直升機衛星通信性能提升技術難點和關鍵技術的研究探討

祝 威

中國移動通信集團設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、高靈活性和高適應性等特點，目前已被廣泛應用于救援搜救、森林消防、公安處突、醫療急救、電力搶修等特殊部門或行業單位。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[1]。隨著時代的發展，直升機通過搭載Ku/Ka頻段的“動中通”衛星通信系統實現寬帶通信逐漸成為主流技術。

直升機機體的物理結構特點，旋翼旋轉時機體會對機載衛星天線產生周期性遮擋，加之，直升機的飛行姿態變化率快，還會引發機載衛星天線對衛星的指向跟蹤精準度下降，進而造成信道的深度衰落和信號的嚴重損耗，嚴重時可能影響信號解調，甚至造成通信中斷[2]。因此，對抗旋翼周期遮擋、增強慣導跟蹤精度，是提升機載衛星通信系統穩定性和傳輸性能的關鍵。

目前，國內大部分通用航空及特殊部門/行業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技術研究和方案論述。

1 技術難點

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，是直升機與其他飛行器存在的最大區別。目前，直升機機載衛星系統的天線安裝位置受機體結構的限制，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 機載衛星天線安裝位置

直升機旋翼對機載天線的遮擋受到衛星波束入射角(天線仰角)、直升機航向以及飛行姿態等因素的共同作用。同時，每個遮擋周期內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，直升機衛星通信系統需面對和解決旋翼遮擋情況下的“非平穩周期性中斷信道”傳輸問題。

1.2 對星跟蹤

機載衛星通信系統工作過程中，ACU(Antenna Control Unit，天線伺服控制系統)需使機載衛星天線的主波束中心快速、精準和穩定地對準衛星，以獲得最大的EIRP和GT值，從而保證系統的正常通信。天線伺服控制系統要完成以上相關跟蹤和精準指向工作，必須準確測算并掌握天線中心波束、衛星方位角、仰角和極化角等參數。目前，地面類型的“靜中通”和“動中通”衛星地球站的天線指向和自動引導(跟蹤)方式，先基于地面站的定位信息和預選定的衛星信息，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的動態變化率高，包括如橫滾、俯仰和航向等飛行姿態隨時間的快速變化，使機載衛星系統的載體坐標系與地理坐標系之間存在姿態快速變換，因此，機載衛星天線系統需加強天線系統的跟蹤、慣導和穩定性能，滿足和實現兩個坐標系之間的快速矢量變換，保證機載天線的對星速度、精度和跟蹤穩定性。

2 解決難點的關鍵技術

2.1 信道特性分析

文獻[3]的研究結果表明，當僅考慮衛星波束入射角(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重、遮擋時間最長；而直升機航向非正面朝向衛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星之間微波傳播路徑≥60%的第一菲涅爾區內無障礙/無遮擋，否則會造成信號嚴重衰減或通信中斷[5]。因此，在直升機航向正面朝向衛星方位時，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，旋翼轉速和槳葉數決定了旋翼縫隙和遮擋的出現周期，與直升機飛行航向、機載天線仰角以及位置參數等無直接關系。

直升機在實際的飛行過程中，航向和姿態的動態變化率很快，旋翼和衛星波束投影面積也會產生相應變化，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，主要取決于衛星通信系統頻段和槳葉材質，系統頻率越高，遮擋造成的信號衰落越深，信號最大衰減可達20dB[6]。依圖3信道模型和公式(5-7)推導得到信道通斷比為：

通過以上直升機旋翼對機載衛星天線的遮擋分析，可確認信息發送窗口(無遮擋縫隙與和之間的關系。通斷比最小的情況發生在機載天線仰角固定，時，即突發信號可通信時間最短。加之，直升機飛行姿態的動態變化率高、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，突發信號的傳輸速率、幀組結構以及重發策略等，必須依據最小通斷比和縫隙時間區間最短的“可通信窗口”情況進行設計。、

2.2 反向傳輸鏈路

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

2.2.1 遮擋縫隙檢測

經信道特性分析可知，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，可利用衛星地面主站連續發射的信令遙測信號進行遮擋/縫隙檢測，即對該連續信號的信噪比和功率電平的變化進行實時檢測[2,7]，根據幅值變化情況確定旋翼遮擋/縫隙，即“通信窗口”。為提高檢測的準確性，可采用基于信噪比和功率電平門限的縫隙聯合檢測。

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來的連續信號，經信噪比估算，確定最大信噪比時間區間為“預估通信窗口”，起始時刻為圖5(b)所示的c點，終止時刻為d點，同時在“預估通信窗口”內進行突發信號的發射。之后地面主站在“預估通信窗口”內接收到機載站傳來的信號，同樣經信噪比估算，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研究結果，是將接收到的由地面主站發來的遙測信號進行A/D轉化、同步和正交下變頻后，得到數字基帶信號(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果(M 為寄存器大小)進行讀取，并分別與機載站的預設閥值進行比較，當時，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的時間區間即為“最大可通信時間窗口/區間”，但為了提高通信可靠性，將無遮擋判別門限設置提高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”聯合檢測方式時，原則上應選取時間區間/時長較短的“通信窗口”作為“可靠通信窗口”。機載站采用突發模式，充分利用“可靠通信窗口”縫隙實現信息的發送和傳輸，與此同時，地面主站在相同的“可靠通信窗口”縫隙內穩定接收發自機載站的信息。

2.2.2 幀結構設計

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，需在窗口內發送整數幀。首先，根據窗口的時間區間確定可發送的幀數，并準備在下一個窗口處進行發送；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，隨之可傳送的幀數也隨之產生變化[8]。因此，需根據相關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

衛星地面主站作為網絡的管控中心，主要承擔載波帶寬、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，需根據前向鏈路(衛星主站經衛星到機載站之間的衛星鏈路)發來的網管調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、下發網管調度和資源配置信令。2)接收并解調反向鏈路中攜帶的遮擋縫隙周期參數，通過估算并以動態重傳的時間分集方式在“通信窗口”內進行信息傳輸[9]。

2.3.2 信號幀組設計和重發策略

1)機載站接入地面主站前，為了提高前向鏈路傳送網管調度信令的可靠性，確保機載站能夠完整準確的解調出地面主站發來的網管信令數據，需對低速信令前向鏈路的物理幀結構、幀組長度和重傳頻次進行設計。經分析和研究，文獻[7]中提出的幀組重發/時間分集方案較為合理可行，物理幀結構如圖8所示。

由圖8可知，1個物理幀由原始幀和復制幀2個子幀組成，每子幀由偶數個時隙構成。為了避免子幀被全部遮擋，子幀時長應大于單槳葉遮擋時長；并且物理幀時長應小于縫隙時長，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制幀的完整或部分，即可在接收端進行數據合并獲取完整的數據信息。

圖8 機載站接入前的前向鏈路物理幀結構

2)機載站同步接入地面主站后，衛星雙向鏈路同時成功建立，但由于衛星鏈路的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、準確度不高，因此，需根據遮擋周期內通斷比和“通信窗口”時長的變化，重點合理配置幀結構的動態重傳幀的權重[9-10]。單槳葉的一個遮擋周期內，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幀結構和重傳策略

2.4 增強慣性制導

目前，直升機機載衛星通信系統的天線控制伺服分系統多采用數字引導和自動跟蹤的慣性制導系統。

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

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

3 仿真結果及分析

通過搭建信道系統仿真模型對文中第2.2和2.3節中論述的縫隙檢測和幀組設計2項關鍵技術進行正確性和可行性驗證。

3.1 信道系統仿真模型

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

圖10 信道系統仿真模型

3.2 縫隙檢測結果

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”進行信號突發可滿足和達到相應的解調門限和誤碼率要求。

圖11 基于信號功率檢測方式的縫隙檢測結果

3.3 幀接收仿真結果

如圖12所示，在發送端對數據序列的原始幀進行了幀復制，并以幀組形式進行傳送，經瑞利信道傳輸后，在接收端進行QPSK的I/Q支路數字解調，仿真中設置的遮擋周期長度值為3～4個符號，仿真設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，依據仿真結果判斷，當存在旋翼遮擋時，解調后的復制幀序列間斷性出現了大量的解碼錯誤，但由于原始幀發送過程中未受到旋翼遮擋，因此原始數據序列仍可獲得完整和正確解調。

圖12 數據序列接收解調前后結果對比

3.4 幀接收合并仿真結果

如圖13所示，當采用時間重發分集&幀接收并合并技術時，仿真模型中設置旋翼遮擋周期長度仍為3～4個符號，結果顯示接收到的原始幀和復制幀均發生了解碼錯誤，且遮擋時刻位于原始幀的最后1bit和復制幀的前5bit，遮擋位置和持續周期長度橫跨了2個幀，由于此類情況較為極端復雜，因此無法通過提取原始幀和復制幀的簡單方式獲得正確和完整的數據序列。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果，確定遮擋時刻的位置、區間和周期長度，后將該持續時間內的誤碼bit全部剔除，再利用幀定位和幀緩存功能，將2個幀剩余部分的數據序列進行排序并加以合并，經判決處理后最終使原始數據得以完整恢復。

圖13 數據序列接收解調&合并前后結果對比

4 總結

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、信號幀組重傳和加強慣性制導等關鍵技術手段，可切實有效對抗旋翼遮擋并解決對星跟蹤兩大技術難題，同時大幅提升直升機機載衛星通信系統的傳輸效率和通信穩定性。在后期的實際工程實現過程中，還需結合軟硬件系統的設計難易度、關鍵設備參數設定以及系統實際應用場景等因素進行綜合性系統設計。國內直升機衛星通信系統，雖然經歷了近十年的應用和發展，但在相關軟件算法和核心硬件開發以及關鍵設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展空間。