對ILS小功率干擾的效能評估與仿真研究

，

(1．西安培華學(xué)院智能科學(xué)與信息工程學(xué)院，陜西 西安 710125； 2. 空軍工程大學(xué)信息與導(dǎo)航學(xué)院，陜西 西安 710077；3. 西安工業(yè)大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院，陜西 西安 710021)

0 引言

隨著現(xiàn)代戰(zhàn)爭不斷向信息化方向轉(zhuǎn)變與深入，電子對抗技術(shù)也得到了飛速發(fā)展。電子對抗技術(shù)包括干擾技術(shù)與干擾抑制技術(shù)兩大核心內(nèi)容，由于電子干擾性價比高，在現(xiàn)代局部戰(zhàn)爭中得到了廣泛應(yīng)用[1-4]。

導(dǎo)航中的電子對抗又稱為導(dǎo)航對抗，導(dǎo)航干擾的研究與應(yīng)用起始于衛(wèi)星導(dǎo)航[5-6]，由于在導(dǎo)航中采用了信息冗余的方法來確保運載體的安全，因此，針對衛(wèi)星導(dǎo)航之外的其他導(dǎo)航手段的干擾問題也得到了廣泛關(guān)注[7-15]。小功率干擾具有體積小、重量輕、投放方便、不易被發(fā)現(xiàn)、工作時間長、電磁干擾區(qū)域可控等優(yōu)勢，小功率干擾技術(shù)成為了最近研究的熱點問題。本文以儀表著陸系統(tǒng)(ILS)為研究對象，定量分析小功率干擾對其著陸引導(dǎo)性能的影響，為ILS在干擾環(huán)境下的效能評估提供參考。

1 ILS航向引導(dǎo)原理

儀表著陸系統(tǒng)由地面設(shè)備與機(jī)載設(shè)備組成，地面設(shè)備包括航向信標(biāo)、下滑信標(biāo)以及指點信標(biāo)，依靠頻率區(qū)分，通過特殊方向圖形成要求的場型，機(jī)載設(shè)備通過測量接收的航向信號的調(diào)制度差(DDM)獲取運載體偏離跑道中心延長線的信息，測量接收的下滑信號的DDM獲取運載體偏離下滑線的信息?？紤]到ILS的航向引導(dǎo)與下滑引導(dǎo)工作原理的相似性，這里僅分析航向引導(dǎo)的工作原理。

航向信標(biāo)工作頻率為108.1～111.95 MHz，由信標(biāo)發(fā)射機(jī)產(chǎn)生的平均功率為15 W的載波加邊帶(CSB)信號與平均功率為0.12～1.8 W的純邊帶(SBO)信號，作用于由天線分配網(wǎng)絡(luò)與對數(shù)周期天線陣組成的場型形成單元，形成要求的場型。天線分配網(wǎng)絡(luò)按一定規(guī)律分別對CSB信號與SBO信號的幅度與相位進(jìn)行分配，并將分配后的信號送到8元對數(shù)周期天線陣，由對數(shù)周期天線陣向空間輻射。

CSB信號是一個90 Hz與150 Hz的復(fù)合調(diào)制信號，為載波加邊帶信號，其表達(dá)式為：

SCSB(t) =Am(1+A90sinΩ90t+A150sinΩ150t)sinωt

=Am(1+msinΩ90t+msinΩ150t)sinωt

(1)

Am為CSB信號的幅度；m為信號調(diào)制度；ω為與射頻對應(yīng)的角頻率；Ω90，Ω150分別為與90 Hz與150 Hz正弦信號對應(yīng)的角頻率。 SBO信號也是一個90 Hz與150 Hz的復(fù)合調(diào)制信號，為純邊帶信號，其表達(dá)式為：

SSBO(t) =A'm(A'90sinΩ90t-A'150sinΩ150t)sinωt

=A'm(m' sinΩ90t-m' sinΩ150t)sinωt

(2)

m'為SBO信號的調(diào)制度；A'm為SBO信號的幅度；其余變量與上同。經(jīng)天線分配網(wǎng)絡(luò)，由對數(shù)周期天線陣輻射CSB與SBO信號的方向性函數(shù)為：

FCSB(θ) =F(θ)[cos(3π/8)sinθ)+

0.363cos(9π/8)sinθ)+0.143cos(15π/8)sinθ)-

0.055cos(21π/8 sinθ)]=F(θ)F'CSB(θ)

(3)

FSBO(θ) =F(θ)[sin(3π/8)sin(θ)+

0.89sin(9π/8)sin(θ)+0.7sin(15π/8) sin(θ)+

0.415 sin(21π/8)sin(θ)]=F(θ)F'SBO(θ)

(4)

F(θ)為單個對數(shù)周期天線方向性函數(shù)。

F'CSB(θ)與F'SBO(θ)的方向圖如圖1所示，由圖可見，F(xiàn)'CSB(θ)在θ=0°時有最大值，其值為1.45，F(xiàn)'SBO(θ)在θ=±18°時有最大值，其值為2.07，F(xiàn)(θ)為單個對數(shù)周期天線的方向函數(shù)，單個對數(shù)周期天線的增益為5～12 dB。根據(jù)上述饋電關(guān)系，結(jié)合單個對數(shù)周期天線的增益，8單元對數(shù)周期陣列天線對CSB信號的增益為8.2～14.2 dB，對SBO信號的增益為11.3～18.3 dB。

圖1 方向圖

儀表著陸系統(tǒng)的航向機(jī)載接收機(jī)對航向臺輻射的CSB信號與SBO信號在空間合成的信號進(jìn)行接收處理(包括包絡(luò)檢波、90 Hz與150 Hz濾波)，得到90 Hz與150 Hz信號的幅度，并依據(jù)該幅度信息，計算DDM，從而獲取飛機(jī)偏離跑道中心延長線的水平角度信息。DDM的定義為：

DDM=m90-m150

(5)

由式(1)～(4)以及式(5)可得到下式：

(6)

m′為SBO信號的調(diào)制度；Am，A'm分別為CSB信號與SBO信號的幅度；FCSB(θ)，F(xiàn)SBO(θ)分別為陣列天線對CSB信號與SBO信號的方向函數(shù)。

在著陸引導(dǎo)過程中，實時測量的DDM值以十字指針偏離顯示器中心的形式顯示。當(dāng)DDM=0時，說明運載體在跑道中心延長線上，指針顯示在顯示器的中心；當(dāng)DDM≠0時，說明運載體偏離跑道中心延長線，顯示的指針也會偏離顯示器中心。飛行員依據(jù)指針的顯示位置，實時調(diào)整飛行方向，直到指針與顯示器中心重合，實現(xiàn)安全飛行與著陸。

2 干擾對ILS性能影響分析

干擾對ILS引導(dǎo)性能的影響可由DDM的誤差來表示，下面分析航向信號受到調(diào)幅波信號干擾時DDM的變化情況。

接收機(jī)接收的有用信號可表示為：

SS(t)=k1(FCSB(θ)Am(1+msinΩ90t+msinΩ150t) ±

FSBO(θ)A'm(m'sinΩ90t-m'sinΩ150t)sinωt

(7)

k1為傳播衰減因子；其余變量與上同。接收到的干擾信號為：

si(t)=k2Ai(1+misin(Ω90t+φ1))sin(ωt+φ2)

(8)

Ai為發(fā)射的調(diào)幅干擾信號的幅度；mi為調(diào)幅干擾的調(diào)制度；φ1，φ2分別為調(diào)制信號與已調(diào)射頻信號的初始相位；k2為傳播衰減因子。

對疊加的有用信號與干擾信號進(jìn)行包絡(luò)檢波，并考慮有用信號功率比干擾信號大，可得到90 Hz與150 Hz信號的近似調(diào)制度為：

(9)

(10)

測量的DDM值由下式?jīng)Q定。

(11)

由上式可見，干擾將使得DDM的測量值與真實值產(chǎn)生較大誤差，顯示器指針偏離不能真實反應(yīng)飛機(jī)偏離跑道情況。特別是飛機(jī)在跑道中心線上飛行時，測量的DDM不等于0，而偏離跑道中心線飛行時反而測量的DDM會等于0，無法保障安全飛行。

3 計算機(jī)仿真實驗

為了驗證上述分析結(jié)果的正確性以及干擾源的功率、投放位置等關(guān)鍵參數(shù)對DDM的影響，用計算機(jī)對幾種典型情況進(jìn)行仿真分析。

由式(11)可知，影響DDM的參量有有用信號與干擾信號傳播衰減因子k1，k2，陣列天線的CSB與SBO信號方向函數(shù)FCSB(θ)，F(xiàn)SBO(θ)，發(fā)射機(jī)輸出的CSB信號、SBO信號以及干擾信號的幅度Am，A'm與Ai，SBO信號與干擾信號的調(diào)制度m'，mi，以及初始相位φ1，φ2等。其中FCSB(θ)，F(xiàn)SBO(θ)由式(3)、(4)確定，F(xiàn)(θ)取10 dB，Am，A'm以及m'為已知量，典型值分別為A'm=1,m'=0.2，設(shè)mi=1，φ1，φ2為隨機(jī)量，仿真中取幾種極限情況，即cosφ1=1,cosφ2=1；cosφ1=-1,cosφ2=-1以及cosφ1=1，cosφ2=-1和cosφ1=-1，cosφ2=1。Ai為參變量，k1，k2由下式?jīng)Q定。

(12)

(13)

λ為工作波長，取300 m，其余參數(shù)如圖2所示。

圖2 運載體航向信標(biāo)與干擾源幾何關(guān)系

考慮到場地環(huán)境以及建筑物對干擾信號的遮擋，干擾器一般投放在比較空曠的機(jī)場附近，因此，下面以干擾功率為參變量，對干擾器分別投放在離航向臺500 m，1 000 m以及3 000 m的跑道中心線附近的三種情況進(jìn)行仿真。

干擾器放置在距航向臺500 m的跑道中心線附近位置的仿真結(jié)果如圖3所示。由圖可見：第一，干擾功率為0.25 W時，DDM為0偏離跑道中心線的角度為2°，干擾功率為1 W時，DDM為0偏離跑道中心線的角度為4°，干擾功率為2.25 W時，DDM為0偏離跑道中心線的角度為7°，干擾功率為4 W時，DDM為0偏離跑道中心線的角度為10°。即干擾功率越大，偏離程度越遠(yuǎn)；第二，由于隨機(jī)相位的影響，偏離角度也是隨機(jī)值，這里給出的值為極限值。例如，當(dāng)干擾信號功率為4 W時，DDM為0偏離跑道中心線的角度在±10°以內(nèi)；第三，仿真發(fā)現(xiàn)，當(dāng)干擾信號功率大于6 W時，在40 km范圍內(nèi)，有可能出現(xiàn)DDM不等于0的情況。這就意味著，不管飛行員如何調(diào)整飛行方向，十字指針將無法與顯示屏中心重合。將導(dǎo)致ILS著陸引導(dǎo)失效。

圖3 r=500 m時干擾信號功率

干擾放置在距航向臺1 000 m的跑道中心線附近位置的仿真結(jié)果如圖4所示，DDM的變化規(guī)律與上基本相同，干擾功率為0.25 W時,DDM為0偏離跑道中心線的角度為2°；干擾功率為1 W時，DDM為0偏離跑道中心線的角度為4°；干擾功率為2.25 W時，DDM為0偏離跑道中心線的角度為7°；干擾功率為4W時，DDM為0偏離跑道中心線的角度為10°。另外，干擾功率為4 W時，在3 km以內(nèi)可能會出現(xiàn)DDM不等于0的情況，當(dāng)干擾信號功率大于6 W時，在40 km范圍內(nèi)，可能會出現(xiàn)DDM不等于0的情況。與上圖不同之處，在3～5 km區(qū)間，DDM變化較大，這將引起飛行出現(xiàn)較大抖動。

圖4 r=1 000 m時干擾信號功率

干擾放置在距航向臺3 000 m的跑道中心線附近位置的仿真結(jié)果如圖5所示。變化規(guī)律與上同，在3～5 km區(qū)間，DDM變化更加劇烈。且當(dāng)干擾信號功率大于4 W時，在40 km范圍內(nèi)，可能會出現(xiàn)DDM不等于0的情況。

圖5 r=3 000 m時干擾信號功率

4 結(jié)束語

ILS的正常作用距離為40 km，通過理論分析與計算機(jī)仿真實驗發(fā)現(xiàn)，當(dāng)該系統(tǒng)在調(diào)幅體制的干擾環(huán)境下工作時，即使干擾源的功率很小，ILS在正常引導(dǎo)區(qū)域以內(nèi)的著陸引導(dǎo)性能將會受到較大影響，具體體現(xiàn)在以下幾個方面。第一，在干擾源的影響下，DDM=0會偏離跑道中心延長線，且功率越大，偏離越多，甚至?xí)霈F(xiàn)沒有DDM=0的情況，即引導(dǎo)失效；第二，干擾源投放在距離航向臺3 km的跑道中心延長線附近時，在3～5 km區(qū)間，DDM會出現(xiàn)劇烈抖動，對判決點影響非常明顯，對于采用自動著陸的運載體會導(dǎo)致運載體無法自動著陸。由此可見，調(diào)幅體制干擾對ILS性能影響明顯，要改善其引導(dǎo)性能，必須采取相應(yīng)的干擾抑制技術(shù)。