無人直升機衛(wèi)星通信抗旋翼遮擋技術(shù)及試驗方法研究

衛(wèi)星通信具有不受地理位置限制、覆蓋范圍廣、頻帶寬、機動靈活等優(yōu)點，已成為無線通信的重要手段。無人直升機采用衛(wèi)星通信技術(shù)后，作業(yè)更加靈活，無人直升機能在低空作戰(zhàn)、應(yīng)急救援等任務(wù)中發(fā)揮重要作用。

鑒于無人直升機機體結(jié)構(gòu)特殊、安裝空間有限，機載衛(wèi)通天線一般安裝在旋翼下方。在通信過程中，旋翼不可避免地遮擋機載衛(wèi)通天線面，導致接收和發(fā)送電平衰減。同時，無人直升機飛行姿態(tài)隨時變化，旋翼對天線的遮擋情況也隨之變化。同樣，有人直升機衛(wèi)星通信也面臨相同的問題。經(jīng)過近三十年的發(fā)展，國內(nèi)外涌現(xiàn)出許多與有人直升機衛(wèi)星通信有關(guān)的研究和實踐，抗旋翼遮擋技術(shù)研究也從抗單旋翼遮擋技術(shù)研究發(fā)展到抗共軸雙旋翼遮擋技術(shù)研究。隨著低軌寬帶衛(wèi)星星座的發(fā)展，低軌寬帶衛(wèi)星通信抗旋翼遮擋技術(shù)研究也開始出現(xiàn)。

抗旋翼遮擋技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

受限于無人直升機特殊的機體結(jié)構(gòu)，衛(wèi)星通信天線一般安裝在旋翼下方，因此衛(wèi)通鏈路會受到旋翼周期性運動的遮擋。衛(wèi)通鏈路中的絕大部分電磁波信號能量無法穿透由金屬材料制成的旋翼，信號在短時間內(nèi)會深度衰減。為實現(xiàn)無人直升機與地面控制站之間的連續(xù)通信，技術(shù)人員需要對無人直升機衛(wèi)通信道特性、傳輸體制、高動態(tài)環(huán)境下的多普勒補償、大動態(tài)環(huán)境下的解調(diào)同步等技術(shù)進行深入研究，以實現(xiàn)衛(wèi)星通信不受旋翼遮擋的影響。

衛(wèi)通信道特性

無人直升機衛(wèi)通信道特性與有人直升機衛(wèi)通信道特性一致，具有地面衛(wèi)通信道的一些特點。與地面衛(wèi)星通信不同的是，有人直升機、無人直升機一般在空中執(zhí)行任務(wù)，傳輸信號受外界陰影的遮擋會更少。但有人直升機、無人直升機的旋翼會對傳輸信號造成周期性遮擋。有人直升機、無人直升機衛(wèi)通信道特性包含自由空間傳輸損耗、鏈路附加損耗、多普勒頻移、多徑衰落、陰影衰落和旋翼遮擋。其中，旋翼遮擋是最特別且最重要的影響因素。

模型梳理

1.衛(wèi)星通信單旋翼遮擋信道模型

有關(guān)文獻闡述了衛(wèi)星通信單旋翼遮擋信道數(shù)學分析模型。

在圖1中，α表示有人直升機、無人直升機機載衛(wèi)通天線的仰角；β表示有人直升機或無人直升機運動方向與衛(wèi)星方位的夾角即航向角；h表示機載衛(wèi)通天線與旋翼中心之間的垂直距離；d表示機載衛(wèi)通天線與旋翼中心之間的水平距離。

在圖2中，Tz表示信號遮擋周期；Ts表示信號衰減時間；Tα表示信號衰減過程時間；Tm表示信號最大衰減保持時間；A表示信號衰減深度。式（1）可推算單旋翼環(huán)境下的信號遮檔率。

2.衛(wèi)星通信共軸雙旋翼遮擋信道模型

一些文獻分析了共軸雙旋翼有人直升機衛(wèi)星通信系統(tǒng)的特點，建立了衛(wèi)星通信共軸雙旋翼遮擋信道理論分析模型，并通過實際試驗，驗證了所建模型的準確性。共軸雙旋翼有人直升機上、下兩副旋翼轉(zhuǎn)速相同，轉(zhuǎn)向相反。根據(jù)開機時上、下兩副旋翼槳葉的不同初始位置，衛(wèi)星通信共軸雙旋翼遮擋信道模型可分為多種類型。假設(shè)開機時上、下兩副旋翼槳葉第一次遮擋衛(wèi)通天線的時間差為T1，則當l2≤2l1時，根據(jù)T1的大小，衛(wèi)

星通信共軸雙旋翼遮擋信道模型分為10種類型。當l2>2l1時，根據(jù)T1的大小，衛(wèi)星通信共軸雙旋翼遮擋信道模型分為10種類型。不同模型的信號衰減過程、衰減深度各不相同。

3.低軌衛(wèi)星通信旋翼遮擋信道模型

當前有人直升機衛(wèi)星通信系統(tǒng)主要通過同步衛(wèi)星傳輸信息。隨著低軌寬帶衛(wèi)星星座的發(fā)展，有人直升機、無人直升機低軌衛(wèi)星通信也成為一個研究方向。由于低軌寬帶衛(wèi)星通信時段和時長受限，衛(wèi)星方位角和高度角隨衛(wèi)星運動而變化，旋翼遮擋問題分析更為復雜。

有文獻提出了天線遮擋面積占比即遮擋率的計算方法。該方法基于投影變換原理，將天線面輪廓線沿衛(wèi)星波束矢量方向向旋翼面投影，在旋翼面內(nèi)進行遮擋率計算并構(gòu)建數(shù)學模型，滿足了不同軌位衛(wèi)星通信抗旋翼遮擋分析的需求。此外，該文獻利用上述數(shù)學模型完成了仿真系統(tǒng)設(shè)計，同時給出一個靜止軌道衛(wèi)星和低軌衛(wèi)星對比分析應(yīng)用案例。在通信過程中，天線伺服控制系統(tǒng)始終控制天線指向衛(wèi)星，衛(wèi)星波束矢量方向始終垂直于天線面，旋翼遮擋天線的面積是旋翼沿波束矢量方向到天線面的投影面積。該文獻將旋翼在天線面上的投影面積占天線面面積的百分比定義為遮擋率，采用遮擋率對遮擋變化情況進行量化分析，并利用圖3中的天線面到旋翼面的投影變換方向來計算遮擋率。

傳輸體制設(shè)計

由衛(wèi)通信道特性可知，旋翼遮擋對通信信號的影響表現(xiàn)在兩個方面，即接收信噪比出現(xiàn)惡化，接收電平出現(xiàn)周期性波動。旋翼遮擋下的縫隙通信技術(shù)是有人直升機、無人直升機實現(xiàn)衛(wèi)星通信的核心技術(shù)。衛(wèi)星通信抗旋翼遮擋技術(shù)主要包括縫隙檢測、分組重發(fā)、物理層編碼、噴泉編碼與物理層編碼等技術(shù)。前向鏈路和反向鏈路傳輸體制設(shè)計需合理使用、優(yōu)化上述技術(shù)，才能有效防止衛(wèi)星通信不受旋翼遮擋的影響。

一些學者根據(jù)有人直升機的結(jié)構(gòu)特點和衛(wèi)星通信特性，對有人直升機衛(wèi)星通信前向鏈路的傳輸方法和數(shù)據(jù)幀結(jié)構(gòu)進行設(shè)計，提出一種有人直升機旋翼遮擋檢測方法。另一些學者結(jié)合具有良好性能的LDPC編碼和BP譯碼算法，提出一種新的、適用于不同旋翼遮擋條件下的有人直升機衛(wèi)星通信譯碼算法。還有學者提出，LDPC編碼與交織編碼技術(shù)相結(jié)合的信道編碼方法來抵抗信道深度衰減。但是，受限于有人直升機和衛(wèi)星的特殊性，技術(shù)人員無法動用衛(wèi)星和有人直升機對旋翼遮擋進行實際檢測和研究，因此研究存在一定的局限性。

驗證試驗設(shè)計

受限于無人直升機和衛(wèi)星資源的協(xié)調(diào)難度，當前學術(shù)界通常采用試驗室試驗對抗旋翼遮擋技術(shù)進行測試驗證。但該方法成熟度不高，具有一定的局限性。本文給出一套從試驗室驗證試驗到地面驗證試驗，再到飛行驗證試驗的遞進式方法來更加充分地驗證衛(wèi)通鏈路在旋翼遮擋、典型環(huán)境、無人直升機機動飛行等條件下的穩(wěn)定傳輸性能；驗證抗旋翼遮擋技術(shù)對旋翼遮擋衰減特性的適用性和傳輸體制的有效性；驗證抗旋翼遮擋技術(shù)抗多普勒頻移的能力以及大動態(tài)解調(diào)同步的能力。從而提升抗旋翼遮擋技術(shù)的成熟度，使抗旋翼遮擋技術(shù)更加接近工程應(yīng)用。

試驗室驗證試驗設(shè)計

試驗室驗證試驗是指，在試驗室環(huán)境下，技術(shù)人員利用模擬器來模擬信號受旋翼遮擋后產(chǎn)生的周期性衰減現(xiàn)象、多普勒頻移和多普勒變化率。圖4為典型抗旋翼遮擋技術(shù)試驗室驗證試驗環(huán)境框圖。機載衛(wèi)通設(shè)備輸出的信號經(jīng)過模擬器處理后，由地面衛(wèi)通設(shè)備解調(diào)。同時，地面衛(wèi)通設(shè)備輸出的信號經(jīng)過模擬器處理后，由機載衛(wèi)通設(shè)備解調(diào)。圖4中，信道模擬轉(zhuǎn)發(fā)器產(chǎn)生多普勒頻移和多普勒頻率變化率，旋翼遮擋模擬器用來模擬信號受旋翼遮擋后產(chǎn)生的周期性衰減現(xiàn)象。頻譜儀、誤碼儀和示波器分別用于Eb/N0、誤比特率和數(shù)據(jù)處理時延測試。

地面驗證試驗設(shè)計

地面驗證試驗是指，技術(shù)人員利用裝機的機載衛(wèi)通設(shè)備，在地面搭建試驗環(huán)境，采用實際衛(wèi)星進行數(shù)據(jù)傳輸，測試旋翼轉(zhuǎn)速、數(shù)據(jù)傳輸速率、機載衛(wèi)通天線指向等因素對衛(wèi)通鏈路穩(wěn)定性的影響。

抗旋翼遮擋技術(shù)地面驗證試驗環(huán)境框圖詳見圖5。地面驗證試驗通常包括無遮擋時基礎(chǔ)信噪比采集、有遮擋時衰減信噪比采集兩個環(huán)節(jié)。通常，地面衛(wèi)通數(shù)據(jù)終端實時顯示和記錄信噪比。遮擋前后信噪比衰減強弱、鏈路穩(wěn)定性高低可反映抗旋翼遮擋技術(shù)的有效性。同時，技術(shù)人員需要利用頻譜儀等測試設(shè)備采集旋翼遮擋造成的信號衰減特性，然后與試驗室試驗環(huán)節(jié)采用的旋翼遮擋模型進行對比，從而優(yōu)化抗旋翼遮擋算法。

抗旋翼遮擋技術(shù)地面驗證試驗采用控制變量法對相關(guān)技術(shù)進行測試。例如，固定旋翼轉(zhuǎn)速和數(shù)據(jù)傳輸速率測量無人直升機處于不同航向時的信號衰減，以評價相對于無人直升機的機載衛(wèi)通天線指向?qū)π旁氡鹊挠绊懀还潭〝?shù)據(jù)傳輸速率、相對于無人直升機的機載衛(wèi)通天線指向測量無人直升機典型旋翼轉(zhuǎn)速對信噪比的影響；固定旋翼轉(zhuǎn)速、機載衛(wèi)通天線指向測量不同數(shù)據(jù)傳輸速率下衛(wèi)通鏈路的信噪比和穩(wěn)定性。

飛行驗證試驗設(shè)計

飛行驗證試驗需要驗證在典型機動飛行、沿航線飛行過程中的無人直升機衛(wèi)通鏈路穩(wěn)定性，甚至需要找出衛(wèi)通天線受遮擋的最長時間、最嚴格試飛考核條件，充分驗證抗旋翼遮擋技術(shù)的有效性，以保證衛(wèi)通設(shè)備的成熟應(yīng)用。其中，抗多普勒頻移是飛行驗證試驗的重要測試科目，多普勒頻移的影響因素主要是無人直升機飛行速度、加速度以及姿態(tài)變化。

無人直升機飛行姿態(tài)主要分為直線飛行、爬升、下滑、轉(zhuǎn)彎、8字飛行等動作。其中，最簡單的飛行姿態(tài)是直線飛行；轉(zhuǎn)彎、8字飛行等曲線飛行可以理解為不同航向角的直線飛行集合；爬升、下滑等飛行動作會引起衛(wèi)星波束入射角的變化。因此，飛行驗證試驗設(shè)計需結(jié)合無人直升機典型飛行剖面和上述飛行姿態(tài)。通常，飛行驗證試驗包括如下兩種類型。

1.本場懸停、遙控飛行試驗

為降低試飛風險，無人直升機通常在本場進行懸停、遙控、遙調(diào)等試驗科目。試飛人員可安排無人直升機原地旋轉(zhuǎn)一周，測試衛(wèi)星通信系統(tǒng)的穩(wěn)定性、機載衛(wèi)通天線的跟蹤能力以及不同航向下的衛(wèi)星通信抗旋翼遮擋能力。

2.預設(shè)航線飛行試驗

此試驗包含直線勻速飛行、加速飛行、減速飛行、高速飛行、爬升、下滑、8字飛行等典型飛行姿態(tài)測試。直線勻速飛行需根據(jù)機載衛(wèi)通天線的安裝位置，選擇衛(wèi)通天線受遮擋最大的無人直升機航向開展飛行試驗。