Journal of Space Science and Experiment >

2026 , Vol. 3 >Issue 1: 79 - 85

DOI: https://doi.org/10.19963/j.cnki.2097-4302.2026.01.009

Space Experiment

A Method for In-Orbit Pointing Calibration of Deep Space High-Gain Antennas

  • Jinyue LI , 1, 2 ,
  • Biao GONG 3 ,
  • Chunli HE 1, 2 ,
  • Junpo NIU 1, 2 ,
  • Xinbo ZHU 1, 2 ,
  • Minjian WANG 1, 2
Expand
  • 1. Shanghai Institute of Satellite Engineering, Shanghai 201109, China
  • 2. Shanghai Key Laboratory of Deep Space Exploration Technology, Shanghai 201109, China
  • 3. Shanghai Academy of Spaceflight Technology, Shanghai 201109, China

Online published: 2026-04-10

Fold

Abstract

In deep space exploration missions, the pointing accuracy of high-gain antennas directly impacts the reliability of telemetry, tracking, and command communication, as well as data transmission efficiency. Addressing the technical challenge of in-orbit pointing calibration for high-gain antennas on deep space probes, this paper systematically analyzes the sources of pointing errors and proposes a novel method for calibrating the Earth-pointing direction of high-gain antennas based on the inversion of on-board automatic gain control telemetry data. By analyzing the flight characteristics and constraints of deep space probes, this method adopts a collaborative working mechanism between high-gain and low-gain antennas, providing a systematic solution for in-orbit antenna pointing calibration. Drawing on the engineering practice of the Tianwen-1 Mars orbiter, the design principles, implementation procedures, and error analysis methods of the calibration scheme are elaborated in detail. In-orbit testing demonstrates that this method effectively improves antenna pointing accuracy, with pointing errors better than 0.10°, thereby offering reliable technical support for deep space exploration missions.

Key words： deep space exploration; high-gain antenna; pointing calibration; in-orbit calibration

Cite this article

Jinyue LI , Biao GONG , Chunli HE , Junpo NIU , Xinbo ZHU , Minjian WANG . A Method for In-Orbit Pointing Calibration of Deep Space High-Gain Antennas[J]. Journal of Space Science and Experiment, 2026 , 3(1) : 79 -85 . DOI: 10.19963/j.cnki.2097-4302.2026.01.009

0 引 言

在深空探测任务中，高增益天线是实现远距离测控通信的关键设备。随着探测距离的不断延伸和通信速率的持续提升，对天线指向精度的要求也越来越高。高增益天线的半功率波束宽度通常较窄，指向偏差会导致增益显著下降，严重影响测控跟踪稳定性和数据传输质量。
为了提升探测器的通信能力，深空探测中探测器的高增益天线通常都需要在轨校准[1]。例如，美国的火星勘测轨道器探测器配备了Ka频段高增益天线, 半波束宽度0.18°(3 dB)，在巡航段期间对高增益天线进行在轨标定，通过驱动控制天线点扫描方式，由地面站计算信噪比确定天线电轴指向[2]。我国“鹊桥”中继星4.2 m抛物面天线也采用天线指向扫描驱动、测量下行射频信号的方法进行在轨标定[3]。
传统的天线在轨指向校准方法主要依赖地面站与探测器建立星地协同等手段，主要分为两类：
（1）采用上行通信信号进行对高增益天线进行修正，探测器控制高增益天线围绕射电源或地面发送的信号进行扫描，由高增益天线接收信号后解算指向偏差[4]。
（2）采用下行通信信号对于高增益天线进行修正，使下行通信信号围绕地面大口径接收天线进行扫描，而后由地面解算高增益天线电轴指向偏差[5-6]。
但这些方法在深空探测任务中面临星地协同、天线扫描等诸多限制。对于深空探测器而言，这些方法在成本和实时性方面都存在不足。
针对深空探测器的特殊工作环境，在轨校准成为解决高增益天线指向精度问题的关键技术。本文在分析现有技术的基础上，提出了一种基于星上自动增益控制(Automatic Gain Control，AGC)遥测数据反演的深空高增益天线在轨指向校准方法，其核心思想是无须依赖复杂的地面协同扫描或额外信标信号，仅利用探测器自身双通道接收系统的AGC遥测差异与已知轨道信息，通过数据建模与迭代反演，精确估计并修正天线指向偏差。该方法已在“天问”一号火星环绕器任务中成功验证。

1 深空探测器测控通信特点分析

深空探测器的测控通信主要由天线、微波网络、应答机和放大器等组成，例如美国的朱诺号木星探测器[7]。上行接收通道通常包括低增益接收天线、高增益天线、接收微波网络和两台应答机等组成。

1.1 上行双通道冗余接收

“天问”一号火星环绕器的上行接收通道也采用应答机双冗余热备模式，以提高上行接收可靠性[8]。如图1所示，红实线为低增益接收天线1的上行通道1，蓝虚线为高增益天线的上行通道2[8]。地面测试时，上行信号经低增益天线1输出口到深空应答机A的线路损耗为2.0 dB，经高增益天线输出口传输到深空应答机B的线路损耗为2.8 dB。
图 1 深空探测器双通道冗余接收示意图

Fig.1 Schematic diagram of dual-channel redundant reception for deep space probes

1.2 深空应答机遥测AGC

“天问”一号火星环绕器的深空应答机为数字化应答机， AGC遥测参数用于反映深空应答机输入上行信号的强度变化情况[9]。检波电压范围0~5 V，模数转换量化精度为1.25 mV。然而，由于这些模拟电路受温度环境影响以及器件稳定性影响，输入信号强度分辨率很难达到1.25 mV。通过地面AGC遥测标定试验，可进一步提高AGC遥测与输入信号强度的对应关系，如图2所示，展示了在不同温度下输入射频信号电平与AGC参数对应关系。
图 2 应答机不同温度不同电平下的AGC曲线

Fig.2 AGC curves of transponder at different temperatures and levels

应答机A在输入电平在−70.0~−110.0 dBm时，AGC遥测量化的梯度较大；应答机B在输入电平在−70.0~−105.0 dBm时，AGC遥测量化的梯度较大。此时，AGC精度可达到0.2 dBm。受地面测试AGC误差等因素影响，AGC精度能达到0.5 dBm。在梯度较小位置，AGC的精度超过1.0 dBm以上。

1.3 天线波束及指向特性

高增益天线为2.5 m抛物面天线，具备一维展开以及二维驱动指向控制功能。天线展开至初始零位(−Zh轴方向)后锁定。两维驱动分别为Xd轴和Yd轴，其中电机转轴+Yd轴与环绕器机械系+Xh轴同向，电机转轴+Xd轴与环绕器机械系−Yh轴同向[10]。两个轴的驱动正、反方向以右手法则为准，如图3所示。
图 3 高增益天线驱动方向定义

Fig.3 Definition of high-gain antenna driving direction

高增益天线在环绕器发射时紧密贴合于环绕器侧面，待环绕器与火箭分离后，高增益天线解锁并展开，随后锁定展开轴。环绕器姿轨控分系统控制高增益天线的Xd轴和Yd轴，使天线法线(即Zd轴)指向地球的中心。姿轨控分系统指向控制精度优于0.05°，天线展开锁定控制误差优于0.02°，Xd轴与Yd轴的机构控制精度优于0.02°。在轨运行时，考虑到热变形和结构安装误差等因素，天线总指向控制精度指标控制在0.10°以内。天线指向校准一旦消除初始安装/展开引入的系统性偏差，剩余误差即由上述高精度控制系统主导。高增益天线增益方向图和低增益天线增益方向图，如图4所示。
图 4 天线增益方向图及局部放大图

Fig.4 Antenna gain direction pattern and local magnification diagram

高增益天线的方向图为窄波束，其轴向增益为42.5 dBi，30.0 dBi波束宽度为±0.5°。当波束宽度处于±0.1°时，天线增益可达到42.0 dBi。低增益天线的方向图较为平坦，在波束宽度为±30.0°的范围内，天线增益在6.0~7.0 dBi。

2 近地飞行特性分析

2.1 近地飞行过程

环绕器在2020年7月23日12时41分15秒(北京时间，下同)发射，与火箭分离后，直接进入地火转移轨道。
先后经历了高增益天线压紧状态、展开锁定状态、接入指向地球闭环控制、高增益天线接收上行信号、高增益天线在轨标定，如表1所示。高增益天线距离地心73万千米时，其±0.5°波束正好能够覆盖地球，如图5所示。
表 1 发射后高增益天线经历关键事件

Table 1 Key events experienced by high-gain antenna after launch

时间 事件
23日12时41分 环绕器发射，高增益天线压紧状态
23日13时39分 环绕器与运载器分离后高增益天线展开
25日11时33分 高增益天线接入闭环控制
25日13时34分 高增益天线接收上行信号到应答机B
26日08时19分 高增益天线接入应答机A
28日13时18分 高增益天线修正Xd轴，修正+0.4°
图 5 高增益天线波束覆盖地球示意

Fig.5 Schematic diagram of high-gain antenna beam covering the Earth

2.2 深空站与环绕器星下点

我国深空地面站包括佳木斯站、喀什站和南美站[11]。佳木斯站和喀什站位于北半球，北纬分别为46°和38°，距离赤道分别约为4 600 km和3 950 km；南美深空站位于阿根廷，南纬36°，距离赤道约3 730 km。地面站遥控按照10°仰角，能够覆盖90%的通信时段；若遥测按照5°仰角，则能够覆盖100%的通信时段。环绕器星下点如图6中黄线所示。通过随时间变化的器地位置东升西落几何关系，模拟天线在轨校准过程中横向扫描；以及航天器在任意姿态下，根据天线指向地心与南北地面站位置关系，模拟天线在轨校准过程中纵向扫描。
图 6 我国深空网的位置和环绕器星下点分布

Fig.6 The location of China’s deep space network and the map of the orbiter’s subsatellite point

3 在轨AGC遥测数据

3.1 在轨7月25日AGC遥测

应答机A连接低增益接收天线1，天线电轴与器地矢量的夹角约为30°。根据天线辐射方向（图4）可知，其增益约为6.0 dBi。排除地面站和大气等外部干扰因素，将应答机B遥测值与应答机A遥测值相减得到AGC差值，情况如图7所示。AGC差值在阿根廷站的最大值为34.7 dBi，在佳木斯站的最大值则为35.6 dBi。高增益天线电轴增益为42.5 dBi，减去低增益天线的6.0 dBi，再减去环绕器内电缆差损耗，即42.5−6.0−(2.8−2.0)=35.7 dBi，这是理论最大值，AGC最大差值接近理论值。
图 7 应答机B减应答机A的25日AGC差值

Fig.7 AGC difference value between Transponder B and Transponder A on the 25th day

根据环绕器飞行轨道，求出环绕器指向地球中心与指向地面站的夹角，如图8所示。
图 8 环绕器指向地心与地面站的25日夹角

Fig.8 The angle between the orbiter pointing to the Earth’s center and the ground station on the 25th day

3.2 在轨7月26日AGC遥测

对于7月26日应答机A与应答机B的差值的绝对值，如图9所示。约08时19分对应答机A、B进行了切换。
图 9 应答机A机与应答B机的AGC差的绝对值

Fig.9 Absolute value of the AGC difference between Transponder A and Transponder B

应答机A与应答机B切换过程中，AGC差值从26.1 dBi变为24.5 dBi，最终相差1.6 dBi，这是由环绕器内部电缆差损所导致的，与理论计算值一致，这时理论最大值为34.1 dBi。

4 数据分析及指向偏差计算

选取北半球的佳木斯站和南半球的阿根廷站各8 h的数据，从图7和图9数据可以看出，环绕器入站时AGC的差值大于34.0 dBi，出站时AGC的差值减小至26.0 dBi以下。根据图8和图10数据可以看出，环绕器入站与出站的角度变化达到0.70°以上。表明入站时高增益天线指向地面站的偏差小于出站时指向地面站的偏差。由于AGC呈单向递减变化，预估指向偏差大于0.35°。可以通过MATLAB软件实现数据统计分析，细化指向位置，具体方法如下：
图 10 环绕器指向地心与地面站的26日夹角

Fig.10 The angle between the orbiter pointing to the Earth’s center and the ground station on the 26th day

(1)设环绕器高增益天线指向地球中心的偏差在天线坐标下，Xd轴的指向偏差为α度，Yd轴的指向偏差为β度；转换至环绕器本体坐标系下，Xh轴的指向偏差为β度，Yh轴的指向偏差为−α度。则在本体坐标系下，指向偏差旋转矩阵R为：
$ {\boldsymbol{R}}=\left[\begin{matrix}\cos \alpha & \sin \beta \sin \alpha & \cos \beta \sin a\\0 & \cos \beta & -\sin \beta \\-\sin \alpha & \cos \alpha \sin \beta & \cos \beta \cos \alpha \end{matrix}\right] $
(2)根据巡航段的飞行特性，可以求出根据理论轨道指向地心的单位向量E的指向偏差向量Ev，此向量即为高增益天线轴向实际指向向量：
$ {\boldsymbol{Ev}}={\boldsymbol{E}}\cdot {\boldsymbol{R}}={\boldsymbol{E}}\cdot \left[\begin{matrix}\cos \alpha & \sin \beta \sin \alpha & \cos \beta \sin a\\0 & \cos \beta & -\sin \beta \\-\sin \alpha & \cos \alpha \sin \beta & \cos \beta \cos \alpha \end{matrix}\right] $
(3)在本体坐标系下，环绕器指向地面站的单位向量F。设指向佳木斯站单位向量为Fj，指向阿根廷站的单位向量为Fa，Fj在对应时刻指向地心的单位向量为Ej，Fa在对应时刻指向地心的单位向量为Ea。
(4)根据应答机的AGC遥测值差值求出地面站指向向量与高增益天线轴向的夹角。步骤如下：先计算应答机最大值34.1 dBm与AGC的差值，根据图4增益值与角度关系，求得26日阿根廷站的夹角变化θa如图11所示，然后再计算佳木斯站的夹角变化θj。
图 11 阿根廷站26日AGC遥测换算的夹角变化图

Fig.11 Angle variation diagram calculated from the AGC telemetry of Argentina station on the 26th day

(5)高增益天线轴向指向向量为Ev，其中包含指向偏差α和β。指向地心单位向量Ea与指向阿根廷地面站单位向量Fa之间的夹角等于θa，指向地心单位向量Ej与佳木斯站单位向量Fj之间的夹角等于θj。根据叉乘公式，可得出下列方程组：
$ \theta a=\arccos [{\boldsymbol{Fa}}\otimes ({\boldsymbol{Ea}}\cdot {\boldsymbol{R}})] $
$ \theta j=\arccos [{\boldsymbol{Fj}}\otimes ({\boldsymbol{Ej}}\cdot {\boldsymbol{R}})] $
通过Matlab计算出不同时刻的指向偏差α和β值，纵坐标为−α角度，横坐标为β角度，指向偏差值统计值如图12所示。
图 12 高增益天线指向偏差α和β统计值

Fig.12 Statistical values of high-gain antenna pointing deviation α and β

从图12可以看出，有5个野值需去除。其中，−α在−0.4°附近存在最大±0.1°的偏差，β在0°附近存在最大−0.1°的偏差。综合考虑后，对高增益天线Xd轴指向修正，修正偏差α=0.4°，Yd轴指向则不进行修正。修正后，绝大多数指向偏差值样本落在 ±0.1°范围内，这表明反演方法本身具有良好的重复性与收敛性。

5 在轨指向修正情况

火星环绕器发射后第五天进行了在轨修正，在阿根廷站发送高增益天线Xd轴驱动+0.4°指令。如图13所示，修正后AGC差值增加了1.6 dBm。
图 13 应答机28日AGC遥测差值图

Fig.13 AGC telemetry difference diagram of the transponder on the July 28th, 2020

阿根廷站上行遥控信号方面，应答机A接收的最大AGC遥测值为−74.281 dBm，应答机B接收的最大AGC遥测值为−105.277 dBm(当超出105.000 dBm时，应答机AGC精度变差)，AGC的差值为30.996 dB。
佳木斯站上行遥控信号方面，应答机A接收的最大AGC遥测值为−70.026 dBm，应答机B接收的最大AGC遥测值为−103.464 dBm，AGC差值33.438 dBm。此时，环绕器指向地心与指向地面站最大夹角为0.21°，对应高增益天线的增益变化为0.590 dBm，由此得出指向轴向增益的AGC为33.438+0.590=34.028 dBm，与34.100 dBm(理论最大值)相差约0.100 dBm ，0.100 dBm的增益误差对应的角度偏差远小于0.10°(因为天线方向图在主瓣中心附近斜率陡峭，0.10 dBm ≈ 0.02°~0.03°)。并且从图14可以看出，除了地面站天线处于低倾角状态外，应答机A的AGC遥测值变化平稳。
图 14 应答机A的28日AGC遥测图

Fig.14 AGC telemetry value of Transponder A on the July 28th, 2020

6 结束语

火星环绕器正常接收上行遥控信号，依靠自身双通道AGC遥测数据变化和近地飞行轨道特性，通过数据迭代，反演出环绕器2.5 m二维驱动指向高增益天线的在轨指向偏差达0.40°。通过在轨指向修正，使高增益天线在空间的指向偏差控制在0.10°以内，将链路增益提高2.0 dBi以上。该在轨指向修正方法的成功实现，为后续类似空间大口径天线的指向标定提供了方法借鉴和参考。

References

Publishing order | Descend order by publishing year | Descend order by cited within
1
熊亮, 王锦清, 孙骥, 等. 深空探测器大口径天线指向在轨标定方案[J]. 深空探测学报, 2018, 5 (6): 554- 560.

DOI

XIONG L, WANG J Q, SUN J, et al. The calibration of deep space exploration spacecraft antenna beam direction[J]. Journal of Deep Space Exploration, 2018, 5 (6): 554- 560.

DOI

2
SHAMBAYATI S, MORABITO D, BORDER J S, et al. Mars reconnaissance orbiter Ka-band(32 GHz) demonstration: Cruise phase operations[C]. Space Ops Conference, Rome, Italy, June 19—23, 2006.

3
王锦清, 徐明辉, 熊亮, 等. 嫦娥四号中继星4.2 m天线在轨指向标定[J]. 中国科学(物理学 力学 天文学), 2019, 49(12): 140-146.

WANG J Q, XU M H, XIONG L, et al. In-orbit pointing calibration of the 4.2 m antenna on CE4 relay star satellite[J]. Chinese Science (Physics, Mechanics, Astronomy), 2019, 49(12): 140-146.

4
李金岳, 牛俊坡, 王伟, 等. 深空探测高增益天线在轨定标系统及方法[P]. CN201810683929.7.

LI J Y, NIU J P, WANG W. In-orbit calibration system and method for high-gain antennas in deep space exploration: China[P]. CN201810683929.7.

5
KISTOSTURIAN H. On-orbit calibration of satellite antenna-pointing errors[J]. IEEE Transactions on Aerospace& Electronic Systems, 1990, 26 (1): 88- 112.

DOI

6
RAHMAN F. Boresight pointing calibration of communication satellite through in-orbit antenna tests[J]. IEEE Transactions on Instrumentation& Measurement, 1993, 42 (2): 553- 556.

DOI

7
MUKAI R, HANSEN D, MITTSKUS A, et al. (2017). Juno Telecommunications(Revision A; DESCANSO Design and Performance Summary Series, Article 16). Jet Propulsion Laboratory, National Aeronautics and Space Administration.

8
王民建, 朱新波, 何春黎, 等. “天问一号”环绕器测控数传通信系统设计与验证[J]. 深空探测学报（中英文）, 2023, 10 (1): 28- 36.

DOI

WANG M J, ZHU X B, HE C L, et al. Design and verification of TT&C and data transmission integrated system for Tianwen-1 mars orbiter[J]. Journal of Deep Space Exploration（Chinese& English）, 2023, 10 (1): 28- 36.

DOI

9
李海涛, 冯贵年, 朱智勇. 深空测控应答机技术[M]. 北京: 清华大学出版社, 2014: 145-157.

10
张顺波, 任红宇, 靳春帅, 等. 火星环绕器高增益天线在轨热设计及波束指向影响分析[J]. 深空探测学报（中英文）, 2023, 10 (1): 44- 51.

ZHANG S B, REN H Y, JIN C S, et al. On-orbit thermal design and beam pointing error impact analysis of high gain antenna of mars orbiter[J]. Journal of Deep Space Exploration（Chinese& English）, 2023, 10 (1): 44- 51.

11
吴伟仁, 李海涛, 李赞, 等. 中国深空测控网现状与展望[J]. 中国科学: 信息科学, 2020, 50 (1): 22.

WU W R, LI H T, LI Z, et al. Status and prospect of China’s deep space TT&C network[J]. Scientia Sinica Informationis, 2020, 50 (1): 22.

Options
Outlines

/

〈 〉