Телевизионная гсн. Реферат: Радиолокационная Головка Самонаведения. Принцип действия рлгс

Грузило-головка Сегодня это приспособление чаще именуют джиг-головкой. Напоминает большую мормышку с крепежным колечком и стопором для приманки. Служат спиннинговые грузила-головки в основном для горизонтальной проводки мягких приманок и могут различаться по массе и

Изобретение относится к оборонной технике, в частности, к системам наведения ракет. Технический результат - повышение точности сопровождения целей и их разрешения по азимуту, а также увеличение дальности обнаружения. Активная радиолокационная головка самонаведения содержит гиростабилизированный привод антенны с установленной на нем щелевой антенной решеткой моноимпульсного типа, трехканальное приемное устройство, передатчик, трехканальный АЦП, программируемый процессор сигналов, синхронизатор, опорный генератор и цифровую вычислительную машину. В процессе обработки принимаемых сигналов реализуется высокое разрешение наземных целей и высокая точность определения их координат (дальность, скорость и угол места и азимут). 1 ил.

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к системам наведения ракет, предназначенным для обнаружения и сопровождения наземных целей, а также для формирования и выдачи сигналов управления в систему управления ракеты (СУР) для ее наведения на цель.

Известны пассивные радиолокационные головки самонаведения (РГС), например РГС 9Б1032Э [рекламный буклет ОАО «Агат», Международный авиационно-космический салон «Макс-2005»], недостатком которых является ограниченный класс обнаруживаемых целей - только радиоизлучающие цели.

Известны полуактивные и активные РГС, предназначенные для обнаружения и сопровождения воздушных целей, например, такие как огневая секция [патент RU №2253821 от 06.10.2005 г.], многофункциональная моноимпульсная доплеровская головка самонаведения (ГСН) для ракеты РВВ АЕ [Рекламный буклет ОАО «Агат», Международный авиационно-космический салон «Макс-2005»], усовершенствованная ГСН 9Б-1103М (диаметр 200 мм), ГСН 9Б-1103М (диаметр 350 мм) [Космический курьер, №4-5, 2001, стр.46-47], недостатками которых являются обязательное наличие станции подсвета цели (для полуактивных РГС) и ограниченный класс обнаруживаемых и сопровождаемых целей - только воздушные цели.

Известны активные РГС, предназначенные для обнаружения и сопровождения наземных целей, например, такие как ARGS-35E [Рекламный буклет ОАО «Радар-ММС», Международный авиационно-космический салон «Макс-2005»], ARGS-14E [Рекламный буклет ОАО «Радар-ММС», Международный авиационно-космический салон «Макс-2005»], [Доплеровская ГСН для ракеты: заявка 3-44267 Япония, МКИ G01S 7/36, 13/536, 13/56/ Hippo dense kiki K.K. Опубл. 7.05.91], недостатками которых являются низкое разрешение целей по угловым координатам и, как следствие, невысокие дальности обнаружения и захвата целей, а также низкая точность их сопровождения. Перечисленные недостатки данных ГСН обусловлены использованием сантиметрового диапазона волн, не позволяющего реализовать при малом миделе антенны узкую диаграмму направленности антенны и низкий уровень ее боковых лепестков.

Известна также когерентная импульсная РЛС с повышенной разрешающей способностью по угловым координатам [патент США №4903030, МКИ G01S 13/72/ Electronigue Serge Dassault. Опубл. 20.2.90], которую предлагается использовать в ракете. В данной РЛС угловое положение точки на поверхности земли представляется как функция частоты Доплера отраженного от нее радиосигнала. Группа фильтров, предназначенных для выделения доплеровских частот сигналов, отраженных от различных точек на земле, создается за счет применения алгоритмов быстрого преобразования Фурье. Угловые координаты точки на земной поверхности определяются по номеру фильтра, в котором выделен радиосигнал, отраженный от этой точки. РЛС использует синтезирование апертуры антенны с фокусировкой. Компенсация сближения ракеты с выбранной целью за время формирования кадра обеспечивается управлением стробом дальности.

Недостатком рассмотренной РЛС является ее сложность, из-за сложности обеспечения синхронного изменения частот нескольких генераторов для реализации изменения от импульса к импульсу частоты излучаемых колебаний.

Из известных технических решений наиболее близким (прототипом) является РГС по патенту США №4665401, МКИ G01S 13/72/ Sperri Corp., 12.05.87. РГС, работающая в миллиметровом диапазоне волн, осуществляет поиск и сопровождение наземных целей по дальности и по угловым координатам. Различение целей по дальности в РГС производится за счет применения нескольких узкополосных фильтров промежуточной частоты, обеспечивающих достаточно хорошее отношение сигнал-шум на выходе приемника. Поиск цели по дальности выполняется с помощью генератора поиска диапазона, генерирующего сигнал с линейно изменяющейся частотой для модуляции им сигнала несущей частоты. Поиск цели по азимуту осуществляется сканированием антенны в азимутальной плоскости. Специализированный вычислитель, используемый в РГС, осуществляет выбор элемента разрешения по дальности, в котором находится цель, а также слежение цели по дальности и угловым координатам. Стабилизация антенны - индикаторная, выполняется по сигналам, снимаемым с датчиков тангажа, крена и рысканья ракеты, а также по сигналам, снимаемым с датчиков угла места, азимута и скорости движения антенны.

Недостатком прототипа является низкая точность сопровождения целей, обусловленная высоким уровнем боковых лепестков антенны и плохой стабилизацией антенны. К недостатку прототипа также можно отнести низкое разрешение целей по азимуту и малую (до 1,2 км) дальность их обнаружения, обусловленную использованием в РГС гомодинного способа построения приемо-передающего тракта.

Задачей изобретения является повышение точности сопровождения целей и их разрешения по азимуту, а также увеличение дальности обнаружения целей.

Поставленная задача достигается тем, что в РГС, содержащую антенный переключатель (АП), датчик углового положения антенны в горизонтальной плоскости (ДУПА гп), механически соединенный с осью вращения антенны в горизонтальной плоскости, и датчик углового положения антенны в вертикальной плоскости (ДУПА вп), механически соединенный с осью вращения антенны в вертикальной плоскости, введены:

Щелевая антенная решетка (ЩАР) моноимпульсного типа, механически закрепленная на гироплатформе введенного гиростабилизированного привода антенны и состоящего из аналого-цифрового преобразователя горизонтальной плоскости (АЦП гп), аналого-цифрового преобразователя вертикальной плоскости (АЦП вп), цифроаналогового преобразователя горизонтальной плоскости (ЦАП гп), цифроаналогового преобразователя вертикальной плоскости (ЦАП вп), двигателя прецессии гироплатформы горизонтальной плоскости (ДПГ гп), двигателя прецессии гироплатформы вертикальной плоскости (ДПГ вп) и микроЦВМ;

Трехканальное приемное устройство (ПРМУ);

Передатчик;

Трехканальный АЦП;

Программируемый процессор сигналов (ППС);

Синхронизатор;

Опорный генератор (ОГ);

Цифровая вычислительная машина (ЦВМ);

Четыре цифровые магистрали (ЦМ), обеспечивающие функциональные связи между ППС, ЦВМ, синхронизатором и микроЦВМ, а также ППС - с контрольно-проверочной аппаратурой (КПА), ЦВМ - с КПА и внешними устройствами.

На чертеже приведена структурная схема РГС, где обозначено:

1 - щелевая антенная решетка (ЩАР);

2 - циркулятор;

3 - приемное устройство (ПРМУ);

4 - аналого-цифровой преобразователь (АЦП);

5 - программируемый процессор сигналов (ППС);

6 - привод антенны (ПА), функционально объединяющий ДУПА гп, ДУПА вп, АЦП гп, АЦП вп, ЦАП гп, ЦАП вп, ДПГ гп, ДПГ вп и микроЦВМ;

7 - передатчик (ПРД);

8 - опорный генератор (ОГ);

9 - цифровая вычислительная машина (ЦВМ);

10 - синхронизатор,

ЦМ 1 ЦМ 2 , ЦМ 3 и ЦМ 4 - первая, вторая, третья и четвертая цифровые магистрали, соответственно.

На чертеже пунктирными линиями отражены механические связи.

Щелевая антенная решетка 1 представляет собой типовую ЩАР моноимпульсного типа, используемую в настоящее время во многих радиолокационных станциях (РЛС), таких, например, как «Копье», «Жук» разработки ОАО «Корпорация «Фазотрон - НИИР» [Рекламный буклет ОАО «Корпорация «Фазотрон - НИИР», Международный авиационно-космический салон «Макс-2005»]. По сравнению с другими типами антенн ЩАР обеспечивает более низкий уровень боковых лепестков. Описываемая ЩАР 1 формирует на передачу одну диаграмму направленности (ДН) игольчатого типа, а на прием - три ДН: суммарную и две разностные - в горизонтальной и вертикальной плоскостях. ЩАР 1 механически закреплена на гироплатформе гиростабилизированного привода антенны ПА 6, что обеспечивает практически идеальную ее развязку от колебаний корпуса ракеты.

ЩАР 1 имеет три выхода:

1) суммарный Σ, являющийся одновременно и входом ЩАР;

2) разностный горизонтальной плоскости Δ г;

3) разностный вертикальной плоскости Δ в.

Циркулятор 2 - типовое устройство, используемое в настоящее время во многих РЛС и РГС, например, описанный в патенте RU 2260195 от 11.03.2004 г. Циркулятор 2 обеспечивает передачу радиосигнала от ПРД 7 к суммарному входу-выходу ЩАР 1 и принятого радиосигнала с суммарного входа-выхода ЩАР 1 к входу третьего канала ПРМУ 3.

Приемное устройство 3 - типовое трехканальное приемное устройство, применяемое в настоящее время во многих РГС и РЛС, например, описанное в монографии [Теоретические основы радиолокации. / Под ред. Я.Д.Ширмана - М.: Сов. радио, 1970, стр.127-131]. Полоса пропускания каждого из идентичных каналов ПРМУ 3 оптимизирована на прием и преобразование на промежуточную частоту одиночного радиоимпульса прямоугольной формы. ПРМУ 3 в каждом из трех каналов обеспечивает усиление, фильтрацию от шумов и преобразование на промежуточную частоту радиосигналов, поступающих на вход каждого из упомянутых каналов. В качестве опорных сигналов, необходимых при проведении преобразований над принятыми радиосигналами в каждом из каналов, используются высокочастотные сигналы, поступающие из ОГ 8. Открытие ПРМУ 3 осуществляется по синхросигналу, поступающему из синхронизатора 10.

ПРМУ 3 имеет 5 входов: первый, являющийся входом первого канала ПРМУ, предназначен для ввода радиосигнала, принятого ЩАР 1 по разностному каналу горизонтальной плоскости Δ г; второй, являющийся входом второго канала ПРМУ, предназначен для ввода радиосигнала, принятого ЩАР 1 по разностному каналу вертикальной плоскости Δ в; третий, являющийся входом третьего канала ПРМУ, предназначен для ввода радиосигнала, принятого ЩАР 1 по суммарному каналу Σ; 4-й - для ввода из синхронизатора 10 синхросигналов; 5-й - для ввода из ОГ 8 опорных высокочастотных сигналов.

ПРМУ 3 имеет 3 выхода: 1-й - для вывода радиосигналов, усиленных в первом канале; 2-й - для вывода радиосигналов, усиленных во втором канале; 3-й - для вывода радиосигналов, усиленных в третьем канале.

Аналого-цифровой преобразователь 4 представляет собой типовой трехканальный АЦП, например АЦП AD7582 фирмы «Analog Devies». АЦП 4 преобразует поступающие из ПРМУ 3 радиосигналы промежуточной частоты в цифровую форму. Момент начала преобразований определяется тактирующими импульсами, поступающими из синхронизатора 10. Выходным сигналом каждого из каналов АЦП 4 является оцифрованный радиосигнал, приходящий на его вход.

Программируемый процессор сигналов 5 представляет собой типовую ЦВМ, используемую в любой современной РГС или РЛС и оптимизированную на первичную обработку принятых радиосигналов. ППС 5 обеспечивает:

С помощью первой цифровой магистрали (ЦМ 1) связь с ЦВМ 9;

С помощью второй цифровой магистрали (ЦМ 2) связь с КПА;

Реализацию функционального программного обеспечения (ФПО ппс), содержащего все необходимые константы и обеспечивающего выполнение в ППС 5 следующих обработок радиосигналов: квадратурную обработку поступающих на его входы оцифрованных радиосигналов; когерентное накопление этих радиосигналов; умножение накопленных радиосигналов на опорную функцию, учитывающую форму ДН антенны; выполнение над результатом умножения процедуры быстрого преобразования Фурье (БПФ).

Примечания.

К ФПО ппс не предъявляется особых требований: оно лишь должно быть адаптировано к операционной системе, используемой в ППС 5.

В качестве ЦМ 1 и ЦМ 2 может быть использована любая из известных цифровых магистралей, например цифровая магистраль МПИ (ГОСТ 26765.51-86) или МКИО (ГОСТ 26765.52-87).

Алгоритмы упомянутых выше обработок известны и описаны в литературе, например, в монографии [Меркулов В.И., Канащенков А.И., Перов А.И., Дрогалин В.В. и др. Оценивание дальности и скорости в радиолокационных системах. Ч.1. / Под ред. А.И.Канащенкова и В.И.Меркулова - М.: Радиотехника, 2004, стр.162-166, 251-254], в патенте США №5014064, кл. G01S 13/00, 342-152, 07.05.1991 и патенте РФ №2258939, 20.08.2005.

Результаты перечисленных выше обработок в виде трех матриц амплитуд (МА), сформированных из радиосигналов, соответственно принятых по разностному каналу горизонтальной плоскости - МА Δг, разностному каналу вертикальной плоскости - МА Δв и суммарному каналу - МА Σ , ППС 5 записывает в буфер цифровой магистрали ЦМ 1 . Каждая из МА представляет собой таблицу, заполненную значениями амплитуд радиосигналов, отраженных от различных участков земной поверхности.

Матрицы МА Δг, МА Δв и MA Σ являются выходными данными ППС 5.

Привод антенны 6 представляет собой типовой гиростабилизированный (с силовой стабилизацией антенны) привод, используемый в настоящее время во многих РГС, например, в РГС ракеты Х-25МА [Карпенко А.В., Ганин С.М. Отечественные авиационные тактические ракеты. - С-П.: 2000, стр.33-34]. Он обеспечивает (по сравнению с электромеханическими и гидравлическими приводами, реализующими индикаторную стабилизацию антенны) практически идеальную развязку антенны от корпуса ракеты [Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Канащенков А.И. и др. Авиационные системы радиоуправления. Т.2. Радиоэлектронные системы самонаведения. / Под. ред. А.И.Канащенкова и В.И.Меркулова. - М.: Радиотехника, 2003, стр.216]. ПА 6 обеспечивает вращение ЩАР 1 в горизонтальной и вертикальной плоскостях и ее стабилизацию в пространстве.

ДУПА гп, ДУПА вп, АЦП гп, АЦП вп, ЦАП гп, ЦАП вп, ДПГ гп, ДПГ вп, функционально входящие в состав ПА 6, широко известны и используются в настоящее время во многих РГС и РЛС. МикроЦВМ представляет собой типовую ЦВМ, реализованную на одном из известных микропроцессоров, например микропроцессоре MIL-STD-1553В разработки АО «Электронная компания «ЭЛКУС». МикроЦВМ посредством цифровой магистрали ЦМ 1 связана с ЦВМ 9. Цифровая магистраль ЦМ 1 используется также и для введения в микроЦВМ функционального программного обеспечения привода антенны (ФПО па).

К ФПО па не предъявляется особых требований: оно лишь должно быть адаптировано к операционной системе, используемой в микроЦВМ.

Входными данными ПА 6, поступающими по ЦМ 1 из ЦВМ 9, являются: номер N p режима работы ПА и значения параметров рассогласования в горизонтальной Δϕ г и вертикальной Δϕ в плоскостях. Перечисленные входные данные поступают в ПА 6 при каждом обмене с ЦВМ 9.

ПА 6 работает в двух режимах: «Арретирование» и «Стабилизация».

В режиме «Арретирование», задаваемом ЦВМ 9 соответствующим номером режима, например N p =1, микроЦВМ на каждом такте работы считывает с АЦП гп и АЦП вп преобразованные ими в цифровую форму значения углов положения антенны, поступающие на них соответственно с ДУПА гп и ДУПА вп. Значение угла ϕ аг положения антенны в горизонтальной плоскости микроЦВМ выдает в ЦАП гп, который преобразует его в напряжение постоянного тока, пропорционального значению этого угла, и подает его на ДПГ гп. ДПГ гп начинает вращать гироскоп, изменяя этим угловое положение антенны в горизонтальной плоскости. Значение угла ϕ ав положения антенны в вертикальной плоскости микроЦВМ выдает в ЦАП вп, который преобразует его в напряжение постоянного тока, пропорционального значению этого угла, и подает его на ДПГ вп. ДПГ вп начинает вращать гироскоп, изменяя этим угловое положение антенны в вертикальной плоскости. Таким образом, в режиме «Арретирование» ПА 6 обеспечивает соосное со строительной осью ракеты положение антенны.

В режиме «Стабилизация», задаваемом ЦВМ 9 соответствующим номером режима, например N p =2, микроЦВМ на каждом такте работы считывает из буфера ЦМ 1 значения параметров рассогласования в горизонтальной Δϕ г и вертикальной Δϕ в плоскостях. Значение параметра рассогласования Δϕ г в горизонтальной плоскости микроЦВМ выдает в ЦАП гп. ЦАП гп значение этого параметра рассогласования преобразует в напряжение постоянного тока, пропорционального значению параметра рассогласования, и подает его на ДПГ гп. ДПГ гп изменяет угол прецессии гироскопа, корректируя этим угловое положение антенны в горизонтальной плоскости. Значение параметра рассогласования Δϕ в в вертикальной плоскости микроЦВМ выдает в ЦАП вп. ЦАП вп значение этого параметра рассогласования преобразует в напряжение постоянного тока, пропорционального значению параметра рассогласования, и подает его на ДПГ вп. ДПГ вп изменяет угол прецессии гироскопа, корректируя этим угловое положение антенны в вертикальной плоскости. Таким образом, в режиме «Стабилизация» ПА 6 на каждом такте работы обеспечивает отклонение антенны на углы, равные значениям параметров рассогласования в горизонтальной Δϕ г и вертикальной Δϕ в плоскостях.

Развязку ЩАР 1 от колебаний корпуса ракеты ПА 6 обеспечивает за счет свойств гироскопа удерживать пространственное положение своих осей неизменным при эволюциях основания, на котором он закреплен.

Выходом ПА 6 является ЦМ, в буфер которой микроЦВМ на каждом такте работы записывает цифровые коды значений углового положения антенны в горизонтальной ϕ аг и вертикальной ϕ ав плоскостях, которые она формирует из преобразованных в цифровую форму с помощью АЦП гп и АЦП вп значений углов положения антенны, снятых с ДУПА гп и ДУПА вп.

Передатчик 7 - типовой ПРД, используемый в настоящее время во многих РЛС, например, описанный в патенте RU 2260195 от 11.03.2004. ПРД 7 предназначен для формирования радиоимпульсов прямоугольной формы. Период повторения формируемых передатчиком радиоимпульсов задается синхроимпульсами, поступающими из синхронизатора 10. В качестве задающего генератора передатчика 7 используется опорный генератор 8.

Опорный генератор 8 представляет собой типовой гетеродин, используемый практически в любой активной РГС или РЛС, обеспечивающий генерацию опорных сигналов заданной частоты.

Цифровая вычислительная машина 9 представляет собой типовую ЦВМ, используемую в любой современной РГС или РЛС и оптимизированную на решение задач вторичной обработки принятых радиосигналов и управления аппаратурой. Примером такой ЦВМ может служить ЦВМ «Багет-83», производства НИИ СИ РАН КБ «Корунд». ЦВМ 9:

По упомянутой ранее ЦМ 1 посредством передачи соответствующих команд обеспечивает управление ППС 5, ПА 6 и синхронизатором 10;

По третьей цифровой магистрали (ЦМ 3), в качестве которой используется цифровая магистраль МКИО, посредством передачи из КПА соответствующих команд и признаков обеспечивает самотестирование;

По ЦМ 3 принимает из КПА функциональное программное обеспечение (ФПО цвм) и запоминает его;

По четвертой цифровой магистрали (ЦМ 4), в качестве которой используется цифровая магистраль МКИО, обеспечивает связь с внешними устройствами;

Реализацию ФПО цвм.

Примечания.

К ФПО цвм не предъявляется особых требований: оно лишь должно быть адаптировано к операционной системе, используемой в ЦВМ 9. В качестве ЦМ 3 и ЦМ 4 может быть использована любая из известных цифровых магистралей, например цифровая магистраль МПИ (ГОСТ 26765.51-86) или МКИО (ГОСТ 26765.52-87).

Реализация ФПО цвм позволяет ЦВМ 9 выполнить следующее:

1. По полученным от внешних устройств целеуказаниям: углового положения цели в горизонтальной ϕ цгцу и вертикальной ϕ цвцу плоскостях, дальности Д цу до цели и скорости сближения V сбцу ракеты с целью, рассчитать период повторения зондирующих импульсов.

Алгоритмы расчета периода повторения зондирующих импульсов широко известны, например они описаны в монографии [Меркулов В.И., Канащенков А.И., Перов А.И., Дрогалин В.В. и др. Оценивание дальности и скорости в радиолокационных системах. 4.1. / Под ред. А.И.Канащенкова и В.И. Меркулова - М.: Радиотехника, 2004, стр.263-269].

2. Над каждой из сформированных в ППС 5 и переданных в ЦВМ 6 по ЦМ 1 матриц МА Δг, МА Δв и МА Σ выполнить следующую процедуру: сравнить значения амплитуд радиосигналов, записанных в ячейках перечисленных МА, со значением порога и, если значение амплитуды радиосигнала в ячейке больше значения порога, то в эту ячейку записать единицу, в противном случае - нуль. В результате этой процедуры из каждой упомянутой МА ЦВМ 9 формирует соответствующую матрицу обнаружения (МО) - МО Δг, МО Δв и MO Σ в ячейках которой записаны нули или единицы, причем единица сигнализирует о наличии цели в данной ячейке, а нуль - о ее отсутствии.

3. По координатам ячеек матриц обнаружения МО Δг, МО Δв и МО Σ , в которых зафиксировано наличие цели, вычислить удаление каждой из обнаруженных целей от центра (т.е. от центральной ячейки) соответствующей матрицы, и сравнением этих удалений определить цель, ближайшую к центру соответствующей матрицы. Координаты этой цели ЦВМ 9 запоминает в виде: номера столбца N стбд матрицы обнаружения МО Σ определяющего удаление цели от центра MO Σ по дальности; номера строки N стрv матрицы обнаружения MO Σ , определяющего удаление цели от центра MO Σ по скорости сближения ракеты с целью; номера столбца N стбг матрицы обнаружения МО Δг, определяющего удаление цели от центра МО Δг по углу в горизонтальной плоскости; номера строки N стрв матрицы обнаружения МО Δв, определяющего удаление цели от центра МО Δв по углу в вертикальной плоскости.

4. Используя запомненные номера столбца N стбд и строки N стрv матрицы обнаружения МО Σ по формулам:

(где Д цмо, V цмо - координаты центра матрицы обнаружения MO Σ : ΔД и ΔV - константы, задающие дискрет столбца матрицы обнаружения MO Σ по дальности и дискрет строки матрицы обнаружения MO Σ по скорости, соответственно), вычислить значения дальности до цели Д ц и скорости сближения V сб ракеты с целью.

5. Используя запомненные номера столбца N стбг матрицы обнаружения МО Δг и строки N стрв матрицы обнаружения МО Δв, а также значения углового положения антенны в горизонтальной ϕ аг и вертикальной ϕ ав плоскостях, по формулам:

(где Δϕ стбг и Δϕ стрв - константы, задающие дискрет столбца матрицы обнаружения МО Δг по углу в горизонтальной плоскости и дискрет строки матрицы обнаружения МО Δв по углу в вертикальной плоскости, соответственно), вычислить значения пеленгов цели в горизонтальной ϕ цг и вертикальной Δϕ цв плоскостях.

6. Вычислить значения параметров рассогласования в горизонтальной Δϕ г и вертикальной Δϕ в плоскостях по формулам

либо по формулам

где ϕ цгцу, ϕ цвцу - значения углов положения цели в горизонтальной и вертикальной плоскостях, соответственно, полученные от внешних устройств как целеуказания; ϕ цг и ϕ цв - вычисленные в ЦВМ 9 значения пеленгов цели в горизонтальной и вертикальной плоскостях, соответственно; ϕ аг и ϕ ав - значения углов положения антенны в горизонтальной и вертикальной плоскостях, соответственно.

Синхронизатор 10 - обычный синхронизатор, используемый в настоящее время во многих РЛС, например, описанный в заявке на изобретение RU 2004108814 от 24.03.2004 или в патенте RU 2260195 от 11.03.2004. Синхронизатор 10 предназначен для формирования синхроимпульсов различной длительности и частоты повторения, обеспечивающих синхронную работу РГС. Связь с ЦВМ 9 синхронизатор 10 осуществляет по ЦМ 1 .

Заявленное устройство работает следующим образом.

На земле из КПА по цифровой магистрали ЦМ 2 в ППС 5 вводят ФПО ппс, которое записывается в его запоминающее устройство (ЗУ).

На земле из КПА по цифровой магистрали ЦМ 3 в ЦВМ 9 вводят ФПО цвм, которое записывается в его ЗУ.

На земле из КПА по цифровой магистрали ЦМ 3 через ЦВМ 9 в микроЦВМ вводят ФПО микроЦВМ, которое записывается в его ЗУ.

Отмечаем, что вводимые из КПА ФПО цвм, ФПО микроЦВМ и ФПО ппс содержат программы, позволяющие реализовать в каждом из перечисленных вычислителей все упомянутые выше задачи, при этом в их состав входят значения всех необходимых при вычислениях и логических операциях констант.

После подачи питания ЦВМ 9, ППС 5 и микроЦВМ привода антенны 6 начинают реализацию их ФПО, при этом они выполняют следующее.

1. ЦВМ 9 передает по цифровой магистрали ЦМ 1 в микроЦВМ номер режима N p , соответствующий переводу ПА 6 в режим «Арретирование».

2. МикроЦВМ, приняв номер режима N p «Арретирование», считывает с АЦП гп и АЦП вп преобразованные ими в цифровую форму значения углов положения антенны, поступающие на них соответственно с ДУПА гп и ДУПА вп. Значение угла ϕ аг положения антенны в горизонтальной плоскости микроЦВМ выдает в ЦАП гп, который преобразует его в напряжение постоянного тока, пропорционального значению этого угла, и подает его на ДПГ гп. ДПГ гп вращает гироскоп, изменяя этим угловое положение антенны в горизонтальной плоскости. Значение угла ϕ ав положения антенны в вертикальной плоскости микроЦВМ выдает в ЦАП вп, который преобразует его в напряжение постоянного тока, пропорционального значению этого угла, и подает его на ДПГ вп. ДПГ вп вращает гироскоп, изменяя этим угловое положение антенны в вертикальной плоскости. Кроме этого, микроЦВМ значения углов положения антенны в горизонтальной ϕ аг и вертикальной ϕ ав плоскостях записывает в буфер цифровой магистрали ЦМ 1 .

3. ЦВМ 9 считывает из буфера цифровой магистрали ЦМ 4 подаваемые с внешних устройств следующие целеуказания: значения углового положения цели в горизонтальной ϕ цгцу и вертикальной ϕ цвцу плоскостях, значения дальности Д цу до цели, скорости сближения V сбцу ракеты с целью и проводит их анализ.

Если все перечисленные выше данные нулевые, то ЦВМ 9 выполняет действия, описанные в п.п.1 и 3, при этом микроЦВМ выполняет действия, описанные в п.2.

Если перечисленные выше данные ненулевые, то ЦВМ 9 считывает из буфера цифровой магистрали ЦМ 1 значения углового положения антенны в вертикальной ϕ ав и горизонтальной ϕ аг плоскостях и по формулам (5) вычисляет значения параметров рассогласования в горизонтальной Δϕ г и вертикальной Δϕ в плоскостях, которые записывает в буфер цифровой магистрали ЦМ 1 . Кроме этого ЦВМ 9 в буфер цифровой магистрали ЦМ 1 записывает номер режима N p , соответствующий режиму «Стабилизация».

4. МикроЦВМ, считав из буфера цифровой магистрали ЦМ 1 номер режима N p «Стабилизация», выполняет следующее:

Считывает из буфера цифровой магистрали ЦМ 1 значения параметров рассогласования в горизонтальной Δϕ г и вертикальной Δϕ в плоскостях;

Значение параметра рассогласования Δϕ г в горизонтальной плоскости выдает в ЦАП гп, который его преобразует в напряжение постоянного тока, пропорционального значению полученного параметра рассогласования, и подает его на ДПГ гп; ДПГ гп начинает вращать гироскоп, изменяя этим угловое положение антенны в горизонтальной плоскости;

Значение параметра рассогласования Δϕ в в вертикальной плоскости выдает в ЦАП вп, который его преобразует в напряжение постоянного тока, пропорционального значению полученного параметра рассогласования, и подает его на ДПГ вп; ДПГ вп начинает вращать гироскоп, изменяя этим угловое положение антенны в вертикальной плоскости;

считывает с АЦП гп и АЦП вп преобразованные ими в цифровую форму значения углов положения антенны в горизонтальной ϕ аг и вертикальной ϕ ав плоскостях, поступающих на них соответственно с ДУПА гп и ДУПА вп, которые записывает в буфер цифровой магистрали ЦМ 1 .

5. ЦВМ 9 используя целеуказания, в соответствии с алгоритмами, описанными в [Меркулов В.И., Канащенков А.И., Перов А.И., Дрогалин В.В. и др. Оценивание дальности и скорости в радиолокационных системах. Ч.1. / Под ред. А.И.Канащенкова и В.И.Меркулова - М.: Радиотехника, 2004, стр.263-269], рассчитывает период повторения зондирующих импульсов и, относительно зондирующих импульсов, формирует коды временных интервалов, определяющих моменты открытия ПРМУ 3 и начало работы ОГ 8 и АЦП 4.

Коды периода повторения зондирующих импульсов и временных интервалов, определяющих моменты открытия ПРМУ 3 и начала работы ОГ 8 и АЦП 4, ЦВМ 9 по цифровой магистрали ЦМ 1 передает в синхронизатор 10.

6. Синхронизатор 10 на основе упомянутых выше кодов и интервалов формирует следующие синхроимпульсы: импульсы запуска ПРД, импульсы закрытия приемника, тактирующие импульсы ОГ, тактирующие импульсы АЦП, импульсы начала обработки сигналов. Импульсы запуска ПРД с первого выхода синхронизатора 10 поступают на первый вход ПРД 7. Импульсы закрытия приемника со второго выхода синхронизатора 10 поступают на четвертый вход ПРМУ 3. Тактирующие импульсы ОГ поступают с третьего выхода синхронизатора 10 на вход ОГ 8. Тактирующие импульсы АЦП с четвертого выхода синхронизатора 10 поступают на четвертый вход АЦП 4. Импульсы начала обработки сигналов с пятого выхода синхронизатора 10 поступают на четвертый вход ППС 5.

7. ОГ 8, получив тактирующий импульс, обнуляет фазу генерируемого им высокочастотного сигнала и выдает его через свой первый выход в ПРД 7 и через свой второй выход на пятый вход ПРМУ 3.

8. ПРД 7, получив импульс запуска ПРД, используя высокочастотный сигнал опорного генератора 8, формирует мощный радиоимпульс, который с его выхода поступает на вход АП 2 и, далее, на суммарный вход ЩАР 1, которая излучает его в пространство.

9. ЩАР 1 принимает отраженные от земли и целей радиосигналы и со своих суммарного Σ, разностного горизонтальной плоскости Δ г и разностного вертикальной плоскости Δ в выходов выдает их соответственно на вход-выход АП 2, на вход первого канала ПРМУ 3 и на вход второго канала ПРМУ 3. Радиосигнал, поступивший на АП 2, транслируется на вход третьего канала ПРМУ 3.

10. ПРМУ 3 усиливает каждый из упомянутых выше радиосигналов, фильтрует от шумов и, используя поступающие из ОГ 8 опорные радиосигналы, преобразует их на промежуточную частоту, причем усиление радиосигналов и их преобразование на промежуточную частоту он осуществляет только в те интервалы времени, когда отсутствуют импульсы закрытия приемника.

Преобразованные на промежуточную частоту упомянутые радиосигналы с выходов соответствующих каналов ПРМУ 3 поступают, соответственно, на входы первого, второго и третьего каналов АЦП 4.

11. АЦП 4, при поступлении на его четвертый вход из синхронизатора 10 тактирующих импульсов, частота повторения которых в два раза выше частоты поступающих из ПРМУ 3 радиосигналов, квантует поступающие на входы его каналов упомянутые радиосигналы по времени и уровню, формируя этим на выходах первого, второго и третьего каналов упомянутые выше радиосигналы в цифровой форме.

Отмечаем, что частота повторения тактирующих импульсов выбрана в два раза большей частоты поступающих на АЦП 4 радиосигналов с целью реализации в ППС 5 квадратурной обработки принятых радиосигналов.

С соответствующих выходов АЦП 4 упомянутые выше радиосигналы в цифровой форме поступают соответственно на первый, второй и третий входы ППС 5.

12. ППС 5, при поступлении на его четвертый вход из синхронизатора 10 импульса начала обработки сигналов, над каждым из вышеупомянутых радиосигналов в соответствии с алгоритмами, описанными в монографии [Меркулов В.И., Канащенков А.И., Перов А.И., Дрогалин В.В. и др. Оценивание дальности и скорости в радиолокационных системах. Ч.1. / Под ред. А.И.Канащенкова и В.И.Меркулова - М.: Радиотехника, 2004, стр.162-166, 251-254], патенте США №5014064, кл. G01S 13/00, 342-152, 07.05.1991 и патенте РФ №2258939, 20.08.2005, осуществляет: квадратурную обработку над принятыми радиосигналами, устраняя этим зависимость амплитуд принятых радиосигналов от случайных начальных фаз этих радиосигналов; когерентное накопление принятых радиосигналов, обеспечивая этим повышение отношения сигнал/шум; умножение накопленных радиосигналов на опорную функцию, учитывающую форму ДН антенны, устраняя этим влияние на амплитуды радиосигналов формы ДН антенны, включая влияние ее боковых лепестков; выполнение над результатом умножения процедуры ДПФ, обеспечивая этим повышение разрешения РГС в горизонтальной плоскости.

Результаты перечисленных выше обработок ППС 5 в виде матриц амплитуд - МА Δг, МА Δв и MA Σ - записывает в буфер цифровой магистрали ЦМ 1 . Еще раз отмечаем, что каждая из МА представляет собой таблицу, заполненную значениями амплитуд отраженных от различных участков земной поверхности радиосигналов, при этом:

Матрица амплитуд МА Σ , сформированная по радиосигналам, принятым по суммарному каналу, по сути, является радиолокационным изображением участка земной поверхности в координатах «Дальность×частота Доплера», размеры которого пропорциональны ширине ДН антенны, углу наклона ДН и дальности до земли. Амплитуда радиосигнала, записанная в центре матрицы амплитуд по координате «Дальность», соответствует участку земной поверхности, находящемуся от РГС на удалении Д цма =Д цу, где Д цма - дальность до центра матрицы амплитуд, Д цу - дальность целеуказаний. Амплитуда радиосигнала, записанная в центре матрицы амплитуд по координате «частота Доплера», соответствует участку земной поверхности, сближающемуся с РГС со скоростью V сбцу, т.е. V цма =V сбцу, где V цма - скорость центра матрицы амплитуд;

Матрицы амплитуд МА Δг и МА Δв, сформированные, соответственно, по разностным радиосигналам горизонтальной плоскости и разностным радиосигналам вертикальной плоскости, тождественны многомерным угловым дискриминаторам. Амплитуды радиосигналов, записанных в центрах данных матриц, соответствуют участку земной поверхности, на который направлено равносигнальное направление (РСН) антенны, т.е. ϕ цмаг =ϕ цгцу, ϕ цмав =ϕ цвцу, где ϕ цмаг - угловое положение центра матрицы амплитуд МА Δг горизонтальной плоскости, ϕ цмав - угловое положение центра матрицы амплитуд МА Δв вертикальной плоскости, ϕ цгцу - значение углового положения цели в горизонтальной плоскости, полученное как целеуказание, ϕ цвцу - значение углового положения цели в вертикальной плоскости, полученное как целеуказание.

Более подробно упомянутые матрицы описаны в патенте RU №2258939 от 20.08.2005 г.

13. ЦВМ 9 считывает из буфера ЦМ 1 значения матриц МА Δг, МА Δв и МА Σ и выполняет над каждой из них следующую процедуру: сравнивает значения амплитуд радиосигналов, записанных в ячейках МА, со значением порога и, если значение амплитуды радиосигнала в ячейке больше значения порога, то в эту ячейку записывает единицу, в противном случае - нуль. В результате этой процедуры из каждой упомянутой МА формируется матрица обнаружения (МО) - МО Δг, МО Δв и MO Σ , соответственно, в ячейках которой записаны нули или единицы, при этом единица сигнализирует о наличии цели в данной ячейке, а нуль - о ее отсутствии. Отмечаем, что размерность матриц МО Δг, МО Δв и MO Σ полностью совпадают с соответствующими размерностями матриц МА Δг, МА Δв и МА Σ , при этом: Д цма =Д цмо, где Д цмо - дальность до центра матрицы обнаружения, V цма =V цмо, где V цмо - скорость центра матрицы обнаружения; ϕ цмаг =ϕ цмог, ϕ цмав =ϕ цмов, где ϕ цмог - угловое положение центра матрицы обнаружения МО Δг горизонтальной плоскости, ϕ цмов - угловое положение центра матрицы обнаружения МО Δв вертикальной плоскости.

14. ЦВМ 9 по данным, записанным в матрицах обнаружения МО Δг, МО Δв и MO Σ , вычисляет удаление каждой из обнаруженной цели от центра соответствующей матрицы и сравнением этих удалений определяет цель, ближайшую к центру соответствующей матрицы. Координаты этой цели ЦВМ 9 запоминает в виде: номера столбца N стбд матрицы обнаружения МО Σ , определяющего удаление цели от центра MO Σ по дальности; номера строки N стрv матрицы обнаружения MO Σ , определяющего удаление цели от центра MO Σ по скорости цели; номера столбца N стбг матрицы обнаружения МО Δг, определяющего удаление цели от центра МО Δг по углу в горизонтальной плоскости; номера строки N стрв матрицы обнаружения МО Δв, определяющего удаление цели от центра МО Δв по углу в вертикальной плоскости.

15. ЦВМ 9, используя запомненные номера столбца N стбд и строки N стрv матрицы обнаружения МО Σ , а также координаты центра матрицы обнаружения МО Σ по формулам (1) и (2), вычисляет дальность Д ц до цели и скорость V сб сближения ракеты с целью.

16. ЦВМ 9, используя запомненные номера столбца N стбг матрицы обнаружения МО Δг и строки N стрв матрицы обнаружения МО Δв, а также значения углового положения антенны в горизонтальной ϕ аг и вертикальной ϕ ав плоскостях, по формулам (3) и (4) вычисляет значения пеленгов цели в горизонтальной ϕ цг и вертикальной ϕ цв плоскостях.

17. ЦВМ 9 по формулам (6) вычисляет значения параметров рассогласования в горизонтальной Δϕ г и вертикальной Δϕ в плоскостях, которые она вместе с номером режима «Стабилизация» записывает в буфер ЦМ 1 .

18. ЦВМ 9 вычисленные значения пеленгов цели в горизонтальной ϕ цг и вертикальной ϕ цв плоскостях, дальности до цели Д ц и скорости сближения V сб ракеты с целью записывает в буфер цифровой магистрали ЦМ 4 , которые из него считываются внешними устройствами.

19. После этого заявленное устройство на каждом последующем такте своей работы выполняет процедуры, описанные в п.п.5...18, при этом при реализации описанного в п.6 алгоритма, ЦВМ 6 расчет периода повторения зондирующих импульсов осуществляет, используя не данные целеуказаний, а значения дальности Д ц, скорости сближения V сб ракеты с целью, углового положения цели в горизонтальной ϕ цг и вертикальной ϕ цв плоскостях, вычисленные на предыдущих тактах по формулам (1)-(4), соответственно.

Использование изобретения, по сравнению с прототипом, за счет применения гиростабилизированного привода антенны, применения ЩАР, реализации когерентного накопления сигналов, реализации процедуры ДПФ, которая обеспечивает повышение разрешающей способности РГС по азимуту до 8...10 раз, позволяет:

Значительно повысить степень стабилизации антенны,

Обеспечить более низкий уровень боковых лепестков антенны,

Высокое разрешение целей по азимуту и, за счет этого, более высокую точность определения местоположения цели;

Обеспечить большую дальность обнаружения целей при низкой средней мощности передатчика.

Для выполнения заявленного устройства может быть использована элементная база, выпускаемая в настоящее время отечественной промышленностью.

Радиолокационная головка самонаведения, содержащая антенну, передатчик, приемное устройство (ПРМУ), циркулятор, датчик углового положения антенны в горизонтальной плоскости (ДУПА гп) и датчик углового положения антенны в вертикальной плоскости (ДУПА вп), отличающаяся тем, что она снабжена трехканальным аналого-цифровым преобразователем (АЦП), программируемым процессором сигналов (ППС), синхронизатором, опорным генератором (ОГ), ЦВМ, в качестве антенны использована щелевая антенная решетка (ЩАР) моноимпульсного типа, механически закрепленная на гироплатформе гиростабилизированного привода антенны и функционально включающего в свой состав ДУПА гп и ДУПА вп а также двигатель прецессии гироплатформы в горизонтальной плоскости (ДПГ гп), двигатель прецессии гироплатформы в вертикальной плоскости (ДПГ вп) и микроцифровую вычислительную машину (микроЦВМ), причем ДУПА гп механически соединен с осью ДПГ гп, а его выход через аналого-цифровой преобразователь (АЦП вп), соединен с первым входом микроЦВМ, ДУПА вп механически соединен с осью ДПГ вп, а его выход через аналого-цифровой преобразователь (АЦП вп) соединен с вторым входом микроЦВМ, первый выход микроЦВМ соединен через цифроаналоговый преобразователь (ЦАП гп) с ДПГ гп, второй выход микроЦВМ через цифроаналоговый преобразователь (ЦАП вп) соединен с ДПГ вп, суммарный вход-выход циркулятора соединен с суммарным входом-выходом ЩАР, разностный выход ЩАР для диаграммы направленности в горизонтальной плоскости соединен с входом первого канала ПРМУ, разностный выход ЩАР для диаграммы направленности в вертикальной плоскости соединен с входом второго канала ПРМУ, выход циркулятора соединен с входом третьего канала ПРМУ, вход циркулятора соединен с выходом передатчика, выход первого канала ПРМУ соединен с входом первого канала (АЦП), выход второго канала ПРМУ соединен с входом второго канала АЦП, выход третьего канала ПРМУ соединен с входом третьего канала АЦП, выход первого канала АЦП соединен с первым входом (ППС), выход второго канала АЦП соединен с вторым входом ППС, выход третьего канала АЦП соединен с третьим входом ППС, первый выход синхронизатора соединен с первым входом передатчика, второй выход синхронизатора соединен с четвертым входом ПРМУ, третий выход синхронизатора соединен с входом (ОГ), четвертый выход синхронизатора соединен с четвертым входом АЦП, пятый выход синхронизатора соединен с четвертым входом ППС, первый выход ОГ соединен с вторым входом передатчика, второй выход ОГ соединен с пятым входом ПРМУ, причем ППС, ЦВМ, синхронизатор и микроЦВМ первой цифровой магистралью соединены между собой, ППС второй цифровой магистралью соединен с контрольно-проверочной аппаратурой (КПА), ЦВМ третьей цифровой магистралью соединена с КПА, ЦВМ соединена с четвертой цифровой магистралью для связи с внешними устройствами.

ЗАРУБЕЖНОЕ ВОЕННОЕ ОБОЗРЕНИЕ № 4/2009, стр. 64-68

Полковник Р. ЩЕРБИНИН

В настоящее время в ведущих странах мира ведутся НИОКР, направленные на совершенствование координаторов оптических, оптоэлектронных и радиолокационных головок самонаведения (ГСН) и устройств коррекции систем управления авиационных ракет, бомб и кассет, а также автономных боеприпасов различных классов и назначения.

Координатор - устройство для измерения положения ракеты относительно цели. Следящие координаторы с гироскопической или электронной стабилизацией (головками самонаведения) используются в общем случае для определения угловой скорости линии визирования системы «ракета - подвижная цель», а также угла между продольной осью ракеты и линией визирования и ряда других необходимых параметров. Фиксированные координаторы (без подвижных частей), как правило, входят в состав корреляционно-экстремальных систем наведения на неподвижные наземные цели или используются в качестве вспомогательных каналов комбинированных ГСН.

В ходе проводимых исследований осуществляется поиск прорывных технических и конструктивных решений, разработка новой элементной и технологической базы, совершенствование программного обеспечения, оптимизация массогабаритных характеристик и стоимостных показателей бортовой аппаратуры систем наведения.

При этом основными направлениями совершенствования следящих координаторов определены: создание тепловизионных ГСН, работающих в нескольких участках ИК-диапазона длин волн, в том числе с не требующими глубокого охлаждения оптическими приемниками; практическое применение активных лазерных локационных устройств; внедрение активно-пассивных радиолокационных ГСН с плоской или конформной антенной; создание многоканальных комбинированных ГСН.

В США и ряде других ведущих стран на протяжении последних 10 лет впервые в мировой практике широко внедряются тепловизионные координаторы систем наведения ВТО.

Подготовка к боевому вылету штурмовика А-10 (на переднем плане УРAGM-6SD «Мейверик»)

Американская УР класса «воздух - земля» AGM-158A (программа JASSM)

Перспективная УР класса «воздух - земля» AGM-169

В инфракрасных ГСН оптический приемник состоял из одного или нескольких чувствительных элементов, что не позволяло получать полноценную сигнатуру цели. Тепловизионные ГСН работают на качественно более высоком уровне. В них используются многоэлементные ОП, представляющие собой матрицу из чувствительных элементов, размещаемых в фокальной плоскости оптической системы. Для считывания информации с таких приемников применяется специальное оптико-электронное устройство, определяющее координаты соответствующей части проецируемого на ОП отображения цели по номеру подвергшегося экспозиции чувствительного элемента с последующими усилением, модуляцией получаемых входных сигналов и передачей их в вычислительный блок. Наибольшее распространение получили считывающие устройства с цифровой обработкой изображения и применением волоконной оптики.

Основными преимуществами тепловизионных ГСН являются значительное поле обзора в режиме сканирования, составляющее ± 90° (у инфракрасных ГСН с четырех - восьмиэлементными ОП не более + 75°) и увеличенная максимальная дальность захвата цели (5-7 и 10-15 км соответственно). Кроме того, возможна работа в нескольких участках ИК-диапазона, а также реализация режимов автоматических распознавания цели и выбора точки прицеливания, в том числе в сложных метеоусловиях и ночью. Использование матричного ОП снижает вероятность одновременного поражения всех чувствительных элементов активными системами противодействия.

Тепловизионный координатор цели «Дамаск»

Тепловизионные устройства с неохлаждаемыми приемниками:

А - фиксированный координатор для применения в корреляционных системах

коррекции; Б - следящий координатор; В - камера системы воздушной разведки

Радиолокационная ГСН с плоской фазированной антенной решеткой

Впервые полностью автоматической (не требующей корректирующих команд оператора) тепловизионной ГСН оснащены американские УР класса «воздух - земля» AGM-65D «Мейверик» средней и AGM-158A JASSM большой дальности. Тепловизионные координаторы цели применяются также в составе УАБ. Например, в УАБ GBU-15 используется полуавтоматическая тепловизионная система наведения.

В целях существенного снижения стоимости таких устройств в интересах их массового применения в составе серийно выпускаемых УАБ типа JDAM американскими специалистами был разработан тепловизионный координатор цели «Дамаск». Он предназначен для обнаружения, распознавания цели и коррекции конечного участка траектории УАБ. Данное устройство, выполненное без следящего привода, жестко фиксируется в носовой части бомб и использует штатный источник питания авиабомбы. Основными элементами ТКЦ являются оптическая система, неохлаждаемая матрица чувствительных элементов и электронно-вычислительный блок, обеспечивающие формирование и преобразование изображения.

Активизация координатора производится после сброса УАБ на дальности до цели около 2 км. Автоматический анализ поступающей информации осуществляется в течение 1-2 с со скоростью смены изображения района цели 30 кадр/с. Для распознавания цели применяются корреляционно-экстремальные алгоритмы сравнения получаемого в инфракрасном диапазоне изображения с переведенными в цифровой формат снимками заданных объектов. Они могут быть получены в ходе предварительной подготовки полетного задания с разведывательных спутников или летательных аппаратов, а также непосредственно с использованием бортовых устройств.

В первом случае данные целеуказания вводятся в УАБ во время предполетной подготовки, во втором - от самолетных РЛС или ИК-станции, информация от которых поступает на индикатор тактической обстановки в кабине экипажа. После обнаружения и идентификации цели производится коррекция данных ИСУ. Далее управление осуществляется в обычном режиме без использования координатора. При этом точность бомбометания (КВО) не хуже 3 м.

Аналогичные исследования с целью разработки относительно дешевых тепловизионных координаторов с неохлаждаемыми ОП проводятся рядом других ведущих фирм.

Такие ОП намечено использовать в ГСН, корреляционных системах коррекции и воздушной разведки. Чувствительные элементы матрицы ОП выполнены на основе интерметаллических (кадмия, ртути и теллура) и полупроводниковых (антимонид индия) соединений.

К перспективным оптоэлектронным системам самонаведения относится также активная лазерная ГСН, разрабатываемая фирмой «Локхид-Мартин» для оснащения перспективных УР и автономных боеприпасов.

Например, в составе ГСН экспериментального автономного авиационного боеприпаса LOCAAS применялась лазерная локационная станция, обеспечивающая обнаружение и распознавание целей путем трехмерной высокоточной съемки участков местности и находящихся на них объектов. Для получения трехмерного образа цели без ее сканирования применяется принцип интерферометрии отраженного сигнала. В конструкции ЛЛС используется генератор импульсов лазерного излучения (длина волны 1,54 мкм, частота повторения импульсов 10 Гц-2 кГц, длительность 10-20 не), а в качестве приемника - матрица чувствительных элементов с зарядовой связью. В отличие от прототипов ЛЛС, имевших растровую развертку сканирующего луча, у этой станции больший (до ± 20°) угол обзора, меньшая дисторсия изображения и значительная пиковая мощность излучения. Она сопрягается с аппаратурой автоматического распознавания целей по заложенным в намять бортовой ЭВМ сигнатурам до 50 тыс. типовых объектов.

Во время полета боеприпаса ЛЛС может осуществлять поиск цели в полосе земной поверхности шириной 750 м по курсу полета, а в режиме распознавания эта зона уменьшится до 100 м. При одновременном обнаружении нескольких целей алгоритм обработки изображений обеспечит возможность атаки наиболее приоритетной из них.

По мнению американских специалистов, оснащение ВВС США авиационными боеприпасами с активными лазерными системами, обеспечивающими автоматические обнаружение и распознавание целей с последующим их высокоточным поражением, станет качественно новым шагом в области автоматизации и будет способствовать повышению эффективности нанесения воздушных ударов в ходе ведения боевых действий на ТВД.

Радиолокационные ГСН современных УР применяются, как правило, в системах наведения авиационного оружия средней и большой дальности. Активные и полуактивные ГСН используются в УР класса «воздух - воздух» и противокорабельных ракетах, пассивные ГСН - в ПРР.

Перспективные УР, в том числе комбинированные (универсальные), предназначенные для поражения наземных и воздушных целей (класса «воздух - воздух - земля»), планируется оснащать радиолокационными ГСН с плоскими или конформными фазированными антенными решетками, выполненными с применением технологий визуализизации и цифровой обработки инверсной сигнатуры цели.

Считается, что основными преимуществами ГСН с плоскими и конформными антенными решетками по сравнению с современными координаторами являются: более эффективная адаптивная отстройка от естественных и организованных помех; электронное управление лучом диаграммы направленности с полным отказом от применения подвижных частей со значительным снижением массогабаритных характеристик и потребляемой мощности; более эффективное использование поляриметрического режима и доплеровского обужения луча; увеличение несущих частот (до 35 ГГц) и разрешающей способности, апертуры и поля обзора; снижение влияния свойств радиолокационной проводимости и теплопроводности обтекателя, вызывающих аберрацию и дисторсию сигнала. В таких ГСН возможно также применение режимов адаптивной настройки равносигнальной зоны с автоматической стабилизацией характеристик диаграммы направленности.

Кроме того, одним из направлений совершенствования следящих координаторов является создание многоканальных активно-пассивных ГСН, например тепло-визионно-радиолокационных или тепло-визионно-лазерно-радиолокационных. В их конструкции для уменьшения массогабаритных показателей и стоимости систему сопровождения цели (с гироскопической или электронной стабилизацией координатора) планируется использовать только в одном канале. В остальных ГСН будут применяться фиксированные излучатель и приемник энергии, а для изменения угла визирования намечено задействовать альтернативные технические решения, например, в тепловизионном канале - микромеханическое устройство точной юстировки линз, а в радиолокационном - электронное сканирование луча диаграммы направленности.

Опытные образцы комбинированных активно-пассивных ГСН:

слева - радиолокационно-тепловизионная гиростабилизированная ГСН для

перспективных ракет классов «воздух - земля» и «воздух - воздух»; справа -

активная радиолокационная ГСН с фазированной антенной решеткой и

пассивным тепловизионным каналом

Испытания в аэродинамической трубе разрабатываемой УР SMACM, (на рисунке справа ГСН ракеты)

Комбинированной ГСН с полуактивным лазерным, тепловизионным и активным радиолокационным каналами намечено оснастить перспективную УР JCM. Конструктивно оптоэлектронный блок приемников ГСН и радиолокационная антенна выполнены в единой следящей системе, что обеспечивает их раздельную или совместную работу в процессе наведения. В данной ГСН реализован принцип комбинированного самонаведении в зависимости от типа цели (тепло- или радиоконтрастная) и условий обстановки, в соответствии с которыми автоматически выбирается оптимальный метод наведения в одном из режимов работы ГСН, а остальные задействуются параллельно для формирования контрастного отображения цели при расчете точки прицеливания.

При создании аппаратуры наведения перспективных УР фирмы «Локхид-Мартин» и «Боинг» предполагают использовать имеющиеся технологические и технические решения, полученные в ходе работ по программам LOCAAS и JCM. В частности, в составе разрабатываемых УР SMACM и LCMCM предложено применять различные варианты модернизированной ГСН, установленной на УР AGM-169 класса «возух - земля». Поступление данных ракет на вооружение ожидается не ранее 2012 года.

Бортовая аппаратура системы наведения, комплектуемая этими ГСН, должна обеспечивать выполнение таких задач, как: патрулирование в назначенном районе в течение часа; разведка, обнаружение и поражение установленных целей. По мнению разработчиков, основными достоинствами подобных ГСН являются: повышенная помехозащищенность, обеспечение высокой вероятности попадания УР в цель, возможность применения в сложных помеховых и метеоусловиях, оптимизированные массогабаритные характеристики аппаратуры наведения, сравнительно невысокая стоимость.

Таким образом, осуществляемые в зарубежных странах НИОКР с целью создания высокоэффективных и одновременно недорогих авиационных средств поражения при существенном наращивании разведывательно-информационных возможностей бортовых комплексов как боевой, так и обеспечивающей авиации. позволят значительно повысить показатели боевого применения.

Для комментирования необходимо зарегистрироваться на сайте