直升機衛星通信系統信道模擬與通信實現*

張志科，朱鐵林，宋 哲

(天津航天中為數據系統科技有限公司，天津 300457)

0 引 言

直升機具有快速、機動靈活、不受地理條件限制等優點，在救災過程中作為空中救援平臺，得到了大量應用[1]。目前，直升機的通信手段主要依靠短波和超短波，短波受電離層大氣傳播條件變化影響大，超短波限于視距通信、易受高山遮擋、多徑效應等因素影響，通信距離有限。衛星通信具有不受陸地環境影響、通信范圍廣等優勢[2]，可有效解決上述問題，但是直升機衛星通信還未廣泛應用，主要受限于直升機旋翼對衛星信號遮擋導致通信鏈路中斷[3-5]。

目前，有很多人在直升機衛星通信抗旋翼遮擋方面進行了研究。王健等人[6]提出一種改進的低密度奇偶校驗(Low Density Parity Check,LDPC)譯碼算法，并經過仿真證明對已知遮擋和預知遮擋譯碼性能都有一定提高。羅飛騰等人[7]建立了周期性刪除信道模型，討論了重發模式與系統設計的關系，得出兩次重發可在大多數遮擋信道下實現可靠通信，并且具有很好的靈活性和較低復雜度。董孝東[8]闡述了旋翼遮擋對信號的影響，并介紹了幾種前向鏈路克服旋翼遮擋的方法。姚國義等人[9]提出前向鏈路反饋地面信噪比的方法優化縫隙檢測，并仿真可行。湯明文[10]提出一種前向鏈路采用時間發射分集，返向鏈路采用基于信號功率的縫隙檢測，在無遮擋間隙進行數據回傳的方法，并經過仿真證明了方案的可行性。阮先麗等人[11]根據實際飛行情況，發現縫隙檢測算法漏洞，并提出了優化方法。魏瑞剛[12]設計了一種頻率跟蹤和相位跟蹤方法，可消除多普勒頻偏，并經理論推導和仿真證明有較高的頻率跟蹤精度。

本文在前人研究成果的基礎上，采用射頻收發器AD9361模擬了信道周期性衰減特性，在現場可編程門陣列(Field Programmable Gate Array，FPGA)上實現縫隙檢測算法，并在此基礎上設計了一套直升機衛星通信方案。該方案不受直升機機型限制，在40%遮擋率下能實現前向鏈路25.6 kb/s和返向鏈路4 Mb/s速率下的可靠通信。

1 直升機衛星通信旋翼遮擋信道模擬

在直升機衛星通信系統中，準確地模擬出因旋翼遮擋導致的信道周期衰減特性是后續系統設計的關鍵。衰減周期與直升機旋翼轉速、槳葉寬度和數量有關，典型的機型遮擋周期為47±3 ms和62±3 ms[7]，遮擋時間大概在10 ms。L頻段的仿真和實驗數據表明，旋翼遮擋衰減超過8 dB的概率可達20%，衰減超過20 dB的概率約3%[7]。根據文獻[7],Ku頻段因遮擋造成中斷比例最壞情況下可達35%，Ka頻段遮擋造成的衰減將更寬更深。

本系統中模擬了一個遮擋周期為40 ms、遮擋時間分別為8 ms(20%遮擋率)和16 ms(40%遮擋率)的遮擋模型，發送端控制射頻發射器AD9361的發射功率，在前一半遮擋時間內每0.5 ms衰減增加4 dB，后一半時間內每0.5 ms衰減減少4 dB，這樣20%遮擋率的最大衰減可以達到32 dB，比真實情況更嚴格，在Vivado上在線采樣20%遮擋率情況下接收端接收到的信號如圖1所示。

圖1 遮擋信道模擬圖

系統的碼片速率為6.875 Mb/s，采樣間隔為128個碼片，可見在衰減增加12 dB后信號已經很小，無法正常解調。通過此方法模擬的信道衰減特性更接近真實情況，甚至比真實情況更加嚴格，為后續縫隙檢測算法實現和系統設計提供了硬件驗證平臺。

2 縫隙檢測算法優化與實現

縫隙檢測算法是直升機衛星通信中最重要一環，縫隙檢測結果是前向鏈路分集接收的依據，同時也是返向鏈路在無遮擋縫隙傳輸數據的依據。因此，能否有效檢測出遮擋縫隙是直升機衛星通信系統可靠通信的關鍵。本系統采用的縫隙檢測算法在張峰[15]和高凱等人[14]的邏輯框圖上進行了優化，并借鑒了阮先麗等人[11]的飛行經驗，在快速傅里葉變換(Fast Fourier Transform，FFT)之后加入濾波器，有效防止了誤捕獲。縫隙檢測算法原理框圖如圖2所示。

圖2 縫隙檢測算法原理框圖

縫隙檢測算法進行了兩點優化：第一，對解調后的信號非線性變換，而非在AD9361后直接進行非線性變換，因為AD9361下變頻后的信號還存在很小的頻偏，此頻偏會對FFT結果產生嚴重影響；第二，先進行濾波再進行門限比較，因為測試結果表明，在遮擋開始和結束階段，FFT峰值提取結果會發生跳變，經過濾波器后可有效濾掉跳變，防止誤判。

圖3和圖4分別為對AD9361下變頻后的信號和解調后的信號進行縫隙檢測的結果，對比表明后者正確且穩定。

圖3 對AD9361下變頻后信號峰值檢測結果

圖4 對解調后信號縫隙檢測結果

由圖3 可見，頻偏的存在導致FFT計算的信號功率隨之周期變化，無法有效提取出旋翼遮擋參數。由圖4可見，解調后的信號有效消除了載波頻偏，檢測結果穩定正確。根據縫隙檢測結果，可有效得到前向鏈路旋翼遮擋周期、遮擋時間和返向鏈路無遮擋時間，為鏈路可靠通信提供保障。

3 系統設計

在解決信道遮擋模型和縫隙檢測算法等關鍵技術問題后，根據前向鏈路和返向鏈路的數據速率和帶寬要求，制定了一套直升機衛星通信系統通信方案，即前向鏈路采用重發和分集接收及短碼LDPC編碼技術，返向鏈路采用在無旋翼遮擋縫隙突發通信和長碼LDPC編碼技術。要求系統可適應大多數直升機機型，并在6.875 Mb/s碼片速率(12 MHz帶寬)和40%遮擋率下，實現前向鏈路25.6 kb/s和返向鏈路4 Mb/s速率下的可靠通信。

3.1 前向鏈路設計

直升機衛星通信系統中前向鏈路傳送遙控指令，遙控指令對速率要求較低，但對安全性要求較高，無人直升機在一定時間內如果一直收不到遙控指令將進入失控保護狀態。針對這些特點，本設計中前向鏈路采用地面站對數據進行重發，機載端分集接收，并采用短碼LDPC編碼技術確保鏈路穩定可靠。

3.1.1 重發機制設計

重發和分集接收設計方案需滿足大多數機型的要求，因此重發的時間設置尤為重要。本設計中采用二次重發，兼顧靈活性和安全性，同時節省資源[7]。在評估系統設計是否滿足要求時遵循兩個原則：一是重發幀時間與原始幀時間之和小于旋翼遮擋周期，但要接近旋翼遮擋周期；二是原始幀時間大于旋翼遮擋時間，并大得越多越好。第一條原則可保證在一輪發送時間內只發生一次遮擋，第二條原則可保證每次遇到遮擋時都可以分集接收到有用信息。

本設計中重發原理框圖如圖5所示。原始幀和重發幀一共包含16組，每一組中包含16個時隙，每個時隙長度為1 024個碼片；前8組為原始幀后8組為重發幀，重發幀和原始幀發送的數據完全一致；原始幀和重發幀的第一組前兩個時隙發送不同的同步偽碼，通過兩個偽碼的不同來區分是原始幀和重發幀。

圖5 前向鏈路重發原理框圖

記To為原始幀時間，Tr為重發幀時間，系統碼片速率為6.875 Mb/s，記Tc為每個碼片時間，因此，

To=Tr=8×16×1024×Tc=19.07 ms 。

本設計中設置旋翼遮擋周期為40 ms，旋翼遮擋時間分別為8 ms(20%遮擋率)和16 ms(40%遮擋率)。根據系統設計的兩個原則，To+Tr=38.14 ms <旋翼遮擋周期，To=Tr>旋翼遮擋時間，可見重發方案滿足要求。

3.1.2 前向鏈路速率計算

前向鏈路速率由系統設計決定，與遮擋率無關。本系統設計中碼片速率為6.875 Mb/s，采用QPSK調制、二次重發機制和3/4 LDPC編碼，因此前向鏈路速率計算公式為

式中：256表示一輪發送一共256個時隙，126表示一輪發送時隙中發送有效數據的時隙，2表示QPSK調制，3/4表示3/4LDPC編碼，N為擴頻倍數。

當Vf為25.6 kb/s時，計算得擴頻倍數為200，可見滿足前向鏈路速率25.6 kb/s要求，且擴頻倍數足夠。

3.1.3 分集接收機制設計

機載端根據縫隙檢測的結果對原始幀和重發幀分集接收，分集接收的原理為在原始幀和重發幀中找出無遮擋幀并正確接收，原理框圖如圖6所示。對每一輪接收時隙進行檢測，如果本組幀中發生遮擋，記錄其編號，一輪檢測結束后將無遮擋時隙組結果輸出。

圖6 分集接收原理框圖

輸出結果時，應盡量舍棄遮擋結束后的幾個時隙組，因為由于遮擋導致這幾個時隙組接收不穩定，如圖6所示，在5、6、7、8時隙組發生遮擋，因此應輸出1、2、3、4、13、14、15、16時隙組的結果。

3.1.4 短碼LDPC碼長設計

LDPC編碼技術是一種特殊的線性分組碼，并具有天然的交織特性，非常適合抗遮擋[6]。LPDC碼長的設置是系統設計需要考慮的重要因素，碼長太短不利于抗遮擋，碼長太長會引入很大的系統延時，因此需根據遮擋周期設置LDPC編碼的幀長。LDPC幀長應大于等于系統速率和遮擋周期的乘積，可保證每個LDPC幀中大部分數據正確。本設計中，前向速率為25.6 kb/s，遮擋周期為40 ms，因此短碼LDPC的幀長設置為1 024 b。

3.2 返向鏈路設計

直升機衛星通信系統中返向鏈路傳輸內容包括圖像、載荷以及遙測信息等，因此返向鏈路速率較快，重發和分集接收帶寬利用率低，不適合返向鏈路。本系統中采用無遮擋縫隙突發通信和長碼LDPC編碼，實現返向鏈路正常通信。

由于下行速率為4 Mb/s，在進行LDPC編碼碼長設計時不必遵循前向鏈路的數據方法，因為返向鏈路已經沒有遮擋的概念，如果還是按照前向鏈路LDPC碼長設計，將引入很大系統時延。

根據縫隙檢測結果，可以確定遮擋周期和無遮擋時間。記無遮擋時間為Tf，根據無遮擋時間可以計算出發送時隙數，記為N,則

N=Ff/Tc/1024。

計算出返向發送時隙數后，可進行返向鏈路時隙劃分。返向鏈路時隙劃分中最重要的問題是如何讓接收端知道起始時隙和結束時隙。文獻[15-16]提出通過在頭部插入前導頻和在尾部插入后導頻的方法解決起始和結束的問題。此方法雖然可行，但是接收端在沒有收到后導頻之前需對數據進行緩存，消耗緩存資源，同時引入系統延時。本設計中，返向鏈路時隙劃分如圖7所示，前兩個時隙為導頻，用于確定本次通信的開始，3、4時隙發送訓練序列，用于信道估計和均衡，5、6時隙發送本次突發通信要發送的時隙數目。用兩個時隙發送時隙數目，可保證很高的擴頻倍數，相對保證安全性，后面的時隙進行數據傳輸，接收端可直接將數據輸出，無需緩存，不會引入系統時延。

圖7 返向鏈路時隙劃分

接收端接收到前導頻后開始接收，經過信道估計和均衡后提取本次通信時隙數目，然后開始數據接收，直到本次通信結束。接收流程如圖8所示。

圖8 接收端接收流程

4 系統測試

系統測試旨在驗證縫隙檢測算法、前向鏈路重發和分集接收技術和返向鏈路無遮擋縫隙突發通信是否正常穩定工作，因此衛星鏈路用L頻段代替，前向鏈路1 640 MHz，返向鏈路1 340 MHz。本系統測試中搭建了一套回環測試環境，原理框圖如圖9所示。

圖9 系統測試框圖

編寫上位機測試軟件。上位機模擬前向鏈路遙控數據，遙控數據以幀的形式發送，每幀數據中包含幀計數和CRC校驗，通過串口1發送給地面設備，模擬遙控數據經過前向鏈路后到達機載設備，然后通過機載設備上的串口2返回給上位機；上位機測試軟件通過幀計數和CRC校驗判斷數據的正確性和連續性，完成前向鏈路測試。同時上位機模擬下行遙測數據，遙測數據同樣以幀的形式發送，每幀數據中包含幀計數和CRC校驗，通過串口2發送給機載設備，模擬遙測經過返向鏈路后到達地面設備，然后通過地面設備上的串口1發送給上位機；上位機測試軟件通過幀計數和CRC校驗判斷數據的正確性和連續性，完成返向鏈路測試。經過長時間拷機測試，系統工作穩定，測試結果如圖10所示。

圖10 系統測試結果

系統測試結果表明，測試75萬幀數據，無錯誤，系統工作穩定。

5 結束語

本文首先解決直升機衛星通信中的旋翼遮擋導致的信道周期衰減和縫隙檢測算法兩個關鍵問題,信道的周期衰減特性采用射頻收發器AD9361模擬，更接近真實情況，更加直觀，有利于后面系統設計和驗證;縫隙檢測算法在FPGA上實現并進行了優化，檢測結果更加穩定。基于以上結果，設計并實現了一套直升機衛星通信方案，即前向鏈路采用重發和分集接收及短碼LDPC編碼技術，返向鏈路根據前向鏈路縫隙檢測的結果在無遮擋縫隙采用突發通信和長碼LDPC編碼技術。前向鏈路設計中總結了原始幀和重發幀與遮擋周期和遮擋時間的關系以及短碼LDPC幀長與遮擋周期和遮擋時間的關系；返向鏈路設計中設計了一套突發通信時隙結構，在通信過程中傳輸本次通信的時隙數，使接收端接收更加簡單。經過拷機系統測試，系統運行穩定。但系統還有一點不足，即系統只是在實驗室硬件平臺上通過驗證，后續還需經過多次飛行試驗，證明其穩定性。