机载卫星通信系统设计.docx

          机载卫星通信系统设计                    高文生中国电子科技集团公司第54研究所摘 要 简述机载卫星通信系统的组成和工作原理，提出机载卫星通信系统的设计原则和思路，并给出链路计算方法和链路性能分析关键词：机载 低剖面天线 电子波束扫描 卫星G/T值1.概述随着卫星通信技术的成熟和发展，其应用领域越来越广近年来，以飞机为载体的机载移动卫星通信系统，得到了国内外军民各方高度重视和广泛应用2 机载卫星通信系统组成2.1系统组成机载卫星通信系统由机载卫通站（又称机载用户终端）和地面卫通站组成图1是系统组成框图图2是一个Ku/Ka双频段机载卫星通信系统工作示意图2.2 工作原理数据链前返向信息流程如下：地面指挥中心（或机动指挥车）将模拟话经语音编码处理后，与前向数据（地面送往飞机的数据）复接成复合数据流，通过光缆送地面卫通站进行加扰、编码、调制、变频、放大，由天线发向卫星，经卫星转发器转发，发向机载用户终端；机载用户终端天线接收到信号后，经过放大、变频，送信息处理单元进行解调、译码、去扰等处理，恢复出复合数据流，送业务接入单元分接，前向数据送机载指控台，话音数据经语音解码处理后变为模拟话音接机上通话器。

返向（飞机到地面）链路将包括话音和下传数据信息的复合数据流送信息处理单元进行信道编码、加扰、调制等处理,经上变频器变为射频载波，由固态功率放大器放大后，送天线发向卫星卫星转发器转发后，地面卫通站将接收到的信号放大、变频、解调，恢复出基带复合数据，通过地面光缆送到地面指挥中心（或机动指挥车）的用户终端，对返向数据和语音信号进行分接，数据送数据处理终端，语音信息进行解码处理后接话机3 机载卫星通信系统设计3.1 设计原则1）机载卫星通信系统的设计应遵照“简单、实用、可靠、易操作”的原则；2）尽可能采用先进、成熟的技术，选用定型或经工程实际应用考验过的装机产品；3）要具有全系统自检测功能，故障检测到现场可更换单元；4）机载设备研制要实现“模块化、小型化、标准化、通用化”；5）要高度重视机载环境条件的适应性和电磁兼容性设计3.2 卫星资源及工作频段选择除国际民航飞机外，目前我国大部分飞机的飞行区域均在我国大陆及近海，因此，我国机载卫星通信系统可使用的卫星资源应以国内波束卫星为主表1给出了我国机载卫星通信系统可使用的卫星资源、工作频段及卫星天线覆盖范围卫星资源选择建议如下：1）国际国内航空公司所使用的干线和支线飞机，大部分都安装了海事卫星机载站。

通过国际海事卫星系统和地面网，实现机载用户与全球各用户的话音和数据通信；2）国际商用通信卫星针对中国的区域波束很少且卫星参数差，再加上保密等要求，不易被国内机载卫星通信系统所采用；3）目前，我国无论是有人驾驶飞机还是无人驾驶飞机，凡是加装了卫星通信系统的，均使用国内波束卫星，而且以Ku频段全国波束为主如果载机远离本土作业，可使用可移动点波束交链转发器；4）如果传输高速数据，可采用数据中继卫星Ka频段，其数据传输速率最高可达300Mbps3.3 通信体制选择机载用户终端站的通信体制必须与地面卫星终端站的体制保持一致使用国内通信卫星时，可根据使用条件、占用卫星转发器带宽和功率利用率、抗干扰要求等均衡考虑小型有人驾驶飞机速度快、姿态变化大，产生的多普勒频移和多普勒频移变化率大；体积、重量和功耗受限，机载站有效全向辐射功率EIRPe和接收站品质因数（G/T）e值低，数据传输速率低（通常为6.4～64kbps）易采用抗多普勒频移和多普勒频移变化率及抗干扰能力强的BPSK+短码扩频方式；调制方式多采用BPSK，纠错方式为（2.1.7）卷积编码，维特比译码；多址方式可采用TDM/TDMA或FDMA；组网方式为点对多点的星状网。

对于运输、预警、海监等大型飞机，传输业务多为话音、数据、图像等综合业务，传输速率通常为64kbps～2Mbps调制方式多采用QPSK，纠错方式为卷积+RS级联编码或LDPC码；多址方式可采用FDMA或MF-TDMA；组网方式为点对多点的星状网或点对点的网状网中远程无人机，前向信息速率较低，采用BPSK+短码扩频方式，纠错方式为（2.1.7）卷积编码，维特比译码；返向信息速率高，建议优选QPSK+LDPC编码方式，或采用QPSK调制+（2.1.7）卷积编码为内码、RS码为外码的级联纠错+交织方式；多址方式选取：如果有多架飞机同时在同一个卫星波束覆盖区内工作，前向采用码分多址（CDMA）方式，返向采用频分多址（FDMA）方式3.4 机载天线形式及跟踪方式选择1）天线形式选择机载天线有两种安装方式，一是安装在机舱内（如大中型无人机）；二是安装在机舱外的机背上方（有人驾驶飞机）无人机舱内面积小，但空间高度相对宽松，通常采用技术成熟、效率高、性能好，但剖面较高的抛物面环焦天线有人驾驶飞机加装卫通天线时，为减少机体对机载天线的遮挡，机载天线应安装在机体背部靠前部位，而且要加装天线整流罩为减小天线加装对飞机飞行性能的影响，降低飞机改装的成本和技术难度，机载天线应采用低剖面天线。

目前可供选择的机载低剖面天线方案有：切割抛物面天线、抛物柱面天线、一维相控阵天线、二维相控阵天线、低剖面平板阵列天线等二维相控阵天线的方位角和俯仰角是通过电子扫描来改变其波束相位，从而使天线波束指向卫星，天线的方位和俯仰没有机械转动天线高度可以做得较低，并可与机体共形设计，不受机体外形的影响，对飞机改装和飞机飞行性能的影响小但其外形尺寸和重量大；插入损耗大，并存在最大3dB扫描损失；极化面的调整难度极大，相控器件没有形成商用产品，技术不成熟；研制成本高其他几种天线形式的选择，应根据应用环境、链路性能要求、体积重量等多种因素综合考虑表2是几种天线优缺点的比较目前，国内外中远程无人机大都采用抛物面环焦天线，有人驾驶飞机较多采用的是平板阵列天线和一维平板相控阵天线2）天线跟踪方式的选择在机载卫星通信系统中，由于载机处于运动状态，其姿态始终在变化因此，机载天线必须能够快速捕获卫星，并始终跟踪对准卫星，这是系统正常工作的关键机载卫通天线通常采用程序引导（由机载惯导平台提供飞机姿态信息INS和定位信息GPS）来捕获卫星[来自www.lW5u.Com]，再由信标跟踪接收机实现对卫星的精确跟踪为隔离姿态的变化，机载天线还装有陀螺稳定装置，其隔离度可达30dB以上。

常用的跟踪接收机有程序跟踪、步进跟踪（也称极值跟踪）、机械圆锥扫描、电子波束扫描和单脉冲跟踪等几种机载天线跟踪方式机载天线的跟踪方式如表3所示3.5 可靠性设计为提高系统可靠性，通常采用设备热备份方式但对于机载设备而言，特别是小型战斗机和无人侦察机，受体积、重量和功耗的限制，不易采用设备热备份提高机载卫星通信系统可靠性的途径有：1）在满足系统功能和达到系统技术指标要求前提下，优化系统设计，简化不必要的功能，以减少设备数量；2）采用数字化、软件化设计，尽量减少和简化硬件设备；3）采用成熟的，有继承性的先进技术，提高设备的可靠性；4）严格按照“国标”或“行标”要求进行设备及元器件老炼试验、应力筛选试验、设备环境适应性试验、系统综合可靠性试验等；5）结构设计上应考虑热设计、安全设计、防震设计、维修性设计等例如，当设备工作在高空环境（如临近空间），由于空气稀薄，靠热传导方式无法达到功放等发热设备的散热效果，此时，热设计就成为重点解决的关键技术；6）备件均为现场可更换单元，设备可达性好，便于维修3.6 电磁兼容性（EMC）设计机载设备由多个系统组成，为保证载机的飞行安全和全系统兼容工作，即使在复杂的电磁环境中各个设备也应能正常工作，所有系统和各个设备之间应互不干扰。

为此，必须按照相关标准进行系统电磁兼容性设计和设备研制，并按相关标准要求对各分系统设备乃至全系统进行严格的电磁兼容性测试系统EMC设计主要采取如下措施：1） 频率的选取和配置，尤其是各分系统使用的射频频率必须互不重叠（包括2次、3次、5次谐波）；2）机载设备采用电磁兼容性好的ATR机箱；3）良好的屏蔽、滤波和接地措施；4 链路计算和系统性能分析4.1 链路计算目的卫星通信[来自wwW.lw5U.coM]链路传输质量的主要指标是系统输出端信号的误比特率（也称误码率），误比特率决定于接收系统的载噪比进行卫星通信链路设计和分析，就必须进行系统载噪比计算这涉及到发射站的有效全向辐射功率EIRP值和接收站的G/T值，以及传输过程中的各种损耗和引入的各种噪声及干扰通过系统链路计算，在满足系统传输性能指标前提下，确定卫通站设备应具有的技术指标和参数，如功放输出功率，卫星功率和带宽占用率等4.2 机载卫星通信链路计算应考虑的因素1）首先根据载机条件选择天线形式和尺寸，确定天线收、发增益（要尽可能高）；2）配置合适的地面卫通站〔通常接收站（G/T）值≥30dB〕；3）选择最佳的调制解调方式和纠错编码方式，降低解调门限Eb/N0；4）当采用Ku或Ka频段时，必须考虑降雨影响。

由于飞机通常在云层以上飞行，故可不考虑机载站到卫星之间的降雨影响；5）按飞机实际作业区的卫星EIRPs和(G/T)s等值线覆盖图选取卫星参数；6）必须预留系统设计余量M=3～5dB4.3 链路计算所用公式1) 上行载噪比(C/T)u(C/T)u=Ws－BOi+(G/T)s+10lg (dBW/K)(G/T)s —— 卫星的品质因数 (dB/K)Ws —— 卫星饱和通量密度 (dBW/m2)BOi —— 卫星的输入补偿 (dB)2)下行载噪比(C/T)d(C/T)d=EIRPs—BOo－Ld+(G/T)e (dBW/K)EIRPs —— 卫星有效辐射功率 (dBW)BOo —— 卫星的输出补偿 (dB)Ld —— 下行链路总损耗 (dB)(G/T)e —— 接收地球站的品质因数 (dB/K)3）交调载噪比(C/T)i(C/T)i=-150+2BOo+0.6 (dBW/K)4）总载噪比(C/T)t(C / T) (C / T) (C / T) (C / T) t1u1d1i? = ? + ? + ?1 (真值相加)5） 门限载噪比(C/T)th(C/T)th=Eb/No+R+K+M (dBW/K)Eb/No —— 每码元功率与噪声功率密度比 (dB)R —— 信息速率K —— 玻尔兹曼常数 K=-228.6 (dB)M —— 系统的备余量 （通常取M=3～5 dB）6）信道容量nn=(C/T)t-(C/T)th (dB)7） 每信道所需卫星EIRPsEIRPs/ch=EIRPs－n (dBW)8） 每信道所需发站功率EIRPe/ch=(C/T)u+Lu-(G/T)s－n (dBW)Pe= EIRPe/ch－GTA+L (W)GTA —— 地球站天线发射增益 (dB)L —— 地球站发射支路馈线损耗 (dB)4.4 系统传输能力分析假设机载站安装0.6m口径天线，配置50W功放，采用LDPC编码，地面站天线≥4.5m，在我国本土及全海域内只要（G/T）S≥－3dB/K，可实现2Mbps下行信息传输，在作业区卫星G/T值每增加3dB，其传输速率就提高1倍。

受飞机机体特别是尾翼遮挡，机载天线最低工作仰角为15o左右；受气流影响，飞机的仰角变化为±10o；为使天线不受遮挡，机载站作业区域的工作仰角应≥25o不同的天线形式和不同的安装位置，天线最低工作仰角不一样在选择机载站作业区域时，除考虑卫星波束覆。