曹 月，胡 瑜，楊寒旭，張金伶，翟 宏

（北京無線電計量測試研究所，北京 100039）

1 引 言

衛(wèi)星導航有源接收天線噪聲溫度是導航接收系統(tǒng)的關鍵技術(shù)指標之一。 由于衛(wèi)星導航信號的發(fā)射功率較小，到達地面用戶接收機時相當微弱（衛(wèi)星導航信號大約為－130 dBm），比接收機熱噪聲還要低約20 dB。 衛(wèi)星導航接收系統(tǒng)為了提高衛(wèi)星導航接收靈敏度，減少天線與低噪聲放大器之間的損耗帶來的噪聲，通常將低噪聲放大器安裝固定在接收天線里面。 為了減少外來干擾，防止寬帶干擾阻塞低噪聲放大器，將帶通濾波器也安裝在接收天線與低噪聲放大器之間。 即衛(wèi)星導航信號被無源天線接收下來后，再經(jīng)過帶通濾波器、低噪聲放大器和饋電網(wǎng)絡后輸出到天線外連接頭，通過電纜輸送到導航接收機進行處理，得到導航信息。 一般的有源天線包含：無源天線、低噪聲放大器LNA、帶通濾波器BPF 和饋電網(wǎng)絡等器件。 有源天線的微波噪聲來源有：無源天線的損耗、帶通濾波器損耗、低噪聲放大器的噪聲和饋電網(wǎng)絡的損耗［1］。 因此不能用低噪聲放大器的噪聲溫度代替有源天線的總體噪聲溫度，有源天線的總噪聲溫度要大于低噪聲放大器的噪聲溫度。 有源天線的電路示意圖如圖1 所示。 本項目是解決有源天線整個部件噪聲溫度的測量難題，不僅僅是有源天線內(nèi)部低噪聲放大器的分立部件測量。

圖1 衛(wèi)星導航有源天線原理框圖Fig.1 Schematic diagram of satellite navigation active antenna

2 噪聲溫度測量原理

常規(guī)的放大器噪聲溫度測量方法是Y 系數(shù)法［2，3］：在被測器件的輸入端分別連接冷噪聲源和熱噪聲源，這兩個源輸出噪聲溫度Tc和Th是已知的，在被測件的輸出端口分別測量由此產(chǎn)生的輸出噪聲功率N1和N2。 由N1和N2的比值得到Y(jié) 系數(shù)。將已知的Y，Th和Tc數(shù)值帶入式（1），計算出等效輸入噪聲溫度Te為：

圖2 常規(guī)放大器噪聲溫度測量原理框圖Fig.2 Schematic diagram of conventional amplifier noise temperature measurement

在測量放大器、混頻器或接收機噪聲溫度時，通常使用的噪聲源有［4］：固態(tài)噪聲發(fā)生器、氣體放電管噪聲發(fā)生器、冷熱體噪聲發(fā)生器。 這些噪聲源的輸出端口是同軸型或波導型，但是有源天線的輸入端口為天線口面，常規(guī)的噪聲源無法使用。 我們研制出了以口面形式提供噪聲功率的噪聲源，即提供標準輻射噪聲溫度的口面噪聲源。 用兩個有明顯差別的、輸出輻射噪聲溫度已知的口面噪聲源，分別輸出到有源天線口面上，在有源天線輸出端測量出Y 系數(shù)，并根據(jù)噪聲源的標準量，則可以計算出有源天線的噪聲溫度。

圖3 測量有源天線的原理框圖Fig.3 Schematic diagram of active antenna measurement

3 口面型噪聲源

自然界一般物體都不是理想黑體，其表面發(fā)射率e都小于1，稱為灰體。 只有黑體的發(fā)射率e＝1。因此，微波頻段灰體的表面噪聲溫度應該表征為：

式中：e——輻射體發(fā)射率；T——輻射體物理溫度，K。

由式（2）可知，在微波頻段內(nèi)，只要測量出輻射體的真實溫度（物理溫度）和發(fā)射率后，就可以求得其噪聲溫度。 這個公式是研制口面噪聲源的理論基礎。 口面噪聲源主要由輻射體、控溫體、溫度傳感器、保溫箱、外部的溫度控制儀和溫度測量儀組成。 在微波頻段內(nèi)輻射體的發(fā)射率不隨溫度變化，我們通過控制輻射體的物理溫度并準確測量，可以得到不同、準確已知的輸出噪聲溫度。

在遙感領域，用于微波毫米波輻射計校準的定標源［5］就屬于口面型噪聲源。 口面輻射噪聲源原理示意圖如圖4 所示。

圖4 口面輻射噪聲源原理示意圖Fig.4 Schematic diagram of surface type noise source

研制了兩種口面型噪聲源：一個是熱態(tài)，一個是冷態(tài)，結(jié)構(gòu)區(qū)別是冷口面噪聲源還要含外部的液氮杜瓦瓶、輸液杜瓦管和電磁閥，且控溫體要復雜一些。 在圖4 中示意出在熱口面噪聲源中，口面朝上的輻射體，輻射體下面是控溫體，輻射體上方是具有保溫／保冷功能的具有低損耗特性的微波窗，微波窗上面空間用于放置被測天線。

高發(fā)射率輻射體采用在金屬基體上涂敷吸波材料的方式加工而成［6］。 輻射體結(jié)構(gòu)示意圖如圖5所示。

圖5 輻射體結(jié)構(gòu)示意圖Fig.5 Schematic diagram of radiator structure

輻射體是由64 個單體方錐拼接而成的陣列，每個單錐錐體高度為160 mm，錐底寬度為50 mm，有效口徑為400 mm 的正方形，實物如圖6 所示。

圖6 輻射體實物圖Fig.6 Physical diagram of radiator

在工作中我們通常用電壓反射系數(shù)Γ 表示反射特性，則電壓反射系數(shù)Γ 與輻射體發(fā)射率e之間的關系為：

式中：Γ——輻射體后向電壓反射系數(shù)。

由式（3）可知，輻射體發(fā)射率的測量歸結(jié)于輻射體后向電壓反射系數(shù)的測量。 測量輻射體后向反射系數(shù)的方法主要有：傳輸線法、弧形框法、空間駐波比法等。 空間駐波比法為目前國際上測量輻射體后向反射系數(shù)所普遍采用的方法［7］，其測量原理框圖如圖7 所示。 按照文獻［7］中提供的測量方法，我們測量出輻射體發(fā)射率大于0.997。

圖7 空間駐波比法測量原理圖Fig.7 Schematic diagram of spatial standing wave ratio measurement

由輻射體、控溫體、保溫箱等部件組裝出兩個口面型噪聲源，其中冷口面噪聲源是通過液氮完成降溫，其輻射體物理溫度范圍為（150 ～330） K；熱口面噪聲源的輻射體物理溫度范圍為：常溫～330 K。這兩個口面噪聲源通過一臺溫度控制儀設置溫度點和調(diào)節(jié)加熱致冷。

衛(wèi)星導航有源天線噪聲溫度測量裝置如圖8所示，圖8 中左1 是自增壓液氮罐，其液氮輸出連接一個電磁閥，溫度控制儀控制電磁閥周期性開斷調(diào)節(jié)液氮流量；中間是冷口面噪聲源；右1 是熱口面噪聲源。 后面工作桌上是噪聲溫度測量接收機和溫度控制儀，上面是接收機，下面是溫度控制儀。

圖8 衛(wèi)星導航有源天線噪聲溫度測量裝置實物圖Fig.8 Physical diagram of GNSS active antenna noise temperature measuring device

4 測量結(jié)果分析

選取某廠家的有源天線，將天線固定到口面噪聲源的安裝板上進行測試。 本項目口面噪聲源的輻射體物理溫度需要1 h 以上的時間才能到溫并穩(wěn)定，待物理溫度穩(wěn)定后方能開始測試，測量結(jié)果如圖9 所示。 在圖9（b）中，我們給出了（1.19 ～1.29） GHz 頻率點上的天線噪聲測量結(jié)果，圖中間有兩個隆起，首先我們從圖9（a）Phot測量結(jié)果曲線上排除了同頻信號干擾，表明天線噪聲溫度數(shù)值比較大，說明天線與濾波器之間、濾波器與放大器之間存在設計問題或其它問題，體現(xiàn)了有源天線噪聲溫度測量的必要性。

圖9 有源天線噪聲溫度測量結(jié)果圖Fig.9 Phi and noise temperature measurement result of active antenna

在未考慮天線口面失配的情況下，衛(wèi)星導航有源天線噪聲溫度測量裝置測量擴展不確定度［8］（擴展因子k＝2）分別約為：8.1 K＠噪聲溫度＝60 K，15.7 K＠噪聲溫度＝200 K，36 K＠噪聲溫度＝440 K。

5 結(jié)束語

研制的口面型噪聲源工作頻率為L 和S 波段，覆蓋衛(wèi)星導航工作頻段，可完成衛(wèi)星導航有源天線總體的天線噪聲溫度的測量。 可解決在研制、調(diào)試、制造、周期檢查和日常維護中，衛(wèi)星導航有源天線噪聲溫度技術(shù)參數(shù)無專用儀器測量的難題。