孫 軍，孫保杰

(解放軍91404部隊，秦皇島 066001)

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RCS測量標校中采用無人機吊放標準球的解決方案研究

孫 軍，孫保杰

(解放軍91404部隊，秦皇島 066001)

研究設計了采用無人機吊放金屬標準球進行雷達截面(RCS)標校的方案，旨在解決目前RCS測量中采用氣球或風箏吊放方式受天氣影響等標校成功率不高的瓶頸問題。設計方案在相關飛行性能評估平臺進行了測試驗證，結果表明能滿足RCS測量中標校的需求。

無人機；雷達截面；測量標校

0 引 言

雷達截面(RCS)測量原理是金屬標準球[1]定標比測法，即對于性能穩(wěn)定的雷達，首先用標準球標定出其性能參數(shù)。由雷達方程：

(1)

式中：Pr為接收機輸出功率；Pt為發(fā)射機功率；G為天線增益；λ為波長；σ為RCS；R為被測目標距離；L為雷達系統(tǒng)損耗；F為天線方向圖傳播因子；α為大氣衰減因子。

將式(1)中相對不變的各參數(shù)用系數(shù)K來表示，即：

(2)

稱K為雷達性能參數(shù)(標校系數(shù))，則式(1)的雷達方程可簡化為：

(3)

在用金屬標準球標定時，將測得的Pts、Prs、Rs和已知的σs代替式(3)中的Pt、Pr、R和σ，可算出雷達性能參數(shù)(標校系數(shù))：

(4)

式中:Pts為測標準球時的發(fā)射機功率;Prs為測標準球時接收機輸出功率;Rs為標準球距離;σs為標準球的RCS。

在對目標進行RCS測量時，用測得的Ptt、Prt、Rt和標定出的K值(同頻率極化)代入式(3)，即可算得目標的RCS值：

(5)

式中:σt為目標的RCS;Ptt為測目標時發(fā)射機功率;Prt為測目標時接收機輸出功率;Rt為被測目標距離。

1 RCS測量標校過程

RCS測量需要先標校再測量[2]。標校即對于性能穩(wěn)定的雷達，首先標定出其性能參數(shù)K值(雷達方程中相對不變的參量)。K值的有效性通過檢查標校曲線是否落在允許的范圍內(如相對標準球截面積[1]偏差小于1 dB(均方差)，如圖1所示)來確定。測量時，用標定好的K值(與測量時同頻率同極化)代入，計算被測目標的RCS值，這就要求代入計算的K值與測量時的實際K值基本一致,即K值偏差在允許的范圍內，同樣需要標校來確認，

即通過測量后再標校1次,與測量時所用標校K值比較或通過8 h連續(xù)標校的穩(wěn)定性考核來檢驗測量時K值的有效性。8 h精度考核試驗如表1所示。表1中,測量起始時間：18:14:10.633；每隔0.5 h標1次，有效標校××次;距離(km)：1.52～1.536;方位(°)：56.43～56.93;仰角(°)：11.69～12.31?？梢姡瑥臏y量按原理實施及確保測量有效性上，都需要標校，它是測量順利開展并有效完成的關鍵環(huán)節(jié)。

圖1 RCS測量標校曲線

頻率(MHz)極化均值(dB)均方差(dB)極化均值(dB)均方差(dB)34000H-11.213180.5368235V-10.863180.889411834250H-10.872760.7522941V-11.259060.50634500H-11.094820.5374118V-10.926710.810411834750H-11.413120.3111176V-11.147120.682294135000H-11.186880.5016471V-11.109530.705705935250H-11.247710.4105882V-11.292240.618941235500H-11.4060.3372941V-11.8090.573411835750H-11.630880.3464706V-11.335590.481470636000H-11.611240.3562941V-11.776180.5462353合格判據(jù)均方差≤1dB結論合格檢測人員

目前,外場RCS測量基本上都采用無源標校方式，即采用各向同性的金屬標準球作為標校體。標校時(參見圖2)，用氣球或風箏等通過系線將標準球升空至距離雷達合適位置(距離上滿足雷達信噪比和最小作用距離要求，仰角大于10°以避開雜波背景影響)后，RCS測量雷達對此散射截面積已知的標準球進行測量，得到K值。

圖2 RCS測量標校過程示意圖

實踐經(jīng)驗表明，在無風或微風下，應采用氣球吊放標準球；在2～3級風時，風箏升力不足，無法起飛，氣球無法上升到足夠高度，達到仰角10°以上的要求(此時受風平壓，氣球見遠不見高)；4級風以上，風箏回收困難，風險系數(shù)高；有時遇分層風，尤其是低空有風而高空無風情況，風箏可使用但高度無法到達雷達測量仰角要求，此時風箏和氣球均無法

使用。此外，風向也是影響標校效果的重要因素：風向若將標準球吹向海上或干凈背景方向，則環(huán)境背景影響較小(此時，即使標準球較雷達仰角較低，也能獲得滿意的效果標校)，否則，影響較大。

可見采用氣球或風箏吊放球的方式，因受風力影響氣象窗口小,成功率低，且受風向制約不能主動避開雜波背景對標校效果的影響，經(jīng)常造成標校失敗，形成嚴重影響測量順利進行的瓶頸。

為了提高標校成功率，確保RCS測量如期展開，有必要研究其它有效的標準球吊放方式。近年來，隨著多旋翼無人機技術的迅猛發(fā)展并日臻成熟，無人機吊放標準球已成為現(xiàn)實可能。對比氣球或風箏等被動吊放方式，無人機吊放方式因具有風力適應性好且能主動避開高雜波背景等優(yōu)點(參見表2)，或將成為外場標校吊放球的主要方式。因此，研究RCS測量采用無人機吊球標校很有必要。

表2 氣球、風箏、無人機吊球標校效果對比

2 無人機吊球標校解決方案研究

(1) 需求分析

無人機從用途上分為軍用級、工業(yè)級和消費級；從結構上分為無人直升機、固定翼無人機、多旋翼無人機等，分類可見表3。

軍用級多數(shù)采用固定翼或共軸雙翼，油動或混合動力，造價高，放飛和回收有較高的場地要求。2010年以來，多旋翼無人機因輕巧靈活、起降影響因素小、便于攜帶等優(yōu)勢受到廣泛關注而迅猛發(fā)展，技術日臻成熟，大有后來居上之勢，已在災害、環(huán)保監(jiān)測，消防、交通監(jiān)控，影視航拍，農業(yè)植保等各方面得到廣泛應用。

表3 無人機分類

通過技術分析及市場調研，認為采用無人機吊放標準球的時機已經(jīng)成熟，并確定解決思路如下：從性價比和操控便利等因素考慮，采用民用級多旋翼無人機吊放標準球，相較軍用固定翼無人機，其造價低廉，操控方便，收放靈活，維護簡單，可靠性高。

從吊放球標校來看，主要需無人機具有如下能力：

(a) 最大有效載荷

RCS測量標校要求(如圖1所示)，將重約2 kg的金屬標準球(φ300 mm)通過100多米系球線(以保證雷達波束僅照射標準球)吊放至距離雷達1～2 km處，仰角大于10°以上(以避開地物雜波等背景)，故最大吊掛載荷約3 kg(標準球重<2 kg，100多米系球線<1 kg)；

(b) 續(xù)航時間

標校在8～18 GHz間按250 MHz間隔一個點，以雙極化，并有4個可設機動頻點，按每次標校掃描10遍進行，故一次標校時長為(41+4)×2×120 ms(測量周期)×10=204 s，再加上程序設置時間小于1 min，故標校時長<5 min/次，按一次起落進行8次標校計，飛行器收放按10 min計，故滿載標校時間即續(xù)航時間約50 min。

(c) 環(huán)境適應性

海上因無遮擋，風起時將直接吹向無人機和其吊掛的標準球，又因無人機和標準球之間是軟連接(尼龍線)，通過無人機對其自身的抗風性調整及對標準球的穩(wěn)定性調整是有較大難度的。因此抗風能力也是一個關鍵指標。鑒于海上經(jīng)常遇到較大的風，故提出要求如下：

抗風能力：大于10 m/s(5級風)；

小雨、小雪天能正常工作，有防雷、防水、防鹽霧腐蝕等能力；

工作溫度：-10°～40°。

(2) 方案構想

鑒于國內民用級電動無人機續(xù)航力一般在20 min左右，針對標校載荷3 kg和續(xù)航50 min的特殊需求屬于特種作業(yè)，經(jīng)過咨詢國內相關廠家(大疆創(chuàng)新、深圳智航、零度智控、極飛等主要旋翼無人機制造廠家)和市場調研，了解到市面尚無成品無人機滿足工作要求，需要采用針對性設計并定制的解決方案。

解決方案[3]是通過精細化搭配多旋翼無人機的電池、電機、電調和槳葉這四大件等，來保障體現(xiàn)其飛行能力的飛行時間(續(xù)航時間)、飛行重量(載荷)和耗電量這3個要素，以滿足標校時吊放球的要求。

方案設計的基本思路是根據(jù)需求進行飛行器構型選擇，預估出飛行重量；由飛行重量和軸數(shù)推算出起飛懸停時所需的電機拉力以及電機的最大拉力等；由所需的電機拉力等參數(shù)選擇效能(主要是力效最高,同等拉力下，力效或效率越高越佳)合適的電機；電機選定后，根據(jù)電機測試參數(shù)及配置表(一般電機廠家都提供)進一步明確電機力效等參數(shù)和適配的電池、槳及起飛重量等，并由此驗算飛行時間等能否滿足要求。

常用多(軸)旋翼無人機分為四軸、六軸和八軸等。比較而言，六軸旋翼[4]的穩(wěn)定性優(yōu)于四軸而結構及控制比八旋翼簡單，故方案設想采用六旋翼無人機，它主要由飛行控制系統(tǒng)(飛控)、飛行動力系統(tǒng)(電池、電調(電子調速器)、電機(直流無刷)、槳葉四大件組成)、機架等組成，為增加續(xù)航時間，采用2塊6S22000 mAh電池并聯(lián)。

(3) 關鍵指標設計

(a) 飛行重量

由上，飛行重量預估如下：

電機350 g((以恒力Q6L6215 KV350為例)346 g)×6,約2 000 g；

電池2 647 g(以格氏ACE TATTU plus 22 000 mAh為例)×2,約5 300 g；

碳槳150×6(22英寸),約1 000 g；

機架(以飛越T810為例),約1 020 g；

飛控圖傳及電調：500 g；

載荷：金屬標準球+200 m線，按3 000 g計；

故飛行總重量約13 000 g。

根據(jù)六軸13 000 g飛行重量得知，每個電機的拉力應在2 167 g(13 000/6)以上才能實現(xiàn)懸停；又根據(jù)工程經(jīng)驗，整機重量應該小于電機最大動力的2/5，據(jù)此得到每個電機的最大拉力為5 416 g左右。根據(jù)電機拉力和構型(軸數(shù))、飛行重量等參數(shù)選用適配電機，并在可供選擇的電機中選擇力效最高的。

(b) 續(xù)航時間

比如以恒力電機Q6L6215 KV330為例，由其力效表查得，當拉力為2 255 g(大于起飛懸停拉力2 167 g的需求)時，力效約9.2 g/W。裝機時，可以采用如下經(jīng)驗公式預估出飛行時間：飛行時間=60/[飛行重量/(電池實際容量×電池電壓×效率)]，電壓按3.7 V的單片電芯電壓計算，估算出如上初步配置下的續(xù)航時間為：

60/(13 000/22×2×22.2×9.2)=41.5 min

(c) 飛行效率與電機選型

由飛行時間預估公式可以看出，決定多軸飛行能力的主要指標簡單地說無非就是飛行時間、飛行重量、耗電量這3個要素。

因此，工程方案的著眼點在于：其一，在滿足有效載荷下盡量減少飛行總重量；其二，提高飛行效率。二者的目的在于提高續(xù)航時間。

飛行效率：一般用“g/W”表示，代表每W的消耗能產(chǎn)生幾g的拉力，其高低與電機自身的效率和槳等(四大件)搭配等有著密切的關系。電機廠家會給出配槳效率參數(shù)，在效率表中，可發(fā)現(xiàn)電機效率高一般都是大槳低轉速獲得，所以如果想讓多軸飛行效率高可以考慮盡量用kV值低的電機上大槳。

本方案準備采用定制的高性能電機，以獲得懸停拉力下不低于9.5 g/W的力效和不超過300 g重量的電機，其它選用適配的輕質高性能部件，以控制總重量在12 000 g以內，此方案配置如表4所示。

(5)方案驗證

根據(jù)以上初步配置，在北航穩(wěn)定飛行控制組(BUAA)的飛行性能評估平臺上進行仿真飛行測試，得到如圖3所示的預估飛行性能。由仿真測試結果可以看出，按表4配置的無人機吊放球解決方案基本能滿足標校的需求(測試時，臨時用老虎電機代替配置表中的定制電機)。

3 結束語

多旋翼無人機技術已經(jīng)日臻成熟，據(jù)此采用無人機吊放球標?？梢钥朔捎脷馇蚧蝻L箏傳統(tǒng)吊放球方式受風的影響，并能靈活地避開低仰角雜波，對于RCS測量是行之有效的標校吊放球解決方案?？梢灶A料這種解決方案還能廣泛應用于雷達試驗，發(fā)展前景廣闊。

圖3 無人機吊放球仿真飛行測試結果

[1] 黃培康，殷紅成，許小劍.雷達目標特性[M].北京：電子工業(yè)出版社，2005：47-49.

[2] 孫軍，孫保杰.外場RCS測量精度估算的工程化建模[J].指揮控制與仿真，2015，37(6)：118-121.

[3] 王偉，馬浩 ，徐金琦，孫長銀.多旋翼無人機標準化機體設計方法研究[J].機械設計與制造,2014(5)：147-150.

[4] 郭蕭，祝玲，郭青，葉麗榮.四旋翼飛行器設計方案[J].電子世界,2015(15):184-185.

Research into The Solution Scheme of UAV Lifting Standard Ball in RCS Measurement Calibration

SUN Jun，SUN Bao-jie

(Unit 91404 of PLA，Qinhuangdao 066001，China)

This paper studies and designs the radar cross section (RCS) calibration scheme using unmanned aerial vehicle (UAV) to lifting metal standard ball,which aims to solve the bottleneck problem that the calibration success rate is low in current RCS measurement mode using balloons or kites hanging because of weather influence.The scheme has been tested and validated on correlative flight performance evaluation platform,and the result shows that the system can meet the calibration requirements of RCS measurement.

unmanned aerial vehicle；radar cross section；measurement calibration

2016-07-02

TN951

A

CN32-1413(2016)04-0019-06

10.16426/j.cnki.jcdzdk.2016.04.005