一种适用于高速飞行的码率自适应调整通信方法与流程

1.本发明属于飞行器测控通信技术领域，特别是一种适用于高速飞行的码率自适应调整通信方法。


背景技术：

2.遥测是测控系统的重要组成部分，对导弹、卫星的发射和运行有着举足轻重的作用。在导弹飞行试验过程中，根据遥测数据，发射场指挥人员和导弹设计人员可及时了解飞行器各系统的工作情况与实际飞行条件下的性能。对于地面试验无法模拟或无法完全模拟的一些性能数据，可依靠飞行试验的遥测数据得到补充和修正。一旦导弹飞行失败或出现局部故障时，采用遥测数据对故障进行分析，能快速准确地实现故障隔离和故障诊断，从而采取相应的措施。在卫星发射和入轨后的运行中，利用遥测系统监视星上设备的工作状况，利用遥测参数计算出卫星的姿态参数，为遥控调姿提供参考依据。此外，航天器上的卫星导航数据，以及应用卫星上某些有效载荷所测到的信息也往往通过遥测传送到地面。
3.现有飞行器测控系统的传输帧格式和码速率一般根据任务要求的测量参数数量、种类、传输采样率、接口状态、弹(星)上各级参数的分布状况以及地面测控系统保障能力进行确定。然而在远距离长航程飞行过程中，地面测控系统在不同区域的保障能力不尽相同，部分区域保障能力薄弱无法实现测控通信，而部分区域保障能力较强，可实现高码率测控通信，因此需要飞行器测控系统根据不同区域的保障能力，实现遥测码速率自适应动态调整，在飞行过程中首先以较低的码速率进行传输并实时记录关键数据，当到达地面测控保障能力较强的区域，通过码速率变更，将关键数据以高码速率快速传输到地面测控系统，供地面指挥系统判断飞行器飞行状态。码速率自适应动态变更，需要解决飞行器测控系统和地面测控系统间同步变更，以及如何根据地面测控系统保障能力实现码速率自适应变更等难题。


技术实现要素：

4.本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，针对飞行器飞行过程中不同区域地基测控保障能力的局限性，需要实时进行遥测传输码速率自适应调整的难点，本文提出一种遥测码速率自适应调整技术，用于解决不同飞行状态下飞行器遥测码速率变化等问题。
5.本发明的技术解决方案是：
6.一种适用于高速飞行的码率自适应调整通信方法，包括步骤如下：
7.步骤1、飞行器测控系统上电后，以初始码速率x1进行遥测数据实时传送，其中，将初始码速率帧结构中的第一子帧波道f1设置为变帧标志位，将初始码速率帧结构中的第二子帧波道f2设置为变帧速率位；
8.步骤2、飞行器测控系统发送遥测数据的同时开始记录关键数据，获得飞行器测控系统记录关键数据的开始时间t0；
采用事先设置值。
31.可选地，若所述步骤3中，飞行器测控系统未接收到地面接收子系统输入的变更指令，且当经度或纬度满足事先装订的变帧门限后，飞行器测控系统未执行码速率变更，则改为时间备保变更方式，飞行器测控系统实时判断飞行时间长度，当t
x
时刻飞行时间长度达到事先装订的变帧门限时，则视同为接收到码率变更指令，执行步骤4～步骤7，其中变速率后遥测可覆盖时长参数t2采用事先设置值。
32.可选地，可覆盖时长参数t2的事先设置值取值范围为100秒～300秒。
33.本发明与现有技术相比的优点在于：
34.1)采用指令变更方式作为主执行方式，通过天基链路或地基链路执行，实现了飞行器遥测传输码速率实时动态变更，解决了不同飞行状态下飞行器自适应测控通信问题。
35.2)采用地理位置变更实现飞行器码速率变更，作为指标变更方式失效时的备保执行方式，仅依靠飞行器地理信息仍可实现码速率可靠变更，提升了飞行器码速率变更执行的可靠性。
36.3)采用飞行时间变更实现飞行器码速率变更，作为指令变更方式和地理位置变更方式同时失效时的备保执行方式，仅依靠飞行器时间信息仍可实现码速率可靠变更，进一步提升了飞行器码速率变更执行的可靠性。
附图说明
37.图1为无线信号传输链路示意图。
具体实施方式
38.本发明一种适用于高速飞行的码率自适应调整通信方法，包括步骤如下：
39.步骤1、飞行器测控系统上电后，以初始码速率x1进行遥测数据实时传送，初始码速率对应的帧结构为子帧长f
x
，副帧长sn，编码字长为8位，采样率40hz，如表1所示；其中，x1＝f
x
*sn*8*40；
40.表1测控系统变帧结构表
[0041][0042]
为便于地面接收子系统获取飞行器遥测码速率变更信息，将初始码速率帧结构中的第一子帧波道f1设置为变帧标志位，变帧标志位为非加密字段，初始值为5a；
[0043]
为便于地面接收子系统获取飞行器变更后码速率信息，将初始码速率帧结构中的第二子帧波道f2设置为变帧速率位，变帧速率位为非加密字段，初始值为x1；
[0044]
步骤2、飞行器测控系统发送遥测数据的同时开始记录关键数据(例如飞行位置、
姿态、飞行器设备工作电压等)，获得飞行器测控系统记录关键数据的开始时间t0，关键数据码速率为x2。
[0045]
飞行器遥测码速率变更共有三种方式：指令变更、地理位置变更和时间备保变更，其中指令变更速率为主方式，地理位置变更和时间备保变更为辅助方式。
[0046]
首先，采用指令变更方式，变更飞行器遥测码速率；
[0047]
指令变更方式通过天基链路或地基链路执行，其中天基链路通过中继卫星无线链路执行，地基链路通过地面测量船或测量站链路执行，如图1所示。
[0048]
步骤3、当t
x
时刻，飞行器测控系统接收到地面接收子系统输入的变更指令，飞行器立刻停止记录关键数据，同时飞行器内遥测控制器可计算出关键数据记录总时长为t1＝t
x-t0，同时在变更指令中提取出覆盖时长参数t2。变更指令中包含变速率后遥测可覆盖时长参数t2。覆盖时长参数表示地面测控系统能够稳定接收飞行器测控系统遥测数据的时间长度。
[0049]
步骤4、飞行器测控系统根据关键数据记录总时长t1和覆盖时长参数t2，确定变更后的遥测码速率x3，变更码速率后对应帧结构的子帧长fy，以及关键数据占据子帧波道数fz；
[0050]
41、根据t1、t2，开始进行码速率变更，遥测控制器可计算出变更后遥测码速率x3(变更后遥测码速率x3对应帧结构为子帧长fy，副帧长sn，编码字长为8位，采样率40hz)。为避免无线传输过程中，由于多径效应、火焰喷射等原因造成数据散乱或误码，关键数据至少传输1.5遍。
[0051]
x3＝x1+x2*t1/t2*n；
[0052]
n大于或等于1.5；
[0053]
42、根据计算出的变更后遥测码速率为x3，遥测控制器可计算出变更码速率后对应帧结构的子帧长fy。其中，变帧前后帧格式的同步码组不发生改变，并且帧同步字、帧计数字等格式信息的位置也不变。
[0054]fy
＝x3/(sn*8*40)；
[0055]
43、变帧后的帧格式中需同时包含实时有效数据和记忆关键数据，其中实时有效数据占据子帧波道数等于初始码速率对应的帧结构子帧长f
x
，根据计算出的变更码速率后对应帧结构的子帧长fy，遥测控制器可计算出变更码速率后关键数据占据子帧波道数为fz。
[0056]fz
＝f
y-f
x
；
[0057]
步骤5、在t
x
到t
x
+m时段，飞行器测控系统继续以初始码率x1和初始帧格式(子帧长f
x
，副帧长sn，编码字长为8位，采样率40hz)进行遥测数据实时传送，此时将初始帧格式中的第一子帧波道f1(变帧标志位)由5a更改为a5，同时将初始帧格式中的第二子帧波道f2(变帧速率位)更改为x3；m不小于1秒；
[0058]
步骤6、在地面测控系统从遥测数据第一子帧波道f1(变帧标志位)中识别出变帧标志位改变后，进行同步处理，根据遥测数据第二子帧波道f2(变帧速率位)中的变帧速率位获得飞行器变更后的遥测码速率x3，根据变更后的遥测码速率x3确定变更后帧格式(确定帧格式的方法同步骤42)，按照变更后的遥测码速率和帧格式接收遥测数据；
[0059]
步骤7、在t
x
+m时刻，飞行器测控系统按照变更后的遥测码速率x3和帧格式(子帧长fy和关键数据占据子帧波道数fz)向地面测控系统发送遥测数据；
[0060]
若步骤3中飞行器测控系统未接收到地面接收子系统输入的变更指令，则指令变更方式未能执行，改为采用地理位置变更方式作为备份手段执行，飞行器测控系统实时判断飞行器的经度(或纬度)等地理位置信息，当t
x
时刻经度(或纬度)满足事先装订的变帧门限(根据上级输入要求确定)时，则视同为接收到码率变更指令，开始进行码速率变更执行步骤4～步骤7，其中变速率后遥测可覆盖时长参数t2采用事先设置值，取值范围为100秒～300秒。若指令变更已执行，当经度(或纬度)满足事先装订的变帧门限时，地理位置变更方式同样不执行。
[0061]
若步骤3中飞行器测控系统未接收到地面接收子系统输入的变更指令，且当经度(或纬度)满足事先装订的变帧门限，飞行器测控系统未执行码速率变更，则改为时间备保变更方式作为最后一级备份手段，飞行器测控系统实时判断飞行时间长度，当t
x
时刻飞行时间长度达到事先装订的变帧门限时(变帧门限根据上级输入确定)，则视同为接收到码率变更指令，执行步骤5～步骤8，其中变速率后遥测可覆盖时长参数t2采用事先设置值(100秒～300秒)。若指令变更或地理位置变更方式已执行，当飞行时间满足事先装订的变帧门限时，时间备保变更方式同样不执行。
[0062]
实施例
[0063]
飞行器测控系统中地基遥测数据传输设备包括基带综合测控一体化设备、ka频段综合测控终端、ka前殿、波导网络及ka频段天线，与地面测控站和海上测控船配合使用，完成地基遥测码速率变更前后的无线数据传输。
[0064]
飞行器测控系统上电后，以初始帧格式进行遥测数据实时传送，码率为1.2288mbps，初始状态帧结构及参数如下所示：
[0065]
a)码速率：1.2288mbps；
[0066]
b)编码字长：8bit；
[0067]
c)主帧长：60；
[0068]
d)主帧同步码：eb90；
[0069]
e)副帧长：64路；
[0070]
f)副帧同步码：146f；
[0071]
g)副帧路采样率：40hz。
[0072]
初始状态下，子帧波道分配见表2所示。其中1列为慢记快发标志，2列为码速率标志，3～56列为实时有效数据，57列为密钥位置，id字在子帧第58波道，子帧同步码“eb90”和副帧同步码“146f”在子帧第59和60波道。慢记快发标志mk(非加密)共64字节，初始状态下64字节均填固定数0x5a。码速率标志sv(非加密)共64字节，初始状态下64字节均填固定数0d1.2288。
[0073]
表2初始状态帧波道分配表
[0074]
序号123～5657585960参数信息mksv实时有效数据jmideb/1490/6f
[0075]
系统上电后同步启动关键数据记录，关键数据为初始状态帧中的30个子帧，因此关键数据码速率为614.4kbps；
[0076]
自飞行器测控系统收到地面变更指令开始至指令收到后1s之间，飞行器测控系统仍以初始帧格式进行遥测数据实时传送，码率为1.2288mbps，慢记快发标志mk(非加密)更
改为固定数0xa5。码速率标志sv(非加密)更改为0d9.8304。
[0077]
飞行器测控系统延时1s后切换到高码率遥测数据状态，码率为9.8304mbps，高码率状态帧结构及参数如下所示；
[0078]
a)码速率：9.8304mbps；
[0079]
b)编码字长：8bit；
[0080]
c)主帧长：240路；
[0081]
d)主帧同步码：eb90；
[0082]
e)副帧长：64路；
[0083]
f)副帧同步码：146f；
[0084]
g)副帧路采样率：40hz；
[0085]
快发状态下，子帧波道分配见表3所示。其中1～420列为记录的关键数据(数据内容为614.4kbps，数据按照先存先发顺序逐字节发送)，关键数据重复发送，每遍数据之间插入fe6b2840。421列为慢记快发标志(非加密字)，422列为码速率标志(非加密字)，423～476列为实时有效数据(数据内容同初始状态数据)，477列为密钥位置，id字在子帧第478波道，子帧同步码“eb90”和副帧同步码“146f”在子帧第479和480波道。
[0086]
表3高码率状态帧波道分配表
[0087][0088]
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
[0089]
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。