C頻段雷達黑障區捕獲跟蹤新型返回艙策略研究

史軍飛, 劉亞濤, 黃 宇

(中國人民解放軍63628部隊,甘肅 酒泉 732750)

返回式航天器再入稠密大氣層后，由于速度高，會與大氣劇烈摩擦，在航天器表面形成一層等離子體，一般會導致黑障區的產生。當航天器處于該區域內，測控及通信設備與航天器之間的信號會產生短暫的中斷，導致通信中斷、外測及遙測設備丟失目標。關于返回式航天器再入段黑障現象，國外進行了較多實驗研究。MIT Lincoln實驗室和NASA Langley研究中心在20世紀60年代通過Traiblazer計劃[1]進行了再入體RCS(Radar Cross Section,雷達散射截面)測量試驗，實現了使用地面測試設備來提供模擬再入大氣條件的設想。之后，制定了導彈防御關鍵測量計劃，提高導彈的突防技術和對導彈末端的攔截技術[2]，不斷推進等離子體隱身技術的發展，并應用于隱身兵器研究。國內的相關研究主要集中在等離子體隱身技術的理論以及數值仿真方面。牛家玉[3]、彭世镠[4]等研究了再入尾跡湍流等離子體與電磁波相互作用的機理，提供分析目標特性的方法。劉明海等[5]研究了不同參數大氣等離子體對電磁波的衰減效應。胡紅軍等[6]結合神舟任務獲取的雷達及USB設備實測數據對測控設備黑障區捕獲跟蹤返回艙的策略進行了分析研究。為適應中國空間站運營以及未來載人探月需要，航天科技集團五院抓總研制了新一代載人飛船。在新型載人飛船返回艙返回過程中，雷達出現了同神舟飛船返回艙相似的黑障區目標丟失現象。與神舟飛船返回艙相比，新型返回艙高度及直徑增加近1倍，采用了新型防熱結構和材料，這些改變導致新型返回艙再入段黑障區雷達反射特性發生了變化。今后新型載人飛船返回任務呈現高密度狀態，但目前公開發表的關于新型返回艙黑障區C頻段雷達反射特性的研究還幾乎處于空白，因此，加強對其返回段黑障區特性及跟蹤策略的研究十分重要。本文通過梳理等離子體對電磁波傳播影響的基本理論，分析等離子體對電磁波的反射、吸收特性，推理出雷達反射式跟蹤返回艙時，在黑障區丟失目標的可能原因。對比3套C頻段雷達在某次新型返回艙返回過程中的跟蹤數據，驗證理論分析的正確性。針對C頻段雷達目標丟失的高度、速度和RCS特性，以某型號雷達為例，制定相應的捕獲跟蹤策略，為其他型號雷達提供參考。

1 等離子體鞘套對電磁波傳輸的影響

1.1 返回式航天器等離子體鞘套形成因素分析

返回式航天器高速進入大氣層時，與周圍稠密大氣劇烈摩擦，在短時間內產生大量熱量，形成高溫區，溫度可達3000 K[7]。高溫區內氣體分子產生電離，航天器表面防熱材料也同時在高溫下被燒蝕電離，形成平時所說的物質的第四種形態——等離子體，峰值電子密度可達1013～1016cm-3，這層等離子體沿航天器表面分布，即“等離子鞘套”[8]。該鞘套的物理參數與再入航天器錐角、飛行速度、返回入射角、距地面高度、防熱材料以及環境大氣密度等因素直接相關[6]。

1.2 等離子體主要物理參數

1.2.1 等離子體密度

等離子體密度的定義是單位體積中電子的數目，因為與其他粒子相比，電子的活動更加活躍；單位一般為個/cm3，該值主要受空氣密度和等離子鞘套溫度的影響。在航天器頭部由于強烈的摩擦作用，產生強激波，大氣受到壓縮而且幾乎完全電離，電子密度較高；在航天器的側面向尾部方向，電子密度逐漸降低；在尾部，摩擦作用較弱，電離作用基本不再發生，電子與離子的復合過程將起主要作用，因此在飛行器尾部區域的等離子體密度比飛行器前部和側面的等離子體密度低很多。

1.2.2 等離子體角頻率

等離子體角頻率又被稱為朗繆爾振蕩頻率，是等離子體的重要特征參數之一。當等離子體受到氣體放電、射線輻射等外界條件的影響時，會產生一部分微觀粒子偏離原平衡的狀態，此時，在粒子間庫倫力的作用下，偏離平衡態的等離子體會重新成為電中性，這種從偏離平衡狀態到恢復平衡狀態的過程就叫等離子體的自由振蕩，自由振蕩的頻率就是等離子體角頻率ωm[9]。能夠保持等離子體性質不變的最大偏離范圍被稱作德拜長度。

(1)

式中：Ne為電子密度;qe為電子電荷量;ε0為真空中介電常數;me為電子質量;fp為等離子體波頻率。

1.2.3 等離子體碰撞頻率

在等離子體微觀粒子之間的碰撞中，電子與中性粒子、離子之間的碰撞占了絕大多數，因此通常將電子與其他粒子的碰撞頻率當作等離子體碰撞頻率的近似值。電子碰撞頻率表示為

Ve=Ven+Vei

(2)

式中：Ven為中性粒子與電子碰撞頻率；Vei為離子與電子碰撞頻率。等離子體碰撞頻率決定了電磁波在等離子體內被吸收的程度。大氣相對密度和等離子體溫度與該參數有比較大的關系。

1.3 等離子體對電磁波傳輸的影響

1.3.1 等離子體對電磁波的折射、反射作用

等離子體與其他介質一樣具有介電常數ε，在頻率為ω的電磁波的電場作用下，結合電子的運動、位移和速度方程，推出其相對介電常數的表達式為[8]

(3)

式中：Ve為電子碰撞頻率。由于微觀粒子之間存在碰撞，導致等離子體的相對介電常數是一個復數，實部反映了入射電磁波的色散，虛部反映電磁波的吸收。定義電磁波在等離子體中傳播、反射、折射時的折射率和衰減率為[9]

(4)

(5)

電磁波在等離子體中傳播時的相位系數和衰減系數定義為

(6)

(7)

針對ω、ωm、Ve之間的關系，討論等離子體對電磁波傳播的影響。

① 當ω=ωm時，若Ve=0，此時n′和n″都是零，表明此時入射電磁波無法在等離子體中傳播，而是在表面被完全反射；若Ve≠0，此時n′和n″均大于零，表明電磁波可以在等離子體內傳播一定距離。

(8)

(9)

因此，折射率n′基本與Ve無關，衰減率n″受到碰撞頻率Ve的影響，且電磁波頻率越高產生的衰減越小。

(10)

通過以上分析可知，對于Ve≠0的情況，平面電磁波在等離子體中總是存在衰減，并且等離子體厚度越大，產生的總衰減越大。

1.3.2 等離子體對電磁波的衰減作用機理

等離子體內部會通過粒子間碰撞吸收入射到等離子體內部的電磁波能量。當ω<ωm時，處于截止狀態，電磁波不能夠在等離子體內傳播；當ω>ωm時，由于等離子體中電子的變化速度跟不上電磁波的變化速度，電磁波受到的阻礙作用會比較小，此時電磁波可以通過等離子體，但會被吸收一部分。電磁波被吸收的原因是電場對電子做功后，電磁波的一部分能量轉化為電子的動能，電子又通過與其他粒子的碰撞，將一部分能量傳遞給其他粒子，同時自身能量被衰減。

1.4 黑障區等離子體鞘套對電磁波衰減常數計算

為簡化分析模型，將航天器再入時形成的等離子體鞘套看作無限大均勻非磁化導電介質，可以得出電磁波在等離子體內的衰減常數α和相位常數β為[7]

(11)

(12)

《載人飛船空氣動力學》[11]中提供了載人飛船返回艙在黑障區不同高度下對應的大氣電子密度Ne及碰撞頻率Ve分布。從中可以得出載人飛船返回艙近地返回時，返回走廊內電子密度在1010～1014cm-3之間。

從文獻[12]中獲取了載人飛船返回艙在黑障區不同高度時的電子密度、等離子體頻率、等離子體碰撞頻率等參數，據此計算出S、C、X、K頻段電磁波在等離子體鞘套內傳播時的衰減常數α，如表1所示。

表1 不同頻段電磁波在等離子體內傳播的衰減常數α

1.5 黑障區等離子體鞘套對電磁波影響分析

結合以上數據，針對C頻段雷達反射回波信號丟失與重捕情況，得出新型返回艙在返回過程中“黑障”現象相關結論如下。

① 當返回艙高度H>100 km時，空氣密度比較低，返回艙與大氣摩擦作用較弱，產生的熱量較少，因此大氣電離較弱，等離子體電子密度低，等離子體角頻率ωm遠小于電磁波頻率，電磁波能以很小的衰減穿透等離子體并形成反射回波到達雷達天線，此時等離子體幾乎對雷達設備工作不產生影響。

② 當返回艙高度90 kmω。

③ 當返回艙高度50 km

⑤ 當返回艙高度30 kmω>ωm時，等離子體由過密狀態變為亞密狀態，尾部形成亞密湍流，出現體散射[14]，導致目標RCS出現逐漸增大趨勢，甚至高于目標本體RCS。此時認為目標處于黑障區邊緣。

⑥ 當返回艙高度H<30 km時，速度進一步降低，表面溫度不斷下降，電離過程繼續減弱，等離子體角頻率ωm隨高度下降而下降；同時由于大氣密度增加，等離子體碰撞頻率上升，綜合作用導致α→0，等離子體對電磁波的衰減作用很弱，鞘套消失，此時雷達接收到的為返回艙本體信號，目標已經通過黑障區。

2 實測數據驗證

某次新型返回艙升力控制式返回過程中，末段3套C頻段雷達捕獲目標后，均出現雷達信號短時間內迅速減小、隨后目標丟失的現象，雷達跟蹤返回艙RCS變化情況如圖1～圖3所示。

圖1 1#雷達跟蹤新型返回艙t-RCS關系圖

圖2 2#雷達跟蹤新型返回艙t-RCS關系圖

圖3 3#雷達跟蹤新型返回艙t-RCS關系圖

對比3套C頻段雷達跟蹤實測數據，獲取新型返回艙某次任務彈道式返回過程中再入大氣層后目標信號丟失點及重捕點高度、AGC(Automatic Gain Control，自動增益控制)值、丟失時間等信息如表2所示。

表2 某任務3套C頻段雷達目標丟失點數據對比

① 返回艙高度在50 kmω，電磁波無法進入等離子體傳播，在界面處被反射，雷達接收到的回波信號來自于等離子體鞘套，其RCS比目標本體高約11.5 dB，在11～17 dBsm之間，此時雷達跟蹤目標較為穩定。

② 3套C頻段雷達目標丟失高度均在50 km附近，具有較好的一致性，可判斷在該區域返回艙處于出黑障前的第4階段。等離子體對C頻段電磁波的衰減作用占主導地位，導致雷達回波信號突然減小，目標丟失。

③ 返回艙高度在30 km

④ 返回艙高度在H<30 km時，由于等離子體電子密度下降，ωm<ω，此時電磁波幾乎不會受到等離子體的衰減，照射在返回艙后形成后向散射，雷達跟蹤信號信噪比也比較穩定，此時雷達接收到的為返回艙本體信號，RCS均值為0.5～1.0 dBsm，跟蹤穩定。

3 新型返回艙捕獲跟蹤策略

在分析新型返回艙黑障區特性的基礎上，結合某型號雷達操作，提出新型返回艙捕獲跟蹤策略如圖4所示。

圖4 C頻段雷達捕獲跟蹤新型返回艙策略流程圖

3.1 距離估算

依據某型號雷達跟蹤數據，返回艙RCS為-10～19.88 dBsm，任務跟蹤數據最小RCS為-10 dBsm，利用雷達相關參數計算得出該型號雷達跟蹤新型返回艙較為合適的作用距離為340 km。在進行雷達布站時，盡量不超出此作用距離。

3.2 掃描空域范圍設置

新型返回艙采取升力控制式返回，再入大氣層后由于受到大氣摩擦以及氣流影響，理論彈道與實際彈道偏移量會逐漸變大。掃描空域的設置應該區分后向、側向、前向測站等不同情況。返回艙相對后向與前向測站，一般來說方位變化較小，俯仰變化較大，因此掃描空域應設置為方位較大、俯仰較小，這樣有利于提升電掃描效能。

對于側向測站，一般方位變化比俯仰變化要大，因此方位掃描范圍應比俯仰掃描范圍大一些。以側向測站為例，在航天器飛行過程中，雷達丟失目標時，速度約為3.0 km/s，方位角速度為0.6°/s，俯仰角速度為0.04°/s，設置掃描空域為2°×1°，與雷達距離為532 km處矩形框為18.6 km×9.26 km，返回艙穿越該區域所需時間為3.09～6.2 s，大于雷達電掃描時間9 ms，可以滿足目標重捕要求。

3.3 捕獲跟蹤方案

(1) 等待點設置。

依據返回艙跟蹤數據以及理論彈道，預估目標丟失點時間、高度、方位、俯仰值，在預估丟失點前后20 s，以及目標丟失點后40 s設置等待點。

(2) 掃描空域設置。

在臨近預估黑障區時，應當按照事先計算好的空域范圍切換掃描空域。

(3) 引導源選擇。

在返回艙返回彈道的末段一般內引數據會出現較大偏差，因此應當按照外引、內引、屏引的優先級確定引導源。若返回艙是在夜間返回，由于摩擦燒蝕作用艙體會形成發光體，此時應采用光學引導設備進行引導重捕。

(4) 雷達參數設置。

返回艙處于“隱身區”前后時，回波信號較弱，此時操作手應及時調整MGC(Manual Gain Control，手動增益控制)，使之與回波幅度較為匹配；并且由于目標回波信號弱，容易丟失目標，伺服操作手應手控伺服，待目標信號穩定后，再轉為角度自動跟蹤。依據理論彈道預先評估黑障區適宜的波形、掃描空域、電掃帶寬等參數。

4 結束語

目前黑障區目標反射回波丟失現象雖不可消除，但通過分析其“隱身區”特點，關注不同方位測站跟蹤效果、目標丟失高度、RCS變化特點，測控人員可預測本設備目標丟失以及重捕點的時間、目標位置，發揮測控設備最佳性能，盡力縮短目標丟失時間。返回艙末段的測控精度對于準確預報返回艙落點意義重大。今后可以在目標彈道的實時外推方面做一定工作，從而實時調整預設的目標重捕等待點。本文為新型返回艙黑障區測控工作提供了實踐經驗和理論解釋，為今后的返回艙測控工作奠定了基礎。