直升機衛(wèi)星通信旋翼遮擋問題仿真評估方法

陳 剛，張學生，崔建華，瞿俊杰

（上海清申科技發(fā)展有限公司，上海 201306）

1 研究背景

直升機被廣泛應用于軍事和民用各領域，承擔著物資運送、應急搶險救災、搜索救援、重大事件安保等任務，由于直升機執(zhí)行任務的復雜性，全航程高可靠性通信是一個難題，利用衛(wèi)星進行通信是解決直升機通信難題的手段之一。針對直升機衛(wèi)星通信問題，圍繞直升機旋翼遮擋的信道編碼、前向鏈路和返向鏈路通信策略等方面已有大量研究成果[1][2][3][4]。近幾年，隨著衛(wèi)星技術的發(fā)展，直升機通信速率大幅提高，國外利用靜止軌道通信衛(wèi)星可實現(xiàn)的最大通信速率已達到10 Mbps[5]，國內(nèi)已達到2 Mbps[6]。

隨著高通量衛(wèi)星通信技術的成熟[7]，以及低軌寬帶衛(wèi)星星座的發(fā)展[8]，寬帶衛(wèi)星通信系統(tǒng)和通信終端設備發(fā)展迅猛[9]?；谥鄙龣C氣動特性的考慮，直升機寬帶衛(wèi)通天線一般安裝在旋翼下方靠近尾翼的機身處，因此衛(wèi)通天線會受到旋翼遮擋的影響[4][10][11]。對直升機旋翼遮擋的信道特征評估主要通過通信試驗方法來獲取。由于直升機衛(wèi)星通信場景復雜，飛行測試成本高，需要提前對旋翼遮擋程度進行預分析評估，用于通信試飛方案設計。特別是對低軌通信衛(wèi)星，通信時段和時長受限，方位角和高度角隨衛(wèi)星運動而變化，旋翼遮擋問題分析更為復雜。因此，本文提出采用計算天線遮擋面積占比（遮擋率）的方法來滿足不同軌位衛(wèi)星通信時的旋翼遮擋問題分析的需求。本文給出了完整的遮擋率計算數(shù)學模型，完成了仿真系統(tǒng)算法設計，最后給出了一個靜止軌道衛(wèi)星和低軌衛(wèi)星對比分析的應用案例。

2 遮擋率計算方法

2.1 遮擋問題分析

如圖1所示，旋翼對安裝在旋翼下方的天線沿通信波束視線方向形成遮擋，天線遮擋面積的大小由波束入射方向、旋翼尺寸、旋翼方位、飛行姿態(tài)、天線安裝位置、天線尺寸等因素決定。旋翼尺寸、天線安裝位置、天線尺寸為固定參數(shù)；波束入射方向與直升機和衛(wèi)星相對位置相關；旋翼方位因旋翼的旋轉(zhuǎn)運動而呈現(xiàn)周期性變化特點；直升機飛行姿態(tài)與飛行任務有關，可以由姿態(tài)測量傳感器實時獲取。

圖1 旋翼遮擋示意

對于靜止軌道衛(wèi)星，由于星地距離大（靜止軌道衛(wèi)星高度為36 000 km），在一定區(qū)域范圍內(nèi)通信波束方位角和波束角的變化幅度不大，旋翼遮擋的動態(tài)影響因素主要為飛行姿態(tài)。

對于非靜止軌道衛(wèi)星，衛(wèi)星按照預定軌道飛行，衛(wèi)星位置隨時間變化，通信所在區(qū)域需滿足波束高度角大于10°的建鏈條件，通信時間段受衛(wèi)星軌道地面高度角約束。特別是低軌衛(wèi)星（高度小于1 000 km），在通信時間段內(nèi)，通信波束方位角和高度角隨衛(wèi)星位置不同而呈現(xiàn)較大幅度的變化，旋翼遮擋的動態(tài)影響因素必須同時考慮衛(wèi)星的位置變化。如圖2所示，衛(wèi)星在位置1和位置2時，通信波束相對旋翼的入射角和不同，會造成旋翼對天線的遮擋面積不同。

圖2 衛(wèi)星位置變化關系

試驗表明，在全遮擋情況下，信號衰減幅度可以達到15 dB[12]。如圖3所示，由于旋翼的轉(zhuǎn)動，天線受遮擋呈現(xiàn)周期性特點，在一個遮擋周期內(nèi)，可以分為不遮擋、部分遮擋、全遮擋三種情況，遮擋周期與旋翼數(shù)量和轉(zhuǎn)速有關。直升機旋翼轉(zhuǎn)速通常在每分150轉(zhuǎn)以上，可知旋翼轉(zhuǎn)動一周時長小于400 ms，2旋翼直升機遮擋周期小于200 ms，4旋翼直升機遮擋周期小于100 ms。在旋翼轉(zhuǎn)動一周的時長內(nèi)，直升機和衛(wèi)星的位置變化引起的波束指向變化可以忽略不計，因此本文采用旋翼轉(zhuǎn)動一周的平均遮擋率來進行遮擋程度的量化評估。

圖3 遮擋狀態(tài)變化周期

2.2 遮擋數(shù)學模型

2.2.1 遮擋投影關系模型

在通信過程中，天線伺服控制系統(tǒng)始終控制天線指向衛(wèi)星，如圖4所示，衛(wèi)星波束矢量始終垂直于天線面，旋翼對天線的遮擋面積是旋翼沿波束方向到天線面的投影面積，定義旋翼在天線面上的投影面積占天線面面積的比率為遮擋率，采用遮擋率對遮擋程度變化情況進行量化分析。

圖4 投影變換模型

圖5 旋翼面內(nèi)投影

2.2.2 坐標轉(zhuǎn)換計算模型

坐標投影轉(zhuǎn)換時需要在同一坐標系下進行，考慮利用旋翼轉(zhuǎn)動的周期性特點，為方便計算，如圖6所示，定義旋翼面坐標系為：原點在旋翼平面內(nèi)位于旋翼的中心，X軸在旋翼平面內(nèi)指向機頭方向，Z軸垂直旋翼平面指向下方，Y軸在旋翼平面內(nèi)指向右方構成右手坐標系。投影變換和遮擋率計算統(tǒng)一在旋翼面坐標系下進行。

圖6 投影坐標計算

為描述天線面上的點坐標和天線指向，定義天線面初始參考坐標系為原點在天線平面內(nèi)位于天線面的中心位置，X軸、Y軸、Z軸指向與旋翼面坐標系一致，天線面初始參考坐標系與旋翼面坐標系固聯(lián)于機體上。初始狀態(tài)下，天線面本體坐標系與天線面初始參考坐標系一致，設天線面參考坐標系下點A坐標記為 ，天線面法線垂直天線面向上，初始狀態(tài)法向矢量記為，伺服控制系統(tǒng)控制天線面始終對準衛(wèi)星，即天線面法線與波束矢量始終保持一致。設t時刻坐標系下的波束矢量為，天線面法向矢量為，則：

機體姿態(tài)運動變化關系用導航坐標系到機體坐標系的歐拉角轉(zhuǎn)換關系來描述，設X軸、Y軸、Z軸對應的姿態(tài)歐拉角分別為則機體坐標系到導航坐標系的轉(zhuǎn)換關系矩陣為：

設t時刻導航坐標系下衛(wèi)星位置坐標為，直升機位置坐標為，則導航坐標系下的波束矢量為

因為天線面初始參考坐標系與旋翼面坐標系坐標軸指向一致，所以，

進而可以利用公式（1）求取t時刻點A沿波束矢量方向到旋翼面內(nèi)的投影點坐標。

2.3 遮擋率仿真計算過程

場景仿真分析時，按以下步驟生成仿真所需數(shù)據(jù)和進行遮擋率計算：

（1）由飛行任務規(guī)劃軟件生成t時刻直升機位置坐標數(shù)據(jù)和飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)。

（2）由衛(wèi)星軌道計算軟件生成t時刻衛(wèi)星位置坐標數(shù)據(jù)。

（3）由直升機位置坐標數(shù)據(jù)建立導航坐標系，轉(zhuǎn)換得到導航坐標系下的衛(wèi)星和直升機位置坐標值，并生成t時刻波束矢量數(shù)據(jù)。

（4）根據(jù)天線尺寸生成天線面初始參考坐標系下的天線面輪廓線采樣點坐標數(shù)據(jù)，按上一節(jié)所述計算模型計算t時刻天線面輪廓線采樣點到旋翼面的投影輪廓線坐標。

（5）由旋翼初始位置和轉(zhuǎn)速獲取t時刻旋翼位置，生成旋翼輪廓線坐標。-

（6）在旋翼平面內(nèi)，采用網(wǎng)格法計算天線面輪廓線所圍區(qū)域面積，以及旋翼輪廓線與天線面輪廓線所圍區(qū)域重疊部分面積。

（7）重疊部分面積除以天線面區(qū)域面積即得到t時刻的遮擋率。圖7為仿真算法設計流程圖。

圖7 仿真算法設計流程圖

3 仿真分析案例

利用上節(jié)所述算法，通過計算旋翼轉(zhuǎn)動一周的平均遮擋率來進行直升機在不同飛行方位航向和飛行仰角下的遮擋問題分析。

仿真參數(shù)如表1所示，分別選擇了一顆靜止軌道衛(wèi)星（衛(wèi)星1）和一顆低軌衛(wèi)星（衛(wèi)星2）進行遮擋問題分析。

表1 仿真參數(shù)

衛(wèi)星1為靜止軌道衛(wèi)星，可以近似認為飛行區(qū)域空間波束矢量保持不變，首先分析平飛時，遮擋率隨方位角的變化關系，分析結果如圖8所示。從圖中可以看出，該區(qū)域內(nèi)直升機在平飛狀態(tài)下，最大平均遮擋率為16.3%，此時直升機方位角為144°，與該區(qū)域?qū)π欠轿唤俏呛希藭r直升機朝向衛(wèi)星方向水平飛行。

圖8 遮擋程度隨航向變化（衛(wèi)星1）

進一步可以選擇任意方位航向，進行不同飛行仰角下的遮擋問題分析。圖9為直升機在145°方位航向上飛行時，不同仰角下天線受遮擋程度的變化情況?？梢灾庇^看出，在該航向上俯沖飛行時，天線始終受到旋翼遮擋，遮擋率隨俯沖角的增大而緩慢變小，最小遮擋率約為8.8%；在該航向上爬坡飛行時，遮擋率隨仰角增大而快速增加，在16°仰角時天線被完全遮擋，主要原因為天線指向靠近漿轂，旋翼縫隙變小，最終被漿轂完全遮擋。仿真中僅考慮旋翼遮擋，沒有考慮漿轂和機體遮擋，所以30°仰角之后天線遮擋率變?yōu)榱?，天線對準衛(wèi)星方向在旋翼平面下方。在飛行仰角超過16°之后，由于受到漿轂或機體遮擋，天線已處于100%遮擋狀態(tài)，工程應用中可以參考上節(jié)模型和算法增加漿轂和機體遮擋部分，或者加上天線轉(zhuǎn)動角度閾值，使其不能指向旋翼下方。

圖9 遮擋隨仰角變化（衛(wèi)星1）

衛(wèi)星2為低軌衛(wèi)星，直升機所在區(qū)域內(nèi)衛(wèi)星高度角大于10°的時間段內(nèi)才能建立視距通信鏈路。圖10為直升機所在的位置區(qū)域，衛(wèi)星2的方位角和高度角變化情況。在仿真時間段內(nèi)，高度角大于10°的時長為469 s，該時間段內(nèi)衛(wèi)星方位角的變化范圍在-120°至78°之間。由于衛(wèi)星2的空間位置隨時間快速變化，空間波束矢量也隨時間快速變化，圖11分別選擇了直升機平飛時在0°、45°、90°、135°、180°、225°、270°、315°等8個方位航向上遮擋率隨時間的變化關系進行呈現(xiàn)。從圖中可以看出，對低軌衛(wèi)星，直升機在不同方位方向上平飛時，在通信時間段內(nèi)遮擋率隨衛(wèi)星運動呈現(xiàn)不同的變化特征，部分時間段內(nèi)無遮擋，部分時間段內(nèi)遮擋嚴重。例如，在與衛(wèi)星2通信時，在方位45°航向平飛時，前180 s無遮擋問題，之后出現(xiàn)遮擋問題，并在380 s附近時遮擋率達到最大值（超過30%），之后遮擋率快速下降。

圖10 衛(wèi)星2方位角和高度角變化

圖11 遮擋程度隨航向變化（衛(wèi)星2）

通過對比圖11和圖8可以發(fā)現(xiàn)，同一區(qū)域內(nèi)直升機平飛時，靜止軌道衛(wèi)星和低軌衛(wèi)星在不同航向呈現(xiàn)完全不同的特點，例如，在0°方位航向時，與衛(wèi)星1進行通信時完全不存在遮擋問題，并且沒有通信時間段約束，但與衛(wèi)星2進行通信時，除受通信時間段約束外，還在部分時間段內(nèi)存在遮擋問題。

同樣，對低軌衛(wèi)星2也可以像圖9一樣生成直升機在不同飛行仰角下的遮擋率變化情況，以及增加直升機側(cè)傾角，本文不再贅述。

4 結束語

對直升機衛(wèi)星通信過程中存在的旋翼遮擋問題，本文提出一種遮擋率計算方法，用來對飛行過程中的旋翼遮擋嚴重程度進行仿真分析評估。利用本文中的模型和算法，分別對靜止軌道衛(wèi)星和低軌衛(wèi)星案例進行了仿真分析，結果表明該方法可以直觀評估出不同軌位衛(wèi)星，不同飛行姿態(tài)下天線受旋翼遮擋情況。該仿真分析評估方法可以用于優(yōu)化天線尺寸設計，天線安裝位置選擇，以及通信試飛試驗前的預分析評估等，具有較高的實際工程應用價值?！?/p>