Устройство углового сопровождения

Изобретение относится к области радиолокационной техники и представляет собой устройство углового сопровождения, предназначенное для применения в составе активных радиолокационных головок самонаведения управляемых ракет класса «воздух-воздух» или «земля-воздух». Достигаемый технический результат - повышение эффективности поражения цели при воздействии когерентных помех. Указанный результат достигается за счет того, что устройство углового сопровождения содержит определенным образом связанные между собой антенный блок, антенный переключатель, приемник опорного канала, антенный переключатель, приемник измерительного канала, передатчик, блок автоматической регулировки усиления, синхронный детектор, формирователь оценки, синтезатор поворота, а также содержит генератор синхросигнала с внешним запуском, вход которого соединен с выходом синхронизатора самолета-носителя, а выход с входом управляемого синхронизатора, один выход которого соединен с входом синхронизации передатчика, а второй выход - с входами синхронизации опорного и измерительного приемников, блок приема номера ракеты, вход которого подключен к соответствующему информационному выходу аппаратуры самолета-носителя, а выход соединен с управляющим входом управляемого синхронизатора, блок приема сигнала пуска, вход которого подключен к соответствующему информационному выходу аппаратуры самолета-носителя, а выход соединен с управляющим входом генератора синхросигнала. 1 ил.

 

Предложенное устройство относится к области радиолокационной техники и представляет собой устройство углового сопровождения, предназначенное для применения в составе активных радиолокационных головок самонаведения (АРГС) управляемых ракет класса «воздух-воздух» или «земля-воздух», использующих единую приемо-передающую антенну для излучения зондирующего и приема отраженных радиолокационных сигналов и предназначенных для поражения воздушных целей - постановщиков когерентных помех, преимущественно самолетов.

Анализ известных технических решений, приведенных, например, в работах:

1. А.И. Леонов, К.И. Фомичев «Моноимпульсная радиолокация», М.: «Радио и связь», 1984 г.

2. «Теоретические основы радиолокации» под ред. В.Е. Дулевича, М.: «Сов. радио», 1978 г., рис. 13.9а, стр. 379,

показывает, что данные радиолокационные устройства обеспечивают требуемую для наведения управляемых ракет с высокой вероятностью поражения точность сопровождения целей в беспомеховых ситуациях и в условиях действия большинства известных естественных и организованных помех. В то же время не обеспечивается их защищенность от действия такого вида помех, как когерентные. Это обусловлено механизмом воздействия когерентных помех на угловые дискриминаторы систем наведения. Известно, что, поскольку радиолокационные угломерные системы определяют направление на источник излучения (в данном случае на цель, как источник отраженного сигнала) как положение нормали к фазовому фронту радиолокационной волны, характеризующей положение некоторого эффективного центра отражения, то искажения фронта волны (по отношению к сферическому) приводят к ошибкам измерения, в том числе аномальным. Такие искажения фронта и соответствующие им ошибки измерения могут быть как естественного происхождения, вследствие особенностей характера отражения сигнала, так и иметь искусственно организованный характер. Как показано в работе «Теоретические основы радиолокации» под ред. Я.Д. Ширмана, М.: «Сов. радио», 1970 г., стр. 31, одновременное излучение из нескольких источников на одной частоте радиолокатор воспринимает как излучение из некоторого эффективного центра, местоположение которого в общем случае не совпадает ни с одним из реальных источников.

Организованные помехи, приводящие к искажению фазового фронта и формируемые целью - постановщиком помех путем излучения из нескольких точек (минимум из двух) взаимосвязанных по амплитуде и фазе сигналов, принято называть когерентными. Воздействие таких помех на радиолокационную систему наведения приводит к недопустимым промахам и уменьшению вероятности поражения цели вплоть до нуля. В частности, если амплитуды сигналов двух помеховых излучателей E₁ и Е₂ примерно равны, а фазовый сдвиг в точке приема близок к 180°, эффективный центр отражения будет лежать вне базы L (где L - расстояние между излучателями, устанавливаемыми на концах крыльев), т.е. за пределами контура цели. Поскольку наведение по измерениям радиолокатора будет осуществляться в некоторую нематериальную точку эффективного центра отражения, то реальная цель - постановщик помехи не будет поражена. Таким образом при правильном подборе помехопостановщиком амплитудных и фазовых соотношений помеховых сигналов эффективность когерентной помехи весьма высока и вероятность срыва наведения на цель стремится к 1, т.е. вероятность поражения цели стремится к 0.

Искажения фазового фронта радиоволн имеют место и при отражении от сложных целей, имеющих многоточечный характер отражения, и носят название «угловой шум» [«Справочник по радиолокации» под. ред. М. Сколника, М.: Сов радио, 1976 г., том 1, стр. 405-412]. Однако угловой шум имеет случайный характер, а аномальные ошибки, им обусловленные, при сопровождении типичных целей приемлемы с учетом фильтрующих свойств контура наведения. Однако, если искажения фазового фронта радиоволн имеют не случайный, а постоянный целенаправленный характер, как в случае применения когерентных полей, упомянутые выше способы и аналогичные им неэффективны, и либо не защищают от перенацеливания на мнимый источник, либо приводят к размыканию контура наведения, что приводит в итоге к одному результату - непоражению цели. Однако когерентные помехи не эффективны против многопозиционных, в частности бистатических (т.е. двухпозиционных) радиолокационных систем, когда передатчик зондирующего сигнала находится в одном месте, а приемник в другом, и между ними существует значительный бистатический угол.

Это свойство устойчивости к когерентным помехам при разнесенных по пространству передаче и приеме, присущее многопозиционным системам, легло в основу способа поражения цели-постановщика когерентных помех ракетами с активным радиолокационным самонаведением за счет специальной организации процесса наведения двух ракет и их взаимодействия между собой (см. патент РФ на изобретение №2468381, кл. G01S 3/72, F41G 7/22, F42B 15/00, 2012 г., «Способ поражения цели-постановщика когерентных помех ракетами с активными радиолокационными головками самонаведения»). Однако описанное в данном патенте устройство, реализующее данный способ поражения цели-источника когерентных помех, не обеспечивает в должной мере защиту от воздействия когерентных помех. Использование предлагаемого устройства углового сопровождения при реализации указанного выше способа поражения цели-источника когерентных помех обеспечит повышение помехозащищенности при воздействии когерентных помех.

Наиболее общая структурная схема устройства углового сопровождения (следящего измерителя направления) на основе углового дискриминатора, использующего единую приемо-передающую антенну для излучения зондирующего и приема отраженного радиолокационного сигналов, приведена на рис. 8.19а, стр. 299 в [А.А. Коростелев «Пространственно-временная теория радиосистем», М.: «Радио и связь», 1987 г., стр. 299]. Формирователь оценки и синтезатор поворота, образующие совместно с угловым дискриминатором устройство углового сопровождения, на рис 8.19а не показаны, но их подключение аналогично показанному на рис 8.18. Данные устройства также обеспечивают требуемую для наведения управляемых ракет точность сопровождения целей в беспомеховых ситуациях и в условиях действия большинства известных естественных и организованных помех. Однако и они не обеспечивают защищенность от действия такого вида помех как когерентные в силу вышеуказанных обстоятельств. Данное техническое решение принимается в качестве прототипа.

Настоящее изобретение направлено на решение задачи повышения эффективности поражения цели при воздействии когерентных помех.

Для решения этой задачи в известное устройство-прототип, содержащее приемо-передающую антенну с формирователем суммарного и разностного сигналов, которые образуют антенный блок, к суммарному выходу которого подключены последовательно соединенные антенный переключатель и приемник опорного канала, а к разностному выходу подключены последовательно соединенные антенный переключатель и приемник измерительного канала, передатчик, блок автоматической регулировки усиления, вход которого соединен с выходом приемника опорного канала, а выход подключен ко входам регулировки приемников опорного и измерительного каналов, синхронный детектор, входы которого соединены с выходами приемников опорного и измерительного каналов, а выход является выходом сигнала углового рассогласования и через последовательно соединенные формирователь оценки и синтезатор поворота связан с антенным блоком, дополнительно введены управляемый синхронизатор (коммутатор),генератор синхросигнала с внешним запуском, вход которого соединен с выходом синхронизатора самолета-носителя, а выход с входом управляемого синхронизатора (коммутатора), один выход которого соединен с входом синхронизации передатчика, а второй выход с входами синхронизации опорного и измерительного приемников, блок приема номера ракеты, вход которого подключен к соответствующему информационному выходу аппаратуры самолета-носителя, а выход соединен с управляющим входом управляемого синхронизатора (коммутатора), блок приема сигнала пуска, вход которого подключен к соответствующему информационному выходу аппаратуры самолета-носителя, а выход соединен с управляющим входом генератора синхросигнала.

При этом необходимо отметить, что для поражения постановщика когерентных помех необходимо одновременное применение двух ракет, в состав системы наведения каждой из которых входит предлагаемое устройство, в состав аппаратуры самолета-носителя должен входить синхронизатор, задающий общую для обеих ракет временную диаграмму работы, при этом приемники и передатчики обеих ракет должны быть настроены на одну частоту.

Введение этих блоков и связей, при условии применения двух ракет, обеспечивает возможность попеременных передачи зондирующего и приема отраженного от цели сигнала каждой из ракет. Причем интервалам излучения передатчика одной ракеты соответствуют интервалы приема отраженного сигнала на другой ракете. Следствием этого является формирование бистатической радиолокационной системы, нечувствительной (при достаточном разносе в пространстве передатчика и приемника) к действию когерентных помех. Структурная схема предлагаемого устройства приведена на фиг. 1. В состав предлагаемого устройства входят: образующие антенный блок (1) приемо-передающая антенна (2) и формирователь суммарного и разностного сигналов (3), к суммарному Σ выходу которого подключены последовательно соединенные антенный переключатель (4) и приемник опорного канала (5), а к разностному Δ выходу подключены последовательно соединенные антенный переключатель (6) и приемник измерительного канала (7), передатчик (8), блок автоматической регулировки усиления (9), вход которого соединен с выходом приемника опорного канала (5), а выход подключен ко входам регулировки приемников опорного (5) и измерительного (7) каналов, синхронный детектор (10), входы которого соединены с выходами приемников опорного (5) и измерительного (7) каналов, а выход является выходом сигнала углового рассогласования, формируемого устройством и поступающего в систему управления ракетой и на вход цепи, состоящей из последовательно соединенных формирователя оценки (11) и синтезатора поворота (12), выход которого связан с антенным блоком (1). (Указанные блоки и связи между ними образуют устройство-прототип, работа которого описана в указанном выше источнике информации).

Помимо этого в данное устройство для защиты от действия когерентных помех путем организации попеременного излучения зондирующего сигнала и его приема аппаратурой каждой из ракет и создания, таким образом, бистатической измерительной системы входят: генератор синхросигнала с внешним запуском (13), вход которого соединен с выходом синхронизатора самолета-носителя, а выход с входом управляемого синхронизатора (коммутатора) (14), один выход которого соединен с входом синхронизации передатчика (8), а второй выход с входами синхронизации опорного (5) и измерительного (7) приемников, блок приема номера ракеты (15), вход которого подключен к соответствующему информационному выходу аппаратуры самолета-носителя, а выход соединен с управляющим входом управляемого синхронизатора (14), блок приема сигнала пуска ракеты (16), (свидетельствующий о начале ее автономной работы и прекращении получения информации от носителя), вход которого подключен к соответствующему информационному выходу аппаратуры самолета-носителя, а выход соединен с управляющим входом генератора синхросигнала (13).

Предлагаемое устройство работает следующим образом. Получив от синхронизатора самолета-носителя синхросигнал, генераторы синхросигнала (13) угловых дискриминаторов обеих ракет начинают генерировать синфазные синхросигналы. Получив команду о пуске ракеты, через блок приема сигнала пуска (16) генераторы синхросигнала (13) переходят из режима внешнего запуска в режим внутреннего запуска с сохранением синфазности формируемых синхропоследовательностей. Сформированные генераторами (13) синхросигналы поступают на управляемые синхронизаторы (коммутаторы) (14), формирующие в пределах каждого периода синхросигнала стробы передачи сигнала и приема сигнала, которые поступают соответственно на входы синхронизации передатчика (8) и приемника (5). При этом последовательности стробов передачи и приема на разных ракетах должны формироваться в противофазе (например, на первой -- передача, на второй - прием), для чего используется информация о номере ракеты, поступающая на управляющий вход синхронизатора (коммутатора) (14) из блока приема номера ракеты (15), а частота переключения интервалов передачи и приема отраженного сигнала должна превышать ширину полосы пропускания системы наведения, чтобы исключить влияние дискретности поступления информации. Формирование сигнала углового рассогласования будет осуществляться аналогично тому, как описано, например, в источнике информации А.И. Леонов, К.И. Фомичев «Моноимпульсная радиолокация», М.: «Радио и связь», 1984 г. для беспомеховой ситуации применительно к системе с разнесенными по пространству приему и передаче.

Таким образом, введение в предлагаемое устройство дополнительных, по сравнению с прототипом, блоков и связей обеспечивает при одновременном применении двух ракет организацию попеременных передачи зондирующего сигнала и приема отраженного сигнала и формирование, таким образом, бистатической радиолокационной системы, нечувствительной (при достаточной разносе в пространстве передатчика и приемника) к действию когерентных помех.

Все сказанное выше относительно устройств углового сопровождения АРГС управляемых ракет класса «воздух-воздух» в равной степени применимо и для зенитных управляемых ракет с АРГС с той лишь разницей, что синхронизатор включается в состав аппаратуры зенитно-ракетного комплекса, который также должен выдавать на ракеты указанную выше информацию о номере ракеты в паре, моменте пуска и частотах, на которые должны быть настроены передатчики и приемники.

Устройство углового сопровождения, содержащее приемопередающую антенну с формирователем суммарного и разностного сигналов, которые образуют антенный блок, к суммарному выходу которого подключены последовательно соединенные антенный переключатель и приемник опорного канала, а к разностному выходу подключены последовательно соединенные антенный переключатель и приемник измерительного канала, передатчик, выход которого подключен ко второму входу антенного переключателя, соединенного с суммарным выходом антенного блока, блок автоматической регулировки усиления, вход которого соединен с выходом приемника опорного канала, а выход подключен к входам регулировки приемников опорного и измерительного каналов, синхронный детектор, входы которого соединены с выходами приемников опорного и измерительного каналов, выход является выходом сигнала углового рассогласования и через последовательно соединенные формирователь оценки сигнала углового рассогласования и синтезатор поворота связан с антенным блоком, отличающееся тем, что в него дополнительно введены генератор синхросигнала с внешним запуском, вход которого соединен с выходом синхронизатора самолета-носителя, а выход с входом управляемого синхронизатора, один выход которого соединен с входом синхронизации передатчика, а второй выход - с входами синхронизации опорного и измерительного приемников, блок приема номера ракеты, вход которого подключен к соответствующему информационному выходу аппаратуры самолета-носителя, а выход соединен с управляющим входом управляемого синхронизатора, блок приема сигнала пуска, вход которого подключен к соответствующему информационному выходу аппаратуры самолета-носителя, а выход соединен с управляющим входом генератора синхросигнала.