超視距機載武器雙向數(shù)據(jù)鏈通信方法研究

趙洪峰，周 燾，劉益吉，曹奕濤

(1. 上海機電工程研究所，上海 201109； 2. 空軍裝備部 航空裝備科研局，北京 100843)

0 引言

具有超視距攻擊能力的機載武器在現(xiàn)代空戰(zhàn)中發(fā)揮著越來越重要的作用，其能在防區(qū)外攻擊敵方關鍵作戰(zhàn)節(jié)點，保證載機處于敵方攻擊范圍外。目前，國外先進的超視距空空導彈主要包括歐洲的“流星”(Meteor)導彈[1]、美國的AIM-120空對空導彈、俄羅斯的RVV-BD遠程空對空導彈、法國的“米卡”(MICA)中距空對空導彈、以色列的“德比”(Derby)空空導彈和印度的“阿斯特拉”(Astra)中程空空導彈。“流星”的射程可達150 km，不可逃逸區(qū)為20～80 km，制導方式采用中制導，通過載機或預警機進行指令修正。AIM-120已發(fā)展出AIM-120A、AIM-120B、AIM-120C、AIM-120D這4個型號。其中，AIM-120D在AIM-120C-7的基礎上加裝了增強型雙向數(shù)據(jù)鏈，數(shù)據(jù)鏈上行鏈路用于更新制導指令，同時支持第三方信息，下行鏈路將導彈狀態(tài)信息回傳到載機上，導彈射程大于100 km。RVV-BD遠程空對空導彈最大射程為200 km，在導彈飛行的初始段和中段采用慣性制導和數(shù)據(jù)鏈更新，末段使用主動雷達導引頭尋的制導，導引頭可在70 km以外截獲雷達截面積為5 m2的目標。“米卡”導彈裝有主動雷達導引頭和紅外成像導引頭這2種可互換的導引頭，其主動雷達導引頭探測距離為20 km，導彈最大射程為55 km?！暗卤取睂梽恿ι涑炭蛇_65 km。“阿斯特拉”導彈射程范圍為25～40 km，由固體燃料推進。

超視距機載武器的攻擊距離遠遠超過導彈主動雷達導引頭的探測范圍。為保證導彈能準確完成中末制導交班，使導引頭正確截獲目標，中制導段需通過彈載數(shù)據(jù)鏈接收載機雷達探測后發(fā)送的目標信息，同時通過反向鏈路回送導彈的位置速度信息和狀態(tài)信息[2-3]，以便載機能對導彈進行準確制導。由此可見，在超視距機載武器的作戰(zhàn)過程中，如何確保雙向數(shù)據(jù)鏈的可靠通信變得尤為重要。

1 雙向數(shù)據(jù)鏈系統(tǒng)組成及通信機理

彈載數(shù)據(jù)鏈系統(tǒng)主要由數(shù)據(jù)鏈射頻組合、數(shù)據(jù)鏈中頻組合、數(shù)據(jù)鏈天線和相應高低頻線纜組成[4]。中制導通信時，載機數(shù)據(jù)鏈傳輸設備將雷達探測的目標數(shù)據(jù)加密、編碼、調制后，通過天線向空間輻射。彈載數(shù)據(jù)鏈收到射頻信號后，進行解調、解碼和解密，最終形成中制導信息。導彈通過數(shù)據(jù)鏈反向鏈路回傳自身位置和狀態(tài)信息是以上過程的逆過程。

現(xiàn)代空戰(zhàn)中，戰(zhàn)場電磁環(huán)境復雜。雙向數(shù)據(jù)鏈多采用直接序列擴頻與跳頻相結合的通信體制，通過擴頻增益和頻率捷變提高抗干擾能力，同時，為使一架載機可制導多發(fā)導彈，采用時分多址(TDMA)工作體制。目前傳統(tǒng)的機載武器抗干擾手段主要包括以下幾種：

1) 直接序列或編碼擴頻。導彈與載機進行雙向擴頻通信，需雷達和彈載數(shù)據(jù)鏈設備使用相同的擴頻碼。載機雷達用偽隨機序列(擴頻碼)對待發(fā)送信息進行頻譜擴展，擴頻后的信號帶寬取決于原始信息的速率和擴頻碼與信息的比值，一般遠大于原聲信號帶寬[5]。由于頻譜擴展，信號的功率譜密度大大降低，截獲概率降低。導彈接收時用相同的擴頻碼對已調擴頻信號進行解擴，將其還原成原始信號，再經(jīng)解調后輸出原始數(shù)據(jù)。彈上解擴過程可抑制窄帶干擾，提高信噪比，但也會造成信號的失真。

2) 跳頻策略。導彈與載機進行跳頻通信，需雙方的跳頻頻點和跳頻策略一致。載機在發(fā)送端利用跳頻圖案控制發(fā)送信號載波在某個很寬的頻段范圍內進行周期跳變來實現(xiàn)頻譜擴展。跳頻通信抗干擾能力主要取決于跳頻速率和跳頻帶寬。若跳頻速率足夠快，則無法施加有效的跟蹤瞄準干擾，只能施加寬帶壓制式干擾。此時，若跳頻帶寬足夠寬，則干擾功率譜密度會很低。導彈接收時使用與發(fā)送端相同的跳頻圖案，在時間上實現(xiàn)對信息的同步有效解調。足夠寬的帶寬和足夠快的調頻速率對接收機設計提出很大挑戰(zhàn)。

3) 跳時通信。發(fā)送方根據(jù)偽隨機序列控制信號的發(fā)送時刻和發(fā)送時長，使對方無法準確獲取通信的時間信息，難以對通信信號進行有效偵收進而施加準確干擾。跳時通信存在收發(fā)系統(tǒng)時間同步的問題，接收端或需花費大量時間進行偵聽搜索，易被欺騙式干擾所牽引。

4) 數(shù)據(jù)加密策略。數(shù)據(jù)鏈采用加密通信，導彈和雷達采用相同加密偽碼序列。加密偽碼序列可由載機雷達生成，并通過載機火控在導彈未離架時由總線裝訂給導彈。雷達發(fā)送信息時，用偽碼序列對數(shù)據(jù)進行加密處理，導彈收到信息后對其進行解密。

5) 分集技術。敵方電磁干擾一般只能干擾部分通信頻率，不會導致所有跳頻頻率阻塞。將同一組信息在多個頻率上重復發(fā)送，接收端自動舍棄錯誤頻點上的數(shù)據(jù)，選擇使用正確的數(shù)據(jù)信息。

6) 抗干擾信號處理技術。針對進入擴頻接收機的部分頻帶干擾，抗干擾信號處理技術主要分為干擾估計抵消技術、變換域處理技術和碼輔助技術。干擾估計抵消技術利用擴頻通信中偽隨機序列隨機性好、預測難度大，而干擾帶寬較窄、自相關性很強、預測難度較小的特點，先按照某種最優(yōu)準則對干擾進行估計，再在接收信號中對干擾進行抵消，從而達到抑制干擾的目的。變換域處理技術是基于部分頻帶干擾頻譜寬度遠小于擴頻帶寬的特點，以及去除干擾所對應的頻譜分量，不會造成擴頻信號的嚴重失真的原理，在頻域對干擾進行零陷抑制。碼輔助技術一般用干擾的二階統(tǒng)計量和擴頻碼信息對干擾進行抑制。這幾種技術對落在帶內且?guī)捿^寬的干擾均不起作用。

一般來說，機載武器數(shù)據(jù)鏈會綜合運用上述抗干擾手段，以提高系統(tǒng)抗干擾能力。以外軍為例，其典型數(shù)據(jù)鏈包括SINCGARS數(shù)據(jù)鏈、EPLRS數(shù)據(jù)鏈、HAVE QUICK數(shù)據(jù)鏈、LINK-16數(shù)據(jù)鏈[6-8]、LINK-22數(shù)據(jù)鏈、WNW數(shù)據(jù)鏈和TTNT數(shù)據(jù)鏈。其中，SINCGARS數(shù)據(jù)鏈的抗干擾技術手段為跳頻，EPLRS數(shù)據(jù)鏈的抗干擾手段為猝發(fā)通信和跳頻，HAVE QUICK數(shù)據(jù)鏈的抗干擾手段為慢速跳頻和快速跳頻，LINK-16數(shù)據(jù)鏈的抗干擾手段為跳頻、直擴、跳時、直擴序列加密、跳頻圖案加密和時間加密[9-11]，LINK-22數(shù)據(jù)鏈的抗干擾手段為慢速跳頻和快速跳頻，WNW數(shù)據(jù)鏈的抗干擾手段為采用OFDM波形和AJ波形，TTNT數(shù)據(jù)鏈的抗干擾手段為跳頻、跳時和頻譜感知。由此可見，跳頻仍是數(shù)據(jù)鏈通信抗干擾的主要技術手段。提高跳速、擴展頻段、混合擴頻、提高自適應特性和加強戰(zhàn)場頻譜管理是跳頻通信目前的發(fā)展趨勢。

2 通信建立方法研究

機載導彈發(fā)射離架后，載機開始對導彈進行制導。除上述提及的跳頻圖案、擴頻碼及加密序列外，為能建立通信，載機雷達制導波束需對準導彈。為此，需對載機雷達波束初始對準導彈的方法進行研究。

超視距機載導彈為提高射程，一般采用爬高式彈道。導彈離機后，初始由于重力作用，導彈高度下降。發(fā)動機點火后，導彈開始爬高，當導彈高于載機時，導彈位于載機前方。導彈的經(jīng)度、緯度和高度分別為lm、λm和hm，載機的經(jīng)度、緯度和高度分別為lz、λz和hz。導彈當?shù)孛先Π霃絉Nm=Re(1+esin2lm)，載機當?shù)孛先Π霃絉Nz=Re(1+esin2lz)。其中：e為軌道偏心率，e=1/298.257 ；Re為地球半徑，Re=637 813 7 m。

(1)

(2)

地球系到載機當?shù)氐乩硐档霓D換矩陣為

(3)

(4)

根據(jù)以上公式，設置超視距機載導彈典型發(fā)射條件，按照彈道條件，導彈發(fā)射后，導彈和載機的位置關系(取部分數(shù)據(jù))如圖1所示。

圖1 導彈發(fā)射后機彈相對位置關系

由圖可見，導彈在初始階段高于載機時，導彈與載機距離較近，飛行時間較短。因此，載機可將制導波束對準正前方稍往上的方向，導彈爬高時必將經(jīng)過此片區(qū)域，可與載機建立通信。

為確保導彈經(jīng)過雷達波束初始指向位置并盡快建立通信，通過對導彈彈道數(shù)據(jù)和載機位置數(shù)據(jù)進行相對位置解算，載機將初始制導波束高低方向指向略高于機體平面的位置，水平方向指向機頭和機目連線夾角平分線的位置。

通信建立后，載機根據(jù)導彈回傳的位置信息及自身位置信息，實時更新波束指向。波束指向角的計算公式為

(5)

式中：fpitch、fazimuth分別為制導波束的俯仰角和方位角；Pr為相應的轉換矩陣，計算公式為

Pr=Mae*(Cz)′*[Pm-Pz]

(6)

Pm=[Pm1Pm2Pm3]

(7)

Pz=[Pz1Pz2Pz3]

(8)

Cz=[Cz1Cz2Cz3]

(9)

Pm1=(Re(1+esin2λm)+hm)cosλmcoslm

Pm2=(Re(1+esin2λm)+hm)cosλmsinlm

Pm3=(Re(1+esin2λm)(1-e2)+hm)sinλm

Pz1=(Re(1+esin2λz)+hz)cosλzcoslz

Pz2=(Re(1+esin2λz)+hz)cosλzsinlz

Pz3=(Re(1+esin2λz)(1-e2)+hz)sinλz

Cz1=[-sinλzcoslzcosλzcoslz-sinlz]

Cz2=[-sinλzsinlzcosλzsinlzcoslz]

Cz3=[cosλzsinλz0]

式中：lm、λm、hm分別為導彈的經(jīng)度、緯度和高度；lz、λz、hz分別為載機的經(jīng)度、緯度和高度；Cz為地球系至載機地理系的轉換矩陣；Mae為地理系至載機機體系的轉換矩陣，計算公式為

Mae=[Mae1Mae2Mae3]

(10)

Mae1=[cosθpitchcosθyawsinθpitch-cosθpitchsinθyaw]

Mae2=[Mae21Mae22Mae23]

Mae3=[Mae31Mae32Mae33]
Mae21=-sinθpitchcosθyawcosθroll+sinθyawsinθroll
Mae22=cosθpitchcosθroll
Mae23=sinθpitchsinθyawcosθroll+cosθyawsinθroll
Mae31=sinθpitchcosθyawsinθroll+sinθyawcosθroll
Mae32=-cosθpitchsinθroll
Mae33=-sinθpitchsinθyawsinθroll+cosθyawcosθroll

式中：θpitch、θyaw、θroll分別為載機的俯仰角、偏航角和滾轉角。

根據(jù)上述公式，以載機為中心，典型彈道制導波束指向角仿真結果如圖2所示。

圖2 導彈發(fā)射后載機制導波束指向角Fig.2 Beam direction of carrier aircraft after missile is fired

上述波束指向數(shù)據(jù)是建立在導彈與載機建立通信時機彈位置不存在誤差的基礎上計算所得。導彈飛行過程中，數(shù)據(jù)鏈接收靈敏度計算公式為

Pr=Pt-Ct+Gt-F+Gr-Cr

(11)

式中：Pr為導彈數(shù)據(jù)鏈接收靈敏度；Pt為載機雷達發(fā)送端功率；Ct為發(fā)送端接頭和電纜損耗；Cr為接收端接頭和電纜損耗；Gt為發(fā)送端天線增益；Gr為接收端天線增益；F為自由空間損耗，其計算公式為

F=20lgR+20lgf+32.44

(12)

式中：R為導彈與載機間距離，單位為km；f為通信頻率，單位為MHz。

由上述公式可知，為保持遠距通信，導彈數(shù)據(jù)鏈設備需具備很高的接收靈敏度。由于載機雷達功率較大，因而實際飛行中，導彈可能在初始距載機較近時就與載機雷達建立通信，此時導彈尚處于載機下方且兩者水平距離較近。此種條件下，因載機自身高度數(shù)據(jù)和導彈回傳高度數(shù)據(jù)之間可能存在偏差，初始建立通信時，導彈與載機橫間距離較近，故波束指向角可能會存在較大偏差。根據(jù)高度誤差典型值，計算得到的波束指向角如圖3所示。

圖3 存在誤差條件下載機雷達制導波束指向角Fig.3 Beam direction of carrier aircraft when there exists height error

由圖可見，初始通信建立時，載機雷達波束存在偏差，最大波束指向偏差超過10°。在如此大的波束指向偏差下，載機雷達制導波束無法覆蓋導彈位置，雙方通信可能中斷。

載機雷達在機彈距離較近時采用的制導波束一般較寬，因此導彈在此波束覆蓋范圍內的時間會較長。為解決該問題，在初始建立通信時，載機收到導彈回傳的位置信息后，可不立即按照導彈位置更新波束指向，而是在一段時間內保持初始波束指向。此段時間內，導彈位置始終處于載機波束覆蓋范圍內，且隨著時間的推移，導彈與載機橫向距離拉大，由高度誤差造成的波束指向偏差帶來的影響會減小。取載機典型波束寬度，得到載機導彈相對位置關系如圖4所示。

圖4 初始制導波束保持不變后存在誤差條件下載機雷達制導波束指向Fig.4 Beam direction of the carrier aircraft with initial beam direction remaining unchanged

由圖可知，采用上述方法后，即使導彈高度和載機高度存在一定的偏差，載機雷達制導波束與實際制導波束指向存在的偏差也很小，最大不超過4°，在制導波束覆蓋范圍內，導彈與載機能保持可靠通信。

3 載機火控伴隨彈道解算精度的要求

導彈與載機建立數(shù)據(jù)鏈通信后，可能會受外部環(huán)境影響而中斷通信。此時，若載機根據(jù)通信中斷前導彈的位置和速度信息進行導彈位置外推，則因無彈道解算模型只能進行直線外推，故結果會存在一定偏差，且偏差程度會隨通信中斷時間的加長而增大。為解決此問題，載機應具備導彈彈道解算功能，根據(jù)導彈提供的模型生成伴隨彈道。雙向數(shù)據(jù)鏈通信中斷時，載機火控按照伴隨彈道中導彈的位置進行波束指向預定，以重新建立通信。載機在進行伴隨彈道解算時，由于解算時間的約束，采取的導彈模型為3自由度模型，該模型與實際的6自由度模型存在偏差，導致彈道數(shù)據(jù)存在偏差。根據(jù)導彈發(fā)射后機彈相對位置關系及載機制導波束覆蓋范圍，可得出載機火控解算的導彈經(jīng)度、緯度及高度允許誤差范圍。

機彈相對距離為

(13)

載機理論波束指向角為fpitch、fazimuth，載機雷達波束寬度為θy、θw。根據(jù)機彈相對位置及波束指向數(shù)據(jù)，得到地理系下位置矢量上下邊界，計算公式為

(14)

(15)

(16)

式中：Pyup、Pylow分別為機彈距離在高低方向投影上下界；Pzright、Pzleft分別為機彈距離在水平方向投影上下界；Pmup、Pmlow分別為地理系下的機彈位置矢量上下界，將此位置矢量轉換到地心系下，再根據(jù)地心系下載機位置得到地心系下導彈位置矢量上下邊界值。

根據(jù)以上計算公式得到導彈位置允許誤差仿真圖(隨著機彈距離的加大，允許的誤差范圍也會隨之加大，本文取導彈發(fā)射后的部分數(shù)據(jù))。圖5～7分別給出了經(jīng)度允許誤差范圍隨時間變化情況，水平面允許誤差范圍和高度允許誤差范圍隨導彈飛行時間變化情況。

圖5 經(jīng)度允許誤差范圍隨時間的變化Fig.5 Change of allowable error of longitude along with time

圖6 水平面允許誤差變化Fig.6 Allowable error of longitude in horizontal plane

圖7 高度允許誤差范圍隨時間的變化Fig.7 Change of allowable height error along with time

由圖5～7可見，載機火控解算的伴隨彈道最大允許誤差不應超過圖中所示數(shù)據(jù)。機彈對接聯(lián)試時，可參照此數(shù)據(jù)判斷載機火控解算精度是否滿足要求。

4 數(shù)據(jù)鏈通信的試驗驗證方法

為對導彈發(fā)射后的數(shù)據(jù)鏈通信進行驗證，需建立真實的機彈對接環(huán)境。通過仿真模擬器模擬真實載機飛行，并通過雷達模擬器設置虛擬目標向導彈裝訂數(shù)據(jù)。仿真環(huán)境能模擬導彈真實發(fā)射時的彈動，讓導彈和載機進入發(fā)射后流程，從而進行雙向數(shù)據(jù)鏈通信。

為此構建的試驗環(huán)境如圖8所示，主要包括載機模擬環(huán)境、導彈發(fā)射裝置、導彈和電源。

圖8 試驗驗證連接示意圖Fig.8 Schematic diagram of connection when data link communication is tested

試驗時，按照導彈正常作戰(zhàn)流程進入導彈發(fā)射程序，通過相應開關操作讓載機和導彈進入發(fā)射后流程，機彈進行雙向數(shù)據(jù)鏈通信。通過對比由真實導彈、載機數(shù)據(jù)計算出的波束指向與實際載機制導波束指向，對載機雷達波束指向的正確性進行驗證。同時，通過對比載機火控按照彈道模型解算出的導彈位置與真實導彈位置，對火控解算精度進行驗證。

5 結束語

隨著機載武器的不斷發(fā)展，其射程變得越來越遠，雙向數(shù)據(jù)鏈通信技術的重要性日益突顯。本文簡要介紹了數(shù)據(jù)鏈通信的組成與機理、數(shù)據(jù)鏈通信建立的方法及試驗驗證手段。實際應用時，還需根據(jù)裝備的具體戰(zhàn)技指標要求，結合工程實現(xiàn)的能力，對設計方法加以細化和優(yōu)化，特別是要滿足實時性、準確性的要求，并通過大量的測試與試驗，逐步達到最佳效果。