星载通信-雷达-电子侦察射频部分一体化概论

于长龙，李 军

（中国空间技术研究院西安分院 陕西 西安710100）

星载通信-雷达-电子侦察射频部分一体化概论

于长龙，李 军

（中国空间技术研究院西安分院 陕西 西安710100）

基于提出一体化卫星理念与运行机制，给出一套一体化星星载射频系统综合方案的目的。采用对比星载雷达、通信、电子侦察系统的方法，确定一体化星的基本指标，一体化星的运行机制与可重构载荷原理。采用对比通信、雷达、电子侦察各自的接收机和发射机架构的方法，确定综合系统接收机和发射机的设计原则与架构，确定相控阵综合设计的原则和基于相控阵的综合系统的架构。得出星载通信-雷达-电子侦察载荷系统射频部分一体化初步综合方案。该方案基于相控阵，可同时实现多种功能。

卫星多功能一体化；星载射频部分一体化；可重构载荷；相控阵；综合接收机；综合发射机

当前国内外，空间系统建设基本上按功能划分，如通信卫星、遥感卫星、侦察卫星等。随着电子技术发展，表现出一些弊端：效费比低；可重构能力差；信息融合难度大。近年来卫星多功能一体化的概念悄然兴起：在一颗卫星上同时实现雷达、通信、侦察等多种功能，并尽量简化电路。一体化具有极大优势：一星多能，效费比大大提高；可重构能力强，应用可重构电路，根据不同空间需求实时调整功能；不同功能互相配合，获取的信息共享[1]。星载电子系统一体化经历4个阶段：分立式阶段，单星单能；联合式一体化，部分功能低程度一体化，多传感器获取的信息共享；综合式一体化，以软件星[2]的研究为代表，一体化重点放在信号处理和软件研究上；先进的综合式一体化，研究重点放在射频部分综合[3]。

现有研究基本滞留在综合式一体化。卫星上的传感器，其中射频电路包括天线的重量占60%以上，且成本、体积、功耗远远高于信号处理部分，但射频部分研究远远滞后。因此实现卫星多功能一体化的重点和难点在于星载射频部分一体化 （即射频收发通道、收发天线）[4]。2002年澳大利亚科学任务卫星FedSat搭载可重配置技术研制的 “高性能技术（HPC-I）”有效载荷。2006年中电36所采取天线共用技术[5]设计了一体化侦察体系架构[6]。 2010年上海微小卫星工程中心初步完成了一个可重构卫星通信系统地面测试原理样机[7]。

1 系统综合理念

根据3个系统各自的性能要求和参数配置来规划综合系统的配置。对比发现：1）频率带宽，侦察＞＞雷达≥通信。2）发射功率，雷达系统发射功率达千瓦量级，通信单个转发器一般不超过百瓦。3）接收机灵敏度，通信、雷达、侦察系统对接收机灵敏度的要求依次增高。4）信号制式，通信一般为连续波，雷达一般为脉冲波，侦察系统接收信号多样。5）方向图覆盖范围，侦察系统最宽，雷达系统最窄，通信系统覆盖范围多样。

系统需基于相控阵，对于综合系统实现有很大的好处。第一，以阵元为单位，不同部分的阵元实现不同的功能和不同的频段，可以同时实现雷达、通信、电子侦察3种功能。第二，使用相控阵，实现多个发射机输出功率空间合成，使EIRP提高成百上千倍。第三，利用数字方式对每个阵元对应的收发信号进行处理，调整各个阵元收发信号的幅度和相位，进而调整收发波束的方向和形状，实现相应的功能。

根据3个系统对比，侦察功能需要的带宽远大于通信雷达，将侦察单元单独分离出来，综合系统以相控阵为基础分为两个部分：第一部分是雷达与通信综合部分，相控阵的大部分阵元用于雷达与通信综合功能，对应的天线辐射单元与连接的接收机发射机由通信雷达功能共用。第二部分是超宽带侦察接收部分，将用于侦察接收的超宽带阵元间插在相控阵通信雷达窄带阵元的缝隙中，包括超宽带天线与超宽带接收机。

2 基本指标确认

1）轨道高度与运行周期。

LEO低轨卫星轨道高度在500～1 500km，优点是：与地球距离近，时延小，衰减小，对卫星收发系统的增益要求低，设计难度小，特别对于Ku频段，更具优势；可进行卫星组网，通过星间链路在地球表面形成蜂窝状服务小区。覆盖范围广，通信容量大。因此决定将卫星轨道高度定在低轨500km。卫星运行周期公式：

得到轨道周期约为95分钟。

2）综合系统收发机频率与带宽。

Ku波段是卫星通信常用波段，技术成熟，具有带宽大、地面干扰少、波长短、天线可做小等优点。为降低难度、复杂度和成本，通信雷达综合的频段定在Ku波段。两者用一个微带天线和一路接收机发射机实现。根据通信、雷达各自的频带特点，简化综合收发机的设计，将通信下行发射频段定为12～12.9 GHz，通信上行接收频段定为13.1～14 GHz，雷达中心定为13 GHz。综合收发机单次收发带宽为80 MHz，保护带宽为20 MHz。为降低设计难度，电子侦察频段初步定为2～8 GHz。

3）发射功率。

根据对比，初步将通信总的EIRP定在100 W到1 kW之间，将雷达总的峰值EIRP定为1～4 kW之间。采用相控阵天线进行功率的空间合成，假设空间合成增益为3 dB，当单个发射机功放输出功率达5 W时，启用10到100个发射阵元可实现通信功能所要求EIRP，启用100到400个发射阵元可以实现雷达功能所要求EIRP。

4）波束扫描角。

当地面站仰角过低时，天线噪声温度会急剧增加，对于Ku波段要求地面仰角最好不低于20°。对于低轨卫星，卫星波束扫描角θ与地面对卫星仰角α关系为α≈90o-θ，对于低轨卫星只要扫描角小于70°就完全满足仰角条件。考虑到扫描角过大对天线性能的恶化，以及传输路径增大引起传输损耗的增大，将扫描角定为θ≤45o。

5）雷达脉冲重复频率与脉冲宽度。

对常规雷达而言，脉冲重复频率决定于所要求的最大作用距离Rmax，显然脉冲重复频率要小于C/2Rmax，一般取Fr=0.4C/Rmax根据计算，将雷达脉冲重复频率定为150 Hz。

脉冲宽度越大，雷达作用距离越远，同时相邻目标分辨能力（即目标间最小可分辨距离ΔSmin）越差。为了能分辨相距为ΔSmin的两个目标，τ应满足：

ΔSmin定为10 m，根据公式，τ＜0.07 μs。

3 一体化星运行机制

为了对一体化卫星载荷系统的射频部分进行设计，必须明确卫星的运行机制。卫星除了设立用于通信雷达侦察功能的用户链路，还要有用于地面测控站对卫星测控的馈电链路以及星间传输的星间链路[8]。可以由8颗一体化卫星在一个极轨道形成星间链路，对于通信功能，如果两个用户位于同一卫星覆盖区内，则两者之间可通过星上处理和交换实现相互之间的直接通信；如果两用户在不同卫星覆盖区则通过星间链路实现两者通信[9]。

图1 可重构载荷结构图

可重构载荷如图1所示，由地面控制站通过上行馈电链路给出控制指令，星载计算机接收指令控制星上可重构载荷完成重构准备动作，可重构控制电路引导完成数字基带部分的重构，再由数字基带部分指导射频、天线单元完成重构，实现频段选择、模式切换的目的。其中侦察系统全天候开机侦察接收，通信雷达系统由地面控制站控制功能切换、波束数目、波束形状、波束方向[10]。主要信号处理单元由数字基带部分完成，基带部分进行零中频数字信号处理，同时也负责射频、天线单元的重构控制。基带可重构部分采用性能优越的FPGA作主体，DSP辅助处理的架构，FPGA负责解码扩码、调制解调。采用数字波束形成 （DBF）方式，包括接收DBF和发射DBF，使用波束参数上载，改变波束幅度、相位参数配置来实现波束形状和指向的更改。

采用有源相控阵技术，能够有效提高发射的EIRP和接收的G/T值，并能够减小天线体积和重量，基于DBF技术，容易实现多波束，实现灵活的波束指向控制以及波束凝视。近年，国内已经研究出了DBF原理样机。多功能载荷系统的收发共用相控阵如图2所示，由地面控制站根据应用需求确定收发的信号类型、波束形状、波束方向，进而产生对应的控制参数Cf、Cph、Ca，将控制参数上传到星载计算机，并由星载计算机通过上述方式控制各个数字基带部分和射频前端T/R部分的重构，产生期望的信号及波束。

图2 多功能系统的收发共用相控阵

4 射频综合方案

首先分析接收机综合，图3分别给出通信、雷达、电子侦察3个系统各自单独的接收机简易框图可以看出三者射频通道的主要部分基本相同，都包括接收天线、低噪放、预选滤波器、下变频器、本振、中频滤波器，这些部分可以实现共用。将这些基本模块共用，得到一个综合的接收机框图[11]。

图3 雷达、通信、电子侦察单独与综合的接收机框图

对于接收机要重点考虑以下几点：

1）参数指标适应性。3个系统具有不同的指标要求，比如频率、带宽、接收和发射增益、输出功率、噪声系数等等，要兼顾3个系统进行考虑，满足各自的指标要求。

2）模块的可调性。实现模块参数的可调谐，针对不同功能，改变各个模块的参数让模块实时的去适应功能的变化。

3）多通道设计。通信系统转发器是多通道的，目的是将一个大的带宽进行分割，提高单位带宽的收发功率，有利于频分复用的实现。简单地划分两个接收通道，各取一定带宽。两个通道的切换要用多工器和射频开关实现。

4）开关型接收机。射频通道的带宽在设计时不需要因为超大带宽要求取太大，可通过可调谐本振来实现扫频的功能，即改变本振频率，对应于不同频段的接收频率，中频总是在固定带宽范围内。

5）分时实现。对于单个接收机发射机，基于分时主动切换，要实现通信、雷达还是侦察功能，由测控人员决定，给卫星上传命令来实现。

侦察系统不需要发射部分，发射机的射频通道综合只需要综合通信和雷达功能。图4给出两个系统各自单独的发射机简易框图。可以看出两者射频通道的主要部分基本相同，都包括发射天线、射频功率放大器、上变频器、稳定本振，这些部分可以实现共用。将这些基本模块共用，得到一个综合的发射机。

图4 雷达、通信单独与综合的发射机框图

与接收机类似，对于发射机的综合我们要重点考虑：1）参数指标适应性。2）模块可调性。3）多通道设计。4）分时实现。

不同于接收机，对于发射机机还要考虑功放的设计。发射机功放一体化难度大，通信和雷达两个系统使用的功放类型不同，雷达系统要求对进入功放的信号进行脉冲调制，而通信系统发射的则是连续波，考虑两者使用同一个功放，对于雷达功能加入脉冲调制器。

天线与收发射频信道的整体系统的综合，综合设计原则[12]：

1）收发共用。收发通道连接一个天线阵元，天线阵元与收发信道之间连接一个双工器。对于通信，收发频率不同，对收发进行隔离；对于雷达，收发时间错开，不会产生干扰。

2）信道隔离。用相控阵天线来实现3个系统共享孔径，使用包含400（20×20）个阵元的天线阵，每个阵元对应收发两路信道，两路信道又各自包含两路射频通道（即两路的T/R组件）。使用多工器和射频开关在两路射频通道间进行切换。相当于每个阵元对应四路射频通道，使用两次双工器对四路信道进行隔离。

3）共享孔径[13]。相控阵天线采用共享孔径技术，针对不同功能启用不同部分和数量阵元，并且实时改变波束的方向以满足功能的需求。由通信切换到雷达功能时，由于雷达收发功率较通信高很多，因此启用更多阵元；且雷达波束的方向性更强，因此调整天线阵元的波束方向和形状。采用分时分区的思想，可以省去庞大复杂的馈电网络并使得波束控制变得简单。即一个阵元连接一路收发通道，一路收发通道传输一路信号，通过数字方式控制每路信号的相位、幅度并且控制每路射频通道切换相应的功能、频段。这样可以在同一时间将阵列分成两个或者多个部分，每个部分实现相应功能、相应频段、相应波束方向、相应波束形状的收发；也可以在某一时间整个阵列实现一个频段的一个波束的收发，在另一时间通过切换实现另一频段另一波束的收发。前者是同时分区，后者是分时同区，前者适合多功能多波束的情况，后者适合需要得到一个大功率窄波束的情况。

4）阵元分类[14]。由于侦察功能需要的带宽远大于通信雷达所用的带宽，如果将3种功能完全综合于每个阵元以及连接的接收机，势必增加设计难度，并对于通信雷达功能产生不必要的浪费。因此将侦察功能从大的系统中分离，即将整个相控阵用于雷达和通信，而在大的阵列中插入几个超宽带阵元或子阵用于侦察功能。

图5 相控阵阵面布局

相控阵阵面布局如图5所示，白色阵元为通信雷达共用Ku波段阵元，8个黑色阵元间插在整个相控阵中，按照L形排列，作为侦察接收用超宽带阵元。侦察不赋形，通信雷达需赋形，由地面控制站实时切换调整各个共用阵元的功能、频段以及相位、幅度，来实现相应数量、形状、方向的波形。侦察需24小时开机，控制站只需控制侦察波束的扫描方向。

传统的通信卫星包含十几路转发器，每路转发器带宽几十兆赫兹。这里的综合系统，对于通信雷达共用的接收机发射机分别有1 GHz带宽，为了尽量简化系统仅仅设计两路收发信机，每路实现500 MHz带宽的收发，相对传统转发器带宽大一个量级，要在一路收发信机实现这么大带宽的收发，采取扫频接收扫频发射的方式，将大的带宽以分时的方式在一路收发信机中选频实现[15]。

给出整个综合系统的简易原理框图。如图6所示，相控阵天线包含20×20个阵元，每个阵元（除用于侦察的超宽带阵元）通过两组双工器与两个接收通道和两个发射通道连接。频带为a的接收通道1负责接收a1频带的通信信号、a0频带的雷达信号（a0⊆a a1⊆a）；频带为b的接收通道2负责接收频带b的通信信号；频带为c的发射通道1负责发射c1频带的通信信号、c0频带的雷达信号 （c0⊆c c1⊆c）；频带为d的发射通道2负责发射d频带的通信信号。其中c频带或者d频带内的通信发射信号由a频带或者b频带的的通信接收信号经过变频和数字信号处理得来，带宽相同，但频率不同，调制方式、信号类型也可能不同。具体频率，信号类型根据应用需求，地面控制站遥控调节。由于收发频率不同，收发信道可共用一个天线阵。

接收信号时，首先通过信号处理部分用数字方式调整对应部分阵元的相位和幅度产生相应方向和形状的接收波束，信号通过接收波束送到对应的各阵元，相应阵元将信号传送到收发双工器，进入接收通道，根据接收信号频率的不同通过选频双工器分配到接收通道1或通道2，在接收通道中进行相应的处理（主要是下变频），再经过A/D采样，送到数字信号处理部分进行处理。

发射信号时，对于通信功能，接收信号经数字信号处理解调并重新调制，经过D/A变换送到对应的发射通道1或2。对于雷达功能直接由雷达射频信号源产生雷达信号并送到对应的发射通道。通信或雷达信号经发射通道的相应处理，送到选频双工器，再经收发双工器送到对应的相控阵单元，通过信号处理部分用数字方式调整对应部分阵元的相位和幅度来调整发射波束的方向和形状，由天线阵将信号发射出去。对于雷达功能，需要在天线阵和T/R组件之间需要连接T/R开关。T/R开关控制电平为低时，发射波门打开，接收通道断开。当T/R开关控制电平为高时，系统工作于接收状态，同时A/D波门打开，开始数据采集。

图6 基于相控阵的综合系统的原理框图

5 结 论

文中提出了一体化星的理念与运行机制，给出了一套一体化星载射频系统综合方案。通过对比通信、雷达、电子侦察系统，确定了一体化星的基本指标、一体化星的运行机制。通过对比通信、雷达、电子侦察各自的接收机和发射机架构，确定综合系统接收机和发射机的设计原则与架构。根据通信、雷达、电子侦察各自特点最终确定相控阵综合设计的原则和基于相控阵的综合系统的架构。最终得到了星载通信-雷达-电子侦察载荷系统一体化的初步综合方案。

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Spaceborne communication-radar-electronic reconnaissance RF integration

YU Chang-long，LI Jun
（China Academy of Space Technology（Xi'an），Xi'an 710100，China）

A concept and operation mechanism of satellite integration were proposed， and a set of integrated program of spaceborne RF system of integrated satellite was given.The basic indicators of integrated satellite is determined， by contrasting spaceborneradar， communications， electronic reconnaissance systems.And the operating mechanism ofintegrated satellite and reconfigurable payload principle are determined.The design principles and architecture of the receiver and transmitter of integrated system are determined， by contrasting architecture ofthe receiversand transmitters of communication，radar，electronic reconnaissance systems.The principle of phased array integrated design and the architecture ofintegrated system based on phased array are determined，according to the respective characteristics of communication，radar，electronic reconnaissance systems.Finally， the integrated program of spaceborne communications-radar-electronic reconnaissance payload system integration was gotten.The program is based on phased array，which can achieve multi-function.

satellite muti-function integration；spaceborne RF integration；reconfigurable payload；phased array；integrated receiver；integrated transmitter

TN927+.22

：A

：1674－6236（2017）05-0092-05

2016-02-25稿件编号：201602143

于长龙（1990—），男，山东青岛人，硕士研究生。研究方向：空间微波技术。