CN107979448B - 基于穿孔交织映射的差错控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种基于穿孔交织映射的差错控制方法，针对地面站向直升机(群)通信时的差错控制问题提出了新的方法。本发明所述的方法包括：地面站对发送信息进行纠错编码，穿孔交织器对纠错编码后的序列进行交织映射后进行发射；机载站对接收数据经过解交织处理后，得到的差错编码数据等效于地面站发送纠错编码穿孔后的结果利用交织对发送端的原码差错编码进行等效穿孔处理。本发明更充分地挖掘直升机卫星下行链路信道容量，能够有效果的解决直升机旋翼遮挡的差错控制。

Description

基于穿孔交织映射的差错控制方法

本申请为申请日2015年03月13日申请号201510112636.X发明名称基于穿孔交织映射的差错控制方法的分案申请。

技术领域

本发明涉及一种基于穿孔交织映射的差错控制方法。

背景技术

在直升机卫星下行链路，当地面站向直升机(群)传输信息时，直升机旋翼桨叶的圆周运动会对卫星中继信号造成遮挡。在旋翼遮挡时段，地面站传输的信息通常会被删除掉，经过旋翼遮挡下的直升机卫星信号后数据帧中会有一段连续数据被删除掉，被删掉的连续数据为遮挡删除数据。同时受直升机航速、航向以及飞行姿态影响，旋翼遮挡周期和占空比具有时变性，与之相对应的删除位置和删除长度同样具有时变性，这给差错控制增加了技术难度。

发明内容

针对上述问题，本发明提供一种能够有效解决地面站发送信息的旋翼遮挡的差错控制问题的基于穿孔交织映射的差错控制方法。

为达到上述目的，本发明基于穿孔交织映射的差错控制方法，包括：

地面站对发送信息进行纠错编码，穿孔交织器对纠错编码后的序列进行交织映射后进行发射；

机载站对接收数据经过解交织处理后，得到的差错编码数据等效于地面站发送纠错编码穿孔后的结果利用交织对发送端的原码差错编码进行等效穿孔处理。

进一步地，所述的穿孔交织器的交织单位为1bit，均匀交织，以相级联的纠错码对应的部分系统删余码为基础，根据穿孔交织器的穿孔矩阵逆推出交织映射规则。

具体地，所述的发送端对纠错编码的序列进行穿孔交织映射的具体方法为：采用了3个双口RAM，分别为RAM A、RAM B和RAM C，

当差错编码后的数据流入交织器时，依次地在RAM A、RAM B和RAM C之间循环写入，当数据写入长度超过2(L_s-1)时，开始对双口RAM执行读操作，读数据的时候按照主对角线方向进行；

其中，主对角线包含了三个方向，分别为A1-B2-C3、B1-C2-A3和C1-A2-B3，在读数据的过程中，每次按照一个方向读至末尾后，再按照另一方向继续，直到三个方向全部读完为止；在交织器输入参数决定了交织帧长，根据通过输入参数值确定何种读出顺序组合；通过发射端交织并组成超帧的仿真计算。

进一步地，交织长度L与机群的等效遮挡周期T_L相一致，编码效率和发送功率的取值根据机群的等效最小遮挡占空比λ_L值而定，其中

具体地，直升机卫星下行链路高速传输下的帧结构包括：超帧同步字、副超帧同步字和子超帧同步字，其中超帧同步字与副超帧同步字的间距长度不小于遮挡造成的最大删除长度，超帧同步字、副超帧同步字和子超帧同步字都位于每个差错编码的帧首。

本发明基于穿孔交织映射的差错控制方法，穿孔交织映射的差错控制方法具有良好的稳定性、方法实现方便，且通过设计数据传输过程中的帧结构，方便区分差错编码帧之间的界限。

附图说明

图1是本发明基于穿孔交织映射的差错控制算法原理示意图；

图2是本发明高速率传输下的超帧结构图；

图3为本发明高速率传输下超帧同步状态转换原理图；

图4为本发明穿孔交织器内部RAM写操作顺序图；

图5是本发明穿孔交织器内部RAM读操作顺序图。

具体实施方式

下面结合说明书附图对本发明做进一步的描述。

直升机卫星下行链路信道在非遮挡时段通常可以近似看作恒参信道。而在遮挡时段机载站接收信号会出现急剧衰落，接收信号的信噪比状态随之急剧减小，解调设备此时甚至会出现短时的失锁的现象。在遮挡时段，可以认为解调后输出码字0或1的概率是相同的，即此时信道的可信程度最低，地面站发送的信息被信道删除掉。由于旋翼遮挡是周期性的，因此信道的置信度L_c也呈现出周期性特点。

基于上述可知，在第i个旋翼遮挡周期内信道的置信度分布可以表达为(1)式，式中A为常数，T为旋翼遮挡周期，λ为占空比，△T_i为第i周期T的波动值，△λ_i为第i周期占空比的波动值。

直升机在稳定飞行过程中旋翼转速通常波动很小，因此旋翼遮挡周期△T的通常很小。而遮挡占空比受直升机飞行姿态影响可能发生相对较大的波动，因此△λ可会相对较大。对直升机在平稳飞行以及圆周飞行状态下的周期和占空比情况进行了实际测量，测量结果显示旋翼遮挡周期最大波动在3％以内，统计结果显示旋翼遮挡周期具备式(2)特征，而占空比的波动随机性更大，其最大波动可达到15％。

T(k)＝T₀+n(k) (2)

上式中T(k)为第k个旋翼遮挡周期的时间长度，T₀为常数，n(k)为第k个旋翼遮挡周期噪声值，n(k)～N(0,μ²)，由上面分析可知，μ是一个非常小的值，在直升机稳定飞行过程中，认为旋翼遮挡周期满足统计无偏特征且均值为T。为了方便说明，将(1)式可以简化作：

机载站如何恢复L_c＝0,(λ+△λ_i)T<t≤T时地面发送的信息是解决问题的关键。在信道编码领域对突发错误最常见的解决方法是采用交织技术。交织是把原来的发送序列按照一定规则打乱，接收方按照约定的规则将收到的序列恢复成正常排序并译码。交织的目的和意义在于将信道中的突发误码转化成随机误码，从而可以达到差错编码的纠错门限，进而保证数据的可靠传输。在本发明研究的模型中，旋翼遮挡同样也会造成持续的误码现象。如果地面站在发送数据时采用交织技术，那么机载站在接收数据时经过解交织处理后旋翼遮挡的影响就会平均到整个遮挡周期。考虑到遮挡时信道置信度L_c＝0，则机载站解交织后的序列等效于地面站发送编码穿孔后的结果。

基于以上分析，可以得出结论：地面站对发送信息进行纠错编码，再对纠错编码后的序列进行交织映射后发射，经过旋翼遮挡下的直升机卫星信道后数据帧中会有一段连续数据被删除掉，机载站经过解交织处理后，得到的差错编码数据等效于地面站发送纠错编码穿孔后的结果。为了方便理解，将上述过程如图1所示，上述方法为基于穿孔交织映射的直升机下行链路差错控制算法。

为了保证基于穿孔交织映射的差错控制方法具备良好的稳定性，必须要充分考虑到旋翼遮挡参数的时变性，特别是遮挡占空比的时变性。由于△λ可能相对较大，因此在设计时必须以可能出现的遮挡占空比最小值λ_min为依据。为了满足地面站对多架直升机的“一对多”TDM广播通信需求，差错控制方法应该不受遮挡时刻限制。因此在方法实现过程中不妨假设遮挡时刻在周期内是遍历的，则旋翼遮挡信道的传输矩阵相应推广如(4)式所示：

H＝[H_NK,0_N,N-M-K,H_NM] 式中K＝0,1,……,N (4)

受旋翼遮挡及其波动性的影响，直升机卫星通信下行链路的交织器往往受到更多约束。根据上述确定的模型，为了方便阐述，我们将旋翼遮挡相关参数明确如下：T为旋翼遮挡周期，λ∈(λ_min,λ_max)为占空比，t₀为旋翼遮挡的具体时刻，且满足t₀∈(0,T)，纠错码输出的码字长度L为交织器输入的交织长度。考虑到旋翼遮挡的周期性特征，为了降低交织引起的延时，在设置交织长度时应该与周期T保持一致。若交织长度为L，交织帧被信道删除的长度为L₀，传输一个交织帧耗时为T_L，则理论上有：

T_L＝T (5)

L₀＝L(1-λ) (6)

由上述设定，每个帧长为L的交织帧中包括长为L₀的删除错误。而交织的意义在于通过改变发送顺序，使信道中的突发误码随机化。一般来说，长为L₀的数据在交织帧分散的越均匀，交织的效果就越好。因此，基于穿孔交织映射的差错控制算法中，交织图案是影响算法效果的关键所在。基于穿孔交织映射的差错控制方法实质是利用交织对发送端的原码差错编码进行等效穿孔处理，因此对交织图案的研究必须要与差错编码穿孔后的性能研究相结合。通常来说，穿孔矩阵会将差错编码的系统位予以保留。然而考虑旋翼遮挡占空比的波动性以及旋翼遮挡时刻的不确定性，保证系统位不被信道删除是难以实现的。这是因为如果要保证每次发送的差错控制帧中系统位不被删除，就必须每次精确预测非遮挡区间范围。即使通过缩小窗口的方法可以确定非遮挡区间，但由(4)式可知，每次非遮挡区间在遮挡周期内的分布是不固定的，如果需要保证系统位不被删除，那么地面站每次发送数据时都必须动态调整发送顺序，发收双方难以约定规则。因此尽管系统删余码具备最优的性能，但是在直升机卫星通信下行链路，受旋翼遮挡波动性影响，交织难以完成等效发送端差错编码的系统位不穿孔、校验位均匀穿孔的工作。

尽管交织算法无法等效于只针对校验位的穿孔，但是实际上差错编码后少部分系统位参与穿孔而得到的部分系统删余码仍然具备很好的性能，与之相对应的交织图案仍能够取得理想的效果。在直升机卫星通信下行链路，不同类型、不同码率的差错编码，其对应的穿孔交织器设计方法也不同。根据上面分析，与常规的交织器不同，穿孔交织器具有以下特点：

1.交织单位为1bit。

2.必须是均匀交织。

3.不追求交织深度和宽度。以相级联的纠错码对应的部分系统删余码为基础，根据其穿孔矩阵逆推出交织映射规则。

为了实现直升机卫星下行链路高速率传输下的超帧同步，一共设计了三种同步字：超帧同步字、副超帧同步字和子帧同步字。在图2中，用L表示超帧长度，L_d表示超帧同步字与副超帧同步字的间隔长度。副超帧同步字相当于是对超帧同步字的备份，其意义在于在超帧同步字被信道删除之后仍能完成超帧同步，因此有L_d≥L(1-λ_min)，即超帧同步字与副超帧同步字间隔长度不小于遮挡所造成的最大删除长度。超帧同步字、副超帧同步字和子帧同步字都位于每个差错编码帧的帧首，都可以区分差错编码帧之间的界限。

如果用事件A表示接收方对超帧同步字检测成功，事件B表示对副超帧同步字检测成功，事件C表示对子超帧同步字检测成功，若用数字0表示失步状态，3表示同步状态，1、2、5和6分别表示不同情形下的准同步状态，4表示准失步状态，则高速率传输下的超帧同步机制如图3所示。

在图3中，需要特别强调以下几点问题：

1.机载站在对接收序列进行同步检测时，在不同的状态下检测机制有所不同。在失步状态0时，机载站对接收到序列进行连续的相关检测；一旦进入准同步状态1、2、5或6时，将根据检测到的同步字位置和差错编码帧长计算出下个同步字的位置，进行指定位置的相关检测；当处于同步状态3或准失步状态4时，将对指定位置及其同步字的匹配情况进行检测。

2.如果将超帧同步字和副超帧同步字统称为超帧级同步字，那么由失步状态0进入同步状态3需要接收端接连检测到一次超帧级同步字和两次以上子帧同步字，由同步状态3转入失步状态0的充要条件是超帧同步字、副超帧同步字以及二者之间的所有子帧同步字全部检测失败。

3.对于由旋翼遮挡造成的相位模糊问题，可以通过采用同步字检测的方式予以消除。机载站在接收信号时对遮挡区间是已知的，因此可以按照对遮挡来临之前和遮挡结束之后的同步字检测结果对相位模糊进行纠正，这里的同步字检测包含所有类型的同步字。

在直升机卫星通信下行链路，地面站往往需要面临与多架直升机通信的问题，特别是某些情形下地面需要与直升机群建立“一对多”的TDM广播通信，因此下行链路差错控制算法能否兼容多机型具有现实意义。为了满足差错控制算法对多机型的兼容性，考虑到机群内部直升机之间的遮挡占空比可能存在很大程度的差异和波动，在具体的系统设计时，为了最大程度地保证系统的鲁棒性，我们可以以直升机群旋翼遮挡占空比集合中的最小值为设计依据。在这种情况下，采用基于穿孔交织映射的差错控制算法对机群的占空比波动适应性和对单架直升机占空比的波动适应性没有本质区别。

直升机之间旋翼遮挡周期T的差异性可以等效为占空比λ的波动。在多机型带来的多种旋翼遮挡周期情形下，交织长度无法满足与所有旋翼遮挡周期的匹配。当交织长度与旋翼遮挡周期不一致时，旋翼遮挡对交织帧删除比例会与遮挡占空比有所出入。此时，由于交织长度与周期不匹配带来的影响可以看作占空比λ发生了波动。因此，基于穿孔交织映射的差错控制算法对占空比λ的波动具有适应性。

假定N架直升机组成的机群的其旋翼遮挡周期集合为T＝{T₁,T₂,……,T_N}，最小遮挡占空比集合λ＝{λ₁,λ₂,……,λ_N}，则机群旋翼遮挡周期的平均值为：

设系统对每架直升机通信稳定性要求的优先因子为μ＝{μ₁,μ₂,……,μ_N}，其中0≤μ_i≤1，那么与交织帧长对应的等效旋翼遮挡周期T_L计算步骤如下：

T_L＝T_LN (9)

此时每架直升机在等效周期T_L中的等效最小遮挡占空比为：

为了保证系统设计的稳定性，我们以机群内可能出现的最小等效遮挡占空比为设计依据，因此有：

由以上结果，在差错控制方案设计时交织长度L应与机群的等效遮挡周期T_L相一致，而编码效率和发送功率的取值还需要根据机群的等效最小遮挡占空比λ_L值而定。对单一直升机的相关研究实际上是机群研究中的一个特例，即机群飞机架数为1，以上对机群的旋翼遮挡周期和占空比进行了等效计算之后，与机群相对应的穿孔交织器设计方法和对单一直升机的设计相比没有任何区别。

本发明提出了适用于直升机卫星下行链路的基于穿孔交织器的差错控制算法，与通用型通信模块不同，穿孔交织器及其特有的帧结构具有专用性特征。本发明主要介绍对其进行工程实现的方法。

考虑到直升机卫星通信所具备的宽带通信优势，因此本发明研究对象是主要是在高速传输R_s≥625Kbps条件下进行的，同时也支持中低速率的传输，采用超帧传输的机制，在系统算法实现时主要完成速率匹配、交织器、成帧模块、同步模块和解交织器。

对本发明方法进行工程实现的过程中，使用了Atera公司QuartusⅡ11.0版的开发软件，及Modelsim 6.5f版的仿真软件进行了仿真。(注：以下涉及到的英文为该仿真软件中的使用的名称，这些英文的用法对本技术领域人员来说是已知的。)

1.发射端相关模块结构设计

根据高速率传输下超帧设计方案，本发明提供了发射端经穿孔交织器后组成超帧的实现方法，首先将纠错编码输出后的数据输入到穿孔交织器，这期间如果纠错编码时钟与穿孔交织器时钟不一致时，还需要进行速率匹配。当数据输入穿孔交织器时，交织模块内部主要使用了双端口RAM，并通过对双端口RAM的地址操作的方式实现穿孔交织过程。

在发送端，穿孔交织器的实现方法是核心所在。与目前通用的块交织器、卷积交织器不同，本发明提出的穿孔交织器属于专用型交织器，采用了3个双口RAM，分别称作RAM A、RAM B和RAM C，当差错编码后的数据流入交织器时，我们依次地在RAM A、RAM B和RAM C之间循环写入，如图4所示，当数据写入长度超过2(L_s-1)时，开始对双口RAM执行读操作，如图5所示，读数据的时候按照主对角线方向进行。

必须指出的是在图5中，主对角线包含了三个方向，将其分别称为A1-B2-C3、B1-C2-A3和C1-A2-B3。在读数据的过程中，每次按照一个方向读至末尾后，再按照另一方向继续，直到三个方向全部读完为止。在交织器i_rate_type输入参数决定了交织帧长，因此根据通过i_rate_type值可以确定何种读出顺序组合。通过发射端交织并组成超帧的仿真计算，其输出波形数据比对证明了穿孔交织映射实现的正确性，且交织延时约为34ms。

2.接收端相关模块结构设计

接收端主要模块包括Synchr同步模块和Deintleaver解交织器模块，在直升机机载站解调设备输出对数似然比数据，Synchr模块在接到对数似然比数据之后，根据同步机制原理工作，并将同步后的数据输出给解交织器，解交织器按照穿孔交织方式实施相应的解交织操作，解交织之后的数据即与差错编码相对应的似然比信息。

在两个模块中具有相同的i_rate_type输入参数，这与交织器的输入参数是一致的，用来确认不同速率下的超帧长度。Synchr模块在对同步字的相关检测前，先对似然比数据进行硬判决，对硬判决序列进行相关峰计算时，通常根据信道非遮挡时段错误转移概率设定门限值。检测同步字包括对同步字本身以及同步字可能出现的模糊码型进行全面检测，并根据检测结果输出相应的模糊状态o_phase_state。考虑到前面对穿孔交织器的具体工作原理做了详细阐述，而解交织完全是实现交织的镜像过程，因此对解交织的具体实现不做赘述。

通过以上设计我们实现了接收端超帧同步和解交织的相关过程，相比于发送端资源占用数量有所增多，这是因为与发送编码相对应的接收对数似然比占用6bit位宽，对数似然比占用位宽可根据需要加长或缩减。为了更接近直升机通信实际，在Modelsim仿真的过程中，测试脚本编写时添加了旋翼遮挡的影响，仿真结果显示实现了超帧同步以及针对穿孔交织映射的解交织工作，解交织延时约为34ms，结合发送端延时通信过程中交织总共延时约为68ms。

以上，仅为本发明的较佳实施例，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求所界定的保护范围为准。

Claims (1)

1.一种基于穿孔交织映射的差错控制方法，其特征在于，包括：

地面站对发送信息进行纠错编码，穿孔交织器对纠错编码后的序列进行交织映射后进行发射；

机载站对接收数据经过解交织处理后，得到的差错编码数据等效于地面站发送纠错编码穿孔后的结果，差错控制方法的实质是利用交织对发送端的原码差错编码进行等效穿孔处理；

所述的发送端对纠错编码的序列进行穿孔交织映射的具体方法为：采用了3个双口RAM，分别为RAM A、RAM B和RAM C，

当差错编码后的数据流入交织器时，依次地在RAM A、RAM B和RAM C之间循环写入，当数据写入长度超过2(L_s-1)时，开始对双口RAM执行读操作，读数据的时候按照主对角线方向进行；

其中，主对角线包含了三个方向，分别为A1-B2-C3、B1-C2-A3和C1-A2-B3，在读数据的过程中，每次按照一个方向读至末尾后，再按照另一方向继续，直到三个方向全部读完为止；交织器输入参数决定了交织帧长，根据通过输入参数值确定何种读出顺序组合；通过发射端交织并组成超帧的仿真计算。

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