基于LabVIEW 的通用飛機(jī)低電平掃描場(chǎng)測(cè)試系統(tǒng)設(shè)計(jì)

石國(guó)昌，廖 意，胡雅涵，陳亞南，包貴浩

（1.上海無線電設(shè)備研究所，上海 200438；2.中航通飛華南飛機(jī)工業(yè)有限公司，廣東珠海 519000）

高強(qiáng)輻射場(chǎng)（High-Intensity Radiated Field，HIRF）已成為影響飛機(jī)飛行安全的關(guān)鍵因素[1]。中國(guó)民用航空局對(duì)通用飛機(jī)的HIRF 防護(hù)[2-4]提出明確要求，但通用飛機(jī)HIRF 防護(hù)設(shè)計(jì)和試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)尚處于起步階段，嚴(yán)重制約我國(guó)通用飛機(jī)的研制和適航[5-7]。與其他類民用飛機(jī)相比，通用飛機(jī)一般具有以下特點(diǎn)：1）機(jī)動(dòng)靈活，飛行剖面較寬，特別是特技類飛機(jī)，與大型客機(jī)相比，操作權(quán)限較大，當(dāng)遇到外部HIRF 環(huán)境時(shí)，更容易產(chǎn)生錯(cuò)誤的干擾響應(yīng)；2）外廓尺寸較小，電磁開口占外廓尺寸的面積較大，且機(jī)體結(jié)構(gòu)大量采用復(fù)合材料[8]，甚至全部采用復(fù)合材料，屏蔽性能差；3）航空電子系統(tǒng)[9]結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，價(jià)格低廉，安全等級(jí)低，抗干擾設(shè)計(jì)相對(duì)較弱，進(jìn)一步增加了HIRF 防護(hù)設(shè)計(jì)的難度；4）低空空域是通用飛機(jī)飛行的主要區(qū)域，相比大型客機(jī)的高空飛行，通用飛機(jī)將會(huì)更長(zhǎng)時(shí)間暴露于HIRF 環(huán)境中。

通用飛機(jī)的上述特點(diǎn)使其HIRF 防護(hù)設(shè)計(jì)難度增大。為滿足通用飛機(jī)的適航要求，保證飛機(jī)飛行安全，有必要開展通用飛機(jī)的HIRF 試驗(yàn)技術(shù)研究。而作為飛機(jī)級(jí)HIRF 試驗(yàn)的重要內(nèi)容之一，低電平掃描場(chǎng)（Low Level Sweep Field，LLSF）具有測(cè)試便捷、降低飛機(jī)潛在風(fēng)險(xiǎn)等優(yōu)點(diǎn)。目前的文獻(xiàn)[10-13]中可以查詢到有關(guān)LLSF 測(cè)試方法的簡(jiǎn)要介紹，但在測(cè)試系統(tǒng)的硬件和軟件設(shè)計(jì)方面未開展詳細(xì)研究和分析，使得國(guó)內(nèi)在自主開展整機(jī)級(jí)LLSF 測(cè)試方面能力不足。

文中基于LabVIEW 圖形化編程開發(fā)語(yǔ)言，重點(diǎn)開展低電平掃描場(chǎng)測(cè)試系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法研究。依據(jù)HIRF 到飛機(jī)的耦合機(jī)理，分別完成LLSF 測(cè)試系統(tǒng)的硬件設(shè)計(jì)和軟件控制系統(tǒng)開發(fā)，該系統(tǒng)操作簡(jiǎn)單、自動(dòng)化程度高。最后，以某型通用飛機(jī)為例，完成測(cè)試系統(tǒng)的應(yīng)用驗(yàn)證。

1 系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)

LLSF 測(cè)試是采用外部電磁波照射飛機(jī)艙室，接收天線或場(chǎng)強(qiáng)探頭置于艙室內(nèi)部進(jìn)行場(chǎng)強(qiáng)采集，通過與校準(zhǔn)值對(duì)比，從而獲得飛機(jī)艙室的衰減特性。LLSF測(cè)試頻段為100 MHz～18 GHz。在該頻段，HIRF能量主要通過飛機(jī)艙室開口、縫隙等途徑，以場(chǎng)到場(chǎng)的方式進(jìn)行耦合。LLSF 測(cè)試過程如圖1 所示。

圖1 LLSF測(cè)試流程

LLSF 測(cè)試系統(tǒng)的硬件主要由高強(qiáng)輻射場(chǎng)模擬源生成模塊、信號(hào)發(fā)射單元、場(chǎng)強(qiáng)測(cè)量單元、多通道傳輸裝置等組成，如圖2 所示。其中，高強(qiáng)輻射場(chǎng)模擬源生成模塊用于產(chǎn)生并輸出高強(qiáng)輻射場(chǎng)模擬信號(hào)，主要包括微波信號(hào)源和功率放大器組；信號(hào)發(fā)射單元用于發(fā)射高強(qiáng)輻射場(chǎng)模擬源生成模塊輸出的模擬信號(hào)，主要包括各頻段發(fā)射天線及可移動(dòng)天線支架；場(chǎng)強(qiáng)測(cè)量單元用于接收耦合進(jìn)入飛機(jī)內(nèi)部艙室并在待測(cè)區(qū)域內(nèi)產(chǎn)生均勻分布的場(chǎng)強(qiáng)，主要包括各頻段接收天線或場(chǎng)強(qiáng)探頭、攪拌器、頻譜分析儀、控制計(jì)算機(jī)等；多通道傳輸裝置用于完成多路發(fā)射和接收信號(hào)的傳輸，包括射頻轉(zhuǎn)換開關(guān)、光纖系統(tǒng)或低損線纜等。

圖2 LLSF測(cè)試系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)

在進(jìn)行LLSF 測(cè)試時(shí)，為了有效評(píng)估飛機(jī)艙室的衰減特性，需快速獲取在外部電磁波照射下艙室內(nèi)部的場(chǎng)強(qiáng)最大值。而由于飛機(jī)艙室存在駐波，艙室內(nèi)不同位置場(chǎng)強(qiáng)變化較大，如圖3 所示。通常需要在艙室內(nèi)安裝足夠多的接收天線/探頭，或者采用有限個(gè)接收天線在不同位置開展多次測(cè)試來尋找艙室內(nèi)場(chǎng)強(qiáng)最大值，不僅耗時(shí)而且耗力。

圖3 無攪拌器時(shí)艙室內(nèi)場(chǎng)強(qiáng)分布

為此，通過內(nèi)置模式攪拌器[14]的方式，如圖4 所示，改變攪拌器附近的邊界條件，使得攪拌器在一個(gè)旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)接收天線/探頭位置出現(xiàn)的場(chǎng)強(qiáng)最大值，從而實(shí)現(xiàn)場(chǎng)統(tǒng)計(jì)均勻[15-16]，達(dá)到快速獲取最大值的目的。

圖4 有攪拌器時(shí)艙室內(nèi)場(chǎng)強(qiáng)分布

2 系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)

LLSF 測(cè)試系統(tǒng)的控制軟件采用LabVIEW 圖形化編程語(yǔ)言進(jìn)行開發(fā)，主要包括系統(tǒng)狀態(tài)檢查、測(cè)試系統(tǒng)參數(shù)設(shè)置、掃頻測(cè)試、數(shù)據(jù)保存等功能。軟件的具體設(shè)計(jì)流程如圖5 所示。

圖5 軟件設(shè)計(jì)流程

2.1 系統(tǒng)狀態(tài)檢查

LLSF 測(cè)試系統(tǒng)涵蓋設(shè)備較多，需通過軟件進(jìn)行控制的設(shè)備包括微波信號(hào)源、不同頻段的功率放大器組、射頻轉(zhuǎn)換開關(guān)、頻譜分析儀等。在正式開展測(cè)試前，需確保測(cè)試系統(tǒng)連接正常，即控制計(jì)算機(jī)與各個(gè)設(shè)備之間VISA 接口通信正常。如圖6 所示，若系統(tǒng)連接異常，則提示“系統(tǒng)連接失敗”，并顯示異常設(shè)備，如“頻譜儀連接失敗”。

圖6 系統(tǒng)連接狀態(tài)檢查

2.2 測(cè)試系統(tǒng)參數(shù)設(shè)置

在系統(tǒng)狀態(tài)檢查正常之后，即可進(jìn)行系統(tǒng)參數(shù)設(shè)置，系統(tǒng)參數(shù)設(shè)置主要由基本參數(shù)設(shè)置和測(cè)試設(shè)備參數(shù)設(shè)置兩部分組成?；緟?shù)設(shè)置包括測(cè)試頻點(diǎn)讀入路徑、數(shù)據(jù)保存路徑、天線類型選取和天線系數(shù)等內(nèi)容。由于飛機(jī)級(jí)LLSF 測(cè)試通常在外場(chǎng)進(jìn)行，試驗(yàn)環(huán)境較暗室測(cè)試更為惡劣，為了確保測(cè)試精度，需在測(cè)試前開展背景噪聲測(cè)試并將強(qiáng)背景噪聲所對(duì)應(yīng)頻點(diǎn)進(jìn)行剔除，將剔除后生成的頻率列表作為測(cè)試頻點(diǎn)進(jìn)行讀取，如圖7 所示。

圖7 頻率列表頻點(diǎn)讀取

測(cè)試設(shè)備參數(shù)設(shè)置包括測(cè)試設(shè)備地址、發(fā)射功率、射頻輸出開關(guān)、功率放大器類型及增益、射頻開關(guān)通道、測(cè)試單位、攪拌器轉(zhuǎn)速等設(shè)置項(xiàng)。

2.3 掃頻測(cè)試

掃頻測(cè)試時(shí)，接收天線或場(chǎng)強(qiáng)探頭將采集到的數(shù)據(jù)通過光纖或低損線纜傳輸至頻譜儀，并將測(cè)試結(jié)果在圖像顯示區(qū)實(shí)時(shí)顯示。在測(cè)試結(jié)果出現(xiàn)異常時(shí)，需啟動(dòng)“應(yīng)急中斷”，及時(shí)結(jié)束當(dāng)前的試驗(yàn)狀態(tài)，在重新完成參數(shù)設(shè)置校正后，繼續(xù)開展掃頻測(cè)試，直至全頻段掃頻測(cè)試完成，如圖8 所示。

圖8 應(yīng)急中斷處理

2.4 數(shù)據(jù)保存

在提示“掃頻測(cè)試”結(jié)束后，系統(tǒng)軟件會(huì)自動(dòng)將射頻發(fā)射開關(guān)、發(fā)射功率等對(duì)人體有潛在輻射危害的設(shè)置自動(dòng)關(guān)閉，并將測(cè)試頻率及其對(duì)應(yīng)的場(chǎng)強(qiáng)采集數(shù)據(jù)生成二維矩陣，并保存至指定的路徑，同時(shí)將測(cè)試曲線進(jìn)行圖片保存。

根據(jù)軟件設(shè)計(jì)流程，最終形成的LLSF 測(cè)試系統(tǒng)的軟件控制界面如圖9 所示。

圖9 LLSF測(cè)試系統(tǒng)軟件前面板

3 實(shí)例應(yīng)用

以某型通用飛機(jī)作為試驗(yàn)對(duì)象，利用基于LabVIEW 的低電平掃描場(chǎng)測(cè)試系統(tǒng)開展LLSF 驗(yàn)證試驗(yàn)。該型飛機(jī)的機(jī)身長(zhǎng)度約10 m，機(jī)身為復(fù)合材料結(jié)構(gòu)。其中，LLSF 試驗(yàn)對(duì)象為飛機(jī)駕駛艙，測(cè)試位置點(diǎn)為主駕駛艙位，如圖10 所示，左邊為接收天線，右邊為攪拌器。

圖10 飛機(jī)駕駛艙測(cè)試區(qū)域

外部照射天線以0°、-45°和-90° 3 個(gè)方向照射飛機(jī)，圖11 為飛機(jī)外部電磁波照射圖，由接收天線完成艙室內(nèi)部場(chǎng)強(qiáng)的實(shí)時(shí)采集，并分別開展有攪拌器、無攪拌器兩種狀態(tài)下的試驗(yàn)，驗(yàn)證測(cè)試系統(tǒng)的有效性及攪拌器的性能。

圖11 飛機(jī)外部電磁波照射圖

在測(cè)試過程中，待測(cè)飛機(jī)與發(fā)射天線之間敷設(shè)吸波材料通道，用于消除地面多路徑反射干擾的影響。艙室內(nèi)部由全向接收天線進(jìn)行數(shù)據(jù)采集，分別測(cè)試得到有、無攪拌器時(shí)駕駛艙的衰減特性[17-19]，測(cè)試結(jié)果如圖12 和圖13 所示。

圖12 有攪拌器時(shí)的艙室衰減特性

圖13 無攪拌器時(shí)的艙室衰減特性

在測(cè)試過程中，LLSF 測(cè)試系統(tǒng)運(yùn)行正常，控制指令有序?qū)嵤?，有效完成測(cè)試任務(wù)。此外，從圖12和圖13 中可以看出，該型飛機(jī)不同照射角度下的衰減值有所區(qū)別，45°照射下的衰減值最小，發(fā)射天線輻射的部分頻段電磁波可以直接進(jìn)入飛機(jī)內(nèi)部，使得該頻段的衰減特性接近于0。而在0°和90°照射下，飛機(jī)機(jī)身的蒙皮材料會(huì)有一定的遮擋。同時(shí)，有攪拌器狀態(tài)下，接收天線在艙內(nèi)待測(cè)位置處采集得到的場(chǎng)強(qiáng)值略高于無攪拌器狀態(tài)下的結(jié)果，攪拌器的存在有助于快速獲取艙室內(nèi)的強(qiáng)耦合信號(hào)，能夠更為有效地評(píng)估其衰減特性。針對(duì)飛機(jī)在部分頻段下的防護(hù)能力欠缺的問題，可按照防護(hù)設(shè)計(jì)要求采取必要的修正措施，如提高艙室結(jié)構(gòu)的屏蔽效能。

4 結(jié)論

通用飛機(jī)的技術(shù)特點(diǎn)和低成本化使其HIRF 防護(hù)需求較其他類飛機(jī)更為迫切。針對(duì)于此，文中主要解決了飛機(jī)級(jí)LLSF 測(cè)試系統(tǒng)的硬件設(shè)計(jì)和軟件開發(fā)問題，詳細(xì)描述了系統(tǒng)的硬件組成和軟件開發(fā)流程，最終建立了一套滿足適航要求的通用飛機(jī)LLSF 測(cè)試系統(tǒng)，可實(shí)現(xiàn)基于LabVIEW 的飛機(jī)級(jí)HIRF 效應(yīng)多通道自動(dòng)化快速測(cè)試，并以某型通用飛機(jī)為例進(jìn)行了實(shí)際應(yīng)用，通過試驗(yàn)獲取了飛機(jī)艙體的屏蔽特性，分析了攪拌器的功能特性和防護(hù)設(shè)計(jì)的薄弱環(huán)節(jié)，也驗(yàn)證測(cè)試系統(tǒng)的有效性，可為后續(xù)國(guó)內(nèi)自主開展飛機(jī)級(jí)HIRF 效應(yīng)試驗(yàn)提供技術(shù)支撐。