Способ идентификации имитационных помех в импульсно-доплеровской активной радиолокационной головке самонаведения ракеты «воздух-воздух » при ее наведении на вертолет

Опыт современных боевых действий показал, что вертолеты являются мощным средством борьбы с артиллерией, бронетанковой и автотранспортной техникой [1].

Применение авиационной управляемой ракеты «воздух-воздух» с активной радиолокационной головкой самонаведения (АРГС), построенной по импульсно-доплеровскому принципу обработки в ней отраженных от воздушных целей радиолокационных сигналов, позволит выполнять атаку вертолета по принципу «пустил – забыл» [1].

В свою очередь, применение вертолетов военного назначения в современных условиях предполагает некоторые особенности, которые затрудняют противодействие такому классу целей с помощью управляемых ракет «воздух–воздух» с АРГС. Это обусловлено следующими факторами.

Во-первых, маловысотность полета вертолета затрудняет измерение параметров его полета в АРГС ракеты «воздух-воздух», так как подстилающая поверхность вызывает мощные отражения радиолокационного сигнала. Помимо этого, маловысотность является причиной – 261 – возникновения пассивной помехи, типа «антипод», когда в АРГС возникает двойник вертолета, который как будто летит под землей, на глубине, равной высоте полета вертолета [2].

Во-вторых, вертолет способен зависнуть в воздухе, что также усложняет измерение параметров его положения в пространстве и может привести к срыву его сопровождения в АРГС ракеты [3].

В-третьих, вертолет способен очень быстро менять направление своего полета, в том числе способен осуществлять разворот, зависнув в пространстве, и после этого начать полет в другом направлении, что значительно усложняет самонаведение ракеты на него [4].

В-четвертых, современная армейская авиация оснащается бортовыми комплексами обороны со станциями активных помех (аппаратурой радиоэлектронной борьбы) и способна ставить преднамеренные помехи различного характера. Одним из видов преднамеренных помех являются имитирующие помехи, к которым относятся уводящие по дальности и скорости [5].

Увод по дальности и скорости достигается ретрансляцией принятого от АРГС ракеты радиолокационного сигнала с постепенным изменением времени задержки t з этого сигнала или его доплеровской частоты F _д для подавляемой АРГС [6]. При этом условиями эффективного увода от истинной цели являются:

• –    когерентность помех, т.е. ошибка запоминания несущей частоты в передатчике помех не должна превышать половину ширины узкополосного доплеровского фильтра приемного устройства АРГС ракеты;

• –    «плавность» увода – спектр закона увода должен находиться в пределах полосы пропускания следящей системы;

• –    мощность помехи в начале увода должна в 2…3 раза превышать мощность полезного сигнала на входе приемного устройства АРГС ракеты [7].

Уводящие по дальности и скорости помехи приводят к значительному искажению оценок дальности и скорости в системах автосопровождения по дальности (АСД) и скорости (АСС) в АРГС ракеты «воздух–воздух». Конечной целью постановки такого вида помех является срыв автосопровождения по направлению (АСН). Это достигается тем, что по окончании цикла увода постановщик помех переходит в режим «молчания», происходит срыв автосопровождения не только в системе АСД или АСС, но и в системе АСН, после чего АРГС ракеты переходит в режим поиска цели [8].

Одной из задач функционирования АРГС ракеты является анализ помеховой обстановки и при необходимости включение тех или иных средств помехозащиты [9].

Таким образом, в условиях воздействия на импульсно-доплеровскую АРГС ракеты «воздух-воздух» уводящих по дальности и скорости помех необходимо принимать дополнительные меры помехозащиты в целях минимизации промаха ракеты при ее самонаведении на вертолет. В интересах повышения эффективности помехозащиты АРГС самонаводящейся ракеты необходимо предварительно осуществлять идентификацию воздействия уводящих по дальности и скорости помех.

Идентификация уводящих помех по дальности

В данной работе при решении вопроса идентификации уводящих по дальности и скорости помех в АРГС ракеты «воздух-воздух» рассматривается наведение на вертолет в вертикальной плоскости.

Как правило, для идентификации уводящих по дальности и скорости помех в АРГС ракеты происходит сравнение измерений, полученных из скоростного канала, и производных измерений, полученных из дальномерного канала. Далее с порогом ε 1 сравнивается модуль разности показателей производных измерений дальности «ракета-вертолет» Ди из дальномерного канала АРГС ракеты и доплеровской частоты F ф , обусловленной скоростью сближения ракеты с фюзеляжем вертолета, из скоростного канала АРГС ракеты в соответствии с выражением

где λ – длина волны зондирующего радиолокационного сигнала АРГС.

Невыполнение условия (1) говорит о воздействии на ракету «воздух–воздух» уводящих по дальности и скорости помех, но неизвестно, каких именно, поэтому требуется дополнительная идентификация уводящих по дальности и скорости помех.

В системе автономных датчиков ракеты «воздух-воздух» при помощи гироскопов и акселерометров, а также информации, загруженной в ракету перед пуском, из информационновычислительной системы летального аппарата, с которого был произведен пуск, на основе оценок параметров полета ракеты может вычисляться ее высота полета относительно земной поверхности H р .

Чтобы вычислить дальность предлагаемым способом, необходимо найти первое пересечение прямой от АРГС ракеты до земной поверхности в направлении на вертолет. Таким образом, необходимо в уравнение окружности подставить уравнение прямой и найти ближайшую точку пересечения прямой с окружностью, эквивалентный радиус Земли R экв при этом равен 8500 км [10]. В этих целях нужно задать систему координат в вертикальной плоскости (в данной работе центр Земли будет иметь координату по оси абсцисс x = 0, а по оси ординат y = 0). Помимо этого необходимо знать высоту H р и угол места вертолета ε ум , измеряемый антенной системой АРГС (угол наклона линии визирования в направлении на вертолет относительно горизонтальной плоскости) [11].

Линейное уравнение, описывающее прямую от АРГС ракеты через земную поверхность в направлении на вертолет, имеет вид:

• У — tg^Syv )х + RaKe + Нр.(2)

В свою очередь, уравнение описывающее окружность Земли, имеет вид:

• У + X = RaKe .(3)

Для того чтобы найти точки пересечения прямой от АРГС ракеты с земной поверхностью, необходимо подставить выражение (2) в выражение (3) вместо y , тогда выражение (3) примет вид:

(tg(^yu)x A-R aKe А-Н рД + Х — RaKe.(4)

После преобразования уравнение (4) примет вид

(tg~ (ёум^Х~ A-^tg^GyM^X (Даке + Нр ^ + (RaKe + Нр^ + Х^ = Raws.(5)

После элементарных математических преобразований выражение (5) примет вид

2>tg^ ^£ум)х^ + 2tg(£ум )(Дэкв + H p)x + (Дэкв + Hp)^ — Rme =0.    (6)

После решения уравнения (6) необходимо найти корень x j из полученных, соответствующий координате x _в первого пересечения прямой от АРГС ракеты с земной поверхностью в направлении на вертолет по правилу

Xe = min Xj , где j = 1, 2; j – количество корней уравнения (6).

После отыскания xв необходимо решить равенство (2), подставив туда xв вместо x, для отыскания координаты yв, соответствующей первому пересечению прямой от АРГС ракеты с земной поверхностью в направлении на вертолет. Тогда вычисление равенства (2) можно произвести в соответствии с выражением ye = tg(£yv )Xe + RdKe + Hp .

Теперь вычисление дальности от АРГС ракеты до земной поверхности в направлении на вертолет Д в можно произвести в соответствии с выражением

Де — ^Xe +(ye — R'3kb — Hp)² .                                   (7)

Ошибку Δ Д вычисленной дальности Д в по отношению к измеренной дальности Д и классическим способом можно оценить по геометрическим соображениям, зная высоту полета вертолета Н в в соответствии с выражением

В дальности Д в , вычисленной по соотношению (6), отсутствует зависимость от времени задержки t з отраженного от вертолета радиолокационного сигнала, таким образом, постановка вертолетом уводящих помех по дальности не будет оказывать на нее никакого влияния. Вычисление дальности Д в графически поясняется на рис. 1.

В зависимости от собственной высоты вертолета над земной поверхностью вычисленная дальность Д в имеет незначительные расхождения от измеренной классическим способом дальности Д и (рис. 1) в дальномерном канале АРГС ракеты по соотношению

где с – скорость света.

Произведены расчеты геометрической ошибки Δ Д вычисленной дальности Д в в зависимости от угла места вертолета ε ум на высотах полета вертолета H р = 50, 100 и 200 м при имеющихся измерениях дальности Д и «ракета-вертолет» при условиях отсутствия воздействия на АРГС ракеты «воздух–воздух» уводящих по дальности и скорости помех и постоянной высоты полета ракеты H р = 6000 м. Результаты представлены в табл. 1.

Таким образом, малая высота полета вертолета вносит незначительную ошибку в значение вычисленной в соответствии с соотношением (6) дальности Д в .

Рис. 1. Вычисленная и измеренная дальность до вертолета

Fig. 1. Calculated and measured range

Таблица 1. Геометрическая ошибка вычисленной дальности Δ Д

Table 1. Geometric error of the calculated range Δ Д

Hв = 50 м
ε ум [град]	Д и [м]	Д в [м]	Δ Д [м]
20	17443,62	17589,82	146,2
25	14102,02	14220,33	118,31
30	11912,73	12012,73	100
35	10381,05	10468,22	87,17
40	9261,23	9339,03	77,8
45	8417,56	8488,28	70,72
50	7769,12	7834,39	65,27
Hв = 100 м
20	17297,43	17589,82	292,39
25	13983,71	14220,33	236,62
30	11812,73	12012,73	200
35	10293,88	10468,22	174,34
40	9183,45	9339,03	155,58
45	8346,86	8488,28	141,42
50	7703,85	7834,39	130,54
Hв = 200 м
20	17005,05	17589,82		584,77
25	13747,09	14220,33		473,24
30	11612,73	12012,73		400
35	10119,53	10468,22		348,69
40	9027,88	9339,03		311,15
45	8205,43	8488,28		282,85
50	7573,31	7834,39		261,08

Типовыми параметрами уводящей по дальности помехи являются длительность увода t у от 0,5 до 20 с и максимальное уводящее время задержки Δ t _з от 1 до 30 мкс (Δ Д _и = 150…4500 м), закон увода линейный или параболический.

Произведены расчеты дальностей Д в и Д и в условиях постановки вертолетом уводящей помехи по дальности по линейному (рис. 2) и параболическому (рис. 3) закону увода, с временем увода t _у = 10 с и максимальным искажением измеренной дальности Δ Д _и = 4500 м

Рис. 2. Истинная, измеренная и вычисленная дальности при линейном законе увода по дальности

Fig. 2. True, measured and calculated ranges under linear drift law

Рис. 3. Истинная, измеренная и вычисленная дальности при параболическом законе увода по дальности

Fig. 3. True, measured and calculated ranges under parabolic drift law

(Δ t _з = 30 мкс), на высотах полета вертолета H _р = 50, 100 и 200 м, с изменением истинной дальности «ракета-вертолет» Д ис с 50000 до 40000 м за 10 сек, с постоянной высотой полета ракеты H _р = 6000 м.

Проанализировав данные, представленные на рис. 2 и 3, можно сделать вывод, что вычисленная дальность Д _в меняется по определенному закону, в зависимости от характера полета вертолета, а в случае маневра вертолета будет почти совпадать с истинной дальностью Д ис ввиду малых скоростей полета вертолета и его возможностей по набору и снижению высоты, поэтому представляется возможность провести идентификацию уводящей помехи по дальности путем установления порога ε ₂ для модуля разности вычисленной Д _в и измеренной Д _и дальностей в соответствии с выражением

\Д_и -Дв\<£2 . (8)

Идентификация уводящих помех по скорости

Уводящие по скорости помехи, в свою очередь, могут ставиться совместно с уводящими по дальности и быть с ними функционально взаимосвязанными, функционально невзаимосвязанными, либо ставиться отдельно, независимо от уводящих помех по дальности. В случае постановки уводящих по скорости помех искажается доплеровская частота, обусловленная сближением ракеты с фюзеляжем вертолета F ф , по аналогичным соображениям, приведенным для искажения времени задержки t з .

Однако в таком случае после процедуры быстрого преобразования Фурье (БПФ) в амплитудно–частотном спектре отраженного от вертолета сигнала S ( f ) возможно вычисление доплеровской частоты, обусловленной сближением ракеты и энергетического центра вращающихся лопастей несущего винта вертолета F л (рис. 4) по соотношению

Ft- ^{1 ;},

Mi А]

где M {…} – операция математического ожидания; F i и A i – соответственно i –я доплеровская частота и амплитуда спектральной составляющей, соответствующая отражениям РЛ сигнала от наступающей лопасти несущего винта вертолета; I = 1, …, I; I – общее количество доплеровских частот и амплитуд спектральных составляющих, соответствующих отражениям радиолокационного сигнала от наступающей лопасти несущего винта вертолета [12].

Доплеровская частота F _л, обусловленная сближением ракеты и энергетического центра наступающих лопастей, не подвержена влиянию уводящих по скорости помех в отличие от фюзеляжной компоненты F ф . Воздействие уводящей по скорости помехи с временем увода t y = 4 с, изменением истинной доплеровской частоты, обусловленной сближением ракеты «воздух–воздух» с фюзеляжем вертолета F ф _и с 62000 до 59500 Гц, и искажением доплеровской частоты Δ F ф = 6500 Гц (в случае, если λ = 0.03 м, искажение радиальной скорости вертолета Δ V _в = 97.5 м/с) показано на рис. 5, где t ₁ – момент начала постановки уводящей по скорости помехи вертолетом, в этот момент в скоростном канале АРГС автосопровождение F ф сбрасывается и АРГС перезахватывает уводящую по скорости помеху, при этом F _л меняется почти пропорционально F ф [13].

Рис. 4. Определение энергетического центра лопастей

• Fig. 4.    Determination of the energy center of the blades

  

  Рис. 5. Воздействие уводящей по скорости помехи на Fл

  
  

• Fig. 5.    The effect of the speed-destroying interference on Fл

Проанализировав рис. 5, можно сделать вывод, что параллельность изменения и небольшие различия F_л и Fф позволяют идентифицировать уводящую помеху по скорости, выставив порог ε3 для разности производных доплеровских частот Fn и Рф по модулю в соответствии с выражением

Таблица 2. Идентификация уводящих по дальности и скорости помех

Table 2. Identification of diverting interference by range and speed

Условие	Результат выполнения условий
	Помех нет	Уводящая помеха по дальности	Уводящая помеха по скорости	Уводящие помехи по дальности и скорости одновременно
к>«	«Да»	«Да»	«Да»	«Нет»
| Д и – Д в| ≤ ε 2	«Да»	«Нет»	«Да»	«Нет»
ft -Гф\<£з	«Да»	«Да»	«Нет»	«Нет»

По соотношениям (1), (8) и (9) можно выявить воздействие или отсутствие воздействия уводящих по дальности и скорости помех на импульсно-доплеровскую АРГС ракеты «воздух-воздух» в различных их комбинациях (табл. 2).

Заключение

Таким образом, в импульсно-доплеровской АРГС ракеты «воздух–воздух» возможна идентификация различных комбинаций воздействия или отсутствия воздействия на нее уводящих по дальности и скорости помех вышеприведенным способом, что позволит использовать результаты идентификации в алгоритме информационного обеспечения ракеты в качестве средства помехозащиты и повысить точность самонаведения ракеты на вертолет.