РАДИОЛОКАЦИОННАЯ СТАНЦИЯ С СИНТЕЗИРОВАННОЙ АПЕРТУРОЙ Российский патент 1997 года по МПК G01S13/90 

Изобретение относится к радиолокационным устройствам и системам. Оно может быть использовано в бортовых когерентных РЛС летательных аппаратов с квазинепрерывным излучением для распознавания воздушных целей различных классов.

Известна радиолокационная станция (РЛС) с синтезированной апертурой (СА) [1] включающая блок индикации (БИ), сумматор, последовательно соединенные антенный блок (АБ), антенный переключатель (АП), 1-й смеситель, усилитель промежуточной частоты (УПЧ), блок фазовых детекторов (ФД), блок когерентной обработки (БКО), последовательно включенные синхронизатор, модулятор и выходной усилитель высокой частоты (УВЧ), выход которого подключен к 2-му входу АП, последовательно соединенные генератор высокой частоты (ГВЧ), 2-й смеситель и фильтр, выход которого связан с вторым входом 1-го смесителя, последовательно включенные доплеровско-инерциальный навигационный блок (ДИНБ), компенсатор траекторных нестабильностей (КТН) и блок управления антенной (БУА), два выхода которого механически соединены с двумя соответствующими входами АБ, а также гетеродин промежуточной частоты (ПЧ), выход которого соединен с 2-м входом блока ФД и 2-м входом 2-го смесителя. При этом выход блока ФД связан также с 6-м входом КТН, 2-й выход которого связан с 3-м входом БИ, 1-й вход которого соединен с выходом сумматора, N входов которого подключены к соответствующим из N выходов БКО, 5-й выход ДИНБ связан с 4-м входом БИ, 2-й вход которого соединен со 2-м выходом синхронизатора, 3-й выход КТН связан с входом гетеродина ПЧ, выход ГВЧ также соединен с 2-м входом выходного УВЧ, а выходы со 2-го по 5-й ДИНБ соединены с соответствующими с 2-го по 5-й входами КТН. БКО состоит из линии задержки (ЛЗ) и N фазирующих устройств. Входом этого блока служит вход ЛЗ, N выходов которой связаны с входами соответствующих из N фазирующих устройств, выходы которых являются N выходами БКО.

Указанная РЛС с СА способна производить селекцию движущихся и неподвижных целей и даже селекцию целей, движущихся с различными радиальными скоростями. Однако вероятность распознавания целей данной РЛС с СА низка из-за того, что цели, движущиеся с различными абсолютными (путевыми) скоростями, могут иметь одинаковые радиальные составляющие вектора скорости, что ведет к перепутыванию распознаваемых классов.

Целью изобретения является повышение достоверности распознавания воздушных целей на основе учета характера движения целей по траектории с одновременным использованием зависимости турбулентности атмосферных масс от высоты.

Для достижения поставленной цели в состав РЛС с СА предлагается ввести дополнительно амплитудный детектор (АД), блок измерения дальности (БИД), блок вычисления высоты (БВВ), датчик наклона антенны (ДНА) по углу места, ДНА по азимуту, блок распознавания объекта (БРО), состоящий из формирователя опорного сигнала (ФОС), измерителя траекторных уклонений (ИТУ), блока оптимального различения и оценки (БОРО), а также блока световой индикации (БСИ).

Такое построение схемы РЛС с СА позволяет повысить достоверность распознавания воздушных целей путем использования информации о характере траекторных нестабильностей (ТН) полета цели, учитывая при этом зависимость ТН от высоты полета цели. Для этого из отраженного от цели сигнала, имеющегося на выходе УПЧ, с учетом мгновенного углового положения луча антенны, определяемого в датчиках наклона антенны по азимуту и углу места и в ФОСС, выделяется сигнал, содержащий информацию о характере движения цели, с помощью ИТУ. В БОРО производится классификация вида ТН, и полученный результат используется как для индикации вида объекта в БСИ, так и для улучшения качества когерентного накопления, что реализуется путем суммирования в сумматоре сигналов ТН цели и носителя РЛС с СА. Кроме того, схема позволяет учитывать при распознавании цели высоту ее полета и тем самым за счет знания турбулентности атмосферы на определенной высоте [2] вводить поправку в эталонные характеристики ТН целей различных классов перед выявлением степени их принадлежности к тому или иному классу (транспортный самолет, бомбардировщик, истребитель, баллистическая ракета, беспилотный управляемый воздушный аппарат и т.д.).

На чертеже приведена структурная схема предлагаемой РЛС с СА, в состав которой входят: АБ 1, АП 2, 1-й смеситель 3, УПЧ 4, АД 5, выходной УВЧ 6, фильтр 7, блок ФД 8, БКО 9, модулятор 10, 2-й смеситель 11, гетеродин ПЧ 12, БИД 13, БУА 14, ГВЧ 15, сумматор 16, БВВ 17, синхронизатор 18, БИ 19, ДНА по азимуту 20, ДНА по углу места 21, КТН 22, ДИНБ 23, БРО 28, состоящий из ФОС 24, ИТУ 25, БОРО 26, БСИ 27.

Радиолокационная станция с синтезированной апертурой работает следующим образом.

Напряжение на высокой частоте с выхода ГВЧ 16 подается на 2-й вход выходного УВЧ 6, на 1-й вход которого поступают импульсы с выхода модулятора 10, синхронизируемые с помощью импульсов синхронизации с 1-го выхода синхронизатора 18. На выходе выходного УВЧ 6 формируется последовательность зондирующих импульсов, которая через АП 2 и АБ 1 излучается в направлении цели. АП 2 служит для коммутации работы радиолокатора на передачу и прием.

Отразившись от воздушной цели, радиоимпульсы принимаются антенным блоком 1 и через АП 2 проходят на 1-й вход 1-го смесителя 3. Одновременно на 1-й и 2-й входы 2-го смесителя 11 подаются сигналы соответственно с выхода ГВЧ 15 на высокой частоте и гетеродина ПЧ 12 на промежуточной частоте, в результате чего на входе фильтра 7 присутствует сигнал комбинационных частот, который проходит через фильтр 7, настроенный на сигнал гармоник только с суммой промежуточной и высокой частоты. Выходной сигнал фильтра 7 поступает в качестве гетеродинного на 2-й вход 1-го смесителя 3. Выходные сигналы 1-го смесителя 3 на ПЧ усиливаются в УПЧ 4, с выхода которого подаются на вход АД 5, 1-й вход блока ФД 8 и 2-й вход ИТУ 25. На 1-м и 2-м выходах блока ФД 8 (на 2-й вход которого поступает сигнал с выхода гетеродина ПЧ 12) формируются квадратурные видеосигналы, которые поступают для их когерентного накопления соответственно на 1-й и 2-й входы БКО 9, выходной сигнал которого проходит на 1-й вход БИ 19, на 2-й вход которого поступают синхроимпульсы с 2-го выхода синхронизатора 18 для синхронизации работы БИ 19.

С выходов ДИНБ 23 на соответствующие с 1-го по 5-й входы КТН 22 подаются напряжения, пропорциональные курсу, тангажу, крену, высоте и путевой скорости носителя РЛС с СА. При этом сигнал с 4-го выхода ДИНБ 23 (высота полета носителя РЛС с СА) подается также на 3-й вход БВВ 17, а сигнал с 5-го выхода ДИНБ 23 (собственная путевая скорость) подается также на 4-й вход БИ 19 для привязки изображения цели по путевой скорости.

На 3-й вход БИ 19 со 2-го выхода КТН 22 подается сигнал управления диаграммой направленности антенны для привязки получаемого изображения к системе координат, а с 1-го выхода КТН 22 сигнал управления диаграммой направленности антенны подается на вход БУА 14 для поддержания заданного положения зоны обзора воздушного пространства. БИ 19 служит для индикации цели, попадающей в область обзора воздушного пространства.

В блоке ФОС 24 формируется опорный сигнал, который подается на 1-й вход ИТУ 25. Данный сигнал учитывает как собственное движение носителя РЛС с СА, так и его ТН. Формирование опорного сигнала осуществляется методом модуляции выходного напряжения гетеродина ПЧ 12 доплеровской частотой, зависящей от характера собственного движения носителя РЛС с СА. Для этого напряжение, пропорциональное скорости радиолокатора с САс 5-го выхода ДИНБ 23 подается на 2-й вход ФОС 24, на 1-й вход которого поступает сигнал, пропорциональный радиальной доплеровской фазе ТН носителя РЛС с СА, с 3-го выхода КТН 22. Для учета ориентации диаграммы направленности антенны на 4-й и 5-й входы ФОС 24 поступают соответственно выходные сигналы ДНА по азимуту 20 и углу места 21, входы которых механически связаны с соответственно с первым и вторым механическими выходами БУА 14. Одновременно с приходом на 1-й вход ИТУ 25 комплексного модулированного опорного сигнала на его 2-й вход поступает отраженный от цели сигнал на ПЧ с выхода УПЧ 4. В ИТУ 25 производится компенсация доплеровской фазы, обусловленной собственным движением носителя РЛС с СА, после чего скомпенсированный отраженный от цели сигнал поступает на 1-й вход БОРО 26. С помощью БОРО 26 из состава БРО 28 производится распознавание класса облучаемой цели по различению вида ТН, поскольку для каждого класса целей ТН будут различными.

На 2-й вход БОРО 26 поступает сигнал, пропорциональный высоте полета облучаемой воздушной цели, который формируется на выходе БВВ 17. Для формирования сигнала высоты цели U_нц сигнал на ПЧ с выхода УПЧ 4 поступает на АД 5, где выделяется его огибающая, которая в виде напряжения подается на 1-й вход БИД 13. Для наличия начала отсчета задержки отраженного сигнала на 2-й вход БИД 13 подаются синхроимпульсы с 2-го выхода синхронизатора 18. В БИД 13 производится измерение дальности до цели Д, информация с которой в виде напряжения подается на 1-й вход БВВ 17, на 2-й вход которого поступает сигнал, пропорциональный углу места цели ε с выхода ДНА по углу места 21, а на 3-й сигнал с 4-го выхода ДИНБ 23, пропорциональный высоте полета H_рлс носителя РЛС с СА.

В БВВ 17 производится расчет высоты H_ц облучаемой цели по формуле H_ц= H_рлс-Dsin e известной из теории радиолокационных измерений, где H_рлс высота полета носителя РЛС с СА, D наклонная дальность от РЛС с СА до распознаваемой цели, e угол места распознаваемой цели относительно горизонтальной плоскости, проходящей через точку нахождения носителя РЛС с СА. В результате этого на выходе БВВ 17 формируется выходной сигнал U_нц, пропорциональный рассчитанному значению высоты H_ц.

Таким образом, при распознавании класса цели в БОРО 26 учитывается высота ее полета, от которой существенно зависит интенсивность ТН, являющихся признаком распознавания. В БОРО 26 производится спектральная фильтрация отраженного сигнала, фазочастотные характеристики которого отражают величину ТН полета цели на определенной высоте. Сравнение измеренной величины ТН цели с банком эталонных данных ТН целей различных классов на различных высотах позволяет отнести облучаемую цель к одному из них, т.е. распознать класс цели. Зависимость величины ТН от высоты полета цели является известным фактом [2] и объясняется тем, что период турбулентности и плотность атмосферы (являясь определяющими факторами величины ТН) монотонно изменяются с высотой.

В итоге на первой группе выходов БОРО 26 формируется сигнал, характеризующий класс воздушной цели, который поступает в БСИ 27 блока распознавания объекта 28. БСИ 27 служит для выдачи визуальной информации о классе распознанной цели. На 2-м выходе БОРО 26 вырабатывается сигнал, соответствующий оценке доплеровской фазы, обусловленной движением воздушной цели с учетом ее ТН, который поступает на 2-й вход сумматора 16 и суммируется с поступающим на его 1-й вход сигналом, соответствующим доплеровской фазе собственных ТН носителя РЛС с СА. С выхода сумматора 16 сигнал подается на 3-й вход БКО 9 для коррекции в нем процесса когерентного накопления сигнала, что приводит к улучшению разрешающей способности и увеличению дальности при радиолокационном СА.

Использованная литература.

1. Дудник П. И. Чересов Ю.И. Авиационные радиолокационные устройства. Изд. ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 1986, с. 496, рис. 16.6. (прототип)
2. Доброленский Ю.П. Динамика полета в неспокойной атмосфере. М. Машиностроение, 1969, 256 с.

Изобретение относится к радиолокационным системам и может быть использовано в бортовых когерентных РЛС летательных аппаратов с непрерывным и квазинепрерывным излучением для распознавания воздушный целей различных классов. Целью изобретения является повышение достоверности распознавания воздушных целей на основе учета характера движения целей по траектории с одновременным использованием зависимости турбулентности атмосферных масс от высоты. Способ достижения поставленной цели - включение в состав структурной схемы известной РЛС с синтезированной апертурой амплитудного детектора, блока измерения дальности, блока вычисления высоты, датчиков наклона антенны по углу места и по азимуту, блока распознавания объекта, состоящего из формирователя опорного сигнала, измерителя траекторных уклонений, блока оптимального различения и оценки, а также световой индикации с изменением соответствующих межблочных связей схемы. Новое построение схемы позволяет повысить достоверность распознавания воздушных целей путем использования информации о характере траекторных нестабильностей полета цели. 1 ил.

Радиолокационная станция с синтезированной апертурой, содержащая сумматор, блок индикации, последовательно соединенные антенный блок, антенный переключатель, первый смеситель, усилитель промежуточной частоты, блок фазовых детекторов, блок когерентной обработки, последовательно включенные синхронизатор, модулятор и выходной усилитель высокой частоты, выход которого подключен к второму входу антенного переключателя, последовательно включенные генератор высокой частоты, второй смеситель и фильтр, выход которого связан с вторым входом первого смесителя, последовательно включенные доплеровско-инерциальный навигационный блок, компенсатор траекторных нестабильностей и блок управления антенной, первый и второй выходы которого механически соединены соответственно с первым и вторым входами антенного блока, гетеродин промежуточной частоты, выход которого соединен с вторым входом блока фазовых детекторов и вторым входом второго смесителя, причем второй вход блока индикации соединен с вторым выходом синхронизатора, третий вход с вторым выходом компенсатора траекторных нестабильностей, выходы с второго по пятый доплеровско-инерциального навигационного блока соединены соответственно с входами, с второго по пятый, компенсатора траекторных нестабильностей, выход генератора высокой частоты также соединен с вторым входом выходного усилителя высокой частоты, а пятый вход компенсатора траекторных нестабильностей соединен с четвертым входом блока индикации, отличающаяся тем, что введены последовательно включенные амплитудный детектор, блок измерения дальности, блок вычисления высоты, введен блок распознавания объекта, состоящий из последовательно включенных формирователя опорного сигнала, измерителя траекторных уклонений, блока оптимального различия и оценки и блока световой индикации, введены датчик наклона антенны по азимуту и датчик наклона антенны по углу места, входы которых соединены соответственно с первым и вторым механическими выходами блока управления антенной, а выходы - соответственно с четвертым и пятым входами формирователя опорного сигнала, первый вход которого соединен с третьим выходом компенсатора траекторных нестабильностей и первым входом сумматора, второй вход с пятым выходом доплеровско-инерциального навигационного блока, третий вход с выходом гетеродина промежуточной частоты, выход усилителя промежуточной частоты связан с вторым входом измерителя траекторных уклонений и входом амплитудного детектора, второй вход сумматора соединен с вторым выходом блока оптимального различения и оценки, второй вход которого связан с выходом блока вычисления высоты, второй вход которого связан с пятым входом формирователя опорного сигнала, а третий вход с четвертым выходом доплеровско-инерциального навигационного блока, первый вход блока индикации соединен с выходом блока когерентной обработки, третий вход которого подключен к выходу сумматора, второй вход блока измерения дальности подключен к второму выходу синхронизатора, второй выход блока фазовых детекторов подключен к второму входу блока когерентной обработки, а выходы, с второго по Z-й, блока оптимального различения и оценки соединены с соответствующими, со второго по Z-й, входами блока световой индикации.