阮先麗，茍思羽

（中國飛行試驗研究院 陜西 西安 710089）

直升機衛(wèi)星通信系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)研究

阮先麗，茍思羽

（中國飛行試驗研究院 陜西 西安 710089）

基于直升機衛(wèi)星通信系統(tǒng)的特點，分析了衛(wèi)星通信系統(tǒng)中姿態(tài)角提取、坐標變化及抗遮擋等關(guān)鍵技術(shù)，采用鏈路分析估算方法，提出了針對關(guān)鍵技術(shù)點的測試方案設(shè)計，通過工程案例驗證，實現(xiàn)了對系統(tǒng)的測試與評估。

衛(wèi)星通信系統(tǒng)；Ku頻段；方向余弦矩陣；等效全向輻射功率

衛(wèi)星通信(簡稱衛(wèi)通)具有頻帶寬、容量大、性能穩(wěn)定、成本與通信距離無關(guān)等優(yōu)點，成為現(xiàn)代通信的一種重要方式[1]。直升機衛(wèi)星通信[2]是指直升機通過機載衛(wèi)星設(shè)備實現(xiàn)與衛(wèi)星的直接通信，并通過衛(wèi)星的轉(zhuǎn)接與地面站進行信息的傳輸和交換。信息交換的種類有話音、數(shù)據(jù)和圖像視頻等。由于直升機本身的旋翼特點及操控特性，在設(shè)計衛(wèi)星通信系統(tǒng)時對微波天線的尺寸和重量都有嚴格的限制和要求，天線口徑、安裝位置和功放等硬性條件確定之后，在測試通信質(zhì)量時，如果通信效果不好，試驗工程師應(yīng)該從哪些方面進行分析，查找問題的根源。本文從直升機衛(wèi)星通信系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)入手，結(jié)合工程應(yīng)用把問題一一展開。通過對系統(tǒng)全面的了解，對關(guān)鍵技術(shù)的確認，從而實現(xiàn)對系統(tǒng)的準確測試。

1 機載衛(wèi)星通信系統(tǒng)工作原理

1.1 機載衛(wèi)星通信系統(tǒng)

衛(wèi)星通信(簡稱衛(wèi)通)具有頻帶寬、容量大、性能穩(wěn)定、成本與通信距離無關(guān)等優(yōu)點，成為現(xiàn)代通信的一種重要方式。機載衛(wèi)星通信系統(tǒng)分為固定翼機載衛(wèi)星通信系統(tǒng)和旋翼衛(wèi)星通信系統(tǒng)。

一個基本的衛(wèi)星通信系統(tǒng)至少包含兩個衛(wèi)通站和必要的衛(wèi)星資源。對于直升機衛(wèi)星通信系統(tǒng)，只是在信道處理時增加抗旋翼遮擋模塊。

衛(wèi)星通信的工作頻段很多，有UHF、S、C、Ku和Ka等頻段[3]。目前，國內(nèi)的主流衛(wèi)通頻段還是Ku頻段，Ku頻段常用的發(fā)射頻率范圍是14.0～14.5 GHz；接收頻率范圍是12.25～12.75 GHz，帶寬均為500 MHz，也是目前機載設(shè)備普遍選用的頻段。

1.2 系統(tǒng)工作原理

衛(wèi)星通信系統(tǒng)工作原理[4]如圖1所示。發(fā)送端輸入的信息經(jīng)過處理和編碼后，進入調(diào)制器對載波（中頻）進行調(diào)制；已調(diào)的中頻信號經(jīng)過上變頻器將頻率搬移至所需求的上行射頻頻率，最后經(jīng)過高功率放大器放大后，饋送到發(fā)送天線發(fā)往衛(wèi)星。衛(wèi)星轉(zhuǎn)發(fā)器對所接受的上行信號提供足夠的增益，還將上行頻率變換為下行頻率，之后衛(wèi)星發(fā)射天線將信號經(jīng)下行鏈路送至接受地球站。

地球站將接受的微弱信號送入低噪聲模塊和下變頻器。低噪聲模塊前端是具有低噪聲溫度的放大器，保證接收信號的質(zhì)量。下變頻、解調(diào)器和解碼與發(fā)送端的編碼、調(diào)制和上變頻相對應(yīng)。

圖1 衛(wèi)星通信系統(tǒng)基本工作原理Fig. 1 Bisical operational principle of a satellite system

2 關(guān)鍵技術(shù)

2.1 姿態(tài)角提取及坐標變換

在機載衛(wèi)星通信地球站工作過程中，天線伺服控制分系統(tǒng)的作用是使天線的波束中心自動、快速、準確地對準衛(wèi)星，從而使通信系統(tǒng)保持正常工作。伺服控制分系統(tǒng)要完成這一任務(wù)，必須知道天線波束中心和所要對準衛(wèi)星的方位角、仰角和極化角。

目前，國內(nèi)典型機載衛(wèi)星通信系統(tǒng)天伺系統(tǒng)是采用數(shù)字引導(dǎo)和自跟蹤功能相結(jié)合的機制，即通過捷聯(lián)慣導(dǎo)（IMU）提供的載機姿態(tài)信息解算天線指向的引導(dǎo)方式和通過天線饋源網(wǎng)絡(luò)和接收機提供的角差信號控制天線指向目標的自跟蹤方式。首先，根據(jù)載機定位信息和預(yù)選設(shè)定的衛(wèi)星信息，運用以下公式可以計算出大地仰角（E）及方位角（A）。

式中：φ1為接收站經(jīng)度（度）；φ2為衛(wèi)星的軌位經(jīng)度（度）;β為接收站緯度（度）。

Re/（Re+H）=0.15，Re為地球半徑（6 378 km），H為同步衛(wèi)星距地球表面的高度（35 786 km）

由于繞定點轉(zhuǎn)動的兩個坐標系之間的關(guān)系可以用方向余弦矩陣[5]來表示，且載體坐標系與地理坐標系之間存在著姿態(tài)變化，所以，對天線穩(wěn)定系統(tǒng)來說，可以根據(jù)慣導(dǎo)提供的姿態(tài)信息（橫滾R、俯仰P和航向H），實現(xiàn)從地理坐標系到載機坐標系的角度變換。具體變換如下：

式中[Dj]為目標在載體坐標系中的坐標矢量,[DM]為目標在大地坐標系中的坐標矢量，S為矢量半徑。

MR、MP、MH分別為3個姿態(tài)變換矩陣。

2.2 抗遮擋技術(shù)

信號丟失正常情況下不外乎兩種原因：一由于劇烈的外部作用天線伺服未能快速的克服隨動，導(dǎo)致天線指向偏離衛(wèi)星。二由于載機所處的環(huán)境陰影遮擋，如高樓、天橋、樹木、山脈等，此處系統(tǒng)的處理方法是，當信號丟失后，默認為由于陰影遮擋，先保持當前的天線姿態(tài)一定的時間(保持時間)，在此過程中不斷進行信號的采集和比較，如果在到達保持時間之前信號大于門限，則恢復(fù)跟蹤狀態(tài)，如果保持時間達到后，信號仍然小于門限，則進入搜索狀態(tài)。這種信號丟失的處理方式有利于鏈路的快速建立，特別是在載機快速的運動過程中，偶爾出現(xiàn)遮擋物時(樹木，高樓等)的現(xiàn)實環(huán)境中。

此外，由于直升機的旋翼特點，在使用中除了要面臨極化控制、電波穩(wěn)定和可靠跟蹤等問題以外，最大的問題就是解決旋翼遮擋。目前，采用多次重傳機制的傳輸設(shè)計可以解決旋翼遮擋對接收的影響，重傳的次數(shù)越多，信息的可靠性就越高，但是會降低鏈路的傳輸效率[6]。相比較而言，二次重傳機制可以滿足需要，而且信道利用率更高。從而使該系統(tǒng)實現(xiàn)以下功能：

1 )載機在航向和姿態(tài)不斷變化的情況下能夠正常工作。這就要求伺服系統(tǒng)具有非常寬的跟蹤范圍；

2 )系統(tǒng)對載機的搖擺有適應(yīng)能力，要求伺服系統(tǒng)對載機振動的隔離度要足夠大，以保 證天線主瓣指向衛(wèi)星；

3 )遮擋消失后伺服系統(tǒng)再捕能力。即設(shè)備穿過信號中斷地帶后，伺服系統(tǒng)能快速控制天線，立即恢復(fù)通信。

2.3 鏈路估算

在機載衛(wèi)星通信系統(tǒng)中，衛(wèi)星轉(zhuǎn)發(fā)器接收系統(tǒng)的品質(zhì)因數(shù)（G/T）、飽和通量密度（SFD）、等效全向輻射功率（EIRP）以及轉(zhuǎn)發(fā)器的輸入/輸出補償在鏈路計算和通信系統(tǒng)設(shè)計中起著關(guān)鍵性的作用，衛(wèi)星通信工程師應(yīng)對其有深入的了解。

地球站用戶（包括機載站）在使用衛(wèi)星資源時需要根據(jù)衛(wèi)星轉(zhuǎn)發(fā)器參數(shù)進行鏈路預(yù)算及分析，預(yù)估上下行載波的C/N，計算求得系統(tǒng)能噪比Eb/N0，以便確定系統(tǒng)能夠保證信息傳輸質(zhì)量和滿足設(shè)計指標的要求。具體計算公式如下：

式中K為波爾茲曼常數(shù)（1.380 5×10-23 W/Hz）；Bn為接收機的噪聲帶寬；(EIRP)t為發(fā)射地球站的等效全向輻射功率，Lu為上行鏈路損耗，Gs/Tt為衛(wèi)星轉(zhuǎn)發(fā)器在發(fā)射地的品質(zhì)因素。

式中(EIRP)s為衛(wèi)星轉(zhuǎn)發(fā)器的等效全向輻射功率，Ld為下行鏈路損耗，Gr/T為接收天線的品質(zhì)因素。

故鏈路的能噪比估算公式為：

式中Rb為系統(tǒng)信息速率，Bn為接收機的噪聲帶寬。

3 工程測試方案設(shè)計

衛(wèi)星通信系統(tǒng)的設(shè)計通常要求高概率可靠度（例如99.99%），這就要求各種衰減引起系統(tǒng)的中斷概率不超過0.01%，為了驗證系統(tǒng)的這種性能，對測試方法的設(shè)計以及處理方法具有較高的要求。某機載衛(wèi)星通信系統(tǒng)在進行工程測試驗證時，基于關(guān)鍵技術(shù)的考慮重點設(shè)計以下測試項目，以達到對系統(tǒng)考核驗證的目的。

1 )大機動及大速度飛行。在機載衛(wèi)星通信系統(tǒng)中，天線跟蹤是關(guān)鍵技術(shù)，當載機在高速運動、爬升/下降和轉(zhuǎn)彎條件下，天線伺服控制系統(tǒng)使天線波束始終精確對準衛(wèi)星，因此，通過大機動飛行達到對系統(tǒng)伺服系統(tǒng)的跟蹤性以及穩(wěn)定性的測試目的。

2 )高緯度地區(qū)及降雨環(huán)境飛行。地面天線的仰角極低時，地面熱噪聲將進入天線的近旁瓣甚至主瓣，從而提高天線噪聲 ，降低地面系統(tǒng)的G/T值，天線仰角低，從地球站到衛(wèi)星的傳輸距離長，載波的自由空間損耗也較大。仰角低時，載波穿越降雨區(qū)的距離也較長，Ku頻段載波在降雨時所受的衰耗和噪聲增量將相應(yīng)增大。這些因素都可能抵消掉部分的轉(zhuǎn)發(fā)器EIRP。因此，通過高緯度地區(qū)的飛行測試以及降雨環(huán)境下的系統(tǒng)測試實現(xiàn)對系統(tǒng)低仰角及降雨損耗的考核驗證目的。

3 )信號較弱地區(qū)飛行。同一衛(wèi)星資源在不同區(qū)域的等效全向輻射功率和品質(zhì)因素是有差異的，這將直接影響鏈路的能噪比，即鏈路質(zhì)量。

以某機載衛(wèi)星通信系統(tǒng)為例，分別在南京地區(qū)和高原地區(qū)進行測試評估，中心站置于北京，衛(wèi)星資源參數(shù)（軌道位置東經(jīng)87.5°，轉(zhuǎn)發(fā)器帶寬BTs=36 MHz，轉(zhuǎn)發(fā)器輸入補償10 dB和輸出補償為4 dB）。試驗結(jié)果表明，南京地區(qū)的鏈路通信質(zhì)量明顯優(yōu)于高原地區(qū)，且高原地區(qū)的圖像傳輸存在較嚴重的丟包現(xiàn)象。具體分析如表1所示。

表1 不同地區(qū)衛(wèi)星轉(zhuǎn)發(fā)器參數(shù)與鏈路質(zhì)量對比分析Tab.1 Comparative analysis of satellite transponder parameters and radio link quality

從表1可以看出，衛(wèi)星轉(zhuǎn)發(fā)器在南京地區(qū)的等效全向輻射功率和品質(zhì)因素優(yōu)于高原地區(qū)，通過鏈路計算得出的能噪比南京地區(qū)優(yōu)于高原地區(qū)。雖然系統(tǒng)設(shè)計時，調(diào)制解調(diào)器在能噪比為5.0 dB時能夠保證信息傳輸質(zhì)量，但是，考慮雨衰裕量等因素，在信號較弱地區(qū)仍然需要調(diào)整設(shè)備發(fā)射功率或天線尺寸，方能滿足較好的通信質(zhì)量，這與工程實際應(yīng)用完全吻合。

4 結(jié) 論

在機載衛(wèi)星通信系統(tǒng)的工程測試過程中，對直升機衛(wèi)星通信系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)進行了較為深入的研究，找出了測試設(shè)計過程中的關(guān)鍵技術(shù)點，通過設(shè)計測試方案驗證了某型機載衛(wèi)星通信系統(tǒng)的通信質(zhì)量，并與理論計算進行了對比分析，達到了理論與實踐相結(jié)合的試驗?zāi)康?。由于國?nèi)機載衛(wèi)星通信應(yīng)用尚處于初步階段，對于系統(tǒng)的測試更是出于摸索階段，對衛(wèi)星通信系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)的研究可以為后續(xù)型號系統(tǒng)的測試與性能評估提供相應(yīng)的技術(shù)參考和借鑒。

[1] Reddy D.衛(wèi)星通信[M].3版.張更新,劉愛軍,張杭,等譯.北京:人民郵電出版社,2O02.

[2] 張倨卿，高凱，朱江.直升機衛(wèi)星通信的前向鏈路設(shè)計[J].通信系統(tǒng)與網(wǎng)絡(luò)技術(shù),2012,38(5):16-18.

ZHANG Ju-qing,，GAO Kai ,ZHU Jiang.Design of the forward link of felicopter satellite communication[J].Radio Comm unications Technology[J].2012,38(5):16-18.

[3] 李幾超.某Ku頻段衛(wèi)星通信系統(tǒng)的設(shè)計[J].電訊技術(shù),2011,52(5):649-653.Li Ji-chao. Design of a Ku band satellite communications system[J].Telecommunication Engineering,2011,52(5):649-653.

[4] 王麗娜,王兵,周賢偉,等.衛(wèi)星通信系統(tǒng)[M].北京:國防工業(yè)出版社,2006.

[5] 張樹俠,孫靜.捷聯(lián)式慣性導(dǎo)航系統(tǒng)[M].北京:國防工業(yè)出版社,1992.

[6] SATOH M, LI Huan-bang, FUJINO Y, et al.Helicpoter-Satellite Communication System Developed for Transmission of Disater and Emergency Information[C]//AIAA,21st International Communications Satellite Systems Conference and Exhibit.U.S:CRL,2003:219-2327.

The study of the key technology in helicopter satellite communication system

RUAN Xian-li, GOU Si-yu
（Chinese Flight Test Establishment Xi’an 710089, China)

Based on the characteristic of helicopter satellite communication system, the attitude of satellite communication system, the coordinate change angle extraction and anti-shielding technology are analyzed. Employing the link estimating method ,the design of test plan is put forward according to the key technique points. Finally, the test and evaluation of the system comes true through the engineering case.

satellite communication system; Ku band; the direction cosine matrix; equivalent isotropically radiated power

TN927

A

1674-6236(2014)14-0171-03

2013–12–03 稿件編號：201312022

阮先麗(1981—)，女，湖北襄陽人，工程師。研究方向：機載電子設(shè)備試飛技術(shù)。