劉 焱 蘇東林 張 愷 李堯堯

(北京航空航天大學 電子信息工程學院，北京100191)

飛行器在空中要保持正常的通信，則飛行器必須與其他系統(tǒng)建立可靠的無線數(shù)據(jù)鏈路.實現(xiàn)空地無線數(shù)字正常通信的必要條件為:發(fā)射機發(fā)射功率經(jīng)過空間傳輸后，到達接收機的接收端接收到的信號能量不小于接收機靈敏度要求［1］.因此評估鏈路預算對保證通信鏈路的可靠是至關(guān)重要的.研究者對系統(tǒng)間的數(shù)據(jù)鏈作了大量的工作，文獻［2-3］中提到的鏈路方法依賴于簡單的線性疊加，文獻［1］考慮到了天線的方向性，模型中帶入的是標稱的發(fā)射天線增益和接收天線增益以及天線的理論方向函數(shù).然而由于飛行器本身結(jié)構(gòu)的復雜，天線的方向性增益將產(chǎn)生突變，這一突變極有可能造成通信盲區(qū).同時飛行器還必須具備一定的姿態(tài)要求，如果姿態(tài)不符合要求，天線也可能被遮擋而造成通信盲區(qū).本文提出了一種系統(tǒng)級鏈路預算方法，該方法考慮了飛行器結(jié)構(gòu)、姿態(tài)以及氣候?qū)︽溌奉A算的影響，對實際裝機后的天線參數(shù)數(shù)據(jù)進行挖掘使飛行器在不同姿態(tài)下的鏈路預算分析更為準確.

1 空間坐標系

如圖1所示，(θR，φR)和(θT，φT)分別為收發(fā)天線方向圖的θ角和φ角，將地面導航站o'作為發(fā)射天線的坐標原點，沿著跑道方向作為x軸，垂直于跑道方向為y軸，地面的法向方向為z軸，飛機在該坐標系下的位置 o為(x，y，z)，計算(θT，φT)時以飛機作為目標.將飛機位置o作為接收天線的坐標原點，機尾至機頭取向為x軸方向，飛行器側(cè)翼軸線方向為y軸方向，飛行器平面的法向軸線為z軸，計算(θR，φR)時以地面站作為目標.飛行器姿態(tài)用 ω，γ，φ 表示，姿態(tài)(0，0，0)是指飛行器水平于地面飛行，飛行軌跡為地面坐標系的x軸負半軸的平行線時的姿態(tài).以(0，0，0)為基準，ω為飛行器的翻滾角，繞x軸旋轉(zhuǎn);γ為飛行器的俯仰角，繞y軸旋轉(zhuǎn);φ為飛行器的方位角(偏航角)，繞z軸旋轉(zhuǎn).右手旋為正，左手旋為負.

圖1 飛行器坐標示意圖

由幾何關(guān)系，可推導出旋轉(zhuǎn)變換矩陣T［4-5］:

在外場測試時，飛行器都是按固定的航線飛行的，飛行器本身能夠記錄自身的位置和姿態(tài).已知飛行器位置坐標(x，y，z)、地面站坐標系的(ω，γ，φ)，姿態(tài)改變后，飛行器坐標為(x'，y'，z')，則變換矩陣為

2 系統(tǒng)鏈路預算模型

2.1 極化失配項

極化失配對鏈路的影響較大，然而其檢測卻是一個難點，本文通過商業(yè)軟件仿真出裝機后天線的軸比AT和AR以及傾角α和β［6］，以文件交互格式導入到運算平臺便可計算出極化失配項.分三種情況計算［7］:

若發(fā)射和接收天線兩者均為線極化或兩者有一為線極化，極化失配因子可用下式計算:

2.2 自由空間損耗

設(shè)發(fā)射機到接收機的距離為d(km)，系統(tǒng)的工作頻率為f(MHz)，則電波從發(fā)射機到接收機的自由空間損耗為［8］

2.3 鏈路預算模型

全系統(tǒng)的鏈路余量是考察系統(tǒng)間通信性能的主要指標，鏈路單元圖如圖2所示，它取決于收發(fā)天線的參數(shù)、波導損耗和空間損耗.假設(shè)PT是指發(fā)射機的全向輻射功率，GT和GR分別代表發(fā)射天線和接收天線的方向圖增益，接收機靈敏度為SR，Lt和Lr是波導損耗，天線極化適配衰減為Lp，自由傳輸空間衰減為L［8］.則全系統(tǒng)的鏈路余量可表達如下:

圖2 鏈路單元組成

2.4 系統(tǒng)級鏈路預算方法

系統(tǒng)級鏈路預算方法如圖3所示，具體的實現(xiàn)過程如下:

1)利用矩量法計算出天線裝機后的方向圖參數(shù)，將其存入數(shù)據(jù)庫.

2)根據(jù)飛行器的飛行路徑推導出θ和φ.

3)將θ和φ作為輸入，在數(shù)據(jù)庫中匹配查找得到相應的方向增益和一些有用參數(shù)，從而推導出極化失配項Lp.

4)將運算出的所有參數(shù)帶入式(12)導出數(shù)據(jù)鏈路余量.

圖3 系統(tǒng)級鏈路預算方法

3 鏈路預算實例

某型飛機的超短波通信天線與地面站天線之間的鏈路預算，以及下降過程中航向天線與航向臺站之間的鏈路預算，是主機廠所迫切需要了解的，應用2.4節(jié)方法分析如下.

3.1 超短波天線與地面站通信

通信鏈路選取的典型參數(shù)如表1所示.

表1 超短波通信鏈路選取的典型參數(shù)

利用矩量法對地面站天線和裝機后的天線進行運算，地面站天線的方向圖如圖4所示，裝機后的超短波天線的方向圖如圖5所示.

圖4 地面站天線方向圖

圖5 超短波通信天線畸變方向圖

圖6是該型飛機在高度為1 km，姿態(tài)為(0，0，0)，平行飛行時地面站上空周圍100 km范圍內(nèi)的數(shù)據(jù)鏈路余量的仿真圖.

由淺到深的顏色分別代表鏈路風險逐漸變大，在表1的配置下由運算結(jié)果可知在地面站的上空存在著頂空盲區(qū)，離導航站水平距離40 km遠處，方位角為310°～360°區(qū)域出現(xiàn)了大片通信鏈路盲區(qū)，在規(guī)劃航跡時可以盡量地避開這些區(qū)域.

3.2 航向天線與航向臺通信

圖6 飛機水平直飛時鏈路的覆蓋情況

ILS(Instrument Landing System)是由航向系統(tǒng)和下滑系統(tǒng)以及一些信標組成的，航向信標臺站天線方向圖由兩個對稱尖銳的波瓣構(gòu)成，分別用兩個不同頻率的信號調(diào)制，接收機接收到信號后比較兩個波瓣的相位大小，達到指引飛機向中心線跑道方向飛的目的［9］.

典型的飛機進近線路如圖7所示，可分為起始進近航段;飛向程序轉(zhuǎn)彎點;持續(xù)下滑階段.在持續(xù)下滑階段飛機保持7°的俯角向下滑行，分別經(jīng)過中間進近點、最后進近點和決斷點.持續(xù)下滑階段的目的是要讓飛機持續(xù)下降的同時對準跑道，到達決斷點后飛行員需要決定是否能目視跑道，若無信心則需加大油門復飛再進近.在持續(xù)下滑階段飛行器姿態(tài)改變，為了評估該階段鏈路的通信鏈路問題，定義了航向臺、航向天線以及環(huán)境的關(guān)鍵參數(shù)，如表2所示.

圖7 典型的飛機進近示意圖

設(shè)計了一種航向臺站天線，該天線是由98個對數(shù)周期天線構(gòu)成的一個天線陣，它可以產(chǎn)生對稱于跑道的十分尖銳的兩瓣，方向圖如圖8所示.航向天線裝機后的畸變方向圖如圖9所示.

表2 航向通信鏈路選取的典型參考值

圖8 地面站天線陣方向圖

圖9 航向天線畸變方向圖

飛行器持續(xù)下滑時飛機姿態(tài)(ω，γ，φ)為(0，7，φ)，偏航角φ會在較小的區(qū)域不斷變化，而航向天線的目的是將φ調(diào)整到0°，從而使飛機對準跑道，分析偏航角φ在(-5，5)度之間變化時BP(Begin Point)，MP(Middle Point)，F(xiàn)P(Final Point)三處的鏈路余量，如圖10所示.

圖10 關(guān)鍵點處鏈路預算

由分析結(jié)果可知下滑過程中飛行器航向天線和航向臺站之間的鏈路余量在飛行器對準跑道時最小，在BP、MP、FP三個關(guān)鍵點處的通信鏈路余量都大于10 dB，所以可以認為在飛行器降落時飛行器姿態(tài)對航向天線與地面站臺之間的通信并未造成遮擋，因此在表2的配置下，通信鏈路預算是夠用的，裝機可以使用該類航向天線.

4 結(jié)束語

考慮到復雜飛行器模型以及氣候條件等因素對天線方向圖的影響，本文提出了實際應用中的飛行器數(shù)據(jù)鏈路預算模型，并對模型進行了分析，基于該模型提出了預算分析平臺，最后應用該平臺分析了某超短波天線與地面站天線之間鏈路的鏈路余量問題，以及飛機進場階段航向天線與終端區(qū)航向臺站間的通信鏈路問題，表明該方法能有效地計算鏈路的通信鏈路效能.通過概率統(tǒng)計知識對空間衰減、大氣衰減和多徑損耗進行鏈路模型的修正，這是本文下一步將研究的內(nèi)容.

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