CN115833976A - 直升机卫星通信旋翼缝隙检测方法 - Google Patents

直升机卫星通信旋翼缝隙检测方法 Download PDF

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CN115833976A CN202211432616.7A CN202211432616A CN115833976A CN 115833976 A CN115833976 A CN 115833976A CN 202211432616 A CN202211432616 A CN 202211432616A CN 115833976 A CN115833976 A CN 115833976A
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Abstract

本发明公开了一种直升机卫星通信旋翼缝隙检测方法，包括以下步骤：S1、缝隙检测特征量构造单元对输入矢量信号进行符号极性判决后，与输入矢量信号作矢量内积运算，并对内积运算结果进行滑动积分，得到所需的缝隙检测特征量；S2、缝隙检测判决单元根据设置的检测判决阈值，对缝隙检测特征量对应的信号采样时刻是否为旋翼缝隙做出判决；S3、缝隙位置外推计算单元采用时间外推方法，对缝隙检测判决结果进行时间外推，输出最终的直升机旋翼缝隙检测结果。本发明充分利用了前向接收信号的幅度及极性信息构造缝隙检测特征量，使其在低信噪比信道条件下的检测精度得到显著提高。

Description

直升机卫星通信旋翼缝隙检测方法
技术领域
本发明涉及通信信号处理技术领域，具体涉及一种直升机卫星通信旋翼缝隙检测方法。
背景技术
在直升机卫星通信系统中，由于直升机平台安装位置受限，机载卫星通信天线一般安装在旋翼下方的机身位置。在通信过程中卫星信号被旋翼周期性遮挡，造成信号中断及传输效率降低。为了有效克服旋翼遮挡对卫星信号传输带来的影响，直升机卫星通信系统前向链路(地面站至机载站)和返向链路(机载站至地面站)通常采用不同的通信传输体制。前向链路一般采用数据分组重发方式，保证多个重发分组中至少有一个分组在旋翼遮挡缝隙内正确传送。返向链路一般采用突发通信方式，利用旋翼遮挡缝隙的“通信窗口”内进行通信。因此，高效准确的旋翼缝隙检测是提高系统性能的关键。
现有技术中，利用前向信号接收质量估计的方法得到广泛应用。通过实时检测机载站接收前向接收信号功率或信噪比参数的变化，判断旋翼缝隙时长及位置。其特点是实现复杂度相对较低，但是在低信噪比信道条件下，旋翼缝隙位置的检测精度较低，检测结果容易受噪声影响造成检测输出不稳定，降低了返向链路可用通信窗口的利用率；基于地面站接收判决反馈的方法是另一类有效的旋翼缝隙检测方法。地面站将正确接收的数据帧统计结果通过前向信道反馈给机载站，机载站根据反馈的统计结果确定旋翼缝隙时长及位置。其优点是检测精度相对较高，缺点是系统实现复杂度高，需要闭环反馈，前向链路及返向链路均会带来额外传输开销，检测实时性较低。
发明内容
针对现有技术中的上述不足，本发明提供的一种直升机卫星通信旋翼缝隙检测方法解决了直升机旋翼缝隙检测实时性及可靠性低的问题。
为了达到上述发明目的，本发明采用的技术方案为：一种直升机卫星通信旋翼缝隙检测方法，包括以下步骤：
S1、缝隙检测特征量构造单元对输入矢量信号进行符号极性判决后，与输入矢量信号作矢量内积运算，并对内积运算结果进行滑动积分，得到所需的缝隙检测特征量；
S2、缝隙检测判决单元根据设置的检测判决阈值，对缝隙检测特征量对应的信号采样时刻是否为旋翼缝隙做出判决；
S3、缝隙位置外推计算单元采用时间外推方法，对缝隙检测判决结果进行时间外推，输出最终的直升机旋翼缝隙检测结果。
进一步地：所述缝隙检测特征量构造单元包括符号判决单元、矢量点积运算器和滑动积分器。
进一步地：所述滑动积分器包括1个3输入加法器和2个数字延迟器。
进一步地：所述步骤S1具体为：
S11、符号判决单元对输入矢量信号的符号极性进行判断，得到输入矢量信号对应的符号判决矢量信号；输入矢量信号S1(n)表示为S1(n)＝[I1(n),Q1(n)]，符号判决单元输出矢量信号S2(n)表示为S2(n)＝[I2(n),Q2(n)]，则符号判决单元的符号极性判决关系为：
Figure BDA0003945387430000021
Figure BDA0003945387430000022
上式中，I1(n)为输入矢量信号S1(n)的同相信号分量，Q1(n)为输入矢量信号S1(n)的正交信号分量，I2(n)为输出矢量信号S2(n)的同相信号分量，Q2(n)为输出矢量信号S2(n)的正交信号分量，n为数字信号离散采样点序号；
S12、矢量点积运算器对输入信号S1(n)、S2(n)进行矢量点积计算，得到矢量点积运算结果S3(n)为：
S3(n)＝S1(n)·S2(n)＝I1(n)I2(n)+Q1(n)Q2(n)
S13、滑动积分器对矢量点积运算结果S3(n)进行滑动积分累加，累加长度为N，输出缝隙检测特征量S4(n)为：
Figure BDA0003945387430000031
上式中，m为积分累加起始信号点位置序号。
进一步地：所述步骤S2具体为：缝隙检测判决单元根据缝隙检测特征量S4(n)对当前信号采样点是否被旋翼遮挡进行判决，得到旋翼缝隙判决结果S5(n)为：
Figure BDA0003945387430000032
上式中，ηH、ηL为检测判决阈值。
进一步地：当S5(n)＝1时，表示当前信号采样点未被旋翼遮挡，该信号采样点对应的采样时刻是旋翼缝隙；当S5(n)＝0表示当前信号采样点被旋翼遮挡，该信号采样点对应的采样时刻不是旋翼缝隙。
进一步地：所述步骤S3具体为：缝隙位置外推计算单元利用当前旋翼缝隙判决结果S5(n)、检测判决迟滞时间τ及直升机旋翼缝隙周期T，通过时间外推的方法得到直升机旋翼缝隙最终检测输出S6(n)为：
S6(n)＝S5(n-M)
Figure BDA0003945387430000041
上式中，M为信号S5(n)的时间外推延迟采样点数，Ts为信号采样周期，
Figure BDA0003945387430000042
表示数值向下取整数。
本发明的有益效果为：本发明提供了一种直升机卫星通信旋翼缝隙检测的高效实现方法。优点在于：一是充分利用了前向接收信号的幅度及极性信息构造缝隙检测特征量，使其在低信噪比信道条件下的检测精度得到显著提高；二是缝隙检测判决采用双判决阈值的迟滞比较方法，增加了低信噪比信道条件下的检测判决可靠性；三是充分利用缝隙检测判决时延及遮挡周期等先验信息，采用缝隙位置外推方法直接得到旋翼缝隙位置的实时检测结果，运算量低，工程实现复杂度远低于现有技术手段；四是采用分级流水处理结构，无反馈迭代结构，电路可以工作在较高时钟主频率，适合高实时性处理机载应用。
附图说明
图1是本发明所提出的直升机旋翼缝隙检测方法工作原理图；
图2是本发明的旋翼缝隙检测特征量构造单元工作原理图；
图3是本发明的滑动积分器工作原理图。
具体实施方式
下面对本发明的具体实施方式进行描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，但应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。
如图1所示，一种直升机卫星通信旋翼缝隙检测方法，包括以下步骤：
S1、缝隙检测特征量构造单元对输入矢量信号进行符号极性判决后，与输入矢量信号作矢量内积运算，并对内积运算结果进行滑动积分，得到所需的缝隙检测特征量；采用滑动积分器对点积运算结果进行滑动累加，输出的缝隙检测特征量能更好地表征信号与噪声差异性，有效提升旋翼缝隙检测判决精度。
如图2所示。缝隙检测特征量构造单元包含符号判决单元、矢量点积运算器及滑动积分器。旋翼缝隙检测特征量的构造流程如下：
S11、符号判决单元对输入矢量信号的符号极性进行判断，得到输入矢量信号对应的符号判决矢量信号；输入矢量信号S1(n)表示为S1(n)＝[I1(n),Q1(n)]，符号判决单元输出矢量信号S2(n)表示为S2(n)＝[I2(n),Q2(n)]，则符号判决单元的符号极性判决关系为：
Figure BDA0003945387430000051
Figure BDA0003945387430000052
上式中，I1(n)为输入矢量信号S1(n)的同相信号分量，Q1(n)为输入矢量信号S1(n)的正交信号分量，I2(n)为输出矢量信号S2(n)的同相信号分量，Q2(n)为输出矢量信号S2(n)的正交信号分量，n为数字信号离散采样点序号；
S12、矢量点积运算器对输入信号S1(n)、S2(n)进行矢量点积计算，得到矢量点积运算结果S3(n)为：
S3(n)＝S1(n)·S2(n)＝I1(n)I2(n)+Q1(n)Q2(n)
如图3所示。滑动积分器采用1个3输入加法器和2个数字延迟器构成。S13、滑动积分器对矢量点积运算结果S3(n)进行滑动积分累加，累加长度为N，输出缝隙检测特征量S4(n)为：
Figure BDA0003945387430000061
上式中，m为积分累加起始信号点位置序号。
S2、缝隙检测判决单元根据设置的检测判决阈值，对缝隙检测特征量对应的信号采样时刻是否为旋翼缝隙做出判决；缝隙检测判决采用双判决阈值的迟滞比较方法，能大幅降低误判概率，增加检测判决可靠性。
在生成缝隙检测特征量S4(n)之后，缝隙检测判决单元根据检测特征量对当前信号采样点是否被旋翼遮挡做出判决。判决输出信号S5(n)为
Figure BDA0003945387430000062
其中ηH、ηL为检测判决阈值，当S5(n)＝1时，表示当前信号未被遮挡，该信号采样点对应的采样时刻是旋翼缝隙；当S5(n)＝0表示当前信号被遮挡，该信号采样点对应的采样时刻不是旋翼缝隙。
S3、缝隙位置外推计算单元采用时间外推方法，对缝隙检测判决结果进行时间外推，输出最终的直升机旋翼缝隙检测结果。充分利用缝隙检测判决时延及遮挡周期等先验信息量，直接通过时间外推法对检测判决时延进行校正，获得旋翼缝隙的实时检测结果，有效降低处理复杂度低，适合高实时性处理机载应用。
由于缝隙检测判决单元的处理中，旋翼缝隙判决结果较实际旋翼缝隙位置存在一定时间的判决迟滞，缝隙位置外推单元利用当前旋翼缝隙判决结果S5(n)、检测判决迟滞时间τ及直升机旋翼缝隙周期T，通过时间外推的方法得到直升机旋翼缝隙最终检测输出S6(n)为
S6(n)＝S5(n-M)
其中
Figure BDA0003945387430000071
M为信号S5(n)的时间外推延迟采样点数，Ts为信号采样周期，
Figure BDA0003945387430000072
表示数值向下取整数。
根据步骤S1-S3，可采用流水处理结构，关键路径得到了分割，电路可以工作在高速处理时钟频率，有效提高处理实时性及数据吞吐率。

Claims (7)

1.一种直升机卫星通信旋翼缝隙检测方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、缝隙检测特征量构造单元对输入矢量信号进行符号极性判决后，与输入矢量信号作矢量内积运算，并对内积运算结果进行滑动积分，得到所需的缝隙检测特征量；
S2、缝隙检测判决单元根据设置的检测判决阈值，对缝隙检测特征量对应的信号采样时刻是否为旋翼缝隙做出判决；
S3、缝隙位置外推计算单元采用时间外推方法，对缝隙检测判决结果进行时间外推，输出最终的直升机旋翼缝隙检测结果。
2.根据权利要求1所述的直升机卫星通信旋翼缝隙检测方法，其特征在于，所述缝隙检测特征量构造单元包括符号判决单元、矢量点积运算器和滑动积分器。
3.根据权利要求2所述的直升机卫星通信旋翼缝隙检测方法，其特征在于，所述滑动积分器包括1个3输入加法器和2个数字延迟器。
4.根据权利要求1所述的直升机卫星通信旋翼缝隙检测方法，其特征在于，所述步骤S1具体为：
S11、符号判决单元对输入矢量信号的符号极性进行判断，得到输入矢量信号对应的符号判决矢量信号；输入矢量信号S1(n)表示为S1(n)＝[I1(n),Q1(n)]，符号判决单元输出矢量信号S2(n)表示为S2(n)＝[I2(n),Q2(n)]，则符号判决单元的符号极性判决关系为：
Figure FDA0003945387420000011
Figure FDA0003945387420000012
上式中，I1(n)为输入矢量信号S1(n)的同相信号分量，Q1(n)为输入矢量信号S1(n)的正交信号分量，I2(n)为输出矢量信号S2(n)的同相信号分量，Q2(n)为输出矢量信号S2(n)的正交信号分量，n为数字信号离散采样点序号；
S12、矢量点积运算器对输入信号S1(n)、S2(n)进行矢量点积计算，得到矢量点积运算结果S3(n)为：
S3(n)＝S1(n)·S2(n)＝I1(n)I2(n)+Q1(n)Q2(n)
S13、滑动积分器对矢量点积运算结果S3(n)进行滑动积分累加，累加长度为N，输出缝隙检测特征量S4(n)为：
Figure FDA0003945387420000021
上式中，m为积分累加起始信号点位置序号。
5.根据权利要求1所述的直升机卫星通信旋翼缝隙检测方法，其特征在于，所述步骤S2具体为：缝隙检测判决单元根据缝隙检测特征量S4(n)对当前信号采样点是否被旋翼遮挡进行判决，得到旋翼缝隙判决结果S5(n)为：
Figure FDA0003945387420000022
上式中，ηH、ηL为检测判决阈值。
6.根据权利要求5所述的直升机卫星通信旋翼缝隙检测方法，其特征在于，当S5(n)＝1时，表示当前信号采样点未被旋翼遮挡，该信号采样点对应的采样时刻是旋翼缝隙；当S5(n)＝0表示当前信号采样点被旋翼遮挡，该信号采样点对应的采样时刻不是旋翼缝隙。
7.根据权利要求1所述的直升机卫星通信旋翼缝隙检测方法，其特征在于，所述步骤S3具体为：缝隙位置外推计算单元利用当前旋翼缝隙判决结果S5(n)、检测判决迟滞时间τ及直升机旋翼缝隙周期T，通过时间外推的方法得到直升机旋翼缝隙最终检测输出S6(n)为：
S6(n)＝S5(n-M)
Figure FDA0003945387420000031
上式中，M为信号S5(n)的时间外推延迟采样点数，Ts为信号采样周期，
Figure FDA0003945387420000032
表示数值向下取整数。
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