УНИВЕРСИТЕТ Г.КРЭНФИЛД ДЖЕЙМС ДЖЕКМЭН УПРЕЖДАЮЩИЕ МЕРЫ ПРОТИВОДЕЙСТВИЯ СРЕДСТВАМ С ИК-НАВЕДЕНИЕМ НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ЦЕНТР ПО ВОПРОСАМ ОБОРОНЫ И БЕЗОПАСНОСТИ ПРИ УНИВЕРСИТЕТЕ Г. КРЭНФИЛД Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук Год : 2011 Научный руководитель: Марк Ричардсон Ноябрь 2011 © Университет г.Крэнфилд 2011. Все права защищены. Ни одна из частей настоящей публикации не может быть воспроизведена без предварительного письменного разрешения владельца авторских прав. АННОТАЦИЯ Целью настоящей работы является исследование упреждающего выброса ТЛЦ в сравнении с ответными ТЛЦ-выбросами, а также эффективность их применения в качестве средства противодействия для защиты скоростных реактивных самолетов и транспортных ЛА от ПЗРК. В ходе настоящего исследования предполагается провести изучение оптимального времени выброса ИК-ловушки. Следовательно в этой связи возникает вопрос: будут ли ТЛЦ с редуцированной полезной нагрузкой столь же эффективны , как и стандартные, в случае их выброса в оптимальный момент времени. Первым шагом к достижению данной цели будет разработка моделей различных типов ПЗРК (переносных зенитно-ракетных комплексов) и используемых ими тепловых головок самонаведения (ИК ГСН). Также потребуется проведение имитационного моделирования полного предпускового процесса, а именно, обнаружение цели для последующего захвата на сопровождение, применение упреждения и возвышения для создания более реалистичной модели последовательности пусковых операций. Также разработаны две модели цели - скоростной реактивный самолет (AMX-A1) и транспортный самолет (C130) - c их реалистичным расположением и максимально приближенными к реальным характеристиками выброса автоматами РЭП. Следующий этап включает рассмотрение возможностей помехозащиты тепловых ГСН. Первая – техника смещения путевого угла (track angle bias) cо значениями, оптимизированными вышеназванных моделей ЛА. Вторая - и рассчитанными для двух разработка двухцветной ГСН с сигнальными процессорами, предназначенными для систем со спиральным и коническим сканированием. Используя все модели ПЗРК, ТЛЦ выбрасываются с интервалом на протяжении всего обстрела с целью нахождения оптимального времени стрельбы, а моделирование повторяется для ТЛЦ с редуцированной максимальной яркостью и временем горения. Результаты показывают, что выброс ТЛЦ примерно в то же время, когда происходит пуск ракеты, i эффективен для большинства угроз, даже наиболее передовых и усовершенствованных ПЗРК со средствами помехозащиты. Также для ТЛЦ с редуцированными ТТХ поддержание и обеспечение времени горения, возможно, даже более значимо, нежели максимальная интенсивность яркости. Ключевые слова: ПЗРК, ТЛЦ, моделирование, электрооптика, головка самонаведения, визирное перекрестие ii БЛАГОДАРНОСТЬ Я бы хотел выразить искреннюю благодарность и признательность Марку Ричардсону за его бесценное содействие и научное руководство в выполнении и завершении данного труда. Его искренняя поддержка и поистине дружеские советы позволили реализовать настоящую работу и оставили лишь приятные впечатления. Также хотелось бы поблагодарить компанию ‘Chemring Countermeasures Ltd’ за оказание финансовой поддержки в проведении данного исследования, а именно, Брайана Баттерса, Роя Уолмсли и Ника Милвуда за их постоянное содействие и бесценные консультации. iii ОГЛАВЛЕНИЕ АННОТАЦИЯ...................................................................................................... i БЛАГОДАРНОСТИ............................................................................................. ii ПЕРЕЧЕНЬ РИСУНКОВ ................................................................................... iv ПЕРЕЧЕНЬ ТАБЛИЦ ...................................................................................... viii ПЕРЕЧЕНЬ ФОРМУЛ ....................................................................................... ix ГЛОССАРИЙ ..................................................................................................... x 1 ВВЕДЕНИЕ ............................................................................................... 11 1.1 ПЗРК как средство поражения 1.2 Цель ...................................................................................... 13 2 ИК-излучение ........................................................................................... 14 2.1 Введение ............................................................................... 14 2.2 Излучение черного тела/ черное излучение 2.3 Свойства источника излучения ........................................... 15 2.4 Мощность .............................................................................. 16 2.5 ТТХ обнаружителя (приемника) ......................................... 17 2.6 Уравнение дальности........................................................... 19 2.7 Источники ИК-излучения...................................................... 20 3 Ракетное оружие с ИК-наведением........................................................ 23 3.1 Пространственная фильтрация .......................................... 23 3.2 ПЗРК 1-го поколения ............................................................ 25 3.3 ПЗРК 2-го поколения ............................................................ 28 3.4 ПЗРК 3-го поколения ........................................................... 30 3.5 ПЗРК 4-го поколения ........................................................... 32 3.6 Наведение ракетного оружия .............................................. 33 4 Средства противодействия ИК-средствам ............................................ 34 4.1 Система предупреждения о подлете РО ............................ 34 4.2 Традиционные ТЛЦ .............................................................. 34 4.3 Средства помехозащиты ..................................................... 36 4.4 Усовершенствованные современные ТЛЦ ......................... 37 4.5 Средства противодействия (направленного действия) ИКугрозам ................................................................................. 38 5 Моделирование/ имитационное моделирование .................................. 39 5.1 программное обеспечение .................................................. 39 5.2 аппаратные средства ........................................................... 41 5.3 ПЗРК 1-го поколения ............................................................ 41 5.4 ПЗРК 2-го поколения ............................................................ 44 5.5 Модели ЛА ............................................................................ 49 5.6 Модели ТЛЦ .......................................................................... 52 6 Исходные пуски ....................................................................................... 55 6.1 ПЗРК 1-го поколения и модель ЛА AMX-A1....................... 55 6.2 ПЗРК 1-го поколения и модель ЛА C130 ............................ 58 6.3 ПЗРК 2-го поколения и модель ЛА AMX-A1 ....................... 59 6.4 ПЗОРК 2-го поколения и модель ЛА C130 ......................... 60 6.5 Δd - анализ ............................................................................ 62 6.6 Выводы.................................................................................. 66 iv 7 Упреждающие средства противодействия ............................................ 68 7.1 ПЗРК 1-го поколения и модель ЛА AMX-A1 ....................... 68 7.2 ПЗРК 1-го поколения и модель ЛА C130 ............................ 73 7.3 ПЗРК 2-го поколения и модель ЛА АMX-A1 ....................... 75 7.4 ПЗРК 2-го поколения и модель ЛА C130 ............................ 76 7.5 Выводы.................................................................................. 78 8 Реактивные/ответные против упреждающих мер противодействия применительно к модели ЛА AMX-A1 ................................................... 79 8.1 При отсутствии средств помехозащиты ............................. 79 8.2 При использовании техники помехозащиты Смещения Путевого Угла (Track Angle Bias) ......................................... 79 8.3 ТЛЦ с редуцированным зарядом ........................................ 89 8.4 Выводы.................................................................................. 92 9 Реактивные/ответные против упреждающих мер противодействия применительно к модели ЛА C130 ........................................................ 93 9.1 При отсутствии средств помехозащиты ............................. 93 9.2 При использовании техники помехозащиты Смещения Путевого Угла (Track Angle Bias) ......................................... 93 9.3 ТЛЦ с редуцированным зарядом ........................................ 97 9.4 Выводы................................................................................ 104 10 Двухцветная ГСН спирального сканирования .................................... 105 10.1 Моделирование .................................................................. 105 10.2 Помехозащита двухцветной ГСН спирального сканирования и модели ЛА AMX-A1 ............................................................ 108 10.3 Помехозащита двухцветной ГСН спирального сканирования и модели ЛА C130 ................................................................. 114 10.4 Выводы................................................................................ 122 11 Двухцветная ГСН конического сканирования ...................................... 123 11.1 Моделирование .................................................................. 123 11.2 Помехозащита двухцветной ГСН конического сканирования и модель ЛА AMX-A1............................................................. 126 11.3 Помехозащита двухцветной ГСН конического сканирования и модель ЛА C130 ................................................................. 131 11.4 Выводы................................................................................ 135 12 Контроллер мер противодействия ...................................................... 137 12.1 Возможные виды угроз ...................................................... 137 12.2 Виды ТЛЦ ............................................................................ 142 12.3 Выводы................................................................................ 147 13 Выводы и дальнейшая работа ........................................................... 149 Cписок литературы ....................................................................................... 152 Приложения .................................................................................................. 161 Приложение A …....Асимметрия графиков в полярных координатах.... 161 Приложение B…….Положение РО на сетке координат ......................... 169 Приложение C…….Список публикаций. .................................................. 171 v ГЛОССАРИЙ AGC Automatic gain control – автоматическая регулировка усиления AM Amplitude modulation- амплитудная модуляция CAT Crossed array tracker – следящая система с перекрестной решеткой CCM Counter-countermeasure- средство, механизм помехозащиты CDAS Common defensive aids suite – КАЗ CM - Countermeasure- средство противодействия, средство РЭП CPU Central processing unit- центральный процессор, центральный блок обработки данных DIRCM Directional infrared countermeasure-средство противодействия устройствам с ИК-наведением направленного действия FM Frequency modulation- частотная модуляция FOV Field of view – сектор обзора GPU Graphics processing unit- блок обработки графических данных HWIL Hardware in the loop- аппаратно-программные средства IFF Identification friend or foe – функция ‘свой-чужой’ IIR Imaging infrared – построение изображения в ИК-диапазоне MANPAD Man-Portable Air-Defence-ПЗРК MAWS Missile approach warning system- система предупреждения о подлете РО MODTRAN Moderate resolution atmospheric radiance and transmittance model- модель атмосферной коррекции среднего разрешения MTV Magnesium Teflon Viton- магний-тефлон-витон MWIR Mid-wavelength infrared-средневолновая область ИК-спектра NEP Noise equivalent power- эквивалентная шумовая мощность PEH Probability of escaping a hit- вероятность уклонения от попадания PN Proportional navigation- пропорциональная навигация POST Passive optical seeker technique – прием пассивной оптической ГСН RMP Reprogrammable microprocessor – перепрограммируемый процессор SAM Surface to air missile- ЗУР SWIR Short-wavelength infrared- коротковолновая область ИК-спектра TAB Track angle bias – смещение угла сопровождения vi 1 ВВЕДЕНИЕ 1.1 ПЗРК как средство поражения Переносные зенитно-ракетные комплексы (ПЗРК) представляют собой переносные зенитные ракеты, большинство из которых ведут пассивное сопровождение ИК-излучения летательного аппарата (1). Данные системы оружия могут переноситься одним человеком и обычно приводятся в действие менее чем за минуту. После произведения выстрела не требуют дальнейшего участия самого оператора, реализуя функцию “выстрелил и забыл”. Согласно оценкам, более 500,000 единиц данного оружия было произведено в мировом масштабе, 6,000 из которых находятся за пределами государственного контроля. (2,3). Большинство данных систем относятся к представителям первых поколений стоимостью всего несколько тысяч долларов. Более поздние системы, хоть и более дорогие, также доступны на рынке вооружения. Порядка 20 стран производили ПЗРК, а 56 , по существующим оценкам, располагают производными системы SA-7(3). По состоянию на 2002 год коалиционные силы в Афганистане, как сообщалось, захватили и изъяли 5,592 подобных систем, среди которых были и американские “Стингеры” (‘Stinger’) (3). Согласно публикациям на “Wikileaks” секретных материалов МО, Международные силы содействия безопасности (ISAF) уже выявили китайские ПЗРК HN-5, усовершенствованную версию системы SA-7(4). По сообщениям в иракской прессе, от 4,000 до 5,000 подобных систем оружия находились в активном пользовании повстанческих сил (5). Значительное количество ПЗРК “осели” на территории Африки еще со времен гражданских и холодной войн. В таблице 1-1, согласно имеющимся справочным данным, приведен список негосударственных формирований и групп, которые, как считается, имели на вооружении ПЗРК в период 1996-2001 (6). Таблица 1-1 Негосударственные группы, вооруженные ПЗРК, в период 1996-2001. Название группы/формирования Нахождение 11 Тип ракеты Вооруженная исламская группа Чеченские повстанцы Алжир Стингер (c) Чечня, Россия Повстанческие силы Демократической республики Конго Движение Харкат-ульАнзар (HUA) Хизбалла Демократическая республика Конго SA-7 (c), Стингер (c), Blowpipe (r) SA-16 (c) Кашмир SA-7 (c) Ливан SA-7 (c), QW-1 (r), Стингер (r) 12 Хизбул Моджахедин (HM) Кашмир Боевики хуту Руанда "Джамаат-и-Ислами" Афганистан Джумбиш-и-Милли Афганистан Красные кхмеры Таиланд/Камбоджа Освободительная армия Косово Косово Рабочая партия Турция Курдистана Тиграми осовобождения Тамил Шри-Ланка Элама Стингер (r) Неустановленный вид (r) SA-7 (c), SA-14 (c) SA-7 (c) Неустановленный вид (r) SA-7 (r) SA-7 (c), Стингер (c) SA-7 (r), SA-14 (r), Стингер (c), HN-5 (c) Неустановленный вид (r) Фронт освобождения Оромо Эфиопия Палестинский орган Палестинские автономные районы и Ливан Палестинские автономные районы и Ливан SA-7 (r), Стингер (r) Северная Ирландия SA-7 (c) Колумбия Руанда SA-7 (r), SA-4 (r), SA-16 (r), Редай (Redeye) (r), Стингер (r) SA-7 (r), SA-16 (r) Сомалийский национальный альянс Аль-Каида/Талибан Сомали Неустановленный вид (r) Афганистан Армия национального освобождения Колумбия Армия национального освобождения Национальный союз за полную независимость Анголы Объединенная армия государства Ва Объединенный сомалийский конгресс- Спасение Сомали Македония SA-серия (c), Стингер (c), Блоупайп (Blowpipe) (c) Стингер (r), неустановленный вид (r) SA-18 (c) Народный фронт освобождения ПалестиныГлавное командование Временная Ирландская республиканская армия Революционные вооруженные силы Колумбии Патриотический фронт Руанды Неустановленный вид (r) Ангола SA-7 (c), SA-14 (r), SA-16 (r), Стингер (c) Мьянма SA-7 (c), HN-5N (c) Сомали Неустановленный вид (r) (c) подтвержденные данные о владении, (r) неподтвержденные данные Со времен первого применения ПЗРК по незащищенным летательным аппаратам количество пораженных ими целей составило 70%. Существует 13 мнение, что на их долю приходится 80% всех потерь боевых самолетов (1). Последние военные события свидетельствуют о том, что системы противоракетной обороны не всегда эффективны. В декабре 2003 транспортный самолет американских ВВС ‘Globemaster III’ был сбит зенитной ракетой вскоре после вылета из национального аэропорта Багдада (5). Также в январе 2004 года транспортный самолет “C-5 Galaxy” стал жертвой поражения переносной зенитной ракетой. Оба вышеназванных борта были оснащены системами противоракетной обороны, которым не удалось отразить нападение. По некоторым сообщениям, возможными причинами поражения явились размещение датчика, высота самого самолета и его маневрирование(3). В январе 2005 года Королевские ВВС лишились своего “C-130 Hercules” вследствие предполагаемого поражения со стороны ПЗРК (7), а в мае 2007 вместе со всем экипажем был сбит американский транспортный вертолет “Chinook” (4). 1.2 Цель Очевидно, что данные системы оружия представляют существенную угрозу для всех видов летательных аппаратов, даже тех, что оснащены комплексами активной защиты (КАЗ). сценарии является противодействия то, ПЗРК что Важным фактором при таком большинство являются современных реактивными, т.е. средств ответными, действующими уже после пуска ракеты. В своем исследовании я сделаю попытку рассмотреть использование упреждающих средств противодействия ПЗРК первого и второго поколения. Цель настоящего исследования состоит в возможности демонстрации более высокой надежности и эффективности упреждающих средств противодействия даже в отношении современных усовершенствованных ПЗРК со средствами помехозащиты. 14 2 ИК-ИЗЛУЧЕНИЕ 2.1 Введение ИК-составляющая электромагнитного спектра имеет длину волны со значениями от 0.75 до 1000 m, рисунок 2-1. Любой обогреваемый объект излучает энергию в ИК-части спектра, при этом интенсивность зависит от температуры самого предмета и свойств поверхности. Рисунок 2-1 ИК-часть электромагнитного спектра (8). 2.2 Излучение черного тела Черное тело представляет собой идеальный объект, поглощающий всю падающую на него излучаемую энергию и по определению является самым эффективным излучателем. Закон излучения Планка определяет спектральный состав излучения черного тела с температурой T (в Кельвинах), Рисунок 2-2, как на (9,10) c1 W c2T 5 e 1 (2-1) Где Wλ – спектральная плотность излучения Wm-2m-1 T - абсолютная температура в K - длина волны в m c1=2πhc2 – первая постоянная излучения 3.7418 × 108 Wm-2m4 c2=ch/k – вторая постоянная излучения 1.4388 × 104 mK. 15 Общая излучательная способность (плотность излучения) рассчитывается путем интегрирования формулы Планка по всем длинам волн от 0 до бесконечности; что отражает закон Стефана-Больцмана W d W T 4 (2-2), 0 Где - постоянная Стефана-Больцмана 5.6697 x 10-12 Wcm-2K-4. Это наглядно демонстрирует, что излучательная способность (плотность излучения) возрастает с повышением температуры. Дифференцирование формулы Планка и решение уравнения относительно максимального значения дает закон смещения Вина mT a 2898Mk (2-3) , который описывает, каким образом длина волны максимальной плотности излучения уменьшается по мере возрастания температуры. Рисунок 2-2 Кривые излучения черного тела(11). 2.3 Свойства источника излучения Применяя формулы к реальному объекту, или серому телу, мы вводим понятие коэффициента излучения, т.е соотношения между излучательной способностью (плотностью излучения) источника W' и излучательной 16 способностью (плотностью излучения) черного тела при одинаковой температуре. (9,10) W . W (2-4) Для черного тела коэффициент излучения составит 1, тогда как для серого тела он может принимать постоянное значение от 0 до 1. Селективный излучатель определяется таким образом, чтобы коэффициент излучения по спектру (спектральная излучательная способность) менялся в зависимости от длины волны. Рисунок 2-3. При падении излучаемой энергии на тело можно наблюдать три процесса: поглощение α, отражение ρ и пропускание . По закону сохранения энергии они связаны как (2-5) Для черного тела по умолчанию значение поглощения равно 1 , отражение и пропускание - 0. Для предмета в тепловом равновесии закон Кирхгофа демонстрирует, что ε=α, как и для непрозрачного материала с непропусканием (9) 1 . (2-6) Для ИК-источника, где большая часть излучаемой энергии происходит от самого излучения (выброса), отражение будет минимальным . Рисунок 2-3 Коэффициенты излучения по спектру (спектральные излучающие способности) 9). 2.4 Мощность Точечный источник излучения в трех измерениях имеет интенсивность 17 излучения J , равную общей излучаемой мощности, разделенной на значение телесного угла. P J Total (Wsr 1) . 4 Для реального источник (2-7) предмета, представляющего излучения (неточечный), собой распределенный интенсивность излучения N определяется, как энергия, излучаемая на один стерадиан на видимой наблюдателю площади. N P (Wsr 1m2 ) . A (2-8) В случае если интенсивность излучения не изменяется пропорционально углу, под котором происходит обзор объекта, в таком случае его определяют как ламбертовский источник, а излучение (интенсивность излучения) выражается W N (Wsr 1m2 ) , (2-9) Где W - плотность излучения (излучательная способность) Рисунок 2-4 Мощность на входе приемника (принимаемая мощность)(9). Общая мощность, излучаемая объектом, равна значению плотности излучения, умноженному на значение площади. Для расчета мощности на входе ИК-приемника (Рисунок 2-4) необходимо определить свойства оптической системы. С учетом оптической передачи мощности в приемнике равна 18 To плотность 2 Pd NT 1 o (2-10) , 4 f# , где f -число,f # , - фокусное расстояние оптики, разделенное на диаметр, при отсутствии потерь передачи через атмосферу. 2.5 Работа и характеристики приемника (детектора) Самым базовым показателем работы приемника является его чувствительность (восприимчивость), определяемая как выходной сигнал на каждый ватт поглощаемой мощности излучения (9) R Vs (VW 1 ). (2-11) P Чтобы охарактеризовать минимальную мощность падающего излучения из обнаруживаемого источника, необходимо ввести значение шумовой эквивалентной мощности (NEP). Она определяется как падающая мощность, дающая выходной сигнал, равный собственному шуму детектора (приемникам) S/N=1(12). В силу сложности измерения соотношений сигналшум единицы, измерение производится на более высоких соотношениях сигнал-шум. В случае если выходной сигнал детектора (приемника) представляет собой линейную функцию входного, то шумовая эквивалентная мощность может быть рассчитана по формуле NEP P Vs /Vn Vn R (2-12) (W ) . Обратная функция шумовой эквивалентной мощности NEP определяется как обнаружительная способность, или чувствительность к обнаружению D 1 (W 1 ) . (2-13) NEP Это объясняется тем, что детектор (приемник) максимальной эффективности будет иметь самую низкую шумовую эквивалентную 19 мощность NEP и следовательно самую высокую чувствительность обнаружения. Для сравнения ТТХ (эффективности) одного приемника с другим площадь и частотный диапазон детектора (приемника) приводятся к значению удельной чувствительности обнаружения (13) 1 D * Ad f 2 NEP 1 Ad f 2 R V n 1 cmHz 2W 1 , (2-14) где Ad -площадь приемника, f - полоса частот Существует 2 класса ИК-приемников (детекторов): тепловые и фотонные. В тепловом приемнике энергия от спадающего излучения вносит изменения в физические свойства самого детектора (приемника) , т.е. происходит расширение ртути внутри термометра (10). В фотонном приемнике падающие фотоны вступают в прямой контакт с электронами вещества приемника. По этой причине время срабатывания фотонного приемника в сравнении с тепловым будет короче, а чувствительность обнаружения выше. (9). Если в сернисто-свинцовом приемнике (14) у падающего фотона энергия больше, чем энергия запрещенной зоны (энергия свободного электрона), электрон будет возбуждаться из валентной зоны в зону проводимости. Рисунок 2-5. Это можно измерить через изменения в электрическом сопротивлении веществ. При температуре в 300K энергия запрещенной зоны сернисто-свинцового приемника составляет Eg, of 0.37eV. Это дает критическую длину волны в 3.4µm, которая по закону смещения Вина является максимумом излучения от излучателя черного тела 850K. 20 Рисунок 2-5 Энергия запрещенной зоны для полупроводникового детектора (приемника) (13). В случае с тепловым приемником удельная чувствительность обнаружения не зависит от длины волны, так как энергия на единицу длины волны является постоянной. Для фотонных приемников энергия фотона обратно пропорциональна длине волны, что приводит к перепаду (градиенту) вплоть до граничного значения длины волны вследствие энергии запрещенной зоны (энергии свободных электронов). 2.6 Уравнение дальности После определения свойств детектора, оптической системы и источника излучения возможно рассчитать дальность обнаружения объектов (13). R Do2 JD*To Ta 4 A f 1 d 2 (2-15) Vs, Vn , где Do –диаметр оптики, , To - значение оптического и атмосферного пропускания, выраженных T eR , (2-16) A , что также является функцией дальности R. 21 2.7 Источники ИК-излучения Источники ИК-излучения, представляющие интерес в рамках данного исследования, представляют собой самолетоцели (самолеты-мишени), которые нужно отличать от фоновых источников излучения, таких как солнце, небо и отражение солнечных лучей от облаков. На самом летательном аппарате двигатель производит значительное количество излучаемой энергии, обнаруживаемой ИК-системами (15,16). К элементам конструкции реактивного демаскирующими самолета признаками с относятся наибольшими выхлопная тепловыми труба, струя выходящих газов с предельными температурами в ближней и средней ИКобластях спектра. Выходную трубу можно смоделировать в виде серого тела с коэффициентом излучения 0.9(9). Излучение от выхлопной трубы является преобладающим, однако при использовании форсированного режима главным источником излучения может стать именно факел газов двигателя. Рисунок 2-6. Рисунок 2-6 Изотерма газовой струи реактивного самолета(9). Еще одним источником излучения от самолета может быть солнечное отражение от фонаря кабины и других металлических элементов. Рисунок 2-7. В случае со скоростными реактивными самолетами аэродинамический нагрев также играет важную роль. (17). 22 Рисунок 2-7 Источники излучения от самолета-цели(17). Рисунок 2-8 Пропускание атмосферы на уровне моря(18). Главным воздействием на интенсивность и плотность излучения от факела газов двигателя является атмосферное поглощение (9,19). Это объясняется тем ,что составляющие газовой струи - углекислый газ и водяной пар- также присутствуют в атмосфере, где их количество находится в значительной зависимости от высоты, температуры окружающей среды и положения. Поглощение и рассеяние молекулами CO2 и H2O в земной атмосфере означает, что пропускающая способность газовой струи на определенных длинах волн равна нулю. Рисунок 2-8. Это накладывает ограничения на 23 длины волн, на которых могут функционировать ракеты с ИК-наведением. 3 Ракетное оружие с ИК-наведением Ракеты с ИК-наведением впервые были разработаны в 1960-е годы и в качестве оптических модуляторов использовали вращающиеся перекрестия (прицельные сетки). Оптическая модуляция предназначена для предоставления информации по сопровождению цели на ИК ГСН. Прицельные сетки также способны подавить фоновое излучение применительно к цели в ходе процесса, известного как пространственная фильтрация. Для получения более полной справочной информации по использованию визирных перекрестий в электрооптических приборах смотри ссылки(9,10,12,20,21,22,23). 3.1 Пространственная фильтрация Если распространение излучения предмета равно N r (W sr-1 m-2), что является функцией двумерного угла (плоскости), определяемого как r x, y, то распределение энергии в картинной плоскости равно (24) Pr N r A (Wsr1 ) , (3-1) 0 , где A0 – площадь оптического входа. В картинной плоскости расположен пространственный фильтр, принимающий форму вращающегося перекрестия (прицельной сетки). Мощность падающего излучения на ИКприемник (детектор) выражается как H N r f r d 2 r Wm 2 , (3-2) 24 ,где f r - функция прицельной сетки, описывающая коэффициент пропускания перекрестия в точке r . Вращение перекрестия дает больше возможности в использовании полярных координат r, , выраженных x x 2 y 2 , tan1 . y r r (3-3) Рисунок 3-1 Вращение и трансляционное движение перекрестия(25). Если вращение перекрестия обозначить как t , Рисунок 3-1, то мощность излучения, падающего на приемник, будет равна : 2 (3-4) H t N r, f r, t rdrd . 00 Для нутационного перекрестия с трансляционным (поступательным) движением, выраженным t , значение мощности излучения составит: 25 H t N r f r t d 2 r . (3-5) Цель пространственной фильтрации -максимальное увеличение соотношения сигнал-шум самой цели относительно фонового излучения. Так как цель являет собой “горячий” точечный источник, ее сигнал будет представлять серию импульсов с частотой прерывания fc nfr , , где n - число пар непрозрачных и прозрачных лучей прицельной сетки (перекрестия), а f r - ее вращательная частота (9). Сам “фон” перекроет много лучей, поэтому будет восприниматься как распределенный (неточечный) источник без какого-либо прерывания (дробления). Затем сигнал усиливается и электрически пропускается через полосный фильтр, установленный в центре частоты прерывания, подавляя фоновое излучение. Это порождает ошибочную информацию сигнального наведения в виде полярных координат, проецируемых на картинную плоскость. 3.2 ПЗРК первого поколения Простейшие и наиболее распространенные ИК ГСН оснащены вращающимися перекрестиями (прицельной сеткой). (26,27). Они известны как ГСН со спиральным сканированием и используют неохлаждаемые сернисто-свинцовые приемники, работающие в атмосферном окне 2-2.7m. Это значит, что они высокотемпературных могут выхлопных лишь труб обнаруживать и струи излучение выходящих газов, фактически ограничивая их использование лишь в хвостовую часть. Обтекатель такой ГСН должен быть выполнен из материала ,пропускающего ИК-излучение, обычно силикона, германия или варианта иртрана (14). Как только ИК-излучение прошло через обтекатель, катадиоптрический телескоп отражает сигнал перекрестие (прицельную сетку) на Рисунке 3-2. 26 на вращающееся Рисунок 3-2 Схема ГСН первого поколения(28). Перекрестие схемы “восходящее солнце” имеет 50%-ый участок пропускания, который модулирует амплитуду сигнала от цели, как показано на Рис 3-3. Амплитуда сигнала от цели при его нахождении на стробоскопическом (wagon wheel) участке пропорциональна радиальному расстоянию изображения цели от центра прицельной сетки. (9). Это вызвано тем, что чем больше просматривается изображение цели, тем больше радиальное расстояние от центра прицельной сетки. Изменение фазы достигается за счет “захвата” при каждом вращении участка с 50% ым пропусканием выставления (передачей). автоматической Это также регулировки можно усиления применять (AGC), для которая использует средний уровень сигнала для регулировки усиления системы. Карданная головка, как правило, обеспечивает ГСН угол обзора в 120o. Такие системы выдают однозначное и определенное местоположение цели в пределах своего обзора, но не чувствительны к осевым целям вследствие потери амплитудной модуляции, когда изображение цели находится в центре прицельной сетки (перекрестия) (21,29,30,31,32). 27 Рисунок 3-3 (a) Схема перекрестия “восходящее солнце” и (b) амплитудно-модулированный сигнал (33). Примером ПЗРК с таким видом ГСН является российская система SA-7b, Рисунок 3-4. Оригинальная SA-7(34), продукт обратного проектирования и аналог американской Редай (Redeye) , введена в эксплуатацию в 1968. В то же время была разработана улучшенная и доработанная версия изделия, SA- 7b, с незначительными изменениями, что увеличило диапазон рабочих режимов самой ракеты (34,35,36,37). Данная система поступила в эксплуатацию в 1970 вместе с запуском серийного производства. 28 Рисунок 3-4 Российский ПЗРК SA-7b. Данная система состоит из пусковой трубы, рукоятки, батареи и самой ракеты (38). Для поражения цели оператору необходимо выполнить ряд действий. Вначале вставляется батарея для подачи питания на головку самонаведения. Затем оператор может воспользоваться прицелом на пусковой трубе для наведения на цель. В случае если сигнал был обнаружен, соответствующее звуковое уведомление поступает оператору. Далее пусковой механизм на самой рукоятке затягивается в первое положение для высвобождения головки самонаведения. Это позволяет применять возвышение с поправкой на кривизну траектории снаряда (super elevation), а также любое необходимое упреждение в случае цели, пересекающей линию прицеливания (цели на курсовом параметре). Использование возвышения наводит ракету над траекторией цели, а упреждение – впереди нее. И наконец, затягиванием пускового механизма во второе положение выполняется запуск самой ракеты. Для выполнения самого пуска постоянно должен присутствовать звуковой сигнал. При пуске сначала происходит выброс ракеты из трубы малым зарядом. А уже на безопасном расстоянии от самого оператора включается стартовый двигатель, доводя скорость ракеты до максимальной, которую уже поддерживает маршевый двигатель. Тем временем боевая часть ракеты уже находится в полной готовности. Для маневрирования ракеты к самой цели она (ракета) оснащена хвостовыми стабилизаторами и двумя 29 управляющими стабилизаторами. На боевой части находится ударный взрыватель, а также a механизм самоликвидации замедленного действия с временной настройкой с момента пуска ракеты. Существует несколько проблем, связанных с применением системы SA-7b. Полоса частот детектора (приемника) позволяет системе сопровождать лишь наиболее “горячий” элемент цели: обычно выходные трубы реактивных двигателей. Поэтому даже при успешном поражении цели существует вероятность посадки самолета, так как малая боевая часть может и не разрушить (поразить) двигатель. Также может произойти срыв сопровождения цели вследствие отражения солнечных лучей и поражение самой ракеты сбрасываемыми бортовыми средствами противодействия. Производство системы SA-7b было налажено в огромных объемах с последующим распространением по всему миру. Со времен ввода в эксплуатацию практически ни один из военных конфликтов не обошелся без участия данного ПЗРК. По этой причине несколько стран методом реверсивного проектирования наладили производство своих собственных вариантов данной системы оружия. Копии (аналоги) включают : китайскую систему HN-5, пакистанскую Anza MKI, египетский вариант Sakr Eye, югославскую Strela 2M2J Sava и северокорейскую Hwasung-Chong. Эти варианты, возможно, имеют разные характеристики, например, большую тягу для увеличения скорости или улучшенную обработку сигнала с целью лучшего сопровождения цели. 3.3 ПЗРК второго поколения ГСН второго поколения преодолели проблему осевой нечувствительности путем вращения оптики вместо прицельной сетки (перекрестия), известного как коническое сканирование (21,39). В данной конструкции малое зеркало (вторичное зеркало) установлено под небольшим углом с прицельной сеткой типа ‘wagon wheel’ (вагонное колесо), что порождает нутационное круговое движение и частотную модуляцию (FM)(27,40,41,42) изображения. Рисунок 3-5. За счет величины и интенсивности частотной модуляции достигается внеосевое расстояние, а “захват” дает изменение фазы для получения положения цели в зоне обзора(9). Вместо ранее используемых 30 неохлаждаемых сернисто-свинцовых PbS приемников (детекторов), второе поколение ГСН уже перешло на охлаждаемые сернисто-свинцовые PbS или приемники на основе антимонида индия (InSb)(14) , что обеспечило их работу в полосе частот 3-5m с обнаружением более “холодных” элементов струи газов и таковых конструкции самолета, тем самым расширив возможности и диапазон сопровождения. Для охлаждения детектора используется охладитель (работающий по циклу Джоуля-Томсона) на аргоне и азоте. Рисунок 3-5 Система перекрестия с коническим сканированием FMсигналом (9). Примером такой системы является русская SA-14(43,44,45) , будучи усовершенствованной версией SA-7b с улучшенными характеристиками сопровождения и более широком углом обзора. Данная система уже сопровождала более низкотемпературные цели на увеличенных дальностях и поражала более быстролетящие цели. Когда в 1974 система SA-14 была введена в эксплуатацию, Россия уже разрабатывала еще один образец ПЗРК второго поколения под названием SA- 16(46,47,48). Введение в эксплуатацию данного ПЗРК состоялось в 1981. В данную систему были внесены некоторые улучшения по сравнению с SA-14, однако в ее основе использовалась все та же ИК ГСН с коническим сканированием. Приемник 31 с функцией госопознавания (Свой-Чужой) предотвращал поражение дружеских летательных аппаратов, а усовершенствованный ракетный двигатель обеспечивал увеличенную дальность и скорость действия. Ударный взрыватель вместе с дополнительным зарядом располагал замедленным действием для подрыва оставшегося ракетного топлива. Более высокая вероятность поражения SA-16 достигалась за счет способности маневрирования на конечном участке траектории для поражения низкотемпературных элементов ЛА. Пока русские разрабатывали свои ПЗРК второго поколения, США выпустили ПЗРК Stinger Basic (49,50). Систему представили в 1981 с характеристиками, аналогичными ПЗРК SA-16. Обе системы оружия SA-14 и SA-16 были экспортированы в более чем 30 стран. Как и в случае с ПЗРК SA-7b, некоторые страны методом обратного проектирования выпустили свои варианты системы. КНР разработали QW1 , свою версию SA- 16 с использованием некоторых конструктивных элементов американского Stinger Basic. Пакистан выпустил систему Anza MK II, Иран – версию под названием Misagh-1. Рисунок 3-6 Устройство сопровождения (следящее устройство) с перекрестной решеткой (CAT)(9). В другом виде ГСН используются четыре детектора (приемника) в расстановке “open-cross” (открытая поперечная) вместо сетки. Рисунок 36. В ней все еще используется нутационное круговое покачивание для выполнения частотной модуляции посредством формирования четырех равномерно распределенных выходных сигналов детектора для осевой 32 цели и неравномерное распределение - для внеосевых целей (9). Примером такого вида системы может служить французская Mistral(51). У всех вариантов ПЗРК второго поколения различные значения максимальной наклонной дальности, высоты и скорости. Некоторые оснащены функцией противодействия РЭП. Любая самолетная система РЭП должна противостоять таким разнообразным средствам угроз. 3.4 ПЗРК третьего поколения Основное усовершенствование в ГСН третьего поколения заключалось в разработке и создании более надежного и устойчивого противодействия средствам РЭП. Эта характеристика повысила их устойчивость к любым самолетным средствам РЭП. Для реализации вышеназванного были использованы новые приемы сканирования вместо традиционной системы с прицельной сеткой (перекрестием). Рисунок 3-7 Формирование развертки вращающимися призмами (13). Такие головки самонаведения именуют “гсн с построением ложного изображения”, так как они создают имитирующее изображение цели за счет передвижения инфракрасного сигнала через детектор (приемник). Два смещенных (выносных) зеркала своим вращением образуют определенный 33 рисунок, наиболее распространенным их которых является разверка “розетка”, так как происходит многократное движение через ось в ходе каждого вращения. Рисунок 3-7. Они могут отличать цели от фоновых помех и средств противодействия, но используют цифровую обработку сигнала для больших объемов данных. Помимо новых приемов сканирования были введены двухполосные (двухдиапазонные) детекторы, которые могли быть ультрафиолетовыми (UV)/ИК (IR) или коротковолновыми и средневолновыми ИК (SWIR/MWIR). Данная способность обнаружения на различных длинах волн значительно облегчила различие в распознавании цели и средств противодействия. Такие ГСН отличались более высокой устойчивостью к помеховым воздействиям. Средства направленного действия по подавлению в ИКдиапазоне будут рассматриваться в следующей главе. Примерами ПЗРК третьего поколения могут служить русские SA18(52,53,54) и SA-24(55), американские Technique (POST)( прием Stinger Passive Optical Seeker пассивной оптической ГСН) и перепрограммируемого микропроцессора Stinger Reprogrammable Micro Processor (RMP)(49,50). Американский Stinger RMP позволил выполнять перепрограммирование (системы средств ИК-противодействия)IRCCM без проведения модернизации в случае эволюционирования средств РЭП. (56). Еще две страны разработали и выпустили свой вариант системы: КНР QW-18 , Иран - Misagh 2. Точно зная функцию противодействия средствам РЭП каждой ракеты, диапазон ее рабочих режимов и максимальная скорость могут быть неизвестны. Поэтому любое средство противодействия должно быть в полной мере испытано против широкой линейки угроз, с которыми может столкнуться ЛА. 3.5 ПЗРК четвертого поколения ГСН четвертого поколения, или гсн с построением изображения, формируют изображение цели на решетке в фокальной плоскости. Это выполняет либо линейная решетка, сканирующая область, либо двумерная решетка сканирования в фокальной плоскости. Рисунок 3-8 и Рисунок 3-9. 34 Рисунок 3-8 Решетка сканированного изображения (57). Рисунок 3-9 Система получения изображения с решеткой сканирования в фокальной плоскости (57). Стоимость получения изображения требуемого размера достаточного разрешения и вычислительных ресурсов для обработки изображения в режиме реального времени непомерно высоки. По данным на 2004 год, КНР разрабатывали систему QW-4 якобы с решеткой в фокальной плоскости. США также работали над созданием Stinger RMP Block II с ИК ГСН с получением изображения, однако проект был закрыт в 2011. 3.6 Наведение ракетного оружия При наведении ПЗРК для сопровождения и поражения цели используют метод пропорциональной навигации (ПН). Закон ПН (58) выдает команды на ускорение, пропорциональные угловой скорости линии визирования и скорости сближения в следующем выражении . nc kVc . (3-6) Команда на ускорение nc, перпендикулярна текущему ракурсу (линии визирования) ракеты на цель, k –постоянная PN, Vc, -скорость сближения 35 ракеты с целью , - скорость изменения угла линии визирования. Так как скорость сближения ИК- ГСН неизвестна, в закон ПН необходимо внести возможное предполагаемое значение, которое может быть основано на известной максимальной скорости ракеты и вероятной скорости цели. Рисунок 3-10 Двумерная геометрия поражения цели ракетой (58). Рисунок 3-10 отражает сценарий на плоскости при движении ракеты и цели с постоянной скоростью. Величина скорости ракеты , VM, с курсом L + HE, что отражает угол упреждения ракеты плюс ошибку курса. Угол упреждения – это угол, который необходимо удерживать ракете для достижения точки встречи. При таком сценарии скорость изменения угла линии визирования (ракурса) будет равна нулю при отсутствии необходимости команд на ускорение для поражения цели ракетой. Ошибка курса – начальная погрешность угла линии визирования ракеты от угла упреждения. 4 Средства противодействия ИК-системам Разработка ракет с ИК-наведением обусловила необходимость создания средств противодействия для летальных аппаратов. (33). Первым средством защиты, используемым против ракет с ИК-ГСН, стали ложные цели однократного применения, т.е тепловые ложные цели. Они выступают в качестве высокотемпературного точечного источника для ИК-ГСН в надежде отведения таковой от истинной цели. Использование ТЛЦ обычно требует наличия какой-либо системы предупреждения для подачи сигнала на их ответный выброс. 4.1 Система предупреждения о подлете ракеты 36 Система предупреждения о подлете ракеты (MAWS) предназначена для обнаружения приближающейся самолетной системы угрозы для противодействия. включения (59). и запуска MAWS может функционировать в различных частях электромагнитного спектра EM в зависимости от характеристики ракеты, которую таковая пытается обнаружить. ИК и УФ – приемники предупреждения реагируют на излучения от ракетного двигателя и газового шлейфа при четко выраженном контуре тяги от стартового радиолокационных и маршевого систем они двигателей определяют ПЗРК (33). доплеровский Для сдвиг приближающейся ракеты. У каждой системы будут свои отличные дальности обнаружения, данные о направлении движения средства угрозы, скорости реакции и уровне ложных срабатываний. Оптимизация MAWS будет зависеть от типа средства угрозы, которые вы пытаетесь обнаружить, а также от вида летательного аппарата, который вы пытаетесь защитить. 4.2 Традиционные ТЛЦ Традиционные ТЛЦ с гранулами из магния, тефлона и витона (MTV) обеспечивают создание точечного источника порядка 2000 K, Рисунок 4-1. Рисунок 4-2 отражает стандартные спектральные характеристики цели и ТЦ. Это отражает причину, по которой ТЛЦ более эффективны против ПЗРК первого поколения, так как относительная интенсивность намного выше на более коротких длинах волн. 37 Рисунок 4-1 Элементы традиционной ТЛЦ (33). Рисунок 4-2 Стандартные спектральные характеристики тепловой цели/цели spectra(33). 38 Рисунок 4-3 ТЛЦ 218 прямоугольной формы (60). Традиционная ТЛЦ, как правило, имеет круглый или прямоугольный формат (Рисунок 4-3) в зависимости от производителя и автомата выброса, где она будет размещаться. характеристиками для ТЛЦ должна располагать эффективного отвлечения определенными ракеты (61,62). Максимальная яркость должна превышать таковую летательного аппарата в полосе частот ИК-ГСН , что обычно составляет 2-2.7µm или 3-5µm. Также ТЛЦ должна достигнуть максимальной величины своей яркости за очень короткий отрезок времени до выхода ТЛЦ из зоны обзора (FOV), что составляет менее 1 минуты. Время горения ТЛЦ должно быть достаточно продолжительным, порядка 4 секунд, чтобы у ГСН не было возможности повторного обнаружения и захвата цели после затухания ТЛЦ. Также возможное сочетание скорости выброса с некоторым аэродинамическим свойством ТЛЦ позволит ей не так стремительно покинуть сектор обзора ГСН. 4.3 Средства помехозащиты В ответ на эффективность ТЛЦ против ПЗРК первого поколения более поздние системы уже стали оснащаться функцией помехозащиты (CCMs) в составе ИК-ГСН (63,64,65). Такая функция CCM выполняет поиск существенных различий между летательным аппаратом и ТЛЦ с целью отторжения ложной цели и сопровождения истинной. Запуск средства помехозащиты CCM должен быть инициирован каким-либо действием. Таковым может быть стремительное увеличение ИК-излучения, падающего на детектор (приемник) из-за работы ТЛЦ. Также в силу 39 быстрого отделения ТЛЦ от летательного аппарата произойдет увеличение скорости изменения угла линии визирования в наведении PN (пропорциональной навигацией). После обнаружения одного из этих действий ГСН может применить смещение угла сопровождения (track angle bias). В этом случае ГСН выключает сопровождение и переходит на использование угла переднего поворота в течение определенного промежутка. После значительного и эффективного продвижения вперед когда вновь включается режим сопровождения, ТЛЦ уже вышла за пределы сектора обзора ГСН. Еще одним вариантом является применение функции запоминания сопровождения. Снова функция сопровождения отключается на определенный промежуток времени, но движение продолжается по текущему курсу наведению PN (по пропорциональной навигации) с применением той же частоты и скорости вращения. Более технически сложными являются двухцветные средства помехозащиты, где ГСН может вести обнаружение в двух частях EMспектра: в UV/IR или SWIR/MWIR(66,67,68,69). Демаскирующие признаки самолета и ТЛЦ не будут совпадать в двух диапазонах волн, поэтому ГСН оценивает соотношение между двумя диапазонами волн и может исключить тепловую ложную цель. 4.4 Усовершенствованные ТЛЦ С целью противодействия средствам помехозащиты в составе ракетных ГСН были разработаны более усовершенствованные ТЛЦ. Аэродинамическая ТЛЦ ( Рисунок 4-4) предлагает улучшенную траекторию, позволяющую ей находиться в пределах зоны обзора (ракурса) дольше и минимизировать действие смещения помехозащитыCCM. 40 угла сопровождения средства Рисунок 4-4 Аэродинамическая ТЛЦ MJU-31/B (33). Рисунок 4-5. Активная ТЛЦ производства Chemring Countermeasures K7 (60). Еще одним видом ТЛЦ, предназначенным для противодействия такого приема помехозащиты, как смещение угла сопровождения (track angle bias), является “активная ТЛЦ”. Рисунок 4-5. Она оснащена такими элементами, как обтекаемой носовой частю, стабилизирующими хвостовиками (оперением), а малый ракетный двигатель, проталкивая ТЛЦ вперед, позволяет удерживать ее присутствие в зоне обзора ГСН (70). К новейшим видам многопластинчатые ТЛЦ ловушки относятся (multileaf 41 спектральные decoys). ТЛЦ, а Спектральная также ТЛЦ предназначена для противодействия двухцветной системе помехозащиты, выравнивая демаскирующие признаки ЛА в различных диапазонах волн. Вместо действий ,аналогичных серому телу и характерных для традиционной ТЛЦ, спектральная ТЛЦ представляет собой селективный излучатель и испускает излучение в разных температурных диапазонах. Многопластинчатая ловушка состоит из пирофорных (самовоспламеняющихся) пластин, которые при выбросе, вступают в реакцию с воздухом. Они создают большое облако в ИК-спектре вместо высокотемпературного точечного источника и предназначены для противодействия ГСН с построением изображения. 4.5 Системы направленного противодействия оружию с ИКнаведением Еще один противодействия представляет собой систему управляемого противодействия ИК-средствам (DIRCM) (71,72), которая генерирует помеховый сигнал, который дезориентирует систему наведения ГСН. Это может быть лазер, установленный в башне, сопровождающий приближающееся средство угрозы и отсылающий импульсный пучок для прерывания и помехе модулированном сигналу. Возможность применения данных систем на скоростных реактивных самолетах довольно сомнительная, учитывая их размер и воздействие на аэродинамику на высоких скоростях. Для транспортного самолета подходящим может быть использование комбинированного решения с применением системы DIRCM и ТЛЦ(73). 5 ИМИТАЦИОННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ 5.1 Программные средства Программное средство для модерирования столкновения ракеты с целью называется CounterSim(74), Рисунок 5-1. Разработка и продукт компании Chemring Countermeasures, она позволяет пользователю задавать тип ракеты, летательного аппарата и условия окружающей среды, в которых выполняется моделирование. Используемые параметры были взяты из 42 открытых источников с целью моделирования различных моделей ПЗРК (61,75,76). Для летательных аппаратов были выбраны базовые типовые модели со значениями/характеристиками двигателя и реактивной струи из открытых публикаций (факела) (9). Рисунок 5-1 Изображение экрана (скриншот) в ПО CounterSim. CounterSim – это средство дискретно-событийного моделирования, модульного построения, с возможностью адаптации и учета потребностей конечного пользователя. Моделирование (имитация) состоит из перечня позиций (Рисунок 5-2), где входные и выходные данные задаются самим пользователем. Входные данные зависят от того сценария, который предполагается моделировать. Например, удар ПЗРК по скоростному реактивному самолету. Выходные данные моделирования могут быть выбраны пользователем, например, положение цели, ускорение ракеты. Каждое выходное значение (параметр) загружается в определенные моменты времени в ходе моделирования, а информация сохраняется в файле данных. 43 Рисунок 5-2 Иерархическая структура позиций в ПО CounterSim. Ранее моделирование сценария работы ПЗРК в CounterSim начиналось либо с этапа пуска ракеты, либо на этапе нахождения ракеты уже в полете (77,78,79,80,81). Для моделирования полного предпускового этапа поражения было необходимо определить и дополнительно внести некоторые добавочные опции уже в существующую базу вкладки ПО CounterSim – Система Ракетного Оружия (Missile System). Основной позицией (вкладкой) в разделе ПЗРК является позиция Tracker (устройство сопровождения), которая моделирует действия оператора ПЗРК по сопровождению цели на захват. Tracker использует альфа-бета-гамма фильтр сопровождения (82). Designator (функция указателя) лишь определяет объект для сопровождения – в данном случае – самолет. После того, как Tracker ведет сопровождение Aircraft (ЛА) , а Generic Seeker (базовая ГСН) захватила цель, дополнительные параметры вкладки Missile System (система РО) моделируют различные этапы в последовательности пусковых операций. Классификация захвата цели в CounterSim задается в сигнальном процессоре. Если амплитуда сигнала выше определенного порогового значения, ГСН захватывает цель с последующим включением дополнительных параметров в системе РО. Также генерируется звуковой 44 сигнал, имитирующий сигнал, который слышит оператор ПЗРК. Дополнительные параметры в ракетной системе включают после высвобождения ГСН в момент времени, задаваемый пользователем, после захвата цели. Затем накладываются углы упреждения и дополнительной поправки угла прицеливания на угол места цели (super elevation angle) . Данные значения могут быть фиксированными либо находиться в зависимости от расчетной величины частоты пересечений (crossing rate). В заданное время происходит пуск ракеты после наложения углов пуска, исходя из предположения, что захват цели был установлен. Предпусковые скорости горизонтального и вертикального вращения, заданные в Базовой ГСН (Generic Seeker), влияют на время, заданное для запуска ракеты. Также задаются максимальные ограничения по предпусковым пределам значений вращения по вертикали и горизонтали. Поэтому в случае их превышения произойдет срыв захвата ГСН. Предварительно заданные логические варианты выбора во вкладке Generic seeker могут привести к повторному арретированию ГСН, пока не будет восстановлено сопровождение, либо же ГСН может восстановления оставаться в сопровождения высвобожденном накладываются положении. углы После упреждения и дополнительная поправка угла прицеливания на угол места цели с повторной попыткой совершения пуска. 5.2 Элементная база Элементная база, используемая для моделирования, представляет собой два ПК с многоядерными Intel CPUs и графическими картами NVidia GPU с объемом памяти 1GB. Время обработки в ходе моделирования зависит от его сложности. Для простого сценария с одной целью при отсутствии средств противодействия или шума время моделирования в 9s соответствует реальному времени в 90s. Для получения более высокой степени реалистичности можно задействовать Modtran(83) в генераторе сценария в CounterSim. Это программа расчета лучистого переноса в атмосфере узкополосной модели, которая имитирует потерю при передаче вследствие молекулярного 45 поглощения/излучения. Однако это может значительно увеличить время обработки и сделать невыполнимыми крупные расчеты. 5.3 ПЗРК первого поколения Параметры корпуса ракеты, такие как размер и масса, были взяты из открытых источников. Габаритные размеры приведены в таблице 5-1 вместе со значениями для головки ИК-ГСН со спиральным сканированием. В отношении тяги стартового и маршевого двигателей временные значения и настройки были взяты из видеоматериала запуска ПЗРК. Для получения приемлемой кривой скоростей были рассчитаны соответствующие силы. Рисунок 5-3. Начальный выброс происходит на 30m/s с задержкой в 0.5s до момента запуска тяги стартового двигателя, таким образом ракета находится на безопасном расстоянии от самого оператора. Таблица 5-1 Характеристики ПЗРК первого поколения Диаметр ракеты Масса ракеты Ограничение по боковому ускорению Коэффициент сопротивления сектор обзора (FOV) Gimbal rate Скорость вращения Pre-launch gimbal limit Предельное значение поворота карданного подвеса Max gimbal limit Максимальное значение поворота карданного подвеса Detector waveband Полоса частот приемника (детектора) F number (число F) Фокусное расстояние 70mm 9.6kg 15g 0.3 1.9° 6°/s 90° 120° 2-2.7µm 1.6 25mm 46 Рисунок 5-3 Скоростная кривая ракеты. Предельное предстартовое значение поворота карданного подвеса снижено, так как ракета размещена внутри пусковой трубы. Рисунок 5-4. А обтекатель ГСН не выпущен к открытию. Пропускание обтекателя ГСН (Рисунок 5-5) отображает максимум, который соответствует диапазону волн приемника (детектора). использованием части Результат получен обтекателя SA-7b. из ИК-спектрометра Схема-рисунок сетки с – восходящая – с 50% долей пропускания, что создает амплитудномодулированный сигнал (АM signal). На рисунке 5-6 выполнено сравнение схемы, используемой в ходе моделирования, и фотографии сетки SA7b(84). Вариант схемы сетки в виде восходящего солнца (Рисунок 3-3) взят по причине того, что прямые линии рисунка сетки (перекрестия) генерируют более сильный сигнал при дроблении линейного изображения, чем точечного(9). Устройство сигнального процессора показано на рисунке 5-7, который также определяет, захватила ли ГСН цель. В моделировании диапазон рабочих режимов ПЗРК подразумевает охват дальностей от 1км до 5.5км на высотах от 100м до 3км. 47 Рисунок 5-4 Предельные значения поворота гсн, предпусковые и общие. Рисунок 5-5 Передача (пропускание) обтекателя ГСН SA-7b. 48 Рисунок 5-6 Модель (конструкция) сетки для ИК-ГСН спирального сканирования и фотография сетки SA-7b(84). Рисунок 5-7 Конструкция устройства обработки сигналов. В ходе предыдущей работы было выполнено моделирование ГСН со спиральным сканированием с использованием такой же схемы перекрестия и устройства обработки сигналов (77,78,80). Поэтому было решено не проводить опытное имитационное моделирование образца ПЗРК первого поколения. 49 5.4 ПЗРК второго поколения Характеристики корпуса ракеты аналогичны таковым ПЗРК первого поколения, однадко ИК ГСН перешла со спирального на коническое сканирование. Cкорости вращения рамок увеличились до 18°/s, позволяя ракете вращаться с большей скоростью. Также увеличилось значение диапазона волн детектора (приемника) до 3-5µm, позволяя уже обнаруживать элементы ЛА и реактивной струи более низких температур с учетом всеракурсного применения. Так как ГСН конического сканирования уже генерирует частотно-модулированный сигнал, требуется новая конструкция сигнального процессора, а также иной рисунок (модель) перекрестия. Были рассмотрены 4 конструктивных варианта рисунка перекрестия (Рисунок 5-8), а также сигнальный процессор варианта конструкции из ссылочных данных (21), Рисунок 5-9. Сигнальный процессор представляет собой по большей части FM- детектор и частотный модулятор. Полосный фильтр преобразовывает FM-сигнал в AM-сигнал, а два фильтра нижних частот действуют в качестве амплитудного детектора (детектора огибающей) и демодулятора. Полученный демодулированный сигнал выдает ошибку сопровождения, что составляет величину угловой скорости линии визирования ракеты на цель. Такая простая конструкция способна обрабатывать как FM- сигнал для малых ошибок сопровождения , так и AM- сигнал для больших ошибок сопровождения(21). (a) (b) (c) Рисунок 5-8 Четыре рисунка перекрестия (сетки). 50 (d) Рисунок 5-9 Устройство обработки частотно-модулированных сигналов / FM signal processor. Были рассмотрены и изучены два вида конструкции сигнального процессора. Первый – с полосным фильтром со смещением, второй – со средней частотой , равной несущей частоте. Несущая частота – скорость вращения оптики, умноженная на число лучей на перекрестии (сетке). Характеристики фильтров нижних частот были оптимизированы с целью выдачи наиболее ровного сигнала ошибки сопровождения, который в свою очередь обеспечил бы наилучшее сопровождение. Результаты для каждого сигнального процессора и конструкции (рисунка) перекрестия представлены в виде кривых статического усиления; характерная эпюра статического усиления для ГСН с коническим сканированием представлена на рисунке 510. В реальной ИК-ГСН кривая статического усиления отображает напряжение, генерируемое относительно ошибки визирования (21). В моделировании использовалась амплитуда сигнала погрешности (ошибки). Результаты для каждого сигнального процессора и конструкции (рисунка) перекрестия представлены на Рисунке 5-11 и Рисунке 5-12. Полосный фильтр должен быть смещен для преобразования FM- сигнала в AM- сигнал, в этом случае сигнальный процессор 1 обеспечивает выдачу наилучших результатов. Также сочетание с доработанным перекрестием типа “wagon wheel” (вагонное колесо) должно обеспечить хорошие результаты, так как такая модель максимально приближена к реальному перекрестию в SA14, Рисунок 5-13. 51 Рисунок 5-10 Характерная эпюра статического усиления для ГСН с коническим сканированием, воспроизведенная из ссылочных данных (21). Рисунок 5-11 Кривая статического усиления для сигнального процессора 1 52 Рисунок 5-12 Кривая статического усиления для сигнального процессора 2. Рисунок 5-13 Фотография перекрестия в SA-14(85). Будучи новой неиспытанной моделью для ПЗРК второго поколения, было проведено исходное опытное моделирование с использованием различных дальностей ЛА и азимутов с целью полного охвата диапазона рабочих режимов ПЗРК ; результаты представлены в таблице 5-2. В каждой серии моделирований использовалась одна величина высоты ЛА и различные 53 дальности и азимуты общей численностью 240 отдельных “встреч” (столкновений). Таким образом, можно получить процентный коэффициент попаданий для каждой конструкции перекрестия (сетки) и сигнального процессора. Таблица 5-2 Процентный коэффициент попаданий для различных сигнальных процессоров и перекрестий (сеток). Сигнал ьный процессо р Рис. 5.8a Модель “вагонно е колесо” 1 2 87.5 29.6 Улучшен ная модель “вагонно е колесо” Wagon Wheel Fig 5.8b 88.8 34.6 Двойная концентри ческая Fig 5.8c Тройная концентри ческая Fig 5.8d 72.1 38.8 80.8 56.7 Усовершенствованные конструкции типа “вагонное колесо” (wagon wheel) и сигнальный процессор варианта конструкции 1 обеспечивают самый высокий процентный коэффициент попадания, поэтому именно они были выбраны для ГСН с коническим сканированием в модели ПЗРК второго поколения. 5.5 Модели летательных аппаратов Первая используемая модель ЛА представляет собой традиционный базовый скоростной реактивный самолет на основе 3D- модели AMX-A1. Реактивная струя смоделирована в виде трех концентрических конусов со значением прозрачности (коэф.пропускания) 0.5 и температурой, установленной согласно данным из открытых публикаций(9). Будучи неопределенной моделью, результаты не могут считаться репрезентативными системы AMX-A1. Рисунок 5-14 отображает модель в диапазоне 3-5µm. В моделировании (в последующих главах) на ЛА был установлен постоянный пеленг на скорости в 200м/с без маневрирования. 54 Рисунок 5-14. Модель ЛА AMX-A1 в диапазоне 3-5µm. Характеристики выброса ТЛЦ обусловлены вариантом оборудования из 4-х автоматов выброса на каждой из сторон планера носителя между крыльями и хвостовой частью (81), как показано на рис. 5-15, на котором большой овал обозначает передние два автомата выброса. Результаты не следует толковать как характеризующие и иллюстрирующие функционирование системы противодействия ЛА AMX-A1. Рисунок 5-15 Размещение 4-х автоматов выброса на ЛА AMX-A1(86). 55 Рисунок 5-16 Полярная диаграмма ЛА AMX-A1 model. Wsr 1 for the AMX-A1 Рисунок 5-16 изображает диаграмму интенсивности излучения в полярных координатах в модели, где 56 0° - атака в ЗПС (зпс)(tail-on). Данное значение было получено путем размещения тепловизора средней области спектра вровень с ЛА с последующим вращением модели на базирования профиль (заметность) 360°. Для ПЗРК наземного будет изменен ввиду его расположения на разном уровне с ЛА. Однако это может пригодиться для сравнения профиля различных видов ЛА. Вторая используемая модель ЛА – типичный транспортный самолет типа C130. Это четырехдвигательный ЛА с профилем струи выходящих газов, установленным из открытых источников, посему результаты не могут быть истолкованы и характеризовать сам ЛА C130(9). Рисунок 5-17 Модель ЛА C130 в диапазоне 3-5µm. Рисунок 5-17 соответствует модели ЛА C130 в волновом диапазоне 3-5µm. В моделировании в следующих главах для ЛА был установлен постоянный пеленг со значением скорости в 150м/с без маневрирования. Характеристики выброса ТЛЦ основаны на графических данных из открытых справочных источников (87,80), демонстрирующих четыре автомата выброса ТЛЦ, размещенных под носовой частью ЛА , а также в хвостовом отсеке гондолы шасси (обозначены желтыми кругами на Рисунке 5-18 и Рисунке 5-19). 57 Рисунок 5-18 Размещение устройств выброса ТЛЦ на ЛА C130 (изображено желтым)(87). Рисунок 5-19 Размещение устройств выброса ТЛЦ в хвостовой части гондолы шасси(87). 58 Рисунок 5-20 Интенсивность (мощность) излучения модели ЛА C130 . Рисунок 5-20 отражает полярную диаграмму мощности излучения для модели ЛА C130 , которая была получена аналогичным образом модели AMX-A1. Оба графика демонстрируют наименьшую заметность на 180°, что, как и предполагалось, соответствует встречному курсу (ппс). Также можно наблюдать всплески (максимальные значения) в зоне действия луча, так как на данном угловом значении максимально визуализируется шлейф выходящих газов. 5.6 Модели ТЛЦ В качестве средств противодействия, используемых в моделировании, были взяты ТЛЦ прямоугольного формата типа 218 и 118 (60). В моделировании для типичного скоростного реактивного ЛА была взята модель ТЛЦ 218 вследствие необходимости применения на таких ЛА более крупных ТЛЦ , так как при включении форсажного режима требуется применение ТЛЦ более высокой мощности. Затем в моделировании были использованы ТЛЦ с редуцированными ТТХ. Взяв за основу ТЛЦ 218, они отличались пониженной максимальной мощностью или уменьшенным временем горения. Использовались четыре варианта: половина мощности, 59 половина времени горения, четверть мощности и четверть времени горения. В моделировании для транспортного ЛА C130 использовались ТЛЦ варианта Малая 118. боевая часть предполагает возможность использования большего количества, а для ТЛЦ формата 218 нет необходимости в более высокой мощности вследствие отсутствия форсажного режима. И снова использовались аналогичные ТЛЦ с редуцированными ТТХ, но на этот раз формата 118. Рисунок 5-21 иллюстрирует модели двух ЛА с одновременным выбросом 2х ловушек при атаке в ЗПС. Диапазон волн составляет 3-5µm, а для модели ЛА C130 были задействованы как передние, так и боковые автоматы выброса. Рисунок 5-21 Смоделированный в CounterSim сектор обзора ГСН с изображением моделей двух ЛА, а также характеристики выброса ТЛЦ при атаке в ЗПС. 60 Рисунок 5-22 Соотношение J /S (помеха/сигнал) для моделей двух ЛА по отношению к ТЛЦ 218. Для получения значений отношений J/S (помеха/сигнал) было проведено сравнение мощности излучения ТЛЦ 218 для моделей обоих ЛА AMX-A1 и C130. Рисунок 5-22 отражает полярную диаграмму соотношения J/S для обеих моделей при значении 0°, что характеризует атаку в ЗПС. Для модели ЛА AMX-A1 при атаке в ЗПС профиль ТЛЦ 218 в 40 раз превышает заметность самого ЛА. Данное значение снижается до 10 для модели ЛА C130 в сравнении с ТЛЦ 218. Самое низкое соотношение получено при атаке по лучу (в зоне действия луча) для обоих ЛА и составляет 5 и менее. 6 ИСХОДНЫЕ ПУСКИ (без применения средств противодействия) Для каждой модели ПЗРК были выполнены так называемые “холостые ” (исходные) пуски, при которых ЛА не выбрасывал каких-либо средств противодействия, таким образом давая представление о ТТХ ракет(88). В ходе данных пусков был задействован весь диапазон рабочих режимов, согласно открытым источникам. С этой целью в начале моделирования горизонтальное расстояние между оператором ПЗРК и самим ЛА составляло от 1 км до 5.5км с шагом в 500м. Высота ЛА варьировалась от 61 100 м до 3 км с шагом в 100м. Угол по азимуту ПЗРК превышал 360° с шагом в 15° при 0° , что соответствовало атаке в ЗПС. 6.1 ПЗРК первого поколения и модель ЛА AMX-A1 Для ПЗРК первого поколения использовались следующие действия РО: освободить ГСН спустя 0.1s после захвата цели, применить возвышение угла прицеливания на 5° при скорости в 6°/s и произвести пуск через 0.1s после возвышения угла прицеливания. Данный опытный (пробный) пуск был выполнен для одного значения высоты с целью изучения воздействия применения угла упреждения на основании частоты пересечений (crossing rate). С учетом скорости вращения рамок и времени пусковых операций максимальный возможный угол упреждения при атаке “по лучу”,согласно оценкам, составил 10°. Данное значение использовалось для расчета угла упреждения L для каждого значения азимута ЛА по синусоидальному закону, где L 10sin(180o AircraftAz imuth) . (6-1) Результаты данной проверки (испытания) были в точности идентичны данным, полученным без применения угла упреждения. Также были выполнены другие проверки с применением разных значений угла упреждения, но результаты оставались неизменными. Для ракет первого поколения значение (из открытых источников) скорости вращения рамок низкое и составляет 6°/s. Это накладывает ограничения на угол упреждения, который можно накладывать через время выполнения пуска. Результаты для каждого значения высоты применительно к модели ЛА AMX-A1 отражены в таблице 6-1, где значения соответствуют вероятности непоражения (ухода ЛА от столкновения) ЛА (PEH). Для каждого значения по высоте выполнено 240 моделирований, 24 азимутов ЛА, умноженных на 10 расстояний ЛА. Попаданием считается промах менее 2м , таким образом, PEH (вероятность непоражения) отражает количество моделирований из общего числа в 240, которые не заканчиваются попаданием (поражением). Близкий промах : от 2 до 10 м, промах : более 10м. При отсутствии шумового и атмосферного ослабления данные результаты отражают наилучшие 62 возможные значения ПЗРК первого поколения. Таблица 6-1 Исходные (холостые) пуски ПЗРК 1-го поколения и модели ЛА AMX-A1 model. Altitude m 100 200 300 400 500 600 700 800 900 1000 PEH 1.00 0.95 0.85 0.60 0.43 0.32 0.25 0.23 0.20 0.19 Altitude m 1100 1200 1300 1400 1500 1600 1700 1800 1900 2000 PEH 0.20 0.18 0.16 0.16 0.14 0.13 0.13 0.13 0.11 0.11 Altitude m 2100 2200 2300 2400 2500 2600 2700 2800 2900 3000 PEH 0.10 0.09 0.10 0.10 0.11 0.12 0.10 0.11 0.12 0.11 Результаты при высоте ЛА в 1 км отражены в виде полярной диаграммы на Рисунке 6-1. Каждая точка на данном графике соответствует положению ПЗРК относительно ЛА в начале моделирований, т.е. во время попытки устройства слежения захватить цель на сопровождение. Рисунок 6-1 Результаты моделирований исходного пуска при высоте 1 км. 63 Рисунок 6-2 Результаты пуска на высоте 1 км при наличии шума Рисунок 6-3 Результаты на высоте 1 км при наличии шума и Modtran (атмосферного распространения) 64 С целью изучения влияния шума на результат моделирований был введен низкий уровень шума в ГСН для одного значения высоты ЛА. Включенный темновой шум, как предполагалось, носил случайный характер при нормальном распределении со средним нулевым значением при cтандартном отклонении, равному единице. Единицы измерения – фотоны, шум не зависим от сигнала. Результаты показаны на Рисунке 6-2. Затем при помощи Modtran моделировалось затухание в атмосфере (потеря при передаче в атмосфере). Результаты представлены на Рисунке 6-3 и соответствуют существующему ограничению ПЗРК первого поколения по применению в ближнем бою в хвостовом ракурсе вследствие ограничений ТТХ его детектора (приемника) (в приложении A рассматривается асимметрия полярных графиков, а также причины попадания или промаха в некоторых атаках.) 6.2 ПЗРК первого поколения и модель ЛА C130 Результаты для каждой величины высоты ЛА модели C130 приведены в таблице 6-2. Рисунок 6-4 изображает полярный график результатов для высоты ЛА 1 км. И в этот раз накладывался угол возвышения (super elevation) величиной в 5° на скорости 6°/с без использования угла упреждения. Значения вероятности непоражения для модели ЛА C130 ниже на высоте до 500м по сравнению с моделью ЛА AMX-A1, как и предполагалось для большеразмерных и медленных целей. Однако модель ЛА C130 демонстрирует более высокие ТТХ на высотах выше 500м, т.е более высокие значения вероятности непоражения. Одной из причин может быть то, что в диапазоне 2-2.7 модель ЛА C130 выглядит как 4 отчетливые цели при приближении ракетного оружия, для которого каждый двигатель/реактивная струя выглядит как отдельная цель. Функция сопровождения ГСН спирального сканирования может не справляться с таким сложным сценарием при наличии множественных целей в зоне ее обзора. Таблица 6-2 Исходные пуски для ПЗРК первого поколения и модели ЛА C130. 65 Altitude m 100 200 300 400 500 600 700 800 900 1000 PEH 0.96 0.88 0.71 0.58 0.43 0.38 0.30 0.27 0.24 0.27 Altitude m 1100 1200 1300 1400 1500 1600 1700 1800 1900 2000 PEH 0.27 0.29 0.30 0.31 0.30 0.29 0.32 0.35 0.33 0.33 Altitude m 2100 2200 2300 2400 2500 2600 2700 2800 2900 3000 PEH 0.32 0.31 0.32 0.31 0.30 0.30 0.29 0.30 0.28 0.28 Рисунок 6-4 Результаты исходных пусков на высоте 1км и модели ЛА С130. 6.3 ПЗРК второго поколения и модель ЛА AMX-A1 Для ПЗРК второго поколения использовались следующие действия (параметры) применения ракетного оружия : высвобождение ГСН через 0.1с после захвата на сопровождение, наложение угла возвышения (super elevation) со значением 5° на скорости 10°/с , пуск через 0.1с после наложения угла возвышения. Ввиду более высокой скорости вращения рамок наложение угла упреждения могло быть выполнено за более короткий промежуток времени. Опытные (пробные) моделирования ставили своей задачей найти оптимальные значения при лучших результатах для угла упреждения L , рассчитываемого по уравнению 66 L 5sin(180o AircraftAz imuth) . (6-2) Угол упреждения также накладывался на скорости 10°/с. Результаты для каждого значения (величины) высоты ЛА представлены в таблице 6-3. Рисунок 6-5 отражает полярный график для высоты ЛА 1 км. Таблица 6-3 Исходные (холостые) пуски для ПЗРК второго поколения и модели ЛА AMX-A1. Altitude m 100 200 300 400 500 600 700 800 900 1000 PEH 0.63 0.38 0.31 0.23 0.18 0.17 0.15 0.15 0.14 0.11 Altitude m 1100 1200 1300 1400 1500 1600 1700 1800 1900 2000 PEH 0.11 0.11 0.10 0.10 0.09 0.08 0.07 0.08 0.07 0.06 Altitude m 2100 2200 2300 2400 2500 2600 2700 2800 2900 3000 Рисунок 6-5 Результаты исходных пусков на высоте 1 км для модели ЛА AMX-A1. 67 PEH 0.07 0.08 0.08 0.08 0.10 0.11 0.12 0.12 0.13 0.13 6.4 ПЗРК второго поколения и модель ЛА С130 Для исходных пусков с использованием модели ЛА C130 применялись те же значения угла возвышения и упреждения, но на более низкой скорости 6°/с, так как сама цель двигалась медленее. В случае наложения угла упреждения на скорости 10°/с, наблюдалась потеря цели в зоне видимости ГСН. Результаты для каждого значения высоты ЛА приведены в таблице 64. Результаты вероятности непоражения для модели ЛА С130, как и ожидалось, ниже по сравнению с моделью ЛА AMX- A1. Промахи были получены лишь в сценарии ближней атаки в ППС. Обе модели ЛА имеют более низкие значения РEH в случае с ПЗРК второго поколения с ГСН конического сканирования по сравнению с ПЗРК первого поколения с ГСН спирального сканирования. Повышение ТТХ подтверждает использование улучшенной функции сопровождения ГСН конического сканирования. Таблица 6-4 Исходные пуски ПЗРК второго поколения и модели ЛА С130. Altitude m 100 200 300 400 500 600 700 800 900 1000 PEH 0.64 0.25 0.11 0.08 0.07 0.07 0.08 0.07 0.06 0.05 Altitude m 1100 1200 1300 1400 1500 1600 1700 1800 1900 2000 68 PEH 0.05 0.04 0.03 0.03 0.03 0.02 0.03 0.03 0.03 0.03 Altitude m 2100 2200 2300 2400 2500 2600 2700 2800 2900 3000 PEH 0.03 0.04 0.05 0.04 0.05 0.05 0.06 0.09 0.08 0.08 Рисунок 6-6 Результаты исходных пусков на высоте 1 км модели ЛА С130 6.5 Анализ Δd Для более детального анализа были выбраны отдельные сценарии из выполненных исходных моделирований с использованием ПЗРК первого поколения и моделью ЛА AMX-A1. Была введена и рассчитана для отдельных пусков новая переменная Δd, ожидаемое расстояние промаха. Также были введены и другие параметры РО с целью изучения их воздействия на результат атак. В каждом временном отрезке (шаге) моделирования использовались векторы скорости ЛА и РО для расчета точки их пересечения. Разница между точкой пересечения и действительной точкой встречи или точкой максимального приближения для промаха обозначена как предполагаемое расстояние промаха ∆d, Рисунок 6-7. A1 и M1 – положения ЛА и ракеты во время t1, таким же образом для значения времени t2. 69 Рисунок 6-7 Определение предполагаемого расстояния промаха Δd. Маловероятным представляется точное пересечение двух линий в трех измерениях, однако, их можно соединить единым кратчайшим отрезком (89), Рисунок 6-8. При условии двух линий в трех измерениях с конечными точками p1, p2 и p3, p4 точка на этих двух линиях будет определяться двумя следующими уравнениями pa p1 a p2 p1 (6-3) pb p3 b p4 p3 . (6-4) Параметры µa и µb могут иметь значения только от 0 до 1. Рисунок 6-8 Кратчайший отрезок между двумя линиями в трех измерениях 89). Ввиду того, что кратчайший отрезок будет перпендикулярен этим двум линиям, можно записать два уравнения для скалярного произведения (произведения с точкой) 70 pa pb p2 p1 0 (6-5) p a pb p 4 p3 0 . (6-6) Затем путем замены на pa и pb и раскрытия формулы получаем µa и µb. Также необходимо выбрать точку для использования в качестве предполагаемой (расчетной) точки пересечения. Точка pa будет лежать на векторе скорости ЛА, pb – на векторе скорости ракеты, либо же можно использовать серединную точку линейного отрезка papb . Результаты практически идентичны, а так как ЛА имеет постоянную траекторию в двух координатах, для предполагаемой (расчетной) точки попадания была выбрана точка pa . Графики ∆d можно условно разделить на различные виды в зависимости от угла атаки РО. Для атак в ЗПС с попаданием, обозначенных пунктирной кривой, Рисунок 6-9, графики схожи по форме. Промах ракеты объясняется тем фактом, что ЛА находится слишком далеко для захвата его сигнала на сопровождение. В случае атак в ППС все промахи происходят вследствие невозможности ракеты захватить цель. Это объясняется геометрией самого сценария, при котором ГСН «не видит” реактивную струю самолета и не происходит обнаружения сигнала. Все графики ∆d для попадания в ППС очень похожи на сплошную кривую на Рисунке 6-9. Запуск ракеты происходит на 1.5с, с 1.5с по 2 – задержка зажигания, с 2с по 2.5с – работа стартового двигателя, с 2.5с по 3.5с – работа маршевого двигателя. 71 Рисунок 6-9 Графики ∆d попаданий в атаках в ППС и ЗПС. Рисунок 6-10 Графики ∆d для попаданий и промахов при атаках “по лучу” (в зоне действия луча) Для изучения различий в графиках ∆d для попаданий и промахов необходимо рассмотреть атаки “по лучу” (в зоне действия луча). В этих случаях можно предположить, что промахи ракеты обусловлены ограничениями ее конструкции, а не дефицитом сигнала от цели. Рисунок 610 иллюстрирует графики ∆d для двух атак, при которых изменилась лишь дальность ракеты до ЛА на 500 м, но результаты моделирований были уже иными. Два графика демонстрируют 72 схожесть до 4ой секунды моделирования, когда график промаха демонстрирует непрерывную гладкую кривую, в то время как график попадания – незначительные колебания до момента прямого попадания. В каждом моделировании было выполнено изучение динамики/ работы как корпуса ракеты, так и ГСН, с целью определения, какие факторы оказали наибольшее воздействие на исход атаки. Самым существенным среди них оказалось ускорение ракеты. Рисунок 6-11 демонстрирует две атаки; первая – атака по лучу (в зоне видимости луча) на дальности 1500 м, высоте 1500 м и азимуту ЛА 120o , которая закончилась промахом. Горизонтальная составляющая ракетного ускорения отражает постоянный рост по мере того, как ракета пытается, используя пропорциональную навигацию, произвести прицеливание впереди текущего положения ЛА. По достижении границы бокового ускорения ракета не способна более удерживать цель в секторе обзора ГСН и теряет сигнал. Это можно увидеть и на графике ∆d, Рисунок 6-10, который отражает гладкую кривую. Вторая атака, Рисунок 6-11, соответствует атаке по лучу на дальности 2000м, высоте 1500м и азимуту ЛА 120o и заканчивается попаданием. Горизонтальная составляющая ускорения такая же до 4-ой секунды моделирования. В этот момент времени ракета начинает поочередный переход с ноля на предельную границу бокового ускорения в ходе обнаружения цели, затем цель сдвигается к границе сектора обзора ГСН, но в конечном итоге происходит повторное обнаружение цели в центре зоны обзора ГСН. Значительные колебания бокового ускорения выглядят малыми на графике ∆d, Рисунок 6-10. Рисунок 6-12 отражает различия в графиках ∆d для попадания и промаха вследствие упреждающего применения ТЛЦ при их выбросе в момент моделирования t=0с. Оба графика очень схожи до момента пуска ракеты (порядка 1.5с), посему применение Δd невозможно для разделения и распределения по группам исхода атаки при изучении упреждающих средств противодействия. 73 Рисунок 6-11 Горизонтальная составляющая ракетного ускорения для попадания и промаха при атаке по лучу. Рисунок 6-12 Графики Δd без использования ТЛЦ и в случае применения упреждающих ТЛЦ 6.6 Выводы ПЗРК первого поколения с ГСН спирального сканирования и ПЗРК второго поколения с ГСН конического сканирования были смоделированы и 74 испытаны против скоростного реактивного и транспортного ЛА. При наложении шума и Modtran в ходе моделирования результаты подтвердили общепринятое мнение о ПЗРК первого поколения, как об “охотнике в ЗПС” (tail-chaser). Самые низкие значения вероятности непоражения (PEH), как и ожидалось, были зарегистрированы в моделированиях с ПЗРК второго поколения и моделью ЛА C130. Результаты отражают наилучший возможный сценарий для ПЗРК и станут подходящей основой для дальнейших моделирований по проверке средств противодействия ИКугрозам. Была введена новая переменная Δd , которая может быть использована с целью классификации/градации угла атаки при самой атаке, но не результате таковой при ее изучении до пуска ракеты. Так как данная научная работа посвящена анализу противодействия, данная переменная упреждающих средств Δd не будет использована в последующих главах. 7 УПРЕЖДАЮЩИЕ СРЕДСТВА ПРОТИВОДЕЙСТВИЯ В настоящей главе все ТЛЦ носят упреждающих характер при их выбросе с ЛА, т.е. до момента пуска РО(90). Все ТЛЦ выбрасываются парами из автоматов выброса по обе стороны планера. ТЛЦ с редуцированными ТТХ будут использованы применительно к модели ЛА AMX-A1, а для модели ЛА C130 будет выполнена проверка иных автоматов выброса ТЛЦ. (91). 7.1 ПЗРК первого поколения и модель ЛА AMX-A1 Для первого сценария с использованием упреждающих ТЛЦ был произведен выброс двух ТЛЦ в начале моделирования при t=0s, когда следящее устройство пытается захватить цель. С целью отображения диапазона рабочих режимов ПЗРК начальная дальность моделирования между ракетной системой и ЛА изменяется (составляет от/до) от 1 км до 5.5км с шагом 500м. Высота ЛА варьируется от 100м до 3000м с шагом 100м, угол азимута ЛА относительно стартового положения РО составляет от 0° до 345° с шагом 15°. Азимут ЛА со значением 0° соответствует атаке в ЗПС 75 , при которой ЛА летит прямо от точки положения оператора РО. В каждом моделировании ЛА выполняет движение с постоянной скоростью 200 м/с. Две ТЛЦ выпускают в начальный момент моделирования (t=0), по одной из первого автомата выброса с обеих сторон планера. В это время следящее устройство не направлено на цель, но моделирует действия оператора по наведению ПЗРК на цель для ее захвата на сопровождение. После выполнения захвата происходит высвобождение ГСН при последующем наложении угла упреждения и возвышения. В конечном итоге происходит пуск ракеты при его непосредственной зависимости от способности удержания состояния “захвата цели” на протяжении всей операции. Обычно требуется порядка 1.5с с момента начала моделирования и до времени пуска РО. Таким образом, любые ТЛЦ, выбрасываемые до этого момента времени, считаются упреждающими. При нахождении упреждающих ТЛЦ в секторе обзора на этапе захвата цели для ГСН они представляют собой первоочередную цель помимо самого ЛА . Для каждой высоты ЛА общее число моделирований составило 240, отработано 10 вариантов дальностей пуска РО (от 1км до 5.5км с шагом 500м) и 24 варианта азимута ЛА (от 0° до 345° с шагом 15°). Таким образом, всего было выполнено 7200 моделирований для каждого вида ТЛЦ (240 x 30 значений высоты – от 100м до 3км с шагом 100м). Таблица 7-1 Результаты использования полноразмерной ТЛЦ 218, общая вероятность непоражения PEH - 0.81. Altitude m 100 200 300 400 500 600 700 800 900 1000 PEH 1.00 0.99 0.96 0.92 0.88 0.88 0.88 0.88 0.84 0.83 Altitude m 1100 1200 1300 1400 1500 1600 1700 1800 1900 2000 PEH 0.80 0.79 0.79 0.78 0.77 0.77 0.74 0.74 0.72 0.73 Altitude m 2100 2200 2300 2400 2500 2600 2700 2800 2900 3000 PEH 0.75 0.72 0.76 0.77 0.78 0.78 0.78 0.77 0.78 0.79 Таблица 7-2 Результаты использования ТЛЦ 218 с редуцированной наполовину яркостью, общее значение PEH - 0.69. 76 Altitude m 100 200 300 400 500 600 700 800 900 1000 PEH 1.00 1.00 0.93 0.88 0.83 0.79 0.79 0.79 0.75 0.73 Altitude m 1100 1200 1300 1400 1500 1600 1700 1800 1900 2000 PEH 0.71 0.71 0.67 0.65 0.63 0.62 0.59 0.57 0.57 0.56 Altitude m 2100 2200 2300 2400 2500 2600 2700 2800 2900 3000 PEH 0.58 0.57 0.57 0.56 0.55 0.58 0.56 0.62 0.61 0.65 Таблица 7-3 Результаты использования ТЛЦ 218 с редуцированным наполовину временем горения, общее значение PEH - 0.69. Altitude m 100 200 300 400 500 600 700 800 900 1000 PEH 1.00 0.99 0.93 0.87 0.84 0.80 0.79 0.78 0.79 0.74 Altitude m 1100 1200 1300 1400 1500 1600 1700 1800 1900 2000 77 PEH 0.73 0.71 0.70 0.65 0.64 0.61 0.61 0.60 0.58 0.56 Altitude m 2100 2200 2300 2400 2500 2600 2700 2800 2900 3000 PEH 0.54 0.53 0.55 0.55 0.56 0.56 0.60 0.60 0.62 0.65 Таблица 7-4 . Результаты использования ТЛЦ 218 с редуцированным на четверть временем горения. Общее значение PEH - 0.56. Altitude m 100 200 300 400 500 600 700 800 900 1000 PEH 1.00 0.99 0.93 0.83 0.73 0.70 0.68 0.62 0.63 0.58 Altitude m 1100 1200 1300 1400 1500 1600 1700 1800 1900 2000 PEH 0.54 0.55 0.55 0.53 0.52 0.49 0.49 0.45 0.47 0.43 Altitude m 2100 2200 2300 2400 2500 2600 2700 2800 2900 3000 PEH 0.39 0.41 0.42 0.41 0.42 0.43 0.38 0.39 0.39 0.40 Таблица 7-5 Результаты использования ТЛЦ 218 с редуцированной на четверть яркостью. Общее значение PEH - 0.59. Altitude m 100 200 300 400 500 600 700 800 900 1000 PEH 1.00 0.98 0.93 0.86 0.78 0.75 0.75 0.70 0.63 0.63 Altitude m 1100 1200 1300 1400 1500 1600 1700 1800 1900 2000 PEH 0.60 0.58 0.58 0.58 0.58 0.51 0.50 0.48 0.44 0.43 Altitude m 2100 2200 2300 2400 2500 2600 2700 2800 2900 3000 PEH 0.45 0.47 0.45 0.44 0.43 0.43 0.44 0.44 0.42 0.42 Результаты для каждого высотного значения ЛА с использованием стандартной ТЛЦ 218 приведены в Таблице 7-1. Процедура выброса упреждающих ТЛЦ в момент времени t=0с была воспроизведена и для ТЛЦ редуцированного действия, результаты которой приведены в таблицах 7-3, 7-4 и 7-5 соответственно. Помимо результатов по отношению к высоте ЛА можно получить дополнительные сведения путем построения графика значений PEH в зависимости от азимута ЛА. Результаты приведены на Рисунке 7-1, где значение РEH для каждой величины азимута ЛА выбрано из 300 моделирований (30 значений высоты ЛА x 10 вариантов дальности пуска РО). Согласно результатам, PEH находится в зависимости от азимута ЛА. Все виды ТЛЦ показали наилучшие результаты в атаках в ЗПС или в зоне 78 ЗПС, а полноценный вариант ТЛЦ 218 продемонстрировал самый лучший общий результат. ТЛЦ с редуцированной наполовину яркостью и временем горения демонстрируют схожие результаты. И это неудивительно, ведь гранулы (шарики) в ТЛЦ с редуцированным наполовину временем горения и редуцированной наполовину яркостью очень схожи по размеру и массе, посему суммарная энергия также одинаковая. То же применимо и к ТЛЦ с редуцированным на четверть временем горения и редуцированной на четверть яркостью. Рисунок 7-1 зависимость PEH от значения азимута ЛА В диапазоне изменений азимута существуют четкие различия между полноразмерными, редуцированными наполовину и на четверть ТЛЦ. Атаки на самых высоких частотах (скоростях) пересечения (crossing rates) порядка 90° и 270° имеют самый большой угол разделения цели и ТЛЦ. Следящее устройство ведет цель и теряет ТЦЛ из сектора обзора ГСН еще до выполнения захвата цели. Существует интересная асимметрия в случае с ТЛЦ редуцированного наполовину действия, при которой их результаты аналогичны результатам полноценных ТЛЦ в диапазоне от 120° и до 180°с последующим ухудшением ТТХ. Производительность ТЛЦ с редуцированными на четверть ТТХ определенно ниже в области ППС. В реальных условиях в случае работы ПЗРК первого поколения попадания в 79 ППС маловероятны вследствие низкой вероятности обнаружения высокотемпературных частей двигателя и реактивной струи. Следующий ряд моделирований рассматривал время горения упреждающих ТЛЦ, так как их выброс в момент времени t=0с может порой служить проверкой следящего устройства, а не ИК ГСН в определенных геометриях атак. Было выбрано одно значение высоты ЛА, равное 1км, на всех дальностях РО и углах азимута при выполнении 240 моделирований для каждого значения времени выброса ТЛЦ. В ходе моделирования выброс ТЛЦ происходил с t=0с и до t=1с с шагом 0.1с при последующем повторе моделирований для всех видов ТЛЦ. Рисунок 7-2 Значение PEH по отношению к задержке времени выброса ТЛЦ с момента начала моделирования Результаты представлены на Рисунке 7-2 и индицируют, что в случае задержки времени выброса упреждающих ТЛЦ с момента начала моделирования показатель PEH для всех видов ТЛЦ возрастает. Таким образом, задержка выброса ТЛЦ любого типа до момента захвата ГСН цели на сопровождение и перехода к предпусковому этапу значительно эффективнее. Самые высокие показатели PEH для всех видов ТЛЦ зарегистрированы при значении времени t=1s, когда ПЗРК захватил цель и перешел на этап наложения угла упреждения и возвышения. Для полноценной ТЛЦ 218 значение PEH составляет 0.99, для ТЛЦ с 80 редуцированными наполовину яркостью и временем горения результаты аналогичны. Наибольшее различие наблюдается при использовании ТЛЦ с редуцированными на четверть ТТХ, когда ТЛЦ с редуцированной на четверть яркостью демонстрирует лучшие показатели по сравнению с ТЛЦ с редуцированным на четверть временем горения. Это объясняется тем, что действие ТЛЦ с редуцированным на четверть временем горения составляет 1с и , принимая во внимание некоторые геометрии атак, такие как атака в ЗПС или в зону ЗПС, цель все еще находится в пределах зоны видимости ГСН, когда ТЛЦ уже выгорает. Для того, чтобы еще раз продемонстрировать эффект задержки выброса упреждающих средств противодействия, на рисунке 7-3 изображен полярный график для высоты 1км и полноценной ТЛЦ типа 218, выбрасываемой в значение времени t=0с. ЛА находится в начале координат со значением 0° при атаке в ЗПС, а каждая точка отражает положение ПЗРК относительно ЛА в начале каждого моделирования. На Рисунке 7-3 можно увидеть попадания в сценариях при атаках по лучу при наибольших значениях скорости пересечения, упомянутых ранее, когда следящее устройство теряет ТЛЦ из ракурса обзора ГСН до выполнения захвата цели. В случае задержки времени выброса ТЛЦ до t=1с, когда ПЗРК находится на этапе накладывания угла упреждения и возвышения, лишь в 2 атаках из 240 произошло попадание. (a) (b) 81 Рисунок 7-3 Результаты для значения высоты ЛА 1км и полноценной ТЛЦ типа 218 с выбросом в момент времени (a) t=0с и (b) t=1с. 7.2 ПЗРК первого поколения и модель ЛА С130 В моделировании с применением модели ЛА С130 использовалась полноценная ТЛЦ типа 218 с ее запуском из передних, боковых и обоих комплектов автоматов выброса. Из предыдущего раздела следует, что выброс ТЛЦ в момент времени (при моделировании) t=0с иногда представляет испытание для следящей системы, учитывая геометрии атаки при наибольших скоростях пересечения. И поскольку данная диссертация посвящена воздействию упреждающих ТЛЦ на ИК ГСН, было решено не выполнять все исходные (холостые) моделирования с запуском ТЛЦ в момент времени t=0с. Было выбрано одно значение высоты ЛА, равное 1км, на всех дальностях ракеты и углах азимута и выполнено 240 моделирований для каждого значения времени выброса ТЛЦ. Выброс ТЛЦ происходил вплоть до t=1с с шагом 0.1с при повторении моделирований для различных автоматов выброса. Результаты представлена на Рисунке 74. 82 Рисунок 7-4 значение вероятности непоражения (PEH) в зависимости от времени задержки пуска ТЛЦ для различных автоматов выброса ТЛЦ Рисунок 7-4 иллюстрирует, что высокий показатель PEH достигается независимо от того, какие автоматы выброса ТЛЦ используются, а данное значение является приближенным постоянным во всем диапазоне различных значений временной задержки, т.е. между значениями 0.96 и 0.99. Это значение выше, чем в сценарии с моделью ЛА AMX-A1 и полномасштабной ТЛЦ типа 218, что опять-таки может объясняться более сложной сигнатурой цели в диапазоне 2-2.7µm, как было обозначено ранее в разделе 6.2. При графическом изображении данных относительно азимута ЛА , Рисунок 7-5, существуют некоторые различия в зависимости от того, какой автомат выброса используется. Все демонстрируют низкие показатели в сценарии атаки в ЗПС , 0° с выдачей низких значений вероятности непоражения (PEH) при наименьшей эффективности передних автоматов выброса. Боковые автоматы на 105° демонстрируют некоторое снижение эффективности, но выдают сходные результаты для всех других азимутов ЛА, где PEH колеблется между 0.95 и 1. 83 Рисунок 7-5 вероятность непоражения (PEH) в зависимости от значения азимута ЛА для различных автоматов выброса ТЛЦ 7.3 ПЗРК второго поколения и модель ЛА AMX-A1 Для ПЗРК второго поколения и модели ЛА AMX-A1 моделирования повторялись с выбросом всех видов ТЛЦ в момент времени с t=0с по t=1с с шагом 0.1. И в этот раз на высоте ЛА 1км во всем диапазоне дальностей пуска и углов азимута. Результаты представлены на Рисунке 7-6. Согласно результатам применительно к ГСН с коническим сканированием, задержка выброса ТЛЦ до момента захвата ПЗРК цели на сопровождение и на этапе наложения им углов упреждения и возвышения повышает эффективность применения всех видов ТЛЦ. Полноразмерная ТЛЦ 218 показывает наилучшие результаты, а ТЛЦ с редуцированным на четверть временем горения, как и ожидалось, - самые низкие. Однако ТЛЦ с редуцированной наполовину и редуцированной на четверть яркостью демонстрируют практически одинаковые результаты, а показатели ТЛЦ с редуцированной на четверть яркостью выше таковых ТЛЦ с редуцированной наполовину яркостью. Сравнивая данные результаты с полученными ранее для ПЗРК первого 84 поколения, см.Рисунок 7-2, при выбросе ТЛЦ в момент времени t=1с наибольшее различие зарегистрировано у ТЛЦ с редуцированным на четверть временем горения. Для ГСН конического сканирования общий ракурс обзора больше вследствие нутации оптики, что увеличивает вероятность нахождения цели в зоне обзора ГСН после выгорания ТЛЦ. Рисунок 7-6 Значения вероятности непоражения PEH применительно ко всем видам ТЛЦ на высоте ЛА 1км и задержке времени выброса ТЛЦ. 7.4 ПЗРК второго поколения и модель ЛА С130 Применительно к ПЗРК второго поколения и модели ЛА С130 моделирования выполнялись для значения высоты 1 км во всем диапазоне дальностей пуска ракеты и углов азимута. Полноразмерные ТЛЦ 118 выбрасывались в момент времени с t=0с по t=1с с шагом 0.1с из разных автоматов выброса. Результаты представлены на Рисунке 7-7. По рисунку 7-7 можно предположить, что выброс ТЛЦ с упреждением из боковых автоматов выброса наиболее эффективен. Однако если графически представить данные относительно азимута ЛА вместо времени выброса ТЛЦ, то эффективность таковых будет выше лишь в определенных атаках; что и показано на рисунке 7-8. Передние автоматы выброса 85 демонстрируют низкие показатели при атаках в ППС (лобовых) и ЗПС, но эффективны при любой атаке с перекрестной (пересекающейся) скоростью (crossing rate). Боковые автоматы выброса эффективны при атаках в ППС и ЗПС, но менее эффективны в диапазонах азимута ЛА 90°-135° и 210°-270°. Любопытно, что выброс ТЛЦ из обоих комплектов автоматов демонстрирует результаты, схожие с результатами передних автоматов выброса, посему выброс большего количества ТЛЦ представляется неэффективным. Рисунок 7-7 Показатель PEH в сопоставлении с временем задержки выброса ТЛЦ для различных автоматов выброса 86 Рисунок 7-8 Показатель PEH в сопоставлении с азимутом ЛА для различных автоматов выброса ТЛЦ. 7.5 Выводы Для ПЗРК первого поколения и модели ЛА AMX-A1 выброс ТЛЦ производился в момент времени t=0с для всех величин высоты ЛА c последующим повтором моделирований для редуцированных ТЛЦ. Результаты для ТЛЦ с редуцированной наполовину яркостью и ТЛЦ с редуцированным наполовину временем горения были одинаковы, как и для ТЛЦ с редуцированным на четверть ТТХ. Этого и следовало ожидать c учетом того, что они имеют одинаковую суммарную энергию. При более тщательном анализе выяснилось, что запуск ТЛЦ в момент времени t=0с иногда представляет испытание и проверку следящего устройства, которое имитирует оператора ПЗРК. Для изучения воздействия упреждающих ТЛЦ на ИК ГСН было решено рассматривать задержку времени пуска ТЛЦ с начала моделирования для значения высоты ЛА в 1 км, так как не представлялось целесообразным повторять данное действие для всех высот ЛА. Для ПЗРК первого поколения и модели ЛА AMX-A1 результаты показали, что задержка выброса ТЛЦ до момента значения времени 1с с начала моделирования улучшила показатель непоражения PEH для всех видов ТЛЦ. Так же обстояло дело и с ПЗРК второго поколения и моделью ЛА AMX-A1. Однако ТЛЦ с редуцированным продемонстрировали куда на более четверть низкие временем показатели горения вследствие увеличенной общей зоны обзора ГСН с коническим сканированием. Для модели ЛА C130 моделирования повторялись при выбросе ТЛЦ из передних, боковых, а также обоих комплектов автоматов выброса. При графическом изображении результатов относительно азимута ЛА боковые автоматы выброса демонстрируют более высокий общий показатель в сценариях при атаках в ЗПС и ППС, а передние автоматы выброса эффективнее при наличии пересекающейся скорости (crossing rate). Следующая глава посвящена сравнению выброса упреждающих ТЛЦ и 87 ответных (реактивных) применительно к моделям ПЗРК, оснащенных таким средством помехозащиты, как смещение угла сопровождения (track angle bias) (TAB) , как и без него. 88 8 ОТВЕТНЫЕ V/S УПРЕЖДАЮЩИХ ТЛЦ ДЛЯ МОДЕЛИ ЛА АMX-A1 В данной главе приводится сравнение применения реактивных (ответных) и упреждающих ТЛЦ против моделей различных ПЗРК, оснащенных средствами помехозащиты и без наличия таковых. Первая модель (M1) представляет собой ПЗРК первого поколения с ИК ГСН спирального сканирования. Вторая модель ПЗРК (M2) – ПЗРК второго поколения с ГСН конического сканирования. Затем в ИК ГСН происходит наложение такого средства помехозащиты, как смещение угла сопровождения (track angle bias (TAB), инициируемого двумя различными триггерами: интенсивностью подъема и угловой скоростью (темпом) вращения головки (92,93). 8.1 Отсутствие средств помехозащиты В первой подборке моделирований для каждой модели ПЗРК были выполнены исходные (холостые) пуски при высоте ЛА 1км без применения ТЛЦ. Затем выл произведен пуск реактивных (ответных) ТЛЦ на дальности обнаружения 1500м при задержке выстрела на полсекунды для каждой модели ПЗРК без средств помехозащиты. В каждом случае было выполнено 240 моделирований, исходя из набора дальностей и углов азимута. Значение вероятности коэффициента непоражения промахов в 240 PEH рассчитывалось моделированиях. в Результаты виде без применения ТЛЦ и при выбросе реактивных ТЛЦ отражены в таблице 8-1. Настоящим подтверждается эффективность реактивных (ответных) ТЛЦ против ПЗРК, не оснащенных средствами помехозащиты. Таблица 8-1 Значения вероятности непоражения PEH для каждой модели ПЗРК без применения ТЛЦ (в том числе ответных) M1 M2 No flares 0.19 0.11 Reactive flares 1.00 1.00 8.2 Смещение угла сопровождения как средство помехозащиты 89 Два инициирующих механизма (триггера) для срабатывания функции смещения угла сопровождения (TAB CCM) представляют собой интенсивность (темп) подъема и скорость вращения головки (скорость изменения линии визирования). Уровни данных триггеров были рассчитаны посредством моделирования с выбросом ответных ТЛЦ и последующей загрузкой соответствующих значений в разделы (уровни цели и градусы)(target- levels/s, degrees/s). Результаты представлены на Рисунке 81 для интенсивности (темпа) подъема и на Рисунке 8-2 для скорости вращения головки, где ТЛЦ показаны в виде резких скачков в момент времени 8.5с. Исходя из вышеотмеченного, было решено установить значение интенсивности подъема на отметку 20 target-levels/s (уровней цели), а скорость вращения головки на значение 4°/с. Резкие скачки интенсивности (темпа) подъема до 1с зарегистрированы до пуска ракеты. Рисунок 8-1 Интенсивность (темп) подъема на уровнях цели. 90 Рисунок 8-2 Скорость вращения головки в градусах Для изучения величины смещения, необходимой для реализации функции помехозащиты, было выполнено наложение диапазона углов для различных временных отрезков при включении триггера интенсивности (скорости) подъема после пуска. Данные моделирования задействовали весь диапазон азимутов и дальностей ЛА, где число попаданий определяло наилучшее сочетание (комбинацию). Оптимальными значениями оказались следующие: смещение угла сопровождения (track angle bias) 1o на 0.5с. Таблица 8-2 отражает вероятность непоражения PEH для данных значений смещения угла сопровождения и времени с использованием каждого из этих двух триггеров помехозащиты, включаемых после пуска, при выбросе реактивных ТЛЦ через 0.5с после достижения дальности обнаружения 1500м. Таблица 8-2 Значение PEH для каждой модели ПЗРК со средством помехозащиты в виде смещения угла сопровождения посредством использования триггера интенсивности (темпа) скорости вращения головки. Rise rate trigger 91 M1 M2 0.53 0.47 подъема или Триггер скорости (темпа) вращения головки (Head spin rate trigger) 0.88 0.71 Рисунок 8-3 Выстрел реактивных ТЛЦ (ответных ТЛЦ) против M2 с TAB и триггером интенсивности (темпа) подъема. Использование триггера интенсивности (скорости) подъема более эффективно для получения попаданий, что отражают низкие значения вероятности непоражения PEH, по причине более выраженного и определяемого скачка (перепада), см. Рисунок 8-1, вследствие выброса ТЛЦ. Таким образом, во всех последующих моделированиях в виде триггера использовался триггер интенсивности (темпа) подъема. Рисунок 8-3 изображает круговой график модели M2 с функцией помехозащиты TAB и триггером интенсивности (темпа) подъема. Результат использования средств помехозащиты можно наблюдать в атаках с пересекающейся скоростью (скоростью пересечения), поскольку такие приводят к попаданию и делают применение ответных (реактивных) ТЛЦ неэффективным. Реактивные ТЛЦ тем не менее, как и ожидалось, сохраняют свою эффективность в сценариях атак в ЗПС и ППС против средства 92 помехозащиты TAB CCM в силу более низкой скорости (темпа) разделения в данных геометриях. В следующем наборе моделирований рассматривалось использование упреждающих ТЛЦ путем изменения времени выброса ТЛЦ с t=0с до t=2с с шагом 0.2с. Таблица 8-3 отражает значение вероятности непоражения PEH для двух моделей ПЗКР с включением триггера интенсивности (скорости) подъема после высвобождения ГСН. Таблица 8-3 PEH для каждой модели ПЗРК при различных временных значениях выброса ТЛЦ Задерж ка выброс а M1 M2 0.0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6 1.8 2.0 0.84 0.92 0.71 0.72 0.80 0.88 0.98 1.00 0.99 1.00 1.00 0.45 0.46 0.55 0.72 0.81 0.90 0.80 0.63 0.92 0.88 1.00 Исходя из данных таблицы 8-3, можно предположить, что выброс ТЛЦ в момент времени порядка 1-2с после начала моделирования обеспечивает более высокую степень защиты ЛА в сравнении с использованием реактивных (ответных) ТЛЦ ( значения PEH : 0.53 для M1 и 0.47 для M2). Поскольку результаты значений PEH в таблице 8-3 получены в 24 углах азимута, количество атак было снижено с целью дальнейшего изучения определенных углов азимута и времени выброса ТЛЦ. ЛА был размещен на высоте 1км на дальности 2км при изменении азимута ЛА от 0 o (атака в ЗПС) до 135° с шагом 45°. ТЛЦ выбрасывались с интервалом в половину секунды с начала моделирования. Рисунок 8-4 отражает дальности промаха в зависимости от времени выброса ТЛЦ для различных значений азимута ЛА и двух моделей ПЗРК. M1 – без средств помехозащиты CCM, а моделирования с M2 выполнялись как без использования средств помехозащиты, так и при смещении угла сопровождения TAB на 1° на 0.5с и включении триггера интенсивности (скорости) подъема после пуска. 93 (a) (b) (c) (d) Рисунок 8-4 Ошибка по дальности (расстояние промаха) относительно времени выброса ТЛЦ для значений азимута ЛА (a) 0°, (b) 45°, (c) 90° и (d) 135°. Результаты по азимуту при атаке в ЗПС, Рисунок 8-4 (a), показывают линейное снижение ошибки по дальности (расстояния промаха) в зависимости от времени выброса ТЛЦ. И это неудивительно, учитывая малое разнесение по углу между ТЛЦ и ЛА при отсутствии воздействия со стороны смещения угла сопровождения. При значении азимута 45° наблюдается действие средств помехозащиты, а выброс ТЛЦ после 3с будет слишком запоздалым, как показано пунктирной линией на рисунке 84 (b). При азимуте в 90°, Рисунок 8-4 (c), во всех случаях совершенно очевидно, что выброс ТЛЦ в момент времени t=0 будет слишком 94 преждевременным, а для M2, оснащенного средствами помехозащиты, выброс ТЛЦ после 3.5с будет слишком запоздалым. При значении 135°, Рисунок 8-4 (d), M1 выдает промах и без использования ТЛЦ вследствие низких скоростей вращения рамок (gimbal rates)карданного подвеса, а M2 с и без применения средств помехозащиты выдает аналогичные результаты. Последующие результаты были получены для 4 значений углов азимута: 0°, 45°, 90° и 105° или 135° в зависимости от дальности видимости по прямой (наклонной дальности); 105° - для атак на малой дальности и 135° для атак на большой дальности. Для каждой величины угла азимута был выполнен ряд моделирований с использованием параметров, полученных путем выставления постоянной наклонной дальности и использования различных значений высоты ЛА, начиная с 300м и повышая данное значение с интервалами в 100м. Рисунок 8-5. Для каждой высоты ЛА был произведен расчет угла места ПЗРК с наложением ограничения в 60°. Это позволило ограничить набор высот ЛА и число моделирований для каждого значения угла азимута. Рисунок 8-5 Сценарий моделирований при постоянной наклонной дальности Оценка вероятности непоражения PEH была выполнена повторно, исходя из линейной ошибки (дистанции промаха) в 2м. Это выполнялось для наклонных дальностей со значениями 2км, 3км и 4 км при условии 95 применения M2 смещения угла сопровождения на 1° на 0.5с, а также включении триггера интенсивности (темпа) подъема после пуска. Для наклонной дальности в 2км максимальное значение азимута ЛА составило 105°, так как атаки на малых дальностях при 135° заканчивались промахом даже без выброса ТЛЦ вследствие необходимости повышения скорости вращения. Был выполнен ряд моделирований в качестве опорного набора, без применения M2 средств помехозащиты. Результаты представлены на Рисунке 8-6. Результаты для M2 с применением средств помехозащиты при наклонных дальностях 2км, 3км и 4км показаны на Рисунке 8-7 и Рисунке 88. Рисунок 8-6 Значение PEH по отношению к времени выброса ТЛЦ для наклонной дальности 2км без использования средств помехозащиты. 96 Рисунок 8-7 Значение PEH относительно времени выброса ТЛЦ для наклонной дальности 2км в случае применения средств помехозащиты Рисунок 8-6 при азимуте 0° в условиях отсутствия средств помехозащиты демонстрирует временной отрезок, начиная с 1с и до 6.5с, где значение вероятности непоражения составляет PEH=1. Этот отрезок захватывает полсекунды до момента пуска ракеты. Уже на 45° это отрезок снижается до интервала в 5с, а самое низкое значение наблюдается при величине азимута 105°. Это объясняется геометрией атаки, что сокращает временя полета ракеты. На Рисунке 8-7 включение средств помехозащиты не производит существенного воздействия на результат при азимуте 0° , но сужает интервал, где PEH=1, для 3 других случаев. Примечательно, что значения азимута 45° и 105° сменили положение относительно результата со значением 90°. При приближении к значению азимута 105° может понадобиться применение смещения угла сопровождения TAB на более высокой скорости для такого угла и более малой дальности. Однако при азимутах 45° и 90° это вызовет значительное продвижение вперед и потерю цели из сектора обзора. Рассмотрим компромиссное решение 97 при конструировании средства помехозащиты TAB CCM, если предположить, что скорость пересечения (crossing rate) цели неизвестна. Интервал, где значение PEH составляет 1 для азимута 45°, снижается с 5с до 1.5с; что захватывает полсекунды до момента пуска ракеты и первую секунду за ним. Первая секунда после пуска ракеты включает полсекунды задержки зажигания и полсекунды прироста тяги стартового двигателя. Выброс ТЛЦ после 2.5sс вероятнее всего будет неэффективен, а атака закончится попаданием. Резкие скачки (всплески) в значении PEH на 5с и 6.5с объясняются наличием близкого промаха. При таких близких прохождениях ракеты мимо цели ошибки по дальности (расстояния промаха) составляют менее 10м , а при использовании боле высокого критерия попадания/промаха, значение вероятности непоражения составило бы ноль. Рисунок 8-8 демонстрирует результаты для наклонной дальности (a) 3км и (b) 4км. Более дальние расстояния означают увеличение времени выброса ТЛЦ вплоть до 12 и 14 секунд соответственно. При более высоких наклонных дальностях временной интервал 1.5с, где значение PEH составляет 1 независимо от азимута ЛА, все еще существует. И на этот раз он захватывает полсекунды до пуска ракеты и первую секунду за ним. Результаты для значений азимута 90° и 135° одинаковы для обоих значений наклонной дальности, где пуск ТЛЦ после 2.5с будет слишком запоздавшим. В отличие от наклонной дальности 2км при азимуте в 45° наблюдаем более длинный интервал, где значение PEH составляет 1. Опять-таки это объясняется значениями TAB (смещение угла сопровождения) CCM. Для более высоких наклонных дальностей и азимута 45° можно наблюдать более низкое разделение между ЛА и ТЛЦ в случаях, когда ТЛЦ выбрасываются в более ранний момент в ходе атаки. Увеличение времени применения TAB приведет к потере ТЛЦ из сектора обзора, но также повлияет на результаты при значениях азимутов 90° и 135°. 98 (a) (b) Рисунок 8-8 PEH относительно времени выброса ТЛЦ для наклонной дальности 3 км и 4км в случае применения средств помехозащиты Выброс двух ТЛЦ в ходе моделирований, по одной с каждой стороны от ЛА, отражает симметричную ситуацию. Чтобы проверить работу модели посредством выдачи симметричных результатов была выбрана одна наклонная дальность со значением 3км с выбросом одиночной ТЛЦ сначала с левой стороны во всех моделированиях с последующем повторением действий для правой стороны. Результаты представлены на рисунке 8-9 для левой стороны и на Рисунке 8-10 – для правой стороны. Для модели ПЗРК M2 было выполнено смещение угла сопровождения и включение триггера интенсивности (темпа) подъема. Результаты отнюдь не идентичны и демонстрируют незначительные отличия в значениях PEH. Одиночная ТЛЦ с выбросом с правой стороны выдает более низкое значение PEH при наличии скорости пересечения (частоты пересечения) между ЛА и ракетой, например, значениях азимута 45°, 90° и 135°. Однако так как в оптоэлектронной системе, смоделированной в ИК ГСН, уже заложена асимметрия и вращение перекрестия (прицельной сетки) или оптики против часовой стрелки, ожидается получение незначительных различий. 99 Рисунок 8-9 PEH относительно времени выброса ТЛЦ для наклонной дальности 3км при левостороннем выбросе одиночной ТЛЦ Рисунок 8-10 PEH относительно времени выброса ТЛЦ для наклонной дальности 3км при правостороннем выбросе одиночной ТЛЦ 100 8.3 Редуцированные ТЛЦ Моделирования были выполнены и для сценариев с постоянными наклонными дальностями при участии моделей редуцированных ТЛЦ. В модели ПЗРК M2 было выполнено смещение угла сопровождения (как средство помехозащиты), а также включен триггер интенсивности (темпа) подъема после пуска. Это объясняется тем ,что M2 с TAB CCM (помехозащита) приводит к получению самых низких значений вероятности непоражения PEH, посему его выбор был обусловлен задачей проверки средств противодействия оружию с ИК-наведением против наилучшей модели ПЗРК. Результаты для наклонных дальностей 2, 3 и 4 км представлены на Рисунке 8-11, Рисунке 8-12 и Рисунке 8-13 соответственно. (a) (b) (c) (d) 101 Рисунок 8-11 PEH относительно времени выброса ТЛЦ для наклонной дальности 2км и моделей редуцированных ТЛЦ (a) (b) (c) (d) Рисунок 8-12 PEH в зависимости от времени выброса ТЛЦ для наклонной дальности 3 км и моделей редуцированных ТЛЦ Для наклонной дальности 2км ТЛЦ с редуцированной яркостью, Рисунки 811 (a) и (c) , выдают результаты, аналогичные полученным при использованиеи стандартной ТЛЦ 218, Рисунок 8-7. Отмечается наличие интервала в 1.5с, в котором значение PEН составляет 1 независимо от азимута ЛА и захватывает время выброса ТЛЦ 1-2.5с. То же самое происходит и в случае применения ТЛЦ с наполовину редуцированным временем горения, Рисунок 8-11 (b). Однако для ТЛЦ с редуцированным на четверть временем горения, Рисунок 8-11 (d), значение PEH составляет 102 менее 1 для атак в ЗПС (0°) в пределах данного интервала 1.5с. Для азимута 0° ТЛЦ с редуцированным на четверть временем горения все еще выдают вероятность непоражения, равную 1, в случае их выброса между 4 и 6 секундами. (a) (b) (c) (d) Рисунок 8-13 PEH в зависимости от времени выброса ТЛЦ для наклонной дальности 4км и моделей редуцированных ТЛЦ Для наклонной дальности 3км ТЛЦ с редуцированной наполовину и на четверть яркостью , Рисунок 8-12 (a) (b) и (c), демонстрируют аналогичные результаты для каждой величины азимута ЛА. И на этот раз ТЛЦ с редуцированным на четверть временем горения, Рисунок 8-12 (d), выдает более низкое значение PEH для азимута 0° во временном отрезке 1,5с, который захватывает полсекунды до пуска РО и первую секунду после него. Для наклонной дальности 4км ТЛЦ с редуцированной яркостью, Рисунок 813 (a) и (c), показывают схожие результаты для каждого значения азимута 103 ЛА. А ТЛЦ с редуцированным на четверть временем горения, Рисунок 8-13 (d), обеспечивает показатель PEH немного выше 0.5 во временном отрезке 1.5с, который снижается на более высоких наклонных дальностях. На более длинном расстоянии в 4км ТЛЦ с редуцированным наполовину временем горения , Рисунок 8-13 (b), также демонстрирует снижение вероятности непоражения PEH во временном интервале 1.5с. 8.4 Выводы Из двух моделей ПЗРК, моделей первого и второго поколения, был произведен пуск по модели скоростного реактивного самолета с выбросом ответных ТЛЦ. Настоящим подтвердилась эффективность реактивных ТЛЦ против ПЗРК без средств помехозащиты. Затем в моделях ПЗРК было выполнено наложение средства помехозащиты в виде смещения угла сопровождения (TAB CCM) с выполнением проверки эффективности применения двух триггеров. Триггер темпа (интенсивности) подъема продемонстрировал более высокую эффективность, так как показал отчетливое возвышение над выбросом ТЛЦ. Таким образом, данный триггер был выбран для использования в сочетании с TAB CCM. Затем детально изучалось время выброса ТЛЦ посредством их пуска на протяжении всей атаки. Моделирование показало, что ТЛЦ должны выбрасываться в отрезок времени 1.5с, захватывая полсекунды до пуска ракеты и первую секунду после него, с целью обеспечения PEH=1 независимо от азимута ЛА. Такой временной интервал сохранялся и для ТЛЦ с редуцированной яркостью , но не для ТЛЦ с редуцированным наполовину временем горения с наклонной дальностью 4км и не для ТЛЦ с редуцированным на четверть временем горения на всех наклонных дальностях. Это объясняется снижением вероятности непоражения в атаках в ЗПС. Однако значение PEH=1 в случае применения ТЛЦ с редуцированным временем горения возможно обеспечить, если выброс таких ТЛЦ выполняется несколько позже в ходе атаки. Для атак с перекрестной скоростью (скоростью пересечения) выброс ТЛЦ в более поздний момент моделирования лишь значительно снизит показатель PEH. 104 9 РЕАКТИВНЫЕ (ОТВЕТНЫЕ) ТЛЦ В СРАВНЕНИИ С УПРЕЖДАЮЩИМИ ДЛЯ МОДЕЛИ ЛА C130 В настоящей главе сравнивается применение реактивных (ответных) и упреждающих ТЛЦ в ходе противодействия модели ПЗРК второго поколения (M2) с и без средств помехозащиты TAB CCM для модели ЛА С130. Первые моделирования рассматривают выброс реактивных ТЛЦ из различных автоматов выброса с последующей оптимизацией применения средства помехозащиты TAB CCM для модели ЛА С130 с целью наблюдения за воздействием на использование реактивных ТЛЦ. На заключительном этапе выброс ТЛЦ происходит в ходе всей атаки, а моделирования повторяются и для редуцированных ТЛЦ. 9.1 Неиспользование средств помехозащиты В первых моделированиях сравнивались сценарии без применения ТЛЦ и с выбросом реактивных ТЛЦ из передних и боковых автоматов в атаке против модели ПЗРК M2. Было выбрано значение азимута ЛА в 1км во всем диапазоне дальностей РО и азимутов ЛА; а PEH получено, исходя из 240 моделирований (10 значений дальности x 24 значений азимута). Выброс реактивных ТЛЦ происходил на дальности обнаружения 1500м. Результаты приведены в 9-1 и подтверждают эффективность ТЛЦ против ПЗКР без средств помехозащиты. Таблица 9-1 Значение PEH в сценариях без применения ТЛЦ и с реактивными ТЛЦ No Flares Reactive Flares (Dispensers) Front Side PEH 0.05 1.00 1.00 9.2 Смещение угла сопровождения помехозащиты / Track Angle Bias CCM как средство Для модели ЛА С130 была выполнена регулировка параметров TAB CCM с учетом низкоскоростной цели и ТЛЦ 118. И на этот раз проверочные 105 (опытные) моделирования были выполнены с использованием наилучших значений: для триггера скорости (интенсивности) подъема – 15 цельуровней , для TAB - 0.6° на 0.5с. С такими параметрами был выполнен повтор моделирований при выбросе реактивных ТЛЦ из передних и боковых автоматов; результаты приведены на Рисунке 9-1 и Рисунке 9-2 соответственно. Рисунок 9-1 Выброс реактивных ТЛЦ из передних автоматов 106 Рисунок 9-2 Выброс реактивных ТЛЦ из боковых автоматов Значение PEH снижается с 1.00 до 0.61 в случае выброса их передних автоматов и с 1.00 до 0.48 Для боковых автоматов. Два комплекта автоматов демонстрируют аналогичные результаты в ракурсах ЗПС и ППС, однако применение передних автоматов обеспечивает меньше попаданий в атаках по лучу при наличии скорости пересечения (перекрестной скорости). Это объясняется углом выброса передних автоматов , что приводит к снижению интенсивности разделения между ЛА и ТЛЦ. Таким образом , существует более высокая вероятность нахождения ТЛЦ в пределах сектора обзора ГСН после применения смещения угла сопровождения TAB. Следующее моделирование отрабатывало сценарии с постоянной наклонной дальностью при выбросе ТЛЦ с интервалами в 0.5с на протяжении всей атаки вплоть до точки поражения цели. Результаты для постоянной наклонной дальности 2км приведены на Рисунке 9-3, где моделирования воспроизводятся для передних, боковых и всех автоматов выброса. Рисунок 9-3 (a), (c) и (e) отражают сценарий без средств помехозащиты у ПЗРК , а (b), (d) и (f) соответствуют сценариям с 107 применением средства помехозащиты TAB CCM. Включение средств помехозащиты сокращает “окно” , где значение PEH составляет 1 независимо от азимута ЛА. В атаках в ЗПС при азимуте 0° выброс из передних автоматов выдает наихудший результат в сравнении с выбросом из боковых автоматов; при значении PEH менее 1 для большего числа выбросов ТЛЦ. Применение обоих комплектов автоматов выдает аналогичные результаты полученным из передних автоматов, таким образом индицируя, что выброс большего количества ТЛЦ не всегда более эффективен. В атаках с наличием такого параметра, как скорости пересечения (перекрестной скорости), при азимутах 45°, 90° и 135° применение TAB CCM снижает значение PEH при выбросе ТЛЦ после 3ей секунды с начала моделирования. Моделирования были воспроизведены для наклонных дальностей 3 и 4м с выбросом ТЛЦ из передних и боковых автоматов против модели ПЗРК с TAB CCM. Результаты приведены на Рисунке 9-4. В любой атаке при наличии crossing rate при азимутах 45°, 90° и 135° выброс ТЛЦ после 3ей секунды слишком запоздавший. Это указывает на то, что против ПЗРК с TAB CCM выброс ТЛЦ должен быть выполнен в течение 1.5с с момента пуска РО независимо от (c) расстояния между ПЗРК и целью. (d) (b) (a) 108 (e) (f) Рисунок 9-3 PEH в зависимости от времени выброса ТЛЦ при использовании боковых, передних и всех автоматов. 109 (a) (b) (c) (d) Рисунок 9-4 PEH в зависимости от времени выброса ТЛЦ для наклонных дальностей 3 и 4км. 9.3 Применение редуцированных ТЛЦ Моделирования для постоянной наклонной дальности 2, 3 и 4 км были повторно выполнены и для ТЛЦ с редуцированными ТТХ. Среди таковых были ТЛЦ с редуцированной наполовину яркостью, редуцированным наполовину временем горения, редуцированной на четверть яркостью и редуцированным на четверть временем горения; все – относительно стандартной ТЛЦ 118 flare. В первом случае модель ПЗРК работала без средств помехозащиты TAB CCM для наклонной дальности 2км при выбросе ТЛЦ из передних и боковых автоматов. Результаты- на рис. 9-5 и соответственно. 110 (a) (b) (c) (d) Рисунок 9-5 PEH в зависимости от времени выброса ТЛЦ для наклонной дальности 2км при выбросе ТЛЦ из передних автоматов Результаты при выбросе из передних автоматов показывают, что ТЛЦ с редуцированным временем горения, Рисунок 9-5 (c) и (d) демонстрируют более низкие результаты в атаках в ЗПС в случае их преждевременного пуска. Для всех других значений азимута ЛА четыре вида редуцированных ТЛЦ выдают аналогичные друг другу результаты и сходные с результатами стандартной 118, Рисунок 9-3 (c). И в этот раз при выбросе из боковых автоматов ТЛЦ с редуцированным временем горения, Рисунок 9-6 (c) и (d), выдают результаты хуже при атаках в ЗПС, но с более высоким показателем значения РEH по сравнению с выбросом из передних автоматов. 111 Результаты для всех других значений азимута ЛА аналогичны для каждого вида ТЛЦ , а также при сравнении со стандартной ТЛЦ 118, Рисунок 9-3 (a). (a) (b) (c) (d) Рисунок 9-6 PEH в зависимости от времени выброса ТЛЦ для наклонной дальности 2км при выбросе ТЛЦ из боковых автоматов Следующее моделирование проводилось с применением ПЗРК средства помехозащиты TAB CCM при воспроизведении сценариев с постоянной наклонной дальностью для каждого типа ТЛЦ для передних и боковых автоматов. Результаты для ТЛЦ с редуцированной наполовину яркостью, временем горения, редуцированной на четверть яркостью и временем горения – на рис. 9-7, рис. 9-8, рис. 9-9 и рис. 9-10 соответственно. 112 (a) (b) (c) (d) (e) (f) Рисунок 9-7 PEH в зависимости от времени выброса ТЛЦ для ТЛЦ с редуцированной наполовину яркостью 113 (a) (b) (c) (d) (e) (e) Рисунок 9-8 PEH в зависимости от времени выброса ТЛЦ для ТЛЦ с редуцированным наполовину временем горения 114 (a) (b) (c) (d) (e) (f) Рисунок 9-9 PEH в зависимости от времени выброса ТЛЦ для ТЛЦ с редуцированной на четверть яркостью 115 (a) (b) (c) (d) (e) (f) Рисунок 9-10 PEH в зависимости от времени выброса ТЛЦ для ТЛЦ с редуцированным на четверть временем горения 116 ТЛЦ с редуцированной яркостью, Рисунок 9-7 и Рисунок 9-9, демонстрируют результаты, аналогичные получаемым при использовании стандартной ТЛЦ 118 , Рисунок 9-4. И на этот раз выброс ТЛЦ позднее третьей секунды слишком запоздавший для любой атаки со скоростью пересечения. То же происходит в случае ТЛЦ с редуцированным наполовину временем горения, Рисунок 9-8. Однако при атаках в ЗПС, 0°, максимальное значение вероятности непоражения PEH приходится на 5, 7 и 9 секунды соответственно для наклонной дальности 2, 3 и 4 км. Для ТЛЦ с редуцированным на четверть временем горения, Рисунок 9-10, и азимутом 0° максимальное значение РEH зафиксировано за 2с до точки поражения цели. При наклонной дальности 2км, Рисунок 9-10 (a) и (b), значение PEH все еще высокое для других величин азимута. При наклонной дальности 3км, Рисунок 9-10 (c) и (d), и азимуте 45° значение PEH снижается при выбросе ТЛЦ ранее 3ей секунды. При наклонной дальности 4км, Рисунок 910 (e) и (f), и азимуте 45° значение PEH остается низким для всех временных значений выброса ТЛЦ. Снижение PEH отмечаем при азимуте 135° при выбросе ТЛЦ из любого комплекта автоматов, а также при азимуте 90° при выбросе ТЛЦ из передних ТЛЦ. 9.4 Выводы Оптимизированное использование средства помехозащиты TAB CCM для модели ЛА C130 демонстрирует, что выброс реактивной (ответной) ТЛЦ в атаках при наличии скорости пересечения менее эффективен в сравнении с работой по ПЗРК без средств помехозащиты. Исходные моделирования при постоянной наклонной дальности индицируют, что выброс большего количества ТЛЦ, т.е. с обоих комплектов автоматов, не обеспечивает более высокий уровень защиты ЛА. Между тем, для всех дальностей и азимутов ЛА критическим фактором является время выброса ТЛЦ и используемый автомат выброса. Результаты отработки редуцированных ТЛЦ указывают на ведущую роль поддержания времени горения ТЛЦ. Однако при идеальном сценарии в моделированиях соотношение помеха/сигнал для ТЛЦ с редуцированной на четверть яркостью все равно превышало 2 к 1. 117 10 ДВУХЦВЕТНАЯ ГСН СПИРАЛЬНОГО СКАНИРОВАНИЯ Ранее смоделированное средство помехозащиты, такое как смещение угла сопровождения, ставило условием наличие некоторой скорости пересечения в ходе атаки. Данное ограничение означает невозможность использования в сценариях при атаке в ЗПС и ППС. Однако наиболее простым сценарием для ракеты будет захват ЛА на сопровождение в ЗПС вследствие более мощного излучения из высокотемпературной выходной трубы и реактивной струи. Улучшенным средством помехозащиты CCM, более устойчивым и надежным для всех геометрий атак, является двухцветная ГСН. В этом случае ИК ГСН может проводить обнаружение в двух отдельных диапазонах (SWIR/MWIR) и исследовать различные спектральные характеристики цели и ТЛЦ. Затем ГСН может сравнивать соотношение сигнала в двух волновых диапазонах или же сбрасывать полученный от ТЛЦ сигнал; оба их которых поступают в обработку следящего устройства перекрестия. Моделирование двухцветной ГСН дает возможность отработать существующие современные средства противодейдствия против данного типа угрозы. Также существует большая вероятность начала работы двухцветной ГСН еще до момента пуска РО. 10.1 Моделирование Моделирование двухцветного средства помехозащиты выполняется в сигнальном процессоре с созданием функциональной схемы, Рисунок 10-1. Это позволяет пользователю применять любую схему на выбор. Далее приводится описание метода, выбранного для данной работы. Основная полосда в моделированиях составляет 4-5µm, защитная - 2- 3µm. Входной 1 – основная полоса, входной 2 – защитная полоса. Полосный фильтр с центром на несущей частоте (или частоте прерываний) накладывается на две формы волны сигналов по отдельности. Затем накладываем двухполупериодный ограничитель на эти два сигнала, установленные на максимальный уровень сигнала, полученный от ЛА. 118 Далее двухполупериодный выпрямитель конвертирует обе формы волны в положительные. Два фильтра нижних частот, накладываемые на каждую форму, выполняют роль детекторов огибающей, в значительной степени выравнивания сигнал. 119 Рисунок 10-1 Конструкция блок-схемы сигнального процессора 120 Так как форма входного сигнала 2 является зеркальным изображением входного 1, вследствие прозрачности поочередных линий перекрестия для различных полос, входной 2 умножаем на минус 1. Затем суммируем две полученные формы волны и применяем еще один фильтр для дальнейшего устанавливаем выпрямления еще один (разглаживания) сигнала. двухполупериодный В ограничитель итоге на максимальный уровень сигнала, полученного от ЛА, что дает сигнал сопровождения. Амплитуда сигнала сопровождения выдает радиальное расстояние , r, и вариацию фазы, полярный угол , θ, в полярных координатах. Параметры фильтров и ограничителей были рассчитаны путем выполнения моделирований с применением лишь ЛА без ТЛЦ, а затем с ТЛЦ без демаскирующих признаков цели. Рисунок 10-2 соответствует виду сигнального процессора при (a) нахождении в секторе обзора лишь ЛА и при (b) нахождении ЛА и ТЛЦ в секторе обзора . На Рисунке 10-2 tp3 – суммарный сигнал от двух детекторов с отображением подавления сигнала tp2 из детектора 2, защитной полосы. Данный детектор проводит обнаружение в полосе 2-3µm и следовательно будет поглощен ТЛЦ в силу ее горения на более высокой температуре в сравнении с температурой цели. (a) (b) Рисунок 10-2 Вид сигнального процессора в сценарии с (a) ЛА и (b) ЛА и ТЛЦ. 121 Еще один эффект подавления сигнала из более высокотемпературной области в секторе обзора заключается в том, что на завершающем этапе атаки ракета производит перенацеливание с высокотемпературной выходной трубы и реактивной струи в направлении низкотемпературных металлических частей ЛА. Это может быть довольно ожидаемым исходом, так как ЛА вероятнее всего получит дополнительные механические повреждения конструкции и не сможет выполнить безопасную посадку. 10.2 Двухцветная ГСН спирального сканирования как средство помехозащиты и модель ЛА AMX-A1 В первом наборе моделирований ЛА AMX-A1 движется со скоростью 200 м/с по ровной и прямой траектории с постоянным пеленгом и высотой 1км. С целью воспроизведения диапазона рабочих режимов ПЗРК начальное расстояние в моделировании между ракетной системой и ЛА составляет от 1 до 5.5км с шагом 0.5км. Также угол азимута ЛА относительно стартовой позиции РО колеблется от 0° до 345° с шагом 15°. Значение азимута ЛА 0° соответствует атаке в ЗПС , при которой ЛА выполняет полет в сторону, прямо противоположную позиции оператора ПЗРК. При общем количестве моделирований 240 (24 азимута ЛА x 10 расстояний до ЛА). В моделировании ЛА выбрасывает ответные ТЛЦ на дальности обнаружения 1500m, по одной из каждого автомата с обеих сторон планера. Во втором наборе моделирований выброс ТЛЦ выполняется каждые 0.5с на протяжении всей атаки вплоть до точки поражения цели. Значение наклонной дальности поддерживается постоянным, а азимут ЛА варьируется от 0° до 180° с шагом 45°. И в этом случае азимут ЛА 0° отражает сценарий атаки в ЗПС. Моделирования выполняются повторно для постоянных наклонных дальностей 2, 3 и 4км. Максимальным возвышением точки пуска на 60° установлено предельное значение высоты ЛА. 122 Рисунок 10-3 Высота ЛА 1 км без применения средств противодействия Рисунок 10-4 Высота ЛА 1км в случае применения реактивных (ответных) ТЛЦ 123 Результаты первой серии моделирований представлены на Рисунке 10-3, где ЛА находится в центре полярного графика, а каждая точка отображает положение ПЗРК относительно ЛА в начале моделирования. Рисунок 10-3 отображает результаты работы ЛА АMX-A1 без выброса помех. Из 240 моделирований получено 186 попаданий с вероятностью непоражения (PEH) 0.23. Для сравнения в предыдущем наборе моделирований с ИК ГСН спирального сканирования и ее обнаружением лишь в полосе 2-2.7µm значение PEH составляло 0.19. Таким образом, полученные результаты несколько ниже для двухцветной ГСН, однако значительное улучшение результатов наблюдаем при использовании ЛА средств противодействия. При реактивном выбросе ТЛЦ , Рисунок 10-4, значение PEH достигает 0.38 в сравнении с 1.00 для ИК ГСН с одним детектором. Также можно отметить улучшение результатов ИК ГСН по сравнению с предыдущими моделированиями с применением смещения угла сопровождения. Для ГСН спирального сканирования с обнаружением в полосе 2-2.7µm значение PEH составило 0.53, а для ГСН конического сканирования с обнаружением в полосе 3-5µm PEH достигло 0.47. Результаты второго набора моделирований для модели ЛА AMX-A1 отражены на Рисунке 10-5, где (a), (b) и (c) соответствуют наклонным дальностям 2, 3, 4 км. Графики показывают значение PEH для каждого момента времени выброса ТЛЦ при разных значениях азимута ЛА. При наклонной дальности 2км азимут 90° или 135° получен не был, так как все атаки завершились промахом даже при отсутствии использования ТЛЦ. Это объясняется наличием у скоростной цели более высокой скорости пересечения и неспособностью ракеты применить требуемую скорость вращения для успешного курса пропорциональной навигации. На рисунке 10-5 четко показано, что время выброса ТЛЦ является критичным фактором для обеспечения максимальной степени защиты ЛА. Выброс ТЛЦ после 4ой секунды слишком запоздавший для любой атаки с применением скорости пересечения. Самые низкие результаты наблюдаем при азимуте 0° при атаке в ЗПС, где ТЛЦ необходимо выбрасывать за 2 110 секунды после начала моделирования. Также в лобовых атаках в ППС при азимуте 180° выброс ТЛЦ ранее чем за 1 секунду будет преждевременным. Таким образом, остается очень “узкое” окно, в пределах которого выброс ТЛЦ обеспечит получение самых высоких значений PEH. Это время порядка 1 секунды, что соответствует времени пуска ракеты и свидетельствует об эффективности ТЛЦ против двухцветной ГСН при ее выбросе в данный временной отрезок. 110 (a) (b) (c) Рисунок 10-5 PEH в зависимости от времени выброса ТЛЦ для наклонных дальностей 2, 3 и 4км Моделирования с постоянной наклонной дальностью были повторно выполнены для редуцированных ТЛЦ. Рисунок 10-6 отражает результаты для ТЛЦ с редуцированной наполовину яркостью и редуцированным наполовину временем горения, а Рисунок 10-7 представляет результаты для ТЛЦ с редуцированной на четверть яркостью и редуцированным на четверть временем горения. Все виды ТЛЦ демонстрируют схожие результаты для каждого значения азимута ЛА. Единственное исключение составляет ТЛЦ с редуцированным на четверть временем горения при атаке в ЗПС для наклонной дальности 4км, значении азимута 0° на Рисунке 10-7 (f) с получением более низкого значения PEH при выбросе ТЛЦ ранее, чем 2с. 111 (a) (b) (c) (d) (e) (f) Рисунок 10-6 PEH в зависимости от времени выброса для ТЛЦ с редуцированными наполовину яркостью и временем горения. 112 (a) (b) (c) (d) (e) (f) Рисунок 10-7 PEH в зависимости от времени выброса для ТЛЦ с редуцированными на четверть яркостью и временем горения. 113 10.3 Двухцветная ГСН спирального сканирования и модель ЛА C130 Результаты первой серии моделирований для модели ЛА C130 без использования средств противодействия представлены на Рисунке 10-8. Получено 199 попаданий, вероятность непоражения составляет PEH 0.17. Что можно сравнить с результатами предыдущей серии моделирований с ИК ГСН спирального сканирования с обнаружением лишь в полосе 2-2.7µm , где PEH составило 0.27. При реактивном выбросе ТЛЦ из передних автоматов , Рисунок 10-9, получаем значение PEH 0.63. При ответном выбросе ТЛЦ из боковых автоматов, Рисунок 10-10, PEH - 0.45. И на этот раз сравниваем данное значение с 1.00 при выпуске из передних и боковых автоматов при реактивном выпуске ТЛЦ против ИК ГСН спирального сканирования с одним детектором при способности обнаружения в полосе 2-2.7µm. Выброс из передних автоматов выдает более высокие результаты в сравнении с выбросом из боковых автоматов в атаках со скоростью пересечения. Угол выброса для передних автоматов означает, что ТЛЦ находятся в пределах сектора обзора ГСН дольше, чем ТЛЦ, выбрасываемые из боковых автоматов, и соответственно их сложнее отсортировать. Схожие результаты были получены для ПЗРК с TAB CCM. 114 Рисунок 10-8 Высота ЛА 1км без средств помехового противодействия 115 Рисунок 10-9 Высота ЛА 1 км при реактивном выбросе ТЛЦ из передних автоматов Рисунок 10-10 Высота ЛА 1км при реактивном выбросе ТЛЦ из боковых автоматов 116 Результаты для второго набора моделирований с постоянной наклонной дальностью и моделью ЛА C130 представлены на Рисунке 10-11. Рисунки 10-11 (a) b (b) отражают наклонную дальность 2км при выбросе ТЛЦ из передних и боковых автоматов. Рисунки 10-11 (c) и (d) соответствуют наклонной дальности 3 км, а (e) и (f) - 4km. Для наклонной дальности 2 км хуже всего отработали ТЛЦ при выбросе из передних автоматов при атаке в ЗПС. При выбросе из боковых автоматов все еще сохраняется “окно” порядка 1с, выброс ТЛЦ в пределах которого обеспечивает максимальную защиту ЛА. Для наклонных дальностей 3 и 4 км не существует такого времени выброса ТЛЦ, при котором значение PEH=1, независимо от используемого автомата выброса или азимута ЛА. Однако самые высокие значения вероятности непоражения PEH все еще регистрируем во временном отрезке между 1 и 2секундой от начала моделирования. Этот этап моделирований охватывает отрезок до пуска ракеты и полсекунды задержки включения стартового двигателя. В это время ракета либо неподвижна, либо движется на малой скорости. Присутствие ТЛЦ в секторе обзора ГСН в этот временной отрезок, вероятнее всего, возымеет нужное действие на PN- траекторию наведения, выстраиваемую ГСН, так как ей необходимо установить скорость сближения. Таким образом, применение ТЛЦ примерно во время пуска РО обеспечивает лучшие результаты по защите ЛА, независимо от того, какой автомат выброса используется, расстояния и угла атаки. Моделирования с постоянной наклонной дальностью были повторно отработаны для редуцированных ТЛЦ. Результаты применения ТЛЦ с усеченными наполовину яркостью и временем горения, усеченными на четверть яркостью и временем горения представлены на Рисунках 10-12, 10-13, 10-14 и 10-15. Все виды ТЛЦ выдают схожие результаты при атаках со скоростью пересечения, азимуте 45°, 90° и 135° и при атаках в ППС с азимутом 180°. И снова единственное четкое отличие в снижении показателя защиты наблюдаем в случае ТЛЦ с редуцированным на четверть временем горения, Рисунок 10-15, при атаках в ЗПС и азимуте 0°. 117 (a) (b) (c) (d) (e) (e) Рисунок 10-11 PEH относительно времени выброса ТЛЦ для наклонной дальности 2, 3, и 4км при выпуске ТЛЦ из передних и боковых автоматов. 118 (a) (b) (c) (d) (e) (f) Рисунок 10-12 PEH относительно времени выброса ТЛЦ для наклонной дальности 2, 3, и 4км в случае с ТЛЦ с редуцированной наполовину яркостью 119 (a) (b) (c) (d) (e) (f) Рисунок 10-13 PEH относительно времени выброса ТЛЦ для наклонной дальности 2, 3, и 4км в случае с ТЛЦ с редуцированным наполовину временем горения . 120 (a) (b) (c) (d) (e) (f) Рисунок 10-14 PEH относительно времени выброса ТЛЦ для наклонной дальности 2, 3, и 4км в случае с ТЛЦ с редуцированной на четверть яркостью. 120 (a) (b) (c) (d) (f) (e) Рисунок 10-15 PEH относительно времени выброса ТЛЦ для наклонной дальности 2, 3, и 4км в случае с ТЛЦ с редуцированным на четверть временем горения 121 10.4 Выводы Выполнено моделирование работы такого средства помехозащиты, как двухцветная ГСН спирального сканирования, применение которой снижает эффективность реактивных (ответных) ТЛЦ. PEH для модели ЛА AMX-A1 без выброса ТЛЦ составило 0.23 по сравнению с 0.38 при использовании реактивных ТЛЦ. Значение PEH для модели ЛА C130 без выброса ТЛЦ составило 0.17 по сравнению с 0.63 при выбросе ТЛЦ из передних автоматов и 0.45 – при выбросе из боковых автоматов. Затем ТЛЦ выбрасывались в ходе всей атаки для различных наклонных дальностей и азимутов ЛА. Для модели ЛА AMX-A1 выброс ТЛЦ во временной отрезок между 1 и 2с обеспечивает получение самого высокого значения PEH для всех азимутов ЛА при аналогичных результатах для редуцированных ТЛЦ. Для модели ЛА C130 то же время выброса ТЛЦ выдает самое высокое значение РEH, независимо от выброса ТЛЦ из передних или боковых автоматов. При использовании редуцированных ТЛЦ результаты аналогичны для ТЛЦ с редуцированной наполовину и на четверть яркостью. Единственное различие наблюдаем при использовании ТЛЦ с редуцированным временем горения, а именно, в ходе атак в ЗПС снижение значения PEH по сравнению с другими ТЛЦ. Однако все еще получаем максимальные значения при выбросе ТЛЦ между 1 и 2с. 122 11 ДВУХЦВЕТНАЯ СКАНИРОВАНИЯ ГСН КОНИЧЕСКОГО В данной главе выполняем моделирование еще одного средства помехозащиты, двухцветной ГСН конического сканирования. Функция CCM реализуется в сигнальном процессоре, при этом возникает необходимость в новом техническом решении для FM-сигнала в сравнении с AM- сигналом для ГСН спирального сканирования. 11.1 Моделирование Вариант схемы сигнального процессора для двухцветного CCM с коническим сканированием представлен на рисунке 11-1 с двумя входными сигналами: первый- из главной полосы 4-5µm, второй – из защитной полосы 2-3µm. Оба сигнала ограничены максимальным уровнем сигнала от ЛА, tp1 и tp2 на рисунке 11-2. Затем выполняется сложение двух сигналов. После чего применяются те же фильтры, описанные в разделе 5.4 в случае с одноцветной ГСН конического сканирования , tp3 и tp4 на рисунке 11-2. Получаем сигнал сопровождения, изображенный в виде конечной формы волны (сигнала) на рисунке 11-2. Воздействие CCM заключается в том, что ГСН будет скорее сопровождать более низкотемпературные высокотемпературные протяженные источники. Возможно, цели нежели реализация такого двухцветного механизма помехозащиты в реальной системе была бы иной, вероятнее всего, данное средство выполняло бы сравнение соотношения яркостей в двух диапазонах волн. Однако такое техническое исполнение способно отсортировывать ТЛЦ и может служить хорошим решением проверки средств противодействия ЛА. С целью проверки механизма обработки сигнала были сформированы кривые статического усиления для различных целей. Цели были размещены на одинаковом расстоянии от ПЗРК, статичны, а система РО установлена в положение “непуска”. В качестве целей использовались высокотемпературная сфера, ТЛЦ 218 и модель ЛА AMX-A1. Для моделирований с ТЛЦ выброс выполнялся с нулевой скоростью с целью 123 удержания ТЛЦ в пределах сектора обзора при отсутствии сигнатуры ЛА. Моделирования с ЛА были выполнены повторно для усовершенствованной схемы “вагонное колесо” в разделе 5.4 и новой конструкции (см. ссылку (21), как показано на рисунке 11-3. Рисунок 11-1 Схема (конструкция) сигнального процессора для двухцветного CCM конического сканирования 124 Результаты для кривых статического усиления представлены на Рисунке 11-4. Кривая для ЛА в случае использования новой конструкции перекрестия состояла наполовину представляла половину точек на графике. Это было сделано с целью продемонстрировать, что кривые статического усиления в открытых источниках, такие, как на Рисунке 5-10, вероятнее всего, наилучшим образом соответствуют данным с более высоким уровнем шума. Как и ожидалось, результаты для горячей сферы и ТЛЦ очень схожи. Результаты для ЛА демонстрируют значительно более высокое усиление для осевых целей, а также для всего большинства в секторе обзора ГСН. В этом состоит эффект двухцветного средства помехозащиты . (a) (b) Рисунок 11-2 Вид сигнального процессора для (a) ЛА и (b) ЛА с ТЛЦ. 125 Рисунок 11-3 Схема нового перекрестия (сетки) для ГСН конического сканирования Рисунок 11-4 Кривые статического усиления для 3 целей 11.2 Двухцветное средство противодействия CCM конического сканирования и модель ЛА AMX-A1 Первые моделирования для модели ЛА AMX-A1 выполнялись для значения азимута 1км, всех дальностей и азимутов РО без выброса ЛА каких- либо средств помехового воздействия. Результаты представлены на рис. 11-5. Затем моделирования были выполнены повторно, но на этот раз с выбросом ЛА реактивных ТЛЦ на дальности обнаружения 1500м. Результаты – на рис. 11-6. Значение PEH в случае без использования ТЛЦ составляет 0.20 по сравнению с 0.11 для ГСН конического сканирования с 126 одним детектором. Разница объясняется тем, что в ходе обработки сигнала двухцветный механизм помехозащиты CCM всегда активен. Дополнительные моделирования, приведшие к промаху, соответствуют лобовым (в ППС) атакам на большой дальности, как показано на рис. 11-5. Значение PEH при выбросе реактивных ТЛЦ составляет 0.34 по сравнению с 1.00 в случае ГСН конического сканирования с одним детектором без средств помехозащиты. Это можно считать существенным улучшением и наиболее эффективной в работе моделью для ПЗРК, оснащенного средствами помехозащиты. Учитывая, что реактивные ТЛЦ не обеспечивают высокий уровень защиты ЛА против данного типа угрозы, дальнейшие моделирования направлены на изучение воздействия времени выброса ТЛЦ Рисунок 11-5 Высота ЛА 1км. Отсутствие средств противодействия 127 Рисунок 11-6 Высота ЛА 1км. Использование реактивных ТЛЦ. (a) 128 (b) (c) Рисунок 11-7 PEH относительно времени выброса ТЛЦ для постоянных наклонных дальностей (a) 2км, (b) 3км и (c) 4км. Во втором наборе моделирований выброс ТЛЦ выполняется с интервалом в полсекунды при постоянных наклонных дальностях 2, 3 и 4км. Результаты – на рис. 11-7. Для наклонной дальности 2км, Рисунок 11-7 (a), выброс ТЛЦ во временном отрезке между 1.5с и 2с выдает значение PEH=1 для азимутов 0°, 45° и 180°. Однако для значения 90° ни один из временных вариантов выброса ТЛЦ не обеспечивает высокого значения РEH, так как на 5.5 с регистрируем всплеск вследствие близких промахов, т.е. при дальности промаха менее 10м. 129 (a) (b) (c) (d) (e) (f) Рисунок 11-8 PEH относительно времени выброса для ТЛЦ с редуцированными наполовину яркостью и временем горения 130 (a) (b) (c) (d) (e) (f) Рисунок 11-9 PEH относительно времени выброса для ТЛЦ с редуцированными на четверть яркостью и временем горения. 130 При наклонной дальности 3км, Рисунок 11-7 (b), выброс ТЛЦ в момент времени порядка 2с обеспечивает получение PEH=1 для всех, за исключением одного, значений азимута. Исключение составляет атака в ЗПС при азимуте 0°, когда значение PEH=1 на 4с; это временная точка за 7с до точки поражения цели. Для наклонной дальности 4км, Рисунок 11-7 (c), азимуте 0° значение the PEH=1 на 7ой секунде, и на этот раз данное значение получаем за 7с до точки поражения цели. В случае любой атаки при наличии скорости пересечения выброс ТЛЦ во временном отрезке между 1 и 2с обеспечивает значение PEH=1. В случае атак в ППС выброс ТЛЦ позднее, на 3 секунде, выдает значение PEH=1. Все эти временные точки выброса ТЛЦ опережают время их реактивного применения. Моделирования для постоянных наклонных дальностей были выполнены повторно для редуцированных ТЛЦ. Результаты для ТЛЦ с редуцированными наполовину яркостью и временем горения представлены на рис. 11-8. Результаты для ТЛЦ с редуцированными на четверть яркостью и временем горения – на рис. 11-9. Результаты для каждого вида ТЛЦ аналогичны получаемым в случае стандартной ТЛЦ 218 при любой атаке со скоростью пересечения и азимутах ЛА 45°, 90° и 135°. То же самое наблюдаем в лобовых атаках (ППС), 180°. Единственное различие регистрируем при атаках в ЗПС, 0°, когда ТЛЦ с редуцированным на четверть временем горения выдает более низкие значения PEH в любой момент выброса ТЛЦ. При этом в данном сценарии использование ТЛЦ с редуцированной на четверть яркостью демонстрирует наилучшие результаты вследствие особенностей конструкции двухцветного механизма помехозащиты. 11.3 Двухцветное средство помехозащиты сканированием и модель ЛА C130 с коническим Первый набор моделирований для модели ЛА С130 выполнялся для значения азимута ЛА 1км на всех дальностях и азимутах РО без выброса ЛА каких-либо средств помехового воздействия. Результаты – на рис. 1110. Затем моделирования были выполнены повторно, но с выбросом ЛА реактивных ТЛЦ из передних автоматов, затем боковых на дальности обнаружения 1500м. Результаты выброса из передних автоматов – на рис. 132 11-11, результаты выброса из боковых автоматов – на рис. 11-12. Рисунок 11-10 Высота ЛА 1км ; без использования средств противодействия Рисунок 11-11 Высота ЛА 1 км; выброс реактивных ТЛЦ из передних автоматов 133 Рисунок 11-12 Высота ЛА 1км; выброс реактивных ТЛЦ из боковых автоматов Значение PEH без применения ТЛЦ - 0.09 по сравнению с 0.05 для ГСН конического сканирования с одним детектором. Наблюдаем небольшой подъем вследствие несколько большего количества попаданий в ходе лобовых атак на малой дальности. В случае с ГСН конического сканирования с одним детектором и выбросом реактивных ТЛЦ из передних и боковых автоматов значение PEH=1. При включении двухцветного средства помехозащиты конического сканирования в самой головке значение PEH составляет 0.27 для выброса из передних автоматов, 0.33 – для выброса из боковых автоматов. Небольшое различие объясняется тем ,что боковые автоматы обеспечивают защиту чуть лучше при атаках в ЗПС. Во втором наборе моделирований ТЛЦ выбрасываются из передних и боковых автоматов с интервалом в полсекунды при постоянных наклонных дальностях 2, 3 и 4км. Результаты – на рис. 11-13. Совершенно ясно, что ТЛЦ выдают наилучшие результаты при атаках в ЗПС независимо от их выброса из передних или боковых автоматов. Максимальное значение PEH для азимута 0° и наклонных дальностей 2, 3 и 4км получаем на 2, 3 и 5 134 секундах независимо от автомата выброса. Все другие значения азимута ЛА выдают редуцированные значения РEH при зависимости величины от автоматов выброса. Оптимальное время выброса ТЛЦ также зависит от азимута ЛА. (a) (b) (c) (d) (f) (e) Рисунок 11-13 PEH относительно времени выброса для постоянных 135 наклонных дальностей 2, 3 и 4км при выбросе ТЛЦ из передних и боковых автоматов Для наклонной дальности 2км, рис. 11-13 (a) и (b), выброс ТЛЦ между 2 и 3 секундами выдает максимальное значение PEH независимо от азимута или автоматов выброса. При значениях азимута 90°, 135° и 180° максимальное значение PEH составляет между 0.6 и 0.8, но для азимута 45° значение PEH всегда менее 0.5. Для наклонной дальности 3км, рис. 11-13 (c) и (d), самый низкий результат получаем при использовании передних автоматов (в сравнении с боковыми) при азимутах 45° и 90°. В случае выброса из боковых автоматов предельным временем выброса ТЛЦ будет 2я секунда. Оба комплекта автоматов защиты выдают аналогичные результаты для азимутов 135° и 180°. Для наклонной дальности 4км, рис. 11-13 (e) и (f), максимальное значение РEH для азимута 45° регистрируем на 1.5 секунде. Все другие значения азимута выдают неприемлемо низкие показатели РEH менее 0.5 в любой момент отстрела ТЛЦ. 11.4 Выводы Моделирование ИК ГСН конического сканирования с двухцветным механизмом помехозащиты продемонстрировало ее высокие показатели в по устранению и исключению ТЛЦ. PEH для каждой модели ЛА при выбрсое реактивных ТЛЦ составило 0.33 для AMX-A1, 0.27 – для C130 (из передних автоматов выброса) и 0.33 – для C130 (из боковых автоматов выброса). В дальнейших моделированиях выполнялся отстрел ТЛЦ на протяжении всей атаки с целью нахождения оптимального времени выброса ТЛЦ для различных наклонных дальностей и азимутов ЛА. Применительно к модели ЛА AMX-A1 в атаках со скоростью пересечения выброс ТЛЦ приблизительно в момент пуска РО обеспечивает самое высокое значение PEH. Единственное исключение составляет значение азимута ЛА 90° и наклонная дальность 2км, где независимо от времени выброса не получаем высокого значения РEH. В атаках в ППС выброс ТЛЦ несколько позднее, порядка 3ей секунды, выдает высокую вероятность непоражения. Для атак в ЗПС оптимальным временем выброса будет 7я секунда до момента поражения цели. Моделирования с отработкой 136 редуцированных ТЛЦ вновь подтвердили низкие ТТХ ТЛЦ с редуцированным на четверть временем горения при атаках в ЗПС. Удивительно, что в тех же условиях ТЛЦ с редуцированной на четверть яркостью продемонстрировали наилучший результат, что ,вероятнее всего, объясняется использованием двухцветного средства помехозащиты, в основе которого лежит определение яркости сигнала от различных целей и которое предназначено для подавления стандартных ТЛЦ. Это также подчеркивает необходимость получения подробных знаний о возможных видах угроз для ЛА , как и констатирует факт необходимой эффективности средств помехового воздействия против возможных моделей ПЗРК. В случае модели ЛА C130 высокое значение РЕН получаем лишь при атаках в ЗПС при выбросе ТЛЦ ориентировочно на 7ой секунде до точки поражения цели. Для всех других азимутов ЛА значение PEH значительно снижается. По этой причине моделирования для редуцированных ТЛЦ не проводились. Использование одиночных ТЛЦ в качестве средства противодействия для защиты большеразмерных и низкоходных ЛА против более усовершенствованной двухцветной ГСН конического сканирования не является эффективным независимо от времени выброса ТЛЦ. Данный факт указывает на возможную область для дальнейших исследований алгоритмов и выбора оптимального времени выброса множественных ТЛЦ. 12 CM КОНТРОЛЛЕР В настоящей главе проводится дальнейший более детальный анализ предыдущих результатов из глав 8 – 11 для использования информации в CM-контроллере для двух видов ЛА. С этой целью значения азимутов обоих ЛА рассматриваются по отдельности для каждой наклонной дальности, а результаты переносятся на график относительно возможных средств угроз и видов ТЛЦ. 137 12.1 Потенциальные средства угроз С целью иллюстрации для пяти значений азимута между 0° и 180° были выбраны различные наклонные дальности с графическим изображением отношения вероятности непоражения PEH к времени выброса ТЛЦ для различных типов угроз. Первый сценарий – для наклонной дальности 2км при азимуте 45°. В моделированиях высота варьируется от 300м до д1500м, посему дальность колеблется от 1323м до 1977м (из теоремы Пифагора). Рисунок 12-1 изображает координаты дальностей на полярном графике, а также PEH относительно времени выброса ТЛЦ для двух моделей ЛА и четырех потенциальных средств угроз. И на этот раз азимут 0°, что соответствует атаке в ЗПС, при размещении ЛА в центре полярного графика. Для ПЗРК с ГСН конического сканирования без использования средств помехозащиты выброс ТЛЦ в любой момент времени вплоть до 1с до точки поражения цели эффективен в качестве ЛЦ для обоих моделей ЛА. При включении в ГСН конического сканирования механизма смещения угла сопровождения временной отрезок, где значение РEН равно 1, существенно сокращается при выбросе ТЛЦ после 3ей с. Для двухцветной ГСН спирального сканирования результаты аналогичны для обоих моделей ЛА, однако для C130 выброс ТЛЦ вплоть до 4с из передних автоматов является эффективным. Для двухцветной ГСН конического сканирования и модели ЛА AMX-A1 временной интервал, где PEH=1, еще более редуцирован. В большинстве случаев выстрел ТЛЦ между 1 и 2с от начала моделирований выдает значение PEH=1. Этот временной отрезок захватывает пуск РО, полсекунды задержки воспламенения и начало работы стартового двигателя. Единственное исключение составляет сценарий с С130 и ПЗРК с двухцветной ГСН конического сканирования, где максимальное значение PEH составляет ориентировочно 0.5. 138 Рисунок 12-1 PEH относительно времени выброса ТЛЦ для постоянной наклонной дальности 2 км и азимуте 45°. Во втором сценарии значение азимута равнялось 90° при постоянной наклонной дальности 3км. Результаты – на рис. 12-2. Для наклонной дальности 3км значение высоты варьировалось от 500м до 2700м, выдавая колебания дальности от 1308м до 2958м, как показано на полярном графике. Согласно результатам, выброс ТЛЦ между 1 и 2с от начала моделирования обеспечивают получение PEH=1 для большинства случаев. И снова исключение составили модель ЛА C130 и модель ПЗРК с двухцветной ГСН конического сканирования. В этом случае выброс из боковых автоматов обеспечивает более высокое значение PEH, чем при выстреле из передних автоматов в случае с двухцветной ГСН конического 139 сканирования. У ГСН конического сканирования с функцией смещения угла сопровождения TAB показатели несколько лучше по сравнению с двухцветной ГНС спирального сканирования Это может объясняться лучшей способностью сопровождения системы с коническим сканированием, а также атакой по лучу, для которых изначально и предназначена функция TAB CCM. Рисунок 12-2 PEH относительно времени выброса ТЛЦ для постоянной наклонной дальности 3км и азимута 90°. В третьем сценарии значение азимута составляло 0°, а наклонная дальность – 4км. Результаты – на рис. 12-3. Для наклонной дальности 4 км высота колебалась от 700м до 300м, выдавая диапазон дальности от 2646м до 3938м. В ходе данных моделирований, как и ожидалось, ГСН конического 140 сканирования с функцией TAB не показала высоких результатов в силу отсутствия скорости пересечения в ходе этих атак. Для обоих моделей ЛА двухцветная ГСН спирального сканирования продемонстрировала более высокие результаты в сравнении с двухцветной ГСН конического сканирования. ТЛЦ должны быть выпущены за 2 с до начала моделирования для обеспечения высокого значения РEH. Этот вывод стал неожиданным, хотя результат объясняется особенностью конструкции сигнального процессора для двухцветной ГСН спирального сканирования и ее особой эффективностью в ходе атак в ЗПС. Модели средств помехозащиты CCM, разработанные в рамках данного исследования, не могут быть использованы в реальных системах, что свидетельствует о необходимости получения углубленных знаний о потенциальных средствах угроз для защищаемого ЛА. 141 Рисунок 12-3 PEH относительно времени выброса ТЛЦ для постоянной наклонной дальности 4км и азимута 0°. В четвертом сценарии значение азимута составило дальность - 3км. Результаты – на рис. 135° , наклонная 12-4. Для модели ЛА AMX-A1 выброс ТЛЦ между 1 и 2с обеспечивает значение PEH=1 для всех моделей ПЗРК. Для модели ЛА C130 выброс ТЛЦ между 1 и 3с обеспечивает PEH=1 для ГСН конического сканирования с функцией TAB и двухцветной ГСН спирального сканирования. Выброс из передних автоматов демонстрирует результаты несколько выше по сравнению с боковыми автоматами в случаях противодействия ГСН конического сканирования с TAB. И в этом случае для эффективный модели против ЛА С130 отсутствует действия сканирования. 142 момент выброса двухцветной ГСН ТЛЦ, конического Рисунок 12-4 PEH относительно времени выброса ТЛЦ для постоянной наклонной дальности 3км и азимуте 135°. В пятом сценарии азимут составил 180°, наклонная дальность – 4км. Результаты – на рис. 12-5. Для модели ЛА AMX-A1 выброс ТЛЦ примерно на 3с будет эффективным против обеих видов двухцветных ГСН. Для модели ЛА С130 выстрел ТЛЦ ориентировочно с 2 по 4с обеспечивает высокое значение PEH против двухцветной ГСН спирального сканирования. И на этот раз для модели С130 эффективный момент выброса ТЛЦ против двухцветной ГСН конического сканирования отсутствует. 143 Рисунок 12-5 PEH относительно времени выброса ТЛЦ для постоянной наклонной дальности 4км и азимута 180°. 12.2 Виды ТЛЦ На этот раз анализ можно выполнить повторно для пяти различных видов ТЛЦ с целью выяснить, могут ли редуцированные ТЛЦ обеспечить аналогичный уровень защиты. И снова были выбраны отдельные значения наклонной дальности и азимута с последующим составлением графика зависимости значения PEH от времени выстрела ТЛЦ для всех видов ТЛЦ в отношении единичного средства угрозы. 144 Рисунок 12-6 PEH относительно времени выброса ТЛЦ для постоянной наклонной дальности 4 км и азимута 0° в случае с ГСН конического сканирования с механизмом помехозащиты TAB CCM. В первом сценарии наклонная дальность составляет 4км, азимут - 0° для ГСН конического сканирования с TAB CCM, как показано на рис. 12-6. Согласно результатам, стандартные ТЛЦ и ТЛЦ с редуцированной яркостью обеспечивают одинаковые значения PEH для всех временных точек выброса ТЛЦ. ТЛЦ с редуцированным временем горения демонстрируют более низкие результаты, а ТЛЦ с редуцированным на четверть временем горения проявляют себя хуже всех. Для получения PEH=1 ТЛЦ с редуцированным на четверть временем горения необходимо выбрасывать 145 примерно на 10с для обеих моделей ЛА. Рисунок 12-7 PEH относительно времени выброса ТЛЦ для постоянной наклонной дальности 3км и азимута 45° в случае с ГСН конического сканирования с TAB CCM. Во втором сценарии наклонная дальность составляет 3км, азимут - 45° для ГСН конического сканирования с механизмом помехозащиты TAB CCM,как показано на рис. 12-7. В случае с AMX-A1 стандартная ТЛЦ 218 обеспечивает наилучший результат воздействия при ее выбросе до 5с с получением PEH=1. Все виды редуцированных ТЛЦ демонстрируют схожие результаты при выбросе до 3с для получения значения PEH=1. В случае с С130 выброс стандартной ТЛЦ 118 из боковых автоматов обеспечивает наилучшие результаты с выдачей самого высокого значения PEH во всех временных точках выстрела ТЛЦ. ТЛЦ с редуцированной яркостью и с 146 редуцированным наполовину временем горения выдают приблизительно схожие результаты при их выстреле из различных комплектов автоматов. И снова самые низкие результаты при выбросе из любого комплекта автоматов получены при отработке ТЛЦ с редуцированным на четверть временем горения. Рисунок 12-8 PEH относительно времени выброса ТЛЦ для постоянной наклонной дальности 3км и азимута 90° в случае с двухцветной ГСН спирального сканирования В третьем сценарии наклонная дальность составляла 3км, азимут- 90° для двухцветной ГСН спирального сканирования, как показано на рис. 12-8. Для AMX-A1 все виды ТЛЦ выдают аналогичные значения PEH во всех временных точках их выброса. То же наблюдаем и в случае с C130 при 147 выбросе ТЛЦ из передних автоматов. При выбросе из боковых автоматов стандартная ТЛЦ 118 демонстрирует более высокие результаты в сравнении с редуцированными ТЛЦ, все из которых выдают схожие результаты. В данном сценарии выброс из передних автоматов обеспечивает более высокое значение PEH в большем количестве временных точек по сравнению с выбросом из боковых автоматов. Рисунок 12-9 PEH относительно времени выброса ТЛЦ для постоянной наклонной дальности 3км и азимута 135° в случае с ГСН конического сканирования с механизмом помехозащиты TAB CCM. В четвертом сценарии наклонная дальность составляет 3км, азимут - 135° в случае с ГСН конического сканирования с ТAB CCM, как показано на рис. 12-9. И на этот раз для AMX-A1 все виды ТЛЦ выдают аналогичные 148 значения PEH во всех временных точках выброса. Для C130 стандартная ТЛЦ 118 демонстрирует самые высокие показатели при выбросе из обоих комплектов автоматов, при этом выстрел из передних автоматов обеспечивает результаты несколько лучше в сравнении с боковыми. В то же время редуцированные ТЛЦ демонстрируют схожие результаты во всех временных точках их выброса. Рисунок 12-10 PEH относительно времени выброса ТЛЦ для постоянной наклонной дальности 4км и азимута 180° в случае с двухцветной ГСН спирального сканирования В пятом сценарии наклонная равнялась 4км, азимут - 180° для двухцветной ГСН спирального сканирования, как показано на рис. 12-10. Для обеих моделей ЛА все виды ТЛЦ демонстрируют аналогичные результаты с оптимальным временем их выброса ориентировочно на 3с. Временной 149 отрезок, где PEH=1 , несколько больше в случае AMX-A1 и составляет около 2с по сравнению с 1с для С130. В случае с C130 при выбросе из любых автоматов получаем аналогичные результаты. 12.3 Выводы Соотношение PEH в зависимости от времени выброса ТЛЦ было представлено в виде графика для некоторых наклонных дальностей и азимутов для возможных средств угроз и различных видов ТЛЦ. Оно указывает, что оптимальное время выброса ТЛЦ зависит от угла атаки и средства угрозы. Также следует указание на то, что редуцированные ТЛЦ способны обеспечить аналогичный уровень защиты в определенных ситуациях. Предыдущий анализ можно выполнить более детально для каждой наклонной дальности и значения азимута с целью разработки алгоритма CM – контроллера. Таковой будет зависеть от способности системы предупреждения о ракетной атаке обнаружить пуск ракеты и передать данные о направлении угрозы. Рисунок 12-11. Обнаружение пуска РО, Напр., стартового двигателя РО Направление средства угрозы Время выброса ТЛЦ для максимального значения PEH Рисунок 12-11 Алгоритм операций CM- контроллера. Еще одним результатом анализа является возможность выброса ТЛЦ в обозначенные промежутки времени.(94). (Приложение B рассматривает моделирование при выбросе ТЛЦ во временные интервалы) В большинстве случаев существует “окно”, где значение PEH=1. В случае, если данное “окно” составляет 2с, выброс ТЛЦ каждые 2с сможет обеспечить защиту ЛА. Более того, если редуцированные ТЛЦ способны обеспечить аналогичный уровень защиты, ЛА сможет увеличить их количество на борту и продлить время полета. Это особенно актуально в случае с ТЛЦ с редуцированной на четверть яркостью, которые демонстрируют более высокие результаты в сравнении с ТЛЦ с редуцированным на четверть временем горения. 150 13 ВЫВОДЫ И НАПРАВЛЕНИЕ ДАЛЬНЕЙШЕГО ИССЛЕДОВАНИЯ В данной диссертации выполнено моделирование различных видов ПЗРК с ИК ГСН спирального или конического сканирования. Отработаны исходные (холостые) пуски без выброса ЛА средств противодействия с целью формирования представления о базовых ТТХ моделей ПЗРК. Затем выполнен выброс ТЛЦ в начале моделирований во временной точке t=0с и при задержке до t=1с с интервалами с целью изучения и отработки упреждающих средств противодействия, так как пуск РО происходит после указанного времени. Также для сравнения выполнен выброс реактивных (ответных) ТЛЦ на определенной дальности обнаружения. На следующем этапе в работу ИК ГСН введены средства помехозащиты CCM: смещение угла сопровождения ТАB с запуском скорости возвышения и двухцветный механизм помехозащиты CCM. Проведено сравнение применения упреждающих и ответных ТЛЦ, но на этот раз в ходе противодействия более усовершенствованным видам угроз. Таблица 13-1 отражает краткие сводные данные PEH для каждого вида ГСН для двух моделей ЛА без выброса ТЛЦ и при выбросе ответных ТЛЦ. PEH соответствует значению высоты ЛА 1км и включает 240 моделирований для каждой (10 дальностей РО x 24 азимута ЛА). Таблица 13-1 Сводная таблица значений PEH для каждой ИК ГСН и средств помехозащиты 151 После демонстрации более низкой эффективности использования реактивных ТЛЦ против усовершенствованных ПЗРК со средствами помехозащиты следующие моделирования рассматривали время выброса ТЛЦ. Выброс ТЛЦ на протяжении всей атаки позволит получить оптимальное время выброса для каждого значения азимута ЛА, расстояния и каждого вида угрозы, с которым может столкнуться ЛА. Согласно результатам, если выброс ТЛЦ происходит с упреждением в ходе атаки, а не в качестве ответной меры, такие ТЛЦ все еще способны обеспечить высокую степень защиты ЛА. “Временное окно” выброса ТЛЦ применение угла упреждения и супервозвышения, пуск РО, полсекунды задержки воспламенения после пуска и полсекунды после развития тяги стартового двигателя. Для транспортного ЛА эффективным будет использование передних и боковых автоматов выброса ТЛЦ. Выброс из боковых автоматов обеспечит более высокий общий результат при атаках в ЗПС, а передние автоматы – при атаках со скоростью пересечения. ТЛЦ с редуцированной яркостью выдают аналогичные результаты по сравнению со стандартной ТЛЦ, однако, ТЛЦ с редуцированным временем горения справляются с задачей хуже. Для ТЛЦ с редуцированным временем горения и моделью скоростного реактивного ЛА лишь при атаках в ЗПС показатели ниже. Временное окно выброса ТЛЦ все еще присутствует при атаках со скоростью пересечения. Для ТЛЦ с редуцированным временем горения и в случае транспортного ЛА большинство значений азимута ЛА выдают результаты хуже без наличия временного окна выброса ТЛЦ, выброс в пределах которого обеспечивает максимальную степень защиты ЛА. Результаты оптимального времени выброса ТЛЦ могут быть использованы в CM- контроллере стандартного КАЗ (Common Defensive Aids Suite (CDAS). В случаях, когда одновременный выброс двух ТЛЦ не эффективен, например, против двухцветного механизма помехозащиты с коническим сканированием, в ходе будущего исследования возможно рассмотреть применение множественных ТЛЦ по определенному алгоритму или временной последовательности. Также возможно применение различных моделей ТЛЦ с различным временем подъема (возвышения). Такой подход в сочетании с выполнением маневра ЛА после выброса ТЛЦ может 152 обеспечить более высокий уровень защиты. Еще одним аспектом будущего исследования может быть проведение анализа работы ЛА. Результаты свидетельствуют, что в большинстве ситуаций эффективным будет выброс двух ТЛЦ каждые две секунды. Например, транспортный ЛА с 300 ТЛЦ на борту сможет получить необходимую защиту полетного времени 150 (300 ТЛЦ/2) x 2sс, что составит 5 минут. Затем можно провести сравнение этих данных с потребностями, обозначенным в операционном анализе. Будет ли данное полетное время достаточным либо потребуется наличие большего числа ТЛЦ, либо необходимо увеличить временные интервалы выброса? Касательно моделирований необходимо сделать несколько оговорок, главная из которых состоит в том, что это всего лишь моделирования на основе данных моделей, полученных из открытых источников литературы. Посему результаты могут или нет иллюстрировать реальную обстановку, но дают возможность сделать существенные выводы, которые возможно получить на основе такого рода исследований. Следующий шаг – верификация и валидация с использованием моделей с точными входными данными, аппаратно-программным моделированием (HWIL) и испытаниями в полевых условиях. Однако выводы, полученные в ходе моделирований, можно однозначно использовать с целью снижения количества стрельбовых испытаний, которые крайне затратны. Моделирования для различных временных точек выброса ТЛЦ проводились без включения какого бы то ни было шума или затухания в атмосфере. Посему представлены наиболее благоприятные условия для ИК ГСН, а временное окно выброса ТЛЦ , где значение PEH=1, может быть длиннее. Стандартная ТЛЦ выдает соотношение помеха/сигнал J/S 40:1 для AMX-A1 и 10:1 для C130. ТЛЦ с редуцированной яркостью обеспечивают высокий уровень защиты особенно для AMX-A1. Для дальнейшей отработки использования ТЛЦ с редуцированной полезной нагрузкой будущие моделирования достоверные должны быть более точными, что предполагает значения интенсивности излучения для моделей ЛА, проверенные модели ИК ГСН и полномасштабное моделирование (например, с учетом атмосферного затухания, фоновых помех, отражения 153 солнечных лучей). 154 СПИСОК ИСПОЛЬЗУЕМОЙ ЛИТЕРАТУРЫ 1. The anatomy of the MANPAD. Richardson, M. 2006, Technologies for optical countermeasures IV, Proc. of SPIE, p. 6738. 2. Bureau of Political-Military Affairs. The MANPADS Menace: Combating the Threat to Global Aviation from Man-Portable Air Defense Systems Fact Sheet : U.S. Department of State, September, 2005. 3. Congressional Research Service Report for Congress RL31741. Homeland Security: Protecting Airliners from Terrorist Missiles. 2006. 4. Wikileaks releases 'confirm Afghanistan MANPADS threat'. Wasserbly, Daniel. 28 July 2010, Jane's Defence Weekly. 5. Jane's Intelligence Review. Mombasa Attack Highlights Increasing MANPADs Threat. February, 2003. 6. The Proliferation of MANPADS. Hunter, Thomas B. November 28, 2002, Jane's Intelligence Review. 7. RAF Tristars upgraded with defensive systems. Ripley, T. April 13 2005, Jane's Defence Weekly. 8. [Online] http://www.driir.com/technical2.html (accessed August 2011). 9. Hudson, R.D. Infrared System Engineering. London : Wiley, 1969. 10. Driggers, Ronald, Cox, Paul and Edwards, Timothy. Introduction to Infrared and Electro-Optical Systems. 1999 : Artech House. 11. [Online] http://www.enseki.or.jp/e_tokusei.html (accessed August 2011). 12. Rogatto, William D. Electro-Optical Componenets Volume 3. The Infrared & Electro-Optical Systems Handbook : SPIE Press, 1993. 155 13. Richardson, M.A. Electro Optics and Infrared Sensors course notes. Cranfield University, Defence Academy of the UK : GW/MESE MSc, 2008. 14. Klocek, P. Handbook of Infrared Optical Materials. London : Marcel Dekker, 1991. 15. Zissis, Geaorge J. Sources of Radiation Volume 1. The Infrared & ElectroOptical Systems Handbook : SPIE Press, 1993. 16. Dudzik, Michael C. Electro-Optical Systems Design, Analysis, and Testing Volume 4. The Infrared & Electro-Optical Systems Handbook : SPIE Press, 1993. 17. Campana, Stephen B. Passive Electro-Optical Systems Volume 5. The Infrared & Electro-Optical Systems Handbook : SPIE Press, 1993. 18. [Online] http://mail.gpacademy.org/~rochter/ELECTRO-OPTICS.htm (accessed August 2011). 19. Smith, Frederick G. Atmospheric Propogation of Radiation Volume 2. The Infrared & Electro-Optical Systems Handbook : SPIE Press, 1993. 20. Biberman, L.M. Reticles in Electro Optical Devices. Elmsford, NY : Pergamon Press, 1966. 21. Electro-Optic and Infrared Sensors. May, John and Van Zee, M.E. September, 1983, Microwave Journal. 22. The technique of spatial filtering. Aroyan, Geaorge F. Paper 4.3.2 p.1561, September 1959, Proceedings of the IRE. 23. Digital simulation of reticle systems. Craubner, S. 1981, Optical Engineering, Vol. 20(4), pp. 608-615. 24. Infrared Systems: I. Expressions for signal and background induced noise with space filters. Samuelsson, Hans. January 1971, IEEE Transaction on Aerospace and Electronic Systems, Vols. AES-7 No.1. 156 25. Infrared Systems: II. Accuracy of angle measurement. Samuelsson, Hans. January 1971, IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems, Vols. AES-7 No.1. 26. The interaction in the development of optical missile seekers and jammer technology. Titterton, D.H. October 2010, The Imaging Science Journal, Vol. 58. 27. Hong, Hyun-Ki et al. Reticles-Rotating Systems. Encyclopedia of Optical Engineering : Marcel Dekker, 2003. 28. Simulation of reticle seekers by means of an image processing system. Olsson, Gustaf. March 1994, Optical Engineering, Vol. 33(3), pp. 730-736. 29. Optimum modultaion characteristics for amplitude-modulated and frequency-modulated infrared systems. Butterweiler, T.B. 1961, Journal of the Optical Society of America, Vol. 51(9), pp. 1011-1015. 30. Comparison of AM and FM reticle systems. Carpenter, R. 1963, Applied Optics, Vol. 2(3), pp. 2229-236. 31. Parameters of spinning AM reticles. Driggers, R.G. et al. 1991, Applied Optics, Vol. 30(19), pp. 2675-2684. 32. Deyerle, Craig M. Reticle Based Missile Seekers, Encylcopedia of Optical Engineering : Marcel Dekker, 2003. 33. Pollock, David H. Countermeasure Systems Volume 7. The Infrared & Electro-Optical Systems Handbook : SPIE Press, 1993. 34. Strela-2. 2011, Jane's Land-Based Air Defence. 35. [Online] http://www.fas.org/man/dod-101/sys/missile/row/sa-7.htm (accessed August 2011). 36. [Online] http://www.globalsecurity.org/military/world/russia/sa-7.htm (accessed August 2011). 157 37. Strela-2M. 2011, Jane's Land-Based Air Defence. 38. [Online] http://www.fas.org/programs/ssp/asmp/MANPADS.html (accessed August 2011). 39. Jahng, Surng-Gahb et al. Reticles-Nutating Systems. Encyclopedia of Optical Engineering : Marcel Dekker, 2003. 40. Parameters of spinning FM reticles. Driggers, R.G. et al. 1991, Applied Optics, Vol. 30(19), pp. 887-895. 41. Parameter analysis for frequency-modulation reticle design. Chao, Z.W. et al. 1988, Optical Engineering, Vol. 27(6), pp. 443-451. 42. Target position extraction based on instantaneous frequency estimation in a fixed-reticle seeker. Han, S.H. et al. 2000, Optical Engineering, Vol. 39(9), pp. 2568-2573. 43. [Online] http://www.fas.org/man/dod-101/sys/missile/row/sa-14.htm (accessed August 2011). 44. Strela-3. 2011, Jane's Land-Based Air Defence. 45. [Online] http://www.globalsecurity.org/military/world/russia/sa-14.htm (accessed August 2011). 46. KBM Kolomna 9M313 Igla-1 (SA-16 'Gimlet) man-portable antiaircraft missile. 2011, Jane's Electro-Optic Systems. 47. [Online] http://www.globalsecurity.org/military/world/russia/sa-16.htm (accessed August 2011). 48. [Online] http://www.fas.org/man/dod-101/sys/missile/row/sa-16.htm (accessed August 2011). 49. [Online] http://www.fas.org/man/dod-101/sys/land/stinger.htm (accessed August 2011). 158 50. [Online] http://www.globalsecurity.org/military/systems/ground/stinger.htm (accessed August 2011). 51. [Online] http://www.fas.org/man/dod-101/sys/land/row/mistral.htm (accessed August 2011). 52. [Online] http://www.globalsecurity.org/military/world/russia/sa-18.htm (accessed August 2011). 53. [Online] http://www.fas.org/man/dod-101/sys/missile/row/sa-18.htm (accessed August 2011). 54. KBM Kolomna 9M39 Igla (SA-18 'Grouse') man-portable anti-aircraft missile. 2011, Jane's Electro-Optic Systems. 55. KBM Kolomna 9M342 Igla-S (SA-24 'Grinch') man-portable anti-aircraft missile. 2011, Jane's Electro-Optic Systems. 56. Raytheon FIM-92 Stinger man-portable anti-aircraft missile. 2010, Jane's Electro-Optic Systems. 57. Boreman, Glenn D. Modulation Transfer Function in Optical and ElectroOptical Systems. Bellingham WA : SPIE Press, 2001. 58. Zarchan, Paul. Tactical and Strategic Missile Guidance. Reston, Virginia : American Institute of Aeronautics and Astronautics, 1997. 59. [Online] http://www.globalsecurity.org/military/systems/aircraft/systems/analq-156.htm (accessed August 2011). 60. [Online] http://www.chemringcm.com/Products/AirProducts/Flares/SquareFormat/ (accessed August 2011). 61. Baqar, S. Low-cost PC-based high fidelity infrared signature modelling and simulation. Cranfield Defence and Security : PhD Thesis, 2007. 159 62. Infrared countermeasure flares. Withey, M.D. October 2010, The Imaging Science Journal, Vol. 58. 63. Dynamic simulations of infrared reticle seekers and an efficient countercountermeasure algorithm. Han, Sung-Hyun et al. August 1997, Optical Engineering, Vol. 36(8), pp. 2341-2345. 64. Analysis of the spinning CAR reticle seeker and an effective countercountermeasures algorithm. Hong, H. et al. 1998. Proc SPIE 3365, 169. 65. Novel adaptive digital signal processing algorithm for a staionary reticle seeker. Oh, J.S. et al. 2000, Optical Engineering, Vol. 39(10), pp. 2797-2803. 66. Simulation of target detection in ultraviolet and infrared bands. Doo, Kyoung-Soo et al. November 2001, Optical Engineering, Vol. 40(11), pp. 26462654. 67. Adaptive infrared counter-countermeasures for two-color spinning concentric-annular-ring reticle seeker. Hong, H.K. et al. 2001, Optical Engineering, Vol. 40(6), pp. 1093-1099. 68. New two-color cancellation algorithm for counter-countermeasures of infrared seekers. Oh, J.S. et al. 2001, Optical Engineering, Vol. 40(8), pp. 1699-1708. 69. Two-colour infrared counter-countermeasures based on the signal ratio between two detection bands for a crossed-array tracker. Oh, Jeong-Su et al. September 2005, Optical Engineering, Vol. 44(9). 70. Assessment of the performance of a new decoy dispenser pod against 2nd generation IR MANPADs. D'Amico, P. et al. 2011, Journal of Battlefield Technology, Vol. 14(1). 71. Northrop Grumman AN/AAQ-24(V) Nemsis Directional Infra-Red CounterMeasures (DIRCM) and Large Aircraft Infra-Red Countermeasures (LAIRCM) systems. 2011, Jane's Electro-Optic Systems. 160 72. [Online] http://www.globalsecurity.org/military/systems/aircraft/systems/ircm.htm (accessed August 2011). 73. The future of airborne expendables. Knowles, J. May 2010, The Journal of Electronic Defense. 74. [Online] http://www.chemringcm.com/AboutUs/TechnologyServices/ModellingSimula/ (accessed February 2010). 75. General, Dynamics. The world's missile systems eighth edition. Pomona : Pomona Division, General Dynamics, 1988. 76. Rouse, J.F. Guided Weapons Fourth Edition. London : Brassey's Land Warfare, 2000. 77. Birchenall, R. Reactive and Pre-Emptive Countermeasures Against IR Man Portable Air Defence Systems. Cranfield Defence and Security : MSc Thesis, 2008. 78. Hock, N. The MANPAD Threat to Commercial Aircraft. Cranfield Defence and Security : MSc Thesis, 2004. 79. The MANPAD threat to commercial aircraft. Hock, N. et al. Novemeber 2002, Journal of Battlefield Technology, p. 5(3). 80. Johnson, H. The use of Flare Countermeasures on Large Civilian Aircraft. Cranfield Defence and Security : MSc Thesis, 2005. 81. Modelling the improved protection of fast jets from the IR MANPADs threat. Tranquillino-Minerva, N et al. 2006, Technologies for Optical Countermeasures III, Proc. SPIE, pp. 6397-17. 161 82. The alpha-beta-gamma tracking filter with a noisy jerk as the maneouvre model. Sudano, J. 30(3), July 1994, IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems. 83. [Online] http://www.modtran.org (accessed January 2010). 84. Metropolitan Police. MANPADS Forensic Report SA-7. 85. Metropolitan Police. MANPADS Forensic Report SA-14. 86. [Online] http://www.enemyforces.net/aircraft/amx.htm (accessed August 2011). 87. [Online] http://www.belgian-wings.be (accessed August 2011). 88. Analysis of first generation MANPAD attacks on fast jets. Jackman, James et al. 2009. Proc. SPIE 7483, 74830I. 89. [Online] http://local.wasp.uwa.edu.au/~pbourke/geometry/lineline3d/ (accessed February 2010). 90. The effect of pre-emptive flare deployment on first generation man-portable air-defence (MANPAD) systems. Jackman, James et al. 2010, The Journal of Defense Modeling and Simulation, pp. vol. 7 no.3 181-189. 91. Effect of payload size on pre-emptive flare countermeasures against MANPAD system. Jackman, James et al. 2010. Proc SPIE 7836, 78360M. 92. Effect of pre-emptive flares on MANPAD systems with a track angle bias CCM. Jackman, James et al. 2010. Proc SPIE 7836, 78360N. 93. Simulating pre-emptive countermeasures of varying performance against a Man-Portable Air-Defence (MANPAD) system with a track angle bias countercountermeasures (CCM). Jackman, James et al. 2011, Infrared Physics & Technology, Vol. 54, pp. 121-129. 162 94. Pre-emptive Vs reactive infrared countermeasures. Taylor, B. March 2000, Journal of Electronic Defense. 95. [Online] https://simdis.nrl.navy.mil (accessed August 2011). 160 ПРИЛОЖЕНИЯ Приложение A Асимметрия полярных графиков Построение полярных графиков для различных моделей ЛА и ПЗРК индицировало некоторую асимметрию вокруг оси 0°. Данный эффект едва заметен в случае отсутствия применения ЛА средств противодействия. Рисунок A-1 (a) соответствует модели ЛА AMX-A1 на высоте 1км против ИК ГСН спирального сканирования при вращении перекрестия против часовой стрелки. В этом случае лишь две стартовые позиции ПЗРК выдают разные результаты. Моделирования были выполнены повторно на этот раз с единственным изменением: перекрестие вращалось по часовой стрелке. Результаты представлены на рис. A-1 (b). И в этом случае наблюдается лишь несколько позиций с разными результатами вокруг оси 0°. (a) (b) Рисунок A-1 Модель ЛА AMX-A1 без применения средств помехового воздействия против ИК ГСН спирального сканирования при вращении перекрестия (a) против часовой и (b) по часовой стрелке. Для изучения возможных причин получения различных результатов были выбраны две атаки, зеркальные изображения вокруг оси 0° из рисунка A-1 (b) для дальности 5500м и азимутов 30° и 330°. Учитывая симметричную природу двух атак, результаты обеих должны быть идентичны, однако, при азимуте 30° получаем промах, а при 330°- попадание. Траектория РО 170 ,спроецированная на плоскость x-z, была графически изображена для двух атак и представлена на рис. A-2 (a). Траектория ракеты при промахе и азимуте 30° индицирует несколько более высокую начальную траекторию. В данной атаке ракета срывает сопровождение на 9с , посему было выполнено детальное изучение данных сопровождения ГСН. Наиболее значительное отличие между сценарием с попаданием и промахом выявилось в амплитуде ошибки сопровождения, см. рис. A-2 (b), что выдает информацию для наведения и отражается на командах ускорения и угле поворота карданного подвеса в ГСН, см. рис A-3 – для промаха и рис. A-4 - для попадания. (a) (b) Рисунок A-2 (a) Траектория РО на плоскости x-z и (b) амплитуда ошибки сопровождения 170 Рисунок A-3. Атака при азимуте 30° с итоговым промахом. Рисунок A-4 Атака при азимуте 330° с итоговым попаданием. Азимуты ускорения карданного подвеса и горизонтального ускорения на рис. A-3 и A- 4 должны быть симметричны вокруг временной оси; что, грубо говоря, должно наблюдаться до момента, когда ГСН срывает сопровождение на 9с. Если бы обе атаки заканчивались попаданием, вертикальное ускорение и возвышение карданного подвеса должны были бы быть одинаковы. Увеличение амплитуды ошибки сопровождения в случае промаха приводит к повышению вертикального ускорения и угла места карданного подвеса, что создает более высокую траекторию и потерю цели из сектора обзора ГСН. Ввиду предполагаемого получения аналогичных результатов в обеих атаках можно отметить особую чувствительность моделирований к такому условию, как нахождение цели в пределах сектора обзора ГСН. Положение цели в секторе обзора передает сигнал в сигнальный процессор , что затем выдает амплитуду и угол ошибки сопровождения. Возможно, что эти две атаки не соответствуют реальным сценариям, учитывая дальность 5.5км и полетное время попадания 18с при отсутствии ослабления в атмосфере и шума, что отражает наилучшие возможные результаты для РО. Однако данный сценарий отражает существенное воздействие сигнальной обработки на исход атаки. Сигнальная обработка 170 разработана пользователем, так как подробная информация такого рода в открытых источниках отсутствует. Таким образом, любая разработанная модель ПЗРК может или нет отражать возможную угрозу на театре военных действий. В случае применения ЛА средств помехового воздействия наблюдаются значительно более выраженные изменения в асимметрии полярных графиков. С целью иллюстрации была выбрана модель двухцветной ГСН конического сканирования против моделей ЛА AMX-A1 и C130 при выбросе ими реактивных ТЛЦ. Рисунок A-5 демонстрирует результаты для AMX-A1 при оптике с вращением (a) против часовой стрелки и (b) по часовой стрелке. (a) (b) Рисунок A-5 Модель AMX-A1 при выбросе реактивных ТЛЦ против двухцветной ИК ГСН конического сканирования с вращением оптики (a) против часовой стрелки и (b) по часовой стрелке. Результаты не соответствуют зеркальным отображениям вокруг оси 0°, посему выполнен детальный анализ отдельных атак, в частности двух, из Рис. A-5 (a) , где при дальности 2500м и азимуте 15° получен промах, а при 345°попадание. Рисунок A-6 показывает место нахождения целей в секторе обзора в момент выброса ТЛЦ, а также горизонтальную проекцию атаки в плоскости х-y. Левая сторона – для азимута 15°, правая – для азимута 345°. ЛА находится в одной и той же точке в секторе обзора (в левой части) в 170 момент выброса ТЛЦ. Однако ЛА движется справа налево в секторе обзора для азимута 15° и слева направо для азимута 345°. Двухцветный механизм помехозащиты пытается вытолкнуть ТЛЦ к самому краю сектора обзора, что приводит к промаху ракеты в сценарии с азимутом 15° . Рисунок A-6 Атака для дальности 2500м и азимута 15° (с левой стороны) и азимута 345° (с правой стороны) В ходе последующих моделирований с участием модели ЛА C130 производился выстрел реактивных ТЛЦ из передних автоматов против модели двухцветной ГСН конического сканирования. Рисунок A-7 отражает результаты при вращении оптики (a) против часовой стрелки и (b) по часовой. И на этот раз наблюдаем заметные различия вокруг оси 0°. Два выбранных сценария из рисунка A-7 (a) соответствовали дальности 3500м и азимуту 30° с конечным попадание и азимуту 330° - с конечным промахом. При выбросе ТЛЦ оба ЛА находятся на аналогичных позициях в пределах сектора обзора ГСН. Рисунок A-8. В этом случае они находятся в правой половине сектора, посему сценарий для азимута 30°, при котором ЛА 170 движется слева направо, заканчивается поражением цели. Сценарий для азимута 330° , при котором ЛА движется слева направо, заканчивается промахом. Данное обстоятельство указывает на то, что положение цели в секторе обзора ГСН при выбросе средств противодействия оказывает существенное и значимое воздействие на исход атаки. . (a) (b) Рисунок A-7 Модель ЛА C130 при выбросе реактивных ТЛЦ из передних автоматов против двухцветной ИК ГСН конического сканирования при вращении оптики (a) против часовой стрелки и (b) по часовой 170 Рисунок A-8 Атаки для дальности 3500м и азимута 30° (левая сторона) и азимута 330° (правая сторона). (a) (b) Рисунок A-9 Модель C130 при выбросе реактивных ТЛЦ из боковых автоматов против двухцветной ИК ГСН конического сканирования с вращением оптики (a) против часовой и (b) по часовой стрелке. 170 Рисунок A-10 Атаки для дальности 4000м и азимута 75° (левая сторона) и азимута 285°(правая сторона) В заключительном сценарии с использованием модели ЛА C130 выброс реактивных ТЛЦ производился из боковых автоматов в ходе противодействия модели двухцветной ТЛЦ конического сканирования. Рисунок A-9 отражает результаты для оптики при вращении (a) против часовой стрелки и (b) по часовой стрелке. И в этот раз вследствие очевидных различий из рис. A-9 (a) были выбраны два сценария для дальности 4000м и азимута 75° (промах), а также для азимута 285° (попадание). Положение бортов в секторе обзора ТЛЦ при выбросе ТЛЦ несколько отличается. Рисунок A-10. Но оба ЛА все еще пребывают в левой части сектора обзора. В сценарии с азимутом 75° ЛА передвигается справа налево в секторе обзора, а атака заканчивается промахом. В сценарии с азимутом 285° ЛА передвигается слева направо в секторе обзора, а атака заканчивается попаданием. Данные результаты лишь подтверждают значимость положения цели в секторе обзора при выбросе ТЛЦ. Все моделирования выполнялись без участия шума или ослабления в атмосфере, а различия наблюдались лишь в положении целей и ТЛЦ в секторе обзора, что затем корректировало вход сигнала в сигнальный процессор, а из кривых статического усиления незначительные изменения во всем секторе обзора существенно отражались на измеряемой ошибке, что выдавало информацию сопровождения. Конструкции (схемы) сигнального процессора, используемые в моделированиях, все получены из открытых источников, посему могут и не отражать реальные системы. Реальная ИК ГСН сопровождает цель в центре сектора обзора через команды наведения для координации самой головки. Таким образом, возможно, это является побочным эффектом конструкции двухцветного механизма помехозащиты. Для более достоверных результатов и уверенных выводов требуется более подробная информация о средстве угрозы, а также аппаратно-программное моделирование (HWIL) . 170 Appendix B Координатная сетка РО Помимо моделирований с использованием отдельных ПЗРК был отработан сценарий с расположением нескольких ПЗРК на координатной сетке. На площади 10км x 10км ПЗРК первого поколения были размещены с интервалами в 1км, что в общей сложности составило 121. Модель ЛА АMXA1 выполняла полет на высоте 1км через центр сетки, как показано на рис. B-1. ЛА выбросил пару ТЛЦ на 4с от начала моделирования, а затем повторял действие с интервалом в 4с. Во время полета ЛА ПЗРК могли вести, брать на сопровождение цель с дальнейшим пуском по ней. В результате ни одна из ракет не поразила цель. Рисунок B-1 размещение ПЗРК с интервалом в 1км на сетке 10км x 10км с пролетом ЛА по центру. В целях демонстрации в программе SIMDIS(95) был выполнен рис. B-2 для малой сетки всего на 9 систем РО. Синяя линия соответствует траектории полета ЛА , желтые круги – ТЛЦ, зеленые конусы – сектору обзора ГСН. Наиболее близкие к ЛА ПЗРК смогли произвести пуск, но сопровождали первую пару выпущенных ТЛЦ, ПЗРК на значительном удалении смогли захватить на сопровождение вторую пару ТЛЦ ввиду их более высокой яркости и мощности в секторе обзора. Отсутствие попаданий в результате 170 указывает на то, что выброс ТЛЦ через определенные временные интервалы может служить эффективным средством противодействия против множественных ПЗРК-угроз при их пуске по цели с разных углов и дальностей. . Рисунок B-2 A Рисунок построен с использованием SIMDIS и малой сетки на 9 ПЗРК 170 Приложение C Перечень публикаций C.1 Статьи в журналах The effect of pre-emptive flare deployment on first generation man-portable airdefence (MANPAD) systems. Jackman, James et al. 2010, The Journal of Defense Modeling and Simulation, pp. vol. 7 no.3 181-189. Simulating pre-emptive countermeasures of varying performance against a Man-Portable Air-Defence (MANPAD) system with a track angle bias countercountermeasures (CCM). Jackman, James et al. 2011, Infrared Physics & Technology, Vol. 54, pp. 121-129. Countermeasure effectiveness against a man-portable air-defence system containing a two-colour spinscan infrared seeker. Jackman, James et al. 2011, Optical Engineering (50), 126401 DOI:10.1117/1.3657507. Assessment of the performance of a new decoy dispenser pod against 2nd generation IR MANPADs. D'Amico, P., Richardson, M., Jackman, J., Butters, B., Millwood, N. 2011, Journal of Battlefield Technology, Vol. 14(1). C.2 Доклады на конференциях Analysis of first generation MANPAD attacks on fast jets. Jackman, James et al. 2009. Proc. SPIE 7483, 74830I. Effect of payload size on pre-emptive flare countermeasures against MANPAD system. Jackman, James et al. 2010. Proc SPIE 7836, 78360M. Effect of pre-emptive flares on MANPAD systems with a track angle bias CCM. Jackman, James et al. 2010. Proc SPIE 7836, 78360N. Modelling a MANPAD system with a conical scan two-colour IR seeker. Jackman, James et al. 2011, Proc. SPIE 8187-25. 171 Modelling a MANPAD system with a TAB CCM. Jackman, James. 2010, 8th EO/IR Classified conference, Cranfield Defence and Security, Defence Academy of the UK. Two-colour CCM modelling. Jackman, James. 2011, 9th EO/IR Classified conference, Cranfield Defence and Security, Defence Academy of the UK. 172
