1.一种基于全域逼近的高速飞行器阵列天线扫描性能补偿方法，其特征在于，包括如下步骤：(1)确定弹载阵列天线的结构参数和材料属性；

(2)根据飞行要求确定弹载阵列天线随时间变化的飞行高度、飞行速度和攻角；

(3)根据步骤(2)中的飞行速度，采用等熵温度方程计算弹载阵列天线的天线罩驻点温度；

(4)根据步骤(3)得到的天线罩驻点温度，基于真实气体效应，确定高超声速飞行过程中天线罩周围空气的组分；

(5)根据步骤(4)得到的空气组分，采用气动热分析确定天线罩表面的热流密度分布，并进行瞬态热分析仿真弹载阵列天线的高温烧蚀过程；

(6)提取飞行过程中某时刻天线罩的温度场分布和烧蚀形貌，根据天线罩材料属性随温度的变化规律，计算天线罩相对介电常数和损耗角正切的变化量，根据天线罩内外表面网格的对应关系，计算天线罩的厚度烧蚀量；

(7)计算天线罩相对介电常数、损耗角正切和厚度变化后弹载阵列天线的天线罩透射系数；

(8)提取弹载阵列天线阵面馈电系统的温度场分布，分别计算衰减器和移相器性能温漂、阵面电源纹波变化导致的天线阵元激励电流相位和幅度误差，对以上阵元激励电流幅度和相位误差进行叠加，得到高温下天线阵元激励电流的幅度和相位误差；

(9)根据步骤(7)得到的高温烧蚀后天线罩透射系数和步骤(8)得到的天线阵元激励电流幅度和相位误差，基于几何光学射线跟踪法，计算高温烧蚀下弹载阵列天线的电性能；

(10)调整天线阵元的激励电流，使补偿前后弹载阵列天线的电性能平方误差最小；

(11)在选定扫描角αp下，离散全空域不同方位俯仰角下补偿前后弹载阵列天线的电性能；

(12)在多个扫描角下构建分块矩阵，基于最小平方误差原理，计算调整后天线阵元的激励电流；

(13)对比理想激励电流，得到天线阵元激励电流的幅度和相位调整量。

2.根据权利要求1所述的基于全域逼近的高速飞行器阵列天线扫描性能补偿方法，其特征在于，所述步骤(1)中，弹载阵列天线的结构参数包括天线罩的初始厚度、天线阵元行数、列数、排列间距和馈电系统分布位置；材料属性包括材料的比热容c、导热系数λ、密度ρ和材料烧蚀临界温度TS。

3.根据权利要求1所述的基于全域逼近的高速飞行器阵列天线扫描性能补偿方法，其特征在于，所述步骤(3)根据步骤(2)中的飞行速度，采用等熵温度方程计算弹载阵列天线的天线罩驻点温度，等熵温度方程如下：2

Tt＝Tst·[1+M·(gamma‑1)/2] (1)其中，Tt是驻点温度，Tst是不同飞行高度对应的静态温度，M是马赫数飞行速度，gamma是理想热值气体的比热比。

4.根据权利要求1所述的基于全域逼近的高速飞行器阵列天线扫描性能补偿方法，其特征在于，所述步骤(4)中，确定高超声速飞行过程中天线罩周围空气的组成成分：①当驻点温度低于2500K，空气成分主要为氮气N2和氧气O2；

②当驻点温度在2500K‑4000K，氧气O2分离为两个氧原子2O，此时空气成分主要为氮气N2和两个氧原子2O；

③当驻点温度在4000K‑9000K，氮气N2分离为两个氮原子2N，此时空气成分主要为两个氮原子2N和两个氧原子2O。

5.根据权利要求1所述的基于全域逼近的高速飞行器阵列天线扫描性能补偿方法，其特征在于，所述步骤(5)具体包括以下步骤：(5a)在FLUENT软件中对弹载阵列天线进行气动热分析，根据步骤(4)得到的空气组成成分得到天线罩表面实时热流密度分布qw；

(5b)在ANSYS Multiphysics模块中建立弹载阵列天线的有限元模型，采用插值函数将FLUENT软件计算得到的热流密度加载到弹载阵列天线有限元模型中，具体插值函数如下式中，qwj为FLUENT软件中天线模型的第j个节点热流密度，qwi为ANSYS Multiphysics模块中天线模型第i个节点热流密度，wij为qwj相对于qwi的加权因子，dij为第i个节点和第j个节点之间的距离，ε为防止距离dij为零时的非零项微小数值；

(5c)在ANSYS Multiphysics模块中对弹载阵列天线的天线罩和内部阵列天线同时进行瞬态热分析，并采用“生死单元”方法模拟分析天线罩的动态烧蚀过程。

6.根据权利要求1所述的基于全域逼近的高速飞行器阵列天线扫描性能补偿方法，其特征在于，所述步骤(7)中，计算天线罩相对介电常数、损耗角正切和厚度变化后弹载阵列天线的天线罩透射系数，具体计算如下：(7a)在等效传输线模型中，天线罩材料介质中的等效传播常数 变为：式中，ε为相对介电常数，tanδ为损耗角正切，Δε和Δtanδ分别为温度导致的罩体材料相对介电常数和损耗角正切的变化量，λ为电磁波波长，αi为电磁波的入射角；

当天线罩的厚度改变，等效传输线的电尺寸 变化为：

式中，d和Δd分别为天线罩的厚度和厚度变化量；

水平极化波和垂直极化波，其等效阻抗分别改变为：

式中，j为虚数单位；

(7b)当天线罩材料参数和厚度同时改变，根据式(5)改变后的等效传输线电尺寸和式(6)改变后的等效阻抗，可得等效传输线模型中转移矩阵为(7c)根据式(7)的转移矩阵，计算在高温烧蚀影响下，水平极化场EH和垂直极化场EV对应的透射系数 和 为式中， 为空气介质下的等效阻抗，T′H和T′V分别为水平极化场和垂直极化场透射系数的幅值， 和 分别为对应的相位；

(7d)基于式(8)水平极化场和垂直极化场的透射系数，根据等效传输线理论可得入射电磁波主极化场En的透射系数式中，φM为电磁波的极化角，φM＝arcsin(nM0·En)，nM0为入射平面的单位垂线方向，En为电磁波的单位极化入射场， 为入射平面的夹角，其中，β为与电磁波极化角的互余角，δi

为水平极化场与垂直极化场的插入相位移之差，δ＝η′H‑η′V， 是水平极化场的插入相位移， 是垂直极化场的插入相位移。

7.根据权利要求1所述的基于全域逼近的高速飞行器阵列天线扫描性能补偿方法，其特征在于，所述步骤(8)按照以下步骤进行：(8a)提取天线阵面馈电系统的温度场分布；

(8b)计算移相器和衰减器的温漂性能导致的激励电流幅度和相位误差，温度对激励电流归一化幅度的影响如下：式中，T为阵面温度，ΔA′nt(T)为归一化激励幅度误差，激励电流的幅度误差可以表示为ΔAnt(T)＝ΔA′nt(T)·Anmax，其中Anmax为激励电流幅度的最大值；

阵元激励电流的相位误差 为：

(8c)确定阵面电源的温度数值，计算阵面电源纹波变化导致的天线阵元激励电流幅度ΔAnp(T)和相位误差 将其与移相器和衰减器温漂性能导致的激励电流幅相误差叠加，得到阵面高温影响下激励电流的幅度和相位误差为式中，An和 分别为阵元的初始激励电流幅度和相位，ΔAnt(T)和 分别为移相器和衰减器温漂性能导致的幅度和相位误差。

8.根据权利要求7所述的基于全域逼近的高速飞行器阵列天线扫描性能补偿方法，其特征在于，所述步骤(9)中，高温烧蚀下弹载阵列天线的电性能如下：式中，fn(θ,φ)为第n个天线阵元的方向图，n≤N；k＝2π/λ为传播常数，λ为电磁波波长，rn＝xni+ynl+znk表示第n个天线阵元的位置矢量，其中，xn、yn、zn分别为天线阵元在对应的x、y、z三个坐标轴方向上的位置坐标，i、l、k分别为三个坐标轴方向上的单位矢量，r0为远区观察点方向的单位矢量，j为虚数单位；

所述步骤(10)具体步骤如下：

(10a)假设在该扫描范围内补偿后的激励电流为 则补偿后的弹载天线电性能为：

式中，α是与阵列天线扫描角相关的电磁波入射角，Anc为补偿后天线阵元激励电流的幅度， 为补偿后天线阵元激励电流的相位；

(10b)在一定扫描范围内使补偿后弹载阵列天线电性能与理想电性能之间平方误差最小，即2

Min|[Ec(α,θ,φ)‑E0(α,θ,φ)]w(θ,φ)| (15)式中，w(θ,φ)是和全域范围内观察方位俯仰角有关的权重系数，E0(α,θ,φ)是弹载天线的理想电性能，即 其中为初始天线罩的透射系数。

9.根据权利要求8所述的基于全域逼近的高速飞行器阵列天线扫描性能补偿方法，其特征在于，所述步骤(11)中在选定扫描角αp(αmin≤αp≤αmax)下，将补偿后弹载阵列天线电性能和理想电性能在全域M个观测角度进行离散：2

Min|[Ec(αp,θm,φm)‑E0(αp,θm,φm)]w(θm,φm)| ,m＝1,2,…M (16)式中，w(θm,φm)是与观测角度有关的权重系数，E0(αp,θm,φm)是弹载天线理想电性能，Ec(αp,θm,φm)是补偿后的弹载天线电性能，θm,φm分别离散后的俯仰和方位角；

所述步骤(12)具体步骤如下：

(12a)分别将离散的补偿后弹载阵列天线电性能和理想弹载天线电性能表示为矩阵的乘积，即Ec＝UcIce (17)

E0＝U0I0 (18)

T T

式中，Ice和I0分别为补偿后和初始激励电流，Uc＝{Ucp} 和U0＝{U0p} 为构建的分块矩阵，p＝1～pmax，pmax是扫描范围内扫描角最大数，参数具体表示如下(12b)将式(17)和式(18)代入式(16)，可得如下方程2

Min|W(UcIce‑U0I0)| (23)

式中，W＝diag{w(θm,φm)},m＝1～M为离散后的权重系数矩阵；

基于最小平方误差原理，根据式(23)可计算得到补偿后激励电流为

10.根据权利要求9所述的基于全域逼近的高速飞行器阵列天线扫描性能补偿方法，其特征在于，所述步骤(13)中对比理想激励电流，得到天线阵元激励电流的幅度和相位补偿量：