Радиосистемы наведения

Этап наведения начинается после пуска ракеты с истребителя в сторону цели. В общем случае, по причине одновременного перемещения в пространстве ракеты и цели, траектория движения ракеты не является прямой линией. Более того, при резком маневре цели ракета может совершить промах. Чтобы избежать подобной ситуации, используются дополнительные средства, осуществляющие поддержание движения ракеты в направлении на цель, а именно – радиосистемы наведения.

А. Радиосистемы наведения в луче.

Наведение в луче представляет собой способ удержать летящую ракету на направлении “к цели”, при котором цель облучается диаграммой направленности антенны бортовой радиоаппаратуры истребителя, а ракета совершает свой полет, не покидая пределов этой диаграммы направленности. Иными словами, траектория полета ракеты задается радиоаппаратурой истребителя. Это достигается тем, что указанная диаграмма направленности в процессе наведения ракеты в луче не остается неподвижной, а выполняет вращение вокруг некой, не совпадающей с направлением максимума диаграммы направленности оси, в результате чего на этой оси образуется равносигнальное направление, устремленное на цель. При этом максимум диаграммы направленности при вращении описывает окружность (см. рис.4.15.) в плоскости, перпендикулярной равносигнальному направлению.

Радиосистема, осуществляющая наведение в луче, состоит из двух частей – радиоприемопередающей, находящейся на борту истребителя, и радиоприемной, расположенной на борту ракеты.

Рассмотрим работу бортовой радиоаппаратуры (структурная схема представлена на рис.4.16.) истребителя.

По сигналам блока 1 синхронизации, регулярно (с периодом повторения ) поступающим на радиопередающее устройство 2, формируются радиоимпульсы, которые через антенный переключатель 3 и антенну излучаются в пространство (в сторону ракеты и цели).

Одновременно блок синхронизации осуществляет вращение излучателя антенны, что приводит к вращению диаграммы направленности антенны вокруг РСН (равносигнального направления).

Наконец, по сигналам блока синхронизации генератор 4 опорных импульсов четыре раза за один оборот диаграммы направленности вырабатывает пары опорных импульсов, который отстают друг от друга (см.рис.4.17.):

- на временной интервал , когда диаграмма направленности занимает самое верхнее положение;

- на временной интервал , когда диаграмма направленности оказывается в самом правом положении;

- на временной интервал , когда диаграмма направленности проходит самое нижнее положение;

- на временной интервал , когда диаграмма направленности располагается в самом левом положении.

В результате момент излучения той или иной пары опорных импульсов оказывается жестко связанным с пространственным положением диаграммы направленности в данный момент.

Отраженные (от цели и от ракеты) радиоимпульсы, поступившие на вход антенны, проходят через антенный переключатель и далее подаются на вход радиоприемного устройства 5. Если последовательность импульсов на выходе радиоприемного устройства имеет одинаковую амплитуду, это означает, что цель находится на равносигнальном направлении, и наведение осуществляется нормально. Если же данная последовательность имеет амплитудную (гармоническую, с частотой, равной частоте вращения диаграммы направленности) модуляцию, то это модулирующее напряжение подается на блок 6 управления антенной, который разворачивает антенну до тех пор, пока не исчезнет данное модулирующие напряжение – то есть пока цель не окажется на равносигнальном направлении. Факт местонахождения цели и расположения равносигнального направления контролируется по экрану индикатора 7.

Обратимся к рассмотрению функционирования другой части радиосистемы наведения а луче, а именно, радиоаппаратуры, находящейся на борту ракеты (структурная схема этой аппаратуры приведена на рис.4.18). Отметим, что работа этой радиоаппаратуры начинается не с момента пуска ракеты, а несколько позже – после того, как выпущенная истребителем ракета входит в луч антенны истребителя.

Радиоимпульсы, излучаемые антенной истребителя, поступают на антенну (расположенную в хвостовой части ракеты) бортовой радиоаппаратуры ракеты и далее на вход радиоприемного устройства 1. Видеоимпульсы с выхода радиоприемного устройства подаются на фильтр 2 и формирователь 3 опорных напряжений.

Фильтр настроен на частоту вращения антенны истребителя и формирует гармоническое колебание этой частоты, причем амплитуда данного колебания пропорциональна величине отклонения ракеты от равносигнального направления, а фаз – стороне указанного направления.

Что касается формирователя опорных напряжений, то его работа синхронизируется опорными импульсами, выработанными генератором опорных импульсов в радиоаппаратуре истребителя. Структурная схема формирователя опорных напряжений и эпюры, поясняющие его функционирование, представлены на рис.4.19.

На вход этого формирователя поступают видеоимпульсы с выхода радиоприемного устройства. При этом узлы данного формирователя реагируют только на пары опорных импульсов, а именно:

- поскольку первая линия 1 задержки имеет время задержки равное , то импульс на выходе первой схемы 2 совпадения появится лишь тогда, когда на выходе радиоприемного устройства возникнет пара опорных импульсов, соответствующая самому верхнему (0°) положению вращающейся диаграммы направленности, созданной антенной радиоаппаратуры истребителя;

- аналогично предыдущей ситуации: импульс на выходе совокупности “вторая линия 3 задержки (на интервал времени) – вторая схема 4 совпадения” возникнет лишь в случае, когда на входе этой совокупности узлов появится пара опорных импульсов, соответствующая самому нижнему (180°) положению вращающейся диаграммы направленности;

- далее: третья линия 5 задержки (на ) и третья схема 6 совпадения обеспечат прохождение лишь той пары опорных импульсов, которая соответствует самому правому (90°) положению диаграммы направленности;

- наконец: четвертая линия 7 задержки (на ) и четвертая схема 8 совпадения среагирует лишь на пару опорных импульсов, соответствующую самому левому (270°) положению диаграммы направленности.

В результате бортовая аппаратура ракеты будет обладать координатной информацией о том, в каком именно квадранте плоскости xy (рис.4.15.) располагается в данный момент вращающаяся диаграмма направленности. При этом возможны два варианта.

Вариант первый. Если ракета находится на равносигнальном направлении, то корректировать ее полет нет необходимости, и нужда в наличии указанной координатной информации отпадает.

Вариант второй. Если ракета отклонилась от равносигнального направления, ее бортовая аппаратура должна выработать управляющие команды, которые, воздействуя на автопилот, рули и другие узлы ракеты, заставят ракету вернуться на равносигнальное направление. В этом случае возникает настоятельная необходимость в “выяснении” (с помощью бортовой радиоаппаратуры ракеты) направления возвращения, поскольку, оказавшись вне равносигнального направления, ракета может находиться в любом из квадрантов плоскости xy (рис.4.15.). Эту задачу формирования вполне определенных управляющих команд, соответствующих конкретному квадранту плоскости xy, бортовая аппаратура ракеты решает с помощью создания так называемых опорных напряжений.

Для выработки опорных напряжений по азимуту (фактически, по величине проекции на ось x полного отклонения ракеты) и углу места (по проекции отклонения ракеты на ось y) используются первый 9 и второй 10 триггеры.

Триггером называется (в данном случае) электронная схема, напряжение на выходе которой может иметь только два (достаточно отличающихся друг от друга) значения. При этом мгновенный переход выходного напряжения из одного значения в другое происходит при подаче на входы триггера коротких видеоимпульсов.

На входы первого триггера поданы видеоимпульсы, соответствующие самому верхнему (0°) и самому нижнему (180°) положениям вращающейся диаграммы направленности, следовательно, той или иной полуплоскости (располагающейся справа или слева от вертикальной оси y, или, что то же, азимуту ) будет соответствовать то или иное значение выходного напряжения первого триггера.

Аналогично – верхняя и нижняя (относительно оси x, то есть по углу места) полуплоскости имеют свое однозначное отображение в значении выходного напряжения второго триггера. Таким образом, совокупность значений выходных напряжений первого и второго триггеров однозначно задает тот или иной квадрант плоскости xy. Например (180°…270°) квадрант задается сочетанием “низкое выходное напряжение первого триггера – высокое выходное напряжение второго триггера.”

Вернемся к рассмотрению функционирования структурной схемы (рис.4.18.) бортовой аппаратуры ракеты.

Из изложенного ясно, что напряжение на выходе фильтра 2 характеризует реальные сторону и величину отклонения ракеты от равносигнального направления, а опорные напряжения на выходах формирователя 3 задают комбинаторную “окраску” каждого квадранта плоскости xy. Поэтому сравнение указанных напряжений на первом 4 (по азимуту) и втором 5 (по углу места) фазовых детекторах приведет к тому, что на выходах этих фазовых детекторов будут выработаны соответствующие (по азимуту и углу места) управляющие напряжения, которые, будучи преобразованы в формирователе 6 команд в управляющие (для автопилота ракеты, ее рулей и.т.д.) команды отклонения ракеты от равносигнального направления, вернут (в случае отклонения) ракету на равносигнальное направление.

Описанный процесс происходит непрерывно от момента входа ракеты (после пуска) в луч радиоаппаратуры истребителя до момента поражения цели.

Б. Радиосистема самонаведения.

Самонаведением называется процесс, при котором коррекция полета ракеты по направлению к цели осуществляется бортовыми средствами самой ракеты. В большинстве случаев таким бортовым средством является радиосистема, располагающаяся на борту этой ракеты.

При этом команды, определяющие траекторию движения ракеты, формируются ее бортовой радиоаппаратурой на основании принятых от цели радиосигналов. В зависимости от происхождения этих радиосигналов различают три типа радиосистем самонаведения (РССН):

- пассивные РССН; в этом случае радиосигналы излучает сама цель (например, на ее борту установлены радиолокационная система обзора земной поверхности, либо радиосистема излучения помех), а бортовое оборудование ракеты выполняет лишь радиоприемные функции;

- полуактивные РССН; в данном случае принимаемые от цели радиосигналы обусловлены внешним радиоизлучающим источником (в частности, такими источниками могут быть наземные радиолокационные системы, осуществляющие “радиоподсвет” цели, или бортовая радиолокационная система истребителя, облучающая цель), а бортовое радиооборудование ракеты ориентировано на режим радиоприема;

- активные РССН; здесь бортовое радиооборудование ракеты является приемопередающим, то есть как излучающим радиосигналы, так и формирующим команды самонаведения ракеты по этим отраженным от цели радиосигналам.

Структурная схема активной РССН изображена на рис.4.20.

Под воздействием запускающих импульсов синхронизатора 1 радиопередающие устройство 2 вырабатывает радиоимпульс, который через антенный переключатель 3 поступает на антенну и далее излучается в пространство.

Двигатель 4 осуществляет вращение (со скоростью 20…40 ) излучателя антенны, что приводит к вращению (вокруг равносигнального направления) в пространстве диаграммы направленности антенны.

Отраженные от цели радиоимпульсы поступают на антенну, проходят через антенный переключатель и подаются на радиоприемное устройство 5. С радиоприемным устройством связан блок 6 селекции отраженных от выбранной цели радиосигналов.

Необходимость наличия блока селекции обусловлена тем обстоятельством, что самонаведение ракеты может осуществляться только на одну цель. Поэтому блок селекции выполняет выбор наиболее опасной (с тактической точки зрения) цели. Это выбор происходит по критериям либо минимальной дальности до цели, либо максимальной скорости сближения с целью. Возможны, однако, варианты как двумерной (по дальности и скорости) селекции, так и целеуказания по внешним командам (например, от наземной радиолокационной системы, осуществляющей наведение истребителя до пуска ракеты).

Если цель находится на равносигнальном направлении, то амплитудная модуляция принятых радиоимпульсов отсутствует. Если же цель располагается в стороне от равносигнального направления, то принятые РССН радиоимпульсы оказываются промодулированными по амплитуде гармоническим колебанием, частота которого равна частоте вращения диаграммы направленности. При этом указанная амплитудная модуляция оказывается тем глубже, чем дальше расположена цель от равносигнального направления, а фаза модулирующего колебания определяется местонахождением цели в том или ином квадранте плоскости, перпендикулярной равносигнальному направлению. Указанное гармоническое (модулирующее) колебание поступает с выхода радиоприемного устройства на первые входы первого 7 и второго 8 фазовых детекторов.

На вторые входы первого и второго фазовых детекторов подаются гармонические колебания от обмоток двигателя. Частота этих колебаний равна частоте вращения диаграммы направленности, а фазы (сдвинутые на 90° одного колебания относительно другого) жестко привязаны к мгновенному пространственному положению вращающейся диаграммы направленности. Эти два колебания являются опорными при выполнении фазового детектирования.

Оба фазовых детектора осуществляют сравнение опорных колебаний с выходным колебанием радиоприемного устройства. В результате вырабатываются два управляющих (одно – по азимуту, другое – по углу места) напряжения, которые подаются на блок 9 управления антенной. Под воздействием этих управляющих напряжений блок управления антенной разворачивает параболический отражатель антенны таким образом, чтобы равносигнальное направление оказалось устремленным на цель. Отметим, что углы поворота параболического отражателя сравнительно невелики (до 30°) и связаны с ограниченными маневренными способностями ракеты.

В том случае, когда равносигнальное направление совпадает с продольной осью ракеты, режим самонаведения (так называемое сближение с целью по кривой погони) считается проходящим нормально. Если же ориентации равносигнального направления и продольной оси ракеты оказываются различными, то блок управления антенной выдает соответствующие сигналы на формирователь 10 команд, и данный формирователь воздействует на автопилот ракеты таким образом, чтобы продольная ось ракеты развернулась до совпадения с равносигнальным (устремленным на цель) направлением.

Отметим, что поскольку дальности активных РССН сравнительно невелики (несколько десятков километров), то данные РССН устанавливают на ракетах малых и средних дальностей.

Поиск по сайту: