秦 峰，趙洪峰，劉偉鵬

(上海機(jī)電工程研究所，上海 201109)

0 引 言

傳統(tǒng)的空空導(dǎo)彈中制導(dǎo)階段制導(dǎo)信息的獲取主要依靠載機(jī)雷達(dá)，載機(jī)雷達(dá)探測到目標(biāo)后通過雙向數(shù)據(jù)鏈將制導(dǎo)信息傳遞給導(dǎo)彈[1-2]。對于中遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈，由于導(dǎo)引頭開機(jī)距離遠(yuǎn)小于發(fā)射距離，為滿足中末制導(dǎo)交班精度要求，導(dǎo)彈發(fā)射后載機(jī)需繼續(xù)跟飛至中末制導(dǎo)交班，以保證雙向數(shù)據(jù)鏈通信。但是載機(jī)長時間跟飛，使其易受敵方攻擊，這就給載機(jī)的安全帶來了極大的風(fēng)險。此外，目前空空導(dǎo)彈數(shù)據(jù)鏈仍采用載機(jī)與導(dǎo)彈點對點的通信模式，難以滿足第5代空空導(dǎo)彈網(wǎng)絡(luò)化制導(dǎo)的需求[3-4]。

北斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)空間星座由GEO(地球同步軌道)、IGSO(傾斜地球同步軌道)和MEO(中地球軌道)3種衛(wèi)星組成，其中，5顆GEO衛(wèi)星具備定位和短報文通信功能[5]。將短報文通信功能應(yīng)用于空空導(dǎo)彈數(shù)據(jù)鏈，建立空空導(dǎo)彈與地面指揮中心的實時通信短報文數(shù)據(jù)鏈，依靠地面指揮中心為導(dǎo)彈提供制導(dǎo)信息，可以保證載機(jī)迅速脫離戰(zhàn)場，降低其被擊落的風(fēng)險，進(jìn)而可減少戰(zhàn)爭中的飛機(jī)損耗。利用短報文數(shù)據(jù)鏈構(gòu)建制導(dǎo)數(shù)據(jù)鏈網(wǎng)絡(luò)，可實現(xiàn)地面指揮中心與多個空空導(dǎo)彈短報文數(shù)據(jù)鏈的同時建立，還可以實現(xiàn)中遠(yuǎn)程導(dǎo)彈的超視距攻擊能力和彈群協(xié)同作戰(zhàn)能力，加大對敵方的連續(xù)打擊力度。

本文針對傳統(tǒng)中遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈雙向數(shù)據(jù)鏈通信距離的不足，提出了一種新的將短報文數(shù)據(jù)鏈應(yīng)用于中遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈的作戰(zhàn)模式；與此同時，為解決短報文通信時波束方向相對固定導(dǎo)致通信成功率低的問題，又進(jìn)一步提出了一種波束指向?qū)?zhǔn)技術(shù)。通過滾轉(zhuǎn)角控制和波束賦形，根據(jù)導(dǎo)彈位置將短報文天線方向矢量實時與衛(wèi)星通信波束指向?qū)?zhǔn)。短報文數(shù)據(jù)鏈技術(shù)獲得突破后可以在各個型號上通用，為新一代導(dǎo)彈作戰(zhàn)模式提供新的選擇。

1 短報文數(shù)據(jù)鏈作戰(zhàn)應(yīng)用模式

1.1 短報文數(shù)據(jù)鏈特征

短報文數(shù)據(jù)鏈與傳統(tǒng)數(shù)據(jù)鏈都具有雙向傳輸數(shù)據(jù)的功能，分為前向鏈路和返向鏈路，雙向數(shù)據(jù)傳輸均需以經(jīng)定位總站轉(zhuǎn)發(fā)的雙跳的形式實現(xiàn)。根據(jù)所插通信卡類型的不同，通信設(shè)備分為普通用戶機(jī)和指揮型用戶機(jī)，普通用戶機(jī)插有普通卡，指揮型用戶機(jī)插有指揮卡。普通卡和指揮卡均有一個類似手機(jī)號碼的用戶ID號，普通用戶機(jī)還能以通播的形式綁定為指揮型用戶機(jī)的下屬用戶。普通用戶機(jī)僅能實現(xiàn)點對點形式的通信，指揮型用戶機(jī)除此之外還可以實現(xiàn)通播形式的通信，即同時向所有下屬用戶(具有同一通播ID)通播信息。用戶機(jī)所插通信卡均具有軍碼密鑰，可以實現(xiàn)數(shù)據(jù)的加解密，保證數(shù)據(jù)傳輸?shù)陌踩浴?/p>

1.2 短報文數(shù)據(jù)鏈方案設(shè)計

借鑒傳統(tǒng)數(shù)據(jù)鏈的應(yīng)用方式，結(jié)合短報文數(shù)據(jù)鏈的特征，對短報文數(shù)據(jù)鏈在中遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈上的應(yīng)用進(jìn)行了如下設(shè)計。

1) 地面指揮中心裝備指揮型用戶機(jī)，導(dǎo)彈和載機(jī)上裝備普通用戶機(jī)并綁定為該指揮型用戶機(jī)的通播下屬用戶，實現(xiàn)地面指揮中心對導(dǎo)彈和載機(jī)的指揮控制。

2) 地面指揮中心傳輸信息至導(dǎo)彈和載機(jī)的鏈路為前向鏈路，用于傳輸制導(dǎo)導(dǎo)引信息；導(dǎo)彈和載機(jī)傳輸信息至地面指揮中心的鏈路為返向鏈路，用于傳輸導(dǎo)彈和載機(jī)的狀態(tài)信息。

3) 采用通播群發(fā)的形式建立前向鏈路并解析出安裝在地面指揮中心上的指揮型用戶機(jī)的用戶ID，然后，以點對點的形式建立返向鏈路傳輸導(dǎo)彈和載機(jī)的狀態(tài)信息。

這些設(shè)計可以構(gòu)建一個空空導(dǎo)彈短報文數(shù)據(jù)鏈網(wǎng)絡(luò)，實現(xiàn)機(jī)群和彈群協(xié)同作戰(zhàn)，實現(xiàn)多彈對單一目標(biāo)、多彈對多目標(biāo)的超視距攻擊。

1.3 短報文數(shù)據(jù)鏈作戰(zhàn)應(yīng)用模式

根據(jù)上述設(shè)計，應(yīng)用短報文數(shù)據(jù)鏈的空空導(dǎo)彈可以采取如圖1～2所示的作戰(zhàn)模式。

1) 導(dǎo)彈發(fā)射前，地面指揮中心通過自身雷達(dá)探測到目標(biāo)，將目標(biāo)信息作為制導(dǎo)導(dǎo)引信息，通過指揮型用戶機(jī)經(jīng)短報文衛(wèi)星以通播群發(fā)的形式轉(zhuǎn)發(fā)給載機(jī)，載機(jī)可以在自身火控雷達(dá)截獲目標(biāo)前對導(dǎo)彈進(jìn)行目標(biāo)裝訂，實現(xiàn)超視距攻擊，降低載機(jī)被攻擊的概率； 與此同時，載機(jī)將自身狀態(tài)信息以點對點的形式回復(fù)給地面指揮中心，便于地面指揮中心指揮載機(jī)協(xié)同作戰(zhàn)。

圖1 發(fā)射前應(yīng)用短報文數(shù)據(jù)鏈的空空導(dǎo)彈作戰(zhàn)方式Fig.1 The operational mode of the air-to-air missile with the short message data link before the missile launch

圖2 發(fā)射后應(yīng)用短報文數(shù)據(jù)鏈的空空導(dǎo)彈作戰(zhàn)方式Fig.2 The operational mode of the air-to-air missile with the short message data link after the missile launch

2) 導(dǎo)彈發(fā)射后，地面指揮中心通過自身雷達(dá)探測到目標(biāo)，直接將目標(biāo)信息作為制導(dǎo)導(dǎo)引信息，通過指揮型用戶機(jī)經(jīng)短報文衛(wèi)星以通播群發(fā)的形式轉(zhuǎn)發(fā)給導(dǎo)彈，引導(dǎo)導(dǎo)彈對目標(biāo)進(jìn)行攻擊；與此同時，導(dǎo)彈將自身狀態(tài)信息再經(jīng)短報文衛(wèi)星以點對點的形式回復(fù)給地面指揮中心。這種模式下多枚導(dǎo)彈可以同時與地面指揮中心進(jìn)行信息交互，在地面指揮中心的指揮下進(jìn)行協(xié)同聯(lián)合作戰(zhàn)。

2 短報文波束指向?qū)?zhǔn)

短報文信號僅由5顆GEO衛(wèi)星發(fā)出，衛(wèi)星至導(dǎo)彈的波束方向相對固定；同時，導(dǎo)彈上采用的短報文處理機(jī)接收和發(fā)射天線往往是與彈體共形的天線，并非全向天線，接收和發(fā)射角度有限。因此，如不采用波束指向?qū)?zhǔn)控制，在部分彈道下衛(wèi)星指向波束會在短報文處理機(jī)接收和發(fā)射角度范圍之外，這樣就會產(chǎn)生波束跟蹤不穩(wěn)定現(xiàn)象，從而導(dǎo)致數(shù)據(jù)丟包，通信成功率無法保證，影響制導(dǎo)精度。因此，本文提出一種新的滾轉(zhuǎn)角控制波束指向?qū)?zhǔn)方法，可在導(dǎo)彈飛行過程中實時對導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)角進(jìn)行控制，使彈載短報文處理機(jī)天線法向矢量始終實時指向短報文通信衛(wèi)星，保證短報文通信穩(wěn)定。

通過滾轉(zhuǎn)角控制指向?qū)?zhǔn)雖然可以解決短報文波束指向?qū)?zhǔn)，但由于導(dǎo)彈飛行過程姿態(tài)變化往往較大，在爬升和下降時即便采用滾轉(zhuǎn)角控制對準(zhǔn)，控制后波束指向角仍可能大于天線接收和發(fā)射角度。所以，本文又進(jìn)一步提出了將波束賦形與滾轉(zhuǎn)角控制相結(jié)合的聯(lián)合對準(zhǔn)方法，用于短報文波束指向?qū)?zhǔn)。若導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)后波束指向角仍大于天線接收角度，則利用波束賦形使多陣元天線波束合成方向矢量與短報文波束來波方向矢量夾角小于接收角度，以實現(xiàn)短報文波束的指向?qū)?zhǔn)。整個對準(zhǔn)實現(xiàn)過程如圖3所示。

圖3 短報文波束對準(zhǔn)實現(xiàn)過程Fig.3 The process of the short message beam alignment

2.1 對準(zhǔn)原理

為保證抗干擾能力，目前彈上短報文天線多采用多陣元對稱設(shè)計，短報文接收天線法向矢量與彈體Y軸平行，接收天線法向矢量nR與短報文發(fā)射天線法向矢量nT間的夾角為β。當(dāng)轉(zhuǎn)動彈體使波束指向角(短報文發(fā)射天線法向矢量與接收天線法向矢量的和矢量n與星彈相對距離矢量r的夾角)最小時，即短報文波束指向與該和矢量的夾角最小，認(rèn)為短報文波束完全實現(xiàn)了指向?qū)?zhǔn)，如圖4所示。目前中遠(yuǎn)程空空彈大多采用STT(skid-to-turn，側(cè)滑轉(zhuǎn)彎)控制，3個通道可以單獨控制，為在不影響導(dǎo)彈飛行軌跡的基礎(chǔ)上實現(xiàn)短報文波束對準(zhǔn)，僅實時對滾動角進(jìn)行控制，以保證星彈相對距離矢量r相對短報文發(fā)射天線法向矢量與接收天線法向矢量的和矢量n之間的張角盡可能小。

圖4 短報文波束對準(zhǔn)示意圖Fig.4 The sketch of the short message beam alignment

2.2 對準(zhǔn)方法

2.2.1優(yōu)選波束確定

北斗系統(tǒng)短報文調(diào)制在5顆GEO衛(wèi)星上，5顆GEO衛(wèi)星定點分布在赤道上空。對準(zhǔn)前可以結(jié)合當(dāng)前導(dǎo)彈位置(經(jīng)度、緯度、高度)、導(dǎo)彈姿態(tài)(俯仰、偏航、橫滾)、5顆GEO衛(wèi)星位置、衛(wèi)星信號能量等參數(shù)確定用于短報文通信的優(yōu)選波束(衛(wèi)星)。每顆GEO覆蓋一定區(qū)域，根據(jù)導(dǎo)彈位置查表可確定優(yōu)選波束。每顆GEO衛(wèi)星對應(yīng)的波束號如表1所示。

表1 波束號與衛(wèi)星對應(yīng)關(guān)系Tab.1 The correspondence of the beam numbers and the satellites

2.2.2滾轉(zhuǎn)角控制波束指向?qū)?zhǔn)

1) 星彈相對距離矢量計算

確定優(yōu)選波束后，查表1得到用于短報文通信的衛(wèi)星。由于短報文衛(wèi)星為GEO衛(wèi)星，位置基本不變，結(jié)合導(dǎo)彈位置計算可得到地心地固坐標(biāo)系下星彈相對距離為

(1)

2) 滾轉(zhuǎn)角控制前波束指向角計算

將地心地固坐標(biāo)系下星彈相對距離矢量re轉(zhuǎn)換至彈體坐標(biāo)系，則有

(2)

計算可得滾轉(zhuǎn)角控制指向?qū)?zhǔn)前波束指向角為

(3)

3) 滾轉(zhuǎn)角控制的目標(biāo)滾轉(zhuǎn)角計算

(4)

(cxsin?cosψ-cycos?-czsin?sinψ)sinφm=-(cxsinψ+czcosψ)cosφm

(5)

求解式(5)可得

(6)

式中：?為導(dǎo)彈俯仰角；ψ為導(dǎo)彈偏航角；φm為導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)角。

由于接收天線法向矢量與短報文發(fā)射天線法向矢量夾角為β，故實現(xiàn)短報文波束指向?qū)?zhǔn)，使短報文發(fā)射天線法向矢量與接收天線法向矢量的和矢量與星彈相對距離矢量夾角最小的目標(biāo)滾轉(zhuǎn)角為

(7)

式中：φc為目標(biāo)滾轉(zhuǎn)角。

4) 滾轉(zhuǎn)角控制后波束指向角計算

將地心地固坐標(biāo)系下星彈相對距離矢量re轉(zhuǎn)換至滾轉(zhuǎn)后的彈體坐標(biāo)系得

(8)

式中：rb1為滾轉(zhuǎn)后的彈體坐標(biāo)系星彈相對距離矢量。

計算滾轉(zhuǎn)角控制指向?qū)?zhǔn)后波束指向角得

(9)

5) 滾轉(zhuǎn)角控制策略

根據(jù)指向?qū)?zhǔn)前后計算的波束指向角以及目標(biāo)滾轉(zhuǎn)角，本文設(shè)計了滾轉(zhuǎn)角控制策略，實時對導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)角進(jìn)行控制以實現(xiàn)指向?qū)?zhǔn)。每次控制前，先根據(jù)導(dǎo)彈和衛(wèi)星的位置和姿態(tài)計算出目標(biāo)滾轉(zhuǎn)角，比較當(dāng)前滾轉(zhuǎn)角和目標(biāo)滾轉(zhuǎn)角，以小于1°的步進(jìn)向目標(biāo)滾轉(zhuǎn)角進(jìn)行滾轉(zhuǎn)角控制，具體控制策略設(shè)計如下：

圖5 指向?qū)?zhǔn)滾動角控制策略Fig. 5 The rolling angle control strategy of the beam alignment

2.2.3波束賦形指向?qū)?zhǔn)

對導(dǎo)彈僅進(jìn)行滾轉(zhuǎn)角控制只能使波束指向角盡可能小，難以完全實現(xiàn)短報文發(fā)射天線法向矢量與接收天線法向矢量的和矢量與星彈相對距離矢量完全重合。因此，基于某空空型號短報文多陣元接收天線的特性，本文又提出將波束賦形自適應(yīng)算法用于短報文接收，通過各陣元接收增益調(diào)節(jié)，多陣元接收天線合成方向圖在短報文波束方向上增益最大，等效實現(xiàn)短報文波束的二次指向?qū)?zhǔn)，保證最優(yōu)的接收效果。

以四陣元接收天線的短報文接收機(jī)為例，波束賦形自適應(yīng)陣列模型如圖6所示[6]，每一個陣元都賦以一個可調(diào)整的權(quán)，每一個陣元的權(quán)系數(shù)都可以由自適應(yīng)算法來確定。自適應(yīng)天線陣可以通過算法得到一組權(quán)向量，使天線方向圖主瓣對準(zhǔn)期望方向，即短報文波束來波方向[7]。

圖6 波束賦形自適應(yīng)陣列模型Fig.6 The model diagram of the adaptive beam-forming array

(10)

式中：xi(t)(i=1…4)為各陣元輸入信號；X(t)為輸入信號矩陣。

陣列輸出信號：

(11)

式中：S(t)為陣列天線輸出的合成信號；wi為各陣元加權(quán)系數(shù)；W為各陣元加權(quán)系數(shù)矩陣。

矢量信道中天線陣的方向函數(shù)向量為

V(θ)=[g1(θ),g2(θ)e-jψ2(θ),g3(θ)e-jψ3(θ),g4(θ)e-jψ4(θ)]T

(12)

式中：gi(θ)(i=1…4)為各陣元輸入信號幅值；ψi(θ)(i=2…4)為各陣元輸入信號相位;θ為輸入信號接收角度。

自適應(yīng)天線陣列的方向圖函數(shù)為

FW(θ)=|WTV(θ)|

(13)

根據(jù)導(dǎo)彈位置和姿態(tài)計算出的波束指向角可確定主波瓣形狀和天線期望方向圖函數(shù)Fd(θ)，采用基于最小均方差準(zhǔn)則的綜合方法，找出一組復(fù)權(quán)向量，使加權(quán)方向圖在離散角度點θi上與期望方向圖的均方誤差E最小，即

(14)

式中：f(θi)為θi方向的強(qiáng)度函數(shù)。

根據(jù)主瓣方向和形狀，設(shè)Fd(θi)的副瓣電平為0，θ01、θ02、θ03為所要求的零點位置，可得

FW(θ0i)=WTV(θ0i)=0

(15)

根據(jù)式(14)的限制，由拉格朗日多項式可得

(16)

式中：γ表示拉格朗日乘子向量；h=[0,0,0]T;C=[V(θ01),V(θ02),V(θ03)]T。

由此可得滿足公式(14)最小條件的最優(yōu)權(quán)向量。某遠(yuǎn)程空空型號采用此方法后，原天線方向圖邊界處的增益可接近中心位置處的增益，約提高8～10 dB。

3 仿真驗證

為驗證設(shè)計的有效性，利用某遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈飛行彈道進(jìn)行了數(shù)字仿真。該軌跡中導(dǎo)彈在高度12 km發(fā)射，整個飛行時間近483 s，采用高拋彈道設(shè)計，俯仰角變化較大，滾轉(zhuǎn)角穩(wěn)定控制在0°左右，飛行軌跡如圖7所示。

圖7 仿真所用彈道軌跡Fig.7 The simulation trajectory

根據(jù)該彈道，對采用本文第2章所設(shè)計的波束指向?qū)?zhǔn)前后的波束指向角進(jìn)行了仿真，仿真中參照某型空空導(dǎo)彈短報文接收機(jī)性能，將接收角度門限設(shè)為60°，仿真結(jié)果如圖8所示。由于飛行過程中導(dǎo)彈機(jī)動較大，且在導(dǎo)彈飛行區(qū)域中優(yōu)選波束為GEO2衛(wèi)星的波束4，若不采用滾轉(zhuǎn)角控制的波束指向?qū)?zhǔn)技術(shù)，導(dǎo)彈飛行過程中波束指向角長時間均大于接收角度門限，無法保證短報文數(shù)據(jù)鏈正常通信。采用滾轉(zhuǎn)角控制后，波束指向角大大減小，小于接收角度門限的時間段顯著增加。圖8中400 s之后波束指向角的大幅波動是由于飛行軌跡設(shè)計了回收段彈道，導(dǎo)彈會以-80°俯仰角俯沖，接近落點時拉起至俯仰角0°左右。

圖8 滾轉(zhuǎn)角控制前后波束指向角Fig.8 The beam alignment angles before and after the rolling angle control

實現(xiàn)滾轉(zhuǎn)角控制后，采用了2.2.3節(jié)的波束賦形算法，又使短報文波束方向上接收增益提高，短報文通信更加可靠。圖9給出了實現(xiàn)滾轉(zhuǎn)角控制和波束賦形指向?qū)?zhǔn)前后短報文接收能力的對比。圖9中，1表示波束指向角小于60°，可正常接收；0表示波束指向角大于60°，無法穩(wěn)定接收。從圖9中可見，通過滾轉(zhuǎn)角控制指向?qū)?zhǔn)，可通信時間由73%提升至88%；進(jìn)一步波束賦形指向?qū)?zhǔn)后，可通信時間可提升至100%。

采用滾轉(zhuǎn)角控制的方法需要實時控制導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)角以尋找最優(yōu)的波束指向角，實際飛行過程中由于諸多因素的限制，導(dǎo)彈不能大范圍地頻繁滾動，因此該方法在某些場景下使用時可能受限。因此，本文又設(shè)計了波束賦形的方法，在滾動角控制受限的情況下可以一定程度地解決波束指向?qū)?zhǔn)問題。

與此同時，由于短報文數(shù)據(jù)通過衛(wèi)星轉(zhuǎn)發(fā)，長距離傳輸存在時間延時的問題，給實際應(yīng)用帶來了一定的限制。目前，多次實測短報文正常通信延時約1～2 s，故作為制導(dǎo)數(shù)據(jù)鏈進(jìn)行工程應(yīng)用時可通過實時外推的方法對時延進(jìn)行補(bǔ)償。

圖9 指向?qū)?zhǔn)前后短報文接收能力Fig.9 The receiving ability of the short message data link before and after the beam alignment

4 結(jié)束語

本文首先以空空導(dǎo)彈為背景，提出了一種新的短報文數(shù)據(jù)鏈技術(shù)，并對采用該技術(shù)的空空導(dǎo)彈作戰(zhàn)模式進(jìn)行了探討。該技術(shù)可以實現(xiàn)中遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈的超視距攻擊能力和彈群協(xié)同作戰(zhàn)能力，為第5代空空導(dǎo)彈網(wǎng)絡(luò)化作戰(zhàn)模式提供有力支撐。之后，結(jié)合某中遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈型號應(yīng)用中出現(xiàn)的問題，又提出了一種基于滾轉(zhuǎn)角控制和波束賦形聯(lián)合的短報文波束指向?qū)?zhǔn)方法。通過數(shù)字仿真，證明了采用該方法可使短報文在導(dǎo)彈飛行全程穩(wěn)定通信，為短報文數(shù)據(jù)鏈應(yīng)用提供技術(shù)支撐。以上研究成果可為短報文數(shù)據(jù)鏈在中遠(yuǎn)程空空導(dǎo)彈上的應(yīng)用提供理論指導(dǎo)。