ПОЛУАКТИВНАЯ РАДИОЛОКАЦИОННАЯ СТАНЦИЯ ОБНАРУЖЕНИЯ СТАРТУЮЩИХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ И БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТ В ПОЛЕ ПОДСВЕТА СПУТНИКОВОГО ЦИФРОВОГО ТЕЛЕВИЗИОННОГО ВЕЩАНИЯ

Предлагаемое изобретение относится к разнесенной радиолокации и может быть использовано для обнаружения и определения параметров (направления и скорости) старта космических аппаратов (КА) и баллистических ракет (БР) «на просвет» в поле подсвета космических передатчиков спутникового цифрового телевизионного вешания (ЦТВ).
Известна бистатическая радиолокационная система с использованием передатчиков на околоземной орбите (патент США №6614386 B1, 02.09.2003, G01S 13/00, G01S/90), предназначенная для мониторинга наземной обстановки, содержащая в одном из вариантов передатчик космического базирования, расположенный на околоземной орбите, и приемник, расположенный на стационарном или мобильном носителе. Передатчик формирует направленный электромагнитный подсвет относительно широкой площади приземной поверхности и отражающих целей, попавших в него. Отраженные от целей электромагнитные эхо-сигналы принимаются антенной приемника. Обработка сигналов осуществляется когерентно. Недостаток системы состоит в том, что быстрое движение спутника по околоземной орбите и ускоряющийся старт КА (БР) приводит к быстрому выходу последнего и зоны приземного пространства, а следовательно и диаграммы направленности приемника, ориентированного на данную область. Это приводит к невозможности определения направления полета КА.
Известна мультистатическая радиолокационная система (патент США №5097269 A, 24.01.1991, G01S 13/46, G01S 13/00), включающая специализированный передатчик подсвета, установленный на спутнике и предназначенный для поиска и отслеживания цели, и передатчик синхронизации для генерирования сигналов синхронизации, и множества приемников с антеннами, предназначенными для приема отраженных от целей электромагнитных волн и приема сигналов синхронизации, счетно-решающее устройство, предназначенное для вычисления положения цели на основе измерения пеленга и нескольких расстояний между передатчиком и множеством приемников на основе триангуляционного метода. Недостатком системы является необходимость жесткой пространственной синхронизации узких диаграмм направленности нескольких разнесенных приемных пунктов по быстро стартующему КА или БР для слежения и измерения направления старта.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является пассивный радар с использованием космического цифрового электромагнитного подсвета (Европейский патент №2006129306 A(2), 1 июня 2005 года, G01S 13/003, G01S 13/0209), включающий по крайней мере один передатчик космического базирования, расположенный на геостационарной орбите, осуществляющий цифровое широковещательное излучение и подсвет некоторого региона земли, по крайней мере один приемный модуль, содержащий последовательно соединенные по крайней мере одну основную антенну, ориентированную для обзора всего или части подсвечиваемого приземного пространства, и основной приемник сигналов, отраженных от наземных целей, при этом в приемнике основного канала предусматривается переключение выходов основных антенн при наличии их более одной, а также по крайней мере одну последовательно соединенную опорную антенну и опорный приемник, ориентированные на спутник цифрового телевизионного вещания, причем в основном и опорном приемниках применяется полный цикл внутриприемной обработки от высокочастотного усиления нескольких каскадов усиления до аналогово-цифрового преобразования, а также блок когерентной цифровой обработки сигналов. При этом тактовые сигналы синхронизации и управления передаются от опорного приемника к основному посредством кабеля. Блок когерентной цифровой обработки сигналов реализует измерение дальности, скорости, угловых координат, распознавания, а также сопровождения и хранения массива данных. Кроме того последовательность когерентной обработки включает в себя по крайней мере одну функцию из группы, состоящей из целеуказания, сопровождения траекторий, обнаружения и классификации целей. Способ обработки содержит следующие этапы.
1. Выбор когерентного времени обработки сигналов на основе:
требуемой разрешающей способности в просматриваемой области по угловым координатам;
требуемой пропускной способности широкополосных цифровых сигналов телевизионного вещания.
2. Последовательная обработка по меньшей мере одного принимаемого сигнала от одной основной и одной опорной антенны за время когерентной обработки.
2
2
2
Назначение рассматриваемого прототипа состоит в обнаружении стационарных или подвижных, находящихся у поверхности Земли (наземных или морских), а также летательных аппаратов. При этом угол наклона основной антенны равен отношению линейного размера антенны к расстоянию до цели, что при обнаружении удаленных целей соответствует ориентации антенны вдоль линии горизонта. То есть основная антенна ориентирована на прием сигналов, отраженных от целей, находящихся в приземном пространстве. Вместе с тем, как указано в описании прототипа, плотность потока мощности цифровых сигналов спутникового вещательного телевидения у поверхности земли крайне низка и практические ее значения не превышают S=Э/R=-110 дБ/Вт/м, где Э=50 дБ/Вт - эквивалентная изотропная излучаемая мощность (ЭИИМ) передатчика цифрового спутникового телевидения в диапазоне вещания 3-12 см, R=36822 км - радиус геостационарной орбиты [1, 2].
Так потенциальная дальность действия полуактивной радиолокационной станции в свободном пространстве, определяемая по формуле [3]:
2
-17
2
пр
при обнаружении крупноразмерных воздушных целей с ЭПР Sa>100 м при использовании радиолокационных приемников с достижимой пороговой чувствительностью P=10 дБ/Вт и приемной антенны площадью Sa=100 м, не превышает 10 км, что не представляет практического интереса.
Таким образом, недостаток прототипа состоит в отсутствии практической значимости при использовании его для обнаружения летательных аппаратов, находящихся в приземном воздушном пространстве по причине низкой дальности.
Целью предлагаемого изобретения является обнаружение и определение параметров старта космических аппаратов и баллистических ракет в поле подсвета космических передатчиков спутникового цифрового вещания на дальностях, обеспечивающих своевременное оповещение о месте и параметрах старта за счет применения просветного принципа локации.
Пассивный радар с использованием космического цифрового электромагнитного подсвета, содержащий по крайней мере один спутниковый передатчик цифрового телевизионного вещания на район возможного старта космического аппарата или баллистической ракеты, по крайней мере один приемный модуль, содержащий последовательно соединенные первую основную антенну, ориентированную для обзора всего или части подсвечиваемого приземного пространства района возможного старта космического аппарата или баллистической ракеты, приемник основного канала и блок когерентной цифровой обработки сигналов, а также последовательно соединенные антенну и приемник опорного канала, ориентированные на спутник цифрового телевизионного вещания, выходы которых соединены со вторым входом блока когерентной цифровой обработки сигналов, отличающийся тем, что с целью обнаружения и определения параметров старта космических аппаратов и баллистических ракет на дальностях, обеспечивающих по ним своевременное оповещение, введены вторая основная антенна, ориентированная для обзора в горизонтальной плоскости так же, как и первая основная антенна, но под углом места, обеспечивающим визирование вертикального маневра стартующих объектов в секторе излучения передатчика спутникового цифрового телевизионного вещания, причем приемный модуль располагается таким образом, чтобы обзор первой и второй основных антенн обеспечивал просветное наблюдение стартующих объектов в поле излучения, по крайней мере, одного спутникового передатчика цифрового телевизионного вещания.
Приведенная совокупность признаков для решения указанной задачи отсутствует в исследованной патентной литературе по данному вопросу, следовательно предлагаемое техническое решение соответствует критерию «новизна».
Сущность изобретения поясняется чертежами:
Фиг.1 - блок-схема приемного модуля;
Фиг.2 - пространственно-геометричсское расположение элементов полуактивной РЛС обнаружения стартующих космических аппаратов и баллистических ракет;
Фиг.3 - схема, поясняющая принцип работы полуактивной РЛС обнаружения стартующих космических аппаратов и баллистических ракет в поле подсвета спутникового цифрового телевизионного вещания.
Полуактивная радиолокационная станция обнаружения стартующих космических аппаратов и баллистических ракет в поле подсвета спутникового цифрового телевизионного вещания в соответствии с фиг.1 состоит из по крайней мере, одного спутникового передатчика цифрового телевизионного вещания 1 на район возможного старта космического аппарата или баллистической ракеты 2, по крайней мере, одного приемного модуля 3, содержащего первую 4 и вторую 7 основную антенны, ориентированные для обзора всего или части подсвечиваемого приземного пространства района возможного старта космического аппарата или баллистической ракеты, выходы которых подключены соответственно к первому и второму входу приемника 5 основного канала, а также последовательно соединенных антенны 8 и приемника 9 опорного канала, ориентированных на спутник цифрового телевизионного вещания, блока когерентной цифровой обработки сигналов 6, причем выходы основного и опорного приемников соединены соответственно с первым и вторым входом блока когерентной цифровой обработки сигналов.
Принцип работы полуактивной радиолокационной станции обнаружения стартующих космических аппаратов и баллистических ракет в поле подсвета спутникового цифрового телевизионного вещания основан на использовании просветного эффекта обнаружения [4], многократного увеличения эффективной поверхности рассеяния (ЭПР) отражающих объектов. Заявленная полуактивная радиолокационная система обнаружения стартующего космического аппарата или баллистической ракеты в поле подсвета космических передатчиков спутникового цифрового телевизионного вещания работает следующим образом. Неопределенность расположения позиции возможного старта КА и БР требует создания глобального радиолокационного поля, поддержание которого возможно с помощью группировки спутников телевизионного вещания, расположенных на геостационарных орбитах, удаленных на расстоянии 35786 км от Земли, фиг.1, а. Данная группировка создает локальные зоны телевизионного вещания на всю поверхность Земли вплоть до 86 град Северной и Южной широты. Радиолокационные характеристики спутникового цифрового телевизионного сигнала обеспечивают высокие разрешающие способности по дальности и скорости [5]. Однако, большая удаленность спутников передатчиков спутников телевизионного вещания создает у поверхности Земли крайне недостаточную для обнаружения наземных или маловысотных целей плотность мощности.
2
2
5
6
2
5
6
2
Вместе с тем, стартующие КА и БР 2 (фиг.1, б), при их наблюдении «на просвет» в зонах обзора первой 11 и второй 12 основных антенн приемного модуля 3, обладают чрезвычайно большим значением ЭПР, которая складывается из ЭПР самого КА или БР, так и ЭПР факела, состоящего из струи ионизированных газов. Известно, что просветная ЭПР объекта может на несколько порядков превышать ЭПР обратного рассеяния [6]. Так, значение ЭПР металлической сферы радиусом 50 см на длине волны 3 см «на просвет» составляет приблизительно 8.6 тыс.м, что на 40 дБ больше значения ЭПР обратного рассеяния 0.8 м [7]. Поэтому ЭПР стартующего КА или БР может достигать 10-10 м [8]. Таких значений ЭПР достаточно для обнаружения старта КА или БР на дальностях, обеспечивающих своевременное оповещение об их старте. Так, при использовании исходных данных приемного модуля и уравнения (1), дальность обнаружения стартующего КА и БР с ЭПР 10-10 м будет лежать в пределах 300-700 км.
Тогда для определения направления старта КА или БР необходимо произвести как минимум две засечки целей: в момент старта и при начале совершения вертикального маневра. Передатчик спутникового цифрового телевидения 1 формирует зону подсвета 10 в районе предположительного старта 13 КА или БР 2. Первая 4 и вторая 7 основные антенны приемного модуля 3 формируют соответственно нижнюю 11 и верхнюю 12 зоны обзора над предположительным районом старта 13. При этом угол места максимума диаграммы направленности антенны (ДНА) нижней зоны обзора 11 устанавливается на высоту h1 стартующих КА или БР. Высота h1 соответствует вертикальному начальному разгонному участку, на котором отсутствует маневр КА или БР по направлению. Максимум ДНА второй обзорной антенны 12 ориентируется на высоту h2 обнаружения маневрирования КА или БЦ. Угол места ДНА 12 верхней зоны равен не менее удвоенному значению угла места ДНА 11 нижней зоны. Стартующий КА или БР попадает в зону обзора ДНА нижней зоны 11 приемного модуля 3. Отраженный от цели сигнал принимается первой основной антенной 4, усиливается, многократно преобразуется на промежуточную частоту и после преобразования в основном приемнике 5 поступает на первый вход блока когерентной цифровой обработки 6. Прямой сигнал, излучаемый спутниковым передатчиком цифрового телевизионного вещания 1, принимается опорной антенной 8 и после многократно преобразуется на промежуточную частоту и после преобразования в опорном приемнике 5 поступает на второй вход блока когерентной цифровой обработки 6. В блоке когерентной цифровой обработки 6 производится измерение дальности R1, скорости V1 и азимута β1 стартующей цели. Измеренные параметры стартующей цели запоминаются в буфере хранения блока когерентной цифровой обработки 6. При дальнейшем полете КА или БР происходит измерение траектории и координат относительно ПМ3. При этом изменяется дальность R2, скорость V2 и угловая координата β2 цели. В приемнике основного канала 5 происходит подключение к выходу второй основной антенны 7. Цель (КА или БР) попадает в зону обзора ДНА верхней зоны 12 второй антенны 4. С выхода второй основной антенны отраженный от цели сигнал поступает на вход приемника основного канала 5. В приемнике основного канала 5 происходит усиление, многокаскадное преобразование на промежуточную частоту и аналогово-цифровое преобразование сигнала. С выхода приемника основного канала 5 сигнал, отраженный от цели, поступает на первый вход блока когерентной обработки сигнала 6, а на второй его вход поступает сигнал с выхода опорного приемника 9. В блоке когерентной обработки происходит измерение дальности R2, скорости V2, угловой координаты β2 стартующего КА или БР, сравнение с хранящимися в буфере памяти данными R1, V1, β1. На основе сопоставления измеренных данных в блоке когерентной обработки реализуется функция распознавания объектов на классы типа КА или БР, а случае распознавания цели и отнесения ее к классу БР - определения координат точки и времени падения БР.