 子系统

我们知道，由于太阳、月球和其他行星的引力，卫星可能会偏离轨道。由于卫星绕地球运行，这些力在 24 小时内循环变化。

高度和轨道控制（AOC）子系统由火箭发动机组成，当卫星偏离各自的轨道时，火箭发动机能够将卫星送入正确的轨道。AOC 子系统有助于使窄波束类型的天线指向地球。

我们可以把这个AOC子系统分成以下两个部分。

• 高度控制子系统
• 轨道控制子系统

现在，让我们一一讨论这两个子系统。

高度控制子系统

高度控制子系统负责卫星在其各自轨道上的方向。以下是使轨道上的卫星稳定的两种方法。

• 卫星旋转
• 三轴法

卫星旋转

在这种方法中，卫星的主体绕其自转轴旋转。一般来说，它可以以30至100转/分的速度旋转以产生陀螺类型的力。因此，自转轴变得稳定，卫星将指向同一方向。这种类型的卫星被称为旋转卫星。

旋转器包含一个圆柱形的鼓。这个鼓上覆盖着太阳能电池。动力系统和火箭都存在于这个鼓中。

通信子系统放置在滚筒顶部。电动机驱动该通信系统。该电机的方向将与卫星本体的旋转方向相反，从而使天线指向地球。执行这种操作的卫星称为“去旋转”。

在发射阶段，当小型径向气体喷射器运行时，卫星会旋转。此后，去旋转系统运行以使 TTCM 子系统天线指向地球站。

三轴法

在这种方法中，我们可以使用一个或多个动量轮来稳定卫星。这种方法称为三轴法。这种方法的优点是可以控制卫星三轴方向，不需要旋转卫星主体。

在此方法中，考虑以下三个轴。

• 滚动轴被认为是卫星在轨道平面上移动的方向。

• 偏航轴被认为是朝向地球的方向。

• 俯仰轴被认为是在垂直于轨道平面的方向上。

这三个轴如下图所示。

令X _R、Y _R和Z _R分别为横滚轴、偏航轴和俯仰轴。这三个轴是以卫星位置为参考来定义的。这三个轴定义了卫星的高度。

设 X、Y 和 Z 是另一组笛卡尔轴。这组三轴提供有关卫星相对于参考轴的方向的信息。如果卫星的高度发生变化，则各个轴之间的角度也会发生变化。

在此方法中，每个轴包含两个气体射流。它们将提供三个轴的两个方向的旋转。

• 当需要卫星在特定轴方向上运动时，第一气体喷射器将运行一段时间。

• 当卫星到达所需位置时，第二个气体喷射器将运行相同的时间。因此，第二股气体喷射将阻止卫星沿该轴方向的运动。

轨道控制子系统

每当卫星偏离轨道时，轨道控制子系统就可以将卫星带入正确的轨道。

地球站的 TTCM 子系统监视卫星的位置。如果卫星轨道发生任何变化，它就会向轨道控制子系统发送有关修正的信号。然后，它将通过将卫星送入正确的轨道来解决该问题。

通过这种方式，AOC 子系统在卫星在太空的整个生命周期内负责卫星在正确轨道和正确高度的位置。

卫星通信 - TTCM 子系统

遥测、跟踪、指挥和监控（TTCM）子系统存在于卫星和地球站中。一般来说，卫星通过传感器获取数据。因此，卫星中的遥测子系统将此数据发送到地球站。因此，TTCM子系统对于任何通信卫星来说都是非常必要的，以使其成功运行。

将卫星送入正确的轨道后，卫星运营商有责任在其生命周期内对其进行控制。这可以在TTCM 子系统的帮助下完成。

我们可以把这个TTCM子系统分为以下三个部分。

• 遥测和监控子系统
• 跟踪子系统
• 指挥子系统

遥测和监控子系统

“遥测”一词的意思是远距离测量。主要是在“遥测”中发生以下操作。

• 产生与待测量量成比例的电信号。

• 对电信号进行编码。

• 将此代码传输到很远的距离。

卫星中的遥测子系统主要执行两个功能 -

• 从传感器接收数据，以及
• 将该数据传输到地球站。

卫星有相当多的传感器来监测各个子系统的不同参数，例如压力、温度、状态等。通常，遥测数据以 FSK 或 PSK 方式传输。

遥测子系统是一个远程控制系统。它将监测数据从卫星发送到地球站。通常，遥测信号携带与高度、环境和卫星相关的信息。

跟踪子系统

跟踪子系统对于了解卫星的位置及其当前轨道很有用。卫星控制中心（SCC）借助遥测下行链路监控空间段子系统的工作和状态。并且，它使用命令上行链路控制这些子系统。

我们知道跟踪子系统也存在于地球站中。它主要关注卫星的范围和视角。用于跟踪卫星的技术数量。例如，可以通过使用从卫星上存在的速度和加速度传感器获得的数据来识别卫星轨道位置的变化。

当卫星从运载火箭的最后一级释放时，地球站中的跟踪子系统会持续跟踪卫星。它执行卫星初始轨道和转移轨道定位等功能。

指挥子系统

为了将卫星发射到轨道并使其在该轨道上工作，指挥子系统是必要的。每当这些值出现偏差时，该子系统就会调整卫星的高度和轨道。它还控制通信子系统。该命令子系统负责根据从遥测和跟踪子系统获得的数据打开/关闭卫星中存在的其他子系统。

一般来说，控制代码被转换成命令字。这些命令字用于以TDM帧的形式发送。最初，在卫星中检查命令字的有效性。此后，这些命令字可以被发送回地球站。这里，再次检查这些命令词。

如果地球站也收到相同（正确）的命令字，则它向卫星发送执行指令。因此，它执行该命令。

在功能方面，遥测子系统和命令子系统是相反的。因为，第一颗卫星将卫星信息传输到地球站，第二颗卫星接收来自地球站的命令信号。

电源和天线子系统

本章我们一一讨论卫星各子系统获取电源的电源系统和天线子系统。

电力系统

我们知道，在轨运行的卫星在其生命周期内应持续运行。因此，卫星需要内部电源才能运行其中的各种电子系统和通信有效载荷。

电源系统是卫星工作的重要子系统，为卫星提供工作所需的电力。这些系统主要使用太阳能电池（或电池板）和可充电电池。

太阳能电池

基本上，太阳能电池通过入射阳光产生电力（电流）。因此，太阳能电池主要用于为卫星的其他子系统提供电力。

我们知道单个太阳能电池产生的电力非常少。因此，为了产生更多电力，可以使用以阵列形式存在的电池组。

太阳能电池阵

卫星中使用的太阳能电池阵列有两种类型。这些是圆柱形太阳能电池阵列和矩形太阳能电池阵列或太阳帆。

• 圆柱形太阳能电池阵列用于旋转卫星。在任何给定时间，只有部分圆柱形阵列会被阳光覆盖。因此，部分太阳能电池阵列产生电力。这是这种类型的缺点。

• 太阳帆克服了圆柱形太阳能电池阵列的缺点。由于太阳帆的所有太阳能电池都暴露在阳光下，因此这种太阳能电池可以产生更多的电力。

可充电电池

在日食期间，很难从太阳光中获取能量。因此，在这种情况下，其他子系统从可充电电池获取电力。这些电池还在卫星发射期间为其他子系统提供电力。

一般来说，这些电池通过太阳能电池在阳光照射下产生的过量电流进行充电。

天线子系统

卫星和地球站均设有天线。现在，让我们讨论一下卫星天线。

卫星天线执行两种类型的功能。这些是接收来自地球站的信号，并根据需要向一个或多个地球站发送信号。换句话说，卫星天线接收上行链路信号并发射下行链路信号。

我们知道，卫星天线的长度与工作频率成反比。为了减少卫星天线的长度，必须提高工作频率。因此，卫星天线的工作频率约为GHz。

卫星天线

用于卫星的天线称为卫星天线。天线主要有四种类型。他们是：

• 线状天线
• 喇叭天线
• 阵列天线
• 反射面天线

现在，让我们一一讨论这些天线。

线状天线

线天线是基本的天线。单极和偶极天线属于这一类。它们以非常高的频率使用，以便为 TTCM 子系统提供通信。

用作偶极子的总导线长度如果等于波长的一半（即l = λ/2），则这种天线称为半波偶极子天线。

线状天线适合覆盖其接入范围并提供各个方向的信号强度。这意味着，线状天线是全向天线。

喇叭天线

末端有孔径的天线可称为孔径天线。当传输线的边缘以开口终止时，会辐射能量。该开口是孔径，使其成为孔径天线。

喇叭天线是孔径天线的一个例子。它用于卫星以覆盖地球上更多的区域。

喇叭天线用于微波频率范围。同一馈源喇叭可用于发射和接收信号。一个名为双工器的设备，它将这两个信号分开。

阵列天线

单独的天线可以在特定方向上辐射一定量的能量，从而实现更好的传输，如果添加更多的元件以产生更有效的输出，效果会如何。正是这个想法导致了阵列天线或天线阵列的发明。卫星中使用阵列天线从单个孔径形成多个波束。

反射面天线

反射器天线适合产生波束，该波束在某一特定方向上具有更强的信号强度。这意味着，这些是高度定向的天线。因此，抛物面反射器增加了卫星通信系统中天线的增益。因此，它们用于电信和广播。

如果使用抛物面反射器天线来传输信号，则来自馈源的信号会从偶极子或喇叭天线发出，以将波聚焦到抛物线上。这意味着，波从焦点发出并撞击抛物面反射器。该波现在被反射为准直波前。

如果使用同一天线作为接收器，则电磁波撞击抛物线形状时，波会反射到馈电点。偶极子或喇叭天线在其馈电处充当接收器天线，接收该信号，将其转换为电信号并将其转发到接收器电路。

卫星通信 - 转发器

提供卫星发射和接收天线之间连接链路的子系统称为转发器。它是空间段子系统中最重要的子系统之一。

转发器执行卫星中发射器和接收器（响应器）的功能。因此，单词“Transponder”是通过组合两个单词Transmitter （Trans）和Responder （ponder）的几个字母而获得的。

应答器框图

应答器主要执行两个功能。它们放大接收到的输入信号并转换其频率。通常，为上行链路和下行链路选择不同的频率值，以避免发送信号和接收信号之间的干扰。

应答器的框图如下图所示。

从框图本身我们可以很容易地理解Transponder的操作。下面提到每个块的功能。

• 双工器是双向微波门。它从卫星天线接收上行信号并向卫星天线发送下行信号。

• 低噪声放大器(LNA) 放大微弱的接收信号。

• 载波处理器执行接收信号（上行链路）的降频转换。该块确定应答器的类型。

• 功率放大器将下变频信号（下行链路）的功率放大到所需的水平。

应答器类型

基本上，有两种类型的应答器。这些是弯管转发器和再生转发器。

弯管应答器

弯管应答器接收微波频率信号。它将输入信号的频率转换为射频频率，然后进行放大。

弯管转发器也称为中继器和常规转发器。它适用于模拟和数字信号。

再生转发器

再生应答器执行弯管应答器的功能。即频率转换和放大。除了这两个功能外，再生应答器还执行射频载波到基带的解调、信号的再生和调制。

再生转发器也称为处理转发器。它仅适用于数字信号。再生转发器的主要优点是提高了信噪比（SNR）并且在实施方面具有更大的灵活性。

地球部分子系统

卫星通信系统的地球部分主要由两个地球站组成。它们是发射地球站和接收地球站。

发射地球站将信息信号发射到卫星。而接收地球站则接收来自卫星的信息信号。有时，同一个地球站可用于发射和接收目的。

一般来说，地球站以下列形式之一接收基带信号。模拟形式或数字形式的语音信号和视频信号。

最初，模拟调制技术（称为FM 调制）用于传输模拟形式的语音和视频信号。后来，数字调制技术，即频移键控（FSK）和相移键控（PSK）用于传输这些信号。因为，语音和视频信号都是通过将模拟信号转换为数字信号来表示的。

地球站框图

地球站的设计不仅取决于地球站的位置，还取决于其他一些因素。地球站的位置可以在陆地上、海上的船舶上和飞机上。取决于的因素是服务提供的类型、频带利用率、发射机、接收机和天线特性。

数字地球站框图如下图所示。

从上图我们可以很容易地了解地球站的工作原理。任何地球站都存在四个主要子系统。它们是发射器、接收器、天线和跟踪子系统。

发射机

二进制（数字）信息从地面网络进入地球站的基带设备。编码器包含纠错位，以最大限度地降低误码率。

在卫星通信中，通过使用带宽为36 MHz的转发器可以将中频（IF）选择为70 MHz。类似地，也可以通过使用带宽为 54 MHz 或 72 MHz 的转发器将 IF 选择为 140 MHz。

上变频器将调制信号的频率转换为更高的频率。该信号将使用高功率放大器进行放大。地球站天线发射该信号。

接收者

接收时，地球站天线接收下行信号。这是一个低电平调制射频信号。一般来说，接收到的信号强度较小。因此，为了放大该信号，使用了低噪声放大器（LNA） 。因此，信噪比 (SNR) 值有所提高。

RF 信号可以下变频为中频 (IF) 值，即 70 或 140 MHz。因为，在这些中频处很容易解调。

解码器的功能与编码器正好相反。因此，解码器通过删除纠错位并纠正位位置（如果有）来产生无错误的二进制信息。

该二进制信息被提供给基带设备进行进一步处理，然后传送到地面网络。

地球站天线

地球站天线的主要部分是馈源系统和天线反射面。这两部分组合在一起辐射或接收电磁波。由于馈电系统遵循互易定理，地球站天线既适合发射也适合接收电磁波。

抛物面反射器用作地球站的主天线。这些反射器的增益很高。它们能够将平行光束聚焦到馈电系统所在的焦点上。

跟踪子系统

跟踪子系统跟踪卫星并确保光束射向卫星以建立通信。地球站中的跟踪系统主要执行两个功能。这些是卫星捕获和卫星跟踪。可以通过以下方式之一完成此跟踪。分别是自动跟踪、手动跟踪和节目跟踪。

地球站示例

在本章中，我们将讨论地球站的两个示例：仅接收的家庭电视系统和社区天线电视系统。

仅接收家庭电视系统

如果直接向家庭电视接收器进行广播，则这种类型的服务称为直接广播卫星（DBS）服务。

网状反射器可用于将信号聚焦到双馈源喇叭中。它有两个独立的输出。从一个输出将获得 C 波段信号，从另一输出将获得 Ku 波段信号。

电视节目大多起源于第一代信号。这些信号通过卫星传输到C频段的网络主终端站。这些信号被压缩并以数字形式传输给有线电视和 DBS 提供商。

C波段用户可以订阅付费电视频道。由于可以提供多源节目，这些订阅服务比有线电视更便宜。

DBS TV接收器的框图如下图所示。

室外机

室外机主要由接收天线和低噪声转换器（LNC）组成。低噪声转换器 (LNC) 只不过是低噪声放大器 (LNA) 和转换器的组合。接收天线直接馈入LNC。

一般来说，抛物面反射器还与接收喇叭天线一起使用，以便使波束更加聚焦。

室内机

一般来说，馈送到室内单元的信号是宽带信号。该信号的频率介于 950 MHz 和 1450 MHz 之间。在室内机中，该信号通过放大器被放大。

放大的信号被施加到跟踪滤波器和下变频器。它选择所需的通道并将其频率转换为70 MHz 的中频(IF)。

中频放大器放大信号强度以便正确解调。基带（解调）信号用于生成残留单边带 (VSSB) 信号。该信号被馈送到标准电视机的 VHF/UHF 频道之一。

DBS TV 使用调频 (FM)。而传统电视则采用 VSSB 形式的调幅 (AM)。这是DBS TV 与传统电视的主要区别。

社区天线电视系统

社区天线电视(CATV)系统使用单个室外单元和多个馈源。这些馈送可单独用于每种偏振方向。因此，所有频道将同时在室内接收器上可用。

CATV系统室内机框图如下图所示。

在这种情况下，不需要为每个用户配备单独的接收器。因为，所有载波都在公共接收器滤波器系统中解调。之后，信道被组合成复用信号。然后该信号通过电缆传输到订户（用户）。

卫星通信 - 链路预算

在卫星通信系统中，有两种类型的功率计算。这些是发射功率和接收功率计算。一般来说，这些计算称为链路预算计算。功率的单位是分贝。

首先，让我们讨论链路预算中使用的基本术语，然后我们将继续解释链路预算计算。

基本术语

各向同性辐射器（天线）向各个方向均匀辐射。但是，它实际上并不存在。它只是一个理论上的天线。我们可以比较所有真实（实用）天线相对于该天线的性能。

功率通量密度

假设各向同性辐射器位于半径为 r 的球体中心。我们知道，功率通量密度是功率流与单位面积的比值。

各向同性辐射器的功率通量密度$\Psi_i$为

$$\Psi_i = \frac{p_s}{4\pi r^2}$$

其中，$P_s$是功率流。一般来说，实际天线的功率通量密度随方向而变化。但是，它的最大值仅在一个特定方向上。

天线增益

实际天线的增益定义为实际天线的最大功率通量密度与各向同性天线的功率通量密度之比。

因此，天线增益或天线增益G 为

$$G = \frac{\Psi_m}{\Psi_i}$$

其中，$\Psi_m$为实际天线的最大功率通量密度。其中，$\Psi_i$是各向同性辐射体（天线）的功率通量密度。

等效各向同性辐射功率

等效各向同性辐射功率 (EIRP) 是用于测量链路预算的主要参数。从数学上来说，它可以写成

$$EIRP = G\:\:P_s$$

我们可以用分贝表示 EIRP ：

$$\left [ EIRP \right ] = \left [ G \right ] + \left [ P_s \right ]dBW$$

其中，G为发射天线增益，$P_s$为发射机功率。

传输损耗

一端发送的功率与接收站接收的功率之差称为传输损耗。损失可分为 2 种类型。

• 持续亏损
• 可变损失

诸如馈线损耗之类的恒定损耗被称为恒定损耗。无论我们采取什么预防措施，这些损失仍然不可避免地会发生。

另一种类型的损失是可变损失。天空和天气状况就是此类损失的一个例子。意味着如果天空不晴朗，信号将无法有效到达卫星，反之亦然。

因此，我们的程序包括计算由于晴朗天气或晴空条件造成的损失作为第一，^因为这些损失是恒定的。它们不会随着时间而改变。然后在第二步中^，我们可以计算由于恶劣天气条件造成的损失。

链路预算计算

由于存在两个链路，即上行链路和下行链路，因此存在两种类型的链路预算计算。

地球站上行链路

这是地球向卫星发送信号并卫星接收信号的过程。其数学方程可写为

$$\left(\frac{C}{N_0}\right)_U = [EIRP]_U+\left(\frac{G}{T}\right)_U - [损失]_U -K$$

在哪里，

• $\left [\frac{C}{N_0}\right ]$是载噪比

• $\left [\frac{G}{T}\right ]$是卫星接收器 G/T 比，单位为 dB/K

这里，损耗代表卫星接收器馈线损耗。取决于频率的损耗都被考虑在内。

为了有效的上行链路，EIRP 值应尽可能低。当我们获得晴朗的天空条件时，这是可能的。

这里我们使用（下标）符号“U”，它代表上行链路现象。

卫星下行链路

在这个过程中，卫星发送信号，地球站接收信号。该方程与卫星上行链路相同，不同之处在于我们到处使用缩写“D”而不是“U”来表示下行链路现象。

其数学方程可写为；

$$\left [\frac{C}{N_0}\right ]_D = \left [ EIRP \right ]_D + \left [ \frac{G}{T} \right ]_D - \left [ 损失 \right ] _D - K$$

在哪里，

• $\left [\frac{C}{N_0}\right ]$是载噪比
• $\left [\frac{G}{T}\right ]$是地球站接收机 G/T 比，单位为 dB/K

这里是地球站周围存在的所有损耗。

在上面的方程中，我们没有包括信号带宽 B。但是，如果我们包括信号带宽 B，则方程将修改如下。

$$\left [\frac{C}{N_0}\right ]_D = \left [ EIRP \right ]_D + \left [ \frac{G}{T} \right ]_D - \left [ 损失 \right ] _D-KB$$

链路预算

如果我们考虑地面卫星，那么还应该考虑自由空间扩散损耗（FSP）。

如果天线未正确对准，则可能会发生损失。因此我们考虑了AML（天线失准损耗）。同样，当信号从卫星传向地球时，它会与地球表面发生碰撞，其中一些信号会被吸收。这些由“AA”给出的大气吸收损耗来处理，并以 db 为单位测量。

现在，我们可以将自由天空的损失方程写为

$$损失 = FSL + RFL+ AML+ AA + PL$$