(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，西安710089)

通過(guò)試飛測(cè)量大型直升機(jī)超短波天線的方向圖*

湯恒仁**

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，西安710089)

超短波天線方向圖的精確測(cè)量對(duì)摸清機(jī)載通信系統(tǒng)性能底數(shù)，指導(dǎo)部隊(duì)?wèi)?zhàn)術(shù)應(yīng)用具有重要意義。針對(duì)傳統(tǒng)試飛方法均不適用于大型直升機(jī)天線方向圖測(cè)量的問(wèn)題,通過(guò)分析大型直升機(jī)的飛行性能特點(diǎn)，提出了一種新的適用于大型直升機(jī)的超短波天線方向圖試飛方法。通過(guò)分析計(jì)算給出了試飛中載機(jī)高度、速度、姿態(tài)等參數(shù)的限制數(shù)據(jù)，制定了詳細(xì)的試飛流程，提出了逐架次、逐頻點(diǎn)采集校準(zhǔn)數(shù)據(jù)并完成校準(zhǔn)曲線擬合的方法，得到了較高的測(cè)量精度。該方法已在某大型直升機(jī)定型試飛中進(jìn)行了應(yīng)用，試飛結(jié)果表明該方法的測(cè)量結(jié)果與傳統(tǒng)測(cè)量方法之間的標(biāo)準(zhǔn)差在1.6 dB內(nèi)，試飛效率提高了66%。

大型直升機(jī)；超短波天線；方向圖測(cè)量；飛行試驗(yàn)

1 引 言

機(jī)載超短波電臺(tái)是航空器進(jìn)行對(duì)外通信所依賴的主要手段，超短波天線方向圖的精確測(cè)量對(duì)摸清機(jī)載通信系統(tǒng)性能底數(shù)，指導(dǎo)部隊(duì)?wèi)?zhàn)術(shù)使用具有重要意義。天線方向圖的獲取方法主要有仿真計(jì)算、縮比模型測(cè)量、全尺寸模型靜態(tài)測(cè)量以及飛行試驗(yàn)動(dòng)態(tài)測(cè)量等4種。裝機(jī)后的天線方向圖不僅和天線自身有關(guān)，還取決于其在機(jī)上的安裝位置、機(jī)體形狀以及蒙皮材料等多個(gè)方面。由于機(jī)體表面不規(guī)則、蒙皮材料電特性不確定以及地面測(cè)量中無(wú)法避免的地面反射等因素，使得通過(guò)數(shù)學(xué)仿真或其他地面測(cè)量手段獲得的天線方向圖與真實(shí)飛行條件下獲得的天線方向圖之間存在較大差異，特別是對(duì)于直升機(jī)而言，其機(jī)載天線方向圖還易受到主旋翼、尾旋翼等旋轉(zhuǎn)部件的動(dòng)態(tài)影響，導(dǎo)致其方向圖的動(dòng)靜態(tài)特性差異更大，因此開(kāi)展機(jī)載天線方向圖動(dòng)態(tài)測(cè)量十分必要。

用于機(jī)載天線方向圖動(dòng)態(tài)測(cè)量的方法有很多。文獻(xiàn)[1]給出了“8”字飛行以及盤旋飛行等基本的機(jī)載天線方向圖動(dòng)態(tài)測(cè)量方法。文獻(xiàn)[2]在文獻(xiàn)[1]的基礎(chǔ)上提出了一種采用場(chǎng)強(qiáng)數(shù)值歸算法的機(jī)載天線方向圖動(dòng)態(tài)測(cè)量方法，在一定程度上改善了飛機(jī)盤旋過(guò)程中所產(chǎn)生的位置變化引入的測(cè)量誤差，提高了測(cè)試精度。文獻(xiàn)[3]提出了一種使用懸?；剞D(zhuǎn)飛行法進(jìn)行試飛測(cè)試的直升機(jī)天線方向圖動(dòng)態(tài)測(cè)量方法，利用了直升機(jī)獨(dú)特的定點(diǎn)懸停能力，解決了前述方法對(duì)直升機(jī)而言試飛效率過(guò)低的問(wèn)題，其缺點(diǎn)是對(duì)直升機(jī)懸停性能的要求太高，僅適用于輕型直升機(jī)試飛。

本文針對(duì)大型直升機(jī)的飛行特點(diǎn)，提出了一種基于盤旋飛行和事后精確場(chǎng)強(qiáng)修正的水平方向圖動(dòng)態(tài)測(cè)量方法，降低了飛行難度，提高了試飛效率，解決了傳統(tǒng)方法均不適用于大型直升機(jī)天線方向圖試飛的問(wèn)題。

2 傳統(tǒng)天線方向圖試飛方法

傳統(tǒng)的天線方向圖試飛方法有“梅花瓣”飛行法、等場(chǎng)強(qiáng)區(qū)飛行法以及懸停回轉(zhuǎn)飛行法等，針對(duì)載機(jī)飛行性能的特點(diǎn)可選用不同的飛行方法。

2.1 “梅花瓣”飛行法

要求載機(jī)在遠(yuǎn)場(chǎng)區(qū)進(jìn)行“梅花瓣”飛行，并在飛越“梅花瓣”中心點(diǎn)時(shí)發(fā)射載波，地面進(jìn)行場(chǎng)強(qiáng)同步測(cè)量。該方法的優(yōu)點(diǎn)是能保證測(cè)量過(guò)程中載機(jī)與地面測(cè)量設(shè)備之間的距離一定，測(cè)量結(jié)果的精度很高；缺點(diǎn)是試飛效率太低，根據(jù)載機(jī)飛行速度以及航向間隔設(shè)置的不同，完成1次“梅花瓣”飛行的時(shí)間需4～5 h，因此該方法對(duì)于直升機(jī)等低速平臺(tái)來(lái)說(shuō)并不適用。對(duì)該方法應(yīng)用較多的是飛行速度適中，續(xù)航時(shí)間較長(zhǎng)的大型固定翼飛機(jī)，例如固定翼預(yù)警機(jī)、大型運(yùn)輸機(jī)等。

2.2 等場(chǎng)強(qiáng)區(qū)飛行法

要求載機(jī)在等場(chǎng)強(qiáng)區(qū)做“8”字或盤旋飛行，航向每改變一定角度發(fā)射載波，地面進(jìn)行場(chǎng)強(qiáng)同步測(cè)量，飛行結(jié)束后利用文獻(xiàn)[2]所述方法進(jìn)行場(chǎng)強(qiáng)修正，從而改善由“8”字或盤旋飛行所產(chǎn)生的到測(cè)試點(diǎn)距離變化帶來(lái)的測(cè)量誤差。該方法的優(yōu)點(diǎn)是利用了等場(chǎng)強(qiáng)區(qū)場(chǎng)強(qiáng)緩變的特征，使用“8”字或盤旋飛行替代“梅花瓣”飛行，提高了試飛效率；缺點(diǎn)是該方法以及文獻(xiàn)[2]所述的修正方法僅適用于多徑損耗特性基本呈線性特征的等場(chǎng)強(qiáng)區(qū)，而等場(chǎng)強(qiáng)區(qū)一般距地面測(cè)試點(diǎn)較遠(yuǎn)，文獻(xiàn)[1]所述方法考慮載機(jī)出航、返航所占用的時(shí)間，這對(duì)于飛行速度較低(最大巡航速度在200 km/h左右)的大型直升機(jī)來(lái)說(shuō)試飛效率過(guò)低，并不適用。

2.3 懸停回轉(zhuǎn)飛行法

該方法是專門針對(duì)直升機(jī)天線方向圖試飛所提出的一種方法，要求直升機(jī)在距地面測(cè)量設(shè)備特定距離處，以低高度進(jìn)行懸停回轉(zhuǎn)。由于懸停位置處于場(chǎng)強(qiáng)快速衰落區(qū)，且未采取任何場(chǎng)強(qiáng)修正措施，從而要求懸停位置保持精度非常高，綜合考慮要規(guī)避高空風(fēng)對(duì)懸停位置保持精度的影響、保證飛行員對(duì)地面參照物的良好目視以及最大程度減少地面反射波影響等因素，其懸停高度推薦值為100～150 m，期間改變直升機(jī)航向，發(fā)射載波，地面進(jìn)行場(chǎng)強(qiáng)同步測(cè)量。該方法要求直升機(jī)能夠長(zhǎng)時(shí)間進(jìn)行低高度無(wú)地效精準(zhǔn)懸停，這對(duì)于輕型武裝直升機(jī)尚能實(shí)現(xiàn)，但對(duì)于大型直升機(jī)而言，特別是大重量狀態(tài)下，其操縱性能差、懸停升限低，例如某大型直升機(jī)的無(wú)地效懸停升限已不足100 m，該方法并不適用。

3 大型直升機(jī)超短波天線方向圖動(dòng)態(tài)測(cè)量

鑒于傳統(tǒng)試飛方法均不能滿足大型直升機(jī)超短波天線方向圖動(dòng)態(tài)測(cè)量的需求，本文提出了一種基于盤旋飛行和事后精確場(chǎng)強(qiáng)修正的大型直升機(jī)超短波天線水平方向圖試飛方法，該方法的試飛剖面圖見(jiàn)圖1。

圖1 試飛剖面圖Fig.1 Flight profile

3.1 地面測(cè)量點(diǎn)的確定

為保證所測(cè)信號(hào)幅度和相位保持穩(wěn)定，包括校準(zhǔn)航線在內(nèi)的整個(gè)試飛區(qū)域需處于遠(yuǎn)場(chǎng)區(qū)[4]，遠(yuǎn)場(chǎng)區(qū)的計(jì)算參照下式：

r≥ 2D2/λ。

(1)

式中：r為載機(jī)和地面測(cè)量設(shè)備之間的距離，單位m；D為天線尺寸，工程上一般取機(jī)體最大尺寸，單位m；λ為所測(cè)頻點(diǎn)波長(zhǎng)，單位m。

對(duì)軍用大型直升機(jī)而言，其機(jī)體尺寸的典型值約18 m，為覆蓋30～400 MHz的整個(gè)超短波頻段，根據(jù)式(1)計(jì)算得到整個(gè)測(cè)量飛行期間載機(jī)距地面測(cè)量點(diǎn)的距離應(yīng)大于864 m，也即圖1中的校準(zhǔn)航線起點(diǎn)距地面測(cè)試點(diǎn)至少864 m。

3.2 飛行高度、速度的確定

為滿足在整個(gè)測(cè)量范圍內(nèi)通視的要求，載機(jī)的最低飛行高度可按式(2)計(jì)算得到。式(2)由文獻(xiàn)[2]中視距計(jì)算公式反推得到。此外，在實(shí)際規(guī)劃飛行高度時(shí)，還應(yīng)兼顧航管要求以及試飛空域內(nèi)最低安全飛行高度的要求。

(2)

式中：h2為滿足通視要求的最低飛行高度，單位km；h1為地面測(cè)量天線高度，單位km；r為校準(zhǔn)航線終點(diǎn)也即航線最遠(yuǎn)點(diǎn)到測(cè)量點(diǎn)的距離，單位km；a為地球平均半徑，取值6 365 km。

根據(jù)經(jīng)驗(yàn)，地面測(cè)量設(shè)備所接收的載波電平穩(wěn)定需要一定時(shí)間，因此要求每次發(fā)射載波的時(shí)間在2 s以上，并對(duì)穩(wěn)定后的強(qiáng)度值進(jìn)行記錄。根據(jù)實(shí)測(cè)結(jié)果，快速衰落區(qū)的場(chǎng)強(qiáng)變化梯度可達(dá)12 dB/km以上，按照測(cè)量不確定度1～3 dB的要求[5]，為保證測(cè)量精度應(yīng)控制每次載波發(fā)射期間的飛行距離不超過(guò)80 m，在兼顧測(cè)量效率的前提下，飛行速度可在100～140 km/h之間進(jìn)行選擇。

3.3 校準(zhǔn)數(shù)據(jù)的獲取

由于盤旋飛行將導(dǎo)致測(cè)量期間機(jī)載天線到臺(tái)距離動(dòng)態(tài)變化，必須對(duì)其帶來(lái)的場(chǎng)強(qiáng)測(cè)量誤差進(jìn)行修正。利用標(biāo)準(zhǔn)電磁波傳播模型可以對(duì)距離和相對(duì)接收?qǐng)鰪?qiáng)的關(guān)系進(jìn)行推算，但由于受到氣象、地表特征多變等系列因素的多重影響，真實(shí)的距離、相對(duì)場(chǎng)強(qiáng)關(guān)系與標(biāo)準(zhǔn)模型之間的差異較大。圖2為某次接收?qǐng)鰪?qiáng)計(jì)算值與實(shí)測(cè)值之間的對(duì)比(測(cè)試頻點(diǎn)356.250 MHz，飛行高度1 000 m，水平極化，地面介質(zhì)為干土地)，圖中接收?qǐng)鰪?qiáng)計(jì)算值中的K為常數(shù)，其大小取決于發(fā)射功率、天線增益和線纜損耗。由圖2可見(jiàn)兩者在特定距離上的相對(duì)場(chǎng)強(qiáng)變化規(guī)律差異較大，若直接利用標(biāo)準(zhǔn)模型進(jìn)行修正，可能會(huì)引入額外的測(cè)試誤差。

圖2 接收?qǐng)鰪?qiáng)計(jì)算值與實(shí)測(cè)值之間對(duì)比Fig.2 Comparison between measured values and calculated values

為保證修正精度，本方法要求采用真實(shí)飛行測(cè)試的方式進(jìn)行逐架次、逐頻點(diǎn)校準(zhǔn)數(shù)據(jù)獲取，并完成曲線擬合。具體做法是，按照?qǐng)D1所示校準(zhǔn)飛行航線，進(jìn)行背臺(tái)直線平飛，為保證后續(xù)曲線擬合精度，校準(zhǔn)飛行航線應(yīng)完全覆蓋盤旋飛行區(qū)域，期間每隔3 s發(fā)射載波，地面進(jìn)行場(chǎng)強(qiáng)同步測(cè)量和記錄。飛行后，利用記錄的場(chǎng)強(qiáng)與距離序列，進(jìn)行曲線擬合，形成該架次、該頻點(diǎn)的電磁波衰減模型，為后續(xù)數(shù)據(jù)修正做準(zhǔn)備。采用多項(xiàng)式擬合法來(lái)擬合距離和場(chǎng)強(qiáng)之間的關(guān)系函數(shù)，在不同階次下分別對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行曲線擬合，通過(guò)比較擬合結(jié)果的殘差平方來(lái)確定最高階次，應(yīng)將殘差控制在1 dB以下。數(shù)據(jù)擬合可直接利用Matlab提供的ployfit函數(shù)實(shí)現(xiàn)，例如對(duì)某次實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行曲線擬合，經(jīng)計(jì)算當(dāng)采用15階多項(xiàng)式進(jìn)行擬合時(shí)，其殘差就降低到0.96 dB左右，能夠很好地實(shí)現(xiàn)對(duì)包括拐點(diǎn)在內(nèi)的場(chǎng)強(qiáng)衰減的擬合。原始校準(zhǔn)數(shù)據(jù)及擬合后的曲線見(jiàn)圖3。最后利用獲得的校準(zhǔn)函數(shù)將盤旋飛行期間的場(chǎng)強(qiáng)歸一化到盤旋中心點(diǎn)處，用于方向圖繪制。

圖3 擬合曲線與實(shí)測(cè)曲線對(duì)比Fig.3 Comparison between the fitting curve and the measured curve

3.4 方向圖測(cè)量

方向圖測(cè)量試飛采用小半徑盤旋的方式進(jìn)行，為保證機(jī)載被試天線與地面測(cè)量天線之間的極化失配度較小且穩(wěn)定，應(yīng)將載機(jī)橫滾角控制在3°±1°以內(nèi)且保持穩(wěn)定[5]，不能劇烈變化，可利用式(3)對(duì)盤旋半徑進(jìn)行計(jì)算，當(dāng)飛行速度在100～140 km/h之間變化時(shí)，其盤旋半徑在1.5～3.4 km之間。盤旋飛行期間，每隔3 s發(fā)送1次載波，地面進(jìn)行場(chǎng)強(qiáng)同步測(cè)量和記錄。

(3)

式中：R為理論盤旋半徑，單位m；V為真空速，單位m/s；g為引力常數(shù)9.8 m/s2；β為滾轉(zhuǎn)角，單位度。

此外，需要注意的是由于慣性器件在連續(xù)盤旋條件下性能會(huì)有所下降，導(dǎo)致載機(jī)航向輸出誤差加大，影響相對(duì)方位角的計(jì)算精度，因此應(yīng)盡量避免連續(xù)同一方向盤旋，應(yīng)該順時(shí)針、逆時(shí)針交替進(jìn)行。

4 試飛應(yīng)用

在某大型直升機(jī)超短波天線方向圖試飛中，采用了本文所述的飛行方法和數(shù)據(jù)校準(zhǔn)方法。盤旋中心點(diǎn)選擇在距地面測(cè)量點(diǎn)25 km處，飛行高度選擇1 000 m，獲取了4副超短波天線低、中、高頻點(diǎn)的共計(jì)12幅天線方向圖。參照該型直升機(jī)機(jī)載超短波電臺(tái)通信距離試飛結(jié)果，其向臺(tái)(對(duì)應(yīng)方向圖0°方位)和背臺(tái)(對(duì)應(yīng)方向圖180°方位)極限通信距離與對(duì)應(yīng)方位上的場(chǎng)強(qiáng)相對(duì)值匹配，也即所測(cè)得的方向圖能正確表征電臺(tái)在各個(gè)方位上的通信效果。此外，在該直升機(jī)試飛項(xiàng)目中還采用傳統(tǒng)飛行方法中測(cè)量精度較高的“梅花瓣”飛行法，測(cè)得了機(jī)上某天線在8個(gè)方位上的相對(duì)場(chǎng)強(qiáng)數(shù)據(jù)，經(jīng)統(tǒng)計(jì)兩種方法測(cè)量結(jié)果之間差值的標(biāo)準(zhǔn)差為1.6 dB。兩種方法測(cè)量結(jié)果對(duì)比見(jiàn)圖4，滿足文獻(xiàn)[5]提出的測(cè)量不確定度要求，同時(shí)其精度也滿足國(guó)軍標(biāo)GJB 5035-2001要求的“最弱方位的零值深度不得超過(guò)20 dB”的測(cè)量要求。利用該方法，僅利用4個(gè)飛行架次就完成了該型機(jī)超短波天線方向圖試飛，較之傳統(tǒng)方法節(jié)約試飛架次66%，試飛周期縮短15天以上。

圖4 兩種方法測(cè)量結(jié)果對(duì)比Fig.4 Comparison of measurement results between two methods

5 結(jié)束語(yǔ)

本文提出的大型直升機(jī)超短波天線方向圖動(dòng)態(tài)測(cè)量試飛方法采用常規(guī)的盤旋飛行替代懸停飛行，回避了大型直升機(jī)懸停性能差的問(wèn)題。提出的一種適用于非等場(chǎng)強(qiáng)區(qū)的場(chǎng)強(qiáng)校準(zhǔn)方法，使得直升機(jī)無(wú)需飛行至距離較遠(yuǎn)的等場(chǎng)強(qiáng)區(qū)即可實(shí)現(xiàn)高精度場(chǎng)強(qiáng)修正，在保證測(cè)量精度的同時(shí)提高了試飛效率。在某大型直升機(jī)型號(hào)試飛中的實(shí)際應(yīng)用表明，該方法能夠滿足實(shí)際試飛要求，可進(jìn)一步推廣應(yīng)用。

后續(xù)研究可針對(duì)試飛結(jié)果與地面試驗(yàn)結(jié)果之間的一致性分析開(kāi)展，在兩者之間進(jìn)行迭代，逐步提高地面試驗(yàn)結(jié)果的精度，以期利用地面試驗(yàn)部分替代飛行試驗(yàn)，降低試驗(yàn)成本。

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DeterminationofLarge-scaleHelicopter-borneV/UHFAntennaRadiationPatternsbyFlightTest

TANG Hengren

(Chinese Flight Test Establishment, Xi'an 710089, China)

The accurate measurements of V/UHF antenna radiation patterns(ARP) is very important for testing the performance of airborne communication systems and guiding its operation. As the traditional test methods are not suitable for a large-scale helicopter, through the analysis of its flight characteristics, a new method of ARP measurement suitable for large-scale helicopters is proposed. Limit values of the flight parameters including altitude, velocity and attitude are given through calculation.The detailed process is also provided.By acquiring the calibration data of all test frequencies in each flight and completing the calibration curve fitting, high precision is guaranteed. The method has been applied in the flight test of a large-scale helicopter and the results show that the standard deviation between this method and the traditional method is within 1.6 dB, and the flight test efficiency is improved by 66%.

large-scale helicopter;W/UHF antenna;antenna radiation pattern(ARP) measurement;flight test

10.3969/j.issn.1001-893x.2017.12.010

湯恒仁.通過(guò)試飛測(cè)量大型直升機(jī)超短波天線的方向圖[J].電訊技術(shù)，2017,57(12):1404-1407.[TANG Hengren.Determination of large-scale helicopter-borne V/UHF antenna radiation patterns by flight test[J].Telecommunication Engineering,2017,57(12):1404-1407.]

2017-09-11；

2017-11-27

date:2017-09-11；Revised date：2017-11-27

tanghengren@sohu.comCorrespondingauthortanghengren@sohu.com

TN822

A

1001-893X(2017)12-1404-04

湯恒仁(1982—)，男，山東臨清人，2006年于南京理工大學(xué)獲碩士學(xué)位，現(xiàn)為高級(jí)工程師，主要研究方向?yàn)闄C(jī)載航電設(shè)備飛行試驗(yàn)。

Email:tanghengren@sohu.com