北斗无线电测定业务机载设备与铱星机载地球站间兼容性分析

2021-05-14刘瑞华王新添

科学技术与工程 2021年10期

刘瑞华，王新添

(1.中国民航大学电子信息与自动化学院，天津 300300； 2.中国民航大学，民航航空器适航审定技术重点实验室，天津 300300)

基于无线电测定业务(radio determination satellite service, RDSS)的北斗(Beidou Navigation Satellite System, BDS)短报文通信功能，是中国北斗卫星导航系统相较其他卫星导航系统的一个最具特色的优势。北斗RDSS机载设备安装应用于民用航空器需与现有机载设备相兼容[1]。铱星系统已具备完整的适航证书，其服务规范进入国际民用航空组织标准体系的实质性工作已经完成，并已在空客、波音等主要机型上集成，应用于航空监视领域以提高航空安全性[2-3]。

对于系统间干扰估算与协调方法，国际电信联盟提出卫星无线电导航业务(radio navigation satellite system, RNSS)系统间干扰估算方法，以协调与RNSS同频或邻频的系统和网络[4]。欧洲邮电管理委员会(Confederation of European Posts and Telecommunications, CEPT)电子通信委员会(Electronic Communications Committee, ECC)在科技报告150中分析了2 483.5～2 500 MHz频段内RDSS与其他卫星业务的兼容性，其中RDSS与移动卫星业务(mobile satellite service, MSS)部分，以MSS地球站天线端口处噪声增加6%为的标准评估RDSS对MSS移动地球站的影响[5]。CEPT ECC 95中给出共享1 610～1 626.5 MHz频段，基于码分多址的GLOBALSTAR和COURIER系统与时分多址的铱星系统间兼容性分析方法[6]。中国目前在RDSS与其邻频系统干扰共存方面研究较多，同时，刘瑞华等[7-8]分了析脉冲、连续波等不同干扰对北斗接收机性能的影响。前人研究未考虑飞机平台的特殊性，以及天线布局、机载设备技术指标不同等因素对评估结果的影响。

飞机平台具备航电设备密集，天线安装相对集中，工作频段覆盖广，部分发射机发射功率大，接收机灵敏度高等特点[9]。其中，机载天线间的隔离度是两机载系统电磁兼容的重要参数。为此，通过仿真计算位于圆柱机身模型上两天线间隔离度[10]，考虑飞机机身屏蔽效应、极化损耗等因素对天线隔离度的影响，并根据评估标准给出合理的天线布局、RDSS发射功率和天线极化轴比要求，为北斗RDSS机载设备射频指标的把控以及机载设备在民航上的适航装机提供参考。

1 系统特性及参数

1.1 RDSS系统及信号模型

RDSS是一种基于扩频调制的主动式定位技术，同时可为移动用户提供导航、测距和双向短报文通信等服务。北斗区域短报文通信功能，由3颗地球同步静止轨道卫星(Geosynchronous Earth Orbit, GEO)实现，随着北斗三号的全球组网，区域通信业务将向全球扩展。

RDSS信号为短突发扩频信号，新体制的RDSS信号采用多子载波信号调制，单个子载波采用二进制相移键控(binary phase shift keying, BPSK)，以提高有限带宽内的信息服务能力[11]。其基带信号表达式为

(1)

式(1)中：t为时间；A为信号幅度；D(t)为信号电文；C(t)为伪码，码率为4.08 MHz；对于新体制RDSS信号，有3个子载波，即子载波1、子载波2、子载波3其频率f1、f2、f3分别为1 614.26、1 618.34、1 622.42 MHz；K1、K2、K3分别为其子载波上信号数量，i=0,1,…,K1、j=0,1,…,K2、m=0,1,…,K3，因RDSS信号具有短突发信号特性，故K1、K2、K3并非固定值，RDSS信号功率谱如图1所示。从图1可以看出，三路子载波中心频率的间隔为4.08 MHz。在系统初始设计中，子载波1和子载波2为民用信号频谱。

图1 RDSS信号功率谱

1.2 铱星系统特性

铱星用户链路上、下行信号均采用右旋圆极化方式、正交相移键控(quadrature phase shift keying, QPSK)调制方式和卷积编码方式。多址方式为空分多址(space division multiple access, SDMA)/频分多址(frequency division multiple access, FDMA)/时分多址(time division multiple access, TDMA)/时分双工(time division duplexing, TDD)，采用SDMA将每颗卫星48个点波束中相邻12个波束分为一组，再按FDMA方式将每个波束内的频带分为多条TDMA信道。在每个TDMA载波内使用TDD，即同一用户的上、下行链路分别处于同一条TDMA载波的同一帧的不同时隙内。铱星系统用户链路TMDA帧结构如图2所示。

每个TDMA帧长90 ms，分配的频带宽度为41.67 kHz，其中工作带宽31.50 kHz保护带宽10.17 kHz。每个TDMA帧分配给单工信道、双工信道以及其他应用。其中，单工信道占用时隙20.32 ms，双工信道占用均为8.28 ms的4个上行链路时隙和4个下行链路时隙。

图2 铱星系统用户链路TDMA帧结构

1.3 机载设备参数

铱星机载地球站(Airborne Earth Station, AES)根据航空无线电通信公司(Aeronautical Radio Inc., ARINC)第二代航空卫星通信系统飞机安装规定(ARINC 761-5-2012)[12]与航空无线电技术委员会(Radio Technical Commission for Aeronautics, RTCA)支持下一代卫星系统的航空电子设备的最低运行性能标准(RTCA DO-262C)[13]附录D确定的主要参数，如表1所示。

北斗RDSS机载设备根据《北斗用户终端RDSS单元性能要求及测试方法》(BD 420007—2015)[14]与北斗卫星导航系统位置报告/短报文型终端通用规范(预)确定的主要参数，如表2所示。

表1 铱星机载地球站设备参数

表2 北斗RDSS机载设备参数

2 干扰场景及评估方法

2.1 干扰场景

北斗RDSS机载设备与铱星AES间干扰的主要场景如图3所示。

旨在对北斗RDSS机载设备与铱星AES间的干扰进行评估，并根据评估结果给出两系统天线兼容性建议，对于机载设备上行信号对卫星接收机的影响本文不做讨论。由图1可以看出，位于L频段的铱星用户链路信号与S频段的RDSS下行链路存在良好的频率隔离，其对北斗RDSS机载设备接收RDSS卫星发射的下行信号影响可以忽略。因此，研究重点为北斗RDSS机载设备上行信号对铱星AES接收铱星下行信号的干扰。

2.2 干扰评估方法

基于TDMA的铱星系统干扰评估准则采用最小载干比(C/I)，铱星系统采用QPSK调制，在误码率低于1%的要求下，所需载干比大于18 dB。分析飞机巡航阶段两系统间的干扰情况。忽略天线辐射特性受地面影响，传播环境可视为自由空间传播。

铱星AES天线采用全向右旋圆极化天线，则铱星AES接收机天线端口所接收到的干扰功率电平(单位为dBm)可表示为

I=EIRPt+10lg(Br/Bt)+Gr-LLoss

(2)

式(2)中：EIRPt为RDSS机载设备的发射等效全向辐射功率，EIRPt=Pt+Gt，dBm；Br和Bt分别为铱星接收机带宽与RDSS发射机带宽，Hz；Gr和Gt分别为发射端和接收端天线增益，dBi；LLoss为发射端到接收端的损耗，包括自由空间路径损耗(Lbf)、RDSS发射机馈线损耗(Lfl)及铱星AES接收机的极化损耗(Lp)，以dB为单位的计算公式为

LLoss=Lbf+Lfl+Lp

(3)

自由空间路径损耗或隔离度计算公式为

Lbf=32.4+20lgf+20lgd

(4)

式(4)中：f为信号频率，MHz；d为传播路径距离，取天线间的最短距离，km。

图3 RDSS与铱星系统间干扰主要场景

由于RDSS上行链路与铱星用户链路频率重叠，采用正交极化复用以增大两系统间的隔离度即交叉极化隔离度。实际上收、发天线均不可能做成理想的圆极化，而是椭圆极化。极化损耗或隔离度与收、发天线轴比和轴向夹角(通常以长半轴为参考轴)有关[15]。

极化损耗(Lp)可表示为

(5)

式(5)中，ARr、ARt分别为接收、发射天线极化轴比；α为接收、发射天线极化椭圆长轴间夹角；4ARrARt相的符号由收发电波旋向确定，一致时为正，相反时取负。

反旋向最小极化损失表示为

(6)

根据干扰保护准则(C/I≥18 dB)，可得铱星AES可接受的最大干扰功率电平单位：(dBm)计算公式为

Imax=Sr-(C/I)min

(7)

式(7)中：Sr为铱星AES接收到铱星信号功率电平，铱星接收机灵敏度为-106 dBm。

干扰余量(IM)定义为

IM=Imax-I

(8)

通过比较铱星AES天线所接收到来自北斗RDSS的干扰功率电平(I)和铱星AES可接受最大干扰功率电平(Imax)来评估RDSS机载设备对铱星AES的干扰情况。当IM值为正时表示干扰程度可接受，反之为负时超出可接受的干扰范围，需采取一定的兼容措施。

3 天线间距及机身屏蔽系数

3.1 天线间最短距离

两机载天线间的最短距离取决于其在飞机上的相对位置，为了估算机载天线间的距离，将飞机形状理想化，从而计算天线间的最短距离。

为了不影响铱星AES和RDSS天线接收卫星信号，天线一般安装于飞机机身顶部。将飞机机身想化为纯金属的光滑圆柱表面，固定铱星AES接收天线位置，调整RDSS发射天线位置于圆柱上表面移动，圆柱体机身模型上两天线位置关系如图4所示。

图4 机身圆柱体模型上两天线位置关系

图4中，A(x1，y1，z1)为铱星接收天线位置坐标，B(x2，y2，z2)为发射天线位置坐标。由此可知，两天线间最短距离(d)确定为沿圆柱机身表面的一段螺旋线，其表达式为

(9)

式(9)中：ρ为圆柱体半径，m；θ为安装与圆柱体表面的两天线间的夹角，rad。

3.2 机身屏蔽系数

考虑到飞机机身的屏蔽特性，即无线电波绕射机身所产生的衰减效应，因此在计算机载平台天线间隔离度上引入屏蔽系数为

A=10lgAC

(10)

(11)

式中：A和AC均为机身屏蔽系数，其中A为AC以dB的形式表示。

(12)

(13)

(14)

考虑屏蔽系数后，LLoss可写成

LLoss=Lbf+Lfl+LP-A

(15)

式中：M为衰减因子；η和ξ为与M相关的经验系数；λ为1.6 GHz信号所对应的波长，m；机身屏蔽系数A为负值，由于圆柱的屏蔽性，因此总衰减应减去A。

4 仿真结果分析

参考空中客车A320-100的参数信息，给出计算时所使用的飞机机身尺寸：机身为长度37.57 m，半径3 m的圆柱体。为方便计算固定位置坐标为A(0,0,3)，调整RDSS发射天线位置于机身上表面移动，得出当收、发天线距离大于3 m时自由空间路径损耗Lbf和机身屏蔽系数A随天线间相对位置的变化如图5、图6所示。

图5 d>3 m时的自由空间路径损耗

图6 d>3 m时的机身屏蔽衰减

图5为两机载天线距离d>3 m时的自由空间路径损耗，从图5可以看出，自由空间路径损耗随两天线间距离的增大而增大。但受飞机平台体积的限制，以及航电设备相对集中的安装在飞机前部机腹电子设备舱内，因此两天线间距离很大程度受此限制。当d>3 m时最小自由空间路径损耗为46.12 dB。

图6为两机载天线距离d>3 m时的飞机机身屏蔽效应引起的损耗图。损耗值在9.04～15.08 dB，由于将飞机机身理想化为纯金属的光滑圆柱表面，未考虑实际飞机蒙皮电阻值有限，机体表面的凹缝、凸钉以及形状的变化，而这些因素都将增大两机载天线的隔离度。

接收电磁波与天线极化相反时，最小极化损耗如图7所示。

图7 最小极化损耗

图7仿真了接收天线极化轴比分别为0.4、1、2、3 dB时，最小极化损耗随发射天线极化轴比的变化曲线。由图7可知，最小极化损耗随轴比的增大而降低。应将由极化失配引起的极化损耗设置在20 dB以上，结合图7可知，接收、发射天线极化轴比都应控制在1.06(0.506 dB)以下。

经计算，铱星AES可接受的最大干扰功率电平为-124 dBm，设置极化损耗20 dB，馈线损耗3 dB。北斗RDSS终端上行发射EIRP分别取33.5、40、49 dBm，仿真得到两天线间距离大于3 m时，两系统天线兼容情况加所需附加的额外隔离度如图8所示。

从图8可以看出，在满足两系统兼容条件下，所需附加的隔离度大小受两机载天线的相对安装位置(天线间最短距离、夹角)影响很大，合理的控制发射功率也尤为重要。当相对安装位置逐渐远离时，所需的附加隔离度也随之降低，当两天线相距大于3 m时，所需的附加隔离度分别小于56.42、62.92、71.92 dB。

据RTCA-262C附录D铱AMS(R)S设备的规范性要求知，当铱星AES与Inmarsat SATCOM同时收发时，为避免可能产生有害干扰，建议安装人员在Inmarsat系统天线和铱星系统天线之间至少保持45 ft(即13.716 m)的间隔。当两天线距离d>13.716 m时，所需附加隔离度分别小于40.38、46.88、55.85 dB。