介绍了雷声公司下一代机载电子战系统原型样机首次飞行试验的测试结果。该系统为吊舱形式，由自带的风动发电机供电，采用能够在0-%占空比之间运行的高效率宽带GaNT/R组件、极化分集的AESA，还有一个全数字、可扩展、可编程的软件定义接收器和技术生成器。此次飞行验证试验是在以“湾流”飞机为载机平台上开展的。主要进行发射和接收波形、AESA波束捷变和控制、AESA发射功率、发电机速度控制/电源管理以及针对真实目标技术产生器的“终端对终端”系统集成效果等试验。

一、概述

随着威胁系统变得更加网络化、更具适应性、时域上捷变性更强，并能跨频谱工作。下一代电子战（EW）系统必须极大提高相关技术能力、协同整合以应对未来威胁的发展，并且EW系统必须紧随威胁的发展而发展，从而才能保持其在陆、海、空、天、赛博空间等所有作战领域的有效性。电磁频谱（EMS）是新兴的第六作战领域，是提供高科技优势机会的战场。实现己方系统在电磁频谱中的机动能力必须具备极宽的工作频段、可调的高效功率和通信/雷达/电子战所需的完全任意波形。

为了应对当前和未来的威胁，EW系统必须具备射频捷变、自适应以及高功率多任务的能力。同时能够及时在频谱范围内进行操纵、监视以及提供精确的波形。主要属性包括宽工作带宽，快速切换时间，指令电子波束扫描，全极化分集和自适应波形，以获得卓越的频谱机动性和操纵性。雷声公司开发了许多独特的AESA，而这里介绍的AESA是专为EW应用而设计的。同时，基于软件定义的多功能集成接收器/技术生成器（MFIRES）具有在EW任务空间内提供任何EW技术的能力。核心技术的进步不仅限于射频子系统，而且还包括功率和热管理等。

二、电子战需要的先进技术

EW有许多应用，其中一个使命任务如图1所示，在空战初期，通过降低敌方综合防空系统（IADS）的作战效能来获得空中优势。这是通过破坏敌方IADS杀伤链来实现的。IADS系统由许多不同功能的雷达系统以及对其进行指挥和控制的通信系统组成。各型雷达（预警、目标获取、地面拦截控制或火力控制）以特定的波形工作在不同的频段上。总频段范围覆盖UHF到X波段。因此，EW系统必须具有更宽的工作带宽。此外，EW系统还应具备对抗射频通信网络的能力。这给EW系统波形的灵活性提了更高的要求。

图1多功能电子攻击有助于破坏一体化防空系统（IADS）的杀伤链

美军表示，EMS是一个关键的作战领域。美国海军已经启动了电磁机动战（EMW）的概念。EMW必须能够在超带宽、自适应波形以及多任务高功率技术下实现射频捷变。相关技术正在研发中，最终将提供EMW所需要的所有关键技术要素。其中，最重要的技术是AESA，EW系统的AESA与现有的雷达或通信AESA差别非常大。雷达阵列的工作带宽要求非常低，并且通常只是单极化：垂直或水平。此外，不需要％占空比发射，这降低对输出功率的要求，从而降低了对主电源和热管理的要求。尽管通信系统的AESA也需要双极化，但其对阵列输出功率的要求不高。此外，收发天线可以采用两个：一个用于发射，一个用于接收。EW系统的宽带宽和双极化要求，使得必须对孔径和T/R组件的机械和热密度进行特殊设计。因此，需要进行高功率和高效率的GaN功放的研制。此外，具有正交极化辐射元器件的研制将使得EW系统变得极化可变。

另一个关键技术是接收器/技术生成器，这是系统的心脏和大脑。由于需要极大的灵活性和适应性，接收器/技术生成器必须是可编程的并具有巨大的吞吐量。收器/技术生成器使得RF前端具有接收、处理和传输感兴趣信号（SOI）的能力。收器/技术生成器必须能够处理电子支援（ES）、电子防护（EP）、电子攻击（EA）和通信波形。并具有频选、带宽自适应、探测和解调的能力。另外，还需根据客户的要求采用模块开放式可扩展架构（MOSA）。

IADS的使命任务只是EW系统众多使命任务中的一个，但它已充分呈现了EW系统与传统雷达和通信系统技术的不同

三、系统首飞情况

图2为首飞试验的吊舱图片，载机为“湾流”-III飞机。吊舱采用铝结构，在吊舱的前后安装有宽带天线罩，这两个天线罩完全相同。舱内设备包括AESA（位于前天线罩），阵列电源（APS，位于AESA之后）、风动发电机（RAT-G）、液体冷却系统（LCS）以及设备系统。AESA符合EW任务所述的上述所有要求。该阵列能够独特地运行全功率连续波（CW）（占空比％）发射，它也能以脉冲模式工作，并能在发射和接收之间以任意占空比快速切换。

图2首飞试验的吊舱安装图

AESA带宽非常宽，采用瓦片式T/R组件，包含T支路的高效高功率GaN放大器和R支路的低噪声放大器，两个支路都包含移相器和增益控制元件。双极化孔径元件使系统极化可以选择。阵列包含与FIRES软件定义接收器/技术生成器单元(SDREU)进行通信的数字控制器，并向每个模块发送数字信号，设置控制AESA波束（波束指向角，极化，频率等）的参数。

MFIRES软件定义接收器/技术生成器单元（SDREU），如图3所示，位于机舱内。这种配置对于首次飞行非常方便。但未来的原型验证系统可能会将MFIRESSDREU安装于吊舱中。时钟与控制信号以及RF信号均在MFIRESSDREU中产生并分发至阵列各单元。射频系统由系统管理工作站控制，系统管理工作站接收导航（NAV）数据，计算所需的波束指向角，并直接发送至AESA的数控模块。当MFIRESSDREU进行波束改变时，波束扫描信息将被应用于所有的AESA模块。AESA和MFIRESSDREU之间的时序和同步非常关键，这是EW射频系统成功实施的关键，因此，它们必须一体化工作。

图3.MFIRES软件定义接收器/技术生成器单元是EA射频系统的核心

图4为首次飞行试验G-III的机舱操作中心，里面有4个操作员的座位。分别是系统操作员、吊舱操作员、测试主管和RF信号监视员。吊舱操作员负责在G-III进入测试区域后加电、控制液体冷却系统和设备。吊舱操作员在系统准备好后，启动射频系统。系统操作员控制AESA，APS和MFIRESSDREU的RF系统。系统操作员选择要生成的EW技术。测试主管负责进行测试，并将目标和飞机位置等信息态势进行显示，并监视飞行路线，与飞机操作员和地面站点进行通信，以评估干扰信号产生时间以及不同干扰技术的效果。RF信号监控员负责确保RF波形的产生并将其发送到吊舱中的AESA中。

图4首次飞行试验G-III的机舱操作中心

图5为系统功能框图。吊舱操作员通过以太网连接到速度控制伺服系统进而控制活动门和发电系统。活动门通过调节气流的流量，以保持适当的RAT-G速度和功率输出到发电机控制单元（GCU）。GCU控制并限制APS的直流电压。APS将输入功率转换为AESA所需的所有不同电压和电流。速度控制系统还响应APS/AESA所需的瞬时功率输入。系统操作员通过以太网连接通信和控制MFIRES单元和AESA，MFIRES又控制通过机舱到吊舱接口的AESA波束状态触发。

图5系统功能框图

MFIRESSDREU在AESA所有工作带宽上运行。它包含多通道上下转换卡，通用计算机和信号处理（SP）卡。SP中的ADC和DAC具有高动态范围和采样率。因此，SP卡通过直接数字合成（DDS）进行操作。SP卡从可编程FPGA和DSP中获取信号处理能力。MFIRESSDREU采用模块化的架构，因此可以根据需求来配置接收器/激励器的处理通道数。该多通道处理器可实现对感兴趣的信号（SOI）进行无源探测和跟踪。它处理数据、选择频率，并进行匹配滤波，然后产生所需波形并送至AESA向目标发射。设备单元从吊舱中的每个子系统收集数据，并通过以太网将其发送给吊舱操作员。设备单元如图6所示，它提供了丰富的数据：功率产生状态、门控系统、APS和LCS的状态。此外，还提供用于后期数据分析处理的软件和记录设备。

四、飞行试验

先进干扰吊舱的集成和测试在完成包括机械检查、飞机处理和振动监测（见图6）的适航飞行后于年10月7日开始。在成功完成适航测试，吊舱、舱室设备和飞机的一体化测试后，年10月9日，在机场的远程跑道边缘成功完成了基于地面的电磁干扰/电磁兼容性（EMI/EMI）和环境健康与安全（EHS）系统检查。

图6设备单元监测能力数据显示

然后，在年10月16日，在“湾流”-III上完成首次飞行试验。此次试验旨在验证系统集成、阵列发射功率、干扰技术和干扰管理。图7是首次飞行试验拍摄的照片之一。

图7NGJ首次飞行试验图片

A、功率测试

第一个测试是测试系统的有效辐射功率（EIRP）。飞行路线如图8所示。功率测量系统位于图8的B点，飞机按照如下图所示的飞行轨迹，在充分考虑距离、指向角、波束形状损耗等后，试验验证产生了预期的EIRP。

图8功率测试

B、电子攻击（EA）演示和针对第一个发射体的飞行测试

由于受周围环境的影响，这个发射体只能看到飞行在20Kft的飞行器，视野面积有限。考虑到对允许飞行路径的其他限制时，图9为该模式的飞行路线。发射体位于飞行路径中心正下方。该系统在本次测试中仅采用CW发射模式。发射了十几种样式。其中最好的样式使得PPI显示完全变白。

图9与第一个发射体的CW对抗飞行试验

C、EA演示和针对第二个发射器的飞行测试

第二个发射器位置更好，提供了更大的视野。该测试的飞行路径如图10所示。发射和接收模式均用于此测试。该系统大部分时间都在发射，证明是非常有效的。

图10与第二个发射器的对抗试验

第二个发射体实现捷变频工作。初始飞行试验以接收模式进行，以验证首次飞行系统是否正在采集和跟踪发射体波形。下一个测试是测试主管选择（通过无线电到控制中心）所需的EA技术的频率。每个频率配对都导致了PPI显示完全“白”化。显示屏百化表示屏幕已满是目标，操作员找不到实际目标。最终的测试结果是发射器根据需要任意手动地改变频率。该系统快速探测发射器脉冲并进行跟踪，并通过发射添加噪声的波形来重复该测试。结果没有变化，在每种情况下，结果均白化。图11是电子演示完成后首次返航的照片。

图11NGJ返航照片

D.极化分集的验证

为了验证极化分集，该团队设计了一种方法来分析如图12所示波束极化校准数据的方法。年10月27日，G-III再次出航，进行了极化分集的验证。图13显示了测试范围内的飞行路径。在从点A到点B的期间，发射极化保持恒定，RMR在测试范围内对所接收的极化数据进行测量和记录。7次飞行后获得图12中的数据。发射线极化的角度分别为15,30,45,60,75,90。在飞机飞行期间，AESA从+45到-45进行指向角度扫描。数据还通过开放式四边形四角形喇叭和一组频谱仪进行采集。

图12系统极化测试结果

图13极化测试飞行路径

五，总结

首次飞行试验非常成功。所有规划的EW任务都已完成。对两个不同发射器系统的有效干扰显示了相关机载环境中系统的成熟度。该测试演示了端到端集成系统的性能。利用雷声公司氮化镓（GaN）技术AESA，在高功率，高增益，敏捷波束天线中，基于单孔径发射/接收干扰和仅发射干扰得到了验证。最重要的是，展示了MFIRESSDREU和AESA之间的同步时序和快速切换。在飞行中动态地扫描和控制AESA波束。由于RF系统被设计为满足雷达和通信系统的EW要求，因此未来的测试对其进行验证。

原文：ThomasFBrukiewa“FirstFlightofaHighPowerSoftwareDefinedElectronicWarfareSystem”

翻译：Sky

感谢OldKing在翻译中提供的帮助！

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