超寬譜輻照下控制導(dǎo)線的效應(yīng)研究

超寬譜輻照下控制導(dǎo)線的效應(yīng)研究

在實驗中，真實的飛機被移除，模擬器電路被放大，從而模擬出飛機在飛行狀態(tài)下接收的各種信息信號。用此機體做飛行中的效應(yīng)實驗,具有可重復(fù)性,接上示波器具有故障自動診斷功能。因此,用此方法來進(jìn)行飛行器及其控制導(dǎo)線的UWS-HPM輻照效應(yīng)實驗,能夠顯示飛行器在飛行狀態(tài)下可能出現(xiàn)的所有效應(yīng)。1.2實驗數(shù)據(jù)分析UWS-HPM的電場極化方向為垂直極化,電場極化方向和脈沖傳播方向如圖1。由于UWS-HPM發(fā)生器的功率固定,因此在實驗前首先進(jìn)行場強距離標(biāo)定,即通過改變輻照距離來完成功率和場強的變化。在一組標(biāo)定中,樣本為10的測量數(shù)據(jù)的均值為78.35kV/m,標(biāo)準(zhǔn)偏差為0.83kV/m,證明輻射場輸出穩(wěn)定。在輻照過程中,EMP直接對飛行器機體及控制導(dǎo)線發(fā)生作用,示波器將自動顯示飛行器受干擾時的情況。利用上述裝置和方法,對機體及制導(dǎo)導(dǎo)線進(jìn)行了在UWS-HPM輻照下的效應(yīng)研究。為了充分研究飛行器在不同飛行階段的效應(yīng)現(xiàn)象,試驗分三種不同的情況。①飛行器剛起飛、作業(yè)保險機構(gòu)未打開時(起飛階段);②飛行器飛行途中、作業(yè)保險機構(gòu)打開以后時(航行階段);③飛行器遠(yuǎn)距離飛行后,進(jìn)入作業(yè)區(qū)域?qū)嵤┎僮鲿r(作業(yè)階段)。實驗環(huán)境為:溫度18.0℃,相對濕度32.2%,UWS-HPM采用單次輻照形式。試驗采用升降法試驗程序和數(shù)據(jù)處理方法。2實驗結(jié)果及效果分析2.1結(jié)果2.1.1控制指令出現(xiàn)錯誤在實驗中,通過改變輻照距離逐漸加大UWS-HPM的輻射強度,通電以后的飛行器在三個階段分別出現(xiàn)了以下幾個故障效應(yīng):①控制指令出現(xiàn)紊亂;②無控制指令輸出(控制箱死機);在飛行器飛行作業(yè)時,由于機體的飛行航向是靠控制指令來完成的,因此控制指令只要一有錯誤輸出,飛行器就會在重力的作用下掉地墜毀,因此,在以上幾個故障效應(yīng)中,效應(yīng)①②都將會導(dǎo)致飛行器在飛行過程中墜毀。表1給出了在各種故障效應(yīng)出現(xiàn)時,機體連接控制導(dǎo)線中心處標(biāo)定的場強峰峰值(閾值)。斜杠左側(cè)為效應(yīng)出現(xiàn)時的最小值,右側(cè)為最大值。飛行器上的舵機執(zhí)行電路是根據(jù)控制指令來完成動作,但由于控制指令過早的出現(xiàn)錯誤效應(yīng),機體上舵機執(zhí)行電路的UWS-HPM輻照效應(yīng)沒有充分顯露出來,為此,在上述實驗結(jié)束后,對執(zhí)行電路進(jìn)行了檢測,發(fā)現(xiàn)其完好無損;單獨用控制箱輸出的自身產(chǎn)生的控制指令去控制飛行器上的舵機,然后進(jìn)行上述的效應(yīng)實驗,仍然沒有發(fā)現(xiàn)任何效應(yīng)現(xiàn)象。這說明UWS-HPM輻照對舵機執(zhí)行電路沒有效應(yīng)。2.1.2輻射場強的影響在效應(yīng)試驗時,由于機體上的電火工品已去除,機體上的電火工品的效應(yīng)也沒有顯示出來,為此,試驗之前,在電點火頭處安裝了一個等效電阻,并對其感應(yīng)電流進(jìn)行了測試,表2是在三個飛行階段不同的UWS-HPM場強輻照下,在等效電阻上測量的結(jié)果,其中最后一行是輻射場峰峰值達(dá)到最大值時的結(jié)果,同樣,斜杠左側(cè)數(shù)據(jù)為測量的最小值,右側(cè)為最大值。從表2可以看出,隨著輻射場強的不斷增加,等效電阻上感應(yīng)的電流也在不斷增加,但三個階段中,即使輻射場強峰峰值達(dá)到最大時,感應(yīng)的電流都沒有超過點火頭的70mA的可靠不點火電流,特別是在起飛階段,由于作業(yè)保險機構(gòu)未打開時,點火頭兩端處于短路狀態(tài),在電阻感應(yīng)的電流非常小。因此說明在UWS-HPM輻照下,飛行器上的電火工品是安全的。2.2結(jié)果分析2.2.1控制箱的定義從以上現(xiàn)象及表1表2數(shù)據(jù)比對中可以看出,控制指令出現(xiàn)錯誤的閾值要遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于電火工品的點火的閾值,因此飛行器失去作業(yè)性能的最主要原因不是能量型干擾而是信息型干擾,控制指令出現(xiàn)錯誤將會導(dǎo)致飛行中的機體掉地墜毀,而控制指令是由控制箱產(chǎn)生,因此控制箱有可能是飛行器系統(tǒng)中最敏感的部件,但也不能排除是機體中的信息信號發(fā)生器受到干擾或損傷產(chǎn)生錯誤的回輸信息所致,但在試驗中,通過儀器觀察未發(fā)現(xiàn)信息信號發(fā)生器受到損傷或產(chǎn)生任何效應(yīng),由此可以斷定,控制指令的錯誤是由控制箱引起,控制箱是飛行器中最敏感的部件。而在上述試驗中,控制箱在屏蔽倉內(nèi),只有通過控制導(dǎo)線與外界聯(lián)系,當(dāng)UWS-HPM輻射場作用到機體及控制導(dǎo)線時,EMP就會通過機體及控制導(dǎo)線耦合并最終經(jīng)控制導(dǎo)線傳導(dǎo)到控制箱。因此,飛行器控制導(dǎo)線傳導(dǎo)耦合方式是EMP的最主要的傳播途徑。2.2.2干擾電流的產(chǎn)生及對主體結(jié)構(gòu)的影響在上面的分析中,EMP能夠順利地通過傳導(dǎo)方式沿著控制導(dǎo)線進(jìn)入控制箱,而控制導(dǎo)線由三條傳輸線構(gòu)成,這三條線的材料、線徑和長度都相同,EMP就會在這三條線上形成相對于地的共模干擾電流,大小和相位都相同并同時到達(dá)控制箱,但由于三條線路不平衡性,傳輸線A和傳輸線B疊加在一起的干擾電流要大于傳輸線C的干擾電流,因此就會在控制箱的信息信號輸入端形成一個差模干擾電流。此干擾電流就會疊加在信息信號中進(jìn)入控制箱的輸入單元中,正常的信息信號會在輸入單元中變壓器的次級繞組上得到帶有調(diào)制信息的尖脈沖序列,由于干擾電流的存在,帶有調(diào)制信息的尖脈沖序列就會發(fā)生變化,特別是當(dāng)干擾電流在輸入端形成的電壓幅度足夠大時,超過觸發(fā)器的截止電壓時就會形成紊亂的回輸信號,飛行器的控制基準(zhǔn)信號就會發(fā)生錯誤,從而使后面的終端放大器產(chǎn)生錯誤的控制指令(指令紊亂);當(dāng)UWS-HPM場強增大時,輸入端的觸發(fā)器處于飽和狀態(tài),正常的基準(zhǔn)信號亦無法進(jìn)入輸入單元,此時就會無控制指令輸出。2.2.3最佳條件：反應(yīng)前后峰峰值無明顯差異從上節(jié)已得知,控制箱是最敏感部件,因此控制箱的敏感階段,也就是飛行器的敏感階段。在表1中數(shù)據(jù)表明,在三個階段中,起飛階段是最敏感時期,電場的峰峰值達(dá)到8kV/m時就會使控制指令出現(xiàn)紊亂。原因是起飛階段與其它兩個飛行階段相比,由于飛行距離比較近,從機體放出的控制導(dǎo)線也比較短,根據(jù)傳輸線理論,短距離比長距離的傳輸線在EMP能量上損耗比較小,因而較小的場強就會產(chǎn)生故障效應(yīng),而作業(yè)階段的傳輸線距控制箱的線段最長,產(chǎn)生控制指令錯誤的效應(yīng)閾值就更高。2.2.4控制箱與實際區(qū)域的比較在上述試驗中,工作在受保護(hù)的屏蔽倉內(nèi)控制箱產(chǎn)生了效應(yīng),而飛行器機體直接受UWS-HPM輻照,機體內(nèi)的舵機執(zhí)行電路和信息信號發(fā)生器卻無任何影響,這是為什么呢?通過對這兩個部件剖析及電路分析得知,控制箱主要由單板機電路組成,數(shù)字邏輯等微電子器件電路比較多,而飛行器機體內(nèi)的舵機執(zhí)行電路是分立模擬器件電路,電子器件比較少,且都是低頻器件,對高頻成分不敏感,根據(jù)文獻(xiàn),數(shù)字電路的干擾損傷閾值要低于模擬電路;而在信息信號發(fā)生器中,信息信號主要由慣導(dǎo)系統(tǒng)(機械器件)和機體內(nèi)電池器件產(chǎn)生,更不容易受到電磁干擾。而且,飛行器機體是金屬殼體,對于EMP具有一定的屏蔽作用。因此,飛行器在飛行時,工作在屏蔽倉內(nèi)的控制箱仍然是最敏感的部件,而控制箱的輸入單元對EMP更加敏感。3機體飛行姿態(tài)與控制導(dǎo)線干擾特性前面的試驗已經(jīng)得知:飛行器控制導(dǎo)線傳導(dǎo)耦合方式是EMP的最主要的傳播途徑。因此控制箱輸入端制導(dǎo)導(dǎo)線上的感應(yīng)波形幅值的大小就可以作為飛行器控制箱受到干擾影響程度的主要判斷依據(jù),感應(yīng)波形幅值越大,控制箱受干擾影響的程度就越大,飛行器就越容易產(chǎn)生效應(yīng),在前面的試驗中,飛行器機體只是一種飛行姿態(tài),那就是面對輻射源飛行,為了充分研究機體飛行姿態(tài)與所受的干擾影響,將機體和控制導(dǎo)線分為4種姿態(tài),即①垂直向上爬升、②垂直下降、③機體水平垂直于輻射源方向以及上面試驗中的④機體沿著輻射源的方向,利用航行階段,重復(fù)剛才的抗干擾性效應(yīng)試驗,機體和控制導(dǎo)線中心處UWS-HPM輻射場強峰峰值為32kV/m,圖2是在控制箱輸入端口處控制導(dǎo)線上測得的干擾波形。從圖中可以看到:在4種姿態(tài)中,姿態(tài)①和姿態(tài)②的干擾波形幅值大一些,其次是姿態(tài)④,干擾幅值最小的是姿態(tài)③,這是由于在爬升和下降姿態(tài)中,機體和控制導(dǎo)線與UWS-HPM輻射源電場極化方向相同,因此能量耦合最強、效應(yīng)最明顯,感應(yīng)的干擾波形幅值也最大。而姿態(tài)④是機體和控制導(dǎo)線沿著輻射源的方向,由于UWS-HPM的脈沖沿具有極快的上升率,使得機體和導(dǎo)線以及線段之間瞬間產(chǎn)生一種類似與“跨步”電壓相似的勢差,從而使得這種姿態(tài)感應(yīng)的干擾波形幅值也比較大些。4控制導(dǎo)線干擾飛行器及控制導(dǎo)線的UWS-HPM輻照效應(yīng)研究表明,飛行器機體的電火工品在UWS-HPM輻照下是安全的;機體內(nèi)的舵機執(zhí)行電路和信息信號產(chǎn)生器不受UWS-HPM輻照影響,影響飛行器性能的關(guān)鍵因素是控制指令錯誤,飛行器最敏感部件是控制箱;飛行中最敏感時期是剛起飛階段,8～10kV/m的UWS-HPM輻照即能使飛行器失去作業(yè)性能;飛行器控制導(dǎo)線傳導(dǎo)耦合方式是EMP進(jìn)入飛行器系統(tǒng)的最主要傳播方式;控制指令出現(xiàn)紊亂的原因是機體及控制導(dǎo)線感應(yīng)的EMP疊加在回輸信息指令誘發(fā)邏輯電路錯誤所造成;感應(yīng)的電磁干擾幅值與飛行器的飛行姿態(tài)有關(guān)。有線控制飛行器無論在軍事上還是民用上都有著廣泛的應(yīng)用,但是,飛行器在飛行作業(yè)時,容易受到電磁脈沖(EMP)或其它輻射源的干擾而偏離目標(biāo)或失去作業(yè)功能。超寬譜高功率微波(UWS-HPM)是一種重要的電磁干擾源,因其峰值功率高、可干擾目標(biāo)廣泛等特點成為各國競相研究的對象,目前脈沖峰值功率可達(dá)100GW,峰值電場強度達(dá)kV/m,重復(fù)頻率可達(dá)1MHz。UWS-HPM脈沖窄(一般幾ns),上升沿陡(<1ns),頻帶寬(100MHz～50GHz),所含頻譜極其豐富,可覆蓋多種目標(biāo)系統(tǒng)的響應(yīng)頻率,對飛行器的威脅很大。本文通過研究飛行器UWS-HPM的輻照效應(yīng),分析了UWS-HPM輻照對處于飛行狀態(tài)飛行器的安全性能的影響,確定了兩種不同類型的干擾閾值,在此基礎(chǔ)上,進(jìn)一步研究確定了飛行器墜毀的機理和失去作業(yè)性能的根本原因。1實驗配置和方法1.1uws-hpm發(fā)生器u-國內(nèi)外對飛行器的電磁環(huán)境效應(yīng)研究很少,但集成電路器件的超寬譜損傷效應(yīng)研究可供借鑒。電磁脈沖(EMP)對飛行器的干擾不僅是信息型干擾,而且由于電火工品的存在,還具有能量型干擾。為能更加容易尋找敏感部位,方便地進(jìn)行研究,實驗選擇帶有控制導(dǎo)線的某型飛行器作為研究對象。實驗配置如圖1所示。實用UWS-HPM發(fā)生器由高壓脈沖源、亞ns脈沖產(chǎn)生器和發(fā)射天線構(gòu)