3.2　空间段描述

空间段有两个主要方面。一方面是卫星星座的轨道状况和在轨定位，另一方面是在轨卫星的特点。下面描述每个方面。

3.2.1　GPS卫星星座描述

GPS官方基本星座由6 MEO轨道面上的24颗卫星组成，称为基线24轨位星座。多年来，美国空军一直在运营一个超过基本星座卫星数量的星座。2011年6月，美国空军正式引入了一个可扩展的24轨位星座，其中24个基准轨位中的3个被扩展为包含两颗卫星。也就是说，在3个扩展轨位上有2颗卫星，从而产生了最多27颗卫星的扩展GPS星座。这种新的配置导致世界大部分地区的覆盖率和几何性能得到了改善[1]（11.2.1节讨论其几何性质），额外（超过27颗）的卫星通常放置在预计在不久的将来需要更换的卫星边上。

在24轨位基线GPS星座中，卫星被放置在以地球为中心的6个轨道面上，每个平面上有4颗卫星。GPS卫星的标称轨道周期是半个恒星日或11小时58分钟[2]，这使得卫星的轨道半径（即从地球质心到卫星的标称距离）约为26600英里。卫星轨道近似为圆形，与赤道面的标称倾角为555。轨道面在赤道上空等距分布，间隔为606。这种卫星星座提供了连续的全球用户导航和测定时间的能力。

图3.1中描述了基线24轨位GPS星座的空间视图，图3.2显示了UTC（USNO）时间为1993年7月1日0000时，卫星轨道的平面投影。我们可以把轨道视为一个环，图3.2中展开了每个轨道并把它平放在一个平面上。同样，对于地球的赤道来说，它就像一个投影到平面上的已打开的圆环。每个轨道的斜率代表其相对于地球赤道面的倾角，标称值是555。图3.2中描述的是构成可扩展星座基础的3个轨位。注意，有两颗卫星的扩展轨位（如图3.2中的白色所示）取代了原来的单卫星基线轨位。

轨道面相对于地球的位置由右旋升交点（RAAN）定义，而在轨道面上的卫星的位置是由纬度参数定义的。RAAN是卫星向北运动时轨道与惯性空间中的赤道面的交汇点。

基线和可扩展的24轨位GPS星座的轨位分配在文献[3]中给出，并且如表3.1和表3.2所示。表3.1和表3.3中定义了标称的、几何间隔合理的GPS 24轨位基线星座。可扩展星座的轨位用表中的星号标出，底部显示了扩展配置的参数。

几种不同的命名法被用来代表在轨卫星。第一种命名法是给每个轨道面（即A、B、C、D、E和F）分配一个字母，给每颗卫星在一个平面中分配一个从1到4的数字。因此，称为B3的卫星指的是轨道面B中的3号卫星，如表3.2所示，B1、D2和F2轨位是可扩展的。对于扩展轨位，附加到字母/数字代号的F或A表示卫星是在扩展轨位的前面或是在扩展轨位的后面（例如，当B1是扩展轨位时，B1F是位于前面的卫星，B1A是位于后面的卫星）。第二种命名法是由美国空军分配的NAVSTAR卫星编号，它采用空间飞行器编号（SVN）的形式。编号（SVN）60是指第60号NAVSTAR卫星。第三种命名法是按照卫星上安装的伪随机码生成器命名。每颗卫星的伪随机码生成器配置都是唯一的，以产生独特的导航广播信号。因此，卫星可通过它生成的PRN码加以识别。有时，在卫星的生命期内，对一颗卫星的SVN的分配可能发生变化（GPS卫星信号将在3.7节描述）。

3.2.2　星座设计指南

本节介绍称为基线24轨位星座的标称GPS星座的制约因素和考虑因素。3.2.2.1节详细介绍原24轨位星座的主要考虑因素，3.2.2.2节讨论在基线星座中增加3颗卫星的能力，新的星座称为可扩展24轨位星座。

如2.3.2节中讨论的那样，几方面的因素会影响GPS星座设计。一个主要的优化参数是几何特性对导航精度的影响；星座设计必须确保卫星几何结构足够多样化，以便为世界各地的用户提供良好的可观测性。这种几何结构是通过一个称为精度因子（DOP）的参数来衡量的，详见11.2.1节中的描述。几十年来，人们一直在对不同的卫星配置进行取舍。有些研究调查了在3个轨道面上使用30颗卫星及地球同步卫星的作用。这项工作大多数是用一个假设所有卫星都是健康的和正常运转的标称星座来完成的，但是更复杂的研究还考虑了卫星故障。单颗或多颗卫星故障提供了一个从几何特性方面考虑优化性能的新维度。另一个总体设计考虑是地面站的卫星可视观测性，以保持卫星的星历和数据的上传。

3.2.2.1　基线GPS星座

本节介绍选择基线24轨位GPS星座时的主要权衡。2.3.2.3节中讨论7种星座的设计考虑，这里重点讨论在完成基线GPS星座时所做的取舍。

由于需要全球覆盖和不断变化的几何多样性，因此排除了使用同步轨道卫星进行导航的必要性。然而，在具备足够轨道倾角的条件下，理论上可以使用由地球同步轨道卫星组成的星座来提供包括两极在内的全球覆盖。其中一个不利于使用倾斜同步轨道星座提供全球覆盖导航考虑是，相对轨道高度更低的地球卫星，同步卫星需要在地表提供必要的功率通量密度，进而需要增大卫星功率（及需要增加有效载荷的质量）。另一个衡量使用倾斜GEO卫星进行导航的因素是地球轨道相关的监管协调问题。因此，全球覆盖、几何多样性和实际考虑带来的约束，导致GPS卫星导航星座最终选择了倾斜LEO或MEO轨道。

至少（卫星）六重覆盖带来的限制及需要最小化星座的规模来降低成本，使得理想的GPS星座轨道向更高的高度发展。即使是对GPS这样的小卫星来说，单颗卫星的成本也超过1亿美元[4]，星座大小的差异导致MEO轨道更接近理想的选择。初步估算显示，LEO与GEO相比，要提供必要的六重覆盖，需要增加一个数量级以上的卫星，加上发射成本，LEO和MEO之间的总成本差异是数十亿美元。此外，从精度因子的角度看，LEO星座与MEO相比，几何特性更差。在LEO和GEO由于轨道高度证明不可取的情况下，MEO的轨道高度被确定为GPS优先选择的对象。最终，人们为GPS选择了周期约为12小时的倾斜轨道。这是在覆盖、DOP特性和成本等限制下的最好折中。确切的标称轨道高度选择了20182km（轨道半径为26560km），形成了半个恒星日的轨道周期。这个轨道高度具备包括每天重复的地面星下点轨迹、相对较高的高度等一些令人满意的特性，这反过来又产生了良好的DOP特性，以及需要相对较少的卫星数量以提供导航覆盖所需的冗余。的确，由于谐振问题，GPS 12小时周期的轨道高度与20000～25000km的其他轨道高度相比，所需的轨道保持任务更加频繁。该问题将在2.3.2.1节中讨论。其他卫星导航系统（如Galileo）的架构从星座设计考虑的角度出发，对MEO星座的精确轨道高度稍微做了修改（Galileo系统将在第5章中讨论）。

出于对鲁棒性的考虑，人们希望在一个平面上放置多颗卫星，而不是常见的Walker星座，Walker星座可以使用不同轨道面上的数量更少的卫星提供同样的覆盖（见2.3.2.2节结尾处的讨论）。最终，GPS选择了6个轨道面、每个轨道面4颗GPS卫星的配置。按照Walker的结果，每个轨道面的倾角为555，轨道面在赤道周围按照右旋升交点赤经以606的间隔等距分布。卫星在平面上不是等距分布的，在考虑到可能出现的失败，可以通过轨道面之间存在的相位偏差来改进星座的DOP特性。一些设计的选择也受到目前看来不再相关的历史约束的影响。例如，在1986年的发生的“挑战者号”灾难前，原来的计划是使用航天飞机来部署GPS星座，因此GPS星座可以被认为是一个定制的Walker星座。

3.2.2.2　可扩展的GPS星座

尽管GPS基线星座包括24个轨道位置，但美国空军今天在轨道上保持着超过24颗卫星。这是2011年由表3.1和表3.2中显示的可扩展24轨位星座的定义正式确认的[1, 3]。额外的3个轨位被添加到3个交替的轨道面（B、D和F）上。这3个轨道面上的4个轨位之一可以被扩展成两个轨位，分别位于原基线轨位的前部和尾部。这样做的想法是，只将一颗基准卫星重新放置在附近的轨位上，并且在该轨道面上增加一颗卫星，美国空军就可将一颗、两颗或三颗卫星加到基线星座上。图3.2以图形方式描述了扩展轨位。

今天，美国空军在太空中部署了超过27颗卫星的可扩展星座配置。在本书截稿时，共有31颗GPS卫星在轨运行。轨道上的卫星数量越多，星座所提供的精度和鲁棒性就越高。这是由两个事实所决定的。GPS卫星的寿命比它们的设计寿命要长得多，美国政府一直在努力维持其对全球GPS星座大小的承诺。特别是，美国政府承诺保持24颗具有95%置信度的卫星和21颗具备98%置信度的特定轨位的卫星，并在标准定位服务性能规范和精准定位服务性能规范中正式记录了这两项承诺[3, 5]。为了履行对世界的承诺，美国政府以高度重视的态度安排了卫星的采购和发射。

3.2.3　分阶段发展的空间段

从20世纪70年代中期开始，控制段和空间段多年来一直在持续地发展。这一发展过程始于概念验证阶段，并逐渐发展到几个生产阶段。与每个发展阶段相关联的卫星称为卫星代块。每个阶段和卫星代块的特征将在以下各节中介绍。

3.2.3.1　卫星代块的发展

迄今为止已开发了七代卫星。最初的概念验证卫星称为Block I。最后一颗原型Block I卫星于1995秋淘汰。Block II卫星是最初的生产卫星，而Block IIA是升级后的生产卫星。除一颗Block I卫星发射失败外，所有Block I、II和IIA卫星均被发射并正常退役。作为替换卫星，Block IIR卫星已部署完毕。Block IIR的现代化版——Block IIR-M卫星也已成功发射。作为后续和支撑卫星，Block IIF卫星也已在轨运行。在撰写本文时，计划于2018年发射第一颗GPS III卫星[6]。由于只是在在轨卫星出现故障时才进行卫星发射，所以卫星的发射日程很难预测，尤其是当大多数卫星的寿命超过设计寿命时。在撰写本文时，星座由31颗正常运行的卫星组成[7]。表3.4中描述了当前卫星星座的配置。因此，对于当前优化的星座，每个轨道面上不均匀地分布了多达7个轨道位置，其中一些卫星在距离预测近期故障卫星相对较近的地方提供冗余的覆盖（如扩展的残余/测试或辅助轨道位置）[8]。

残余/测试被定义为具备部分功能但信号不用于PNT求解的卫星。辅助轨位中的卫星广播GPS信号，但不属于24个基本卫星轨位。大多数辅助卫星可以全职地供用户使用，但与已知故障组件的其他卫星“配对”，以便在一对卫星中的一颗卫星出现意外故障时，将其对用户的影响降至最低。只有在仍然能够向用户提供预期的性能水平，不降低整个星座的质量，并且不存在无法进行适当处置的危险时，一颗卫星才能作为在轨辅助卫星。

由于星座的状态不断发生变化，因特网是当前状态信息的最好来源，其中之一是美国海岸警备队导航中心运营和维护的网站[7]。

3.2.3.2　导航载荷综述

导航有效载荷负责在L1、L2和（从Block IIF开始的）L5载波频率上生成测距码和导航数据，并发送给控制段和用户段。对导航载荷的控制是通过跟踪、遥测和控制（TT&C）链路从CS接收数据的。导航载荷只是空间飞行器的一部分，其他系统负责姿态控制和太阳能板指向等功能。图3.3中显示了导航有效载荷的通用框图。原子频率标准（AFS）是用于生成由载荷传输的非常稳定的测距码和载波频率的基础。每颗卫星都包含多个AFS以满足任务可靠性的要求，但在某个固定时刻只有一个AFS在工作。AFS在其固有频率下工作，频率合成器锁相于AFS，生成10.23MHz的基准频率，该基准频率作为有效载荷内的授时基准，用于测距信号和发射频率的生成（注意，实际产生的参考频率被加以调整以补偿相对论效应，这将在10.2.3节中讨论）。Block IIF中的导航数据单元（NDU）[在Block IIR、IIR-M和GPS III的设计中称为任务数据单元（MDU）]包含了测距码生成器，它生成表3.5中列出的信号（每个测距码和导航电文的细节将在3.7节提供）。NDU/MDU还包含一个处理器，它存储CS上传的包含导航电文的多天数据，并确保提供最新的导航信息数据。组合好的基带测距码发送到L波段子系统，然后将它们调制到L波段的载波频率，并且经过放大后传输给用户。L波段系统包含许多组件，包括L1、L2和L5（仅限于Block IIF和GPS III）发射机及相应的天线。NDU/MDU处理器还为在卫星间通信的星间链路的发射机/接收及Block IIR、IIR-M和IIF卫星测距提供接口。这种星间链路接收机/发射机使用单独的天线和馈源系统[注意，这些卫星具备星间测距功能（这种功能被标识为AutoNav），但是美国政府已决定在CS上不增加这种能力]。如前所述，卫星的基本和二级有效载荷分别是导航和核爆检测（NUDET）。两颗Block IIA卫星偶尔携带额外的有效载荷，如用于卫星激光测距（验证预测星历）的激光反射器。美国空军正计划在GPS III第11号卫星以后的有效载荷上增加激光反射器和应急预警卫星系统（DASS）[10]。

3.2.3.3　Block I初始概念验证卫星

Block I卫星是用于验证初始GPS概念的原型。这些卫星展示了通过移动的伪距发射机实现导航的可能性，原子钟可以在空间运行，动量管理可以通过磁性装置实现，热控制可以通过动量轮的转向角反应完成，卫星能够在恶劣辐射环境（即范艾伦带）的中地轨道上飞行。10颗卫星全部被发射。Block I卫星由罗克韦尔国际公司制造，1978-1985年从加利福尼亚范登堡空军基地发射。星载存储能力支持大约3.5天的导航电文。导航电文数据传送周期为1小时，有效期为此后的3小时。所有的Block I卫星都携带3台铷原子频率标准（AFS），从第4颗卫星开始，还携带1台铯原子钟。这些卫星的设计平均任务时间（MMD）为4.5年，设计寿命为5年，库存消耗品（如燃料、电池和太阳能电池板）的寿命为7年。在第一批卫星上，AFS故障很常见，这就要求寻找第二家原始供应商，造成了两种不同的AFS技术需要同时飞行以确保任务成功的理念。另一个发现是，存储导航信息数据的星载存储器非常容易受到电离辐射粒子碰撞所引起的单个事件翻转。当时，所有的操作人员都接受了训练以识别这种情况，并通过向卫星上传新的导航数据来快速纠正错误。一些Block I卫星的运行寿命是设计寿命的2倍多。图3.4中显示了Block I卫星的照片。

3.2.3.4　Block II——初始的正样卫星

Block I卫星的在轨运行提供的宝贵经验，导致了Block II业务卫星的子系统设计中的若干重大能力改进（见图3.5）。这些改进包括抗辐射的增强，防止宇宙射线等事件引起的随机记忆破坏，以提高可靠性和生存能力。除了这些改进，还引入了其他一些改进，以支持GPS正式运营的系统要求。虽然大多数改进都只影响控制段与空间段的接口，但有些也影响用户信号接口。以下是一些重大变化。为了提供安全保障，添加了选择可用性（SA）和反欺骗（AS）等功能（SA于2000年5月1日停用，且美国无意再次启用SA[1]）。在某些错误条件下，增加了自动错误检测功能，提高了系统的完整性。检测到这些错误状况后，将转换到一个非标准的PRN码进行传输，以防止继续使用被损坏的信号或数据。9颗Block II卫星由罗克韦尔国际公司制造，第一颗卫星于1989年2月从佛罗里达州卡纳维拉尔角空军基地发射。星载导航电文存储容量是为14天任务周期设计的。在姿态和速度控制系统中，卫星实现了自主的星载动量控制，消除了地面干预进行动量释放的需要。星上配备了两套铯钟和两套铷钟（AFSS）。这些卫星的设计目标如下：平均任务时间（MMD）为6年，设计寿命为7.5年，可扩展消耗品（如燃料及电池寿命和太阳能电池板的发电能力）为10年。最后一颗Block II卫星SVN 15经过15.84年的运营服务，于2006年8月终止服务。Block II的平均寿命为11.92年。

3.2.3.5　Block IIA——升级后的正样卫星

Block IIA卫星与Block II卫星非常相似，但是进行了许多系统改进，使得运行周期延长到180天（见图3.6）。星上导航数据存储能力经测试后确保了180天的存储周期。大约在轨运行的第一天里，导航电文数据以2小时的周期广播，并在4小时内有效。对于前14天的其余部分，导航电文数据以4小时的周期广播，并在6小时内有效（额外两小时）。在最初的14天后，导航电文数据广播周期从6小时延长到144小时。有了这种额外的星载存储保持能力，卫星就可以连续工作6个月而无须地面联系。然而，随着时间的推移，运行控制系统（OCS）星历和时钟精度预测以及导航电文数据的准确性会逐渐下降，在180天里，位置误差会增大到10000m球形概率误差（SEP）。由于没有一般的星载处理能力，不可能更新存储的参考星历数据。因此，只有当OCS正常运行并每天上传导航信息时，整个系统的精度才能得到保证。Block IIA的电子设备都是抗辐射的。19颗Block IIA卫星由罗克韦尔国际公司制造，第一颗卫星于1990年11月从佛罗里达州卡纳维拉尔角空军基地发射，最后一颗卫星于1997年11月发射。Block IIA卫星的预期寿命与Block II卫星的相同。最后一颗运行的Block IIA卫星SVN 23的工作寿命超过25年，并于2016年1月25日退役。GPS II/IIA的URE性能在几年内的平均值为1.1m或更优，轻松超过6m的要求指标。Block IIA卫星的平均寿命为17.3年。

3.2.3.6　Block IIR——补给卫星

GPS Block IIR（补给）和GPS Block IIR-M（现代化补给）卫星（见图3.7）目前是GPS星座的中枢。自1997年以来，所有21颗IIR卫星都已发射（第一颗IIR卫星在当年早些时候的一次助推器故障中丢失）。洛克希德·马丁公司制造并支持这些卫星的运行。

在1989年签订合同后，开始开发Block IIR卫星，它们是与Block II和Block IIA卫星完全兼容的升级/替换卫星。这些卫星支持所有的基本GPS功能：在L1上使用C/A 和P(Y)码，以及在L2上使用P(Y)码的L波段广播信号，超高频（UHF）星间交联能力，用于稳定卫星总线平台的姿态确定系统，用于卫星在星座中的在轨位置的反应控制系统，以及支持卫星运行的足够电力。

Block IIR卫星有两个版本。首先介绍经典的IIR及其AFS、自动管理、可重编程和改进的天线帆板。本节稍后介绍现代化IIR（IIR-M）的特性。

1. 传统IIR

基准（非现代化的）GPS Block IIR有时称为传统IIR。Block IIR卫星的设计支持6年的MMD、7.5年的设计生命及10年的库存消耗品（如燃料、电池寿命和太阳能电池板发电能力）。截至2017年初，在由31颗卫星组成的运行星座中，有12颗IIR和7颗IIR-M卫星，第20颗卫星处于存储状态。在撰写本文时，最古老的IIR卫星（SVN 43）的寿命已超过19年，是其设计和可扩展生命周期需求的几倍。在可用性、准确性和生命周期方面[11-13]，该卫星在星座中一直表现得最好。图3.8中显示了主要的IIR卫星组件。

2. 下一代原子频率标准

所有的IIR卫星都配备了3台下一代铷原子频率标准（RAFS）。IIR设计包含一个显著增强的物理包，可以提高稳定性和可靠性[14]。

RAFS铷钟的MMD寿命是7.5年。它与一个冗余的电压控制的VCXO和软件功能相结合，成为所谓的守时系统（TKS）。TKS组合提供了一个定时调优功能，以稳定和控制时钟性能。到目前为止，只有两个RAFS需要激活备份，但这两个单元仍然可以使用。因此，仍有40个备用的RAFS可以使用。

3. IIR的精度

准确的星载原子钟AFS是提供良好GPS PVT精度的关键[11]。IIR规范要求在使用RAFS时，IIR的总用户测距误差（URE）值应小于2.2m（URE是来自控制段和空间段的伪距误差）。在最近几年，GPS IIR的URE性能平均约为0.8m或更好[15]，因此很容易地超越了所需的规范。

此外，在计算IIR的轨道时，MCS中使用的太阳压力模型（与最初的II/IIA模型相比提高了一个数量级）有明显改善[16, 17]。这增大了地面上的星历模型的准确性。

4. 改进的自主操作性

Block IIR SV的高级功能包括一个名为REDMAN的冗余管理系统，它监控总线子组件功能，并提供警告和组件切换以维护SV的健康。

Block IIR使用镍氢（NiH2）电池，不需要重新调整，因此不会增加操作人员的负担。

出现月食时，太阳能阵列板的自动指向是通过星载轨道传播算法实现的，以便在月食过后能够平稳地重新指向太阳。这为L波段信号提供了一个更稳定、更可预测的SV总线平台和指向。

Block IIR具备扩展的非标准代码（NSC）能力，以保护用户不受虚假信号的影响。它可以自动启动，以便对最有害的在轨RAFS和电压控制晶体振荡器（VCXO）的不连续性进行检测。

5. 可重编程能力

在卫星上有多台可重编程的计算机：冗余卫星总线飞行器处理器单元（SPU）和冗余导航系统任务数据单元（MDU）。可重编程能力允许控制段的操作者将飞行软件的更新上传到在轨卫星上。这个功能已在几个在轨实例中使用。

SPU配备了新的滚动缓冲器，即使在不与控制段连接的情况下，也可以存储卫星高速遥测数据以便卫星正常运行。星载软件还可通过指定的遥测行为触发，以便处理原始卫星设计之外对卫星的自主重新配置。

为MDU提供了诊断缓冲区，以便详细了解TKS的行为。它还具有重启功能，可将当前的TKS参数保存到一个特殊的内存区域，并在新程序加载后重新使用。这个功能使得从新的程序加载恢复所需的时间减少了约4小时。MDU软件也进行了升级，以支持IIR现代化，增加了选择可用性/防欺骗模块（SAASM）功能，增加了在轨存储缓冲区和许多其他改进。

6. 改进的天线面板

通过内部研发工作，洛克希德·马丁公司完成了新的L波段和UHF天线元件设计[18]。图3.9中显示了所有12个改进的天线面板的L1信号在新天线面板广播模式下的平均方向图（卫星专用方向图及卫星专用方向特性和相位数据，获取链接为http://www.lockheedmartin.com/us/products/ gps/gps-publications.html）。在地面上接收的新的L1功率（地球服务；空间服务是超出地球边缘的信号）至少为-154.5dBW（在地球边缘接收的功率，与目前典型的-155.5dBW的IIR性能相比），在地面上接收到的新的L2功率至少为-159.5dBW（在地球边缘接收的功率，与目前典型的IIR性能-161.5dBW相比）。这为用户提供了更强的信号功率。12个传统IIR中的最后4个和所有现代化的IIR都配备了改进的天线面板。

7. Block IIR-M——现代化的补充卫星

从2005年开始，GPS IIR-M开始提供新的军民服务[19, 20]。IIR-M是将现代化功能带到多年前建造并放入存储器中直到发射所需的IIR卫星的结果。这个现代化项目是利用现有的太阳能阵列能力、可用的机载处理器余量及可用的卫星结构能力完成的。

8颗Block IIR卫星完成了现代化改造。这些卫星在2005年底和2009年底之间发射升空。发射后，第一颗IIR-M卫星开始播发第一批现代化信号。2009年9月，开始对在新的默认民用导航（CNAV）信号L2C上的电文进行测试[21, 22]。随着控制段的逐步升级，完成了对信号和数据广播等附加测试。每日CNAV上传始于2014年底。

8. 现代化的信号

新增的L波段信号和增强的L波段功率显著改善了全球用户的导航性能。提供了3个新的信号：L1和L2上的两个新的军码（表示为M码），以及L2上的一个新的民码。新的L2民用信号L2C是在L1 C/A上改进的信号序列，它使得民用用户能够进行电离层误差校正。新的信号结构完全向后兼容于现有的L1 C/A、P(Y)和L2 P(Y)。M码为授权用户提供更强的信号安全性（详见3.7.2.3节）。

9. 现代化的硬件

新的导航单元包括一台重新设计的L1发射机、一台重新设计的L2发射机以及新的波形生成器/调制器/中频功率放大器/直流-直流转换器（统称为WGMIC，见图3.10）。WGMIC是将全新的波形生成器与L1信号调制器/中间功率放大器（IPA）、L2信号调制器/IPA和直流-直流转换器的功能耦合在一起的新型设备。波形生成器提供了许多新的现代化信号结构，并控制新发射机的功率设置。为了管理这些高功率箱的热环境，结构面板中加入了散热管。洛克希德·马丁公司已成功地在其他配备这种热控机制的卫星上使用了类似的散热管。

本节前面讨论的改进型IIR天线面板也安装在所有8颗IIR-M卫星上（各种IIR卫星和天线面板的版本参见表3.6）。这为用户提供了更高的信号功率。天线重新设计工作是在现代化决定之前开始的，但是显著改进了新的IIR-M特性。L1和L2两个频率的L波段功率都有所提高。接收到的L1功率至少被翻倍，在较低的仰角时接收L2的功率增加了至少4倍[18]。

3.2.3.7　Block IIF——后续的补充卫星

1995年，美国空军的GPS JPO发布了关于卫星的一套征求方案请求文件（RFP），以支撑称为Block II后继或IIF的GPS星座的研发。RFP还要求方案中包含为运营IIF卫星而必须对GPS控制段进行的修改。虽然服务的持续性是必要的，但IIF卫星采购使得美国空军有机会在IIR卫星的能力和改进之外为系统增加新的信号和额外的灵活性。需要一个L2上的新军用捕获码，以及在现有1227.6MHz L2频率的102.3MHz带宽内选择新的民用L5信号。L5频率最终选为1176.45MHz，它位于受航空无线电导航服务保护的频带内（L5信号特征将在3.7.2.2节中描述）。

RFP还允许要约人在提案评估过程中额外提供最优的价格。波音公司（当时的罗克韦尔公司）在其提案中包含了几个最有价值的功能，并于1996年4月获得了IIF合同。其中一些特征能够改善服务性能，包括自动导航模式下3m或更小的URE，使用UHF星间链路更新导航电文，使得URE的数据龄期小于3小时，并且AFS艾伦方差的设计性能优于规范所要求的指标。其他功能还支持在IIF卫星上增加辅助有效载荷，并通过更多地使用UHF星间链路通信系统来降低运营商的操作复杂性。

第一颗IIF卫星原计划于2001年4月发射。但是，由于Block II和IIA卫星的长寿命及IIR卫星的预计使用寿命，IIF卫星的发射日期被大大延后，导致美国空军决定直接对IIF卫星进行改进，于是完成了目前的设计。对于IIF卫星，在放弃Delta II运载火箭（LV）而选择更大的进化型可扩展运载火箭（EELV）作为主选对象时，正式进行了第一次改进。EELV的大型整流罩使得IIF卫星可以进行“大鸟式”改装，增大了卫星的体积、表面积、发电量和散热能力。与此同时，GPS现代化信号开发团队（GMSDT）进行了广泛的研究，以评估GPS所需的新功能，主要是增加新的军

用和民用测距信号。GMSDT是通过政府/FFRDC/工业团队组建的，以评估现有信号结构的不足，并推荐一个新的信号结构来解决调制和信号采集、安全性、数据消息结构和系统实施等关键领域的问题。今天的M码信号结构就是这些研究的成果之一。表3.7中给出了IIF卫星提供的测距信号的完整列表（3.7节中提供了所有GPS信号的细节）。应当指出的是，随着URE的不断完善，新的测距信号还在各自的导航电文中携带星钟偏移和星历数据的改进版，以消除原始导航电文的一些限制。

IIF卫星在空间飞行器和导航有效载荷设计中的原有灵活性和可扩展性，允许在未对IIF卫星的设计进行重大修改的情况下添加这些新信号。Block IIF卫星的扩展视图如图3.11所示。该图显示了空间飞行器子系统的所有组成部分，例如使天线指向地球、使太阳能电池板指向太阳的姿态确定和控制子系统，为卫星生产、调节、存储和分流直流电的电力子系统，允许MCS操作人员与在轨卫星通信并控制卫星的TT&C子系统。为了支持增大的发射功率导致的直流功率需求的增加，太阳能电池阵列从硅技术切换到更高效率的三结砷化镓技术。另外，必须修改散热设计以适应额外的变送器热负荷。除了维持质量和热平衡的某些调整，空间飞行器不需要其他改动。

Block IIF卫星的导航载荷包括两个铷钟AFS和一个铯钟AFS，符合双重技术备份的合同要求。这些AFS提供了生成高精度测距信号所需的严格频率稳定性。导航数据单元（NDU）生成所有基带格式的测距信号。最初的NDU设计包括一个备用插槽，允许在同一信号内添加M码和L5码。最初的NDU计算机的设计具有300%的扩展内存容量和300%的计算储备（吞吐量容限），因此有足够的储备来支持M码、L5及其他现代化要求的新导航电文的生成。计算机程序可在轨重新编程，并在上电时从板载EEPROM存储器加载，避免了与地面天线的大量接触时间。L波段子系统产生约350W的RF功率，用于传输表3.7中的三组信号。

Block IIF卫星的设计寿命为12年，MMD为9.9年。Block IIF卫星传输与IIR-M相同的信号，再加上L5。图3.12中给出了Block IIF卫星的在轨描述。最低点的侧面包含一套UHF和L波段天线，以及其他与以前的GPS卫星中非常相似的组件。

最初的IIF合同包括6颗卫星的基本采购合同及包含15颗和12颗卫星的双选合同，3颗卫星一组，可能共采购33颗卫星。美国空军行使选择权，购买了额外的6颗卫星，共购买了12颗卫星。第1颗IIF卫星于2010年5月发射，第12颗卫星于2016年2月发射。GPS IIF的URE性能范围是0.25～0.5m，再次轻松超越了3m的规定性能。

3.2.3.8　GPS III卫星

GPS III卫星（见图3.13）的设计已经完成，目前正在建造阶段，为全球军事和民用PVT用户提供新的功能。GPS III完全向后兼容现有的GPS功能，但加入了重要的改进及GPS未来的扩展能力。

GPS III的合同授予于2008年5月公布。卫星关键设计评估（CDR）于2010年8月成功完成[23]，这标志着GPS III设计阶段的完成。在撰写本文时，正在进行几颗卫星的生产，包括集成和测试（见图3.14），并且第一颗GPS III卫星已处于可以发射的状态。这些卫星由洛克希德·马丁公司、导航有效载荷分包商哈里斯公司（前身是ITT）、通信有效载荷分包商通用动力公司和许多其他分包商共同构建。

全新的可扩展GPS III设计基于洛克希德·马丁公司的A2100卫星平台及其悠久的传统。很多重要的元素源于GPS Block IIR和IIR-M卫星的成功，以及250多年的在轨性能累积。GPS III卫星设计本身具备在活跃的生产线中容纳成熟且可添加到卫星中的新的先进功能的能力，因此能够很容易适应新的要求或不断变化的要求，以服务于用户的未来需求。这包括增加一个新的民用信号（L1C），以便与其他GNSS星座广播的类似信号进行互操作（L1C特性见3.7.2.4节）。

1. 性能需求

在轨道上，与以前的所有GPS相比，GPS III卫星将提供更长的卫星寿命、更高的精度和更高的可用性。表3.8中小结了项目关键性能要求及与所有早期GPS版本比较的并行要求[24, 25]。根据工厂的测试结果，GPS III将达到或超过所有这些关键要求。

GPS III卫星要求具备12年的MMD和15年的设计寿命[24]。GPS III L波段信号由传统的L1 C/A、L1 P(Y)和L2 P(Y)以及现代化的L1M、L2C和L2M组成，并且全力支持新的L5和L1C民用信号。地面仰角为55以上时，GPS III M码接收信号功率将至少提高到-153dBW，对于IIR和IIF则为-158dBW。这将为紧要条件下的军事用户提供显著改善的服务。

导航精度是用户关心的主要问题之一。GPS Block II和IIA卫星需要满足7.6m的URE日常要求。在使用铷钟RAFS时，IIR要求在24小时内达到2.2m。IIF要求在24小时内满足3m的URE。GPS III要求在24小时内达到1.0m的URE要求，比目前运行的卫星高出2～3倍。

2. GPS III 设计综述

基本的GPS III SV设计可以通过描述各种元素和子系统来重点说明：导航有效载荷单元（NPE）、网络通信单元（NCE）、搭载有效载荷单元（HPE）、天线子系统单元和卫星总线元素及其子系统。图3.15是GPS III卫星的放大视图[24]，它显示了基本结构和概念组件的位置。每个元素和子系统的简要描述如下。

NPE包括有效载荷计算机[任务数据单元（MDU）]、L波段发射机（L1、L2、L3、L5）、原子频率标准（AFS）、信号合成器和信号滤波器。MDU集成了现代化IIR-M SV中首次引入的波形生成器功能[19, 20, 26]。GPS III MDU具有其他重要的高级功能，包括星载星历传播能力，可以使用每天非常小的导航上传量来为所有传统和现代化信号生成广播导航电文。

每颗GPS III SV都有三个增强的铷AFS单元（“钟”），这些单元是基于GPS IIR/IIR-M SV的强大传统构建的[14]。GPS III卫星还包括用于改进型或实验频率标准设计的第四个插槽，如氢钟。GPS III具有强大的操作和监控备份AFS的能力，包括实验AFS，用于稳定性测量和表征。冗余的时间系统回路允许独立操作精确的硬件/软件控制回路。这种能力是前几代GPS卫星都不具备的[27]。NCE为卫星提供通信能力。它由改进的星间链路转发器子系统（ECTS）、用于分配命令和收集遥测指令的轻型通信单元（TCU）及S波段单元组成。

HPE在GPS III上搭载了几个政府提供设备（GFE）的项目。天线子系统由覆盖地球的L波段天线面板（基于IIR-M技术[18,28]）、S波段天线和UHF天线组成。

卫星总线部分包括多个子系统：姿态控制子系统（ACS）、电力子系统（EPS）、热控子系统（TCS）、TT&C、推进子系统（PSS）和机械子系统（MSS）。下面重点介绍这些子系统。

ACS维护姿态信息并控制卫星的指向，如L波段天线面板通常指向地球，太阳能帆板指向太阳。它还控制推进子系统机动的推力方向。ACS由一组传感器和执行器组成：太阳传感器、地球传感器、惯性测量单元（IMU）、用于精确姿态控制的反作用轮、用于动量卸载的磁力矩杆、用于周期性定位的0.2磅力推进器，以及用于更加粗略卫星转移的 5.0磅推进器。

EPS为整颗卫星提供稳定的电力（包括在日食期间提供电力）。它由太阳能电池阵列、镍氢电池和功率调节单元组成。TCS将各个卫星部件的适当温度保持在安全范围内。它由绝缘体、反射器、加热器、散热器、热管和热敏电阻组成。

TT&C子系统由总线计算机[星载计算机（OBC）]、指挥和遥测与控制段的通信的上行链路/下行链路单元（UDU）、远程接口单元、部署设备控制和事件检测器组成。

PSS提供改变卫星位置和姿态的推力。它由用于发射后最终入轨的液体远地点发动机、用于大型在轨机动的5磅推进器以及用于姿态和轨位保持的0.2磅推进器组成。

MSS由基本的卫星结构、铰链和可展开元素组成。

3. GPS III的高级功能及其构建

GPS III为用户带来了远超目前GPS的新功能，特别是新的L1C信号。

GPS III是第一颗能够选择范围38～63内的伪随机数（PRN）来进行设置的GPS卫星。这允许突破当前GPS卫星的限制，在星座中包含超过32个有效的SV。这种能力符合最新的IS-GPS-200规范[29]，并可提高所有用户的定位精度和覆盖范围。

GPS III还可以携带第四个高级技术时钟。这可用作未来时钟设计的技术演示或在轨性能验证，对未来GPS星座精度的提高是至关重要的。

GPS III先进设计的核心是确保卫星提供的导航信号满足为用户生命安全应用定义的准则（如信号完整性和连续性），具体包括准确性、可用性和防止误导信号。这一能力由定位信号完整性和连续性保证（PSICA）要求定义。PSICA影响各种SV子系统，如OBC和NPE的设计[30]。

GPS III设计时考虑了新功能构建的能力。这是通过现代化的可扩展总线设计、活跃的部件供应商和分包商以及现有的生产线来实现的。目前已考虑在短期内整合许多重要的能力。

在GPS III的能力构建名单上，重要的一项是搜索和救援（SAR）有效载荷，称为SAR/GPS，它将紧急信标的遇险信号转发到搜救运行中心[31]。激光反射阵列（LRA）功能将使得科学家能够精确测量GPS III卫星的轨道，从而更加精确地模拟地球引力场和狭义相对论效应[10]。

目前其他计划中的改进措施也在设计实现中。数字波形生成器（DWG）将取代模拟盒，从而创建能够在轨生成新导航信号的全数字导航有效载荷。锂离子电池将降低卫星质量并提供更好的EPS性能。此外，还将增加M码功率，为军方提供更高功率的现代化信号。

4. 新的L1C信号

GPS III将成为首颗广播新L1C信号的GPS卫星[32, 33]（3.7.2.4节中包含L1C信号的技术细节）。这将是（除L1 C/A、L2C和L5外的）第四个民用信号，并且实现了第二代CNAV-2现代化导航信息。这个信号与其他卫星导航系统[如欧洲的Galileo系统、日本的准天顶卫星系统（QZSS）和中国的北斗系统]实现互操作（即在射频上兼容）[3.7.2节中将讨论与这些系统的L1C互操作性（即频谱兼容性）]。

与其他现代化的GPS信号一样，新的L1C信号结构提供了改进的信号捕获和跟踪能力，以及更快的数据下载和更精确的测距信号。它在L1频率上引入了现代化的结构。

L1C的优点包括准确性、捕获和跟踪能力的提高。电文中的附加数据位提供了CNAV-2电文的更高PNT精度。总体而言，全球的导航和定时用户将从GPS广播的L1C信号中受益。

5. 探路者卫星和模拟器

GPS III非飞行卫星试验台（GNST）是GPS III项目的探路者单元[34]。作为降低GPS III的风险的平台，它在一个GPS III卫星的全尺寸版本上装载了功能齐全的非飞行单元，以及可以运行的飞行软件。它为工厂和发射场提供物理配合检查，以及电气和飞行软件功能验证。这是工厂组装与测试程序开发和验证的重要平台。该平台显著降低了卫星装配、发射前操作和能力重构的风险。它现在将作为GPS III项目整个生命期的长期测试平台，支持卫星级验证、地面的早期验证、测试设备，以及早期确认和卫星运输业务的预演。

一些高保真和低保真GPS III模拟器已经开发和交付，包括位于卡纳维拉尔角的GPS III空间飞行器模拟器（G3SS）、卫星总线实时模拟器、综合软件接口测试环境（InSite）及卫星子系统模型和模拟（SVSMS）。这些模拟器在硬件和软件实现方面为地面和卫星系统检测、启动准备和卫星在轨维护提供了支持。

6. 目前的状态

第一个GPS III空间飞行器已完成设计认证及环境测试，现已具备发射条件，这标志着GPS性能和能力新纪元的开始。它将具有先进的和可扩展的功能，并将为GPS用户提供更高的性能。GPS III将提供PVT服务和先进的抗干扰能力，在全球范围内提供卓越的系统安全性、准确性和可靠性。

GPS III将维持GPS星座，取代那些超过预期寿命的传统卫星。不管是民用用户还是军用用户，都将受益于GPS III未来几十年的改进性能和先进能力。GPS III的能力，包括新的L1C信号、更高的信号功率、更高的精度、更长的卫星寿命和更高的信号可用性，将使得GPS保持全球卫星导航系统的黄金标准[35]。