徐遠超,李 悅

(1.中國西南電子技術研究所，成都 610036；2.中國人民解放軍91977部隊，北京 100036)

0 引 言

直升機衛(wèi)星通信具有實時快速、機動靈活、不受地理條件限制等特點，且不需要地面中繼站和中繼車，就可通過靜止軌道的通信衛(wèi)星將直升機拍攝到的高質(zhì)量的電視信號實時傳輸?shù)降孛嫔希诰葹闹凶鳛榭罩芯仍脚_得到了大量應用[1]。但直升機衛(wèi)星通信面臨傳輸時延較大和直升機旋翼遮擋的問題。

共軸雙旋翼構型[2]直升機通過上、下兩副旋翼反向旋轉(zhuǎn)來相互抵消反扭矩，提高功率利用效率，實現(xiàn)直升機的高速、高機動飛行，從而適應未來的應用需求。相比于單旋翼直升機，共軸雙旋翼直升機具有飛行速度快、機動性高、旋翼遮擋復雜等特點，對衛(wèi)星通信信號造成嚴重的多普勒效應和復雜的信號衰落，給工作于低接收信噪比條件下的衛(wèi)星通信信號接收解調(diào)帶來了極大的挑戰(zhàn)。

國外直升機衛(wèi)星通信研究較早。1993 年，美國Farazian等人[3]從理論上分析了直升機衛(wèi)星通信的優(yōu)勢和可行性，試驗了天線安裝位置對系統(tǒng)性能的影響，并提出了抵抗系統(tǒng)衰落傳輸?shù)目赡芊椒ā?003年，日本的通信研究實驗室(Communications Research Laboratory，CRL)開展了一項直升機衛(wèi)星通信系統(tǒng)的研究，Satoh等人[4]對研究內(nèi)容進行了概括，前向鏈路一般通過采用時間分集技術來克服旋翼遮擋影響，但該方式下信道利用率不高，最大只能達到50%；返向鏈路一般通過在旋翼遮擋間隙突發(fā)傳輸信號的方式克服旋翼遮擋影響，該方式下的信道利用率主要受旋翼遮擋檢測率和傳輸體制影響。典型的直升機衛(wèi)通系統(tǒng)有日本國家信息與通信技術研究所2004年研發(fā)成功的世界首個Ku頻段直升機衛(wèi)星通信系統(tǒng)、美軍“黑鷹”UH-60直升機裝備的具有衛(wèi)星通信功能的機載指揮與控制系統(tǒng)、美陸海空三軍都裝備的AN/ARC-187窄帶衛(wèi)星通信系統(tǒng)和美陸軍的EUH-60“黑鷹”直升機裝備的eNfusion寬帶衛(wèi)星通信系統(tǒng)以及ViaSat公司的Ku頻段衛(wèi)星通信設備VMT1200HE等。

國內(nèi)的直升機衛(wèi)星通信研究起步較晚。2009年，晉東立等人[5]發(fā)表了《直升機載寬帶衛(wèi)星通信技術及其在航天領域的應用研究》，闡述了直升機衛(wèi)星通信的利用價值和當前直升機通信的弊端。同時，直升機衛(wèi)星通信的抗旋翼遮擋檢測算法、編譯碼算法、鏈路幀設計等也得到了廣泛的研究。系統(tǒng)研制方面，直升機加裝海事衛(wèi)星通信系統(tǒng)已應用于載人航天任務中；UHF和Ku頻段衛(wèi)通系統(tǒng)已應用于直升機上。

綜上，適應旋翼遮擋的直升機衛(wèi)星通信方法主要有：時間分集和縫隙通信技術；自適應旋翼遮擋檢測技術；適應旋翼遮擋的高效幀結(jié)構設計技術；適應旋翼遮擋的高效編譯碼技術；低信噪比下的解調(diào)技術。現(xiàn)有直升機衛(wèi)星通信技術主要針對單旋翼直升機平臺設計，未完全考慮高機動環(huán)境和共軸雙旋翼遮擋帶來的影響，直接使用會造成衛(wèi)星通信性能嚴重下降，甚至無法使用。因此，需要研究適應抗共軸雙旋翼遮擋的衛(wèi)星通信關鍵技術。

1 共軸雙旋翼遮擋特性分析

受直升機安裝條件限制，衛(wèi)星通信天線一般只能安裝在直升機旋翼下方[5]、尾梁或機體兩側(cè)，在飛行過程中，旋翼周期性地遮擋發(fā)射/入射信號，造成衛(wèi)星通信信號幅度的衰減。旋翼遮擋特性主要包括遮擋時間、遮擋周期和信號衰落幅度。圖1給出了衛(wèi)星、衛(wèi)通天線與直升機旋翼間的位置示意圖。

圖1 衛(wèi)通天線與旋翼位置關系示意圖

直升機的典型飛行姿態(tài)一般分為直線平飛、圓形和8 字形曲線飛以及俯沖和爬升飛。在這三類飛行方式中，直線平飛的模型是最簡單的，曲線飛行可以理解為不同航向角的直線飛行集合，俯沖和爬升飛行可以簡化為衛(wèi)星仰角的變化，故本文重點關注直線平飛狀態(tài)下的旋翼遮擋情況。

根據(jù)衛(wèi)通天線與旋翼位置關系，建立單旋翼遮擋的模型，如圖2所示。其中，To表示信號遮擋周期；Ta表示信號衰減時間；Td表示信號衰減或增大過程時間；Tmin表示信號最大衰減保持時間；D表示信號相對衰減量。

圖2 單旋翼遮擋特性示意圖

To由旋翼轉(zhuǎn)速V和單層旋翼槳葉數(shù)N決定，表示為

(1)

Td可由槳葉寬度Wp、旋翼轉(zhuǎn)速V和等效距離d決定，表示為

(2)

Tmin可由衛(wèi)通天線面寬Wa、槳葉寬度Wp、旋翼轉(zhuǎn)速V和等效距離d決定，表示為

(3)

信號衰減時間Ta=2Td+Tmin。

旋翼遮蔽率表示為Ta/To。

信號衰減深度D主要取決于槳葉材質(zhì)和衛(wèi)通信號工作頻段：不同的槳葉材質(zhì)對衛(wèi)通信號的衰減不同；工作頻段越高，信號衰減幅度越大。

共軸雙旋翼條件下，上、下兩副單旋翼轉(zhuǎn)速基本相同，但是方向相反。靜止狀態(tài)下，上、下兩幅單旋翼槳葉初始位置隨機分布，根據(jù)槳葉不同的初始位置，共軸雙旋翼遮擋模型分為多種情況，相對單旋翼遮擋模型要復雜很多。從幾何模型分析可知，雙旋翼遮擋可以認為是兩個單旋翼遮擋產(chǎn)生效果的疊加，只是疊加時機的不同造成遮擋特性會有很多種情況：

(1)若兩個旋翼剛好重合，則疊加后信號衰落幅度比單旋翼增加一倍而時間不變(M1)；

(2)若一個旋翼遮擋剛結(jié)束，第二個旋翼開始遮擋，則疊加后信號衰落幅度不變而衰落時間變長(M2)；

(3)若兩個旋翼同時遮擋但位置隨機，則疊加后衰落深度和時間均是隨機的。

根據(jù)文獻[6]，假設開機時上、下兩副旋翼槳葉第一次遮擋衛(wèi)星通信天線的時間差為TI，則當Wa≤2Wp時根據(jù)TI的大小可將共軸雙旋翼遮擋模型分為10種情況；當Wa>2Wp時根據(jù)TI的大小可將共軸雙旋翼遮擋模型分為10種情況。由此可見，雙旋翼遮擋比單旋翼遮擋更為復雜。

2 抗雙旋翼遮擋衛(wèi)星通信關鍵技術

根據(jù)上述分析，共軸雙旋翼直升機的旋翼對衛(wèi)星通信信號的遮擋變得更為復雜，由此造成的信號衰落深度、寬度動態(tài)范圍也更大。直升機抗旋翼遮擋通信一般采用三種方式。

(1)分組重發(fā)連續(xù)傳輸方式

根據(jù)仿真計算得到最惡劣的旋翼遮擋情況，采用分組重發(fā)的方式進行傳輸，保證重發(fā)分組中至少有一個分組位于旋翼縫隙內(nèi)。這種方式傳輸效率較低，但由于是基于最惡劣的情況進行設計，因此穩(wěn)定性較好。

(2)基于旋翼遮擋檢測的突發(fā)傳輸方式

分組重發(fā)的方式效率低，不適合高速業(yè)務的傳輸。當需要傳輸高速業(yè)務時，可以通過預測旋翼遮擋的間隙位置來發(fā)送突發(fā)信號。

(3)基于旋翼遮擋檢測和編碼技術結(jié)合的連續(xù)傳輸方式

在自適應檢測旋翼遮擋的同時，一種方式是采用糾刪碼(如RS類糾刪碼、級聯(lián)低密度糾刪碼、數(shù)字噴泉碼)，只要接收方接收到足夠量的數(shù)據(jù)包，則運用適當?shù)淖g碼方法就可重構源數(shù)據(jù)包，從而有效抵擋旋翼遮擋；另一種是基于某些信道編碼的不等保護性特性，設計抗旋翼遮擋通信方式。

第三種方式正成為直升機衛(wèi)星通信的主要方向。

2.1 雙旋翼遮擋自適應檢測與跟蹤技術

根據(jù)第1節(jié)中雙旋翼遮擋特性模型分析，機載接收機可通過檢測地面衛(wèi)通站發(fā)送的載波信號來進行共軸旋翼的遮擋檢測；同理，地面衛(wèi)通站也可以通過檢測機載站發(fā)送的載波信號進行雙旋翼信號遮擋檢測。

考慮到共軸旋翼遮擋具有周期性，本項目自適應旋翼遮擋檢測技術基于擴展卡爾曼濾波算法進行自適應處理，從而增強旋翼遮擋檢測效果。由于槳葉的慣性，轉(zhuǎn)速的變化率不會變化太大，共軸旋翼遮擋時間內(nèi)也不會變化太大，據(jù)此可使用自適應技術估算出下一個遮擋的時間。

該算法可以可靠地跟蹤旋翼轉(zhuǎn)速變化時的遮擋情況，從而自適應檢測和跟蹤地面衛(wèi)通站發(fā)送的信號。擴展自適應卡爾曼濾波是在利用量測數(shù)據(jù)進行遞推濾波時，通過時變噪聲統(tǒng)計估值器，實時估計和修正系統(tǒng)噪聲和測量噪聲的統(tǒng)計特性，從而達到降低系統(tǒng)模型誤差、抑制濾波發(fā)散、提高濾波精度的目的。共軸雙旋翼遮擋自適應信號檢測與跟蹤工作框圖如圖3所示。

圖3 共軸雙旋翼遮擋自適應檢測與跟蹤工作框圖

擴展自適應卡爾曼濾波算法的狀態(tài)方程和量測方程如下[7-8]：

(4)

式中：Xk為k時刻的估計狀態(tài)；Wk-1為k-1時刻的系統(tǒng)噪聲；Zk為k時刻的量測數(shù)據(jù)；Vk為k時刻的測量噪聲序列；φk,k-1為k-1時刻到k時刻的一步轉(zhuǎn)移矩陣；Γk-1為系統(tǒng)噪聲矩陣，表征由k-1到k時刻的各個系統(tǒng)噪聲分別影響k時刻各個狀態(tài)的程度；Hk為k時刻的量測矩陣。

擴展卡爾曼濾波算法可描述為[7-8]

(5)

式中：Kk為濾波增益方程，

Pk,k-1為預測均方差誤差方程，

Pk為估計均方差誤差方程，

Pk=[I-KkHk]Pk,k-1。

(6)

(7)

(8)

(9)

若正反向旋翼初始完全重疊、轉(zhuǎn)速完全相同，但衛(wèi)通天線安裝位置距離最近兩個槳葉的水平距離不同時，共軸雙旋翼遮擋檢測輸出示意圖如圖4所示。

圖4 共軸雙旋翼遮擋檢測輸出曲線

2.2 適應雙旋翼遮擋的高效幀結(jié)構設計技術

幀結(jié)構設計需要綜合考慮幀效率、抗頻偏性能、解調(diào)門限、處理時延等要求。本文采用非規(guī)則信道編碼不等保護特性結(jié)合信道交織技術的方式解決旋翼遮擋信道下的信道幀結(jié)構設計問題。與傳統(tǒng)時間分集幀結(jié)構設計方案相比，傳輸效率得到顯著提高。在時間分集幀結(jié)構設計方案中，通常采用三重分集幀效率只有30%左右，二重分集時最高效率也低于50%(考慮了幀開銷)。而采用非規(guī)則信道編碼結(jié)合交織技術的幀結(jié)構方案中，根據(jù)信道遮擋特性，通過合理設計信道碼碼字及信道交織矩陣，等效傳輸效率最高可以達到80%，旋翼遮擋縫隙得到高效充分利用。設計的連續(xù)幀結(jié)構如圖5所示。

圖5 連續(xù)幀結(jié)構設計

2.3 適應旋翼遮擋的高效編譯碼技術

在采用上述應對旋翼遮擋的方法基礎上，再結(jié)合合適的信道糾錯編碼可以顯著改善系統(tǒng)傳輸性能，有效降低信號解調(diào)門限，實現(xiàn)低信噪比條件下的解調(diào)。直升機衛(wèi)星通信中常用的糾錯編碼方案主要有LDPC碼/Turbo碼和糾刪碼。直升機旋翼遮擋造成成片信號衰減，而LDPC碼/Turbo碼本身具有天然的交織特性，不需要準確的旋翼遮擋檢測也可以抵消旋翼遮擋的影響，不丟失信息，同時具有糾錯性能好、復雜度低的特點；而糾刪碼是在當旋翼轉(zhuǎn)速一定時，信息位被遮擋是獨立、等概率的，在遮擋的信息位置可以檢測的條件下，把這種信道環(huán)境考慮為刪除信道，通過糾刪碼可以糾正這些刪除錯誤。發(fā)射端將信息編碼后分成多個子幀進行發(fā)射，只要接收方接收到一定數(shù)量的編碼數(shù)據(jù)子幀，采用合適的譯碼方法就可重構源數(shù)據(jù)包，從而有效地抵消旋翼遮擋的影響。糾刪碼要求旋翼轉(zhuǎn)速恒定才可準確預知遮擋位置，適用條件有限。

Turbo碼[9]和LDPC碼[10]都是性能接近香農(nóng)理論極限的傳統(tǒng)高效信道編碼方式。在譯碼方面，Turbo碼的主要譯碼算法是MAP算法，LDPC碼的主要譯碼算法是BP算法。

總體來說，LDPC碼在碼長較短時性能差于Turbo碼，在碼長較長時性能優(yōu)于Turbo碼，并且LDPC碼更適合進行高速譯碼。為了適應直升機衛(wèi)通數(shù)據(jù)鏈高速傳輸和低時延的要求，結(jié)合抗旋翼遮擋波形幀結(jié)構的設計，本項目選用LDPC碼作為信道糾錯編碼，利用非規(guī)則LDPC碼的不等保護特性提高抗旋翼遮擋性能。

針對旋翼遮擋造成成片發(fā)送碼字序列不能被完整接收的問題，在發(fā)送之前利用交織器將碼字序列打亂，將突發(fā)錯誤隨機化。系統(tǒng)編譯碼模型如圖6所示。

圖6 適應旋翼遮擋的編譯碼框圖

編譯碼仿真模型的參數(shù)設置如下：PEG生成的非規(guī)則LDPC碼，碼長1 152，碼率1/3；S=18的S隨機交織器；遮擋周期假定為LDPC碼字長度的1/5。仿真結(jié)果如圖7所示，可知當存在交織器時，旋翼遮擋下與不遮擋性能差1.5 dB；若不使用交織器，誤碼性能差得多，在誤碼率為1×10-4時已經(jīng)達到錯誤平層。本文設計的編譯碼結(jié)構在雙旋翼遮擋條件下能滿足正常的衛(wèi)星通信要求。

圖7 旋翼隨機遮擋下性能曲線

3 抗雙旋翼遮擋小型化衛(wèi)通終端設計

傳統(tǒng)的終端由信道模塊、信號處理模塊、數(shù)據(jù)處理模塊、接口模塊和電源模塊等組成，模塊較多，體積和重量均較大。本項目采用小型化機載衛(wèi)通終端設計技術，采用C頻段中頻直接采樣的方式，不需要研制單獨的信道模塊；同時接口控制模塊兼顧接口處理和數(shù)據(jù)處理的功能，不需要研制數(shù)據(jù)處理模塊。終端相比傳統(tǒng)終端少了兩個模塊，各模塊采用封裝更小的元器件，終端體積也大大減小。本文設計了適用于雙旋翼直升機的衛(wèi)星通信機載信道終端，主要技術指標如下：

(1)信息速率：前向51.2 kb/s，返向2 Mb/s(可擴展)；

(2)尺寸：130 mm×130 mm×150 mm；

(3)質(zhì)量：≤ 3 kg；

(4)功耗：≤ 50 W。

信道終端主要包含信號處理模塊、接口控制模塊和電源模塊，三個模塊通過母板相連，以接口控制模塊為主節(jié)點對其他模塊進行監(jiān)控和管理。信道終端具備1路發(fā)射中頻通道和1路接收中頻通道，數(shù)據(jù)接口連接到接口控制模塊。其中，信號處理模塊主要實現(xiàn)雙旋翼遮擋自適應檢測與跟蹤算法，接收信號解調(diào)、譯碼，發(fā)射信號編碼、調(diào)制等功能，是信道終端的核心。小型化機載信道終端組成框圖如圖8(a)所示，結(jié)構示意圖如圖8(b)所示。

(a)適應旋翼遮擋的衛(wèi)通信道終端組成框圖

4 衛(wèi)通終端抗雙旋翼遮擋試驗驗證

4.1 共軸雙旋翼遮擋特性試驗

由于國內(nèi)共軸雙旋翼試驗環(huán)境較為缺乏，本文在研究時利用兩個同型號單旋翼試驗臺，水平放置中心線在一條直線上，旋翼轉(zhuǎn)動面垂直于水平面，且設置兩個試驗臺轉(zhuǎn)動方向相反，轉(zhuǎn)速相同，搭建了共軸雙旋翼衛(wèi)通信號遮擋模擬試驗環(huán)境，重點驗證其對Ka頻段信號的遮擋特性，如圖9所示。用三角架支撐喇叭天線模擬衛(wèi)星，信號源提供發(fā)射信號；在兩層旋翼遮擋后方用支架安裝接收喇叭天線，接收信號接入實時頻譜儀。

圖9 共軸雙旋翼遮擋特性試驗環(huán)境

每個單旋翼試驗臺最多可裝4片槳葉，單片槳葉長度為66 cm，寬度為9 cm；旋翼采用碳纖維材質(zhì)，最高轉(zhuǎn)速可達1 300 r/min。利用信號源產(chǎn)生31 GHz、21 GHz射頻信號，用Ka頻段喇叭天線對射頻信號進行收發(fā)，利用Tek RSA5100B實時頻譜儀對接收信號進行分析和存儲。試驗時，分別測試了每個單旋翼2片槳葉和4片槳葉情況下的信號遮擋特性，如圖10所示。

圖10 共軸雙旋翼遮擋特性

4.2 中頻有線試驗

根據(jù)4.1節(jié)雙旋翼遮擋特性試驗和前述分析，建立雙旋翼遮擋模型，選取典型的M1和M2兩種情況，注入信道模擬器，利用信道模擬器實現(xiàn)共軸雙旋翼遮擋特性和多普勒效應的模擬，機載終端與地面終端進行中頻互通測試，主要驗證遮擋模型及終端基帶處理技術的正確性。試驗框圖如圖11所示。

圖11 終端中頻有線聯(lián)試框圖

旋翼遮擋后的信號電平與時間關系如圖12所示，可以發(fā)現(xiàn)，信號經(jīng)過雙旋翼遮擋后在每一個瞬時都會發(fā)生變化。

(a)瞬時信道遮擋圖1

試驗時，以建立的共軸雙旋翼遮擋模型，施加-20～+20 kHz的多普勒頻偏，對前向51.2 kb/s、返向2 Mb/s的通信誤碼率進行了測試，在Eb/No=7.8 dB時，誤碼率小于等于1×10-6，滿足指標要求。

4.3 射頻無線試驗

按照圖13搭建共軸雙旋翼無線試驗環(huán)境。由于本文主要針對終端進行設計，天線的設計不是本文重點，因此，無線試驗環(huán)節(jié)主要是在模擬的雙旋翼遮擋特性的各種場景下對設計的衛(wèi)通終端抗雙旋翼遮擋性能進行驗證，實際驗證環(huán)境如圖9所示。

圖13 終端射頻無線聯(lián)試框圖

在共軸雙旋翼試驗臺高度保持不變和喇叭天線1水平放置的前提下，可通過調(diào)整輔助天線的水平位置來模擬不同的衛(wèi)星仰角；通過改變喇叭天線2的垂直位置來模擬直升機的不同航向角。喇叭天線1到最近旋翼的水平距離定為30 cm。定義喇叭天線1到槳轂垂線方向為直升機航向方向，喇叭天線2與喇叭天線1構成的直線在共軸旋翼槳轂和喇叭天線1構成平面的垂直平面(喇叭天線1應位于該垂直平面上)上的投影與航向方向形成的特定夾角定義為航向角。

按照在一定的航向角與衛(wèi)星仰角條件下，旋翼不同的轉(zhuǎn)速下，正、反旋翼初始夾角的不同組合，對終端抗旋翼遮擋功能性能進行試驗驗證，試驗項目如表1所示。

表1 終端射頻無線試驗項目

旋翼遮擋后調(diào)制信號的瞬時頻譜圖如圖14所示，可以發(fā)現(xiàn)，雙旋翼遮擋導致調(diào)制信號的頻譜在每一個瞬時都會發(fā)生變化，信道遮擋對調(diào)制信號的頻譜影響比較大。

(a)信號遮擋瞬時頻譜圖1

分別對前向51.2 kb/s、返向2 Mb/s的通信數(shù)據(jù)傳輸功能和誤碼率分別進行了測試，由于是近場條件，信噪比定標誤差較大，故未進行信噪比的標定。在現(xiàn)場條件下測試，經(jīng)計算機軟件統(tǒng)計，誤碼率小于等于1×10-6，滿足指標要求。

5 結(jié) 論

本文設計了一種小型化的適應雙旋翼遮擋的衛(wèi)星通信機載終端，并在雙旋翼遮擋模擬試驗環(huán)境下完成了雙旋翼遮擋模擬環(huán)境下的試驗驗證。試驗結(jié)果表明，對雙旋翼遮擋特性的自適應檢測與跟蹤滿足模擬雙旋翼環(huán)境下的使用要求，設計的傳輸幀結(jié)構和選擇的糾錯編碼方式能有效對抗雙旋翼遮擋的影響，設計的抗雙旋翼終端對后續(xù)開展雙旋翼直升機機載衛(wèi)星通信終端工程應用具有指導意義。