Главная Промышленная автоматика.

для того, чтобы по возможности повысить вероятность обнаружения, влияние пятнистости снижают путем трех-, четырехкратного накопления (Лн = 3-4). Для упрощения на рис. 5.2 показан случай дву.хкратного некогерентного накопления (Лн = 2). Имея в виду, что в рассматриваемом примере число парциальных кадров в полном кадре РЛИ равно трем (Лк = 3), общее число парциальных кадров Лпк

Общее число парциальных кадров ЛпК совпадает с числом ИС, которые иеоб.ходимо использовать для формирования полного кадра РЛИ. В рассматриваемом примере ИС, соответствующие парциальным кадрам, обозначены Lij, где i - номер парциального кадра в полном кадре РЛИ, / - номер некогерентного накапливаемого парциального кадра. ДНА на рис. 5.2 показана в положении, когда формируется сигнал РЛИ четвертого по счету парциального кадра. Начало формирования полного кадра РЛИ на траектории полета ЛА отмечено точкой, а конец - крестиком. Следует добавить, что слежение за изменением дальности до центра полного кадра производится все время формирования полного кадра РЛИ, а до центра парциальных кадров - время иекогерентного накопления Гн-

Особо подчеркнем тот факт, что полет ЛА в турбулентной атмосфере по сложной траектории сопровождается усилением ТН и УКК. Поэтому формирование опорной функции на каждом ИС должно производиться с учетом влияния ТН и УКК.

Таким образом, необходимость измерения параметров движения ЛА при синтезировании апертуры антенны становится очевидной. Конечно, для этого целесообразно использовать прежде всего штатное пилотажно-иавигационное оборудование ЛА. Однако штатные системы для работы в комплексе с РСА не проектировались, в большинстве случаев их полоса пропускания оказывается уже, чем требуется [24]. Возникает вопрос о дополнительных измерителях и о совмещении их со штатными. Так РСА становится частью сложной радиолокационной системы [36] с синтезированием апертуры антенны. Известно, что исследование сложных систем производится с помощью соответствующих этим системам моделей. Модель, соответствующая сложной системе с РСА и включающая не только бортовое оборудование, ио и источники внешних воздействий, показана на рис. 5.3.

Основная задача, для решения которой предназначена РСА, преобразование отражающих свойств подстилающей поверхности (ПП) в РЛИ, представлена связями ППРСАРЛИ. Летательный аппарат рассматривается как некая платформа для установки и передвижения РСА. На ЛА в общем случае воздействует как система управления (СУ), так и турбулентная атмосфера (ТА). Информация о параметрах движения ЛА в РСА поступает со штатного пилотажно-навигационного комплекса (ПНК) и с дополнительных ИПД. Система управления, будь то летчик или автопилот, как и РСА, получает информацию от ПНК.



Дополнительные ИПД

СУ

Рис. 5.3. Структурная схема модели радиолокационной системы с синтезированием апертуры антенны

Модель сложной радиолокационной системы с синтезированной апертурой антенны (рис. 5.3) позволяет использовать системный подход к цселедовациям, разработке и испытаниям РСА. В частности, эта модель помогает решить вопрос о включении в состав ИПД фазового центра антенны штатного оборудования, о наборе и характеристиках дополнительных измерителей, о влиянии ошибок измерителей на характеристики РСА и т. д. Однако все это возможно лишь в случае, если известны модели элементов системы и в первую очередь РСА, самого ЛА, измерителей и их ошибок.

Модель движения любой точки ЛА можно получить, объединив заданную траекторию со случайными отклонениями от нее. ТН и УКК, в частности, в первом приближении можно считать стационарным случайным процессом с нулевым математическим ожиданием и корреляционной функцией линейных и угловых отклонений [35]

(т) Di ехр {-xyri} cos [ят/ {2хг) ], (5.1)

где Di-дисперсия линейного или углового отклонения; т,- и Ti - параметры функции корреляции, причем Tim. Следует обратить внимание на то, что при времени синтезирования Ts 1 с удовлетворяются соотношения TiXi>T для ТН и Ti>TXi для УКК- Хотя из (4.11) следует нестационарность отклонений, (5.1) оказывается вполне допустимой аппроксимацией. Такие выводы подтверждаются не только результатами моделирования, но и экспериментальными исследованиями [35].

Конечно, конкретные параметры ТН и УКК зависят от типа самолета. Так, судя по результатам моделирования, Tj для ТН колеблется в пределах 2... 12 с, для угловых колебаний - 1 ...5 с, а для УКК обычно оказывается меньше секунды. Что касается Гг, то соотношение Гг/тг = 5 ... 10 подтверждается результатами моделирования как для ТН, так и для УКК. Среднее квадратическое значение линейных отклонений для ТН составляет от единиц до десятков метров, угловых отклонений по крену и курсу - до 1-2° (по тангажу в 3-5 раз меньше), а для упругих смещений-от десятых долей миллиметра до нескольких сантиметров в зависимости от гибкости конструкции и положения на самолете.




0.25

Рис. 5.4. Амплитудно-частотная характеристика по отклонениям гипотетического тяжелого самолета

Самолет можно рассматривать как фильтр, на вход которого поступает случайный сигнал в виде воздействия турбулентной атмосферы. В таком случае самолет как носитель РСА можно описать АЧХ по отклонениям. Пример нормированной к максимуму АЧХ по отклонениям гипотетического тяжелого дозвукового самолета, полученной на основе моделирования на ЭВМ [56], показан на рис. 5.4. На графике цифрой / помечена частота колебаний самолета как жесткого тела (ТН),

а цифрой 2 - частота упругих деформаций (УКК) низшего тона. Кроме того, что этот рисунок подтверждает возможность описания ТН и УКК в форме (5.1), он позволяет подойти к качественному анализу ошибок штатных навигационных систем.

Штатные навигационные системы (в первую очередь ИНС и ДИСС) предназначены для решения главной задачи навигации- определения с минимально возможной ошибкой местоположения Л А в географической (или ортодромической) системе координат. Траекторные нестабильности и УКК в таких системах могут лишь снизить точность определения местоположения. В связи с этим обычно полосу пропускания этих систем выбирают довольно узкой с тем расчетом, чтобы пропустить лишь низкочастотные отклонения ЛА и таким образом повысить точность навигации в среднем. Сами по себе навигационные системы обладают постоянными и низкочастотными ошибками. Если учесть ошибки, связанные с ограничением полосы, то становится ясно, что штатные навигационные системы как ИПД по отношению к РСА обладают постоянными, низкочастотными и узкополосными ошибками. Следовательно, дополнительные измерители должны быть, с одной стороны, широкополосными, а с другой - иметь небольшие постоянные и низкочастотные ошибки.

При определении состава и характеристик дополнительных измерителей необходимо также иметь в виду, что штатные нави-i ационные системы располагаются на самолете вблизи центра масс, а антенна РСА часто выносится далеко вперед. Парамет-

движения антенны могут заметно отличаться от параметров ;внжения центра масс из-за угловых и упругих колебаний ЛА. В связи с этим антенну РСА целесообразно крепить в сечении с :!пзможно меньшими упругими смещениями, а дополнительные измерители располагать по возможности ближе к месту крепления антенны РСА.

Следует отметить, что неточный учет траектории является далеко не единственным источником искажений отраженных сигна-

6-39 161





0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 [52] 53 54 55 56 57 58 59 60 61 62 63 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75 76 77 78 79 80 81 82 83 84 85 86 87 88 89 90 91 92 93 94 95 96 97 98 99 100

0.0035