1.一种基于卡尔曼滤波的直升机旋翼遮挡缝隙时长预测方法，直升机为共轴式双旋翼直升机，包括上下两个旋翼，每个旋翼对应一个旋翼遮挡状态，所述的预测方法包括下列步骤：

S1、初始化双旋翼直升机旋翼遮挡状态，通过卫星通信系统检测4个连续缝隙时间来确定上下两个旋翼当前的旋翼遮挡状态，比较4个连续缝隙时间中相邻两个数相加的结果，最小值为较快旋翼周期时间；

S2、利用上一个旋翼遮挡状态通过状态方程Xk＝FX′k‑2预测下一个同遮挡旋翼的旋翼遮挡状态，其中，X′k‑2为上一个同遮挡旋翼下的旋翼遮挡状态，状态转移矩阵F为预定义参数，Xk为预测的旋翼遮挡状态；

S3、判断是否存在较快或较慢旋翼遮挡状态周期变化起点标记及步骤S2预测的旋翼遮挡状态中缝隙时间是否在较快旋翼周期时间内，若旋翼遮挡状态超出范围则对旋翼遮挡状态进行修正，并设置起点标记，输出旋翼遮挡状态，并利用该状态中的缝隙时间指导返向链路信号的突发传输，控制突发时间长度；

S4、判断输出的旋翼遮挡状态属于较快旋翼还是较慢旋翼造成，利用上一次同遮挡旋T

翼协方差矩阵预测当前的协方差矩阵，预测公式如下：Pi＝FP′i‑1F +Q，其中，P′i‑1为上一次T

同遮挡旋翼更新后的协方差矩阵，F为预定义的状态转移矩阵，F为状态转移矩阵的转置，QT T

表示外界噪声的方差，Pi为当前旋翼遮挡状态下的协方差矩阵；利用公式K＝PiH (HPiH+R‑1 T

) 更新当前旋翼遮挡状态下的卡尔曼增益，其中，观测矩阵H为预定义参数，H 为观测矩阵的转置，R为测量噪声方差，Pi为预测的协方差矩阵，K为当前旋翼遮挡状态下的卡尔曼增益；通过卫星通信系统检测到的缝隙时间校正步骤S3中输出的旋翼遮挡状态，校正公式如下：X′k＝Xk+K(zk‑HXk)，其中，Xk为输出的旋翼遮挡状态，zk为卫星通信系统检测到的缝隙时间，K为上文公式求得的卡尔曼增益，观测矩阵H为上文中提到的预定义参数，X′k为校正后的旋翼遮挡状态；利用公式P′i＝Pi‑KHPi得到更新后的协方差矩阵，其中，Pi为上文公式预测的协方差矩阵，P′i为更新后的协方差矩阵；

S5、判断步骤S4中检测到的缝隙时间与校正后旋翼遮挡状态中缝隙时间的差值的绝对值是否大于转速变化阈值，其中，转速变化阈值为预定义参数，若判断大于，则调整目前存储的较快旋翼周期时间；

S6、返回步骤S2继续预测下一个旋翼遮挡状态，直至停止预测。

2.根据权利要求1所述的基于卡尔曼滤波的直升机旋翼遮挡缝隙时长预测方法，其特征在于，所述的旋翼遮挡状态包括缝隙时间和上下两个旋翼转速时间差，其中，所述的缝隙时间是指直升机卫星通信链路未被直升机旋翼遮挡的时间间隙；所述的上下两个旋翼因转速不同分为较快和较慢旋翼，通过上下两个旋翼的转速时间差的符号确定旋翼遮挡状态属于较快旋翼或较慢旋翼遮挡。

3.根据权利要求1所述的基于卡尔曼滤波的直升机旋翼遮挡缝隙时长预测方法，其特征在于，所述的状态方程Xk＝FX′k‑2中X′k‑2为上一个同遮挡旋翼下的旋翼遮挡状态，由于双旋翼直升机的上下旋翼是相向运动，且交替遮挡天线，因此相邻的旋翼遮挡状态分别由上下两个旋翼遮挡。

4.根据权利要求2所述的基于卡尔曼滤波的直升机旋翼遮挡缝隙时长预测方法，其特征在于，所述的较快和较慢旋翼遮挡周期变化起点标记是指转速较快旋翼的旋翼遮挡状态中缝隙时间呈周期性变化的起点位置和转速较慢旋翼的旋翼遮挡状态中缝隙时间呈周期性变化的起点位置；所述的旋翼遮挡状态超出范围包括预测的旋翼遮挡状态中缝隙时间大于较快旋翼周期时间或等于零。

5.根据权利要求1所述的基于卡尔曼滤波的直升机旋翼遮挡缝隙时长预测方法，其特征在于，所述的步骤S3包括：

S31、判断是否存在较快旋翼遮挡状态周期性变化的起点标记，若判断成立，修正步骤S2中预测的旋翼遮挡状态，重置较快旋翼遮挡状态周期性变化的起点标记；

S32、判断是否存在较慢旋翼遮挡状态周期性变化的起点标记，若判断成立，修正步骤S2中预测的旋翼遮挡状态，重置较慢旋翼遮挡状态周期性变化的起点标记，标记较快旋翼遮挡状态周期性变化的起点；

S33、判断步骤S2中预测的旋翼遮挡状态中缝隙时间是否大于较快旋翼周期时间，若判断成立，修正旋翼遮挡状态，标记较慢旋翼周期性变化的起点，设置较慢旋翼周期性变化起始值；

S34、判断步骤S2中预测的旋翼遮挡状态中缝隙时间是否等于零，若判断成立，修正旋翼遮挡状态，标记较慢旋翼周期性变化的起点，设置较慢旋翼周期性变化起始值。

6.根据权利要求5所述的基于卡尔曼滤波的直升机旋翼遮挡缝隙时长预测方法，其特征在于，所述的步骤S31、S32、S33和S34中，每一个判断条件在一次循环中仅有一个判断成立或者都不成立。