共轴双旋翼直升机卫星通信小型化终端设计与验证*

徐远超,李 悦

(1.中国西南电子技术研究所，成都 610036；2.中国人民解放军91977部队，北京 100036)

0 引 言

直升机卫星通信具有实时快速、机动灵活、不受地理条件限制等特点，且不需要地面中继站和中继车，就可通过静止轨道的通信卫星将直升机拍摄到的高质量的电视信号实时传输到地面上，在救灾中作为空中救援平台得到了大量应用[1]。但直升机卫星通信面临传输时延较大和直升机旋翼遮挡的问题。

共轴双旋翼构型[2]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。相比于单旋翼直升机，共轴双旋翼直升机具有飞行速度快、机动性高、旋翼遮挡复杂等特点，对卫星通信信号造成严重的多普勒效应和复杂的信号衰落，给工作于低接收信噪比条件下的卫星通信信号接收解调带来了极大的挑战。

国外直升机卫星通信研究较早。1993 年，美国Farazian等人[3]从理论上分析了直升机卫星通信的优势和可行性，试验了天线安装位置对系统性能的影响，并提出了抵抗系统衰落传输的可能方法。2003年，日本的通信研究实验室(Communications Research Laboratory，CRL)开展了一项直升机卫星通信系统的研究，Satoh等人[4]对研究内容进行了概括，前向链路一般通过采用时间分集技术来克服旋翼遮挡影响，但该方式下信道利用率不高，最大只能达到50%；返向链路一般通过在旋翼遮挡间隙突发传输信号的方式克服旋翼遮挡影响，该方式下的信道利用率主要受旋翼遮挡检测率和传输体制影响。典型的直升机卫通系统有日本国家信息与通信技术研究所2004年研发成功的世界首个Ku频段直升机卫星通信系统、美军“黑鹰”UH-60直升机装备的具有卫星通信功能的机载指挥与控制系统、美陆海空三军都装备的AN/ARC-187窄带卫星通信系统和美陆军的EUH-60“黑鹰”直升机装备的eNfusion宽带卫星通信系统以及ViaSat公司的Ku频段卫星通信设备VMT1200HE等。

国内的直升机卫星通信研究起步较晚。2009年，晋东立等人[5]发表了《直升机载宽带卫星通信技术及其在航天领域的应用研究》，阐述了直升机卫星通信的利用价值和当前直升机通信的弊端。同时，直升机卫星通信的抗旋翼遮挡检测算法、编译码算法、链路帧设计等也得到了广泛的研究。系统研制方面，直升机加装海事卫星通信系统已应用于载人航天任务中；UHF和Ku频段卫通系统已应用于直升机上。

综上，适应旋翼遮挡的直升机卫星通信方法主要有：时间分集和缝隙通信技术；自适应旋翼遮挡检测技术；适应旋翼遮挡的高效帧结构设计技术；适应旋翼遮挡的高效编译码技术；低信噪比下的解调技术。现有直升机卫星通信技术主要针对单旋翼直升机平台设计，未完全考虑高机动环境和共轴双旋翼遮挡带来的影响，直接使用会造成卫星通信性能严重下降，甚至无法使用。因此，需要研究适应抗共轴双旋翼遮挡的卫星通信关键技术。

1 共轴双旋翼遮挡特性分析

受直升机安装条件限制，卫星通信天线一般只能安装在直升机旋翼下方[5]、尾梁或机体两侧，在飞行过程中，旋翼周期性地遮挡发射/入射信号，造成卫星通信信号幅度的衰减。旋翼遮挡特性主要包括遮挡时间、遮挡周期和信号衰落幅度。图1给出了卫星、卫通天线与直升机旋翼间的位置示意图。

图1 卫通天线与旋翼位置关系示意图

直升机的典型飞行姿态一般分为直线平飞、圆形和8 字形曲线飞以及俯冲和爬升飞。在这三类飞行方式中，直线平飞的模型是最简单的，曲线飞行可以理解为不同航向角的直线飞行集合，俯冲和爬升飞行可以简化为卫星仰角的变化，故本文重点关注直线平飞状态下的旋翼遮挡情况。

根据卫通天线与旋翼位置关系，建立单旋翼遮挡的模型，如图2所示。其中，To表示信号遮挡周期；Ta表示信号衰减时间；Td表示信号衰减或增大过程时间；Tmin表示信号最大衰减保持时间；D表示信号相对衰减量。

图2 单旋翼遮挡特性示意图

To由旋翼转速V和单层旋翼桨叶数N决定，表示为

(1)

Td可由桨叶宽度Wp、旋翼转速V和等效距离d决定，表示为

(2)

Tmin可由卫通天线面宽Wa、桨叶宽度Wp、旋翼转速V和等效距离d决定，表示为

(3)

信号衰减时间Ta=2Td+Tmin。

旋翼遮蔽率表示为Ta/To。

信号衰减深度D主要取决于桨叶材质和卫通信号工作频段：不同的桨叶材质对卫通信号的衰减不同；工作频段越高，信号衰减幅度越大。

共轴双旋翼条件下，上、下两副单旋翼转速基本相同，但是方向相反。静止状态下，上、下两幅单旋翼桨叶初始位置随机分布，根据桨叶不同的初始位置，共轴双旋翼遮挡模型分为多种情况，相对单旋翼遮挡模型要复杂很多。从几何模型分析可知，双旋翼遮挡可以认为是两个单旋翼遮挡产生效果的叠加，只是叠加时机的不同造成遮挡特性会有很多种情况：

(1)若两个旋翼刚好重合，则叠加后信号衰落幅度比单旋翼增加一倍而时间不变(M1)；

(2)若一个旋翼遮挡刚结束，第二个旋翼开始遮挡，则叠加后信号衰落幅度不变而衰落时间变长(M2)；

(3)若两个旋翼同时遮挡但位置随机，则叠加后衰落深度和时间均是随机的。

根据文献[6]，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Wa≤2Wp时根据TI的大小可将共轴双旋翼遮挡模型分为10种情况；当Wa>2Wp时根据TI的大小可将共轴双旋翼遮挡模型分为10种情况。由此可见，双旋翼遮挡比单旋翼遮挡更为复杂。

2 抗双旋翼遮挡卫星通信关键技术

根据上述分析，共轴双旋翼直升机的旋翼对卫星通信信号的遮挡变得更为复杂，由此造成的信号衰落深度、宽度动态范围也更大。直升机抗旋翼遮挡通信一般采用三种方式。

(1)分组重发连续传输方式

根据仿真计算得到最恶劣的旋翼遮挡情况，采用分组重发的方式进行传输，保证重发分组中至少有一个分组位于旋翼缝隙内。这种方式传输效率较低，但由于是基于最恶劣的情况进行设计，因此稳定性较好。

(2)基于旋翼遮挡检测的突发传输方式

分组重发的方式效率低，不适合高速业务的传输。当需要传输高速业务时，可以通过预测旋翼遮挡的间隙位置来发送突发信号。

(3)基于旋翼遮挡检测和编码技术结合的连续传输方式

在自适应检测旋翼遮挡的同时，一种方式是采用纠删码(如RS类纠删码、级联低密度纠删码、数字喷泉码)，只要接收方接收到足够量的数据包，则运用适当的译码方法就可重构源数据包，从而有效抵挡旋翼遮挡；另一种是基于某些信道编码的不等保护性特性，设计抗旋翼遮挡通信方式。

第三种方式正成为直升机卫星通信的主要方向。

2.1 双旋翼遮挡自适应检测与跟踪技术

根据第1节中双旋翼遮挡特性模型分析，机载接收机可通过检测地面卫通站发送的载波信号来进行共轴旋翼的遮挡检测；同理，地面卫通站也可以通过检测机载站发送的载波信号进行双旋翼信号遮挡检测。

考虑到共轴旋翼遮挡具有周期性，本项目自适应旋翼遮挡检测技术基于扩展卡尔曼滤波算法进行自适应处理，从而增强旋翼遮挡检测效果。由于桨叶的惯性，转速的变化率不会变化太大，共轴旋翼遮挡时间内也不会变化太大，据此可使用自适应技术估算出下一个遮挡的时间。

该算法可以可靠地跟踪旋翼转速变化时的遮挡情况，从而自适应检测和跟踪地面卫通站发送的信号。扩展自适应卡尔曼滤波是在利用量测数据进行递推滤波时，通过时变噪声统计估值器，实时估计和修正系统噪声和测量噪声的统计特性，从而达到降低系统模型误差、抑制滤波发散、提高滤波精度的目的。共轴双旋翼遮挡自适应信号检测与跟踪工作框图如图3所示。

图3 共轴双旋翼遮挡自适应检测与跟踪工作框图

扩展自适应卡尔曼滤波算法的状态方程和量测方程如下[7-8]：

(4)

式中：Xk为k时刻的估计状态；Wk-1为k-1时刻的系统噪声；Zk为k时刻的量测数据；Vk为k时刻的测量噪声序列；φk,k-1为k-1时刻到k时刻的一步转移矩阵；Γk-1为系统噪声矩阵，表征由k-1到k时刻的各个系统噪声分别影响k时刻各个状态的程度；Hk为k时刻的量测矩阵。

扩展卡尔曼滤波算法可描述为[7-8]

(5)

式中：Kk为滤波增益方程，

Pk,k-1为预测均方差误差方程，

Pk为估计均方差误差方程，

Pk=[I-KkHk]Pk,k-1。

(6)

(7)

(8)

(9)

若正反向旋翼初始完全重叠、转速完全相同，但卫通天线安装位置距离最近两个桨叶的水平距离不同时，共轴双旋翼遮挡检测输出示意图如图4所示。

图4 共轴双旋翼遮挡检测输出曲线

2.2 适应双旋翼遮挡的高效帧结构设计技术

帧结构设计需要综合考虑帧效率、抗频偏性能、解调门限、处理时延等要求。本文采用非规则信道编码不等保护特性结合信道交织技术的方式解决旋翼遮挡信道下的信道帧结构设计问题。与传统时间分集帧结构设计方案相比，传输效率得到显著提高。在时间分集帧结构设计方案中，通常采用三重分集帧效率只有30%左右，二重分集时最高效率也低于50%(考虑了帧开销)。而采用非规则信道编码结合交织技术的帧结构方案中，根据信道遮挡特性，通过合理设计信道码码字及信道交织矩阵，等效传输效率最高可以达到80%，旋翼遮挡缝隙得到高效充分利用。设计的连续帧结构如图5所示。

图5 连续帧结构设计

2.3 适应旋翼遮挡的高效编译码技术

在采用上述应对旋翼遮挡的方法基础上，再结合合适的信道纠错编码可以显著改善系统传输性能，有效降低信号解调门限，实现低信噪比条件下的解调。直升机卫星通信中常用的纠错编码方案主要有LDPC码/Turbo码和纠删码。直升机旋翼遮挡造成成片信号衰减，而LDPC码/Turbo码本身具有天然的交织特性，不需要准确的旋翼遮挡检测也可以抵消旋翼遮挡的影响，不丢失信息，同时具有纠错性能好、复杂度低的特点；而纠删码是在当旋翼转速一定时，信息位被遮挡是独立、等概率的，在遮挡的信息位置可以检测的条件下，把这种信道环境考虑为删除信道，通过纠删码可以纠正这些删除错误。发射端将信息编码后分成多个子帧进行发射，只要接收方接收到一定数量的编码数据子帧，采用合适的译码方法就可重构源数据包，从而有效地抵消旋翼遮挡的影响。纠删码要求旋翼转速恒定才可准确预知遮挡位置，适用条件有限。

Turbo码[9]和LDPC码[10]都是性能接近香农理论极限的传统高效信道编码方式。在译码方面，Turbo码的主要译码算法是MAP算法，LDPC码的主要译码算法是BP算法。

总体来说，LDPC码在码长较短时性能差于Turbo码，在码长较长时性能优于Turbo码，并且LDPC码更适合进行高速译码。为了适应直升机卫通数据链高速传输和低时延的要求，结合抗旋翼遮挡波形帧结构的设计，本项目选用LDPC码作为信道纠错编码，利用非规则LDPC码的不等保护特性提高抗旋翼遮挡性能。

针对旋翼遮挡造成成片发送码字序列不能被完整接收的问题，在发送之前利用交织器将码字序列打乱，将突发错误随机化。系统编译码模型如图6所示。

图6 适应旋翼遮挡的编译码框图

编译码仿真模型的参数设置如下：PEG生成的非规则LDPC码，码长1 152，码率1/3；S=18的S随机交织器；遮挡周期假定为LDPC码字长度的1/5。仿真结果如图7所示，可知当存在交织器时，旋翼遮挡下与不遮挡性能差1.5 dB；若不使用交织器，误码性能差得多，在误码率为1×10-4时已经达到错误平层。本文设计的编译码结构在双旋翼遮挡条件下能满足正常的卫星通信要求。

图7 旋翼随机遮挡下性能曲线

3 抗双旋翼遮挡小型化卫通终端设计

传统的终端由信道模块、信号处理模块、数据处理模块、接口模块和电源模块等组成，模块较多，体积和重量均较大。本项目采用小型化机载卫通终端设计技术，采用C频段中频直接采样的方式，不需要研制单独的信道模块；同时接口控制模块兼顾接口处理和数据处理的功能，不需要研制数据处理模块。终端相比传统终端少了两个模块，各模块采用封装更小的元器件，终端体积也大大减小。本文设计了适用于双旋翼直升机的卫星通信机载信道终端，主要技术指标如下：

(1)信息速率：前向51.2 kb/s，返向2 Mb/s(可扩展)；

(2)尺寸：130 mm×130 mm×150 mm；

(3)质量：≤ 3 kg；

(4)功耗：≤ 50 W。

信道终端主要包含信号处理模块、接口控制模块和电源模块，三个模块通过母板相连，以接口控制模块为主节点对其他模块进行监控和管理。信道终端具备1路发射中频通道和1路接收中频通道，数据接口连接到接口控制模块。其中，信号处理模块主要实现双旋翼遮挡自适应检测与跟踪算法，接收信号解调、译码，发射信号编码、调制等功能，是信道终端的核心。小型化机载信道终端组成框图如图8(a)所示，结构示意图如图8(b)所示。

(a)适应旋翼遮挡的卫通信道终端组成框图

4 卫通终端抗双旋翼遮挡试验验证

4.1 共轴双旋翼遮挡特性试验

由于国内共轴双旋翼试验环境较为缺乏，本文在研究时利用两个同型号单旋翼试验台，水平放置中心线在一条直线上，旋翼转动面垂直于水平面，且设置两个试验台转动方向相反，转速相同，搭建了共轴双旋翼卫通信号遮挡模拟试验环境，重点验证其对Ka频段信号的遮挡特性，如图9所示。用三角架支撑喇叭天线模拟卫星，信号源提供发射信号；在两层旋翼遮挡后方用支架安装接收喇叭天线，接收信号接入实时频谱仪。

图9 共轴双旋翼遮挡特性试验环境

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。利用信号源产生31 GHz、21 GHz射频信号，用Ka频段喇叭天线对射频信号进行收发，利用Tek RSA5100B实时频谱仪对接收信号进行分析和存储。试验时，分别测试了每个单旋翼2片桨叶和4片桨叶情况下的信号遮挡特性，如图10所示。

图10 共轴双旋翼遮挡特性

4.2 中频有线试验

根据4.1节双旋翼遮挡特性试验和前述分析，建立双旋翼遮挡模型，选取典型的M1和M2两种情况，注入信道模拟器，利用信道模拟器实现共轴双旋翼遮挡特性和多普勒效应的模拟，机载终端与地面终端进行中频互通测试，主要验证遮挡模型及终端基带处理技术的正确性。试验框图如图11所示。

图11 终端中频有线联试框图

旋翼遮挡后的信号电平与时间关系如图12所示，可以发现，信号经过双旋翼遮挡后在每一个瞬时都会发生变化。

(a)瞬时信道遮挡图1

试验时，以建立的共轴双旋翼遮挡模型，施加-20～+20 kHz的多普勒频偏，对前向51.2 kb/s、返向2 Mb/s的通信误码率进行了测试，在Eb/No=7.8 dB时，误码率小于等于1×10-6，满足指标要求。

4.3 射频无线试验

按照图13搭建共轴双旋翼无线试验环境。由于本文主要针对终端进行设计，天线的设计不是本文重点，因此，无线试验环节主要是在模拟的双旋翼遮挡特性的各种场景下对设计的卫通终端抗双旋翼遮挡性能进行验证，实际验证环境如图9所示。

图13 终端射频无线联试框图

在共轴双旋翼试验台高度保持不变和喇叭天线1水平放置的前提下，可通过调整辅助天线的水平位置来模拟不同的卫星仰角；通过改变喇叭天线2的垂直位置来模拟直升机的不同航向角。喇叭天线1到最近旋翼的水平距离定为30 cm。定义喇叭天线1到桨毂垂线方向为直升机航向方向，喇叭天线2与喇叭天线1构成的直线在共轴旋翼桨毂和喇叭天线1构成平面的垂直平面(喇叭天线1应位于该垂直平面上)上的投影与航向方向形成的特定夹角定义为航向角。

按照在一定的航向角与卫星仰角条件下，旋翼不同的转速下，正、反旋翼初始夹角的不同组合，对终端抗旋翼遮挡功能性能进行试验验证，试验项目如表1所示。

表1 终端射频无线试验项目

旋翼遮挡后调制信号的瞬时频谱图如图14所示，可以发现，双旋翼遮挡导致调制信号的频谱在每一个瞬时都会发生变化，信道遮挡对调制信号的频谱影响比较大。

(a)信号遮挡瞬时频谱图1

分别对前向51.2 kb/s、返向2 Mb/s的通信数据传输功能和误码率分别进行了测试，由于是近场条件，信噪比定标误差较大，故未进行信噪比的标定。在现场条件下测试，经计算机软件统计，误码率小于等于1×10-6，满足指标要求。

5 结 论

本文设计了一种小型化的适应双旋翼遮挡的卫星通信机载终端，并在双旋翼遮挡模拟试验环境下完成了双旋翼遮挡模拟环境下的试验验证。试验结果表明，对双旋翼遮挡特性的自适应检测与跟踪满足模拟双旋翼环境下的使用要求，设计的传输帧结构和选择的纠错编码方式能有效对抗双旋翼遮挡的影响，设计的抗双旋翼终端对后续开展双旋翼直升机机载卫星通信终端工程应用具有指导意义。