用于航天器遭遇黑障場(chǎng)景時(shí)的信息可靠傳輸系統(tǒng)的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及航天測(cè)控通信技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種用于航天器遭遇黑障場(chǎng)景時(shí)的 信息可靠傳輸系統(tǒng)。
【背景技術(shù)】
[0002] 當(dāng)高超聲速飛行器以高馬赫速飛行或航天器高速重返經(jīng)過大氣層時(shí)，周圍空氣被 急速壓縮進(jìn)而形成激波。同時(shí)，航天器大量動(dòng)能因空氣摩擦轉(zhuǎn)換成熱能，這些熱能將導(dǎo)致空 氣被分解和電離。由于激波的形成及航天器表面的燒蝕作用，在航天器周圍會(huì)形成一個(gè)摻 有燒蝕雜質(zhì)的等離子體殼層，稱為等離子鞘套。本質(zhì)上來說，等離子鞘套是一種特殊的復(fù)雜 電磁環(huán)境，它會(huì)使得電磁波通過時(shí)產(chǎn)生大幅度衰落和大范圍抖動(dòng)，往往導(dǎo)致飛行器測(cè)控、導(dǎo) 航和通信的長(zhǎng)時(shí)間中斷，嚴(yán)重威脅飛行安全，這種現(xiàn)象又被通俗地稱為"黑障"。雖然目前工 程界提出了多種潛在可行的方法，但這些方法均還屬于理論研宄階段，并且存在諸多限制 因素。時(shí)至今日，黑障問題依然沒有得到有效解決。
[0003] 現(xiàn)階段，限制航天器再入階段實(shí)現(xiàn)信息傳輸?shù)闹饕蚴牵旱入x子鞘套對(duì)測(cè)控通 信信號(hào)的動(dòng)態(tài)影響過大，導(dǎo)致接收機(jī)無法正常捕獲接收信號(hào)。因此，為實(shí)現(xiàn)黑障條件下的信 息可靠傳輸，需針對(duì)性地測(cè)量鞘套信道動(dòng)態(tài)特性并減緩該動(dòng)態(tài)的影響。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明旨在至少在一定程度上解決上述相關(guān)技術(shù)中的技術(shù)問題之一。
[0005] 為此，本發(fā)明的目的在于提出一種用于航天器遭遇黑障場(chǎng)景時(shí)的信息可靠傳輸系 統(tǒng)，該系統(tǒng)能夠針對(duì)性地測(cè)量鞘套信道動(dòng)態(tài)特性并減緩該動(dòng)態(tài)的影響，實(shí)現(xiàn)黑障場(chǎng)景下信 息的可靠傳輸。
[0006] 為了實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明的實(shí)施例提出了一種用于航天器遭遇黑障場(chǎng)景時(shí)的信 息可靠傳輸系統(tǒng)，包括：鞘套反射信號(hào)測(cè)量模塊，用于對(duì)鞘套反射信號(hào)進(jìn)行實(shí)時(shí)采樣，并檢 測(cè)所述鞘套反射信號(hào)的幅度和相位；鞘套信道狀態(tài)估計(jì)模塊，用于根據(jù)所述鞘套反射信號(hào) 與前向信號(hào)的相關(guān)性，反推出所述前向信號(hào)的幅度和相位，并根據(jù)所述前向信號(hào)的幅度和 相位預(yù)測(cè)下一時(shí)刻的信道狀態(tài)；鞘套信道自適應(yīng)傳輸模塊，用于根據(jù)鞘套實(shí)時(shí)信道狀態(tài)，調(diào) 整信息發(fā)送端的發(fā)送功率、調(diào)制方式及編碼結(jié)構(gòu)，以實(shí)現(xiàn)信息可靠傳輸。
[0007] 根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例的用于航天器遭遇黑障場(chǎng)景時(shí)的信息可靠傳輸系統(tǒng)，能夠針對(duì) 性地測(cè)量鞘套信道動(dòng)態(tài)特性并減緩該動(dòng)態(tài)的影響，實(shí)現(xiàn)黑障場(chǎng)景下信息的可靠傳輸。
[0008] 另外，根據(jù)本發(fā)明上述實(shí)施例的用于航天器遭遇黑障場(chǎng)景時(shí)的信息可靠傳輸系統(tǒng) 還可以具有如下附加的技術(shù)特征：
[0009] 在一些示例中，所述鞘套反射信號(hào)測(cè)量模塊包括：下變頻模塊，用于將所述鞘套反 射信號(hào)下變頻到中頻信號(hào)；數(shù)字采樣模塊，用于對(duì)所述中頻信號(hào)進(jìn)行數(shù)字采樣；幅度檢測(cè) 模塊，用于計(jì)算所述鞘套反射信號(hào)的幅度；相位檢測(cè)模塊，用于計(jì)算所述鞘套反射信號(hào)的相 位。
[0010] 在一些示例中，所述幅度檢測(cè)模塊和相位檢測(cè)模塊分別通過如下公式計(jì)算所述鞘 套反射信號(hào)的幅度和相位：
[0011]
[0012]
[0013] ΦΕ[η] = arctan(QE[n]/IE[n]),
[0014] 其中，xK(t)為鞘套反射信號(hào)，Ικ[η]和Q K[n]分別為同相支路I和正交支路Q的離 散采樣值，Ακ[η]和卿[〃]分別所述鞘套反射信號(hào)的幅度和相位。
[0015] 在一些示例中，所述鞘套信道狀態(tài)估計(jì)模塊包括：幅度映射模塊，用于將所述鞘套 反射信號(hào)的幅度映射到所述前向信號(hào)的幅度；相位映射模塊，用于將所述鞘套反射信號(hào)的 相位映射到所述前向信號(hào)的相位；信道狀態(tài)預(yù)測(cè)模塊，用于根據(jù)當(dāng)前信道狀態(tài)信息預(yù)測(cè)下 一時(shí)刻的信道狀態(tài)信息。
[0016] 在一些示例中，所述前向信號(hào)的幅度通過如下公式計(jì)算：
[0017]
[0018] 其中，At為所述前向信號(hào)的幅度，AkS所述鞘套反射信號(hào)的幅度，n ^為等離子體平 均密度，A' A' κ分別表示對(duì)應(yīng)幅度信息的導(dǎo)數(shù)。
[0019] 在一些示例中，所述前向信號(hào)的相位通過如下公式計(jì)算：
[0020]
[0021] 其中，@和_分別為所述前向信號(hào)的相位和所述鞘套反射信號(hào)的相位，巾\和 Φ ' κ分別表示對(duì)應(yīng)相位信息的導(dǎo)數(shù)。
[0022] 在一些示例中，所述當(dāng)前信道狀態(tài)可通過下式表示：
[0023] hT[n] = At[n] exp (j Φτ[η]) 〇
[0024] 在一些示例中，采用p階單步預(yù)測(cè)器得到下一時(shí)刻的信道狀態(tài)的預(yù)測(cè)值，具體包 括：
[0025]
[0026] 其中，遞推系數(shù)Ck根據(jù)最小均方誤差原則（MMSE)確定，且：
[0027] c = Q-1d，
[0028] 其中，c = [C1 C2 …cp]T，Q 為 pXp 階自相關(guān)矩陣，Qij= E{h T*[n-i]hT[n_j]}，d 為 p X 1 階自相關(guān)矩陣，(Ii = E {h K* [n-i]hT [η]}。
[0029] 在一些示例中，所述鞘套信道自適應(yīng)傳輸模塊包括：發(fā)射功率自適應(yīng)模塊，用于根 據(jù)所述前向信號(hào)的動(dòng)態(tài)特性調(diào)整發(fā)射功率；調(diào)制方式自適應(yīng)模塊，用于根據(jù)所述前向信號(hào) 的動(dòng)態(tài)特性調(diào)整調(diào)制方式；編碼結(jié)構(gòu)自適應(yīng)模塊，用于根據(jù)所述前向信號(hào)的動(dòng)態(tài)特性調(diào)整 編碼結(jié)構(gòu)。
[0030] 本發(fā)明的附加方面和優(yōu)點(diǎn)將在下面的描述中部分給出，部分將從下面的描述中變 得明顯，或通過本發(fā)明的實(shí)踐了解到。
【附圖說明】
[0031] 本發(fā)明的上述和/或附加的方面和優(yōu)點(diǎn)從結(jié)合下面附圖對(duì)實(shí)施例的描述中將變 得明顯和容易理解，其中：
[0032] 圖1是根據(jù)本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的用于航天器遭遇黑障場(chǎng)景時(shí)的信息可靠傳輸系 統(tǒng)的結(jié)構(gòu)及原理示意圖；
[0033] 圖2是根據(jù)本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的鞘套反射信號(hào)測(cè)量模塊的結(jié)構(gòu)示意圖；
[0034] 圖3是根據(jù)本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的鞘套信道狀態(tài)估計(jì)模塊的結(jié)構(gòu)示意圖；以及
[0035] 圖4是根據(jù)本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的鞘套信道自適應(yīng)傳輸模塊的結(jié)構(gòu)示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0036] 下面詳細(xì)描述本發(fā)明的實(shí)施例，所述實(shí)施例的示例在附圖中示出，其中自始至終 相同或類似的標(biāo)號(hào)表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。下面通過參考附 圖描述的實(shí)施例是示例性的，僅用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制。
[0037] 以下結(jié)合附圖描述根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例的用于航天器遭遇黑障場(chǎng)景時(shí)的信息可靠 傳輸系統(tǒng)。
[0038] 圖1是根據(jù)本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的用于航天器遭遇黑障場(chǎng)景時(shí)的信息可靠傳輸系 統(tǒng)的結(jié)構(gòu)及原理示意圖。如圖1所示，該用于航天器遭遇黑障場(chǎng)景時(shí)的信息可靠傳輸系統(tǒng) 包括：鞘套反射信號(hào)測(cè)量模塊110、鞘套信道狀態(tài)估計(jì)模塊120和鞘套信道自適應(yīng)傳輸模塊 130〇
[0039] 其中，鞘套反射信號(hào)測(cè)量模塊110用于對(duì)鞘套反射信號(hào)進(jìn)行實(shí)時(shí)采樣，并檢測(cè)鞘 套反射信號(hào)的幅度和相位。
[0040] 具體地說，在本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例中，參見圖2所示，鞘套反射信號(hào)測(cè)量模塊110 例如包括：下變頻模塊111、數(shù)字采樣模塊112(圖中未示出）、幅度檢測(cè)模塊113和相位檢 測(cè)模塊114。其中，下變頻模塊111用于將鞘套反射信號(hào)下變頻到中頻信號(hào)；數(shù)字采樣模塊 112用于對(duì)中頻信號(hào)進(jìn)行數(shù)字采樣；幅度檢測(cè)模塊113用于計(jì)算鞘套反射信號(hào)的幅度；相位 檢測(cè)模塊114用于計(jì)算鞘套反射信號(hào)的相位。
[0041] 具體地說，下變頻模塊111將鞘套反射信號(hào)xK(t)與本地中心頻率為f。的載波混 頻，得到中心頻率為A的中頻信號(hào)。數(shù)字采樣模塊112對(duì)該中頻信號(hào)分別乘以sin(2 π flt) 和cos (2 π At)，并在t = nT時(shí)刻采樣，就得到了同相支路（I路）和正交支路（Q路）的離 散采樣值Ικ[η]及QK[n]。進(jìn)一步地，幅度檢測(cè)模塊113和相位檢測(cè)模塊114分別通過下式 計(jì)算出鞘套反射信號(hào)的幅度信息Ακ[η]和相位信息抑[?]:
[0042]
[0043]
[0044] Φ K [n] = arctan (QK [η] /Ik [η])。
[0045] 鞘套信道狀態(tài)估計(jì)模塊120用于根據(jù)鞘套反射信號(hào)與前向信號(hào)的相關(guān)性，反推出 前向信號(hào)的幅度和相位，并根據(jù)前向信號(hào)的幅度和相位預(yù)測(cè)下一時(shí)刻的信道狀態(tài)。
[0046] 在本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例中，如圖3所示，鞘套信道狀態(tài)估計(jì)模塊120例如包括：幅 度映射模塊121、相位映射模塊122和信道狀態(tài)預(yù)測(cè)模塊123。其中，幅度映射模塊121用 于將鞘套反射信號(hào)的幅度映射到前向信號(hào)的幅度；相位映射模塊122用于將鞘套反射信號(hào) 的相位映射到前向信號(hào)的相位；信道狀態(tài)預(yù)測(cè)模塊123用于根據(jù)當(dāng)前信道狀態(tài)信息預(yù)測(cè)下 一時(shí)刻的信道狀態(tài)信息。
[0047] 以幅度映射模塊121為例，具體地說，根據(jù)等離子體的物理性質(zhì)，前向信號(hào)幅度At和反射信號(hào)幅度Ak例如可通過下式表示：
[0048] At= A T (ne) = At (η〇+ Δ η)
[0049] = At (η〇) +A' τ (η〇) X Δ η+0 ( Δ η2)
[0050] Ae= A Ε (ne) = Ae (η〇+ Δ η)
[0051] = Ae (η〇) +A' Ε (η〇) X Δ η+0 (Δη2),
[0052] 其中，~為時(shí)變等離子體密度，Iitl為等離子體平均密度，Λη為其變化值，Α' #ΡΑ' κ分別表示對(duì)應(yīng)幅度信息的導(dǎo)數(shù)。則根據(jù)上式，可得：
[0053]
[0054] 則，前向信號(hào)的幅度通過如下公式計(jì)算：
[0055]
[0056] 其中，At為前向信號(hào)的幅度，Ak為鞘套反射信號(hào)的幅度，n C1為等離子體平均密度， A'JP A' κ分別表示對(duì)應(yīng)幅度信息的導(dǎo)數(shù)。
[0057] 對(duì)于相位映射模塊112,與上述的推導(dǎo)過程類似，則，前向信號(hào)的相位通過如下公 式計(jì)算：
[0058]
[0059]