直升機衛(wèi)星通信信號共軸雙旋翼遮擋模型研究*

喻火根

（中國西南電子技術研究所，四川 成都 610036）

0 引 言

直升機由于具備獨特的空中懸停、垂直升降能力和良好的機動性能，被廣泛應用于軍民領域。然而，常規(guī)構型（單旋翼帶尾槳、縱列雙旋翼等）直升機在高速飛行時會出現前行槳葉激波和后行槳葉氣流分離現象，導致常規(guī)直升機飛行速度和航程有限，在一定程度上限制了其應用前景。共軸雙旋翼構型[1]直升機通過上、下兩副旋翼反向旋轉來相互抵消反扭矩，提高功率利用效率，實現直升機的高速、高機動飛行，從而適應未來的應用需求。

共軸雙旋翼直升機在執(zhí)行任務時飛行高度低，工作環(huán)境復雜多變，在山區(qū)、叢林、丘陵等地區(qū)飛行時視距鏈路常常會被遮擋。為了保證穩(wěn)定可靠的信息傳輸，共軸雙旋翼直升機必須解決超視距通信問題。衛(wèi)星通信具有通信距離遠、覆蓋范圍廣、信道傳輸穩(wěn)定、組網方便靈活、使用不受地理條件限制等一系列優(yōu)點，是共軸雙旋翼直升機實現山區(qū)、叢林、丘陵等復雜環(huán)境下超視距通信的主要方式[2]。然而，受安裝條件限制，直升機衛(wèi)星通信天線一般安裝在直升機旋翼下方、尾梁或機體兩側。相比于常規(guī)構型直升機，共軸雙旋翼直升機在飛行過程中旋翼遮擋衛(wèi)星通信信號更復雜，將嚴重影響衛(wèi)星通信信號的接收，因此有必要對共軸雙旋翼直升機環(huán)境下衛(wèi)星通信信號遮擋模型進行研究，從而便于共軸雙旋翼直升機衛(wèi)星通信系統(tǒng)設計人員根據遮擋模型進一步設計可靠的衛(wèi)星通信體制。

在已有研究中，文獻[3-6]建立了單旋翼遮擋數學分析模型，并通過仿真獲取了直升機各種飛行姿態(tài)下的無遮擋通信時間。文獻[7-10]根據單旋翼遮擋模型提出了幾種克服旋翼遮擋的衛(wèi)星通信方法。文獻[11]根據單旋翼遮擋模型分析設計了直升機衛(wèi)星通信系統(tǒng)試飛方案，驗證了抗單旋翼遮擋衛(wèi)星通信技術的有效性。然而，上述研究均是針對單旋翼直升機開展的，并未針對共軸雙旋翼遮擋模型開展研究。結合已有的單旋翼遮擋模型，本文通過分析共軸雙旋翼直升機衛(wèi)星通信系統(tǒng)的特點，建立了共軸雙旋翼遮擋的理論分析模型，并通過實際的試驗驗證了所建模型的準確性。

1 單旋翼遮擋模型

圖1給出了單旋翼遮擋示意圖。定義相對直升機衛(wèi)星通信天線的衛(wèi)星仰角為α，直升機運動方向與衛(wèi)星方位的夾角為航向角β，衛(wèi)星通信天線安裝位置與旋翼中心垂直距離為h，衛(wèi)通天線與旋翼中心水平距離為d。結合上述參數，可求得λ和等效距離d0：

當β=0°時，直升機是朝向衛(wèi)星方向飛行的，此時d0=d-h×cotα；當β=180°時，直升機是朝遠離衛(wèi)星方向飛行的，此時d0=d+h×cotα。

圖1 單旋翼遮擋示意

直升機旋翼周期性地掃過衛(wèi)星通信天線面，遮擋衛(wèi)星的入射信號。單旋翼遮擋模型如圖2所示。圖2中，Tz表示信號遮擋周期，Ts表示信號衰減時間，Ta表示信號衰減過程時間，Tm表示信號最大衰減保持時間，A表示信號衰減深度。

圖2 單旋翼遮擋模型

旋翼遮擋周期Tz可由旋翼轉速V和單層旋翼槳葉數N決定：

Ta可由槳葉寬度l1、旋翼轉速V和等效距離d0決定：

Tm可由衛(wèi)通天線面寬l2、槳葉寬度l1、旋翼轉速V和等效距離d0決定：

信號衰減時間Ts取決于Ta和Tm：

信號衰減深度A主要取決于衛(wèi)通信號工作頻段和直升機槳葉材質。衛(wèi)通信號工作頻段越高，信號衰減深度越深。單旋翼環(huán)境下信號遮蔽率為Ts/Tz。

2 共軸雙旋翼遮擋模型

共軸雙旋翼直升機上、下兩副旋翼轉速相同，轉向相反。根據開機時上、下兩副旋翼槳葉的初始位置，可將共軸雙旋翼遮擋模型分為多種情況。假設開機時上、下兩副旋翼槳葉第一次遮擋衛(wèi)星通信天線的時間差為TI，則當l2≤2l1時根據TI的大小可將共軸雙旋翼遮擋模型分為10種情況，如圖3所示。當l2＞2l1時根據TI的大小可將共軸雙旋翼遮擋模型分為10種情況，如圖4所示。

圖3 共軸雙旋翼遮擋模型（l2≤2l1）

3 共軸雙旋翼遮擋試驗驗證

3.1 試驗環(huán)境

為了驗證理論分析正確性，搭建了共軸雙旋翼遮擋試驗環(huán)境，如圖5所示。該試驗環(huán)境主要由共軸雙旋翼試驗臺、衛(wèi)通信號發(fā)射系統(tǒng)、衛(wèi)通信號接收系統(tǒng)以及測量儀器等組成。其中，共軸雙旋翼試驗臺由2個單旋翼試驗臺組成。每個單旋翼試驗臺最多可裝4片槳葉，單片槳葉長度為66 cm，寬度為9 cm；旋翼采用碳纖維材質，最高轉速可達1 300 r/min。單旋翼試驗臺水平放置，旋翼轉動面垂直于水平面。做試驗時，需要將2個單旋翼試驗臺水平對著放，2個試驗臺旋翼的最小水平間距為16 cm，1個正向旋轉，另1個反向旋轉，2個試驗臺設置相同轉速，模擬共軸雙旋翼的轉動情況。

圖4 共軸雙旋翼遮擋模型（l2＞2l1）

共軸雙旋翼遮擋試驗環(huán)境主要功能要求包括：

（1）能模擬直升機共軸雙旋翼轉動特性；

（2）支持旋翼轉速動態(tài)可調；

（3）支持旋翼槳葉數量可調；

（4）支持旋翼槳葉角度可調；

（5）支持旋翼槳葉初始位置可調。

在共軸旋翼試驗臺高度保持不變前提下，通過調整發(fā)射天線水平位置來模擬不同衛(wèi)星仰角，通過改變發(fā)射天線垂直位置來模擬直升機不同航向角。

圖5 共軸雙旋翼遮擋試驗環(huán)境

3.2 典型試驗結果

本次試驗中，兩槳葉旋翼下槳葉呈一字形布置，四槳葉旋翼下槳葉呈十字形布置。衛(wèi)通信號接收天線面寬與槳葉寬度基本相同，接收天線與共軸旋翼槳轂的距離為槳葉長度的1/2。

3.2.1 單旋翼試驗結果

圖6給出了兩槳葉旋翼下轉速350 r/min、仰角90°、航向角0°時接收信號功率隨時間變化規(guī)律。圖7給出了四槳葉旋翼下轉速350 r/min、仰角90°、航向角0°時接收信號功率隨時間的變化規(guī)律。在上述試驗條件下，對比理論分析和試驗結果可知，圖6和圖7基本符合圖2給出的單旋翼遮擋特性。

3.2.2 共軸雙旋翼試驗結果

在每個旋翼兩片槳葉、旋翼轉速350 r/min、仰角90°、航向角0°下，當上下兩層槳葉第一次遮擋衛(wèi)通天線的時間差為0時，圖8給出了接收信號功率隨時間的變化規(guī)律；當上下兩層槳葉第一次遮擋衛(wèi)通天線的時間差不為0時，圖9給出了接收信號功率隨時間的變化規(guī)律。在上述試驗條件下，對比理論分析和試驗結果可知，圖8符合圖3所示的第1種情況；圖9符合圖3所示的第10種情況。

圖6 兩槳葉旋翼下接收信號功率隨時間的變化規(guī)律

圖7 四槳葉旋翼下接收信號功率隨時間的變化規(guī)律

圖8 每旋翼兩槳葉下接收信號功率隨時間的變化規(guī)律（TI=0）

圖9 每旋翼兩槳葉下接收信號功率隨時間的變化規(guī)律（TI≠0）

在每個旋翼四片槳葉、旋翼轉速350 r/min、仰角90°、航向角0°下，當上下兩層槳葉第一次遮擋衛(wèi)通天線的時間差為0時，圖10給出了接收信號功率隨時間的變化規(guī)律；當上下兩層槳葉第一次遮擋衛(wèi)通天線的時間差不為0時，圖11給出了接收信號功率隨時間的變化規(guī)律。在上述試驗條件下，對比理論分析和試驗結果可知，圖10符合圖3所示的第1種情況；圖11符合圖3所示的第8種情況。

圖10 每旋翼四槳葉下接收信號功率隨時間的變化規(guī)律（TI=0）

圖11 每旋翼四槳葉下接收信號功率隨時間的變化規(guī)律（TI≠0）

4 結 語

本文針對共軸雙旋翼直升機旋翼遮擋衛(wèi)星通信信號問題，結合直升機單旋翼衛(wèi)星通信信號遮擋模型，提出了共軸雙旋翼衛(wèi)星通信信號遮擋理論模型。試驗結果表明，本文提出的模型正確可靠，可適用于各種共軸雙旋翼直升機，對共軸雙旋翼直升機衛(wèi)星通信系統(tǒng)設計具有指導意義。