直升机卫星通信

直升机卫星通信（共4篇）

直升机卫星通信 篇1

0 引言

目前,直升机在反恐怖、抢险救灾、处置边(海、空)防突发事件等非战争军事行动中起到越来越重要的作用。

现有的直升机主要采用短波和超短波电台作为通信手段,一旦双方的通信距离超过视距范围或通信路径受到地形的遮挡,通信将会中断。另外由于通信方式限制,现有的直升机通信业务只能是话音和图片等低信息量信息。

卫星通信与其他无线通信方式相比,具有覆盖面大、频带宽、容量大、适用于多种业务、性能稳定可靠、机动灵活、不受地理条件限制以及成本与通信距离无关等优点。因此,特别适合直升机的多种任务需求。

由于现有直升机平台的卫星天线安装位置受限,基本上没有净空安装位置,因此在飞行过程中,天线面会受到直升机旋翼的遮挡,从而引起信号质量的下降,甚至造成通信中断。因此,直升机卫星通信的有效通信时间就是相对于天线面和卫星连线的旋翼缝隙时间。同时,由于在飞行任务过程中,直升机的航向和姿态会发生改变,因此有必要对直升机飞行过程中的旋翼缝隙情况进行分析和仿真,便于设计人员根据仿真结果进一步决定可靠的通信方式,保证通信效率。

1 仿真模型

现有的直升机卫星通信天线可以安装在旋翼上方、尾梁或机体两侧。其中,天线安装在旋翼上方时,不存在天线面被遮挡的问题,其他2种安装方式如图1所示。

这2种安装方式下,在旋翼旋转过程中,当卫星波束对旋翼的阴影扫过天线面时,对天线面形成遮挡,只针对天线安装在机体尾梁的情况进行讨论。

直升机旋翼由桨毂和安装在上面的5片桨叶构成,旋翼周期性地越过天线面,遮挡卫星的入射波束。在每个遮挡周期内旋翼对天线遮挡情况可以分为不遮挡、部分遮挡和全遮挡3个阶段。波束入射区域越靠近桨毂,则缝隙区域越小,周期内有效的通信时间越短。

在实际飞行过程中,卫星的仰角和位置以及直升机的飞行方向和姿态都会对卫星通信信号的通断时间比造成影响。在某些位置和飞行方向旋翼基本上不会对通信造成影响;而在另一些位置,天线完全被桨毂等机外结构遮挡。因此,需要结合直升机的不同飞行姿态对旋翼遮挡情况进行仿真。

直升机的典型测试飞行姿态一般分为直线平飞、圆形和8字形曲线飞以及30°俯冲和爬升飞,这3类飞行方式中,直线平飞的模型是最简单的,曲线飞行可以理解为不同航向角的直线飞行集合,俯冲和爬升飞行可以简化为卫星波束入射角的变化。

因此在下文的仿真分析中,采用由简入繁的方式,步骤如下:

① 仿真航向朝向卫星的直线飞行条件下旋翼遮挡情况;② 仿真任意航向角条件下直线飞行条件下旋翼遮挡情况。

在以上仿真分析基础上,可以根据任意航向角结果,给出直升机的旋翼的起始状态即可推算出圆形和8字形飞行条件下旋翼遮挡情况。

2 仿真分析

2.1 仿真条件

天线安装情况如图2和图3所示。

天线安装和旋翼参数假设如下:

① 天线具备伺服跟踪系统,始终指向卫星;

② 天线面尺寸假设为0.6 m*0.3m;

③ 天线与旋翼中心的水平距离为d=4 400 mm;

④ 天线与旋翼中心的垂直距离为h=1 700 mm;

⑤ 旋翼转速υ转速=192转/min=3.2转/s;

⑥ 旋翼数量N为等间隔5片,宽度520 mm。

2.2 朝向卫星直线飞行

直升机朝向卫星方向飞行时,天线除了会受到旋翼遮挡以外,还可能会被桨毂遮挡,天线安装位置侧视图如图3所示。

由图3可见,入射角小于$\arctan \frac{h}{d}=21.1°$时,天线将被桨毂完全遮挡,通信不能进行。入射角α大于21.1°时,天线将被旋翼周期性的遮挡。缝隙出现的周期T由式(1)决定:

${\rm T}=\frac{1}{\nu {}_{\text{转}\text{速}}{\rm N}}=\frac{60}{192\times 5}=62.5$ms。 (1)

缝隙出现周期由旋翼转速决定,与航向和波束入射角等参数无关。

缝隙区无遮挡的时间由式(2)决定:

$\tau {}_{\text{无}\text{遮}\text{挡}}={\rm T}-\frac{l{}_{\text{旋}\text{翼}\text{宽}\text{度}}+l{}_{\text{天}\text{线}\text{面}\text{宽}}}{\nu {}_{\text{转}\text{速}}\times 2\pi d{}_{\text{等}\text{效}}}$。 (2)

缝隙区全遮挡的时间由式(3)决定:

$\tau {}_{\text{全}\text{遮}\text{挡}}=\frac{l{}_{\text{天}\text{线}\text{面}\text{宽}}-l{}_{\text{旋}\text{翼}\text{宽}\text{度}}}{\nu {}_{\text{转}\text{速}}\times 2\pi d{}_{\text{等}\text{效}}}$, (3)

式中,d等效由入射角决定,等效距离计算方法如图4所示。

由图4可以看出,等效距离由入射角α、桨毂高度h和天线面到桨毂的直线距离d3个参数共同决定。计算公式为:

d等效1=d-h×cotα。 (4)

根据式(2)、式(3)和式(4)可以计算出缝隙区无遮挡和全遮挡的时间τ无遮挡和τ全遮挡。

另外,根据天线接收信号的功率与天线被遮挡的面积成反比的特性,以及遮挡时间的计算,可以对不同卫星波束入射角的天线遮挡情况进行仿真,30°入射角的仿真结果如图5所示。

2.3 任意航向平飞

在实际飞行过程中,直升机的航向和姿态会不断变化,旋翼的卫星波束投影面积也会相应的产生变化,遮挡情况也随之变化。

假设卫星本地仰角为α,波束方向与航向的夹角为β,旋翼遮挡情况如图6所示。

由图6可以看到,天线的遮挡时间与α和β有关。

在不同的航向夹角β情况下,参数r的变化决定了旋翼对天线的遮挡时间的长短,r的作用可以等效为式(2)和式(3)中的参数d等效,r的长度由式(5)决定:

$r=\sqrt{\lambda {}^2+d{}^2-2\times d\times \lambda \times \cos \beta }$, (5)

其中,λ=h×cotα。

根据式(5)可以计算出不同α和β条件下的参数r值,将参数r代入式(2)和式(3)中即可计算全遮挡和无遮挡时间。

另外,只考虑α影响时,除了正对卫星飞行的情况以外,随着α的减小,旋翼面在天线面的投影宽度将变小,这种变化如图7所示。由图7可知,旋翼面在天线面上的投影与sinα成正比。sinα越小,旋翼的遮挡时间越少,不间断通信时间越长。在不同仰角α下,在式(2)和式(3)中将l旋翼宽度参数乘以sinα再代入即可计算全遮挡和无遮挡时间。

根据以上的分析,对不同仰角和航向夹角情况下,无遮挡时间所占的比率进行仿真,结果如图8所示。

根据仿真结果,仰角α固定,β=00时,也就是卫星与直升机航向一致时,遮挡时间最大。在低仰角条件下,β=180°时遮挡时间最小。

2.4 结论

在直升机现场采集的接收信号情况如图6所示。直升机飞行姿态为直线,直升机航向与卫星夹角为110°,发送信号为单载波,采集仪器为泰克公司的实时频谱分析仪RSA6114A。采集结果如图9所示。

其中,纵坐标为信号功率,单位为4 dB/格,横坐标为时间,每格为50 ms。采集数据与110°航向平飞部分的仿真结果基本一致。

3 结束语

直升机卫星通信,特别是支持图像传输的直升机宽带卫星通信,对各种军事和非军事行动的远程侦察、现场救援和指挥决策起到越来越大的作用。由于旋翼遮挡天线的问题一直没有解决,使得现有的各种类型的直升机上都没有安装宽带卫星通信系统。对旋翼遮挡天线面情况建立了数学分析模型,模型适用于现有各种型号的直升机。通过仿真获取的直升机在各种飞行姿态下的无遮挡通信时间,可以计算出直升机的信息传输效率,对直升机卫星通信的工程实现具有指导意义。

参考文献

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[7]卫星电视与多媒体编辑部.日本问世全球首个直升机卫星通信系统[J].卫星电视与多媒体,2005(5):24-25.

直升机卫星通信 篇2

目前, 直升机与地面的通信联络主要采用短波或超短波电台作为通信手段, 进行低速率业务通信, 一旦双方的距离超出了短波或超短波通信的视距范围, 直升机与地面就失去了联系。随着天线自动跟踪、调制解调和信道编解码等技术的发展, 机载卫星通信技术得到了越来越广泛的应用。卫星通信具有通信距离远, 成本与通信距离无关;覆盖面广、不受地理条件限制;通信容量大且能够传输多种业务等优点, 因此, 机载卫星通信使直升机超视距传输宽带信息成为可能。

受装载条件的限制, 卫星通信天线只能安装在旋翼的下方。实际通信过程中, 通信信号将受到旋翼遮挡的影响, 发送及接收信号的电平也会随之发生变化;若采用连续通信方式, 信号质量将会下降, 从而影响信号解调, 严重时会造成信号中断。如采用突发通信方式, 则需要精确地预测通信缝隙, 即确定“通信窗口”, 利用“通信窗口”进行突发通信, 虽然信号处理实现复杂, 但可以实现可靠通信。

1 信道特性分析

在直升机通信中, 旋翼将周期性地遮挡天线面, 当卫星波束对旋翼的阴影扫过天线面时, 对天线面形成遮挡, 机载接收信号在短时间内有较大的衰减现象, 衰减变化对解调结果将产生很大的影响, 而在调试试验阶段不可能全程进行现场试验, 要模拟接收信号的这种短时间骤然衰减, 就需要产生能够模拟特定信号变化的信道特性曲线, 来实现对实际信道的信号拟合。

考虑机载天线安装在机体的尾梁上, 假设直升机的旋翼由等间隔的5片桨叶组成。假定以下条件[1]:

①翼宽度w=520 mm;

②天线尺寸0.6 m×0.3 m;

③旋翼转速v转速=v转速=192转/min=3.2转/s;

④天线与旋翼中心的水平距离d=4 400 mm;

由步骤③旋翼转速可知, 旋翼缝隙出现的周期T由式 (1) 决定:

由式 (1) 可知, 旋翼转速和桨叶数量决定了旋翼缝隙出现的周期, 与直升机飞行航向和卫星的仰角和位置等参数无关。在实际飞行过程中, 旋翼将周期性地遮挡天线面, 当卫星波束对旋翼的阴影扫过天线面时, 对天线面形成遮挡, 对机载接收电平造成影响。每个旋翼的遮挡时间可以近似依据式 (2) 确定:

对遮挡信道进行模拟, 有以下几个关键参数:最大遮挡持续时间、信号衰减过程时间、最大遮挡电平衰减及遮挡周期时间。根据现场采集的接收信号情况, 调整信道仿真模拟的参数, 对实际信道进行拟合。假设遮挡周期为62.5 ms, 最大遮挡电平衰减为10 d B, 最大遮挡持续时间为5 ms, 信号衰减过程时间为8 ms, 仿真得出的旋翼遮挡对天线接收电平的信道特性曲线如图1所示。

由图1可知, 旋翼遮挡情况下接收电平会下降, 信号质量变差, 同样影响信号的发射。要使机载信号发射不受旋翼遮挡的影响, 就需要预先检测旋翼遮挡情况, 然后再确定发射时刻, 因此机载需要对接收信号功率或信噪比进行估计, 找到接收信号功率或信噪比的门限值, 一旦检测到接收信号功率或信噪比超过门限值, 则判定为“通信窗口”开始;当检测到接收信号功率或信噪比低于门限值, 则判定为“通信窗口”结束。只有对旋翼缝隙进行有效估计, 机载信号发射才能不受旋翼遮挡的影响。

2 设计与仿真

采取前向链路缝隙检测和返向链路反馈的方式确定机载发射“通信窗口”, 其仿真模型如图2所示。

在图2中, 地面发射连续信号, 经信道模拟后, 信号受到周期遮挡的影响, 机载接收到信号后, 在一个遮挡周期内进行缝隙检测。在信号受到最大遮挡到缝隙期间, 机载接收信噪比由小变大, 在通信缝隙期间, 接收信噪比维持不变;缝隙到信号受到最大遮挡期间, 机载接收信噪比由大变小。机载接收信噪比这一变化过程正好反应了旋翼对信号的周期遮挡。

在一个遮挡周期内地面和机载接收信号信噪比示意图如图3和图4所示。因为地面接收和机载接收都受到同样旋翼的遮挡, 图3中地面和机载接收最大信噪比时间宽度一致, 并且信噪比上升和下降斜率保持一致。机载端首先在接收到最大信噪比期间确定为“通信窗口”, 开始时刻为图4中的c点, 结束时刻为图4中的d点。假设地面接收最大信噪比为10 d B, 机载接收最大信噪比为8 d B, 解调门限均为5 d B。在图4中, 令x=10-5=5 d B, 则机载端可调整发射“通信窗口”, 开始时刻在图4中的e点, 结束时刻在图4中的f点, 只要地面接收信噪比在解调门限之上, 就不会影响地面设备解调性能。

机载端检测旋翼缝隙方法, 可以从以下几个步骤进行分析:

①机载端接收地面发射信号, 对受到遮挡的信号进行信噪比估计。在接收最大信噪比期间产生“通信窗口”, 机载端在“通信窗口”内进行信号发射;

②地面接收机载端在“通信窗口”内发射的信号, 进行信噪比估计, 然后通过前向链路反馈给机载端;

③确定检测门限。假设地面接收最大信噪比为SNRgmax, 解调门限为SNRdem, 机载接收最大信噪比为SNRpmax, 则机载端信噪比检测门限为:

在一个遮挡周期内, 当机载端接收信噪比大于SNRdet时, 则判定为“通信窗口”的开始时刻;当机载端接收信噪比小于SNRdet时, 则判定为“通信窗口”的结束时刻。

确定“通信窗口”, 需要确定图4中检测时刻的c点和d点, 或图4中的e点和f点, 因为检测每个遮挡周期开始和结束时刻存在时间上的抖动, 为了保证稳定可靠通信, 在“通信窗口”使能信号的开始和结束时刻应该留有一定的保护间隔。通过对“通信窗口”上升沿检测, 得到的仿真结果如图5所示。

从图5中可以看出, 仿真500个遮挡周期, 得出的检测时刻抖动范围不超过2 ms。实际应用中, 机载端在产生“通信窗口”时, 应根据实测检测结果保留保护间隔, 以保证返向链路可靠通信。

3 结束语

由于直升机安装卫星天线受限, 直升机要进行卫星通信, 就必须克服旋翼遮挡的影响。给出了一种直升机旋翼缝隙检测方法, 首先机载端通过缝隙检测产生出“通信窗口”, 并进行信号发射, 地面接收信号进行信噪比估计, 然后反馈给机载端。机载端根据地面接收信噪比情况, 实时调整“通信窗口”大小, 提高了机载端信号发射效率。

参考文献

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直升机卫星通信 篇3

目前, 直升机的通信手段主要依靠短波和超短波。短波受电离层大气传播条件变化影响大, 可通信概率低;超短波属于视距通信, 地球曲率、高山遮挡、多径效应等因素都直接影响通信距离, 限制了直升机的作战范围。采用卫星通信可以较好地突破上述通信条件的局限, 达到超视距通信的目的。

直升机卫星通信系统由机载站和地面固定站通过同步卫星构成点对点通信系统。由于卫星通信电波传播方式是直射波, 要求在无遮挡的条件下通信, 而直升机飞行过程中, 旋翼桨叶会周期性的遮挡天线, 造成通信信号的周期性衰减, 影响正常通信。

本文针对旋翼遮挡问题进行了分析, 探讨了前返向链路中可采用的应对旋翼遮挡的通信方法, 包括缝隙突发、组帧重传、时间分集等方法。

1 旋翼遮挡问题

受直升机安装条件限制, 卫星通信天线一般只能安装在直升机旋翼下方, 尾梁或机体两侧。直升机旋翼由桨毂和安装在上面的4~6 片桨叶构成。在飞行过程中, 旋翼周期性的遮挡卫星信号的入射波束, 造成通信信号的衰减。图1 是直升机旋翼桨叶遮挡天线示意图。

卫星信号的具体遮挡情况由卫星的仰角和位置以及直升机的航向、姿态等因素共同决定。直升机航向指向卫星时, 天线除了会受到旋翼遮挡外, 还会被桨毂遮挡, 造成通信完全中断。直升机在平飞状态下, 天线被旋翼遮挡的周期为前后两片桨叶依次经过天线与卫星波束连线的时间。遮挡周期由旋翼转速和桨叶数决定:

式中:T为遮挡周期, 单位:s;V为旋翼转速, 单位:r/s;N为浆叶数量。

遮挡时间为单片桨叶经过天线与卫星波束连线的时间。朝向卫星水平飞行时, 遮挡时间由波束入射角、天线面到浆叶面距离h、天线安装位置到浆毂的距离d、旋翼宽度、天线面宽度几个参数决定。无线遮挡侧视图如图2 所示。

缝隙区无遮挡时间:

缝隙区全遮挡时间:

在实际飞行过程中, 直升机的航向和姿态不断变化, 遮挡情况也随之变化。文献[2]给出了不同天线仰角和航向夹角情况下的等效距离计算公式:

式中:α 为天线仰角;β 为卫星方位与航向的夹角。

并依据此公式给出无遮挡时间比率与天线仰角、卫星方位与航向夹角的关系, 仿真结果如图3 所示。

根据仿真结果, 仰角固定, 卫星方位与航向夹角等于0°时, 即卫星方位与航向一致时, 遮挡时间最大。在低仰角条件下, 卫星方位与航向夹角等于180°时, 遮挡时间最小。

根据文献和实际测试数据, 旋翼遮挡情况下, 信号的衰减模型如图4 所示。信号衰减周期为遮挡周期, 信号衰减幅度约为10~15 d B。

2 克服旋翼遮挡问题的方法

克服旋翼遮挡问题的方法是采用缝隙通信技术, 通过非遮挡缝隙时间内传输的数据来恢复信息。实际设计中, 根据卫星通信宽窄带通信以及前返向链路的不同特点, 采用不同的策略。直升机宽带卫星通信前向链路可采用组帧重发策略, 返向链路可采用旋翼同步突发技术。直升机窄带卫星通信前返向链路均可采用时间分集策略。

2.1 组帧重发策略

前向链路, 指从地面站发射信号经卫星转发到达直升机机载站的信息传输链路。在前向链路方向, 由于地面站无法及时获取当前机载站天线遮挡情况, 为了确保机载解调器能够完整的接收到一帧数据, 地面调制器必须采用连续重复发送的方式, 保证能在旋翼遮挡缝隙内接收到有效数据。在设计传输帧长时要保证在一个遮挡周期内至少包含两个完整的数据帧, 解调端通过在接收到的数据中找到完整子帧的序号, 拼接出原始的帧排列, 进而完成信息的接收。地面站的组帧重发策略是影响数据传输性能和效率的关键因素。

2.1.1 前向链路帧结构设计

前向链路帧结构如图5 所示, 设计采用组帧重复的方式:每帧包括首发帧和重发帧, 首发帧和重发帧发送同样的数据, 以便接收端恢复数据。首发帧和重发帧都包含若干子帧。子帧长度不宜过长也不宜过短, 过长将影响接收端数据恢复, 过短将会降低传输效率。设计子帧的数据长度和每帧包含的子帧数受遮挡周期和信道速率的约束。设计一般准则是:每帧的持续时间要大于遮挡时间, 小于非遮挡时间。

子帧的结构固定, 由帧头、备用信息和编码后的数据三部分组成。子帧的帧头采用相关性强的PN序列作为同步码, 备用信息含有首发/重发标志、子帧号等信息, 编码后的数据分配到各个子帧上。

机载站解调器输出的信号中, 首发帧和重发帧中的同一编号的两个子帧至少有一个没有被遮挡。分集接收采用的方式是, 两个子帧都没有被遮挡时采用最大比率合并接收, 有遮挡时采用选择性接收未被遮挡的子帧。

2.1.2 旋翼遮挡检测

前向链路信号的分集接收和返向链路组帧突发传输需要及时地检测旋翼遮挡缝隙。通过对地面站发送的连续载波信号接收电平和信噪比变化情况的检测, 可以判断出旋翼对天线的遮挡情况。

缝隙检测算法一般采用能量和信噪比估计的方式。机载解调器对接收信号能量和信噪比做一定时长的估计并做适当的滑动平均, 从中找出最大值, 作为比较的参考基准, 设置发送门限, 如果当前统计的信号电平功率值大于门限, 判定为无遮挡时间。

2.2 旋翼同步突发

返向链路是指机载站发射信号经卫星转发至地面站的信息传输链路。机载站在发送时, 首先检测旋翼缝隙, 预测突发时间窗口, 然后周期性的在旋翼同步缝隙中将通信信息突发出去。预测的时间窗口大小决定可发送的数据帧数, 一般会保留一定的余量, 防止在每个窗口数据帧数都发生变化。当窗口时间发生较大变化时, 可发送的数据帧数随之改变。地面站接收到机载站的突发帧后, 首先采用快速同步解调技术恢复出每次突发的数据, 然后根据帧序号拼接出完整的数据包。

2.3 窄带卫通时间分集方法

直升机宽带卫星通信前返向链路采用组帧重传策略和缝隙突发通信的方法是基于直升机旋翼非遮挡时间内可以传输足够多的数据量, 能够满足组成多帧并兼顾帧效率的要求。与之比较, 窄带卫星通信速率一般为几百赫兹到几千赫兹, 非遮挡时间内仅能传输几十到一百多个符号。缝隙通信的思路不再完全适用, 窄带卫星通信可以采用时间分集的方法来应对旋翼遮挡问题。

时间分集处理流程如图6, 图7 所示。用户数据ui经过码率为1 2 的信道编码 (如:卷积码) , 得到两路校验比特pi、qi, 其中一路延迟m Tb时间, 做并/串转换, 转换后的比特流分为相同的两路, 一路延迟2m Tb的时间, 再对两路比特流做并/串转换, 转换后的数据比特ai经过BPSK调制发射出来。其中, Tp为旋翼遮挡周期, Tb为调制符号周期, m = Tp (4Tb) 。

通过上述比特分配方法, 将编码后的一路数据校验比特延迟1 4 遮挡周期, 同一个符号在时间上相差1 2遮挡周期两次重复发送, 保证不会被同时遮挡。这种方法还具有发送数据帧结构不受旋翼遮挡周期限制的优点, 可以较自由地进行设计。

接收端采用时间分集技术进行信号合并。不同时间两次发送的符号至少幸存一个, 两个符号都接收到则信号合成增强。这样, 在遮挡时间内, 信号衰减影响到的符号通过幸存比特得到恢复, 不再是集中成片的错误。校验信息pi, qi由于发送时间上人为引入了延迟, 恢复后的数据对译码器来言, 误码更随机, 更容易得到纠正。理论上遮挡时间最大可以达到50%的完全遮挡, 性能下降不超过3 d B。遮挡时间占遮挡周期的比例越小, 分集接收的增益越大。

2.4 纠错编译码方案

采用上述应对旋翼遮挡的方法, 配合合适的信道纠错码方案可以显著改善系统传输性能, 有效降低信号解调门限, 实现低信噪比条件下的解调。直升机卫星通信采用的纠错编码方案主要有LDPC码和纠删码两类。采用LDPC码是考虑到直升机旋翼遮挡造成成片信号衰减, 而LDPC码具有天然的交织特性, 可以抵挡直升机旋翼遮挡的影响, 不丢失信息, 同时具有纠错性能好, 复杂度低的特点。

采用纠删码是考虑当旋翼转速一定时, 信息被遮挡的概率是独立、等概率的, 同时, 遮挡的信息位置是可以检测的, 即为删除错误, 把这种信道环境考虑为删除信道, 采用纠删码可以纠正这些删除错误。发射端将信息编码后分成多个数据包, 组成多个子帧进行发射, 只要接收方接收到一定数量的编码数据包, 运用适当的译码方法就可重构源数据包, 从而有效地抵挡旋翼遮挡。

3 结语

本文阐述了直升机卫星通信中旋翼遮挡对通信的影响问题, 并针对直升机宽带和窄带卫星通信前返向链路的不同特点, 分别介绍了几种克服旋翼遮挡问题的方法。实际应用中, 要考虑不同的应用环境要求, 采用适当的应对策略、设计参数和纠错编译码方案来达到抵挡直升机旋翼遮挡问题、正常通信的目的。

摘要：阐述了直升机卫星通信中旋翼遮挡对信号造成的影响, 分析了不同航向和天线仰角条件下无遮挡时间比例, 针对直升机宽带和窄带卫星通信前返向链路的不同特点, 分别介绍了几种克服旋翼遮挡问题的方法。

关键词：直升机卫星通信,旋翼遮挡,缝隙通信,时间分集

参考文献

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直升机卫星通信 篇4

与国际先进水平相比, 我国提升电控系统总体技术水平不但远落后于发达国家, 同时也明显地不能完全适应煤矿安全生产和现代化建设的需要。为此, 近年来国家煤炭行业主管部门和许多科研、院校及生产企业的工程技术人员进行了大量的技术改造反技术开发, 并取得明显效果。主要表现在: (1) 推广应用动力制动、低频制动、二级制动, 以改善拖动控制性能, 特别是减速段、爬行段的拖动控制性能。 (2) 研制及推广后备保护、井口闭锁装置等, 以改善安全可靠性能。 (3) 开发出全数字交—交变频低频电源。 (4) 研制出一批PLC定型电控及信号产品及少数全数字的电控柜。

2 现场总线技术

2.1 现场总线概述

现场总线技术将专用微处理器置入传统的测量控制仪表, 使它们各自都具有了数字计算和数宇通信能力, 采用可进行简单连接的双纹线等作为总线, 把多个测量控制仪表连接成网络系统, 并按公开、规范的通信协议, 在位于现场的多个微机化测量控制设备之间以及现场控制仪与远程监控计算机之间, 实现数据传输与信息交换, 形成各种适应实际需要的自动控制系统。简而言之, 它把单个分散的测量控制设备变成网络节点, 以现场总线为纽带, 把它们连接成可以相互沟通信息、共同完成自控任务的网络系统与控制系统。它给自动化领域带来的变化, 正如众多分散的计算机被网络连接在一起, 使计算机的功能、作用发生的变化。现场总线则使自控系统与设备具有了通信能力, 把它们连接成网络系统, 加入到信息网络的行列。

2.2 西门子P rofibus总线

西门子公司在PLC领域是有着非常重要地位的制造商。西门子S7系列PLC网络, 采用三级总线复合型结构, 其远程I/O接口在最底层, 现场控制以及控制过程的信号可以连接到总线上。三级总线的中间一级为Profibus现场总线或为多点接口。它可承担现场、控制、监视三级通信。最高一级为工业以太网, 负责传送生产管理信息。在车间级和现场级, 西门子的PLC网络采用PROFIBUS技术连接控制器和传感器、执行器、远程I/O、控制面板等, 将现场设备通过一条总线连接起来。考虑到网络和现场的不同通信要求, 现场控制信号可以连接到AS-Interface或EIB总线上, 再通过转换器接到Profibus-DP上, 也可以直接连接到Profibus-DP上。使用西门子Profibus总线, 可以很容易地实现工业控制系统中数据的横向和纵向集成, 很好的满足工业领域地通信要求, 用户也可以很方便地实现对整个网络的监控。

3 西门子P rofibus通信在矿井主提升机中的应用

3.1 系统特点

本系统是针对我国目前交流提升机电控技术落后、安全性能差、不易维护的状况, 经多年的理论研究和工程实践, 在解决了交流提升机电控系统中的系统结构关键元件等多项关键技术问题的基础上而研究的新系统。其特点表现为:

(1) 全数字化控制技术。采用技术成熟、性能稳定的可编程序控制器为控制核心, 利用其数据处理和逻辑处理等功能, 实现提升运行控制、监视和保护。 (2) 提升终端位置控制和双线制行程--速度比视。采用相对主控独立的PC机, 实现提升减速、爬行段速度控制, 并由双PC实现行程、速度的监视、保护, 可完全取代原机械式深度指示控制装置和后备保护装置, 确保提升运行准确、可靠。 (3) 双线制安全监视和安全回路。采用双PC或PC+继电器构成双线制安全监视、控制和安全线路, 提高系统安全可靠性。 (4) 控制功能完善、维护简便。控制程序采用模块式结构, 适用性强, 易于理解、调试和维护方便。 (5) 可靠抑制高压真空接触器操作过电压。另具有相对独立的消弧检测单元, 确保可靠运行。 (6) 转子真空接触器使用措施得当:可减少分断低频率和提高工作可靠性。 (7) 低频电源结构有特色。低频电源可以较大范围调压、调频, 能满足用户的多种要求。 (8) 改造与生产两不误。改造中采用的新老系统转换方案, 可不影响正常生产。

3.2 控制器构成及双可编程序控制器的应用

一般计算机提升行程—速度控制器均由如下部分组成:电源部分、计算机部分、信号输入部分、显示部分以及外围传感器、接口等。系统原理图如图1所示。

由于提升机要求极高的安全性, 为了避免由于控制器故障危及整个提升系统的安全可靠性, 在速度控制器中采用2台PLC, PCⅠ采用SU-6MPC机, 完成控制器对提升行程、速度的控制功能、显示功能以及监视保护功能;PCⅡ采用SZ-4PC机, 完成对PCⅠ机的运行监视, 防止因PCⅠ故障引起提升运行的其他故障, 还完成各项后备监视保护功能。2台PC机相互监视, 分别对提升行程、速度进行监视保护。实现了双线制工作方式, 提高了控制器装置和整个提升系统的安全可靠性。

摘要：通过介绍我国矿井提升机的系统改造途径和技术要点, 提出利用西门子Profibus总线技术对矿井提升机进行改造是一种有效可行的措施, 并介绍了现场总线技术的基本概况, 最后将Profibus通信与矿井主提升机加以结合实现。

关键词：Profibus,现场总线,矿井,提升机

参考文献

[1]卢燕.矿井提升机电力拖动与控制[M].北京:冶金工业出版社, 2001

[2]马建民, 赵增玉.现代提升机数字控制系统[M].徐州:中国矿业大学出版社, 2002