機載衛星通信系統設計

+ 高文生中國電子科技集團公司第54研究所

機載衛星通信系統設計

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簡述機載衛星通信系統的組成和工作原理，提出機載衛星通信系統的設計原則和思路，并給出鏈路計算方法和鏈路性能分析。

機載 低剖面天線 電子波束掃描 衛星G/T值

圖1 系統組成

圖2 系統工作示意圖

1.概述

隨著衛星通信技術的成熟和發展，其應用領域越來越廣。近年來，以飛機為載體的機載移動衛星通信系統，得到了國內外軍民各方高度重視和廣泛應用。

2 機載衛星通信系統組成

2.1 系統組成

機載衛星通信系統由機載衛通站（又稱機載用戶終端）和地面衛通站組成。圖1是系統組成框圖。

圖2是一個Ku/Ka雙頻段機載衛星通信系統工作示意圖。

2.2 工作原理

數據鏈前返向信息流程如下：

地面指揮中心（或機動指揮車）將模擬話經語音編碼處理后，與前向數據（地面送往飛機的數據）復接成復合數據流，通過光纜送地面衛通站進行加擾、編碼、調制、變頻、放大，由天線發向衛星，經衛星轉發器轉發，發向機載用戶終端；機載用戶終端天線接收到信號后，經過放大、變頻，送信息處理單元進行解調、譯碼、去擾等處理，恢復出復合數據流，送業務接入單元分接，前向數據送機載指控臺，話音數據經語音解碼處理后變為模擬話音接機上通話器。

返向（飛機到地面）鏈路將包括話音和下傳數據信息的復合數據流送信息處理單元進行信道編碼、加擾、調制等處理,經上變頻器變為射頻載波，由固態功率放大器放大后，送天線發向衛星。衛星轉發器轉發后，地面衛通站將接收到的信號放大、變頻、解調，恢復出基帶復合數據，通過地面光纜送到地面指揮中心（或機動指揮車）的用戶終端，對返向數據和語音信號進行分接，數據送數據處理終端，語音信息進行解碼處理后接話機。

表1 我國機載衛星通信系統可使用的衛星資源

3 機載衛星通信系統設計

3.1 設計原則

1）機載衛星通信系統的設計應遵照“簡單、實用、可靠、易操作”的原則；

2）盡可能采用先進、成熟的技術，選用定型或經工程實際應用考驗過的裝機產品；

3）要具有全系統自檢測功能，故障檢測到現場可更換單元；

4）機載設備研制要實現“模塊化、小型化、標準化、通用化”；

5）要高度重視機載環境條件的適應性和電磁兼容性設計。

3.2 衛星資源及工作頻段選擇

除國際民航飛機外，目前我國大部分飛機的飛行區域均在我國大陸及近海，因此，我國機載衛星通信系統可使用的衛星資源應以國內波束衛星為主。

表1給出了我國機載衛星通信系統可使用的衛星資源、工作頻段及衛星天線覆蓋范圍。

衛星資源選擇建議如下：

1）國際國內航空公司所使用的干線和支線飛機，大部分都安裝了海事衛星機載站。通過國際海事衛星系統和地面網，實現機載用戶與全球各用戶的話音和數據通信；

2）國際商用通信衛星針對中國的區域波束很少且衛星參數差，再加上保密等要求，不易被國內機載衛星通信系統所采用；

3）目前，我國無論是有人駕駛飛機還是無人駕駛飛機，凡是加裝了衛星通信系統的，均使用國內波束衛星，而且以Ku頻段全國波束為主。如果載機遠離本土作業，可使用可移動點波束交鏈轉發器；

4）如果傳輸高速數據，可采用數據中繼衛星Ka頻段，其數據傳輸速率最高可達300Mbps。

3.3 通信體制選擇

機載用戶終端站的通信體制必須與地面衛星終端站的體制保持一致。

使用國內通信衛星時，可根據使用條件、占用衛星轉發器帶寬和功率利用率、抗干擾要求等均衡考慮。

小型有人駕駛飛機速度快、姿態變化大，產生的多普勒頻移和多普勒頻移變化率大；體積、重量和功耗受限，機載站有效全向輻射功率EIRPe和接收站品質因數（G/T）e值低，數據傳輸速率低（通常為6.4～64kbps）。易采用抗多普勒頻移和多普勒頻移變化率及抗干擾能力強的bPSK+短碼擴頻方式；調制方式多采用bPSK，糾錯方式為（2.1.7）卷積編碼，維特比譯碼；多址方式可采用TDM/TDMA或FDMA；組網方式為點對多點的星狀網。

對于運輸、預警、海監等大型飛機，傳輸業務多為話音、數據、圖像等綜合業務，傳輸速率通常為64kbps～2Mbps。調制方式多采用QPSK，糾錯方式為卷積+RS級聯編碼或LDPC碼；多址方式可采用FDMA或MF-TDMA；組網方式為點對多點的星狀網或點對點的網狀網。

中遠程無人機，前向信息速率較低，采用bPSK+短碼擴頻方式，糾錯方式為（2.1.7）卷積編碼，維特比譯碼；返向信息速率高，建議優選QPSK+LDPC編碼方式，或采用QPSK調制+（2.1.7）卷積編碼為內碼、RS碼為外碼的級聯糾錯+交織方式；多址方式選取：如果有多架飛機同時在同一個衛星波束覆蓋區內工作，前向采用碼分多址（CDMA）方式，返向采用頻分多址（FDMA）方式。

3.4 機載天線形式及跟蹤方式選擇

1）天線形式選擇

機載天線有兩種安裝方式，一是安裝在機艙內（如大中型無人機）；二是安裝在機艙外的機背上方（有人駕駛飛機）。

無人機艙內面積小，但空間高度相對寬松，通常采用技術成熟、效率高、性能好，但剖面較高的拋物面環焦天線。

有人駕駛飛機加裝衛通天線時，為減少機體對機載天線的遮擋，機載天線應安裝在機體背部靠前部位，而且要加裝天線整流罩。為減小天線加裝對飛機飛行性能的影響，降低飛機改裝的成本和技術難度，機載天線應采用低剖面天線。

目前可供選擇的機載低剖面天線方案有：切割拋物面天線、拋物柱面天線、一維相控陣天線、二維相控陣天線、低剖面平板陣列天線等。

二維相控陣天線的方位角和俯仰角是通過電子掃描來改變其波束相位，從而使天線波束指向衛星，天線的方位和俯仰沒有機械轉動。天線高度可以做得較低，并可與機體共形設計，不受機體外形的影響，對飛機改裝和飛機飛行性能的影響小。但其外形尺寸和重量大；插入損耗大，并存在最大3db掃描損失；極化面的調整難度極大，相控器件沒有形成商用產品，技術不成熟；研制成本高。

其他幾種天線形式的選擇，應根據應用環境、鏈路性能要求、體積重量等多種因素綜合考慮。

表2是幾種天線優缺點的比較。

目前，國內外中遠程無人機大都采用拋物面環焦天線，有人駕駛飛機較多采用的是平板陣列天線和一維平板相控陣天線。

2）天線跟蹤方式的選擇

在機載衛星通信系統中，由于載機處于運動狀態，其姿態始終在變化。因此，機載天線必須能夠快速捕獲衛星，并始終跟蹤對準衛星，這是系統正常工作的關鍵。

機載衛通天線通常采用程序引導（由機載慣導平臺提供飛機姿態信息INS和定位信息GPS）來捕獲衛星，再由信標跟蹤接收機實現對衛星的精確跟蹤。

為隔離姿態的變化，機載天線還裝有陀螺穩定裝置，其隔離度可達30db以上。

常用的跟蹤接收機有程序跟蹤、步進跟蹤（也稱極值跟蹤）、機械圓錐掃描、電子波束掃描和單脈沖跟蹤等幾種機載天線跟蹤方式。

機載天線的跟蹤方式如表3所示。

表1 我國機載衛星通信系統可使用的衛星資源

表3 跟蹤方式優缺點

3.5 可靠性設計

為提高系統可靠性，通常采用設備熱備份方式。但對于機載設備而言，特別是小型戰斗機和無人偵察機，受體積、重量和功耗的限制，不易采用設備熱備份。

提高機載衛星通信系統可靠性的途徑有：

1）在滿足系統功能和達到系統技術指標要求前提下，優化系統設計，簡化不必要的功能，以減少設備數量；

2）采用數字化、軟件化設計，盡量減少和簡化硬件設備；

3）采用成熟的，有繼承性的先進技術，提高設備的可靠性；

4）嚴格按照“國標”或“行標”要求進行設備及元器件老煉試驗、應力篩選試驗、設備環境適應性試驗、系統綜合可靠性試驗等；

5）結構設計上應考慮熱設計、安全設計、防震設計、維修性設計等。例如，當設備工作在高空環境（如臨近空間），由于空氣稀薄，靠熱傳導方式無法達到功放等發熱設備的散熱效果，此時，熱設計就成為重點解決的關鍵技術；

6）備件均為現場可更換單元，設備可達性好，便于維修。

3.6 電磁兼容性（EMC）設計

機載設備由多個系統組成，為保證載機的飛行安全和全系統兼容工作，即使在復雜的電磁環境中各個設備也應能正常工作，所有系統和各個設備之間應互不干擾。為此，必須按照相關標準進行系統電磁兼容性設計和設備研制，并按相關標準要求對各分系統設備乃至全系統進行嚴格的電磁兼容性測試。

系統EMC設計主要采取如下措施：

1） 頻率的選取和配置，尤其是各分系統使用的射頻頻率必須互不重疊（包括2次、3次、5次諧波）；

2）機載設備采用電磁兼容性好的ATR機箱；

3）良好的屏蔽、濾波和接地措施；

4 鏈路計算和系統性能分析

4.1 鏈路計算目的

衛星通信鏈路傳輸質量的主要指標是系統輸出端信號的誤比特率（也稱誤碼率），誤比特率決定于接收系統的載噪比。進行衛星通信鏈路設計和分析，就必須進行系統載噪比計算。這涉及到發射站的有效全向輻射功率EIRP值和接收站的G/T值，以及傳輸過程中的各種損耗和引入的各種噪聲及干擾。

通過系統鏈路計算，在滿足系統傳輸性能指標前提下，確定衛通站設備應具有的技術指標和參數，如功放輸出功率，衛星功率和帶寬占用率等。

4.2 機載衛星通信鏈路計算應考慮的因素

1）首先根據載機條件選擇天線形式和尺寸，確定天線收、發增益（要盡可能高）；

2）配置合適的地面衛通站〔通常接收站（G/T）值≥30db〕；

3）選擇最佳的調制解調方式和糾錯編碼方式，降低解調門限Eb/N0；

4）當采用Ku或Ka頻段時，必須考慮降雨影響。由于飛機通常在云層以上飛行，故可不考慮機載站到衛星之間的降雨影響；

5）按飛機實際作業區的衛星EIRPs和(G/T)s等值線覆蓋圖選取衛星參數；

6）必須預留系統設計余量M=3～5db。

4.3 鏈路計算所用公式

(C/T)?1=(C/T)?1+(C/T)?1+(C/T)?1(真值相加)

t u d i

5） 門限載噪比(C/T)th

(C/T)th=Eb/No+R+K+M (dbW/K)

Eb/No—— 每碼元功率與噪聲功率密度比 (db)

R —— 信息速率

K —— 玻爾茲曼常數 K=-228.6 (db)

M —— 系統的備余量 （通常取M=3～5 db）

6）信道容量n

n=(C/T)t-(C/T)th(db)

7） 每信道所需衛星EIRPs

EIRPs/ch=EIRPs－n (dbW)

8） 每信道所需發站功率

EIRPe/ch=(C/T)u+Lu-(G/T)s－n (dbW)

Pe= EIRPe/ch－GTA+L (W)

GTA —— 地球站天線發射增益 (db)

L —— 地球站發射支路饋線損耗 (db)

1) 上行載噪比(C/T)u

(C/T)u=Ws－bOi+(G/T)s+10lg (dbW/K)

(G/T)s —— 衛星的品質因數 (db/K)

Ws —— 衛星飽和通量密度 (dbW/m2)

bOi —— 衛星的輸入補償 (db)

2)下行載噪比(C/T)d

(C/T)d=EIRPs—bOo－Ld+(G/T)e (dbW/K)

EIRPs —— 衛星有效輻射功率 (dbW)

bOo —— 衛星的輸出補償 (db) Ld —— 下行鏈路總損耗 (db)

(G/T)e —— 接收地球站的品質因數 (db/K)

3）交調載噪比(C/T)i

(C/T)i=-150+2bOo+0.6 (dbW/K)

4）總載噪比(C/T)t

4.4 系統傳輸能力分析

假設機載站安裝0.6m口徑天線，配置50W功放，采用LDPC編碼，地面站天線≥4.5m，在我國本土及全海域內只要（G/T）S≥－3db/K，可實現2Mbps下行信息傳輸，在作業區衛星G/T值每增加3db，其傳輸速率就提高1倍。

受飛機機體特別是尾翼遮擋，機載天線最低工作仰角為15o左右；受氣流影響，飛機的仰角變化為±10o；為使天線不受遮擋，機載站作業區域的工作仰角應≥25o。

不同的天線形式和不同的安裝位置，天線最低工作仰角不一樣。在選擇機載站作業區域時，除考慮衛星波束覆蓋能力外，還必須考慮天線不受遮擋時的最低仰角及作業區域的天線工作仰角。

1 聶楓，UHF機載衛星通信系統設計 ，電訊技術， 1998（05）

2 李擬，機載衛星通信地球站總體設計與實現，南京郵電大學， 2013

3 張振莊，機載衛星通信天線穩定平臺的實現，無線電工程， 1998（02）

4 艾文光 趙大勇 鄧軍， 機載Ku、Ka頻段衛星通信系統綜述，電子科技， 2011（11）