徐遠(yuǎn)超,李 悅

(1.中國(guó)西南電子技術(shù)研究所，成都 610036；2.中國(guó)人民解放軍91977部隊(duì)，北京 100036)

0 引 言

直升機(jī)衛(wèi)星通信具有實(shí)時(shí)快速、機(jī)動(dòng)靈活、不受地理?xiàng)l件限制等特點(diǎn)，且不需要地面中繼站和中繼車，就可通過(guò)靜止軌道的通信衛(wèi)星將直升機(jī)拍攝到的高質(zhì)量的電視信號(hào)實(shí)時(shí)傳輸?shù)降孛嫔?，在救?zāi)中作為空中救援平臺(tái)得到了大量應(yīng)用[1]。但直升機(jī)衛(wèi)星通信面臨傳輸時(shí)延較大和直升機(jī)旋翼遮擋的問(wèn)題。

共軸雙旋翼構(gòu)型[2]直升機(jī)通過(guò)上、下兩副旋翼反向旋轉(zhuǎn)來(lái)相互抵消反扭矩，提高功率利用效率，實(shí)現(xiàn)直升機(jī)的高速、高機(jī)動(dòng)飛行，從而適應(yīng)未來(lái)的應(yīng)用需求。相比于單旋翼直升機(jī)，共軸雙旋翼直升機(jī)具有飛行速度快、機(jī)動(dòng)性高、旋翼遮擋復(fù)雜等特點(diǎn)，對(duì)衛(wèi)星通信信號(hào)造成嚴(yán)重的多普勒效應(yīng)和復(fù)雜的信號(hào)衰落，給工作于低接收信噪比條件下的衛(wèi)星通信信號(hào)接收解調(diào)帶來(lái)了極大的挑戰(zhàn)。

國(guó)外直升機(jī)衛(wèi)星通信研究較早。1993 年，美國(guó)Farazian等人[3]從理論上分析了直升機(jī)衛(wèi)星通信的優(yōu)勢(shì)和可行性，試驗(yàn)了天線安裝位置對(duì)系統(tǒng)性能的影響，并提出了抵抗系統(tǒng)衰落傳輸?shù)目赡芊椒ā?003年，日本的通信研究實(shí)驗(yàn)室(Communications Research Laboratory，CRL)開(kāi)展了一項(xiàng)直升機(jī)衛(wèi)星通信系統(tǒng)的研究，Satoh等人[4]對(duì)研究?jī)?nèi)容進(jìn)行了概括，前向鏈路一般通過(guò)采用時(shí)間分集技術(shù)來(lái)克服旋翼遮擋影響，但該方式下信道利用率不高，最大只能達(dá)到50%；返向鏈路一般通過(guò)在旋翼遮擋間隙突發(fā)傳輸信號(hào)的方式克服旋翼遮擋影響，該方式下的信道利用率主要受旋翼遮擋檢測(cè)率和傳輸體制影響。典型的直升機(jī)衛(wèi)通系統(tǒng)有日本國(guó)家信息與通信技術(shù)研究所2004年研發(fā)成功的世界首個(gè)Ku頻段直升機(jī)衛(wèi)星通信系統(tǒng)、美軍“黑鷹”UH-60直升機(jī)裝備的具有衛(wèi)星通信功能的機(jī)載指揮與控制系統(tǒng)、美陸?？杖姸佳b備的AN/ARC-187窄帶衛(wèi)星通信系統(tǒng)和美陸軍的EUH-60“黑鷹”直升機(jī)裝備的eNfusion寬帶衛(wèi)星通信系統(tǒng)以及ViaSat公司的Ku頻段衛(wèi)星通信設(shè)備VMT1200HE等。

國(guó)內(nèi)的直升機(jī)衛(wèi)星通信研究起步較晚。2009年，晉東立等人[5]發(fā)表了《直升機(jī)載寬帶衛(wèi)星通信技術(shù)及其在航天領(lǐng)域的應(yīng)用研究》，闡述了直升機(jī)衛(wèi)星通信的利用價(jià)值和當(dāng)前直升機(jī)通信的弊端。同時(shí)，直升機(jī)衛(wèi)星通信的抗旋翼遮擋檢測(cè)算法、編譯碼算法、鏈路幀設(shè)計(jì)等也得到了廣泛的研究。系統(tǒng)研制方面，直升機(jī)加裝海事衛(wèi)星通信系統(tǒng)已應(yīng)用于載人航天任務(wù)中；UHF和Ku頻段衛(wèi)通系統(tǒng)已應(yīng)用于直升機(jī)上。

綜上，適應(yīng)旋翼遮擋的直升機(jī)衛(wèi)星通信方法主要有：時(shí)間分集和縫隙通信技術(shù)；自適應(yīng)旋翼遮擋檢測(cè)技術(shù)；適應(yīng)旋翼遮擋的高效幀結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)；適應(yīng)旋翼遮擋的高效編譯碼技術(shù)；低信噪比下的解調(diào)技術(shù)?，F(xiàn)有直升機(jī)衛(wèi)星通信技術(shù)主要針對(duì)單旋翼直升機(jī)平臺(tái)設(shè)計(jì)，未完全考慮高機(jī)動(dòng)環(huán)境和共軸雙旋翼遮擋帶來(lái)的影響，直接使用會(huì)造成衛(wèi)星通信性能嚴(yán)重下降，甚至無(wú)法使用。因此，需要研究適應(yīng)抗共軸雙旋翼遮擋的衛(wèi)星通信關(guān)鍵技術(shù)。

1 共軸雙旋翼遮擋特性分析

受直升機(jī)安裝條件限制，衛(wèi)星通信天線一般只能安裝在直升機(jī)旋翼下方[5]、尾梁或機(jī)體兩側(cè)，在飛行過(guò)程中，旋翼周期性地遮擋發(fā)射/入射信號(hào)，造成衛(wèi)星通信信號(hào)幅度的衰減。旋翼遮擋特性主要包括遮擋時(shí)間、遮擋周期和信號(hào)衰落幅度。圖1給出了衛(wèi)星、衛(wèi)通天線與直升機(jī)旋翼間的位置示意圖。

圖1 衛(wèi)通天線與旋翼位置關(guān)系示意圖

直升機(jī)的典型飛行姿態(tài)一般分為直線平飛、圓形和8 字形曲線飛以及俯沖和爬升飛。在這三類飛行方式中，直線平飛的模型是最簡(jiǎn)單的，曲線飛行可以理解為不同航向角的直線飛行集合，俯沖和爬升飛行可以簡(jiǎn)化為衛(wèi)星仰角的變化，故本文重點(diǎn)關(guān)注直線平飛狀態(tài)下的旋翼遮擋情況。

根據(jù)衛(wèi)通天線與旋翼位置關(guān)系，建立單旋翼遮擋的模型，如圖2所示。其中，To表示信號(hào)遮擋周期；Ta表示信號(hào)衰減時(shí)間；Td表示信號(hào)衰減或增大過(guò)程時(shí)間；Tmin表示信號(hào)最大衰減保持時(shí)間；D表示信號(hào)相對(duì)衰減量。

圖2 單旋翼遮擋特性示意圖

To由旋翼轉(zhuǎn)速V和單層旋翼槳葉數(shù)N決定，表示為

(1)

Td可由槳葉寬度Wp、旋翼轉(zhuǎn)速V和等效距離d決定，表示為

(2)

Tmin可由衛(wèi)通天線面寬Wa、槳葉寬度Wp、旋翼轉(zhuǎn)速V和等效距離d決定，表示為

(3)

信號(hào)衰減時(shí)間Ta=2Td+Tmin。

旋翼遮蔽率表示為Ta/To。

信號(hào)衰減深度D主要取決于槳葉材質(zhì)和衛(wèi)通信號(hào)工作頻段：不同的槳葉材質(zhì)對(duì)衛(wèi)通信號(hào)的衰減不同；工作頻段越高，信號(hào)衰減幅度越大。

共軸雙旋翼?xiàng)l件下，上、下兩副單旋翼轉(zhuǎn)速基本相同，但是方向相反。靜止?fàn)顟B(tài)下，上、下兩幅單旋翼槳葉初始位置隨機(jī)分布，根據(jù)槳葉不同的初始位置，共軸雙旋翼遮擋模型分為多種情況，相對(duì)單旋翼遮擋模型要復(fù)雜很多。從幾何模型分析可知，雙旋翼遮擋可以認(rèn)為是兩個(gè)單旋翼遮擋產(chǎn)生效果的疊加，只是疊加時(shí)機(jī)的不同造成遮擋特性會(huì)有很多種情況：

(1)若兩個(gè)旋翼剛好重合，則疊加后信號(hào)衰落幅度比單旋翼增加一倍而時(shí)間不變(M1)；

(2)若一個(gè)旋翼遮擋剛結(jié)束，第二個(gè)旋翼開(kāi)始遮擋，則疊加后信號(hào)衰落幅度不變而衰落時(shí)間變長(zhǎng)(M2)；

(3)若兩個(gè)旋翼同時(shí)遮擋但位置隨機(jī)，則疊加后衰落深度和時(shí)間均是隨機(jī)的。

根據(jù)文獻(xiàn)[6]，假設(shè)開(kāi)機(jī)時(shí)上、下兩副旋翼槳葉第一次遮擋衛(wèi)星通信天線的時(shí)間差為TI，則當(dāng)Wa≤2Wp時(shí)根據(jù)TI的大小可將共軸雙旋翼遮擋模型分為10種情況；當(dāng)Wa>2Wp時(shí)根據(jù)TI的大小可將共軸雙旋翼遮擋模型分為10種情況。由此可見(jiàn)，雙旋翼遮擋比單旋翼遮擋更為復(fù)雜。

2 抗雙旋翼遮擋衛(wèi)星通信關(guān)鍵技術(shù)

根據(jù)上述分析，共軸雙旋翼直升機(jī)的旋翼對(duì)衛(wèi)星通信信號(hào)的遮擋變得更為復(fù)雜，由此造成的信號(hào)衰落深度、寬度動(dòng)態(tài)范圍也更大。直升機(jī)抗旋翼遮擋通信一般采用三種方式。

(1)分組重發(fā)連續(xù)傳輸方式

根據(jù)仿真計(jì)算得到最惡劣的旋翼遮擋情況，采用分組重發(fā)的方式進(jìn)行傳輸，保證重發(fā)分組中至少有一個(gè)分組位于旋翼縫隙內(nèi)。這種方式傳輸效率較低，但由于是基于最惡劣的情況進(jìn)行設(shè)計(jì)，因此穩(wěn)定性較好。

(2)基于旋翼遮擋檢測(cè)的突發(fā)傳輸方式

分組重發(fā)的方式效率低，不適合高速業(yè)務(wù)的傳輸。當(dāng)需要傳輸高速業(yè)務(wù)時(shí)，可以通過(guò)預(yù)測(cè)旋翼遮擋的間隙位置來(lái)發(fā)送突發(fā)信號(hào)。

(3)基于旋翼遮擋檢測(cè)和編碼技術(shù)結(jié)合的連續(xù)傳輸方式

在自適應(yīng)檢測(cè)旋翼遮擋的同時(shí)，一種方式是采用糾刪碼(如RS類糾刪碼、級(jí)聯(lián)低密度糾刪碼、數(shù)字噴泉碼)，只要接收方接收到足夠量的數(shù)據(jù)包，則運(yùn)用適當(dāng)?shù)淖g碼方法就可重構(gòu)源數(shù)據(jù)包，從而有效抵擋旋翼遮擋；另一種是基于某些信道編碼的不等保護(hù)性特性，設(shè)計(jì)抗旋翼遮擋通信方式。

第三種方式正成為直升機(jī)衛(wèi)星通信的主要方向。

2.1 雙旋翼遮擋自適應(yīng)檢測(cè)與跟蹤技術(shù)

根據(jù)第1節(jié)中雙旋翼遮擋特性模型分析，機(jī)載接收機(jī)可通過(guò)檢測(cè)地面衛(wèi)通站發(fā)送的載波信號(hào)來(lái)進(jìn)行共軸旋翼的遮擋檢測(cè)；同理，地面衛(wèi)通站也可以通過(guò)檢測(cè)機(jī)載站發(fā)送的載波信號(hào)進(jìn)行雙旋翼信號(hào)遮擋檢測(cè)。

考慮到共軸旋翼遮擋具有周期性，本項(xiàng)目自適應(yīng)旋翼遮擋檢測(cè)技術(shù)基于擴(kuò)展卡爾曼濾波算法進(jìn)行自適應(yīng)處理，從而增強(qiáng)旋翼遮擋檢測(cè)效果。由于槳葉的慣性，轉(zhuǎn)速的變化率不會(huì)變化太大，共軸旋翼遮擋時(shí)間內(nèi)也不會(huì)變化太大，據(jù)此可使用自適應(yīng)技術(shù)估算出下一個(gè)遮擋的時(shí)間。

該算法可以可靠地跟蹤旋翼轉(zhuǎn)速變化時(shí)的遮擋情況，從而自適應(yīng)檢測(cè)和跟蹤地面衛(wèi)通站發(fā)送的信號(hào)。擴(kuò)展自適應(yīng)卡爾曼濾波是在利用量測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行遞推濾波時(shí)，通過(guò)時(shí)變?cè)肼暯y(tǒng)計(jì)估值器，實(shí)時(shí)估計(jì)和修正系統(tǒng)噪聲和測(cè)量噪聲的統(tǒng)計(jì)特性，從而達(dá)到降低系統(tǒng)模型誤差、抑制濾波發(fā)散、提高濾波精度的目的。共軸雙旋翼遮擋自適應(yīng)信號(hào)檢測(cè)與跟蹤工作框圖如圖3所示。

圖3 共軸雙旋翼遮擋自適應(yīng)檢測(cè)與跟蹤工作框圖

擴(kuò)展自適應(yīng)卡爾曼濾波算法的狀態(tài)方程和量測(cè)方程如下[7-8]：

(4)

式中：Xk為k時(shí)刻的估計(jì)狀態(tài)；Wk-1為k-1時(shí)刻的系統(tǒng)噪聲；Zk為k時(shí)刻的量測(cè)數(shù)據(jù)；Vk為k時(shí)刻的測(cè)量噪聲序列；φk,k-1為k-1時(shí)刻到k時(shí)刻的一步轉(zhuǎn)移矩陣；Γk-1為系統(tǒng)噪聲矩陣，表征由k-1到k時(shí)刻的各個(gè)系統(tǒng)噪聲分別影響k時(shí)刻各個(gè)狀態(tài)的程度；Hk為k時(shí)刻的量測(cè)矩陣。

擴(kuò)展卡爾曼濾波算法可描述為[7-8]

(5)

式中：Kk為濾波增益方程，

Pk,k-1為預(yù)測(cè)均方差誤差方程，

Pk為估計(jì)均方差誤差方程，

Pk=[I-KkHk]Pk,k-1。

(6)

(7)

(8)

(9)

若正反向旋翼初始完全重疊、轉(zhuǎn)速完全相同，但衛(wèi)通天線安裝位置距離最近兩個(gè)槳葉的水平距離不同時(shí)，共軸雙旋翼遮擋檢測(cè)輸出示意圖如圖4所示。

圖4 共軸雙旋翼遮擋檢測(cè)輸出曲線

2.2 適應(yīng)雙旋翼遮擋的高效幀結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)

幀結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)需要綜合考慮幀效率、抗頻偏性能、解調(diào)門限、處理時(shí)延等要求。本文采用非規(guī)則信道編碼不等保護(hù)特性結(jié)合信道交織技術(shù)的方式解決旋翼遮擋信道下的信道幀結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)問(wèn)題。與傳統(tǒng)時(shí)間分集幀結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案相比，傳輸效率得到顯著提高。在時(shí)間分集幀結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案中，通常采用三重分集幀效率只有30%左右，二重分集時(shí)最高效率也低于50%(考慮了幀開(kāi)銷)。而采用非規(guī)則信道編碼結(jié)合交織技術(shù)的幀結(jié)構(gòu)方案中，根據(jù)信道遮擋特性，通過(guò)合理設(shè)計(jì)信道碼碼字及信道交織矩陣，等效傳輸效率最高可以達(dá)到80%，旋翼遮擋縫隙得到高效充分利用。設(shè)計(jì)的連續(xù)幀結(jié)構(gòu)如圖5所示。

圖5 連續(xù)幀結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

2.3 適應(yīng)旋翼遮擋的高效編譯碼技術(shù)

在采用上述應(yīng)對(duì)旋翼遮擋的方法基礎(chǔ)上，再結(jié)合合適的信道糾錯(cuò)編碼可以顯著改善系統(tǒng)傳輸性能，有效降低信號(hào)解調(diào)門限，實(shí)現(xiàn)低信噪比條件下的解調(diào)。直升機(jī)衛(wèi)星通信中常用的糾錯(cuò)編碼方案主要有LDPC碼/Turbo碼和糾刪碼。直升機(jī)旋翼遮擋造成成片信號(hào)衰減，而LDPC碼/Turbo碼本身具有天然的交織特性，不需要準(zhǔn)確的旋翼遮擋檢測(cè)也可以抵消旋翼遮擋的影響，不丟失信息，同時(shí)具有糾錯(cuò)性能好、復(fù)雜度低的特點(diǎn)；而糾刪碼是在當(dāng)旋翼轉(zhuǎn)速一定時(shí)，信息位被遮擋是獨(dú)立、等概率的，在遮擋的信息位置可以檢測(cè)的條件下，把這種信道環(huán)境考慮為刪除信道，通過(guò)糾刪碼可以糾正這些刪除錯(cuò)誤。發(fā)射端將信息編碼后分成多個(gè)子幀進(jìn)行發(fā)射，只要接收方接收到一定數(shù)量的編碼數(shù)據(jù)子幀，采用合適的譯碼方法就可重構(gòu)源數(shù)據(jù)包，從而有效地抵消旋翼遮擋的影響。糾刪碼要求旋翼轉(zhuǎn)速恒定才可準(zhǔn)確預(yù)知遮擋位置，適用條件有限。

Turbo碼[9]和LDPC碼[10]都是性能接近香農(nóng)理論極限的傳統(tǒng)高效信道編碼方式。在譯碼方面，Turbo碼的主要譯碼算法是MAP算法，LDPC碼的主要譯碼算法是BP算法。

總體來(lái)說(shuō)，LDPC碼在碼長(zhǎng)較短時(shí)性能差于Turbo碼，在碼長(zhǎng)較長(zhǎng)時(shí)性能優(yōu)于Turbo碼，并且LDPC碼更適合進(jìn)行高速譯碼。為了適應(yīng)直升機(jī)衛(wèi)通數(shù)據(jù)鏈高速傳輸和低時(shí)延的要求，結(jié)合抗旋翼遮擋波形幀結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)，本項(xiàng)目選用LDPC碼作為信道糾錯(cuò)編碼，利用非規(guī)則LDPC碼的不等保護(hù)特性提高抗旋翼遮擋性能。

針對(duì)旋翼遮擋造成成片發(fā)送碼字序列不能被完整接收的問(wèn)題，在發(fā)送之前利用交織器將碼字序列打亂，將突發(fā)錯(cuò)誤隨機(jī)化。系統(tǒng)編譯碼模型如圖6所示。

圖6 適應(yīng)旋翼遮擋的編譯碼框圖

編譯碼仿真模型的參數(shù)設(shè)置如下：PEG生成的非規(guī)則LDPC碼，碼長(zhǎng)1 152，碼率1/3；S=18的S隨機(jī)交織器；遮擋周期假定為L(zhǎng)DPC碼字長(zhǎng)度的1/5。仿真結(jié)果如圖7所示，可知當(dāng)存在交織器時(shí)，旋翼遮擋下與不遮擋性能差1.5 dB；若不使用交織器，誤碼性能差得多，在誤碼率為1×10-4時(shí)已經(jīng)達(dá)到錯(cuò)誤平層。本文設(shè)計(jì)的編譯碼結(jié)構(gòu)在雙旋翼遮擋條件下能滿足正常的衛(wèi)星通信要求。

圖7 旋翼隨機(jī)遮擋下性能曲線

3 抗雙旋翼遮擋小型化衛(wèi)通終端設(shè)計(jì)

傳統(tǒng)的終端由信道模塊、信號(hào)處理模塊、數(shù)據(jù)處理模塊、接口模塊和電源模塊等組成，模塊較多，體積和重量均較大。本項(xiàng)目采用小型化機(jī)載衛(wèi)通終端設(shè)計(jì)技術(shù)，采用C頻段中頻直接采樣的方式，不需要研制單獨(dú)的信道模塊；同時(shí)接口控制模塊兼顧接口處理和數(shù)據(jù)處理的功能，不需要研制數(shù)據(jù)處理模塊。終端相比傳統(tǒng)終端少了兩個(gè)模塊，各模塊采用封裝更小的元器件，終端體積也大大減小。本文設(shè)計(jì)了適用于雙旋翼直升機(jī)的衛(wèi)星通信機(jī)載信道終端，主要技術(shù)指標(biāo)如下：

(1)信息速率：前向51.2 kb/s，返向2 Mb/s(可擴(kuò)展)；

(2)尺寸：130 mm×130 mm×150 mm；

(3)質(zhì)量：≤ 3 kg；

(4)功耗：≤ 50 W。

信道終端主要包含信號(hào)處理模塊、接口控制模塊和電源模塊，三個(gè)模塊通過(guò)母板相連，以接口控制模塊為主節(jié)點(diǎn)對(duì)其他模塊進(jìn)行監(jiān)控和管理。信道終端具備1路發(fā)射中頻通道和1路接收中頻通道，數(shù)據(jù)接口連接到接口控制模塊。其中，信號(hào)處理模塊主要實(shí)現(xiàn)雙旋翼遮擋自適應(yīng)檢測(cè)與跟蹤算法，接收信號(hào)解調(diào)、譯碼，發(fā)射信號(hào)編碼、調(diào)制等功能，是信道終端的核心。小型化機(jī)載信道終端組成框圖如圖8(a)所示，結(jié)構(gòu)示意圖如圖8(b)所示。

(a)適應(yīng)旋翼遮擋的衛(wèi)通信道終端組成框圖

4 衛(wèi)通終端抗雙旋翼遮擋試驗(yàn)驗(yàn)證

4.1 共軸雙旋翼遮擋特性試驗(yàn)

由于國(guó)內(nèi)共軸雙旋翼試驗(yàn)環(huán)境較為缺乏，本文在研究時(shí)利用兩個(gè)同型號(hào)單旋翼試驗(yàn)臺(tái)，水平放置中心線在一條直線上，旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)面垂直于水平面，且設(shè)置兩個(gè)試驗(yàn)臺(tái)轉(zhuǎn)動(dòng)方向相反，轉(zhuǎn)速相同，搭建了共軸雙旋翼衛(wèi)通信號(hào)遮擋模擬試驗(yàn)環(huán)境，重點(diǎn)驗(yàn)證其對(duì)Ka頻段信號(hào)的遮擋特性，如圖9所示。用三角架支撐喇叭天線模擬衛(wèi)星，信號(hào)源提供發(fā)射信號(hào)；在兩層旋翼遮擋后方用支架安裝接收喇叭天線，接收信號(hào)接入實(shí)時(shí)頻譜儀。

圖9 共軸雙旋翼遮擋特性試驗(yàn)環(huán)境

每個(gè)單旋翼試驗(yàn)臺(tái)最多可裝4片槳葉，單片槳葉長(zhǎng)度為66 cm，寬度為9 cm；旋翼采用碳纖維材質(zhì)，最高轉(zhuǎn)速可達(dá)1 300 r/min。利用信號(hào)源產(chǎn)生31 GHz、21 GHz射頻信號(hào)，用Ka頻段喇叭天線對(duì)射頻信號(hào)進(jìn)行收發(fā)，利用Tek RSA5100B實(shí)時(shí)頻譜儀對(duì)接收信號(hào)進(jìn)行分析和存儲(chǔ)。試驗(yàn)時(shí)，分別測(cè)試了每個(gè)單旋翼2片槳葉和4片槳葉情況下的信號(hào)遮擋特性，如圖10所示。

圖10 共軸雙旋翼遮擋特性

4.2 中頻有線試驗(yàn)

根據(jù)4.1節(jié)雙旋翼遮擋特性試驗(yàn)和前述分析，建立雙旋翼遮擋模型，選取典型的M1和M2兩種情況，注入信道模擬器，利用信道模擬器實(shí)現(xiàn)共軸雙旋翼遮擋特性和多普勒效應(yīng)的模擬，機(jī)載終端與地面終端進(jìn)行中頻互通測(cè)試，主要驗(yàn)證遮擋模型及終端基帶處理技術(shù)的正確性。試驗(yàn)框圖如圖11所示。

圖11 終端中頻有線聯(lián)試框圖

旋翼遮擋后的信號(hào)電平與時(shí)間關(guān)系如圖12所示，可以發(fā)現(xiàn)，信號(hào)經(jīng)過(guò)雙旋翼遮擋后在每一個(gè)瞬時(shí)都會(huì)發(fā)生變化。

(a)瞬時(shí)信道遮擋圖1

試驗(yàn)時(shí)，以建立的共軸雙旋翼遮擋模型，施加-20～+20 kHz的多普勒頻偏，對(duì)前向51.2 kb/s、返向2 Mb/s的通信誤碼率進(jìn)行了測(cè)試，在Eb/No=7.8 dB時(shí)，誤碼率小于等于1×10-6，滿足指標(biāo)要求。

4.3 射頻無(wú)線試驗(yàn)

按照?qǐng)D13搭建共軸雙旋翼無(wú)線試驗(yàn)環(huán)境。由于本文主要針對(duì)終端進(jìn)行設(shè)計(jì)，天線的設(shè)計(jì)不是本文重點(diǎn)，因此，無(wú)線試驗(yàn)環(huán)節(jié)主要是在模擬的雙旋翼遮擋特性的各種場(chǎng)景下對(duì)設(shè)計(jì)的衛(wèi)通終端抗雙旋翼遮擋性能進(jìn)行驗(yàn)證，實(shí)際驗(yàn)證環(huán)境如圖9所示。

圖13 終端射頻無(wú)線聯(lián)試框圖

在共軸雙旋翼試驗(yàn)臺(tái)高度保持不變和喇叭天線1水平放置的前提下，可通過(guò)調(diào)整輔助天線的水平位置來(lái)模擬不同的衛(wèi)星仰角；通過(guò)改變喇叭天線2的垂直位置來(lái)模擬直升機(jī)的不同航向角。喇叭天線1到最近旋翼的水平距離定為30 cm。定義喇叭天線1到槳轂垂線方向?yàn)橹鄙龣C(jī)航向方向，喇叭天線2與喇叭天線1構(gòu)成的直線在共軸旋翼槳轂和喇叭天線1構(gòu)成平面的垂直平面(喇叭天線1應(yīng)位于該垂直平面上)上的投影與航向方向形成的特定夾角定義為航向角。

按照在一定的航向角與衛(wèi)星仰角條件下，旋翼不同的轉(zhuǎn)速下，正、反旋翼初始夾角的不同組合，對(duì)終端抗旋翼遮擋功能性能進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證，試驗(yàn)項(xiàng)目如表1所示。

表1 終端射頻無(wú)線試驗(yàn)項(xiàng)目

旋翼遮擋后調(diào)制信號(hào)的瞬時(shí)頻譜圖如圖14所示，可以發(fā)現(xiàn)，雙旋翼遮擋導(dǎo)致調(diào)制信號(hào)的頻譜在每一個(gè)瞬時(shí)都會(huì)發(fā)生變化，信道遮擋對(duì)調(diào)制信號(hào)的頻譜影響比較大。

(a)信號(hào)遮擋瞬時(shí)頻譜圖1

分別對(duì)前向51.2 kb/s、返向2 Mb/s的通信數(shù)據(jù)傳輸功能和誤碼率分別進(jìn)行了測(cè)試，由于是近場(chǎng)條件，信噪比定標(biāo)誤差較大，故未進(jìn)行信噪比的標(biāo)定。在現(xiàn)場(chǎng)條件下測(cè)試，經(jīng)計(jì)算機(jī)軟件統(tǒng)計(jì)，誤碼率小于等于1×10-6，滿足指標(biāo)要求。

5 結(jié) 論

本文設(shè)計(jì)了一種小型化的適應(yīng)雙旋翼遮擋的衛(wèi)星通信機(jī)載終端，并在雙旋翼遮擋模擬試驗(yàn)環(huán)境下完成了雙旋翼遮擋模擬環(huán)境下的試驗(yàn)驗(yàn)證。試驗(yàn)結(jié)果表明，對(duì)雙旋翼遮擋特性的自適應(yīng)檢測(cè)與跟蹤滿足模擬雙旋翼環(huán)境下的使用要求，設(shè)計(jì)的傳輸幀結(jié)構(gòu)和選擇的糾錯(cuò)編碼方式能有效對(duì)抗雙旋翼遮擋的影響，設(shè)計(jì)的抗雙旋翼終端對(duì)后續(xù)開(kāi)展雙旋翼直升機(jī)機(jī)載衛(wèi)星通信終端工程應(yīng)用具有指導(dǎo)意義。