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1、1. 军事需求在 08 年汶川地震中一架军用直升机在执行任务过程中不幸失事，为了尽快找到失事直升机及机上人员，灾区军民展开了一场规模空前的“ 中国式拯救大兵瑞恩” 行动。11 天时间里，军地先后投入近10 万人次、各类飞机和飞行器100多架次，展开地毯式立体搜救， 由此付出的成本与代价是巨大的。那么，有没有高效的搜救方法能让搜救人员确切快速的知道失事地点，及时营救，同时增大幸存者的可能。基于此，我们力图设计一种无线电示位标，安装在飞机上， 用于失事飞机的搜救。此示位标是独立的系统，以便在飞机失事后能继续工作，它能接收GPS信息，可在激活与休眠两种状态间转换，当飞机正常运行时， 示位标处于休眠状
2、态，而当飞机失事时，由传感器触发使示位标进入激活状态，向外发送自己的GPS位置信息，以便搜救人员接收到信号后及时准确赶到。2. 研究目标旨在设计一个安装在飞机上的体积小、重量轻、低成本、功率效率高，利用卫星导航系统确定自己位置并在飞机失事后自动触发向外界发送位置信息的航空位置追踪器， 在这里称之为无线电示位标。 要求此示位标独立于飞机上的其他导航系统及通信设备， 能在飞机失事触发后独立工作数十小时，覆盖半径 30km，以保证可靠高效的搜救。表 1 列出了示位标的参数要求。频段920MHz 或其他适宜频率电源电池供电（12 或 14V）持续供电 10 小时以上重量轻于 1kg 发射信号长度不高于
3、 160bits 天线全向天线GPS接收器集成在示位标里发射功率1W 发射速率1Mbps 或其他适合速率名师资料总结 - - -精品资料欢迎下载 - - - - - - - - - - - - - - - - - - 名师精心整理 - - - - - - - 第 1 页，共 10 页 - - - - - - - - - 误码率10-4调制非相干解调功率效率高表 1 系统指标3. 研究内容图1 展示了整个示位标系统各个部分组成框图。整个系统由应急示位标、无线信道和接收器三部分组成。其中，发射部分包括传感器模块、电源模块、GPS接收器、微控制器、调制器和 RF放大器。传感器模块作为触发机制可以自行
4、触发也可以手动触发和复位。电源模块用于给 ELT 模块和传感器模块供电。 微控制器是示位标系统的核心部件，其跟在 GPS接收器后，用于处理GPS接收器接收到的信号，同时接收并判定传感器模块传送的触发信号， 根据触发信号的性质决定系统处于休眠状态还是激活状态，以及处理后的GPS信息是否传送给调制器及放大器让其发送。接收部分由一个频率调制接收器及其后跟的解调器组成。安装在搜救直升机上或由搜救人员配备。GPS 接收器微控制器调制器FM 接收与鉴频信道解调器RF 放大器传感器电源ELT接收器图 1 示位标系统模块名师资料总结 - - -精品资料欢迎下载 - - - - - - - - - - - -
5、- - - - - - 名师精心整理 - - - - - - - 第 2 页，共 10 页 - - - - - - - - - 4. 拟采取方法 Equation Chapter 4 Section 4.14.1 调制方式此处调制方式的选择主要考虑两个因素，一是无线信道， 需要抗多径衰落性能好，二是要尽可能发射远，功率效率高，即带外辐射小。GMSK和/4DQPSK调制具有较强的抗多径衰落性能，带外功率辐射小等特点，适用无线信道，但后者存在34的相位跳变，而GMSK是连续相位调制。由ddt知，当相位不连续，有跳变时，其导数很大，致使频带变宽，出现带外辐射，为此我们选择一种连续相位的调制方式。在M
6、SK 、FSOQ 、SFSK 、IJ-OQPSK 、TFM、GMSK 几个连续相位调制中， GMSK 可以调节 BT的值来改变其滚降系数，当 BT=时，相当于 MSK ，当BT=0.2 时，与 TFM相同，此时几乎无旁瓣。因此可以设定 BT的值来满足我们的功率效率要求，除功率利用率高外，GMSK 还有很好的谱利用率， 相干检测以及非相干检测对它都适用，通过采用非相干检测可以大大降低系统复杂性。另外，GMSK 是恒包络调制，可以采用价格低且效率高的非线性放大器（比如C类） 。基于此，拟采用GMSK的调制方式。它可看作MSK的衍生物，待发送的数据流先通过高斯预调制低通滤波器，然后再进行MSK调制。
7、这种方法在使相位路径在 MSK的基础上进一步平滑的同时，也引进了码间串扰，所幸的是当滤波器 3dB带宽与码元宽度乘积BT大于 0.5 时并不严重。GMSK的预调制滤波器单位冲击响应22( )expth t(4.1) 传输函数22()expHff(4.2) 其中因子 与 3dB 带宽有关2ln 22B(4.3) 名师资料总结 - - -精品资料欢迎下载 - - - - - - - - - - - - - - - - - - 名师精心整理 - - - - - - - 第 3 页，共 10 页 - - - - - - - - - 由此可看出 GMSK滤波器由 B 和基带码元宽度T完全决定，因此，通常
8、用BT值来描述 GMSK 。图 2 即不同 BT值下 GMSK信号的功率谱密度仿真图。从图中可看出，随着BT 值的增大，谱越来越紧凑，旁瓣滚降迅速增快，只不过由滤波器造成的误码率也在增加。研究显示由滤波引起的误码率在BT=0.5887时最小，故此处我们选BT=0.5 。图 2 GMSK 信号的功率谱GMSK信号可以由预调制滤波器出来的信号通过压控振荡器产生，也可以通过正交调制技术产生。考虑相位调制信号( )cos( )cs ttt(4.4) 它可以表示为同相与正交信号两个分量( )cos( ) cos()sin( ) sin()ccs ttttt(4.5) 正交调制就是基于 (4.5)式，有两
9、片 ROM分别存储同相分量I 和正交分量 Q，而后通过 DAC和低通滤波器，如图3。名师资料总结 - - -精品资料欢迎下载 - - - - - - - - - - - - - - - - - - 名师精心整理 - - - - - - - 第 4 页，共 10 页 - - - - - - - - - 图 3 GMSK 数字调制器这种方式产生 GMSK信号适用于超大规模集成电路，且每片ROM的内容容易修改，相位误差的累积最小。4.2 触发机制传感器模块也是 ELT系统的核心部件之一， 它的主要作用是监测飞机的运行状况，能感知飞机是正常运行还是失控或失事，并能在事故发生时启动并唤醒ELT向外不断发
10、射自己的位置信息，从而节约搜救时间，提高搜救效率。对飞机失事的感知可以从飞机坠毁的外部环境来判定，比如碰撞、起火或掉进水里等，为此就需要好几种类型的传感器来共同完成对失事的判定，那么能不能根据飞机失事时自身特点来判断呢？根据 NASA兰勒研究中心对飞机失事做的一系列全方面测试与仿真表明，飞机在坠落瞬间加速度会突然变得很大。利用这个特点可以设计一种较简单的判定飞机坠毁传感器，测定飞机的加速度G和速度变化量 V，当然速度的变化可以用加速度算出，所以只需加速计一种传感器。当加速度和速度变化量分别大于预设的门限值GTH和VTH时，判定飞机坠毁，激活 ELT ，为避免错误激活，两个条件必须同时满足。对于
11、门限值的确定决定于飞机的型号和传感器安装的位置，若根据硬着陆来选择GTH，大多数商用飞机的门限值为 1.7g 到 2.0g，若选择 GTH=2.30.3g、VTH=1.420% m/s，相应的名师资料总结 - - -精品资料欢迎下载 - - - - - - - - - - - - - - - - - - 名师精心整理 - - - - - - - 第 5 页，共 10 页 - - - - - - - - - 响应曲线如图 4。图 4 传感器响应曲线除加速计外， 传感器模块还应有实时数据处理、复位、内部检测、 激活等功能，设计模块框图如图5。为简化设计、减小体积和重量，选取MEMS 加速计ADXL
12、210E ，它是一个二维加速计， 单维上的测量范围为 10g，为测三维加速度，将两个 ADXL210E 垂直安置协作完成测量。 一个内置 A/D 转换器的微控芯片执行数据的获取、实时处理、去冗和失事判定，可以与ELT的 MCU 共用同一芯片，以简化系统。 为确保示位标即时激活， 处理单元应该足够快， 处理时间与转换时间之和不应超过50ms。内部检测功能 (BIT)对传感器的工作状况进行检测，当有故障时发送警示信号； 复位(RESET) 可由操作人员手动复位， 也可由系统自行复位；示位标激活命令在正常情况下保持逻辑0 (0V)，当判定失事时转换为逻辑1 (5V)直到复位功能将其状态转回0。名师资
13、料总结 - - -精品资料欢迎下载 - - - - - - - - - - - - - - - - - - 名师精心整理 - - - - - - - 第 6 页，共 10 页 - - - - - - - - - 用 Gx、Gy、Gz分别表示 X, Y, Z 轴上测得的加速度，则三维加速度G为222XYZGGGG(4.6) 速度变换量可以用加速度的积分来计算，这里我们应用Simpson 公式，一旦G大于门限值 GTH，开始计算积分()9.81(2)4(1)()/3Tv kG kG kG kms(4.7) 其中， k 是采样时刻， T 是采样周期，此算法中，耗时两个采样周期，需3 个采样值，累加
14、v即获得总的速度变化量 V=v。判定条件流图如图6。ELT MEMS 加速计外部命令BIT Reset 电源管理MCU Output Driver 图 5 传感器模块框图名师资料总结 - - -精品资料欢迎下载 - - - - - - - - - - - - - - - - - - 名师精心整理 - - - - - - - 第 7 页，共 10 页 - - - - - - - - - 图 6 判决条件流图4.3 工作模式由 MCU 控制 ELT的工作模式，使其在休眠与激活两种状态间转换，在触发前，传感器和 GPS始终工作，分别不断更新自己位置信息和监测飞机运行状况，由可充电电池供电， 坠毁的过
15、程及之后的一小段时间内， 这两部分仍要继续工作，直到加速度和速度变化量为零，此时电池开始独立供电。激活后，调制及发射部分开始工作，向外发送自己的地理位置信息，由于电池电量有限，为省电起见，间隔发送而不连续发送， 即在 T 时间内有两三毫秒处于发射状态，其他时间仍处于省电休眠状态。飞机坠毁后， ELT要作为独立的系统工作，不能使用飞机上电源，而在触发前 GPS接收器和传感器始终工作， 单独的电池不能满足此要求， 故最好的选择是可充电电池，触发前飞机电源供电充电，触发后电池独立供电。（在芯片选定后，名师资料总结 - - -精品资料欢迎下载 - - - - - - - - - - - - - - -
16、 - - - 名师精心整理 - - - - - - - 第 8 页，共 10 页 - - - - - - - - - 算出每秒所有芯片平均耗电量，根据要求激活后连续工作15 小时，由此可确定电池的电量至少多少，从而选取电池，进而确定间隔T的具体值）。4.4 链路预算因为ELT 是电池电源且体积小，故最大输出功率限制为1W；发射天线和接收天线都应是全向天线， 故用0dB增益天线；为确保附近的搜救设备能接收到信号，覆盖范围至少 40km；发射频率暂选 920MHz（暂未选定，不知怎么选） 。为简化计算，增益、损耗等都用分贝表示。自由路径损耗Lp 24RLp(4.8) 其中 R是覆盖范围 40km,
17、是波长（ 0.326m） ，得出路径损耗 124dB。接收信号功率rttrpmPPGGLL(4.9) Pt为发送功率 1W(0dBW)， Gt与 Gr为天线增益 0dB， Lm是其它损耗，保守估计 3dB，算出接收功率 -127dBW。噪声功率dBWNkTB(4.10) 其中 k 是波茨曼常数 228.6dBW/K/Hz，T 是接受噪声温度 (600K或 27.8dBK) ,B 是接收噪声带宽 500kHz或 57dBHz ，由此算出噪声功率 - 143.8dBW。那么信噪比 SNR得出 16.8dB。发射功率0dBW 发射天线增益0dB 接收天线增益0dB 路径损耗124dB 系统损耗5dB
18、 接收功率-127dB 波茨曼常数-228.6dBW/K/Hz 带宽57dHz 噪声温度27.8dBK 噪声功率-143.8dBW SNR 16.8dB 算出信噪比后即可根据GMSK 调制方式的性能知道误码率为多少，是否满足要求。名师资料总结 - - -精品资料欢迎下载 - - - - - - - - - - - - - - - - - - 名师精心整理 - - - - - - - 第 9 页，共 10 页 - - - - - - - - - 名师资料总结 - - -精品资料欢迎下载 - - - - - - - - - - - - - - - - - - 名师精心整理 - - - - - - - 第 10 页，共 10 页 - - - - - - - - -