超视距机载武器双向数据链通信方法研究

赵洪峰，周 焘，刘益吉，曹奕涛

(1. 上海机电工程研究所，上海 201109； 2. 空军装备部 航空装备科研局，北京 100843)

0 引言

具有超视距攻击能力的机载武器在现代空战中发挥着越来越重要的作用，其能在防区外攻击敌方关键作战节点，保证载机处于敌方攻击范围外。目前，国外先进的超视距空空导弹主要包括欧洲的“流星”(Meteor)导弹[1]、美国的AIM-120空对空导弹、俄罗斯的RVV-BD远程空对空导弹、法国的“米卡”(MICA)中距空对空导弹、以色列的“德比”(Derby)空空导弹和印度的“阿斯特拉”(Astra)中程空空导弹。“流星”的射程可达150 km，不可逃逸区为20～80 km，制导方式采用中制导，通过载机或预警机进行指令修正。AIM-120已发展出AIM-120A、AIM-120B、AIM-120C、AIM-120D这4个型号。其中，AIM-120D在AIM-120C-7的基础上加装了增强型双向数据链，数据链上行链路用于更新制导指令，同时支持第三方信息，下行链路将导弹状态信息回传到载机上，导弹射程大于100 km。RVV-BD远程空对空导弹最大射程为200 km，在导弹飞行的初始段和中段采用惯性制导和数据链更新，末段使用主动雷达导引头寻的制导，导引头可在70 km以外截获雷达截面积为5 m2的目标。“米卡”导弹装有主动雷达导引头和红外成像导引头这2种可互换的导引头，其主动雷达导引头探测距离为20 km，导弹最大射程为55 km。“德比”导弹动力射程可达65 km。“阿斯特拉”导弹射程范围为25～40 km，由固体燃料推进。

超视距机载武器的攻击距离远远超过导弹主动雷达导引头的探测范围。为保证导弹能准确完成中末制导交班，使导引头正确截获目标，中制导段需通过弹载数据链接收载机雷达探测后发送的目标信息，同时通过反向链路回送导弹的位置速度信息和状态信息[2-3]，以便载机能对导弹进行准确制导。由此可见，在超视距机载武器的作战过程中，如何确保双向数据链的可靠通信变得尤为重要。

1 双向数据链系统组成及通信机理

弹载数据链系统主要由数据链射频组合、数据链中频组合、数据链天线和相应高低频线缆组成[4]。中制导通信时，载机数据链传输设备将雷达探测的目标数据加密、编码、调制后，通过天线向空间辐射。弹载数据链收到射频信号后，进行解调、解码和解密，最终形成中制导信息。导弹通过数据链反向链路回传自身位置和状态信息是以上过程的逆过程。

现代空战中，战场电磁环境复杂。双向数据链多采用直接序列扩频与跳频相结合的通信体制，通过扩频增益和频率捷变提高抗干扰能力，同时，为使一架载机可制导多发导弹，采用时分多址(TDMA)工作体制。目前传统的机载武器抗干扰手段主要包括以下几种：

1) 直接序列或编码扩频。导弹与载机进行双向扩频通信，需雷达和弹载数据链设备使用相同的扩频码。载机雷达用伪随机序列(扩频码)对待发送信息进行频谱扩展，扩频后的信号带宽取决于原始信息的速率和扩频码与信息的比值，一般远大于原声信号带宽[5]。由于频谱扩展，信号的功率谱密度大大降低，截获概率降低。导弹接收时用相同的扩频码对已调扩频信号进行解扩，将其还原成原始信号，再经解调后输出原始数据。弹上解扩过程可抑制窄带干扰，提高信噪比，但也会造成信号的失真。

2) 跳频策略。导弹与载机进行跳频通信，需双方的跳频频点和跳频策略一致。载机在发送端利用跳频图案控制发送信号载波在某个很宽的频段范围内进行周期跳变来实现频谱扩展。跳频通信抗干扰能力主要取决于跳频速率和跳频带宽。若跳频速率足够快，则无法施加有效的跟踪瞄准干扰，只能施加宽带压制式干扰。此时，若跳频带宽足够宽，则干扰功率谱密度会很低。导弹接收时使用与发送端相同的跳频图案，在时间上实现对信息的同步有效解调。足够宽的带宽和足够快的调频速率对接收机设计提出很大挑战。

3) 跳时通信。发送方根据伪随机序列控制信号的发送时刻和发送时长，使对方无法准确获取通信的时间信息，难以对通信信号进行有效侦收进而施加准确干扰。跳时通信存在收发系统时间同步的问题，接收端或需花费大量时间进行侦听搜索，易被欺骗式干扰所牵引。

4) 数据加密策略。数据链采用加密通信，导弹和雷达采用相同加密伪码序列。加密伪码序列可由载机雷达生成，并通过载机火控在导弹未离架时由总线装订给导弹。雷达发送信息时，用伪码序列对数据进行加密处理，导弹收到信息后对其进行解密。

5) 分集技术。敌方电磁干扰一般只能干扰部分通信频率，不会导致所有跳频频率阻塞。将同一组信息在多个频率上重复发送，接收端自动舍弃错误频点上的数据，选择使用正确的数据信息。

6) 抗干扰信号处理技术。针对进入扩频接收机的部分频带干扰，抗干扰信号处理技术主要分为干扰估计抵消技术、变换域处理技术和码辅助技术。干扰估计抵消技术利用扩频通信中伪随机序列随机性好、预测难度大，而干扰带宽较窄、自相关性很强、预测难度较小的特点，先按照某种最优准则对干扰进行估计，再在接收信号中对干扰进行抵消，从而达到抑制干扰的目的。变换域处理技术是基于部分频带干扰频谱宽度远小于扩频带宽的特点，以及去除干扰所对应的频谱分量，不会造成扩频信号的严重失真的原理，在频域对干扰进行零陷抑制。码辅助技术一般用干扰的二阶统计量和扩频码信息对干扰进行抑制。这几种技术对落在带内且带宽较宽的干扰均不起作用。

一般来说，机载武器数据链会综合运用上述抗干扰手段，以提高系统抗干扰能力。以外军为例，其典型数据链包括SINCGARS数据链、EPLRS数据链、HAVE QUICK数据链、LINK-16数据链[6-8]、LINK-22数据链、WNW数据链和TTNT数据链。其中，SINCGARS数据链的抗干扰技术手段为跳频，EPLRS数据链的抗干扰手段为猝发通信和跳频，HAVE QUICK数据链的抗干扰手段为慢速跳频和快速跳频，LINK-16数据链的抗干扰手段为跳频、直扩、跳时、直扩序列加密、跳频图案加密和时间加密[9-11]，LINK-22数据链的抗干扰手段为慢速跳频和快速跳频，WNW数据链的抗干扰手段为采用OFDM波形和AJ波形，TTNT数据链的抗干扰手段为跳频、跳时和频谱感知。由此可见，跳频仍是数据链通信抗干扰的主要技术手段。提高跳速、扩展频段、混合扩频、提高自适应特性和加强战场频谱管理是跳频通信目前的发展趋势。

2 通信建立方法研究

机载导弹发射离架后，载机开始对导弹进行制导。除上述提及的跳频图案、扩频码及加密序列外，为能建立通信，载机雷达制导波束需对准导弹。为此，需对载机雷达波束初始对准导弹的方法进行研究。

超视距机载导弹为提高射程，一般采用爬高式弹道。导弹离机后，初始由于重力作用，导弹高度下降。发动机点火后，导弹开始爬高，当导弹高于载机时，导弹位于载机前方。导弹的经度、纬度和高度分别为lm、λm和hm，载机的经度、纬度和高度分别为lz、λz和hz。导弹当地卯酉圈半径RNm=Re(1+esin2lm)，载机当地卯酉圈半径RNz=Re(1+esin2lz)。其中：e为轨道偏心率，e=1/298.257 ；Re为地球半径，Re=637 813 7 m。

(1)

(2)

地球系到载机当地地理系的转换矩阵为

(3)

(4)

根据以上公式，设置超视距机载导弹典型发射条件，按照弹道条件，导弹发射后，导弹和载机的位置关系(取部分数据)如图1所示。

图1 导弹发射后机弹相对位置关系

由图可见，导弹在初始阶段高于载机时，导弹与载机距离较近，飞行时间较短。因此，载机可将制导波束对准正前方稍往上的方向，导弹爬高时必将经过此片区域，可与载机建立通信。

为确保导弹经过雷达波束初始指向位置并尽快建立通信，通过对导弹弹道数据和载机位置数据进行相对位置解算，载机将初始制导波束高低方向指向略高于机体平面的位置，水平方向指向机头和机目连线夹角平分线的位置。

通信建立后，载机根据导弹回传的位置信息及自身位置信息，实时更新波束指向。波束指向角的计算公式为

(5)

式中：fpitch、fazimuth分别为制导波束的俯仰角和方位角；Pr为相应的转换矩阵，计算公式为

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分别为导弹的经度、纬度和高度；lz、λz、hz分别为载机的经度、纬度和高度；Cz为地球系至载机地理系的转换矩阵；Mae为地理系至载机机体系的转换矩阵，计算公式为

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分别为载机的俯仰角、偏航角和滚转角。

根据上述公式，以载机为中心，典型弹道制导波束指向角仿真结果如图2所示。

图2 导弹发射后载机制导波束指向角Fig.2 Beam direction of carrier aircraft after missile is fired

上述波束指向数据是建立在导弹与载机建立通信时机弹位置不存在误差的基础上计算所得。导弹飞行过程中，数据链接收灵敏度计算公式为

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

(11)

式中：Pr为导弹数据链接收灵敏度；Pt为载机雷达发送端功率；Ct为发送端接头和电缆损耗；Cr为接收端接头和电缆损耗；Gt为发送端天线增益；Gr为接收端天线增益；F为自由空间损耗，其计算公式为

F=20lgR+20lgf+32.44

(12)

式中：R为导弹与载机间距离，单位为km；f为通信频率，单位为MHz。

由上述公式可知，为保持远距通信，导弹数据链设备需具备很高的接收灵敏度。由于载机雷达功率较大，因而实际飞行中，导弹可能在初始距载机较近时就与载机雷达建立通信，此时导弹尚处于载机下方且两者水平距离较近。此种条件下，因载机自身高度数据和导弹回传高度数据之间可能存在偏差，初始建立通信时，导弹与载机横间距离较近，故波束指向角可能会存在较大偏差。根据高度误差典型值，计算得到的波束指向角如图3所示。

图3 存在误差条件下载机雷达制导波束指向角Fig.3 Beam direction of carrier aircraft when there exists height error

由图可见，初始通信建立时，载机雷达波束存在偏差，最大波束指向偏差超过10°。在如此大的波束指向偏差下，载机雷达制导波束无法覆盖导弹位置，双方通信可能中断。

载机雷达在机弹距离较近时采用的制导波束一般较宽，因此导弹在此波束覆盖范围内的时间会较长。为解决该问题，在初始建立通信时，载机收到导弹回传的位置信息后，可不立即按照导弹位置更新波束指向，而是在一段时间内保持初始波束指向。此段时间内，导弹位置始终处于载机波束覆盖范围内，且随着时间的推移，导弹与载机横向距离拉大，由高度误差造成的波束指向偏差带来的影响会减小。取载机典型波束宽度，得到载机导弹相对位置关系如图4所示。

图4 初始制导波束保持不变后存在误差条件下载机雷达制导波束指向Fig.4 Beam direction of the carrier aircraft with initial beam direction remaining unchanged

由图可知，采用上述方法后，即使导弹高度和载机高度存在一定的偏差，载机雷达制导波束与实际制导波束指向存在的偏差也很小，最大不超过4°，在制导波束覆盖范围内，导弹与载机能保持可靠通信。

3 载机火控伴随弹道解算精度的要求

导弹与载机建立数据链通信后，可能会受外部环境影响而中断通信。此时，若载机根据通信中断前导弹的位置和速度信息进行导弹位置外推，则因无弹道解算模型只能进行直线外推，故结果会存在一定偏差，且偏差程度会随通信中断时间的加长而增大。为解决此问题，载机应具备导弹弹道解算功能，根据导弹提供的模型生成伴随弹道。双向数据链通信中断时，载机火控按照伴随弹道中导弹的位置进行波束指向预定，以重新建立通信。载机在进行伴随弹道解算时，由于解算时间的约束，采取的导弹模型为3自由度模型，该模型与实际的6自由度模型存在偏差，导致弹道数据存在偏差。根据导弹发射后机弹相对位置关系及载机制导波束覆盖范围，可得出载机火控解算的导弹经度、纬度及高度允许误差范围。

机弹相对距离为

(13)

载机理论波束指向角为fpitch、fazimuth，载机雷达波束宽度为θy、θw。根据机弹相对位置及波束指向数据，得到地理系下位置矢量上下边界，计算公式为

(14)

(15)

(16)

式中：Pyup、Pylow分别为机弹距离在高低方向投影上下界；Pzright、Pzleft分别为机弹距离在水平方向投影上下界；Pmup、Pmlow分别为地理系下的机弹位置矢量上下界，将此位置矢量转换到地心系下，再根据地心系下载机位置得到地心系下导弹位置矢量上下边界值。

根据以上计算公式得到导弹位置允许误差仿真图(随着机弹距离的加大，允许的误差范围也会随之加大，本文取导弹发射后的部分数据)。图5～7分别给出了经度允许误差范围随时间变化情况，水平面允许误差范围和高度允许误差范围随导弹飞行时间变化情况。

图5 经度允许误差范围随时间的变化Fig.5 Change of allowable error of longitude along with time

图6 水平面允许误差变化Fig.6 Allowable error of longitude in horizontal plane

图7 高度允许误差范围随时间的变化Fig.7 Change of allowable height error along with time

由图5～7可见，载机火控解算的伴随弹道最大允许误差不应超过图中所示数据。机弹对接联试时，可参照此数据判断载机火控解算精度是否满足要求。

4 数据链通信的试验验证方法

为对导弹发射后的数据链通信进行验证，需建立真实的机弹对接环境。通过仿真模拟器模拟真实载机飞行，并通过雷达模拟器设置虚拟目标向导弹装订数据。仿真环境能模拟导弹真实发射时的弹动，让导弹和载机进入发射后流程，从而进行双向数据链通信。

为此构建的试验环境如图8所示，主要包括载机模拟环境、导弹发射装置、导弹和电源。

图8 试验验证连接示意图Fig.8 Schematic diagram of connection when data link communication is tested

试验时，按照导弹正常作战流程进入导弹发射程序，通过相应开关操作让载机和导弹进入发射后流程，机弹进行双向数据链通信。通过对比由真实导弹、载机数据计算出的波束指向与实际载机制导波束指向，对载机雷达波束指向的正确性进行验证。同时，通过对比载机火控按照弹道模型解算出的导弹位置与真实导弹位置，对火控解算精度进行验证。

5 结束语

随着机载武器的不断发展，其射程变得越来越远，双向数据链通信技术的重要性日益突显。本文简要介绍了数据链通信的组成与机理、数据链通信建立的方法及试验验证手段。实际应用时，还需根据装备的具体战技指标要求，结合工程实现的能力，对设计方法加以细化和优化，特别是要满足实时性、准确性的要求，并通过大量的测试与试验，逐步达到最佳效果。