臨近空間高速飛行器測控關(guān)鍵技術(shù)分析與總結(jié)

李 彬，蘇漢生，賀崢光，吳曉蕊

（1. 空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京，100076；2. 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京，100076）

0 引 言

臨近空間高速飛行器具有高速飛行、續(xù)航能力長、重復(fù)使用、變軌機(jī)動等特點(diǎn)，這些特點(diǎn)使得相應(yīng)的測控系統(tǒng)和導(dǎo)彈、無人機(jī)、衛(wèi)星等的測控系統(tǒng)具有明顯的不同，帶來了許多新的挑戰(zhàn)，主要表現(xiàn)在全程飛行過程中等離子鞘套所引發(fā)的黑障問題、高機(jī)動性所導(dǎo)致的動態(tài)性問題、高可靠性安控問題以及高溫環(huán)境下特種參數(shù)測量問題等。

臨近空間測控與通信系統(tǒng)面臨的問題涉及到材料、制造、機(jī)械、電子、通信等專業(yè)，并具有突出的多學(xué)科交叉特征。這些問題的解決，有利于相關(guān)專業(yè)的發(fā)展，同時可為新一代戰(zhàn)略導(dǎo)彈研制，奠定可靠的技術(shù)基礎(chǔ)。

1 臨界空間測控難點(diǎn)與挑戰(zhàn)

1.1 “黑障”問題

飛行器在大氣中高速飛行，當(dāng)空氣密度和飛行器速度達(dá)到一定值時，飛行器周圍的溫度達(dá)到或超過空氣電離的閥值溫度，分子熱運(yùn)動加劇，相互間的碰撞會使氣體分子和被燒蝕的防熱材料產(chǎn)生電離，成為部分電離氣體，或稱等離子體，飛行器周圍的等離子體包覆層被稱為等離子鞘，如圖1 所示。

圖1 等離子鞘Fig.1 Plasma Sheath

飛行器周圍流場等離子體分布特性和變化規(guī)律受到壁面條件，如壁面溫度、燒蝕和催化特性等因素的影響，與飛行器外形，飛行高度、速度和姿態(tài)，表面防熱材料等多種因素密切相關(guān)。而飛行器周圍流場中的等離子體參數(shù)（電子數(shù)密度和電子與其他粒子的碰撞頻率）和它的空間分布，直接關(guān)系到電磁波的傳輸特性。

高速飛行器周圍等離子鞘中的電磁波傳輸有其明顯特點(diǎn)：相對于飛行器上接收或發(fā)射天線，等離子鞘高速流動；與電磁波波長相比，飛行器頭身部等離子鞘的厚度很簿；在等離子鞘內(nèi)電子密度分布的變化十分劇烈；當(dāng)飛行器周圍氣流變成湍流流態(tài)時，等離子鞘的狀態(tài)更為復(fù)雜。飛行器上電磁波通過等離子鞘傳播過程中，會被等離子鞘反射、吸收，引起無線信號強(qiáng)度衰減，并出現(xiàn)偏折、延時、相移等效應(yīng)，降低飛行器測控通信性能，導(dǎo)致作用距離縮短，誤碼率增大及信噪比下降等。情況嚴(yán)重時電磁波傳輸完全中斷，出現(xiàn)返回式航天器和洲際彈道導(dǎo)彈再入時遇到的“再入通信中斷”或“黑障”問題。

1.2 高動態(tài)測控問題

臨近空間飛行器高動態(tài)測控需求是臨近空間高動態(tài)飛行器帶來的特殊問題之一。高速飛行器飛行速度經(jīng)常達(dá)到十幾、甚至二十幾馬赫，加速度達(dá)到20，加速度也很大。其軌道機(jī)動性高，甚至設(shè)計成跳躍式彈道。對于臨近空間測控所采用的Ka 頻段，加上目標(biāo)的大動態(tài)導(dǎo)致飛行器的多普勒頻率、多普勒變化率以及多普勒二階變化率都比以往的測控系統(tǒng)要嚴(yán)酷的多。采用Ka 頻段的測控天線波束較窄，而軌道高度又低，目標(biāo)在天線波束內(nèi)駐留時間極短，對角度捕獲和跟蹤帶來極大困難。因此，相比傳統(tǒng)航天測控、無人機(jī)測控，臨近空間的高動態(tài)、高頻段對測控信號的捕獲、跟蹤和測量提出了新的、更大的挑戰(zhàn)。

1.3 長時間高溫環(huán)境下測量問題

臨近空間飛行器具備全球快速到達(dá)、對全球任意目標(biāo)監(jiān)視打擊能力，需要對飛行過程進(jìn)行全程彈道監(jiān)測，以獲取飛行器位置、姿態(tài)、速度等信息，用于指揮員實(shí)時掌握和評估飛行器狀態(tài)、突防效果和打擊精度。并針對導(dǎo)彈飛行故障和預(yù)警反擊等問題，需要地面指揮所實(shí)時向飛行器發(fā)送安全控制指令，確保飛行器在預(yù)定地域墜毀和自毀。為了適應(yīng)全程彈道監(jiān)測和全程安全控制的要求，需要連續(xù)不斷地、沒有縫隙的高覆蓋率測控。

臨近空間環(huán)境復(fù)雜，飛行器高速的特性對測控系統(tǒng)提出了很多全新的特種參數(shù)測量要求。高溫壓力、高溫溫度、長時間熱流、微燒蝕厚度、高精度的過載、大氣密度、等離子體密度等參數(shù)測量，利用傳統(tǒng)測量手段都無法實(shí)現(xiàn)，特種參數(shù)的獲取是亟待解決的問題。同時由于飛行器長時間在大氣層內(nèi)高速飛行，表面溫度高、環(huán)境惡劣，對飛行器表面安裝的傳感器設(shè)備的防隔熱設(shè)計提出了巨大挑戰(zhàn)。

1.4 飛行器設(shè)備輕小型化問題

測控與通信系統(tǒng)是集傳統(tǒng)彈頭遙測、外測和彈體遙測、外測和無線安控于一體的綜合系統(tǒng)，系統(tǒng)復(fù)雜且安裝空間狹小。根據(jù)臨近空間飛行器的自身特點(diǎn)，能提供給測控系統(tǒng)的質(zhì)量及空間尺寸分配非常有限，因此需要針對飛行器結(jié)構(gòu)及測控系統(tǒng)特點(diǎn)，對設(shè)備開展小型化、輕質(zhì)化、柔性化等設(shè)計，并對部分設(shè)備進(jìn)行集成化設(shè)計，以達(dá)到減少體積的目的。

2 臨近空間測控關(guān)鍵技術(shù)分析

2.1 等離子體鞘套下通信技術(shù)

針對高速滑翔飛行器在臨近空間飛行可能會遇到“黑障”問題，測控系統(tǒng)在等離子體鞘套下通信技術(shù)方面，通過仿真預(yù)示和地面模擬兩方面技術(shù)攻關(guān)，建立了飛行器平臺條件下等離子體對無線信號影響的評估手段，搭建了一整套系統(tǒng)級的等離子體通信影響地面模擬試驗(yàn)系統(tǒng)，為各階段測控系統(tǒng)方案設(shè)計和等離子體環(huán)境下的通信性能評估提供了手段。針對技術(shù)攻關(guān)過程中遇到的預(yù)示偏差大和地面試驗(yàn)精度低等問題，測控系統(tǒng)通過仿真預(yù)示聯(lián)合實(shí)飛反演、多種地面試驗(yàn)相互印證的方式，有效支持了測控通信黑障預(yù)測任務(wù)。

2.1.1 仿真預(yù)示聯(lián)合實(shí)飛反演

等離子體對無線信號影響的預(yù)測分為兩部分，熱環(huán)境專業(yè)根據(jù)飛行器外形、飛行高度、飛行速度等參數(shù)計算得出天線窗口處的等離子體電子密度，電磁專業(yè)根據(jù)等離子體電子密度，結(jié)合氣體密度和氣體溫度計算各無線信號穿過等離子體鞘套后的衰減結(jié)果，預(yù)測流程見圖2。

圖2 等離子體預(yù)測流程Fig.2 Plasma Indication Process

為了解決等離子通信仿真預(yù)示偏差大的問題，測控系統(tǒng)開展了基于飛行試驗(yàn)真實(shí)數(shù)據(jù)的等離子體反演分析，利用地面航區(qū)各無線接收站點(diǎn)的Ka 頻段及S頻段無線數(shù)據(jù)，結(jié)合實(shí)際飛行軌跡、設(shè)備實(shí)測指標(biāo)，實(shí)現(xiàn)了飛行器各飛行段落下Ka頻段及S頻段無線數(shù)據(jù)反演分析，獲取了真實(shí)飛行狀態(tài)下通信信號在等離子體環(huán)境下的的實(shí)飛衰減數(shù)據(jù)，為進(jìn)一步修正等離子體鞘套對電磁波衰減模型，提升仿真預(yù)示精度，提供了解決思路和技術(shù)途徑。

2.1.2 多種地面試驗(yàn)相互印證

技術(shù)攻關(guān)過程中測控系統(tǒng)開展了等離子鞘套下多體制通信特性試驗(yàn)，通過在給定的電子密度等離子體中測量電磁波衰減情況，驗(yàn)證等離子體衰減仿真評估手段的準(zhǔn)確度。然而地面模擬設(shè)備產(chǎn)生的等離子體流場與實(shí)際飛行器周圍形成的等離子體鞘套之間的差異性，以及地面模擬設(shè)備實(shí)測標(biāo)定方法的誤差，給地面模擬試驗(yàn)的驗(yàn)證效果帶來了較大的影響。

電弧風(fēng)洞、高頻等離子體風(fēng)洞和高溫激波管（粉末激波管）產(chǎn)生的等離子體與真實(shí)等離子體的參數(shù)差異如表1 所示。

表1 等離子體產(chǎn)生設(shè)備的參數(shù)差異Tab.1 Parameters Difference of Plasma Equipment

為了克服地面等離子體模擬設(shè)備的差異性，技術(shù)攻關(guān)過程中采用輝光放電裝置和高頻等離子體風(fēng)洞兩種模擬設(shè)備下的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行相互對比驗(yàn)證，其中輝光放電設(shè)備采用微波法進(jìn)行電子密度標(biāo)定，高頻等離子體風(fēng)洞采用微波和靜電探針兩種方法進(jìn)行了標(biāo)定，鑒于目前等離子體電子密度診斷技術(shù)的水平限制，上述測量方法的精度基本可保證量級準(zhǔn)確。通過對兩組數(shù)據(jù)進(jìn)行對比分析（見表2），可見高頻等離子體風(fēng)洞的電子密度普遍較輝光放電要高，但整體偏差不大，二者有一定的相互印證和相互補(bǔ)充作用。

表2 不同等離子體模擬設(shè)備下的試驗(yàn)數(shù)據(jù)對比Tab.2 Comparison of Results under Different Plasma Equipment

綜合工程等離子體通信方面技術(shù)攻關(guān)成果和經(jīng)驗(yàn)，后續(xù)建議采用多專業(yè)聯(lián)合方式，針對等離子體通信問題開展進(jìn)一步探索與研究。

a）改善氣動外形。

相關(guān)研究表明，飛行器端頭鈍度越小，形成的等離子體鞘套越較薄，有利于電磁波的穿透。采用了大鈍頭球錐外形的飛行器，不利于克服黑障是。隨著飛行器技術(shù)的發(fā)展，采用小鈍度細(xì)長錐體外形的飛行器，可以提高飛行速度，縮短飛行時間，同時它的等離子體鞘套也比大鈍頭體薄，有利于克服再入通訊黑障問題。

b）發(fā)汗冷卻技術(shù)。

將現(xiàn)有的燒蝕端頭改為發(fā)汗冷卻端頭，可以保持高速飛行過程中端頭外形不變，利用這一技術(shù)，選擇含親電子物質(zhì)的液體或氣體作為發(fā)汗劑，通過端頭多空壁向外噴射，可起到冷卻降溫作用，同時達(dá)到化學(xué)減輕等離子體的效果，降低等離子體鞘套的電子密度。

c）減少防熱材料的雜質(zhì)含量。

飛行器防熱材料中一般含有堿金屬和雜質(zhì)，由于其電離電位很低，高溫下極易電離，可使等離子體鞘套的電子密度增加2～3 個數(shù)量級，因此防熱材料的燒蝕污染是造成中低空再入通訊中斷的主要原因，以某項(xiàng)目為例，由于低空燒蝕嚴(yán)重，實(shí)際的通訊中斷在20 s以上。因此，減少飛行器放熱材料中堿金屬等雜質(zhì)含量，是克服等離子體通信黑障的一條主要措施。

d）針對性選擇天線位置。

在飛行器設(shè)計中，天線窗口位置可選擇在電子密度低、鞘套薄的區(qū)域。飛行器端頭附近，電子密度較高，等離子體鞘套較厚，沿飛行器軸線方向，電子密度逐漸降低，且高電子密度區(qū)緊靠飛行器表面，形成薄層等離子體鞘套。因此天線窗口開在飛行器后部有利于電磁波傳輸。

2.2 臨界空間測控新方法

針對高速滑翔飛行器在臨近空間飛行可能會遇到“黑障”現(xiàn)象，提高測控系統(tǒng)工作頻段可顯著減輕通信信號的衰減，因此Ka 頻段測控系統(tǒng)具有明顯優(yōu)勢。

2.2.1 Ka 頻段測控設(shè)備低功耗設(shè)計

Ka 頻段測控設(shè)備功耗主要在功放部分，通過研究GaN 等新材料的Ka 頻段功率放大器及其彈載環(huán)境適應(yīng)性，大大緩解發(fā)射功率和功耗之間的矛盾。采用熱傳導(dǎo)方式進(jìn)行散熱，將功放內(nèi)部的熱量傳遞到結(jié)構(gòu)體上，再在結(jié)構(gòu)體上增加散熱設(shè)施輔助散熱。為進(jìn)一步提高功率放大器的散熱，在設(shè)計電路時充分考慮合成效率問題，同時要考慮溫度特性進(jìn)行相應(yīng)的設(shè)計補(bǔ)償，從而提高功放的效率，降低熱能的產(chǎn)生及功耗的消耗。

2.2.2 Ka 頻段快速捕獲及跟蹤技術(shù)

本項(xiàng)目通過使用多通道并行部分相關(guān)和FFT 相結(jié)合的捕獲方法實(shí)現(xiàn)Ka 頻段信號的快捕，原理見圖3。

圖3 Ka 頻段信號快速捕獲方法Fig.3 Fast Acquisition Method of Ka Band Signal

其主要思路為：將多普勒搜索范圍等分為多個頻段，每個頻段寬度相同，依次搜索每個頻段，遍歷所有頻道和偽碼相位后，得到相關(guān)峰，再在相關(guān)峰所在頻道和相鄰頻道重新搜索；在每個頻段內(nèi)為減少捕獲時間，將輸入偽碼采用多路并行部分相關(guān)。輸入數(shù)據(jù)數(shù)字下變頻去掉載波后，與本地產(chǎn)生的各組不同相位的偽碼相乘解擴(kuò)和累加，實(shí)現(xiàn)部分相關(guān)。部分相關(guān)后得到的各組數(shù)據(jù)，分別進(jìn)行FFT 分析。若FFT 幅度的最大值超過門限，則認(rèn)為捕獲完成，根據(jù)FFT 最大值的位置以及當(dāng)前頻帶可以得到載波多普勒值，調(diào)整載波NCO 以消除頻偏。若未超過門限，則調(diào)整碼NCO使本地偽碼滑動半個碼片，繼續(xù)重復(fù)上述過程，若一個多普勒搜索區(qū)間內(nèi)未發(fā)現(xiàn)相關(guān)峰，則換下一個區(qū)間繼續(xù)搜索，直到捕獲完成。捕獲確認(rèn)完成后發(fā)出DLL環(huán)路工作指示，開啟跟蹤環(huán)路。

根據(jù)飛行試驗(yàn)產(chǎn)品測試驗(yàn)證，采用以上方案可實(shí)現(xiàn)捕獲時間小于等于0.8 s 的設(shè)計要求，后續(xù)將進(jìn)一步優(yōu)化設(shè)計算法，在壓縮捕獲時間的同時，重點(diǎn)優(yōu)化代碼設(shè)計，提高捕獲及跟蹤穩(wěn)定性。

2.2.3 高增益信道編譯碼技術(shù)

針對Ka 頻段測控信號空間衰減大的問題，擬采用高增益信道編譯碼技術(shù)作為有效的補(bǔ)償方法。其中，噴泉編碼具有良好的抗突發(fā)、抗閃斷特性，可以有效恢復(fù)離散數(shù)據(jù)；而Turbo 乘積碼（TPC、LDPC 碼）和低密度奇偶校驗(yàn)碼（TPC、LDPC 碼）都是性能接近香農(nóng)極限的高增益編碼，可以在一定程度上緩解信道增益不足。

本項(xiàng)目采用噴泉碼與高增益編碼（TPC、LDPC 碼）組成級聯(lián)編碼，綜合兩類編碼的優(yōu)勢以達(dá)到兼?zhèn)淇雇话l(fā)、閃斷傳輸和獲得信道增益、補(bǔ)償空間衰減的目的。級聯(lián)編碼如圖4 所示。

圖4 級聯(lián)編碼Fig.4 Concatenated Coding

綜合飛行器Ka 頻段新測控體制方面技術(shù)攻關(guān)成果和經(jīng)驗(yàn)，后續(xù)建議采用深入開展彈地聯(lián)合設(shè)計、推進(jìn)生產(chǎn)工藝優(yōu)化升級等方面進(jìn)一步探索與研究。

a）深入開展彈上地面聯(lián)合設(shè)計。

相較傳統(tǒng)測控頻段，Ka 頻段具有更窄波束的特點(diǎn)，可以減小來自其他方向干擾的易感性，并能夠提高其抗多徑干擾的能力，但同時窄波束也帶來了飛行過程中地面站跟蹤捕獲難度大的問題。為提高信號捕獲和跟蹤的能力，飛行器測控系統(tǒng)需與地面設(shè)備方面進(jìn)行深入的聯(lián)合對接，針對不同飛行剖面和測控需求，對信標(biāo)引導(dǎo)、多波束天線跟蹤和相控陣天線跟蹤等多種跟蹤捕獲方案進(jìn)行聯(lián)合優(yōu)化設(shè)計，綜合解決窄波束條件下的跟蹤捕獲問題。

b）推進(jìn)生產(chǎn)工藝優(yōu)化升級。

相較于傳統(tǒng)測控頻段，Ka 頻段無線信號隨距離增加衰減急速增大，需研制大功率傳輸設(shè)備實(shí)現(xiàn)無線鏈路的穩(wěn)定可靠通信。然而受限于傳統(tǒng)器件生產(chǎn)工藝，Ka 頻段功放的效率過低，導(dǎo)致新體制測控系統(tǒng)設(shè)備發(fā)熱過高，從而無法長時間工作。而通過在設(shè)備外表面粘貼相變吸熱材料的方式，雖然可以大幅提升大功率Ka 頻段設(shè)備的工作時長，但在所增加的設(shè)備尺寸和質(zhì)量與飛行器的狹小空間相互制約。升級大功率器件的生產(chǎn)工藝，進(jìn)一步提高功放效率是提升臨近空間飛行器Ka 頻段測控設(shè)備長時間工作性能的必要手段。

2.3 天地?；囿w制聯(lián)合測控

Ka 頻段中繼測控傳輸距離較遠(yuǎn)，天線波束寬度窄，為了滿足導(dǎo)彈在飛行過程中姿態(tài)變化的使用要求，相控陣天線必須有在飛行過程中始終精確對準(zhǔn)中繼星并按策略切換衛(wèi)星的能力，同時需解決長時間遠(yuǎn)距離飛行條件下的天地基設(shè)備導(dǎo)引問題。測控系統(tǒng)通過測控/控制/結(jié)構(gòu)聯(lián)合優(yōu)化設(shè)計，提高測控指向精度；通過測控/姿控/彈道協(xié)同迭代設(shè)計，解決了偏差狀態(tài)下飛行器對衛(wèi)星捕獲的難題。

2.3.1 測控/控制/結(jié)構(gòu)聯(lián)合優(yōu)化設(shè)計

對星的最佳設(shè)計狀態(tài)是按照當(dāng)前實(shí)際的飛行位置，設(shè)計飛行姿態(tài)保證天線中心指向中繼星。實(shí)際飛行中，測控系統(tǒng)、控制系統(tǒng)及結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的多種設(shè)計因素會影響窗口對星的精度。

表3 給出了影響天線對星的偏差因素，可見按極限累加總計偏差2.3°，按照均方疊加為1.4°，仍在適應(yīng)范圍內(nèi)。任務(wù)前根據(jù)當(dāng)時衛(wèi)星的準(zhǔn)確位置信息，綜合使用不同衛(wèi)星的飛行時間進(jìn)行Ka 諸元設(shè)計，以保證衛(wèi)星位置造成的指向角偏差小于0.5°。

表3 天線對星指向偏差分析Tab.3 Analysis of Antenna Pointing Deviation to Satellite

2.3.2 測控/姿控/彈道協(xié)同迭代設(shè)計

遠(yuǎn)距離飛行過程中，飛行器與衛(wèi)星相對位置變化大且需要進(jìn)行衛(wèi)星切換，為實(shí)現(xiàn)Ka 頻段高碼率通信，需要天線精確地實(shí)時指向衛(wèi)星。測控系統(tǒng)與姿控及彈道專業(yè)協(xié)同設(shè)計，提出飛行過程中跟蹤位置-姿態(tài)剖面，使天線窗口指向衛(wèi)星的精度不受飛行時間偏差的影響，實(shí)現(xiàn)天線窗口粗定向；在此基礎(chǔ)上，飛行器根據(jù)衛(wèi)星位置、自身位置與姿態(tài)實(shí)時解算相控陣天線指向角指令，對天線指向進(jìn)行高精度調(diào)節(jié)。綜合導(dǎo)航偏差、天線安裝偏差與衛(wèi)星位置偏差等因素，采用該項(xiàng)技術(shù)在高速飛行過程中能夠?qū)崿F(xiàn)優(yōu)于2°的衛(wèi)星指向精度，如圖5 所示。

圖5 主動調(diào)姿與衛(wèi)星切換Fig.5 Attitude Adjustment and Satellite Switching

通過力熱約束-衛(wèi)星可見性飛行走廊聯(lián)合優(yōu)化，結(jié)合寬波束S 頻段測控技術(shù)解決了強(qiáng)機(jī)動飛行過程中飛行器對衛(wèi)星的捕獲難題。飛行器在長時間飛行段中，測控需要由寬波束S 頻段測控單一手段實(shí)現(xiàn)，為保證該段測控不中斷，提出在高速飛行力熱耦合軌跡設(shè)計基礎(chǔ)上，增加衛(wèi)星可見性約束，完成了測控不中斷、力熱環(huán)境能適應(yīng)、考核剖面能覆蓋的綜合優(yōu)化飛行軌跡。

3 結(jié)束語

通過對臨近空間高速飛行測控通信基礎(chǔ)理論和工程設(shè)計方法的研究與攻關(guān)，攻克了以等離子體鞘套下通信技術(shù)和Ka 頻段綜合測控技術(shù)為代表的一系列核心關(guān)鍵技術(shù)，建立了高速飛行器天/地基一體化、遙測遙控和跟蹤定位“三合一”的飛行器Ka 頻段測控新體制，并經(jīng)過多發(fā)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，形成了適用于臨近空間高速飛行條件下高可靠測控通信能力，取得了臨近空間高速飛行條件下測控通信領(lǐng)域的重大突破。