RCS測量標(biāo)校中采用無人機(jī)吊放標(biāo)準(zhǔn)球的解決方案研究

孫 軍，孫保杰

(解放軍91404部隊，秦皇島 066001)

?

RCS測量標(biāo)校中采用無人機(jī)吊放標(biāo)準(zhǔn)球的解決方案研究

孫 軍，孫保杰

(解放軍91404部隊，秦皇島 066001)

研究設(shè)計了采用無人機(jī)吊放金屬標(biāo)準(zhǔn)球進(jìn)行雷達(dá)截面(RCS)標(biāo)校的方案，旨在解決目前RCS測量中采用氣球或風(fēng)箏吊放方式受天氣影響等標(biāo)校成功率不高的瓶頸問題。設(shè)計方案在相關(guān)飛行性能評估平臺進(jìn)行了測試驗證，結(jié)果表明能滿足RCS測量中標(biāo)校的需求。

無人機(jī)；雷達(dá)截面；測量標(biāo)校

0 引 言

雷達(dá)截面(RCS)測量原理是金屬標(biāo)準(zhǔn)球[1]定標(biāo)比測法，即對于性能穩(wěn)定的雷達(dá)，首先用標(biāo)準(zhǔn)球標(biāo)定出其性能參數(shù)。由雷達(dá)方程：

(1)

式中：Pr為接收機(jī)輸出功率；Pt為發(fā)射機(jī)功率；G為天線增益；λ為波長；σ為RCS；R為被測目標(biāo)距離；L為雷達(dá)系統(tǒng)損耗；F為天線方向圖傳播因子；α為大氣衰減因子。

將式(1)中相對不變的各參數(shù)用系數(shù)K來表示，即：

(2)

稱K為雷達(dá)性能參數(shù)(標(biāo)校系數(shù))，則式(1)的雷達(dá)方程可簡化為：

(3)

在用金屬標(biāo)準(zhǔn)球標(biāo)定時，將測得的Pts、Prs、Rs和已知的σs代替式(3)中的Pt、Pr、R和σ，可算出雷達(dá)性能參數(shù)(標(biāo)校系數(shù))：

(4)

式中:Pts為測標(biāo)準(zhǔn)球時的發(fā)射機(jī)功率;Prs為測標(biāo)準(zhǔn)球時接收機(jī)輸出功率;Rs為標(biāo)準(zhǔn)球距離;σs為標(biāo)準(zhǔn)球的RCS。

在對目標(biāo)進(jìn)行RCS測量時，用測得的Ptt、Prt、Rt和標(biāo)定出的K值(同頻率極化)代入式(3)，即可算得目標(biāo)的RCS值：

(5)

式中:σt為目標(biāo)的RCS;Ptt為測目標(biāo)時發(fā)射機(jī)功率;Prt為測目標(biāo)時接收機(jī)輸出功率;Rt為被測目標(biāo)距離。

1 RCS測量標(biāo)校過程

RCS測量需要先標(biāo)校再測量[2]。標(biāo)校即對于性能穩(wěn)定的雷達(dá)，首先標(biāo)定出其性能參數(shù)K值(雷達(dá)方程中相對不變的參量)。K值的有效性通過檢查標(biāo)校曲線是否落在允許的范圍內(nèi)(如相對標(biāo)準(zhǔn)球截面積[1]偏差小于1 dB(均方差)，如圖1所示)來確定。測量時，用標(biāo)定好的K值(與測量時同頻率同極化)代入，計算被測目標(biāo)的RCS值，這就要求代入計算的K值與測量時的實際K值基本一致,即K值偏差在允許的范圍內(nèi)，同樣需要標(biāo)校來確認(rèn)，

即通過測量后再標(biāo)校1次,與測量時所用標(biāo)校K值比較或通過8 h連續(xù)標(biāo)校的穩(wěn)定性考核來檢驗測量時K值的有效性。8 h精度考核試驗如表1所示。表1中,測量起始時間：18:14:10.633；每隔0.5 h標(biāo)1次，有效標(biāo)?！痢链?距離(km)：1.52～1.536;方位(°)：56.43～56.93;仰角(°)：11.69～12.31?？梢?，從測量按原理實施及確保測量有效性上，都需要標(biāo)校，它是測量順利開展并有效完成的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。

圖1 RCS測量標(biāo)校曲線

頻率(MHz)極化均值(dB)均方差(dB)極化均值(dB)均方差(dB)34000H-11.213180.5368235V-10.863180.889411834250H-10.872760.7522941V-11.259060.50634500H-11.094820.5374118V-10.926710.810411834750H-11.413120.3111176V-11.147120.682294135000H-11.186880.5016471V-11.109530.705705935250H-11.247710.4105882V-11.292240.618941235500H-11.4060.3372941V-11.8090.573411835750H-11.630880.3464706V-11.335590.481470636000H-11.611240.3562941V-11.776180.5462353合格判據(jù)均方差≤1dB結(jié)論合格檢測人員

目前,外場RCS測量基本上都采用無源標(biāo)校方式，即采用各向同性的金屬標(biāo)準(zhǔn)球作為標(biāo)校體。標(biāo)校時(參見圖2)，用氣球或風(fēng)箏等通過系線將標(biāo)準(zhǔn)球升空至距離雷達(dá)合適位置(距離上滿足雷達(dá)信噪比和最小作用距離要求，仰角大于10°以避開雜波背景影響)后，RCS測量雷達(dá)對此散射截面積已知的標(biāo)準(zhǔn)球進(jìn)行測量，得到K值。

圖2 RCS測量標(biāo)校過程示意圖

實踐經(jīng)驗表明，在無風(fēng)或微風(fēng)下，應(yīng)采用氣球吊放標(biāo)準(zhǔn)球；在2～3級風(fēng)時，風(fēng)箏升力不足，無法起飛，氣球無法上升到足夠高度，達(dá)到仰角10°以上的要求(此時受風(fēng)平壓，氣球見遠(yuǎn)不見高)；4級風(fēng)以上，風(fēng)箏回收困難，風(fēng)險系數(shù)高；有時遇分層風(fēng)，尤其是低空有風(fēng)而高空無風(fēng)情況，風(fēng)箏可使用但高度無法到達(dá)雷達(dá)測量仰角要求，此時風(fēng)箏和氣球均無法

使用。此外，風(fēng)向也是影響標(biāo)校效果的重要因素：風(fēng)向若將標(biāo)準(zhǔn)球吹向海上或干凈背景方向，則環(huán)境背景影響較小(此時，即使標(biāo)準(zhǔn)球較雷達(dá)仰角較低，也能獲得滿意的效果標(biāo)校)，否則，影響較大。

可見采用氣球或風(fēng)箏吊放球的方式，因受風(fēng)力影響氣象窗口小,成功率低，且受風(fēng)向制約不能主動避開雜波背景對標(biāo)校效果的影響，經(jīng)常造成標(biāo)校失敗，形成嚴(yán)重影響測量順利進(jìn)行的瓶頸。

為了提高標(biāo)校成功率，確保RCS測量如期展開，有必要研究其它有效的標(biāo)準(zhǔn)球吊放方式。近年來，隨著多旋翼無人機(jī)技術(shù)的迅猛發(fā)展并日臻成熟，無人機(jī)吊放標(biāo)準(zhǔn)球已成為現(xiàn)實可能。對比氣球或風(fēng)箏等被動吊放方式，無人機(jī)吊放方式因具有風(fēng)力適應(yīng)性好且能主動避開高雜波背景等優(yōu)點(參見表2)，或?qū)⒊蔀橥鈭鰳?biāo)校吊放球的主要方式。因此，研究RCS測量采用無人機(jī)吊球標(biāo)校很有必要。

表2 氣球、風(fēng)箏、無人機(jī)吊球標(biāo)校效果對比

2 無人機(jī)吊球標(biāo)校解決方案研究

(1) 需求分析

無人機(jī)從用途上分為軍用級、工業(yè)級和消費(fèi)級；從結(jié)構(gòu)上分為無人直升機(jī)、固定翼無人機(jī)、多旋翼無人機(jī)等，分類可見表3。

軍用級多數(shù)采用固定翼或共軸雙翼，油動或混合動力，造價高，放飛和回收有較高的場地要求。2010年以來，多旋翼無人機(jī)因輕巧靈活、起降影響因素小、便于攜帶等優(yōu)勢受到廣泛關(guān)注而迅猛發(fā)展，技術(shù)日臻成熟，大有后來居上之勢，已在災(zāi)害、環(huán)保監(jiān)測，消防、交通監(jiān)控，影視航拍，農(nóng)業(yè)植保等各方面得到廣泛應(yīng)用。

表3 無人機(jī)分類

通過技術(shù)分析及市場調(diào)研，認(rèn)為采用無人機(jī)吊放標(biāo)準(zhǔn)球的時機(jī)已經(jīng)成熟，并確定解決思路如下：從性價比和操控便利等因素考慮，采用民用級多旋翼無人機(jī)吊放標(biāo)準(zhǔn)球，相較軍用固定翼無人機(jī)，其造價低廉，操控方便，收放靈活，維護(hù)簡單，可靠性高。

從吊放球標(biāo)校來看，主要需無人機(jī)具有如下能力：

(a) 最大有效載荷

RCS測量標(biāo)校要求(如圖1所示)，將重約2 kg的金屬標(biāo)準(zhǔn)球(φ300 mm)通過100多米系球線(以保證雷達(dá)波束僅照射標(biāo)準(zhǔn)球)吊放至距離雷達(dá)1～2 km處，仰角大于10°以上(以避開地物雜波等背景)，故最大吊掛載荷約3 kg(標(biāo)準(zhǔn)球重<2 kg，100多米系球線<1 kg)；

(b) 續(xù)航時間

標(biāo)校在8～18 GHz間按250 MHz間隔一個點，以雙極化，并有4個可設(shè)機(jī)動頻點，按每次標(biāo)校掃描10遍進(jìn)行，故一次標(biāo)校時長為(41+4)×2×120 ms(測量周期)×10=204 s，再加上程序設(shè)置時間小于1 min，故標(biāo)校時長<5 min/次，按一次起落進(jìn)行8次標(biāo)校計，飛行器收放按10 min計，故滿載標(biāo)校時間即續(xù)航時間約50 min。

(c) 環(huán)境適應(yīng)性

海上因無遮擋，風(fēng)起時將直接吹向無人機(jī)和其吊掛的標(biāo)準(zhǔn)球，又因無人機(jī)和標(biāo)準(zhǔn)球之間是軟連接(尼龍線)，通過無人機(jī)對其自身的抗風(fēng)性調(diào)整及對標(biāo)準(zhǔn)球的穩(wěn)定性調(diào)整是有較大難度的。因此抗風(fēng)能力也是一個關(guān)鍵指標(biāo)。鑒于海上經(jīng)常遇到較大的風(fēng)，故提出要求如下：

抗風(fēng)能力：大于10 m/s(5級風(fēng))；

小雨、小雪天能正常工作，有防雷、防水、防鹽霧腐蝕等能力；

工作溫度：-10°～40°。

(2) 方案構(gòu)想

鑒于國內(nèi)民用級電動無人機(jī)續(xù)航力一般在20 min左右，針對標(biāo)校載荷3 kg和續(xù)航50 min的特殊需求屬于特種作業(yè)，經(jīng)過咨詢國內(nèi)相關(guān)廠家(大疆創(chuàng)新、深圳智航、零度智控、極飛等主要旋翼無人機(jī)制造廠家)和市場調(diào)研，了解到市面尚無成品無人機(jī)滿足工作要求，需要采用針對性設(shè)計并定制的解決方案。

解決方案[3]是通過精細(xì)化搭配多旋翼無人機(jī)的電池、電機(jī)、電調(diào)和槳葉這四大件等，來保障體現(xiàn)其飛行能力的飛行時間(續(xù)航時間)、飛行重量(載荷)和耗電量這3個要素，以滿足標(biāo)校時吊放球的要求。

方案設(shè)計的基本思路是根據(jù)需求進(jìn)行飛行器構(gòu)型選擇，預(yù)估出飛行重量；由飛行重量和軸數(shù)推算出起飛懸停時所需的電機(jī)拉力以及電機(jī)的最大拉力等；由所需的電機(jī)拉力等參數(shù)選擇效能(主要是力效最高,同等拉力下，力效或效率越高越佳)合適的電機(jī)；電機(jī)選定后，根據(jù)電機(jī)測試參數(shù)及配置表(一般電機(jī)廠家都提供)進(jìn)一步明確電機(jī)力效等參數(shù)和適配的電池、槳及起飛重量等，并由此驗算飛行時間等能否滿足要求。

常用多(軸)旋翼無人機(jī)分為四軸、六軸和八軸等。比較而言，六軸旋翼[4]的穩(wěn)定性優(yōu)于四軸而結(jié)構(gòu)及控制比八旋翼簡單，故方案設(shè)想采用六旋翼無人機(jī)，它主要由飛行控制系統(tǒng)(飛控)、飛行動力系統(tǒng)(電池、電調(diào)(電子調(diào)速器)、電機(jī)(直流無刷)、槳葉四大件組成)、機(jī)架等組成，為增加續(xù)航時間，采用2塊6S22000 mAh電池并聯(lián)。

(3) 關(guān)鍵指標(biāo)設(shè)計

(a) 飛行重量

由上，飛行重量預(yù)估如下：

電機(jī)350 g((以恒力Q6L6215 KV350為例)346 g)×6,約2 000 g；

電池2 647 g(以格氏ACE TATTU plus 22 000 mAh為例)×2,約5 300 g；

碳槳150×6(22英寸),約1 000 g；

機(jī)架(以飛越T810為例),約1 020 g；

飛控圖傳及電調(diào)：500 g；

載荷：金屬標(biāo)準(zhǔn)球+200 m線，按3 000 g計；

故飛行總重量約13 000 g。

根據(jù)六軸13 000 g飛行重量得知，每個電機(jī)的拉力應(yīng)在2 167 g(13 000/6)以上才能實現(xiàn)懸停；又根據(jù)工程經(jīng)驗，整機(jī)重量應(yīng)該小于電機(jī)最大動力的2/5，據(jù)此得到每個電機(jī)的最大拉力為5 416 g左右。根據(jù)電機(jī)拉力和構(gòu)型(軸數(shù))、飛行重量等參數(shù)選用適配電機(jī)，并在可供選擇的電機(jī)中選擇力效最高的。

(b) 續(xù)航時間

比如以恒力電機(jī)Q6L6215 KV330為例，由其力效表查得，當(dāng)拉力為2 255 g(大于起飛懸停拉力2 167 g的需求)時，力效約9.2 g/W。裝機(jī)時，可以采用如下經(jīng)驗公式預(yù)估出飛行時間：飛行時間=60/[飛行重量/(電池實際容量×電池電壓×效率)]，電壓按3.7 V的單片電芯電壓計算，估算出如上初步配置下的續(xù)航時間為：

60/(13 000/22×2×22.2×9.2)=41.5 min

(c) 飛行效率與電機(jī)選型

由飛行時間預(yù)估公式可以看出，決定多軸飛行能力的主要指標(biāo)簡單地說無非就是飛行時間、飛行重量、耗電量這3個要素。

因此，工程方案的著眼點在于：其一，在滿足有效載荷下盡量減少飛行總重量；其二，提高飛行效率。二者的目的在于提高續(xù)航時間。

飛行效率：一般用“g/W”表示，代表每W的消耗能產(chǎn)生幾g的拉力，其高低與電機(jī)自身的效率和槳等(四大件)搭配等有著密切的關(guān)系。電機(jī)廠家會給出配槳效率參數(shù)，在效率表中，可發(fā)現(xiàn)電機(jī)效率高一般都是大槳低轉(zhuǎn)速獲得，所以如果想讓多軸飛行效率高可以考慮盡量用kV值低的電機(jī)上大槳。

本方案準(zhǔn)備采用定制的高性能電機(jī)，以獲得懸停拉力下不低于9.5 g/W的力效和不超過300 g重量的電機(jī)，其它選用適配的輕質(zhì)高性能部件，以控制總重量在12 000 g以內(nèi)，此方案配置如表4所示。

(5)方案驗證

根據(jù)以上初步配置，在北航穩(wěn)定飛行控制組(BUAA)的飛行性能評估平臺上進(jìn)行仿真飛行測試，得到如圖3所示的預(yù)估飛行性能。由仿真測試結(jié)果可以看出，按表4配置的無人機(jī)吊放球解決方案基本能滿足標(biāo)校的需求(測試時，臨時用老虎電機(jī)代替配置表中的定制電機(jī))。

3 結(jié)束語

多旋翼無人機(jī)技術(shù)已經(jīng)日臻成熟，據(jù)此采用無人機(jī)吊放球標(biāo)?？梢钥朔捎脷馇蚧蝻L(fēng)箏傳統(tǒng)吊放球方式受風(fēng)的影響，并能靈活地避開低仰角雜波，對于RCS測量是行之有效的標(biāo)校吊放球解決方案。可以預(yù)料這種解決方案還能廣泛應(yīng)用于雷達(dá)試驗，發(fā)展前景廣闊。

圖3 無人機(jī)吊放球仿真飛行測試結(jié)果

[1] 黃培康，殷紅成，許小劍.雷達(dá)目標(biāo)特性[M].北京：電子工業(yè)出版社，2005：47-49.

[2] 孫軍，孫保杰.外場RCS測量精度估算的工程化建模[J].指揮控制與仿真，2015，37(6)：118-121.

[3] 王偉，馬浩 ，徐金琦，孫長銀.多旋翼無人機(jī)標(biāo)準(zhǔn)化機(jī)體設(shè)計方法研究[J].機(jī)械設(shè)計與制造,2014(5)：147-150.

[4] 郭蕭，祝玲，郭青，葉麗榮.四旋翼飛行器設(shè)計方案[J].電子世界,2015(15):184-185.

Research into The Solution Scheme of UAV Lifting Standard Ball in RCS Measurement Calibration

SUN Jun，SUN Bao-jie

(Unit 91404 of PLA，Qinhuangdao 066001，China)

This paper studies and designs the radar cross section (RCS) calibration scheme using unmanned aerial vehicle (UAV) to lifting metal standard ball,which aims to solve the bottleneck problem that the calibration success rate is low in current RCS measurement mode using balloons or kites hanging because of weather influence.The scheme has been tested and validated on correlative flight performance evaluation platform,and the result shows that the system can meet the calibration requirements of RCS measurement.

unmanned aerial vehicle；radar cross section；measurement calibration

2016-07-02

TN951

A

CN32-1413(2016)04-0019-06

10.16426/j.cnki.jcdzdk.2016.04.005