1.一种高速飞行器有源相控阵天线在线自适应补偿方法，其特征在于，包括如下步骤：(1)确定弹载有源相控阵天线的结构参数和材料属性；

(2)在天线罩内表面和天线阵面上布置温度传感器；

(3)根据天线罩内表面温度采集信息，插值天线罩温度场分布；

(4)根据温度采集点位置坐标，计算天线罩沿厚度的法线方向，并确定沿天线罩厚度法线方向上的温度场分布；

(5)计算高温烧蚀后天线罩对应温度场下相对介电常数和损耗角正切的变化量；根据天线罩沿厚度法线方向的温度数值，计算天线罩的厚度烧蚀量；

(6)计算天线罩相对介电常数、损耗角正切和厚度变化后弹载有源相控阵天线的天线罩透射系数；

(7)根据天线阵面温度采集信息，插值整个阵面温度场；

(8)根据步骤(7)的温度场分布，结合热膨胀系数，计算天线阵面位移场分布，提取天线阵元的位置误差，计算弹载有源相控阵天线的空间相位误差；

(9)根据步骤(7)的温度场分布，确定阵面馈电系统的温度场，提取移相器和衰减器的温度，基于器件温漂性能，计算阵元激励电流幅相误差；

(10)根据步骤(6)得到的高温烧蚀后天线罩透射系数、步骤(8)得到的空间相位误差和步骤(9)得到的激励电流幅相误差，基于几何光学射线跟踪法，计算高温烧蚀下弹载有源相控阵天线的电性能；

步骤(10)中，高温烧蚀下弹载有源相控阵天线的电性能如下：式中，fn(θ,φ)为第n个天线阵元的方向图，n≤N，rn＝xni+ynh+znl表示第n个天线阵元的位置矢量，Δrn为第n个阵元的位置误差，r0为远区观察点方向的单位矢量，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；An为初始激励电流幅度，ΔAnt(T)为激励电流的幅度误差，ΔAnp(T)为阵面电源纹波对激励电流调制导致的幅度误差，为初始激励电流相位， 为阵面电源纹波导致的激励电流相位误差， 为移相器和衰减器性能温漂导致的馈电相位误差；TH'和TV'分别为水平极化场和垂直极化场透射系数的幅值，φM为电磁波的极化角， 为入射平面的夹角，η'H是水平极化场的插入相位移，δ为损耗角；

(11)对比初始电性能，计算阵元辐射性能的幅度变化率和相位变化量；

步骤(11)中，对比初始电性能，计算阵元辐射性能的幅度变化率和相位变化量，具体如下，将式(14)改写为

式中， 为理想天线罩的透射系数， 和 分别为天线罩材料参数与厚度变化导致的透射系数幅度变化率与相位变化量；

(12)计算对应的各天线阵元激励电流幅度和相位理论补偿量；

步骤(12)中，计算对应的各天线阵元激励电流幅度和相位理论补偿量，其分别为：式中， 为天线罩材料参数与厚度变化导致的透射系数幅度变化率，(13)考虑工程中移相器和衰减器的量化误差，得到自适应的激励电流实际幅度和相位补偿量；

所述步骤(13)具体步骤如下：

(13a)考虑数字移相器的位数，确定移相器的最小相移量，即 其中，d为数字移相器的位数；对比计算的理论相位补偿量 和移相器相移量 给出阵元相位补偿量：

式中，t为理论相位补偿量 除以移相器相移量 的商， 为阵元实际激励电流相位补偿量；

(13b)将计算的理论上无单位的激励电流幅度补偿量ΔAnc转换为以dB为单位的补偿量，确定归一化的激励电流幅度补偿量；

对式(18)的归一化激励电流幅度补偿量取对数为：ΔA″nc(dB)＝‑20lg(ΔA'nc)    (19)确定数字衰减器的最小步进值ΔAmin，得到激励电流幅度补偿量：根据天线阵元的相位补偿量和激励幅度补偿量，可以快速计算出能够直接用于工程中的阵列天线阵元激励电流幅度和相位补偿量，以对弹载有源相控阵天线的电性能进行在线自适应补偿。

2.根据权利要求1所述的一种高速飞行器有源相控阵天线在线自适应补偿方法，其特征在于，所述步骤(1)中，弹载有源相控阵天线的结构参数包括天线罩的初始厚度、天线阵元个数、间距、馈电系统分布位置和温度传感器的位置坐标；所述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所述的一种高速飞行器有源相控阵天线在线自适应补偿方法，其特征在于，所述步骤(3)，根据天线罩内表面第i个温度传感器采集的温度信息，设为Ti，i＝1～P，其中，P为温度传感器总个数，采用如下插值函数插值天线罩结构的温度场：式中，(xi,yi,zi)和(xj,yj,zj)分别为第i个温度传感器和第j个需要插值的位置处的位置坐标；wji为第i个位置处测量得到的温度数值Ti对于天线罩第j个位置处温度Tj的加权因子；m为防止测量点和插值点相同时设置的非零项微小数值，p为控制距离影响权重的因子，q为控制加权因子wji的因子。

4.根据权利要求1所述的一种高速飞行器有源相控阵天线在线自适应补偿方法，其特征在于，所述步骤(4)，具体步骤如下：(4a)根据温度采集点的位置坐标，计算天线罩沿厚度方向的法线方向矢量n＝(xi,yh,zl)，具体计算公式如下：

式中，(xi,yi,zi)、(xi+1,yi+1,zi+1)和(xi+2,yi+2,zi+2)分别为第i、i+1和i+2个温度传感器的位置坐标，i,h,l分别为三个坐标轴方向上的单位矢量；

(4b)根据天线罩厚度的法线方向矢量和天线罩内表面位置坐标，确定出沿厚度法线方向各点的位置坐标，结合天线罩的温度场分布，得到天线罩沿厚度法线方向的温度数值。

5.根据权利要求1所述的一种高速飞行器有源相控阵天线在线自适应补偿方法，其特征在于，步骤(6)具体步骤如下：(6a)在等效传输线模型中，天线罩材料介质中的等效传播常数 变化为：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分别为等效介质平板的厚度和厚度变化量；

针对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；

(6b)当天线罩的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，可得到等效传输线模型中转移矩阵为(6c)根据式(7)的转移矩阵，可计算出入射电磁波的透射系数，水平极化场EH和垂直极化场EV对应的透射系数 和 可表示为：式中， 为空气介质下的等效阻抗， 和 分别为对应的相位；

(6d)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＝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， 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。

6.根据权利要求5所述的一种高速飞行器有源相控阵天线在线自适应补偿方法，其特征在于，步骤(8)具体步骤如下：(8a)根据步骤(7)的温度场分布，计算该天线阵面的热变形：ΔV＝V0β(Ti‑T0)    (10)式中，β为天线阵面材料的体膨胀系数，T0为初始温度，Ti为烧蚀后的结构温度，V0为天线阵面初始体积；

(8b)根据天线阵面的体积变化，确定阵元的相对位置误差(Δxn,Δyn,Δzn)，计算阵列天线的空间相位误差：

式中，k＝2π/λ为传播常数，λ为电磁波波长，Δr＝Δxni+Δynh+Δznl为阵元的位置误差，r0＝sinθcosφi+sinθsinφj+cosθl为远区观察点方向的单位矢量，i,h,l分别为三个坐标轴方向上的单位矢量，θ、φ分别为俯仰和方位角度。

7.根据权利要求1所述的一种高速飞行器有源相控阵天线在线自适应补偿方法，其特征在于，步骤(9)中，温度对激励电流幅度的影响如下：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；

基于测试结果与数据分析，得到阵元激励电流的相位误差 为