趙錦瑾，劉智惟，沈利軍

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

0 引言

隨著航天飛行器復(fù)雜度和電子化程度的不斷提高，飛行器需要向地面?zhèn)鬏數(shù)臄?shù)據(jù)量隨之急劇增大。無(wú)線通信是航天飛行器與地面之間進(jìn)行數(shù)據(jù)交互的主要途徑之一。高碼率、數(shù)字化的箭地?zé)o線通信傳輸是解決飛行器與地面之間數(shù)據(jù)交互的重要手段[1～5]。

航天飛行器所處的空間電磁環(huán)境復(fù)雜多變會(huì)對(duì)無(wú)線電信號(hào)產(chǎn)生干擾。無(wú)線電波經(jīng)過大氣層傳播時(shí)，大氣層介電特性的不均勻性、大氣湍流、電離層閃爍等眾多因素，也會(huì)對(duì)無(wú)線電信號(hào)產(chǎn)生干擾，同時(shí)引起無(wú)線電信號(hào)的多徑效應(yīng)，不利于箭地?zé)o線通信，尤其是高碼率無(wú)線通信的正常工作。因此，箭地?zé)o線通信的可靠性問題，對(duì)箭上狀態(tài)監(jiān)控及數(shù)據(jù)分析至關(guān)重要。為了提高箭地?zé)o線通信的可靠性，應(yīng)當(dāng)對(duì)無(wú)線通信數(shù)字信號(hào)中出現(xiàn)的差錯(cuò)進(jìn)行控制。圖1為航天飛行器箭地?zé)o線通信示意。

圖1 航天飛行器箭地?zé)o線通信示意Fig.1 Telemetry between Aerospace Crafts and Ground Stations

相對(duì)于現(xiàn)役型號(hào)2 Mbit/s以下碼速率而言，近年逐漸推廣應(yīng)用的5 M碼率和10 M碼率屬于高碼率范疇。在2 M碼率遙測(cè)傳輸時(shí)，鏈路余量較大，不需要TPC編碼即可較好地實(shí)現(xiàn)遙測(cè)數(shù)據(jù)的可靠傳輸。隨著火箭遙測(cè)數(shù)據(jù)量的不斷增大，為了保證數(shù)據(jù)的可靠傳輸，TPC編碼技術(shù)已應(yīng)用于5 Mbit/s碼率遙測(cè)，后續(xù)還將應(yīng)用于10 Mbit/s碼率遙測(cè)，以及未來的20 Mbit/s、50 Mbit/s碼率遙測(cè)。

TPC編碼是一種接近香農(nóng)極限的差錯(cuò)控制編碼技術(shù)，比RS編碼、卷積編碼的編碼增益和效率更高。相比Turbo碼，編碼增益不會(huì)隨著碼率的提高而迅速下降。TPC編譯碼結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、碼長(zhǎng)靈活，負(fù)載度較小、設(shè)備簡(jiǎn)單，十分適用于航天高碼率遙測(cè)數(shù)據(jù)傳輸。

本文針對(duì)航天飛行器箭地?zé)o線通信中數(shù)字信號(hào)差錯(cuò)控制的TPC信道編碼方法進(jìn)行分析，并結(jié)合實(shí)際工程經(jīng)驗(yàn)提出一種基于FPGA的信道編碼應(yīng)用方法[6～11]。

1 TPC編碼

數(shù)字通信系統(tǒng)基本組成如圖2所示。飛行器在空中飛行時(shí)，其所傳輸?shù)臒o(wú)線數(shù)據(jù)，要在編碼和調(diào)制后，經(jīng)過無(wú)線信道，傳輸至地面設(shè)備后解調(diào)解碼，恢復(fù)出原始數(shù)據(jù)，供地面站監(jiān)控火箭狀態(tài)。在無(wú)線電波傳播的過程中，要經(jīng)歷大氣環(huán)境的影響。大氣是一種組分繁多，流動(dòng)特性復(fù)雜的流體。大氣對(duì)電磁波的折射、反射和吸收，會(huì)引起火箭無(wú)線信號(hào)的干擾和多徑等影響，造成遙測(cè)信息出現(xiàn)差錯(cuò)，影響箭上信息的可靠傳輸，干擾地面測(cè)控站對(duì)火箭狀態(tài)的獲取。

圖2 數(shù)字通信系統(tǒng)基本組成Fig.2 Block Diagram of Digital Communication System

為了減少箭上無(wú)線信號(hào)在空間傳播過程中受外界環(huán)境干擾而出現(xiàn)的誤碼，需要對(duì)箭上發(fā)射的數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)進(jìn)行差錯(cuò)控制。信道編碼是對(duì)箭上數(shù)字信號(hào)進(jìn)行差錯(cuò)控制的方法。

箭上無(wú)線信號(hào)的信道編碼方法，是在箭上發(fā)射端對(duì)基帶數(shù)據(jù)添加一系列冗余項(xiàng)。這些冗余項(xiàng)不是隨意添加的。冗余項(xiàng)的各個(gè)碼元之間，以及冗余項(xiàng)碼元與基帶數(shù)據(jù)碼元間，存在符合一定規(guī)律的相關(guān)性。當(dāng)?shù)孛鏈y(cè)控站接受到無(wú)線信號(hào)后，在對(duì)信號(hào)進(jìn)行解調(diào)解碼的過程中，通過這些冗余項(xiàng)碼元以及冗余項(xiàng)碼元與基帶數(shù)據(jù)碼元間的相關(guān)性關(guān)系，可以檢測(cè)接受到的基帶數(shù)據(jù)信息是否與箭上發(fā)送的基帶數(shù)據(jù)信息一致，據(jù)此可最大限度還原出真實(shí)的箭上信息[12～15]。

用于火箭無(wú)線通信的信道編碼方法，應(yīng)當(dāng)具有極高的無(wú)差錯(cuò)傳輸性能?？紤]到火箭載荷、箭上空間和箭上能源的苛刻限制，箭上設(shè)備對(duì)體積、功耗和重量嚴(yán)格受限，以及火箭飛行速度快、火箭狀態(tài)監(jiān)測(cè)對(duì)實(shí)時(shí)性的要求加高，火箭無(wú)線通信的信道編碼方法應(yīng)當(dāng)具有較低的編譯碼復(fù)雜度、對(duì)設(shè)備硬件資源和能耗的占用要盡量少。Turbo乘積碼即TPC編碼，既具有接近理論極限的優(yōu)越性能，又具有較低的譯碼復(fù)雜度，十分適用于火箭無(wú)線通信[16～20]。

1.1 火箭無(wú)線TPC碼原理

火箭無(wú)線通信所采用的TPC編碼，是一種二元線性分組碼。其中的任意一個(gè)攜帶無(wú)線通信碼組c(n，k)，符合如下關(guān)系：

式中 M為由k個(gè)火箭數(shù)字信息比特組成的向量；G為火箭無(wú)線TPC編碼的生成矩陣。

根據(jù)式（1），由火箭的向發(fā)射機(jī)輸入的基帶信息向量，即可求得其相應(yīng)的碼字。

1.2 火箭無(wú)線TPC編碼方法

火箭無(wú)線TPC編碼的并行級(jí)聯(lián)分組碼，是由兩個(gè)以上分量碼作為子碼所產(chǎn)生，如圖3所示。和 C2( n2, k2, δ2)作為火箭無(wú)線TPC編碼的分量碼。

圖3 火箭無(wú)線TPC編碼方法Fig.3 Schematic Diagram of Rocket TPC Coding

二維的火箭無(wú)線TPC碼的編碼過程如圖4所示。

圖4 火箭無(wú)線TPC碼的編碼過程Fig.4 Schematic Diagram of Rocket TPC Coding

考慮到航天無(wú)線信號(hào)傳輸對(duì)編譯碼負(fù)載度的嚴(yán)格要求，國(guó)際航天遙測(cè)領(lǐng)域，通常采用IEEE 802.16標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行TPC編碼的設(shè)計(jì)。

IEEE 802.16標(biāo)準(zhǔn)所推薦的航天無(wú)線TPC編碼方法如表1和圖5所示。

表1 IEEE 802.16標(biāo)準(zhǔn)推薦碼型Tab.1 Code Pattern Recommended by IEEE 802.16 Standard

圖5 IEEE 802.16標(biāo)準(zhǔn)推薦處理過程Fig.5 Schematic Diagram Recommended by IEEE 802.16 Standard

1.3 火箭高碼率遙測(cè)數(shù)據(jù)傳輸?shù)腡PC編碼方法

中國(guó)火箭新型高碼率遙測(cè)數(shù)據(jù)傳輸使用的TPC編碼方法，采取擴(kuò)展?jié)h明乘積碼方法：(64,57)× ( 64,57)。在對(duì)火箭遙測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行TPC編碼時(shí)，要求先對(duì)遙測(cè)數(shù)據(jù)的行進(jìn)行編碼，后對(duì)遙測(cè)數(shù)據(jù)的列進(jìn)行編碼，編碼的結(jié)構(gòu)如圖6所示。其編碼算法如式（4）所示：

圖6 高碼率遙測(cè)TPC編碼方式Fig.6 Schematic Diagram of High Bit Rate Telemetry TPC Coding

火箭遙測(cè)數(shù)據(jù)在進(jìn)行TPC編碼時(shí)，要求編碼器從第1行開始計(jì)算行校驗(yàn)位，并將計(jì)算所得添加在信息位的后面。

對(duì)于遙測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行TPC編碼是，要求每一行都要進(jìn)行上述操作，按照順序先后逐次進(jìn)行行編碼，直至行編碼完成。

然后，火箭遙測(cè)數(shù)據(jù)編碼器從第1列開始，進(jìn)行計(jì)算列校驗(yàn)位。同樣的，將計(jì)算所得列校驗(yàn)位添加在信息位的后面。一列完成后移動(dòng)到下一列，按照順序先后逐次進(jìn)行列編碼，直到完成所有列的編碼。

理想狀態(tài)下，TPC編碼適用于所有碼速率通信傳輸。但受到傳輸信號(hào)帶寬、硬件設(shè)備處理速度、TPC編碼迭代次數(shù)等限制，實(shí)際上TPC編碼所能應(yīng)用的碼速率范圍是有限的。例如，當(dāng)譯碼時(shí)鐘為200 MHz、（128，120）×（128，120）碼型編碼數(shù)據(jù)、迭代次數(shù)為5時(shí)，TPC譯碼碼速率最大可以達(dá)到240 Mbit/s。在2 M碼率遙測(cè)傳輸時(shí)，鏈路余量較大，不需要TPC編碼即可較好地實(shí)現(xiàn)遙測(cè)數(shù)據(jù)的可靠傳輸。隨著火箭遙測(cè)數(shù)據(jù)量的不斷增大，主流遙測(cè)傳輸碼率已逐漸升級(jí)為5 Mbit/s、10 Mbit/s，后續(xù)將增加到20 Mbit/s、50 Mbit/s，TPC編碼可有效提高數(shù)據(jù)傳輸?shù)目煽啃浴?/p>

2 工程實(shí)現(xiàn)方法

隨著航天飛行器對(duì)高速、高碼率、大容量、高可靠箭地?zé)o線通信需求的日益增大，傳統(tǒng)基于硬件的射頻無(wú)線通信系統(tǒng)，由于帶寬有限、結(jié)構(gòu)復(fù)雜、抗干擾能力弱，已經(jīng)不能滿足需要。

軟件定義設(shè)備技術(shù)擺脫了傳統(tǒng)單一硬件設(shè)備只能完成特定任務(wù)的限制，成為解決箭上無(wú)線通信設(shè)備對(duì)高速、高碼率、大容量、高可靠需求的有效途徑。軟件定義設(shè)備技術(shù)在無(wú)線通信領(lǐng)域體現(xiàn)為軟件無(wú)線電技術(shù)。軟件無(wú)線電系統(tǒng)主要包括兩類：

a）采用計(jì)算機(jī)作為軟件算法實(shí)現(xiàn)的架構(gòu)。這種方式實(shí)現(xiàn)難度低，易于上手和使用，但是計(jì)算機(jī)的系統(tǒng)功耗很高，計(jì)算機(jī)的操作系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，調(diào)用過程繁瑣，響應(yīng)時(shí)間長(zhǎng)，運(yùn)算速度和計(jì)算效率較低。

b）以FPGA芯片作為軟件算法實(shí)現(xiàn)的架構(gòu)。在這種架構(gòu)下，所有的通信算法可以在FPGA中以專用硬件的方式進(jìn)行實(shí)現(xiàn)。這種方式的運(yùn)算速率較高，系統(tǒng)功耗低。

采用FPGA芯片作為系統(tǒng)的運(yùn)算核心的軟件無(wú)線電技術(shù)，十分適用于對(duì)體積、功耗和實(shí)時(shí)性要求極高的航天無(wú)線通信領(lǐng)域。

本文基于FPGA架構(gòu)XC4VLX200硬件平臺(tái)，提出一種適應(yīng)航天遙測(cè)PCM-FM體制的TPC信道編碼工程實(shí)現(xiàn)方法。

2.1 高碼率遙測(cè)信道編碼的單元結(jié)構(gòu)及硬件實(shí)現(xiàn)

航天高碼率遙測(cè)信道編碼的單元組成如圖7所示。在編碼單元中，每個(gè)編碼單元由同步字和TPC編碼數(shù)據(jù)構(gòu)成。TPC編碼數(shù)據(jù)由原始信息碼元和校驗(yàn)位組成。原始信息碼元包括數(shù)據(jù)有效標(biāo)識(shí)、遙測(cè)數(shù)據(jù)和保留位。

圖7 航天高碼率遙測(cè)信道編碼單元組成示意Fig.7 Schematic Diagram of Channel Coding Unit

航天高碼率遙測(cè)TPC編碼單元步驟如圖8所示。

圖8 航天高碼率遙測(cè)TPC編碼單元的步驟Fig.8 Schematic Diagram of High Bit Rate Telemetry TPC Coding Unit

TPC編碼采用Verilog語(yǔ)言編寫，硬件平臺(tái)為XC4VLX200。程序主要分為4個(gè)模塊，分別是接收數(shù)據(jù)預(yù)處理、輸入數(shù)據(jù)串并轉(zhuǎn)換、TPC編碼和編碼后數(shù)據(jù)并串轉(zhuǎn)換輸出，其中TPC編碼模塊包括行編碼和列編碼。

程序流程如圖9所示。

圖9 程序流程Fig.9 Program Flow Chart

2.2 TPC編碼增益算例分析

選取（64，57）2TPC碼在FM-BPSK調(diào)制體制下、加性高斯白噪聲（AWGN）干擾環(huán)境中的誤碼性能分析為例開展算例分析。分別對(duì)譯碼迭代次數(shù)為1，4，8的誤碼性能進(jìn)行仿真，仿真結(jié)果如圖10所示。

圖10 算例仿真結(jié)果Fig.10 Example Simulation Results

由圖10可知，在信噪比小于6 dB（信噪比越小、干擾越強(qiáng)）、誤碼率要求高于10-2時(shí)，相同信噪比下，采用TPC編碼調(diào)制的信號(hào)誤碼率優(yōu)于未采用TPC編碼的情況；且TPC編碼的迭代次數(shù)越多，相同誤碼率對(duì)應(yīng)的信噪比越小，即迭代次數(shù)越多，對(duì)干擾的抵抗能力越強(qiáng)。但隨著迭代次數(shù)的增加，增加迭代次數(shù)所獲取的抗干擾效果的差異逐漸縮小。

在航天無(wú)線傳輸所要求誤碼率通常要優(yōu)于10-6量級(jí)的條件下，TPC迭代1次的編碼增益約5.5 dB，迭代4次的編碼增益約7.5 dB，迭代8次的編碼增益約8 dB。

考慮到迭代次數(shù)的增加，影響的會(huì)增大FPGA硬件的計(jì)算復(fù)雜度，同時(shí)增加計(jì)算耗時(shí)。航天工程對(duì)實(shí)時(shí)性有著嚴(yán)苛的要求。因此，在進(jìn)行航天無(wú)線通信設(shè)備的TPC編碼硬件設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)綜合考慮硬件的運(yùn)行速度、資源消耗和任務(wù)對(duì)實(shí)時(shí)性的具體需求，綜合選擇合理的TPC迭代次數(shù)，以兼顧抗干擾和實(shí)時(shí)性的雙重要求。

2.3 TPC編碼增益試驗(yàn)驗(yàn)證

新型運(yùn)載火箭在使用TPC編碼時(shí)，實(shí)際采用的迭代次數(shù)為1次。選擇1次迭代主要是考慮到迭代次數(shù)的增加，會(huì)增大FPGA硬件的計(jì)算復(fù)雜度，同時(shí)增加計(jì)算耗時(shí)；而根據(jù)大量飛行試驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)，現(xiàn)有鏈路余量在迭代次數(shù)為1次時(shí)已可滿足使用需求。

為例驗(yàn)證TPC編碼增益的效果，采用新型運(yùn)載火箭配套地檢站，在誤碼率為10-6時(shí)，采用TPC編碼（迭代次數(shù)為1）和不采用TPC編碼所對(duì)應(yīng)的門限電平分別為-103 dBW和-98 dBW。結(jié)果表明，在此條件下TPC編碼提供了5 dB的編碼增益。

3 結(jié)論

本文針對(duì)適用于航天高碼率無(wú)線傳輸抗干擾需求的TPC編碼原理及方法進(jìn)行了分析，并結(jié)合實(shí)際工程經(jīng)驗(yàn)提出了一種基于FPGA架構(gòu)的TPC編碼方法。在此基礎(chǔ)上，本文針對(duì)BPSK調(diào)制體制下、加性高斯白噪聲干擾環(huán)境中，（64，57）2TPC碼的編碼增益進(jìn)行了算例分析。結(jié)果顯示，在干擾較大的環(huán)境下（信噪比小于6 dB），TPC編碼比沒有TPC編碼的誤碼率更低，這就給整個(gè)無(wú)線鏈路提供了額外的編碼增益。TPC的編碼增益隨迭代次數(shù)的增加而增加，但增加量逐漸減小。在航天無(wú)線傳輸所要求誤碼率通常要優(yōu)于10-6量級(jí)的條件下，TPC迭代1次的編碼增益約5.5 dB，迭代4次的編碼增益約7.5 dB，迭代8次的編碼增益約8 dB。試驗(yàn)實(shí)測(cè)證明了在TPC迭代1次、誤碼率10-6時(shí)，TPC編碼可提供5 dB的編碼增益。

考慮到迭代次數(shù)的增加對(duì)FPGA硬件資源和時(shí)間消耗的增加，在進(jìn)行航天無(wú)線通信設(shè)備的TPC編碼硬件設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)綜合考慮硬件的運(yùn)行速度、資源消耗和任務(wù)對(duì)實(shí)時(shí)性的具體需求，綜合選擇合理的TPC迭代次數(shù)，以兼顧抗干擾和實(shí)時(shí)性的雙重要求。