CN101584083A - 前视/后视机载雷达 - Google Patents

前视/后视机载雷达 Download PDF

Info

Publication number
CN101584083A
CN101584083A CNA2006800566821A CN200680056682A CN101584083A CN 101584083 A CN101584083 A CN 101584083A CN A2006800566821 A CNA2006800566821 A CN A2006800566821A CN 200680056682 A CN200680056682 A CN 200680056682A CN 101584083 A CN101584083 A CN 101584083A
Authority
CN
China
Prior art keywords
antenna
waveguide
antenna system
unit
antenna element
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CNA2006800566821A
Other languages
English (en)
Other versions
CN101584083B (zh
Inventor
A·胡克
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Telefonaktiebolaget LM Ericsson AB
Original Assignee
Telefonaktiebolaget LM Ericsson AB
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Telefonaktiebolaget LM Ericsson AB filed Critical Telefonaktiebolaget LM Ericsson AB
Publication of CN101584083A publication Critical patent/CN101584083A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN101584083B publication Critical patent/CN101584083B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
    • H01Q1/00—Details of, or arrangements associated with, antennas
    • H01Q1/27—Adaptation for use in or on movable bodies
    • H01Q1/28—Adaptation for use in or on aircraft, missiles, satellites, or balloons
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
    • H01Q21/00—Antenna arrays or systems
    • H01Q21/0006—Particular feeding systems
    • H01Q21/0025—Modular arrays
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
    • H01Q21/00—Antenna arrays or systems
    • H01Q21/0006—Particular feeding systems
    • H01Q21/0037—Particular feeding systems linear waveguide fed arrays
    • H01Q21/0043—Slotted waveguides
    • H01Q21/005—Slotted waveguides arrays
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
    • H01Q3/00—Arrangements for changing or varying the orientation or the shape of the directional pattern of the waves radiated from an antenna or antenna system
    • H01Q3/26—Arrangements for changing or varying the orientation or the shape of the directional pattern of the waves radiated from an antenna or antenna system varying the relative phase or relative amplitude of energisation between two or more active radiating elements; varying the distribution of energy across a radiating aperture

Abstract

本发明涉及用于机载雷达系统的天线系统(1)。天线系统(1)包括脊背单元(8)，脊背单元(8)具有沿高度方向(Z)和纵向方向(X)扩展的两个相对的长侧面(9)，和沿横向方向(Y)和高度方向(Z)扩展的两个相对的短侧面(10)，以及与底面(12)相对的顶面(11)，每个面沿纵向方向(X)和横向方向(Y)扩展。天线系统(1)包括天线装置(14)，天线装置(14)被间隔开，并结合一个短侧面或两个短侧面(10)而被安装，并且沿高度方向(Z)延伸。每个天线装置(8)都包括波导板(21)。

Description

前视/后视机载雷达
技术领域
本发明涉及用于机载雷达系统的天线系统。天线系统包括脊背(dorsal)单元，其具有沿高度方向和纵向方向扩展的两个相对的长侧面(long side)，和沿横向方向和高度方向扩展的两个相对的短侧面(short side)，以及与底面相对的顶面(upper side)，每个面沿纵向方向和横向方向扩展。天线系统包括天线装置。
背景技术
在用于飞机的雷达设备的领域中，已知使用被定位在飞机机体上并且沿飞机的纵向方向延伸(即，从前部到后部的方向)的脊背单元。脊背单元包括沿脊背单元的纵向方向定位的多个侧视天线元件，以用于侧视用途。脊背装置的一个问题在于，雷达在不具有被放置在脊背单元的前面和后面的附加天线元件的情况下，不能在前向方向和后向方向上观看。
现有技术文档专利号US-5923302涉及在脊背单元的顶部的、具有单极子的端射阵列。这个解决方案的问题在于，它在天线性能方面受到限制，在复杂的电磁设计过程、错综的扫描控制和复杂的制造方面是昂贵的。而且，这个解决方案导致不期望的向上的波瓣倾斜，除非地平面朝着脊背单元的末端向下弯曲。
在现有技术中还已知使用在飞机前端处的单独天线来向前观看，以及使用在后面的某个地方的球形天线罩内部的天线来向后观看。给额外的雷达系统装备这些天线的解决方案具有成本高的缺点。
可替换地，被连接到通常的雷达的前视和后视天线的缺点在于，从雷达到前视/后视天线必须牵引长的高功率RF馈线。该解决方案变得不必要地笨重，并且它妨碍在前端处的天线罩中安装其他重要传感器的可能性。因此，利用由现有T/R单元输送的功率的轻型解决方案将是优选的。
因此，需要一种雷达系统中的天线解决方案，提供不用可动部件的完全覆盖(360°)、最小化的阻力(drag)、最小化的重量、最小化的系统尺寸、低成本、高增益和电扫描能力，以及在雷达系统中的天线系统在前视和/或后视能力方面的性能的总体改进。
发明内容
本发明涉及用于飞机的雷达系统的天线系统。天线系统包括沿纵向方向、横向方向和高度方向扩展的脊背单元。脊背单元包括沿高度方向和纵向方向扩展的两个相对的长侧面，和沿横向方向和高度方向扩展的两个相对的短侧面，以及与底面相对的顶面，每个面沿纵向方向和横向方向扩展。当脊背单元被安装在飞机上时，所述纵向方向基本上与飞机的纵向方向一致。用于侧视雷达系统的脊背单元包括被定位在脊背单元的每个长侧面上的并且沿脊背单元的纵向方向的多个第一天线元件。天线系统包括微波功率分配系统，该微波功率分配系统包括被定位在脊背单元内部并且被安排来向天线元件馈送微波功率和从天线元件接收微波功率的多个第一传送-接收单元(此后，称为T/R单元)。该功率分配系统被安排来分配微波功率。
本发明的特征在于，天线系统包括结合(in connection to)一个短侧面或两个短侧面而被安装的并且沿高度方向延伸的间隔开的天线装置的组件，其中每个天线装置包括波导板。通过覆盖和优选地利用多个平面波导板来扩展脊背单元的前和/或后投影，得到有利的高天线性能，而不会引入过度的气动阻力。波导板具有基本上沿高度方向的扩展，以及可以垂直地延伸或可以以与垂直延长线或面相夹的某角度延伸。天线装置优选地被间隔开通过所述要求所确定的距离，即，前视和后视天线能够以不出现栅瓣的方式在前向和后向扇区(sector)中进行扫描。
另一个优点在于，天线系统可被设计成使得可以通过使用已被包括在脊背单元中的第一T/R单元而向天线装置馈送微波能量。天线装置因此可以传送由沿脊背单元的所有第一T/R模块产生的全部功率，以便利用所有的微波功率在前向和后向上进行水平扫描。因此，所述解决方案不需要额外的T/R模块，这是为什么天线装置的组件能够被安装在已有脊背单元而不用对脊背单元进行较多重新设计的原因。
波导板还包括第二天线元件，其被耦合到被包括在波导板中的第二波导，并且被安排来把往来于至少一个求和点的功率分配到第二天线元件。
第一T/R单元由控制单元如此控制，以使得波导板与其他波导板无关地被馈送以微波功率，以便控制在不同的天线装置之间的相位和振幅。
在本发明的一个实施例中，每个天线装置包括包裹(encase)波导板的气动外壳。使用气动外壳的一个优点在于，可以根据上述的方法以气动阻力的最小增加量实现前向扫描和/或后向扫描。
外壳可包括包围波导板的泡沫状材料。泡沫状材料应当形成稳定的高速条件，同时应当是轻型的。材料有利地是硬的，能承受机械应力，是轻型的，具有低的电损耗，并且有利地具有接近于1的相对介电常数。
泡沫状材料的使用给予低成本和轻型天线装置以高的气动性能，而不用向脊背单元的重量增加很多重量。
外壳可包括表面层，用来包裹用于环境保护的泡沫状材料。表面层可包括金属表皮(skin)，提供用于实现增强方向性的接地面，其中表面层包括沿高度方向(即沿垂直方向)的缝隙。
天线装置还可包括包围波导板的RF透明外壳。第二天线元件被包括在外壳内，在纵向方向从波导板突出，以用于方向性的目的。这里，“纵向”是指与当脊背单元被安装在飞机上时的纵向方向一致的方向。第二天线元件还可包括无源或有源结构。
天线系统可包括支撑结构，用于把天线装置附着到脊背单元并用于相对于脊背单元将天线装置保持在适当位置。支撑结构可包括第三波导，用于把微波功率经由连接器馈送到波导板。
在一个实施例中，微波功率分配系统有利地可包括被安装在脊背单元的顶面和/或底面上和/或在脊背单元内部的极化的第一波导的组件。天线装置被连接到第一波导，以使得由第一T/R单元供应的微波功率能够被如此分配成以使得在前向和/或后向扇区中方位扫描能够由雷达系统来执行。扫描是通过以现有技术已知的方式控制第一T/R单元而控制在天线元件之间的微波功率的相位而进行的。本发明的目的因此是允许在不使用在飞机的前端处的天线和在飞机尾部的天线罩中的天线的情况下扫描前波瓣和/或后波瓣，或使用上述也不是很令人满意的解决方案和在US-5923302中描述的端射解决方案。
实施例的一个好处在于，第一波导组件能够以低成本来设计和制造。另外的优点在于，它比起从现有技术已知的前端的和/或尾部的天线是更便宜的和更轻的。第一波导的另一个优点在于，被集成到飞机中变得更易于执行。
而且，与在US-5923302中描述的天线系统共享以下的优点，即，没有很大的重量加到脊背单元重量上，并且第一波导组件能够被安装在脊背单元上，而不用对现有脊背单元进行较多重新设计。再者，由于第一波导基本上在脊背单元的整个长度上延伸，所以第一波导可被用于馈送能量给前和后天线元件。再者，第一波导和天线装置形成可以容易地在原地直接安装在现有脊背单元上的一组部件，并且彼此连接，并且被连接到已有装置，例如第一T/R单元。第一T/R单元可以通过把所有的第一T/R单元连接到专用第一波导而被耦合到第一波导，以及给相邻的第一波导配备以口径(aperture)，以便允许专用第一波导中的电磁信号传送到其余的第一波导。在可替换的实施例中，一个T/R单元被耦合到一个第一波导，并且第一波导和T/R单元的数目是相同的。在再一个实施例中，几个T/R单元(比如说NT/R个T/R单元)被耦合到NFWG个第一波导中的每一个，这样，NT/R乘以NFWG近似等于NT/R，TOT。由于NFWG等于NAD(天线装置的数目)，所以该近似关系式也可以被表示为：NT/R＝NT/R，TOT/NAD。
然而，本发明比起在US-5923302中描述的装置具有以下优点：它在电磁设计过程方面是便宜的，它不需要错综的扫描控制，也不需要复杂的制造。而且，本发明并不引起不希望的向上的波瓣倾斜。再者，本发明可被设计成在波瓣宽度和扫描性方面更好的和更可控的天线性能。
组件可以具有在横向方向的平面扩展，但也可以具有稍微圆顶状的或弯曲的截面，但也可以被以交错的方式排列，即，锯齿形的图案，其中多个第一波导部分地或全部在其他第一波导之上。
在一个实施例中，第二天线元件被连接到第二T/R单元，第二T/R单元被安排成被如此控制，以使得由第一T/R单元供应的微波功率能够被天线系统如此分配，以使得由雷达系统在从一个短侧面或两个短侧面外出的方向上(in a direction out of)(即，当脊背单元被安装在飞机上时在飞机的前向方向和/或后向方向上)执行仰角扫描。
根据本发明的天线系统因此可被使用来通过使用用于控制第一T/R单元以平面上的相位增量把微波能量分别馈送到第一天线元件和第二天线元件的控制单元而在通过横向方向和纵向方向描述的平面上进行360°方位扫描。第一T/R单元因此可包括由控制单元控制的开关装置，以用于根据扫描的方向控制把微波能量馈送到第一天线元件或第二天线元件。第一天线元件被使用来基本上在脊背单元的两侧进行横向扫描，而第二天线元件被用于前向和后向扫描。天线系统还可以通过控制第二T/R单元以高度方向上的相位增量把微波能量馈送到第二天线元件而执行仰角扫描。
所阐述的优点和实施例在下面对发明的详细说明中将变得很明显。
附图简述
根据以下在附图中给出的详细说明，将更充分地理解本发明，这些附图仅仅作为实例被给出，因此并不用来限制本发明，其中：
图1示意地示出根据本发明的用于机载雷达系统的天线系统中的微波功率分配系统的实施例；
图2示意地示出根据本发明的微波功率分配系统；
图3示意地示出根据本发明的天线系统的正视图；
图4示意地示出根据本发明的波导板的侧视图；
图5a示意地示出根据本发明的第一实施例的天线装置；
图5b示意地示出根据本发明的第二实施例的天线装置；
图6示意地示出根据本发明的第三实施例的天线装置的截面；
图7a和7b示意地示出根据本发明的、用于波导板的连接器；
图8a示意地示出根据本发明的包括天线罩的天线系统的正视图，以及其中：
图8b示意地示出根据图8a的天线系统的顶视图。
具体实施方式
图1示意地示出根据本发明的用于机载雷达系统的天线系统1。天线系统1包括多个第一天线元件2和微波功率分配系统3，微波功率分配系统包括多个第一T/R单元4，其被安排来把往来于微波接收器和发生器5的微波功率分配到第一天线元件2。图1示意地讲授了微波功率分配系统3的有利实施例。在图1中，功率分配系统3包括极化的第一波导的平面组件6，其被耦合到以基本上垂直于多个第一天线元件2的角度而导向(direct)的多个第二天线元件7。第一T/R单元4被安排来用于把微波能量分配到第一和第二天线元件2、7。
天线系统包括脊背单元8，它具有沿高度方向Z和纵向方向X扩展的两个相对的长侧面9，和沿横向方向Y和高度方向Z扩展的两个相对的短侧面10，和与底面12相对的顶面11，每个面沿纵向方向X和横向方向Y扩展。方向X、Y和Z仅仅是为了便于描述和理解本发明而被提出的，它们在图1上被示为正交系统。应当注意的是，脊背单元不一定是矩形的方块，而可以包括具有非平面扩展的侧面。例如，顶面11可以具有在横向方向取的略微圆顶状或弯曲的截面。第一波导6然后可以遵循顶面11的形状或可以被安排成具有不同轮廓。
在图1上，极化的第一波导的组件6被安装在脊背单元8之上(即，在脊背单元8的顶面11上)。第一波导的组件6可以替换地被定位在脊背单元8的底面12，或脊背单元8内。在图1中，脊背单元8被安装在飞机13的顶部，这样，飞机13的纵向方向与脊背单元的纵向方向一致。飞机13在其余的图上被省略，以便图上的特征的数目最小化。然而，脊背单元8旨在被安装在以高速运动(优选地在空中)的设备上。高速特征是重要的，因为它在气动特征方面对于天线系统施加了高要求，诸如气动阻力以及升高的温度和湿度(由于例如下雨和沙侵蚀)。
在图1上，第一天线元件2被至少纵向地定位在脊背单元8的每个长侧面9上，并且第二天线元件7结合一个短侧面10或两个短侧面10而被定位。图1示出根据本发明的被安装在脊背单元8的两个短侧面10上的天线装置14。天线装置14包括被连接到第一波导6的第二天线元件7。天线装置14将在下面被进一步描述。
在图1中，第一T/R单元4被定位在脊背单元8内，但它们可被定位在脊背单元8以外的某位置处，例如在飞机13内。第一T/R单元4常常被称为T/R模块，它用来在传输周期期间把来自微波发生器5的RF信号馈送到天线元件2，7以及在接收周期期间接收来自天线元件2，7的RF信号而同时关断能量馈送。在第一传输周期期间，第一T/R单元4把来自电源的能量经由例如电耦合或通过使用非接触电磁耦合而馈送到第一天线元件2。在第二传输周期期间，第一T/R单元4把来自电源的能量经由第一波导6馈送到第二天线元件7。从第一T/R单元4馈送到第一波导6的能量可以通过任意适当的装置，例如通过使用电导体(即，将T/R单元4与用于把电信号变换成电磁微波信号的过渡(transition)装置相连接的软电缆等)而完成。微波信号由过渡装置馈送到第一波导，在其中微波信号以已知的方式传播。来自T/R单元4的能量也可以藉助于非接触电磁耦合被馈送到第一波导。
在接收周期期间，天线元件2，7接收先前发出的、已经被从物体(例如从目标)反射的返回的电磁功率。在收听周期期间，微波功率分配系统3包括用于将返回的微波功率馈送到接收器以便在雷达系统中进行信号处理的装置。关于第二天线元件7，第一波导6被构建成把返回的微波能量直接馈送到接收器或转换装置，以用于把第一波导6中的电磁信号转换成在电缆中的电信号，以便把电磁能量进一步馈送到接收器。
在图1中，分配系统3包括水平极化矩形第一波导6的组件，但可以采用垂直极化第一波导或圆极化第一波导或以任何适当方式极化第一波导的形式。第一波导6不限于矩形截面，而是可以具有适合于引导微波的任何几何截面，例如圆形、椭圆形、和脊形。
图2示意地示出根据本发明的微波功率分配系统3。图1中的第一波导6是在图2中不可见的，并且应当注意，本发明不限于图1的第一波导6的使用。因此，第一波导可以用任何用于馈送微波信号的适当装置来替代。然而，第一波导的使用是有利的，因为天线系统的更简易的组件和出于轻型结构和上述的其他原因。
第一波导6均可以通过使用包括探针的变换装置而被馈送以微波信号，所述探针是磁的或电的或适于以任何其他适当方式传送/变换能量。然而，大量的第一波导馈送技术是现有技术已知的，这些现有技术可应用于本发明。
对第一波导6的能量馈送需要被控制，以便控制第一波导6中的相移，以便沿飞机的前或后方向引导能量。因此，需要设置T/R单元的相位增量，以便在期望的方向上建设性地增加能量。所以，控制装置(未示出)被包括在天线系统中，用于控制第一和第二天线元件2，7。
根据本发明的一个实施例，一个专用第一波导6可以通过所有的第一T/R单元4而被馈送以微波能量。微波功率经由口径(未示出)被分配到相邻的第一波导6。这些波被从专用第一波导6a沿横向方向Z分配到最外围的第一波导。信号传播旨在沿第一波导组件的纵向方向(即，沿从端到端的方向)，并且仅仅在末端扇区中被利用。
专用的第一波导6可以是中心的第一波导或任何其他第一波导。分配系统3包括相移装置(未示出)的两个线性组件，被安排在第一波导组件6的每一末端。一个相移装置被定位在每个第一波导6的每一末端。一个相移装置可以是现有技术已知的任何类型，例如，铁氧体相移装置。相移装置可以被安装在第一波导6的末端或可被插入到第一波导6的末端部分。
这个实施例的优点是高度模块化和低成本设计。例如，只需要设计一个馈送过渡，例如，在第一波导6组件与每个第一T/R单元4之间的上述探针。在不使用在第一波导6末端处的附加移相器的线性组件的情况下，它不提供扫描前/后波瓣的可能性，因为一个第一波导中的相位将由相邻的馈送第一波导的相位来确定。然而，所述实施例具有以下优点：整个第一波导组件6可以与脊背单元8分开地制造，然后可以容易地安装在已有的脊背单元上，并通过简单的装置连接到已有的第一T/R单元4。
根据本发明的天线装置考虑到在X-Y平面上进行方位扫描。波瓣基本上沿前向方向X延伸，而在横向方向Y上执行扫描。方位扫描是通过使用经由第一波导6而被馈送以微波功率的第二天线装置来产生的。方位扫描已经通过使用用于控制根据以上的第一T/R单元4和移相装置的控制装置而被产生。第二天线元件7被安排成覆盖前向扇区，并且在适当的情形中，覆盖不能由第一天线元件进行扫描的后向扇区。第一天线元件2可被用来扫描2乘以角度α(2×α)的扇区，并且第二天线元件7可被用来扫描2乘以角度2×(90°-α)的扇区。这里，角度α是指沿横向方向Y(即沿基本上垂直于脊背单元8的纵向方向X的方向延伸的法线)与沿纵向方向的切线之间的角度。天线系统1因此可被用来在X-Y平面上扫描360°。作为例子可以提到，如果第一天线元件覆盖120°的扇区，即2乘以在脊背单元8的每个侧面上的60°，则第二天线元件覆盖60°的扇区，即，2乘以在前向方向和后向方向上的30°。
根据另一个实施例，第一T/R单元4对所有的第一波导6进行馈送。第一波导的馈送点必须服从用于高效传播的某个相位关系的事实并不妨碍在第一波导6之间的相位能够被赋予任意值。因此，在没有额外的移相装置的情况下，前向和/或后向扫描是可能的。这个解决方案避免与移相装置相关联的花费和重量。然而，第一T/R单元4的相位必须由控制装置灵活地控制，以便能够控制微波信号在第一波导6的集群中的传播的方向。所以，控制装置根据所选择的算法控制第一T/R单元4，从而提供对传播方向的控制。
第一波导组件6可以以与结合第一实施例描述的第一波导组件相同的方式单独地制造。然而，上述两个实施例之间的一个差别在于，后一个实施例必须具有到所有第一波导的馈送过渡，例如通过上述的探针。然而，由于移相装置是不必要的，所以该实施例也具有高度模块化和低成本设计的优点。
另外，在后者实施例中，第一和第二天线元件2、7被定位成使得天线系统1能够被控制成通过在第一天线元件2与第二天线元件7之间进行交替而覆盖360°方位扫描。
应当注意到，每个第一T/R单元4被直接耦合到脊背单元8的每个长侧面上的侧视第一天线元件4，而第一T/R单元4经由第一波导6被间接耦合到第二天线元件7。由于至少多个第一T/R单元4被切换到多个第一波导6，所以在第一T/R单元之间的相位可被控制成使得来自第一T/R单元的共同的信号沿第一波导6的前向或后向方向被馈送。因此，第一T/R开关可被控制成使得天线系统可以在脊背单元8的所有的面上执行扫描。
图3示意地示出根据本发明的天线系统的正视图。天线系统1包括被结合一个短侧面10或两个短侧面10而被安装的并且沿高度方向Z延伸的天线装置14。天线装置14优选地基本上互相平行地定位，在它们之间有所选择的距离D1。所选择的距离D1可以根据天线系统1的期望性能并且根据气动阻力最小化而被确定。应当注意的是，中心到中心距离涉及到期望的性能，并且与中心到中心距离有关的距离D1涉及阻力。第二天线元件7被包括在天线装置14中，并且优选地在每个天线装置14中定位成一行，即，在高度方向Z上彼此连续地(in series)定位。
天线装置14可以被直接安装在短侧面(一个或多个)10或可以经由支架15被安装到脊背单元。天线装置14也可以经由支架15而被互连，以使得天线装置形成容易安装到已有脊背单元上的独立单元。天线装置14通过任何已知的装置(例如通过非接触连接器装置或电连接器装置)被连接到第一波导6。天线装置14的数目与第一波导的数目相关，这样，一个天线装置被连接到每个第一波导6。使用天线装置14的一个优点在于，在气动阻力被保持为最小的同时增加有效天线口径面积。增加的有效天线口径面积给出增加的增益的可能性，从而给出产生更窄的波瓣以便更好地检测目标的可能性。
而且，天线装置14被连接到第一波导6，以使得由第一T/R单元4供应的微波功率能够被天线系统如此分配，以使得根据上文的方位扫描由雷达系统在从一个短侧面10或两个短侧面10外出的方向(即当脊背单元被安装在飞机上时在飞机的前向方向和/或后向方向)上执行。
在另一个实施例中，第二天线元件7被连接到定位在第一波导6与第二天线元件7之间的第二T/R单元16。第二T/R单元16被安排成由控制单元控制。由第一T/R单元4供应的微波功率被经由第一波导6馈送到第二T/R单元16。第二T/R单元16由控制单元如此控制，以使得在第二天线元件7之间的相位增量给出在从一个或两个短侧面10外出的方向(即当脊背单元被安装在飞机上时在飞机的前向方向和/或后向方向)上的仰角扫描。天线系统1因此可以使用第一T/R单元4进行方位扫描并且使用第二T/R单元进行仰角扫描。
上述的扫描是通过以现有技术已知的方式控制第一和/或第二T/R单元16来控制不同天线元件中的相位而进行的。
天线装置14可以以许多不同的方式来实现。例如，每个天线装置14包括分层结构，它在横向方向上把导电层17包括在被定位在与多个第二天线元件7相邻的非导电层18上，并且在天线元件7的另一面上包括被覆盖以导电层20的第二非导电层19。天线装置14的尺寸取决于天线系统的预期使用，即，包括天线系统的雷达系统的预期使用。
下面是适用于机载S波段雷达的天线装置的例子：测量是10mm乘以100mm乘以高度，该高度可以小于、等于或大于脊背单元的高度。天线装置被间隔开所选择的距离D1＝70-80mm，这取决于多个参数，例如所传送微波的波长。因此，间隔距离必须根据这些参数来计算。
天线装置14形成天线装置14的组件，其形成天线。以所建议的方式使用这样的薄的天线装置14的一个好处在于，天线可以在横向方向上延伸到脊背单元之外而不会明显地增加气动阻力。在前向和/或后向方向上扩展天线系统的截面的可能性是本发明的主要的好处，因为在横向方向上天线装置越多和天线系统越宽，则所形成的波瓣就会越窄。
本发明的另外的优点在于，脊背鳍状天线组件是薄的、轻的并且不需要可动部件，因此有利地替代先前已知的AWACS旋转圆顶型天线。
图4示意地示出根据本发明的波导板21的侧视图。每个天线装置14包括至少一个波导板21，每个波导板21被彼此独立地馈送以微波功率，以便允许对天线系统1进行相位操纵。
每个波导板21包括第二波导22，它在垂直方向Z上把往来于典型地一个或两个求和点的功率分配到多个(典型地10-20个)第二天线元件7。图4示出具有一个求和点SP的波导板21的例子。平面波导板21能够以不同的技术被实现，其中悬浮带状线因为它的低损耗而是有利的选择。波导板21包括至少一个连接器30，用于从例如上述的第一波导6的组件或从第三波导(见图7)到第二波导22的波导过渡。第三波导29把波导板21连接到分配系统(图1-3中的3)。如上所述，分配系统3有利地包括第一波导6的组件，但它可以包括可替换的微波馈送装置，例如，软电缆等等。这当然是完全不同的解决方案，其中失去使用波导6的优点。
因为缺乏接地面，天线元件应当拥有固有的方向性。有几种已知类型的元件满足该要求。下面描述的图5a，5b和6都示出根据本发明的天线装置的不同的实施例，其中以三种不同的方式来建立接地面。在图5a，5b和6上示出的所有的实施例中，波导板21被定位在包括泡沫状材料24的外壳23内。
图5a示意地示出根据本发明的第一实施例的天线装置14。在图5a上，天线装置包括接地面26，它被包括在外壳23内与波导板21相邻，并被耦合到第二波导(22，图4)。第二天线元件7被包括在外壳23内，并从接地面26沿纵向方向X突出，以用于方向性目的。
图5b示意地示出根据本发明的第二实施例的天线装置14。在图5b上，天线装置14类似于根据图5b的天线装置，但除了第二天线元件是用于方向性目的的无源或有源结构以外。
图6示意地示出根据本发明的第三实施例的天线装置14的截面图。在图6中仅仅示出天线装置14的一部分。在图6中，外壳包括表面层25，用来包裹泡沫状材料24，以用于增加形状稳定性。表面层25可包括金属表皮，其提供接地面26，用于获得增强的方向性。表面层25包括沿高度方向Z(即，沿垂直方向)与第二天线元件7相连接的缝隙28。
在图6中，平面波导板21经由第二天线元件7对在导电表面层25中的垂直缝隙28进行馈送。金属表皮提供对于实现增强的方向性所需要的接地面。
图7a和7b示意地示出根据本发明的支撑结构15中的第三波导29。在图7中，支撑结构15被耦合到天线装置14，以用于相对于脊背单元(在图7a和7b上未示出)将波长天线装置8保持在适当位置。第三波导29被安排来经由连接器30将微波功率馈送到波导板21。
图7a示出被耦合到天线装置14的第三波导29的一段。在图7a中，第三波导29具有矩形截面，并被安排来馈送水平极化信号。在图7a中，连接器30包括水平定向的缝隙31，用于接收由第三波导29馈送到连接器的信号。在其中第三波导29与连接器30接合的区域中，第三波导具有垂直扩展。水平缝隙31因此被安排成基本上垂直于第三波导29的扩展。
图7b示出被耦合到天线装置14的第三波导29的一段。在图7b中，第三波导具有矩形截面，并被安排来馈送垂直极化信号。在图7b中，连接器30包括垂直定向的缝隙32，用于接收由第三波导29馈送到连接器的信号。在其中第三波导29与连接器30接合的区域中，第三波导具有水平扩展。垂直缝隙32因此被安排成基本上垂直于第三波导29的扩展。
在另一个实施例中，在图7a和7b上的第三波导29可以是第一波导6。在图7a和7b中的布置因此可被应用于其中第三波导被替换为第一波导的布置。在所有的实施例中，都可以使用额外的支撑结构。
图8a示意地示出根据本发明的包括天线罩33的天线系统的正视图。为了减小气动阻力，脊背单元8可以通过天线罩33而被部分地覆盖，以用于覆盖脊背单元8的正投影。由于天线装置14可以具有与脊背单元8的垂直扩展相比更大的垂直扩展，所以处在脊背单元8的前部和/或后部的天线装置14可以从天线罩33中突出。
图8b示意地示出根据图8a的天线系统的顶视图。馈送波导的紧密分隔会使得很难把它们弯曲到平面波导板21上。然而，通过(i)把天线/波导板分隔开，达到由+/-30度可扫描性(scannability)所施加的栅瓣极限，(ii)把馈送的第二波导22实现为窄波导和脊波导，而可以促进一种实现方案。然后，留出用于把第二波导弯曲到板上的空间。所以，支撑结构15朝着天线装置14展宽，正如在图8b上看到的，以便收容扩展的第二波导22。

Claims (24)

1.一种用于机载雷达系统的天线系统(1)，天线系统(1)包括脊背单元(8)，脊背单元(8)具有沿高度方向(Z)和纵向方向(X)扩展的两个相对的长侧面(9)，和沿横向方向(Y)和高度方向(Z)扩展的两个相对的短侧面(10)，以及与底面(12)相对的顶面(11)，每个面沿纵向方向(X)和横向方向(Y)扩展，其中天线系统(1)包括天线装置(14)，其特征在于，天线装置(14)被间隔开，并结合一个短侧面或两个短侧面(10)而被安装并且沿高度方向(Z)延伸，其中每个天线装置(8)包括波导板(21)。
2.根据权利要求1所述的天线系统(1)，其特征在于波导板(21)包括第二天线元件(7)。
3.根据权利要求2的天线系统(1)，其特征在于每个波导板(21)包括第二波导(22)，其被安排成把往来于至少一个求和点的功率分配到第二天线元件(7)。
4.根据权利要求3所述的天线系统(1)，其特征在于每个波导板(21)被安排成与其他波导板(21)无关地被馈送以微波能量，以用于控制在不同的天线装置(14)之间的相位和振幅。
5.根据前述权利要求中任一项所述的天线系统(1)，其特征在于每个波导板(21)被包括在气动外壳(23)内。
6.根据权利要求5所述的天线系统(1)，其特征在于外壳包括包围波导板(21)的泡沫状材料(24)。
7.根据权利要求6所述的天线系统(1)，其特征在于外壳(23)包括包裹泡沫状材料(24)的表面层(25)。
8.根据权利要求7所述的天线系统(1)，其特征在于表面层(25)是金属表皮，其提供用于获得增强方向性的接地面，其中表面层包括沿高度方向(Z)的缝隙(28)。
9.根据权利要求5-7中任一项所述的天线系统(1)，其特征在于天线装置(14)包括接地面(26)，它被包括在外壳(23)内与波导板(21)相邻，并被耦合到第二波导(22)，其中第二天线元件(7)被包括在外壳(23)内，并沿纵向方向(X)从接地面(26)突出，以用于方向性目的。
10.根据权利要求1-7中任一项所述的天线系统(1)，其特征在于第二天线元件(22)包括无源或有源结构(27)，以用于方向性目的。
11.根据前述权利要求中任一项所述的天线系统(1)，其特征在于天线系统(1)包括支撑结构(15)，所述支撑结构(15)包括第三波导(29)，以用于经由连接器(30)把微波功率馈送到波导板(21)。
12.根据权利要求11所述的天线系统(1)，其特征在于连接器(30)被垂直定向或水平定向。
13.根据前述权利要求中任一项所述的天线系统(1)，其特征在于天线装置14被分隔开以使得以指定的、有限的可扫描性施加栅瓣限制。
14.根据前述权利要求中任一项所述的天线系统(1)，其特征在于每个波导板(21)是平面的。
15.根据前述权利要求中任一项所述的天线系统(1)，其中天线系统(1)包括多个第一天线元件(2)和微波功率分配系统(3)，所述微波功率分配系统(3)包括被耦合到第一天线元件(2)的多个第一T/R单元(4)，用于把微波功率分配到第一天线元件(2)，其特征在于，微波功率分配系统(3)被耦合到第二天线元件(7)。
16.根据权利要求15所述的天线系统(1)，其特征在于功率分配系统包括第一波导(6)的组件，其被耦合到以基本上垂直于第一天线元件(2)的角度导向的第二天线元件(7)，其中第一T/R单元(4)被耦合到第一波导(6)以用于把微波能量分配到第二天线元件(7)。
17.根据权利要求15或16所述的天线系统(1)，其特征在于，第一波导(6)的组件被安装在脊背单元(8)的顶面(11)和/或底面(12)上和/或脊背单元(8)内部。
18.根据权利要求15-17中任一项所述的天线系统(1)，其特征在于第一天线元件(2)被至少纵向地定位在脊背单元(8)的每个长侧面(9)上，并且第二天线元件(7)结合一个短侧面(10)或两个短侧面而被定位。
19.根据权利要求15-18中任一项所述的天线系统(1)，其特征在于天线装置(14)被连接到第一波导(6)，以使得由第一T/R单元(4)供应的微波功率能够由天线系统(1)如此分配以使得由雷达系统在从一个短侧面或两个短侧面外出的方向-即当脊背单元(8)被安装在飞机(13)上时在飞机的前向方向和/或后向方向-上执行方位扫描。
20.根据权利要求15-19中任一项所述的天线系统(1)，其特征在于，第二天线元件(7)被连接到第二T/R单元(16)，第二T/R单元被安排成被如此控制以使得由第一T/R单元(4)供应的微波功率能够被天线系统(1)如此分配以使得由雷达系统在从一个短侧面(10)或两个短侧面(10)外出的方向-即当脊背单元(8)被安装在飞机(13)上时在飞机(13)的前向方向和/或后向方向-上执行仰角扫描。
21.根据权利要求15-20中任一项所述的天线系统(1)，其特征在于，第一天线元件(2)被连接到第一T/R单元(4)以使得由第一T/R单元(4)供应的微波功率能够被天线系统(1)如此分配以使得由雷达系统在从一个长侧面(9)或两个长侧面(9)外出的方向-即当脊背单元(8)被安装在飞机(13)上时在飞机(13)的横向方向-上执行方位扫描。
22.根据前述权利要求中任一项所述的天线系统(1)，其特征在于天线系统(1)包括控制装置，以用于控制第一T/R单元(4)并从而控制在第一和第二天线元件(2，7)之间的微波功率的相移。
23.根据前述权利要求中任一项所述的天线系统(1)，其特征在于天线装置(14)被基本上彼此平行地定位。
24.根据前述权利要求中任一项所述的天线系统(1)，其特征在于第二天线元件(7)被彼此连续地在高度方向上定位在天线装置(14)中。
CN2006800566821A 2006-12-18 2006-12-18 前视/后视机载雷达 Expired - Fee Related CN101584083B (zh)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/SE2006/050589 WO2008076020A1 (en) 2006-12-18 2006-12-18 Fore/aft looking airborne radar

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN101584083A true CN101584083A (zh) 2009-11-18
CN101584083B CN101584083B (zh) 2012-11-14

Family

ID=39536536

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2006800566821A Expired - Fee Related CN101584083B (zh) 2006-12-18 2006-12-18 前视/后视机载雷达

Country Status (4)

Country Link
US (1) US8094062B2 (zh)
EP (1) EP2122760A4 (zh)
CN (1) CN101584083B (zh)
WO (1) WO2008076020A1 (zh)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102509849A (zh) * 2011-12-01 2012-06-20 武汉滨湖电子有限责任公司 一种小型相控阵雷达天线固定结构
CN102798842A (zh) * 2012-07-16 2012-11-28 西安电子科技大学 前视阵列雷达的俯仰-慢时间空时二维自适应处理方法
CN104155654A (zh) * 2014-08-13 2014-11-19 芜湖航飞科技股份有限公司 一种机载雷达
CN111542967A (zh) * 2017-10-19 2020-08-14 索尼公司 天线设备
CN112055916A (zh) * 2018-05-01 2020-12-08 罗宾雷达设备有限公司 包括两个背对背定位的雷达天线模块的雷达系统以及容纳具有用于辐射和接收雷达波信号的空腔开槽波导天线阵列的天线模块的雷达系统
CN112490635A (zh) * 2020-11-05 2021-03-12 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种矩阵波导与飞机一体化集成方法及系统

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7861969B2 (en) 2007-05-24 2011-01-04 The Boeing Company Shaped composite stringers and methods of making
US7879276B2 (en) 2007-11-08 2011-02-01 The Boeing Company Foam stiffened hollow composite stringer
US8540921B2 (en) 2008-11-25 2013-09-24 The Boeing Company Method of forming a reinforced foam-filled composite stringer
US8500066B2 (en) * 2009-06-12 2013-08-06 The Boeing Company Method and apparatus for wireless aircraft communications and power system using fuselage stringers
US8570152B2 (en) 2009-07-23 2013-10-29 The Boeing Company Method and apparatus for wireless sensing with power harvesting of a wireless signal
US8617687B2 (en) 2009-08-03 2013-12-31 The Boeing Company Multi-functional aircraft structures
IT201800005847A1 (it) * 2018-05-30 2019-11-30 Apparato di telecomunicazione

Family Cites Families (42)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1874935A (en) * 1928-06-12 1932-08-30 Rca Corp Radio receiving system for aircraft
US2136532A (en) * 1937-02-15 1938-11-15 Ben J Chromy Radio antenna
BE434759A (zh) * 1938-06-24
US2376393A (en) * 1941-12-04 1945-05-22 Hiram W Sheridan Radio communication system
US2368298A (en) * 1942-07-11 1945-01-30 Republic Aviat Corp Aircraft structure
US2617934A (en) * 1945-05-02 1952-11-11 Edward B Mcmillan Antenna housing
US2555857A (en) * 1948-11-24 1951-06-05 Airborne Instr Lab Inc Antenna system
GB682274A (en) * 1950-05-10 1952-11-05 Decca Record Co Ltd Improvements in or relating to aircraft receiving antennae
US3101469A (en) * 1953-05-28 1963-08-20 Varian Associates Phase coherent radar system
US3045236A (en) * 1954-09-28 1962-07-17 Lockheed Aircraft Corp Rotatable radomes for aircraft
US2929581A (en) * 1954-11-26 1960-03-22 Goodyear Aircraft Corp Airship-enclosed radar unit
US2980910A (en) * 1956-11-14 1961-04-18 Sud Aviation Aircraft aerial for decametric-waves
US2980909A (en) * 1956-12-03 1961-04-18 Chance Vought Corp Reduced-height radome-antenna
US3039095A (en) * 1957-01-14 1962-06-12 Josephson Bengt Adolf Samuel Broadband aircraft foil antenna
US3026516A (en) * 1957-12-02 1962-03-20 Lockheed Aircraft Corp Rotatable radome for aircraft
US2949606A (en) * 1958-07-31 1960-08-16 Dorne And Margolin Inc Slotted airfoil ultra high frequency antenna
GB940292A (en) * 1958-11-28 1963-10-30 Avel Corp Geneva Improvements in or relating to colision warning apparatus
US3086204A (en) * 1959-11-27 1963-04-16 Andrew Alford Island antenna for installation on aircraft
US3220006A (en) * 1961-06-05 1965-11-23 Bazar Ground plane vhf antenna comprising blade - type dipole configuration obtained by reflecting monopole in ground plane
US3210764A (en) * 1961-12-29 1965-10-05 Collins Radio Co Dual band blade antenna with filtering and matching network on blade
US3283327A (en) * 1963-08-26 1966-11-01 Stoddart Aircraft Radio Inc Sheet type fin antenna having loop fed excitation
US3390393A (en) * 1964-09-17 1968-06-25 Bell Aerospace Corp Airfoil radar antenna
US3404396A (en) * 1967-01-24 1968-10-01 Boeing Co Airborne clear air turbulence radar
US3613098A (en) * 1969-05-12 1971-10-12 Sanders Associates Inc Electrically small cavity antenna
US3737906A (en) * 1971-11-18 1973-06-05 Mini Of National Defence Electrically steerable aircraft mounted antenna
US4072952A (en) * 1976-10-04 1978-02-07 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Microwave landing system antenna
US4129866A (en) * 1977-03-21 1978-12-12 Turco J Method of scanning a radar antenna to effect improved radar operation
US4662588A (en) * 1982-04-15 1987-05-05 Charles Henderson Airplane configured with a moveable disk structure
US4716417A (en) * 1985-02-13 1987-12-29 Grumman Aerospace Corporation Aircraft skin antenna
US4870426A (en) * 1988-08-22 1989-09-26 The Boeing Company Dual band antenna element
JP2939561B2 (ja) * 1989-09-08 1999-08-25 東洋通信機株式会社 マイクロストリップアンテナシステム
IL92325A (en) * 1989-11-16 1994-06-24 Israel Aircraft Ind Ltd Airborne early warning radar system
US5049891A (en) * 1990-02-23 1991-09-17 Grumman Aerospace Corporation Radome-antenna installation with rotating equipment rack
US5132693A (en) * 1990-05-31 1992-07-21 The Boeing Company Radar apparatus
US5405107A (en) * 1992-09-10 1995-04-11 Bruno; Joseph W. Radar transmitting structures
US5923302A (en) * 1995-06-12 1999-07-13 Northrop Grumman Corporation Full coverage antenna array including side looking and end-free antenna arrays having comparable gain
JP3663703B2 (ja) * 1995-12-05 2005-06-22 株式会社デンソー モノパルスレーダ装置
US5986611A (en) * 1998-07-10 1999-11-16 Northrop Grumman Corporation Steerable disk antenna
US6052078A (en) * 1998-11-12 2000-04-18 Northrop Grumman Corporation Apparatus for overcoming the blockage effect of an object in the path of a radiating beam of RF energy
US6844855B2 (en) * 2002-01-25 2005-01-18 The Boeing Company Aircraft phased array antenna structure including adjacently supported equipment
US20050231416A1 (en) * 2004-04-14 2005-10-20 Rowe Richard L Relational millimeter-wave interrogating
US7295165B2 (en) * 2005-04-22 2007-11-13 The Boeing Company Phased array antenna choke plate method and apparatus

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102509849A (zh) * 2011-12-01 2012-06-20 武汉滨湖电子有限责任公司 一种小型相控阵雷达天线固定结构
CN102798842A (zh) * 2012-07-16 2012-11-28 西安电子科技大学 前视阵列雷达的俯仰-慢时间空时二维自适应处理方法
CN102798842B (zh) * 2012-07-16 2014-03-12 西安电子科技大学 前视阵列雷达的俯仰-慢时间空时二维自适应处理方法
CN104155654A (zh) * 2014-08-13 2014-11-19 芜湖航飞科技股份有限公司 一种机载雷达
CN111542967A (zh) * 2017-10-19 2020-08-14 索尼公司 天线设备
CN111542967B (zh) * 2017-10-19 2022-03-29 索尼公司 天线设备
CN112055916A (zh) * 2018-05-01 2020-12-08 罗宾雷达设备有限公司 包括两个背对背定位的雷达天线模块的雷达系统以及容纳具有用于辐射和接收雷达波信号的空腔开槽波导天线阵列的天线模块的雷达系统
CN112490635A (zh) * 2020-11-05 2021-03-12 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种矩阵波导与飞机一体化集成方法及系统

Also Published As

Publication number Publication date
EP2122760A1 (en) 2009-11-25
CN101584083B (zh) 2012-11-14
EP2122760A4 (en) 2010-02-10
US8094062B2 (en) 2012-01-10
WO2008076020A1 (en) 2008-06-26
US20100090881A1 (en) 2010-04-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101584083B (zh) 前视/后视机载雷达
EP1958290B1 (en) Patch antenna element and application thereof in a phased array antenna
KR100655823B1 (ko) 콤팩트 ｃｔｓ 피드 및 ｍｅｍｓ 위상 시프터를 갖는광대역 2차원 전자 주사 어레이
EP1950830A1 (en) Dual-polarization, slot-mode antenna and associated methods
CN104769776A (zh) 阵列天线装置
CN108011190B (zh) 多频段一体化广域探测接收天线
CN109075453B (zh) 漏波开槽微带天线
CN101584080A (zh) 集成波导天线阵
EP0831552B1 (en) Array antenna, antenna device with the array antenna and antenna system employing the antenna device
CN111788742B (zh) 能够在多个频率下操作的交错天线阵列
US20190356060A1 (en) Method and apparatus for an orthogonal antenna array system
EP1018778B1 (en) Multi-layered patch antenna
US5923302A (en) Full coverage antenna array including side looking and end-free antenna arrays having comparable gain
WO2022030351A1 (ja) アレーアンテナ
CN108321545A (zh) 低剖面天线
JP2002198727A (ja) アンテナ装置
CN217158637U (zh) 一种寄生梳状天线
US6930647B2 (en) Semicircular radial antenna
EP2122759B1 (en) Microwave power distribution system for an airborne radar system
JPH04122103A (ja) 平面アンテナ
GB2480435A (en) Directional antenna with a leaky wave structure and a high impedance surface arrangement
EP4160816A1 (en) Ultra-low-cost 1d-scanning antenna array
JP3365406B2 (ja) アンテナ装置
EP0104173B1 (en) An electronically scanned antenna system having a linear array of yagi antennas
JPH04121111U (ja) 平面アンテナ

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20121114

Termination date: 20201218