直升机卫星通信性能提升技术难点和关键技术的研究探讨

祝 威

中国移动通信集团设计院有限公司北京分公司 北京 100038

引言

直升机具备高机动性、高灵活性和高适应性等特点，目前已被广泛应用于救援搜救、森林消防、公安处突、医疗急救、电力抢修等特殊部门或行业单位。早期，直升机地空通信基本依托短波/超短波的“前舱”空管专用窄带通信系统[1]。随着时代的发展，直升机通过搭载Ku/Ka频段的“动中通”卫星通信系统实现宽带通信逐渐成为主流技术。

直升机机体的物理结构特点，旋翼旋转时机体会对机载卫星天线产生周期性遮挡，加之，直升机的飞行姿态变化率快，还会引发机载卫星天线对卫星的指向跟踪精准度下降，进而造成信道的深度衰落和信号的严重损耗，严重时可能影响信号解调，甚至造成通信中断[2]。因此，对抗旋翼周期遮挡、增强惯导跟踪精度，是提升机载卫星通信系统稳定性和传输性能的关键。

目前，国内大部分通用航空及特殊部门/行业广泛使用的直升机多为单层旋翼机型，因此，本文主要围绕单层旋翼机型展开相关技术研究和方案论述。

1 技术难点

1.1 旋翼遮挡

直升机拥有由桨毂和多片桨叶组成的旋翼，其飞行升力和动力源自旋翼的高速旋转，是直升机与其他飞行器存在的最大区别。目前，直升机机载卫星系统的天线安装位置受机体结构的限制，天线大多安装于旋翼下方(具体安装位置如图1所示)，因此飞行过程中旋翼对天线面会造成周期性遮挡。

图1 机载卫星天线安装位置

直升机旋翼对机载天线的遮挡受到卫星波束入射角(天线仰角)、直升机航向以及飞行姿态等因素的共同作用。同时，每个遮挡周期内旋翼对天线的遮挡情况可分为不遮挡、部分遮挡和全遮挡3个阶段[3]。因此，直升机卫星通信系统需面对和解决旋翼遮挡情况下的“非平稳周期性中断信道”传输问题。

1.2 对星跟踪

机载卫星通信系统工作过程中，ACU(Antenna Control Unit，天线伺服控制系统)需使机载卫星天线的主波束中心快速、精准和稳定地对准卫星，以获得最大的EIRP和GT值，从而保证系统的正常通信。天线伺服控制系统要完成以上相关跟踪和精准指向工作，必须准确测算并掌握天线中心波束、卫星方位角、仰角和极化角等参数。目前，地面类型的“静中通”和“动中通”卫星地球站的天线指向和自动引导(跟踪)方式，先基于地面站的定位信息和预选定的卫星信息，再运用公式(1-2)解算出地面站的方位角和天线仰角[4]。

直升机飞行过程中姿态的动态变化率高，包括如横滚、俯仰和航向等飞行姿态随时间的快速变化，使机载卫星系统的载体坐标系与地理坐标系之间存在姿态快速变换，因此，机载卫星天线系统需加强天线系统的跟踪、惯导和稳定性能，满足和实现两个坐标系之间的快速矢量变换，保证机载天线的对星速度、精度和跟踪稳定性。

2 解决难点的关键技术

2.1 信道特性分析

文献[3]的研究结果表明，当仅考虑卫星波束入射角(天线仰角)因素影响时，机载天线安装在图2所示位置时，直升机航向正面朝向卫星方位(航向与天线方位角的夹角为0°)且天线仰角较大时，信号受遮挡影响最严重、遮挡时间最长；而直升机航向非正面朝向卫星方位且仰角较低时，信号受遮挡影响相对轻微、遮挡时间相对短(如图2b所示)。

同时，还需保证机载天线与卫星之间微波传播路径≥60%的第一菲涅尔区内无障碍/无遮挡，否则会造成信号严重衰减或通信中断[5]。因此，在直升机航向正面朝向卫星方位时，需满足天线仰角式中为桨毂到天线的水平距离，为桨毂高度(如图2c所示)。

图2 天线安装位置及入射角因素影响下遮挡情况

由公式(3)可知，旋翼转速和桨叶数决定了旋翼缝隙和遮挡的出现周期，与直升机飞行航向、机载天线仰角以及位置参数等无直接关系。

直升机在实际的飞行过程中，航向和姿态的动态变化率很快，旋翼和卫星波束投影面积也会产生相应变化，遮挡情况也随之变化。

图3 任意飞行方向单层旋翼遮挡情况

图4 单层旋翼周期性遮挡信道特性模型

信号衰减深度A，主要取决于卫星通信系统频段和桨叶材质，系统频率越高，遮挡造成的信号衰落越深，信号最大衰减可达20dB[6]。依图3信道模型和公式(5-7)推导得到信道通断比为：

通过以上直升机旋翼对机载卫星天线的遮挡分析，可确认信息发送窗口(无遮挡缝隙与和之间的关系。通断比最小的情况发生在机载天线仰角固定，时，即突发信号可通信时间最短。加之，直升机飞行姿态的动态变化率高、不确定性强，使飞行航向和天线仰角随时处于变化中，因此，为了提高通信的可靠性，突发信号的传输速率、帧组结构以及重发策略等，必须依据最小通断比和缝隙时间区间最短的“可通信窗口”情况进行设计。、

2.2 反向传输链路

反向链路是指机载卫星端站经卫星到地面卫星主站之间的卫星传输链路。由于旋翼旋转对机载卫星天线造成周期性遮挡，机载卫星站的发射信号仅能利用检测到的旋翼遮挡/缝隙，以突发的方式进行信息传输。

2.2.1 遮挡缝隙检测

经信道特性分析可知，旋翼遮挡情况下接收信号的信噪比和功率电平会衰减会下降，可利用卫星地面主站连续发射的信令遥测信号进行遮挡/缝隙检测，即对该连续信号的信噪比和功率电平的变化进行实时检测[2,7]，根据幅值变化情况确定旋翼遮挡/缝隙，即“通信窗口”。为提高检测的准确性，可采用基于信噪比和功率电平门限的缝隙联合检测。

1)因为地面站与机载站受到相同的旋翼遮挡，所以地面主站与机载站的接收信号的最大信噪比C/N的保持时间宽度(时长)，以及信噪比的上升/下降的斜率均保持一致(如图5所示)。

旋翼缝隙具体检测和“通信窗口”确定流程为，机载站先接收地面主站发来的连续信号，经信噪比估算，确定最大信噪比时间区间为“预估通信窗口”，起始时刻为图5(b)所示的c点，终止时刻为d点，同时在“预估通信窗口”内进行突发信号的发射。之后地面主站在“预估通信窗口”内接收到机载站传来的信号，同样经信噪比估算，再通过前向链路传送反馈给机载站。

图5 地面站/机载站信号接收信噪比

2)基于接收信号功率的缝隙检测技术研究结果，是将接收到的由地面主站发来的遥测信号进行A/D转化、同步和正交下变频后，得到数字基带信号(N为接收端缓存器大小)，在进行功率电平的实时检测，通过分别计算出每个的信号功率电平并求取平均值，得到：

按此计算方法以此类推，将每次的计算结果存入寄存器中便于后期比较器进行读取。比较器依次对寄存器中的信号功率电平结果(M 为寄存器大小)进行读取，并分别与机载站的预设阀值进行比较，当时，则判定接收信号受到遮挡。

如图6所示，高于接收机灵敏度D的时间区间即为“最大可通信时间窗口/区间”，但为了提高通信可靠性，将无遮挡判别门限设置提高3dB，此时图中纵向虚线截取的部分即为“可靠通信窗口/区间”。

图6 基于功率电平的旋翼缝隙检测

采用接收信号功率和信噪比的旋翼缝隙和“通信窗口”联合检测方式时，原则上应选取时间区间/时长较短的“通信窗口”作为“可靠通信窗口”。机载站采用突发模式，充分利用“可靠通信窗口”缝隙实现信息的发送和传输，与此同时，地面主站在相同的“可靠通信窗口”缝隙内稳定接收发自机载站的信息。

2.2.2 帧结构设计

直升机的旋翼遮挡造成信息传输效率低下，由此需计算信道的传输效率，在“通信窗口”确定后，需在窗口内发送整数帧。首先，根据窗口的时间区间确定可发送的帧数，并准备在下一个窗口处进行发送；但由于航向、仰角和位置的变化会造成通断比和窗口的变化，随之可传送的帧数也随之产生变化[8]。因此，需根据相关条件确定信道效率公式如下：

2.3 前向传输链路

2.3.1 端站同步接入和链路建立

卫星地面主站作为网络的管控中心，主要承担载波带宽、传输速率以及IP地址(路由)等资源的配置工作。机载站接入地面主站前，需根据前向链路(卫星主站经卫星到机载站之间的卫星链路)发来的网管调度信令进行同步接入和通信链路的建立，接入流程如图7所示。

图7 机载站同步接入和链路建立流程

如图7所示，机载站接入地面主站前，地面主站无法进行直升机旋翼的缝隙检测，1)地面主站需采用帧组重传/时间分集方式，向机载站传送、下发网管调度和资源配置信令。2)接收并解调反向链路中携带的遮挡缝隙周期参数，通过估算并以动态重传的时间分集方式在“通信窗口”内进行信息传输[9]。

2.3.2 信号帧组设计和重发策略

1)机载站接入地面主站前，为了提高前向链路传送网管调度信令的可靠性，确保机载站能够完整准确的解调出地面主站发来的网管信令数据，需对低速信令前向链路的物理帧结构、帧组长度和重传频次进行设计。经分析和研究，文献[7]中提出的帧组重发/时间分集方案较为合理可行，物理帧结构如图8所示。

由图8可知，1个物理帧由原始帧和复制帧2个子帧组成，每子帧由偶数个时隙构成。为了避免子帧被全部遮挡，子帧时长应大于单桨叶遮挡时长；并且物理帧时长应小于缝隙时长，可避免旋翼对物理帧造成2次遮挡的情况发生；图8中灰色部分为可能受遮挡的部分时隙slot；从图8可看出，机载站接收到原始帧和复制帧的完整或部分，即可在接收端进行数据合并获取完整的数据信息。

图8 机载站接入前的前向链路物理帧结构

2)机载站同步接入地面主站后，卫星双向链路同时成功建立，但由于卫星链路的RTT(Round-Trip Time，往返时间)大于500ms，加之，直升机机动性强，航向、位置和动态变化快，造成地面站接收到机载站反馈的缝隙和“通信窗口”信息的时效性差、准确度不高，因此，需根据遮挡周期内通断比和“通信窗口”时长的变化，重点合理配置帧结构的动态重传帧的权重[9-10]。单桨叶的一个遮挡周期内，可归纳为3种“通信窗口”时长，如图9所示。

图9 三种通信窗口时长的动态帧结构和重传策略

2.4 增强惯性制导

目前，直升机机载卫星通信系统的天线控制伺服分系统多采用数字引导和自动跟踪的惯性制导系统。

机载卫星系统的载体坐标系和地理坐标系之间存在着姿态矢量(角度)变换，处理好坐标系之间的矢量(角度)变换，是提高机载卫星天线伺服系统对星和跟踪精度的核心关键。

绕定点转动的两个坐标系之间的关系可以用方向余弦矩阵表式[11]，根据惯导提供的姿态信息，如横滚R、俯仰P和航向H，可实现从机载(载体)坐标系到地理(大地)坐标系之间的矢量变换，具体变换过程如下：

3 仿真结果及分析

通过搭建信道系统仿真模型对文中第2.2和2.3节中论述的缝隙检测和帧组设计2项关键技术进行正确性和可行性验证。

3.1 信道系统仿真模型

仿真验证时的源数据采用随机数据，调制和解调方式为QPSK，以瑞利信道作为信道模型并引入适度高斯白噪声，接收端与发送端拟处于同步状态(GEO/GSO卫星链路的RTT相对稳定且动态变化率低，仿真过程中设为500ms的固定值)，采用基于信号功率检测的缝隙检测方法，后将缝隙检测结果、帧定位控制等反馈至帧接收&合并单元，该单元完成数据帧的接收、缓存、定位及合并后，可最终实现原始数据的恢复，信道系统仿真模型如图10所示。

图10 信道系统仿真模型

3.2 缝隙检测结果

仿真基于滑动平均的计算方法进行信号功率的缝隙检测，如图11所示，当存在旋翼遮挡时，可对信号功率电平造成10dB左右的大尺度衰落，在无旋翼遮挡时，信号的功率电平检测值均处于正常幅值，仅因AWGN高斯白噪声的引入使信号功率电平值存在小幅波动，仿真结果与理论值基本一致，因此在无遮挡时刻的“通信窗口”进行信号突发可满足和达到相应的解调门限和误码率要求。

图11 基于信号功率检测方式的缝隙检测结果

3.3 帧接收仿真结果

如图12所示，在发送端对数据序列的原始帧进行了帧复制，并以帧组形式进行传送，经瑞利信道传输后，在接收端进行QPSK的I/Q支路数字解调，仿真中设置的遮挡周期长度值为3～4个符号，仿真设置的遮挡位置为随机可变，极端情况下可造成4个符号周期(8bit)的解码错误，依据仿真结果判断，当存在旋翼遮挡时，解调后的复制帧序列间断性出现了大量的解码错误，但由于原始帧发送过程中未受到旋翼遮挡，因此原始数据序列仍可获得完整和正确解调。

图12 数据序列接收解调前后结果对比

3.4 帧接收合并仿真结果

如图13所示，当采用时间重发分集&帧接收并合并技术时，仿真模型中设置旋翼遮挡周期长度仍为3～4个符号，结果显示接收到的原始帧和复制帧均发生了解码错误，且遮挡时刻位于原始帧的最后1bit和复制帧的前5bit，遮挡位置和持续周期长度横跨了2个帧，由于此类情况较为极端复杂，因此无法通过提取原始帧和复制帧的简单方式获得正确和完整的数据序列。此时，需采取对接收帧进行合并及判决处理，首先利用之前信号功率的检测结果，确定遮挡时刻的位置、区间和周期长度，后将该持续时间内的误码bit全部剔除，再利用帧定位和帧缓存功能，将2个帧剩余部分的数据序列进行排序并加以合并，经判决处理后最终使原始数据得以完整恢复。

图13 数据序列接收解调&合并前后结果对比

4 总结

通过以上分析和研究表明，采用旋翼遮挡/缝隙检测、通信窗口突发、信号帧组重传和加强惯性制导等关键技术手段，可切实有效对抗旋翼遮挡并解决对星跟踪两大技术难题，同时大幅提升直升机机载卫星通信系统的传输效率和通信稳定性。在后期的实际工程实现过程中，还需结合软硬件系统的设计难易度、关键设备参数设定以及系统实际应用场景等因素进行综合性系统设计。国内直升机卫星通信系统，虽然经历了近十年的应用和发展，但在相关软件算法和核心硬件开发以及关键设备制造等方面仍存在一定差距，因此，在以上各方面仍拥有极为广阔的提升和发展空间。