(中國飛行試驗研究院，西安710089)

通過試飛測量大型直升機超短波天線的方向圖*

湯恒仁**

(中國飛行試驗研究院，西安710089)

超短波天線方向圖的精確測量對摸清機載通信系統(tǒng)性能底數(shù)，指導部隊戰(zhàn)術(shù)應用具有重要意義。針對傳統(tǒng)試飛方法均不適用于大型直升機天線方向圖測量的問題,通過分析大型直升機的飛行性能特點，提出了一種新的適用于大型直升機的超短波天線方向圖試飛方法。通過分析計算給出了試飛中載機高度、速度、姿態(tài)等參數(shù)的限制數(shù)據(jù)，制定了詳細的試飛流程，提出了逐架次、逐頻點采集校準數(shù)據(jù)并完成校準曲線擬合的方法，得到了較高的測量精度。該方法已在某大型直升機定型試飛中進行了應用，試飛結(jié)果表明該方法的測量結(jié)果與傳統(tǒng)測量方法之間的標準差在1.6 dB內(nèi)，試飛效率提高了66%。

大型直升機；超短波天線；方向圖測量；飛行試驗

1 引 言

機載超短波電臺是航空器進行對外通信所依賴的主要手段，超短波天線方向圖的精確測量對摸清機載通信系統(tǒng)性能底數(shù)，指導部隊戰(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算、縮比模型測量、全尺寸模型靜態(tài)測量以及飛行試驗動態(tài)測量等4種。裝機后的天線方向圖不僅和天線自身有關(guān)，還取決于其在機上的安裝位置、機體形狀以及蒙皮材料等多個方面。由于機體表面不規(guī)則、蒙皮材料電特性不確定以及地面測量中無法避免的地面反射等因素，使得通過數(shù)學仿真或其他地面測量手段獲得的天線方向圖與真實飛行條件下獲得的天線方向圖之間存在較大差異，特別是對于直升機而言，其機載天線方向圖還易受到主旋翼、尾旋翼等旋轉(zhuǎn)部件的動態(tài)影響，導致其方向圖的動靜態(tài)特性差異更大，因此開展機載天線方向圖動態(tài)測量十分必要。

用于機載天線方向圖動態(tài)測量的方法有很多。文獻[1]給出了“8”字飛行以及盤旋飛行等基本的機載天線方向圖動態(tài)測量方法。文獻[2]在文獻[1]的基礎上提出了一種采用場強數(shù)值歸算法的機載天線方向圖動態(tài)測量方法，在一定程度上改善了飛機盤旋過程中所產(chǎn)生的位置變化引入的測量誤差，提高了測試精度。文獻[3]提出了一種使用懸?；剞D(zhuǎn)飛行法進行試飛測試的直升機天線方向圖動態(tài)測量方法，利用了直升機獨特的定點懸停能力，解決了前述方法對直升機而言試飛效率過低的問題，其缺點是對直升機懸停性能的要求太高，僅適用于輕型直升機試飛。

本文針對大型直升機的飛行特點，提出了一種基于盤旋飛行和事后精確場強修正的水平方向圖動態(tài)測量方法，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天線方向圖試飛的問題。

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、等場強區(qū)飛行法以及懸停回轉(zhuǎn)飛行法等，針對載機飛行性能的特點可選用不同的飛行方法。

2.1 “梅花瓣”飛行法

要求載機在遠場區(qū)進行“梅花瓣”飛行，并在飛越“梅花瓣”中心點時發(fā)射載波，地面進行場強同步測量。該方法的優(yōu)點是能保證測量過程中載機與地面測量設備之間的距離一定，測量結(jié)果的精度很高；缺點是試飛效率太低，根據(jù)載機飛行速度以及航向間隔設置的不同，完成1次“梅花瓣”飛行的時間需4～5 h，因此該方法對于直升機等低速平臺來說并不適用。對該方法應用較多的是飛行速度適中，續(xù)航時間較長的大型固定翼飛機，例如固定翼預警機、大型運輸機等。

2.2 等場強區(qū)飛行法

要求載機在等場強區(qū)做“8”字或盤旋飛行，航向每改變一定角度發(fā)射載波，地面進行場強同步測量，飛行結(jié)束后利用文獻[2]所述方法進行場強修正，從而改善由“8”字或盤旋飛行所產(chǎn)生的到測試點距離變化帶來的測量誤差。該方法的優(yōu)點是利用了等場強區(qū)場強緩變的特征，使用“8”字或盤旋飛行替代“梅花瓣”飛行，提高了試飛效率；缺點是該方法以及文獻[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強區(qū)，而等場強區(qū)一般距地面測試點較遠，文獻[1]所述方法考慮載機出航、返航所占用的時間，這對于飛行速度較低(最大巡航速度在200 km/h左右)的大型直升機來說試飛效率過低，并不適用。

2.3 懸?；剞D(zhuǎn)飛行法

該方法是專門針對直升機天線方向圖試飛所提出的一種方法，要求直升機在距地面測量設備特定距離處，以低高度進行懸?；剞D(zhuǎn)。由于懸停位置處于場強快速衰落區(qū)，且未采取任何場強修正措施，從而要求懸停位置保持精度非常高，綜合考慮要規(guī)避高空風對懸停位置保持精度的影響、保證飛行員對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，期間改變直升機航向，發(fā)射載波，地面進行場強同步測量。該方法要求直升機能夠長時間進行低高度無地效精準懸停，這對于輕型武裝直升機尚能實現(xiàn)，但對于大型直升機而言，特別是大重量狀態(tài)下，其操縱性能差、懸停升限低，例如某大型直升機的無地效懸停升限已不足100 m，該方法并不適用。

3 大型直升機超短波天線方向圖動態(tài)測量

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

圖1 試飛剖面圖Fig.1 Flight profile

3.1 地面測量點的確定

為保證所測信號幅度和相位保持穩(wěn)定，包括校準航線在內(nèi)的整個試飛區(qū)域需處于遠場區(qū)[4]，遠場區(qū)的計算參照下式：

r≥ 2D2/λ。

(1)

式中：r為載機和地面測量設備之間的距離，單位m；D為天線尺寸，工程上一般取機體最大尺寸，單位m；λ為所測頻點波長，單位m。

對軍用大型直升機而言，其機體尺寸的典型值約18 m，為覆蓋30～400 MHz的整個超短波頻段，根據(jù)式(1)計算得到整個測量飛行期間載機距地面測量點的距離應大于864 m，也即圖1中的校準航線起點距地面測試點至少864 m。

3.2 飛行高度、速度的確定

為滿足在整個測量范圍內(nèi)通視的要求，載機的最低飛行高度可按式(2)計算得到。式(2)由文獻[2]中視距計算公式反推得到。此外，在實際規(guī)劃飛行高度時，還應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為地面測量天線高度，單位km；r為校準航線終點也即航線最遠點到測量點的距離，單位km；a為地球平均半徑，取值6 365 km。

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

3.3 校準數(shù)據(jù)的獲取

由于盤旋飛行將導致測量期間機載天線到臺距離動態(tài)變化，必須對其帶來的場強測量誤差進行修正。利用標準電磁波傳播模型可以對距離和相對接收場強的關(guān)系進行推算，但由于受到氣象、地表特征多變等系列因素的多重影響，真實的距離、相對場強關(guān)系與標準模型之間的差異較大。圖2為某次接收場強計算值與實測值之間的對比(測試頻點356.250 MHz，飛行高度1 000 m，水平極化，地面介質(zhì)為干土地)，圖中接收場強計算值中的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可見兩者在特定距離上的相對場強變化規(guī)律差異較大，若直接利用標準模型進行修正，可能會引入額外的測試誤差。

圖2 接收場強計算值與實測值之間對比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飛行測試的方式進行逐架次、逐頻點校準數(shù)據(jù)獲取，并完成曲線擬合。具體做法是，按照圖1所示校準飛行航線，進行背臺直線平飛，為保證后續(xù)曲線擬合精度，校準飛行航線應完全覆蓋盤旋飛行區(qū)域，期間每隔3 s發(fā)射載波，地面進行場強同步測量和記錄。飛行后，利用記錄的場強與距離序列，進行曲線擬合，形成該架次、該頻點的電磁波衰減模型，為后續(xù)數(shù)據(jù)修正做準備。采用多項式擬合法來擬合距離和場強之間的關(guān)系函數(shù)，在不同階次下分別對數(shù)據(jù)進行曲線擬合，通過比較擬合結(jié)果的殘差平方來確定最高階次，應將殘差控制在1 dB以下。數(shù)據(jù)擬合可直接利用Matlab提供的ployfit函數(shù)實現(xiàn)，例如對某次實測數(shù)據(jù)進行曲線擬合，經(jīng)計算當采用15階多項式進行擬合時，其殘差就降低到0.96 dB左右，能夠很好地實現(xiàn)對包括拐點在內(nèi)的場強衰減的擬合。原始校準數(shù)據(jù)及擬合后的曲線見圖3。最后利用獲得的校準函數(shù)將盤旋飛行期間的場強歸一化到盤旋中心點處，用于方向圖繪制。

圖3 擬合曲線與實測曲線對比Fig.3 Comparison between the fitting curve and the measured curve

3.4 方向圖測量

方向圖測量試飛采用小半徑盤旋的方式進行，為保證機載被試天線與地面測量天線之間的極化失配度較小且穩(wěn)定，應將載機橫滾角控制在3°±1°以內(nèi)且保持穩(wěn)定[5]，不能劇烈變化，可利用式(3)對盤旋半徑進行計算，當飛行速度在100～140 km/h之間變化時，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，地面進行場強同步測量和記錄。

(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)盤旋條件下性能會有所下降，導致載機航向輸出誤差加大，影響相對方位角的計算精度，因此應盡量避免連續(xù)同一方向盤旋，應該順時針、逆時針交替進行。

4 試飛應用

在某大型直升機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)校準方法。盤旋中心點選擇在距地面測量點25 km處，飛行高度選擇1 000 m，獲取了4副超短波天線低、中、高頻點的共計12幅天線方向圖。參照該型直升機機載超短波電臺通信距離試飛結(jié)果，其向臺(對應方向圖0°方位)和背臺(對應方向圖180°方位)極限通信距離與對應方位上的場強相對值匹配，也即所測得的方向圖能正確表征電臺在各個方位上的通信效果。此外，在該直升機試飛項目中還采用傳統(tǒng)飛行方法中測量精度較高的“梅花瓣”飛行法，測得了機上某天線在8個方位上的相對場強數(shù)據(jù)，經(jīng)統(tǒng)計兩種方法測量結(jié)果之間差值的標準差為1.6 dB。兩種方法測量結(jié)果對比見圖4，滿足文獻[5]提出的測量不確定度要求，同時其精度也滿足國軍標GJB 5035-2001要求的“最弱方位的零值深度不得超過20 dB”的測量要求。利用該方法，僅利用4個飛行架次就完成了該型機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 兩種方法測量結(jié)果對比Fig.4 Comparison of measurement results between two methods

5 結(jié)束語

本文提出的大型直升機超短波天線方向圖動態(tài)測量試飛方法采用常規(guī)的盤旋飛行替代懸停飛行，回避了大型直升機懸停性能差的問題。提出的一種適用于非等場強區(qū)的場強校準方法，使得直升機無需飛行至距離較遠的等場強區(qū)即可實現(xiàn)高精度場強修正，在保證測量精度的同時提高了試飛效率。在某大型直升機型號試飛中的實際應用表明，該方法能夠滿足實際試飛要求，可進一步推廣應用。

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

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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.通過試飛測量大型直升機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年于南京理工大學獲碩士學位，現(xiàn)為高級工程師，主要研究方向為機載航電設備飛行試驗。

Email:tanghengren@sohu.com