经典雷达资料-第22章 天基雷达(SBR)系统和技术-2

SBR系统的优缺点

当传感器要完成探测太空、海洋和空中目标任务及完成导弹防御任务时，可考虑使用SBR。与陆基雷达相比，这些部署在太空的雷达具有以下优点：

（1）空间和时间覆盖范围仅受选定的轨道和卫星的数目限制。如图22.9和图22.10所示。大范围的连续观测是可以实现的[28]。图22.9标明了从圆形极地轨道上提供连续覆盖整个地球表面所需要的轨道平面数量和卫星数量。可以看出，当卫星的高度大于6 000n mile时，需要在两个轨道平面上使用6颗卫星，在卫星探测范围内没有天底孔。图22.10说明了在赤道轨道的特殊情况下，实现连续覆盖所需要求卫星的数量。这种情形仅限于扩展到图中所指定纬度的宽条形区，可看出：当卫星的高度大于6 000n mile时，4颗卫星能够覆盖一条60 宽的条形区。时间上的覆盖范围如图22.11所示。图中给出了目标被跟踪以后从太空卫星观测地面目标的最大时间[28]，可以看出，当轨道高度为6 000n mile时，一个地面目标能被观测的时间超过7 000s。

图22.9 极地轨道的全球覆盖[28]

图22.10 赤道轨道的带状覆盖图[28]

（2）使用电子扫瞄天线的SBR是可以完成多种任务的。例如，一个雷达卫星系统能：

第22章天基雷达（SBR）系统和技术

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①搜索一个扇区，完全覆盖美国本土周围的防御区域，探测距海岸一定距离的轰炸机；②搜索一个覆盖极地的扇区以便在弹道导弹早期预警系统（BMEWS）发现之前发现洲际弹道导弹（ICBM）；③监视任何国外潜在的太空发射场地；④完成海洋地区的监视；⑤搜索一个海基弹道导弹（SLBM）防御区域；⑥探测可能对美国同步卫星构成威胁的太空目标。任务的数量仅受限于重量和可用的主电源，但当采用航天飞机作为发射装置时，这些限制都能克服。因此惟独技术和成本才是真正的限制。

（3）大气传播影响可以通过适当选择工作频率和有利的几何关系使之最小化。

（4）如果数据经中继卫星获得，就不需要海外工作站。因此一个国家的SBR系统在政治上是独立的，并且国外跟踪站的丧失对系统性能没有影响。

影响太空大型雷达系统发展步伐的因素有：

（1）太空大型天线结构技术、太空大型相控阵技术、太空大型重量技术和太空大型主能源系统技术在早期进程中都要考虑到。

图22.11 目标被跟踪后从太空卫星观测目标的最大时间[28]

（2）天基多功能雷达系统的合理运行费用还需要论证。即使使用航天飞机可以减少将负荷送入轨道的单位重量费用，SBR系统仍需要投入巨资。

第22章天基雷达（SBR）系统和技术·839·22.3 SBR系统介绍

美国和前苏联已布署了类型I和类型IISBR。本节将介绍某些此类的SBR系统。

STS交会雷达[1][15][36]

休斯（Hughes）飞机公司为在空间运输系统（STS）中使用而研制了交会雷达和通信子系统（IRACS）组合。IRACS是一个相参的距离波门脉冲多普勒雷达，用于搜索、捕获和跟踪其他环绕轨道运行的目标，并且提供与那些目标进行快速和高效的交会所需要的太空测量数据。

IRACS为STS提供雷达和通信两种功能：在脉冲多普勒雷达模式中，它完成刚才所讲的交会功能；在通信模式中，完成搜索、捕获并追踪跟踪与数据中继卫星系统（TDRSS）的中继卫星，以便在航天飞机和地面跟踪站之间建立双路通信。

IRACS硬件被分成展开部件和舱载部件两部分。展开部件平时位于航天飞机载重舱内，工作时从打开的载重舱门延伸出去。这部分硬件包括了天线反射体、馈线、平衡环、驱动马达、陀螺仪、数字式轴编码器、转动铰链、发射机、接收机、上变频器、第一下变频器和频率合成器。舱载硬件位于航天飞机内，完成信号处理、跟踪滤波和控制功能。

这个K u波段的IRACS工作于13.75GHz和15.15GHz频段之间。其雷达工作于13.75GHz 和14.0GHz之间，有两种基本的雷达模式：一种是被动模式，在这种模式时，目标是非合作式的，因此截面积不会增大；另一种是主动模式，目标上有一个应答机。在被动模式时，雷达最大的作用距离为12n mile；而在带有一个+14dBm应答机的主动模式中，雷达最大作用距离为300n mile。子工作模式包括自动搜索、自动角度和距离跟踪能力及外部角度控制操作。在外部角度控制下，天线要么通过外部旋转命令，要么通过参考惯性空间或者太空船的轴线来定位。在自动工作过程中，角度、角度变化率、距离和距离变化率的测量由雷达在跟踪开始后进行。外部角度控制工作模式仅测量距离和距离变化率。

该系统的天线是直径为36in的中心馈电抛物面，增益为38.4dB，波束宽度为1.68 。五单元单脉冲馈源提供一个和输出和两个正交的差输出。角度跟踪采用时分复用将两个差输出合并成一个单路的接收差通道。使用接收机差通道来监测一个工作在搜索状态的辅助喇叭，并辅助喇叭通道与主天线通道进行比较，以防止捕获主天线的副瓣中的大目标，。辅助天线的峰值增益比主天线的峰值增益小20dB。和通道与差通道使用低噪声射频（RF）前置放大器，经过放大，和差通道在中频（IF）合并成一个单路接收通道通向舱内电子设备，以进行后续的处理。发射机采用行波管（TWT），增益为44dB，将相参合成器输出放大到50W的峰值功率。在短距离工作状态（小到100ft），行波管被旁路，以减少目标上的功率。在雷达模式中，用5个射频频率点对SwerlingⅠ型（慢起伏）目标回波进行去相关，提高检测效果。采用16点离散傅里叶变换（DFT）处理器去相参积累多脉冲回波，并提供目标相对速度的精密测量。展开部件重达135 lb，主电源功率为460W。

Seasat—A合成孔径雷达[18][37]

Seasat—A是由5个子系统构成的聚焦型SAR，即：（1）航天器雷达天线；（2）航天器雷达传感器；（3）航天器至地面的数据链路；（4）地面数据记录器和格式化；（5）地面数据处理器。天线是8块由合成馈电网络馈电的微带阵列，工作于1275MHz。Seasat—A天线的

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细节将在22.4节中讨论。固态雷达发射机从稳定本振获取线性调频（LFM）信号，产生800W 的额定峰值功率。当天线偏离天底20?角、仰角波束宽为6?时，天线在地球表面的辐射范围是一条100km宽的条形区域。一旦雷达传感器中的接收机接收到反射信号，灵敏度时间控制RF放大器就将回波放大。该信号和部分稳定本振信号混合通过模拟数据链路发送到地面站。在地面站，数据线解调器将雷达传感器的本振信号和回波还原，还原后的同步解调视频雷达信号被雷达数据记录仪和格式化处理分机子系统转换成数字形式。通过转换，信号被缓存且被一个高密度磁带记录仪记录下来。然后，雷达信号处理机将记录下来的数字信号转换成一个二维的天线观测区域雷达截面图。在仰角上（与航迹垂直）用时间波门选通压缩后的回波信号得到的分辨力为25m，在方位上（沿航迹）通过地面信号处理器在数据处理间隔期间对相参回波信号进行聚焦（亦可得到分辨力为25m的雷达图）。SAR在轨总重量达223kg，所需要的雷达电源功率为624W。表22.3列出了Seasat SAR的技术特性。

表22.3 合成孔径雷达

第22章天基雷达（SBR）系统和技术·841·航天飞机成像雷达[36]

Seasat—A SAR的技术发展为航天飞机成像雷达（SIR）系列奠定了基础。SIR系列包括SIR—A和SIR—B。其天线上的小差别将在第22.4节中讨论。使用Ｌ波段发射机，带宽将有微小的变化，因而SIR—A的分辨力为40m，SIR—B的分辨力为20m。两种雷达的条形探测区宽度都是50km；轨道高度分别为240km和220km，因此雷达的距离和入射角不同。

GEOS—C SBR系统特性[8][19]~[21]

GEOS—C雷达测高仪为高精度、K u波段的（13.9GHz）SBR测高仪。这种测高仪主要用于测量海洋表面的形态和海情。它是一种复杂多模式的雷达系统，具有两种不同的雷达收集模式（全球模式和增强模式），还具有两种相应的用于在轨道功能测试和仪器校准的自测校准模式。它主要性能特征是其具有以下能力：（1）进行精确的卫星至海洋表面高度测量（当输出速率为每秒钟一次时，全球模式（GM）的精度为50cm；增强模式（IM）的精度为20cm），用以绘制海洋表面形状图；（2）提供数据，对这些数据处理后可以估计海洋波浪峰至波谷高度（浪高在2～10m的范围内，估计精度为25%）。设计中包含几个重要的技术领域：（1）160MHz时钟和4相位分割、分辨力达1.56ns的高频逻辑电路；（2）宽带（100MHz）、压缩比为100：1、压缩后脉宽为12.5ns的线性调频脉压系统；（3）用以对宽带（50MHz）有噪音视频回波信号的进行准确采样的高速采样保持电路；（4）在太空中应用的高压（12kV）电源的设计和包装。

设备重达68kg（150 lb）、体积为0.119m3（4.2ft3），包括直径为0.6m（24in）、波束宽度为2.6 和增益为36dB的抛物面天线。设备包装成两个基本部分，即一个RF部分和一个附属电子设备部分。两部分都固定在一个直径为0.65m（26in）的中央圆筒式碟状基板上。RF部分的主要子系统有：（1）IM发射机（线性调频信号产生器、上变频器、1W的驱动行波管和高压电源、2kW输出行波管和高压电源）；（2）GM发射机（一个峰值功率为2kW的磁控管和高压电源）；（3）RF开关组件（RF开关、波导管、标准衰减通道和收发开关）；（4）接收机前端（下变频器-前置放大器）。附属电子设备部分的主要子系统有：（1）IF接收机（IF放大器、滤波器、脉冲压缩器和检波器）；（2）信号处理器（用多层板组件上的模拟和数字电路实现AGC、捕获和跟踪功能）；（3）频率合成器；（4）模式控制电路；（5）校准-测试电路；（6）低压电源。工作时需要的额定功率是全球模式71W；增强模式126W（16波形采样器）

前苏联“宇宙”1500侧视雷达[38][39]

前苏联于1983年9月28日将“宇宙（Cosmos）”1500海洋卫星发射到650km的额定极地轨道。它是可连续提供世界海洋观察的军民两用系列卫星中的第一颗。传感器通过一个分配网络为陆海使用者提供侧视雷达（SLR）、海洋与冰区的射电和可视覆盖[38]。表22.4概括了实波束SLR的参数和特性。雷达工作频率为9500 MHz，其磁控管发射机有100kW的峰值功率输出。天线是11m长和4cm高的开槽波导。“宇宙”1500已经显示出了许多非凡的性能，包括：（1）定时自动发送SLR的地球成像图片；（2）绘制以前从未探测过的南极和格林兰冰盖的不均匀性图；（3）极地区域多年和第一年冰区的雷达成像；（4）绘制冰盖连续性断裂的延伸区域图；（5）通过使用相同水域的系列雷达成像跟踪海冰漂流；（6）油膜、风区或海流

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的探测；（7）在1983年10～11月间为陷在北极区冰层中的船只提供导航。

表22.4 “宇宙”1500SBR的参数和性能

“宇宙”1500轨道用光学传感器探测全球一次需要1.41天；但若用雷达传感器，则需要5.9天。“宇宙”1500型卫星的后续发射已经开始。

第22章天基雷达（SBR）系统和技术·843·22.4 技术

开发大型空间雷达的需要促进了如下几种新技术的进步：（1）大型可展开式抛物面天线和相控阵天线；（2）重量轻、价格低的单片微波集成电路（MMIC）发射/接收组件；（3）高水平的一次电源系统；（4）高效率的舱载信号处理机；（5）重量轻的大型空间结构；（6）重量轻、成本低的移相器；（7）抗辐射电子器件；（8）热膨胀系数低的材料；（9）先进的校准和自测技术。这里对一些技术进行简要的讨论。

天线

SBR的发展在很大程度上取决于大型空间可展开式天线技术。由于雷达作用距离比普通的明显增大，且雷达功率有限，所以必须使用大型天线。空间中的真空和零重力环境允许研制单位面积质量低的天线。美国的研制者已经研讨过直径长达1km的大型天线[40]~[48]。在前苏联，直径在1～10km的范围内的天线已被探讨过[49]。除了尺寸大和可展开这两个特性之外，SBR天线还必须保持其形状不变，不管是抛物面还是平面的。如先前在如图22.3所示中标明的那样，很小的偏差能引起天线增益的显著损失。通过使用低热膨胀系数（CTE）材料能够获取稳定的形状。表22.5给出了热稳定RF系统一些材料的特性。所列数据包括CTE、密度、杨氏模量、热导率和用每种材料制作的WR75波导的衰减系数。下面选择的一些天线设计的讨论是为了说明空间大型天线的现状。

表22.5 可用于热稳定RF系统的潜在的材料选择

注：*Du Pont 公司商标。

美国空间可展开式天线

美国部署在空间的大型可展开式天线是1974年发射的洛克希德（Lockheed）—NASA A TS —6抛物反射面天线。其直径为9.1m、均方根容差为1.52mm、单位面积重量为1.4kg/m2[2][41][50]。

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ATS—6天线采用柔性肋条技术。在发射后的几年中，洛克希德公司又将柔性肋条展开技术推广到其他反射体的设计中，即“多圆锥”形与“五朔节花柱”形设计[41]。

Harris公司开发了辐条肋双网格设计，并在1970年建造了一个直径为12.5ft的天线[40]，之后又进行了跟踪与数据中继卫星系统（TDRSS）的直径为4.88m的天线和三类天线的设计，其中包括辐条肋、TRAC和环-柱概念。这三类设计的重量直径性能比如图22.12所示[47]。作为美国国家航空及航天管理局（NASA）可展开式天线飞行实验（DAFE）设计研究的一部分，Harris公司估计，直径为50m的反射体部件的总重量可望达到819kg（1805lb）。这种设计的单位面积质量为0.417kg/m2，估计的表面误差均方根值为4mm。在可展开式天线飞行实验（DAFE）竞争中，Grumman宇航公司设计了一个直径为50m的相控阵透镜天线，其单位面积质量为0.522kg/m2。

DAFE研究是由Harris和Grumman两公司在1980年8月～1981年9月间的一次竞争中为NASA Marshall航天飞行中心（MSFC）开展的。研究的主要目的：（1）通过飞行实验，展示发射、展开、拆回及返还地面的大型（直径为50m）空间结构的能力；（2）通过飞行实验，验证在空间中获得并保持天基天线所需尺寸精度的能力。两家公司都设计了一些附加的轨道实验，以便获得最大的实验效果，同时将飞行器与实验风险降低到最小程度。虽然设计了许多飞行方案，但是对于相控阵和抛物面天线而言，总的结果都是相似的。两家公司也设计了测量方法，以提供测量天线变形所必需的均方根为50mil的准确度。

图22.12 三类天线设计中的重量与直径的关系[47]

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通用动力公司也为空间应用设计了可在空间架设的环氧石墨抛物面反射体天线[43][46]。该公司制造并测试了一个直径为2.44m的反射体。它具有均方根值为0.0635 mm的表面容差，4.4kg/m2的单位面积质量。空间可架设天线设计的单位面积质量为0.49kg/m2，而容差的均方根值则为10mm左右。因此，实现空间架设天线设计主要考虑的是较低频率的应用场合。

在喷气推进实验室（JPL）的资助下，作为NASA大型空间系统技术（LSST）项目的部分工作，TRW公司发展了一种先进的天线概念[51]。在航天飞机中装入大型立体天线反射体的可行性已被验证。天线将被设计成工作在10～100GHz的频段，均方根偏差保持在10-5直径制造误差的水平。对于100ft直径的天线，热偏移估计达0.0034in（均方根值）。对于直径在16～100ft间的天线反射体，其重量都已被进行了估计。图22.13给出了反射体的重量曲线。重量不包括馈线和副反射体的重量。基本构造设定为石墨环氧铝质的蜂窝状-夹芯结构。

天线系统已在LSST项目中研制。洛克希德导弹和空间公司（LMSC）已在一个模拟的零重力环境中展示了大型太空可展开式天线技术[52]。LMSC生产出直径为55m的环绕肋条抛物面天线的22.5 扇形部分并将之装在一个地面零重力装置内。天线表面是由1.2mil镀金钼线编成的网，边缘用环氧石墨肋条包围起来。每条肋重达9.1kg，长为27.5m，形状为双凸透镜形。在部署展开前包装天线时，这种造型能使肋条收拢，捆绑在中心轴周围。一旦解除外力，这些肋条便恢复它们原有的结构形状，将反射网展开成合适的抛物面形状。启动洛克希德研制项目是为了通过地面可测试的、具有飞行代表性的全尺寸硬件来验证大直径偏置反射体技术的备用状况。

图22.13 TRW天线反射体重量估计[51]

Seasat—A天线（Ball公司设计）是一个长为10.74m、宽为2.16m的微带阵列。该天线在进入轨道后展开，工作波长为23.5cm，虽然与SIR—A天线非常相似，但不能机械操纵，

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代表了大型可展开式天线的重要发展[6][37]。SIR—B天线也很相似。SIR—C天线为电子操纵的且为双频的。表22.6归纳了Ball公司Seasat型天线的RF和机械特性。

表22.6 Seasat、SIR—A、SIR—B和SIR—C天线的特性

Ball公司的航天系统部为低高度天基雷达（LASBR）系统设计了一种天线[53]。这种长为63.6m、宽为13.8m的阵列具有严格限制阵列的双路副瓣和波束边界性能，是经空间检验的Seasat和SIR—A技术结果的直接延伸。该设计的特征是用石墨环氧微带蜂窝板制造的单轴可展开式桁架，并且49152单元各有一个无源3bit混合移相器。共同馈电网络引起的损耗和重量的增加（W/A = 4.02kg/m2），通过在每384子板中调整发射和接收增益来补偿。

前苏联“宇宙”1500天线

1983年9月28日，前苏联发射了“宇宙”1500卫星，卫星上有一部全天候探测地球海水、海洋表面和冰帽的侧视雷达[38]（已在22.3节中提到过）。天线是具有480个槽孔的开槽波导阵列，长为11.085m、高为4cm，工作波长为3.15cm，天线波束宽度为0.2?×42?，可提供35dB的增益。天线由截面为23×10mm2的铜波导制成。槽孔开在宽边壁上，槽与槽之间的间隔是变化的，形成有底座的余弦幅度分布。图22.14描绘了天线展开时的情形。在天线

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展开的最后一刻，在释放机械装置的控制下，末端上的弹簧扣锁将天线的5个节段交合固定成形，沿波导宽边凸缘面的螺线弹簧形成电气紧固点，节与节之间的相对漏功率下降了50dB。展开后，天线可以通过离天底35°的范围内旋转。

图22.14 “宇宙”1500天线组件示意图

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发射/接收模块

在大型相控阵天基雷达的高级研发阶段中，人们在有源阵列组件中采用体积小、造价低、重量轻、功率低的T/R模块[54]。这些T/R模块[31]的研制目标是在大规模生产时，每个造价低于100美元；面积为1in2；耗电为0.5～1W。每个模块包含一个相移器、驱动器、逻辑开关、功率放大器、低噪声接收机和其他元件。它们还含有感知和补偿单元的偏离误差。欲进一步了解固态发射机和发收模块的性能可参见第5章。

舱内处理机

使用舱内处理机可以减少卫星通信数据链所需的带宽。大型SBR中的舱内处理机的主要功能包括脉压、多普勒滤波、自适应波束形成、校准、距离移动修正、视频积累、CFAR检测、单脉冲误差信号、脉组波形加权、副瓣匿影和删除干扰。

除具备这些功能外，处理机必须具有低功耗、质量小、工作多年不需人工维修及抗辐射存储功能。使用16KRAM芯片技术和超大规模集成电路（VLSI）计算机可以将典型的系统功耗和质量分别从3kW和2000 lb减少到400W和400 lb[55]。国防高级研究计划局（DARPA）和其他单位正在着手开发一种先进的舱内信号处理机（AOSP），并且已取得可喜地进步[10]。这里所关心的是发展一种非常可靠的且生存能力很强的舱内计算机。计算机采用砷化镓电路，可以抵御电磁脉冲和核裂变产生的其他辐射影响。AOSP计划的技术目标包括：（1）100W的主电源；（2）100 lb的重量；（3）2ft3的体积；（4）5年寿命且生存概率为95%；（5）每秒0.5亿字的输入率[32][56]。

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