直升機衛(wèi)星通信性能提升技術(shù)難點和關(guān)鍵技術(shù)的研究探討

祝 威

中國移動通信集團設(shè)計院有限公司北京分公司 北京 100038

引言

直升機具備高機動性、高靈活性和高適應(yīng)性等特點，目前已被廣泛應(yīng)用于救援搜救、森林消防、公安處突、醫(yī)療急救、電力搶修等特殊部門或行業(yè)單位。早期，直升機地空通信基本依托短波/超短波的“前艙”空管專用窄帶通信系統(tǒng)[1]。隨著時代的發(fā)展，直升機通過搭載Ku/Ka頻段的“動中通”衛(wèi)星通信系統(tǒng)實現(xiàn)寬帶通信逐漸成為主流技術(shù)。

直升機機體的物理結(jié)構(gòu)特點，旋翼旋轉(zhuǎn)時機體會對機載衛(wèi)星天線產(chǎn)生周期性遮擋，加之，直升機的飛行姿態(tài)變化率快，還會引發(fā)機載衛(wèi)星天線對衛(wèi)星的指向跟蹤精準(zhǔn)度下降，進而造成信道的深度衰落和信號的嚴(yán)重?fù)p耗，嚴(yán)重時可能影響信號解調(diào)，甚至造成通信中斷[2]。因此，對抗旋翼周期遮擋、增強慣導(dǎo)跟蹤精度，是提升機載衛(wèi)星通信系統(tǒng)穩(wěn)定性和傳輸性能的關(guān)鍵。

目前，國內(nèi)大部分通用航空及特殊部門/行業(yè)廣泛使用的直升機多為單層旋翼機型，因此，本文主要圍繞單層旋翼機型展開相關(guān)技術(shù)研究和方案論述。

1 技術(shù)難點

1.1 旋翼遮擋

直升機擁有由槳轂和多片槳葉組成的旋翼，其飛行升力和動力源自旋翼的高速旋轉(zhuǎn)，是直升機與其他飛行器存在的最大區(qū)別。目前，直升機機載衛(wèi)星系統(tǒng)的天線安裝位置受機體結(jié)構(gòu)的限制，天線大多安裝于旋翼下方(具體安裝位置如圖1所示)，因此飛行過程中旋翼對天線面會造成周期性遮擋。

圖1 機載衛(wèi)星天線安裝位置

直升機旋翼對機載天線的遮擋受到衛(wèi)星波束入射角(天線仰角)、直升機航向以及飛行姿態(tài)等因素的共同作用。同時，每個遮擋周期內(nèi)旋翼對天線的遮擋情況可分為不遮擋、部分遮擋和全遮擋3個階段[3]。因此，直升機衛(wèi)星通信系統(tǒng)需面對和解決旋翼遮擋情況下的“非平穩(wěn)周期性中斷信道”傳輸問題。

1.2 對星跟蹤

機載衛(wèi)星通信系統(tǒng)工作過程中，ACU(Antenna Control Unit，天線伺服控制系統(tǒng))需使機載衛(wèi)星天線的主波束中心快速、精準(zhǔn)和穩(wěn)定地對準(zhǔn)衛(wèi)星，以獲得最大的EIRP和GT值，從而保證系統(tǒng)的正常通信。天線伺服控制系統(tǒng)要完成以上相關(guān)跟蹤和精準(zhǔn)指向工作，必須準(zhǔn)確測算并掌握天線中心波束、衛(wèi)星方位角、仰角和極化角等參數(shù)。目前，地面類型的“靜中通”和“動中通”衛(wèi)星地球站的天線指向和自動引導(dǎo)(跟蹤)方式，先基于地面站的定位信息和預(yù)選定的衛(wèi)星信息，再運用公式(1-2)解算出地面站的方位角和天線仰角[4]。

直升機飛行過程中姿態(tài)的動態(tài)變化率高，包括如橫滾、俯仰和航向等飛行姿態(tài)隨時間的快速變化，使機載衛(wèi)星系統(tǒng)的載體坐標(biāo)系與地理坐標(biāo)系之間存在姿態(tài)快速變換，因此，機載衛(wèi)星天線系統(tǒng)需加強天線系統(tǒng)的跟蹤、慣導(dǎo)和穩(wěn)定性能，滿足和實現(xiàn)兩個坐標(biāo)系之間的快速矢量變換，保證機載天線的對星速度、精度和跟蹤穩(wěn)定性。

2 解決難點的關(guān)鍵技術(shù)

2.1 信道特性分析

文獻(xiàn)[3]的研究結(jié)果表明，當(dāng)僅考慮衛(wèi)星波束入射角(天線仰角)因素影響時，機載天線安裝在圖2所示位置時，直升機航向正面朝向衛(wèi)星方位(航向與天線方位角的夾角為0°)且天線仰角較大時，信號受遮擋影響最嚴(yán)重、遮擋時間最長；而直升機航向非正面朝向衛(wèi)星方位且仰角較低時，信號受遮擋影響相對輕微、遮擋時間相對短(如圖2b所示)。

同時，還需保證機載天線與衛(wèi)星之間微波傳播路徑≥60%的第一菲涅爾區(qū)內(nèi)無障礙/無遮擋，否則會造成信號嚴(yán)重衰減或通信中斷[5]。因此，在直升機航向正面朝向衛(wèi)星方位時，需滿足天線仰角式中為槳轂到天線的水平距離，為槳轂高度(如圖2c所示)。

圖2 天線安裝位置及入射角因素影響下遮擋情況

由公式(3)可知，旋翼轉(zhuǎn)速和槳葉數(shù)決定了旋翼縫隙和遮擋的出現(xiàn)周期，與直升機飛行航向、機載天線仰角以及位置參數(shù)等無直接關(guān)系。

直升機在實際的飛行過程中，航向和姿態(tài)的動態(tài)變化率很快，旋翼和衛(wèi)星波束投影面積也會產(chǎn)生相應(yīng)變化，遮擋情況也隨之變化。

圖3 任意飛行方向單層旋翼遮擋情況

圖4 單層旋翼周期性遮擋信道特性模型

信號衰減深度A，主要取決于衛(wèi)星通信系統(tǒng)頻段和槳葉材質(zhì)，系統(tǒng)頻率越高，遮擋造成的信號衰落越深，信號最大衰減可達(dá)20dB[6]。依圖3信道模型和公式(5-7)推導(dǎo)得到信道通斷比為：

通過以上直升機旋翼對機載衛(wèi)星天線的遮擋分析，可確認(rèn)信息發(fā)送窗口(無遮擋縫隙與和之間的關(guān)系。通斷比最小的情況發(fā)生在機載天線仰角固定，時，即突發(fā)信號可通信時間最短。加之，直升機飛行姿態(tài)的動態(tài)變化率高、不確定性強，使飛行航向和天線仰角隨時處于變化中，因此，為了提高通信的可靠性，突發(fā)信號的傳輸速率、幀組結(jié)構(gòu)以及重發(fā)策略等，必須依據(jù)最小通斷比和縫隙時間區(qū)間最短的“可通信窗口”情況進行設(shè)計。、

2.2 反向傳輸鏈路

反向鏈路是指機載衛(wèi)星端站經(jīng)衛(wèi)星到地面衛(wèi)星主站之間的衛(wèi)星傳輸鏈路。由于旋翼旋轉(zhuǎn)對機載衛(wèi)星天線造成周期性遮擋，機載衛(wèi)星站的發(fā)射信號僅能利用檢測到的旋翼遮擋/縫隙，以突發(fā)的方式進行信息傳輸。

2.2.1 遮擋縫隙檢測

經(jīng)信道特性分析可知，旋翼遮擋情況下接收信號的信噪比和功率電平會衰減會下降，可利用衛(wèi)星地面主站連續(xù)發(fā)射的信令遙測信號進行遮擋/縫隙檢測，即對該連續(xù)信號的信噪比和功率電平的變化進行實時檢測[2,7]，根據(jù)幅值變化情況確定旋翼遮擋/縫隙，即“通信窗口”。為提高檢測的準(zhǔn)確性，可采用基于信噪比和功率電平門限的縫隙聯(lián)合檢測。

1)因為地面站與機載站受到相同的旋翼遮擋，所以地面主站與機載站的接收信號的最大信噪比C/N的保持時間寬度(時長)，以及信噪比的上升/下降的斜率均保持一致(如圖5所示)。

旋翼縫隙具體檢測和“通信窗口”確定流程為，機載站先接收地面主站發(fā)來的連續(xù)信號，經(jīng)信噪比估算，確定最大信噪比時間區(qū)間為“預(yù)估通信窗口”，起始時刻為圖5(b)所示的c點，終止時刻為d點，同時在“預(yù)估通信窗口”內(nèi)進行突發(fā)信號的發(fā)射。之后地面主站在“預(yù)估通信窗口”內(nèi)接收到機載站傳來的信號，同樣經(jīng)信噪比估算，再通過前向鏈路傳送反饋給機載站。

圖5 地面站/機載站信號接收信噪比

2)基于接收信號功率的縫隙檢測技術(shù)研究結(jié)果，是將接收到的由地面主站發(fā)來的遙測信號進行A/D轉(zhuǎn)化、同步和正交下變頻后，得到數(shù)字基帶信號(N為接收端緩存器大小)，在進行功率電平的實時檢測，通過分別計算出每個的信號功率電平并求取平均值，得到：

按此計算方法以此類推，將每次的計算結(jié)果存入寄存器中便于后期比較器進行讀取。比較器依次對寄存器中的信號功率電平結(jié)果(M 為寄存器大小)進行讀取，并分別與機載站的預(yù)設(shè)閥值進行比較，當(dāng)時，則判定接收信號受到遮擋。

如圖6所示，高于接收機靈敏度D的時間區(qū)間即為“最大可通信時間窗口/區(qū)間”，但為了提高通信可靠性，將無遮擋判別門限設(shè)置提高3dB，此時圖中縱向虛線截取的部分即為“可靠通信窗口/區(qū)間”。

圖6 基于功率電平的旋翼縫隙檢測

采用接收信號功率和信噪比的旋翼縫隙和“通信窗口”聯(lián)合檢測方式時，原則上應(yīng)選取時間區(qū)間/時長較短的“通信窗口”作為“可靠通信窗口”。機載站采用突發(fā)模式，充分利用“可靠通信窗口”縫隙實現(xiàn)信息的發(fā)送和傳輸，與此同時，地面主站在相同的“可靠通信窗口”縫隙內(nèi)穩(wěn)定接收發(fā)自機載站的信息。

2.2.2 幀結(jié)構(gòu)設(shè)計

直升機的旋翼遮擋造成信息傳輸效率低下，由此需計算信道的傳輸效率，在“通信窗口”確定后，需在窗口內(nèi)發(fā)送整數(shù)幀。首先，根據(jù)窗口的時間區(qū)間確定可發(fā)送的幀數(shù)，并準(zhǔn)備在下一個窗口處進行發(fā)送；但由于航向、仰角和位置的變化會造成通斷比和窗口的變化，隨之可傳送的幀數(shù)也隨之產(chǎn)生變化[8]。因此，需根據(jù)相關(guān)條件確定信道效率公式如下：

2.3 前向傳輸鏈路

2.3.1 端站同步接入和鏈路建立

衛(wèi)星地面主站作為網(wǎng)絡(luò)的管控中心，主要承擔(dān)載波帶寬、傳輸速率以及IP地址(路由)等資源的配置工作。機載站接入地面主站前，需根據(jù)前向鏈路(衛(wèi)星主站經(jīng)衛(wèi)星到機載站之間的衛(wèi)星鏈路)發(fā)來的網(wǎng)管調(diào)度信令進行同步接入和通信鏈路的建立，接入流程如圖7所示。

圖7 機載站同步接入和鏈路建立流程

如圖7所示，機載站接入地面主站前，地面主站無法進行直升機旋翼的縫隙檢測，1)地面主站需采用幀組重傳/時間分集方式，向機載站傳送、下發(fā)網(wǎng)管調(diào)度和資源配置信令。2)接收并解調(diào)反向鏈路中攜帶的遮擋縫隙周期參數(shù)，通過估算并以動態(tài)重傳的時間分集方式在“通信窗口”內(nèi)進行信息傳輸[9]。

2.3.2 信號幀組設(shè)計和重發(fā)策略

1)機載站接入地面主站前，為了提高前向鏈路傳送網(wǎng)管調(diào)度信令的可靠性，確保機載站能夠完整準(zhǔn)確的解調(diào)出地面主站發(fā)來的網(wǎng)管信令數(shù)據(jù)，需對低速信令前向鏈路的物理幀結(jié)構(gòu)、幀組長度和重傳頻次進行設(shè)計。經(jīng)分析和研究，文獻(xiàn)[7]中提出的幀組重發(fā)/時間分集方案較為合理可行，物理幀結(jié)構(gòu)如圖8所示。

由圖8可知，1個物理幀由原始幀和復(fù)制幀2個子幀組成，每子幀由偶數(shù)個時隙構(gòu)成。為了避免子幀被全部遮擋，子幀時長應(yīng)大于單槳葉遮擋時長；并且物理幀時長應(yīng)小于縫隙時長，可避免旋翼對物理幀造成2次遮擋的情況發(fā)生；圖8中灰色部分為可能受遮擋的部分時隙slot；從圖8可看出，機載站接收到原始幀和復(fù)制幀的完整或部分，即可在接收端進行數(shù)據(jù)合并獲取完整的數(shù)據(jù)信息。

圖8 機載站接入前的前向鏈路物理幀結(jié)構(gòu)

2)機載站同步接入地面主站后，衛(wèi)星雙向鏈路同時成功建立，但由于衛(wèi)星鏈路的RTT(Round-Trip Time，往返時間)大于500ms，加之，直升機機動性強，航向、位置和動態(tài)變化快，造成地面站接收到機載站反饋的縫隙和“通信窗口”信息的時效性差、準(zhǔn)確度不高，因此，需根據(jù)遮擋周期內(nèi)通斷比和“通信窗口”時長的變化，重點合理配置幀結(jié)構(gòu)的動態(tài)重傳幀的權(quán)重[9-10]。單槳葉的一個遮擋周期內(nèi)，可歸納為3種“通信窗口”時長，如圖9所示。

圖9 三種通信窗口時長的動態(tài)幀結(jié)構(gòu)和重傳策略

2.4 增強慣性制導(dǎo)

目前，直升機機載衛(wèi)星通信系統(tǒng)的天線控制伺服分系統(tǒng)多采用數(shù)字引導(dǎo)和自動跟蹤的慣性制導(dǎo)系統(tǒng)。

機載衛(wèi)星系統(tǒng)的載體坐標(biāo)系和地理坐標(biāo)系之間存在著姿態(tài)矢量(角度)變換，處理好坐標(biāo)系之間的矢量(角度)變換，是提高機載衛(wèi)星天線伺服系統(tǒng)對星和跟蹤精度的核心關(guān)鍵。

繞定點轉(zhuǎn)動的兩個坐標(biāo)系之間的關(guān)系可以用方向余弦矩陣表式[11]，根據(jù)慣導(dǎo)提供的姿態(tài)信息，如橫滾R、俯仰P和航向H，可實現(xiàn)從機載(載體)坐標(biāo)系到地理(大地)坐標(biāo)系之間的矢量變換，具體變換過程如下：

3 仿真結(jié)果及分析

通過搭建信道系統(tǒng)仿真模型對文中第2.2和2.3節(jié)中論述的縫隙檢測和幀組設(shè)計2項關(guān)鍵技術(shù)進行正確性和可行性驗證。

3.1 信道系統(tǒng)仿真模型

仿真驗證時的源數(shù)據(jù)采用隨機數(shù)據(jù)，調(diào)制和解調(diào)方式為QPSK，以瑞利信道作為信道模型并引入適度高斯白噪聲，接收端與發(fā)送端擬處于同步狀態(tài)(GEO/GSO衛(wèi)星鏈路的RTT相對穩(wěn)定且動態(tài)變化率低，仿真過程中設(shè)為500ms的固定值)，采用基于信號功率檢測的縫隙檢測方法，后將縫隙檢測結(jié)果、幀定位控制等反饋至幀接收&合并單元，該單元完成數(shù)據(jù)幀的接收、緩存、定位及合并后，可最終實現(xiàn)原始數(shù)據(jù)的恢復(fù)，信道系統(tǒng)仿真模型如圖10所示。

圖10 信道系統(tǒng)仿真模型

3.2 縫隙檢測結(jié)果

仿真基于滑動平均的計算方法進行信號功率的縫隙檢測，如圖11所示，當(dāng)存在旋翼遮擋時，可對信號功率電平造成10dB左右的大尺度衰落，在無旋翼遮擋時，信號的功率電平檢測值均處于正常幅值，僅因AWGN高斯白噪聲的引入使信號功率電平值存在小幅波動，仿真結(jié)果與理論值基本一致，因此在無遮擋時刻的“通信窗口”進行信號突發(fā)可滿足和達(dá)到相應(yīng)的解調(diào)門限和誤碼率要求。

圖11 基于信號功率檢測方式的縫隙檢測結(jié)果

3.3 幀接收仿真結(jié)果

如圖12所示，在發(fā)送端對數(shù)據(jù)序列的原始幀進行了幀復(fù)制，并以幀組形式進行傳送，經(jīng)瑞利信道傳輸后，在接收端進行QPSK的I/Q支路數(shù)字解調(diào)，仿真中設(shè)置的遮擋周期長度值為3～4個符號，仿真設(shè)置的遮擋位置為隨機可變，極端情況下可造成4個符號周期(8bit)的解碼錯誤，依據(jù)仿真結(jié)果判斷，當(dāng)存在旋翼遮擋時，解調(diào)后的復(fù)制幀序列間斷性出現(xiàn)了大量的解碼錯誤，但由于原始幀發(fā)送過程中未受到旋翼遮擋，因此原始數(shù)據(jù)序列仍可獲得完整和正確解調(diào)。

圖12 數(shù)據(jù)序列接收解調(diào)前后結(jié)果對比

3.4 幀接收合并仿真結(jié)果

如圖13所示，當(dāng)采用時間重發(fā)分集&幀接收并合并技術(shù)時，仿真模型中設(shè)置旋翼遮擋周期長度仍為3～4個符號，結(jié)果顯示接收到的原始幀和復(fù)制幀均發(fā)生了解碼錯誤，且遮擋時刻位于原始幀的最后1bit和復(fù)制幀的前5bit，遮擋位置和持續(xù)周期長度橫跨了2個幀，由于此類情況較為極端復(fù)雜，因此無法通過提取原始幀和復(fù)制幀的簡單方式獲得正確和完整的數(shù)據(jù)序列。此時，需采取對接收幀進行合并及判決處理，首先利用之前信號功率的檢測結(jié)果，確定遮擋時刻的位置、區(qū)間和周期長度，后將該持續(xù)時間內(nèi)的誤碼bit全部剔除，再利用幀定位和幀緩存功能，將2個幀剩余部分的數(shù)據(jù)序列進行排序并加以合并，經(jīng)判決處理后最終使原始數(shù)據(jù)得以完整恢復(fù)。

圖13 數(shù)據(jù)序列接收解調(diào)&合并前后結(jié)果對比

4 總結(jié)

通過以上分析和研究表明，采用旋翼遮擋/縫隙檢測、通信窗口突發(fā)、信號幀組重傳和加強慣性制導(dǎo)等關(guān)鍵技術(shù)手段，可切實有效對抗旋翼遮擋并解決對星跟蹤兩大技術(shù)難題，同時大幅提升直升機機載衛(wèi)星通信系統(tǒng)的傳輸效率和通信穩(wěn)定性。在后期的實際工程實現(xiàn)過程中，還需結(jié)合軟硬件系統(tǒng)的設(shè)計難易度、關(guān)鍵設(shè)備參數(shù)設(shè)定以及系統(tǒng)實際應(yīng)用場景等因素進行綜合性系統(tǒng)設(shè)計。國內(nèi)直升機衛(wèi)星通信系統(tǒng)，雖然經(jīng)歷了近十年的應(yīng)用和發(fā)展，但在相關(guān)軟件算法和核心硬件開發(fā)以及關(guān)鍵設(shè)備制造等方面仍存在一定差距，因此，在以上各方面仍擁有極為廣闊的提升和發(fā)展空間。