一种提高共形相控阵天线EIRP的方法与系统与流程

一种提高共形相控阵天线eirp的方法与系统
技术领域
1.本发明属于天线领域，涉及一种提高共形相控阵天线eirp的方法与系统。


背景技术：

2.相控阵天线为通过控制阵列天线中辐射单元（即阵元天线）的馈电相位来改变方向图形状的天线，通过给每个阵元天线赋予不同的相位值，可以改变天线方向图最大值的指向，具有扫描速度快、无机械磨损，可同时跟踪多个目标的优点。
3.共形相控阵天线指安装于载体表面并和载体表面几何形状贴合的阵列天线，能够与飞机、火箭、卫星及车辆等高速运动载体表面相共形，不破坏载体的外形结构及空气动力学特性，或者达到某种隐身伪装等要求。
4.为设计、加工及计算简单，大多相控阵天线均采用了平面阵，如图1。
5.对于平面共形相控阵天线，通常采用天线罩共形而非天线共形，所有的阵元天线均处于同一姿态，当发射信号时，所有阵元天线的增益基本一致，无论接收还是发射信号，如果不考虑旁瓣对消，则给予阵元天线分配的发射增益和接收增益一致，即在整机的功耗要求下，将发射功率平均分配给每个阵元天线，其电路结构简单，控制算法也简单，但其缺点是：波束覆盖范围较窄，一般只能用到
±
60
°
范围，如果仰角再低，信噪比就会很差。
6.为了提高波束覆盖范围，有些厂家研制出球面相控阵天线，阵元天线布置如图2所示。
7.对于球面或曲率较大的共形相控阵天线，在一定的仰角下，可能会有部分阵元天线处于“背面”，即阵元天线法向和整个天线波束指向之间的夹角很大，甚至达到了负角度。这种负角度对于接收信号来说其幅度很小可以忽略。但处于背面的阵元天线如果也以同样的功率发射信号，对于单个阵元天线来说，由于仰角过大，增益降低较多，所发射的能量很大部分都被浪费，会导致整机功耗增大，发热严重， eirp（有效各向同性辐射功率）增加较少。


技术实现要素：

8.本发明的目的是提出一种提高共形相控阵天线eirp的方法与系统，解决球面或曲率较大的共形相控阵天线在一定仰角下，因处于“背面”的部分阵元天线以同样功率发射信号，但无法有效利用其发射的能量，而导致整个共形相控阵天线功耗增大，发热严重，eirp增加较少的技术问题。本发明方法可以适用于任意布置的非平面共形相控阵天线，如常见的球面阵及锥面阵等，在系统给定的功耗条件下，有效提高天线的eirp。
9.本发明的技术方案是提供一种提高共形相控阵天线eirp的方法，其特殊之处在于，包括以下步骤：步骤1、计算共形相控阵天线中各个阵元天线i的法向和整个天线波束指向之间的夹角，其中i=1,2
……
n；步骤2、根据夹角的大小给相应阵元天线分配不同的发射功率；
其中，为阵元天线j的发射功率，为整个天线需要的发射功率，为和阵元天线形式有关的参数，为阵元天线的法向和整个天线波束指向之间的夹角，为阵元天线j的法向和整个天线波束指向之间的夹角，为阵元天线i的法向和整个天线波束指向之间的夹角，n为共形相控阵天线中阵元天线的数量，j为1至n之间的正整数，与均为阵元天线倾角确定的符号函数；与定义如下：定义如下：其中，为阵元天线的法向和整个天线波束指向之间的夹角预设阈值。
10.进一步地，步骤1具体包括以下步骤：步骤1.1、建立坐标系；在共形相控阵天线中选取基准阵元天线，建立以基准阵元天线为坐标原点的坐标系，该坐标系和天线内置惯导坐标系一致，因此在后续的计算过程中，天线内置惯导测得的整个天线的姿态角不再需要转换，可以直接使用。
11.步骤1.2、在上述坐标系内，计算各个阵元天线i的法向和整个天线波束指向之间的夹角θi；其中，为载体姿态发生变化时，阵元天线i的法向向量，为整个天线波束指向。
12.进一步地，步骤1.2中的根据下式计算：其中，p1为天线内置惯导测得的整个天线的俯仰角，r1为天线内置惯导测得的整个天线的横滚角，ry1(p1)为p1的旋转矩阵，rx1(r1)为r1的旋转矩阵，为载体姿态处于水平状态时，阵元天线i的法向向量。
13.进一步地，
其中，hi为阵元天线i的法向和水平安装面的夹角。
14.进一步地，其中，为阵元天线i的法向和x=0平面的夹角，为的旋转矩阵，为的旋转矩阵，为x轴上的单位矩阵，。
15.进一步地，地，
16.进一步地，整个天线波束指向通过下式计算：其中：其中：其中：p0为整个天线波束指向俯仰角，y0为整个天线波束指向方位角。
17.本发明还提供一种提高共形相控阵天线eirp的系统，其特殊之处在于：包括存储器及处理器，存储器内存储计算机程序，该计算机程序被处理器执行时，实现上述提高共形相控阵天线eirp的方法。
18.本发明的有益效果是：1、对于非平面相控阵天线，在低仰角时，处于背面的天线如果也以同样的功率发射信号，对于单个天线来说，由于仰角过大，天线增益降低较多，所发射的能量很大部分都被浪费，会导致整机功耗增大，发热严重，但eirp增加较少，本发明通过关闭这些阵元天线发射，同时根据阵元天线倾角给不同的阵元天线分配不同的发射功率，可有效降低整机功耗，减少发热，提高eirp。
19.2、本发明可以适用于任意布置的相控阵天线，如常见的球面阵及锥面阵等。
20.3、本发明在计算共形相控阵天线中各个阵元天线的法向和整个天线波束指向之
间的夹角过程中，基于建立在与天线内置惯导坐标系一致的共形相控阵天线坐标系，简化了计算过程，提高了计算效率，降低了计算成本。
21.4、本发明可根据实际需求灵活设定阵元天线的法向和整个天线波束指向之间的夹角预设阈值，可用于不同的应用场景，适用范围广。
附图说明
22.图1为平面相控阵天线中阵元天线的布置示意图。
23.图2为球面相控阵天线中阵元天线的布置示意图。
24.图中附图标记为：1-基准阵元天线，2-第三阵元天线。
具体实施方式
25.为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合说明书附图对本发明的具体实施方式做详细的说明，显然所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明的保护范围。
26.在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是本发明还可以采用其他不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下做类似推广，因此本发明不受下面公开的具体实施例的限制。
27.其次，本发明结合示意图进行详细描述，在详述本发明实施例时，所述示意图只是示例，其在此不应限制本发明保护的范围。
28.本发明可以适用于任意布置的非平面共形相控阵天线，以下实施例以图2所示的圆形共形相控阵天线为例进行说明：在工程上，一般利用天线内置的惯导测量得到载体的俯仰角和横滚角，载体的俯仰角和横滚角也就是整个天线的俯仰角p1和横滚角r1。
29.为方便计算起见，首先在圆形共形相控阵天线上建立一个和天线内置惯导坐标系一致的坐标系，这样做的好处是惯导测量出来的姿态角度不再需要转换，可以直接使用，省去了一部分计算压力，同时在该坐标系下找到一个基准阵元天线，如图2所述。建立以基准阵元天线1为坐标原点的坐标系，每个阵元天线将有确定的3维坐标值(x，y，z)。
30.当载体处于水平状态时，安装于载体表面的共形相控阵天线中某阵元天线i的法向和水平安装面的夹角为hi，和x=0平面的夹角为vi，i=1,2,
……
n，n为共形相控阵天线中阵元天线的总数量；这些角度由初始安装曲面形状决定，一旦安装曲面确定其值将是不变的。
31.相控阵天线锁定的波束指向和水平面夹角即整个天线波束指向俯仰角为p0，和x=0平面夹角即整个天线波束指向方位角为y0，方位角和俯仰角根据目标位置不同会有变化，但是对于同步地球卫星，一旦选定一个，在较小的地理位置变动范围内，其值是不变的。
32.根据以上的已知数据，计算某个阵元天线i法向和整个天线波束指向之间的夹角θi。
33.对于图2中任一个阵元天线i，hi和vi角度也是不变的。以下计算以图2中的第三阵元天线2为例进行计算：
当载体姿态处于水平状态时，该第三阵元天线2的法向向量为：其中：其中：其中：当载体姿态发生变化时，该第三阵元天线2的法向向量被旋转，旋转角度由惯导给出，惯导测量得到的整个天线的俯仰角为p1，横滚角为r1，因此旋转后第三阵元天线2的法向向量为：其中：其中：相控阵天线锁定的波束指向和水平面夹角即整个天线波束指向俯仰角为p0，和整个天线x=0平面夹角即天线方位角为y0，则整个天线的波束指向向量为：其中：其中：其中：第三阵元天线2法向指向和整个天线的波束指向之间的夹角θ3是向量和向量之间的夹角，根据向量相乘的定义：
由于向量a和th均为单位向量，其模均为1，那么，第三阵元天线2法向指向和整个天线的波束指向之间的夹角θ3为向量和向量点乘后取反余弦通过计算出第三阵元天线2法向指向和整个天线波束指向之间的夹角，对于第三阵元天线2，可以用如下的公式来分配第三阵元天线2的发射功率：其中，p是整个天线需要的发射功率，为和阵元形式有关的参数，相控阵天线一般均采用pcb微带天线，取值为。
34.ε(θi)为阵元天线倾角确定的符号函数，定义如下：其中为阵元天线的法向和整个天线波束指向之间的夹角预设阈值，可根据阵元天线波束宽度、阵元天线tr组件的最大允许功率设定，实际操作中影响因素较多，一般采用实测法确定。