張新苗

(1.中國電子科技集團(tuán)公司第三十八研究所， 合肥 230088；2.孔徑陣列與空間探測安徽省重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 合肥 230088)

在現(xiàn)代高技術(shù)條件下的“陸、海、空、天、電”五維一體的戰(zhàn)爭中，無人機(jī)的使用越來越廣泛，尤其是在最近幾次局部戰(zhàn)爭中表現(xiàn)出色，包括對地偵察監(jiān)視和打擊，作戰(zhàn)效能明顯[1]。傳統(tǒng)的情報(bào)、監(jiān)視、偵察(ISR)任務(wù)仍是無人機(jī)軍事化應(yīng)用最核心的領(lǐng)域，并且無人機(jī)在執(zhí)行ISR任務(wù)時(shí)具有自己獨(dú)特的優(yōu)勢：與有人機(jī)相比，無人機(jī)規(guī)模小、續(xù)航時(shí)間長、無人員傷亡危險(xiǎn)；與衛(wèi)星相比，無人機(jī)時(shí)效性、針對性和靈活性更強(qiáng)、分辨率高、預(yù)警時(shí)間短、成本費(fèi)用低。

20世紀(jì)90年代，隨著雷達(dá)技術(shù)的不斷進(jìn)步，新體制、小型化雷達(dá)被安裝在無人機(jī)上，例如美國“全球鷹”(Global Hawk)、“捕食者”(Predator)、以色列“赫爾姆斯”(Hermes)、“搜索者”(Searcher)等主要無人機(jī)上都裝載了新型雷達(dá)系統(tǒng)，并利用其進(jìn)行長航時(shí)戰(zhàn)場偵察監(jiān)視[2]。

無人機(jī)載雷達(dá)設(shè)計(jì)難點(diǎn)主要在于平臺本身載荷能力有限，包括安裝空間小、供電能力弱、散熱要求高等。共形雷達(dá)系統(tǒng)采用與無人機(jī)機(jī)身一體化集成方式進(jìn)行設(shè)計(jì)，電訊件與機(jī)身結(jié)構(gòu)件功能復(fù)用，既能充分利用機(jī)身的安裝空間，還能最大限度擴(kuò)大天線陣列口徑，以提升雷達(dá)系統(tǒng)探測性能。另外，共形天線方向圖綜合和低副瓣設(shè)計(jì)難度大，且機(jī)翼一體化共形設(shè)計(jì)時(shí)形變會導(dǎo)致方向圖產(chǎn)生畸變，對系統(tǒng)性能產(chǎn)生影響，都給傳感器飛機(jī)的研制帶來困難與挑戰(zhàn)。

本文針對傳感器飛機(jī)研制中的機(jī)翼一體化共形天線形變對共形雷達(dá)系統(tǒng)的性能影響進(jìn)行分析研究，對天線形變進(jìn)行建模仿真，針對天線形變前后雜波分布進(jìn)行了仿真分析，針對機(jī)翼形變提出了形變監(jiān)測及實(shí)時(shí)補(bǔ)償?shù)拇胧?，為傳感器飛機(jī)研制積累了理論基礎(chǔ)。

1 共形天線陣列集成設(shè)計(jì)

固定翼無人機(jī)擁有較大的翼展，在機(jī)翼上一體化集成共形天線能提供較大的方位向天線口徑，方位向探測精度較高；但由于機(jī)翼形變大，在機(jī)翼部位安裝天線陣列對天線的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)難度大，參考美國的“傳感器飛機(jī)”項(xiàng)目，將X波段的天線陣面設(shè)計(jì)為共形承重結(jié)構(gòu)與機(jī)翼集成為一體，如圖1(a)所示，機(jī)翼內(nèi)部包含3根梁(前墻、主梁和后梁)，由于X波段天線厚度尺寸小，因此可將天線陣面設(shè)計(jì)在前墻與機(jī)翼蒙皮內(nèi)，將肋的前端去除，利用天線陣面作為前端的結(jié)構(gòu)支撐，并使天線陣面形成一個(gè)整體。

前墻的尺寸為2 850 mm×70 mm，假設(shè)雷達(dá)工作頻段為10～18 GHz，水平天線間距按照9.5 mm、垂直間距按照11.5 mm設(shè)計(jì)，因此天線陣面單元數(shù)為水平300×垂直6個(gè)。由于機(jī)翼安裝空間限制，俯仰向進(jìn)行射頻合成。

對于寬帶、寬角掃描的陣列天線，可供選擇的單元形式有限，而對于無人機(jī)平臺對單元尺寸、重量、電訊性能、結(jié)構(gòu)型式等方面的限制，給單元的設(shè)計(jì)帶來很大的困難和局限性，在機(jī)翼一體化設(shè)計(jì)時(shí)選用金屬形式的漸變槽天線單元形式，天線極化為垂直極化，通過對漸變槽天線尺寸進(jìn)行微調(diào)修正，以確保得到良好的駐波和方向圖性能[3-5]。

圖1 一體化機(jī)翼

2 機(jī)翼形變對方向圖影響分析

通過氣動仿真，無人機(jī)在正常巡航狀態(tài)時(shí)，機(jī)翼的形變模型如圖1(b)所示，仿真結(jié)果可以看出，機(jī)翼末端最大形變達(dá)到600 mm，天線陣面形變范圍為100～300 mm。

機(jī)翼形變時(shí)共形天線陣列示意圖如圖2，其中，Ai為共形陣列中的第i個(gè)單元，Ri為第i個(gè)單元到目標(biāo)的距離，ΔRi為第i個(gè)單元與A0單元到目標(biāo)的距離差。

圖2 機(jī)翼形變時(shí)共形天線陣列示意圖

共形陣列在目標(biāo)方向上的合成場強(qiáng)可以表示為

其中，fi(φ,θ)為單元方向性系數(shù)，R為參考天線單元到目標(biāo)的距離，由于目標(biāo)距離天線陣面遠(yuǎn)大于天線陣面尺寸，因此可以假定各天線單元到目標(biāo)的距離相等。

結(jié)合機(jī)翼形變曲線，利用Matlab對形變陣列進(jìn)行建模與仿真，可通過理論計(jì)算得到形變導(dǎo)致天線方向圖的畸變情況，如圖3所示。

圖3 機(jī)翼形變導(dǎo)致天線方向圖畸變

從仿真結(jié)果中可以看出：機(jī)翼的形變對方位面法向方向圖影響較小，在較大俯仰角時(shí)，導(dǎo)致方位波束寬度的展寬和偏移，俯仰角為20°時(shí)，方位面波瓣寬度展寬至未發(fā)生形變時(shí)的2倍，且俯仰角越大，展寬越嚴(yán)重。機(jī)翼的形變對俯仰面的影響較大，波束形狀發(fā)生了畸變。

3 機(jī)翼形變對地雜波分布的影響

假定雷達(dá)發(fā)射頻率f，脈沖重復(fù)頻率fr，雷達(dá)平臺在高度He。地面相對雷達(dá)的散射點(diǎn)P，用下視角θ和方位角φ表示，如圖4所示。由于存在距離模糊和速度模糊，出現(xiàn)在距離-多普勒檢測單元中的整個(gè)地面反射雜波σc(Ri,fj)簡記為σc(i, j)，包含一系列模糊距離-多普勒單元。每個(gè)距離-多普勒單元由兩個(gè)以飛行雷達(dá)平臺下方地面為中心的恒定距離圓(ΔR)和兩個(gè)恒定的等速度線(ΔF)所圍成，設(shè)斜距為R，其雜噪比為[7-8]

其中：Pt為雷達(dá)峰值發(fā)射功率；λ為雷達(dá)發(fā)射波長；G(θ,φ)為天線方向性系數(shù)；L為系統(tǒng)損失；CB為帶寬校正因子，ΔR為距離門寬度。

圖4 仿真坐標(biāo)系(機(jī)頭方向?yàn)閄軸，右翼為Y軸)

對于每個(gè)雜波單元，其等效散射截面積σc可以用下式表示：

其中，σ0為后向散射系數(shù)，φ為雷達(dá)波束擦地角，θα為雷達(dá)波束方位向?qū)挾龋琑為雜波單元到雷達(dá)的距離。

圖5為仿真得到的無人機(jī)飛行狀態(tài)下機(jī)翼未發(fā)生形變和發(fā)生形變時(shí)雜波分布圖；圖6為機(jī)翼未發(fā)生形變和發(fā)生形變時(shí)回波檢測信雜噪比曲線。

從仿真結(jié)果中可以看出：由于機(jī)翼形變導(dǎo)致天線方向圖發(fā)生畸變，雜波分布從而發(fā)生改變，系統(tǒng)接收到的回波信雜噪比近區(qū)下降超過20 dB，遠(yuǎn)區(qū)下降約10 dB，機(jī)翼形變導(dǎo)致系統(tǒng)探測性能下降。

圖5 雜波分布

4 機(jī)翼形變感知與補(bǔ)償技術(shù)

通過建模和仿真，得到了機(jī)翼形變時(shí)天線陣列的方向圖及導(dǎo)致系統(tǒng)探測時(shí)雜波分布變化，可以看出：機(jī)翼形變會影響一體化雷達(dá)載荷的性能，因此在工程應(yīng)用時(shí)，需要實(shí)時(shí)監(jiān)測機(jī)翼形變和解算每個(gè)天線單元的空間坐標(biāo)(xi,yi)，波束形成時(shí)考慮天線單元空間位置，并對各單元到目標(biāo)的相位差進(jìn)行補(bǔ)償，才能正確得到共形陣列的方向圖。通過理論分析，每個(gè)天線單元需要補(bǔ)償相位差為

針對機(jī)翼形變感知需求，可以采用光纖光柵技術(shù)對機(jī)翼的形變進(jìn)行實(shí)時(shí)感知，并對機(jī)翼形變導(dǎo)致的空間相位差實(shí)施動態(tài)監(jiān)測，將光纖布拉格光柵表貼在機(jī)翼上，并在各天線單元附件布置傳感器，光纖布拉格光柵對于軸向拉伸應(yīng)變非常敏感，可以建立應(yīng)變-變形模型，通過精確測量應(yīng)變量，采用擬合手段實(shí)時(shí)反演得到各天線單元的空間坐標(biāo)(xi,yi)，并據(jù)此對相控陣系統(tǒng)進(jìn)行相位補(bǔ)償，得到正確的天線方向圖。

與常規(guī)的傅立葉變換法、最小二乘法法等信息處理技術(shù)相比，形變監(jiān)測技術(shù)可以直接獲取陣列中單元的空間位置變化絕對值，無需通過優(yōu)化算法進(jìn)行不斷迭代收斂計(jì)算，實(shí)時(shí)性更強(qiáng)，更加適合在工程應(yīng)用中實(shí)現(xiàn)。

圖6 信雜噪比曲線

5 結(jié)論

本文針對固定翼無人機(jī)平臺機(jī)翼一體化共形天線陣列進(jìn)行了建模研究，分析了由機(jī)翼形變導(dǎo)致的天線陣列空間方向圖的變化，根據(jù)仿真結(jié)果可以看出：機(jī)翼的形變對方位面法向波瓣影響不大，大俯仰角處方位波束寬度展寬較大，俯仰角為20°時(shí)，方位面波瓣寬度展寬至未發(fā)生形變時(shí)的2倍，且俯仰角越大，展寬越嚴(yán)重；機(jī)翼的形變對俯仰面的影響較大，波束形狀發(fā)生了畸變。天線方向圖的畸變導(dǎo)致系統(tǒng)接收回波的雜波分布發(fā)生改變，系統(tǒng)接收到的回波信雜噪比近區(qū)下降超過20 dB，遠(yuǎn)區(qū)下降約10 dB，機(jī)翼形變導(dǎo)致系統(tǒng)探測性能下降。

本文提出了機(jī)翼形變實(shí)時(shí)感知與動態(tài)補(bǔ)償技術(shù)，通過測量機(jī)翼形變量，可以對空間相位差進(jìn)行動態(tài)補(bǔ)償，從而消除機(jī)翼形變對雷達(dá)性能的影響。本文相關(guān)研究成果可以為無人傳感器飛機(jī)系統(tǒng)的研制提供理論支持，尚需要在工程實(shí)際應(yīng)用中進(jìn)行實(shí)施驗(yàn)證。