СПОСОБ РАСПОЗНАВАНИЯ ТИПА САМОЛЁТА С ТУРБОРЕАКТИВНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ В ИМПУЛЬСНО-ДОПЛЕРОВСКОЙ РАДИОЛОКАЦИОННОЙ СТАНЦИИ
METHOD OF AIRCRAFT WITH TURBOJET ENGINE TYPE IDENTIFICATION IN PULSE-DOPPLER RADAR STATION

Изобретение относится к области радиолокации и может быть использовано для распознавания в импульсно-доплеровской радиолокационной станции (РЛС) типа самолета с турбореактивным двигателем (ТРД).
Известен способ функционирования импульсно-доплеровской РЛС, заключающийся в формировании высокочастотной последовательности зондирующих импульсов, их усилении по мощности, излучении в пространство, приеме, усилении, преобразовании отраженных сигналов на промежуточные частоты, их селекции по дальности и доплеровской частоте, преобразовании сигналов в цифровую форму с последующем их спектральным анализом [1].
Недостатком данного способа функционирования импульсно-доплеровской РЛС являются его ограниченные функциональные возможности, не позволяющие распознать тип самолета с ТРД.
i
1
2
1
2
Известен способ распознавания типа самолета с ТРД в импульсно-доплеровской РЛС, заключающийся в том, что радиолокационный (РЛ) сигнал, отраженный от самолета с ТРД, с выхода приемника РЛС на промежуточной частоте подвергается узкополосной доплеровской фильтрации на основе процедуры быстрого преобразования Фурье (БПФ) и преобразуется в амплитудно-частотный спектр (АЧС), спектральные составляющие которого обусловлены отражениями сигнала от планера самолета с ТРД и вращающихся лопаток рабочего колеса компрессора низкого давления (КНД) его силовой установки, путем пороговой обработки АЧС сигнала формируют только те отсчеты доплеровских частот F с соответствующими амплитудами спектральных составляющих, которые превысили установленный порог (где  - общее количество отсчетов доплеровских частот, на частотных позициях которых амплитуды спектральных составляющих превысили установленный порог), за время Т каждого обзора пространства, измеряют два значения дальности Д и Д до самолета с ТРД, по измеренным значениям дальности Д и Д предварительно вычисляют частотную позицию доплеровской частоты  обусловленной скоростью сближения носителя импульсно-доплеровской радиолокационной станции с планером самолета с ТРД, как
где λ - рабочая длина волны импульсно-доплеровской РЛС,
п
j
к
пк
п
к
пк
в АЧС сигнала определяют ближайшее к предварительно вычисленной частотной позиции доплеровской частоты  значение доплеровской частоты  с соответствующей амплитудой  спектральной составляющей, превысившей установленный порог, которое окончательно определяет доплеровскую частоту сигнала F в его АЧС, обусловленную скоростью сближения носителя импульсно-доплеровской РЛС с планером самолета с ТРД, определяют в АЧС сигнала позицию доплеровской частоты  где j=1, …, (i-1), (i+1), …, N, на которой находится спектральная составляющая, превысившая установленный порог и имеющая максимальную амплитуду A, j=1, …, (i-1), (i+1), …, N, которая соответствует значению доплеровской частоты F, обусловленной скоростью сближения носителя импульсно-доплеровской РЛС с вращающимися лопатками первой ступени КНД силовой установки самолета с ТРД, вычисляют разность доплеровских частот ΔF=(F-F), априорно разбивают диапазон разностей ΔF на Q неперекрывающихся поддиапазонов, нижняя  и верхняя  границы каждого q-го поддиапазона,  соответствующего q-му типу цели, определяются выражениями
где
P
F - максимальная частота вращения ротора КНД силовой установки q-го типа самолета с ТРД;
1
2
n и n - соответственно минимальное и максимальное значения величины относительных оборотов вращения ротора силовой установки, одинаковые для всех типов самолетов с ТРД;
пк
Z - количество лопаток рабочего колеса первой ступени КНД силовой установки самолета с ТРД, при попадании разности доплеровских частот ΔF в q-й поддиапазон принимают решение о q-м типе самолета с турбореактивным двигателем [2].
пк
Недостатком данного способа является низкая достоверность распознавания типа самолета с ТРД в импульсно-доплеровской РЛС. Это обусловлено тем, что при распознавании типа самолета с ТРД в соответствии с данным способом диапазон разностей ΔF разбивают на Q неперекрывающихся поддиапазонов только для одной фиксированной высоты полета самолета с ТРД.
пк
п
к
пк
На самом деле, на основе анализа результатов экспериментальных исследований по регистрации с линейного выхода приемника импульсно-доплеровской РЛС воздушного базирования РЛ сигналов в сантиметровом диапазоне волн, отраженных от различных типов самолетов с ТРД, и их обработке с целью получения АЧС зарегистрированных реальных РЛ сигналов путем применения узкополосной доплеровской фильтрации на основе процедуры БПФ, установлено, что значения разности доплеровских частот ΔF=(F-F), полученные в результате обработки зарегистрированных РЛ сигналов, отраженных от одного и того же типа самолета с ТРД, выполняющего полет на разных высотах, при прочих равных условиях, различны. Так, установлено, что значения разности доплеровских частот ΔF увеличиваются с ростом высоты полета, то есть из выражений (2) и (3) следует, что с ростом высоты полета самолета с ТРД увеличиваются величины относительных оборотов вращения ротора КНД силовой установки самолета с ТРД, что может привести к недостоверной оценке вероятности правильного распознавания типа самолета с ТРД. В [3, 4] приведены типичные зависимости относительных оборотов вращения ротора КНД силовой установки двигателя от высоты полета.
Цель изобретения - повышение достоверности распознавания типа самолета с турбореактивным двигателем в импульсно-доплеровской радиолокационной станции при его полете на различных высотах.
i
1
2
1
2
п
j
к
пк
п
к
г
в
г
в
1
2
С этой целью, в способе распознавания типа самолета с ТРД в импульсно-доплеровской РЛС, заключающимся в том, что РЛ сигнал, отраженный от самолета с ТРД, подвергается узкополосной доплеровской фильтрации на основе процедуры БПФ и преобразуется в АЧС, спектральные составляющие которого обусловлены отражениями сигнала от планера самолета с ТРД и вращающихся лопаток рабочего колеса КНД его силовой установки, путем пороговой обработки АЧС сигнала формируют только те отсчеты доплеровских частот F с соответствующими амплитудами спектральных составляющих, которые превысили установленный порог (где  - общее количество отсчетов доплеровских частот, на частотных позициях которых амплитуды спектральных составляющих превысили установленный порог), за время Т каждого обзора пространства измеряют два значения дальности Д и Д до самолета с ТРД, по измеренным значениям дальности Д и Д в соответствии с формулой (1) предварительно вычисляют частотную позицию доплеровской частоты  обусловленную скоростью сближения носителя импульсно-доплеровской РЛС с планером самолета с ТРД, в АЧС сигнала определяют ближайшее к предварительно вычисленной частотной позиции доплеровской частоты  значение доплеровской частоты  с соответствующей амплитудой  спектральной составляющей, превысившей установленный порог, которое окончательно определяет доплеровскую частоту сигнала F в его АЧС, обусловленную скоростью сближения носителя импульсно-доплеровской РЛС с планером самолета с ТРД, определяют в АЧС сигнала позицию доплеровской частоты  (где j=1, …, (i-1), (i+1), …, N), на которой находится спектральная составляющая, превысившая установленный порог и имеющая максимальную амплитуду A , j=1, …, (i-1), (i+1), …, N, которая соответствует значению доплеровской частоты F, обусловленной скоростью сближения носителя импульсно-доплеровской РЛС с вращающимися лопатками первой ступени КНД силовой установки самолета с ТРД, вычисляют разность доплеровских частот ΔF=(F-F), дополнительно за время Т каждого обзора пространства измеряют значения бортовых пеленгов ϕ азимута и ϕ угла места, по измеренным значениям бортовых пеленгов ϕ и ϕ и средней дальности Д, определяемой, как Д=(Д+Д)/2, вычисляют высоту полета самолета с ТРД в соответствии с выражением
где
РЛС
Н - высота полета самолета-носителя радиолокационной станции;
- поправка высоты, учитывающая рефракцию радиоволн;
Э
R - эквивалентный радиус Земли;
- высота полета самолета с ТРД относительно высоты полета самолета-носителя РЛС,
min
max
пк
пк
для каждой высоты Н полета самолета с ТРД (где  H и H - соответственно минимальная и максимальная высоты полета самолета с ТРД), диапазон разностей ΔF априорно разбивают на Q неперекрывающихся поддиапазонов, нижняя  и верхняя  границы каждого q-го поддиапазона,  соответствующего q-му типу цели и высоте Н полета самолета с ТРД определяются выражениями (2) и (3), при попадании разности доплеровских частот ΔF в q-ый поддиапазон принимают решение о q-м типе самолета с ТРД, летящем на высоте Н.
Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются.
1. Вычисление высоты полета самолета с ТРД за время каждого обзора пространства в соответствии с выражением (4).
пк
2. Разбиение для каждой априорно фиксированной высоте Н полета самолета с ТРД диапазона разностей ΔF на Q неперекрывающихся поддиапазонов, при этом, нижняя  и верхняя  границы каждого q-го поддиапазона и высоте полета Н определяются выражениями (2) и (3).
пк
3. Принятие решения о q-м типе самолета с ТРД, летящем на высоте Н, при попадании разности доплеровских частот ΔF в q-ый поддиапазон.
Данные признаки обладают существенными отличиями, так как в известных способах не обнаружены.
Применение новых признаков в совокупности с известными позволит повысить достоверность распознавания типа самолета с ТРД в импульсно-доплеровской РЛС при его полете на различных высотах.
На рисунке 1 приведена блок-схема, поясняющая предлагаемый способ распознавания типа самолета с ТРД в импульсно-доплеровской РЛС, на рисунке 2 (а, б, в), 3 и 4 - эпюры, поясняющие предлагаемый способ распознавания q-го типа самолета с ТРД, летящем на различных высотах.
Предлагаемый способ распознавания типа самолета с ТРД в импульсно-доплеровской РЛС осуществляется следующим образом.
1
2
3
4
5
6
7
1
2
3
4
5
6
7
1
3
4
5
7
1
3
4
5
7
2
6
2
6
Радиолокационный сигнал S(t), отраженный от самолета с ТРД, с выхода приемника РЛС на промежуточной частоте поступает (рисунок 1) на вход блока 1 БПФ, где подвергается узкополосной доплеровской фильтрации на основе процедуры БПФ и преобразуется в АЧС S(f) (рисунок 2а - отсчеты доплеровских частот F, F, F, F, F, F, F с соответствующими амплитудами А, А, А, А, А, А, А), спектральные составляющие которого обусловлены лены отражениями сигнала от планера самолета с ТРД и вращающихся лопаток рабочего колеса КНД его силовой установки. Данные спектральные составляющие (рисунок 1) с соответствующими частотами и амплитудами поступают на формирователь 2 отсчетов, в котором путем пороговой обработки формируются (рисунок 2б) только те отсчеты доплеровских частот (F, F, F, F, F) с соответствующими амплитудами (А, А, А, А, А) спектральных составляющих, которые превысили установленный порог (амплитуды А и Аспектральных составляющих на частотных позициях соответственно F и Fне превысили установленный порог).
1
2
1
3
4
5
7
4
4
п
За время Т каждого обзора пространства измеренные значения дальности Д и Д между носителем РЛС и самолетом с ТРД поступают (рисунок 1) на вход вычислителя 3, в котором предварительно вычисляется частотная позиция доплеровской частоты  обусловленная скоростью сближения носителя импульсно-доплеровской РЛС с планером самолета с ТРД в соответствии с выражением (1). Это значение доплеровской частоты  поступает в формирователь 4 отсчета доплеровской частоты планерной составляющей спектра сигнала (рисунок 2б), на другой вход которого с выхода (рисунок 1) формирователя 2 отсчетов поступают значения доплеровских отсчетов частот F, F, F, F, F. В формирователе 4 определяется (рисунок 2в) ближайшее к предварительно вычисленной в вычислителе 3 частотной позиции доплеровской частоты  значение доплеровской частоты  (рисунок 2в, частотная позиция F) с соответствующей амплитудой  (рисунок 2в - амплитуда А) спектральной составляющей, превысившей установленный порог, которое окончательно и определяет доплеровскую частоту сигнала F в его АЧС, обусловленную скоростью сближения носителя импульсно-доплеровской РЛС с планером самолета с ТРД.
1
3
4
5
7
1
3
4
5
7
j
1
1
к
В формирователе 5 (рисунок 1), на входы которого также поступают значения частот F, F, F, F, F с соответствующими амплитудами А, А, А, А, А с выхода формирователя 2 отсчетов и значение частотной позиции i=4, соответствующей доплеровской частоте, обусловленной скоростью сближения носителя РЛС с самолетом с ТРД, определяется (без учета 4-й позиции) позиция доплеровской частоты  (j=1, 3, 5, 7), на которой находится спектральная составляющая, превысившая установленный порог и имеющая максимальную амплитуду A (рисунок 2б - амплитуда А на частотной позиции F), которая соответствует значению доплеровской частоты F (рисунок 2в), обусловленной скоростью сближения носителя импульсно-доплеровской РЛС с вращающимися лопатками первой ступени КНД силовой установки самолета с ТРД.
пк
п
к
В блоке 6 вычитания (рисунок 1) вычисляется разность доплеровских частот ΔF=(F-F) (рисунок 2в), которая поступает (рисунок 1) на вход решающего блока 7.
1
2
г
в
РЛС
Э
пк
пк
За время Т каждого обзора пространства измеренные значения дальностей Д и Д, азимута ϕ, угла места ϕ, высоты полета Н самолета-носителя РЛС, константа, определяющая значение эквивалентного радиуса Земли R, поступают (рисунок 1) на соответствующие входы вычислителя 8, в котором в соответствии с формулой (4) вычисляется высота полета Н самолета с ТРД. Это значение высоты Н поступает в формирователь 9, где хранятся априорно разбитые на Q неперекрывающихся поддиапазонов разности ΔF для различных высот полета  самолета с ТРД (рисунок 3). При этом, нижняя  и верхняя  границы каждого q-го поддиапазона  соответствующего q-му типу цели и высоте полета Н, определяются выражениями (2) и (3). В формирователе 9 из всей совокупности априорно разбитых на Q неперекрывающихся поддиапазонов разности ΔF для различных высот полета самолета с ТРД выбирается только один, соответствующий вычисленному в вычислителе 8 значению высоты Н полета самолета с ТРД. Значения границ выбранных поддиапазонов  и  поступают на вход решающего блока 7 (рисунок 1).
пк
В решающем блоке 7 на основе анализа (рисунок 4) попадания вычисленной разности доплеровских частот ΔF в q-ый поддиапазон принимается решение о q-м типе самолета с ТРД.
Для оценки работоспособности предлагаемого способа было проведено его имитационное моделирование. На вход блока 1 БПФ подавался на промежуточной частоте зарегистрированный в сантиметровом диапазоне волн с линейного выхода приемника импульсно-доплеровской РЛС воздушного базирования РЛ сигнал, отраженный от отечественного самолета с ТРД, выполняющего полет на различных высотах. Процедура БПФ осуществлялась при эквивалентной полосе пропускания одного бина алгоритма БПФ, равного порядка 10 Гц. Всего было проанализировано более 1000 АЧС.
-3
-4
В результате имитационного моделирования предлагаемого способа установлено, что с доверительной вероятностью 0,95 оценка математического ожидания вероятности правильного (ложного) распознавания данного типа самолета находится в пределах 0,88-0,92 (10-10) при различных высотах его полета.
Кроме того, установлено, что увеличение ошибки определения высоты полета самолета с ТРД приводит к уменьшению оценки математического ожидания вероятности правильного распознавания до нуля и росту оценки математического ожидания вероятности ложного распознавания.
Таким образом, применение предлагаемого изобретения позволит повысить достоверность распознавания типа самолета с ТРД в импульсно-доплеровской РЛС при его полете на различных высотах.
ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ
1. Авиационные радиолокационные комплексы и системы: учебник для слушателей и курсантов ВУЗов ВВС / П.И. Дудник, Г.С. Кондратенков, Б.Г. Татарский, А.Р. Ильчук, А.А. Герасимов. Под ред. П.И. Дудника. - М.: изд. ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2006, страницы 639-641, рисунок 12.39 (аналог).
2. Пат. 2705070 Российская Федерация, МПК G01S 13/52 (2006.01). Способ распознавания типа самолета с турбореактивным двигателем в импульсно-доплеровской радиолокационной станции. Заявитель и патентообладатель Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования «Военная академия воздушно-космической обороны имени Маршала Советского Союза Г.К. Жукова» Министерства обороны Российской Федерации (RU). - №2019111580; заявл. 16.04.2019; опубл. 05.11.2019, Бюл. №31. - 15 с.: ил. (прототип).
3. Автоматика управления авиационными двигателями: учебно-методическое пособие в 3 частях. Часть 2. Автоматические ограничители параметров двигателей, автоматизация процессов запуска и приемистости двигателя / сост.: А.И. Сидунов, Н.И. Пучко. - Минск: МГВАК, 2012. - 83 с, страницы 16, 36.
4. Двигатель Д-30КП-2. Инструкция по технической эксплуатации. - М.: ОАО «НПО «Сатурн», 2001, Приложение 1, страница 7, Дополнение (к приложению 1), страница 27.