直升机卫星通信信号共轴双旋翼遮挡模型研究*

喻火根

（中国西南电子技术研究所，四川 成都 610036）

0 引 言

直升机由于具备独特的空中悬停、垂直升降能力和良好的机动性能，被广泛应用于军民领域。然而，常规构型（单旋翼带尾桨、纵列双旋翼等）直升机在高速飞行时会出现前行桨叶激波和后行桨叶气流分离现象，导致常规直升机飞行速度和航程有限，在一定程度上限制了其应用前景。共轴双旋翼构型[1]直升机通过上、下两副旋翼反向旋转来相互抵消反扭矩，提高功率利用效率，实现直升机的高速、高机动飞行，从而适应未来的应用需求。

共轴双旋翼直升机在执行任务时飞行高度低，工作环境复杂多变，在山区、丛林、丘陵等地区飞行时视距链路常常会被遮挡。为了保证稳定可靠的信息传输，共轴双旋翼直升机必须解决超视距通信问题。卫星通信具有通信距离远、覆盖范围广、信道传输稳定、组网方便灵活、使用不受地理条件限制等一系列优点，是共轴双旋翼直升机实现山区、丛林、丘陵等复杂环境下超视距通信的主要方式[2]。然而，受安装条件限制，直升机卫星通信天线一般安装在直升机旋翼下方、尾梁或机体两侧。相比于常规构型直升机，共轴双旋翼直升机在飞行过程中旋翼遮挡卫星通信信号更复杂，将严重影响卫星通信信号的接收，因此有必要对共轴双旋翼直升机环境下卫星通信信号遮挡模型进行研究，从而便于共轴双旋翼直升机卫星通信系统设计人员根据遮挡模型进一步设计可靠的卫星通信体制。

在已有研究中，文献[3-6]建立了单旋翼遮挡数学分析模型，并通过仿真获取了直升机各种飞行姿态下的无遮挡通信时间。文献[7-10]根据单旋翼遮挡模型提出了几种克服旋翼遮挡的卫星通信方法。文献[11]根据单旋翼遮挡模型分析设计了直升机卫星通信系统试飞方案，验证了抗单旋翼遮挡卫星通信技术的有效性。然而，上述研究均是针对单旋翼直升机开展的，并未针对共轴双旋翼遮挡模型开展研究。结合已有的单旋翼遮挡模型，本文通过分析共轴双旋翼直升机卫星通信系统的特点，建立了共轴双旋翼遮挡的理论分析模型，并通过实际的试验验证了所建模型的准确性。

1 单旋翼遮挡模型

图1给出了单旋翼遮挡示意图。定义相对直升机卫星通信天线的卫星仰角为α，直升机运动方向与卫星方位的夹角为航向角β，卫星通信天线安装位置与旋翼中心垂直距离为h，卫通天线与旋翼中心水平距离为d。结合上述参数，可求得λ和等效距离d0：

当β=0°时，直升机是朝向卫星方向飞行的，此时d0=d-h×cotα；当β=180°时，直升机是朝远离卫星方向飞行的，此时d0=d+h×cotα。

图1 单旋翼遮挡示意

直升机旋翼周期性地扫过卫星通信天线面，遮挡卫星的入射信号。单旋翼遮挡模型如图2所示。图2中，Tz表示信号遮挡周期，Ts表示信号衰减时间，Ta表示信号衰减过程时间，Tm表示信号最大衰减保持时间，A表示信号衰减深度。

图2 单旋翼遮挡模型

旋翼遮挡周期Tz可由旋翼转速V和单层旋翼桨叶数N决定：

Ta可由桨叶宽度l1、旋翼转速V和等效距离d0决定：

Tm可由卫通天线面宽l2、桨叶宽度l1、旋翼转速V和等效距离d0决定：

信号衰减时间Ts取决于Ta和Tm：

信号衰减深度A主要取决于卫通信号工作频段和直升机桨叶材质。卫通信号工作频段越高，信号衰减深度越深。单旋翼环境下信号遮蔽率为Ts/Tz。

2 共轴双旋翼遮挡模型

共轴双旋翼直升机上、下两副旋翼转速相同，转向相反。根据开机时上、下两副旋翼桨叶的初始位置，可将共轴双旋翼遮挡模型分为多种情况。假设开机时上、下两副旋翼桨叶第一次遮挡卫星通信天线的时间差为TI，则当l2≤2l1时根据TI的大小可将共轴双旋翼遮挡模型分为10种情况，如图3所示。当l2＞2l1时根据TI的大小可将共轴双旋翼遮挡模型分为10种情况，如图4所示。

图3 共轴双旋翼遮挡模型（l2≤2l1）

3 共轴双旋翼遮挡试验验证

3.1 试验环境

为了验证理论分析正确性，搭建了共轴双旋翼遮挡试验环境，如图5所示。该试验环境主要由共轴双旋翼试验台、卫通信号发射系统、卫通信号接收系统以及测量仪器等组成。其中，共轴双旋翼试验台由2个单旋翼试验台组成。每个单旋翼试验台最多可装4片桨叶，单片桨叶长度为66 cm，宽度为9 cm；旋翼采用碳纤维材质，最高转速可达1 300 r/min。单旋翼试验台水平放置，旋翼转动面垂直于水平面。做试验时，需要将2个单旋翼试验台水平对着放，2个试验台旋翼的最小水平间距为16 cm，1个正向旋转，另1个反向旋转，2个试验台设置相同转速，模拟共轴双旋翼的转动情况。

图4 共轴双旋翼遮挡模型（l2＞2l1）

共轴双旋翼遮挡试验环境主要功能要求包括：

（1）能模拟直升机共轴双旋翼转动特性；

（2）支持旋翼转速动态可调；

（3）支持旋翼桨叶数量可调；

（4）支持旋翼桨叶角度可调；

（5）支持旋翼桨叶初始位置可调。

在共轴旋翼试验台高度保持不变前提下，通过调整发射天线水平位置来模拟不同卫星仰角，通过改变发射天线垂直位置来模拟直升机不同航向角。

图5 共轴双旋翼遮挡试验环境

3.2 典型试验结果

本次试验中，两桨叶旋翼下桨叶呈一字形布置，四桨叶旋翼下桨叶呈十字形布置。卫通信号接收天线面宽与桨叶宽度基本相同，接收天线与共轴旋翼桨毂的距离为桨叶长度的1/2。

3.2.1 单旋翼试验结果

图6给出了两桨叶旋翼下转速350 r/min、仰角90°、航向角0°时接收信号功率随时间变化规律。图7给出了四桨叶旋翼下转速350 r/min、仰角90°、航向角0°时接收信号功率随时间的变化规律。在上述试验条件下，对比理论分析和试验结果可知，图6和图7基本符合图2给出的单旋翼遮挡特性。

3.2.2 共轴双旋翼试验结果

在每个旋翼两片桨叶、旋翼转速350 r/min、仰角90°、航向角0°下，当上下两层桨叶第一次遮挡卫通天线的时间差为0时，图8给出了接收信号功率随时间的变化规律；当上下两层桨叶第一次遮挡卫通天线的时间差不为0时，图9给出了接收信号功率随时间的变化规律。在上述试验条件下，对比理论分析和试验结果可知，图8符合图3所示的第1种情况；图9符合图3所示的第10种情况。

图6 两桨叶旋翼下接收信号功率随时间的变化规律

图7 四桨叶旋翼下接收信号功率随时间的变化规律

图8 每旋翼两桨叶下接收信号功率随时间的变化规律（TI=0）

图9 每旋翼两桨叶下接收信号功率随时间的变化规律（TI≠0）

在每个旋翼四片桨叶、旋翼转速350 r/min、仰角90°、航向角0°下，当上下两层桨叶第一次遮挡卫通天线的时间差为0时，图10给出了接收信号功率随时间的变化规律；当上下两层桨叶第一次遮挡卫通天线的时间差不为0时，图11给出了接收信号功率随时间的变化规律。在上述试验条件下，对比理论分析和试验结果可知，图10符合图3所示的第1种情况；图11符合图3所示的第8种情况。

图10 每旋翼四桨叶下接收信号功率随时间的变化规律（TI=0）

图11 每旋翼四桨叶下接收信号功率随时间的变化规律（TI≠0）

4 结 语

本文针对共轴双旋翼直升机旋翼遮挡卫星通信信号问题，结合直升机单旋翼卫星通信信号遮挡模型，提出了共轴双旋翼卫星通信信号遮挡理论模型。试验结果表明，本文提出的模型正确可靠，可适用于各种共轴双旋翼直升机，对共轴双旋翼直升机卫星通信系统设计具有指导意义。