经典雷达资料天基雷达SBR系统和技术.docx

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经典雷达资料天基雷达SBR系统和技术

主电源

任一SBR性能的最终限制是主电源系统。

最常使用的卫星主电源是太阳能-电池装置。

高效砷化镓太阳能电池只有18%的效率[57]，再加上其他子系统包括控制台、转动铰链、滑环、电池、功率控制和配电设备，主功率系统的功率密度在13～24W/kg之间。

太阳能电池系统有其局限性及一些缺点。

这些缺点将在后面的章节中讨论。

空间核能电源系统能给SBR带来诸多好处，美国从1961年的SNAP—3A起就已经向空间发射了多个核能电源系统。

在1961～1977年期间送入轨道的众多核能电源系统中，只有SNAP—10A是采用核反应堆的[58]~[61]。

自那时以后，技术又向前发展了。

据估计，一个SP—100型核反应堆的质量为2770kg，输出功率为100kW，因此能提供36W/kg的功率密度。

太阳能电池和核能主电源系统的两种基本设计的两种功率能级为25kW和100kW。

它们具有相同的展开高度，如图22.15所示[61]。

可以看出，太阳能系统要比核能系统大。

当功率增大时，太阳能系统的尺寸增大变得更加明显。

比较两者的总长度，100kW太阳能系统的长度是核能系统的2.4倍。

太阳能系统的重量取决于轨道的高度和日蚀期间的工作要求。

对一个在地球同步高度连续工作的太阳能阵列，100kW的太阳能系统重量估计为3970kg。

比较有利和不利方面，基于已有的技术，将太阳能电池系统推广到大功率输出只是一个工程设计的问题。

核反应堆的设计要求有工程的研发。

核能主电源系统的优点包括：

（1）在更高的功率上可实现更小的质量和尺寸；

（2）在地球低轨道（LEO）和同步轨道（GEO）内没有自然环境的干扰；（3）不需要对准、万向接头、滑环和长寿命的电池，这表明原子核能系统具有极高的可靠性；（4）减少对SBR天线的影响，如多路径和副瓣；（5）具有比太阳能系统更强的抗核冲击能力；（6）减小了光学和雷达特征；（7）造价降到太阳能的1/3（8）功率可连续供应；（9）没有定向要求；（10）没有机动限制；（11）功率不会下降，即寿命开始-寿命结束（BOL-EOL）功率电平；（12）没有大型柔性结构。

图22.15基准主电源系统：

展开式结构[61]

安全问题已在1980年联合国工作小组报告中讲到[59]。

这个小组是专门从事空间核能源（NPS）安全问题的研究的。

该小组重申的结论是NPS虽然可以在空间安全使用，但发射的国家必须承担以下责任：

（1）按国际标准进行安全测试和评估；

（2）在发射时向联合国提供详细地设计和测试数据；（3）若NPS重返大气层时间基本确定，则应向联合国提供详细的轨道参数、可能坠落的地区、能量史、核燃料的清单及在距离1m处对生存环境的辐射量。

工作小组指出，U235燃料反应堆需要400年的衰变期才能使裂变产物的放射性减小1000倍。

这意味着应该使用的最低轨道高度为300nmile。

很明显，从技术观点而言，若需要大功率电源，则大型SBR系统应使用核能主电源系统。

22.5关键问题

本节将简单地介绍相关的一些关键问题的解决方法。

在SBR的开发中，关键问题包括：

（1）系统造价；

（2）系统生存性和易损性；（3）系统校准；（4）天线的展开与变形；（5）舱内处理；（6）核能主电源。

SBR系统造价

通过对许多已成功入轨卫星的非正式研究后得出，按1988年的美元价值计算，SBR卫星的造价估计大约为每千克重量64000美元。

发射费用不包括在内，它取决于发射手段。

图22.16给出了通过非正式研究许多卫星的发射情况所得到的数据，给出了从美国的两个发射场，即东部测试场（ETR）和西部测试场（WTR）发射的几种运载工具的发射费用。

可以看出，极地轨道费用大于从ETR正东的发射费用，采用航天飞机（STS）和大力神（Titan）类火箭发射大的载荷比较经济（按单位重量费用美元/磅计算）。

图22.16低地球轨道的每磅费用

生存性和易损性

SBR系统的生存性和易损性必须予以验证和测试。

自然空间辐射环境将在T/R模块上产生巨大总辐射剂量，受辐射剂量的大小取决于防护。

表22.7列出了在高度为450nmile、900nmile和5600nmile的圆形轨道上5年期的总辐射量[32]。

分析时，T/R模块的面积为1in2，若将穿透T/R模块包装两侧的粒子辐射考虑进去的话，则估计总受辐射剂量将是预期的2倍。

芯片的片基可以提供一些防护，但在这里被忽略了。

表22.7太空辐射环境摘要（摘自参考资料32）

SBR轨道高度（nmile）

5年总剂量，rads；铝护层厚度

15（mils）

25（mils）

50（mils）

450

2（10）5

6（10）4

2（10）4

900

2（10）6

4（10）5

2（10）5

5600

6（10）6

4（10）6

（10）6

22.6SBR未来展望

交会雷达的任务

所有交会卫星的交会任务目前都由载人飞船完成。

在不久的将来，大部分的交会任务可以由无人飞船来完成，例如，OMV。

OMV的任务计划有：

（1）空间船大型观察站维修；

（2）置放载荷；（3）回收载荷；（4）使载荷再提速；（5）使载荷减速以便重返大气层；（6）载荷观察；（7）子卫星任务；（8）多载荷任务；（9）现场维修任务；（10）STS转移到空间站；（11）基地支持。

这些任务的详细说明可以在NASAOMV的建议要求中找到[62]。

OMV的初始设计是模块化的，目的是为了能在空间站上增加其功能，通过添加适当的配套或单元组件系统可以承担以下几种添加任务：

（1）后勤支持；

（2）残骸收集任务；（3）扩展在轨的工作；（4）卫星装配；（5）补充卫星燃料；（6）维修任务；（7）空间站重新增速。

一种造价低、重量轻的交会雷达将用以完成这些未来的OMV任务。

表22.8给出了此类OMV雷达具有的主要性能。

交会雷达系统（RRS）是X波段、距离波门选通全相参脉冲多普勒雷达。

它具有冗余的电子装置和冗余平衡马达绕组。

OMV系统计算机的捕获搜索功能可以在4.5nmile处发现1m2SwerlingⅠ型目标（在99%的检测概率和每小时1个虚警率的条件下）。

单脉冲跟踪的最小距离为35ft。

在交会机动过程中，设计的峰值功率可在50dB范围内调整，以便将敏感目标上受到的RF辐射减到最低程度。

采用脉冲频率捷变，可在300MHz的工作波段内采用30个间隔为10MHz的频率点来去相关斯威林Ⅰ型目标的波动。

对每次驻留，将128个脉冲用FFT处理器进行相参积累，再对FFT输出进行非相参积累，可以对多达30个的FFT输出进行积累。

表22.8OMV雷达特性

频率

9.5~9.8GHz

PRF

6.67kHz

脉冲宽度

0.05s,0.2s,1.5s和15s

发射机峰值功率

2W（GaAsFET增益约为30dB）

接收机噪声系数

<4dB（GaAsFET低噪声放大器）

续表

天线

平面开槽阵列，线极化

天线尺寸

14×15×1in3

天线增益和波束宽度

30.5dB（9.65GHz）5.0

搜索扫描

20锥扫，扫描时间为5min

角度精度（3）

20mrad

距离精度（3）

>20ft或距离的2%

距离变化率精度（3）

>0.1ft/s或距离变化率的2%

展开装置重量

26lb

舱内装置重量

50lb（含冗余在内）

电子设备体积

2ft3（含冗余在内）

主电源

<60W

空间站的最初布局结构将限制跟踪系统的需求，包括在37km控制区域内跟踪合作的飞行器[63]。

这是根据所有的飞行器都是通过空间对空间通信链路向空间站跟踪系统提供准确的位置和速度数据的假设得出的结论。

不要求自动跟踪飞船外面的宇航员。

对不断增大的空间站，跟踪系统必须扩充以满足更多的需求。

越来越多的共轨道飞行器、非协作的或废弃的飞行器、自动跟踪飞船外的宇航员及飞船停泊和对接工作所需的传感器均要求系统内部有更多的跟踪能力。

有些短距离雷达需要跟踪没有全球定位系统（GPS）能力的飞行器和废弃的飞行器。

多目标跟踪雷达的初步折中选择结果表明[36]，采用Ka波段或者X波段的相控阵雷达是首选方案。

遥感任务[64]

许多观测地球和行星遥感任务都将用到SBR。

SIR系列具有对地表成像的能力，使用所有极化状态（HH，VV和HV）和多频段。

许多国家都考虑过将SBRSAR的一些功能用于各种不同的用途。

一个例子就是加拿大雷达卫星（CanadianRadarsat）。

它安装了一个C波段的SBRSAR，主要是为了监视极地冰层动态，以便制定行船航线。

该SAR的条形探测带宽为200km。

在行星探测领域，SBR成像系统是探测两个被云层连续覆盖的天体（金星和土卫六）的关键。

在20世纪70年代后期的金星探测中，金星轨道先驱者（PioneerVenusOrbiten）上的一部雷达传感器提供了该行星的低分辨图像（40～100km）。

前苏联的Venera卫星以1300m的分辨力提供了部分的金星北半球的雷达图像[65]。

美国金星雷达使命的目的是提供覆盖金星全球的图像，分辨力为150m。

在探测土星的一颗“土卫六”卫星中，由于距离地球较远数据传送速率受到严格限制，因此直接影响了测绘范围和分辨力，即可将雷达送入围绕土星的轨道上，并且飞船沿着所选的轨道从“土卫六”旁飞过。

这些近距离飞越必须有的放矢，以便在每次飞越时，SBRSAR可以绘制出“土卫六”上的不同区域的图像。

“土卫六”的雷达测绘仪有一个很宽的条形扫描带（600～800km），以便能在次数有限的飞越的过程中获取星球图。

真实孔径成像可以提供6～40km的分辨力。

合成孔径模式能够以大约为200m的分辨力观察有限的区域。

用雷达可完成的其他任务是海洋散射测量和高度测量功能。

散射仪为海洋和气象服务获取精确的全球表面风测量数据。

期望的风速误差大概为2m/s，风向误差少于16。

SBR测高仪要求从离海面上空1300km高、倾斜度为65的极地轨道上测量高度，测量误差为5cm。

在火星坚硬的表面上空，火星轨道上37GHz测高仪的任务是搜集该星球高分辨力地形地貌的测绘数据，其分辨力为15m。

地球观测系统（EOS）的总体目标任务是通过深入理解地球系统的各个组成的部分、它们之间的相互作用及系统如何变化，在全球范围推进对整个地球系统的科学认识。

国际太空站成员包括下面的极地和赤道轨道卫星：

（1）美国国家航空航天管理局的一个EOS平台，高度为824km，太阳同步轨道，跨越赤道时间为下午1:

30，上升交点轨道；

（2）欧洲航天局（ESA）的一个平台，高度为824km，太阳同步轨道，跨越赤道时间为上午10：

00，下降交点轨道；（3）高度在335～460km之间、28.5倾斜轨道的载人空间站。

这些卫星计划使用的设备包括雷达、辐射仪、红外线、光学和紫外线（UV）传感器。

这些传感器测量的参数有风、云、雨、液体湿度成分、地质参数和海流等。

雷达用于大气和地质的观测。

在这些雷达中的两部雷达是热带雨林测绘雷达（TRAMAR）及陆地、海洋和雨的雷达测高仪（LORRA）[67]。

全球空中交通监视[12]

空中交通管制（ATC）是全球日益关心的一件事情。

在欧洲和北美洲的主要大都市地区的内部、周围及之间的飞行器密度呈爆炸性增长是人所共知的。

如果联合国组织要对120～130个国家的ATC负责，则可以想像在21世纪需多达84000架商业飞机在空中进行交通管制。

一个玫瑰花形的SBR卫星群，在轨道高度为5600nmile（10371km），倾斜角为49.4的14/14/12Walker轨道[23]上同时使至少2颗卫星能提供全球范围的连续观察（在14个等间距的轨道平面上都布置了一颗卫星）。

每个卫星提供的擦地角在3～70之间的雷达覆盖范围。

卫星中的主要子系统包括有：

（1）雷达；

（2）通信；（3）引导和控制；（4）电源子系统。

这些子系统的详细资料参见参考资料12。

雷达参数见表22.9。

每个T/R模块的峰值功率为0.155W，平均功率为15mW，重量为5g。

表22.9用于全球空中交通监视的雷达的参数（摘自参考资料12）

天线

类型

组合式馈电有源相控阵

频率

2GHz

直径

100m

波长

0.15m

极化

圆

单元数

576078

组件数

144020

单元间距

0.7244波长

波束宽度

1.83mrad

方向性增益

66.42dB

最大扫描角度

22.4

接收机

类型

分布式固态单片T/R模块

带宽

500kHz

系统噪声温度

490K

压缩后脉冲宽度

2s

续表

发射机

类型

分布式固态单片T/R模块

峰值功率

22.33kW

脉冲宽度

2000s

最大占空比

0.20

频率

2GHz

信号处理器

类型

数字式

输入速率

50百万字/s

军用SBR系统

Brookner和Mahoney[11]为完成美国本土的舰队防御和空中防御所需要的基本监测任务设计了一种卫星雷达结构。

此系统是L波段、合成馈电相控阵雷达，运转于高度从600～2000nmile的3～12颗卫星构成的轨道星群。

在最高的轨道高度上设计了一个包含有15000个辐射单元或模块的10×30m2的相控阵。

这些模块产生的平均功率为6kW，雷达所需的主电源功率为30kW。

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