杨康 刘禹 郝汀 赵明峰 黄伟

摘  要：干扰吊舱作为一种机载电子干扰平台，在不过多改变原飞机内部结构和外部气动特性的情况下，极大地扩展了飞机的战术功能，使得普通飞机具备了自卫、随队甚至远距离支援干扰的能力。西方各国相继启动了下一代干扰吊舱的研制计划;无人机平台在军事上的广泛应用，也进一步扩大了对干扰吊舱这一外挂物的需求。该文结合实际工程要求，对机载雷达干扰吊舱的总体设计技术以及相关问题的处理进行了探讨，可为新型吊舱的研制提供借鉴。

关键词：电子对抗;干扰吊舱;总体设计

中图分类号：TN97     文献标识码：A 文章编号：2096-4706（2020）15-0037-05

Abstract：As an airborne electronic jamming platform，the jamming pod greatly expands the tactical function of the aircraft without greatly changing the internal structure and external aerodynamic characteristics of the original aircraft，making the ordinary aircraft have the ability of self-defense，detachment and even long-distance support jamming. The western countries have launched the development plan of the next generation of jamming pods，and the extensive application of UAV platform in military has further expanded the demand for the jamming pod. Combined with the actual engineering needs，this paper discusses the overall technical design of airborne jamming pod and the treatment of related problems，which can provide reference for the development of new pods.

Keywords：electronic countermeasure;jamming pod;overall design

0  引  言

电子对抗技术在现代战争中的应用愈发广泛，相关电子对抗装备也层出不穷，机载干扰吊舱就是其中之一。美、英、法等发达国家研制的各型干扰吊舱约50种，其中美国的数量最多，技术最为先进，典型的干扰吊舱包括AN/ALQ-99吊舱、AN/ALQ-167V吊舱、AN/ALQ-184吊舱等[1]。目前，为应对日益复杂的战场环境，各国相继启动了下一代干扰吊舱的研制计划，美国海军为提升EA-18G作战能力积极推动的下一代干扰吊舱（Next Generation Jammer，NGJ）项目就是典型代表[2]。吊舱载机平台覆盖专用电子战飞机、普通战斗机、武装直升机、无人机等[3，4]，应用较为广泛。本文基于笔者实际工程经验，介绍了机载干扰吊舱一般总体设计及相关技术实现，可为后续新型吊舱装备和类似模拟训练设备的研制提供参考。

1  总体设计

1.1  技术体制

按照天线技术体制，干扰吊舱可分为单波束体制、透镜多波束体制和有源相控阵体制。例如美国AN/ALQ-99干扰吊舱采用的是单波束体制，通过单波束覆盖30°的干扰区域;AN/ALQ-184干扰采用了基于罗特曼透镜的多波束体制，在空域覆盖区域内具有多个干扰波位，可根据作战策略同时形成多个波束干扰多部雷达目标，也可集中功率干扰一部雷达目标;美国NGJ吊舱采用了多个有源相控阵，实现了宽频带高功率覆盖。三种技术体制中单波束体制简单易实现，也便于测试。有源相控阵体制实现最复杂，但也最为灵活，其针状波束增益高，具有干扰波位多、指向易捷变等特点。正是因为这些特点，要求有源相控阵吊舱测向精度高，否则针状波束无法对准目标，干扰功率也不能得到充分利用。多波束体制也是采用功率空间合成方式，具备有源相控陣体制的部分优点，但没有相控阵体制的复杂度，并且成本低、干扰波束相对较宽。

按照干扰源的技术体制，可分为噪声干扰、欺骗干扰。噪声干扰主要是利用强功率信号使目标雷达检测门限抬高，从而降低目标雷达的探测能力;欺骗干扰主要是通过数字储频技术产生与目标雷达信号高度相参的干扰信号，从距离、角度以及速度等方面对目标雷达进行欺骗。美国AN/ALQ-99吊舱是典型的战术噪声干扰系统;而AN/ALQ-167V吊舱是噪声与欺骗相结合的干扰系统。在发射机方面，早期大部分干扰吊舱都采用了行波管体制，以提供高功率的干扰信号;目前都逐步过渡到固态功放体制，例如美国NGJ项目将使用氮化镓电路来构建固态射频发射机。在接收机方面，也由晶体视频接收机过渡到基于超外差体制的数字接收机。NGJ项目根据ESM设计方案选用了全数字化接收机，既能进行宽带信道化接收，又可基于到达时间差（TDOA）和到达频率差（FDOA）对目标进行快速而又准确的定位。因此在实际项目中，应根据作战使用和成本要求合理选用相应的技术体制。

1.2  系统组成

机载雷达干扰吊舱系统一般包括两部分：干扰吊舱和地面数据处理设备。

干扰吊舱又分为舱体和舱内电子设备两部分。吊舱舱体一般为流线型，包含舱段和天线罩两部分。舱内电子设备一般可分为天馈单元、射频单元、数字接收单元、信号处理单元、数字干扰单元、电源单元、环控单元、控制单元等部分。根据具体情况，干扰吊舱也可以由外部接收机进行干扰引导，自身没有数字接收单元。某些吊舱功耗大，飞机平台不足以提供足够的用电，还可配置冲压空气涡轮发电机。

地面数据处理设备属于电子战作战支持系统的一部分[5]，承担任务数据生成、任务数据加载、过程数据下载、过程重演分析等关键业务，为干扰吊舱的运用提供作战数据和干扰决策支持。

1.3  工作原理

干扰吊舱功能原理框图如图1所示，接收时天馈单元接收空间中的射频信号，然后通过射频单元，经过低噪放、接收波束形成和下变频模块到达数字接收单元，数字接收单元接收中频信号，形成脉冲描述字（PDW），包含脉冲的频率、脉宽、幅度、到达时间、到达角以及少量脉内信息等;信号处理单元对PDW信息进行分选，形成辐射源描述字（EDW），并根据装订的雷达识别库对雷达信号进行匹配识别;确认干扰对象后，由数字干扰单元根据装订的干扰技术库生成对应的干扰策略，采用特定的干扰样式实施针对性的干扰。干扰信号经射频单元中的上变频模块、发射波束形成网络和固态功放后，通过天馈单元辐射出去。系统控制单元负责接收外部指令，并对干扰吊舱内部各时序逻辑进行控制。环控单元负责对射频单元中的固态功放等部件进行冷却。

干扰吊舱应内置数据录取单元，录取单元的存储模块容量大小可根据工作时间和外部脉冲密度计算获得。数据录取单元内部可分为两个存储区域：一个区域存储任务数据，另一个区域存储过程数据。地面数据处理设备负责任务数据生成，包括作战对象参数和干扰策略参数编辑，形成雷达识别库和干扰技术库;数据存储模块可通过高速串行口接入地面数据处理设备负责，并由后者进行任务数据加载;加载完成后，数据存储模块可插入干扰吊舱，对任务执行过程中产生的数据进行记录，过程数据可以包括雷达PDW、EDW、信号典型波形、干扰时序文件以及系统日志文件;干扰任务结束后，由地面数据处理软件对数据存储模块记录的过程数据进行提取，一方面对雷达信号进行进一步的分析，提取最新雷达参数，进而完善雷达识别数据库，另一方面还可利用存储数据对干扰效果进行初步评估，例如接收方面信号分选是否正确识别目标，干扰方面频点、方位跟踪是否按规律变化等。另外，根据系统日志还可进行过程重演，便于地面人员对吊舱的空中状态进行回看和问题查找。地面数据处理软件还可与航路规划相结合，根据干扰吊舱自身的空域覆盖范围、接收灵敏度、有效辐射功率等能力，给出航路修正策略，以便干扰吊舱发挥出最佳的作战效能。

2  指标计算与分配

机载雷达干扰吊舱的系统设计应根据作战使命、作战对象和作战使用进行论证，明确相应的战术指标，进而细化为相应的技术指标，其中最为关键的两个技术指标就是接收灵敏度和有效辐射功率。接收灵敏度可通过雷达侦察方程[6]获得：

其中Pt为雷达发射功率，Gt为雷达天线增益，Gr为干扰设备侦察天线增益，r表示接收过程，Rmax为最大侦察距离，λ为雷达工作波长，γ为极化系数，φ为馈线传输系数，n为可靠性系数，一般自动化电子侦察设备n≥10。这里整机接收灵敏度以到达天线口面的最小功率计算，因此φ作为馈线传输系数可暂不考虑。整机接收灵敏度确定后，可根据以下公式，对天馈、射频、数字接收等单元进行指标分解：

Prmin=-114+N+10×log10（B）+SNR+Gr            （2）

其中-114为固定常数，N为天线与接收机之间射频链路的噪声系数（dB），B为接收机的有效带宽（MHz），SNR为接收机检测信号所需的信噪比（dB）。在进行整机灵敏度计算时，应根据干扰类型确定是主瓣侦察还是副瓣侦察，这直接关系到式（1）中Gt的取值。另外主瓣侦察情况下，接收动态范围由吊舱与作战对象之间的距离变化范围决定;副瓣侦察情况下，接收动态范围还需要考虑作战对象天线的主副比。在透镜多波束和有源相控阵体制情况下，所有波束的变化波位应满足空域覆盖范围要求，式（2）中的Gr按照3 dB波束宽度对应的增益计算;但在单波束体制下，为满足空域覆盖范围要求，Gr有可能是5 dB波束宽度对应的增益。总之Gr只能以空域覆盖范围内的最小增益值进行计算。有效辐射功率可通过雷达干扰方程[7]获得：

其中Pj为干扰设备发射功率，Gj为干扰设备天线增益，Pt为雷达的发射功率，Gt为雷达的天线增益，Rt为被保护目标至雷达的距离，Rj为干扰机至雷达的距离，σ为被掩护目标的有效反射面积，γj为干扰信号对雷达天线的极化系数，  为雷达天线在干扰机方向上的天线增益值，当然在主瓣干扰和副瓣干扰情况下， 的取值是不同的。

另外有效辐射功率在一定范围内还需具备可调谐能力。这主要是考虑到某些干扰技术的运用：（1）逆增益干扰情况下，吊舱的辐射功率应与作战对象天线增益变化相逆，雷达主瓣照射吊舱时，吊舱输出功率小;副瓣照射吊舱时，吊舱输出功率相应增大;（2）航迹假目标干扰情况下，吊舱应对干扰信号的辐射进行调制，以模拟飞行器RCS随距离的变化或者RCS闪烁情况。干扰吊舱一般采用收发分时体制，数字接收单元和数字干扰单元共用一个天线，因此天线增益Gr=Gj，在此基础上可计算得到固态功放的输出功率。根据固态功放的效率，可获得发射机部分的功耗和热耗;加上数字处理部分模块功耗和热耗，可提出對电源单元和环控单元的指标要求。当然不同的挂载平台对吊舱的体积、重量、功耗和工作包线又有不同的限制。

干扰吊舱的总体设计，就是需要在满足各种约束条件的前提下实现相应的战术技术指标。在吊舱总体指标分解之后，各分单元应进行详细设计，并进一步作自下而上的迭代设计，最终完成总体指标和各分单元指标的确定。

3  相关技术及实现

3.1  环控设计

机载雷达干扰吊舱由于采用大功率固态功放，单通道输出功率高达数百瓦，且存在多个通道，为保证固态功放发射机稳定持续地工作，需要对其进行冷却。另一方面，数字接收、数字干扰和信号处理等单元的板卡集成度较高，单板存在多片FPGA和DSP芯片，热流密度高，也需要进行有效散热。一般吊舱冷却或环控系统有两种实现途径：一是直接引入载机平台的环控系统冷源，二是装备独立的循环制冷系统。由于载机自身环控系统冷却能力有限、接口难以通用匹配等原因，目前吊舱通常采用独立的环控系统。吊舱环控系统主要有蒸发循环制冷系统和逆升压式空气循环制冷系统。蒸发循环制冷通过制冷剂在蒸发器内吸热，以冷却液体载冷剂，再通过被冷却的液体载冷剂吸收电子设备的热耗;制冷剂吸热后形成蒸汽，在冷凝器中被飞行时引入的外界冲压空气冷却。逆升压式空气循环制冷，通过吊舱进气道捕获冲压空气，进入冷却涡轮中膨胀降温，涡轮出口的低温空气吸收电子设备的热量后，再经涡轮带动的压气机抽吸、升压后排出舱外[8]。蒸发循环制冷系统受飞行高度影响小，但系统复杂、设备重量和电源受到限制。逆升压式空气循环制冷系统由于存在高速旋转的涡轮部件，可靠性相对较差。除此之外，还可将电子模块紧贴吊舱门板或底板，并将门板或底板外部铣成散热翅片;电子模块产生的热量直接传递到门板或底板上，然后通过载机飞行过程中产生的气流将翅片上的热量带走[9]。

在实际干扰吊舱设计过程中，可以采取综合性的冷却方案：根据电子模块热耗和热流密度大小，分别采用不同的散热方式。对于热耗相对较小的电子模块，采用紧贴舱体底板通过外部翅片进行散热的方式;对于其中热流密度较高的数字接收单元模块、数字干扰单元模块等，需额外采用均热板作为其外壳[10]，并在热流密度较高的大规模集成器件处设置凸台，以便两者紧密结合。对于热耗大、热流密度集中的固态功放组件，可采用液体载冷、冲压空气直接冷却的方法（具体原理如图2所示）。通过将固态功放组件压紧在冷板上，产生的热量由流经冷板的冷却液带走;液体泵驱动冷却液，流入气液换热器，与进入的冲压空气进行热交换，降温后的冷却液再循环进入冷板。与逆升压式空气循环制冷不同，该方法将吊舱进气口扩大、去除了可靠性不高的涡轮部件，形成的环控单元体积小、重量轻、散热效率高。

3.2  功耗管理

吊舱的体积、重量、重心和功耗影响载机的气动特性和飞行安全，必须通过精心的结构设计和重量功耗的预分配实现。各指标之间也相互关联，彼此制约。例如为达到一定的干扰效果，必须实现一定的有效辐射功率，然而飞机提供的用电量也是有限的;某些吊舱为此采用冲压空气涡轮发电机给自身供电，同时也增加了吊舱的重量和体积需求。在吊舱体积、重量和功耗等指标都确定的情况下，如何实现各单元正常工作，就需要从吊舱顶层设计加以考虑，并采取功耗管理措施。

干扰吊舱发射机一般采用连续波功放，这样可在时域上连续对目标实施干扰。若干扰吊舱用于自卫和随队干扰方式，那么可选用脉冲功放，这样功耗、体积都可减小。使用脉冲功放时需在各种工况下进行严格测试，以确保满足功耗要求。除此之外，还需根据干扰样式的不同，严格控制占空比;当干扰信号占空比加大，超过一定限制时，应主动降低每个通道的输出功率，确保其处于额定功耗之下。另一方面，当吊舱包含两个频段的接收发射通道时，系统控制单元应根据当前的威胁对象，确定采用哪一个频段工作;当出现多个不同种类威胁对象，需多频段同时干扰时，系统控制单元应自适应地调整各频段干扰信号的占空比。

3.3  电磁兼容

干扰吊舱的电磁兼容问题包括两个方面：一是干扰吊舱与载机装备的各电子设备（例如短波电台、雷达、高度表、微波着陆系统等）之间的相互影响;二是干扰吊舱内部各个电子模块之间的相互影响。

对于前者应事先进行电磁兼容性分析，获取载机电子设备用频信息，并建立数学模型进行电磁兼容性仿真，确定干扰吊舱输出功率到达载机各电子设备天线口面的功率。由于干扰吊舱输出功率较大，首先必须确认干扰信号不会将机载各电子设备烧毁;在此前提下，确认是否会影响机载各电子设备正常工作。例如微波着陆系统仅在飞机降落时使用，干扰吊舱在飞机降落时已关闭，两者之间不会发生相互干扰。如干扰吊舱与机载各电子设备工作频段重合，并且干扰信号功率在其他电子设备灵敏度以内，需考虑增加闭锁装置，以保证多设备可以同时工作;如干扰吊舱与机载各电子设备工作频段不重合，此时还需考虑干扰信号杂散和高次谐波的影响，视具体情况增加输出滤波器。

对于后者需分析吊舱自身的电磁兼容问题。以自侦察自引导、收发分时工作的干扰吊舱为例，应精心设计收发控制时序，在接收和发射阶段之间需留有足够的保护时隙;但保护时隙也不能太长，否则会影响干扰效果。在接收阶段，还要考虑发射通道中固态功放的静噪指标，防止由于靜噪过高影响接收灵敏度。如干扰吊舱内部存在多个独立的接收和发射通道时，应对每个频段发射通道的杂散和谐波指标进行严格要求，防止不同频段之间相互影响。舱体设计时应注意涂漆的工艺流程，确保各舱段之间保持良好的接触，环控单元模块内风道不要采用无屏蔽作用的复合材料;舱体加工完毕后，应单独进行电磁兼容性测试。干扰吊舱内部数字模块、射频模块、电源模块应在PCB设计时就做好电磁兼容性设计;同时应尽量采用盒体密封，并做好接地处理。前后天线安装应采用紧密的结构设计，电缆连接应采用穿墙器，避免天线罩与前后舱段之间存在缝隙。

3.4  维修性和测试性

吊舱体积小，内部模块多，应具有良好的测试性，以便故障定位和故障隔离;除此之外，吊舱还应具有良好的维修性，以便快速进行现场维修或者模块更换。干扰吊舱测试性一般通过整机机内测试（Built in Test，BIT）自检和专用维护接口检测实现。整机BIT自检又可以分为加电BIT、启动BIT和周期BIT。加电BIT，顾名思义是在整舱加电时就自动进行整舱状态检查;启动BIT是由操作人员在需要时主动开启的整舱自检;周期BIT是吊舱在正常工作状态下按一定间隔时间周期性进行的自我检测。整机BIT自检覆盖到每一个现场可更换单元（Line Replaceable Unit，LRU），LRU又可检测到车间可更换单元状态。整机BIT设计时每一个LRU需具备自检能力，避免通过其他LRU进行故障判断。干扰吊舱可以采用CAN总线将所有数字、射频、电源模块串联在一起，形成一个内部的诊断网络。CAN总线形式简单，通过两根信号线即可完成信号传输，而且抗干扰能力强。整机BIT自检结果需接入飞机航电系统，上报信息包括自检成功与否，以及自检失败情况下故障LRU的编号。外部维护检测设备通过吊舱的专用维护接口接入CAN诊断网络，通过另外一套报文，获取整舱各模块状态，包括软件版本号、故障代码等。

为使吊舱具有良好的维护性，吊舱舱体可采用多段模块化设计，模块化单元舱段两侧大开口，其舱盖板采用便于外场快速拆卸的螺钉固定。对应于某些特殊部位，例如维护检测接口处，舱盖板上应设计留有专用的口盖，可在不拆卸舱盖板的情况快速打开口盖进行维护。通过吊舱BIT确认故障后，可迅速打开舱体侧面盖板，对LRU进行拆卸和现场更换，其他复杂模块仍需返厂进行维修。舱内电子模块需进行标准化设计，尽量统一成标准的6U或者3U模块，能够进行快速插拔;故障率较低、可靠性较高的无源模块由于安装受限可进行非规则设计，但在舱体两侧需伸手可触、便于拆卸。

4  试验项目及流程

由于干扰吊舱挂载于飞机外部，其重量重心、外部接口、气动外形、结构强度等应与载机进行适配。吊舱与载机的机械接口按GJB 1C—2006《机载悬挂物和悬挂装置接合部位的通用设计准则》设计，重心位置和电器连接器位置应满足GJB 1C—2006的要求。吊舱与载机的电气接口按照GJB 1188A—1999《飞机/悬挂物电气连接系统接口要求》设计[11]。

干扰吊舱研制过程中需进行多项试验，具体试验项目如图3所示。首先舱体设计完成后应制作模型并按要求进行不同的风洞试验，一方面获得飞机挂吊舱后在高、低速条件下的纵向、横向气动特性，为飞机挂吊舱性能计算和操纵稳定性分析提供气动力数据;另一方面获取挂点加挂吊舱后的集中载荷测试量，用于挂点强度校核。另外，还需进行吊舱与飞机的分离试验，验证吊舱的分离姿态是否平稳，在分离过程中是否与载机发生干涉，分离过程是否安全。

舱体装配完成后，应分别进行淋雨试验和静力试验。舱体应按总装工艺方案进行渗水检查，在确定的降雨强度和时间下，要求舱内渗水总量不超过设计要求。舱体（含天线罩）静力试验，主要考核吊舱舱体在给定的极限载荷作用下的静强度是否满足设计要求，以及吊舱天线罩在最大轴向气动载荷作用下的静强度是否满足设计要求。另外，天线罩还需进行电性能测试，确认透波率和耐功率指标是否满足指标要求[12]。

吊舱完成总装，经调试和初步测试后，可进行吊舱组合振动、冲击试验。该试验考核吊舱与挂架组合后的结构抗振动和冲击的能力，在预期振动和冲击环境条件下，吊舱结构是否会出现损坏，各模块是否工作正常;同时测量吊舱与挂架组合后的结构振动响应，确定吊舱与挂架组成的飞机悬挂系统的振动传递特性。

吊舱舱体检验合格后，进行地面挂机试验，内容覆盖航电系统试验、供电系统试验、载机电子设备与吊舱的电磁兼容相互干扰检查等。航电系统试验主要验证吊舱在装机情况下各项功能的正确性，与机上/机场环境的兼容性，确认是否满足系统设计要求。供电系统试验主要验证吊舱与机上交、直流供电系统协同工作时，吊舱输入端的稳态和瞬态供电特性是否满足GJB181的要求，以及吊舱在各种供电情况下是否工作正常。电磁兼容相互干扰检查主要是确认在地面电源供电、地面电源供电地面供液压、发动机开车等各种工况下机载系统及设备与吊舱之间的电磁兼容性。对于干扰吊舱，还需进行满功率辐射状态下的场强测试，测量座舱内、注液口和导弹处的场强值，确认是否影响人身安全及飞机导弹的正常工作。上述试验完成后，吊舱方可进行首飞。

吊舱研制进入设计定型阶段后，还需按要求进行相关定型试验，具体包括：设计定型功能性能试验、环境鉴定试验、可靠性鉴定试验、电磁兼容性试验、电源特性试验、试飞试验、部队试验、软件定型测评。

5  结  论

本文介绍了机载雷达干扰吊舱一般总体设计方法，涉及干扰吊舱的指标计算与分配、相关技术及实現、试验项目及流程，并重点针对环控设计、功耗管理、电磁兼容和测试性维修性问题进行了分析，可供后续吊舱或类似装备参考。本文仅从吊舱总体设计层面进行了探讨，尚未涉及干扰策略和干扰技术，后续将结合无人机平台应用，对分布式协同干扰或者智能化集群干扰进行研究。

参考文献：

[1] 谭显裕.国外机载电子干扰吊舱的现状及发展 [J].航空兵器，2003（6）：33-35.

[2] 夏辉，史海庆，黎之乐.下一代支援干扰吊舱发展综述 [J].电子信息对抗技术，2019，34（6）：52-55.

[3] 肖明，李相民.战斗机挂载侦察吊舱战术侦察效能分析 [J].四川兵工学报，2015，36（2）：28-31.

[4] 庞利娥，吕喜春，郝刚，等.某直升机机载吊舱使用寿命分析 [J].火控雷达技术，2015，44（2）：28-31.

[5] 许海龙，王隽，周水楼.国外电子战作战支持系统设计理念和架构分析 [J].舰船电子对抗，2017，40（2）：10-12.

[6] 林象平，冯献成，梁百川，等.电子对抗原理：上册 [M].北京：国防工业出版社，1981：117-118

[7] 林象平.电子对抗原理：下册 [M].北京：国防工业出版社，1981：123-124

[8] 谈洪.电子吊舱热设计研究 [J].现代雷达，2003（11）：54-56.

[9] 叶明，王石刚，戈进飞.某型机载吊舱散热底板冷却效果分析研究 [J].现代机械，2011（6）：25-27.

[10] 曹志良.均热板散热结构的设计研究 [J].电子器件，2019，42（5）：1344-1350.

[11] 王哲.飞机吊舱设计技术研究 [J].航空标准化与质量，2016（4）：12-14.

[12] 张玉英，侯新宇，崔尧，等.基于某型吊舱天线罩的电性能分析与设计 [J].微波学报，2007（S1）：31-34.

作者简介：杨康（1983—），男，汉族，江苏扬州人，高级工程师，博士，研究方向：电子对抗总体技术、信号处理技术。