CN109533380A

CN109533380A - 基于卡尔曼滤波的直升机旋翼遮挡缝隙时长预测方法

Info

Publication number: CN109533380A
Application number: CN201811556047.0A
Authority: CN
Inventors: 陈翔; 王子豪; 胡俊祥; 高时汉
Original assignee: Sun Yat Sen University; Guangzhou Haige Communication Group Inc Co
Current assignee: Sun Yat Sen University; Guangzhou Haige Communication Group Inc Co
Priority date: 2018-12-19
Filing date: 2018-12-19
Publication date: 2019-03-29
Anticipated expiration: 2038-12-19
Also published as: CN109533380B

Abstract

本发明公开一种基于卡尔曼滤波的直升机旋翼遮挡缝隙时长预测方法，适用于卫星通信中的共轴式双旋翼直升机旋翼遮挡天线环境。该方法步骤如下：通过卫星通信系统检测4个连续缝隙时间来确定初始旋翼遮挡状态；进入循环体迭代预测：用上一个旋翼遮挡状态通过状态方程预测下一个旋翼遮挡状态，判断预测的旋翼遮挡状态中缝隙时间是否在周期范围内，修正超出范围的缝隙时间，输出旋翼遮挡状态。该状态一方面用于指导返向链路信号的突发传输，另一方面会结合实际检测到的缝隙时间和卡尔曼增益进行校正，用于下次预测。该预测方法直接预测缝隙时间，利用卡尔曼增益和观测值不断修正预测值，保证滤波稳定、收敛性好，做到精确旋翼跟踪与预测。

Description

基于卡尔曼滤波的直升机旋翼遮挡缝隙时长预测方法

技术领域

本发明涉及卫星通信技术领域，具体涉及一种基于卡尔曼滤波的直升机旋翼遮挡缝隙时长预测方法。

背景技术

卡尔曼滤波是一种高效率的递归滤波器，通过系统输入输出观测数据，对系统状态进行最优估计，由于观测数据中包括系统中的噪声和干扰的影响，所以最优估计也可看作是滤波过程。

在连续变化的系统中使用卡尔曼滤波，仅利用前一时刻的状态量和当前时刻的观测值来更新状态变量的估计，不需要保留其它历史数据，故占用非常小的内存。利用卫星通信系统检测的缝隙时间不断修正预测值，同时也修正环境中的噪声统计参数，估计的协方差矩阵会随着递推步数的增加趋于收敛，进而精确跟踪和预测旋翼变化。

共轴式双旋翼直升机，上下两个旋翼相向旋转，形成直升机水平方向的力矩平衡，故不需要尾桨来平衡此方向上的力矩，使直升机更加机动灵活，但是也正因为两个旋翼相向运动，产生两个旋翼遮挡的叠加效果，增加了直升机卫星通信的复杂度。

发明内容

本发明的目的是为了解决共轴式双旋翼直升机卫星通信中旋翼遮挡影响信号传输的问题，提供一种基于卡尔曼滤波的直升机旋翼遮挡缝隙时长预测方法，通过预测共轴式双旋翼直升机旋翼遮挡天线的缝隙时间来指导返向链路信号的突发传输，提高直升机卫星通信返向通信链路传输质量。

本发明的目的可以通过采取如下技术方案达到：

一种基于卡尔曼滤波的直升机旋翼遮挡缝隙时长预测方法，直升机为共轴式双旋翼直升机，包括上下两个旋翼，每个旋翼对应一个旋翼遮挡状态，所述的预测方法包括下列步骤：

S1、双旋翼直升机旋翼遮挡状态的初始化。通过卫星通信系统检测4个连续缝隙时间来确定上下两个旋翼当前的旋翼遮挡状态。比较4个连续缝隙时间中相邻两个数相加的结果，最小值为较快旋翼周期时间。相邻的旋翼遮挡状态一般情况下分别由上下两个旋翼遮挡；特殊情况下，较快旋翼可能超过较慢旋翼一周或者较快旋翼和较慢旋翼同时遮挡，这是同遮挡旋翼下旋翼遮挡状态中缝隙时间周期性变化的原因，这时标记较慢旋翼周期性变化的起点；

S2、利用上一个旋翼遮挡状态通过状态方程X_k＝FX′_k-2预测下一个同遮挡旋翼的旋翼遮挡状态，其中，X_k′_-2为上一个同遮挡旋翼下的旋翼遮挡状态，状态转移矩阵F为预定义参数，X_k为预测的旋翼遮挡状态；

S3、判断是否存在较快或较慢旋翼遮挡状态周期变化起点标记及步骤S2预测的旋翼遮挡状态中缝隙时间是否在较快旋翼周期时间内，若旋翼遮挡状态超出范围则对旋翼遮挡状态进行修正，并设置起始标记，输出旋翼遮挡状态，并利用该状态中的缝隙时间指导返向链路信号的突发传输，控制突发时间长度；

S4、判断输出的旋翼遮挡状态属于较快旋翼还是较慢旋翼造成，根据旋翼遮挡状态中双旋翼转速时间差的符号确定，当双旋翼转速时间差为正时，表示旋翼遮挡状态属于较快旋翼遮挡，反之亦然。当判断属于较快旋翼遮挡时，利用公式P_fast,i＝FP′_fast,i-1F^T+Q预测较快旋翼遮挡下的协方差矩阵，其中，P′_fast,i-1为的上一个较快旋翼遮挡更新后的协方差矩阵，F为步骤S2中预定义的状态转移矩阵，F^T为状态转移矩阵的转置，Q表示外界噪声的方差，P_fast,i为预测的较快旋翼遮挡下的协方差矩阵；

利用公式K＝P_fast,iH^T(HP_fast,iH^T+R)^-1更新较快旋翼遮挡下的卡尔曼增益，其中，观测矩阵H为预定义参数，H^T为观测矩阵的转置，R为测量噪声方差，P_fast,i为上文求得的协方差矩阵，K为当前较快旋翼遮挡下的卡尔曼增益；通过卫星通信系统检测到的缝隙时间校正步骤S3中输出的旋翼遮挡状态，校正公式为X′_k＝X_k+K(z_k-HX_k)，其中，X_k为步骤S3中输出的旋翼遮挡状态，z_k为卫星通信系统检测到的缝隙时间，K为上文公式求得的卡尔曼增益，观测矩阵H为上文中提到的预定义参数，X′_k为校正后的旋翼遮挡状态；利用公式P′_fast,i＝P_fast,i-KHP_fast,i更新协方差矩阵，其中，P_fast,i为上文公式预测的较快旋翼遮挡下的协方差矩阵，P′_fast,i为更新后的协方差矩阵；同理当判断是较慢旋翼遮挡时，利用上一个较慢旋翼遮挡更新后的协方差矩阵预测当前的协方差矩阵P_slow,i，更新当前较慢旋翼遮挡下的卡尔曼增益K，校正旋翼遮挡状态X′_k，更新协方差矩阵P′_slow,i；

S5、判断步骤S4中检测到的缝隙时间与校正后旋翼遮挡状态中缝隙时间的差值的绝对值是否大于转速变化阈值，转速变化阈值为预定义参数。若判断成立，说明此时直升机旋翼转速发生变化，根据变化趋势修改较快旋翼周期时间；

S6、返回步骤S2继续预测下一个旋翼遮挡状态，直至停止预测。

进一步地，所述的旋翼遮挡状态包括缝隙时间和双旋翼转速时间差。缝隙时间是指直升机卫星通信链路未被直升机旋翼遮挡的时间间隙；上下两个旋翼因转速不同分为较快和较慢旋翼，通过双旋翼转速时间差的符号确定旋翼遮挡状态属于较快旋翼或较慢旋翼遮挡。

进一步地，所述的步骤S2中状态方程X_k＝FX′_k-2中X_k′_-2为上一个同遮挡旋翼下的旋翼遮挡状态，因为双旋翼直升机的上下旋翼是相向运动，且交替遮挡天线，所以相邻的旋翼遮挡状态分别由上下两个旋翼遮挡。

进一步地，所述的步骤S3中较快和较慢旋翼遮挡周期变化起点标记是指转速较快旋翼的旋翼遮挡状态中缝隙时间呈周期性变化的起点位置和转速较慢旋翼的旋翼遮挡状态中缝隙时间呈周期性变化的起点位置；旋翼遮挡状态超出范围包括预测的旋翼遮挡状态中缝隙时间大于较快旋翼周期时间或等于零。

进一步地，所述的步骤S3中对预测的旋翼遮挡状态中缝隙时间进行判断，目的是修正超出较快旋翼周期时间范围的旋翼遮挡状态，并确定较快和较慢旋翼遮挡状态周期性变化的起点，所述步骤S3具体包括：

S31、判断是否存在较快旋翼遮挡状态周期性变化的起点标记。若判断成立，则表明当前预测的旋翼遮挡状态为较快旋翼周期性变化的起始值。修正步骤S2中预测的旋翼遮挡状态，缝隙时间赋值为较快旋翼周期时间与较慢旋翼周期性变化起始值的差值，双旋翼转速时间差不变；重置较快旋翼遮挡状态周期性变化的起点标记，用于继续确定下一次较快旋翼遮挡状态周期性变化的起点；

S32、判断是否存在较慢旋翼遮挡状态周期性变化的起点标记。若判断成立，则表明当前预测的旋翼遮挡状态为较慢旋翼周期性变化的起始值。修正步骤S2中预测的旋翼遮挡状态，缝隙时间赋值为较慢旋翼周期性变化的起始值，双旋翼转速时间差赋值为上一个预测旋翼遮挡状态中双旋翼转速时间差的相反数；重置较慢旋翼遮挡状态周期性变化的起点标记，标记较快旋翼遮挡状态周期性变化的起点，因为较慢旋翼和较快旋翼的遮挡状态周期长度相同，且较慢旋翼遮挡状态周期性变化起点在较快旋翼之前；

S33、判断步骤S2中预测的旋翼遮挡状态中缝隙时间是否大于较快旋翼周期时间。若判断成立，则表明较快旋翼超过较慢旋翼一周，先于较慢旋翼遮挡天线。修正预测的旋翼遮挡状态，缝隙时间赋值为较快旋翼周期时间，双旋翼转速时间差赋值为上一个预测旋翼遮挡状态中的双旋翼转速时间差；标记较慢旋翼周期性变化的起点，设置较慢旋翼周期性变化起始值；

S34、判断步骤S2中预测的旋翼遮挡状态中缝隙时间是否等于零。若判断成立，则说明较快旋翼和较慢旋翼重叠，同时遮挡天线。修正预测的旋翼遮挡状态，缝隙时间赋值为较快旋翼周期时间，双旋翼转速时间差不变；标记较慢旋翼周期性变化的起点，设置较慢旋翼周期性变化起始值。

进一步地，所述的步骤S31、S32、S33和S34中，每一个判断条件在一次循环中仅有一个判断成立或者都不成立。

本发明相对于现有技术具有如下的优点及效果：

1、本发明公开的基于卡尔曼滤波的直升机旋翼遮挡缝隙时长预测方法是一种解决直升机卫星通信旋翼遮挡问题的创新方法，该方法并没有对双旋翼转速进行跟踪与预测，而是直接跟踪并预测旋翼遮挡的缝隙时间，并通过卫星通信系统检测的缝隙时间对预测的缝隙时间进行校正，提高预测精度。该方法适用于共轴式双旋翼直升机复杂的旋翼遮挡环境。

2、本发明公开的基于卡尔曼滤波的直升机旋翼遮挡缝隙时长预测方法，预测能够快速收敛，较LMS算法滤波效果更好，而且具有一定的自适应，对转速变化的旋翼，也能够精准的跟踪与预测。

附图说明

图1是本发明提出的基于卡尔曼滤波的直升机旋翼遮挡缝隙时长预测方法的流程步骤图；

图2是卫星通信系统检测的缝隙时间及本发明预测跟踪的缝隙时间的轨迹图；

图3是旋翼转速变化时预测值相对误差图；

图4是不同算法的收敛速度比较图；

图5是不同算法的预测精度比较图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例

设置仿真环境：

假设旋翼转速设置为上旋翼起始转速468r/min，周期时间132ms，下旋翼起始转速434r/min，周期时间142ms；每预测100个缝隙时间，双旋翼转速发生改变，上下旋翼同时增长10ms周期时间；转速变化阈值threshold＝5。

预定义卡尔曼滤波参数：

状态转移矩阵F＝[1,-1；0,1]，观测矩阵为H＝[1,0]，外界噪声方差Q＝[4e-4,0；0,1e-4]，测量噪声方差R＝0.25。

按照预测方法步骤详细描述：

S1、双旋翼直升机旋翼遮挡状态的初始化，卫星通信系统检测4个连续缝隙时间z₁＝132ms、z₂＝10ms、z₃＝122ms、z₄＝20ms来确定上下两个旋翼当前的旋翼遮挡状态，即缝隙时间z₃和z₄对应的旋翼遮挡状态X₃′和X₄′，旋翼遮挡状态是一维数组，数组元素包括缝隙时间x₃和x₄及对应的双旋翼转速时间差d₃和d₄，其中，x₃＝122ms，x₄＝20ms，d₃＝10ms，d₄＝-10ms，所以X₃′表示为[122；10]，X₄′表示为[20；-10]。4个连续缝隙时间中相邻两个数相加，结果为[132+10,10+122,122+20]，取最小值132为较快旋翼周期时间Tf；因为d₃为正，所以旋翼遮挡状态X₃′被较快旋翼遮挡，同理，旋翼遮挡状态X₄′是被较慢旋翼遮挡.初始化较快旋翼遮挡状态周期性变化的起点标记，flag2＝0，和较慢旋翼遮挡状态周期性变化的起点标记，flag1＝0，初始化较快和较慢旋翼遮挡的协方差矩阵P′_fast,1＝[10；01]和P′_slow,1＝[10；01]。

S2、利用状态方程X_k＝FX′_k-2预测下一个旋翼遮挡状态时，这时，k＝5，X_k′_-2为X₃′，状态转移矩阵F＝[1,-1；0,1]，计算状态方程得到预测的旋翼遮挡状态X₅＝[112；10]。

S3、因为flag2＝0，flag1＝0，所以步骤S31、S32判断不成立，步骤S2中预测的旋翼遮挡状态X₅中缝隙时间x₅＝112ms，小于较快旋翼周期时间Tf＝132ms，且不等于零，输出旋翼遮挡状态X₅＝[112；10]，利用旋翼遮挡状态中缝隙时间指导返向链路信号的突发传输，控制突发时间长度。

S4、判断输出旋翼遮挡状态X₅＝[112；10]的遮挡旋翼，其中双旋翼转速时间差d₅＝10为正，故旋翼遮挡状态X₅属于较快旋翼遮挡。利用公式P_fast,i＝FP′_fast,i-1F^T+Q得到较快旋翼遮挡下的协方差矩阵，其中，P′_fast,i-1为P′_fast,1＝[10；01]，解得协方差矩阵P_fast,2＝[0.00040；00.0004]；利用公式K＝P_fast,iH^T(HP_fast,iH^T+R)^-1更新卡尔曼增益，其中，P_fast,i为P_fast,2，解得卡尔曼增益K＝[0.8889；-0.4444]；通过卫星通信系统检测到的缝隙时间z₅＝113ms校正旋翼遮挡状态X₅，校正公式为X′_k＝X_k+K(z_k-HX_k)，其中，X_k为X₅＝[112；10]，解得校正后的旋翼遮挡状态X₅′＝[112.8889；9.556]；利用公式P′_fast,i＝P_fast,i-KHP_fast,i更新协方差矩阵，其中，P_fast,i为P_fast,2，解得更新后的协方差矩阵P′_fast,2＝[0.2222-0.1111；-0.11110.5557]。

S5、判断S4中检测到的缝隙时间与校正后旋翼遮挡状态中缝隙时间的差值的绝对值是否大于转速变化阈值。检测到的缝隙时间z₅＝113ms减去校正后旋翼遮挡状态X₅′中缝隙时间x₅′＝112.8889ms，得到差值value＝0.1111ms，其绝对值小于转速变化阈值threshold＝5，故不需要对较快旋翼周期时间Tf进行修改。

针对S31、S32、S33、S34和S5中判断条件成立的情况进行讨论，结果如下：

(1)假定上下旋翼最新的旋翼遮挡状态为X₁＝[130；-10]，X₂＝[2；10]。

通过步骤S2中状态方程X_k＝FX′_k-2得到下一个旋翼遮挡状态X₃＝[140；-10]，根据旋翼遮挡状态X₃中的双旋翼转速时间差d₃＝-10，了解到天线被较慢旋翼遮挡。因flag2＝0，flag1＝0，故步骤S31、S32判断不成立，缝隙时间x₃＝140ms大于较快旋翼周期时间Tf＝132ms，步骤S33判断成立，表明这时较快旋翼超过较慢旋翼一周，先于较慢旋翼遮挡天线，故预测的旋翼遮挡状态应为较快旋翼遮挡，对预测的旋翼遮挡状态X₃中缝隙时间x₃和双旋翼转速时间差d₃进行修改，将缝隙时间x₃赋值为较快旋翼周期时间Tf，双旋翼转速时间差d₃赋值为上一个旋翼遮挡状态中的双旋翼转速时间差d₂，修改后的旋翼遮挡状态X₃＝[132；10]；且标记较慢旋翼周期性变化的起点，即flag1＝1。设置较慢旋翼周期性变化起始值T1＝x_k-Tf，得到T1＝8ms。因为缝隙时间已修改为x₃＝132ms，故步骤S34判断不成立，输出旋翼遮挡状态X₃＝[132；10]，利用旋翼遮挡状态中缝隙时间指导返向链路信号的突发传输，控制突发时间长度。进入循环下一步骤S4，之后与上述过程相同，完成步骤S5、S6。

返回步骤S2预测下一个旋翼遮挡状态，通过状态方程X_k＝FX′_k-2预测得到下一个旋翼遮挡状态X₄＝[-8；10]。因flag2＝0，步骤S31判断不成立，经上一个循环得到flag1＝1，存在较慢旋翼遮挡状态周期性变化的起点标记，步骤S32判断成立，当前预测的旋翼遮挡状态X₄应为较慢旋翼周期性变化的起始值。将预测的旋翼遮挡状态X₄中缝隙时间x₄赋值为较慢旋翼周期性变化的起始值T1＝8ms，双旋翼转速时间差d₄赋值为上一个预测旋翼遮挡状态X₃中双旋翼转速时间差d₃＝10ms的相反数，最终得到旋翼遮挡状态X₄＝[8；-10]。重置较慢旋翼遮挡状态周期性变化的起点标记，flag1＝0，标记较快旋翼遮挡状态周期性变化的起点，flag2＝1。因为修改后的旋翼遮挡状态X₄中缝隙时间x₄＝8ms，故步骤S33、S34判断不成立，输出旋翼遮挡状态X₄＝[8；-10]，利用旋翼遮挡状态中缝隙时间指导返向链路信号的突发传输，控制突发时间长度。进入循环下一步骤S4，之后与上述过程相同，完成步骤S5、S6。

返回步骤S2预测下一个旋翼遮挡状态，通过状态方程X_k＝FX′_k-2预测得到下一个旋翼遮挡状态X₅＝[122；10]。经上一个循环得到flag2＝1，存在较快旋翼遮挡状态周期性变化的起点标记，步骤S31判断成立，当前预测的旋翼遮挡状态X₅应为较快旋翼周期性变化的起始值，将预测的旋翼遮挡状态X₅中缝隙时间x₅赋值为较快旋翼周期时间Tf＝132ms与较慢旋翼周期性变化起始值T1＝8ms的差值，双旋翼转速时间差d₅不变，故旋翼遮挡状态X₅＝[124；10]，重置较快旋翼遮挡状态周期性变化的起点标记，flag2＝0。因flag1＝0，修改后的旋翼遮挡状态X₅中缝隙时间x₅＝124ms，小于较快旋翼周期时间Tf＝132ms，且不等于零，故步骤S32、S33、S34判断不成立，输出旋翼遮挡状态X₅＝[124；10]，利用旋翼遮挡状态中缝隙时间指导返向链路信号的突发传输，控制突发时间长度。进入循环下一步骤S4，之后与上述过程相同，完成步骤S5、S6。

(2)假定通过步骤S2中状态方程X_k＝FX′_k-2得到下一个旋翼遮挡状态X_k＝[0；10]，根据旋翼遮挡状态X_k中的双旋翼转速时间差d_k，了解到天线被较快旋翼遮挡，此时flag2＝0，flag1＝0，且缝隙时间x_k＝0ms，故步骤S31、S32、S33判断不成立，步骤S34判断成立，说明较快旋翼和较慢旋翼重叠，同时遮挡天线。修改预测的旋翼遮挡状态X_k，将缝隙时间x_k赋值为较快旋翼周期时间Tf＝132ms，双旋翼转速时间d_k差不变，故修改后的旋翼遮挡状态X_k＝[132；10]。较慢旋翼周期性变化起始值T1赋值为预测的旋翼遮挡状态X_k中双旋翼转速时间差d_k＝10ms，即T1＝10ms。标记较慢旋翼遮挡状态周期性变化的起点，flag1＝1。输出旋翼遮挡状态X_k＝[132；10]，利用旋翼遮挡状态中缝隙时间指导返向链路信号的突发传输，控制突发时间长度。进入循环下一步骤S4，之后与上述过程相同，完成步骤S5、S6。

以上讨论(1)、(2)中的实施例是针对较快旋翼超过较慢旋翼一周，先于较慢旋翼遮挡天线，和较快旋翼与较慢旋翼重叠，同时遮挡天线的特殊情况，图2为卫星通信系统检测的缝隙时间及本发明预测的旋翼遮挡状态中缝隙时间的跟踪轨迹图，从图中可以看出本发明对缝隙时间的预测效果。

(3)当旋翼转速发生变化时，假定在步骤S4中，通过卫星通信系统检测到的缝隙时间z_k＝132和更新后的卡尔曼增益校正旋翼遮挡状态X_k，得X′_k＝[122；-10],在步骤S5中计算差值value＝z_k-x′_k，即value＝10。判断差值value的绝对值大于转速变化阈值threshold＝5，故步骤S5判断成立，说明此时直升机旋翼转速发生变化，对较快旋翼周期时间Tf进行修改，因为差值为正，故Tf＝Tf+threshold，即Tf＝137ms。当直升机姿态发生变化时，旋翼转速会发生突变，此时预测的缝隙时间与测量值存在较大误差，但是当旋翼平稳时，预测快速收敛，得到较为精确的缝隙时间，如图3所示，在预测点为100和200位置处的较大误差均是由转速变化导致。

通过将基于卡尔曼滤波的直升机旋翼遮挡缝隙时长预测方法(下文简述为卡尔曼滤波算法)的仿真结果和LMS算法比较，发现卡尔曼滤波算法与LMS算法具有相同的收敛速度，如图4所示，卡尔曼滤波算法和LMS算法的相对误差曲线下降坡度相似；在预测精度上，卡尔曼滤波算法比LMS算法更加精确，如图5所示，卡尔曼滤波算法较LMS算法预测的相对误差曲线更加平坦，且相对误差更低。

上述实施例为本发明较佳的实施方式，但本发明的实施方式并不受上述实施例的限制，其他的任何未背离本发明的精神实质与原理下所作的改变、修饰、替代、组合、简化，均应为等效的置换方式，都包含在本发明的保护范围之内。

Claims

1.一种基于卡尔曼滤波的直升机旋翼遮挡缝隙时长预测方法，直升机为共轴式双旋翼直升机，包括上下两个旋翼，每个旋翼对应一个旋翼遮挡状态，所述的预测方法包括下列步骤：

S1、初始化双旋翼直升机旋翼遮挡状态，通过卫星通信系统检测4个连续缝隙时间来确定上下两个旋翼当前的旋翼遮挡状态，比较4个连续缝隙时间中相邻两个数相加的结果，最小值为较快旋翼周期时间；

S2、利用上一个旋翼遮挡状态通过状态方程X_k＝FX′_k-2预测下一个同遮挡旋翼的旋翼遮挡状态，其中，X′_k-2为上一个同遮挡旋翼下的旋翼遮挡状态，状态转移矩阵F为预定义参数，X_k为预测的旋翼遮挡状态；

S3、判断是否存在较快或较慢旋翼遮挡状态周期变化起点标记及步骤S2预测的旋翼遮挡状态中缝隙时间是否在较快旋翼周期时间内，若旋翼遮挡状态超出范围则对旋翼遮挡状态进行修正，并设置起点标记，输出旋翼遮挡状态，并利用该状态中的缝隙时间指导返向链路信号的突发传输，控制突发时间长度；

S4、判断输出的旋翼遮挡状态属于较快旋翼还是较慢旋翼造成，利用上一次同遮挡旋翼协方差矩阵预测当前的协方差矩阵，预测公式如下：P_i＝FP′_i-1F^T+Q，其中，P′_i-1为上一次同遮挡旋翼更新后的协方差矩阵，F为预定义的状态转移矩阵，F^T为状态转移矩阵的转置，Q表示外界噪声的方差，P_i为当前旋翼遮挡状态下的协方差矩阵；利用公式K＝P_iH^T(HP_iH^T+R)^-1更新当前旋翼遮挡状态下的卡尔曼增益，其中，观测矩阵H为预定义参数，H^T为观测矩阵的转置，R为测量噪声方差，P_i为预测的协方差矩阵，K为当前旋翼遮挡状态下的卡尔曼增益；通过卫星通信系统检测到的缝隙时间校正步骤S3中输出的旋翼遮挡状态，校正公式如下：X′_k＝X_k+K(z_k-HX_k)，其中，X_k为输出的旋翼遮挡状态，z_k为卫星通信系统检测到的缝隙时间，K为上文公式求得的卡尔曼增益，观测矩阵H为上文中提到的预定义参数，X′_k为校正后的旋翼遮挡状态；利用公式P_i′＝P_i-KHP_i得到更新后的协方差矩阵，其中，P_i为上文公式预测的协方差矩阵，P_i′为更新后的协方差矩阵；

S5、判断步骤S4中检测到的缝隙时间与校正后旋翼遮挡状态中缝隙时间的差值的绝对值是否大于转速变化阈值，其中，转速变化阈值为预定义参数，若判断大于，则调整目前存储的较快旋翼周期时间；

2.根据权利要求1所述的基于卡尔曼滤波的直升机旋翼遮挡缝隙时长预测方法，其特征在于，所述的旋翼遮挡状态包括缝隙时间和上下两个旋翼转速时间差，其中，所述的缝隙时间是指直升机卫星通信链路未被直升机旋翼遮挡的时间间隙；所述的上下两个旋翼因转速不同分为较快和较慢旋翼，通过上下两个旋翼的转速时间差的符号确定旋翼遮挡状态属于较快旋翼或较慢旋翼遮挡。

3.根据权利要求1所述的基于卡尔曼滤波的直升机旋翼遮挡缝隙时长预测方法，其特征在于，所述的状态方程X_k＝FX′_k-2中X′_k-2为上一个同遮挡旋翼下的旋翼遮挡状态，由于双旋翼直升机的上下旋翼是相向运动，且交替遮挡天线，因此相邻的旋翼遮挡状态分别由上下两个旋翼遮挡。

4.根据权利要求1所述的基于卡尔曼滤波的直升机旋翼遮挡缝隙时长预测方法，其特征在于，所述的较快和较慢旋翼遮挡周期变化起点标记是指转速较快旋翼的旋翼遮挡状态中缝隙时间呈周期性变化的起点位置和转速较慢旋翼的旋翼遮挡状态中缝隙时间呈周期性变化的起点位置；所述的旋翼遮挡状态超出范围包括预测的旋翼遮挡状态中缝隙时间大于较快旋翼周期时间或等于零。

5.根据权利要求1所述的基于卡尔曼滤波的直升机旋翼遮挡缝隙时长预测方法，其特征在于，所述的步骤S3包括：

S31、判断是否存在较快旋翼遮挡状态周期性变化的起点标记，若判断成立，修正步骤S2中预测的旋翼遮挡状态，重置较快旋翼遮挡状态周期性变化的起点标记；

S32、判断是否存在较慢旋翼遮挡状态周期性变化的起点标记，若判断成立，修正步骤S2中预测的旋翼遮挡状态，重置较慢旋翼遮挡状态周期性变化的起点标记，标记较快旋翼遮挡状态周期性变化的起点；

S33、判断步骤S2中预测的旋翼遮挡状态中缝隙时间是否大于较快旋翼周期时间，若判断成立，修正旋翼遮挡状态，标记较慢旋翼周期性变化的起点，设置较慢旋翼周期性变化起始值；

S34、判断步骤S2中预测的旋翼遮挡状态中缝隙时间是否等于零，若判断成立，修正旋翼遮挡状态，标记较慢旋翼周期性变化的起点，设置较慢旋翼周期性变化起始值。

6.根据权利要求5所述的基于卡尔曼滤波的直升机旋翼遮挡缝隙时长预测方法，其特征在于，所述的步骤S31、S32、S33和S34中，每一个判断条件在一次循环中仅有一个判断成立或者都不成立。