用于航天器遭遇黑障场景时的信息可靠传输系统

摘要

本发明提出一种用于航天器遭遇黑障场景时的信息可靠传输系统，包括：鞘套反射信号测量模块，用于对鞘套反射信号进行实时采样，并检测鞘套反射信号的幅度和相位；鞘套信道状态估计模块，用于根据鞘套反射信号与前向信号的相关性，反推出前向信号的幅度和相位，并根据前向信号的幅度和相位预测下一时刻的信道状态；鞘套信道自适应传输模块，用于根据鞘套实时信道状态，调整信息发送端的发送功率、调制方式及编码结构，以实现信息可靠传输。本发明的系统能够针对性地测量鞘套信道动态特性并减缓该动态的影响，实现黑障场景下信息的可靠传输。

说明书

技术领域

本发明涉及航天测控通信技术领域，特别涉及一种用于航天器遭遇黑障场景时的信 息可靠传输系统。

背景技术

当高超声速飞行器以高马赫速飞行或航天器高速重返经过大气层时，周围空气被急速 压缩进而形成激波。同时，航天器大量动能因空气摩擦转换成热能，这些热能将导致空气 被分解和电离。由于激波的形成及航天器表面的烧蚀作用，在航天器周围会形成一个掺有 烧蚀杂质的等离子体壳层，称为等离子鞘套。本质上来说，等离子鞘套是一种特殊的复杂 电磁环境，它会使得电磁波通过时产生大幅度衰落和大范围抖动，往往导致飞行器测控、 导航和通信的长时间中断，严重威胁飞行安全，这种现象又被通俗地称为“黑障”。虽然目 前工程界提出了多种潜在可行的方法，但这些方法均还属于理论研究阶段，并且存在诸多 限制因素。时至今日，黑障问题依然没有得到有效解决。

现阶段，限制航天器再入阶段实现信息传输的主要原因是：等离子鞘套对测控通信信 号的动态影响过大，导致接收机无法正常捕获接收信号。因此，为实现黑障条件下的信息 可靠传输，需针对性地测量鞘套信道动态特性并减缓该动态的影响。

发明内容

本发明旨在至少在一定程度上解决上述相关技术中的技术问题之一。

为此，本发明的目的在于提出一种用于航天器遭遇黑障场景时的信息可靠传输系统， 该系统能够针对性地测量鞘套信道动态特性并减缓该动态的影响，实现黑障场景下信息的 可靠传输。

为了实现上述目的，本发明的实施例提出了一种用于航天器遭遇黑障场景时的信息可 靠传输系统，包括：鞘套反射信号测量模块，用于对鞘套反射信号进行实时采样，并检测 所述鞘套反射信号的幅度和相位；鞘套信道状态估计模块，用于根据所述鞘套反射信号与 前向信号的相关性，反推出所述前向信号的幅度和相位，并根据所述前向信号的幅度和相 位预测下一时刻的信道状态；鞘套信道自适应传输模块，用于根据鞘套实时信道状态，调 整信息发送端的发送功率、调制方式及编码结构，以实现信息可靠传输。

根据本发明实施例的用于航天器遭遇黑障场景时的信息可靠传输系统，能够针对性地 测量鞘套信道动态特性并减缓该动态的影响，实现黑障场景下信息的可靠传输。

另外，根据本发明上述实施例的用于航天器遭遇黑障场景时的信息可靠传输系统还可 以具有如下附加的技术特征：

在一些示例中，所述鞘套反射信号测量模块包括：下变频模块，用于将所述鞘套反射 信号下变频到中频信号；数字采样模块，用于对所述中频信号进行数字采样；幅度检测模 块，用于计算所述鞘套反射信号的幅度；相位检测模块，用于计算所述鞘套反射信号的相 位。

在一些示例中，所述幅度检测模块和相位检测模块分别通过如下公式计算所述鞘套反 射信号的幅度和相位：

h_R[n]＝A_R[n]exp(jφ_R[n])

$A_R\left[n\right]=\sqrt{I_R^2\left[n\right]+Q_R^2\left[n\right]}$

φ_R[n]＝arctan(Q_R[n]/I_R[n])，

其中，x_R(t)为鞘套反射信号，I_R[n]和Q_R[n]分别为同相支路I和正交支路Q的离散采样值， A_R[n]和分别所述鞘套反射信号的幅度和相位。

在一些示例中，所述鞘套信道状态估计模块包括：幅度映射模块，用于将所述鞘套反 射信号的幅度映射到所述前向信号的幅度；相位映射模块，用于将所述鞘套反射信号的相 位映射到所述前向信号的相位；信道状态预测模块，用于根据当前信道状态信息预测下一 时刻的信道状态信息。

在一些示例中，所述前向信号的幅度通过如下公式计算：

$A_T=\frac{A_T^{\prime }\left(n_0\right)}{A_R^{\prime }\left(n_0\right)}\{A_R-A_R\left(n_0\right)\}+A_T\left(n_0\right),$

其中，A_T为所述前向信号的幅度，A_R为所述鞘套反射信号的幅度，n₀为等离子体平均 密度，A'_T和A'_R分别表示对应幅度信息的导数。

在一些示例中，所述前向信号的相位通过如下公式计算：

${\phi }_T=\frac{{\phi }_T^{\prime }\left(n_0\right)}{{\phi }_R^{\prime }\left(n_0\right)}\{{\phi }_R-{\phi }_R\left(n_0\right)\}+{\phi }_T\left(n_0\right),$

其中，和分别为所述前向信号的相位和所述鞘套反射信号的相位，φ'_T和φ'_R分别 表示对应相位信息的导数。

在一些示例中，所述当前信道状态可通过下式表示：

h_T[n]＝A_T[n]exp(jφ_T[n])。

在一些示例中，采用p阶单步预测器得到下一时刻的信道状态的预测值，具体包括：

$h_T[n+1]=\underset{k=0}{\overset{p-1}{\Sigma }}{c}_k\times h_T[n-k],$

其中，递推系数c_k根据最小均方误差原则(MMSE)确定，且：

c＝Q^-1d，

其中，c＝[c₁ c₂ … c_p]^T，Q为p×p阶自相关矩阵，Q_ij＝E{h_T*[n-i]h_T[n-j]},d为p×1阶自相 关矩阵，d_i＝E{h_R*[n-i]h_T[n]}。

在一些示例中，所述鞘套信道自适应传输模块包括：发射功率自适应模块，用于根据 所述前向信号的动态特性调整发射功率；调制方式自适应模块，用于根据所述前向信号的 动态特性调整调制方式；编码结构自适应模块，用于根据所述前向信号的动态特性调整编 码结构。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明 显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显 和容易理解，其中：

图1是根据本发明一个实施例的用于航天器遭遇黑障场景时的信息可靠传输系统的结 构及原理示意图；

图2是根据本发明一个实施例的鞘套反射信号测量模块的结构示意图；

图3是根据本发明一个实施例的鞘套信道状态估计模块的结构示意图；以及

图4是根据本发明一个实施例的鞘套信道自适应传输模块的结构示意图。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同 或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描 述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

以下结合附图描述根据本发明实施例的用于航天器遭遇黑障场景时的信息可靠传输系 统。

图1是根据本发明一个实施例的用于航天器遭遇黑障场景时的信息可靠传输系统的结 构及原理示意图。如图1所示，该用于航天器遭遇黑障场景时的信息可靠传输系统包括： 鞘套反射信号测量模块110、鞘套信道状态估计模块120和鞘套信道自适应传输模块130。

其中，鞘套反射信号测量模块110用于对鞘套反射信号进行实时采样，并检测鞘套反 射信号的幅度和相位。

具体地说，在本发明的一个实施例中，参见图2所示，鞘套反射信号测量模块110例 如包括：下变频模块111、数字采样模块112(图中未示出)、幅度检测模块113和相位检 测模块114。其中，下变频模块111用于将鞘套反射信号下变频到中频信号；数字采样模块 112用于对中频信号进行数字采样；幅度检测模块113用于计算鞘套反射信号的幅度；相位 检测模块114用于计算鞘套反射信号的相位。

具体地说，下变频模块111将鞘套反射信号x_R(t)与本地中心频率为f_c的载波混频，得 到中心频率为f_I的中频信号。数字采样模块112对该中频信号分别乘以sin(2πf_It)和cos(2πf_It)， 并在t＝nT时刻采样，就得到了同相支路(I路)和正交支路(Q路)的离散采样值I_R[n] 及Q_R[n]。进一步地，幅度检测模块113和相位检测模块114分别通过下式计算出鞘套反射 信号的幅度信息A_R[n]和相位信息

h_R[n]＝A_R[n]exp(jφ_R[n])

$A_R\left[n\right]=\sqrt{I_R^2\left[n\right]+Q_R^2\left[n\right]}$

φ_R[n]＝arctan(Q_R[n]/I_R[n])。

鞘套信道状态估计模块120用于根据鞘套反射信号与前向信号的相关性，反推出前向 信号的幅度和相位，并根据前向信号的幅度和相位预测下一时刻的信道状态。

在本发明的一个实施例中，如图3所示，鞘套信道状态估计模块120例如包括：幅度 映射模块121、相位映射模块122和信道状态预测模块123。其中，幅度映射模块121用于 将鞘套反射信号的幅度映射到前向信号的幅度；相位映射模块122用于将鞘套反射信号的 相位映射到前向信号的相位；信道状态预测模块123用于根据当前信道状态信息预测下一 时刻的信道状态信息。

以幅度映射模块121为例，具体地说，根据等离子体的物理性质，前向信号幅度A_T和 反射信号幅度A_R例如可通过下式表示：

A_T＝A_T(n_e)＝A_T(n₀+Δn)

  ＝A_T(n₀)+A′_T(n₀)×Δn+O(Δn²)

A_R＝A_R(n_e)＝A_R(n₀+Δn)

  ＝A_R(n₀)+A′_R(n₀)×Δn+O(Δn²)，

其中，n_e为时变等离子体密度，n₀为等离子体平均密度，Δn为其变化值，A'_T和A'_R分 别表示对应幅度信息的导数。则根据上式，可得：

$\Delta n=\frac{A_T-A_T\left(n_0\right)}{A_T^{\prime }\left(n_0\right)}=\frac{A_R-A_R\left(n_0\right)}{A_R^{\prime }\left(n_0\right)},$

则，前向信号的幅度通过如下公式计算：

$A_T=\frac{A_T^{\prime }\left(n_0\right)}{A_R^{\prime }\left(n_0\right)}\{A_R-A_R\left(n_0\right)\}+A_T\left(n_0\right),$

其中，A_T为前向信号的幅度，A_R为鞘套反射信号的幅度，n₀为等离子体平均密度，A'_T和A'_R分别表示对应幅度信息的导数。

对于相位映射模块112，与上述的推导过程类似，则，前向信号的相位通过如下公式计 算：

${\phi }_T=\frac{{\phi }_T^{\prime }\left(n_0\right)}{{\phi }_R^{\prime }\left(n_0\right)}\{{\phi }_R-{\phi }_R\left(n_0\right)\}+{\phi }_T\left(n_0\right),$

其中，和分别为前向信号的相位和鞘套反射信号的相位，φ'_T和φ'_R分别表示对应 相位信息的导数。

进一步地，在该示例中，在得到前向信号的幅度和相位之后，即可得到当前信道状态 h_T[n]，具体为：

h_T[n]＝A_T[n]exp(jφ_T[n])。

进一步地，例如，可采用p阶单步预测器得到下一时刻的信道状态h_T[n+1]的预测值， 具体为：

$h_T[n+1]=\underset{k=0}{\overset{p-1}{\Sigma }}{c}_k\times h_T[n-k],$

其中，递推系数c_k根据最小均方误差原则(MMSE)确定，且：

c＝Q^-1d，

其中，c＝[c₁ c₂ … c_p]^T，Q为p×p阶自相关矩阵，Q_ij＝E{h_T*[n-i]h_T[n-j]},d为p×1阶 自相关矩阵，d_i＝E{h_R*[n-i]h_T[n]}。

鞘套信道自适应传输模块130用于根据鞘套实时信道状态，调整信息发送端的发送功 率、调制方式及编码结构，以实现信息可靠传输。

在本发明的一个实施例中，如图4所示，鞘套信道自适应传输模块130例如包括：发 射功率自适应模块131、调制方式自适应模块132和编码结构自适应模块133。其中，发射 功率自适应模块131用于根据前向信号的动态特性调整信息发射端的发射功率；调制方式 自适应模块132用于根据前向信号的动态特性调整调制方式；编码结构自适应模块133用 于根据前向信号的动态特性调整编码结构。

具体地说，上述的发射功率自适应模块131、调制方式自适应模块132和编码结构自 适应模块133可单独使用，也可以联合使用。根据输入的当前信道状态h_T[n]，上述的各自 适应模块分别依据特定原则(如误码率恒定原则、总功耗恒定原则)选择自适应输出功率 P_h[n]、自适应调制方式M_h[n]以及自适应编码结构C_h[n]。

综上，结合图1所示，本发明实施例的用于航天器遭遇黑障场景时的信息可靠传输系 统的工作原理可概述为：星载(弹载)天线发射的电磁波信号在遇到等离子鞘套后，只有 少部分电磁波穿越鞘套区域传向地面，而大部分能量被鞘套直接反射。在图1所示的示例 中，反射信号首先经过接收天线接收，由鞘套反射信号测量模块110下变频、采样后检测 出幅度信息和相位信息。接着，根据反射信号的幅度和相位信息，鞘套信道状态估计模块 120将据此反演出前向信号的幅度和相位动态信息，并进行超前预测。最后，鞘套信道自 适应传输模块130根据预测的信道状态信息，进行发射功率、调制方式、编码结构等多方 面的预先补偿，从而实现鞘套信息可靠传输。

根据本发明实施例的用于航天器遭遇黑障场景时的信息可靠传输系统，并能够针对性 地测量鞘套信道动态特性并减缓该动态的影响，实现黑障场景下信息的可靠传输。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、 “厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、 “顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的 方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或 元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或 者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者 隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个， 三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术 语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械 连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元 件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术 人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第 一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第 二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一 特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征 在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、 或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包 含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须 针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一 个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技 术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合 和组合。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的， 不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例 进行变化、修改、替换和变型。