衛(wèi)星通信設(shè)備抗直升機旋翼遮擋技術(shù)測試驗證方法研究

阮先麗，肖 妮

(中國飛行試驗研究院，西安710089）

衛(wèi)星通信設(shè)備抗直升機旋翼遮擋技術(shù)測試驗證方法研究

阮先麗，肖 妮

(中國飛行試驗研究院，西安710089）

抗旋翼遮擋技術(shù)是直升機載衛(wèi)星通信設(shè)備的核心技術(shù)。根據(jù)直升機載衛(wèi)星通信系統(tǒng)旋翼遮擋的特點，分析研究了直升機無遮擋通信時間比率與直升機航向和衛(wèi)星波束入射角的關(guān)系，以此分析設(shè)計了試飛方案。發(fā)現(xiàn)了抗旋翼遮擋技術(shù)的重大設(shè)計缺陷，并通過試飛中的測試數(shù)據(jù)對抗旋翼遮擋算法進行了優(yōu)化改進，有效實現(xiàn)了抗旋翼遮擋技術(shù)的有效性驗證，達到直升機載衛(wèi)星通信設(shè)備定型試飛的目的，為后續(xù)該類型設(shè)備的試飛奠定了扎實的理論與實踐基礎(chǔ)，具有較高的工程應(yīng)用價值。

旋翼遮擋；直升機；衛(wèi)星通信；試飛技術(shù)

Abstract：The technology against the helicopter rotor blocking is critical to the satellite communication equip?ment.According to the characteristics of the rotor blocking in the helicopter with the satellite communication system，the re?lationship between the communication times ratio without blocking and the beam incident angle as well as the helicopter heading angle is analyzed，which is the base of the design for the flight test program.The significant design flaws of the rotor resistance barrier technology are discovered，the rotor blocking algorithm is optimized through the test data in the flight，the rotor resistance barrier technology is validated effectively.The validation of the helicopter satellite communications equipment is realized successfully.It lays a heavy foundation of the theory and the practice for the subsequent flight test of the similar systems，and has the huge value for the engineering application.

Key words：rotor blocking;helicopter;satellite communication;flight test technology

0 引言

衛(wèi)星通信通過衛(wèi)星中繼實現(xiàn)地球上的無線電通信站的不間斷全球覆蓋通信，具有不受地理條件限制、頻帶寬、適合高質(zhì)量的視頻圖像的實時傳輸?shù)葍?yōu)勢，在軍事和航天科技上具有特殊的地位。直升機衛(wèi)星通信，特別是支持圖像傳輸?shù)闹鄙龣C寬帶衛(wèi)星通信，對各種軍事和非軍事行動的遠程偵察、現(xiàn)場救援和指揮決策起到越來越大的作用。

由于現(xiàn)有直升機平臺的衛(wèi)星天線安裝位置受限，衛(wèi)星天線只能安裝在旋翼下方，因此在飛行過程中天線面會受到直升機旋翼的遮擋，從而引起信號質(zhì)量的下降，甚至造成通信中斷?？剐碚趽跫夹g(shù)是直升機載衛(wèi)星通信設(shè)備的核心技術(shù)，所以，衛(wèi)星通信設(shè)備試飛的重點和難點就是針對抗旋翼遮擋關(guān)鍵技術(shù)科學(xué)合理地規(guī)劃試飛方案，找出遮擋時間最長、考核最嚴格的試飛條件，充分地驗證抗旋翼遮擋技術(shù)的有效性，最大化地體現(xiàn)抗旋翼遮擋技術(shù)的性能特征，達到直升機載衛(wèi)星通信設(shè)備設(shè)計定型的目的。

1 旋翼遮擋情況分析

1.1 遮擋模型

直升機衛(wèi)星通信天線可以安裝在旋翼上方、尾梁或機體兩側(cè)。其中，天線安裝在旋翼上方時不存在天線面被遮擋的問題，其他兩種安裝方式在旋翼旋轉(zhuǎn)過程中，當(dāng)衛(wèi)星波束對旋翼的陰影掃過天線面時會對天線面形成遮擋。天線安裝在機體尾梁是典型的安裝方式，通過對這種情況進行分析，找出旋翼遮擋對衛(wèi)星通信的影響因素。

直升機旋翼由漿榖和安裝在上面的漿葉構(gòu)成，旋翼周期性地越過天線面，遮擋衛(wèi)星的入射波束。在每個遮擋周期內(nèi)，旋翼對天線的遮擋情況可以分為不遮擋、部分遮擋和全遮擋3個階段。波束入射區(qū)域越接近槳轂，縫隙區(qū)域越小，周期內(nèi)有效的通信時間越短。

遮擋時間為單片槳葉經(jīng)過天線與衛(wèi)星波束連線的時間。朝向衛(wèi)星水平飛行時，遮擋時間由波束入射角、天線面到槳葉面距離h、天線安裝位置到槳轂的距離d、旋翼寬度、天線面寬度幾個參數(shù)決定。遮擋側(cè)視圖如圖1所示。

圖1 天線遮擋側(cè)視圖Fig.1 Lateral chart of the antenna blockage

直升機在平飛狀態(tài)下，天線被旋翼遮擋的周期為前后兩片槳葉依次通過天線與衛(wèi)星波束連線的時間。遮擋周期由旋翼轉(zhuǎn)速和槳葉數(shù)決定：

式中，T為遮擋周期，單位為s；V為旋翼轉(zhuǎn)速，單位為r/s；N為槳葉數(shù)量。

可以計算出縫隙區(qū)無遮擋時間和全遮擋時間：

直升機以任意航向角平飛時，衛(wèi)星方位將與航向存在一個夾角β，旋翼遮擋情況如圖2所示。

圖2 旋翼遮擋模型Fig.2 Model of the helicopter rotor occlusion

等效距離計算公式為：

式中，α為衛(wèi)星波束入射角，β為衛(wèi)星方位與直升機航向之間的夾角，h為天線面到槳葉面距離，d為天線安裝位置到槳轂的距離。

1.2 遮擋時間比率及影響因素分析

衛(wèi)星通信的有效時間就是相對于天線面和衛(wèi)星連線的旋翼縫隙時間。無遮擋時間比率定義為不存在旋翼遮擋的時間與旋翼遮擋周期的比值，無遮擋時間比率越小，衛(wèi)星通信的有效通信時間就越短，信號衰減就會越嚴重。最有效的設(shè)計就是準確地檢測出無遮擋的縫隙，在旋翼縫隙期間進行數(shù)據(jù)傳輸，實現(xiàn)最優(yōu)通信效果。

通過以上推導(dǎo)可以得出無遮擋時間比率的計算公式：

由式(5）可以看出，無遮擋時間比率取決于直升機本身的幾何參數(shù)，包括旋翼寬度、螺旋槳數(shù)量；衛(wèi)星天線安裝位置，包括衛(wèi)星天線與漿榖的距離、天線面與漿葉面的垂直距離；直升機的運動姿態(tài)角，包括衛(wèi)星波束入射角α、直升機航向與衛(wèi)星方位之間的夾角。在直升機幾何參數(shù)以及衛(wèi)星天線安裝位置確定下來以后，衛(wèi)星通信的有效時間只取決于衛(wèi)星波束入射角α、直升機航向與衛(wèi)星方位之間的夾角。

以某型高原武裝直升機為例，在實際的飛行中旋翼轉(zhuǎn)速保持在192r/min左右，1%的變化量，槳葉數(shù)量為5片。旋翼寬度l＝0.52m、衛(wèi)星天線與漿榖距離d＝4.4m，天線面與漿葉面的垂直距離h＝1.7m。

根據(jù)以上分析和數(shù)據(jù)，對某型高原武裝直升機在不同仰角、不同航向夾角的情況下無遮擋時間比率進行仿真，仿真結(jié)果如圖3所示。

圖3 無遮擋時間比率Fig.3 Time to un?occlusion ratio

根據(jù)仿真結(jié)果，如果衛(wèi)星波束入射角α固定，衛(wèi)星方位與航向夾角等于0°，即衛(wèi)星方位與航向一致時，遮擋時間最大。衛(wèi)星方位與航向夾角等于180°時，遮擋時間最小。如果航向夾角固定，則衛(wèi)星波束入射角越小，遮擋時間越大；反之，衛(wèi)星波束入射角越大，遮擋時間越小。

通過以上理論分析可以看出，衛(wèi)星波束入射角、衛(wèi)星方位與航向之間的夾角直接影響著無遮擋通信時間比率，而這個無遮擋時間對衛(wèi)星通信技術(shù)具有決定性的影響，所以，在試飛方法設(shè)計上要特別考慮這兩個因素。

2 基于遮擋分析的試飛方案設(shè)計

通常，直升機典型的飛行姿態(tài)分為直線飛行，圓形或8字形飛行，躍升或爬升、俯沖。這3類飛行方式中，最簡單的是直線平飛，曲線飛行可以理解為不同航向角的直線飛行的集合，躍升或爬升、俯沖飛行可以簡化為衛(wèi)星波束入射角的變化。

根據(jù)第1節(jié)分析和仿真結(jié)果，結(jié)合直升機的典型任務(wù)剖面，按照以下步驟設(shè)計試飛方案：

1）背向/朝向衛(wèi)星直線勻速飛行。朝向衛(wèi)星方向飛行，天線除了受到旋翼遮擋外，還可能會被漿榖遮擋，當(dāng)衛(wèi)星波束入射角α＜arctan(h/d）時，天線將會被漿榖完全遮擋，通信不能進行。入射角大于被漿榖完全遮擋時的角度時，天線將被旋翼周期性遮擋，向著衛(wèi)星和背向衛(wèi)星飛行分別是遮擋時間最大和最小的情況，如圖4(a）所示。按照該方法試飛比較衛(wèi)星通信效果及信號強度。

2）俯沖/躍升、大仰角爬升飛行。當(dāng)直升機進行不同仰角飛行時，改變衛(wèi)星波束入射角，尤其是向著衛(wèi)星方向爬升時，檢查衛(wèi)星通信效果及信號強度。無遮擋時間比率隨衛(wèi)星波束入射角變化如圖4(b）所示。

3）坡度按小、中、大進行8字飛行。在實際飛行過程中，直升機的航向和姿態(tài)會不斷變化，旋翼的衛(wèi)星波束投影面積會相應(yīng)產(chǎn)生變化，遮擋情況也隨之變化，從而比較不同航向角變化過程中，衛(wèi)星通信效果及伺服系統(tǒng)的跟蹤。

4）加速、減速、最大速度飛行，檢查Doppler平移對通信效果的影響以及伺服系統(tǒng)的跟蹤。

綜上所述，如果衛(wèi)星波束入射角α固定，直升機航向與衛(wèi)星方位一致時，即直升機航向與衛(wèi)星方位夾角等于0°時，遮擋時間最大。試飛中朝向衛(wèi)星方向直線飛行，以及朝向衛(wèi)星方向進行大仰角爬升均為相對比較苛刻的驗證方法。

圖4 無遮擋時間比率Fig.4 Time to un?occlusion ratio

3 應(yīng)用效果

3.1 驗證結(jié)果及問題分析

在試飛驗證的過程中，直線飛行時向著衛(wèi)星方向視頻圖像出現(xiàn)了閃爍；在8字盤旋的情況下，盤旋坡度較大時，視頻圖像出現(xiàn)了閃爍；向著衛(wèi)星方向爬升時視頻圖像出現(xiàn)了中斷。

圖像閃爍或中斷現(xiàn)象表明，調(diào)制解調(diào)器接收的信號出現(xiàn)了誤碼或丟包現(xiàn)象，有兩種可能。一種為天線沒有對準衛(wèi)星，接收的信號信噪比下降，導(dǎo)致出現(xiàn)誤碼或丟包。另一種為接收的信噪比高于調(diào)制解調(diào)器接收的接收門限，這是解調(diào)器還原信號出了問題。在衛(wèi)星地面站通過頻譜分析儀觀察接收的直升機發(fā)出的衛(wèi)星信號，信號的信噪比均高于調(diào)制解調(diào)器接收門限，從而判斷直升機的天線跟蹤沒有問題。因此問題定位在調(diào)制解調(diào)器出的問題，直升機調(diào)制解調(diào)器最核心的解調(diào)技術(shù)為旋翼遮擋算法。由于抗旋翼遮擋算法存在重大缺陷，在飛行過程中，姿態(tài)不停地變化，衛(wèi)星通信設(shè)備不能完全適應(yīng)真實的遮擋情況，造成視頻圖像傳輸?shù)拈W爍甚至中斷現(xiàn)象。

3.2 基于試飛數(shù)據(jù)的算法優(yōu)化

實際設(shè)計中，克服旋翼遮擋問題的方法是采用縫隙通信技術(shù)，通過非遮擋縫隙時間內(nèi)傳輸?shù)臄?shù)據(jù)恢復(fù)?？p隙檢測技術(shù)采用非線性變換FFT能量檢測算法預(yù)測通信窗口，利用非線性變化去除信號調(diào)制相位信息，通過FFT變換后搜索周期圖峰值，確定信號能量的大小，再與調(diào)制解調(diào)器門限進行比較，確定有效的通信窗口。圖5為縫隙檢測技術(shù)原理框圖。

圖5 縫隙檢測技術(shù)原理框圖Fig.5 Schematic diagram of gap detection technology

門限比較后，獲得一個理論上確定的信號檢測周期，即認為信號捕獲成功，捕獲成功后，轉(zhuǎn)入跟蹤狀態(tài)，實現(xiàn)發(fā)送數(shù)據(jù)與旋翼旋轉(zhuǎn)的精確同步。因為該算法一旦確定信號的檢測周期將進入跟蹤狀態(tài)，所以，廠家設(shè)計的抗旋翼遮擋算法中直升機的遮擋信號是按固定寬度的旋翼遮擋信號進行解調(diào)的。

試飛過程中，視頻圖像的傳輸質(zhì)量可以主觀地判斷，同時還可以通過頻譜分析儀在衛(wèi)星主站觀察旋翼遮擋指示信號，分析接收信號的特征。遮擋信號為TTL電平，低電平為無遮擋，高電平為有遮擋。直線穩(wěn)定平飛和小角度盤旋飛行時，旋翼遮擋信號的寬窄一致，如圖6(a）所示；大姿態(tài)飛行時，通過頻譜分析儀發(fā)現(xiàn)旋翼遮擋信號的寬窄不一致，如圖6(b）所示。

圖6 旋翼遮擋指示信號Fig.6 Rotor occlusion indication signal

由此判斷，廠家設(shè)計的按固定寬度的旋翼遮擋信號不滿足實際應(yīng)用環(huán)境，旋翼遮擋判斷不準確影響信號強度，導(dǎo)致視頻圖像的閃爍甚至中斷。

旋翼遮擋信號的寬窄不一致，會產(chǎn)生接收信號的非線性，產(chǎn)生噪聲。通過加長數(shù)字濾波器的級數(shù)，提高了濾噪聲的能力，解決了非線性的問題。同時，旋翼遮擋信號的寬窄不一致，會影響解調(diào)器的時鐘環(huán)路和載波環(huán)路穩(wěn)定性。通過改善旋翼遮擋信號的檢測算法，提高檢測精度，確保信號檢測周期適應(yīng)真實的遮擋環(huán)境。通過以上改進措施，有效地實現(xiàn)視頻圖像傳輸閃爍或中斷的問題。經(jīng)過各種任務(wù)剖面的試飛驗證，視頻圖像傳輸非常流暢，不存在任何閃爍現(xiàn)象。

4 結(jié)論

旋翼遮擋衛(wèi)星通信信號的問題已經(jīng)嚴重影響了衛(wèi)星通信設(shè)備在直升機上的應(yīng)用，干擾了我國戰(zhàn)場指揮能力以及國土保衛(wèi)工作。本文基于旋翼遮擋分析理論，設(shè)計了科學(xué)可行的試飛方法，充分驗證抗旋翼遮擋技術(shù)的有效性，暴露出設(shè)計缺陷。以工程測試數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，對試驗過程中出現(xiàn)的問題進行分析定位，給出切實有效的解決措施，全面實現(xiàn)了直升機載衛(wèi)星通信設(shè)備抗旋翼遮擋關(guān)鍵技術(shù)的試飛驗證，為后續(xù)該類型設(shè)備的試飛奠定了扎實的理論與實踐基礎(chǔ)，具有較高的工程應(yīng)用價值。

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Study of the Flight Test Technology for the Satellite Communications Equipment against the Blocking Technology Resisting the Helicopter Rotor

RUAN Xian?li,XIAO Ni
(China Flight Test Establishment,Xi'an 710089）

U666.1

A

1674?5558(2017）05?01341

10.3969/j.issn.1674?5558.2017.05.014

2016?11?26

阮先麗，女，碩士，高級工程師，研究方向為空機載電子設(shè)備試飛技術(shù)。