基于跳頻應(yīng)用的Ka頻段相控陣波束跟蹤技術(shù)

李 靖，潘申富，智開宇

(中國電子科技集團(tuán)公司第五十四研究所，河北 石家莊 050081)

0 引言

衛(wèi)星通信是保障遠(yuǎn)距離通信的重要手段之一,但由于通信衛(wèi)星始終暴露在空中,而且上/下行信道均是開放的,非常容易受到攻擊,因此,抗截獲、抗干擾能力是衛(wèi)星通信對抗系統(tǒng)生存的關(guān)鍵。目前，衛(wèi)星通信對抗系統(tǒng)通常采用星上處理、星間光鏈路、抗干擾波形、智能天線波束以及先進(jìn)的加密技術(shù)等保護(hù)措施實(shí)現(xiàn)上述目的，其中，跳頻是抗干擾波形常用的技術(shù)手段[1-7]。

相控陣天線具有波束捷變、多波束、低剖面、易共形、便于空域調(diào)零抗干擾等特點(diǎn)，非常適合在衛(wèi)星通信的各種移動(dòng)載體中應(yīng)用。例如，在車載、機(jī)載、彈載等機(jī)動(dòng)平臺應(yīng)用，滿足多波束、低輪廓、高機(jī)動(dòng)、大動(dòng)態(tài)、隱身等條件下的對抗通信需求[8-9]。

近期，關(guān)于動(dòng)中通相控陣天線的研究較多[10-15]，涉及相控陣天線的測試校準(zhǔn)、天線單元設(shè)計(jì)、布局布陣、波束控制、波束信標(biāo)跟蹤等方面，未見跳頻應(yīng)用相關(guān)論述。對于帶寬1.6 GHz，跳速超過10 000跳的高速跳頻衛(wèi)星通信系統(tǒng)的移動(dòng)終端應(yīng)用，Ka頻段相控陣天線波束指向跟蹤存在三大挑戰(zhàn)：

① Ka頻段相控陣天線存在嚴(yán)重的孔徑渡越現(xiàn)象，造成大離軸角度指向時(shí)，邊緣頻率存在嚴(yán)重的波束指向偏差損失，而系統(tǒng)要求在跳頻時(shí)隙的1/1 000左右建立信道鏈路，即在幾十納秒量級的時(shí)間內(nèi)完成Ka頻段相控陣天線波束的指向修正，建立通信鏈路。

② 相控陣天線存在掃描增益下降以及載體高機(jī)動(dòng)性對波束指向的影響，難以區(qū)分接收信號減小是因?yàn)樘炀€波束指向偏離衛(wèi)星導(dǎo)致，還是由于天線波束偏離軸向帶來自身增益下降導(dǎo)致。

③ 在跳頻圖案未同步情況下，如何接收衛(wèi)星信號、提取信號特征，完成天線波束的指向跟蹤，是必須要解決的難點(diǎn)和重點(diǎn)。

1 Ka頻段動(dòng)中通相控陣波束指向誤差分析與補(bǔ)償

1.1 跳頻應(yīng)用適應(yīng)性

陣列天線的原理是，每個(gè)天線調(diào)整時(shí)延τn，使某一方向的來波在相同的波前合成，達(dá)到波束指向特定方向的目的，如圖1所示。

圖1 陣列天線工作原理示意圖Fig.1 Schematic diagram of array antenna operating principle

在陣列天線中，每個(gè)陣元接收到的來波信號(帶通信號)為：

可以看出，受頻率及延遲影響的有包絡(luò)和相位兩部分：

② 相位部分ejωc(t-τn)的τn和ωc影響，這里暫不考慮通道間相位誤差影響，假設(shè)已完成通道校準(zhǔn)工作。相控陣天線用移相代替真時(shí)延實(shí)現(xiàn)波束形成，相位與頻率密切相關(guān)，φ=ωcτn。跳頻應(yīng)用的情況比較特殊，由于瞬時(shí)工作帶寬窄，但是在整個(gè)工作頻帶內(nèi)隨機(jī)高速跳變，可近似為瞬時(shí)帶寬為寬帶。具體地，頻率從ω1變化到ω2，需要移相器的相位相應(yīng)的從φ1變化到φ2，保持延遲τn不變，即波束指向不變；如果移相器的相位不隨著跳頻圖案改變，則波束指向出現(xiàn)較大的指向誤差，帶來嚴(yán)重的增益損失，如圖2(a)所示。因此，相控陣天線波束指向需要開展基于跳頻圖案同步(或本地同步頻率集)的補(bǔ)償設(shè)計(jì)，補(bǔ)償后的方向圖如圖2(b)所示。

(a) 補(bǔ)償前

(b) 補(bǔ)償后圖2 60°離軸角時(shí)K頻段的指向補(bǔ)償前后對比Fig.2 Comparison before and after directional compensation for K-band at 60°off-axis angle

基于跳頻圖案同步的補(bǔ)償設(shè)計(jì)通常有兩種解決思路：

① 實(shí)時(shí)計(jì)算并更新波束指向方案。根據(jù)當(dāng)前頻率和指向角，每次重新計(jì)算射頻移相器所需的移相值，并通過波控系統(tǒng)下發(fā)到射頻移相器，實(shí)現(xiàn)波束實(shí)時(shí)指向修正的目的。如圖3所示，波束更新時(shí)間是由a、b、c、d四段時(shí)間加一起的總時(shí)間，以25 MHz接口通信、100 MHz時(shí)鐘的 FPGA計(jì)算為例，a、b、c、d四段時(shí)間分別估算為7 μs、26 μs、34 μs、0.1 μs，預(yù)計(jì)總共為67.1 μs左右。因此，實(shí)時(shí)計(jì)算更新波束指向的方式無法滿足高速跳頻應(yīng)用場景幾十納秒量級的時(shí)間要求。

圖3 波束更新時(shí)間示意圖Fig.3 Schematic diagram of beam update time

② 子陣延遲補(bǔ)償方案。子陣級延遲補(bǔ)償架構(gòu)如圖4所示，采用子陣降維的思路，減少延遲補(bǔ)償?shù)墓ぷ髁俊?/p>

圖4 子陣級延遲補(bǔ)償架構(gòu)圖Fig.4 Subarray-level delay compensation architecture diagram

1.2 動(dòng)中通應(yīng)用適應(yīng)性

與傳統(tǒng)拋物面天線波束特性在工作頻帶、掃描范圍內(nèi)相對穩(wěn)定不同，相控陣天線的波束指向除了與頻率相關(guān)，還與偏軸角度密切相關(guān)，如圖6所示，隨著天線波束偏離軸向，出現(xiàn)波束展寬、增益下降等現(xiàn)象。

圖6 相控陣天線掃描增益變化歸一化曲線Fig.6 Normalized curve of scanning gain variation of phased array antenna

同時(shí)，由于動(dòng)中通相控陣終端載體平臺的高機(jī)動(dòng)性，如圖7所示的某飛機(jī)航向和橫滾曲線，在飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時(shí)，橫滾達(dá)到14°，最大斜率6.7°/s左右。相應(yīng)的，波束指向離軸角也隨著變化，導(dǎo)致波束增益變化0～3 dB不等，產(chǎn)生“指向模糊”現(xiàn)象，即無法區(qū)分信號減小是天線波束指向偏離衛(wèi)星導(dǎo)致，還是由于天線波束偏離軸向帶來自身增益下降導(dǎo)致。

圖7 某飛機(jī)航向和橫滾姿態(tài)變化曲線Fig.7 Course and roll attitude variation curve of an aircraft

對于載體姿態(tài)快速變化導(dǎo)致的“指向模糊”問題，需要提前根據(jù)暗室測試的天線不同指向方向圖，建立查找表，在波束對星時(shí)，根據(jù)載體提供的當(dāng)前姿態(tài)，實(shí)時(shí)計(jì)算離軸角度，逆向補(bǔ)償天線波束增益變化，分離出波束對星不準(zhǔn)造成的信號增益下降，從而準(zhǔn)確地判斷天線波束是否偏離目標(biāo)衛(wèi)星。

因此，相控陣天線波束的指向跟蹤，首先需要解耦頻率、偏軸指向與指向偏離目標(biāo)的關(guān)系，準(zhǔn)確地實(shí)現(xiàn)波束指向，才具備后續(xù)的指向?qū)π恰⒉东@跟蹤衛(wèi)星功能。

2 基于寬帶高速跳頻信號的的相控陣波束跟蹤

對于目前的相控陣天線，本質(zhì)上是一個(gè)窄帶系統(tǒng)，無法同時(shí)兼容信標(biāo)和業(yè)務(wù)載波信號，除非采用真時(shí)延合成，或者為信標(biāo)單獨(dú)配置一套接收饋電網(wǎng)絡(luò)鏈路，這都會(huì)增加系統(tǒng)的復(fù)雜性，增大體積、功耗、質(zhì)量。因此，考慮利用信令或業(yè)務(wù)信號進(jìn)行跟蹤(以下簡稱“無信標(biāo)跟蹤”)是相控陣終端的最佳選擇。同時(shí)，寬帶高速跳頻信號的隨機(jī)性最強(qiáng)，特別是在跳頻圖案未同步的情況下，如何接收衛(wèi)星信號、提取信號特征，完成天線波束的指向跟蹤，是必須要解決的難點(diǎn)和重點(diǎn)。下面從天線波束跟蹤的三個(gè)階段展開分析，即引導(dǎo)指向階段、搜索捕獲階段和高精度跟蹤階段。

2.1 引導(dǎo)指向階段

相控陣終端依據(jù)地球站的位置信息、姿態(tài)信息以及衛(wèi)星的位置，計(jì)算出天線指向衛(wèi)星的理論指向角，控制天線波束指向該角度。

引導(dǎo)指向可顯著減小后續(xù)環(huán)節(jié)對衛(wèi)星的搜索范圍，但不能確保相控陣終端天線主波束一定能對準(zhǔn)衛(wèi)星。這是因?yàn)榈厍蛘镜奈恢谩⒆藨B(tài)，衛(wèi)星位置等參數(shù)可能存在較大的誤差，導(dǎo)致計(jì)算出的角度值偏離期望的波束方向。

2.2 搜索捕獲階段

搜索捕獲階段一般是天線按一定的步進(jìn)量和搜索策略調(diào)準(zhǔn)指向，然后等待一段時(shí)間，觀測是否能檢測到衛(wèi)星下行信號，并根據(jù)歷史觀測數(shù)據(jù)和天線波束特性確認(rèn)主波束是否已對準(zhǔn)衛(wèi)星。

搜索捕獲階段對跟蹤接收模塊輸出信號的精度要求不高，只要準(zhǔn)確地識別信號的有無，并能識別主瓣和旁瓣即可。主要難點(diǎn)是在此階段跳頻圖案未同步，解調(diào)器無法實(shí)現(xiàn)對跳頻信號的解跳，跟蹤接收模塊需要基于在1.6 GHz帶寬內(nèi)隨機(jī)出現(xiàn)的信號進(jìn)行識別、特征提取。

2.3 高精度跟蹤階段

高精度跟蹤階段利用跟蹤接收模塊或解調(diào)器輸出的信號特征量(信號能量或信噪比)能精確地表征由于天線波束指向誤差導(dǎo)致的天線接收增益變化。

此時(shí)，天線波束已基本對準(zhǔn)衛(wèi)星，跳頻圖案已同步，因此跟蹤接收模塊可以通過對解跳和解調(diào)后的信號進(jìn)行處理(能量估計(jì)或信噪比估計(jì))，獲得波束指向誤差，閉環(huán)實(shí)現(xiàn)高精度跟蹤。常見的跟蹤方式有程序跟蹤、步進(jìn)跟蹤、波束偏轉(zhuǎn)跟蹤、和差差單脈沖跟蹤等，相控陣天線具有波束快速捷變的能力，因此，采用波束偏轉(zhuǎn)跟蹤是比較好的選擇。同時(shí)，基于跳頻信號的無信標(biāo)跟蹤，由于跳頻信號的功率遠(yuǎn)大于傳統(tǒng)信標(biāo)功率，因此跟蹤性能可以保證，后文不作重點(diǎn)分析。

2.4 仿真實(shí)現(xiàn)

搜索捕獲階段的關(guān)鍵對隨機(jī)出現(xiàn)的特征信號提取，需要注意的是，由于信號在1.6 GHz范圍內(nèi)隨機(jī)出現(xiàn)，信道幅頻特性會(huì)導(dǎo)致與天線指向無關(guān)的接收信號功率波動(dòng)。解決的辦法有兩個(gè)：一是指利用特定帶寬內(nèi)出現(xiàn)的跳頻信號進(jìn)行跟蹤；二是利用跳頻信號在全帶寬內(nèi)均勻分布的特性，通過時(shí)間累積消除幅頻特性帶來的影響。

采用第一種方法，在搜索捕獲階段基于跳頻信號在1.6 GHz帶寬內(nèi)隨機(jī)、均勻分布的特性，通過觀測固定帶寬內(nèi)出現(xiàn)的跳頻信號實(shí)現(xiàn)信號的識別，以判斷天線主波束是否對準(zhǔn)衛(wèi)星。以Ka頻段相控陣終端(等效0.5 m口徑)接收為例，40 MHz觀測帶寬，每0.2 s輸出一次特征量，分別在凈空條件和雨衰為5 dB的情況下進(jìn)行仿真，仿真結(jié)果如圖8和圖9所示，去擾處理后的輸入信號平均功率和噪聲平均功率分別對存儲的噪底功率歸一化處理，信號和噪聲的歸一化功率可明顯區(qū)分。由仿真結(jié)果可知，即使存在5 dB的雨衰，也可以很明顯地識別出有無跳頻信號，輸出特征量的波動(dòng)約0.65 dB，不影響主瓣、旁瓣的識別，可以進(jìn)行粗略的跟蹤對星。

圖8 凈空條件下歸一化功率Fig.8 Normalized power under headroom

圖9 雨衰為5 dB時(shí)的歸一化功率Fig.9 Normalized power at rain decay 5 dB

3 結(jié)論

在詳細(xì)分析了Ka頻段相控陣終端的跳頻應(yīng)用特征后，提出基于寬帶高速跳頻信號的相控陣波束跟蹤技術(shù)，以相控陣天線的波束特性補(bǔ)償、跳頻信號特征提取關(guān)鍵技術(shù)為基礎(chǔ)，利用組合慣導(dǎo)的引導(dǎo)指向和解耦“指向模糊”，并結(jié)合波束偏轉(zhuǎn)自跟蹤修正開環(huán)誤差，經(jīng)仿真驗(yàn)證，可以滿足寬帶跳頻應(yīng)用場景下的動(dòng)中通相控陣終端波束跟蹤需求。