СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ НА НАЗЕМНЫЕ ЦЕЛИ ПРИ ПОЛУАКТИВНОМ СИНТЕЗИРОВАНИИ АПЕРТУРЫ АНТЕННЫ

Изобретение относится к системам самонаведения летательных аппаратов (ЛА) на наземные цели, использующих для измерения координат целей радиолокационные станции (РЛС) с синтезированием апертуры антенны (САА) и доплеровским обострением луча (ДОЛ) антенны.

В данных системах эффективность наведения в одинаково сильной степени зависит как от точности измерений координат целей, так и от способа наведения на них ЛА. В связи с этим, система наведения данного назначения должна обеспечить такую траекторию движения наводимого ЛА, при которой обеспечивается и высокая точность измерений координат наземной цели и высокая точность наведения.

Среди известных радиолокационных измерителей координат наземных целей наиболее эффективными являются РЛС с САА, которые позволяют в любых метеоусловиях получить высокую детальность изображения земной поверхности, приближающуюся к фотоизображениям [1-3], и, как следствие, производить высокоточные измерения координат целей. В связи со сказанным, наиболее эффективными способами наведения являются способы, позволяющие применять на наводимом ЛА РЛС с САА или ДОЛ.

В настоящее время наибольшее распространение методы синтезирования апертуры антенны получили в активных системах самонаведения ракет "воздух-поверхность" и ударных самолетов, действующих по наземным целям [1-4, 6-8]. Однако активным системам самонаведения присущи следующие недостатки [4]:
1. В таких системах для обеспечения требуемой детальности изображения земной поверхности при использовании САА траектория полета наводимого ЛА принципиально должна быть криволинейной, что негативно отражается на точности прицеливания и приводит к потере дальности действия до 15%.

2. Небольшая дальность действия активной системы наведения из-за малой мощности передатчика, устанавливаемого на наводимом ЛА.

3. Низкая скрытность процесса наведения, предопределяемая излучением передатчика наводимого ЛА.

В связи с отмеченными недостатками весьма перспективным является использование полуактивных систем самонаведения ЛА с синтезированием на них апертуры антенны [3, 9]. В этих системах самонаведения используется два ЛА, которые образуют две подвижные позиции: передающую и приемную, причем приемная позиция наводится практически по прямолинейной траектории непосредственно на цель. Каждая из подвижных позиций оснащена своей РЛС, которые образуют бистатическую радиолокационную систему [10].

Специфика полуактивного САА состоит в том, что высокое линейное разрешение целей в РЛС приемной позиции достигается за счет специально организованного движения ЛА передающей позиции при движении ЛА приемной позиции непосредственно в направлении на цель [3, стр.278].

В ракетной технике способ полуактивного самонаведения используется достаточно широко, но при наведении на воздушные цели. При этом для формирования параметра траекторного управления ракетой, как правило, применяются различные разновидности способа пропорционального наведения, а в ее РЛС реализуется режим ДОЛ или САА. Подсвет цели обеспечивается РЛС истребителя, система управления которого должна обеспечить такую траекторию его движения, при которой наводимая ракета и цель должны всегда находится в пределах телесного угла, величина которого определяется шириной диаграммы направленности антенны РЛС.

Известен способ одновременного наведения ракеты "воздух-воздух" и полета истребителя в наивыгоднейшую точку встречи с целью [5, стр.238; 11, стр.96]. При равномерном и прямолинейном движении цели истребитель и ракета после пуска перемещаются также прямолинейно и равномерно. При идеальном самонаведении ракеты в таких условиях угловая скорость линии визирования ракета-цель равна нулю. При подобном способе полуактивного самонаведения ракеты и указанном условии движения цели не требуется изменять траекторию полета истребителя.

В качестве сигналов подсвета целей при наведении ракет "воздух-воздух" используются непрерывные либо дискретно-непрерывные сигналы [5, стр.237, 312; 11, стр.84]. Селекция сигналов цели в РЛС ракеты осуществляется на фоне отражений от земной поверхности с помощью узкополосного доплеровского фильтра. При наведении на приближающуюся цель отражения от земной поверхности не влияют на функционирование РЛС, так как скорость сближения с целью больше, чем скорость сближения с землей. При атаке цели на догонных курсах спектр частот отраженных от нее сигналов попадает в область спектра сигнала, поступающего от земной поверхности по боковым лепесткам диаграммы направленности антенны, которые лежат ниже основного лепестка. Как правило, в полосе пропускания узкополосного доплеровского фильтра сигнал цели превышает по мощности сигнал, отраженный от земной поверхности. Поэтому на догонных курсах также возможно измерение скорости сближения, угловых координат и их производных по времени.

Однако указанный способ полуактивного самонаведения, так же как и другие способы полуактивного самонаведения на воздушные цели, нельзя использовать при наведении на малоподвижные наземные цели. Объясняется это тем, что при таком способе наведения на наземную цель спектр отраженного от нее сигнала располагается в области, соответствующей отражениям от земной поверхности в направлении основного лепестка диаграммы направленности антенны РЛС. Кроме того, при наведении на неподвижную наземную цель угол упреждения принципиально мал, поскольку необходимо парировать лишь снос ракеты, обусловленный ветром. В результате чего линейное разрешение по угловой координате резко падает, что приводит к росту мощности отраженного от земной поверхности сигнала, проходящего через узкополосный доплеровский фильтр, по сравнению со случаем больших углов упреждения.

Обобщая сказанное, можно утверждать, что получить высокое линейное разрешение наземной цели при полуактивном синтезировании апертуры антенны при движении ЛА приемной позиции непосредственно на цель можно лишь за счет специально организованного движения ЛА передающей позиции. При этом выбором траектории движения ЛА приемной позиции достигается минимизация ошибок наведения, в частности промаха, а движение ЛА передающей позиции оптимизируется исходя из получения требуемой линейной разрешающей способности в РЛС приемной позиции [3, стр.278].

Для пояснения сказанного рассмотрим возможный вариант функционирования системы наведения ракеты "воздух-поверхность" на наземную цель при полуактивном синтезировании апертуры антенны и приведем основные зависимости линейного разрешения по азимуту от условий применения. Пусть на самолете, находящемся в точке О_с (фиг.1) на удалении Д_с от неподвижной цели О_ц и движущемся со скоростью V_c под углом ϕ_c к ней, формируется сигнал подсвета с длиной волны λ, который после отражения от цели принимается на ракете, расположенной в точке О_р на удалении Д_р от цели и движущейся со скоростью V_p под углом ϕ_p к ней.

Доплеровская частота сигнала f_дрц отраженного от цели и принимаемого на ракете определяется соотношением
f_дрц = (V_ccosϕ_c+V_pcosϕ_p)/λ. (1)
В свою очередь доплеровскую частоту сигнала f_дрр, отраженного от точки О_рр земной поверхности, удаленной от цели на расстоянии О_цО_рр, равное требуемому линейному разрешению Δl_т, можно рассчитать по формуле

В зависимости от точности аппроксимации частоты f_дрр (2), могут быть получены различные формулы, связывающие между собой требуемое разрешение Δl_т с условиями применения самолета и ракеты, определяемыми конкретными значениями V_c, ϕ_c, V_p, ϕ_p. Рассмотрим наиболее простой случай, который базируется на аппроксимации частоты f_дрр рядом Тейлора с использованием линейных членов разложения. При таких условиях

где было учтено равенство (1).

Для того чтобы разрешить точки О_ц и О_рр, полоса пропускания приемника ракеты ΔF не должна превышать величины

где и - угловые скорости линии визирования цели в горизонтальной плоскости соответственно с самолета и с ракеты. Из выражения (4) можно получить, что требуемое разрешение Δl_т на ракете, определяемое соотношением

зависит от длины волны λ сигнала подсвета цели, полосы пропускания ΔF приемника ракеты и динамики взаимного перемещения самолета и ракеты относительно цели, определяемой ω_гc и ω_гp. В свою очередь из выражения (5) следует, что для получения на ракете требуемого разрешения Δl_т, самолет должен перемещаться таким образом, чтобы угловая скорость линии визирования ω_гc удовлетворяла требованию

где ω_гт - требуемое значение угловой скорости линии визирования цели.

Из выражения (6) видно, что траектория движения самолета определяется требуемым разрешением Δl_т, полосой пропускания ΔF приемника ракеты, длиной волны λ сигнала подсвета цели и динамикой взаимного перемещения ракеты относительно цели, определяемой ω_гp/, а следовательно, и законом наведения ракеты. Для реализации требуемой траектории движения самолета на него с ракеты необходимо передавать значение угловой скорости ω_гp линии визирования цели. При использовании на ракете метода пропорционального наведения на наземную неподвижную цель, когда ω_гp≈0, самолет движется по траектории, соответствующей условию

Из известных способов наведения летательных аппаратов на наземные цели с синтезированием апертуры антенны наиболее близким аналогом (прототипом) является способ самонаведения, описанный в литературе [4], который в горизонтальной плоскости характеризуется следующим алгоритмом траекторного управления:

где Δ_г - сигнал управления ЛА в горизонтальной плоскости;

- требуемое значение угловой скорости вращения линии визирования цели ω_г, при котором обеспечивается требуемое линейное разрешение цели по углу в горизонтальной плоскости Δl_т; Д_н - значение дальности до цели в начале наведения; Д_к - известное значение дальности окончания наведения, зависящее от типа наводимого ЛА; V_cб - значение скорости сближения ЛА с целью; j_г - значение поперечного ускорения ЛА в горизонтальной плоскости; к_уст - коэффициент, определяющий точность наведения и стабилизацию линейного разрешения по углу в горизонтальной плоскости; λ - длина волны РЛС; ΔF - полоса пропускания приемника РЛС.

Данный алгоритм траекторного управления одновременно обеспечивает как требуемое линейное разрешение по азимуту за счет использования ω_гт (9), так и минимизацию текущего промаха [5, стр.183]

за счет минимизации ω_г. В формуле (10) Д - текущая дальность от ЛА до цели.

Однако в силу того, что в представленной в [4] системе самонаведения используется активное САА, то ей присущи следующие недостатки: 1) для обеспечения требуемой детальности изображения земной поверхности
при использовании САА траектория полета наводимой на цель ракеты принципиально должна быть криволинейной, что снижает точность наведения и приводит к потере дальности действия; 2) небольшая дальность действия из-за малой мощности передатчика ракеты.

Таким образом, задачей изобретения является обеспечение высокоточного наведения ракет на малоподвижные наземные цели по траекториям, близким к прямолинейным, и увеличение дальности действия системы наведения. Кроме того, реализация предложенного изобретения позволит повысить скрытность системы наведения.

Поставленная задача достигается тем, что обеспечивается одновременное наведение двух летательных аппаратов: летательного аппарата передающей позиции (самолета) и летательного аппарата приемной позиции (ракеты). При этом движение ракеты будет осуществляться практически по прямолинейной траектории с минимальным текущим промахом, а движение самолета - по траектории, при которой в РЛС ракеты реализуется режим САА или ДОЛ.

Заявленный способ наведения летательных аппаратов на наземные цели при полуактивном САА осуществляется в следующем порядке. С РЛС ЛА передающей позиции излучают сигналы подсвета цели. На основе отраженных от цели сигналов на ЛА приемной позиции измеряют значения скорости его сближения с целью и угловую скорость линии визирования цели в горизонтальной плоскости. Измеряют поперечное ускорение ЛА приемной позиции в горизонтальной плоскости. Формируют сигнал управления Δ_гр ЛА приемной позиции в горизонтальной плоскости по закону

где Д_н - значение дальности до цели в начале наведения; Д_к - известное значение дальности окончания наведения, зависящее от типа ЛА приемной позиции.

С ЛА приемной позиции по линии передачи данных на ЛА передающей позиции передают измеренное значение угловой скорости линии визирования цели.

На основе отраженных от цели сигналов на борту ЛА передающей позиции измеряют дальность от него до наземной цели и угловую скорость линии визирования цели. Измеряют поперечное ускорение ЛА передающей позиции в горизонтальной плоскости. Рассчитывают значение требуемой угловой скорости ω_гт линии визирования цели по формуле

где λ - длина волны сигнала подсвета цели, ΔF - полоса пропускания приемника РЛС приемной позиции, Δl_т - требуемое значение линейного разрешения РЛС приемной позиции по углу.

Формируют сигнал управления Δ_гс ЛА передающей позиции в горизонтальной плоскости в соответствии с формулой

где q_ω - постоянный коэффициент.

В соответствии с сигналами управления Δ_гp (11) и Δ_гc (13) осуществляют управление летательными аппаратами соответственно приемной и передающих позиций.

В сигнале управления (13): ω_гт - определяет требуемое значение угловой скорости линии визирования цели, обеспечивающее заданное линейное разрешение по углу Δl_тр в горизонтальной плоскости в РЛС приемной позиции; значение весового множителя обратно пропорционально дальности до цели, что предопределяет повышение чувствительности сигнала управления Δ_гc к несоответствию Δ_гт и на малых дальностях ЛА передающей позиции от цели.

Из выражений (11)-(13) следует, что по сравнению с сигналом управления (8) прототипа, сигнал управления ЛА приемной позиции отличается отсутствием слагаемого ω_гт, учитывающего необходимость стабилизации требуемого линейного разрешения Δl_т РЛС приемной позиции по углу, и обеспечивает только минимизацию текущего промаха (10). В свою очередь, сигнал управления ЛА передающей позиции (13) отличается от (8) наличием дополнительного слагаемого, учитывающего угловую скорость ω_гp линии визирования цели с ЛА приемной позиции и другим весовым множителем при формировании требуемой угловой скорости ω_гт (12) линии визирования цели.

Фиг.1 поясняет геометрические соотношения между координатами абсолютного и относительного движения летательных аппаратов и наземной цели в горизонтальной плоскости.

На фиг. 2 представлена упрощенная структурная схема возможного варианта полуактивной системы наведения ЛА на наземные цели, реализующей предлагаемый способ наведения, где:
1 - ЛА передающей позиции;
2 - акселерометр ЛА передающей позиции;
3 - вычислитель сигналов управления ЛА передающей позиции;
4 - измеритель дальности РЛС ЛА передающей позиции;
5 - передатчик РЛС ЛА передающей позиции;
6 - система управления ЛА передающей позиции;
7 - угломер РЛС ЛА передающей позиции;
8 - приемник РЛС ЛА передающей позиции;
9 - антенна РЛС ЛА передающей позиции;
10 - цель;
11 - приемная антенна линии передачи данных;
12 - приемник линии передачи данных;
13 - вычислитель требуемого значения угловой скорости линии визирования цели;
14 - антенна РЛС ЛА приемной позиции;
15 - передающая антенна линии передачи данных;
16 - передатчик линии передачи данных;
17 - угломер РЛС ЛА приемной позиции;
18 - приемник РЛС ЛА приемной позиции;
19 - акселерометр ЛА приемной позиции;
20 - ЛА приемной позиции;
21 - система управления ЛА приемной позиции;
22 - вычислитель сигналов управления ЛА приемной позиции;
23 - измеритель скорости РЛС ЛА приемной позиции.

На фиг.2 пунктирными линиями показаны связи посредством радиосигналов.

Примечание. Принципы построения РЛС передающей и приемных позиций и их структурные схемы применительно к различным режимам работы САА подробно описаны в литературе [1-3, 10]. Принципам построения линий передачи данных посвящена обширная литература, в частности [12]. В связи со сказанным, представленная структурная схема функционирования системы наведения дана в упрощенном виде.

Заявленный способ наведения летательных аппаратов на наземные цели при полуактивном САА осуществляется следующим образом.

Высокочастотный сигнал, формируемый в передатчике РЛС ЛА передающей позиции 5, через антенную систему РЛС ЛА передающей позиции 9 излучается в направлении цели 10. Отраженный от цели 10 сигнал, принимаемый антенной РЛС ЛА приемной позиции 14, поступает на вход приемника РЛС ЛА приемной позиции 18, где происходит выделение сигнала, отраженного от цели, на фоне шумов, в частности, за счет узкополосной доплеровской фильтрации при использовании режима СА антенны. С выхода приемника РЛС ЛА приемной позиции 18 сигнал подают на вход угломера РЛС ЛА приемной позиции 17, в котором измеряют угловую скорость линии визирования цели и подают ее в привод антенны РЛС ЛА приемной позиции 14, доворачивающий ее в направлении цели.

Кроме того, измеренное значение угловой скорости линии визирования цели подают в вычислитель сигналов управления ЛА приемной позиции 22 и в передатчик линии передачи данных 16 для модуляции его сигнала, излучаемого затем передающей антенной линии передачи данных 15 в направлении ЛА передающей позиции.

Помимо этого, сигнал с выхода приемника РЛС ЛА приемной позиции 18 подают в измеритель скорости РЛС ЛА приемной позиции 23, в котором на его основе измеряют скорость сближения ЛА приемной позиции с целью, которую затем подают в вычислитель сигналов управления ЛА приемной позиции 22, куда одновременно из акселерометра ЛА приемной позиции 19 подают измеренное значение поперечного ускорения ЛА приемной позиции в горизонтальной плоскости. В вычислителе сигналов управления ЛА приемной позиции 22 на основе измеренных значений а также заранее введенных значений дальностей начала Д_н и окончания Д_н наведения в соответствии с формулой (4) формируют сигнал управления Δ_гр, подаваемый в систему управления ЛА приемной позиции 21, которая отклоняет рулевые органы ЛА приемной позиции 20, обеспечивая его полет по траектории, минимизирующей текущий промах.

Одновременно сигналы, отраженные от цели 10, принимают антенной системой РЛС ЛА передающей позиции 9 и подают их в приемник РЛС ЛА передающей позиции 8, в котором происходит частотная селекция сигналов цели. Сигналы с выхода приемника РЛС ЛА передающей позиции 8 подают на вход измерителя дальности РЛС ЛА передающей позиции 4, в котором на их основе измеряют дальность до цели и подают ее в вычислитель сигналов управления ЛА передающей позиции 3.

Одновременно сигналы из приемника РЛС ЛА передающей позиции 8 подают в угломер РЛС ЛА передающей позиции 7, в котором формируют сигналы управления положением антенной системой РЛС ЛА передающей позиции 9 и измеренные значения угловой скорости линии визирования цели, подаваемые в вычислитель сигналов управления ЛА передающей позиции 3, куда из акселерометра ЛА передающей позиции 2 подают измеренные значения поперечного ускорения ЛА передающей позиции в горизонтальной плоскости.

Вычислитель требуемого значения угловой скорости линии визирования 13 на основе заранее введенных значений полосы пропускания ΔF приемника РЛС приемной позиции, требуемого линейного разрешения Δl_т РЛС приемной позиции по углу в горизонтальной плоскости и длины волны λ определяет требуемое значение угловой скорости ω_гт линии визирования в соответствии с формулой (5), которое подают в вычислитель сигналов управления ЛА передающей позиции 3, где в соответствии с формулой (6) рассчитывают сигнал управления Δ_гс ЛА передающей позиции в горизонтальной плоскости. В системе управления ЛА передающей позиции 6 происходит преобразование сформированного сигнала управления Δ_гс в горизонтальной плоскости в соответствующие управляющие воздействия, которые приводят к отклонению рулевых органов ЛА передающей позиции. В результате ЛА передающей позиции движется по такой траектории, при которой в РЛС приемной позиции реализуется режим СА антенны.

Заявленный способ наведения летательных аппаратов не накладывает никаких ограничений на величины поперечных ускорений и угловых скоростей линии визирования обоих ЛА, а также элементную базу и быстродействие вычислителей.

Использование изобретения позволит обеспечить траекторию движения ЛА приемной позиции с минимальным текущим промахом и траекторию движения ЛА передающей позиции, при которой в РЛС приемной позиции обеспечивается режим САА. Это позволит обеспечить высокоточное наведение ЛА приемной позиции на малоразмерные малоподвижные наземные цели по траектории, близкой к прямолинейной. Кроме того, реализация предложенного изобретения позволяет повысить скрытность наведения и увеличить дальность системы наведения.

Источники информации
1. Антипов В. Н., Исаев С.А., Лавров А.А., Меркулов В.И. Многофункциональные радиолокационные комплексы истребителей. - М.: Воениздат, 1994.

2. Радиолокационные станции с цифровым синтезированием апертуры антенны / Под ред. В.Г. Горяинова. - М.: Радио и связь. 1988.

3. Герасимов А.А., Колтышев Е.Е. и др. Радиовидение / Под ред. Г.С. Кондратенкова. - М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1997.

4. Курилкин В.В., Меркулов В.И., Викулов О.В., Шуклин А.И. Способ пропорционального самонаведения летательных аппаратов на наземные объекты. Патент RU 2148235.

5. Меркулов В.И., Лепин В.Н. Авиационные системы радиоуправления, ч.1, ч.2. - М.: Радио и связь, 1997.

6. Меркулов В.И., Курилкин В.В., Шуклин А.И. Алгоритм траекторного управления ракетой "воздух-поверхность", использующей синтезирование апертуры антенны. Патент RU 2164654.

7. Меркулов В.И., Курилкин В.В., Саблин В.Н., Шуклин А.И. Алгоритм пропорционального самонаведения ракет "воздух-поверхность" с синтезированием апертуры. - Радиотехника, 2000, 7, стр.47-54.

8. Меркулов В.И., Курилкин В.В., Шуклин А.И. Алгоритм траекторного управления ракетой "воздух-поверхность", использующий синтезирование апертуры антенны. - Радиотехника, 2000, 3, стр.69-75.

9. Антипов В. Н. Разрешающая способность полуактивных РЛС с синтезированной апертурой. - Радиотехника, 1987, 5, стр.66-68.

10. Черняк B. C. Многопозиционная радиолокация. - М.: Радио и связь, 1993.

11. Максимов М.В., Горгонов Г.И. Радиоэлектронные системы самонаведения. - М.: Радио и связь, 1982.

12. Авиационные системы радиоуправления, ч.3, ч. 4. В.И. Меркулов, Чернов B.C. и др. / Под ред. В.И. Меркулова. - М.: Радио и связь, 1998.