卫星通信设备抗直升机旋翼遮挡技术测试验证方法研究

阮先丽，肖 妮

(中国飞行试验研究院，西安710089）

卫星通信设备抗直升机旋翼遮挡技术测试验证方法研究

阮先丽，肖 妮

(中国飞行试验研究院，西安710089）

抗旋翼遮挡技术是直升机载卫星通信设备的核心技术。根据直升机载卫星通信系统旋翼遮挡的特点，分析研究了直升机无遮挡通信时间比率与直升机航向和卫星波束入射角的关系，以此分析设计了试飞方案。发现了抗旋翼遮挡技术的重大设计缺陷，并通过试飞中的测试数据对抗旋翼遮挡算法进行了优化改进，有效实现了抗旋翼遮挡技术的有效性验证，达到直升机载卫星通信设备定型试飞的目的，为后续该类型设备的试飞奠定了扎实的理论与实践基础，具有较高的工程应用价值。

旋翼遮挡；直升机；卫星通信；试飞技术

Abstract：The technology against the helicopter rotor blocking is critical to the satellite communication equip⁃ment.According to the characteristics of the rotor blocking in the helicopter with the satellite communication system，the re⁃lationship between the communication times ratio without blocking and the beam incident angle as well as the helicopter heading angle is analyzed，which is the base of the design for the flight test program.The significant design flaws of the rotor resistance barrier technology are discovered，the rotor blocking algorithm is optimized through the test data in the flight，the rotor resistance barrier technology is validated effectively.The validation of the helicopter satellite communications equipment is realized successfully.It lays a heavy foundation of the theory and the practice for the subsequent flight test of the similar systems，and has the huge value for the engineering application.

Key words：rotor blocking;helicopter;satellite communication;flight test technology

0 引言

卫星通信通过卫星中继实现地球上的无线电通信站的不间断全球覆盖通信，具有不受地理条件限制、频带宽、适合高质量的视频图像的实时传输等优势，在军事和航天科技上具有特殊的地位。直升机卫星通信，特别是支持图像传输的直升机宽带卫星通信，对各种军事和非军事行动的远程侦察、现场救援和指挥决策起到越来越大的作用。

由于现有直升机平台的卫星天线安装位置受限，卫星天线只能安装在旋翼下方，因此在飞行过程中天线面会受到直升机旋翼的遮挡，从而引起信号质量的下降，甚至造成通信中断。抗旋翼遮挡技术是直升机载卫星通信设备的核心技术，所以，卫星通信设备试飞的重点和难点就是针对抗旋翼遮挡关键技术科学合理地规划试飞方案，找出遮挡时间最长、考核最严格的试飞条件，充分地验证抗旋翼遮挡技术的有效性，最大化地体现抗旋翼遮挡技术的性能特征，达到直升机载卫星通信设备设计定型的目的。

1 旋翼遮挡情况分析

1.1 遮挡模型

直升机卫星通信天线可以安装在旋翼上方、尾梁或机体两侧。其中，天线安装在旋翼上方时不存在天线面被遮挡的问题，其他两种安装方式在旋翼旋转过程中，当卫星波束对旋翼的阴影扫过天线面时会对天线面形成遮挡。天线安装在机体尾梁是典型的安装方式，通过对这种情况进行分析，找出旋翼遮挡对卫星通信的影响因素。

直升机旋翼由浆榖和安装在上面的浆叶构成，旋翼周期性地越过天线面，遮挡卫星的入射波束。在每个遮挡周期内，旋翼对天线的遮挡情况可以分为不遮挡、部分遮挡和全遮挡3个阶段。波束入射区域越接近桨毂，缝隙区域越小，周期内有效的通信时间越短。

遮挡时间为单片桨叶经过天线与卫星波束连线的时间。朝向卫星水平飞行时，遮挡时间由波束入射角、天线面到桨叶面距离h、天线安装位置到桨毂的距离d、旋翼宽度、天线面宽度几个参数决定。遮挡侧视图如图1所示。

图1 天线遮挡侧视图Fig.1 Lateral chart of the antenna blockage

直升机在平飞状态下，天线被旋翼遮挡的周期为前后两片桨叶依次通过天线与卫星波束连线的时间。遮挡周期由旋翼转速和桨叶数决定：

式中，T为遮挡周期，单位为s；V为旋翼转速，单位为r/s；N为桨叶数量。

可以计算出缝隙区无遮挡时间和全遮挡时间：

直升机以任意航向角平飞时，卫星方位将与航向存在一个夹角β，旋翼遮挡情况如图2所示。

图2 旋翼遮挡模型Fig.2 Model of the helicopter rotor occlusion

等效距离计算公式为：

式中，α为卫星波束入射角，β为卫星方位与直升机航向之间的夹角，h为天线面到桨叶面距离，d为天线安装位置到桨毂的距离。

1.2 遮挡时间比率及影响因素分析

卫星通信的有效时间就是相对于天线面和卫星连线的旋翼缝隙时间。无遮挡时间比率定义为不存在旋翼遮挡的时间与旋翼遮挡周期的比值，无遮挡时间比率越小，卫星通信的有效通信时间就越短，信号衰减就会越严重。最有效的设计就是准确地检测出无遮挡的缝隙，在旋翼缝隙期间进行数据传输，实现最优通信效果。

通过以上推导可以得出无遮挡时间比率的计算公式：

由式(5）可以看出，无遮挡时间比率取决于直升机本身的几何参数，包括旋翼宽度、螺旋桨数量；卫星天线安装位置，包括卫星天线与浆榖的距离、天线面与浆叶面的垂直距离；直升机的运动姿态角，包括卫星波束入射角α、直升机航向与卫星方位之间的夹角。在直升机几何参数以及卫星天线安装位置确定下来以后，卫星通信的有效时间只取决于卫星波束入射角α、直升机航向与卫星方位之间的夹角。

以某型高原武装直升机为例，在实际的飞行中旋翼转速保持在192r/min左右，1%的变化量，桨叶数量为5片。旋翼宽度l＝0.52m、卫星天线与浆榖距离d＝4.4m，天线面与浆叶面的垂直距离h＝1.7m。

根据以上分析和数据，对某型高原武装直升机在不同仰角、不同航向夹角的情况下无遮挡时间比率进行仿真，仿真结果如图3所示。

图3 无遮挡时间比率Fig.3 Time to un⁃occlusion ratio

根据仿真结果，如果卫星波束入射角α固定，卫星方位与航向夹角等于0°，即卫星方位与航向一致时，遮挡时间最大。卫星方位与航向夹角等于180°时，遮挡时间最小。如果航向夹角固定，则卫星波束入射角越小，遮挡时间越大；反之，卫星波束入射角越大，遮挡时间越小。

通过以上理论分析可以看出，卫星波束入射角、卫星方位与航向之间的夹角直接影响着无遮挡通信时间比率，而这个无遮挡时间对卫星通信技术具有决定性的影响，所以，在试飞方法设计上要特别考虑这两个因素。

2 基于遮挡分析的试飞方案设计

通常，直升机典型的飞行姿态分为直线飞行，圆形或8字形飞行，跃升或爬升、俯冲。这3类飞行方式中，最简单的是直线平飞，曲线飞行可以理解为不同航向角的直线飞行的集合，跃升或爬升、俯冲飞行可以简化为卫星波束入射角的变化。

根据第1节分析和仿真结果，结合直升机的典型任务剖面，按照以下步骤设计试飞方案：

1）背向/朝向卫星直线匀速飞行。朝向卫星方向飞行，天线除了受到旋翼遮挡外，还可能会被浆榖遮挡，当卫星波束入射角α＜arctan(h/d）时，天线将会被浆榖完全遮挡，通信不能进行。入射角大于被浆榖完全遮挡时的角度时，天线将被旋翼周期性遮挡，向着卫星和背向卫星飞行分别是遮挡时间最大和最小的情况，如图4(a）所示。按照该方法试飞比较卫星通信效果及信号强度。

2）俯冲/跃升、大仰角爬升飞行。当直升机进行不同仰角飞行时，改变卫星波束入射角，尤其是向着卫星方向爬升时，检查卫星通信效果及信号强度。无遮挡时间比率随卫星波束入射角变化如图4(b）所示。

3）坡度按小、中、大进行8字飞行。在实际飞行过程中，直升机的航向和姿态会不断变化，旋翼的卫星波束投影面积会相应产生变化，遮挡情况也随之变化，从而比较不同航向角变化过程中，卫星通信效果及伺服系统的跟踪。

4）加速、减速、最大速度飞行，检查Doppler平移对通信效果的影响以及伺服系统的跟踪。

综上所述，如果卫星波束入射角α固定，直升机航向与卫星方位一致时，即直升机航向与卫星方位夹角等于0°时，遮挡时间最大。试飞中朝向卫星方向直线飞行，以及朝向卫星方向进行大仰角爬升均为相对比较苛刻的验证方法。

图4 无遮挡时间比率Fig.4 Time to un⁃occlusion ratio

3 应用效果

3.1 验证结果及问题分析

在试飞验证的过程中，直线飞行时向着卫星方向视频图像出现了闪烁；在8字盘旋的情况下，盘旋坡度较大时，视频图像出现了闪烁；向着卫星方向爬升时视频图像出现了中断。

图像闪烁或中断现象表明，调制解调器接收的信号出现了误码或丢包现象，有两种可能。一种为天线没有对准卫星，接收的信号信噪比下降，导致出现误码或丢包。另一种为接收的信噪比高于调制解调器接收的接收门限，这是解调器还原信号出了问题。在卫星地面站通过频谱分析仪观察接收的直升机发出的卫星信号，信号的信噪比均高于调制解调器接收门限，从而判断直升机的天线跟踪没有问题。因此问题定位在调制解调器出的问题，直升机调制解调器最核心的解调技术为旋翼遮挡算法。由于抗旋翼遮挡算法存在重大缺陷，在飞行过程中，姿态不停地变化，卫星通信设备不能完全适应真实的遮挡情况，造成视频图像传输的闪烁甚至中断现象。

3.2 基于试飞数据的算法优化

实际设计中，克服旋翼遮挡问题的方法是采用缝隙通信技术，通过非遮挡缝隙时间内传输的数据恢复。缝隙检测技术采用非线性变换FFT能量检测算法预测通信窗口，利用非线性变化去除信号调制相位信息，通过FFT变换后搜索周期图峰值，确定信号能量的大小，再与调制解调器门限进行比较，确定有效的通信窗口。图5为缝隙检测技术原理框图。

图5 缝隙检测技术原理框图Fig.5 Schematic diagram of gap detection technology

门限比较后，获得一个理论上确定的信号检测周期，即认为信号捕获成功，捕获成功后，转入跟踪状态，实现发送数据与旋翼旋转的精确同步。因为该算法一旦确定信号的检测周期将进入跟踪状态，所以，厂家设计的抗旋翼遮挡算法中直升机的遮挡信号是按固定宽度的旋翼遮挡信号进行解调的。

试飞过程中，视频图像的传输质量可以主观地判断，同时还可以通过频谱分析仪在卫星主站观察旋翼遮挡指示信号，分析接收信号的特征。遮挡信号为TTL电平，低电平为无遮挡，高电平为有遮挡。直线稳定平飞和小角度盘旋飞行时，旋翼遮挡信号的宽窄一致，如图6(a）所示；大姿态飞行时，通过频谱分析仪发现旋翼遮挡信号的宽窄不一致，如图6(b）所示。

图6 旋翼遮挡指示信号Fig.6 Rotor occlusion indication signal

由此判断，厂家设计的按固定宽度的旋翼遮挡信号不满足实际应用环境，旋翼遮挡判断不准确影响信号强度，导致视频图像的闪烁甚至中断。

旋翼遮挡信号的宽窄不一致，会产生接收信号的非线性，产生噪声。通过加长数字滤波器的级数，提高了滤噪声的能力，解决了非线性的问题。同时，旋翼遮挡信号的宽窄不一致，会影响解调器的时钟环路和载波环路稳定性。通过改善旋翼遮挡信号的检测算法，提高检测精度，确保信号检测周期适应真实的遮挡环境。通过以上改进措施，有效地实现视频图像传输闪烁或中断的问题。经过各种任务剖面的试飞验证，视频图像传输非常流畅，不存在任何闪烁现象。

4 结论

旋翼遮挡卫星通信信号的问题已经严重影响了卫星通信设备在直升机上的应用，干扰了我国战场指挥能力以及国土保卫工作。本文基于旋翼遮挡分析理论，设计了科学可行的试飞方法，充分验证抗旋翼遮挡技术的有效性，暴露出设计缺陷。以工程测试数据为基础，对试验过程中出现的问题进行分析定位，给出切实有效的解决措施，全面实现了直升机载卫星通信设备抗旋翼遮挡关键技术的试飞验证，为后续该类型设备的试飞奠定了扎实的理论与实践基础，具有较高的工程应用价值。

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Study of the Flight Test Technology for the Satellite Communications Equipment against the Blocking Technology Resisting the Helicopter Rotor

RUAN Xian⁃li,XIAO Ni
(China Flight Test Establishment,Xi'an 710089）

U666.1

A

1674⁃5558(2017）05⁃01341

10.3969/j.issn.1674⁃5558.2017.05.014

2016⁃11⁃26

阮先丽，女，硕士，高级工程师，研究方向为空机载电子设备试飞技术。