申请/专利权人：中国电子科技集团公司第十研究所

申请日：2022-11-16

公开（公告）日：2024-07-05

公开（公告）号：CN115833976B

主分类号：H04B17/318

分类号：H04B17/318;H04B7/185

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.07.05#授权;2023.04.07#实质审查的生效;2023.03.21#公开

摘要：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。

主权项：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；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；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；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S1n表示为S1n＝[I1n，Q1n]，符号判决单元输出矢量信号S2n表示为S2n＝[I2n，Q2n]，则符号判决单元的符号极性判决关系为： 上式中，I1n为输入矢量信号S1n的同相信号分量，Q1n为输入矢量信号S1n的正交信号分量，I2n为输出矢量信号S2n的同相信号分量，Q2n为输出矢量信号S2n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S1n、S2n进行矢量点积计算，得到矢量点积运算结果S3n为：S3n＝S1n·S2n＝I1nI2n+Q1nQ2nS13、滑动积分器对矢量点积运算结果S3n进行滑动积分累加，累加长度为N，输出缝隙检测特征量S4n为： 上式中，m为积分累加起始信号点位置序号；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S4n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S5n为： 上式中，ηH、ηL为检测判决阈值；当S5n＝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S5n＝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；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S5n、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S6n为：S6n＝S5n-M 上式中，M为信号S5n的时间外推延迟采样点数，Ts为信号采样周期，表示数值向下取整。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 中国电子科技集团公司第十研究所 直升机卫星通信旋翼缝隙检测方法

免责声明
1、本报告根据公开、合法渠道获得相关数据和信息，力求客观、公正，但并不保证数据的最终完整性和准确性。
2、报告中的分析和结论仅反映本公司于发布本报告当日的职业理解，仅供参考使用，不能作为本公司承担任何法律责任的依据或者凭证。

阅读全文 双屏查看 官方信息 专利公告 收藏专利 下载PDF 下载WORD