Содержание к диссертации
Введение
1 Основные принципы работы и классификация координаторов цели 9
1.1 Классификация координаторов цели по принципу построения системы 9
1.2 Типы координаторов цели по используемой элементной базе 12
1.3 Эволюционное развитие систем самонаведения на примере американских ракет AGM-65 «Мэйверик» и ракет производства Израиля «Питон» 19
1.4 Особенности построения оптических локаторов 21
Выводы по 1 главе 26
2. Исследование отражательных характеристик самолетов-целей в условиях нестационарного облучения 27
2.1 Определение отражательных импульсных характеристик самолета методом физического моделирования 29
2.2 Определение отражательных импульсных характеристик самолета методом компьютерного моделирования 35
Выводы по 2 главе 42
3. Анализ погрешностей обусловленных изменением крутизны пеленгационной характеристики и методы ее стабилизации 44
3.1 Анализ факторов, влияющих на изменение крутизны пеленгационной характеристики 46
3.2 Стабилизация пеленгационных характеристик 53
3.3 Пеленгационные характеристики при облучении самолетов-целей 55
3.4 Экспериментальное получение пеленгационных характеристик при облучении самолетов-целей 64
3.5 Анализ пеленгационных характеристик в условиях нестационарного облучения
Выводы по 3 главе 73
4. Анализ обнаружения и оценки углового положения цели в условиях нестационарного облучения и выбор основных характеристик приемно усилительного тракта 75
4.1 Определение характеристик приемно-усилительного тракта в условиях нестационарного облучения самолета-цели при различных ракурсах облучения
4.2 Анализ влияния инерционности фотоприемного контура на параметры рациональной ширины полосы пропускания тракта 83
4.3 Определение погрешности оценки углового положения цели при нестационарном облучении цели 92
4.4 Влияние турбулентности атмосферы на относительную погрешность определения углового положения цели и их вероятностные характеристики 98
4.5 Ценность информации при измерении углового положения цели координатором оптико-локационной системы. 104
Выводы по 4 главе 110
5 Импульсный оптический координатор цели с автоматической стабилизацией пеленгационной характеристики при работе в условиях нестационарного облучения цели . 112
Выводы по 5 главе 122
Заключение 124
Список использованных источников
- Эволюционное развитие систем самонаведения на примере американских ракет AGM-65 «Мэйверик» и ракет производства Израиля «Питон»
- Определение отражательных импульсных характеристик самолета методом компьютерного моделирования
- Пеленгационные характеристики при облучении самолетов-целей
- Анализ влияния инерционности фотоприемного контура на параметры рациональной ширины полосы пропускания тракта
Эволюционное развитие систем самонаведения на примере американских ракет AGM-65 «Мэйверик» и ракет производства Израиля «Питон»
Каждая из перечисленных систем обладает своими преимуществами и недостатками и находит свое применение в соответствии с ними. Например, акустические системы применяются только для наведения торпед [2, 3]. Рассмотрим подробнее достоинства, недостатки и сферы применения перечисленных типов систем самонаведения.
Радиолокационный координатор цели состоит из направленной антенны, радиолокационного приемника и устройства для разделения сигналов, принимаемых от цели по соответствующим каналам управления. Работа радиолокационного координатора цели основана на свойствах цели излучать или отражать радиоволны. Таким образом, радиолокационные координаторы цели могут быть пассивными, активными или полуактивными. В радиолокационных системах самонаведения применяются метровый, сантиметровый или миллиметровый диапазоны излучения волн. Для повышения точности выдаваемых координат рассогласования необходимо уменьшать длину волны излучения. На данный момент освоены диапазоны 8, 5 мм и в скором времени ожидается создание комплекса аппаратуры, работающей на длине волны 3 мм. Однако это не означает, что стоит полностью отказаться от длинноволнового диапазона. Несмотря на меньшую точность, радиолокаторы метрового диапазона менее подвержены влиянию атмосферы и обладают большим быстродействием. Достоинством радиолокационных систем традиционно являются большая дальность действия, меньшая подверженность плохим погодным условиям. Недостатком же подобных систем является возможность воздействия радиопомех, создаваемых противником. В связи с этим возникает необходимость применения специальных методов кодирования радиосигнала, которые все же не обеспечивают полную помехозащищенность системы. Также известны другие способы ослепления радиолокационных координаторов цели, например, выброс самолетом-целью алюминиевой стружки.
Радиолокационные координаторы цели в настоящее время применяются, как правило, в системах наведения авиационного оружия средней и большой дальности. Активные и полуактивные радиолокационные системы самонаведения используются в сценариях «воздух - воздух» и противокорабельных ракетах, пассивные в противорадиолокационных ракетах. Перспективные управляемые ракеты, в том числе комбинированные (универсальные), предназначенные для поражения наземных и воздушных целей, оснащаются радиолокационными головками самонаведения с плоскими или конформными фазированными антенными решетками, выполненными с применением технологий визуализизации и цифровой обработки инверсной сигнатуры цели [4].
Считается, что основными преимуществами головок самонаведения 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; 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 головках самонаведения возможно также применение режимов адаптивной настройки равносигнальной зоны с автоматической стабилизацией характеристик диаграммы направленности.
Одним из наиболее распространенных типов оптико-электронных координаторов цели является тепловой координатор цели. Они используют инфракрасное излучение цели. Тепловые координаторы цели имеют богатую историю. Первые прототипы были созданы еще во время Второй Мировой войны. С тех пор тепловые системы самонаведения непрерывно совершенствуются: повышаются дальность захвата цели, угол поля обзора системы, уменьшается поле зрения системы. Ранние системы наводились преимущественно в заднюю полусферу самолета-цели, современные системы способны распознавать нагретый металл обшивки самолета. Также современные системы строят изображение цели, что позволяет проводить распознавание, снижает вероятность срыва слежения при попадании в поле зрения ракеты Солнца, что являлось одним из основных способов «обмана» ракеты с тепловой головкой самонаведения.
В США и ряде других ведущих стран на протяжении последних 10 лет впервые в мировой практике широко внедряются тепловизионные координаторы систем наведения.
В инфракрасных (тепловых) головках самонаведения оптический приемник состоял из одного или нескольких чувствительных элементов, что не позволяло получать полноценную сигнатуру цели. Тепловизионные головки самонаведения работают на качественно более высоком уровне. В них используются многоэлементные приемники, 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 приемник 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 головок самонаведения являются значительное поле обзора в режиме сканирования и увеличенная максимальная дальность захвата цели (5-7 и 10-15 км соответственно). Кроме того, возможна работа в нескольких участках ИК-диапазона, что имеет особую важность для распознавания цели на фоне изображения, а также реализация режимов автоматических распознавания цели и выбора точки прицеливания, в том числе в сложных метеоусловиях и ночью. Чаще всего используются диапазоны длин волн 3-5 мкм и 10-12 мкм. Использование матричного приемника снижает вероятность одновременного поражения всех чувствительных элементов активными системами противодействия.
Определение отражательных импульсных характеристик самолета методом компьютерного моделирования
Следующим шагом получения отражательной импульсной характеристики является фотометрирование полученных сечений. Т.е. для каждого из сечений необходимо найти сумму интенсивностей пикселей относящихся к модели самолета по всему изображению. Так как сечения размещены на черном фоне, можно суммировать все изображение [31, 32]. Пиксели фона в данном случае имеют нулевую интенсивность и соответственно не вносят погрешность в итоговое значение. Для подсчета суммы интенсивностей пикселей была использована программа MathCAD.
Теперь для получения импульсной отражательной характеристики необходимо сопоставить размеры модели с реальными размерами самолета Су-33. Согласно данным, предоставленным в Интернете, исследуемый самолет имеет следующие габаритные размеры [33, 34]:
Зная отражательные характеристики несложно получить форму и величину отраженного сигнала. Для этого первоначально следует выбрать форму и величину зондирующего импульса. В данной работе предлагается рассмотреть три прямоугольных зондирующих импульса с длительностями 5, 10 и 20 нс. Величина самого короткого зондирующего импульса принята на уровне максимума импульсной отражательной характеристики. Величины импульсов с длительностями 10 и 20 нс были выбраны таким образом, чтобы энергия в импульсе оставалась неизменной.
Импульсная отражательная характеристика вида сверху и отраженные сигналы при трех длительностях зондирующих импульсов приведены на рисунке 2.1.3 а и б соответственно.
На данном графике, изображающем импульсную характеристику вида сверху, по оси у отложены значения суммы интенсивности пикселей изображения. Фактически это соответствует величине отраженной целью энергии. На графике иллюстрирующим отраженные сигналы сплошная линия соответствует длительности зондирующего импульса 10 нс, линия с длинным пунктиром длительности 20 нс и линия с коротким пунктиром длительности 5 нс соответственно. По оси х отложено время в наносекундах.
Аналогичным способом можно найдены отражательные импульсные характеристики и отраженные сигналы для других ракурсов облучения цели. Графические зависимости отражательных импульсных характеристик, а также отраженных сигналов для каждого из рассматриваемых ракурсов приведены в приложении 1.
Сравнительный график отражательных импульсных характеристик и отраженных отраженные сигналы позволяют в дальнейшем рассчитать отношения сигнал/шум для каждого из видов, и по этой информации выбрать ширину полосы пропускания приемника сигналов для различных видов изображен на рисунке 2.1.4. Рисунок 2.1.4 – отражательные импульсные характеристики для различных ракурсов (сверху) и отраженные сигналы при длительности зондирующего импульса 5 нс для различных ракурсов (снизу) На приведенных графиках сплошная линия соответствует ракурсу (0-90-0), линия с коротким пунктиром - ракурсу (90-0-0), линия с длинным пунктиром -ракурсу (180-0-0) и штрихпунктирная линия - ракурсу (0-0-0). Найденные для наиболее рационального его использования.
К достоинствам стоит отнести близость отражательных свойств цели к реальным, т.к. модель цели и ее освещение представлены физически, а математическая обработка применяется только к полученным изображениям. Недостатки этого метода, к которым следует отнести трудоемкость процесса, погрешность позиционирования камеры относительно модели, необходимость пересчета к реальному масштабу, не являются определяющими для рационального выбора параметров приемно-усилительного тракта координатора.
Метод компьютерного моделирования предполагает использование виртуальной модели самолета-цели. Для этих целей предлагается использовать программу Unity 3D. Она позволяет создавать сцены (в нашем случае сцена должна состоять из осветителя и самолета-цели), а также использовать к ним скрипты на языке программирования C#. В связи с тем, что создание компьютерной модели менее трудоемко, чем создание реальной физической модели появляется возможность получить отражательные импульсные характеристики различных видов самолетов-целей. Были рассмотрены [35,36, 37, 38, 39, 40, 41, 42]:
Пеленгационные характеристики при облучении самолетов-целей
Зная значение длины всего изображения в пикселях и уменьшая размер виртуальной рамки координатора цели, можно получить семейство пеленгационных характеристик для данного ракурса с различным соотношением размеров изображения цели и размера фотоприемника [47]. В качестве иллюстрации на рисунке 2 представлены пеленгационные характеристики координатора цели при ракурсе облучения цели 0 - 90 - 0 при различных соотношениях размеров изображения цели и размера фотоприемника фотоприемника а) 1/2, б) 2/1, в) 3/1, г) 4/1. Таким образом, изменяя размер виртуальной рамки координатора цели, можно найти такое соотношение сторон, при котором появляется первый дополнительный энергетический центр, дальность до цели, соответствующую этому соотношению размеров, следует считать критической, при которой может произойти срыв слежения. Вычисление этой дальности представляет собой решение простой пропорции: где к - найденное критическое соотношение размеров изображения цели и размера фотоприемной площадки, /ц – размер изображения цели, / - фокусное расстояние объектива, d - размер чувствительной площадки приемника.
Так, например, приняв / = 100 мм, d = 8 мм и взяв реальные размеры самолета Су-33 [33, 34], можно вычислить критические дальности работы координатора цели. Полученные дальности приведены в (табл. 1). Таблица 3.3.1 – Рассчитанные значения критических дальностей работы координатора цели при облучении самолетов-целей.
Минимальная дальность работы системы самонаведения (минимальная дистанция наведения) зависит как от ракеты-носителя, так и от относительной скорости сближения. Причем чем больше относительная скорость сближения, тем больше минимальная дистанция наведения. Причиной этой минимальной дальности является не только нестабильность пеленгационной характеристики на малых дистанциях, но и, в ряде случаев, нарушение работы координатора вследствие большой величины принимаемого сигнала, превышающего динамический диапазон приемно-усилительного тракта. В среднем в системах такого класса величина минимальной дальности работы принимается равной 50 м.
По достижению заданной минимальной дальности работы системы необходимо отключить систему слежения за целью и позволить ракете двигаться по инерции оставшееся расстояние до цели. Вероятность промаха в данном случае будет зависеть от относительной скорости сближения ракеты и цели. Средняя крейсерская скорость самолета-истребителя составляет 1500 км/час. Скорость ракеты класса воздух-воздух меняется в зависимости от модели и назначения в пределах от 2 до 6 Мах [48, 49]. Возьмем среднюю скорость ракеты 3 Маха и наименее благоприятную ситуацию с удаляющимся самолетом целью. В данном случае относительная скорость сближения примерно будет равна 541 м/с. Таким образом, время пролета минимальной дистанции (50 метров), на которой система наведения будет выключена, составит 0,09 сек. За такой малый промежуток времени вероятность уклонения цели мала.
В (табл. 2) приведены расчётные значения относительной скорости сближения и времени неуправляемого полета ракеты на конечном этапе сближения для различных ракурсов облучения цели.
Рассчитанные значения критической дальности отключения системы самонаведения, относительной скорости сближения ракеты с целью и времени неуправляемого полета. По данным (табл. 2) можно сделать вывод, что для всех рассматриваемых ракурсов дальность, на которой необходимо отключать систему самонаведения не превышает 60 м, а время неуправляемого полета не превышает 0,1 с, что доказывает правомерность такого отключения. Исключение составляет ракурс 90 – 0 – 0. С учетом того, что при методе прямого наведения на цель, вероятность появления данного ракурса довольно мала, можно проигнорировать повышенные требования по дальности отключения системы самонаведения для данного ракурса облучения самолета-цели. Наличие нескольких энергетических центров облучаемого объекта приводит к такому изменению пеленгационной характеристики координатора в ближней зоне, которое может способствовать срыву автосопровождения и резкому отклонению от направления на цель.
Проведенный анализ указывает на то, что для обеспечения надежного поражения цели с использованием активных и полуактивных лазерных систем самонаведения необходимо использовать соответствующую логику контура управления следящей системы. Кроме того в ближней зоне принимаемый сигнал (несмотря на систему АРУ) может превысить динамический диапазон приемного тракта (ослепление системы), что приведет к срыву слежения. В этом случае следует производить отключение активных и полуактивных лазерных систем самонаведения в ближней зоне. Функцию отключения может взять на себя дальномер-взрыватель, позволяющий кроме этого идентифицировать размер цели, повышая тем самым эффективность ее поражения.
Как было показано ранее в ближней зоне пеленгационная характеристика может претерпевать значительные изменения, которые могут сказаться на точности работы координатора и приводить к ошибкам работы контура слежения. Вычисление расстояния, на котором появляются дополнительные максимумы в изображении цели, было проведено моделированием с использованием изображений цели. Для подтверждения полученных данных необходимо провести эксперимент.
Целью эксперимента является моделирование получения пеленгационных характеристик самолета в ближней зоне, где высока вероятность появления дополнительных энергетических центров изображения.
Анализ влияния инерционности фотоприемного контура на параметры рациональной ширины полосы пропускания тракта
Потенциальная точность измерения углового положения в соответствии с теорией оценок определяется неустранимой случайной погрешностью, которая обусловлена ошибкой оценки величины сигнала.
При оценке величины сигнала по методу максимума правдоподобия дисперсия оценки будет иметь минимальное значение при оптимальной фильтрации принимаемого сигнала и его временной фиксации по максимальному значению. В этом случае средняя квадратичная погрешность оценки величины сигнала можно определить соотношением [56] о- = —, (4.4.1) где: і JU = 2}\S(ja))\ 7t{ G((D) отношение сигнала к шуму, зо S(ja)) = a\ s(t)e jwtdt -спектральная функция принимаемого сигнала -00 as(t), a - величина сигнала, G(w)- энергетический спектр входных шумов. Распространение излучения в турбулентной среде приводит к случайному изменению амплитуды электрического поля, которое подчиняется логарифмически нормальному закону распределения [92].
Так как ток на выходе селективных фотоприемников пропорционален лучистому потоку, т.е. U2 , то распределение величины лучистого потока, прошедшего турбулентную среду будет согласно функциональному преобразованию случайных величин определяться формулой [88] dU w(p) = Jw{uk) (4.4.3) к dP При квадратичном преобразовании лучистый поток, прошедший турбулентную среду, будет также описываться логарифмически нормальным законом распределения [93] дисперсия натурального логарифма от нормированного значения лучистого потока, 100 P0 - среднее значение лучистого потока в отсутствии турбулентности, /0 и L0 - внутренний и внешний масштаб турбулентности соответственно (зависят от высоты h над землей) и определяются следующими приближенными формулами [87]: /0=(10-9/Z)1 3иZ0=(4/Z)1 2; С - коэффициент меры интенсивности турбулентной атмосферы, зависящий от времени суток и высоты над землей; L - длина трассы; Л - длина волны излучения; z - текущее значение расстояния вдоль пути распространения излучения. Для ограниченного лазерного пучка дисперсия натурального логарифма определяется выражением
Таким образом, величина сигнала на выходе фотоприемника, а, следовательно, и отношение сигнала к шуму являются случайными величинами. В этом случае и средняя квадратичная погрешность определения величины сигнала как функциональная величина от отношения сигнала к шуму также является случайной величиной.
Определим плотность вероятностей и математическое ожидание этой случайной величины.
Так как оптический и электрический тракты координатора цели являются линейными системами, то определить плотность вероятностей величины сигнала на выходе приемно-усилительного тракта представляет собой чрезвычайно сложную задачу теории случайных процессов.
Можно воспользоваться приближенным методом определения одномерной плотности вероятностей, основанной на том, что характеристическая функция процесса на выходе линейной системы может быть определена в виде ряда Маклорена [88] к к S (v) = у к2] (4.4.4) где mk2 - начальные моменты выходного распределения. В этом случае плотность вероятностей выходного процесса будет определяться прямым преобразованием Фурье
Учитывая, что энергетический спектр флуктуаций амплитуды, обусловленный турбулентностью среды распространения, является сугубо низкочастотным [87], а ширина полосы пропускания приемно-усилительного тракта много больше ширины энергетического спектра флуктуаций, то
Таким образом, одномерная плотность вероятностей отношения сигнала к шуму на выходе приемно-усилительного тракта при турбулентности среды распространения излучения будет иметь зависимость 1 к=0 J К Bi(i)O0 dvk Jv=0 dkS(ju) djuk (4.4.12) А плотность вероятностей средней квадратичной погрешности величины сигнала согласно формуле (3) будет определяться соотношением 103 Щу)=I(-i) fk\ к=0 dkS(y l) (1) dvk %м л (4.4.13) у) Формула (13) получена с учетом свойства дельта-функции S(ax) = T;S(x). И Полученное соотношение является достаточно сложным аналитическим выражением. Однако при малых значениях тр , логарифмически нормальный закон близок к нормальному закону [95] WX(J) = сгТ я ехр {?-?«) 2сг c параметрами а = Р0 ехр V2/ —2 п2 О -1/ у /з Это может иметь место для слабой турбулентности (Си = 8-КГ м"/3) на дистанциях меньших 14 км и средней турбулентности (Сй=4-10 8 м % ) на дистанциях меньших 2,5 км при длине волны излучения 1,06 мкм. В этом случае в силу того, что оптический и приемно-усилительный тракты являются линейными величина отношения сигнала к шуму на выходе приемного тракта также будет подчиняться нормальному закону распределения, а плотность вероятностей средней квадратичной погрешности величины сигнала будет описываться согласно (3) соотношением