经典雷达资料-第22章天基雷达(SBR)系统和技术

1、·867·第22章 天基雷达（SBR）系统和技术第22章 天基雷达（SBR）系统和技术Leopold J. Cantafio22.1 引言自从本雷达手册第一版于1970年发行以来，天基雷达（SBR）的系统和技术取得了显著地发展。一种为航天飞船设计的新型轨道交会雷达已投入应用。无人轨道机动飞船（OMV）将使用一种新型的价格低廉的轨道交会雷达。这种雷达预计在20世纪90年代初投入工作。SAR类型的天基雷达已经应用于地球和行星探测。许多卫星上都配备了测高仪。在天线、发射机、接收机、固态发射/接收（T/R）组件、信号处理以及主电源等方面的SBR子系统技术已经被开发。本章将综述SBR

2、系统和技术。为了使内容实在，而不是肤浅地泛泛而谈，本章将重点选择几个系统和技术进行讨论。我们将讨论用于轨道交会任务、地球和行星探测任务的几个SBR系统，主要讨论太空环境、轨道选择、雷达得失、利弊权衡、优缺点等关键问题，有许多课题如电子对抗等问题不得不忽略掉。本章可视为雷达系统在新的发展前沿动态报告，要想更加详细地了解SBR，请查阅Artech House公司出版的天基雷达手册。22.2 SBR系统需要考虑的问题SBR的类型已经建立的现有的SBR有3种类型。第一种典型的SBR是小型近程轨道交会雷达，如那些用在航天飞机、“双子星座（Gemini）”和“阿波罗（Apollo）”宇宙飞船项目中的雷达1

3、4。第二类SBR包括用于绘图、散射仪、测高及地下勘探的地球和行星资源探测的雷达59。侧视SAR技术是绘图雷达中的典型代表，如在1978年6月发射的海洋卫星和1981年11月发射的航天飞机中所用的航天飞机成像雷达A（SIRA）。第三类SBR包括大型相控阵监测雷达，可用于多功能防御、空中交通管制和非军事任务1014。第一类SBR“双子星座”和“阿波罗”项目首次向人们展示了轨道交会的过程操作。轨道交会雷达在这些项目中的成功应用，为其他许多任务是否可能在太空中实施打开了大门。为航天飞机的轨道飞行设计的Ku波段整体雷达和通信子系统（IRACS），显示了轨道交会、卫星回收及定位的功能。这种雷达于1983年

4、6月22日首先使用在挑战者号航天飞机STS7上15。在1984年2月的STS11飞行中，Ku波段雷达协助完成了载人机动单元（MMU）的检验工作。雷达一直监测和跟踪在载人机动单元内执行任务的专家Robert Stewart，深入太空300ft。雷达测量了MMU的RCS，若发现距离为100 ft距离和最大跟踪距离为308ft，雷达截面在2.57.5dBsm之间变动。测量时的平均运动速度是0.7ft/s。轨道交会雷达为制导系统提供跟踪功能。雷达发现目标以后，便开始交会阶段的工作。随后，跟踪功能提供距离、距离变化率和这两个分量视线惯性率的数据。数字引导计算机根据距离和角度变化率的数据，计算出垂直于视线

5、的相对速度。接近速度分量可以通过测量多普勒频率或雷达距离的变化获得。一个典型的轨道交会引导子系统的简化框图如图22.1所示。雷达的搜索和捕获工作模式由制导计算机启动。雷达在一个较大的立体角内周期性地搜索，直到目标的距离和角度被捕获为止。为了使探测概率和捕获概率最大，要精心安排搜索动作，使得在目标脱离搜索区域之前有足够长的搜索时间。当探测完成后，停止搜索模式，再把跟踪门锁定在目标回波上，启动跟踪模式。此后，单脉冲角度跟踪使天线轴始终指向目标。当相对位置和速度满足所需的交会精度时，跟踪阶段也随之结束。STS轨道交会雷达的典型要求列于表22.115。图22.1 交会制导子系统简化框图16表22.1

6、STS交会雷达要求*搜索±30°螺旋扫描捕获0dBsmSW-I时 12NM;+14dBW询问-应答机时300NM跟踪距离距离变化率角度角度变化率±1%1ft/s或1%8mrad0.14mrad/s或5%注：* 摘自参考资料15。在捕获和紧接着捕获的那一瞬间之后，相对速度矢量一般处在瞬间视线方向，也有可能存在着一个相当于一个垂直于视线的相对速度分量的较大误差。发现距离和接近速度使得交会阶段可能为几分钟。对于精确的交会来讲，一个适当长的时间间隔是很重要的，因为必须有充裕的时间来清除雷达跟踪数据的内部噪声和纠正测量误差。1020min的时间间隔相对于总的任务持续时间来讲

7、还是短的。Hord研究表明17，地球引力场差异的影响对于不超过1020min的跟踪阶段持续时间间隔而言是可以忽略的。而且，Wolverton也已指出16，当交会时间Tr小于卫星轨道周期T0与（2p）-1的乘积时，交会控制的轨道运动问题是可以忽略的。第二类SBR从太空进行地面遥感始于1960年的第一颗电视红外线观察卫星（Tiros气象卫星）的发射。通过雷达从太空对地面进行遥感则起始于1975年由国家航空航天管理局（NASA）发射的大地测量轨道卫星（GEOSC），继而是1978的Seasat（海洋卫星）的发射、1981年航天飞机上SIRA的发射及1984年航天飞机STS17上SIRB的发射。Sea

8、satA系统SeasatA项目是由加利福尼亚喷气推动实验室（JPL）研究所为国家航空航天管理局设计的。SeasatA的任务是证明测量海洋动态的可行性。需要测量的数据包括地形地貌、海表面风、引力波，海表面温度、海冰范围及年代、海洋特征和含盐度。大地水准面测量的精度规定在±10cm之间18。SeasatA卫星发射于1978年6月26日的太平洋标准时间下午6时12分。轨道高度的远地点为783km，近地点为778km。其逆行的极地轨道具有108°的倾斜角度和100.5min的周期。宇宙飞船携带三部雷达和两个射线探测器。相参SAR工作于1.275GHz，此方面将在22.3节中讲到。雷

9、达测高仪工作在1214GHz波段，并且覆盖了飞船正下方的一个宽为1.6km的长条区域。风散射仪工作在14.599GHz，并且覆盖了两长条区域，每一个长条区域的宽度均为400km，且分布在飞船两侧。4个天线测量风速的范围为428m/s。微波辐射计有个频道，分别为6.6GHz、10.6GHz、18GHz、21GHz和37.6GHz。它覆盖了一个1000km宽的以天底为中心的长条区域。可见光和红外线射线仪仅覆盖了一个宽1800km的对称于天底的长条区域。SeasatA一直在收集数据，直到1978年10月9日太阳能电池板与配电总线滑环发生短路为止。在SeasatA上进行的SAR实验的主要目的包括：（1

10、）获取深海区海洋波浪图的雷达图像；（2）获取沿海岸线区域的海洋波浪图和水陆相互作用的数据；（3）获取海洋、淡水冰和雪覆盖的雷达图像。次要的目的是：（1）获取陆地表面的雷达图像；（2）获取绘制地图所需的地表数据；（3）获取对陆地与海面粗糙度（起伏）、冰的种类、地面物质差异、植物和地形估计所需的数据；（4）获取监视环境变化的数据；（5）证明具备全天候、昼夜测量能力；（6）获取设计未来高分辨力太空雷达系统的有用数据。GEOS3地力实验海洋卫星GEOS3是遥感卫星。其实验包包含有台仪器1921。它们分别是：（1）一部SBR测高仪；（2）两个C波段转发器；（3）一个波段转发器；（4）若干激光后向反射器；

11、（5）一部无线电多普勒系统。GEOS3卫星的目的是完成一些实验，以支持应用卫星大地测量技术进行地球科学研究，如地球物理学和海洋地理学。GEOS3上的SBR测高仪的任务是完成轨道性实验，这个实验：（1）确定天基雷达测高仪绘制海洋表面形态图的可行性和有效性，其制图的绝对精度是±5m，相对精度是12m；（2）确定测量浪高的可行性；（3）确定测量海洋垂直面偏斜的可能性；（4）有助于未来可实用的测高卫星（具有10cm的测量精度）的发展。GEOSC卫星发射于1975年4月9日（在成功完成轨道运行后，它的型号改为GEOS3）。其标称轨道如下：平均高度为843km；倾角为115°；偏心率为

12、0.000；周期为101.8min；GEOS3宇宙飞船的外壳为一个铝制8面体，上面用一个截短的金字塔形封顶。卫星的宽度为132cm（53in），高度为81cm（32in），重量为340kg（750 lb）。第三类SBR在能够开始设计第三类SBR之前，必须明确其监视雷达系统的各项技术要求。这些要求应该包括但又不必局限于22：（1）目标雷达截面模型；（2）目标的最大速度和加速度；（3）目标数量；（4）检测概率；（5）虚警概率和虚警时间；（6）跟踪精度；（7）最小的目标间隔；（8）指定误差；（9）预警时间；（10）探测区域长度；（11）回访时间；（12）杂波模型；（13）气候模型。设计研究有了这些起

13、码的技术要求，轨道选择就可以开始了，同时可以对技术参数做一些权衡，且对太空环境、干扰及杂波的影响必须予以考虑。由于航天飞机是SBR的一个主要发射装置，所以不仅要检验其发射能力，还必须考虑大型监测雷达在太空的优缺点。目标特性及对覆盖范围、跟踪数据率和回访率的要求都是重要的技术参数。雷达杂波中的可见度、天线的尺寸、扫瞄速率及擦地角度的限制也都决定了SBR轨道的选择。若SBR电子设备接受的自然辐射寿命剂量过大，则太空环境本身将决定所选的轨道。最后一个要求是要用最少的卫星以保持系统的总造价为最小。需要考虑的几个问题轨道选择对于每类SBR，特别是对大型监视SBR而言，有许多因素可影响轨道的选择。轨道参数

14、，如周期、高度、速度是首先要求考虑的问题。环绕地球圆形轨道上的卫星速度公式为16 （22.1）式中，r为卫星到地心的距离；m为通用重力常数与地球质量的乘积。地球卫星的周期用下面公式计算16，即 （22.2）式中，Va为卫星在远地点的速度；Vp为卫星在近地点的速度。对圆形轨道，Va=Vp，因此圆形轨道卫星的运行周期为 （22.3）表22.2给出了当地球的半径为2 090.3万英尺、m为1.4069（10）16ft3/s2和1n mile为6 076.1ft时，某些环绕圆轨道的速度和周期的计算结果。表22.2 选择的轨道参数高度（n mile）速度（ft/s）周期（min）9925 5878841

15、424 52010091223 0741202 26220 1571805 61215 99936019 36910 0791 440许多关于卫星星座群最佳覆盖范围的研究已经开展并有所报道2328。Luders和Ginsberg24描述了对多种地球纬度线限定区域完成连续覆盖的解析答案。Emara和Leondes27通过至少4颗卫星的最少数量的卫星群解决了同时观察问题。Ballard25扩展了Walker23的早期工作，并且分析了各种玫瑰花形卫星群。这些星群能为地球上任何地方的观察者与最近的子卫星站之间提供一个最大的大圆范围。不同的星群能提供单、双、三和四重可视性。Beste26设计了使用最少数

16、量的卫星提供单一的和三层连续覆盖的卫星群。所有这些研究只确定了卫星上传感器的覆盖范围，而这些传感器只能观察天底周围的角度区域。光电传感器和测绘雷达便是典型的此类传感器。然而，这些研究并没有涉及需要在杂波环境中探测目标的SBR监视传感器提供的结果。这类传感器的典型特征是具有一个偏离天底20°30°的天底孔。这孔的信杂比（SCR）对于可靠探测而言过于大了。在如图22.2所示中可以看到有一个50°的最大擦地角和一个最小3°的擦地角，这个最小的擦地角取决于SBR损失预算中大气的衰减量和折射角误差。要解释清楚所能获取的不同结果，让我们考虑一个能够从1 0371km

17、（5 600n mile）轨道高度提供连续覆盖地球表面所需的条件。对于每颗卫星上的没有擦地角限制的单一传感器，有6颗卫星就可以从极地轨道提供所需求的连续覆盖范围。利用Harney提供的研究结果，卫星可以被平均地分配在两个轨道面上28。然而，如果SBR内的传感器的擦地角范围被限制在3°60°之间，那么所需求的覆盖范围就要由10个卫星组成的卫星群提供。该卫星群在10个等间隔的轨道平面上都有一颗卫星，轨道平面的倾斜角是49.4°，类似于Walker 10/10/8星群23。如果擦地角扩展到3°70°之间，那么一组采用Walker 14/14/12结构

18、组合起来的14颗卫星的卫星群能提供一个连续的全球双重覆盖。每个轨道面的倾斜角是49.4°。图22.2 SBR覆盖图和天底孔太空环境对工作在太空的大型相控阵雷达而言，太空中的热度和自然辐射对SBR的设计有显著的影响。其影响取决于轨道的高度及在结构中所采用的材料。热环境效应一般来讲，相控阵天线的变形会引起天线增益的下降。图22.3给出了误差相关间隔相对波长很大的情况下由变形e 引起的随机相位误差所产生的结果。从如图22.3所以可知，约1/10波长的变形就可产生2dB的增益损耗，因此，对于一个50m直径的平面相控阵天线，在波长为10cm时，如果要保证天线增益损耗不超过2dB，那么阵列平面的

19、均方根变形必须小于1cm。图22.3 随机相位误差产生的天线增益损耗有人研究在同步轨道上的70ft（21.34m）直径的抛物面反射体中的热变形29，并在钛和石墨复合材料间进行了反射体特性的比较。通常，相同性能的反射体天线的容差比相控阵天线要严格得多。图22.4给出了分析结果。在给定均方根误差为 0.076cm时，石墨复合材料的性能更优越。如果这是波长的1/50，那么天线就可以在3.8cm的波长上满意地工作。考虑在5 600n mile高度上的一个70m直径的透镜相控阵列3031，如图22.5所示。太阳角的巡行过程可以从图中知道。通过模拟已经可以估算出这种空间馈电透镜天线上的某些部分的最大和最小

20、温度。图22.4 热变形29图22.5 5 600n mile轨道高度的SBR和太阳角的巡行过程通过选择合适的材料，这种类型的天线设计所经历的变形比允许的变形要低。图22.63233给出了直径为71m的空间馈电天线的相对增益损耗与偏移或变形波长数的函数关系。可以看出，在20°扫瞄角度时，若变形为5个波长，则相对增益下降1dB。位 置温度（°k）最大值最小值平面264224边缘182160上部支撑231186下部支撑217201上部偶极子平面314201下部偶极子平面274220图22.6 空间馈电阵列变形产生的增益损耗辐射环境的影响在空间，SBR系统会遇到太空粒子辐射，它们

21、可能是来自自然现象，也可能来自原子核裂变。卫星必须被设计成具有合理的太空自然环境寿命。这种环境是轨道高度的函数。当卫星在中高轨道工作时，暴露于地球Van Allen辐射带* Van Allen辐射带指地球外的两个辐射带，一个在外围2 000mile处，一个在外围9 00012 000mile处。译者注。的地区是可以预先估计出来的，并且其对雷达电子设备的作用效果是卫星内部组件固有的防核能力和所用防护罩的函数（参考资料34提供了截获的质子和电子流量的辐射数据，该流量是高度的函数）。图22.732 以rads# rad（拉德）为吸收辐射剂量单位，每1g组织吸收100尔格能量。译者注。（国际单位）给出

22、了介于3506 500n mile高度内的轨道上的卫星5年所经受的总辐射剂量与其使用铝防护罩厚度的函数关系。可以看出，对SBR收发模块的器件而言，当前集成电路防核技术条件需达到的防核总剂量大约为5×105rads（国际单位）才适用。对于部署在许多可选轨道上的、在自然环境中具有几年任务的SBR系统而言，这样的防核能力是足够的。5×106rads的防核能力是5年任务期限的起码要求，并且是可能实现的。在一个典型的高空核爆炸的饱和核环境中，依据特定的轨道将需要1×1075×107rads的硬度。目前无法确定能否研制具有如此高防核能力的器件。图22.7 5年期任务

23、防护罩厚度与总剂量的关系32折中措施很显然，每类SBR的设计过程可以根据不同的用途采取一些折中措施。如在22.6节中提到的用于空中交通管制（ATC）的双频监视和跟踪雷达系统中，作为跟踪数据率和波束擦地角的函数，在跟踪目标数目与监测范围之间进行折中是可能的。在一个高分辨力测绘雷达系统中，作为雷达波长和积累时间的函数，在轨道高度与分辨力之间进行折中是可能的。这些折中方案在参考资料12和参考资料13中有详细说明。杂波/干扰SBR的性能明显取决于杂波和有意或无意的干扰。为说明杂波问题的量级，让我们来考虑22.6节中讲到的ATC雷达。当擦地角为70°、地面反射率为-15dB时，主波束的杂波截面

24、积为+57dBsm。若所需要的雷达性能为：具有+13dBsmRCS的目标具有25dB的信杂比（SCR），那么主波束杂波对消比必须不少于69dB。因此，SBR性能要求大的杂波对消比。参考资料35指出，采用脉冲多普勒和偏移相位中心天线（DPCA）技术，可以获得高达90dB的杂波对消比。因为主瓣宽度窄，所以干扰进入SBR天线主要是通过副瓣。这种干扰可能是有意的噪声干扰也可能是无意的其他雷达干扰。如果综合使用自适应副瓣对消技术和副瓣匿影技术，则干扰影响可以被削减到可接受的水平。运载装置性能最可能的SBR运载装置是航天飞机（STS）。因此，必须考虑STS运载包括一颗或多颗SBR卫星在内的各种负荷的能力（

25、以及将它们送入轨道的推进系统）。图22.8给出了几种不同圆形轨道高度和轨道机动系统（OMS）在轨速度增量情况下，STS货物重量与轨道倾斜角的函数关系。从图中可以看出，从佛罗里达的肯尼迪发射场可以将重为64 000 lb的SBR送入倾斜50°的100n mile的圆形轨道。如果每个SBR的重量为9 500 lb，那么3个SBR卫星和用于轨道转换的重达35 500 lb的推进装置可以一起被送入轨道。图22.8 不同圆形轨道高度的STS载荷与倾斜角的关系（只运货不机动）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

26、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

27、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：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；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）；监视任何国外潜在的太空发射场地；完成海洋地区的监视；搜索一个海基弹道导弹（SLBM）防御区域；探测可能对美国同步卫星

28、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

29、。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。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11536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

30、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Ku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

31、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

32、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Swerling型（慢起伏）目标回波进行

33、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。SeasatA合成孔径雷达1837SeasatA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。SeasatA天线的细节将在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

34、、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

35、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 合成孔径雷达天线类型平面相控阵（10.74m×2.16m）波束宽度方位 1.1° ,仰角 6° （1dB点处）视角20°俯仰角, 与速度矢量成90°增益34.7dB极化水平重量113kg发射机类型固态发射机效率38%RF载波1275MHz峰值功率800W（标称值），1125W（最大值）脉冲宽度33.8msPRF1463,1540,1645 pps

36、占空比0.05（最大值）平均功率44.5W（标称值）,62.6W（最大值）波形脉冲,LFM,19MHz带宽接收机噪声温度550K带宽22MHz系统输入噪声-127.42dBWAGC时间常数5sSTC增益变化9dB稳定本振稳定度3×1010/5ms记录仪25kb/s 数字式系统重量110kg （不含天线）总主电源功率624W（最大值）分辨力25m条形区宽度100km条形区长度每次扫描2000km条形区方向轨道路径的右侧信噪比9dB（标称值）航天飞机成像雷达36 SeasatA 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SIRA和SIRB。其天线上的小差别

37、将在第22.4节中讨论。使用波段发射机，带宽将有微小的变化，因而SIRA的分辨力为40m，SIRB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。GEOSC SBR系统特性81921GEOSC雷达测高仪为高精度、Ku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

38、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210m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.

39、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、

40、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3839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

41、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、风区或海流的探测；（7）在1983年1011月间为陷在北极区冰层中的船只提供导航。表22.4 “宇宙”1500SBR的参数和性能类型实波束侧视雷达（460km扫描带）频率/波长9500MHz/3.15cm天线类型开槽波导尺寸1

42、1.085m×40mm开槽数480照射余弦（有底座的）波束宽度0.20°×42°增益35dB 续表类型实波束侧视雷达（460km扫描带）频率/波长9500MHz/3.15cm副瓣-22-25dB波导铜，截面积为23mm×10mm极化垂直回转角离天底35°噪声温度300K发射机类型磁控管功率100kW（峰值），30W（平均）脉冲宽度3msPRF100 pps损耗1.7dB接收机类型超外差噪声功率-140dBW损耗1.7dB脉冲积累8（非相参）低噪声放大器噪声温度150200K低噪声放大器增益15dB动态范围30dBIF30±0

43、.1MHz输入电源功率400W距离700km（最小值），986km（最大值）SCRs0=-20dB时为0dB“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。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

44、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4048。在前苏联，直径在110km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。

45、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材料热膨胀系数in/（in/°F）×10-6密度lb/in3扬氏模量×106lb/in2热导率WR75波导衰减系数dB/ft （11.95GHz）铝13.10.101015130.049钛5.10.16164440.274镍铁合金1.10.2920930.370铍6.80.07404411380.082石墨/环氧树脂0.030.06172575（轴向）7.3（横向）1.560（

46、裸露）0.040（涂层）金6.80.7020640.048铜7.80.3229440.040银11.00.3831010.039铑4.70.456110.087Kevlar *49-1.1纵向,+33径向0.052190.334（轴向）0.285（横向）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 ATS6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/m224150。ATS6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

47、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

48、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

49、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4346。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，T

50、RW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10100GHz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16100ft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

51、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51SeasatA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

52、为23.5cm，虽然与SIRA天线非常相似，但不能机械操纵，代表了大型可展开式天线的重要发展637。SIRB天线也很相似。SIRC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、SIRA、SIRB和SIRC天线的特性SeasatSIRASIRBSIRC频率1275MHz1278MHz1282MHz1275和5300MHz极化水平线性水平线性水平线性水平线性和垂直线性带宽（1.5:1 VSWR）增益22MHz34.9dB8MHz33.6dB16 MHz33.0dB>20 MHz37.0dB（L波段）43.0dB（C波段）

53、波束宽度H平面E平面6.2°1.1°6.2°1.4°6.2°1.1°通过幅度和相位可调，0.99°（L波段），0.24°（C波段） 续表SeasatSIRASIRBSIRC波束指向角20.5°47°15°60°（可机械操纵）倾斜35°，±25°电子调控尺寸（展开）10.74m×2.16m9.4m×2.16m10.74m×2.16m12.06m×4.2m尺寸（折叠）1.34m×2.16m4.1m&#

54、215;2.16m4.1m×4.2m重量103kg181kg306kg900kg支撑结构石墨-环氧树脂3维支架刚性铝制3维支架刚性铝制2维和3维支架石墨环氧树脂2维支架折叠机械多重折叠（弹簧）固定两重折叠（马达驱动）两重折叠（马达驱动）辐射单元数10248961024864（L波段），5184（C波段）控制板数8789馈源系统微带线，同轴线和悬吊衬底微带线，同轴线微带线，同轴线微带线，同轴线，波导W/A（kg/m2）4.448.914513.190617.7683Ball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

55、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SIRA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.

56、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0.51W。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