秦 峰，趙洪峰，劉偉鵬

(上海機電工程研究所，上海 201109)

0 引 言

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

北斗衛(wèi)星導航系統(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用于空空導彈數(shù)據(jù)鏈，建立空空導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彈提供制導信息，可以保證載機迅速脫離戰(zhàn)場，降低其被擊落的風險，進而可減少戰(zhàn)爭中的飛機損耗。利用短報文數(shù)據(jù)鏈構建制導數(shù)據(jù)鏈網(wǎng)絡，可實現(xiàn)地面指揮中心與多個空空導彈短報文數(shù)據(jù)鏈的同時建立，還可以實現(xiàn)中遠程導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)中遠程空空導彈雙向數(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)鏈應用于中遠程空空導彈的作戰(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致通信成功率低的問題，又進一步提出了一種波束指向對準技術。通過滾轉角控制和波束賦形，根據(jù)導彈位置將短報文天線方向矢量實時與衛(wèi)星通信波束指向對準。短報文數(shù)據(jù)鏈技術獲得突破后可以在各個型號上通用，為新一代導彈作戰(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)傳輸均需以經定位總站轉發(fā)的雙跳的形式實現(xiàn)。根據(jù)所插通信卡類型的不同，通信設備分為普通用戶機和指揮型用戶機，普通用戶機插有普通卡，指揮型用戶機插有指揮卡。普通卡和指揮卡均有一個類似手機號碼的用戶ID號，普通用戶機還能以通播的形式綁定為指揮型用戶機的下屬用戶。普通用戶機僅能實現(xiàn)點對點形式的通信，指揮型用戶機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)鏈方案設計

借鑒傳統(tǒng)數(shù)據(jù)鏈的應用方式，結合短報文數(shù)據(jù)鏈的特征，對短報文數(shù)據(jù)鏈在中遠程空空導彈上的應用進行了如下設計。

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

2) 地面指揮中心傳輸信息至導彈和載機的鏈路為前向鏈路，用于傳輸制導導引信息；導彈和載機傳輸信息至地面指揮中心的鏈路為返向鏈路，用于傳輸導彈和載機的狀態(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的用戶ID，然后，以點對點的形式建立返向鏈路傳輸導彈和載機的狀態(tài)信息。

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

1.3 短報文數(shù)據(jù)鏈作戰(zhàn)應用模式

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

1) 導彈發(fā)射前，地面指揮中心通過自身雷達探測到目標，將目標信息作為制導導引信息，通過指揮型用戶機經短報文衛(wèi)星以通播群發(fā)的形式轉發(fā)給載機，載機可以在自身火控雷達截獲目標前對導彈進行目標裝訂，實現(xiàn)超視距攻擊，降低載機被攻擊的概率； 與此同時，載機將自身狀態(tài)信息以點對點的形式回復給地面指揮中心，便于地面指揮中心指揮載機協(xié)同作戰(zhàn)。

圖1 發(fā)射前應用短報文數(shù)據(jù)鏈的空空導彈作戰(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)射后應用短報文數(shù)據(jù)鏈的空空導彈作戰(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) 導彈發(fā)射后，地面指揮中心通過自身雷達探測到目標，直接將目標信息作為制導導引信息，通過指揮型用戶機經短報文衛(wèi)星以通播群發(fā)的形式轉發(fā)給導彈，引導導彈對目標進行攻擊；與此同時，導彈將自身狀態(tài)信息再經短報文衛(wèi)星以點對點的形式回復給地面指揮中心。這種模式下多枚導彈可以同時與地面指揮中心進行信息交互，在地面指揮中心的指揮下進行協(xié)同聯(lián)合作戰(zhàn)。

2 短報文波束指向對準

短報文信號僅由5顆GEO衛(wèi)星發(fā)出，衛(wèi)星至導彈的波束方向相對固定；同時，導彈上采用的短報文處理機接收和發(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，如不采用波束指向對準控制，在部分彈道下衛(wèi)星指向波束會在短報文處理機接收和發(fā)射角度范圍之外，這樣就會產生波束跟蹤不穩(wěn)定現(xiàn)象，從而導致數(shù)據(jù)丟包，通信成功率無法保證，影響制導精度。因此，本文提出一種新的滾轉角控制波束指向對準方法，可在導彈飛行過程中實時對導彈滾轉角進行控制，使彈載短報文處理機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。

通過滾轉角控制指向對準雖然可以解決短報文波束指向對準，但由于導彈飛行過程姿態(tài)變化往往較大，在爬升和下降時即便采用滾轉角控制對準，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，本文又進一步提出了將波束賦形與滾轉角控制相結合的聯(lián)合對準方法，用于短報文波束指向對準。若導彈滾轉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)短報文波束的指向對準。整個對準實現(xiàn)過程如圖3所示。

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

2.1 對準原理

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。當轉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，認為短報文波束完全實現(xiàn)了指向對準，如圖4所示。目前中遠程空空彈大多采用STT(skid-to-turn，側滑轉彎)控制，3個通道可以單獨控制，為在不影響導彈飛行軌跡的基礎上實現(xiàn)短報文波束對準，僅實時對滾動角進行控制，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 短報文波束對準示意圖Fig.4 The sketch of the short message beam alignment

2.2 對準方法

2.2.1優(yōu)選波束確定

北斗系統(tǒng)短報文調制在5顆GEO衛(wèi)星上，5顆GEO衛(wèi)星定點分布在赤道上空。對準前可以結合當前導彈位置(經度、緯度、高度)、導彈姿態(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)導彈位置查表可確定優(yōu)選波束。每顆GEO衛(wèi)星對應的波束號如表1所示。

表1 波束號與衛(wèi)星對應關系Tab.1 The correspondence of the beam numbers and the satellites

2.2.2滾轉角控制波束指向對準

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，結合導彈位置計算可得到地心地固坐標系下星彈相對距離為

(1)

2) 滾轉角控制前波束指向角計算

將地心地固坐標系下星彈相對距離矢量re轉換至彈體坐標系，則有

(2)

計算可得滾轉角控制指向對準前波束指向角為

(3)

3) 滾轉角控制的目標滾轉角計算

(4)

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

(5)

求解式(5)可得

(6)

式中：?為導彈俯仰角；ψ為導彈偏航角；φm為導彈滾轉角。

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)短報文波束指向對準，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滾轉角為

(7)

式中：φc為目標滾轉角。

4) 滾轉角控制后波束指向角計算

將地心地固坐標系下星彈相對距離矢量re轉換至滾轉后的彈體坐標系得

(8)

式中：rb1為滾轉后的彈體坐標系星彈相對距離矢量。

計算滾轉角控制指向對準后波束指向角得

(9)

5) 滾轉角控制策略

根據(jù)指向對準前后計算的波束指向角以及目標滾轉角，本文設計了滾轉角控制策略，實時對導彈滾轉角進行控制以實現(xiàn)指向對準。每次控制前，先根據(jù)導彈和衛(wèi)星的位置和姿態(tài)計算出目標滾轉角，比較當前滾轉角和目標滾轉角，以小于1°的步進向目標滾轉角進行滾轉角控制，具體控制策略設計如下：

圖5 指向對準滾動角控制策略Fig. 5 The rolling angle control strategy of the beam alignment

2.2.3波束賦形指向對準

對導彈僅進行滾轉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算法用于短報文接收，通過各陣元接收增益調節(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對準，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為例，波束賦形自適應陣列模型如圖6所示[6]，每一個陣元都賦以一個可調整的權，每一個陣元的權系數(shù)都可以由自適應算法來確定。自適應天線陣可以通過算法得到一組權向量，使天線方向圖主瓣對準期望方向，即短報文波束來波方向[7]。

圖6 波束賦形自適應陣列模型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為各陣元加權系數(shù)；W為各陣元加權系數(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。

自適應天線陣列的方向圖函數(shù)為

FW(θ)=|WTV(θ)|

(13)

根據(jù)導彈位置和姿態(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則的綜合方法，找出一組復權向量，使加權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方向的強度函數(shù)。

根據(jù)主瓣方向和形狀，設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)權向量。某遠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

為驗證設計的有效性，利用某遠程空空導彈飛行彈道進行了數(shù)字仿真。該軌跡中導彈在高度12 km發(fā)射，整個飛行時間近483 s，采用高拋彈道設計，俯仰角變化較大，滾轉角穩(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章所設計的波束指向對準前后的波束指向角進行了仿真，仿真中參照某型空空導彈短報文接收機性能，將接收角度門限設為60°，仿真結果如圖8所示。由于飛行過程中導彈機動較大，且在導彈飛行區(qū)域中優(yōu)選波束為GEO2衛(wèi)星的波束4，若不采用滾轉角控制的波束指向對準技術，導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計了回收段彈道，導彈會以-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)滾轉角控制和波束賦形指向對準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，通過滾轉角控制指向對準，可通信時間由73%提升至88%；進一步波束賦形指向對準后，可通信時間可提升至100%。

采用滾轉角控制的方法需要實時控制導彈滾轉角以尋找最優(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對準問題。

與此同時，由于短報文數(shù)據(jù)通過衛(wèi)星轉發(fā)，長距離傳輸存在時間延時的問題，給實際應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，故作為制導數(shù)據(jù)鏈進行工程應用時可通過實時外推的方法對時延進行補償。

圖9 指向對準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 結束語

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