20636 (Признаки радиолокационного распознавания противорадиолокационных ракет и их носителей), страница 3

На конечном участке траектория ПРР АLARM является практически вертикальной, что уменьшает ошибки наведения из-за переотражений сигналов РЛС-цели от местных предметов. Ракета оснащена осколочной боевой частью, подрываемой на определенной высоте над РЛС-целью. Подрыв боевой части производится с помощью неконтактного лазерного взрывателя.

ПРР – БЛА AGM-136A «ТЭСИТ РЕЙНБОУ» предназначена для поражения работающих РЛС противника с дальности более 90 км. С 1990 года проходит полигонные испытания. Стартовая масса ракеты 480 кг. ПРР оснащена боевой частью массой 45 осколочно-фугасного типа. Точность стрельбы менее 10 м. После пуска ракета выполняет полет по маршруту и осуществляет поиск цели самостоятельно в ходе патрулирования над территорией противника в соответствии с заданной программой. В качестве носителя новой ПРР могут использоваться в основном стратегические бомбардровщики В-1В, В-2А, В-52. Например, специально оборудованный стратегический бомбардировщик В-52 может нести до 30 ПРР на трех пусковых установках барабанного типа. Вариант боевого применения ПРР – БЛА «ТЭСИТ РЕЙНБОУ» по РЛС-цели приведен на рисунке 6.

ДПЛА типа BGM-34B, C, «Локаст», «Пейв – Тайгер» относятся к классу «ударные» – носители ПРР типов «Шрайк» и «Мейверик». Они могут поражать РЛС не только с помощью этих ПРР, но и путем самонаведения на нее. В этом случае ДПЛА применяются по заранее намечанному району предполагаемой дислокации РЛС. Для этого в систему наведения ДПЛА вводятся однозначно характеризующие РЛС данные и программа полета, обеспечивающая его вывод в район барражирования. Максимальная дальность полета может достигать 1200–1300 км. В намечанном районе ДПЛА барражирует на высоте 2 -4 км, осуществляя разведку работы РЭС. При обнаружении РЛС с заданными характеристиками и захвата ее на автосопровождение ДПЛА выводится в исходное положение, обеспечивающее пикирование на РЛС под углами 60–90 град. При этом производится сброс воздушного винта и несущих плоскостей. По утверждению иностранных специалистов, малоразмерные ДПЛА практически невозможно увидеть визуально и обнаружить с помощью РЛС из-за малых ЭОП на высоте свыше 900 м, трудно увидеть и услышать на дальности более 1600 м, обладают низкой вероятностью поражения вследствие малой уязвимости площади и способности совершать полет по криволинейным траекториям с перегрузкой в 2–3 ед.

Наличие большого числа малоразмерных, скоростных и маловысотных, относительно недорогих беспилотных целей по-новому высвечивает задачи выбора приоритетных целей для целераспределения и их поражения средствами войсковой ПВО. Невозможность уничтожения всех воздушных целей потребует в условиях жесткого лимита времени распознавания и установления очередности поражения самых важных из них.

Своевременное и достоверное радиолокационное распознавание типа поражающего элемента высокоточного оружия – одна из важнейших проблем и основа разумных действий расчета радиолокационного вооружения ЗРК по правильному принятию решения на использование пассивных и активных способов его защиты.

Основными составляющими этой проблемы являются низкая информативность традиционных методов получения информации о цели и высокая стоимость технической реализации РЛС, позволяющих получать одновременно большое количество признаков радиолокационного распознавания цели. Таким образом, решение задачи радиолокационного распознавания является более сложным, чем решение других задач радиолокационного наблюдения, поскольку предполагает применение высокоинформативных радиолокационных сигналов, их статистический анализ и использование априорной информации о распознаваемых классах цели.

Выходом из данного положения является учет всех условий, влияющих на эффективность системы распознавания, правильный выбор и точное описание признаков, оптимизация систем распознавания с учетом потребителей информации и адаптация систем распознавания к условиям ее работы.

2. Анализ априорного словаря признаков распознавания противорадиолокационных ракет и их носителей

Одним из основных путей повышения эффективности радиолокационного распознавания является повышение информативности радиолокационных систем с целью получения такого признака распознавания, который бы отражал определенные свойства конкретного типа цели, отличающего его от других.

Сигнальные признаки непосредственно связаны с отражающими свойствами цели и динамикой ее полета, поэтому они обеспечивают более высокие показатели качества распознавания и позволяют назначить для распознавания большее число классов. Но в отличие от траекторных признаков, которые могут быть измерены с достаточной точностью большинством РЛС, измерение большинства сигнальных признаков требует специальных методов, связанных с анализом более «тонкой» структуры радиолокационных сигналов. При этом усложняются и сами зондирующие сигналы РЛС. Наиболее полными описаниями свойств цели являются радиолокационные «портреты». Их получение предполагает наличие сверхразрешения по соответствующим параметрам сигнала, достижение которого зачастую невозможно или затруднено. Например, получение величины разрешения по дальности, равному одному метру, требует полосы зондирующего сигнала примерно 150 Мгц, сверхразрешение по угловым координатам требует применение ДНА, имеющих ширину, равную единицам угловых секунд. В обоих случаях «дробление» сигнала приводит к уменьшению отношения сигнал / шум, т.е. задача распознавания по дальномерным или угломерным «портретам» целей вступает в противоречие с задачей их обнаружения.

В настоящее время, с применением широкополосных сигналов с достаточной базой и техники их сжатия появилась возможность получения дальномерного «портрета» цели, позволяющего распознать не только класс, но и тип цели. Например, в работах приводятся результаты исследований распознавания по дальномерному «портрету» истребителя-бомбардировщика, транспортного самолета и ложной цели.

Проще решается задача распознавания по доплеровским «портретам», которые представляют собой распределение по радиальной скорости элементарных отражателей цели, совершающие при ее движении регулярные и хаотические поступательные и вращательные движения. Доплеровский «портрет» самолета характерен наличием в спектре общего доплеровского смещения частоты, составляющих, вызванных маневром цели, регулярных составляющих, связанных с турбинной или винтовой модуляцией, и случайных составляющих, обусловленных вибрациями и рысканием цели.

Однако получение доплеровского «портрета» предполагает излучение непрерывного сигнала. При этом теряются такие важнейшие достоинства РЛС, как разрешение по дальности и возможность использования совмещенной антенны. Тем не менее определенные возможности применения «турбинного» эффекта для распознавания открываются в связи с созданием квазинепрерывных РЛС.

Пространственные, поляризационные, временные и спектральные характеристики отраженных радиолокационных сигналов зависят в основном от следующих четырех разнородных свойств целей:

– размера, формы и материала рассеивающей поверхности;

– движения отражающих элементов относительно друг друга;

– движения всего корпуса цели вокруг центра тяжести;

– перемещение центра тяжести цели в пространстве.

Эти свойства соответственно определяют четыре группы признаков цели. Для распознавания и селекции наиболее информативны те параметры отраженных сигналов, которые обусловлены первым и вторым свойствами целей. Принципы современной радиолокации позволяют определять каждую группу признаков раздельно.

Таким признаком распознавания конкретного типа поражающего элемента ВТО может служить одна из составляющих сигнального признака распознавания – «шумы» цели, вызванные ее движением на траектории полета, различными видами вибрации и движения ее отдельных частей, приводящие к амплитудным и фазовым флюктуациям отраженного сигнала, появлению в спектре общего доплеровского смещения частоты составляющих, вызванных «вторичным» эффектом Доплера.

Движение цели и её частей относительно РЛС вызывают изменения суммарного отраженного сигнала во времени. Эхо-сигнал от сложной цели отличается от сигнала точечного источника модуляцией, вызывающей изменения амплитуды, частоты и относительной фазы сигналов, отраженных от отдельных участков цели. В ряде работ рассматриваются пять типов модуляции отраженного сигнала от сложной цели для случая ближней радиолокации.

С целью оценки ширины и составляющих спектра флюктуации частот в отраженном сигнале от различных классов целей имеется необходимость проведения теоретических и экспериментальных исследований. Рассмотрим более подробно характеристики отраженных радиолокационных сигналов от сложной цели.

Амплитудный шум. Этот наиболее очевидный тип модуляции эхо-сигнала от сложной цели можно представить в виде флюктуирующей суммы многих составляющих векторов со случайно изменяющимися относительными фазами. Амплитудный шум, для удобства рассмотрения, можно разделить по частоте на две составляющие: низкочастотную и высокочастотную.

Небольшие изменения относительной дальности отражателей, вызванными движениями цели на траектории, приводит к соответствующим случайным изменениям относительных фаз отраженных сигналов, а следовательно, к случайным флюктуациям векторной суммы сигналов. Так, например, при рыскании и кренах самолета в спектре отраженного сигнала могут появиться частоты в пределах 10…40 Гц, а маневры по тангажу ведут к формированию в спектре флюктуаций сигнала более высоких частот -100…400 Гц.

Спектры амплитудного шума с низкочастотной составляющей одинаковы как для больших, так и для малых размеров целей. Это объясняется тем, что скорость изменения дальности отражателей является функцией как углового рыскания самолета, так и расстояния от отражателей до центра тяжести самолета.

Высокочастотный амплитудный шум содержит случайную и периодическую составляющие. Случайный шум от такой цели, как самолет, является результатом вибраций и движения его отдельных частей, создающих относительно равномерный спектр шума, ширина которого достигает нескольких сотен Гц, в зависимости от типа самолета.

Для обоснования границ данного диапазона частот необходимо отметить, что на современных самолетах и вертолетах различают, согласно, следующие виды вибраций:

– вибрации, возникающие при работе силовых установок цели – двигательные вибрации и вибрации от движения воздушных винтов;

– аэродинамические вибрации, связанные с особенностями обтекания воздушным потоком конструкций и отдельных частей цели;

– акустические вибрации;

– колебания типа «флатер».

Исследования, посвященные анализу работы двигательных установок летательных аппаратов показывают, что наибольшими по амплитуде смещения являются вибрации на частотах:

1. Для поршневых двигателей – кв, 2кв, в, Nв, где

кв-угловая скорость вращения коленчатого вала;

в-угловая скорость вращения винта;

N – количество лопастей винта.

2. Для турбовинтовых двигателей – в, Nв, р, где

р – угловая скорость вращения ротора.

3. Для турбореактивных двигателей р1, где

р1 – угловая скорость вращения первого ротора.

Данные вибрации порождают спектральные отклики на частотах 56… 300 Гц.

4. Для вертолетных двигателей – нв, Кнвнв, где

нв – угловая скорость вращения несущего винта;

Кнв – количество лопастей несущего винта.

Данные вибрации порождают спектральные отклики на частотах 2…14 Гц.

Исследования, посвященные аэродинамике полета летательных аппаратов показывает, что преобладающих по амплитуде аэродинамические колебания всегда очень близки или совпадают с частотами собственных колебаний конструкции. Наибольшими по амплитуде из этих колебаний являются колебания, соответствующие низким тонам собственных колебаний. При аэродинамических вибрациях конструкция летательного аппарата как бы является своеобразным фильтром, выделяющим только такие колебания, частота которых находятся в зоне резонанса с его собственной частотой. Поэтому, зная значения частоты собственной вибрации элементов конструкции, можно предсказать, на каких частотах вибрации будут максимальными по амплитуде.

В общем случае режим вибрации конструкции объектов, представляющий собой сумму вынужденных и собственных колебаний, определяются как интенсивностью и частотным спектром случайных внешних факторов, так и значениями соответствующих передаточных функций. Величины последних зависят от спектра собственных частот конструкции в целом, ее частей и элементов, а так же коэффициентов демпфирования. Если коэффициенты демпфирования сравнительно не велики, что выполняется на современных летательных аппаратах, то передаточные функции будут иметь большие коэффициенты усиления на всех частотах, совпадающих с собственными, т.е. спектр вибраций реальной конструкции будет в основном узкополосным и зависящим от конструктивных особенностей летательного аппарата.

Акустические вибрации так же имеют частоты, близкие к собственным частотам элементов конструкции и занимают спектральный диапазон 1,5…40 Гц.

Таким образом, для распознавания целей по спектру вибрации необходимо анализировать полосу частот 0…300 Гц.

Угловой шум. При наблюдении за объектом конечных размеров отраженный сигнал является результатом интерференции волн, отраженных от отдельных элементов цели. Флюктуации фазового фронта отраженной волны от сложной цели вызывает блуждание кажущегося источника эхо-сигнала в плоскости цели относительно физического центра цели и его угловое положение зависит от относительных амплитуд и фаз составляющих эхо-сигналов и их угловых положений.

Угловой шум выраженный в линейных единицах смещения кажущегося положения цели относительно «центра тяжести» распределения ее отражателей, не зависит от дальности. Типичные значения аng для реальных самолетов находятся в пределах 0,15L…0,25L в зависимости от характера распределения основных отражающих элементов. Для небольшого самолета с одним двигателем, не имеющего каких-либо эффективных отражателей на крыле, значение аng при облучении его с носа близко к 0,1L, тогда для большого самолета с двигателями, расположенными вне фюзеляжа, баками для горючего, размещенными на консолях крыла, значение приближается к 0,3L. При облучении этого самолета сбоку аng также приближается к значению 0,3L.

Для небольшого самолета с размахом крыла 18 м типичное значение аng равно 2,7 м, то квадрат радиуса вращения относительно «центра тяжести» для такого самолета равен 3,8 м.