А.В. Леньшин, Н.М. Тихомиров, С.А. Попов. Бортовые радиоэлектронные системы
advertisement
ВОЕННЫЙ УЧЕБНО-НАУЧНЫЙ ЦЕНТР ВОЕННО-ВОЗДУШНЫХ СИЛ «ВОЕННО-ВОЗДУШНАЯ АКАДЕМИЯ имени профессора Н.Е. ЖУКОВСКОГО и Ю.А. ГАГАРИНА» (г. Воронеж) ВОЕННЫЙ УЧЕБНО-НАУЧНЫЙ ЦЕНТР ВОЕННО-ВОЗДУШНЫХ СИЛ «ВОЕННО-ВОЗДУШНАЯ АКАДЕМИЯ имени профессора Н.Е. ЖУКОВСКОГО и Ю.А. ГАГАРИНА» (г. Воронеж) А.В. Леньшин, Н.М. Тихомиров, С.А. Попов А.В. Леньшин, Н.М. Тихомиров, С.А. Попов БОРТОВЫЕ РАДИОЭЛЕКТРОННЫЕ СИСТЕМЫ БОРТОВЫЕ РАДИОЭЛЕКТРОННЫЕ СИСТЕМЫ ОСНОВЫ ПОСТРОЕНИЯ ОСНОВЫ ПОСТРОЕНИЯ Учебное пособие Учебное пособие Под редакцией доктора технических наук, профессора А.В. Леньшина Под редакцией доктора технических наук, профессора А.В. Леньшина 2-е издание, переработанное и дополненное 2-е издание, переработанное и дополненное Воронеж Издательско-полиграфический центр «Научная книга» 2021 Воронеж Издательско-полиграфический центр «Научная книга» 2021 УДК 621.3 ББК 32.84 Л46 ОГЛАВЛЕНИЕ Рецензенты: доктор технических наук, старший научный сотрудник С.П. Баринов (АО «Концерн «Радиоэлектронные технологии»), доктор технических наук, профессор В.П. Лихачев (ВУНЦ ВВС «Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина») Леньшин, А.В. Л46 Бортовые радиоэлектронные системы. Основы построения : учебное пособие / А.В. Леньшин, Н.М. Тихомиров, С.А. Попов ; под ред. А.В. Леньшина. – 2-е изд., перераб. и доп. – Воронеж : Издательско-полиграфический центр «Научная книга», 2021. – 486 с. – ISBN 978-5-4446-1521-8. – Текст : непосредственный. Изложены теоретические основы построения и функционирования бортовых радиоэлектронных систем связи, навигации, обработки информации, прицеливания и управления вооружением, радиоэлектронной борьбы. Рассмотрены основные типы бортовых радиоэлектронных средств, комплексов, систем и задачи, решаемые ими. Учебное пособие адресовано адъюнктам, курсантам и слушателям ВУНЦ ВВС «Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж), обучающихся по специальности «Техническая эксплуатация и восстановление энергосистем и пилотажно-навигационных комплексов боевых летательных аппаратов». Может быть полезно специалистам, занимающимся проблемами бортовых радиоэлектронных систем. Учебное пособие разработано на кафедре эксплуатации бортового авиационного радиоэлектронного оборудования ВУНЦ ВВС «Военновоздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина». УДК 623.3 ББК 32.84 ISBN 978-5-4446-1521-8 © Леньшин А.В., Тихомиров Н.М., Попов С.А., 2021 © Оформление. Издательско-полиграфический центр «Научная книга», 2021 Список основных сокращений …………………………………………………….…………. ВВЕДЕНИЕ ………………………………………………...………………………………...…………………. Глава 1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О РАДИОСИГНАЛАХ И БОРТОВОМ РАДИОЭЛЕКТРОННОМ ОБОРУДОВАНИИ …… 1.1. Назначение, решаемые задачи и принципы построения бортового радиоэлектронного оборудования ………………………………….. 1.2. Представление радиосигналов …………………..…………………………..………. 1.3. Основы теории распространения радиоволн ………………………...… 1.3.1. Влияние тропосферы на распространение радиоволн 1.3.2. Влияние ионосферы на распространение радиоволн 1.3.3. Особенности распространение радиоволн различных диапазонов…………………………………………………………………………………………………. 1.4. Основные характеристики и параметры антенн ……………………. 1.5. Архитектура радиопередающих устройств …………..…………….…… 1.6. Архитектура радиоприемных устройств ………………………………...… Контрольные вопросы ………………………………………………..…………………………....…. Глава 2. РАДИОТЕХНИЧЕСКИЕ МЕТОДЫ ИЗМЕРЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ДВИЖЕНИЯ ВОЗДУШНОГО СУДНА …………... 2.1. Методы измерения дальности …………………………………………………..….… 2.2. Методы измерения угловых координат …………………………...……….... 2.3. Доплеровский метод измерения скорости ………………………………... 2.4. Методы определения местоположения ВС ………………………………. Контрольные вопросы ……………………………..…………………………………………………. Глава 3. АВИАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ РАДИОСВЯЗИ ................... 3.1. Классификация, решаемые задачи и основные требования к авиационным средствм связи …………………………………………….……....………... 3.2. Оконечная аппаратура авиационных систем связи. Электроакустические преобразователи ………………………………………………...…….... 3.2.1. Микрофоны …………………………………………………………..…………………….... 3.2.2. Ларингофоны ………………………………………...………………..…………………… 3.2.3. Телефоны и громкоговорители …………………………………………… 3.3. Бортовые устройства записи речевой информации ……………... 3 7 9 12 12 18 26 30 33 36 42 55 62 75 77 77 85 93 97 103 105 105 111 112 120 121 125 Оглавление Оглавление 3.3.1. Самолетные магнитофоны ……………………………………………….…… 3.3.2. Принцип цифровой звукозаписи ……………..………………….……… 3.3.3. Цифровые регистраторы звуковой информации ……….... 3.4. Аппаратура внутренней связи ………………………………………………………... 3.5. Бортовые авиационные радиостанции ……………………………………….. 3.6. Бортовой комплекс средств связи многоцелевого истребителя С-107-2 ……………………………………………………………………..……………...…………. 3.7. Цифровой комплекс средств связи С-111 для перспективного многофункционального истребителя ………………………………………... 3.8. Перспективные авиационные комплексы радиосвязи ………... Контрольные вопросы …………………………………………………………………….………….. Глава 4. АВИАЦИОННЫЕ РАДИОНАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ …………………………………………………………………………………………………..…... 4.1. Общие сведения о задачах навигации воздушных судов. Классификация радионавигационных систем …………………………….…... 4.2. Доплеровские измерители скорости и угла сноса ………………… 4.3. Радиовысотомеры …………………………………...…………………………………..………... 4.3.1. Общие сведения о радиовысотомерах ……………………………... 4.3.2. Частотные радиовысотомеры ………………………………………..…...... 4.3.3. Импульсные радиовысотомеры ………………………………………...... 4.4. Автоматические радиокомпасы …………………………………...………..………. 4.5. Радиотехнические системы дальней навигации …………………….. 4.5.1. Фазовые РСДН СДВ-диапазона …………………………………….....… 4.5.2. Импульсно-фазовые РСДН ДВ-диапазона ………...……….….. 4.6. Радиотехнические системы ближней навигации …………………... 4.6.1. РСБН дециметрового диапазона …………………………………..…….. 4.6.2. РСБН метрового диапазона ……………………………...…………….…….. 4.7. Системы посадки ………………………………………………...…………….……………….…. 4.7.1. Общая характеристика систем посадки …………………...…...… 4.7.2. Принцип действия системы посадки ………………………………... 4.8. Спутниковые радионавигационные системы ……………..…………… 4.8.1. Общие сведения о спутниковых РНС …………………….……...… 4.8.2. Состав и основные функции спутниковых РНС …………. 4.9. Глобальные навигационные спутниковые системы …………...... 4.9.1. GPS (Global Positioning System) ………………………………………...... 4 126 132 136 139 143 153 159 168 181 182 182 188 199 199 202 205 208 218 219 224 228 231 235 239 239 246 250 251 260 266 266 4.9.2. ГЛОНАСС …………………………………………………………………………………...... 4.9.3. BDS (BeiDou Navigation Satellite System) …………………….… 4.9.4. Галилео (Galileo) …………………………………………………………………..……. 4.10. Региональные навигационные спутниковые системы ……… 4.10.1. IRNSS (NavIC) ……………………………………………………………………..…… 4.10.2. QZSS (Quasi-Zenith Satellite System) ………………..…………..… 4.11. Системы функциональных дополнений ГНСС ………………….… 4.12. Системы предупреждения столкновений ……………………………….. 4.13. Комплексирование инерциальных и спутниковых радионавигационных систем ………………………………………………………………………….…. Контрольные вопросы ………………………………………...……………………….……………... Глава 5. АВИАЦИОННЫЕ РАДИОЛОКАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ ……………………………………………………………………………………………..………... 5.1. Общие сведения о РЛС. Классификация РЛС ………………...……… 5.2. Тактико-технические параметры РЛС ……………………………………….. 5.3. Системы опознавания ………………………………………………...……………………… 5.4. РЛС перехвата и прицеливания ………………………………..………………..….. 5.4.1. Внешнее наведение истребителя …………………………………….…. 5.4.2. Автономное наведение истребителя …………………….…………... 5.5. РЛС обзора земной поверхности ……………………………….………………….. 5.6. РЛС профильного полета ……………………………………………..…………...……… 5.7. Метеонавигационные РЛС …………………………………………….……………..…. 5.8. Многофункциональные РЛС ……………………………………………………...…... 5.8.1. Основные характеристики и задачи, решаемые многофункциональными РЛС ……………………………………………………………..…… 5.8.2. Применение истребителей при уничтожении воздушных и наземных целей с использованием МФ РЛС …….... 5.9. БРЛС военной авиации России ……………….………………………………….….. 5.10. Направления развития БРЛС истребителей …………………………... Контрольные вопросы ………………………………………………………………………………... Глава 6. АВИАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ И КОМПЛЕКСЫ РАДИОЭЛЕКТРОННОЙ БОРЬБЫ ……………………………………………………… 6.1. Составные части РЭБ ……………………………………………………………………….… 6.2. Задачи РЭБ в ВВС. Классификация авиационных средств РЭБ ……………………………………………………………………………………………………….……………… 6.3. Общая характеристика БКО ВС военного назначения ……….. 5 271 278 284 290 290 292 295 297 305 310 313 313 322 324 329 333 336 344 353 357 360 360 369 372 377 379 381 381 385 388 Оглавление 6.4. Классификация радиоэлектронных помех …………….………….……… 6.5. Виды РЭР. Задачи и этапы РТР …………………………………………………...… 6.6. Структурная схема бортовой станции РТР ……………………………… 6.7. Станции предупреждения об облучении ………………………………...… 6.8. Радиоэлектронная защита бортовых РЭС ………………………….…...… 6.9. Радиолокационные ловушки ………………………………………….….…………..... 6.10. Станции активных помех ……………………………………….….……………..……. 6.11. Комплекс средств РЭП самолета Су-30СМ .……………………..…… 6.11.1. СПО Л-150-30-СМ ……………………………………………………………..…… 6.11.2. Станция активных помех САП 518-СМ ……………………..... 6.11.3. Аппаратура АУЦ-30-01-СМ ………………………………………….…… 6.11.4. Устройство выброса УВ-30МКР ……………………………...……..... 6.11.5. Программа подготовки данных предполетного программирования …………………………………….….…………………………………...……..…… Контрольные вопросы ……………………………………………………………………….……….. Глава 7. АВИАЦИОННЫЕ РАДИОЭЛЕКТРОННЫЕ КОМПЛЕКСЫ ……………………………………………………………………………………………….. 7.1. Назначение, решаемые задачи и классификация авиационных радиоэлектронных комплексов ……………………………………………….. 7.2. Принципы построения авиационных РЭК …………………..……….…... 7.3. Авиационные РЭК интегрального типа …………………………………….. 7.4. Направления развития авиационных РЭК ……………………………...… Контрольные вопросы ……………………………………………………………………….……….. Список литературы ……………………………………………..……………………………………….. 6 394 400 404 406 409 412 416 421 422 424 435 437 438 443 445 445 451 458 469 480 482 СПИСОК ОСНОВНЫХ СОКРАЩЕНИЙ АМ – АР АРК АРО АСП АРЭК АЦП БВС БКО БРЭО БРЛС БПЛА ВС ВСК ГСН ДИСС ДН ДНА ИИ ИРФ КВ КП КПД КРП КРЭБ ЛП ЛЧМ СОЭП ОЭПрНК – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – ОЭС ППР – – амплитудная модуляция (амплитудно-модулированный) антенная решетка автоматический радиокомпас аппаратура речевого оповещения авиационные средства поражения авиационный радиоэлектронный комплекс аналого-цифровое (-й) преобразование (-тель) бортовая вычислительная система бортовой комплекс обороны бортовое радиоэлектронное оборудование бортовая радиолокационная система беспилотный летательный аппарат воздушное судно встроенная система контроля головка самонаведения доплеровский измеритель скорости и угла сноса диаграмма направленности диаграмма направленности антенны источник излучения измеритель разности фаз короткие волны командный пункт коэффициент полезного действия курсовой радиоприемник комплекс радиоэлектронной борьбы линия положения линейно-частотная модуляция станция оптико-электронного подавления оптико-электронный прицельно-навигационный комплекс оптико-электронное средство противорадиолокационная ракета 7 Список основных сокращений ППРЧ ПРД ПрНК РВ РЛИ РЛС РЛПК РНС РМ РПрУ РС РСБН РСДН РСП РТО РЭБ РЭО РЭП РЭС САП СГУ СДВ СЕИ СИУК СПУ СРС СУВ СЧ УИД УКВ ФАР ФМ ЦАП ЧМ ЭМС – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – – программная перестройка рабочей частоты радиопередатчик прицельно-навигационный комплекс радиовысотомер радиолокационное изображение радиолокационная система радиолокационный прицельный комплекс радионавигационная система радиомаяк радиоприемное устройство радиостанция радиотехническая система ближней навигации радиотехническая система дальней навигации радиотехническая система посадки радиотехническое обеспечение радиоэлектронная борьба радиоэлектронное оборудование радиоэлектронное подавление радиоэлектронное средство станция активных помех самолетное громкоговорящее устройство сверхдлинные волны система единой индикации система индикации, управления и контроля самолетное переговорное устройство средства радиосвязи система управления вооружением синтезатор частот устройство измерения дальности ультракороткие волны фазированная антенная решетка фазовая модуляция (фазомодулированный) цифро-аналоговое (-ый) преобразование (-тель) частотная модуляция (частотно-модулированный) электромагнитная совместимость 8 ВВЕДЕНИЕ Учебное пособие разработано в соответствии с учебной программой федерального государственного образовательного стандарта высшего образования по дисциплине «Бортовые радиоэлектронные системы». Авиация во все времена со дня ее создания играла важную роль в достижении военного превосходства в военных конфликтах, как мирового масштаба, так и в локальных войнах. Скорость и универсальность самолетов увеличивается, а заметность для радаров уменьшается. Современная авиация может в одиночку решить исход военного конфликта, или ключевым образом повлиять на него. В составе ВВС находится более 3 тысяч летательных аппаратов, за последнее время автопарк обновился более чем на 65 % [1]. Боевые самолеты и вертолеты с каждым годом получают все более совершенные радиоэлектронные системы и более мощное вооружение. Современный этап развития бортовых радиоэлектронных систем характеризуется существенным повышением конфликтной устойчивости их функционирования в сложной радиоэлектронной обстановке (РЭО) [2, 3]. Действия Военно-космических сил (ВКС) России в Сирии стали примером беспрецендентного в истории отечественной авиации успеха при минимуме потерь. Впечатляет почти полное отсутствие потерь при высокой интенсивности полетов в весьма тяжелых природноклиматических условиях. Для ВКС России Сирия стала своего рода полигоном для отработки нового вооружения (Су-30СМ, Су-35С, Су57) и новой тактики [4]. Зарубежные специалисты провели детальный анализ ТТХ истребителей Су-27СМ3, Су-30СМ, Су-35С, бомбардировщиков Су-24М, Су-34, штурмовиков Су-25СМ2,3, стратегических бомбардировщиков Ту-95МС, Ту-22М3, Ту-160, а также вертолетов Ми-24 и Ми-8 и отметили их высокую эффективность [5]. В основу учебного пособия положены материалы лекций по дисциплине «Бортовые радиоэлектронные системы» в ВУНЦ ВВС «Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина», ранее опубликованные учебные пособия и ориги9 Введение Введение нальные работы авторов. Числовые характеристики и значения параметров бортовых радиоэлектронных средств, комплексов и систем взяты из материалов, опубликованных в открытой печати. Авторы стремились изложить материал пособия с учетом последних исследований и достижений в области авиационного радиоэлектронного оборудования. Учебное пособие разбито на семь глав. В первой главе анализируются задачи бортового радиоэлектронного оборудования (БРЭО), рассматриваются общие сведения о радиосигналах, основы теории распространения радиоволн, общие вопросы построения антенн, архитектура радиоприемных и радиопередающих устройств. Во второй главе приведены принципы построения бортового радиоэлектронного оборудования, радиотехнические методы измерения параметров движения воздушного судна: дальности и угловых координат. Особое место отводится доплеровскому методу измерения скорости и методам определения местоположения ВС. В третьей главе рассмотрены принципы построения и классификация авиационных средств радиосвязи, основные требования к системам связи. Описаны виды оконечной аппаратуры авиационных систем связи, электроакустические преобразователи, бортовые магнитофоны и речевые информаторы, самолетные переговорные устройства. Проанализированы особенности построения бортовых радиостанций, комплексов средств связи С-107-2 и С-111, перспективы развития авиационных комплексов радиосвязи. Четвертая глава посвящена авиационным радионавигационным системам, доплеровским измерителям скорости и угла сноса, частотным и импульсным радиовысотомерам, радиокомпасам. Рассмотрены радиотехнические системы ближней и дальней навигации, системы посадки, системы предупреждения столкновений, глобальные и региональные спутниковые радионавигационные системы. В пятой главе изложены принципы работы бортовых радиолокационных систем (РЛС): РЛС перехвата и прицеливания, систем опознавания, РЛС обзора земной поверхности, РЛС профильного полета, метеонавигационных РЛС. Рассмотрены основные характеристики и задачи, решаемые многофункциональной РЛС. Бортовые комплексы обороны самолетов и вертолетов рассмотрены в шестой главе. Проанализированы станции предупреждения об облучении, станции активных помех, радиолокационные ловушки, особенности радиоэлектронной защиты бортовых РЭС. Приведены основные характеристики комплекса средств РЭП самолета Су-30СМ. В седьмой главе нашли отражение вопросы классификации и принципов построения авиационных радиоэлектронных комплексов (АРЭК). Рассмотрены особенности АРЭК интегрального типа. Приведен анализ перспектив развития АРЭК военного назначения. Первое издание учебного пособия, вышедшее в 2015 году в издательстве «Научная книга» под названием «Бортовые радиоэлектронные системы», быстро разошлось и получило положительную оценку специалистов. В процесе доработки учебного пособия принято решение об изменении названия с целью более конкретного определения рассматриваемой предметной области. Авторы выражают искреннюю благодарность и глубокую признательность уважаемым рецензентам: доктору технических наук, старшему научному сотруднику Баринову Сергею Петровичу и доктору технических наук, профессору Лихачеву Владимиру Павловичу, просмотревшим рукопись и сделавшим ряд полезных замечаний и ценных советов, которые были учтены авторами. Авторы признательны и благодарны коллегам (Лебедеву В.В., Сидорчуку В.П.) по работе, проделавшим большую работу по подготовке и оформлению графических и иллюстративных материалов настоящего издания, а также всем, кто способствовал улучшению качества и содержания предлагаемого учебного пособия. Данное учебное пособие окажется полезным не только адъюнктам, курсантам и слушателям ВУНЦ ВВС «Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж), но и всем желающим ознакомиться с принципами функционирования бортовых радиоэлектронных систем. Сознавая, что книга не свободна от недостатков, авторы с благодарностью примут все критические замечания и конструктивные предложения по содержанию учебного пособия. 10 11 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Глава 1 ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О РАДИОСИГНАЛАХ И БОРТОВОМ РАДИОЭЛЕКТРОННОМ ОБОРУДОВАНИИ 1.1. Назначение, решаемые задачи и принципы построения бортового радиоэлектронного оборудования Боевые свойства перспективных пилотируемых и беспилотных ЛА (БЛА) формируются в соответствии с предполагаемым характером возможных вооруженных конфликтов, что обусловливает повышение требований к бортовому радиоэлектронному оборудованию (БРЭО). Рост информационного противоборства, интеллектуализации принятия решений обусловливают существенную роль, которую играют системы БРЭО в обеспечении боевой эффективности ЛА [1, 2, 6]. Бортовые радиоэлектронные системы (БРЭС) составляют основу информационного обеспечения пилотажно-навигационного комплекса (ПНК) и системы управления вооружением (СУВ) современных истребителей и предназначены для передачи, приема, измерения и преобразования информации. БРЭО – важнейшая составная часть, определяющая эффективность действия авиационных систем вооружения и составляющая примерно треть их стоимости. БРЭО в значительной мере определяет возможности воздушных судов (ВС) по реализации плана полета, обеспечивая успешные его действия днем и ночью, в сложных метеорологических условиях. Боевые возможности современных ВС военного назначения все в большей степени определяются не столько их летно-техническими характеристиками и вооружением, сколько функциональными возможностями РЭО по управлению вооружением, информационному обеспечению боевых действий и защите ВС [2]. Комплексы БРЭО решают задачи подготовки, контроля и тренажа, точной навигации, комплексной индикации, обеспечения локальных групповых действий и обмена данными, автоматизированного применения бортового вооружения и комплексов РЭБ. Использование унифицированных изделий позволяет значительно повысить 12 надежность БРЭО при одновременном снижении стоимости, сокращении времени и рисков его разработки для новых типов ВС. В состав БРЭО современного самолета или вертолета входят однофункциональные РЭ устройства и системы (радиовысотомеры, системы инструментальной посадки, радиотехническая система ближней навигации, радиосвязи) и многофункциональные РЭ, радиотехнические (РТ) и нерадиотехнические системы (цифровые вычислительные системы, радиолокационные и оптико-электронные системы, пилотажно-навигационное оборудование, системы индикации и отображения информации, системы РЭ противодействия) [3, 6]. В состав БРЭО различных ВС (рисунок 1.1) могут входить: бортовые РЛС (БРЛС); системы связи (радиосистемы ближней связи, радиосистемы дальней связи); системы ПНК (радиодальномеры, радиосистемы дальней навигации (РСДН), радиосистемы предупреждения столкновений, РЛС профильного полета, РЛС обзора земной поверхности, метеонавигационные РЛС, автоматический радиокомпас, корреляционная радиосистема измерения путевой скорости и угла сноса, радиосистема навигации по картам местности); системы обзорно-прицельного комплекса (системы опознавания, системы перехвата и прицеливания, системы наведения, комплекс радиолокационного дозора и наведения); системы навигационно-посадочного комплекса (радиосистемы ближней навигации (РСБН), радиосистема измерения малых высот, радиосистема посадки (РСП)); бортовой комплекс обороны (станции радиоэлектронной разведки (РЭР), станции активных помех (САП), станции оптикоэлектронного подавления (СОЭП), системы радиоэлектронной защиты (РЭЗ), устройства выброса расходуемых средств РЭБ) [2]. В состав БРЭО современного истребителя-бомбардировщика Су-34 входят: 1) оптикоэлектронный прицельно-навигационный комплекс (лазерно-телевизионная станция (ЛТС), система управления оружием (СУО), система отображения информации (СОИ), навигационное оборудование); 2) радиоэлектронный комплекс (РЛС с ФАР, 13 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО комплекс радиоэлектронного противодействия (КРЭП)); 3) комплекс средств связи; 4) аппаратура госопознавания; 5) система автоматизированного управления (САУ); 6) система предупреждения критических режимов (СПКР); 7) радиосистема ближней навигации (РСБН); 8) средства контроля и регистрации полетной информации [3]. Передача информации между комплексами и системами БРЭО осуществляется по цифровым линиям межканального информационного обмена, благодаря чему обеспечивается высокий модернизационный потенциал. Рис. 1.1. Состав БРЭО различных ВС Важнейшим резервом повышения эффективности ВС в условиях, когда развитие отдельных элементов БРЭО исчерпало свои возможности и не может привести к значительному росту боевой эффективности ВС, представляется реализация в БРЭО принципов комплексирования и интеграции. Комплексирование и интеграция позволяют повысить точность, достоверность и полноту информации, в ряде случаев повысить надежность систем, снизить их массогабаритные характеристики и энергопотребление. В составе интегрированного комплекса бортового радиоэлектронного оборудования можно выделить: 1) многофункциональную интегрированную РЭС (МИРЭС) – РЛС, РТР, РЭП; 2) оптикоэлектронную интегрированную систему; 3) интегрированную информационно-управляющую систему; 4) интегрированную систему навигации, посадки, связи и опознавания [2]. БРЭО является основным источником информации и обеспечивает решение следующих тактических и боевых задач: 1. Обеспечение навигации ВС. 14 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО 2. Обмен информацией между ВС, между ВС и наземным КП, ВС и управляемым оружием, между членами экипажа ВС. 3. Обнаружение наземных, морских и воздушных объектов как в интересах их дальнейшего поражения, так и для решения навигационных задач, задач разведки и защиты ВС. 4. Опознавание государственной принадлежности и индивидуального опознавания обнаруженных объектов, определение их типа или класса. 5. Измерение координат обнаруженных объектов (координат своего ВС) и параметров их движения, необходимое для решения навигационных задач. 6. Наведение на цели, выбранные для атаки, ВС и ракет. 7. Выполнение РЭР (определение местоположения и технических параметров РЭС противника) и ведение РЭБ (создание помех РЭС противника). 8. Решение метеорологических задач [2, 6]. Задачи, решаемые БРЭО современного истребителябомбардировщика: поиск, всеракурсное обнаружение, определение координат наземных, надводных и воздушных целей, прицеливание при применении управляемого и неуправляемого оружия; картографирование земной поверхности; выделение наиболее опасных воздушных целей (ВЦ), распознавание их типа и назначение на атаку; многоканальное применение управляемого оружия по ВЦ; предупреждение об угрожающем излучении в РЛ диапазоне; автоматизированный выбор оружия, индикация выбора летчику; управление групповыми действиями (автоматизированное целераспределение и целеуказание в группе; автоматическое и автоматизированное траекторное управление в группе с учетом информационного взаимодействия и в условиях помех); получение, обработка и формирование обобщенных данных о воздушной и наземной (надводной) обстановке от бортовых средств, взаимодействующих самолетов, наземных и воздушных ПУ; радиолокационное опознавание «свой-чужой»; 15 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО обеспечение телекодовой и телефонной связи и обмена данными с воздушными и наземными ПУ и между самолетами; отображение летчику информации, необходимой для решения навигационных и боевых задач; контроль функционирования аппаратуры и вывод на регистрирующее устройство результатов контроля; обеспечение обслуживания с выявлением неисправности до конструктивного съемного блока (платы, модуля) бортовыми системами встроенного контроля; обеспечение минимальной загрузки летчика за счет автоматизации управления режимами работы БРЭО; РЭП наземных и воздушных СУО, ГСН ракет и противодействие ИК ГСН; автономная навигация в программированном полете по маршруту с коррекцией координат самолета по ориентирам, возврат, заход и посадка на аэродром в автоматическом и директорном режимах; обеспечение маловысотного полета. Сложность БРЭО обусловлена двумя основными группами факторов: 1) структурно-функциональная неоднородность – БРЭО состоит из различных устройств, каждое из которых обладает структурой, отличной от структур других устройств, и решает задачи, иные по сравнению с задачами прочих устройств; 2) материальная разнородность – правильное функционирование БРЭО обеспечивается использованием не только электронных узлов (усилители, генераторы и т.п.), механических конструкций (штыревые антенны, волноводы и т.п.), но и весьма специфического переносчика информации – электромагнитного поля. Повышение боевой эффективности ВС обеспечивается оптимальной комплексной обработкой информации и применением различных видов резервирования (структурного, информационного и функционального). Структурное резервирование – это использование одновременно однотипных блоков или устройств. Информационное резервирование – включение в состав БРЭО устройств и систем, работающих на различных физических принципах, но оценивающих одни и те же параметры. Например, определение местоположения ВС осуществляется по данным ДИСС и инерциальной навигационной системы, а для коррекции этих данных применяются РСБН и РСДН, РЛС обзора земной поверхности. Функциональное резервирование предусматривает использование способности элементов БРЭО выполнять дополнительные функции. Например, РЛС обзора земной поверхности может решать и задачи навигации, и задачи прицеливания. Основными принципами построения БРЭО являются: 1. Комплексное использование средств получения, обработки и отображения информации. 2. Достижение рационального уровня автоматизации процессов обработки информации и управления БРЭО на основе широкого применения средств вычислительной техники и алгоритмов цифровой обработки информации. 3. Создание единого информационно-управляющего поля экипажа в кабине ВС на базе системы единой индикации (СЕИ), многофункциональных и многорежимных органов управления ВС, двигателем, бортовым оборудованием и вооружением. 4. Использование единого программного обеспечения БРЭО. 5. Достижение максимальных значений показателей качества решения отдельных боевых задач БРЭО и его боевой эффективности. 6. Минимизация времени, необходимого на подготовку БРЭО к боевому применению. 7. Обеспечение высоких показателей надежности, живучести и контролепригодности. Удовлетворение этих требований возможно при повышении уровня автоматизации процессов обработки информации и управления за счет интегрирования отдельных частей и целых комплексов, что ведет к созданию авиационного радиоэлектронного комплекса (АРЭК) интегрального типа [6]. БРЭО выполняет достаточно широкий круг задач. БРЭО является наиболее сложным и дорогостоящим (его стоимость достигает более 70 % стоимости ВС) оборудованием на самолете. От того, насколько грамотно обеспечивается эксплуатация БРЭО, зависит боевая эффективность комплекса бортового оборудования в целом [2, 3]. Головной организацией, реализующей единую научнотехническую политику авиационной промышленности в области РЭО 16 17 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО для ЛА гражданской и военной авиации в России, является ФГУП «Государственный научный центр Российской Федерации «Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем» (ГосНИИАС). Зарубежным «законодателем мод» в стандартизации БРЭО считается авиационная корпорация ARINC (Aeronautical Radio Incorporated, США, с ноября 2018 года работает в составе «Collins Aerospace»). 1.2. Представление радиосигналов В основу работы любой БРЭС положена функциональная связь информационных параметров с одним или несколькими электрическими параметрами радиосигналов. К информационным параметрам относят текстовые сообщения (радиосвязь), навигационные элементы полета (местоположение, скорость полета, угловые координаты и др.), командные сигналы для управления объектами и т.п. Основные электрические параметры радиосигналов – амплитуда, частота, фаза. Термин «сигнал» происходит от латинского «signum» – «знак», обычно истолковывается как «материальный переносчик информации». Сигналом называют процесс изменения во времени физического состояния какого-либо объекта, служащий для отображения, регистрации и передачи сообщений. Зная математические модели сигналов, можно сравнивать сигналы между собой, устанавливать их тождество и различие, проводить классификацию. Можно выделить: одномерные и многомерные сигналы; детерминированные и случайные сигналы; импульсные сигналы; аналоговые, дискретные и цифровые сигналы [7]. Радиосигнал может быть представлен в двух формах: как электрический ток I (поток заряженных частиц) или электрическое напряжение U, возникающее на сопротивлении R при прохождении через него тока I; как электромагнитная волна, в этом случае материальным переносчиком является электромагнитное поле, которое состоит из совокупности взаимосвязанных составляющих – напряженности E электрического поля и напряженности H магнитного поля [2]. Для математического описания переменных во времени сигналов могут быть, в принципе, использованы различные аналитические 18 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО функции, причем достаточно произвольного вида [7]. Вместе с тем, иметь дело с многообразием формальных представлений не всегда удобно, особенно при проектировании типовых радиотехнических узлов. Поэтому было решено выбрать в качестве основной одну математическую зависимость – базисную функцию. Выбор базисной функции основывался на ряде как технических факторов (удобство генерирования сигналов данной формы, малые искажения сигналов при усилении, сравнительная простота модулирования параметров сигналов и т.д.), так и формальных соображений (наглядность, приемлемая аппроксимируемость основных РТ процессов, удобство выполнения математических операций и т.п.). В качестве базисной функции была выбрана синусоидальная (гармоническая) зависимость. Дополнительным преимуществом гармонического представления является то, что радиосигналы несинусоидальной формы могут быть записаны в виде линейных комбинаций гармонических функций. Используемая базисная функция для мгновенных значений силы тока [А], напряжения [В], напряженности электрического поля [В/м] и напряженности магнитного поля [А/м] выглядит как I (t ) I 0 sin(0t 0 ) , U (t ) U 0 sin(0t 0 ) , (1.1) E (t ) E0 sin(0t 0 ) , H (t ) H 0 sin(0t 0 ) , (1.2) где I 0 , U 0 , E0 , H 0 – соответствующие амплитудные (максимальные по модулю) значения; 0 2 f 0 – круговая частота [рад/с]; f 0 – циклическая частота [Гц]; 0 – начальная фаза, измеряемая в радианах (1 рад 57,1 град) или градусах (1 град 0,0174 рад). График базисной функции сигнала представлен на рисунке 1.2. На практике чаще имеют дело не с круговой частотой 0 , а с циклической f 0 . В этом случае аналитическая запись базисной функции (1.1) принимает вид U (t ) U 0 sin(2 f 0t 0 ) U 0 sin 2 t T 0 , где Т – период колебания. Выражение (1.3) можно записать как 19 (1.3) Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО 2 T U (t ) U 0 sin 2 f 0 t 0 2 f 0 U 0 sin t 0 . 2 T Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО (1.4) Рис. 1.2. График базисной функции сигнала Часто бортовые РЭС используют импульсные сигналы, т.е. колебания, которые существуют лишь в пределах конечного отрезка времени tИ . Последовательность радиоимпульсов можно записать как t (n 1)TИ S (t , n) U 0 rect cos[0t n ] , tИ n 1 N (1.5) где rect [...] – идентификатор, который служит для обозначения прямоугольного импульса единичной амплитуды, причем 1, t tИ , rect [t , tИ ]= 0, t tИ , зависимость начальных фаз 0 гармонических составляющих от частот f 0 этих гармонических составляющих – фазовый спектр сигнала; зависимость амплитуд U 0 гармонических составляющих от частот f 0 этих гармонических составляющих – амплитудный спектр сигнала [2, 7]. Основное применение на практике имеет амплитудный спектр, а фазовым спектром интересуются сравнительно редко. Радиосигнал может иметь две физические сущности – электронную (в узлах радиосистем и между ними) и полевую (между пространственно разнесенными устройствами и системами). При этом понятие «спектр» преимущественно соотносится с электронной формой радиосигнала. Длиной волны гармонического сигнала называется расстояние, которое проходит указанный сигнал за время, равное одному периоду Т этого гармонического колебания сТ , (1.6) где с 3 108 м/с – скорость распространения сигнала в пространстве. С учетом (1.6) выражение (1.2) можно записать в виде E (l ) E0 sin 2 l 0 0 , (1.7) где l ct – текущее расстояние; 0 – длина волны радиосигнала с базисной функцией (1.2). Зависимость (1.7), характеризующая распределение значений величины Е в функции от расстояния l для фиксированного момента времени t, называется пространственной гармоникой. Значение 00 2 является пространственной начальной фазой гармонического колебания E (l ) , поскольку TИ – период следования радиоимпульсов; n – номер импульса; n – начальная фаза n-го импульса; N – количество радиоимпульсов в последовательности («пачке»). Полным спектром сигнала называется амплитудно-фазовая зависимость гармонических составляющих этого сигнала от частот указанных компонент: Совокупность соотношений (1.2) и (1.8) дает представление о пространственно-временном поведении напряженности электрического поля Е. 20 21 2 E (l ) E0 sin 0 00 l 2 . (1.8) Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО С формальной точки зрения, любую бортовую радиосистему можно рассматривать как совокупность технических устройств, предназначенных для передачи и приема определенной информации. При этом информация может иметь самую различную природу: быть значением температуры воздуха за бортом, высотой полета ВС, количеством оставшегося топлива и т.д. Закладка информации в радиосигнал обычно осуществляется путем модуляции (от лат. modulatio – размеренность) того или иного параметра сигнала. Физический процесс управления параметрами несущего колебания является модуляцией. Широкое распространение получили системы модуляции, использующие в качестве несущего простое гармоническое колебание U (t ) U sin(t ) , имеющее три свободных параметра U, и [7]. Амплитудно-модулированным (АМ) называется радиосигнал с переменной амплитудой uАМ (t ) U М (t )sin(0t 0 ) . (1.9) При этом предполагается, что информативная динамика, будучи переведенной в значения напряжения, задается некоторой (модулирующей) функцией U М (t ) . Зависимость U М (t ) может иметь весьма произвольный характер. Если функция U М (t ) является гармонической U М (t ) U 0 Am sin(2 f M t ) , где U 0 – среднее значение модулирующего напряжения, Am – амплитуда модулирующего напряжения, f M 1 Т М – частота модулирующего колебания, то АМ сигнал запишем в виде uАМ (t ) U 0 Am sin(2 f Mt )sin(2 f 0t 0 ) . (1.10) Чтобы найти спектр АМ сигнала (положим 0 0 ), разложим этот сигнал на гармонические составляющие. Используя известные тригонометрические соотношения, получим m uАМ (t ) U 0 sin 2 f 0t cos 2 ( f 0 f M )t cos 2 ( f 0 f M )t , 2 где m Am U 0 – коэффициент глубины АМ. 22 Сигнал, амплитудно-модулированный гармонической функцией, может быть представлен суммой трех гармонических составляющих, имеющих частоты f 0 f M , f 0 , f 0 f M и амплитуды U 0 m 2 , U 0 , U 0 m 2 . АМ сигнал (1.10) и его спектр изображены на рисунке 1.3. а) б) Рис. 1.3. Амплитудно-модулированный сигнал (а) и его спектр (б) Коэффициент глубины АМ m Am U 0 является величиной безразмерной, меняющейся в пределах от 0 (отсутствие АМ) до 1 (предельная глубина неискаженной АМ) и характеризующей степень нормированной (по отношению к U 0 ) АМ сигнала. Рассмотрим случай, когда функция U М (t ) является последовательностью видеоимпульсов (рисунок 1.4а). Вид итогового (промодулированного) сигнала, который представляет собой последовательность так называемых радиоимпульсов, показан на рисунке 1.4б). Значения длительности одного импульса И и периода повторения импульсов Т П являются параметрами импульсных последовательностей. Для нахождения спектра последовательности радиоимпульсов используем разложение в ряд Фурье [7]. Разложение протяженного во времени, достаточно произвольного по форме, но периодического (с периодом Т1 ) сигнала S (t ) есть представление этого сигнала в виде 23 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО суммы гармонических составляющих, частоты которых кратны частоте дискретизации 1 ( 1 2 Т1 ), а амплитуды Аk вычисляются согласно алгоритму S (t ) a0 m (ak cos k 1t bk sin k 1t ) , 2 k 1 (1.11) Т1 ak (1 Т1 ) S (t )cos k 1tdt , 0 (t ) 0 Д sin M t , (1.12) Т1 bk (1 Т1 ) S (t )sin k 1tdt , 0 0 Т1 a0 2 (1 Т1 ) S (t )dt , Аk ak2 bk2 , k arctg (bk ak ) . 0 частоты 0 (t ) от частоты 0 ) частоты; M – частота модуляции, то радиосигнал (1.14) можно представить в виде uЧМ (t ) U 0 sin (0 Д sin M t )t 0 . б) Рис. 1.4. Модулирующая последовательность видеоимпульсов (а) и последовательность радиоимпульсов (б) Под спектром сигнала S (t ) будем понимать только амплитудный спектр этого сигнала, зависимость амплитуд Аk гармонических составляющих ряда Фурье от частот k k 1 указанных гармонических составляющих. В качестве величины Т1 примем Т П . Частотно-модулированным (ЧМ) называется сигнал с переменной частотой uЧМ (t ) U 0 sin(0 (t )t 0 ) . (1.13) 24 (1.15) Спектр ЧМ сигнала (1.13) в общем случае вычисляется с помощью достаточно сложных (включающих операции с функциями Бесселя) математических выражений. Можно отметить, что если отношение Д М 1 , то внешний вид спектра такого ЧМ сигнала напоминает вид спектра АМ сигнала (рис. 1.3б). Если в качестве модулирующей функции 0 (t ) используется линейная зависимость 0 (t ) 0 а) (1.14) где 0 – несущая частота; Д – девиация (максимальное отклонение m a S (t ) 0 Ak cos(k 1t k ) . 2 k 1 где где 0 (t ) – закон изменения (модулирующая функция) частоты сигнала. Если модулирующая функция 0 (t ) изменяется по гармоническому закону Д t, И (1.16) где t – текущее время ( t0 t t0 И ), И – длительность импульса, то результирующий радиоимпульс будет называться линейночастотно-модулированным [3]. Фазомодулированным (ФМ) называется сигнал с переменной фазой ( (t ) – закон изменения фазы сигнала) uФМ (t ) U М sin(0t (t )) . (1.17) Фазоманипулированный радиоимпульс показан на рисунке 1.5. Значения фаз внутри радиоимпульса и периодичность их изменения при внутриимпульсной фазовой модуляции могут быть достаточно произвольными, однако на практике наиболее часто весь радиоимпульс длительности И разбивается на целое число смежных дискретов равной длительности Д . Частоты во всех дискретах одинаковы и равны 0 , изменяются (в соответствии с модулирующей 25 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО функцией) лишь значения начальных фаз 0 частоты 0 – от одного дискрета к другому. Рис. 1.5. Фазоманипулированный радиоимпульс В большинстве случаев начальные фазы 0 принимают только 2 значения: 0О и 180О (с технической точки зрения этот вариант наиболее легко реализуем) – сигнал называется фазо-манипулированным либо фазокодоманипулированным (последовательность 0О и 180О задается специальным кодовым словом). В системах, использующих цифровые методы передачи информации, информация закладывается в параметры кодирования дискретных сигналов: временные параметры (длительность импульсов, их временная расстановка), частотное заполнение импульсов, фазовые соотношения в кодовой последовательности сигналов и т.п. Для анализа сигнала в частотной области используется спектр сигнала, для отображения которого используются анализаторы спектра (спектроанализаторы). Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО 1. Радиоволны в однородной среде распространяются прямолинейно. Фронт волны, т.е. поверхность на которой напряженность электрических и магнитных полей находятся в одной фазе, имеет в однородной среде сферическую форму. На достаточно большом расстоянии от излучателя и в пределах геометрических размеров приемной антенны фронт волны можно считать плоским. 2. Радиоволны, встречая на своем пути препятствие, могут заходить в область геометрической тени. Это явление называется дифракцией (от лат. diffraction – разламывание). Особенно дифракция проявляется, когда геометрические размеры препятствия соизмеримы с длиной волны. В этом случае препятствие играет роль резонансного диполя, принимающего и вновь излучающего радиоволны, возникает так называемое резонансное переизлучение. 3. При переходе из одной среды распространения в другую, в которой скорость распространения другая, радиоволны испытывают отражение и преломление. При этом угол падения равен углу отражения, а относительный показатель преломления n1,2 равен отношению синуса угла падения к синусу угла преломления n1,2 n2 sin , n1 sin (1.18) Значительное влияние на распространение радиоволн оказывают следующие факторы: длина волны изучаемых колебаний; форма и свойства земной поверхности; состав и состояние атмосферы. Отметим некоторые обобщенные положения, характеризующие распространение радиоволн. где n1 n1 – абсолютные показатели преломления двух сред. 4. В неоднородных средах, показатель преломления которых от слоя к слою изменяется, радиоволны распространяются по криволинейной траектории. Кривизна траектории определяется степенью неоднородности среды. Такое явление получило название рефракции (от лат. refraction – преломление). 5. Если угол падения радиоволны превосходит некоторое критическое значение при переходе луча из среды оптически более плотной в среду меньшей плотности, то луч не проникает во вторую среду, а целиком отражается от границы раздела сред. Это явление называется полным внутренним отражением лучей. Под радиоволнами принято понимать электромагнитные волны (ЭМВ), частоты которых выше 30 кГц и ниже 3000 ГГц, распространяющиеся в среде без искусственных направляющих сред (линий). 26 27 1.3. Основы теории распространения радиоволн Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Скорость распространения ЭМВ в какой-либо среде с , (1.19) где с – скорость распространения света в вакууме; – диэлектрическая, – магнитная проницаемость среды, для воздуха 1 , а скорость распространения ЭМВ близка к скорости света в вакууме 3 108 м/с. Современная классификация (градационная шкала) радиочастот или радиоволн приведена в таблице 1.1 [3, 8]. Таблица 1.1 – Классификация радиоволн (радиочастот) Номер диапазона, диапазон длин волн Диапазон частот № Наименование Инфранизкие волны Границы 100…108 км Наименование 4 Мириаметровые или сверхдлинные волны (СДВ) Километровые или длинные волны (ДВ) Гектометровые или средние волны (СВ) Декаметровые или короткие волны (КВ) Метровые (МВ) или ультракороткие волны (УКВ) Дециметровые волны (ДМВ) Сантиметровые волны (СМВ) Миллиметровые волны (ММВ) Децимиллиметровые волны (ДММВ) 10…100 км Очень низкие частоты (ОНЧ) Границы 3 Гц… 3 кГц 3…30 кГц 1…10 км Низкие частоты (НЧ) Средние частоты (СЧ) Высокие частоты (ВЧ) Очень высокие частоты (ОВЧ) 30…300 кГц 0,3…3 МГц 3…30 МГц 30…300 МГц Ультравысокие частоты (УВЧ) Сверхвысокие частоты (СВЧ) Крайне высокие частоты (КВЧ) Гипервысокие частоты (ГВЧ) 0,3…3 ГГц 3…30 ГГц 30…300 ГГц 300…3000 ГГц 5 6 7 8 9 10 11 12 0,1…1 км 10…100 м 1…10 м 0,1…1 м 1…10 см 1…10 мм 0,1…1 мм Минимальное расстояние между двумя точками пространства, поле в котором имеет одинаковое значение, называется длиной волны [8]. Длина волны зависит от скорости ее распространения и периода ЭДС, передающей это поле. Так как частота тока равна f 1 T , то длина волны f . От частоты (длины волны) радиосигналов зависят особенности их распространения, отражения и рассеяния. Радиочастотный спектр – область частот, занимаемая радиоволнами. Полоса частот – область частот, ограниченная нижним и верхним пределами. Диапазон частот – полоса частот, которой присвоено условное наименование. Весь диапазон радиочастот (радиоволн) решением международного консультативного комитета по радио (МККР) при ООН в 1975 г. разделен на 12 участков (диапазонов), которые определены как области радиочастот, равные (0,3...3) 10 N Гц, где N – номер диапазона. Для целей радиосвязи используют 9 диапазонов ( N 4...12 ). Система обозначений микроволнового диапазона приведена в таблице 1.2. Таблица 1.2 – Система обозначений микроволнового диапазона IEE (UK) Rec ГГц 0…0,25 A 0,25…0,5 B 0,5…1,0 C 1…2 D 2…3 E 3…4 F 4…6 G 6…8 H 8…10 I 10…20 J 20…40 K 40…60 L M 28 60…100 L S C X J K Q V O NATO ГГц 1…2 2…4 4…5,2 5,2…10,9 12…18 18…26 26…40 40…60 60…90 New USA Dos ГГц 0,1…0,25 A 0,25…0,5 B 0,5…1,0 C 1…2 D 2…3 E 3…4 F 4…6 G 6…8 H 8…10 I 10…20 J 20…40 K 40…60 L M 29 60…100 IEEE (USA) ГГц 0,003…0,03 HF 0,03…0,3 VHF 0,3…1,0 UHF 1…2 L 2…4 S 4…8 C 8…12 X 12…18 Ku 18…27 K 27…40 Ka 40…300 MM > 300 SubMM Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО На распространение радиоволн существенное влияние оказывает земная поверхность и атмосфера. Земная поверхность представляет собой среду с различными электрическими параметрами (электропроводностью, диэлектрической и магнитной проницаемостью). При распространении радиоволны поглощаются земной поверхностью и отражаются от нее. Радиоволны, распространяющиеся в непосредственной близости от земли, называются поверхностными волнами. Средой распространения радиоволн является атмосфера, окружающая земной шар. При этом выделяют следующие слои атмосферы: тропосферу (до 18 км), стратосферу (до 50…60 км), ионосферу (свыше 60 км). Наибольшее влияние на распространение радиоволн оказывают тропосфера и ионосфера (наиболее существенно отличаются по своим физическим и электрическим свойствам). 1.3.1. Влияние тропосферы на распространение радиоволн Тропосферой называется нижняя часть атмосферы, прилегающая к земной поверхности. Верхняя граница тропосферы располагается на высотах до 10 км над полярными широтами и до 18 км над зоной тропиков. Важнейшим свойством тропосферы является убывание температуры с высотой, градиент температуры 5,5 град/км. Тропосфера неоднородна по своим электрическим свойствам, которые определяются температурой, давлением и влажностью. Эти параметры среды меняются вследствие движения воздушных масс, образуя подвижные сферические неоднородности, которые существенно влияют на распространение радиоволн. В 1925 году было введено понятие «нормальной тропосферы»: у поверхности Земли Р 1013 мбар, Т 15О С, относительная влажность S 60 %. По мере подъема на каждые 100 м Р 12 мбар, Т 0,55О С, S const [8]. В тропосфере, сильно насыщенной водяными парами (за счет испарения с поверхностей морей и океанов), сосредоточена основная масса (около 80 %) всей атмосферы [2]. Тропосфера неоднородна (концентрация водяных паров обычно резко падает с высотой, изменяя относительную диэлектрическую 30 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО проницаемость среды , а, следовательно, и коэффициент преломления n ) как в вертикальном направлении, так и вдоль земной поверхности, это обстоятельство вызывает искривление (рефракцию) траектории радиоволн. В традиционном случае, когда градиент дn дh постоянен по всей толще тропосферы и составляет величину 4 108 1/м, радиоволна начинает отклоняться в сторону земной поверхности (положительная рефракция – луч 1 на рисунке 1.6) с радиусом кривизны RКРИВ ( дn дh)1 . Для нормальной тропосферы радиус кривизны RКРИВ 25000 км. Электрические параметры тропосферы меняются при изменении метеоусловий. Такой вид рефракции увеличивает дальность действия радиопередающих устройств и повышает напряженность поля в точке расположения радиоприемных устройств. Под влиянием различных метеорологических факторов тропосфера из нормальной может превратиться в обладающую аномальными свойствами – если произойдет выравнивание коэффициента преломления n по высоте h, то рефракция будет отсутствовать (луч 2 на рис. 1.6). Если же коэффициент преломления n будет возрастать с высотой h, то радиоволна будет иметь траекторию, обращенную выпуклостью в сторону земли (отрицательная рефракция – луч 3 на рис. 1.6). Обе эти ситуации являются нежелательными в практике авиационных радиосистем, так как в этих случаях радиосигнал в точке приема ослабляется либо вообще отсутствует. Еще одним рефракционным эффектом является сверхрефракция (рисунок 1.7), при которой радиоволны, излучаемые под определенным углом возвышения, испытывают в нижних слоях тропосферы полное внутреннее отражение и возвращаются на землю, от которой вновь переотражаются. Сверхрефракция, наблюдаемая, в основном, на дециметровых волнах, приводит к резкому повышению дальности действия радиосистемы (много больше прямой видимости), но в силу своей случайности оказывается эффектом нерегулярным. Наряду с диэлектрической проницаемостью во многих случаях пользуются коэффициентом преломления тропосферы 31 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО nТ Т 1 0,776 104 4810 Р , Т Т Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО (1.20) где Т – температура; Р – давление газа; – абсолютная влажность воздуха [3]. Рис. 1.6. Виды рефракции радиоволн в тропосфере Рис. 1.7. Явление сверхрефракции Тропосфера оказывает влияние на распространение поверхностных радиоволн (рисунок 1.8). почти не ослабляются. Поглощение становится заметным для радиоволн с 0 10 см, при этом часть ЭМ энергии затрачивается на превращение в тепло (нагреваются газы тропосферы, кислород и водяные пары, снег, капельные образования), а другая часть рассеивается гидрометеорами и твердыми частицами (пыль, дым) в разные стороны. Эффект тропосферного рассеивания сантиметровых радиоволн на достаточно протяженных слоистых неоднородностях (гидрометеобразованиях) и мелкомасштабных неоднородностях турбулентного происхождения привел к повышению дальности действия авиационных радиосистем за пределы прямой видимости (дальняя тропосферная связь). Вместе с тем радиоволны при дальнем тропосферном распространении подвержены отрицательному эффекту замирания – глубокому (в одних случаях быстрому, в других – медленному) изменению уровня радиосигнала в точке приема. Для ослабления эффекта замирания обычно используют прием не на одну, а на две разнесенные в пространстве (на расстояние порядка 100 0 ) антенны, расположенные на перпендикуляре к направлению распространения радиосигнала с учетом пространственной избирательности замираний [2]. 1.3.2. Влияние ионосферы на распространение радиоволн Вторым после рефракции явлением, имеющим место в тропосфере, является поглощение радиоволн. ДВ, СВ и КВ в тропосфере Ионосферой называют верхнюю часть атмосферы, располагающуюся на высотах от 60 км до 20000 км относительно поверхности Земли и насыщенную газом, который частично или полностью находится в состоянии ионизации. В этой области газ ионизирован, т.е. имеется большое число свободных электронов и ионов (порядка 103...106 единиц в 1 см3 воздуха), обязанных своим происхождением ультрафиолетовому (УФ) и рентгеновскому излучениям Солнца, а также потокам солнечных и космических заряженных частиц. Ионосфера, в свою очередь, разделяется на мезосферу (до 80 км), термосферу (до 1000 км) и экзосферу (свыше 1000 км) [3]. Присутствие свободных электронов и ионов существенно влияет на электрические свойства газа и обусловливает возможность отражения радиоволн от ионосферы. Радиоволны, которые распростра- 32 33 Рис. 1.8. Распространение радиоволн вблизи поверхности Земли Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО няются в ионосфере или отражаются от нее, называют ионосферными или пространственными. В целом ионосфера является квазинейтральной, хотя концентрация электронов N Э на разных высотах оказывается различной. Максимальная концентрация приходится на высоты от 300 до 450 км. По своим свойствам выделяют четыре слоя: Д, Е, F1 , F2 . Слой Д (высота 60…90 км). Существует только в дневные часы, когда активность Солнца велика. Слой Е (высота 100…120 км). Концентрация N Э изменяется со временем года и суток: днем опускается, ночью поднимается. Слои F1 , F2 (высота 120…450 км) имеют наибольшую концентрацию N Э . Указанные слои имеют различную концентрацию N Э , и радиоволны, переходя из среды с одной концентрацией в среду с другой концентрацией, преломляются и при определенных условиях могут отразиться от ионосферы и вернутся на Землю. Относительная диэлектрическая проницаемость ионосферы изменяется с высотой, следовательно, переменным оказывается и коэффициент преломления n . Поскольку для ионосферы 1 (меньше, чем для вакуума), то возможна ситуация, когда с увеличением высоты значение последовательно становится равным нулю, а затем и отрицательным числом – в этом случае радиоволна, последовательно преломляясь на различных участках ионосферы, в конце концов отражается от нее [2]. Поскольку с ростом высоты значение падает (концентрация электронов растет), то при каждом переходе радиоволны из i-го слоя (более плотного) в i 1 (оптически менее плотный) очередной угол преломления оказывается больше, чем угол падения, и наступает момент, когда угол преломления может оказаться равным (или больше) 90О , после чего радиоволна начнет распространяться в обратном направлении (в сторону земли). Угол падения в этом случае может быть вычислен с помощью формулы Снеллиуса 0 sin 0 1 sin 1 ... m sin m . Поскольку 0 1 , f 0 – частота радиоволны, то 34 (1.21) sin 0 m 1 80,8 N Э f 02 , (1.22) где N Э – концентрация электронов в m-слое. Из анализа (1.22) следует, что если увеличивать частоту f 0 , то отражение радиоволны произойдет от слоя с более высокой концентрацией свободных электронов. Если частоту f 0 повысить еще больше, то отражения радиоволны от очередного слоя не произойдет, и для такой волны этот слой ионосферы станет прозрачным (радиоволна может устремиться в космическое пространство). Угол падения, при котором ЭМВ не проходит через ионосферу и распространяется вдоль нее, называется критическим и определяется выражением КР arcsin 1 80,8 N Э f 02 . (1.23) Если КР , ЭМВ проникает через ионосферу в космос. Если КР , ЭМВ отражается от ионосферы и возвращается на Землю. Частота, при которой луч, направленный с Земли вертикально КР 0 , еще может вернуться на Землю, называется критической f КР 80,8NЭ 9 NЭ . (1.24) ЭМВ, распространяющиеся путем отражения от ионосферы, называются пространственными волнами. Условие отражения наклонно падающего луча частоты f 0 под углом 0 (закон секанса) имеет вид [8] f 0 f КР sec 0 . (1.25) Для радиоволн одной частоты (КВ диапазон) ионосфера оказывается своеобразным зеркалом, позволяющим резко повысить дальность действия радиосистемы. В качестве ионосферных волн при многократном отражении от ионосферы радиоволны КВ диапазона могут распространяться на сколь угодно большие расстояния, появляется возможность радиосвязи с космическими ЛА. Степень поглощения характеризуется экспоненциальным сомножителем exp( l ) , где – коэффициент поглощения, l – путь, 35 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО пройденный волной в ионосферном слое. В первом приближении коэффициент поглощения (1/м) может быть определен в виде 1,35 107 N , f 02 (1.26) где – число столкновений электронов с нейтральными молекулами в 1 с [8]. Промежуточная (между тропосферой и ионосферой) область, называемая стратосферой (от верхней границы тропосферы до высот порядка 60 км), оказывает слабое влияние на распространение радиоволн, поскольку обладает сравнительно малой плотностью воздуха и весьма небольшой концентрацией свободных электронов и ионов – в стратосфера полагается зоной прозрачности для радиоволн. Электрические свойства стратосферы однородны, и радиоволны распространяются в ней прямолинейно без существенных потерь. 1.3.3. Особенности распространения радиоволн различных диапазонов Степень влияния тропосферы или ионосферы на условия распространения радиоволн зависит от длины радиоволны. Сверхдлинные (СДВ) и длинные (ДВ) волны. Распространение радиоволн данных диапазонов происходит внутри «сферического волновода», отражающими стенками которого являются поверхность Земли и нижние слои ионосферы, что позволяет им огибать землю. По этой причине они используются в РСДН (в фазовых системах). Суммарные флуктуации электромагнитного поля (ЭМП) указанных радиоволн (СДВ, ДВ) сравнительно невелики (10…30 %) и происходят под действием природных факторов (восход и закат солнца, время года, период солнечной активности и др.), радиоприем СДВ и ДВ достаточно устойчив [3]. Условия распространения СДВ и ДВ радиоволн мало зависят от времени суток и слабо меняются в течение года, что позволяет создавать радиолинии протяженностью более 20000 км. ДВ и особенно СДВ радиоволны мало поглощаются при прохождении в толще суши и моря, что позволяет проникать им в глубину моря на 36 несколько десятков метров, они могут использоваться для организации радиосвязи с погруженными подводными лодками. Средние (СВ) волны могут распространяться как пространственной (отражение от ионосферы), так и поверхностной волнами (рис. 1.8). Отражение СВ от ионосферы происходит на значительно больших высотах, чем отражение СДВ и ДВ, а именно от тех ионосферных слоев, где концентрация свободных электронов существенно повышена. Поверхностная волна сильно поглощается в полупроводящей поверхности Земли. Протяженность радиолинии, обеспечиваемая данной волной, составляет 500…700 км. На большие расстояния (3000…6000 км) радиоволны данного диапазона распространяются пространственной волной, условия распространения которой сильно зависят от времени суток и года. Наилучшие условия для распространения существуют в ночное время суток и в зимние месяцы. В дневное же время суток и летом пространственная волна сильно поглощается ионосферой. Условия распространения пространственной волны меняются, меняется и длина траектории ее распределения, изменяются фазовые соотношения между принимаемыми сигналами в точке приема (точка С, рис. 1.8). Наличие ионосферных отражений приводит к интерференции (наложению) поверхностных и пространственных волн в точке приема. В итоге интенсивность результирующего поля в точке приема будет меняться по величине. Наличие двух волн в точке приема ведет к нежелательному явлению – к замиранию (федингу) сигналов. Короткие (КВ) волны сильно поглощаются в полупроводящей земной поверхности, поэтому дальность действия радиосистем, использующих поверхностные КВ, не превышает несколько десятков километров. Распространение КВ на дальние расстояния осуществляется путем многократного отражения как от поверхности Земли, так и от ионосферы (рисунок 1.9). Такой способ распространения радиоволн иногда называют скачковым. Тот же эффект повышения дальности действия возникает при увеличении рабочей частоты f 0 радиосистемы, это обстоятельство объясняется тем фактом, что с ростом частоты f 0 поглощение в ионосфере (и без того небольшое для радиоволн указанного диапазона) 37 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО падает – в отличие от поглощения в Земле. Операторы, используя радиосистемы большой дальности действия, в разное время суток задают в качестве излучаемых радиоволны с различными 0 : днем применяются радиоволны с 0 от 10 до 25 м, в ночные часы – от 35 до 100 м, при полуосвещенности – от 25 до 35 м [2]. Рис. 1.9. Распространение волн путем многократного отражения от поверхности Земли и от ионосферы Флуктуации (замирания) сигнала в точке приема обусловлены интерференцией двух и более пространственных лучей и имеют достаточно беспорядочный (из-за непрерывных изменений высоты отражающего слоя ионосферы, соизмеримых с 0 ) характер. Другим недостатком, имеющим место при работе на КВ, является наличие так называемых «зон молчания» вокруг данной радиосистемы. При использовании КВ может возникнуть эффект так называемого «кругосветного эха». Эксперименты показывают, что время, затрачиваемое радиосигналом на огибание земного шара, отличается достаточным постоянством – оно изменяется от 0,13760 до 0,13805 с. Метровые (МВ) волны слабо огибают земную поверхность, дальность их распространения лишь немногим больше, чем дальность прямой видимости. Что касается пространственной волны, то в диапа38 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО зоне МВ существует рассеяние ЭМВ – как на локальных неоднородностях тропосферы, так и в нижних слоях ионосферы. Благодаря такому рассеянию дальность распространения КВ достигает 800…2000 км. При этом с ростом частоты f 0 рассеяние ослабляется, по этой причине эффект ионосферного рассеяния приобретает значение для МВ, имеющих 0 5 м. Традиционным явлением для пространственных МВ является медленное замирание. Однако с ростом геомагнитной широты уровень принимаемого радиосигнала (при прочих равных условиях) возрастает. Ионосферные возмущения, сопровождающие мировые магнитные бури, на процессы рассеяния МВ не влияют. Специфической особенностью распространения МВ является отражение их от ионизированных следов метеоров. в земную атмосферу весьма часто (до сотен миллиардов появлений в сутки) вторгаются отдельные метеориты и метеоритные потоки. Радиосвязь за счет отражений от ионизированных следов метеоров возможна только в МВ диапазоне [3]. Дециметровые (ДМВ) и сантиметровые (СМВ) волны в ионизированных слоях атмосферы почти не преломляются и не рассеиваются, а легко пронизывают ионосферу и уходят в космическое пространство. ДМВ и СМВ используются для связи с космическими ЛА. Что касается авиационных радиосистем, то связь между ними осуществляется как в пределах прямой видимости (ДМВ и СМВ слабо дифрагируют вокруг поверхности Земли) на небольшие расстояния, так и на значительные расстояния (за счет рассеяния на тропосферных неоднородностях). Миллиметровые (ММВ) волны. Коэффициент преломления тропосферы меньше единицы, его величина уменьшается с увеличением высоты, что приводит к искривлению траектории распространения ММВ. Причем траектория обращена выпуклостью вверх. Явление искривления траектории носит название рефракции. Кроме того, при распространении в тропосфере ММВ испытывают затухание, связанное с частичным преобразованием электромагнитной энергии в другие ее виды и с рассеянием. Основной причиной поглощения и рассеяния радиоволн в тропосфере является наличие капель воды, присутству- 39 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО ющих в ней в виде тумана, снега или дождя. Чем выше частота радиоволны и крупнее капли воды, тем больше затухание ее в тропосфере. ММВ испытывают добавочное поглощение в молекулах водяного пара и кислорода. Для случая молекулярного поглощения в кислороде воздуха (О2) и в парах воды (Н2О) в миллиметровом диапазоне отмечены два «окна прозрачности»: на частоте 38 ГГц ( 0 7,9 мм) – поглощение менее 0,06 дБ/км и на частоте 85 ГГц ( 0 3,5 мм) – поглощение менее 0,2 дБ/км. При сильном дожде и ливнях ММВ испытывают значительное поглощение (более 1 дБ/км) [8]. В атмосфере Земли выделяют всего два окна прозрачности (два диапазона в спектре ЭМВ, в которых земная атмосфера полностью или частично прозрачна): оптическое окно и радиоокно. Радиоокно лежит в диапазоне 0 1 мм ... 30 м (более длинные волны отражаются ионосферой, а более короткие волны поглощаются молекулами воздуха). Существуют четыре области значений 0 (1,2 мм; 2 мм; 3 мм; 8,6 мм), в окрестностях которых поглощение ММВ сравнительно невелико, и которые называются «окнами прозрачности» тропосферы (для ММВ) [2, 3]. ММВ используются, в основном, лишь для связи между наземными и маловысотными (вертолетными) узлами авиационных радиосистем (в ограниченном числе случаев). ММВ находят широкое применение для связи между космическими ЛА, поскольку ионосфера совершенно не влияет на условия распространения ММВ. Границы оптического окна прозрачности атмосферы определены не совсем четко, т.к. зависят от свойств воздуха (прежде всего от влажности), а также от высоты наблюдателя над уровнем моря. Оптическое окно почти беспрепятственно пропускает излучение в интервале 0 (2,95...7,6) 107 м . Более короткие волны поглощаются атомами и молекулами кислорода, азота и других газов, а также водородом и гелием в экзосфере Земли. Учет особенностей распространения радиоволн различных диапазонов позволяет определить возможную дальность действия РЭС. Так, в метровом и более коротких диапазонах радиоволн дальность действия РЭС определяется условиями прямой видимости. В этом случае говорят о дальности DПВ прямой видимости [км], которую, не учитывая рефракцию радиоволн в тропосфере, определяют как 40 41 DПВ 3,57 Н ВС Н А , (1.27) где Н ВС , Н А – высоты полета ВС [м] и установки антенны РЭС [м]. В стандартной атмосфере радиоволна отклоняется в сторону земной поверхности, что приводит к увеличению дальности прямой видимости DПВ . В этом случае справедливо соотношение * DПВ 4,12 Н ВС Н А , (1.28) * где DПВ – дальность прямой видимости с учетом рефракции [км]. Дальности действия бортовых РЭС определяются исходя из состояния среды распространения и технических возможностей конкретных радиопередающих устройств (ПРД) данных систем. При рассмотрении бортовых информационных РЭС наряду с особенностями распространения радиоволн различных диапазонов необходимо учитывать и их свойства, положенные в основу обнаружения различных объектов и измерения их координат и параметров движения. К этим свойствам относятся: 1) постоянство скорости распространения радиоволн; 2) прямолинейность распространения радиоволн в однородной среде (постоянство скорости распространения радиоволн и прямолинейность их распространения лежат в основе радиотехнического метода измерения дальности до объектов (целей)); 3) способность отражаться от любых объектов, электрические параметры которых отличаются от параметров среды распространения (самолет, корабль, автомобиль, грозовое облако и т.д.); 4) изменение частоты колебаний радиоволн при относительном перемещении источников радиосигналов и его приемника (эффект Доплера позволяет определять радиальную скорость движения цели). Второе свойство радиоволн используется при определении угловых координат целей. Способность радиоволн отражаться от объектов используется при их обнаружении. Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Уравнение rotН дD дt описывает закон полного тока, связывающий циркуляцию магнитного поля по контуру с током, охватывающим этот контур. Правая часть уравнения (1.29) представляет собой плотность полного тока и состоит из суммы токов смещения ( дD дt ) и проводимости . Появление тока неизбежно порождает магнитное поле, причем роли токов смещения и проводимости в этом процессе совершенно одинаковы, магнитное поле может возбуждаться изменением потока индукции. Второе уравнение Максвелла rotE дB дt является законом индукции, который определяет скорость изменения магнитной индукции B через пространственную производную ( rot ) напряженности электрического поля E . Из этого уравнения видно, что всякое изменение магнитного поля ( дB дt 0 ) вызывает появление электрического поля и наоборот. Третье уравнение Максвелла divD является уравнением непрерывности, которое показывает, что расходимость ( div ) электрической индукции равна объемной плотности зарядов. Четвертое уравнение Максвелла divB 0 говорит об отсутствии в природе магнитных зарядов и о непрерывности линий магнитной индукции, не имеющих начала и конца. Это линии, уходящие в бесконечность, или, как обычно, замкнутые линии [8]. Основными характеристиками и параметрами любой антенны являются: радиотехнические, эксплуатационные, конструктивные, экономические. Освоение чрезвычайно широкого диапазона частот ЭМВ и широкое применение РТ устройств обусловили создание большого количества типов антенно-фидерных устройств. В авиации освоены и применяются практически все диапазоны частот ЭМВ, соответственно применяются почти все типы разработанных к настоящему времени антенн. Антенны классифицируются на излучающие провода (используемые на частотах до 1 ГГц) и излучающие поверхности (используемые, в основном, на частотах выше 1 ГГц). В своем большинстве антенны реализуют принцип двойственности: одну и ту же антенну можно использовать как на передачу, так и на прием ЭМВ [2, 8]. В целях количественной оценки качества функционирования антенн и антенных систем используют радиотехнические показатели, которые подразделяются на характеристики и параметры. Радиотехнические характеристики – функциональные зависимости амплитуды, фазы и коэффициента поляризации от направления на точку наблюдения в равноудаленных точках дальней зоны. 1. Характеристика направленности (ХН) – зависимость амплитуды напряженности поля или плотности потока мощности от 42 43 1.4. Основные характеристики и параметры антенн Антенной называется РТ устройство, служащее для излучения ЭМВ в пространство или для приема ЭМВ из пространства. Слово «антенна» происходит от латинского antennae, которым называется орган осязания у насекомых в виде усиков. Антенна является составной частью радиолокационных, телевизионных, связных и ряда других РЭС и в значительной степени определяет их технические характеристики. Антенны осуществляют непосредственный контакт с окружающим пространством и поэтому не должны экранироваться. Физические явления возбуждения и распространения ЭМВ обосновал Д. Максвелл в виде двух фундаментальных положений: – всякое изменение во времени магнитного поля вызывает появление вихревого (т.е. замкнутого) электрического поля; – всякое изменение во времени электрического поля приводит к появлению вихревого магнитного поля. Иными словами, в природе существуют только переменное электромагнитное поле. Основные положения теории электромагнитного поля Д. Максвелл выразил четырьмя связанными между собой уравнениями электродинамики. Уравнения Максвелла в дифференциальной форме [8] имеют вид: rotН дD дt , (1.29) rotE дB дt , (1.30) divD , (1.31) divB 0 . (1.32) Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО направления на точку наблюдения в равноудаленных от антенны точках дальней зоны. ХН обусловливает свойства антенны, заключающиеся в распределении ЭМ энергии в окружающее пространство. 2. Фазовая характеристика – зависимость фазы излучаемого антенной поля в дальней зоне от направления в пространстве при постоянном расстоянии от фазового центра антенны до точки наблюдения. 3. Поляризационная характеристика – зависимость параметров поляризационного эллипса от направления. В плоскости, нормальной к направлению распространения ЭМВ, за период частоты конец вектора Е описывает эллипс, который принято называть поляризационным эллипсом [8]. К радиотехническим параметрам антенн относятся: 1. Излучаемая мощность Р – это полная мощность, которую излучает антенна в пространство, определяемая путем интегрирования плотности потока мощности П по поверхности сферы S произвольного радиуса, окружающего антенну Р ПdS . (1.33) S 2. Сопротивление излучения R – такое активное сопротивление, которое как бы присутствует в антенне и на котором рассеивается мощность, излучаемая антенной в пространство R 2 Р I 2 . (1.34) 3. Коэффициент направленного действия (КНД) D представляет собой отношение плотности потока мощности П , излучаемого данной антенной в определенном направлении, к плотности потока мощности П0 , который излучался бы абсолютно ненаправленной антенной в любом направлении при условии равенства общей излучаемой мощности в обеих антеннах Р РА . 5. Коэффициент усиления (КУ) G показывает, во сколько раз следует уменьшить мощность, подводимую к антенне, по сравнению с мощностью, подводимой к абсолютно ненаправленной антенне, КПД которой считается равным единице, чтобы напряженность поля в точке наблюдения оставалась неизменной. КУ дает полную характеристику антенны: он учитывает, с одной стороны, концентрацию энергии в определенном направлении благодаря направленным свойствам антенны, а с другой – уменьшение излучения вследствие потерь мощности в антенне. Численно КУ можно найти как (1.35) G D . 6. Диапазон рабочих частот антенны определяется полосой пропускания антенны по уровню 3 дБ по мощности. Полоса пропускания антенны выражается в процентах в соответствии с выражением f f min f (1.36) max 100 % , f СР f СР где f СР ( f max f min ) 2 . При 10%-ой полосе антенна называется узкополосной, при 50%ой полосе – широкополосной, 100%-ой полосе – сверхширокополосной. При полосе пропускания более 100 % антенна называется диапазонной, для таких антенн вводится понятие перекрытия по частоте K П f max f min [9]. 7. Шумовая температура антенны TA создается внутренним сопротивлением антенны и оценивается по формуле PША kTA F , (1.37) 23 4. Коэффициент полезного действия (КПД) – отношение мощности излучения антенны к мощности, подводимой к ее входу где PША – мощность шумов антенны; k 1,38 10 Вт/Гц – постоянная Больцмана; F – полоса частот. 8. Электрическая прочность антенны определяется максимальной напряженностью поля между токонесущими элементами антенны, начиная с которой происходит пробой (обычно для антенны выбирают мощность в 4 раза меньше предельно допустимой). 44 45 D П П0 при Р Р 0 , R const . Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО 9. Входное сопротивление антенны – это сопротивление, на которое нагружена линия передачи, питающая антенну ZA U A IA . (1.38) 10. Действующая длина (высота) антенны hД – это длина некоторой линейной антенны с равномерным распределением тока, на которую нужно умножить амплитуду тока на клеммах, чтобы получить площадь тока реальной антенны SI I АП hД , (1.39) где I АП – амплитуда тока в пучности [7]. Для определения характеристик и параметров антенны все окружающее ее пространство разбивают на определенные зоны, называемые ближней и дальней. Ближняя зона – это часть пространства, непосредственно прилегающая к антенне. Расстояние до ее внешней границы можно определить с помощью выражения RБЗ L 1 3 L , 2 2 Одной из наиболее важных характеристик антенны является диаграмма направленности (ДН) G( , ) – графическое изображение зависимости напряженности поля излученной волны (интенсивности ЭМВ) в дальней зоне от углов (азимут) и (угол места). Традиционно все антенны делятся на приемные и передающие. Во многих случаях одна и та же антенна выполняет функции как излучения, так и приема, т.е. является приемопередающей антенной (реализуется принцип двойственности). При этом в подавляющем большинстве случаев передающая и приемная ДН антенны (ДНА) совпадают [7]. Вариант классификации антенн приведен на рисунке 1.10. (1.40) где L – линейный размер антенны; – длина волны. В настоящее время теория расчета антенн в ближней зоне не завершена, т.к. в ней не работают основные уравнения теории Максвелла. Особенностями ближней зоны являются: наличие у векторов напряженности электрического Е и магнитного Н полей кроме поперечных составляющих еще и продольных составляющих; быстрое уменьшение амплитуды поля с удалением от антенны; комплексность вектора Пойнтинга П ; превышение реактивной составляющей мощности поля над активной [7]. Дальняя зона – это пространство, которое окружает антенну, начиная с внешней границы до бесконечности. Внешнюю границу можно определить из условия Рис. 1.10. Возможный вариант классификации антенн Расчет радиотехнических характеристик и параметров антенн осуществляется только в дальней зоне. Вибратор – это излучатель в виде тонкого проводника (электрический вибратор) или узкой длинной щели в металлическом экране (щелевой вибратор). Симметричный вибратор – линейная антенна, состоящая из двух одинаковых по длине отрезков провода, соизмеримых с длиной волны и подключенных к источнику возбуждения или к приемнику в средних точках. В диапазонах СДВ, ДВ и СВ часто применяются несимметричные вибраторы, которые называются Г-, Т- и П-образными антеннами [3]. Щелевая антенна представляет собой узкую щель, прорезанную в стенке волновода, резонатора, коаксиального кабеля или полосковой 46 47 R 2 L2 . (1.41) Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО линии. Обычно ширина щели составляет 0,03...0,05 , длина – около полуволны. Щели прорезают так, чтобы они пересекали линии поверхностного тока, текущего по внутренней стенке волновода или резонатора. Конструктивно штыревая антенна представляет собой штырь длиной около 0,25 , которому для снижения аэродинамического сопротивления придана обтекаемая форма и который состоит из двух частей: «земляной» проводник фидера и возбудитель, изолированный с помощью диэлектрической втулки от корпуса самолета. На рисунке 1.11 приведена диаграмма направленности штыревой антенны (ДНА имеет некоторые провалы в азимутальной плоскости). Рис. 1.11. Диаграмма направленности штыревой антенны Масса антенн находится в пределах 0,5…1,5 кг, угол наклона штыревой антенны не должен превышать 30...40О , так как при его увеличении падают действующая высота антенны и излучаемая мощность (уже при наклоне 40О мощность уменьшается на 15 % [3]). На рисунке 1.12 приведены различные виды штыревых УКВантенн. 48 Рис. 1.12. Внешний вид распространенных штыревых УКВ-антенн Диэлектрическая антенна – антенна в виде отрезка диэлектрического стержня, возбужденного радиоволноводом или штырем коаксиального кабеля. Наряду с диэлектрическими стержневыми антенна- 49 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО ми в диапазоне СВЧ нашли применение плоские и ребристые (гофрированные) антенны, получившие название импедансные антенны. В апертурных антеннах, в отличии от вибраторных антенн, излучение формируется поверхностью (апертурой), которая ограничена площадью S, зависящей от геометрических размеров. Простейшей апертурной антенной является открытый конец волновода. Улучшить направленные свойства волновода можно путем плавного, постепенного увеличения размеров поперечного сечения волновода, придания ему формы рупора. Антенны, имеющие такой плавный переход, получили название рупорных антенн (пирамидальная, секториальная, коническая, с параболической образующей поверхности рупора). Применяемая на СВЧ линзовая антенна по принципу действия идентична оптической линзе и состоит из собственно линзы и облучателя, установленного в ее фокусе. Линза трансформирует сферический или цилиндрический фронт волны облучателя в плоский. Линзовая антенна, ДН которой формируется за счет разности фазовых скоростей распространения ЭМВ в воздухе и материале линзы, применяется в РЛС и измерительных устройствах сантиметрового диапазона. Частный случай линзовой антенны – рупорно-линзовая антенна, состоящая из рупора с большим углом раствора ( 60...70О ) и вставленной на его выходе линзы. При смещении облучателя линзы из фокуса в плоскости, проходящей через фокус и перпендикулярной оси линзы, фронт волны на ее выходе поворачивается на определенный угол. Соответственно поворачивается и направление максимального излучения, это свойство используется в РЛС при сканировании ДН. Зеркальные (параболические) антенны – антенны, у которых поле в раскрыве формируется в результате отражения ЭМВ от металлической поверхности специального рефлектора (зеркала). Источником ЭМВ обычно служит какая-нибудь небольшая элементарная антенна, называемая в этом случае облучателем зеркала или просто облучателем. По числу отражающих зеркал различают одно- и двухзеркальные антенны, по взаимной ориентации зеркал и облучателей антенны могут быть симметричными и осенесимметричными [3]. Рупорно-параболическая антенна является одним из вариантов зеркальной антенны с вынесенным облучателем: облучающий рупор и параболическое зеркало составляют единое целое, что практически устраняет утечку энергии за края зеркала. Уголковая антенна состоит из уголкового зеркала (рефлектора), образованного двумя плоскими металлическими пластинами, и вибратора, расположенного в плоскости биссектрисы угла зеркала. При изготовлении печатных антенн используются современные технологии печатного монтажа. Одна из таких антенн (в разрезе) представлена на рисунке 1.13. На рис. 1.13 обозначено: 1 – внутренние диэлектрические пластины; 2, 6 – зоны, покрытые проводящим слоем; 3 – проводящая соединительная полоска; 4 – внутренний провод коаксиального фидера; 5 – внешние диэлектрические пластины; 7 – основание [3]. Излучателем данной антенны являются тонкие (около 0,12 мм) проводящие слои меди (2 и 6), нанесенные методом фольгирования на диэлектрические пластины 1 и 5 (их толщина около 3 мм). Медная полоска 3 соединяет внутренний провод 4 питающего коаксиального кабеля с элементом 2 излучателя. Металлическая оплетка коаксиального кабеля контактирует с проводящим основанием 7 и медными слоями 6. Антенна покрывается специальным лаком и закрывается диэлектрическим обтекателем, который предохраняет антенну от механических и климатических воздействий. К достоинствам печатной антенны следует отнести незначительное аэродинамическое сопротивление, компактность, малую массу, хорошую излучательную способность, небольшие потери. Особенностью поверхностных антенн является их практически нулевое аэродинамическое сопротивление. Эти антенны устанавливаются на законцовке киля самолета или на хвостовых шайбах вертолета. На рисунке 1.14 показаны две поверхностные антенны, расположенные на законцовке самолетного киля [3]. На рис. 1.14 обозначено: 1 – диэлектрическая вставка киля; 2 – металлические сетки; 3 – коаксиальный кабель; 4 – внутренний провод коаксиального кабеля; 5 – основание киля. Верхняя часть 1 киля выполнена из механически прочного, радиопрозрачного диэлектрика (например, из фольгированного стеклотекстолита, пластмассы или стеклоткани). 50 51 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Рис. 1.13. Конструктивные элементы печатной антенны Рис. 1.14. Упрощенная конструкция поверхностных антенн Излучатель антенны создается путем металлизации отдельных участков этой части киля – применяются наклеенные на диэлектрик медные сетки 2. ВЧ радиосигнал подается к сеткам при помощи коаксиального кабеля 3, внутренний провод 4 которого соединен с этими сетками. Длина излучателя обычно выбирается несколько меньшей, чем 0,25 . Достоинством поверхностных антенн являются их механическая прочность, вибростойкость и устойчивость характеристик к влиянию окружающей среды. В общем случае термин «антенная решетка» (АР) охватывает весьма широкий круг антенных систем – от простейших двухэлементных излучателей до самых современных антенных комплексов. АР называется система одинаковых излучающих элементов, идентично ориентированных в пространстве и расположенных по определенному закону [2]. По способу управления ДН различают частотные и фазированные АР (ЧАР и ФАР). Частотный метод реализуется путем изменения частоты генератора, в этом случае не требуются никакие управляющие элементы. Фазовый метод осуществляется с помощью фазовращателей, включенных в цепи питания излучателей. Изменять фазовый сдвиг можно последовательным, параллельным или смешанным способами. 52 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО По взаимному расположению элементов АР разделяют на эквидистантные (расстояние между элементами всегда остается постоянным) и неэквидистантные (расстояние между элементами может изменяться по определенному закону). По размещению АР на несущей конструкции выделяют конформные (в точности повторяют форму объекта, на котором они расположены) и неконформные АР. По геометрии расположения излучателей в пространстве различают одномерные (линейные, кольцевые, дуговые), двумерные (поверхностные) и трехмерные АР. Также АР классифицируются по типу используемых излучателей, по методу сканирования пространства – механические АР и АР с электронным сканированием [8]. На рисунке 1.15 показана конструкция типовой антенны верхнего питания (антенны емкостного типа). Возбуждение корпуса самолета производится с помощью штыревого вибратора, изолированного от корпуса. Рис. 1.15. Конструкция типовой антенны верхнего питания Антенна типа АШС-УД работает в диапазонах МВ, ДМВ. Пустотелый вибратор соединен пайкой с ВЧ разъемом, имеется элемент грозозащиты. На рисунке 1.16 показана конструкция типовой антенны с элементом грозозащиты. Общим требованием к авиационным антеннам является следующее – антенна обязана эффективно работать при любых режимах работы и в достаточно неблагоприятных условиях: 53 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО на больших высотах – когда резко ухудшаются изоляционные свойства воздуха, в результате чего уменьшается сопротивление между элементами антенны и корпусом самолета; при этом появляется дополнительный ток проводимости, снижающий как полезный ток в антенне, так и излучаемую ей мощность, что ведет к снижению дальности действия системы; Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО 1.5. Архитектура радиопередающих устройств при нагреве антенны (в случае высокой скорости полета) – ухудшаются изоляционные свойства некоторых диэлектриков, отделяющих антенну от корпуса самолета, что в конечном итоге снижает излучаемую антенной мощность; при обледенении антенны – возникает дополнительная нагрузка на элементы антенны, могут измениться ее электрические характеристики; при ионизации воздуха – наличие факела реактивного двигателя, вызывающего ионизацию, приводит к затуханию радиоволн на 3…5 дБ, из-за чего эффективность килевых антенн на активном участке снижается [3]. Непрерывное расширение элементной базы, используемой в радиопередающих устройствах, расширение сфер применения таких устройств и повышение требований к ним стимулируют появление новых структурных схем и разработку методов их проектирования. Одна из основных задач, решаемых при создании РЭС и комплексов любого назначения, – формирование радиосигнала. Назначение радиопередатчика (ПРД) – сформировать радиосигнал (содержащий информационное сообщение) в соответствии с требованиями к радиосистеме и подвести его к нагрузке, антенне или линии связи. ПРД (передатчик) входит в состав различных РЭС. Основными требованиями к ПРД являются: 1) выходная мощность; 2) коэффициент полезного действия; 3) занимаемая полоса частот; 4) точность стабилизации параметров сигнала; 5) выполнение норм электромагнитной совместимости (ЭМС). В качестве дополнительных технико-экономических и тактических требований выступают [10]: чувствительность к вариациям параметров нагрузки и ИП; устойчивость к изменениям температуры, давления, влажности, к вибрациям, уровню проникающей радиации; выполнение экологических нормативов; равномерность спектральной плотности излучения в занимаемой полосе частот; удобство управления режимами ПРД; уровень автоматизации настройки, безопасность обслуживания, эргономичность; минимальные массогабаритные показатели, стоимость изготовления и эксплуатации; надежность и ремонтопригодность; сопрягаемость с другими устройствами, входящими в РЭС; устойчивость к ошибкам обслуживания и др. Общими функциями ПРД являются: 1) генерация высокостабильных гармонических колебаний; 2) модуляция колебаний первичным электрическим сигналом; 3) перенос сформированного сигнала 54 55 Рис. 1.16. Конструкция типовой антенны с элементом грозозащиты Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО на определенную частоту диапазона рабочих частот; 4) усиление сигнала с целью обеспечения требуемой дальности действия РЭС. Обобщенная структурная схема ПРД изображена на рисунке 1.17 (МС – модулирующий (информационный) сигнал) [10, 11]. Рис. 1.17. Обобщенная структурная схема радиопередатчика Возбудитель (В) предназначен для формирования гармонических колебаний с заданными частотами. Часто в состав возбудителей включают модуляторы для формирования радиосигналов различного вида. В качестве возбудителей широко используются синтезаторы частот (СЧ) [12]. Тракт преобразования частоты (ТПЧ) обеспечивает перенос выходных колебаний возбудителя в диапазон рабочих частот ПРД. Как правило, процедура переноса реализуется либо с помощью нескольких преобразований частоты, либо путем последовательного умножения частоты. Усилитель мощности (УМ) предназначен для усиления по мощности радиосигнала, подлежащего излучению. Для формирования радиосигналов с амплитудной или импульсной модуляцией усилители мощности могут выполнять также функции модуляторов. Источники питания (ИП) являются источниками энергии для всех активных элементов ПРД. Система управления (СУ) служит для контроля работоспособности и оперативного управления режимами ПРД с помощью вычислительных средств. Структурные схемы ПРД различных радиотехнических систем могут отличаться от представленной на рис. 1.17. Обычно эти различия связаны с объединением или распределением функций генерации, модуляции и усиления между элементами ПРД. Основными параметрами ПРД, которые характеризуют степень соответствия требованиям РЭС, являются: 1) диапазон рабочих частот; 2) класс излучения; 3) выходная (средняя, пиковая и импульс56 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО ная) и потребляемая мощность; 4) коэффициент полезного действия; 5) нестабильность частоты (абсолютная, относительная); 6) уровень подавления нежелательных излучений; 7) время перестройки с одной частоты на другую [3, 10, 11]. Кроме перечисленных основных параметров, вводят группы конструктивно-технологических (масса, габариты, показатели вибро- и ударостойкости, влагозащищенности и т.д.), эксплуатационных (надежность, ремонтопригодность, удобство эксплуатации и т.д.) и экономических показателей (характеризуют материальные и финансовые затраты на разработку, производство и эксплуатацию ПРД), которые часто играют важную роль в определении возможности использования ПРД в конкретной РЭС. Радиопередающие устройства (устройства генерирования и формирования сигналов) и созданные на их основе передающие комплексы можно классифицировать по ряду признаков (рисунок 1.18). Рис. 1.18. Классификация передатчиков 57 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО В ПРД находят применение комбинированные способы модуляции: для уменьшения занимаемой полосы частот используют однополосную модуляцию с подавленной несущей; для передачи больших потоков цифровой информации – амплитудно-фазовую манипуляцию; для повышения скрытности – псевдослучайную перестройку рабочей частоты (ППРЧ); для повышения помехозащищенности – расширение занимаемой полосы спектра с помощью внутриимпульсной угловой модуляции; для уплотнения частотного диапазона – квадратурную частотную манипуляцию и др. [2, 10]. Типовая структурная схема передатчика амплитудномодулированных (АМ) сигналов изображена на рисунке 1.19. Рис. 1.19. Типовая структурная схема передатчика с АМ Долговременную стабильность частоты ПРД определяет опорный генератор (ОГ), обычно в таких ОГ используется автогенератор с кварцевым резонатором. АМ высокочастотных колебаний осуществляется в последнем/последних каскадах усилителя мощности (УМ). Типовая структурная схема передатчика частотномодулированных (ЧМ) сигналов изображена на рисунке 1.20. Рис. 1.20. Типовая структурная схема передатчика с ЧМ 58 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Нужное значение несущей частоты формируется из частоты ОГ в синтезаторе частот (СЧ), преобразованием частоты в умножителях промежуточных каскадов (ПрК) или преобразователе частоты (ПЧ) вверх. Типовая структурная схема передатчика фазомодулированных (ФМ) сигналов изображена на рисунке 1.21. Модуляция (манипуляция) частоты производится в управляемом по частоте частотномодулированном генераторе (ЧМГ) (рис. 1.20) или в СЧ, а фазовая модуляция (манипуляция) – в фазовом модуляторе (ФМ) на низком уровне мощности (рис. 1.21) [10]. Рис. 1.21. Типовая структурная схема передатчика с ФМ У сигналов с изменяющейся огибающей типа квадратурной амплитудной манипуляции (QAM) амплитуды и фазы изменяются, что требует использования усилителя с высокой линейной мощностью на выходе ПРД. Такие сигналы генерируются в преобразователе с использованием схем косвенной и прямой квадратурной модуляции, а затем преобразуются с повышением частоты в радиочастотный канал. Структурная схема передатчика цифровой системы передачи информации показана на рисунке 1.22 (У1, У2 – усилители; ПФ1, ПФ2 – полосовые фильтры). В случае если источник информации является аналоговым, выполняется преобразование его сигнала в цифровой с помощью аналогово-цифрового преобразователя (АЦП). Преобразование является осуществлением двух операций – дискретизации во времени и квантования по уровню. Возможность перевода сигнала в цифровую форму основывается на теореме Котельникова (Найквиста): сигнал может 59 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО быть полностью восстановлен по последовательности своих отсчетов, взятых с частотой дискретизации f d 2 f max , где f max – максимальная частота в спектре исходного аналогового сигнала. Аналоговый источник информации Управляющий контроллер Источник питания Кодер канала АЦП Цифровой источник информации Антенна ФНЧ ЦАП ФНЧ У1 ПФ2 ФНЧ ФНЧ ЦАП ФНЧ ПФ1 У2 УМ Опорный генератор Для осуществления произвольного вида модуляции сигнала необходимо выполнить две операции: 1) сформировать синфазную и квадратурную составляющие модулирующего сигнала (вид данных составляющих будет определять вид модуляции) и 2) выполнить преобразование (1.42). Усилитель мощности (УМ) обеспечивает необходимый уровень мощности в антенне ПРД. В зависимости от вида модуляции предъявляются различные требования к линейности усилителя и его динамическому диапазону (отношение максимального усиливаемого сигнала к минимальному). На рисунке 1.23 показана упрощенная структурная схема радиопередающего устройства (РПУ) системы передачи информации (УНЧ, УВЧ – усилители низкой/высокой частоты, Г – гетеродин (СЧ)). СЧ на основе ФАПЧ Рис. 1.22. Структурная схема передатчика цифровой системы передачи информации С выхода АЦП цифровой сигнал часто поступает на кодер источника сигнала. Основная задача кодера источника – сжатие информации. Чем меньше объем информации, который необходимо передавать через радиоканал в единицу времени, тем меньше ошибок произойдет при передаче, меньше требуемая полоса частот и энергия, которую необходимо затратить на передачу. Цифровые методы передачи данных позволяют достичь любой заданной достоверности передачи информации (при условии, если отношение энергии бита к спектральной плотности шума больше –1,6 дБ – предела Шеннона), платой за это является падение скорости (либо расширение полосы частот). После получения цифрового сигнала с привнесенной избыточностью требуется подготовить его к передаче по каналу. Модулированный сигнал с произвольным видом модуляции можно представить в виде (1.42) S (t ) I (t )cos(t ) Q(t )sin(t ) , где I (t ) и Q(t ) соответственно синфазная и квадратурная составляющая модулирующего сигнала; – несущая частота радиосигнала. 60 Рис. 1.23. Структурная схема РПУ системы передачи информации Методы модуляции сигнала можно разделить на две группы: 1. Метод модуляции с постоянной огибающей (constant envelope). Первая группа методов имеет постоянную амплитуду модулированного сигнала, что позволяет использовать нелинейные усилители мощности в передатчиках (GFSK сигнал – гауссовская частотная манипуляция (Gaussian filtered frequency shift keying)). 2. Метод модуляции с изменяющейся огибающей (variable envelope). Сигналы с постоянной огибающей более эффективны энергетически (power efficient), чем спектрально (spectrally efficient). Кроме указанных основных функциональных узлов, в состав ПРД также могут входить дополнительные элементы и подсистемы: система блокировки и сигнализации (для обеспечения защиты элементов ПРД от выхода из строя и защиты обслуживающего персонала от поражения электрическим током); система принудительного охлаждения, отвода рассеиваемого тепла; автоматической настройки и др. 61 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО 1.6. Архитектура радиоприемных устройств Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Радиоприемное устройство (РПрУ) – это комплекс электрических цепей, функциональных узлов и блоков, предназначенный для улавливания распространяющихся в открытом пространстве ЭМ колебаний в радиочастотном ( 3 103... 3 1012 Гц) и оптическом диапазонах ( 3 1012... 3 1016 Гц) и преобразования их к виду, обеспечивающему использование содержащейся в них информации [13]. Радиоприемным устройством (РПрУ) называют систему взаимосвязанных узлов, с помощью которых происходит извлечение энергии электромагнитного поля, селекция, усиление и преобразование радиосигналов с целью получения заложенной в них информации [14]. С помощью РПрУ реализуются следующие функции: 1) преобразование ЭМП в электрический сигнал и обеспечение пространственной и поляризационной избирательности полезного радиосигнала с помощью приемной антенны; 2) выделение полезных радиосигналов из совокупности других сигналов и помех, действующих на выходе приемной антенны и не совпадающих по частоте с полезным сигналом (частотная избирательность); 3) усиление принимаемых сигналов с целью обеспечения качественной работы демодулятора, схем защиты приемника от помех; 4) демодуляция сигнала; 5) обработка принимаемых сигналов с целью ослабления негативного воздействия помех; 6) преобразование электрического сигнала к необходимому для потребителя информации виду [3]. Радиоприемники можно классифицировать по ряду признаков, из которых основными являются [3, 15]: 1) назначение приемника; 2) диапазон принимаемых частот; 3) вид принимаемых сигналов; 4) тип структурной схемы; 5) форма выполнения основных операций над сигналом; 6) вид активных элементов, используемых в приемнике; 7) тип конструкции приемника; 8) способ питания. По назначению различают приемники связные, радиолокационные, радиовещательные, телевизионные, ретрансляционные, радионавигационные, систем радиотелеметрии, радиоуправления и др. Диапазон частот радиосигналов весьма широк: от 3 кГц до 300 ГГц, что соответствует волнам от 100 км до 1 мм. Приемник может быть предназначен для работы на одной или нескольких фиксированных частотах, или в некотором диапазоне частот. От диапазона частот напрямую зависит выбор активных элементов (транзисторов и микросхем) и резонансных систем (с сосредоточенными или распределенными постоянными). Вид принимаемых сигналов определяется видом модуляции или ее отсутствием. Используются непрерывные, дискретные и цифровые сигналы. В случае непрерывных сигналов применяют амплитудную, частотную или фазовую модуляцию. В случае дискретных сигналов применяют аналогичные виды манипуляции. Кроме простых сигналов, имеющих базу порядка единицы, применяют сложные сигналы, база которых значительно больше единицы по порядку величины. По типу структурной схемы различают приемники прямого усиления, прямого преобразования и супергетеродинные приемники. Наилучшие качественные показатели обеспечивает применение супергетеродинной схемы. В профессиональных приемниках используют двойное и тройное преобразование частоты. Основные операции над сигналом могут выполняться в аналоговой, цифровой или цифроаналоговой форме. Усилительнопреобразовательный тракт обычно является аналоговым, демодуляция и последующая обработка сигналов в современных приемниках часто делается цифровой. В качестве активных элементов широко применяются полевые и биполярные транзисторы и интегральные микросхемы. Элементная база постоянно обновляется. Конструктивно приемники выполняются на основе печатного или объемного монтажа с использованием интегральных микросхем, представляющих собой каскады, узлы приемников и даже целые приемники. По способу питания выделяют сетевые и аккумуляторные приемники, с универсальным питанием и т.д. [2, 13]. 62 63 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Качественные показатели РПрУ определяются электрическими, конструктивно-эксплуатационными и производственноэкономическими характеристиками. К основным электрическим характеристикам относятся верность воспроизведения сообщения, диапазон рабочих частот, чувствительность, избирательность, динамический диапазон, помехоустойчивость, эффективность регулировок и электромагнитная совместимость. К конструктивно-эксплуатационным характеристикам относятся масса, габариты, экономичность питания, надежность, ремонтопригодность, эргономические показатели и стабильность характеристик при изменении условий эксплуатации. К производственноэкономическим характеристикам относят стоимость, степень интеграции и унификации узлов, серийноспособность, вид технологического процесса при изготовлении и сроки разработки [13–15]. Обобщенная структурная схема, отражающая основные функции РПрУ, представлена на рисунке 1.24 (ВУ – внешнее управление). Она состоит из пяти функциональных блоков-трактов. Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО В усилительно-преобразовательном тракте (УПТ) происходит выделение полезных сигналов из всей совокупности поступающих от антенны (А) сигналов и помех, а также усиление полезного сигнала до уровня, необходимого для нормальной работы последующих каскадов. В информационном тракте (ИТ) осуществляется основная обработка сигнала с целью выделения содержащейся в нем информации (демодуляции) и ослабления мешающего воздействия помех. Важнейшей задачей является выделение информации с максимальной достоверностью (оптимальный прием). Гетеродинный тракт (ГТ) преобразует частоту собственного или внешнего опорного генератора (ОГ) и формирует сетки частот, необходимые для работы преобразователей частоты в УПТ, следящих систем и устройств обработки сигналов в ИТ. Зачастую это сложное самостоятельное устройство – синтезатор частот (СЧ). Тракт управления, адаптации и контроля (ТАУК) осуществляет ручное, дистанционное и автоматизированное управление режимом работы РПрУ и отражает качество его работы на соответствующих индикаторах. В оконечном устройстве (ОУ) энергия выделяемого сигнала используется для получения требуемого выходного эффекта – акустического (телефон, громкоговоритель), оптического (дисплей), механического (печатающее устройство). Вторичный источник питания (ВИП) преобразует энергию первичного источника в форму, удобную для использования непосредственно в РПрУ. В ВИП осуществляется выпрямление, фильтрация и стабилизация напряжения. Наиболее важными характеристиками, определяющими эффективность использования РПрУ, являются: диапазон рабочих частот и поддиапазоны; амплитудно-частотная характеристика (АЧХ); неравномерность коэффициента передачи в рабочем диапазоне; коэффициент шума и предельная чувствительность; ширина полосы пропускания; помехоустойчивость; время перестройки (характеризует оперативность перестройки в рабочем диапазоне); разрешающая способность по частоте; способ поиска сигнала по несущей частоте; точность определения параметров принимаемых сигналов; динамический диапазон; избирательность по побочным и соседним каналам приема; порог появления эффекта блокирования; величина перекрестных искажений; уровень фазовых шумов, стабильность и скорость перестройки синтезатора частот (СЧ); характеристики питания, ручных и автоматических регулиро- 64 65 Рис. 1.24. Обобщенная структурная схема РПрУ Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО вок; масса и габаритные размеры; сложность в производстве и эксплуатации, стоимость [13–15]. Важнейшей технической характеристикой приемника (ПРМ) является полный диапазон частот, в котором с его помощью можно осуществить прием сигналов. В настоящее время наиболее известными видами РПрУ являются приемники прямого усиления (детекторный приемник, рефлексный приемник, сверхрегенеративный приемник) и супергетеродинные приемники (с одним или двойным преобразованием частоты), структурные схемы которых различаются построением тракта радиочастоты [14]. Выделяют также приемники: беспоисковый многоканальный; поисковый по частоте (сканирующий); смешанный (комбинированный); матричный, цифровой, приемник для мгновенного измерения частоты. Структурная схема ПРМ прямого усиления показана на рисунке 1.25 (ВЦ – входная цепь, УВЧ – усилитель высокой частоты, Д – детектор, УНЧ – усилитель низкой частоты, ОУ – оконечное устройство (преобразователь сигнала в информационное сообщение) [3]. Рис. 1.25. Структурная схема ПРМ прямого усиления ВЦ предназначена для предварительной селекции (разделения) принимаемых радиосигналов. УВЧ предназначен для селекции и основного усиления радиосигнала. Д предназначен для выделения информационной составляющей из радиосигнала. УНЧ предназначен для усиления информационного сигнала. В супергетеродинном приемнике осуществляется преобразование частоты радиосигнала – линейный перенос спектра принятого сигнала в область, удобную для обработки. Приемники такого типа получили наибольшее распространение. Структурная схема супергетеродинного приемника (ПРМ) представлена на рисунке 1.26 (ВЦ – входная цепь; УВЧ – усилитель высокой частоты; Г(СЧ) – гетеродин; 66 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО СМ – смеситель; ФСИ – фильтр сосредоточенной избирательности; ОУ – оконечное устройство). ВЦ Апрм УВЧ СМ ПФ УПЧ ФСИ ДЕТ ОУ Г(СЧ) Рис. 1.26. Структурная схема супергетеродинного радиоприемника В супергетеродинной структуре тракта приема происходит последовательный перенос сигнала на одну или несколько промежуточных частот. Достоинства супергетеродинных структур: – использование пассивной фильтрации позволяют реализовать устройства с большим динамическим диапазоном; – номиналы ПЧ и РЧ частот значительно отличаются, фильтрация и усиление производится в нескольких каскадах последовательно, это позволяет реализовать в тракте приема устойчивые высокие коэффициенты усиления, минимизировать паразитные обратные связи, уменьшить утечки сигналов гетеродинов. Недостатки супергетеродинных структур: – необходимость использования внешних элементов фильтрации препятствует комплексной интеграции всего РЧ блока и выполнению его в виде одной ИМС; – наличие на выходе смесителей нежелательных комбинационных составляющих, появление паразитных каналов приема; – устройство получается относительно дорогим. Качественные показатели супергетеродинного ПРМ определяются следующими электрическими характеристиками: 1. Чувствительность – способность ПРМ принимать слабые сигналы. Количественно для радиоприемников умеренно высоких частот чувствительность оценивается минимальной ЭДС в антенне Е А или минимальной мощностью РА нормально модулированного сигнала, при которой на выходе ПРМ сигнал воспроизводится с требуемым качеством. 67 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Под требуемым качеством можно понимать: 1) получение заданного уровня сигнала на выходе ПРМ (так определяется максимальная чувствительность); 2) получение определенного отношения мощности сигнала к мощности шумов на выходе ПРМ (так определяется реальная чувствительность); 3) выполнение одного из вероятностных критериев качества приема (вероятность правильного приема, вероятность ошибки) [13]. 2. Избирательность (селективность) – способность ПРМ выделять полезный сигнал, ослабляя действие помех. Основное значение имеет частотная избирательность. Различают односигнальную и многосигнальную (эффективную) частотную избирательность. Односигнальная избирательность определяется амплитудночастотной характеристикой (АЧХ) фильтров усилительнопреобразовательного тракта приемника при действии на его входе одного малого сигнала, не вызывающего нелинейных эффектов. Она оценивается по нормированной АЧХ ( f ) K ( f ) K0 , (1.43) Методом односигнальной избирательности оценивается также избирательность по побочным каналам приема супергетеродинного приемника: а) по зеркальному каналу; б) по каналу прямого прохождения; в) по каналам преобразования частоты, образованным гармониками частоты гетеродина. В условиях действия сильных помех, приводящих к эффектам блокирования сигнала, перекрестной моду- ляции и интермодуляции, используется понятие эффективной или многосигнальной избирательности. Блокированием называют уменьшение коэффициента усиления усилительно-преобразовательного тракта под действием сильных мешающих сигналов с частотами, отличающимися от частот основного и побочного каналов приема. Перекрестная модуляция проявляется в переносе модуляции помехи на несущую полезного сигнала за счет нелинейности усилительно-преобразовательного тракта. Интермодуляция заключается в том, что при воздействии на нелинейный элемент усилительно-преобразовательного тракта двух или более помех различных частот на его выходе в спектре интермодуляционных колебаний вида mf nf pf ... возникает составляющая, совпадающая либо с частотой настройки приемника, либо с частотой какого-то побочного канала приема. Количественно многосигнальная избирательность может быть оценена полосой забития сигнала, коэффициентом перекрестной модуляции или допустимым уровнем взаимомодулирующих сигналов. 3. Помехоустойчивость – способность ПРМ обеспечивать нормальное функционирование в условиях воздействия определенной совокупности помех. Существуют различные критерии количественной оценки помехоустойчивости: вероятностный, энергетический, артикуляционный. 4. Электромагнитная совместимость – возможность приемника работать совместно с другими радиоэлектронными устройствами и системами. 5. Верность воспроизведения сообщений количественно оценивается искажениями выходного сигнала приемника по отношению к модулирующей функции. К статическим искажениям относятся линейные (амплитудно-частотные и фазовые) и нелинейные (коэффициенты гармоник основной частоты модуляции). К динамическим искажениям относятся переходные искажения, характеризующие временную зависимость выходного напряжения приемника при подаче на его вход радиоимпульса (время запаздывания импульса, время нарастания переднего фронта, выброс переходной характеристики, спад плоской вершины импульса). 68 69 где K ( f ) – модуль коэффициента усиления по напряжению на произвольной частоте f; K 0 – резонансный коэффициент усиления. Селективность оценивается обратной величиной Se K 0 K ( f ) (1.44) и определяет ослабление помехи при заданной расстройке f f f 0 . Зависимость Se(f ) называется характеристикой односигнальной избирательности, обычно используется оценка избирательности в децибелах Se[дБ] 20lg K0 K (f ) . (1.45) Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО 6. Динамический диапазон характеризует допустимый минимальный и допустимый максимальный уровни входных сигналов. Динамический диапазон по основному каналу приема – это пределы изменения уровня входных сигналов, при которых потеря информации не превышает заданного значения. Нижняя граница динамического диапазона по основному каналу приема ограничена шумами приемника, верхняя – нелинейными искажениями. Динамический диапазон по соседним каналам приема ограничен искажениями информации, возникающими за счет действия мощных помех, действующих в соседних каналах. Среди других электрических характеристик отметим характеристики частотной настройки (диапазон или набор рабочих частот), параметры регулировок, выходную мощность, параметры системы питания. Кроме электрических характеристик, большое значение имеют конструктивно-эксплуатационные и производственноэкономические характеристики. Полоса пропускания (ПП) линейного тракта супергетеродинного приемника с однократным преобразованием частоты П ПС ПНС , (1.46) где ПС – ширина спектра сигнала; П НС – составляющая ПП, обусловленная нестабильностью частот сигнала и гетеродина. Для АМ сигнала ПС АМ 2 Fmax ( Fmax – максимальная частота модуляции). Для ЧМ сигнала ПС ЧМ 2Fmax (1 m m ) при m 1 , (1.47) ПС ЧМ 2 Fmax (1 m) при m 1 , (1.48) ПС ЧМ 2 Fmax при m 1 , (1.49) где m f m Fmax – индекс частотной модуляции; f m – максимальная девиация частоты. Составляющая полосы пропускания ПНС 2 f f , 2 C 2 Г (1.50) где f С f C max f C – абсолютная нестабильность частоты сигнала; f C – относительная нестабильность частоты, определяемая передат70 чиком (для кварцевых возбудителей передатчиков f C 105...107 ); f Г f Г max f Г – абсолютная нестабильность частоты гетеродина; f Г – относительная нестабильность частоты гетеродина (для кварцевых гетеродинов или синтезаторов частоты f Г 105...107 , а для автогенераторов без кварцевой стабилизации f Г 103...104 ). При использовании системы частотной автоподстройки гетеродина полоса пропускания ПЧАП ПС ПНС K ЧАП , (1.51) где K ЧАП 10...25 – коэффициент частотной автоподстройки. Совокупность ВЦ и УВЧ называют преселектором, который предназначен для предварительной селекции и предварительного усиления радиосигнала. Совокупность СМ и Г(СЧ) называют преобразователем частоты. Г(СЧ) предназначен для генерирования гармонического сигнала (или сетки частот) определенной частоты. СМ предназначен для переноса частоты принимаемого радиосигнала в область более низких частот. УПЧ предназначен для усиления и избирательности радиосигнала на промежуточной частоте [13]. На рисунке 1.27 показана классическая архитектура супергетеродинного приемника с двойным преобразованием частоты. ПФ1 Апрм МШУ ПФ2 СМ1 ФПЧ1 РЧ ГУН СМ2 ФПЧ2 УПЧ2 Дем ПЧ ГУН Рис. 1.27. Архитектура приема с двойным преобразованием частоты Полосовой фильтр (ПФ1), предшествующий малошумящему усилителю (МШУ) уменьшает внеполосные сигналы, а также уровень помех по зеркальному каналу совместно с фильтром ПФ2 Затем весь спектр преобразуется вниз по частоте на фиксированную промежуточную частоту с использованием перестраиваемого гетеродина (РЧ ГУН). Зеркальный сигнал и другие нежелательные продукты преобра71 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО зования уменьшаются до приемлемого уровня с помощью внешнего фильтра (ФПЧ1) перед еще одним преобразованием вниз по частоте. Выбор рабочего канала обычно осуществляется фильтром (ПЧ2) после окончательного преобразования вниз. Второе преобразование вниз по частоте в современных трактах приема обычно происходит в квадратурных схемах, чтобы облегчить цифровую обработку синфазного и квадратурного сигналов I и Q. В ПРМ с двойным преобразованием частоты существенно снижаются требования к элементам фильтрации. Эффекты смещения постоянной составляющей и утечки не влияют на характеристики ПРМ из-за использования нескольких шагов преобразования. Достижение высоких значений параметров и характеристик ПРМ приводит к увеличению стоимости устройства и его размеров. Выбор рабочего канала происходит в первом каскаде ПЧ, перестраиваемый гетеродин требует качественного выполнения и использования внешнего колебательного контура для достижения хорошей характеристики по шумам. Указанные факторы затрудняют полную интеграцию приемопередатчика в единственной микросхеме. Использование цифровой техники в ПРМ основано на возможности выполнения сколь угодно сложных, функциональных операций над дискретизированными по уровню и времени цифровыми эквивалентами принимаемых сигналов. Принципиальные ограничения по характеристикам цифровых устройств обработки связаны с быстродействием выполнения основных операций, разрядностью представления данных и необходимым объемом памяти для хранения данных. Преимущества цифровых методов обработки общеизвестны: высокая точность и стабильность характеристик аппаратуры, возможность запоминания, хранения и воспроизведения сигнала. Недостатки цифровых методов (зависимость ширины частотного диапазона от быстродействия цифровых схем, дополнительные погрешности, обусловленные шумами вычислений, аналого-цифровыми и цифроаналоговыми преобразованиями) убедительно компенсируются преимуществами цифровых устройств. Совершенствование методов и алгоритмов обработки сигнала, использование современной элементной базы позволяет решать многие задачи при помощи цифровых приемников. Цифровое радиоприемное устройство (ЦРПрУ) – это приемное устройство, в котором осуществляется обработка сигнала в аналоговой и цифровой формах. В ЦРПрУ, предназначенном для приема аналоговых сигналов, осуществляется полная или частичная цифровая обработка сигналов (ЦОС). По степени использования ЦОС ЦРПрУ можно разделить на две группы [14]: ПРМ, в которых отсутствует преобразование принимаемого сигнала в цифровую форму, а на цифровой элементной базе реализованы отдельные узлы (устройства управления, контроля, отображения информации, системы вхождения в связь, цифровые СЧ); ПРМ, в которых сигнал преобразуется в цифровой вид и на цифровой элементной базе выполнена часть главного тракта приема, включая цифровой фильтр селекции сигналов, цифровые демодуляторы, цифровые устройства распознавания и измерения параметров сигналов, а также вспомогательные узлы. Структурная схема ПРМ цифровой системы передачи информации показана на рисунке 1.28 (Д – детектор; MUX – мультиплексор). 72 73 А АПИ Декодер источника ЦАП ПФ У1 ПФ2 ФНЧ АЦП Д МШУ ПФ1 У2 ФНЧ АЦП Д M U X Цифровой приемник информации Рис. 1.28. Структурная схема приемника цифровой системы передачи информации Методы и приемники для мгновенного измерения частоты (Instantaneous Frequency Measurement – IFM) позволяют измерить несущую частоту высокочастотного радиосигнала за очень короткое время – несколько десятков наносекунд [16]. В течение долгого времени для мгновенного измерения частоты использовались приемники с традиционной структурой (рисунок 1.29), принципиальные операции выполнялись в аналоговой форме. Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО Линия задержки Входная ВЧ-часть Делитель мощности Фазовый коррелятор Схема вычисления Рис. 1.29. Традиционная структурная схема приемника с МИЧ Этой классической схеме МИЧ свойственны существенные недостатки. Для повышения точности измерения частоты необходимо увеличивать длину линии задержки (ЛЗ). Для расширения рабочего частотного диапазона нужно сокращать время задержки, что приводит к снижению точности и разрешающей способности приемника. В последние годы развиваются различные методы построения цифровых приемников МИЧ [16]. Один из основных методов – применение цифровых ЛЗ, что является логичным развитием прежнего подхода с аналоговыми физическими ЛЗ. Структурная схема реализации метода приведена на рисунке 1.30. ВЧ-источник Квадратурный делитель АЦП ПЛИС Частота Рис. 1.30. Структурная схема МИЧ с цифровыми задержками ВЧ радиосигнал разделяется на квадратурные составляющие, преобразуется в цифровую форму и поступает на ПЛИС, с помощью которой реализован алгоритм определения частоты на основе формирования задержек. Для реализации цифрового приема сигналов в заданной полосе частот сигналов в аппаратуре обязательным является наличие двух основных устройств: аналого-цифрового преобразователя (АЦП) и процессора, выполняющего дискретное преобразование Фурье (ДПФ) (рисунок 1.31). АЦП осуществляет квантование по уровню и дискретизацию по времени сигнала S (t ) , поступающего от входной ВЧ части ПРМ или после гетеродинирования на ПЧ. 74 Рис. 1.31. Цифровой приемник-анализатор спектра Если сигнал S (t ) изменяется в диапазоне S min ... S max , то каждое числовое значение, характеризующее величину аналогового сигнала в момент ti , на выходе представляется n-разрядным двоичным кодом с погрешностью квантования, относительная величина которой не превосходит 2 n . Отдельные элементы данных, характеризующих величину преобразуемого сигнала в моменты времени ti , формируются с некоторым интервалом t , называемым интервалом дискретизации, который определяется, исходя из величины верхней границы полосы рабочих частот, t 1 2 f max . Современные технологии АЦП позволяют получать разрядность представления данных до 24 бит при частотах дискретизации входного сигнала от единиц герц до 100 МГц и более. Разрядность представления данных в АЦП определяет и динамический диапазон обрабатываемых сигналов, предельное отношение Smax Smin 2n . Контрольные вопросы 1. Перечислите состав бортового РЭО воздушных судов. 2. Какие системы входят в навигационно-пилотажный комплекс? 3. Перечислите системы обзорно-прицельного комплекса. 4. Какие системы входят в навигационно-посадочный комплекс? 5. Перечислите состав бортового комплекса обороны. 6. Тактические и боевые задачи, решаемые при помощи БРЭО. 7. Назовите виды резервирования, используемые в БРЭО. 8. Охарактеризуйте основные принципы построения БРЭО. 9. Приведите 2 формы представления радиосигналов. 10. Сравните амплитудный и фазовый спектр радиосигнала. 11. Что называют длиной волны гармонического сигнала? 75 Глава 1. Общие сведения о радиосигналах и БРЭО 12. Какой радиосигнал называют амплитудно-модулированным? 13. Какой радиосигнал называют частотно-модулированным? 14. Какой радиосигнал называют фазомодулированным? 15. Что принято понимать под радиоволнами? 16. Охарактеризуйте явления рефракции и сверхрефракции. 17. Свойства радиоволн, положенные в основу обнаружения различных объектов и измерения их координат и параметров движения. 18. Как определить дальность прямой видимости без учета рефракции радиоволн и с учетом рефракции? 19. Запишите уравнения Максвелла. 20. Перечислите радиотехнические параметры антенн. 21. Дайте определение диаграммы направленности антенны. 22. Приведите примеры классификации антенн. 23. Охарактеризуйте общие требования к авиационным антеннам. 24. Назначение радиопередатчика. 25. Перечислите основные требования к радиопередатчику. 26. Назовите общие функции радиопередатчика. 27. Назовите основные параметры ПРД. 29. Перечислите конструктивно-технологические, эксплуатационные и экономические показатели ПРД. 30. По каким признакам можно классифицировать ПРД? 31. Что входит в состав типовой структурной схемы ПРД с АМ? 32. Что входит в состав типовой структурной схемы ПРД с ЧМ? 33. Что входит в состав типовой структурной схемы ПРД с ФМ? 34. Состав схемы ПРД цифровой системы передачи информации. 35. Перечислите функции радиоприемных устройств (РПрУ). 36. Что входит в состав обобщенной структурной схемы РПрУ? 37. Охарактеризуйте важные характеристики, определяющие эффективность использования РПрУ. 38. Состав структурной схемы ПРМ прямого усиления. 39. Структурная схема ПРМ супергетеродинного типа. 40. Структурная схема супергетеродинного ПРМ с двойным преобразованием частоты. 41. Основные преимущества цифровых методов обработки сигналов. 42. Состав схемы ПРМ цифровой системы передачи информации. 43. Состав схемы ПРМ с мгновенным измерением частоты. 76 Глава 2 РАДИОТЕХНИЧЕСКИЕ МЕТОДЫ ИЗМЕРЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ДВИЖЕНИЯ ВОЗДУШНОГО СУДНА Действия экипажа и различных управляющих устройств в течение всего полета решают одну и ту же полетную задачу – выведение воздушного судна (ВС) в заданную точку пространства за расчетное время при фиксированных показателях качества. При этом информацию о расположении ВС относительно внешних объектов и параметрах движения ВС поставляют, во многих случаях, авиационные радиосистемы. Радиолокационные и радионавигационные системы, дополняя друг друга, позволяют экипажу (или бортовым управляющим устройствам) получить достаточно полную координатную информацию о текущей воздушной ситуации. Основная задача радиосистем навигационно-пилотажного комплекса сводится к формированию текущей измерительной информации о местоположении и скорости движения данного ВС [2, 3]. Единственным материальным носителем координатной информации является радиосигнал, принятый на борту ВС. Значения дальностей, углов и их производных извлекаются из принятого радиосигнала путем измерения его параметров. 2.1. Методы измерения дальности Дальность R является наиболее тактически важной координатой объекта, например, величина R задает расстояние до самолета противника. Поскольку измерение дальности R осуществляется путем оценки параметров принятого сигнала вида u (t ) U 0 sin(0t 0 ) , (2.1) то методы измерения дальности разделяются на три разновидности: временной (импульсный, по временной задержке); частотный; фазовый [2]. Временной (импульсный) метод широко применяется в радиолокации, дальномерном канале РСБН, самолетных радиодальномерах 77 Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС и радиовысотомерах. Частотный метод обычно используется в радиовысотомерах малых высот, а фазовый метод характерен для радионавигационных систем дальней навигации, использующих диапазоны ДВ и СДВ. Временной (импульсный) метод измерения дальности. Сущность импульсного метода состоит в использовании зависимости временного интервала между моментами излучения и приема сигналов от дальности между источником и приемником сигналов. Сначала измерительная система, установленная на ВС, излучает в пространство короткий радиоимпульс длительности И (рисунок 2.1). R1 с ЗАД 1 2 , R2 с ЗАД 2 2 . (2.3) Принципиально дальность до объекта R можно определить и по одному отраженному импульсу. Поскольку подавляющее большинство объектов являются движущимися, то перед измерительной системой обычно ставится задача воспроизвести динамику изменения дальности до объекта. Эту задачу можно решить путем излучения (и приема) радиоимпульсов в различные моменты времени. Особенностью периодического режима излучения является соблюдение требования однозначности дальнометрии, т.е. отраженный от объекта радиосигнал должен вернуться до момента излучения следующего импульса. Должны выполняться условия ЗАД 1 TП и ЗАД 2 TП . (2.4) Можно записать выражение для максимальной однозначно измеряемой дальности Rmax сТ П 2 . Рис. 2.1. Временной метод измерения дальности Если в пределах ДНА оказывается какой-либо объект, то данный импульс отражается от него. На рис. 2.1 показаны импульсы, отраженные от объектов и поступившие на вход антенны. Каждый из этих импульсов смещен во времени относительно излученного радиоимпульса на соответствующие временные интервалы ЗАД 1 и ЗАД 2 ЗАД 1 2R1 c , ЗАД 2 2R2 c . (2.2) Значения ЗАД 1 и ЗАД 2 (времена запаздывания) измеряются на выходе радиоприемного устройства, далее вычисляются дальности R1 и R2 до объектов 78 (2.5) Кроме задачи обеспечения однозначности, при использовании импульсного метода существует проблема разрешения объектов по дальности. Для количественной оценки явления разрешения вводится понятие разрешающей способности по дальности R . Считается, что граница разрешения (раздельного восприятия двух объектов) соответствует выполнению условий ЗАД 2 ЗАД 1 И или R2 R1 R . (2.6) Разрешающая способность по дальности R вычисляется как R с И 2 . (2.7) Из анализа (2.7) следует, что для улучшения разрешающей способности по дальности измерительная радиосистема должна использовать радиоимпульсы более короткой длительности. Укрупненная структурная схема импульсной системы измерения дальности представлена на рисунке 2.2 (ГПП – генератор пилообразного напряжения (генератор напряжения развертки)). Синхронизатор (С) вырабатывает укороченные импульсы запуска. Под воздействием каждого из этих импульсов срабатывают гене79 Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС ратор видеоимпульсов (ГВИ), ГПП и генератор масштабных меток (ГММ). ГВИ формирует видеоимпульсы, длительность которых значительно больше, чем длительность импульсов запуска, и равна И . Далее эти видеоимпульсы подаются на генератор импульсов (ГИ), в котором вырабатываются мощные радиочастотные импульсы, имеющие длительность И и совпадающие во времени с данными видеоимпульсами, и через антенный переключатель (АП) излучаются в пространство с помощью приемопередающей антенны (А). ГВИ ГИ АП С ГПП ПРМ ГММ ВИУ А Рис. 2.2. Структурная схема импульсной системы измерения дальности Во время излучения АП замыкает вход радиоприемного устройства (ПРМ), предохраняя его от поступления мощного импульса, а по окончании данного импульса размыкает указанный вход. В результате ПРМ открывается по окончании излученного импульса и оказывается готовым к приему отраженного импульса. ГПП предназначен для задания (в определенном масштабе) измеряемого интервала дальностей в выходном индикаторном устройстве (ВИУ). Поскольку ВИУ в простейшем случае представляет собой осциллограф, то указанный ГПП формирует линейно изменяющееся пилообразное напряжение, которое и является напряжением развертки. Генератор масштабных меток (ГММ) необходим для задания дальностной измерительной шкалы на экране ВИУ. Этот генератор формирует последовательность коротких импульсов, следующих с малым периодом повторения. Радиоимпульс, отраженный от объекта, находящегося на расстоянии R от измерительной системы, поступит на антенну и через АП попадет на вход ПРМ. Видеоимпульс с выхода ПРМ подается на ВИУ 80 Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС для измерения (путем подсчета количества масштабных меток) дальности R до объекта. Рассмотренный измеритель дальности R до объекта способен правильно определять указанную дальность, если она располагается в интервале Rmin c И 2 R Rmax . Частотный метод измерения дальности. Сущность частотного метода измерения дальности состоит в использовании приращения частоты излучаемых частотно-модулированных (ЧМ) сигналов относительно принимаемых, обусловленного сдвигом во времени их закона частотной модуляции вследствие конечного времени распространения от источника к приемнику сигналов. Чаще всего на практике используют 3 вида ЧМ: 1) симметричную линейную; 2) несимметричную линейную; 3) гармоническую (синусоидальную). Принцип данного метода заключается в том, что каждому значению дальности R должна соответствовать одна и только одна частота R 2 f R , поступающая в устройство измерения дальности. При этом в большинстве случаев частота R не содержится (в явном виде) в принятом сигнале, а формируется внутри радиоприемного устройства. ПРД формирует непрерывный во времени ЧМ сигнал, который излучается в пространство. Отраженный от объекта сигнал (также модулированный по частоте) поступает на приемную антенну. Два сигнала (копия излученного и принятый), между которыми существует задержка во времени R 2 R / c , подаются на разные входы балансного смесителя (БС). На выходе БС формируется непрерывное напряжение, амплитуда которого изменяется с частотой R . После детектирования данного напряжения образуется непрерывный радиосигнал с частотой R . Этот радиосигнал далее подается на устройство измерения дальности (УИД), в котором частота R переводится в соответствующее значение дальности R (рисунок 2.3). Связь частоты R с дальностью R описывается соотношением Д ТМ 2 R R , R 2R с (2.8) 81 Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС где Д 2 f Д – частота девиации; Т М – период ЧМ; R сТ М сТ R М f R . 4Д 4 fД (2.9) где ИЗМ – интервал времени, на котором производится измерение разностной частоты R ; ПП – интервал времени, соответствующий переходным процессам. Индикатор (И) фиксирует факт срабатывания i-го фильтра и вырабатывает собственный отчет Ri дальности R. Хотя значение периода ЧМ Т М может определяться, исходя из заданной величины Rmax максимальной однозначно измеряемой дальности R, по формуле Т М 4 Rmax с , Рис. 2.3. Схема частотного радиодальномера Структура УИД показана на рисунке 2.4. УИД выполняет параллельный (одновременный) просмотр всего диапазона возможных разностных частот R . УИД состоит из набора узкополосных ПФ, каждый из которых имеет АЧХ K i (R ) с соответствующей центральной частотой Ri и полосой пропускания i , где i 1... n . (2.11) но на практике с целью уменьшения ПП и увеличения ИЗМ значение Т М выбирается значительно большее, чем рассчитанное по (2.11). Особенностью частотного метода дальнометрии является дискретность отчета дальности: если истинная дальность до объекта может изменяться сколь угодно плавно, то измеренное значение дальности всегда будет равно целому числу дискретов R с 4 f Д . (2.12) Из анализа (2.12) следует, что существует минимальное значение дальности Rmin , которое можно измерить частотным методом, Rmin с 4 f Д . Рис. 2.4. Структура устройства измерения дальности Полосы пропускания i всех фильтров выбраны из условия 2 ИЗМ i 2 ПП , (2.10) 82 (2.13) Рассмотренный частотный метод измерения дальности обычно используется в самолетах и вертолетах для измерения малых высот. Фазовый метод измерения дальности заключается в том, что каждому значению дальности R соответствует одно и только одно значение фазы R , поступающее в устройство измерения дальности. Фазовый метод измерения дальности обладает наивысшей (по сравнению с временным и частотным методами) точностью измерения расстояния. Специфика фазового метода дальнометрии связана с использованием его лишь в диапазоне фазовой однозначности, т.е. R [0О , 360О ] . Фазой R в рассматриваемом методе является фаза изменения параметра излучаемого колебания. Предполагается, что в целях измерения любого значения R из диапазона [0, Rmax ] данный параметр будет принудительно изменяться по непрерывному и гармони83 Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС ческому закону. Наиболее простые технические решения получаются, когда в качестве указанного параметра используется амплитуда U 0 излучаемого колебания. Амплитуда излучаемого на частоте 0 радиосигнала изменяется с частотой ( 0 ). Если объект находится на расстоянии R от измерительной радиосистемы, то отраженное от объекта и далее принятое радиосистемой колебание будет задержано относительно излученного на величину R 2R c . Фаза АМ принятого колебания окажется сдвинутой относительно фазы АМ излученного радиосигнала на величину R R 2R c . Алгоритм работы УИД может быть описан выражением с с R R R , (2.14) 2 4 F где 2 F [3]. Структурная схема фазового дальномера показана на рисунке 2.5. Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС стоты , соответствующее характеру АМ принятого радиосигнала. В ИРФ происходит сравнение двух колебаний частоты , в результате чего на выходе измерителя вырабатывается напряжение, пропорциональное величине R . Выбор модулирующей частоты 2 F 2 с осуществляется с позиции обеспечения фазовой однозначности ( R 360О ). Заданная величина Rmax максимальной дальности определяет интервал возможных длин волн модулирующего колебания 2Rmax , (2.15) откуда c Rmax или F c 2 Rmax . (2.16) В практике авиационных радиосистем фазовые радиодальномеры обычно используются для измерения малых расстояний – там, где не могут быть применены импульсные радиодальномеры. Погрешность измерения дальности фазовым методом может быть представлена выражением R 0 А сt , 2 0 (2.17) где А – аппаратурная погрешность измерения фазового сдвига; 0 – отклонение частоты колебаний генератора опорных напряжений (ПРМ) от номинального значения за время t, отсчитанное от момента его синхронизации с ЗГ (ГВЧ) [17]. Рис. 2.5. Упрощенная структурная схема фазового дальномера Радиосигнал низкой частоты , вырабатываемый генератором НЧ (ГНЧ), подается на генератор ВЧ (ГВЧ) и на измеритель разности фаз (ИРФ). С выхода ГВЧ АМ сигнал поступает на передающую антенну (АПРД) и далее излучается в пространство. Отраженный от объекта радиосигнал (на частоте 0 ) поступает на радиоприемное устройство (ПРМ), на выходе которого формируется напряжение ча84 2.2. Методы измерения угловых координат Угловые координаты (азимут и угол места ) объекта относятся к числу первоочередных тактически значимых координат этого объекта. При военном пилотировании знание угловых координат атакующего самолета противника позволит своевременно принять меры для подготовки отражения атаки или выполнения маневра. 85 Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС Направление на источник излучения (ИИ) (или пеленгование ИИ) определяется с помощью антенн, ДНА которых позволяют установить направление прихода ЭМВ (направление на ИИ). Пеленгаторы служат для определения угловых координат ИИ. К пеленгационным устройствам предъявляются высокие требования: по быстродействию (возможность измерения пеленга по максимально короткой реализации сигнала, в идеале – по 1 импульсу); точности пеленгации; разрешающей способности в широком диапазоне частот [3, 18]. В зависимости от параметра сигнала, содержащего информацию о направлении на ИИ, различают следующие угломерные системы: амплитудные, фазовые, частотные, доплеровские и временные [17]. Амплитудные методы углометрии основаны на использовании зависимости амплитуды или параметров амплитудной модуляции (АМ) сигналов от направления на ИИ. При этом зависимость амплитуды сигнала от направления создается за счет ДН антенной системы радиопеленгатора, а зависимость параметров АМ от направления – путем комбинации сигналов с выхода антенн радиопеленгатора. Известны три разновидности амплитудного метода: пеленгование по максимуму, по минимуму и пеленгование на основе сравнения [18]. В современных авиационных радиосистемах зачастую используется комбинирование указанных методов [3]. При пеленговании по максимуму ДНА применяют средства, в которых можно построить остронаправленные антенны. ДН такой антенны F (, ) показана на рисунке 2.6, где обозначены: А – угол ориентации максимума ДНА; И – угол между заданным направлением и направлением на ИИ (истинный пеленг); – угол между направлением максимума ДНА и направлением на ИИ. Методика пеленгования заключается в повороте ДНА и анализе огибающей принимаемого сигнала, максимум которой соответствует нахождению ИИ на направлении оси ДНА: при пеленговании пространственное положение ДНА изменяется и направление максимума совмещается с направлением на ИИ. При использовании метода максимума ДНА обеспечивается большая дальность пеленгации, но точность пеленгации невысока – она определяется крутизной ДНА в окрестностях максимума и составляет примерно 0,1 от ширины ДНА по уровню половинной мощности. Достоинства метода максимума – сравнительная аппаратурная простота, максимальный уровень принимаемого сигнала, высокая помехоустойчивость, возможность передачи дополнительной информации по каналу «ВС – радиомаяк». Недостатки метода максимума – низкая точность и угловая чувствительность (в области пеленгования крутизна пеленгационной характеристики близка к нулю) [3, 17]. Пеленгование по минимуму ДНА применяется в тех случаях, когда можно сформировать ДНА с ярко выраженным минимумом приема (рисунок 2.7). 86 87 Рис. 2.6. Пеленгация по максимуму Рис. 2.7. Пеленгация по минимуму Методика пеленгования методом минимума сводится к повороту антенной системы (или ДНА) и анализу амплитуды сигнала на его выходе, минимуму которой соответствует нахождение пеленгуемого объекта на оси ДНА: пеленгование осуществляется путем поворота ДНА до положения, при котором уровень сигнала на выходе приемника имеет минимальное значение. При пеленгации по способу минимума достигается более высокая точность измерения, поскольку в окрестности минимума ДНА имеет большую крутизну зависимости дF (, ) / д . Но дальность действия пеленгаторов по минимуму Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС меньше, чем у пеленгаторов по способу максимума (уровень принимаемого сигнала выше). Достоинства метода минимума – достаточно высокая точность и угловая чувствительность, возможность определения стороны отклонения от направления нулевого приема (возможность автоматизации процесса измерения пеленга). Недостатки метода минимума – низкое отношение сигнал/шум на выходе антенной системы в области пеленга, что не позволяет передавать какую-либо дополнительную информацию по каналу «ВС – радиомаяк» [17]. Структурная схема амплитудного пеленгатора, работающего по способу максимума или минимума, представлена на рисунке 2.8 (А – антенна, Д – детектор, ИНД – измеритель и индикатор, ДУП – датчик угла поворота, МПА – механизм поворота антенны). Сущность пеленгования на основе сравнения (метод равносигнальной пеленгации) заключается в сравнении амплитуд сигналов, принимаемых в двух положениях ДНА либо от антенн, ДН которых пересекаются, образуя равносигнальное направление (РСН), что иллюстрируется рисунком 2.9. Рис. 2.8. Следящий пеленгатор Рис. 2.9. ДНА при равносигнальной пеленгации Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС Направление на РЭС определяется путем сравнения сигналов на выходе пеленгатора, принимаемых соседними лепестками F1 ( 0 ) и F2 ( 0 ) ДНА, отчет пеленга производится при равенстве амплитуд сигналов на выходе приемного устройства. Если направление на объект совпадает с линией, проходящей через точку пересечения ДН (РСН), то амплитуды сигналов, соответствующих лепесткам F1 ( 0 ) и F2 ( 0 ) ДНА, равны и разностный сигнал равен нулю U () U 0 F1 ( 0 ) F2 ( 0 ) 0 . (2.18) Измеряя разность уровней сигнала, можно определять пеленг. Интервал значений , в пределах которого имеет место линейная связь разности амплитуд E1 E2 с пеленгом, может составлять величину порядка 0 . Примерный вид этой зависимости – дискриминационной характеристики амплитудного пеленгатора – представлен на рисунке 2.10. Рис. 2.10. Дискриминационная характеристика амплитудного пеленгатора ДНА пеленгатора имеет два одинаковых главных лепестка F1 () и F2 () , максимумы которых развернуты в пространстве на углы 0 относительно некоторого среднего направления 0 . Амплитудный пеленгатор, реализующий метод РСН для измерения угловой координаты в одной плоскости, может использовать одну антенну, максимум ДНА которой изменяет свое пространственное положение (сканирует) в пределах СК около РСН, или две антенны, с ДНА, развернутыми на относительно того же РСН. 88 89 Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС Пеленгатор со сканирующей антенной осуществляет последовательное сравнение амплитуд сигналов, принятых при разных ориентациях ДНА. Для определения угловых координат ИИ в двух направлениях антенна должна совершать перемещения в двух плоскостях. Легче всего перемещение осуществить за счет вращения ДНА вокруг РСН, при котором ось ДНА описывает коническую поверхность. Достоинства равносигнального метода – высокая помехоустойчивость, точность и угловая чувствительность при сохранении однозначности пеленгования, возможность определения величины и стороны отклонения пеленгуемого объекта от РСН. Недостатки метода – сложность получения идентичных пресекающихся ДНА. Фазовый метод основан на использовании зависимости разности фаз сигналов, принимаемых двумя одинаковыми антеннами А1 и А2 (рисунок 2.11), которые разнесены в пространстве на некоторое расстояние (базу d), от направления на ИИ. Если объект удален от середины базы пеленгатора на очень большое расстояние R d , фронт излученной им волны около антенной системы пеленгатора можно считать плоским. Приемный тракт фазовых пеленгаторов строится, как правило, по супергетеродинной схеме, включающей перестраиваемый гетеродин (Г), смесители (СМ) и УПЧ, а также ограничители (ОГ), используемые для уменьшения влияния нестабильности усиления сигналов в каналах, и ФД, обеспечивающий измерение разности фаз в каналах, которая преобразуется в выходной сигнал пеленгатора. Разность фаз возникает из-за разности расстояний от ИИ до точек приема. Как следует из анализа рисунка 2.11, D d sin И . При разности расстояний D разность фаз сигналов u1 (t ) и u2 (t ) на несущей частоте при истинном пеленге И составит 0 (d0 с) sin И 2 (d ) sin И , (2.19) где D с – задержка прихода сигналов на разнесенные антенны. Из выражения (2.19) можно определить направление на ИИ И arcsin с . arcsin 0 d 2 d 90 (2.20) Рис. 2.11. Фазовый пеленгатор В фазовых пеленгаторах высокие требования предъявляются к идентичности фазовых характеристик приемных трактов. Точность определения направления будет тем выше, чем больше отношение базы антенны d к длине волны . Однако увеличение отношения d приводит к неоднозначности измерений, для устранения которой увеличивают количество элементов антенной системы, что вызывает трудности взаимного влияния элементов, искажающих структуру поля в раскрыве антенны, и усложнение обработки. Возникающую неоднозначность измерений можно устранить путем использования нескольких баз, размеры которых меньше, чем у основной базы, определяющей точность измерений. Достоинствами фазового метода являются простота его технической реализации и более точное измерение угловых координат по сравнению с амплитудными методами. Недостатки 91 Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС фазового метода – отсутствие разрешающей способности по углу (сигналы от различных ИИ, работающих на одной частоте, создадут в точке приема результирующий сигнал, соответствующий некоторому усредненному (ложному) направлению), ошибки пеленгации при изменении фазовых сдвигов в приемных каналах, сложность антенной системы и неоднозначность измерений. Доплеровский фазовый метод углометрии основывается на использовании фазовой модуляции сигналов, принимаемых вращающейся антенной. При этом фаза огибающей сигнала содержит информацию о направлении на ИИ, которая может быть выделена после сравнения сигналов подвижной и неподвижной антенн в фазовом детекторе. Достоинства метода – высокая точность и угловая чувствительность, высокая помехоустойчивость по отношению к отражениям от местных предметов. Недостатки метода – усложнение конструкции антенной системы (по сравнению с фазовым методом), отсутствие разрешающей способности по углу при пеленговании более двух объектов, излучающих сигналы на одной частоте одновременно, возможность возникновения многозначности пеленгования [17]. Дифференциально-доплеровский фазовый метод устраняет многозначность пеленгования при увеличении относительного размера базы без увеличения индекса фазовой модуляции. Сущность метода заключается в том, что разность фаз измеряется между ЭДС, наведенными в двух синхронно вращающихся ненаправленных антеннах либо в двух соседних коммутируемых антеннах. Амплитудно-фазовый метод углометрии является комбинированным методом. Как и при амплитудном методе здесь используются направленные антенны. Благодаря использованию антенн с вращением ДН угломерная информация будет содержаться в фазе огибающей АМ, поэтому для выделения информации о пеленге используются фазометры. Амплитудно-фазовый метод реализован в рекомендованной ICAO угломерной системе VOR (Very high frequency Omnidirectional radio Range). Комбинированный амплитудно-временной метод основан на измерении временного интервала между опорным сигналом, соответствующим началу отсчета (нулевому пеленгу), и информационным сигналом, который содержит информацию о пеленге ВС. При этом факт приема информационного сигнала фиксируется амплитудным методом по огибающей радиоимпульса. Метод используется в азимутальном канале отечественных систем ближней навигации ДМВ диапазона [17]. Частотный метод углометрии основывается на измерении доплеровского сдвига частоты, пропорционального пеленгу. Доплеровский сдвиг частоты возникает в точке приема вследствие перемещения излучающей антенны. Отличие данного метода от фазового доплеровского заключается в том, что вместо фазового сдвига измеряется соответствующий ему доплеровский сдвиг частоты принимаемого сигнала, который изменяется в зависимости от углового положения пеленгуемого объекта [3]. В радиомаяке используются две антенны: неподвижная и антенна, движущаяся поступательно со скоростью V в вертикальной плоскости. Сигналы, принимаемые на ВС, сдвинуты по частоте: величина доплеровского сдвига зависит от угла места , а знак – от направления движения антенны (вверх или вниз) 92 93 с sin . (2.21) с V Измерив величину доплеровского сдвига частоты сигналов, принимаемых от подвижной и неподвижной антенн, можно найти угол места f ПРМ f ПРД Д . (2.22) 2 V Основное достоинство частотного метода – возможность эффективного подавления сигналов, отраженных от местных предметов и земной поверхности, что позволяет отфильтровать на приемной стороне прямой сигнал от отраженных и повысить точность измерения пеленга [17]. arcsin 2.3. Доплеровский метод измерения скорости Скорость движения является важным тактическим параметром для ВС военного назначения. Существуют две постановки задач относительно измерения скорости движения [2, 3]: Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС 1. Измерение скорости движения лоцируемого объекта (постановка задачи относится к области радиолокации). 2. Измерение собственной скорости движения самолета или вертолета (постановка задачи относится к области радионавигации). В обоих случаях большинство задач измерения скорости решается путем использования доплеровского эффекта. Данный эффект получил свое название в честь австрийского физика и астронома Кристиана Доплера (1803 – 1853), который в 1842 г. теоретически обосновал зависимость частоты колебаний, воспринимаемых наблюдателем, от скорости и направления взаимного перемещения наблюдателя и источника колебаний. Измерение скорости в авиационных радиосистемах основано на том факте, что два гармонических колебания – излученное в направлении движущегося объекта и отраженное от него – будут, в общем случае, иметь неодинаковые частоты. Изменение частоты тем больше, чем выше скорость взаимного перемещения ВС и движущегося объекта. Пусть на борту ВС, выполняющего горизонтальный полет с постоянной скоростью, установлены ПРМ и ПРД, излучающий сигнал вида еИЗЛ (t ) E0 cos ИЗЛ E0 cos 0t , (2.23) где ИЗЛ – полная фаза; 0 – частота колебаний передатчика. Колебания, поступившие на вход приемника, запаздывают относительно излучаемых на время 2 R(t ) c ( R(t ) – текущее изменяющееся расстояние между ВС и отражаемым объектом). Принятый сигнал можно записать в виде еПР (t ) E1 cos ПР E1 cos 0 (t ) . (2.24) Принятые колебания отличаются по частоте от излученных на величину 2 dR (t ) d Д ПР 0 ПР ИЗЛ 0 , (2.25) dt с dt называемую доплеровским смещением частоты (доплеровской частотой). 94 Производная dR(t ) dt является проекцией вектора полной скорости ВС на направление «объект – измерительная радиосистема», т.е. радиальной скоростью ВС dR(t ) dt VR . (2.26) Доплеровская частота (2.25) вычисляется как 2 2V 2 Д 0 VR или FД VR R f 0 , с c (2.27) где f 0 – частота излученного гармонического колебания; – длина волны излучаемых колебаний. При этом частота f ОТР гармонического колебания, отраженного от движущегося объекта, рассчитывается как f ОТР f 0 FД – если объект удаляется, f ОТР f 0 FД – если объект приближается [3]. Радиальная скорость VR для точечного объекта, обладающего скоростью V, определяется как проекция величины V на направление «объект – измерительная радиосистема». Величина радиальной скорости определяется как VR V cos , (2.28) где – угол между вектором скорости V и направлением «объект – измерительная радиосистема». Возможен и другой вариант – гармоническое колебание частоты f1 излучает сам движущийся объект, а измерительная радиосистема выполняет лишь функции приема. На вход измерительной радиосистемы поступит гармоническое колебание частоты f 2 , доплеровская частота FД , равная разности частот FД f 2 f1 , будет вычисляться по формуле FД (VR с) f1 . (2.29) Рассмотрим механизм вычисления доплеровской частоты FД для различных ситуаций, когда доплеровская приемопередающая из95 Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС мерительная система установлена на борту самолета, движущегося горизонтально (в плоскости, параллельной земной поверхности) со скоростью V: Ситуация 1. Ветер отсутствует, луч радиосистемы, направленный на землю под углом , расположен в вертикальной плоскости, проходящей через ось фюзеляжа (рисунок 2.12а) FД1 (2VR1 с) f 0 (2V cos с) f 0 . (2.30) Ситуация 2. Ветер отсутствует, луч радиосистемы, направленный на землю под углом , расположен в вертикальной плоскости, которая отклонена на угол относительно вертикальной плоскости, проходящей через ось фюзеляжа (рисунок 2.12б) 2V 2V cos cos FД2 R2 f 0 f0 . (2.31) c c Ситуация 3. Присутствует горизонтальный ветер, скорость которого, векторно складываясь со скоростью самолета, создает вектор скорости V1 , составляющий угол (угол сноса) с осью фюзеляжа; прочие условия – те же, что и в ситуации 2 (рисунок 2.12в) 2V 2V cos cos( ) FД3 R3 f 0 1 f0 . (2.32) c c Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС Анализ (2.32) показывает, что по измеренной FД3 невозможно одновременно вычислить V1 и угол сноса . Эта неоднозначность проявляет себя еще больше, когда полет самолета не происходит в горизонтальной плоскости, а также когда необходимо одновременно определять величины пространственных составляющих итогового вектора скорости совместно с углами сноса, крена и тангажа по измеренной доплеровской частоте [2, 3]. Для этого на самолетах и вертолетах устанавливают многолучевые (чаще всего трех- и четырехлучевые) доплеровские измерители скорости. 2.4. Методы определения местоположения ВС Рис. 2.12. Различные ситуации формирования радиальной скорости: а – вид сбоку; б, в – вид сверху Определение координат ВС является важнейшей задачей навигации, без достаточно точного решения которой нельзя говорить об успешном применении ВС для выполнения свойственных им задач. Местоположение ВС – это проекция центра масс ВС на земную поверхность, определяется координатами в связанной с земной поверхностью системе координат. Для определения местоположения (МП) ВС используются три метода: 1) обзорно-сравнительный; 2) счисления координат; 3) позиционный (метод линий положения). К обзорно-сравнительным методам относятся: визуальная ориентировка; сравнение радиолокационного, оптического, телевизионного изображения участка местности, получаемого на борту ВС, с соответствующими картами; корреляционно-экстремальная навигация по физическим полям Земли [3, 17]. Простейший обзорно-сравнительный метод определения МП ВС основан на сравнении изображения местности на карте или навигационном экране с фактическим видом земной поверхности, наблюдаемым экипажем или с помощью технических средств. Погрешность определения МП ВС этим методом составляет 1…3 км на удалении от 96 97 а) б) в) Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС ориентиров 5…15 км и 0,1…0,3 км при проходе над ориентиром. Под навигационными ориентирами понимают естественные или искусственные хорошо заметные на общем ландшафте объекты (населенные пункты, отдельные строения, мосты) с точно известными координатами. Метод достаточно прост. Недостатки метода: невысокая точность, которая ухудшается с увеличением высоты и скорости полета; невозможность определения МП в плохих метеоусловиях, ночью, при пролете над безориентирной местностью (морем, степью, лесным массивом) [17]. Корреляционно-экстремальная навигация основана на определении параметров какого-либо физического поля, характерного для данной местности, и их сравнении (вычислением функции взаимной корреляции) с параметрами, введенными в запоминающее устройство бортовой корреляционно-экстремальной навигационной системы (КЭНС) для заданного маршрута полета. Сопоставляемая информация может сниматься в точке, с линии или с площади соответствующего поля [19]. Метод обладает высокой потенциальной точностью, характеризуется устойчивостью к воздействию помех и отсутствием накапливающихся погрешностей, но имеет существенные недостатки: для его реализации необходим большой объем априорной информации о параметрах используемого физического поля по всему маршруту полета, что требует большого объема памяти вычислительной системы. КЭНС в настоящее время не нашли широкого применения для навигации ВС. Примером реализации обзорно-сравнительного метода может служить система (рисунок 2.13), использующая информацию о поле высот рельефа местности h( x, y) (ДИС – доплеровский измеритель скорости) [20]. В блок памяти (БП) перед полетом вводится информация hЭ ( x, y ) о распределении высот в некоторой полосе вдоль маршрута полета. Текущая высота полета Н Р определяется радиовысотомером (РВ) и сравнивается с барометрической высотой Н Б , измеренной барометрическим высотомером (БВ). Вычислительные устройства (ВУ) определяют корреляционную функцию измеренного поля высот hИ ( x, y ) и hЭ ( x, y ) и вырабатывают сигналы коррекции x и z для системы автоматического управления (САУ). 98 99 а) б) Рис. 2.13. Геометрические элементы (а), используемые в обзорносравнительной системе, и структурная схема системы (б) Погрешность определения МП в такой системе может составлять несколько десятков метров. Метод счисления координат основан на определении координат ВС путем интегрирования по времени в бортовом вычислительном устройстве составляющих скорости или путем двойного интегрирования измеряемых ускорений. В зависимости от способа определения путевой скорости различают счисление пути: а) воздушное, при котором составляющие путевой скорости на оси координат определяются как сумма проекций воздушной скорости и ветра; б) доплеровское по данным доплеровского измерителя скорости и угла сноса (ДИСС); в) инерциальное, основанное на двукратном интегрировании ускорений движения ВС в горизонтальной плоскости. В зависимости от того, для каких целей определялось местоположение ВС, требования к его точности могут быть различными. В качестве датчика системы счисления наиболее широко применяют доплеровский измеритель скорости (ДИС). Уравнение счисления пути по оси ОХ прямоугольной декартовой системы координат имеет вид Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС t t t x(t ) x(t0 ) Wx (t )dt x(t0 ) ax (t )dt , t0 Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС (2.33) является дугой окружности, проведенной через выбранные точки так, чтобы угол был равен заданному значению). t0 t 0 где x(t0 ) – начальное значение координаты, известное заранее; W x – скорость по координате х; a x – ускорение по координате х. Метод счисления реализуется в инерциальных навигационных системах и курсо-доплеровских системах навигации (надо располагать информацией об истинном курсе ВС, получаемой от курсовой системы). Достоинства метода – непрерывность получения информации о координатах, автономность, высокая надежность. Основной недостаток – ухудшение точности определения координат с течением времени из-за накопления при интегрировании медленноменяющихся составляющих ошибок измерения скорости или ускорения [17]. Метод линий положения (позиционный метод) основан на определении МП ВС по пересечению двух или более линий положения, полученных в результате измерения навигационных параметров. Для определения МП объекта (цели) либо ЛА необходимо определить точку пересечения каких-либо двух линий положения. Линией (поверхностью) положения (ЛП) называется геометрическое место точек на плоскости (в пространстве), соответствующих постоянному значению измеряемого параметра. При использовании результатов радионавигационных и радиолокационных измерений наибольшее распространение получили следующие ЛП: Линии равных расстояний (ЛРР). ЛРР представляет собой линию положения, все точки которой равноудалены от некоторой фиксированной точки (окружность). Линии равных пеленгов (ЛРП). ЛРП называется линия положения, в каждой точке которой направление на точку расположения цели (объекта) составляет постоянный угол с определенным направлением (прямая линия). Линией равных углов (ЛРУ) называется линия положения (рисунок 2.14), в каждой точке которой угол между направлениями на две точки является постоянной величиной (на плоскости эта линия 100 Рис. 2.14. Линия равных углов Линии равных разностей расстояний (ЛРРР). ЛРРР представляет собой линию положения, в каждой точке которой разность расстояний до двух точек на земной поверхности является постоянной величиной (гипербола). Линии равных сумм расстояний (ЛРСР). ЛРСР представляет собой линию положения, в каждой точке которой сумма расстояний до двух точек на земной поверхности является постоянной величиной (эллипс, фокусами которого являются точки, относительно которых определяются суммы расстояний). В зависимости от того, какие ЛП используются для определения МП ЛА по их точке пересечения, выделяют методы: дальномерный; угломерный (пеленгационный); разностно-дальномерный и угломернодальномерный. При дальномерном методе определяется точка пересечения двух ЛРР (рисунок 2.15), используется метод в основном в радионавигации. 101 Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС Среднеквадратическая радиальная ошибка определения МП r Рис. 2.15. Дальномерный метод определения МП При угломерном (пеленгационном) методе определяется точка пересечения двух ЛРП одного и того же объекта (рисунок 2.16). Данный метод получил распространение в радионавигации и РТР. Использование угломерно-дальномерного метода позволяет определить МП объекта по точке пересечения ЛРП и ЛРР (рисунок 2.17). Данный метод используется в радиолокации и радиотехнических системах ближней навигации. Рис. 2.16. Угломерный метод определения МП 102 Рис. 2.17. Угломернодальномерный метод определения МП l21 l22 2 l1 l 2 cos M , sin M (2.34) где l1 , l 2 – среднеквадратические погрешности определения линий положения; – коэффициент взаимной корреляции ошибок измерения линий положения; M – угол пересечения линий положения. К достоинствам метода линий положения можно отнести высокую точность (не зависящую от продолжительности полета), возможность определения МП ВС без учета (даже без знания) пройденного им ранее пути. К основным недостаткам метода линий положения относятся зависимость точности от условий распространения радиоволн, положения ВС относительно наземных станций (от угла пересечения линий положения), неавтономность, возможность определения МП только в пределах зоны действия РНС, уязвимость от радиопомех. Контрольные вопросы 1. Перечислите методы измерения дальности. 2. Сущность временного (импульсного) метода измерения дальности. 3. Структурная схема импульсной системы измерения дальности. 4. Сущность частотного и фазового метода измерения дальности. 5. Поясните состав схемы частотного радиодальномера. 6. Каким выражением может быть описан алгоритм работы устройства измерения дальности фазовым методом? 7. Состав структурной схемы фазового дальномера. 8. Погрешность измерения дальности фазовым методом. 9. Назовите разновидности амплитудного метода углометрии. 10. Сущность пеленгования по максимуму и по минимуму ДНА. 11. Состав структурной схемы амплитудного пеленгатора, работающего по способу максимума или минимума. 12. Поясните сущность пеленгования на основе сравнения. 13. Охарактеризуйте фазовый метод углометрии. 14. Из каких блоков состоит фазовый пеленгатор? 103 Глава 2. РТ методы измерения параметров движения ВС 15. Поясните доплеровский фазовый метод углометрии. 16. Сущность дифференциально-доплеровского фазового метода углометрии. 17. Поясните амплитудно-фазовый и частотный метод углометрии. 18. Как рассчитать частоту f ОТР гармонического колебания, отраженного от движущегося объекта? 19. Что называют местоположением ВС? 20. Какие методы используются для определения МП ВС? 21. Охарактеризуйте обзорно-сравнительные методы определения местоположения ВС. 22. Поясните метод счисления координат и уравнение счисления пути. 23. На чем основан метод линий положения (позиционный метод)? 24. Что называют линией положения? Поверхностью положения? 25. Охарактеризуйте линии равных расстояний, линии равных пеленгов, линии равных углов. 26. Охарактеризуйте линии равных разностей расстояний, линии равных сумм расстояний. 27. Поясните дальномерный метод определения МП. 28. Поясните угломерный (пеленгационный) метод определения МП. 29. Угломерно-дальномерный метод определения местоположения. 104 Глава 3 АВИАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ РАДИОСВЯЗИ 3.1. Классификация, решаемые задачи и основные требования к авиационным средствам связи Средства связи, как правило, являются единственным средством информационного взаимодействия экипажа и бортовых РЭС ВС с военными и гражданскими наземными системами управления воздушным движением, со службами организации и обеспечения полетов. Технические характеристики каналов радиосвязи должны удовлетворять высоким международным требованиям. Технические решения по комплексам и системам связи, обеспечивающим эти требования, практически определяют их стоимость и конкурентоспособность. Система связи ВВС представляет собой совокупность взаимоувязанных и согласованных по задачам, месту и времени действий узлов, линий и каналов наземной и воздушной связи и предназначена для обеспечения управления авиационными соединениями, частями, подразделениями и отдельными экипажами, средствами авиационных и вертолетных комплексов (АК и ВК) на земле и в воздухе, в мирное время и в угрожаемый период, в локальной войне с применением обычных средств поражения и в начальный период региональной войны с применением ядерного оружия. Система связи ВВС должна обеспечивать своевременный, достоверный и скрытный информационный обмен между ПУ ВВС, между ПУ ВВС и взаимодействующими ПУ ВС РФ и других ведомств, между ПУ ВВС и экипажами АК (ВК) и между экипажами АК (ВК). На систему связи ВВС возлагаются следующие задачи: обеспечение командирам и штабам различных звеньев управления ВВС устойчивого, непрерывного, оперативного и скрытного управления частями, подразделениями и экипажами АК (ВК); своевременная передача команд (сигналов) органам (пунктам) управления ВВС, экипажам АК на приведение в различные степени боевой готовности и применения сил и средств авиации, а также оповещения о воздушной, космической и метеорологической обстановке, 105 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Глава 3. Авиационные системы радиосвязи радиоактивном, химическом и бактериологическом заражении; своевременная передача (прием) всех видов оперативнотактической информации, а также данных о своих войсках и разведывательной информации о противнике; обеспечение обмена информацией между взаимодействующими соединениями и частями, между экипажами ВС; обеспечение экипажам ВС возможности определения своего места в воздушном пространстве; обеспечение наведения экипажей АК на воздушные и наземные цели и передача данных о воздушной обстановке на ПУ; обеспечение управления частями авиационного тыла, разведки. Радиосвязь между самолетами и КП или между самолетами в полете называют воздушной радиосвязью, которая обеспечивает решение следующих основных задач: передачу с КП на борт самолета команд, сведений о воздушной, наземной, метеорологической и радиационной обстановке; передачу с самолета на КП донесений о выполнении задачи, разведывательных данных и другой информации, обусловленной спецификой боевого применения; обмен информацией между самолетами в полете (передача команд управления, информации о воздушной обстановке и др.); передачу с КП параметров наведения, команд управления и взаимодействия, необходимых в процессе наведения самолета на цель; передачу с самолета на КП средств РТО заказов на работу средств самолетовождения, боевого применения и посадки, прием соответствующей информации на борту. Системы и комплексы радиосвязи включают: командные и связные радиостанции (РC); аварийно-спасательные РС (группового и индивидуального пользования); аппаратуру закрытой связи; авиационные системы радиоуправления; аппаратуру космической связи; аппаратуру ретрансляции связной информации; бортовые переговорные и громкоговорящие устройства; аппаратуру приема и передачи сигналов видеоизображения; радиоаппаратуру звуко- (видео-) записи и воспроизведения; радиоаппаратуру речевой информации; преобразователи и усилители авиационных гарнитур летного состава. Важными достоинствами авиационных средств радиосвязи являются: 1) возможность их предварительной настройки на несколько частот и автоматизированный переход с одной рабочей частоты на другую в процессе обеспечения радиосвязи; 2) возможность дистанционного управления РС на значительных расстояниях по проводным, радиорелейным и радиолиниям [2, 3]. К основным объектам, с которыми организуется авиационная радиосвязь, относятся: командный пункт (КП) авиационного формирования; командно-диспетчерский пункт (КДП); радиотехническая система посадки (РСП); система радиолокационного обеспечения, включающая РЛС и посты обработки радиолокационных изображений (РЛИ); пункты наведения (для истребительной авиации); пункт управления инженерно-авиационной службы (ИАС); пункты подготовки полетных заданий и др. Классификация авиационных систем радиосвязи (СРС): в зависимости от диапазона используемых радиоволн (НЧ, СЧ, ВЧ, ОВЧ, УВЧ, СВЧ, КВЧ, ГВЧ); в зависимости от вида используемых радиолиний связи (СРС прямой видимости, тропосферные, ионосферные, космические, системы радиорелейной связи); в зависимости от вида передаваемых сообщений (системы телефонной, телеграфной, телевизионной и факсимильной связи, телекодовая связь); по виду радиосигналов (аналоговые, цифровые, импульсные); в зависимости от значения базы радиосигнала (широкополосные и узкополосные); по направлению обмена сообщениями (односторонние и двусторонние); по количеству одновременно передаваемых сообщений (одноканальные и многоканальные); 106 107 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Глава 3. Авиационные системы радиосвязи по порядку обмена сообщениями (симплексные, дуплексные и полудуплексные); по способам защиты передаваемой информации (системы открытой и системы закрытой (засекреченной) связи); по степени автоматизации обмена информацией (неавтоматизированные, автоматизированные и автоматические) [22]. К системам связи предъявляются основные требования: 1. Оперативность (своевременность) связи способность системы связи обеспечить прием и доставку сообщений или ведение переговоров в сроки, обусловленные потребностями управления. 2. Достоверность связи способность системы связи обеспечить воспроизведение переданных сообщений в пунктах приема с заданной точностью. Достоверность передачи речевых сообщений количественно оценивается показателем артикуляции (разборчивости). 3. Помехоустойчивость связи свойство системы связи выполнять поставленные задачи по передаче сообщений в условиях воздействия всех видов помех. 4. Скрытность связи способность системы связи противостоять раскрытию противником содержания передаваемой информации и мест расположения пунктов управления и аэродромов (источников радиосигналов). Скрытность повышается при использовании минимально необходимой мощности передатчика и направленных антенн, выполнении мероприятий по радиомаскировке и соблюдению правил радиообмена, применением специальной аппаратуры. Различают энергетическую, временную, частотную, пространственную, структурную, информационную и организационную скрытность [3, 21]. Энергетическая скрытность выражается коэффициентом SЭ PC min PC ПРМ , (3.1) где PC min – чувствительность приемника; PC ПРМ – мощность сигнала на входе приемника. Энергетическая скрытность достигается снижением мощности ПРД и применением сигналов с расширенным спектром (сигналов с ППРЧ, сложных шумоподобных сигналов (ШПС), а также различных сигнальных конструкций на их основе), характери- 108 зуется малой вероятностью обнаружения неизвестных сигналов по энергетическим параметрам. Временная скрытность достигается за счет псевдослучайного характера времени ведения радиосвязи и определяется отношением времени Т ОПР , необходимого для определения параметров сигнала, к времени Т С его передачи ST Т ОПР Т С . (3.2) Временная скрытность повышается при прерывистых режимах передачи, при увеличении скорости передачи, при сокращении времени передачи, увеличении интервалов между сеансами связи и др. Частотная скрытность достигается маневром рабочими частотами, использованием режима ППРЧ. Пространственная скрытность достигается за счет адаптивного формирования узкого луча ДН передающей антенны. Структурная скрытность достигается за счет применения псевдослучайного закона формирования расширяющих спектр последовательностей и различных видов модуляции. Под псевдослучайным понимается такой способ формирования последовательностей, при котором на передающей и приемной сторонах последовательность, воспринимается как детерминированная, а для станции радиоразведки – как случайная, т.е. удовлетворяет общепринятым статистическим тестам проверки на случайность [21]. Информационная скрытность в основном достигается за счет применения алгоритмов шифрования – дешифрования, к которым относятся, например, алгоритмы и стандарты шифрования AES (Advanced Encryption Standard – американский стандарт шифрования), DES (Data Encryption Standard – американский стандарт шифрования данных) и ГОСТ 34.13-2018 «Информационная технология (ИТ). Криптографическая защита информации. Режимы работы блочных шифров» [21]. Организационная скрытность представляет собой комплекс мероприятий по радиомаскировке и соблюдению правил радиообмена. 5. Надежность связи это свойство системы связи выполнять поставленные задачи по передаче сообщений, сохраняя в течение за109 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Глава 3. Авиационные системы радиосвязи данного промежутка времени значение основных характеристик (например, достоверности передачи) в заданных пределах. Надежность связи – это процент времени, в течение которого качество связи в канале не хуже заданного, т.е. отношение сигнал/помеха (ОСП) не хуже заданного ОСП или вероятность ошибки не хуже заданной. Надежность радиосвязи определяется по формуле N P(Z Z 0 ) Z Z0 1 Ф СР , 2 Z (3.3) где Ф( x) – табличный интеграл вероятности; Z 0 – допустимое ОСП; Z СР Y X – среднее превышение уровней сигнала над помехой; Y 20lg U C – средний уровень сигнала, дБ; Х 20lg U П – средний суммарный уровень помех, дБ; Z X2 Y2 – среднеквадратичное отклонение, дБ [3]. Повышение надежности связи, в частности, достигается использованием в аппаратуре связи высоконадежной электроннокомпонентной базы, резервированием аппаратуры и каналов связи, а также их правильной эксплуатацией [22]. 6. Эксплуатационная надежность характеризуется способностью системы радиосвязи работать длительное время без отказов и быстро восстанавливаться при их появлении в процессе эксплуатации. Она может оцениваться вероятностью безотказной работы в течение времени Т при заданных условиях эксплуатации N p(T ) exp T k nk , k 1 (3.4) где k – интенсивность отказов деталей k-го типа; nk – число деталей k-го типа в аппаратуре; N – число типов деталей. 7. Скорость передачи информации определяется количеством информации, передаваемой в единицу времени с заданной вероятностью ошибки, и выражается в двоичных единицах в секунду [бит/с] (1 0 ) log 2 m , (3.5) где 0 – длительность элементарной посылки; m – основание кода. 110 Для обеспечения радиосвязи в условиях радиопротиводействия были разработаны алгоритмы помехозащищенной радиосвязи с ВС на основе программной перестройки частоты (ППРЧ) [23]. Учитывая, что связь в режиме ППРЧ имеет особенности, связанные с необходимостью синхронной перестройки радиочастот передающих и приемных радиосредств, то для уверенного осуществления связи в помехозащищенном режиме экипажи ВС должны иметь опыт работы с режимом ППРЧ. Радиосредства, имеющие данный режим, в настоящее время поступают на вооружение ВВС. Также к средствам авиационной радиосвязи предъявляются требования: обеспечение защиты сети от несанкционированного доступа; конфиденциальность информации; обеспечение связи в условиях радиопротиводействия; возможность организации автоматического обмена информации; эргономичность и удобство пользования. Радиоаппаратура поисково-спасательных систем включает: аварийно-спасательные РС группового и индивидуального пользования; радиокомпасы и приемные устройства привода на радиомаяки. 3.2. Оконечная аппаратура авиационных систем связи. Электроакустические преобразователи В авиационных СРС для передачи информации используются электрические сигналы. Однако сообщения, подлежащие передаче, имеют, как правило, неэлектрическую природу (речевые сообщения, буквенный текст, изображения объектов, значения температуры, давления и т.п.). Поэтому на передающей стороне возникает необходимость преобразования исходного сообщения в электрический сигнал, а на приемной стороне – преобразования электрического сигнала в сообщение, удобное для получателя. Указанные функции в системах связи выполняет оконечная аппаратура. В авиационных СРС широко применяются следующие виды оконечной аппаратуры: электроакустические преобразователи, магнитофоны и речевые информаторы, оконечное оборудование аппаратуры передачи данных, телеграфные и фототелеграфные аппараты и другие устройства [2, 3]. В бортовых авиационных СРС применяются практически все перечисленные оконечные устройства, за исключени111 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи ем телеграфных и фототелеграфных аппаратов, которые обычно используются в наземных системах связи. В цифровых СРС оконечная аппаратура решает задачи ввода, вывода, отображения и документирования информации, передаваемой с высокой скоростью. Оконечная аппаратура позволяет автоматизировать процесс радиообмена, обеспечивает контроль качества и надежность связи. Разнообразие оконечной аппаратуры позволяет рационально распределить большой объем принимаемой информации между зрительным и слуховым восприятием оператора, что особенно важно в условиях занятости членов экипажа ВС. К оконечной аппаратуре авиационных систем связи предъявляются высокие требования по точности преобразования и воспроизведения сообщений, быстродействию, эксплуатационной надежности, помехоустойчивости, обеспечению необходимой документальности, массогабаритным показателям. Электроакустические преобразователи (ЭАП) – приборы, обеспечивающие преобразование акустических колебаний воздуха (речевых сообщений) в электрические сигналы или обратное преобразование электрических сигналов в акустические колебания. К ЭАП относятся: микрофоны; ларингофоны; телефоны и громкоговорители. 3.2.1. Микрофоны В авиации широкое распространение получили микрофоны, которые используются для преобразования звукового (информационного) сигнала, представляющего собой последовательность сжатий и разрежений воздуха, в адекватное по форме электрическое напряжение. Если размерность входного микрофонного сигнала – паскали, то размерность выходного микрофонного сигнала – вольты. По способу преобразования микрофоны подразделяются на угольные, электромагнитные, электродинамические, конденсаторные, пьезоэлектрические и др. Основными характеристиками микрофонов являются: чувствительность, частотная характеристика чувствительности, амплитудная характеристика, характеристика направленности, уровень собственных шумов [2, 22]. 112 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Чувствительность микрофона ЕМ (В/Па) – это отношение эффективного напряжения uВЫХ на выходе микрофона к звуковому давлению р, действующему на микрофон от источника чистого тона с частотой F 1 кГц, размещенного на рабочей оси микрофона ЕМ uВЫХ р . (3.6) Рабочей осью микрофона называется прямая, совпадающая с направлением преимущественного использования микрофона и проходящая через центр его рабочей поверхности (мембраны). Определение чувствительности производится или по напряжению на номинальной нагрузке (равной модулю внутреннего сопротивления микрофона на частоте F 1 кГц), или в режиме холостого хода. Часто чувствительность выражается в децибелах (дБ) следующим образом N М 20lg EM EM0 , (3.7) где EM0 1 В/Па – нулевой уровень чувствительности [22]. Частотная характеристика чувствительности микрофона определяет зависимость его чувствительности от частоты звукового давления ЕМ f ( F ) при р const . Отношение максимальной чувствительности к минимальному ее значению в номинальном диапазоне частот микрофона, выраженное в дБ, определяет неравномерность частотной характеристики. Полоса частот, в пределах которой обеспечиваются заданные параметры микрофона, называется его номинальным диапазоном частот. Амплитудная характеристика микрофона определяет зависимость эффективного напряжения uВЫХ , развиваемого на согласованной нагрузке, от величины звукового давления у поверхности микрофона uВЫХ f ( p ) при F 1 кГц. По амплитудной характеристике можно судить о динамическом диапазоне микрофона, который определяется как диапазон звуковых давлений с нижним пределом (ограниченным уровнем собственных шумов микрофона) и верхним пределом (ограниченным допустимым уровнем нелинейных искажений). Направленность микрофона определяет зависимость его чувствительности от угла между направлением, соответствующим максимальной чувствительности, и направлением на источник звука 113 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Глава 3. Авиационные системы радиосвязи ЕМ f ( ) . Форма характеристики направленности зависит от частоты акустических колебаний, от конструкции и акустических свойств микрофона. Наиболее часто используются микрофоны с односторонней (приемники давления) и двусторонней направленностью (приемники градиента давлений). Микрофоны-приемники градиента давлений обладают высокой помехозащищенностью по отношению к акустическим шумам, равномерно распределенным в данном объеме, поэтому широко применяются в авиационных гарнитурах. Уровень собственных шумов микрофона определяется как величина эквивалентного звукового давления рШ , при воздействии которого на микрофон на выходе микрофона появилось бы напряжение uШ , равное развиваемому им при отсутствии звукового давления. Наличие напряжения на выходе микрофона в отсутствие акустического сигнала является следствием флуктуации частиц окружающей среды, тепловых шумов сопротивлений электрической части микрофона. Уровень собственных шумов определяется как 2 N Ш 10lg uШ RН Р0 , (3.8) где n – коэффициент трансформации выходного трансформатора; k – отношение коэффициента модуляции к величине смещения диафрагмы; F – действующая на диафрагму сила звукового давления; u0 – величина приложенного к микрофону постоянного напряжения; RМ – внутреннее сопротивление микрофона; RН – сопротивление его нагрузки; – круговая частота звуковой волны; z М – механическое сопротивление акустической системы [22]. Рис. 3.1. Устройство угольного микрофона где RН – сопротивление нагрузки, равное модулю полного внутреннего сопротивления микрофона; Р0 1 мВт – нулевой уровень отсчета мощности шумов. Уровень собственных шумов значительно влияет на величину внутренних шумов системы связи в целом [22]. Угольные микрофоны долгое время считались основными ЭАП в системах электросвязи. Схематически устройство угольного микрофона показано на рисунке 3.1. Принцип его работы основан на изменении сопротивления угольного порошка под действием акустических колебаний на диафрагму. Для нормальной работы угольного микрофона необходим источник постоянного тока Е0 . Под действием звукового давления сопротивление микрофона RМ изменяется, переменные составляющие пульсирующего тока передаются через трансформатор, создавая выходное напряжение на его вторичной обмотке nkFu0 RН , (3.9) u ( RН n2 RМ ) zМ Угольные микрофоны бывают низкоомными ( RМ 50 Ом) с крупнозернистым порошком и высокоомными ( RМ 500 Ом) с мелкозернистым порошком. Низкоомные микрофоны требуют для питания источник напряжения около 6 В и обладают большим коэффициентом гармоник. Высокоомные микрофоны обладают меньшими нелинейными искажениями и питаются от источника более высокого напряжения (до 60 В). Угольные микрофоны имеют высокую чувствительность. В настоящее время в авиационной радиосвязи угольные микрофоны используются редко в связи с целым рядом присущих им недостатков: большого коэффициента гармоник (до 20 %), значительной неравномерности частотной характеристики чувствительности (до 25 дБ), малого динамического диапазона (до 30 дБ), сильной зависимости параметров от внешних условий, высокого уровня внутренних шумов, низкой эксплуатационной надежности, необходимости использования источника питания. 114 115 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Электромагнитный микрофон схематически изображен на рисунке 3.2. Принцип действия этого микрофона основан на возникновении ЭДС в катушке при изменении магнитного потока, создаваемого постоянным кольцевым магнитом и замыкающегося через сердечник катушки и металлическую диафрагму. Изменение магнитного потока происходит вследствие изменения воздушного зазора между сердечником катушки и диафрагмой при колебании последней от воздействия звукового давления. Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Электромагнитный микрофон дифференциального типа (рисунок 3.3) обладает высокой устойчивостью по отношению к внешним акустическим шумам и сравнительно низким уровнем нелинейных искажений. Кольцеобразный магнит Катушка с проводом Рис. 3.2. Устройство электромагнитного микрофона Клемма Звуковые волны N N S S N N S S Диафрагма Полюсные наконечники Рис. 3.3. Устройство микрофона ДЭМШ где – число витков катушки; Ф0 – величина магнитного потока, создаваемая постоянным магнитом; d – величина воздушного зазора между сердечником катушки и диафрагмой; RЭМ – внутреннее электрическое сопротивление микрофона [22]. В микрофонах этого типа диафрагма всегда оказывается вогнутой в сторону сердечника под действием постоянного магнитного поля. Поэтому при воздействии на нее переменного звукового давления она отклоняется от первоначального положения неодинаково, что является причиной значительных нелинейных искажений выходного сигнала. Электромагнитные микрофоны типа МЭМ в авиационной связи не нашли широкого применения. Магнитная система микрофона ДЭМШ (рис. 3.3) состоит из двух кольцеобразных магнитов, катушек, намотанных на кольцеобразные магнитопроводы (полюсные наконечники). Между магнитами зажата стальная диафрагма (мембрана). Принцип работы микрофона основан на преобразовании разности звуковых давлений Р Р1 Р2 с обеих сторон мембраны в электрическое напряжение U МК . Когда давление на мембрану с обеих сторон одинаково (фоновый шум из-за переотражений от находящихся в кабине предметов является практически ненаправленным), напряжение U МК на выходе отсутствует. Если же разность давлений Р оказывается отличной от нуля (речевой сигнал пилота создает давление Р1 с одной стороны мембраны, Р1 Р2 ), то вследствие соответствующего прогиба мембраны происходит изменение магнитного сопротивления, что приводит к изменению магнитного потока. Под влиянием этого изменения в обмотке, находящейся в магнитном поле, наводится ЭДС. При этом со- 116 117 Величина переменного напряжения, возникающего на выходе микрофона, определяется по формуле FRНФ0 , (3.10) u d ( RН RЭМ ) zМ Глава 3. Авиационные системы радиосвязи здаваемая ЭДС в каждой из двух микрофонных обмоток будет иметь одну и ту же величину, но обладать различной полярностью [3]. Обмотки намотаны в противоположных направлениях и соединены последовательно, поэтому их ЭДС будут складываться. Однако напряжение U МК оказывается сравнительно малой величины. Для повышения уровня этого напряжения на выходе такого микрофона ставится УНЧ. Микрофон является приемником градиента (разницы) давления. Акустические шумы в кабине самолета не имеют направленного действия, их действие на мембрану нейтрализуется. Микрофон может работать в шумах до 120 дБ (ДЭМШ-1, МДМ-14). Напряжение сигнала, развиваемое капсюлем ДЭМШ, около 10 мВ, поэтому необходимо использовать дополнительный усилитель. ДЭМШ применяется в составе авиагарнитур и кислородных масок. В состав кислородной маски КМ-35М входит микрофонный капсюль ДЭМШ-1 на кронштейне и усилитель УК-9 (рисунок 3.4). Глава 3. Авиационные системы радиосвязи При колебании диафрагмы емкость конденсатора С0 изменяется, а заряд на нем остается постоянным, так как конденсатор не успевает перезаряжаться из-за большой постоянной времени RН С0 . Приращение напряжения на конденсаторе и является ЭДС, возникающей при действии звукового давления на диафрагму. Конденсаторный микрофон, изображенный на рисунке 3.5, построен на базе конденсатора, один из электродов которого является неподвижным, а второй представляет собой тонкую диафрагму. Рис. 3.5. Устройство конденсаторного микрофона Напряжение u будет несколько меньше ЭДС из-за падения напряжения на емкости конденсатора и внутреннего сопротивления источника питания Е0 FRН , (3.11) u d ( RН RЕМ ) zМ Рис. 3.4. Устройство кислородной маски КМ-35М На изолированные друг от друга кольцом электроды подано поляризующее напряжение от источника питания Е0 через высокоомный резистор RН (рис. 3.5). 118 где Е0 – ЭДС источника постоянного тока; d – величина зазора между диафрагмой и неподвижным электродом; RЕМ – внутреннее (емкостное) сопротивление микрофона. Чувствительность конденсаторного микрофона определяется как ЕМ SE0 md , (3.12) где S – площадь диафрагмы; m – масса диафрагмы [22]. 119 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи При определенном выборе конструктивных элементов можно получить достаточно высокие характеристики конденсаторных микрофонов, применяемых главным образом в наземных авиационных системах связи, где требуется обеспечить высокое качество связи. Недостатки: необходимость применения усилителя вблизи микрофона, для нормальной работы требуется источник электрического тока. Глава 3. Авиационные системы радиосвязи небольшой диапазон рабочих частот (300…3000 Гц), слабое восприятие ларингофоном повышенных частот объясняется снижением скорости колебаний тканей гортани на этих частотах; большой коэффициент нелинейных искажений (15…20 %) [3]. 3.2.2. Ларингофоны В ларингофоне звуковой (информационный) сигнал, преобразуемый в электрическое напряжение, создается колебаниями не воздуха, а гортани летчика, произносящего текст сообщения. Действие ларингофона основано на свойстве угольного порошка, включенного посредством двух электродов в электрическую цепь, при изменении звукового давления значительно изменять свое сопротивление постоянному току. Основные достоинства ларингофонов – высокая помехозащищенность, слабая чувствительность к внешним акустическим шумам, могут работать при уровне окружающих шумов до 120 дБ. Под действием колебаний гортани человека корпус капсюля с угольным порошком приходит в колебательное движение. Подвижные электроды, укрепленные на гибкой мембране, уплотняют или разрыхляют угольный порошок (рисунок 3.6). К электродам капсюля подведено постоянное напряжение 3…6 В. Изменение сопротивления угольного порошка приводит к появлению переменного тока в первичной обмотке трансформатора и возникновению переменной ЭДС в его вторичной обмотке. Чувствительность ларингофонов (мВ с/см) определяется как отношение выходного напряжения uВЫХ на согласованном сопротивлении нагрузки к эффективному значению колебательной скорости x EЛАР uВЫХ x . (3.13) Определение параметров ларингофонов производится обычно при колебательной скорости 0,14 см/с на частоте 1 кГц. К недостаткам ларингофонов можно отнести: достаточно высокий уровень собственных шумов; 120 Рис. 3.6. Устройство угольного ларингофона Широкое распространение получили угольные ларингофоны ЛА-5, ЛА-7 (срок службы составляет 3…4 года), имеющие номинальный диапазон частот 300…3000 Гц, чувствительность около 2500 мВ с/см, коэффициент гармоник не более 20 % и обеспечивающие достаточную разборчивость речевых сигналов. 3.2.3. Телефоны и громкоговорители Телефоны и громкоговорители предназначены для преобразования электрических сигналов в акустические колебания воздушной среды и приема информации на слух. Телефоны относятся к приборам индивидуального пользования и обеспечивают прослушивание принимаемых сигналов оператором без создания помех окружающим. Они имеют также специальные приспособления (амбушюры) для ослабления мешающего действия внешних акустических шумов. Телефоны могут входить в комплект телефонных аппаратов, шлемофо121 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Глава 3. Авиационные системы радиосвязи нов, авиационных гарнитур и т.п. Громкоговорители являются приборами коллективного пользования и используются в системах громкоговорящей связи. Основными характеристиками телефонов являются: чувствительность, отдача, модуль полного сопротивления, частотная характеристика чувствительности, амплитудная характеристика [22]. Чувствительность телефона определяется на частоте 1 кГц как отношение эффективного звукового давления Р, развиваемого телефоном в камере искусственного уха (устройство, имеющее объем, соответствующий среднему объему слухового канала и ушной раковины человека), к эффективному напряжению uВХ , приложенному к телефону EТЛ Р uВХ . (3.14) Отдача телефона р0 – величина звукового давления, развиваемого телефоном в камере искусственного уха, при подведении к нему сигнала мощностью 1 мВт через сопротивление, равное модулю полного сопротивления телефона на частоте 1 кГц. Модуль полного сопротивления телефона определяется как Z R (LT ) , 2 T 2 (3.15) где RТ – сопротивление телефона постоянному току; LT – индуктивное сопротивление телефона. Измерение величины Z производится при нагруженном на камеру искусственного уха телефоне на частоте 1 кГц. Частотная характеристика чувствительности определяет зависимость чувствительности телефона от частоты испытательного напряжения ЕТЛ f ( F ) при uВХ const . Амплитудная характеристика определяет зависимость отдачи телефона от величины испытательного напряжения р0 f (uВХ ) при условии F 1 кГц. Головные телефоны обеспечивают прослушивание оператором звуковых сигналов без создания помех окружающим и могут входить в комплект шлемофонов, авиационных гарнитур. Основу головных телефонов составляют телефонные капсюли. Широко применяют те122 лефоны электромагнитного (ЭМ) типа с простой магнитной системой типа ТА-56М или электродинамического типа. Телефон ЭМ типа содержит постоянный магнит, полюсные наконечники и мембрану (диафрагму) из мягкой электротехнической стали, обмотку из медной изолированной проволоки (рисунок 3.7). Рис. 3.7. Телефон ЭМ типа ЭМ телефон по принципу действия подобен ЭМ микрофону. Если к катушке ЭМ микрофона подключить электрический сигнал звуковой частоты, то за счет прохождения переменного тока через катушку образуется переменный магнитный поток. В результате сложения его с магнитным потоком постоянных магнитов в зазоре между мембраной и сердечником образуется пульсирующий магнитный поток, под действием которого диафрагма приходит в колебательное движение, вызывая акустические колебания воздушной среды. Акустические колебания воспринимаются слуховым аппаратом человека. Телефоны изготавливаются высокоомными (ВОТ) – с большим числом витков в катушках – и низкоомными (НОТ). В головных телефонах два капсюля ТА-56М соединяются последовательно, поэтому сопротивление постоянному току ВОТ составляет 3200 Ом (2×1600), а НОТ – 100 Ом (2×50). ЭМ телефоны (типа ТА, ТГ, ТМ и др.) имеют следующие усредненные характеристики: номинальный диапазон частот 300…3000 Гц, отдача 6…10 Па, неравномерность частотной ха123 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи рактеристики чувствительности не более 15 дБ, коэффициент гармоник около 5 % [2, 3]. Основными параметрами громкоговорителей являются: номинальная мощность, стандартное звуковое давление, чувствительность, номинальное электрическое сопротивление. Номинальная мощность громкоговорителя – максимальная величина подводимой электрической мощности с учетом ограничений по тепловому режиму, механической прочности и уровню нелинейных искажений. Стандартное звуковое давление – это среднее звуковое давление, развиваемое громкоговорителем на расстоянии 1 м по его оси при подведении к нему напряжения, соответствующего мощности 0,1 Вт при F 1 кГц. Чувствительность громкоговорителя определяется отношением среднего звукового давления р, развиваемого громкоговорителем на рабочей оси на расстоянии 1 м от рабочего центра, к корню квадратному от подводимой электрической мощности РЭ , т.е. ЕГ р РЭ при F 1 кГц. Номинальное электрическое сопротивление громкоговорителя равно модулю полного электрического сопротивления громкоговорителя на частоте F 1 кГц. Электромагнитные и электродинамические громкоговорители по принципу действия аналогичны соответствующим телефонам, имеются различия в конструктивном исполнении [3, 22]. На принципиальных схемах используются графические обозначения ЭАП, приведенные на рисунке 3.8. Рис. 3.8. Условные графические обозначения разговорных приборов 124 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Гарнитура включает в себя ларингофон или микрофон и головные телефоны. Широкое применение находят гарнитуры: ТМГ (микрофон ДЭМШ и ТА-56М), АГ-2, АГ-3, ГСШ-С-14, ГСШ-С-15, ГСША-18, ГСШ-А-18М, ГСШ-А-18Э, ГСШ-29, ГСШ-29М. Защитные шлемофоны также оборудованы ЭАП. В авиационных кислородных масках применяются микрофоны ММ-1, ММ-2 и др. 3.3. Бортовые устройства записи речевой информации Бортовые устройства записи речевой информации предназначены: а) для записи звуковой обстановки в кабине экипажа; б) для записи переговоров членов экипажа и операторов наземных КП. Использование информации бортовых устройств записи речевой информации, автоматизированных средств контроля и наземных средств обработки позволяет [2, 3]: повысить безопасность полетов за счет предотвращения вылетов самолетов с неисправностями; получить данные, необходимые для определения степени подготовки летных экипажей; провести анализ работы авиационной техники с целью обеспечения более глубокого контроля ее технического состояния; повысить качество обучения летного состава и ответственность за точное выполнение заданных условий полета; установить истинные причины авиационных происшествий. Используются регистраторы с магнитной звукозаписью (магнитофоны) и цифровые регистраторы звуковой информации. Бортовые магнитофоны работают только в режиме записи. Воспроизведение записанной информации производится с помощью специальных наземных магнитофонов. В магнитофонах в качестве носителя информации используется стальная проволока и магнитная лента, в цифровых регистраторах FLASH-память. Обязательной записи на магнитофон (регистратор речевой информации) подлежат: а) внутрисамолетные переговоры членов экипажа; б) радиообмен в воздушных сетях; в) звуковые сигналы экипажу 125 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Глава 3. Авиационные системы радиосвязи от различных систем ВС; г) переговоры с наземным обслуживающим персоналом при подготовке ВС и др. [3]. П-503 М 3.3.1. Самолетные магнитофоны МАРС БМ Бортовые магнитофоны (БМ), предназначенные для регистрации звуковой информации, являются важной составляющей радиосвязного оборудования ВС. На звуконосители БМ записываются переговоры экипажей между ВС и с группой руководства полетами, переговоры членов экипажа между собой по внутренней связи, акустическая обстановка в кабине ВС, специальные звуковые сигналы некоторого радиооборудования (радиовысотомер, АРК и т.д.) и сообщения речевых информаторов. Зарегистрированная речевая и звуковая информация необходима при: 1) расследовании причин авиационных событий; 2) анализе действий экипажей и группы руководства при выполнении полетного задания; 3) контроле и диагностировании ТС радиооборудования и ряде других случаев. В настоящее время ВС государственной авиации оснащены бортовыми магнитофонами нескольких типов, характеристики которых и соответствующие им наземные устройства воспроизведения и обработки речевой информации (НУВО РИ) приведены в таблице 3.1 (БНО – блок наземной обработки; БСД – блок считывания данных; ЗМП – защищенный модуль памяти; МПС – модуль памяти съемный). Таблица 3.1 – Типы БМ, их характеристики и НУВО РИ БМ МС-61 (Б) П-503Б (БС, БЗ) Тип звуконосителя Проволочный звуконоситель типа ЭИ 708А Проволочный звуконоситель типа 5.4 ГОСТ 18834-83 Время записи и сохранения информации Не менее 5,5 ч Кол-во каналов записи 1 Тип НУВО РИ МН-61 Не менее 9 ч 1 П-504 126 П-507-ЗБС П-507 М Два твердотельных энергонезависимых накопителя (Flash-память) – ЗМП и МПС Ферромагнитная лента типа И43335-12-14, установленная в термобронеконтейнер Ферромагнитная лента И5450-6, установленная в термобронеконтейнер Твердотельный накопитель (Flash-память) Не менее 9 ч Сохранение записи за последние 30 мин Сохранение записи за последние 3 ч Не менее 8 ч 1-й – звуковая информация; 2-й – метки времени 1, 2, 3 – звуковая информация; 4 – метки времени 1, 2, 3 – звуковая информация; 4 – метки времени 1, 2, 3 – речевая информация; 4 – запись с микрофонов; 5 – метки времени Блоки БНО и БСД МАРСН П-507ЗНВ БНО Как видно из таблицы 3.1, БМ современных ВС значительно отличаются своими техническими характеристиками, существенно влияющими на результаты расследований причин авиационных событий. Основными характеристиками БМ являются: 1) тип звуконосителя и степень его защищенности, которые определяют степень сохранности зарегистрированной на нем информации при воздействии внешних факторов (механических и температурных); 2) время непрерывной записи и сохранения записанной информации; 3) количество каналов записи, определяющее возможность распределения записанной информации от различных абонентов по соответствующим каналам; 4) наличие меток времени, позволяющих привязать информацию, записанную на БМ, к текущему моменту времени полета и данным регистраторов параметрических параметров и регистраторов на наземных устройствах группы руководства полетами. В эксплуатации находятся следующие типы магнитофонов: 127 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Глава 3. Авиационные системы радиосвязи магнитофон самолетный МС-61 (в различных комплектациях устанавливается на самолетах Ан-12, Ан-24, Ан-72, Ил-38, Ил-76, Ту22М3, Ту-95, Су-24, Су-25, вертолетах Ми-8, Ми-24, Ми-26 и др.); магнитофон наземный МН-61 (предназначен для воспроизведения записей, сделанных на МС-61, а также для самостоятельной записи и воспроизведения речевых сигналов с микрофона, радиоприемников, линий связи); магнитофон бортовой П-503Б (в различных вариантах устанавливается на самолетах Ан-32, Ан-72, Ил-76МД, МиГ-29УБ, МиГ-31, Су-27УБ, Су-34, вертолетах Ми-8, Ми-28, Ми-35 и др.); магнитофон наземный П-504Н (предназначен для воспроизведения информации с проволочных носителей записи, снятых с МС-61 и П-503Б); бортовое средство сбора звуковой информации «Марс-БМ» (устанавливается на средних и тяжелых самолетах гражданской авиации Ан-72, Ан-74, Ил-76ТД, Ил-62М, Ил-86, Ту-134, Ту-154М и др.); бортовой магнитофон П-507-3БС (на самолетах Ан-124, Ан225, Ту-160, Ту-154М, на наземных и корабельных КП и др.); магнитофон наземный П-507-3НВ (предназначен для воспроизведения записей речевых сигналов и кодово-импульсной информации времени, записанных в полете на кассету 4-канального бортового магнитофона П-507-3БС) [3]. Магнитофон самолетный МС-61 предназначен для записи речевых сигналов, поступающих в телефоны командира экипажа ВС по сетям внешней и внутренней связи. Запись речи производится на магнитную проволоку диаметром 0,05 мм. Коэффициент нелинейных искажений 18 %, динамический диапазон 34 дБ. Время непрерывной записи 5,5 ч. Структурная схема магнитофона МС-61 представлена на рисунке 3.9 (УЗ – усилитель записи). ПУ обеспечивает включение, выбор режима работы («Автопуск», «Непрерывная работа») и контроль работы магнитофона. ПУ подключается к гарнитуре оператора, абонентскому аппарату СПУ и аппарату записи магнитофона. Речевые сигналы с входов СПУ или ЛАР через ПУ поступают в аппарат записи на схему АРУ и блок автопуска (БАП). Схема АРУ и аппарат записи (АЗ) обеспечивают регули- ровку уровня и усиление записываемых сигналов до необходимой величины. Далее речевые сигналы поступают на один из входов головки записи (ГЗ). На другой вход для обеспечения ВЧ подмагничивания записываемого сигнала подводится сигнал частотой 25 кГц от генератора стирания и подмагничивания (ГСиП). Для стирания ранее произведенной записи на стирающую головку (ГС) подается сигнал с другого выхода генератора. 128 129 Рис. 3.9. Структурная схема магнитофона МС-61 В режиме «Автопуск» блок автоматики (БА) включает двигатель проволокопротяжного механизма только по команде БАП, который выдает команду при наличии речевых сигналов на входе магнитофона и снимает ее через 5…25 с после окончания речи. В режиме записи от ларингофонов на телефоны оператора поступает сигнал с выхода усилителя самопрослушивания (УС). В режиме записи от СПУ усилитель (УС) не используется, сигналы от СПУ поступают на телефоны оператора через ПУ магнитофона, минуя усилитель [3]. На тяжелых ВС для сохранения записанной информации в случае аварии магнитофон устанавливается в специальных бронированных контейнерах шарообразной формы (рисунок 3.10). Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Титановый кожух полусферы Верхняя полусфера Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Пробка резьбовая Припой Рубашка с водой записываются на одну дорожку магнитного носителя совместно с речевым сигналом. На рисунке 3.11 приведена структурная схема магнитофона П507-3БС для одного речевого канала записи-воспроизведения (УЗ-1 – усилитель записи 1-го канала, УВ – усилитель воспроизведения) [3]. Клапан-пробка Фланец крепления Резиновая прокладка Пенопласт Аппарат записи МС-61Б на раме Проходной герморазъем Теплоизоляционный материал АТМ-4-15 Нижняя полусфера Приблочные кабели Рис. 3.10. Конструкция бронекожуха Термобронеконтейнер (бронекожух) предназначен для сохранения кассет с записью переговоров экипажа при разрушении ВС в результате аварии или катастрофы, обеспечивает защиту звуконосителя при попадании в воду, при сильном механическом ударе и пожаре. Бронекожух состоит из верхней и нижней полусфер одинаковой конструкции. Кожух полусферы, являющийся основным противоударным элементом конструкции, отштампован из листового титанового сплава и окрашен оранжевой эмалью. В качестве активного теплозащитного элемента в кожухе полусферы установлена рубашка, выполненная из двух полусфер, сваренных в основании. Для повышения теплоемкости защиты внутренняя полость рубашки заполнена дистиллированной водой [2, 3]. 4-канальный бортовой магнитофон П-507-3БС предназначен для записи переговоров между членами экипажа ВС, записи звуковой обстановки в кабине ВС и импульсной информации закодированного времени для синхронизации записанной речевой информации с данными параметров полета в непрерывном режиме. Сигналы меток времени, поступающих от аппаратуры регистрации параметров полета, В магнитофоне используется принцип магнитной записи на ферромагнитную ленту с ВЧ подмагничиванием с автоматическим стиранием ранее записанной информации. Магнитофон имеет ВСК, которая обеспечивает текущий контроль исправности в полете (для этого установлено светосигнальное табло). Для обеспечения непрерывной записи в П-507-3БС выбран челночный режим работы лентопротяжного механизма, запись ведется при движении магнитной ленты в двух направлениях, для чего предусмотрено автоматическое реверсирование лентопротяжного механизма. Начало и окончание магнитной ленты фиксируется при помощи концевых датчиков (КД1, КД2) – объединенные в одном узле фото- и светодиоды. Для коммутации блоков магнитных головок при движении ленты в прямом и обратном направлении используются электрон- 130 131 Рис. 3.11. Структурная схема магнитофона П-507-3БС Глава 3. Авиационные системы радиосвязи ные и электронно-механические коммутаторы (КГЗ, КГВ – коммутаторы головок записи и воспроизведения). При достижении лентой своего края блок управления электроприводом (БУЭ) выдает сигнал « » или « » для коммутации блоков магнитных головок. При движении ленты слева направо ВЧ колебания частотой 35 кГц с ГСиП через коммутатор (КГЗиС – коммутатор головок записи и стирания) поступают на стирающую головку ГС1 и для подмагничивания – на записывающую головку ГЗ1. Речевой сигнал с гарнитуры летчика после усилителя записи 1-го канала через коммутатор ГЗ также подается на ГЗ1. В рабочей обмотке головки воспроизведения (ГВС) наводится ЭДС звуковой частоты, этот сигнал через коммутатор головок поступает на усилитель воспроизведения (УВ), после усиления – на схему автоконтроля (САК) и в контрольное устройство (КУ) для прослушивания при наземной проверке. Мероприятия, направленные на повышение качества исследований МФ при расследовании причин АС: 1. Создание совмещенных регистраторов параметрической, акустической и видеоинформации (ПАВИ), основанных на твердотельных накопителях. 2. Разработка и оснащение рабочих мест членов экипажа устройствами кодирования, а наземного оборудования – устройствами декодирования, что обеспечит надежную идентификацию абонентов. 3. Разработка принципов построения и устройств контроля факта записи информации на твердотельные звуконосители. 4. Совершенствование аппаратно-программного обеспечения, методик и алгоритмов обработки и дешифрирования магнитных фонограмм, применяемых при аварийных исследованиях. 3.3.2. Принцип цифровой звукозаписи Для записи и хранения звукового сигнала в цифровом виде необходимо: 1) преобразовать аналоговый сигнал в цифровой в аналого-цифровом преобразователе (АЦП); 2) сохранить полученные данные на энергонезависимом носителе (флеш-память, жесткий диск). Для воспроизведения сделанной записи обратное преобразование из 132 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи цифрового сигнала в аналоговый производится с помощью цифроаналогового преобразователя (ЦАП). На рис. 3.12 представлена типовая структурная схема цифровой системы записи и воспроизведения звука [3]. Рис. 3.12. Структурная схема цифровой системы звукозаписи Преобразование в АЦП включает в себя следующие операции: 1) ограничение полосы частот при помощи ФНЧ для подавления спектральных компонент, частота которых превышает половину частоты дискретизации; 2) дискретизацию во времени – замену непрерывного аналогового сигнала последовательностью его значений в дискретные моменты времени (отсчетов), эта задача решается путем использования специальной схемы на входе АЦП – устройства выборки и хранения; 3) квантование по уровню представляет собой замену величины отсчета сигнала ближайшим значением из набора фиксированных величин (уровней квантования); 133 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Глава 3. Авиационные системы радиосвязи 4) кодирование, в результате которого значение каждого квантованного отсчета представляется в виде числа, соответствующего порядковому номеру уровня квантования. Для получения высококачественной записи речевых сигналов используют разрядность 16 бит ( 216 65536 уровней квантования), разрядность 8 бит дает хорошее качество звука. В блоке обработки производится помехоустойчивое и канальное кодирование цифрового сигнала. Помехоустойчивое кодирование позволяет при воспроизведении сигнала выявить и устранить (или снизить частоту их появления) ошибки чтения с носителя. Для этого при записи к сигналу, полученному на выходе АЦП, добавляется искусственная избыточность (контрольный бит), которая впоследствии помогает восстановить поврежденный отсчет [2]. Канальное кодирование служит для согласования цифровых сигналов с параметрами канала передачи (записи-воспроизведения). К полезному сигналу добавляются вспомогательные данные, которые облегчают последующее декодирование. Это могут быть сигналы временного кода, служебные сигналы, сигналы синхронизации. Для воспроизведения речевого сигнала канальный декодер выделяет из общего потока данных тактовые сигналы и преобразует поступивший канальный сигнал в цифровой поток данных. После коррекции ошибок сигнал поступает в ЦАП. Цифровой сигнал, полученный с декодера, преобразуется в аналоговый следующим образом: 1) декодер ЦАП преобразует последовательность чисел в дискретный квантованный сигнал; 2) путем сглаживания во временной области из дискретных отсчетов вырабатывается непрерывный во времени сигнал; 3) окончательное восстановление сигнала производится путем подавления побочных спектров в аналоговом ФНЧ. Международные стандарты электросвязи утверждаются Международным союзом электросвязи (МСЭ). МСЭ (International Telecommunication Union, ITU) – международная организация, определяющая рекомендации в области телекоммуникаций и радио, а также регулирующая вопросы международного использования радиочастот (распределение радиочастот по назначениям и по странам). Штабквартира МСЭ находится в Женеве (Швейцария). Стандарты (по тер- минологии МСЭ – рекомендации) не являются обязательными, но широко поддерживаются, так как облегчают взаимодействие между сетями связи по всему миру. Кодек G.711 широко распространен в системах цифровой звукозаписи и телефонии. Использование G.711 в системах звукозаписи обосновано лишь в тех случаях, когда требуется обеспечить максимальное качество кодирования речевой информации, так как 64 кбит/с – достаточно большой поток данных. Отечественная авиационная аппаратура цифровой звукозаписи также использует кодек G.711. В аппаратуре реализуется принцип цифровой записи отсчетов мгновенных значений речевых сигналов (рисунок 3.13). 134 135 Рис. 3.13. Преобразование аналогового сигнала в цифровой Период взятия отсчетов составляет 125 мкс, т.е. частота дискретизации 8 кГц. В каждую восьмую выборку, кроме отсчетов входных сигналов, записывается служебная информация, содержащая: 1) данные, необходимые для обеспечения хронологичности записываемой информации (метки текущего времени); 2) данные об исправности аппаратуры записи. Запись информации в модули памяти производится по кольцу, со стиранием ранее записанной информации. Обеспечивается стирание самой старой информации, независимо от количества включений и выключений изделия. Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Модули флеш-памяти выполнены по NAND-технологии и ориентированы на выполнение потоковых операций. Принцип работы полупроводниковой технологии флеш-памяти основан на изменении и регистрации электрического заряда в изолированной области полупроводниковой структуры. Современные модули памяти обладают ресурсом записи-стирания до 100 тыс. раз [3]. Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Цифровая звукозапись – технология преобразования аналогового звукового сигнала в цифровой с целью сохранения его на физическом носителе для последующего воспроизведения. Современная техника использует исключительно цифровой способ записи и хранения речевой информации. Для воспроизведения сделанной записи обратное преобразование из цифрового сигнала в аналоговый производится с помощью цифро-аналогового преобразователя (ЦАП). Авиационными цифровыми регистраторами звуковой информации являются: регистратор речевой информации П-503М (регистраторы П503М должны полностью заменить в эксплуатации бортовые магнитофоны МС-61, П-503Б и аналогичные) регистратор речевой информации П-507М (регистраторы П507М должны полностью заменить в эксплуатации бортовые магнитофоны П-507-3БС, «Марс-БМ» и аналогичные) [3]. Цифровой регистратор речевой информации П-503М предназначен для записи: речевой информации и команд, поступающих по линиям телефонной связи ВС, с целью сохранения объективных данных о совместной работе экипажа и руководства полетами с земли, необходимых для разрешения спорных вопросов при разборе полетов; кода меток времени, поступающих от аппаратуры с использованием для кодирования времени двухполярного кода. Запись информации производится в цифровой форме на энергонезависимый твердотельный носитель. Основные технические характеристики П-503М: длительность записи на защищенный и съемный модули памяти – 16 ч; полная информационная емкость носителей – 1 Гбайт; неравномерность АЧХ в диапазоне записываемых частот – 10 дБ; время готовности – 2 мин. Регистратор является 2-канальным устройством: 1-й канал – для записи речевой информации от СПУ, микрофонов или других источников сигналов, а также для прослушивания записываемых сигналов с выходом на телефоны авиагарнитуры; 2-й канал – для записи кода меток времени, поступающих от параметрических самописцев, использующих для кодирования времени двоичный код. 5-канальный цифровой регистратор речевой информации П507М предназначен для записи: служебных переговоров экипажа ВС, ведущихся по внутренней и внешней системам связи; звуковых сигналов навигационного оборудования и речевых информаторов, поступающих в головные телефоны авиагарнитур; кода меток времени, поступающих от аппаратуры и использующих для кодирования времени цифровой код; звуковой обстановки с четырех открытых микрофонов. Регистратор предназначен для сохранения записанной информации после воздействия разрушающих факторов летного происшествия в соответствии с требованиями международных стандартов. Регистратор П-507М обеспечивает непрерывную запись информации, поступающей по пяти независимым каналам одновременно на два накопителя информации: 1, 3 и 4-й каналы предназначены для записи речевой информации от микрофонов авиационных гарнитур или других источников; 2-й канал обеспечивает запись речевой информации с четырех открытых микрофонов, установленных в кабине экипажа; 5-й канал предназначен для записи меток времени, поступающих от бортовых параметрических самописцев, использующих для кодирования времени специальные коды [3]. Упрощенная структурная схема цифрового регистратора речевой информации П-507М представлена на рисунке 3.14. 136 137 3.3.3. Цифровые регистраторы звуковой информации Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Глава 3. Авиационные системы радиосвязи 3.4. Аппаратура внутренней связи Рис. 3.14. Структурная схема магнитофона П-507М Состав бортового блока регистратора речевой информации: устройство усилительное микрофонное (УУМ); блок усиления и микширования (БУМ); устройство индикаторное (УИ); устройство аналогового интерфейса (УАИ); устройство преобразования (УП); устройство управления (УУ); источник питания (ИП); защищенный (ЗМП) и съемный (МПС) модули памяти; программируемые логические интегральные схемы (ПЛИС-1, 2). Основные технические характеристики П-507М: длительность записи на защищенный и съемный модули памяти по 5 каналам – 8 ч; полная информационная емкость носителей – 1 Гбайт; неравномерность амплитудной характеристики при изменении входного сигнала от 0,6 до 18 В – 4 дБ; коэффициент нелинейных искажений – 7 %; время готовности после включения – 3 мин. В настоящее время активно используются системы видеорегистрации (СВР-35, СВР-30М, СВР-50), видеоконтроллерымультиплексоры (ВКМ-35, ВКМ-50), видеоконтроллер ВК-4/3, регистраторы полетной информации (РПИ-35, РПИ-50), блок видеорегистрации твердотельный БВР-Т, переносные накопители информации (НИП-32, НИП-35, НИП-128). 138 К аппаратуре внутренней (внутрисамолетной) связи относятся: самолетные переговорные устройства (СПУ); самолетные громкоговорящие устройства (СГУ). СПУ предназначены [22]: а) для обеспечения внутрисамолетной телефонной связи между членами экипажа; б) для обеспечения внешней двусторонней радиосвязи при помощи бортовых связных РС; в) для прослушивания телефонных сигналов от средств радионавигации (автоматический радиокомпас обеспечивает прием позывных приводных радиомаяков, маркерный радиоприемник обеспечивает прием сигналов от маркерных радиомаяков); г) для прослушивания сигналов бортовой аппаратуры речевых сообщений (речевого информатора); д) для прослушивания сигналов звуковой частоты от сигналов специального назначения (например, звуковой сигнал «облучение»). СПУ представляет собой РЭ усилитель речевых сигналов с устройствами коммутации и управления. В состав комплекта СПУ входят абонентские аппараты по числу членов экипажа, усилители звуковой частоты, дополнительная коммутирующая аппаратура, ларингофоны (микрофоны) и телефоны (рисунок 3.15). Режимы работы СПУ: СПУ – основной режим внутренней связи, члены экипажа разговаривают друг с другом. Ларингофоны передающего абонента через кнопку «СПУ-РАДИО» подключаются к входу усилителя СПУ, а телефоны остальных членов экипажа – к выходу усилителя. РАДИО – режим внешней радиосвязи, члены экипажа ведут радиообмен через самолетные радиостанции. ЦВ – циркулярный вызов, режим внутренней связи, члены экипажа прослушивают друг друга с максимальной нерегулируемой громкостью. 139 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи ИС – избирательная связь, обеспечивается связь командира с одним выбранным абонентом без возможности прослушивания другими членами экипажа. Рис. 3.15. Структурная схема СПУ На современных ВС широко применяются СПУ типа СПУ-7 (Ан-12, Ан-24, Ан-26, Ту-134, Ту-154М, Ту-22М3, Ил-18, Ил-38, Ил62М, Ми-8), СПУ-8 (Ан-32, Ан-72, Ан-74, Ил-62М, Ил-76МД, Ил-78, Ми-24, Ми-26), СПУ-9 (Су-24М, Су-25, МиГ-29, Миг-31, Як-52), СПУ-14 (Ту-95СМ, Ту-142М3, Ту-142МР), СПУ-34 (Ансат), СПУ34М, СПГУ-35, СПУ-200. На смену СПУ поступает многофункциональное СПУ (МСПУ), которое выполняет функции СПУ и аппаратуры речевого оповещения (АРО). СПУ обеспечивает разборчивость речи не менее 90 % при приеме и передаче в акустическом шуме уровнем до 120 дБ с использованием ларингофонов и телефонов, вмонтированных в шлемофон летчика. СПУ обеспечивает прием (передачу) сигналов в диапазоне 300…3400 Гц, позволяет раздельно регулировать уровень речи, принимаемой по сети внутрисамолетной телефонной связи, а также принимаемой по сети внешней радиосвязи. Для повышения надежности питание системы СПУ осуществляется через предохранители и за140 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи щитные диоды по одной из двух независимых сетей постоянного тока, на самолете обычно имеются две независимые сети связи, а в комплект СПУ входят два усилителя. Речевые информаторы (РИ) предназначены для: оповещения членов экипажа и оператора наземного КП (через бортовую РС) об аварийных ситуациях в полете и выдачу им рекомендаций для принятия правильного решения; воспроизведения стандартных команд экипажу, запускаемых с наземного КП через бортовые РС и аппаратуру передачи данных. Применением РИ достигается повышение безопасности полетов и снижение аварийности. РИ представляет собой специальный магнитофон (цифровой накопитель) с записанными на него короткими сообщениями (инструкциями) и обеспечивает воспроизведение соответствующих сообщений. Включение сообщений производится от специальных аварийных датчиков, размещенных в системах ВС, или от БЦВМ. Запись осуществляется с помощью специального наземного магнитофона (или компьютера), который является одновременно контролирующим прибором. Вся современная аппаратура подобного назначения использует цифровой принцип хранения и воспроизведения речевых сообщений. Используется 8-битное кодирование речевой информации. В состав РЭО современных ВС отдельными блоками РИ больше не включаются. В БЦВМ комплексов средств связи входят специальные платы (модули) АРО (аппаратура речевого оповещения), выполняющие функции РИ. Аппаратура речевого оповещения АРО-28С устанавливается на истребителе-бомбардировщике Су-34 и предназначена для автоматического обеспечения членов экипажа аварийными, предупредительными и информационными сообщениями, предварительно записанными по сигналам (в виде разовых команд и команд в последовательном коде) от датчиков аварийной сигнализации (ДАС) при наличии соответствующих сигналов разрешения, а также для речевого воспроизведения стандартных телекодовых сообщений (СТС) по командам от бортового комплекса средств связи. АРО-28С обеспечивает: 1) выдачу экипажу и наземным службам сообщений об аварийных ситуациях и сообщений от бортового 141 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Глава 3. Авиационные системы радиосвязи 3.5. Бортовые авиационные радиостанции вычислителя комплекса связи; 2) прерывание и повтор сообщений об аварийных ситуациях по команде, поступающей с многофункциональной кнопки АРО; 3) контроль работоспособности с выдачей сигнала об исправности. При выполнении функций АРО МСПУ обеспечивает выдачу экипажу и наземным службам сообщений об аварийных и опасных ситуациях на борту. При этом во время звучаний сообщений от АРО громкость прослушивания всех других сигналов автоматически уменьшается примерно на 6 дБ, по окончании сообщения громкость прослушивания всех сигналов восстанавливается. Для осуществления функций АРО МСПУ взаимодействует с БЦВМ [3]: БЦВМ передает в МСПУ команды в последовательном коде; МСПУ передает в БЦВМ сигнал о своей исправности; БЦВМ передает в МСПУ потенциальный сигнал о своей исправности. МСПУ осуществляет контроль, повтор и прерывание сообщений об аварийных ситуациях. Аппаратуру СПУ иногда называют аппаратурой внутренней связи и коммутации (АВСК) или просто АВС. Широко применяются АВСК типа: П-510 (устанавливается на вертолетах Ка-27, Ка-32 и др.), П-512 (устанавливается на самолетах Як-42), П-514 (устанавливается на самолетах Ан-124, Ту-160 и входит в состав комплекса средств связи ТИП-1), П-515 (устанавливается на самолетах Су-27 и их модификациях и входит в состав комплекса средств связи ТКС-2-27), аппаратура внутренней связи авиационная АВСА-85 «Лайнер» (устанавливается на самолетах гражданской авиации Ан-140, Ан-148, Ил-96, Ту204, Ту-214, Ту-334 и др.) и др. [2]. Самолетные громкоговорящие устройства (СГУ) предназначены для оповещения командиром экипажа личного состава, находящегося в грузовой кабине ВС. В состав СГУ входят микрофоны, усилители, звуковые колонки, выносные кнопки. Самолетное громкоговорящее устройство СГУ-15 устанавливается на самолетах Ту-134, Ту-154М, Ил-62М, Ил-76М, Ил-76МД, Ан-24, Ан-26, вертолетах Ми-8 и др. Самолетное переговорное громкоговорящее устройство СПГУ-1 устанавливается на самолетах Ил86 и его модификациях. Бортовые авиационные радиостанции (РС) должны обеспечивать устойчивую и надежную радиосвязь самолетов с наземными пунктами управления, между самолетами, находящимися в воздухе, на всех дальностях, высотах и режимах полета ВС, для которого они предназначены. Бортовые РС должны обеспечивать разборчивость передаваемых по телефонному тракту речевых сообщений не хуже второго класса качества в условиях самолетных акустических шумов с уровнем порядка 120 дБ. Бортовые РС относятся к основным техническим средствам воздушной связи. Они используются: а) при управлении взлетом и посадкой; б) при полете по маршруту; в) при передаче команд наведения на цель; г) при передаче сигналов оповещения и данных разведки. В зависимости от назначения, обеспечиваемой дальности связи, используемого диапазона частот бортовые авиационные РС можно разделить на три группы: 1. Бортовые РС ближней связи обеспечивают командную радиосвязь в пределах прямой видимости и работают в диапазоне метровых и дециметровых волн (командные радиостанции), устанавливаются, как правило, на всех типах ВС. 2. Бортовые РС дальней связи обеспечивают радиосвязь на дальности до нескольких тысяч км, работают в диапазоне КВ (связные радиостанции), устанавливаются на самолетах дальней, военнотранспортной и специальной авиации. 3. Аварийно-спасательные РС индивидуального и группового пользования, а также аварийные радиоприемные устройства, работают в УКВ диапазоне [2]. Основными тактико-техническими характеристиками бортовых авиационных РС являются: 1) дальность действия; 2) диапазон рабочих частот, относительная нестабильность частоты; 3) количество рабочих частот и предварительно настраиваемых каналов; 4) мощность передатчика и классы излучения; 5) чувствительность радиоприемника; 6) устойчивость к воздействию механических и климатических факторов, радиоэлектронных помех [2, 3]. 142 143 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Авиационные РС выполняются, как правило, по схеме, при которой ряд блоков РС используется как в режиме приема, так и в режиме передачи. Типовая структурная схема авиационной РС приведена на рисунке 3.16 (АК – антенный коммутатор). Рис. 3.16. Структурная схема авиационной радиостанции Тракт передачи включает в себя блоки УНЧ и УПЧ, усилитель радиочастоты передатчика (УРЧ ПРД), усилитель мощности (УМ), антенное согласующее устройство, СЧ и СДН. Он обеспечивает формирование сигналов и усиление их по мощности в диапазоне частот радиостанции. Тракт приема включает в себя антенное согласующее устройство, УРЧ приемника (УРЧ ПРМ), УПЧ и УНЧ, СЧ, СДН. Переключение из режима «прием» в режим «передача» осуществляется с помощью авиагарнитуры. Синтезатор частот (СЧ) обеспечивает формирование опорных сигналов, необходимых для работы РС. Частоты колебаний образуют сетку высокостабильных частот в пределах рабочего диапазона. Сигналы СЧ используются в качестве гетеродинных в режиме приема и опорных – в генераторе возбудителя в режиме передачи. Перестройка РС по частоте обеспечивается изменением частот в СЧ. Система дистанционной настройки (СДН) предназначена для беспоисковой и бесподстроечной настройки РС на требуемую рабочую частоту. С ее помощью осуществляется выбор частот в СЧ и управление перестройкой на данную частоту приемопередатчика 144 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи (УРЧ приемника и передатчика, УМ передатчика, УПЧ и др.) [3]. Задающим элементом в СДН является наборное устройство пульта управления (ПУ), а исполнительными – электронные коммутаторы в СЧ и элементы настройки в перестраиваемых каскадах (варикапы). Пульт управления (ПУ) предназначен для дистанционного управления РС и позволяет осуществить выбор режима работы (прием или передача) и класс излучения, установку рабочей частоты с помощью СДН, подключение оконечной аппаратуры и регулировку громкости. Встроенная система контроля (ВСК) предназначена для автоматической проверки работоспособности РС и отыскания неисправности с точностью до блока, заменяемого в условиях эксплуатации. Различают командные и связные РС. Командные РС работают в УКВ диапазоне (МВ-ДМВ) и обеспечивают радиосвязь в пределах прямой видимости (до нескольких сотен километров). Эти РС устанавливаются на всех типах ВС. Связные РС дальней связи работают в КВ диапазоне и обеспечивают радиосвязь на дальностях до нескольких тысяч километров. Принцип построения отмеченных РС аналогичен. Типовая структурная схема командной радиостанции представлена на рисунке 3.17. Рис. 3.17. Типовая структурная схема командной РС В состав РС входят: передающий тракт (ПРД) – возбудитель (В), усилительно-модуляционный каскад (УМК), модулятор (МОД)); при145 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Глава 3. Авиационные системы радиосвязи емный тракт (ПРМ) – УВЧ, смеситель (СМ), СЧ, УПЧ, детектор (Д), УНЧ; антенна (А); система дистанционного управления (СДУ); ПУ. В состав РС входят: передающий тракт (ПРД) – возбудитель (В), усилительно-модуляционный каскад (УМК), модулятор (МОД)); приемный тракт (ПРМ) – УВЧ, смеситель (СМ), СЧ, УПЧ, детектор (Д), УНЧ; антенна (А); система дистанционного управления (СДУ); ПУ. Режим передачи. Несущее колебание формируется в возбудителе, при этом используются два автогенератора для МВД и ДМВД. В возбудителе также обеспечивается модуляция (ЧМ, ЧТ) несущей управляющим сигналом, поступающим от ларингофонов или от аппаратуры быстродействия (АБД). Рабочая частота несущей задается в ПУ и изменяется с помощью СДУ и СЧ. АМ несущей, поступающей из В, происходит в УМК, при этом управляющий сигнал поступает из МОД. Усиленный радиосигнал поступает в антенну через антенный коммутатор (АК) и далее излучается. Режим приема. Приемный тракт выполнен по супергетеродинной схеме с двойным или тройным преобразованием частоты. Принимаемый антенной радиосигнал через АК поступает в УВЧ, обеспечивающий усиление сигнала в сравнительно широкой полосе пропускания. В СМ осуществляется преобразование сигнала по частоте. Радиосигнал промежуточной частоты с выхода СМ поступает на УПЧ, где осуществляется основное усиление и основная избирательность принимаемого сигнала. После детектирования радиосигнала (АМ или ЧМ) происходит усиление сигнала в УНЧ, где он усиливается до величины, необходимой для работы оконечной аппаратуры. Речевой сигнал через ПУ подается на телефоны. ЧТ-сигнал выделяется в отдельном тракте УНЧ и подается на АБД. СДУ предназначена для управления требуемой частоты радиосвязи и необходимого режима работы РС. Управление РС осуществляется с ПУ, обеспечивающего переход на необходимый канал связи (с помощью наборного или запоминающего устройства), регулировку громкости, переключение рода работы (АМ – ЧМ), подключение аварийного приемника и АРК, включение подавителя шумов. Связная РС имеет те же основные элементы, что и командная РС. Принципиальным отличием является использование в них режима однополосной модуляции и наличие устройства согласования выхода ПРД и входа ПРМ с антенной. Размещение антенн РС на некоторых самолетах и вертолетах ВВС показано на рисунках 3.18…3.28 [3]. 146 147 Рис. 3.18. Истребитель-перехватчик МиГ-31 Рис. 3.19. Фронтовой бомбардировщик Су-24М Рис. 3.20. Стратегический бомбардировщик Ту-160 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Рис. 3.24. Военно-транспортный самолет Ил-76МД Рис. 3.21. Истребитель-перехватчик Су-27 Рис. 3.25. Противолодочный самолет Ту-142М Рис. 3.22. Штурмовик Су-25 Рис. 3.26. Военно-транспортный самолет Ан-124 Рис. 3.23. Дальний бомбардировщик Ту-22М3 148 149 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Р-800Л2Э (Су-30МКИ) Р-800Л1 «Лунь-1» (Су-27, Су-33, Ка-50) Р-802В, Г, ГМ «Дуб» (Ан-12, Ан-24, Ан-26, Ан-30, Ил-18, Ил-38) Р-828 «ЭвкалиптМ24» (Ми-8, Ми-24, Ми-26, Су-25) Р-832М «ЭвкалиптСМ» (Ан-12, Ан-24, Ан-26, Ан-30, Ил-38, Ту-22М3, Ту-95МС, Ту-134, Ту-142М, Су24) Р-833Б (Су-25СМ, Су-34, МиГ-29СМТ) Рис. 3.27. Транспортный вертолет Ми-8 Р-999 (Ми-28Н, Ка-52) Рис. 3.28. Военно-транспортный вертолет Ми-26 Основные тактико-технические характеристики бортовых УКВ радиостанций, применяемых в ВВС, приведены в таблице 3.2 ( РВЫХ – мощность ПРД, Рmin – чувствительность ПРМ) [3]. Таблица 3.2 – Основные тактико-технические характеристики бортовых РС Тип РС (Тип ВС) Р-800Л2 «Лунь-2» (Ан-124, МиГ-31Б, Ту-160, Су-27) Диапазон частот, МГц 100…149,975 220…399,975 150 Шаг сетки частот, кГц 25 РВЫХ , Вт 16 (16) 25 (75) Рmin мкВ Режим работы 2,5 АМ, ЧМ, АТ, ЧТ Р-852 «Голубь» (Ан-12, Ан-24, Ан-26, Ил-76, Ми-8, Ми-24) Р-860 «Перо» (Ан-2, Як-18, Як-40, Ми-2, Ми-8, Ми-24) Р-862 «Журавль-30» (Ан-22, Ил-18, Ил76МД, МиГ-29, Миг31, Су-24М, Су-25, Су-27) Р-863 «Журавль-10» (Ан-12, Ан-24, Ан-26, Ан-72, Ми-8, Ми-24, 100…149,975 156…173,975 220…399,975 100…149,975 220…399,975 100…150 8,33 16…24 24…36 2,5 АМ, ЧМ, ЧТ 25 10 (25) 2,5 15 7 20…59,975 83,3 100 50 25 АМ, ЧМ, АТ, ЧТ АМ 10 2 ЧМ 118…140 220…389,950 83,3 50 15 4 АМ, ЧТ 100…149,975 156…173,975 220…399,975 30…87,975 100…149,975 156…173,975 220…399,975 114,166 114,333 114,583 121,500 118,25…136,5 118…135,9 8,33 25 50 20 2,5 АМ, ЧМ, ФМ, ЧМн, ФМн 5 АМ 83,3 (100) 4,5 7 АМ 100…149,975 220…399,975 25 25 3 АМ, ЧМ, ЧТ 100…149,975 220…399,975 25 8 (10) 3 АМ, ЧМ, ЧТ 151 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Ми-26) Баклан-5 (20) (Ан-2, Ан-12, Ил62М, Ил-76МД, Ил86, Ту-134, Ту-154М, Як-52 Ми-8, Ми-26) Бриз (Ан-2, Як-18, Як-52, Ми-2) Ландыш-5 (20) (Ан-2, Ан-24, Ил-18, Ту-134А, Ил-76Т, Як18Т, Як-40) «Орлан-85СТ» (Ан-140, Ан-148, Ил96, Ту-204, Ту-214) Юрок (Ан-38, Ил103, Ка-226, Ансат-У) Юрок-М (Ан-38, Ил103, Ка-226, Ансат-У) Бекас-М (Як-130) Бекас-07 (Ми-8МТВ) Бекас-02Э (Ми-8МТВ) Прима-ДМВ (Ми-8МТВ5, Ми-26Т2, Ми-35, Ка52) Прима-КВ (Ми-8МТВ5, Ми-26Т2, Ми-35, Ка52) 118…135,975 25 5 (16) 2,5 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи АМ Основные тактико-технические характеристики спасательных РС приведены в таблице 3.3 [3]. аварийно- Таблица 3.3 – Основные ТТХ аварийно-спасательных РС Тип РС 118…135,975 25 4 2,5 АМ 118…135,975 25 5 (20) 3 АМ 118…137,992 118…136,975 118…136,992 100…149,975 220…399,975 30…107,975 100…149,975 156…173,975 220…399,975 30…107,975 100…149,975 156…173,975 220…399,975 30…88 100…149,975 156…173,975 220…399,975 2…29,999 152 8,33 25 25…40 8,33 25 8,33 25 8,33 25 8,33 25 50 10 1,5 АМ 10 1,5 7…14 3,5…7 20 2 АМ VDL2, 4 АМ, ЧМ 2,5 8,33 25 60 2 8,33 25 50 20 – 0,1 100 1 1,5 АМ АМ, ЧМ, ФМ, ЧМн, ФМн АМ, ЧМ, ЧМн, ФМн АМ, ЧМ, ФМ, ЧМн, ФМн АМ, ОМ, ЧМн, ФМн Р-861 Р-855УМ «Камелия» Р-855А1 «Авария-1» Р-855А2 Р-855А1М АРМ-406АС1 Диапазон частот, МГц РВЫХ , Рmin Вт мкВ Режим работы 2,182; 4,182; 8,364; 12,546 121,5 4 3 ТЛФ, ТЛГ, SOS 0,13 25 АМ 121,5 и 243 0,10 10 АМ 121,5 и 243 121,5 и 406,025 406,025 и 121,5 0,10 0,10 5 (0,05) – 10 – АМ ФТ, АМ ФТ 3.6. Бортовой комплекс средств связи многоцелевого истребителя C-107-2 Радиосвязное оборудование, размещенное на многоцелевом истребителе Су-30СМ, ведения внешней телефонной и телекодовой радиосвязи между самолётами, а также между самолётом и наземными командными пунктами, ведения внутренней радиосвязи летчика с наземным обслуживающим персоналом и оповещение летчика об аварийных ситуациях. Радиосвязное оборудование на самолете представлено комплексом средств связи С-107-2. Бортовой комплекс средств связи С-107-2 предназначен для: обеспечения открытой и закрытой телефонной и закрытой телекодовой радиосвязи самолетов между собой и с пунктами управления; автоматической ретрансляции (1 ступень) в режиме открытой и закрытой телефонной радиосвязи в МВ2/ДМВ диапазоне и закрытого обмена данными в МВ2/ДМВ диапазоне; внутренней телефонной связи между членами экипажа, а также между членами экипажа и наземным обслуживающим персоналом; прослушивания сигналов специального назначения; 153 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи прослушивания аварийных и предупреждающих сигналов от аппаратуры речевого оповещения из состава комплекса. В состав комплекса С-107-2 входит следующая аппаратура: 1. Р-833Б № 1 (УКВ 1) – радиостанция диапазона МВ-ДМВ. 2. Р-833Б № 2 (УКВ 2) – радиостанция диапазона МВ-ДМВ. 3. «Бозон-2М» – радиостанция диапазона ДКМВ. 4. ЦИМСС-2-02-27 – цифровой интегрированный модуль системы связи. 5. Т-821-01 – аппаратура криптозащиты речи (СА ТЛФ). 6. Т-821-06 – аппаратура криптозащиты данных (СА ТЛК). 7. Объединенный пульт управления Б8-107-2 (2 шт.). 8. Вторичный источник питания (ВИП). 9. Антенны радиостанций (3 шт.). Радиостанции Р-833Б № 1, Р-833Б № 2 предназначены для обеспечения в составе комплекса ближней телефонной и телекодовой радиосвязи самолетов между собой и наземными ПУ. Основные тактико-технические характеристики радиостанции Р-833Б приведены в таблице 3.4 [3]. Приемопередающая радиостанция диапазона ДКМВ «Бозон2М» предназначена для обеспечения телефонной и телекодовой радиосвязи самолетов с наземными ПУ и телефонной радиосвязи между самолетами на расстоянии до 1500 км. Режимы работы: 1) телефонные виды работы с АМ: однополосная с подавленной несущей (JЗЕ) или частично подавленной (на 10 дБ) несущей (R3E) на верхней или нижней боковой полосе (ОМв, ОМн); 2) телеграфные виды работы с частотной модуляцией – F1В (ЧТ); или фазовой модуляцией – G1В (ФМ). Таблица 3.4 – Основные ТТХ радиостанции Р-833Б Тактико-техническая характеристика Диапазон частот в режимах ФРЧ и ППРЧ1 МВ2, МГц МВ3, МГц ДМВ, МГц Интервал сетки частот в режиме ФРЧ / ППРЧ1, кГц 154 Значение 100,0…149,975 156,0…173,0 220,0…399,975 25 / 50 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Мощность передатчика в эквиваленте, Вт АМ ЧМ, ЧТ ППРЧ1 Дальность радиосвязи в ТЛФ и ТЛК режиме, км по радиолинии «борт-земля» по радиолинии «борт-борт» (при высоте полета 10000 м) Дальность радиосвязи в ТЛФ и ТЛК режиме в режиме ретрансляции по радиолинии «земля-борт-борт» (при высоте полета 10000 м), км Время готовности с номинальной стабильностью, мин 10/20 15/30 40/75 350 400 750 не более 1 Основные тактико-технические характеристики радиостанции «Бозон-2М» приведены в таблице 3.5 [3]. Таблица 3.5 – Основные ТТХ радиостанции «Бозон-2М» Тактико-техническая характеристика Значение Диапазон частот, МГц Интервал сетки частот, Гц Мощность передатчика, Вт: ЧТ, ФМ (F1В, G1В) ОМв, ОМн (JЗЕ, RЗЕ) Дальность симплексной радиосвязи в ТЛФ и ТЛК режиме, км Время готовности, мин с номинальной стабильностью 5 107 f НОМ с пониженной стабильностью 2,000…29,999 100 50 100 1500 не более 15 не более 2 Цифровой интегрированный модуль средств связи ЦИМСС-202-27 – малогабаритная бортовая цифровая вычислительная машина, выполняющая функции спецвычислителя, речевого информатора, помехоустойчивого кодека, устройства внутренней связи, коммутатора радиоканалов связи и устройства хранения радиоданных. Тактико-технические данные ЦИМСС-2-02-27: ЦП на базе RISC-процессора типа R3081; тактовая частота процессора – 25 МГц; 155 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Глава 3. Авиационные системы радиосвязи емкость ОЗУ – 2 Мбайт, емкость РПЗУ – 2 Мбайт; речевой информатор обеспечивает хранение и выдачу до 256 речевых сообщений (суммарно по всем каналам ввода команд); количество приемо-передающих каналов помехоустойчивого кодирования/декодирования информации – 2; количество коммутируемых радиосредств – 4; управление – микропрограммное (с жесткой зашивкой микропрограмм). ЦИМСС-2-02-27 обеспечивает запись и хранение: – 40 частот в диапазоне от 2000,0 до 29999,9 кГц для телефонной и телекодовой связи через радиостанцию «Бозон-2М»; – 99 частот в диапазоне от 100,000 до 149,975 МГц; от 156,000 до 173,975 МГц; от 220,000 до 399,975 МГц для телефонной связи через радиостанции Р-833Б № 1, Р-833Б № 2; – 16 частот в диапазоне от 100,000 до 149,975 МГц; от 220,000 до 399,975 МГц для телекодовой связи через радиостанцию УКВ2; – 40 каналов для телефонной связи в режиме ППРЧ в МВ-ДМВ диапазоне, для УКВ1; – 40 каналов для телефонной и телекодовой связи в режиме ППРЧ в МВ-ДМВ диапазоне для УКВ2. Изделие Т-821-01 предназначено для криптозащиты речевой информации передаваемой и принимаемой по телефонному каналу связи. Изделие Т-821-06 предназначено для криптозащиты информации, передаваемой и принимаемой по телекодовому каналу обмена данными. Объединенный пульт управления (ОПУ) Б8-107-2 предназначен для дистанционного управления аппаратурой комплекса, участвующей в телефонных режимах работы. ОПУ обеспечивает: – управление в телефонных режимах РС, ЦИМСС-2-02-27, изделием Т-821-01; – выбор РС для работы с устройством криптозащиты; – управление режимами работы речевого информатора. Сигналы обмена между аппаратурой комплекса и комплекса с другими бортовыми системами по своему виду можно разделить на: 1) аналоговые, прослушиваемые непосредственно экипажем; 2) аналоговые, передаваемые и принимаемые по радиоканалам; 3) цифровые сигналы информационного обмена между аппаратурой комплекса со смежными системами (по мультиплексным линиям связи по ГОСТ 26765.52-87); 4) информационные сигналы (телекодовая информация), принимаемые и передаваемые по радиоканалу; 5) разовые сигналы управления и контроля. В 2017 году завершены государственные испытания комплекса средств связи С-107-1 в составе многофункционального истребителя Су-35С. В КСС входят РС ближней (УКВ) с современными помехозащищенными режимами работы с псевдослучайной перестройкой рабочих частот (ППРЧ) и дальней (КВ) связи. Комплекс обеспечивает одновременную работу по четырем каналам связи. Терминал объединенной системы связи, навигации и опознавания (ОСНОД) – изделие АТМ-2В – образует в КСС закрытые помехоустойчивые каналы передачи данных и речи на частотах 960…1215 МГц (ближайшие аналоги системы – JTIDS (США), MIDS (НАТО) стандарта Link16) [24]. Особенности изделия АТМ-2В: – используется уникальный широкополосный сигнал, параметры которого (несущая частота, внутриимпульсный код и время излучения) изменяются от импульса к импульсу по псевдослучайному закону; – смежные бортовые системы самолета могут работать одновременно в нескольких сетях обмена данными, между которыми распределяется общий информационный ресурс; – в соответствии с оперативно-тактическими требованиями полетного задания состав участников информационного обмена определяется с помощью автоматизированной системы планирования связи, выбираются информационные сети, определяется и назначается тип и параметры протоколов для них. Спецаппаратура комплекса С-107-1 позволяет обеспечить надежную криптозащиту речевой информации, передаваемой и принимаемой по телефонному каналу связи, и криптозащиту информации, передаваемой и принимаемой по каналам обмена данными [24]. Комплекс средств связи С-108 для многофункционального истребителя СУ-35 предназначен для ведения телефонной и телекодовой 156 157 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи радиосвязи между самолетами и наземными ПУ. Комплекс С-108 обеспечивает: 1) помехоустойчивый закрытый обмен данными и голосовой информацией в линиях «воздух-воздух» и «воздух-земля», в т.ч. с ретрансляцией; 2) групповые действия в составе объединенной группы, групповые действия в составе автономной группы и действия пары самолетов [25]. Основные тактико-технические характеристики комплекса средств связи С-108 приведены в таблице 3.6 [25]. Таблица 3.6 – Основные ТТХ комплекса средств связи С-108 Тактико-техническая характеристика В МВ-ДМВ диапазоне Дальность связи, км: «борт–земля» / «борт– борт» Диапазон частот, МГц / шаг сетки частот, кГц: FM AM AM, FM ППРЧ Мощность передатчика, Вт: АМ / FM, ППРЧ Цикл «передача» / «прием», мин Чувствительность ПРМ, мкВ: АМ / FM Время перехода «прием–передача», мс Прием сигналов на аварийных частотах, МГц В ДКМВ диапазоне Количество рабочих частот Диапазон частот, МГц Интервал между каналами, Гц Чувствительность ПРМ, мкВ Выходная мощность передатчика, Вт Цикл «передача» / «прием», мин Время настройки на новую частоту, с Время перехода на новую запомненную частоту, мс Время перехода «прием–передача», мс 158 Значение 350 / до 500 30…107,975 / 25 118…137,975 / 8,33; 25 100…149,975 / 25 156…173,975 / 25 220…399,975 / 25 100…149,975 / 50 220…399,975 / 50 10 / 15 1/5 2/1 100 121,5 и 243,0 20 2…29,999 100 2/5 100 1/3 не более 1 не более 100 не более 100 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Терминал системы обмена информацией Диапазон частот, МГц 960…1215 Ширина полосы частот, МГц 255 Количество прыжков по частоте за 1 с 78125 Время излучения на одной частоте, мс 6,4 Пропускная способность, Кбит/с не менее 25 Мощность передатчика, Вт 200 Коэффициент помехозащиты, дБ/Вт 15,5 Режим ретрансляции до 16 ступеней Наличие кодирования код Рида-Соломона (31,13) По сравнению с предыдущим поколением связи (С-107) в новом комплексе значительно увеличена пропускная способность радиолиний, количество одновременно работающих каналов передачи данных, при этом сократилось время доставки сообщений и повысилась достоверность принимаемых данных в условиях радиоэлектронного противодействия. Кроме того, С-108 способен выполнять задачи по ретрансляции сигналов связи между наземным командным пунктом управления и самолетами, выполняющими боевую задачу. 3.7. Цифровой комплекс средств связи С-111 для перспективного многофункционального истребителя Концепцию программно-реконфигурируемого радио (softwaredefined radio) реализует цифровой гибко перестраиваемый комплекс средств связи (КСС) С-111, предназначенный для перспективного многофункционального истребителя [26]. Функциональные задачи, решаемые КСС С-111: • открытая/закрытая помехоустойчивая телефонная и телекодовая радиосвязь в диапазоне МВ/ДМВ; • закрытая телефонная радиосвязь (обмен данными) с взаимодействующими объектами в сетях опознавания, связи, навигации и обмена данными (ОСНОД); • открытая/закрытая телефонная и телекодовая радиосвязь в диапазоне ДКМВ; 159 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Глава 3. Авиационные системы радиосвязи • закрытая телефонная и телекодовая радиосвязь по авиационнокосмическому (спутниковому) каналу связи в диапазоне ДМВ1; • обмен интегрированной информацией (видео, голос, данные) в диапазоне СМВ между самолетами группы; • автоматическая ретрансляция телекодовых сообщений в диапазоне МВ/ДМВ (1 ступень); • автоматическая ретрансляция речевых и телекодовых сообщений (многоступенчатая) в сетях ОСНОД; • прием и обработка команд, передаваемых по КРУ «Лазурь-М» и «Бирюза»; • прием и передача, кодирование и декодирование информации в линиях «Радуга» и «Игла»; • автоматическое и автоматизированное управление аппаратнопрограммными средствами КСС С-111; • автоматический и автоматизированный контроль ТС аппаратуры комплекса с выдачей результатов контроля в ИВС; • речевое оповещение пилота об аварийных и нештатных ситуациях на борту; • прослушивание аварийных радиоприемников системы «КОСПАС-САРСАТ»; • озвучивание пилоту сигналов радионавигационных устройств; • работа в режимах гражданской радиосвязи (ATN/CNS). Технологии, используемые при создании КСС С-111: 1) программно-реконфигурируемое радио (SDR); 2) цифровая архитектура; 3) функционально-модульное разделение; 4) единая внутренняя цифровая шина. Основные ТТХ КСС С-111: 1. Диапазоны рабочих частот: от 2,0000 до 29,9999 МГц; от 30 до 400 МГц; от 960 до 1215 МГц; от 4 до 6 ГГц. 2. Дальность ведения радиосвязи: в диапазоне МВ/ДМВ: – в направлении «борт–борт» – не менее 500 км; – в направлении «борт–земля», «земля–борт» – не менее 350 км; в диапазоне СМВ – не менее 200 км (при высоте полета 10 км); в диапазоне ДКМВ – не менее 1500 км; по каналам ОСНОД – не менее 600 км (при условии прямой видимости); по радиолинии авиационно-космической связи в зоне действия спутников – неограниченна. 3. Пропускная способность каналов связи: в ДКМВ диапазоне – 1200 бит/с; 2400 бит/с; в МВ/ДМВ диапазоне – 1,2; 2,4; 4,8; 16; 31,5 Кбит/с; по высокоскоростной линии СМВ диапазона – до 34,4 Мбит/с; в сетях ОСНОД суммарная информационная пропускная способность до 50 Кбит/с, в том числе на передачу до 30 Кбит/с (в режиме номинальной помехозащиты); по радиолинии авиационно-космической связи – 1,2; 2,4; 4,8 Кбит/с [27]. 4. Масса КСС С-111 – не более 75 кг. 5. Потребляемая мощность: по цепи постоянного тока: – в режиме «прием» – 213 Вт, в режиме «передача» – 354 Вт; от сети переменного тока – не более 1400 ВА. Состав КСС С-111: 1. Авиационный терминал АТ-21: блок Б1-21; блок Б4-21. 2. Модуль СМВ связи СМВ-111. 3. Модуль управления и маршрутизации МУМ-111-1. 4. Модуль криптозащиты МК-111. 5. Модуль самолетно-космической связи СКС. 6. Широкополосный модуль связи ШМС-111-1 включает в себя: антенное согласующее устройство Б5-111-1; усилитель мощности МВ/ДМВ диапазона Б4Б-111 (№ 1, № 2); усилитель мощности ДКМВ диапазона Б4А-111; Блок цифровой обработки сигналов Б70-111-1. 7. Вторичный источник питания ВИП-111. Структурная схема комплекса С-111 приведена на рисунке 3.29. Авиационный терминал АТ-21 является составной частью комплекса средств связи С-111 и предназначен для обеспечения авто- 160 161 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Глава 3. Авиационные системы радиосвязи матического помехоустойчивого обмена информацией с взаимодействующими ЛА, наземными и воздушными ПУ авиацией ВВС. от РНУ к БРЭО ... Модуль управления и маршрутизации МУМ-111 RS-485 МКИО КСС +27 В бортсеть Модуль криптозащиты МК-111 +27 В бортсеть (ГОСТ Р52070-2003) Модуль СМВ связи СМВ-111 ВЧ ПРД RS485 Блок УМ ДКМВ +27 В бортсеть Модуль СКС +27 В от ВИП Терминал ОСНОД (АТ-21) +27 В от ВИП ПРД/ ПРМ Блок УМ МВ/ДМВ 2 ВЧ ПРМ RS485 ВЧ ПРД +27 В бортсеть ВЧ Блок УМ МВ/ДМВ 1 ВЧ ПРМ ВЧ ПРД ВЧ ПРМ +27 В от ВИП Блок цифровой обработки сигналов RS-485 Ethernet для АГ1 для АГ2 для НОП РК Fiber channel МКИО БП к / от МФИ АСУ Широкополосный модуль связи +27 В ВИП-111 3ф 115/200 В 400 Гц 3ф 115/200 В 400 Гц Таблица 3.7 – Основные ТТХ авиационного терминала АТ-21 Тактико-техническая характеристика Значение Диапазон частот, МГц Интервал сетки частот, МГц Импульсная мощность передатчика, Вт Чувствительность приемника, дБВт Количество независимых каналов приема Время непрерывной работы, ч Коэффициент ПЗ (допустимое отношение мощности помехи к мощности сигнала на входе ПРМ в полосе работы ОСНОД), дБ Суммарная информационная пропускная способность (с пониженной ПЗ), кбит/с: в том числе на передачу (с пониженной ПЗ) Питание, В Масса, кг 960…1215 3 200 –132 3 24 16…17 до 50 (до 100) до 30 (до 60) +27 16 Модуль СМВ связи СМВ-111 является составной частью комплекса средств связи С-111 и предназначен для обеспечения обмена интегрированной информацией (аудио, видео, данные) в реальном масштабе времени по высокоскоростной СМВ линии со скоростью 34,368 Мбит/с. Способы разделения прямого и обратного каналов – частотное разделение, временное разделение. Основные тактико-технические характеристики модуля СМВ связи СМВ-111 приведены в таблице 3.8 [27]. Интегрированная антенно-фидерная система «АИСТ-50» Таблица 3.8 – Основные ТТХ модуля СМВ связи СМВ-111 Рис. 3.29. Структурная схема комплекса С-111 Параметры сигнала – импульсная М-ичная ( М 32 ) широкополосная посылка длительностью 6,4 мкс. Методы помехозащиты (ПЗ) – псевдослучайная перестройка несущей частоты и структуры сигнала (78125 раз/с), помехоустойчивое кодирование. Основные тактико-технические характеристики АТ-21 приведены в таблице 3.7. 162 Тактико-техническая характеристика Значение Рабочий диапазон частот, ГГц Скорость передачи данных, Мбит/с Режим передачи Количество частотных каналов на передачу в каждом диапазоне частот Количество частотных каналов на прием в каждом диапазоне частот 4…6 34,368 дуплекс 10 163 10 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Вероятность битовой ошибки, не более Виды модуляции Ток потребления от источника питания, А не более Напряжение питания, В Масса, кг Глава 3. Авиационные системы радиосвязи 106 QPSK 3 +27 6 Модуль управления и маршрутизации МУМ-111-1 – это малогабаритная бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ), выполняющая функции: • управления аппаратурой из состава КСС; • взаимодействия с БРЭО; • специализированного цифрового вычислителя (СЦВ); • речевого информатора (РИ); • аппаратуры внутренней связи и коммутации; • преобразователя информационного потока данных видеоинформации; • АЦП/ЦАП речевой информации. Предназначен для работы в составе комплекса С-111. Основные тактико-технические характеристики модуля управления и маршрутизации МУМ-111-1 приведены в таблице 3.9. Таблица 3.9 – Основные ТТХ модуля МУМ-111-1 Тактико-техническая характеристика Значение Тактовая частота, МГц Центральный процессор Емкость ОЗУ, Мбайт Емкость накопителя, Гбайт Количество каналов ввода/вывода последовательного кода Количество каналов ввода/вывода дискретных сигналов и разовых каналов Количество приемо-передающих каналов Fiber Channel Количество абонентов ТЛФ Количество коммутируемых ТЛФ радиосредств Напряжение питания, В Масса, кг 500 RM7000C 256 4 5/5 164 8/2 2 2 3 +27 6,5 Модуль криптозащиты МК-111 предназначен непосредственно для работы в составе КСС С-111 и обеспечивает закрытие, открытие и имитозащиту блоков (пакетов) цифровой информации, поступающей в изделие по высокоскоростной шине МКИО. Основные ТТХ модуля криптозащиты МК-111 приведены в таблице 3.10. Таблица 3.10 – Основные ТТХ модуля МУМ-111-1 Тактико-техническая характеристика Значение Число «дорожек», ключей, хранимых в памяти аппарата не менее Скорость работы в канале связи, бит/сек 8 Режим связи Тип носителя ключевой информации Количество одновременно обрабатываемых каналов связи Напряжение питания, В 1200, 2400, 4800, 9600, 16000 симлекс, дуплекс электронный ключ 4 ТЛФ 2 ТЛК +27 Модуль самолетно-космической связи (СКС) ДМВ1 диапазона в составе КСС С-111 предназначен для обеспечения дуплексной закрытой телефонной и телекодовой радиосвязи в сетях спутниковой связи ЕССС-2 через космические аппараты ретрансляторы (КАретрансляторы), расположенные на геостационарной и высокоэллиптической орбитах, с земными станциями взаимодействующих объектов связи и ПУ авиацией ВВС. Широкополосный модуль связи ШМС-111-1 является составной частью бортового комплекса средств связи С-111 и представляет собой широкодиапазонную радиостанцию с диапазоном рабочих частот от 2 до 400 МГц. Основные тактико-технические характеристики широкополосного модуля связи ШМС-111-1 приведены в таблице 3.11. Блок Б5-111-1 представляет собой антенно-согласующее устройство ДКМВ диапазона, предназначенное для автоматического согласования входного импеданса антенн с 50-Омным волновым сопротивлением коаксиального фидера. 165 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Таблица 3.11 – ТТХ широкополосного модуля связи ШМС-111-1 Тактико-техническая характеристика Рабочий диапазон частот, ГГц Классы излучения (виды работ) Время готовности к работе, мин Среднее время перестройки с одной частоты на другую в диапазоне ДКМВ, мс Потребляемая мощность в МВ/ДМВ диапазоне не более, Вт, в режиме ПРД / в режиме ПРМ Потребляемая мощность в ДКМВ диапазоне не более, Вт, в режиме ПРД / в режиме ПРМ Значение 2…29,9999 (ДКМВ) 30…173,975 220…399,975 (МВ/ДМВ) J3E, R3E, H3E/A3E, F1B, G1B, A1A, J2D, ФЧ, ППРЧ 3 200 223,5 / 83,1 574,5 / 85,8 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи КСС С-111. Основные ТТХ вторичного источника питания ВИП-111 приведены в таблице 3.12. Таблица 3.12 – Основные ТТХ вторичного источника питания ВИП-111 Тактико-техническая характеристика Значение Питание трехфазная сеть переменного тока напряжением, В, частотой, Гц Выходное постоянное напряжение при токе нагрузки от 5 до 52 А, В Входная мощность не более, ВА Пульсация выходного напряжения, не более мВ КПД не менее, % Максимальный ток нагрузки не более, А Время готовности к работе не более, с Габаритные размеры, мм Масса не более, кг 115/200 400±20 27±1,35 1400 500 85 52 1 90,5х194х360,5 6 Усилители мощности МВ/ДМВ диапазона Б4Б-111 № 1, № 2, усилитель мощности ДКМВ диапазона Б4А-111 обеспечивают в составе ШМС-111-1 связь в МВ/ДМВ диапазонах и предназначены для: • усиления мощности в режиме передачи; • фильтрации высших гармонических составляющих сигнала. Блок цифровой обработки сигналов Б70-111-1 совместно с блоками Б4А-111, Б4Б-111, Б5-111-1 предназначен для обеспечения приема/передачи телефонных и телеграфных сигналов в диапазоне частот от 2 до 400 МГц, формирования сетки частот и режимов работ. Непосредственно блок Б70-111-1 отвечает за формирование сигналов, их цифровую обработку и формирование команд управления блоками из состава ШМС-111-1. Вторичный источник питания ВИП-111 предназначен для преобразования переменного трехфазного напряжения 115/200 В по каждой фазе и частотой (400±20) Гц в постоянное напряжение (27±1,35) В для электропитания блоков Б4А-111 и Б4Б-111 №2 из состава ШМС-111-1, изделия АТ-21, модулей СКС и СМВ из состава Надежность комплекса С-111 обеспечивается многократным резервированием основных функций, использованием передовых схемотехнических решений, а также широкой номенклатурой используемых радиоканалов. С-111 способен в реальном времени передавать по радиоканалам диапазона сантиметровых волн внутри группы самолетов большие объемы информации. В комплексе используются высокоскоростные магистрали для передачи информации в едином цифровом формате. С-111 (С-112) имеет полностью цифровую открытую архитектуру, его перепрограммируемая платформа позволяет хранить и записывать различные алгоритмы работы. С-112 осуществляет автоматизированный контроль работоспособности аппаратуры, результаты которого передает в информационно-управляющую систему и регистратор полетной информации самолета [26]. Принцип модульности комплекса позволяет наращивать количество каналов и объем выполняемых функций и применять его на любых ЛА, в том числе на вертолетах Ка-52 «Аллигатор», Ми-28НМ, Ка-50, Ка-62, самолетах военно-транспортной авиации (Ил-76МД-М, Ил-112, Ан-124-300В, ПАК ВТА), истребительной и фронтовой авиа- 166 167 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи ции (Су-57, МиГ-31, Су-34), дальней авиации (Ту-22М3М, Ту-160М, ПАК ДА), А-100 и БЛА различных классов («Охотник» и др.), а также наземные пункты управления [26]. 3.8. Перспективные авиационные комплексы радиосвязи С каждым новым поколением самолетов, вертолетов и БЛА значение авиационной радиосвязи будет возрастать, реализация бортовых комплексов связи (БКС) должна определяться использованием новейших научно-технических достижений в области физики, микроэлектроники, информационных технологий, программного обеспечения (ПО). Закономерным является появление решений, способствующих: 1) повышению качества и эффективности информационного обмена; 2) снижению приведенных затрат на организацию передачи и повышения надежности связи в целом, что особенно важно для совершенствования деятельности в военной сфере. Исходя из концепции развития системы связи ВВС, основными направлениями развития системы радиосвязи ВВС являются: повышение помехоустойчивости и пропускной способности каналов воздушной радиосвязи (ВРС) на основе использования спектрально-эффективных видов сигналов, сложных сигналов с расширением спектра, пространственной (временной/поляризационной) обработки сигналов, алгоритмов структурной и параметрической адаптации к различным условиям, высокоэффективных методов синхронизации (временной, частотной, фазовой), разнесенного приема; комплексное использование различных поддиапазонов ВРС; унификация и стандартизация протоколов и технологий ВРС; организация процедур межсетевого взаимодействия; внедрение протоколов ВРС, использующих эффективные алгоритмы множественного доступа и реализующих процедуры многоступенчатой ретрансляции и маршрутизации; реализация алгоритмов статистического и временного уплотнения, линейного и адаптивного кодирования речи; 168 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи унификация и универсализация (реализация многоканальности и многофункциональности) аппаратно-программных средств ВРС; широкое использование для организации авиационной связи средств спутниковой связи [3]. В работе [28] рассмотрены вопросы построения бортового оборудования авиационной радиосвязи по технологии SDR (softwaredefined radio) – «программно-реконфигурируемое радио». Формализованные правила, определяющие последовательность и формат сообщений, которыми обмениваются сетевые компоненты одноименных уровней разных узлов и систем, называются протоколами. Иерархически организованный набор протоколов, достаточный для организации взаимодействия узлов в сети, называется стеком коммуникационных протоколов [29]. В начале 80-х годов прошлого столетия ряд международных организаций по стандартизации ISO, ITU-T и другие разработали модель взаимодействия открытых систем (OSI – Open System Interconnection). Эта модель определяет различные уровни взаимодействия систем, присваивает им стандартные имена и определяет функции каждого уровня. Примером открытой системы является международная сеть Internet. Архитектура, протоколы обмена и форматы сообщений должны быть основаны на концепции Международной организации по стандартизации (ISO), известной как эталонная модель взаимодействия открытых систем (OSI), принятой для обеспечения услуг по телекоммуникации и обработке данных. Модель OSI была разработана непосредственно для организации передачи данных между конечными системами, которым ничего не известно о характеристиках системы передачи или о характеристиках каналов, связывающих их. Структурная схема бортового комплекса средств связи (БКСС) системы радиосвязи с ВС, соответствующая эталонной модели взаимодействия открытых систем (OSI), принятой для обеспечения услуг по телекоммуникации и обработке данных, приведена на рисунке 3.30 [28]. На рис. 3.30 обозначено: 1 – двунаправленная шина системы управления ВС; 2 – бортовые датчики; 3 – ПРМ сигналов 169 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи ГЛОНАСС/GPS/(«BeiDou System») с антенной; 4 – блок регистрации данных; 5 – анализатор принимаемых сообщений; 6 –формирователь ретранслируемых сообщений; 7 – бортовой вычислитель; 8 – модуль интерфейсов (МИ) с бортовым оборудованием; 9 – модуль маршрутизации (ММ); 10 – модуль канального уровня (МКУ); 11 – модуль цифровой обработки сигналов; 12 – широкодиапазонный РЧ модуль (ШДМ РМ) МВ/ДМВ диапазона; 13 – широкодиапазонное антенно-фидерное устройство (ШДМ АФУ) МВ-ДМВ диапазона; 14 – ШДК РМ ДМКВ диапазона; 15 – вычислительный модуль связи (ВМС); 16 – ШДК АФУ ДМКВ диапазона. 1 2 3 4 5 6 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи диапазона; 3 – радиостанция ДКМВ диапазона; 4 – антенна ДКМВ диапазона; 5 – аппаратура передачи данных; 6 – ПРМ сигналов ГНСС с антенной; 7 – вычислитель автоматизированного рабочего места (АРМ); 8 – монитор АРМ; 9 – формирователь ретранслируемых сообщений; 28 – пульт управления АРМ; 11 – вход/выход НК для наземной сети передачи данных. 1 2 3 5 6 8 7 7 9 8 15 Рис. 3.31. Структурная схема НКСС 10 11 13 10 11 9 12 4 12 13 14 16 Рис. 3.30. Структурная схема БКСС Устройства 12 (ШДМ РМ МВ/ДМВ диапазона) и 13 (ШДМ АФУ МВ-ДМВ диапазона) образуют модуль ближней связи, а устройства 14 (ШДК РМ ДМКВ диапазона) и 16 (ШДК АФУ ДМКВ диапазона) – модуль дальней связи. Цифровая обработка сигналов обеспечивается с помощью аппаратно-программных модулей и узлов 5, 6, 8–11, 15. Структурная схема наземного комплекса средств связи (НКСС) системы радиосвязи с ВС представлена на рисунке 3.31 [28]. На рис. 3.31 обозначено: 1 – антенна МВ диапазона; 2 – радиостанция МВ 170 При передаче пакета сообщения в диапазоне ВЧ от конечных бортовых систем ВС к наземным потребителям пакетное сообщение, содержащее адрес получателя и адрес отправителя (адрес борта), формируют в бортовых конечных системах ВС (узлы 1, 7) и передают через МИ в бортовой ММ, где его упаковывают в виде пакета ISO 8208 и затем передают в МКУ, где его преобразуют в пакет канального уровня сети передачи данных, содержащий проверочные последовательности, вычисленные с помощью избыточного циклического кода (CRC). Система радиосвязи, в которой бортовая аппаратура создана по технологии «программно-реконфигурируемое радио» (SDR), имеет следующие преимущества: повышается аппаратурная надежность бортового оборудования за счет автоматического резервирования и реконфигурации; упрощается эксплуатация бортового комплекса связи ВС – остается только регламентное обслуживание по событию с заменой и ремонтом отказавших модулей; 171 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Глава 3. Авиационные системы радиосвязи повышается надежность связи между НК и ВС, для обмена данными между НК и ВС используются различные режимы линии передачи данных; повышаются дальность, надежность, оперативность, достоверность ДКМВ связи, эффективность использования частотного спектра за счет использования адаптивных методов приема, адаптации по частоте, скорости передачи данных, видам модуляции и кодирования, протокола множественного доступа к каналу с частотным и временным разделением; алгоритмы обработки сигналов с датчиков и периферийных устройств остаются прежними, что снижает вероятность ошибок при программировании вычислительного модуля связи; могут быть решены задачи перехода от разработок БКС, изменение характеристик которых определяется изменением аппаратной части, к устройствам, легко модернизируемым на базе программного обеспечения при неизменной аппаратной части [28]. Анализ современных и перспективных технических решений показал, что в основу системы воздушной радиосвязи (СВРС) будут положены системы обмена данными (СОД), обеспечивающие высокоскоростной цифровой информационный обмен. СОД будут обладать высокой совместимостью с наземными СРС и обеспечивать бесшовную ретрансляцию информационных потоков. В таблице 3.13 приведены основные характеристики систем обмена данными [27]. Технической основой перспективных СОД воздушного эшелона является комплекс связи С-111, который не только обеспечит ЛА высокоскоростной цифровой связью, но и будет использоваться совместно с наземными подразделениями сухопутных войск. ТТХ КСС С-111, значимые для решения задач ретрансляции информационных потоков, представлены в таблице 3.14 [27]. Таблица 3.13 – Основные ТТХ систем обмена данными Информационный обмен внутри СВРС будет вестись с помощью универсальных кодограмм – УКВС, которые в зависимости от длины сообщения состоят из 1…4 блоков по 256 бит в каждом блоке, т.е. составляют сообщения объемом 256, 512, 768 и 1024 бит. Существующие стандарты передачи информационных сообщений военного управления определяют граничные значения времени доведения в несколько секунд, но к сообщениям голосового управления, к трафику фото и видеоданных, поступающего от разведывательных средств на БЛА в режиме реального времени, предъявляются гораздо более жесткие требования, обусловленные используемым кодеком информации (таблицы 3.15, 3.16) [27]. Характеристика Назначение Виды сетей обмена данных Кол-во абонентов Объем сообщения, бит Диапазон частот ТКС-2 (ТКС-2М) ОСНОД Типовой комплекс связи для обмена ТЛК информацией СОД между самолетами, между ПУ и самолетами 20 1024 ДКМВ, МВ-ДМВ Объединенная система связи, обмена данными, навигации и опознавания Сеть обмена всеми видами информации между АК, АК и ПУ, между ПУ 1800 1024, 2048 ДМВ 172 Таблица 3.14 – Некоторые ТТХ перспективного комплекса связи С-111 Тактико-техническая характеристика Значение Скорости передачи данных, кбит/с: ДКМВ МВ-ДМВ ОСНОД (эффект.) СМВ спутниковая линия связи ЕССС-2 (ЕССС-3) ДМВ-2 Количество одновременно обслуживаемых сетей Направлений связи: ДКМВ МВ-ДМВ ОСНОД (эффект.) СМВ спутниковая линия связи ЕССС-2 (ЕССС-3) ДМВ-2 Дальность связи, км: в направлении «земля-борт», ДКМВ в направлении «земля-борт», МВ-ДМВ, ОСНОД в направлении «борт-борт», МВ-ДМВ, ОСНОД 2,4 16 40 (100) 34400 2,4 (2048) 38 1 2 1 1 1 173 1500 350 500 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Таблица 3.16 – Допустимые значения параметров качества обслуживания при передаче мультимедийного трафика Таблица 3.15 – Некоторые ТТХ перспективного комплекса связи С-111 Требуемая скорость передачи, кбит/с Тип данных Название услуги Аудио Телефония 4…64 Передача голоса 4…32 Звуковое вещание Видеоконференция Просмотр WEBстраниц 16…128 Передача файлов 10…104 Передача изображений Доступ к электронной почте Факс 100 Видео Данные Параметры качества услуги Задержка, мс <150 (отличное) <400 (допустимое) <1 с (воспроизвед.) <2 с (запись) <10 с Джит -тер, мс <1 Потери, % <3 <1 <3 <<1 с <1 >384 <150 (отличное) <400 (допустимое) <1 10 <2 с/стр. (отличное) <4 с/стр. (допустимое) <15 с (отличное) <60 с (допустимое) <15 с (отличное) <60 с (допустимое) <2 с (отличное) <4 с (допустимое) 0 <30 с/стр. <10-6 BER <10 10 0 0 0 Порядок ретрансляции сообщений СОД по СВРС определяется алгоритмом многостанционного доступа (АМСД) к разделяемой среде передачи. В случае СВРС разделяемой средой является общий канал множественного доступа (КМД). 174 Тип сервиса IPтелефония Видеоконференция Цифровое видео по запросу Передача данных ТВ вещание Параметры качества обслуживания Время ВероятЗадержДжитустановность ка, мс тер, мс ления соразрыва единения, соединения с 0,5…1 10-3 25… 100… 500 150 0,5…1 10-3 30 30…100 0,5…1 10-3 30 0,5…1 10-6 0,5…1 10-8 50… 1000 1000 30…100 Вероятность потери данных 10-3 10-3 10-3 10-6 10-8 В настоящее время в современных СОД при доступе к КМД используются следующие АМСД [27]: 1. АМСД «запрос-ответ» (передача сообщений абонентам осуществляется только в ответ на полученный запрос). 2. АМСД «по расписанию» (абонент передает сообщения в назначенное время относительно начала сеанса передачи) 3. АМСД «работа по сеансам» (каждый абонент сети передает сообщение в заданный расписанием связи момент времени). 4. Алгоритм случайного многостанционного доступа (АСМСД) представляет возможность передавать сообщения в любой свободный момент времени на основе случайного обращения абонентов к КМД. Перспективные БКС должны обеспечивать: 1) связь и ретрансляцию каналов в закрытой (открытой) телефонной связи и каналов передачи данных, работу в действующих и перспективных АСУ; 2) одновременную ретрансляцию узкополосных каналов 175 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Глава 3. Авиационные системы радиосвязи (телефонных, передачи данных, телеграфных) и высокоскоростных широкополосных каналов телевизионной (инфракрасной), радиолокационной и др. информации; 3) повышение надежности доведения информации за счет применения новых высокоскоростных помехозащищенных режимов работы [3]. При разработке БКС необходимо внедрение современных COTS (Commercial Off-The-Shelf) компонентов и технологий разработки, цифровых методов передачи и обработки информации, открытой архитектуры, включая: 1. Принципы архитектуры на базе интегрированной модульной авионики (ИМА). Преимуществами комплекса, построенного по технологии ИМА, являются: удобство в обслуживании; высокая надежность; возможность оперативно наращивать аппаратную и программную части; единый подход к построению ПО комплекса и БРЭО на основе унифицированного ПО и сертифицированных программных модулей; снижение стоимости и времени модернизации и модификации комплекса, массогабаритных характеристик. 2. Технологию разработки широкодиапазонных программируемых гибкоперестраиваемых радиостанций SDR (software defined radio). Практическая реализация концепции программируемого радио заключается в том, что все неунифицированные связные функции реализуются программно. Перспективные гибкоперестраиваемые цифровые РС строятся по идеологии открытых систем для работы в широком частотном диапазоне 2 МГц…2 ГГц, обеспечивая передачу данных и речи, программные способы защиты информации. Функции РС изменяются посредством программирования, что позволяет адаптировать их к будущим изменениям требований без дорогостоящих модернизаций. 3. Внедрение режимов работы, обеспечивающих высокоскоростную передачу данных и высокое качество речи. 4. Разработку высокоскоростной сети сантиметрового диапазона длин волн. 5. Высокую интеграцию на программном и аппаратном уровне. 6. Обмен речью, данными между компонентами комплекса и с внешними системами по единой высокоскоростной шине передачи информации. Взаимодействие компонент БКС целесообразно строить на базе унифицированных высокоскоростных авиационных интерфейсов типа Fibre Channel и AFDX (avionics full duplex switched network). Успехи интерфейса Fibre Channel обеспечили такие его качества, как высокая скорость передачи данных (до 1 Гбит/с, Fibre Channel со скоростью 10 Гбит/с уже находится в разработке), так и обеспечение гарантированной доставки информации с малой задержкой, что особо важно для приложений, работающих в реальном масштабе времени. Применение технологий создания интеллектуальных адаптивных антенных систем (SMART) и радиолиний с множеством приемных и передающих антенн MIMO (Multiple Input, Multiple Output) позволит повысить помехоустойчивость СРС, обеспечить быстрое и гибкое управление ориентацией и количеством «нулей» в цифровых ДН, уменьшить число ошибок при радиообмене данными без снижения скорости передачи в условиях многолучевости [3]. На рисунке 3.32 представлена архитектура РС в соответствии с концепцией ИМА (АЦБ – аналого-цифровой блок, ЦОС – цифровая обработка сигнала, ТПМ – типовой процессорный модуль, БОД – блок обработки данных, АС – антенная система, ПУ – пульт управления члена летного экипажа). 176 177 АЦБ приема / передачи АС ЦОС демодуляция /модуляция Сжатие и микширование речи ТПМ ПУ БОД Данные от смежных систем Рис. 3.32. Архитектура РС в соответствии с концепцией ИМА Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Схема РС (рис. 3.32) решает следующие задачи: 1) усиление излучаемого сигнала, АЦП/ЦАП преобразование; 2) цифровая реализация видов модуляции и классов излучений, функции вокодера; 3) управление ЦОС, реализация линий передачи данных; 4) маршрутизация сообщений, реализация приложений CNS/ATM (реализация концепции «Связь, навигация, наблюдение в интересах управления воздушным движением» – Communication, Navigation, Surveillance / Air Traffic Management) [3]. Основными перспективными направлениями развития бортовых комплексов и систем радиосвязи являются: 1. Внедрение цифровых систем связи с изменяемыми режимами работы. Реализация цифровой системы радиосвязи ВВС позволит: обеспечить своевременную, достоверную и безопасную связь в интересах оперативного, непрерывного, устойчивого и скрытного управления силами и средствами ВВС в мирное и военное время; предоставить широкий спектр услуг связи; обеспечить инвариантность и адаптивность системы связи; добиться взаимосогласованного функционирования системы связи и повысить эффективность реализации боевого потенциала сил и средств ВВС на основе совершенствования технологий информационного обмена. 2. Обеспечение совместимости систем связи на основе единых стандартов и протоколов связи. 3. Расширение рабочего диапазона частот (30…2200 МГц) для обеспечения скрытности, адаптации, многовариантности радиоканала. 4. Использование современной элементной базы и современных информационных технологий, вычислительной техники, оптоэлектроники, внедрение волоконно-оптических и лазерных систем связи. 5. Улучшение характеристик излучаемого сигнала (минимальные внеполосные и побочные излучения) и приемного тракта (минимальное количество побочных каналов приема, высокий динамический диапазон), применение видов модуляции, устойчивых к естественным и преднамеренным помехам. 6. Разработка систем автоматического управления параметрами и режимами работы БКС. 7. Наличие избыточности по частотному, энергетическому, вычислительному, временному и другим ресурсам для возможной реализации новых алгоритмов передачи информации. 8. Расширение диапазона скоростей обмена цифровой информацией от единиц бит/с до десятков Мбит/с. 9. Программное изменение конфигурации радиосредств и выполняемых ими функций. 10. Реализация технологий многостанционного доступа с разделением частот, ППРЧ и многостанционного доступа с кодовым разделением каналов (МДКР). 11. Повышение КПД аппаратуры, снижение массогабаритных характеристик и энергопотребления [3, 4]. Применение широкополосных СРС позволяет увеличить пропускную способность и помехоустойчивость канала передачи информации. Одним из способов повышения эффективности передачи информации является расширение спектра (увеличение базы сигнала). В существующих на сегодняшний день системах для расширения спектра используются три метода: 1. Псевдослучайная перестройка рабочей частоты (ППРЧ) (FHSS – Frequency Hopping Spread Spectrum). Суть метода заключается в периодическом скачкообразном изменении несущей частоты по некоторому алгоритму, известному приемнику и передатчику. Защита радиолинии с ППРЧ от широкополосной (заградительной) помехи решается путем использования большого количества частотных позиций с максимальным использованием частотного поддиапазона. Учитывая, что полоса сигнала ППРЧ составляет 2…50 кГц, то превышение мощности заградительной помехи для УКВ поддиапазона (220…400 МГц) должно быть более, чем в 3600 раз. 2. Расширение спектра методом прямой последовательности (ПРС) (DSSS – Direct Sequence Spread Spectrum). Метод по эффективности превосходит ППРЧ, но сложнее в реализации. Суть метода заключается в повышении тактовой частоты модуляции, при этом каждому символу передаваемого сообщения ставится в соответствие некоторая достаточно длинная псевдослучайная последовательность 178 179 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи (ПСП). Метод используется в таких системах, как CDMA и системах стандарта IEEE 802.11 (Wi-Fi) для коммуникации в беспроводной локальной сетевой зоне частотных диапазонов 2,4; 3,6 и 5,0 ГГц. Преимущества расширения спектра методом ПРС: защита передаваемой информации от подслушивания; кодовое разделение позволяет обслуживать больше абонентов на той же полосе частот, чем другие виды разделения; многократная избыточность передачи позволяет обойтись сигналом маленькой мощности без увеличения размеров антенн; уменьшение отношения «сигнал/шум»; DSSS-сигналы практически не создают помех обычным радиоустройствам, так как последние принимают широкополосный сигнал за шум в пределах допустимого. И наоборот – обычные устройства не мешают широкополосным, так как их сигналы большой мощности «шумят» каждый только в своем узком канале и не могут целиком заглушить весь широкополосный сигнал [3]. 3. Расширение спектра методом линейной частотной модуляции (ЛЧМ) (CSS – Chirp Spread Spectrum). Суть метода заключается в перестройке несущей частоты по линейному закону. Сверхширокополосные (СШП) сигналы могут быть представлены сверхкороткими импульсами, OFDM-сигналами, SEFDMсигналами, сигналами с ЛЧМ-модуляцией. Отличие СШП систем связи – отсутствие несущей частоты. Преимущество СШП систем состоит в том, что спектральная плотность энергии не превышает определенного значения ( 104...102 мВт/МГц), что обеспечивает электромагнитную совместимость с другими РЭС. СШП сигналы применяются в стандартах IEEE 802.16 (wireless MAN Air Interface WIMAX) и IEEE 802.15.3a/4a/6 (сенсорные и беспроводные персональные сети) в диапазоне 3…10 ГГц. Применение методов расширения спектра сигналов при модернизации и разработке авиационных средств связи позволит использовать преимущества широкополосных систем – ЭМС с существующими аналоговыми РС в одном диапазоне частот, высокая помехоустойчивость, скрытность, многоканальность и высокая информативность. 180 Глава 3. Авиационные системы радиосвязи Контрольные вопросы 1. Какие основные задачи решает воздушная радиосвязь? 2. Что включают в себя системы и комплексы радиосвязи? 3. С какими объектами организуется авиационная радиосвязь? 4. Какие основные требования предъявляются к системам связи? 5. Перечислите классификационные признаки авиационных СРС. 6. Что называют скрытностью связи? Виды скрытности. 7. Перечислите виды оконечной аппаратуры. 8. Назначение и виды электроакустических преобразователей. 9. Назовите виды микрофонов. 10. Поясните основные характеристики микрофонов. 11. Что входит в состав угольного микрофона? 12. Что входит в состав электромагнитного микрофона? 13. Поясните недостатки ларингофонов. 14. Поясните основные характеристики телефонов. 15. Назовите основные параметры громкоговорителей. 16. Назначение бортовых устройств записи речевой информации. 17. Для чего необходима зарегистрированная речевая и звуковая информация? 18. Поясните основные характеристики бортовых магнитофонов. 19. Какие операции включает в себя преобразование в АЦП? 20. Что относят к аппаратуре внутрисамолетной связи? 21. Охарактеризуйте режимы работы СПУ. 22. Для чего предназначены речевые информаторы? 23. На какие группы можно разделить бортовые авиационные РС? 24. Поясните основные ТТХ бортовых авиационных РС. 25. Состав бортового комплекса средств связи С-107-2. 26. Перечислите основные ТТХ радиостанции Р-833Б. 27. Перечислите основные ТТХ радиостанции «Бозон-2М». 28. Поясните назначение и основные ТТХ комплекса С-108. 29. Назначение и состав комплекса средств связи С-111. 30. Поясните основные ТТХ комплекса С-111. 31. Перечислите методы расширения спектра сигнала. 32. Перечислите алгоритмы многостанционного доступа. 181 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4 АВИАЦИОННЫЕ РАДИОНАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ 4.1. Общие сведения о задачах навигации ВС. Классификация радионавигационных систем Под навигацией понимается процесс управления некоторым объектом, имеющим собственные средства передвижения, в определенном пространстве передвижения, наука о методах и средствах определения положения и параметров движения объекта в этом пространстве. Воздушная навигация – наука о методах и средствах получения информации о положении и параметрах движения ВС, а также о методах и средствах вождения ВС при наличии неопределенности текущего положения и траекторий движения в воздушном пространстве. В навигации траекторией (в частности, полета) называется пространственная кривая, по которой перемещается центр масс подвижного объекта в процессе его перемещения. Проекция траектории полета на земную поверхность называется линией пути (маршрутом). Заданной траектории полета соответствует линия заданного пути, различают также линию фактического пути. Профилем полета называется проекция траектории полета на вертикальную плоскость. Точка земной поверхности, над которой находится подвижный объект, называется местоположением ВС [17]. Радионавигационная система – это комплекс из нескольких однотипных или разнотипных радионавигационных устройств, взаимодействующих между собой (по радиоканалам или в рамках единой структурной схемы) и обеспечивающих при совместной работе определение местоположения движущихся объектов и решение др. комплексных задач навигации. Радионавигационные системы (РНС) определяют местоположение ВС, используя для этой цели радиотехнические средства. Основными требованиями, предъявляемыми к навигационному обеспечению авиации в современных условиях, являются: 1) точность; 2) надежность; 3) своевременность вывода ВС в заданную точку маршрута (подвижную или неподвижную цель, аэродром посадки и т.п.) [2, 3]. 182 Основной задачей воздушной навигации является вывод ВС по оптимальной траектории в заданную точку или область пространства в заданный момент времени. Под оптимальной понимается та траектория, которая обеспечивает требуемый уровень безопасности выполнения полета [3, 17]. Этапами процесса воздушной навигации являются: 1 – взлет ВС и набор высоты; 2 – сбор и построение боевого порядка группы ВС; 3 – выход на исходный пункт маршрута; 4 – полет по заданному маршруту с контролем и исправлением отклонения положения ВС от него; 5 – выход на заданный пункт маршрута (цель) с выполнением необходимых маневров; 6 – выход на линию обратного пути и полет по линии; 7 – выход на аэродром посадки и посадка ВС. К частным задачам навигации относятся: выбор и расчет оптимальной траектории и параметров полета ВС (при планировании и в процессе полета с учетом изменения условий полета); измерение основных навигационных параметров движения ВС; сравнение результатов определения навигационных параметров с заданными или расчетными значениями и выработка корректирующих сигналов (команд), обеспечивающих движение ВС, необходимое для решения основной задачи навигации [3]. Весь процесс извлечения радионавигационной информации можно разделить на ряд задач, соответствующих характеру оценки параметров: Если выносится решение о присутствии или отсутствии полезного сигнала на входе приемника, имеет место задача обнаружения. Если оценивается принадлежность значения параметров данному сообщению (из всей совокупности дискретных сообщений), имеет место задача распознавания, различения информации. Эти две задачи решаются обычно в режиме работы РНС «поиск». Если задача обнаружения сигнала и его различения уже решена, то ставится задача оценки информационного параметра, т.е. получения навигационной информации. Задача оценки решается в режиме работы РНС «слежение». 183 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Независимо от всех промежуточных задач и этапов обработки информации конечная цель работы РНС – измерение навигационного параметра. Основными навигационными элементами полета ВС (навигационными параметрами) являются: 1) координаты ВС (местоположение ВС); 2) высота полета; 3) курс; 4) курсовой угол ориентира; 5) путевая скорость; 6) воздушная скорость; 7) угол сноса. В состав бортового оборудования ВС входят [17]: а) автономные радионавигационные устройства: частотные радиовысотомеры (РВ) малых высот; импульсные РВ (РВ малых, средних и больших высот); доплеровские измерители скорости и угла сноса (ДИСС); б) бортовая аппаратура радионавигационных систем: автоматические радиокомпасы (АРК) диапазона СВ; АРК диапазона УКВ (поисковые); самолетные дальномеры (СД, DME (Distance Measure Equipment» – аппаратура измерения дальности)); бортовое оборудование РТ систем ближней навигации и посадки дециметрового диапазона волн (типа РСБН); бортовое оборудование систем ближней навигации и посадки метрового диапазона волн (типа VOR (Very high frequency Omnidirectional Range beacon» – всенаправленный СВЧ-маяк) / DME, «КУРСМП»); приемоиндикаторы систем дальней навигации ДВ и СДВ диапазонов (РСДН), приемоиндикаторы (АП) спутниковых РНС; курсовые радиоприемники (КРП), глиссадные (ГРП) и маркерные радиоприемники (МРП); бортовое оборудование инструментальных систем посадки типа ILS (Instrument Landing System – система посадки по приборам), MLS (Microwave Landing System – микроволновая система посадки), СП; бортовое оборудование систем предупреждения столкновений. Классификация радионавигационных систем. Основными классификационными признаками РНС являются: 1) назначение – глобальные РНС; РНС ближней и дальней навигации; системы посадки; системы сближения и стыковки, системы предупреждения столкновений; 2) характер источника информативного сигнала – активные, активные с активным ответом, пассивные и многопозиционные устройства и системы; 3) тип измеряемого навигационного параметра – угломерные (пеленгационные); дальномерные; разностно-дальномерные; комбинированные; измерители линейных и угловых координат; 4) тип измеряемого параметра радиосигнала, используемого для определения навигационного параметра – амплитудные, частотные, фазовые и временные (импульсные); 5) степень автономности – автономные и неавтономные. РНС можно подразделять по некоторым другим признакам: по способам определения местоположения ВС – позиционные, обзорно-сравнительные и счисления пути; по дальности действия – РНС ближней навигации (до 400…450 км), дальней навигации (до 3000…3500 км) и глобальные (неограниченная дальность действия); по характеру излучения – с непрерывным (модулированным и немодулированным), импульсным (с большой скважностью), непрерывно-импульсным излучением (с малой скважностью), с излучением шумоподобных сигналов; по степени автоматизации – автоматические, полуавтоматические и неавтоматические; по способу индикации – с визуальной (стрелочный прибор, цифровое табло) и слуховой индикацией [3, 17]. Тактико-технические характеристики. Тактическими характеристиками РНС называются такие, которые определяют ее функциональные возможности при применении. Технические характеристики РНС отражают инженерные решения, обеспечивающие выполнение заданных тактических характеристик. К основным тактическим характеристикам РНС относятся: точность определения навигационных параметров; рабочая зона (зона действия), дальность действия; доступность (эксплуатационная готовность); целостность, непрерывность обслуживания; дискретность определения навигационного параметра; 184 185 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы пропускная способность; разрешающая способность; быстродействие; помехозащищенность; эксплуатационная эффективность, надежность и др. Точность определения навигационного параметра характеризует степень соответствия значения навигационного параметра, определенного в данный момент времени с помощью РНС, его истинному значению. Количественной мерой точности являются мгновенные значения погрешности или среднеквадратичная погрешность. Рабочая зона (зона действия) – замкнутая область пространства, в пределах которой РНС позволяет потребителю определять местоположение с точностью, не менее заданной, и в пределах которой обеспечивается устойчивый прием сигналов. Дальность действия – максимальное расстояние, на котором принимаемый сигнал достигает минимально допустимого (порогового) уровня, еще достаточного для выполнения РНС основных функций с качественными показателями не хуже заданных. Доступность (эксплуатационная готовность) способность РНС обеспечить измерение навигационных параметров в заданный момент времени в определенной зоне нахождения ВС. Целостность – способность РНС выдавать потребителю своевременное и достоверное предупреждение в тех случаях, когда какие-либо сигналы нельзя использовать для определения навигационных параметров из-за существенного снижения точности. Непрерывность обслуживания (функционирования) – способность РНС обеспечивать навигационное обслуживание потребителей в течение заданного временного интервала без отказов и перерывов. Дискретность определения навигационного параметра определяется временным интервалом, через который возможно новое определение навигационного параметра с использованием одной и той же РНС. Пропускная способность – количество пользователей РНС, которые могут обслуживаться одновременно или в единицу времени. Разрешающая способность характеризует возможность раздельного обнаружения и измерения навигационных параметров близ- ко расположенных объектов. Различают разрешающую способность по дальности, угловым координатам, скорости. Быстродействие определяется временем, которое затрачивается на получение навигационной информации. Эксплуатационная эффективность характеризует средние затраты времени на настройку, регулировку и обслуживание устройств и систем. Помехозащищенность – способность надежного выполнения РНС заданных функций в условиях воздействия помех естественного и искусственного происхождения. Помехозащищенность определяется скрытностью работы РНС и ее помехоустойчивостью. Надежность – свойство РНС сохранять во времени в установленных пределах значения параметров, определяющих способность выполнения требуемых функций в заданных режимах и условиях применения, хранения и транспортировки [17, 20]. К основным техническим характеристикам РНС можно отнести: 1) метод измерения навигационных параметров; 2) рабочие частоты и их стабильность; 3) мощность излучения; 4) вид и параметры модуляции используемых сигналов; 5) ширина спектра излучаемых колебаний; 6) форма и ширина ДНА; 7) КНД антенны; 8) чувствительность и полоса пропускания приемного устройства; 9) характеристики устройств отображения и съема информации; 10) массогабаритные показатели; 11) потребляемая мощность [17, 20]. Совокупность технических характеристик обеспечивает тактические и эксплуатационные требования, предъявляемые в радионавигационной системе. Для определения МП и параметров движения ВС необходимо задание системы отсчета, т.е. системы координат. Система координат должна удовлетворять ряду требований: 1) решение навигационных задач с требуемой точностью; 2) охват необходимой по площади территории земной поверхности или объема воздушного пространства, в пределах которых решаются поставленные навигационные задачи; 3) наглядность и простота отображения и восприятия информации о МП объекта в системе координат; 4) минимальные затраты времени на программирование заданного маршрута полета ВС; 186 187 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы 5) получение наиболее простых математических соотношений, описывающих процесс перемещения ВС [17, 20]. Системы координат, используемые в воздушной навигации, можно классифицировать по следующим признакам: по степени охвата земной поверхности или воздушного пространства (местные, глобальные, космические); по положению начала координатной системы (геоцентрические – начало в центре масс Земли, топоцентрические – начало в точке на земной поверхности, связанные с ВС и перемещающиеся с ним относительно земной поверхности); по ориентации начальной плоскости отсчета (горизонтальные, экваториальные, орбитальные). Инерциальная система координат (неподвижная в мировом пространстве) идеальна для навигации ВС и КА, поскольку в ней строго выполняются законы классической механики. Местные системы координат (цилиндрическая, сферическая, прямоугольная) охватывают ограниченную часть земной поверхности, их используют при перемещениях ВС на расстояния до 400…450 км, когда кривизной земной поверхности можно пренебречь без ущерба для точности решения навигационной задачи. 4.2. Доплеровские измерители скорости и угла сноса Доплеровские измерители скорости и угла сноса (ДИСС) предназначены для определения составляющих вектора полной скорости ВС (продольной, поперечной и вертикальной) относительно поверхности и угла сноса. Снос ВС вызван действием ветра. ДИСС также решают задачу счисления пути курсо-доплеровским методом. ДИСС применяет наклонное облучение земной поверхности и определяет параметры вектора скорости по спектру частот сигнала, отраженного землей. Вследствие эффекта Доплера возникает сдвиг частот излученного и отраженного сигналов. Для повышения точности ДИСС излучает не один, а 3 или 4 луча в разных направлениях. Погрешность измерения не превышает 0,5 % по скорости и 0,2° по углу сноса. 188 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы ДИСС измеряет составляющие вектора полной скорости W в прямоугольной горизонтальной (земной) системе координат (рисунок 4.1). На рисунке 4.1: WП – путевая скорость; WXС , WYС , WZС – составляющие полной скорости; – угол сноса. Рис. 4.1. Составляющие полной скорости Воздушной скоростью называется горизонтальная составляющая скорости перемещения центра масс ВС относительно воздушной среды. Вектор воздушной скорости направлен по продольной оси ВС. Путевая скорость – горизонтальная составляющая скорости перемещения центра масс ВС относительно земной поверхности. Вектор путевой скорости равен сумме векторов воздушной скорости и скорости ветра. Эти векторы образуют так называемый навигационный треугольник скоростей. Вертикальной скоростью называется скорость перемещения центра масс ВС в вертикальной плоскости. Угол сноса – угол между векторами воздушной и путевой скоростей. В зависимости от особенностей технической реализации различают следующие типы ДИСС: по типу ВС – самолетные и вертолетные; по количеству лучей, формируемых антенной системой, – однолучевые и многолучевые; 189 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы с фиксированной и поворотной антенной системой; односторонние и двусторонние; с непрерывным и импульсным излучением; с излучением модулированных и немодулированных колебаний; с раздельной и попарной обработкой сигналов, принимаемых по лучам антенной системы (АС) [3]. Самолетные ДИСС предназначены для определения путевой скорости и угла сноса либо горизонтальных составляющих скорости. Вертолетные ДИСС позволяют определить три составляющие вектора полной скорости (продольную, поперечную и вертикальную). Принцип построения современных ДИСС зависит от режима излучения и вида модуляции излучаемых колебаний: НМ – непрерывные немодулированные (непрерывный режим); ЧМ – непрерывные частотно-модулированные (режим ЧМ); НИМ – непрерывно-импульсные с малой (2…4) скважностью (непрерывно-импульсный режим); ИМ – импульсные (импульсный режим). В зависимости от используемого измерителя доплеровской частоты различают ДИСС с неследящим и следящим измерителем. Способ выделения в ДИСС доплеровской частоты из отраженного сигнала может быть когерентным или автокогерентным. В отечественной авиации нашли применение вертолетные ДИСС (ДИВ-1, ДИСС-15, ДИСС-32) и самолетные ДИСС (ДИСС-3П, ДИСС-5, ДИСС-7, ДИСС-013, ДИСС-015, ДИСС-016). Примером многолучевого доплеровского измерителя скорости может служить, в частности, трехлучевой измеритель, устанавливаемый на борту вертолета. Этот измеритель в комплексе с бортовыми курсовой системой и гировертикалью предназначен для непрерывного измерения составляющих вектора скорости и индикации этих составляющих, в результате чего осуществляется выведение вертолета в точку с заданными координатами, зависание и посадка вертолета при отсутствии информации о силе ветра и визуальной видимости. Основные технические характеристики наиболее широко применяемых ДИСС приведены в таблице 4.1 [17]. 190 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Таблица 4.1 – Основные характеристики ДИСС Характеристика Вид излучения Рабочая частота, МГц Количество лучей АС Частота коммутации лучей, Гц Диапазон измерения: путевой скорости, км/ч угла сноса, град продольной составляющей, км/ч поперечной составляющей, км/ч вертикальной составляющей, км/ч Диапазон рабочих высот, м Погрешность измерения ( 2 ): путевой скорости, км/ч угла сноса, град продольной составляющей, км/ч поперечной составляющей, км/ч вертикальной составляющей, км/ч Масса комплекта, кг ДИСС-32 НМ 13325 9 3 ДИСС-013 ЧМ 8800 3 ДИСС-016 НМ 13325 4 Ш013 НИМ 13325 8 4 – 1,85 – 3,1 50…399 30 180…1300 30 150…1300 30 180…4000 30 –25…+50 – – – 25 – – – 10 – – – 10…3500 10…15000 15…15000 1,6…30000 0,5%W 1, 3 0,4%W 0,25 0,3%W 0,25 0,3%W 0,2 0,5 – – – 2,5 – – – 2,5 49,1…55,5 – 27,5 – 33,25 – 20…33 На практике широкое применение нашли трехлучевые и четырехлучевые ДИСС. Структурная схема трехлучевой ДИСС неследящего типа с излучением непрерывных немодулированных колебаний показана на рисунке 4.2 [3]. Основными функциональными элементами ДИСС являются: 191 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы ГВЧ, формирующий сигнал частоты f 0 ; передающая и приемная антенны, которые могут формировать до четырех лучей каждая; смеситель (СМ), на выходе которого формируется сигнал доплеровской частоты по каждому из лучей; УНЧ осуществляет усиление, фильтрацию от помех и ограничение доплеровского сигнала, а в ряде случаев и определение знака доплеровского смещения частоты относительно излучаемой f 0 . Глава 4. Авиационные радионавигационные системы ВС, ось ОZ C направлена в сторону правой полуплоскости, ось ОYC перпендикулярна плоскости ОХ С Z C и направлена вверх. Данные о крене и тангаже ВС используются для перерасчета составляющих скорости в горизонтальную систему координат. Рис. 4.2. Структурная схема трехлучевой ДИСС Рис. 4.3. Ориентация лучей ДИСС Напряжения, пропорциональные значениям доплеровских частот, с выхода измерителя частоты (ИЧ) поступают в вычислитель (ВЫЧ), где с учетом данных о крене и тангаже ВС, а также данных об угловой ориентации лучей ДИСС вычисляются значения путевой скорости WП и угла сноса (УС) . Полученные данные о WП и поступают далее в навигационный вычислитель (НВ) для реализации счисления и на индикатор путевой скорости и угла сноса. Для определения трех составляющих полной скорости ДИСС должен иметь не менее трех некомпланарных (не лежащих в одной плоскости) лучей антенной системы (АС) (рисунок 4.3). В современных ДИСС применяются жестко связанные с корпусом ВС неподвижные АС. Первичная навигационная информация (составляющие полной скорости) определяется в самолетной системе координат ОX CYC Z C , ось ОX C которой направлена по продольной оси Угол тангажа – это угол между продольной осью ВС и местной горизонтальной плоскостью. Различают тангаж с увеличением угла (кабрирование) и с уменьшением угла (пикирование). Угол крена – это угол между плоскостью симметрии ВС и горизонтальной плоскостью, характеризующей поворот ВС вокруг продольной оси. В самолетной системе координат вектор полной скорости W раскладывается на три ортогональные составляющие: W ХС – продольную, W ZС – поперечную, W YС – вертикальную. Доплеровский сдвиг частоты сигнала, принятого по каждому из лучей АС, можно представить как результат сложения доплеровских сдвигов, вызываемых каждой составляющей вектора полной скорости (i – номер луча) 192 193 FДi FДi (W ХС ) FДi (W YС ) FДi (W ZС ) . (4.1) Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Если угол наклона всех лучей в вертикальной плоскости относительно продольной оси ВС одинаков и равен , для доплеровских сдвигов частот по лучам АС согласно (4.1) получим WXC WYC WZC ( FД1 FД2 ) , 4cos cos (4.2) ( FД1 FД3 ) , (4.3) ( FД3 FД 2 ) , 4cos sin (4.4) 4sin где – угол в горизонтальной плоскости между продольной осью ВС и направлением луча [3]. Для навигации ВС необходимо знать проекции вектора полной скорости W не в системе координат (СК) ОX CYC Z C , связанной с ВС, а в горизонтальной системе координат ОX C YCZ C , в которой определяется перемещение ВС относительно земной поверхности. Переход от СК ОX CYC Z C к СК ОX C YCZ C осуществляется двумя последовательными поворотами: вокруг оси ОZ C на угол тангажа и вокруг оси ОX C на угол крена или путем следующих координатных преобразований WXГ WXC cos WYC sin cos WZC sin sin , (4.5а) WYГ WXC sin WYC cos cos WZC cos sin , (4.5б) WZГ WYC sin WZC cos . (4.5в) После определения составляющих в горизонтальной СК в вычислителе ДИСС производится вычисление путевой скорости WП и угла сноса ВС WП W 2 ХГ W 2 ZГ W , arctg ZГ . WХГ (4.6) Основные преимущества ДИСС с непрерывным режимом излучения немодулированных колебаний: 1) легко реализуется когерентный режим, обеспечивающий значительное повышение чувстви194 тельности по сравнению с некогерентным; 2) практически полностью используется энергия отраженного сигнала; 3) отсутствуют «слепые» высоты, в пределах которых невозможно измерить путевую скорость угол сноса; 4) не требуется модулятор, упрощается передатчик, уменьшаются масса и габариты. Недостатками ДИСС с непрерывным режимом излучения немодулированных колебаний являются: 1) наличие двух антенн – приемной и передающей; 2) отдельный тракт обработки сигнала по каждому лучу; 3) высокие требования к стабильности частоты ПРД. В следящих ДИСС используются измерители с применением частотного дискриминатора (по схеме ЧАП) или с применением квадратурно-фазового дискриминатора. Функциональная схема приемного канала следящего ДИСС (для одного луча, ориентированного вперед) показана на рисунке 4.4 [3]. Рис. 4.4. Функциональная схема приемного канала следящего ДИСС Следящий измеритель работает в двух режимах: режим поиска сигнала и режим слежения (измерения) средней доплеровской частоты. Приемный тракт выполнен по супергетеродинной схеме с двойным преобразованием частоты (первое выполняется в балансном смесителе (БС), второе – в когерентном детекторе (КД)). На входы БС подаются сигнал с выхода АПРМ частоты f 0 f Д и опорный сигнал нижней боковой частоты f 0 f ПР , получаемый на выходе балансного модулятора (БМ2) из сигналов ГВЧ f 0 и генератора ПЧ f ПР (на практике f ПР 10...60 МГц). На выходе КД выделяется сигнал f Д , который усиливается в УНЧ, АЧХ которого перекрывает весь возможный диапазон изменений спектра доплеровского сигнала. 195 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Далее f Д поступает на вход БМ1, в котором осуществляется амплитудная модуляция опорных колебаний f ОП , вырабатываемых генератором опорной частоты (ГОЧ). На вход блок узкополосной фильтрации (УПФ) подается нижняя боковая частота f ОП f Д . Перенос спектра сигнала f Д в область более высоких частот ( f ОП 500 кГц) позволяет ускорить его обработку в блоке УПФ. Для согласования динамических диапазонов приемного тракта и принимаемого сигнала применена автоматическая регулировка усиления (АРУ) УНЧ и УПЧ. Рассмотрим принцип работы четырехлучевого доплеровского измерителя скорости, расположение (вид сверху) ДН которого показано на рисунке 4.5 [3]. Глава 4. Авиационные радионавигационные системы 2V1 FД1,3 c f 0 cos cos( ), F 2V1 f cos cos( ), 0 Д2,4 c (4.7) из совместного решения которых находятся значения V1 и [3]. В случае произвольного полета величины частот будут отличными друг от друга и по их значениям вычисляются составляющие V1x , V1 y и V1z вектора скорости V1 . Упрощенная структурная схема четырехлучевого доплеровского измерителя скорости представлена на рисунке 4.6. Рис. 4.5. Расположение диаграмм направленности в четырехлучевом доплеровском измерителе скорости Радиопередающее устройство измерителя работает в непрерывном режиме, излучая гармонический сигнал частоты f 0 . С учетом эффекта Доплера частоты указанного радиосигнала, поступающего по каждому из лучей, в общем случае будут иметь следующие значения: f1 f 0 FД1 , f 2 f 0 FД2 , f3 f 0 FД3 , f 4 f 0 FД4 . Рис. 4.6. Упрощенная структурная схема бортового четырехлучевого доплеровского измерителя скорости Для случая горизонтального полета величины доплеровских частот будут вычисляться согласно выражениям: Генератор радиосигнала (ГРС) вырабатывает гармоническое напряжение частоты f 0 , которое поступает на антенный ферритовый 196 197 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы коммутатор (АК). К АК поочередно подключаются пары передающих антенн (сигнал попеременно излучается то с антенн 1, 3, то с антенн 2, 4) и одновременно с этим – пары приемных антенн (либо 1 , 2 , либо 3 , 4 ). Переключением антенн управляет генератор частоты коммутации (ГЧК). Напряжение частоты f 0 подается также на аттенюатор (АТ), который уменьшает (в предохранительных целях) амплитуду этого напряжения, а далее – на вторые входы смесителей (СМ). На первые входы СМ поступают сигналы с выходов приемных антенн. В СМ выполняется частное вычитание (образуется разность излученной и принятой частот), на выходе СМ – напряжение той или иной доплеровской частоты. Эти напряжения, полученные за один период коммутации, подаются на частотомеры (ЧМ), которые формируют отсчеты соответствующих (за тот же полупериод коммутации) доплеровских частот. Показания этих ЧМ далее поступают в вычислитель (ВЧ). Работу ЧМ и ВЧ синхронизирует ГЧК. Выходной информацией ВЧ являются составляющие V1x , V1 y и V1z скорости V1 самоле- тенн. Выходы АПРМ через К-2 подключаются поочередно к балансному смесителю (БС). та. Далее эти составляющие подаются на индикаторные устройства для их считывания и последующего управления полетом. Структурная схема ДИСС с частотно-модулированным сигналом (ДИСС ЧМ) представлена на рисунке 4.7 [3]. Обычно в таком ДИСС ЧМ применяется гармонический модулирующий сигнал, при котором частота зондирующего сигнала f1 (t ) f 0 f cos t ( f 0 – несущая частота, f – девиация частоты, – частота модуляции). Тогда частота принимаемого сигнала Устройство управления (УУ) синхронизирует работу всех коммутаторов ДИСС. В синхронном детекторе (СД), гетеродинирующий сигнал для которого формируется умножителем частоты (УЧ), выделяется сигнал FД , поступающий через полосовой усилитель (ПУ) на f 2 (t ) f 0 f cos (t tR ) FД , (4.8) где tR – задержка отраженного сигнала относительно зондирующего при прохождении расстояния R. В ДИСС ЧМ (рис. 4.7) сигнал с ЧМ генератора (ЧМГ) с помощью коммутатора (К-1) поочередно подается на три входа АПРД, соответствующие трем лучам ДИСС. Модулирующее синусоидальное напряжение подается с модулятора (М). Устройство УВ предназначено для вобуляции модулирующей частоты с частотой коммутации ан- 198 Рис. 4.7. Структурная схема трехлучевого одноканального ДИСС измеритель частоты (ИЧ). Значение FД выдается на вычислительное устройство (ВУ) [17]. Основным достоинством ДИСС ЧМ является снижение влияния просочившегося сигнала. Недостатки: 1) использование не всей энергии преобразованного сигнала (только попавшие в полосу УПЧ); 2) наличие «слепых» высот, вызванных периодичностью закона ЧМ. 4.3. Радиовысотомеры 4.3.1. Общие сведения о радиовысотомерах Радиовысотомеры (РВ) служат для определения истинной высоты полета ВС, т.е. расстояния Н между установленной на ВС антенной РВ и расположенной под ВС точкой подстилающей поверхности. В 199 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы радионавигации наиболее широкое распространение получили РВ малых высот, определяющие высоты до 1500 м, в целях обеспечения посадки и маловысотного полета ВС. Такие РВ используются также в качестве датчиков автономных обзорно-сравнительных систем [3]. Высота полета Н – расстояние между ВС и земной поверхностью, измеренное по вертикали (рисунок 4.8). Рис. 4.8. Высота полета Различают (рис. 4.8): истинную высоту Н И (измеряемую от нижней точки фюзеляжа до ближайшей точки земной поверхности по вертикали); абсолютную высоту Н А (измеряемую относительно уровня Мирового океана (Балтийского моря)); относительную высоту Н ОТН (измеряемую барометрическим высотомером относительно заданного уровня на земной поверхности, например, взлетно-посадочной полосы); условную барометрическую высоту Н УСЛ (измеряемую относительно уровня, соответствующего атмосферному давлению 101325 Па, или 760 мм рт. ст.; принята основной для выдерживания экипажами эшелонов заданного уровня полета). Классификация РВ. По диапазону измеряемых высот различают: РВ малых высот (0…1500 м); РВ средних высот (1500…10000 м); 200 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы РВ больших высот (свыше 10000 м). В зависимости от способа построения СИД различают измерители следящего и неследящего типов. Определение высоты полета ВС основано на радиолокационном принципе с использованием отраженного от земной поверхности сигнала. В радионавигации для измерения высоты могут использоваться амплитудный, фазовый, частотный и импульсный методы. Сущность амплитудного метода состоит в использовании зависимости амплитуды сигнала при его распространении по радиотрассе от дальности распространения. На амплитуду сигнала в точке приема будет оказывать значительное влияние целый ряд факторов, учет которых практически не возможен, что приводит к значительным ошибкам измерения дальности. В настоящее время в радионавигации амплитудный метод практического применения не находит. Сущность фазового метода состоит в использовании зависимости фазового набега от расстояния, проходимого ЭМВ. Для реализации фазового метода в точке приема необходимо точно знать фазу излучаемого сигнала и решить проблему неоднозначности измерений. Данный метод нашел применение в системах дальней навигации, использующих ДВ и СДВ радиоволны, но не получил распространения в радиовысотометрии. В современных радиовысотомерах наибольшее распространение получили частотный и импульсный методы измерения истинной высоты. Сущность частотного метода измерения высоты состоит в использовании зависимости приращения частоты принимаемых ЧМ сигналов относительно излучаемых, обусловленного сдвигом во времени их законов частотной модуляции вследствие конечного времени распространения от источника к ПРМ сигналов. Частотный метод применяется в радиовысотомерах малых высот. Сущность импульсного метода измерения высоты состоит в использовании зависимости временного интервала между излучением и приемом сигналов от дальности между источником и приемником сигнала. Импульсный метод используется в дальномерном канале радиосистемы ближней навигации, самолетных радиодальномерах и радиовысотомерах (как правило, в РВ больших высот). Известны частотные и импульсные РВ. 201 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы 4.3.2. Частотные радиовысотомеры Частотные РВ основаны на частотном методе измерения дальности и предназначены для измерения и выдачи экипажу и в пилотажно-навигационный комплекс (ПНК) информации об истинной высоте полета ВС в диапазоне малых высот от 0 до 1500 м. РВ малых высот также выдают информацию экипажу о пролете ВС сверху вниз и полете ниже установленной опасной высоты в виде светового и звукового сигналов, а также информацию в ПНК о пролете сверху вниз заранее установленных значений высот в виде двух или трех разовых электрических сигналов (1 РС, 2РС, 3РС). Для работы современных РВ малых высот выделен диапазон частот 4200…4400 МГц. Обработка разностной частоты в РВ может проводиться на основе неследящего (широкополосного) или следящего (узкополосного) измерителя частоты. На основе неследящего измерителя построены радиовысотомеры РВ-2, РВ-3, РВ-3М, РВ-4, РВ-УМ, РВ-5, РВ-5Р и РВ-15 (А-031). На основе следящего измерителя построены радиовысотомеры РВ-5М, А-035 (РВ-21), А-036, А-037, А-041 (РВ-85) и А-053, обладающие более высокой точностью измерения частоты вследствие лучшей согласованности полосы пропускания тракта приема и обработки сигнала разностной частоты со спектром данного сигнала [17]. Близкое к оптимальному согласование полосы пропускания тракта приема и обработки сигнала разностной частоты с его шириной спектра реализуется в РВ со следящим измерителем, выполненным по схеме частотной автоподстройки (ЧАП). Упрощенная структурная схема такого РВ показана на рисунке 4.9 (НО – направленный ответвитель) [3, 20]. Особенности следящего измерителя – работа в режиме поиска и захвата сигнала по частоте в режиме слежения за частотой, в котором выполняются измерения частоты, а также обработка сигнала разностной частоты на высокой, а не нулевой (как в неследящем измерителе) ПЧ. Перенос спектра сигнала разностной частоты в область высокой ПЧ осуществляется СМ, на входы которого поступают сигналы разностной частоты с широкополосного УПЧ и управляемого гетеродина (УГ). 202 Рис. 4.9. Структурная схема РВ со следящим измерителем разностной частоты Частота УГ изменяется системой управления (СУ) под действием управляющего напряжения uУ (t ) , вырабатываемого частотным дискриминатором (ЧД), и напряжения u0 (t ) , вырабатываемого схемой поиска и захвата (СПЗ), по закону f УГ (t ) f УГ Н K УГ [u0 (t ) uУ (t )] , (4.9) где f УГ Н – нижнее значение частоты УГ; K УГ – коэффициент передачи УГ. В режиме поиска сигнала контур ЧАП разомкнут и управляющее напряжение равно нулю. Изменение частоты УГ происходит под действием напряжения поиска u0 (t ) . За счет изменения частоты УГ спектр сигнала разностной частоты перемещается по оси частот до тех пор, пока не попадет в полосу пропускания узкополосного УПЧ, настроенного на частоту f 0 (обычно f 0 20...30 кГц) [20]. Необходимо так изменять параметры зондирующего сигнала (девиацию частоты f или период модуляции Т М ), чтобы разностная частота оставалась постоянной. Обычно изменяют период модуляции ТМ 2f H. cf 0 (4.10) В этом случае основное уравнение РВ имеет вид H M TТ М , (4.11) 203 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы где M T 0,5сf 0 f – масштабный коэффициент. На выходе УПЧ появляется сигнал разностной частоты, максимум огибающей спектра которого соответствует частоте f ПР 0 f УГ FР СР . Этот сигнал воздействует на СПЗ, содержащую обнаружитель типа «амплитудный детектор – накопитель (ФНЧ) – пороговое устройство». При обнаружении сигнала поиск по частоте прекращается, фиксируется напряжение поиска u0 и переключатель П замыкает контур ЧАП. Измеритель переводится в режим слежения. В режиме слежения вступает в работу ЧД, вырабатывающий при наличии рассогласования по частоте f ПР 0 f 0 f УГ FР СР f 0 управляющее напряжение uУ (t ) , которое после сглаживания в ФНЧ поступает в сумме с напряжением u0 на УГ. Под воздействием напряжения uУ (t ) частота УГ изменяется таким образом, чтобы уменьшить рассогласование , т.е. чтобы спектр сигнала разностной частоты попал в полосу пропускания УПЧ. В установившемся режиме 0 , следовательно, f ПР 0 f 0 и измеренное значение частоты равно FР СР f УГ f 0 . На основании выражения (4.9) получаем FР СР (t ) f УГ Н K УГ [u0 (t ) uУ (t )] f 0 , (4.12) что позволяет определить FР СР (t ) , измеряя напряжение u0 (t ) uУ (t ) . Дискриминационная характеристика тракта «УПЧ–ЧД» и огибающая спектра сигнала разностной частоты показаны на рисунке 4.10. ЧД настроен на переходную частоту f 0 . Ширина дискриминационной характеристики f ЧД должна быть согласована с максимально возможной шириной спектра сигнала разностной частоты. Если частота f ПР 0 не совпадает с частотой f 0 , то площадь под огибающей спектра (следовательно, и мощность сигнала), попадающая в правый и левый контуры ЧД, неодинакова, и на выходе ЧД появляется напряжение, определяемое рассогласованием f ПР 0 f 0 и используемое для подстройки частоты УГ. 204 Рис. 4.10. Дискриминационная характеристика (1) тракта «УПЧ–ЧД» и огибающая (2) спектра сигнала разностной частоты Наилучшее согласование ширины дискриминационной характеристики со спектром сигнала разностной частоты имеет место на высотах, близких к максимальным. Точность же измерения малых высот будет достаточно низкой. Необходимо принимать дополнительные меры по повышению точности измерения высоты во всем диапазоне высот, особенно на малых, что приводит к усложнению схемы РВ. В РВ со следящим измерителем отсутствует ошибка дискретности отсчета, поскольку информация о высоте содержится в непрерывном параметре – суммарном напряжении u0 (t ) uУ (t ) на выходе СУ. Однако в режиме поиска и захвата, в который РВ может переходить при резкой смене высоты полета, крена и тангажа ВС, измерение высоты невозможно и требуется некоторое время для поиска сигнала и перехода в режим слежения за средней частотой спектра. 4.3.3. Импульсные радиовысотомеры Импульсные РВ малых и средних высот работают в том же диапазоне частот, что и частотные РВ (4200…4400 МГц). РВ больших высот работают на несущей частоте 845 МГц и входят, как правило, в состав пилотажно-навигационного комплекса самолета. 205 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Принцип действия импульсного РВ основан на измерении временного интервала З между излучением зондирующего и приемом отраженного от земной поверхности сигнала, который связан с истинной высотой соотношением З 2Н с или Н с З 2 . (4.13) Минимальная измеряемая импульсным РВ высота Н min определяется длительностью зондирующего импульса Н min с И 2 . (4.14) Н max Максимальная однозначно измеряемая импульсным РВ высота определяется периодом повторения Т П зондирующих импульсов Н max сTП 2 . (4.15) Моменты излучения зондирующего и приема отраженного импульсов фиксируются по переднему фронту их огибающих. Упрощенная структурная схема импульсного РВ представлена на рисунке 4.11. ПРД излучает радиоимпульсы в направлении земной поверхности через передающую антенну. Отраженный сигнал, пройдя приемную антенну, ВЧ тракт (ВЧТ) и согласованный с одиночным радиоимпульсом фильтр (СФ), детектируется амплитудным детектором (АД). Выделенная АД огибающая радиоимпульса усиливается видеоусилителем (ВУ) и подается на пороговое устройство (ПУ) [3]. В момент пересечения порога передним фронтом видеоимпульса блок формирования мерных импульсов (ФМИ) осуществляет временное стробирование переднего фронта импульса, вырабатывая стандартный импульс. Импульс синхронизатора (С), запускающий ПРД, и импульс с ФМИ поступают на схему формирования измерительного импульса (ФИИ), длительность которого равна измеряемому временному интервалу. Далее измерительный импульс поступает в измеритель временной задержки, в состав которого входят кварцевый генератор счетных импульсов (КГ), схема совпадения (СС) и счетчик импульсов (СЧ). СЧ подсчитывает число импульсов за время измерительного импульса и выдает через блок связи (БСВ) на указатель высоты (УВ) напряжение, пропорциональное измеренной высоте. Огибающие отдельных импульсов являются реализациями случайного процесса и будут отличаться от их математического ожидания, измеренные задержки также будут случайными. Для уменьшения дисперсии оценки З и высоты в БСВ суммируются Зi для N импульсов с целью определения по ним усредненного значения высоты с 1 N (4.16) Н Зi . 2 N i 1 Как правило, в пределах каждого цикла измерений усредняются 100…1000 измерений, чем достигается высокая (около 1 %) точность измерения частоты [3]. Основные характеристики отечественных импульсных высотомеров, широко применяемых в авиации, приведены в таблице 4.2 [17]. Таблица 4.2 – Основные характеристики импульсных высотомеров Рис. 4.11. Структурная схема импульсного радиовысотомера 206 Характеристика РВ-18 0,5…26,5 РВ-21 (А-035) 4300 10 0…6 Диапазон частот, МГц Диапазон измеряемых высот, км Погрешность определения вы- 845 5 25+ 0,15% Н 1,5+ 1,5% Н 207 РВ-22 (А-063) 845 5 А-075 А-098 0,5…30 4300 10 0…25 4300 10 1…8 15+ 0,15% Н 1,5+ 1,5% Н 1,5+ 1,5% Н Глава 4. Авиационные радионавигационные системы соты ( 2 ), м Диапазон измерения вертикальной скорости, м/с Длительность импульса. мкс Частота следования импульсов, кГц Импульсная мощность ПРД, Вт Масса приемопередатчика, кг Глава 4. Авиационные радионавигационные системы – 0…300 – – – 0,5 1,5 – 0,08 0,35 10 0,6 1,2 2,5 0,1 0,4 8; 4 – 2000 100 300 100 – 15 7 8,8 6 4,5 – Достоинства метода – относительная простота реализации, полная автономность, низкая требовательность к стабильности ПРД. Недостатки метода – погрешность определения переднего фронта отраженного сигнала, необходимость мощных ПРД для измерения больших расстояний, необходимость развязки приемного и передающего каналов. Импульсные РВ уступают по точности измерения малых высот частотным РВ, не обеспечивая требований категорированной посадки. 4.4. Автоматические радиокомпасы АРК – это бортовой автоматический радиопеленгатор, предназначенный для определения углового положения (курсового угла) РМ радиомаяка (РМ), географическое МП которого известно экипажу, относительно продольной оси ЛА (рисунок 4.12). Автоматическим он является потому, что позволяет непрерывно по шкале стрелочного или цифрового индикатора получать отсчеты курсового угла (КУР) непосредственно после настройки АРК на рабочую частоту РМ [3, 17]. Курсовой угол РМ индицируется на приборах в кабине экипажа. В качестве РМ могут использоваться не только специализированные наземные излучатели, но и широковещательные радиостанции (РС). АРК относится к классу неавтономных, угломерных систем определения МП ВС. АРК работает совместно с приводными РМ, ко208 торые в большей степени размещены на аэродромах. По назначению АРК делятся на средневолновые (навигационные) и поисковые, работающие в УКВ-диапазоне на частотах аварийных УКВ-радиостанций. Рис. 4.12. Курсовой угол радиомаяка, определяемый АРК Средневолновые АРК предназначены для самолетовождения по приводным и широковещательным РС и РМ, обеспечивают решение навигационных задач при маршрутных полетах и заходе на посадку. Применяются как самостоятельно, так и в составе бортовых навигационных комплексов в качестве резервного радионавигационного средства. Обычный диапазон частот средневолнового АРК 150…1750 кГц. Поисковые АРК применяются для определения направления на аварийную УКВ-радиостанцию типа Р-855 или аварийный РМ при поисково-спасательных работах. Диапазон частот поискового АРК составляет 100…150 МГц. С помощью АРК решаются следующие задачи [3, 17]: осуществление полета ВС на радиостанцию (РС) и от нее в заданном направлении с визуальной индикацией курсового угла; автоматическое определение истинного пеленга на РС с использованием данных о текущем курсе ВС; определение МП ВС по двум и более РМ, расположенным в точках с известными координатами; 209 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы выполнение захода на посадку по объединенной системе посадки (ОСП); прием и прослушивание наземных связных РС, работающих в диапазоне частот РК; работа в качестве связного аварийного радиоприемника. Основные характеристики отечественных АРК, наиболее широко применяемых в авиации, приведены в таблице 4.3 [17]. Таблица 4.3 – Основные характеристики АРК Характеристика АРК-15М АРК-22 АРК-25 Диапазон частот, кГц Число поддиапазонов Дискретность сетки частот, Гц Точность установки частоты, Гц Точность определения КУР, град Дальность действия, км, Н ПОЛЕТА 10 / 1 Количество каналов предварительной настройки Время перестройки с канала на канал, с Выход 150…1799,5 5 500 150..1750 7 500 150..1750 6 500 АРК-32 (35) 150..1750 – 500 100 30 30 – 2 1,5 2 2 350 / 180 350 / 180 8* 16 38 22 (32) 4 2,5 2 2 аналоговый аналоговый цифровой, аналоговый 11,9 цифровой, аналоговый 4,9 (5,2) Масса комплекса, кг 15,7 8,3 * Для АРК с запоминающим устройством. устройство АРК предназначено для формирования суммарного сигнала, извлечения из него информации о КУР, а также выделения сигналов позывных. Излученное РМ электромагнитное поле пронизывает плоскость рамки, и в ее боковых сторонах возникают напряжения U 1 и U 2 . Поскольку антенна РМ обычно (для обеспечения круговой в горизонтальной плоскости ДН) выполняется в виде вертикального штыря, то рамка рассчитана на прием только вертикальной составляющей поля. Прием рамкой горизонтальных составляющих, обусловленных, чаще всего, отражением радиоволн от ионосферы, рассматривается как мешающий фактор. На выходе рамки образуется напряжение U 0 , в котором заключена информация о стороне (относительно перпендикуляра к плоскости рамки) местоположения РМ и о величине отклонения (относительно перпендикуляра к плоскости рамки) этого РМ. Поясним физическую сторону формирования данной информации. На рисунке 4.13 показаны вид на рамку сверху и расположение РМ (рис. 4.13а) и векторная диаграмма напряжений (рис. 4.13б). по нормам по нормам ICAO ICAO а) б) Рис. 4.13. Рамка, используемая в автоматическом радиокомпасе: а) вид на рамку сверху и расположение РМ; б) векторная диаграмма напряжений Специфическим элементом АРК является антенный блок, состоящий из рамочной антенны (вместе с гониометром) и ненаправленной антенны, при сложении сигналов которых формируется результирующий сигнал, содержащий информацию о КУР. Приемное РМ излучает в пространство непрерывный гармонический сигнал частоты 0 . ЭМП той же частоты достигает рамки и наводит в ее 210 211 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы сторонах напряжения U 1 и U 2 той же частоты 0 . При этом амплитуды напряжения U 1 и U 2 оказываются практически одинаковыми. Разность фаз напряжений U 1 и U 2 может быть вычислена 2 0 d sin РМ , ( СТ1 и СТ 2 ), в поле которых располагается подвижный ротор (катушка), соединенный с электродвигателем (рисунок 4.14). (4.17) где 0 2 с 0 . Оба эти напряжения U 1 и U 2 являются компонентами, формирующими выходное напряжение U Р (t ) данной рамки, U Р (t ) U Р sin РМ sin 0t , (4.18) где U Р U1 U 2 . Амплитуда ВЧ напряжения U Р sin РМ зависит от величины курсового угла РМ . ДН рамки G( ) , описываемая соотношением G( ) const sin , имеет двухлепестковый (в форме «восьмерки») вид (рис. 4.13а). При этом фаза ( 0О или 180О ) каждого лепестка определяется фазой ( 0О или 180О ) выходного напряжения рамки U Р (t ) . Таким образом, величина отклонения РМ от перпендикуляра к плоскости рамки пропорциональна амплитуде U Р sin РМ напряжения U Р (t ) , а сторона отклонения определяется по фазе ( 0О или 180О ) напряжения U Р (t ) . В частности, если РМ, расположенный на рис. 4.13а справа от перпендикуляра к плоскости рамки, окажется слева от этого перпендикуляра, то напряжения U 1 и U 2 на рис. 4.13б поменяются местами, а вектор U Р (t ) изменит свое направление на противоположное [3]. Рассмотрим принцип работы рамочной антенны (вместе с гониометром). Рамочная антенна состоит из двух взаимно перпендикулярных неподвижных рамок ( Р1 и Р2 ), в плоскости одной ( Р1 ) из которых находится продольная ось самолета, и гониометра, состоящего из двух взаимно перпендикулярных неподвижных статорных обмоток 212 Рис. 4.14. Структура рамочной антенны (вместе с гониометром) для автоматического радиокомпаса Рамки Р1 и Р2 имеют ДН G1 ( ) и G2 ( ) , описываемые выражениями G1 ( ) const cos и G2 ( ) const sin . ЭМ излучение радиомаяка (РМ), достигая рамочной антенны (РА), наводит в рамках Р1 и Р2 напряжения U Р1 (t ) U Р cos РМ sin 0t , U Р2 (t ) U Р sin РМ sin 0t с одинаковыми (по причине симметрии) значениями U Р . Далее эти напряжения подаются на статорные (неподвижные) обмотки ( СТ1 и СТ 2 ) гониометра. В результате магнитные поля, создаваемые обмотками СТ1 и СТ 2 внутри гониометра, полностью воспроизводят структуру ЭМ поля, существующую в точке местонахождения рамок Р1 и Р2 , так как амплитуды напряженностей магнитных полей, формируемых обмотками СТ1 и СТ 2 , будут равны 213 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы H1 const U Р sin РМ , H 2 const U Р cos РМ . Глава 4. Авиационные радионавигационные системы (4.19) Это означает, что результирующий вектор магнитного поля H Р располагается по отношению к плоскости статора СТ 2 под углом РМ [3]. В поле статора располагается подвижный ротор (катушка), выходное напряжение U РОТ которого принимает нулевое значение, когда угол поворота ротора (относительно плоскости статорной обмотки СТ 2 ) оказывается равным РМ . Аппаратура АРК строится таким образом, чтобы во время полета угол поворота ротора поддерживался равным РМ – эта операция осуществляется при помощи воздействия на электродвигатель, который осуществляет поворот ротора на нужный угол. Антенный блок АРК состоит не только из рамочной антенны (вместе с гониометром), он еще включает в себя ненаправленную антенну (НА), принимающую от радиомаяка колебания частоты 0 . Указанное напряжение является, фактически, базовым, поскольку обеспечивает формирование АМ колебания U ВХ ПРМ на входе радиоприемного устройства. Электродвигатель (ЭД), разворачивающий ротор, слабо реагирует на изменение фазы ( 0О или 180О ) и уверенно воспринимает АМ. Принцип формирования АМ состоит в суммировании напряжений U НА и U РОТ . Однако непосредственное суммирование не принесет желаемого эффекта, поскольку напряжение U РОТ на выходе ротора и напряжение НА U НА всегда сдвинуты на 90О по фазе. Поэтому на выходе ротора устанавливается фазовращатель, изменяющий фазу напряжения U РОТ на 90О . В зависимости от стороны расположения РМ относительно продольной оси самолета входное напряжение радиоприемного устройства оказывается либо меньшей, либо большей амплитуды. Структурная схема АРК показана на рисунке 4.15 (ФЗУ1, ФЗУ2 – фазосдвигающие на 90О устройства, БМ – балансный модулятор, БС – блок суммирования, РПУ – радиоприемное устройство, ГНЧ – генератор НЧ колебаний, ИКУ – индикатор курсового угла). 214 Рис. 4.15. Структурная схема автоматического радиокомпаса Колебание частоты 0 принимается РА (вместе с гониометром), выработанное этим узлом напряжение U РОТ поступает на ФЗУ1. После * смещения по фазе напряжение U РОТ частоты 0 подается на БМ, на 2й вход которого подается НЧ колебание ( 20...80 Гц), формируемое ГНЧ. Необходимость установки БМ объясняется требованием создать переключение фаз (на 0О или 180О ) в напряжении частоты 0 . Поворот ротора по сравнению с напряжением частоты 0 является достаточно инерционным процессом, смена фаз напряжения U РОТ на противоположную произойдет лишь при переходе АРМ на другую сторону относительно продольной оси самолета. Поэтому переключение фаз напряжения U РОТ (для создания дальнейшей АМ) осуществляется искусственным путем – подачей переключаемого колебания частоты на БМ. * С выхода БМ напряжение U РОТ частоты 0 поступает на один из входов БС. На другой вход БС поступает напряжение U НА частоты 0 с выхода ненаправленной антенны. После сложения этих напряже* ний результирующее колебание U ВХ ПРМ частоты 0 оказывается амплитудно-модулированным (частота модуляции ). Данное АМ колебание поступает на вход РПУ, на выходе которого вырабатывается 215 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы огибающая этого колебания, т.е. напряжение частоты . При точной настройке на радиомаяк (курсовой угол РМ 0 ) АМ входного напряжения РПУ отсутствует, и выходное напряжение РПУ равно нулю. Для дальнейшего управления (поворота) ротором на ЭД необходимо подать два НЧ (частоты ) напряжения: 1) первое, опорное, поступает на обмотку возбуждения двухфазного асинхронного ЭД от ГНЧ; 2) второе, в котором заключена информация о курсовом угле РМ , подается на управляющую обмотку того же ЭД с выхода ФЗУ2, которое выполняет смещение фазы напряжения частоты , сформированного РПУ. В результате совместного действия этих напряжений ротор разворачивается своей плоскостью на радиомаяк, а величина курсового угла РМ , определяемая по углу поворота вала ЭД, передается на индикатор курсового угла (ИКУ). Основным недостатком АРК с гониометром является наличие механических подвижных элементов в схеме (подвижная катушка гониометра, двигатель отработки). Радиокомпасы, построенные по разомкнутой схеме определения КУР (АРК-25, АРК-32, АРК-35, АРК40), не имеют механических подвижных деталей и свободны от этого недостатка. Работа АРК разомкнутой схемы (рисунок 4.16) основана на формировании НЧ информационного сигнала, фазовый сдвиг которого относительно опорного сигнала пропорционален КУР [17]. Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Рамочная антенна АРК состоит из двух взаимно перпендикулярных рамок (продольной РА1 и поперечной РА2), сигналы на выходах которых можно представить в виде еРА1 (t ) Em1 sin sin 0t , еРА2 (t ) Em 2 cos sin 0t . Эти сигналы усиливаются, фазируются в каналах рамочных антенн (КРА1 и КРА2) и модулируются в балансных модуляторах (БМ1, БМ2) соответственно опорными сигналами генератора НЧ (ГНЧ), сдвинутыми по фазе на 2 , е01 (t ) cos 0t , е02 (t ) sin 0t , где 0 – частота ГНЧ. На выходах БМ образуются сигналы биений е1 (t ) Em1 sin cos 0t sin 0t , (4.20а) е2 (t ) Em 2 cos sin 0t sin 0t . (4.20б) Эти сигналы суммируются в сумматоре ( ) и при идентичности рамочных каналов ( Em1 Em 2 Em ) образуют суммарный сигнал е Em sin( 0t )sin 0t . (4.21) Суммарный сигнал (4.21) подается на контур сложения, где складывается с сигналом ННА еА (t ) EmА sin 0t . При этом образуется информационный амплитудно-модулированный сигнал (при балансе амплитуд EmА Em E ) вида еИНФ (t ) E 1 sin(0t ) sin 0t , (4.22) Рис. 4.16. Структурная схема АРК разомкнутого типа где – фаза огибающей амплитудной модуляции. Информационный сигнал (4.22) подается в приемник (ПРМ), где НЧ огибающая информационного сигнала выделяется амплитудным детектором и сравнивается по фазе с опорным сигналом, формируемым ГНЧ. Разность фаз этих сигналов соответствует КУР [17]. Эту информацию обычно выделяют АЦП и подают на цифровой индикатор. В отечественной авиации нашли применение следующие радиокомпасы: поисковые (АРК-У2, АРК-УД); 216 217 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы средневолновые (АРК-5, АРК-9, АРК-10, АРК-11, АРК-15М, АРК-19, АРК-22, АРК-25, АРК-32, АРК-35, АРК-40). В современных АРК используются цифровая элементная база и специализированные процессоры для цифровой обработки сигналов, программная компенсация радиодевиационной ошибки, построение по разомкнутой схеме, более совершенный по полноте, достоверности и глубине встроенный контроль, совмещенные рамочная и ненаправленная антенны [17]. 4.5. Радиотехнические системы дальней навигации Радиотехнические системы дальней навигации (РСДН) предназначены для определения МП ВС на расстоянии до нескольких тысяч километров от наземных станций или в пределах всего земного шара (глобальные РСДН). Отмеченная дальность действия обеспечивается с помощью поверхностных радиоволн СДВ и ДВ диапазонов. Основу РСДН составляет сеть наземных опорных станций (ОС) с дальностью действия от 1 до 10 тыс. км. ОС, расположенные в точках с известными координатами, формируют и излучают навигационный сигнал (излучение сигналов синхронизируется по времени с системной шкалой единого времени). В зависимости от измеряемого навигационного параметра (дальности или разности дальностей) различают дальномерные, квазидальномерные и разностно-дальномерные РСДН. В бортовой аппаратуре РСДН, как правило, используются квазидальномерный и разностно-дальномерный режимы работы [17]. В зависимости от используемого для измерений информативного параметра сигнала (фазы, времени задержки, частоты) различают следующие типы РСДН: фазовые – Omega, «Альфа» («Маршрут»); импульсные (временные) – Loran-A; импульсно-фазовые – Loran-С, «Чайка» («Тропик»); многочастотные – «Марс-75». Достоинствами РСДН являются: 218 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы сравнительно высокая точность определения МП ВС, не зависящая от длительности полета; большая дальность действия; неограниченная пропускная способность; отсутствие на борту ВС ПРД (высокая скрытность); отсутствие ограничений по высотности для ВС, использующих околоземное пространство [3, 17]. Основными недостатками всех типов РСДН являются влияние на точность определения координат ВС его положения относительно наземных станций системы (геометрический фактор) и значительное влияние условий распространения радиоволн на точность измерения навигационного параметра, громоздкость наземного оборудования. РСДН применяются для навигации воздушных и морских судов, подводных лодок. 4.5.1. Фазовые РСДН СДВ-диапазона В фазовых системах РСДН СДВ-диапазона Omega (США) и «Альфа» («Маршрут», РСДН-20) (Россия) используются временное разделение каналов и измерение разности фаз сигналов, принимаемых от наземных станций, на несущей частоте. Системы работают в диапазоне частот 10…15 кГц, дальность распространения сигнала, излучаемого наземной станцией, достигает 10 тыс. км и более. Фазовые измерения дальности на несущей частоте f 0 достаточно точны, но им присуща неоднозначность [17], когда значения измерителя фазы И и реальная разность фаз связаны соотношением 2 n И . (4.23) Для решения проблемы неоднозначности в фазовых РСДН используется многошкальный метод, создается сетка из трех различных масштабных частот. Грубая сетка (шкала) на самой низкой частоте обеспечивает наименее точные, но однозначные измерения. Точная сетка на самой высокой масштабной частоте обеспечивает требуемую точность фазовых измерений. В случае реализации многошкального (на грубой, средней и точных шкалах) метода необходи219 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы мо соблюсти условие правильной стыковки шкал: ошибка измерения навигационного параметра по данной шкале не должна превышать половины ширины фазовой дорожки соседней, более точной шкалы. Система «Альфа» включает в свой состав 5 наземных станций, расположенных в районе городов Комсомольск-на-Амуре, Новосибирск, Краснодар, Ревда (Мурманская обл.), Сейда (Туркмения). Своим радионавигационным полем система «Альфа» покрывает около 60 % земной поверхности. Цикл излучения системы равен 3,6 с – в цикле содержатся 6 временных окон длительностью 0,4 с и защитные интервалы длительностью 0,2 с. Точные фазовые измерения выполняются на частоте 11,905 кГц [17]. ОС работают на несущих частотах: f1 11,905 кГц, f 2 12,649 кГц и f 3 14,881 кГц. Длительности сигналов на всех частотах одинаковы и равны 0,4 с, период повторения цикла излучаемых сигналов составляет 3,6 с. Синхронная работа ОС обеспечивается цезиевыми стандартами частоты ( 1012...1013 ). Шкала времени системы периодически корректируется по шкале Всемирного координируемого времени (UTC). Точность этой системы соответствует 5 км на удалении около 13000 км от ОС [3]. Бортовая аппаратура (приемоиндикатор) может работать в следующих режимах: дальномерном (необходимо измерять дальность до двух ОС, в настоящее время не используется); разностно-дальномерном (основной режим), когда измеряются дальности до двух пар станций; псевдодальномерном (ошибка синхронизации бортовой шкалы времени включается в число неизвестных, поэтому необходимо выполнять измерения дальностей до трех станций). В бортовой аппаратуре последовательно решаются следующие задачи: 1) поиск и синхронизация сигналов; 2) слежение за фазой (измерение фазы); 3) разрешение многозначности; 4) измерение навигационных параметров [17]. Поиск и синхронизация выполняются по огибающей принимаемого сигнала. Сущность режима заключается в совмещении на временной шкале сигнала, принимаемого от наземной станции, и его ко- пии, формируемой в бортовом приемоиндикаторе. Копия сигнала представляет собой последовательность из нулей и единиц (код с дискретом Д , воспроизводящий форму аппаратурной копии сигнала). При этом наличию сигнала соответствует 1, паузе – 0. Выбор последовательности кода, синхронного принимаемому сигналу, производится по максимуму взаимокорреляционной функции. Слежение за фазой заключается в поочередном сравнении фазы сигнала данной наземной станции с фазой сигнала опорного генератора, в формировании цифрового эквивалента разности фаз и запоминания результата измерения с целью определения навигационного параметра и разрешения многозначности. Алгоритм измерений предусматривает формирование сигналов Z1 и Z 2 на выходах квадратурных каналов и получение оценки фазы в соответствии с выражением 220 221 arctg Z1 Z 2 . (4.24) Структурная схема бортовой аппаратуры фазовой РСДН представлена на рисунке 4.17. В ее состав входят антенный блок (АБ), блок приемовычислителя (БПВ), блок индикации и управления (БИУ) [17]. Рис. 4.17. Структурная схема бортовой аппаратуры фазовой РСДН Сигналы ОС принимаются антенной системой (АС) и через антенный усилитель (АУ) на управляемую микропроцессорным вычислителем (МПВ) антенную матрицу (АМТ), коммутирующую выходы антенн. Управление АС позволяет направить максимум ее ДН в сторону ОС, сигналы которой принимаются, или осуществить пространственную селекцию источника помех, обеспечивая максимум отноше- Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы ния сигнал/помеха на входе приемоусилительного тракта (ПУТ). ПУТ состоит из трех однотипных параллельных приемных каналов, соответствующих числу несущих частот ( f 0 , f1 , f 2 ) в системе. Приемные каналы строятся по схеме прямого усиления. Блок измерений (БИ) совместно с МПВ служит для поиска и обнаружения сигналов наземных станций, а также для измерения фаз принятых сигналов. БИ тоже содержит три канала обработки сигналов. Эталонный генератор (ЭГ) служит для формирования сигнала опорной фазы, относительно которого измеряется разность фаз сигналов, принимаемых от станций. При работе в псевдодальномерном или разностно-дальномерном режиме в качестве эталонного может использоваться термостатированный кварцевый генератор, имеющий высокую кратковременную стабильность частоты (не хуже 1010 ). Специализированный МПВ осуществляет обработку фазовых отсчетов, в процессе которой автоматически вводятся поправки, учитывающие условия распространения радиоволн. Здесь же выполняется задача разрешения многозначности измерений и определения навигационных параметров. Для этого в постоянном запоминающем устройстве (ПЗУ) прошиты координаты наземных станций системы. При неудовлетворительном качестве принимаемых сигналов МПВ переводит аппаратуру в кратковременный режим счисления координат по запомненным данным последних измерений. С помощью МПВ выполняется также встроенный контроль параметров аппаратуры. БИУ позволяет вводить в МПВ через устройство ввода-вывода (УВВ) информацию о начальных координатах ВС, текущем времени и координатах промежуточных пунктов маршрута, а также выдавать время и порядок их прохождения. На индикатор выводятся текущие координаты ВС. Информация о координатах ВС через УВВ поступает также в пилотажно-навигационный комплекс (НПК) для решения задач самолетовождения. Структурная схема устройства измерения разности фаз принимаемых сигналов представлена на рисунке 4.18 [17]. Электронный ключ ЭК-1, управляемый МПВ, поочередно подключает каналы приемного устройства, подавая реализации принимаемых сигналов на устройство получения выборок (УПВ). На выходе УПВ выделяется выборка принятой реализации сигнала, включающая 2…3 периода. Формирователь сигнальных импульсов (ФСИ) вырабатывает калиброванные по амплитуде и длительности короткие импульсы при переходе напряжения uC через нулевой уровень, фиксируя таким образом начало периода. Этими импульсами открываются электронные ключи ЭК-2 и ЭК-3 и на вход цифровых счетчиков Сч-1 и Сч-2 поступают счетные импульсы. 222 223 Рис. 4.18. Структурная схема устройства измерения разности фаз Из вырабатываемого ЭГ опорного напряжения uОП , частота которого равна частоте принятого сигнала uC , формируются синусный и косинусный опорные импульсы, соответствующие переходу через нулевой уровень синусного и косинусного опорных напряжений. Эти импульсы закрывают ЭК-2 и ЭК-3. В результате число счетных импульсов, поступающих на входы счетчиков, будет пропорционально sin ki и cos ki сдвига фазы сигнала uC относительно опорного сигнала ( ki – измеряемый на k-м периоде несущей частоты сдвиг фазы сигнала в i-й выборке) [17]. Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Цифровые значения sin ki и cos ki накапливаются в цифровых интеграторах (ЦИ), на выходах которых формируются значения m m k 1 k 1 Z1i sin ki , Z 2 i cos ki , (4.25) где m – число измерений фазы в каждой выборке. Работа счетчиков и ЦИ синхронизируется синхросигналами, формируемыми в СЧ. Полученные оценки сдвига фазы сигнала относительно опорного arctg ( Z1i Z 2i ) через коммутатор (К) записываются в ячейку памяти, соответствующую конкретной наземной станции (А, …, Н). Сравнивая значения, записанные в эти ячейки, получаем значения сдвигов фаз сигналов, принимаемых от НС. Чтобы коммутатор (К) подключал ту ячейку памяти, которая соответствует излучающей в данный момент наземной опорной станции (ОС), он должен работать синхронно с ОС. Такую синхронизацию выполняет схема поиска сигналов (СПС). Примерами отечественного бортового оборудования, работающего по сигналам фазовых РСДН, являются изделия А-722 и А-723 «Квиток». 4.5.2. Импульсно-фазовые РСДН ДВ-диапазона 3. Северная (РСДН-5), в составе четырех станций, расположенных в районах г. Инта (ведущая), г. Дудинка, п. Туманный, арх. Новая Земля. Система обеспечивает определение плановых координат с точностью (СКП) 60…1500 м; общая площадь рабочих зон всех цепей около 20 млн. кв. км. Ведущая и ведомые станции излучают периодические импульсные когерентные сигналы. По сигналам ведущей станции осуществляется синхронизация сигналов станций как по моментам излучения, так и по фазе ВЧ заполнения. Ведущая и ведомая станции выполняются по единой схеме (рисунок 4.19), что придает определенную гибкость всей системе и обеспечивает необходимую взаимозаменяемость станций [17]. Рис. 4.19. Структурная схема наземной станции импульсно-фазовой РСДН К импульсно-фазовым РСДН относятся отечественная система «Чайка» («Тропик-2») и ее зарубежный аналог – система Loran-C. Обе системы работают в ДВ-диапазоне на частоте 100 кГц. Наземные станции могут быть в стационарном и мобильном варианте исполнения (система «Тропик-2П»). В состав системы входят наземная часть, образованная цепочками из 3…5 станций, и аппаратура потребителей, отличающаяся способами обработки сигналов и выдачи информации на индикаторы. В эксплуатации находятся три цепи системы: 1. Европейская (РСДН-3/10), в составе пяти станций, расположенных в районах городов Карачев (ведущая), Петрозаводск, Сызрань, Симферополь, Слоним (Республика Беларусь); 2. Восточная (РСДН-4), в составе четырех станций, расположенных в районах городов Александровск-Сахалинский (ведущая), Петропавловск-Камчатский, Уссурийск и Охотск; ОС имеет в своем составе эталон времени и частоты (ЭВЧ) – источник высокостабильных колебаний, устройство синхронизации (УС), передатчик (ПРД), приемник (ПРМ), приемную (АПРМ) и передающую (АПРД) антенны, а также комплекс вспомогательного оборудования (КВО), включающий автономные источники питания, системы охлаждения, вентиляции и т.д. Принцип действия импульсно-фазовой РСДН основан на измерении разности фаз сигналов, принятых от ОС с целью определения разностей расстояний. По измеренным разностям расстояний методом линий положения определяется местоположение ВС. Первой в цикле работы излучает ведущая станция. Ведомые станции излучают свои сигналы в определенной очередности (В, затем С, D, Е), в такой же очередности они приходят на борт ВС. 224 225 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы При использовании импульсно-фазового метода по огибающим принимаемых импульсов от ведущей и ведомых станций грубо (но однозначно) определяется разность расстояний (импульсный метод). Затем по фазам ВЧ заполнения радиоимпульсов (в характерных точках огибающих) точно определяется разность фаз сигналов (фазовый метод). Для однозначного измерения разностей расстояний необходимо, чтобы предельные ошибки измерения по огибающим радиоимпульсов не превышали ширины дорожки однозначного отсчета по фазе на рабочей частоте. Упрощенная структурная схема бортовой аппаратуры импульсно-фазовой РСДН представлена на рисунке 4.20 (БСА – блок согласования с антенной; БОД – блок обработки данных; ПУИ – пульт управления и индикации; РПУ – радиоприемное устройство; ВУ – вычислительное устройство; УС – устройство синхронизации) [17]. Рис. 4.20. Структурная схема бортовой аппаратуры импульсно-фазовой РСДН БСА предназначен для предварительного усиления сигналов, принятых антенной. В РПУ осуществляется фильтрация сигнала с помощью полосового фильтра и подавление помех с помощью узкополосных режекторных фильтров. ВУ выполняет процедуры по обработке сигналов в соответствии с заданными алгоритмами. К функциям ПУИ относятся: выбор цепочек рабочих станций и типа системы («Тропик» или «Тропик-2П»), установка периода группового повторения импульсов выбранной цепочки станций, индикация измеренных значений задержек и режимов работы аппаратуры. В процессе своей работы БОД последовательно проходит следующие режимы: 1) автоматический поиск сигнала (АП); 2) разреше226 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы ние многозначности (РМ); 3) слежение за фазой ВЧ заполнения радиоимпульсов (СФ). В свою очередь режим поиска сигнала разбивается на подрежимы: грубый поиск, подтверждение поиска, дополнительный поиск [17]. Задача грубого поиска – нахождение сигнала от ведущей станции с точностью до огибающей. В этом режиме сигналы в РПУ проходят через узкополосный резонансный усилитель, обеспечивающий увеличение отношения сигнал/шум для ускорения процедуры поиска. Грубый поиск завершается, когда все восемь опорных стробов совпадут с восьмью радиоимпульсами принимаемого сигнала с точностью до их огибающих. Подтверждение поиска состоит в определении принадлежности принятого сигнала ведущей или ведомой станции путем вычисления взаимокорреляционной функции (ВКФ) «пробы фаз» и копии сигнала ведущей станции, формируемой в ВУ. Для этого используется различие в законах фазового кодирования сигналов ведущей и ведомых станций. Решение об обнаружении сигнала ведущей станции принимается на основе анализа главного и боковых лепестков ВКФ. Дополнительный поиск состоит в перемещении опорного строба в область переднего фронта принимаемого радиоимпульса. В режиме разрешения многозначности сигнал в РПУ проходит преобразователь сигнала (дифференцирующее устройство), позволяющий создать характерную точку огибающей (ХТО). Опорный строб в этом случае перемещается в ХТО, т.е. в точку перехода через нуль третьего периода ВЧ огибающей. В режиме слежения за фазой сигнал в РПУ проходит широкополосный усилитель-ограничитель. Опорный строб при этом перемещается в точку перехода фазы ближайшего периода ВЧ заполнения радиоимпульса через нуль [17]. Обобщенная структурная схема аппаратуры потребителей (АП) показана на рисунке 4.21. Принятый от ОС сигнал проходит через предварительное усиление и фильтрацию в приемно-усилительном тракте (ПУТ) с переключаемой полосой пропускания f и поступает на дискриминатор (Дск), который вместе с временным модулятором (ВМ) является эле- 227 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы ментом системы слежения за сигналом. Обратная связь этой системы замыкается через микропроцессор (МК). Рис. 4.21. Обобщенная структурная схема АП импульсно-фазовой РСДН Работа АП начинается с выбора нужной цепочки ОС оператором через блок индикации и управления (БИУ), с помощью опорного генератора (ОГ) и ВМ устанавливается шкала времени АП, соответствующая групповому периоду повторения выбранной цепочки АП. Поиск сигналов преследует цель не только обнаружить сигнал, но и определить грубо разность дальностей до ОС и тем самым исключить возможность появления многозначности при фазовых измерениях. По окончании поиска АП переходит к измерению фаз принятых сигналов и уточнению полученной во время поиска грубой оценки разности дальностей [20]. Примерами отечественной бортовой аппаратуры импульсно-фазовых РСДН являются изделия А-711/А-713 и А-720, также работу с импульсно-фазовыми РСДН обеспечивают изделия А-722 («Резьба»), А-723 («Квиток») и А-737И [17]. 4.6. Радиотехнические системы ближней навигации Радиотехнические системы ближней навигации (РСБН) предназначены для определения полярных координат (азимута и дальности) ВС относительно наземных радиомаяков (РМ), расположенных в точках с известными координатами (рисунок 4.22). При посадке РСБН используются для определения углового отклонения ВС 228 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы от плоскости курса и плоскости планирования, а также для измерения наклонной дальности до взлетно-посадочной полосы. В РСБН выделяют каналы азимута и дальности, каждый из которых включает наземный (азимутальный и/или дальномерный) РМ и бортовую аппаратуру ВС. РМ (дальность действия не превышает 500 км) устанавливают на аэродромах и в точках, соответствующих характерным участкам воздушных трасс. В районе аэродрома РМ устанавливается на расстоянии 300…600 м от оси ВПП на удалении от центра до 1200 м. Геометрическими элементами, определяемыми с помощью РСБН, являются азимут и дальность R, поэтому рассматриваемые системы называют азимутально-дальномерными (АД РСБН) [20]. Для работы РСБН выделены участки диапазона МВ и ДМВ волн, что ограничивает их действие дальностью прямой видимости. Путем измерения азимута и дальности относительно РМ в бортовой аппаратуре определяются координаты ВС методом линий положений. Рис. 4.22. Определение РСБН азимута и дальности ВС РСБН различаются по следующим признакам: 1) вид информативного параметра сигнала, используемого для измерения азимута; 2) формат сигнала, служащего для определения дальности; 3) структура системы в целом; 4) используемый диапазон радиоволн [17]. С помощью РСБН решаются навигационные задачи: 1) определение МП ВС, межсамолетная навигация; 229 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы 2) наблюдение за воздушной обстановкой наземной аппаратурой (определение координат и опознавание ВС, использующих систему и находящихся в зоне ее действия); 3) полет по запрограммированному маршруту, возврат на запланированный или незапланированный аэродром посадки и посадка; 4) коррекция счисленных автономными навигационными средствами координат [3]. Наиболее широкое распространение получили отечественная система «РСБН-4Н(-8)» ДМВ-диапазона и стандартизованная ICAO система VOR/DME (VOR – Very high frequency Omni directional radio Range, DME – Distance Measuring Equipment) МВ/ДМВ-диапазона. Каналы дальности этих систем работают аналогично, но каналы азимута отличаются принципом действия и несущими частотами. Поэтому отечественная и зарубежная системы несовместимы и требуют использования различной аппаратуры потребителя. К АД РСБН относятся и бортовые системы предупреждения столкновений ВС в воздухе. Здесь функцию опорной станции выполняет аппаратура одного из ВС, на котором вычисляются команды на расхождение конфликтующих ВС. Основные технические характеристики систем РСБН приведены в таблице 4.4 [3]. Таблица 4.4 – Основные характеристики систем РСБН Параметр Диапазон частот (запрос), МГц Диапазон частот (ответ), МГц Число частотнокодовых каналов Пропускная способность Длина волны (запрос), см Длина волны (ответ), см РСБН КД КА 772… 837,6… 812,8 935,2 939,6… 1000,5 40 40 VOR/DME КД КА 1025… 108…11 1150 8 960… 1215 252 160 100 100 37…39 32…36 26…30 254…277 30…31,5 24,6…31,2 230 Канал азимута РСБН строят на основе временного или фазового метода. Азимутальный РМ формирует азимутальный сигнал, информативный параметр которого зависит от азимута точки приема. Момент начала отсчета азимута в бортовой аппаратуре определяется по опорному сигналу, который передается с РМ. Информация об азимуте заключена в сдвиге принятого сигнала относительно опорного по времени (временной метод) или по фазе (фазовый метод). Временной метод используется в отечественных РСБН, фазовый – в зарубежных (VOR, система TACAN, используемая в ВВС США). В системе VOR в зависимости от структуры излучаемого РМ сигнала различают стандартный (VOR) и доплеровский (DVOR) режимы. Канал дальности отечественных и зарубежных РСБН работает на основе временного метода, используется ДМВ-диапазон. Информация о дальности заключена в разности моментов излучения запросного и приема ответного сигналов бортовой аппаратурой. Основные отличия дальномерного канала РСБН от системы DME состоят в форме огибающей импульсных сигналов (в РСБН огибающая прямоугольной формы, в DME – колоколообразной) и принципе формирования ответного сигнала РМ наземного ответчика [17]. В отечественных РСБН азимутальный и дальномерный РМ конструктивно объединены и представляют собой единый комплекс наземного оборудования. Зарубежная система VOR/DME состоит из раздельных азимутального РМ типа VOR (диапазон МВ) и дальномерного типа DME (диапазон ДМВ), которые территориально могут находиться в различных местах и использоваться самостоятельно. 4.6.1. РСБН дециметрового диапазона Отечественная угломерно-дальномерная РСБН ДМВдиапазона предназначена для измерения наклонной дальности и азимута ВС относительно РМ, а также отклонения от плоскостей посадочного курса планирования и дальности до ВПП при посадке. К бортовой аппаратуре РСБН относятся РСБН-2С «Свод», РСБН-2СА «Свод-струна», РСБН-5С, РСБН-6С «Ромб», РСБН-6СВ, РСБН-7С, РСБН-ПКВ, А-312, А-317, А-321, А-323, А-324 «Клистрон», 231 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы А-331 (РСБН-85, РСБН-85В), к наземной аппаратуре – РСБН-2Н, РСБН-4Н, РСБН-6Н, РСБН-8Н. Структурные схемы бортового и наземного оборудования РСБН приведены на рисунках 4.23 и 4.24 соответственно. Рис. 4.23. Структурная схема бортового оборудования РСБН Рис. 4.24. Структурная схема наземного оборудования РСБН Взаимодействие бортовой и наземной частей РСБН осуществляется по следующим информационным каналам: измерения дальности, измерения азимута, индикации, навигационного опознавания, измерения посадочных параметров. 232 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Работа дальномерного канала основана на временном методе измерения дальности, в бортовой аппаратуре измеряется временной интервал между моментами излучения сигнала запроса дальности (ЗД) и приема сигнала ответа дальности (ОД), пропорциональный наклонной дальности между ВС и РМ. Для приема излучения дальномерного канала используются всенаправленные антенны А3 и А4 (рис. 4.24). Пропускная способность канала дальности ограничена. Чтобы исключить взаимные помехи, каналы запроса и ответа разнесены по частотному диапазону. Работа азимутального канала основана также на временном методе углометрии, когда в бортовой аппаратуре измеряется временной интервал между моментами приема опорного и азимутального сигналов, формируемых наземной аппаратурой, который содержит информацию об азимуте ВС. Наземная часть канала азимута образована датчиками опорных импульсов серий «35» и «36», передатчиком опорных сигналов (ПРД ОС), передатчиком азимутального сигнала (ПРД АС) и азимутальной антенной (АА). Опорные сигналы излучаются через всенаправленную антенну А2, азимутальный сигнал – через направленную АА, имеющую двухлепестковую ДН, вращающуюся в горизонтальной плоскости со скоростью 100 об/мин. Опорные сигналы азимутального канала являются импульсными, для исключения взаимных помех дальномерный канал и канал передачи опорных сигналов разнесены по частотному диапазону [17]. Канал индикации предназначен для получения на выносном индикаторе кругового обзора (ВИКО) о воздушной обстановке путем отображения яркостных отметок от ВС, позволяющих определить их азимуты и дальности относительно РМ. Для этого передатчик дальномерного канала (ПРД ДК) излучает специальные импульсные сигналы запроса наземной индикации (ЗНИ), а в бортовой аппаратуре по определенному алгоритму (при совпадении по времени сигнала ЗНИ и азимутального канала) формируются сигналы ответа наземной индикации (ОНИ). При этом радиальная развертка на ВИКО запускается через каждые 2О поворотом АА импульсами с датчика «180», а поло- 233 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы жение яркостной отметки на ней определяется временным интервалом между моментами излучения импульса ЗНИ и приема сигнала ОНИ. Канал навигационного опознавания предназначен для идентификации на ВИКО принадлежности яркостной отметки конкретному ВС. Это происходит путем дополнительного излучения бортовой аппаратурой задержанного на фиксированное время сигнала ОНИ, в результате чего на ВИКО появляется сдвоенная яркостная отметка. Канал измерения навигационных параметров предназначен для формирования и выдачи на индикатор сигналов, характеризующих величину и сторону отклонения ВС в горизонтальной и вертикальной плоскости от задаваемой наземными курсовым и глиссадным РМ линии планирования (глиссады), а также измерения дальности до начала ВПП. Антенна А5 служит для приема сигналов наземного РМ с целью оценки работоспособности с помощью контрольно-выносного пункта (КВП). Антенна А6 принимает сигналы, необходимые для индикации местоположения ВС на индикаторе кругового обзора. В направлении «самолет – земля» бортовым передатчиком в диапазоне частот 772…812,8 МГц излучаются сигналы: запрос дальности (ЗД), ответ наземной индикации (ОНИ), навигационного опознавания. Указанные сигналы принимаются антенной А3 и поступают в наземное приемное устройство (НПУ) (рис. 4.24). В направлении «земля – самолет» наземной аппаратурой излучаются следующие сигналы: а) в диапазоне 873,6…935,2 МГц: непрерывный азимутальный сигнал через АА, облучающий ВС с частотой 1,66 Гц, соответствующей частоте вращения антенны; опорные сигналы «35» и «36» через антенну А2 с частотой повторения соответственно 58,5 и 60 Гц; б) в диапазоне 939,6…1000,5 МГц: сигналы ответа дальности (ОД) через антенну А4; сигналы запроса наземной индикации (ЗНИ) через антенну А4, следующие с частотой 300 Гц (формируются аппаратурой дальномерного канала и ПРД ДС через каждые 2О поворота АА импульсами с датчика «180»), и позывные сигналы опознавания радиомаяка через антенну А4 (формируются аппаратурой дальномерного канала и ПРД ДС через каждые 2О поворота АА импульсами с датчика «180») [17]. Для обеспечения взаимодействия бортового и наземного оборудования приемопередающая аппаратура системы должна быть настроена на один частотно-кодовый канал (ЧКК). ЧКК различаются несущей частотой и кодовой расстановкой (периодом следования) импульсов в сигналах ЗД, ОД, ЗНИ, ОНИ, «35» и «36». Кодирование сигналов применяется для увеличения используемого числа каналов связи. 234 235 4.6.2. РСБН метрового диапазона РСБН VOR предназначена для определения азимута ВС относительно РНТ, в которой установлено наземное оборудование системы. Наземное оборудование VOR представляет собой РМ, формирующий и излучающий сигналы, прием и обработка которых на борту ВС позволяет определить его азимут. Примеры отечественных радиомаяков VOR – РМА-90, СVOR431. В системах VOR носителем информации может быть как фаза огибающей АМ колебаний (системы типа М), так и фаза ВЧ несущего колебания (системы типа Н) [17]. В системах типа М (стандартный VOR) функциональная зависимость фазы огибающей АМ колебания от направления излучения создается путем вращения слабонаправленной ДН антенной системы РМ. В системах типа Н (доплеровские DVOR) функциональная зависимость фазы ВЧ несущего колебания от направления излучения создается путем вращения по окружности определенного радиуса ненаправленной антенны (используется эффект Доплера). Для опознавания маяков VOR несущая частота манипулируется с помощью азбуки Морзе сигналом частоты 1020 Гц. Для системы VOR выделен диапазон частот 108…117,975 МГц, в котором РМ излучает сигналы на одной из 160 несущих частот с шагом 50 кГц. Структурная схема РМ типа VOR показана на рисунке 4.25. ВЧ колебания ПРД частоты 0 разделяются делителем мощности (ДМ) на два канала. Часть мощности поступает во вращающуюся азимутальную антенну А2 с ДН типа «восьмерка» и излучается в пространство. Частота вращения антенны ( FОП 30 Гц) задается блоком Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы управления антенной (БУА). В современных РМ используются методы электронного вращения ДНА. Рис. 4.25. Упрощенная структурная схема РМ типа VOR Ненаправленная антенна А1 предназначена для формирования суммарной ДН типа «кардиоида» и передачи опорного сигнала. Для формирования сигнала с двойной амплитудно-частотной модуляцией выбирают колебания, частота которых намного больше частоты вращения ДН, но существенно меньше частоты несущих колебаний, и используют эти колебания в качестве вспомогательных. Вспомогательные колебания называются поднесущими, для которых должно выполняться условие FП 0 , (4.26) где FП – частота поднесущих колебаний. Для системы VOR частота поднесущей FП 9960 Гц [17]. В модуляторе поднесущей (МП) осуществляется частотная модуляция поднесущей опорными колебаниями частотой FОП 30 Гц с девиацией частоты FП 480 Гц при индексе модуляции FП FОП 16 . В высокочастотном модуляторе (МВЧ) ВЧ колебания модулируются по амплитуде напряжением поднесущей с глубиной модуляции mП 30 %. Антенна А1 создает поле с напряженностью F e1 (t ) E1 1 mП cos( FП t П cos t ) cos 0t , (4.27) где mП – коэффициент АМ; FП – коэффициент ЧМ; FП – девиация поднесущей частоты. 236 Суммарное поле, создаваемое антеннами А1 и А2, воздействует на антенну, на выходе антенны колебание вида F u (t ) U 1 mC cos(t ) mП cos( FПt П cos t ) cos 0t . Спектр сигнала радиомаяка типа VOR содержит следующие составляющие: несущее колебание f 0 ; две боковые частоты f 0 30 Гц; две боковые полосы частот f 0 (300...3000) Гц – несущая, модулированная по амплитуде речевыми сигналами позывных РМ; две боковые полосы частот f 0 1020 Гц – несущая, модулированная по амплитуде сигналами кода Морзе позывных РМ; две боковые полосы частот f 0 (9960 480) Гц – несущие колебания, модулированные по амплитуде поднесущей 9960 Гц, которая модулирована по частоте с девиацией 480 Гц. Спектр сигнала радиомаяка типа VOR показан на рисунке 4.26. Рис. 4.26. Спектр сигнала радиомаяка типа VOR С помощью бортового оборудования необходимо выделить из суммарного сигнала u (t ) азимутальный и опорный сигналы и сравнить их по фазе. Упрощенная структурная схема бортового приемного устройства показана на рисунке 4.27 (ФМ – фазометр, ЧД – частотный детектор) [17]. 237 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы После преобразования сигнала u (t ) в приемнике, усиления его и детектирования на выходе амплитудного детектора выделяется огибающая суммарного сигнала, содержащая азимутальный и опорный сигналы и имеющая вид uАД (t ) U m1 cos(t ) U m 2 cos( FП t FП cos t ) , (4.28) где U m1 и U m 2 – амплитуды составляющих полного сигнала. VOR (DVOR), являются VOR-85 и комплексные системы ближней навигации «Курс-МП-2», «Курс-МП-70», «Курс-93М», VIM-95 (-01, 02, -10, -11, -12, -21, -28, -29, -30. -35, -40), позволяющие также работать с РМ инструментальной системы посадки метрового диапазона. Отечественными производителями создана многофункциональная РТС навигации, посадки, определения координат и информационного обмена. Примером такой интегрированной многофункциональной бортовой аппаратуры является РСБН-ОВК-2000, позволяющая решать навигационные задачи по радиомаякам РСБН, DME, VOR, NFCFN, задачи захода на посадку и посадки – по радиомаякам ПРМГ, ILS, MLS и по информации спутниковых систем навигации [17]. 4.7. Системы посадки 4.7.1. Общая характеристика систем посадки Рис. 4.27. Упрощенная структурная схема бортового приемного устройства Азимутальный и опорный сигналы из смеси (4.28) можно выделить с помощью двух полосовых фильтров (рис. 4.27). В фильтре, настроенном на частоту ( FОП 30 Гц), выделяется азимутальный сигнал, а в фильтре, настроенном на поднесущую частоту FП 9960 Гц, выделяется ЧМ поднесущее колебание. Опорное колебание выделяется после частотного детектирования поднесущего колебания. Таким образом, в результате преобразований получены азимуuА (t ) U m1 cos(t ) тальный сигнал и опорный сигнал u0 (t ) U m 0 cos t , разность фаз которых соответствует азимуту ВС . Эта разность фаз измеряется фазометром (ФМ), в котором в качестве чувствительного элемента используется фазовый детектор (ФД). Напряжение на выходе ФД uФД K ФДU m cos ( K ФД – коэффициент передачи ФД) содержит информацию об измеряемой разности фаз входных напряжений и, следовательно, об азимуте ВС. Примерами отечественного бортового оборудования VOR (DVOR), предназначенного для определения азимута в системах типа 238 Управление посадкой осуществляется в непосредственной близости от земли, существует опасность столкновения с ней. В процессе посадки ВС должно быть точно выведено на ограниченный участок земной поверхности – взлетно-посадочную полосу (ВПП). На процесс посадки большое влияние оказывают метеорологические факторы, а также высокая плотность и интенсивность воздушного движения в районе аэродрома. Системы посадки (СП) – это совокупность наземных и бортовых радиоустройств, предназначенных для определения МП ВС относительно ВПП на этапах снижения и посадки. Иными словами, СП предназначена для вывода ВС (с высокой вероятностью успешного решения задачи) в некоторую область пространства, в которой должна быть достигнута надежная посадка ВС. Для наиболее совершенных систем посадки вероятности выхода ВС за пределы допустимой области значений координат и скорости в определенной точке траектории не должны превышать 10-7 [3]. Система посадки состоит из наземного оборудования (светооборудование аэродромов, приводные радиостанции с маркерными радиомаяками, радиопеленгаторы, РСБН, посадочные радиомаячковые группы, РЛС посадки, средства связи) и из самолетного оборудо239 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы вания (самолетные АРК, радиовысотомеры, маркерные и курсоглиссадные приемники, самолетное навигационно-посадочное оборудование РСБН, командные радиостанции) [17]. Вывод ВС в точку приземления на ВПП (рисунок 4.28) достигается за счет того, что СП задает в пространстве плоскость курса и плоскость планирования (снижения), пересечение которых определяет линию планирования самолета (глиссаду). СП обеспечивает экипаж ВС непрерывной или периодической информацией о расстоянии от ВС до точки приземления на ВПП (или какой-либо определенной точки на аэродроме) и об отклонении от глиссады в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Рис. 4.28. Принцип формирования глиссады В основу классификации СП можно положить способ задания летчику (экипажу) линии планирования. В соответствии с этим признаком выделяются: радиолокационные СП (РСП) – положение ВС относительно глиссады определяется на наземном диспетчерском пункте, а управление ВС осуществляется экипажем по командам диспетчера, передаваемым с помощью УКВ-радиостанции; 240 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы инструментальные СП ILS (ILS – Instrument Landing System) – линия планирования задается с помощью наземных РМ, а информация поступает на соответствующие индикаторные приборы в кабине ВС, при этом инструментальные СП можно разделить на упрощенные и радиомаячные МВ-, ДМВ- и СМВ-диапазонов [17]. Недостатком работы в метровом диапазоне волн является сильное влияние отраженных сигналов и как следствие – искажения при наведении ВС. Некоторое время назад появились микроволновые системы посадки, работающие в сантиметровом диапазоне волн. По сравнению с системами посадки ILS/СП они имеют следующие преимущества: 1) меньше зависят от рельефа и препятствий; 2) угловые размеры зоны действия у них шире; 3) точность определения положения выше. Микроволновая система посадки MLS (Microwave Landing System) выполняет ту же функцию, что и система посадки ILS: принимает сигналы двух расположенных на аэродроме радиомаяков MLS, один из которых задает траекторию приближения к ВПП по углу места, а второй – по азимуту. Классифицировать СП можно и по другому признаку – по возможности обеспечения захода на посадку ВС в определенных метеоусловиях, которые характеризуются дальностью визуальной видимости на ВПП и высотой принятия решения (ВПР) о посадке или уходе на повторный заход на посадку. Главными критериями, определяющими дальность видимости с высоты принятия решения, при которой гарантируется требуемая безопасность посадки, принято считать высоту нижней границы облачности и дальность видимости вдоль ВПП, которые и объединяются в понятие минимума погоды. Различают СП I, II и III категорий (таблицы 4.5а, 4.5б). Регламентированы три группы СП III категории, обеспечивающие посадку при различной дальности визуальной видимости на ВПП: III A – 200 м; III В – 50 м; III С – при полном отсутствии видимости. На значение установленного минимума погоды влияют подготовка летчика (экипажа), аэродинамические характеристики и степень совершенства бортового посадочного оборудования ВС, особенности аэродрома и подхода к нему, а также оборудование СП. 241 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Таблица 4.5а – Категории систем посадки Категория СП I II III A III B III C ВПР, м 60 50 30 15 0 Дальность видимости, м 800 400 200 50 0 Таблица 4.5б – Категории автоматической посадки Категория посадки I II III A III B III C ВПР, м Автоматизация 60 50 30 15 0 полуавт. до высоты 60 м авт. снижение до высоты 30 м авт. снижение, предпос. выравнивание авт. снижение, вырав., парир. сноса авт. снижение, вырав., посадка, руление Упрощенные СП обеспечивают вывод ВС на аэродром, выполнение предпосадочного маневра и определение места ВС в двух фиксированных точках траектории посадки. Наземное оборудование включает приводные радиостанции с маркерными радиомаяками (МРМ), образующие дальний и ближний радиомаркерные пункты (ДРМП и БРМП), автоматический радиопеленгатор (АРП), обзорный радиолокатор (ОРЛ), светосигнальное оборудование аэродрома и УКВ-радиостанцию. Бортовое оборудование включает маркерный радиоприемник, радиовысотомер, УКВ-радиостанцию. Дальний и ближний радиомаркерные пункты устанавливают на расстоянии соответственно 4000 200 м и 1050 150 м от порога ВПП. С помощью ОРЛ и АРП получают информацию для управления воздушным движением в районе аэродрома, ОРЛ и АРП могут использоваться в качестве резервных при обеспечении посадки. Аэродромы, оборудованные только упрощенной СП, относятся к некатегорированным. Радиолокационные СП (РСП) позволяют на земле определять положение ВС относительно требуемой траектории снижения и уда242 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы ление ВС от точки приземления. РСП используются для наземного контроля захода на посадку и передачи на борт (в случае необходимости) с помощью систем воздушной связи указаний о коррекции траектории. РСП предназначены для посадки самолетов, не имеющих специального посадочного оборудования, снабженных обычными связными радиостанциями и навигационными приборами, в сложных метеоусловиях днем и ночью. В состав РСП входят обзорный (ОРЛ), диспетчерский (ДРЛ) и посадочный (ПРЛ) радиолокаторы, АРП и средства радиосвязи. ОРЛ используется для непрерывного наблюдения за воздушной обстановкой в районе аэродрома в радиусе 70…80 км и для управления движением ВС на подходах к аэродрому, ДРЛ – для наблюдения за воздушной обстановкой в радиусе 30…50 км от аэродрома и для контроля летного поля. ПРЛ (дальность действия 50…60 км) применяется для определения отклонения ВС от траектории посадки. Основное оборудование РЛС посадки устанавливается на расстоянии 150…200 м от оси ВПП, не ближе 750 м от начала ВВП и не далее 200 м относительно центра ВПП. Положение ВС на глиссаде с помощью ПРЛ можно определить с ошибкой не более 1О . Основными достоинствами РСП являются возможность ее применения для любых типов ВС и простота использования системы летным составом. Недостатками являются невозможность доведения ВС непосредственно до точки приземления, трудность наблюдения за движением ВС на близких расстояниях, сравнительно большая сложность наземной радиолокационной аппаратуры, низкая пропускная способность [3, 17]. Отечественные РСП – РСП-6, РСП-7, РСП-11. Радиомаячные СП (РМСП) позволяют задавать пространственную траекторию захода на посадку и определять текущее положение ВС относительно нее. РМСП обеспечивают задание единственной линии планирования ВС при выполнении посадки и управление ВС в пределах заданных векторов вокруг нее. В состав радиомаячного оборудования РМСП входят: курсовые (КРМ) и глиссадные (ГРМ) радиомаяки, маркерные РМ. КРМ устанавливается на продолжении оси ВПП со стороны, противоположной направлению посадки, на рассто- 243 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы янии 500…1200 м. Основным вариантом размещения антенны КРМ следует считать расстояние 1100 100 м от конца ВПП. ГРМ выносится в сторону от оси ВПП на 120…180 м и устанавливается на расстоянии 215…430 м от порога ВПП со стороны направления посадки. Маркерный РМ самостоятельно или в составе радиомаркерных пунктов (ближнего/дальнего) устанавливают на расстоянии 4000 200 м и 1050 150 м от порога ВПП соответственно. Кроме радиомаячного оборудования в состав РМСП может входить радиотехническое и световое оборудование, а также диспетчерское оборудование. С помощью диспетчерского оборудования группа руководства полетами осуществляет наблюдение за воздушной обстановкой, управление воздушным движением ВС и контроль за ним в районе аэродрома. РМСП классифицируются по используемому частному диапазону: СП сантиметрового диапазона, MLS – Microwave Landing System (угломерный канал – 5030…5091 МГц, дальномерный канал – 960…1215 МГц). Несмотря на определенные преимущества перед ILS, система MLS широкого распространения в нашей стране пока не получила. Примерами наземного оборудования отечественной системы MLS являются аппаратура «Плацдарм-1Н», бортового оборудования – MLS-85. СП дециметрового диапазона (курсовой канал – 905,1…932,4 МГц, глиссадный канал – 939,6…966 МГц, дальномерный канал – 772…808 МГц (направление самолет-земля)). СП метрового диапазона, ILS – Instrument Landing System (курсовой канал – 108…112 МГц, глиссадный канал – 329…335 МГц, маркерный канал – 75 МГц). Примерами отечественной наземной аппаратуры СП МВ-диапазона являются СП-50, СП-68, СП-70, СП-80, СП90, СП-200. Примерами отечественной бортовой аппаратуры СП МВдиапазона являются «Курс-МП-2», «Курс-МП-70», «Курс-93М, «Ось1», ILS-85. На рисунке 4.29 приведен профиль траектории самолета в вертикальной плоскости на заключительных этапах полета. На рисунке 4.29 показаны: 1 – полет без снижения, в течение которого самолет обычно выполняет развороты согласно требуемым курсовым углам, чтобы реализовывать полет, максимально приближенный к заданной линии курса, и выйти на глиссаду (на заранее определенную линию снижения); 2 – снижение самолета, происходящее по заданной траектории (глиссаде); 3 – выравнивание, при этом самолет продолжает снижение, но под меньшим углом к земной поверхности; 4 – коррекция полета относительно оси ВПП (например, для парирования угла сноса, обусловливаемого боковым ветром, непосредственно перед приземлением); 5 – заключительный этап (послепосадочный пробег – от момента касания ВПП до окончания пробега самолета по ВПП, руление). 244 245 Рис. 4.29. Профиль траекторий снижения и посадки самолета в вертикальной плоскости Границы зоны допустимых отклонений в горизонтальной плоскости на рис. 4.30 отмечены пунктиром. Указанные значения заданы ICAO (International Civil Aviation Organization) из соображений обеспечения безопасности посадки самолета. При этом автоматическое управление (в т.ч. и с помощью СП) посадкой должно обеспечивать отклонение самолета не больше чем: а) в горизонтальной плоскости (относительно оси ВПП): 9,1 (на высоте 30 м); 4,6 (на высоте 15 м); 4,1 (на высоте 2,4 м); Глава 4. Авиационные радионавигационные системы б) в вертикальной плоскости (относительно глиссады): 3,0 (на высоте 30 м); 1,4 (на высоте 15 м); 0, 4 (на высоте 2,4 м) [3]. Расположение основных радиомаяков СП относительно ВПП в горизонтальной плоскости показано на рисунке 4.30. Глава 4. Авиационные радионавигационные системы стемы РМ, ДН которой отображается функциями F1 ( ) и F2 ( ) , формируются два синфазных АМ поля излучения, одно из которых характеризуется частотой модуляции 1 , другое – 2 : e1 (t ) Em F1 ( )[1 m cos 1t ]cos t , e2 (t ) Em F2 ( )[1 m cos 2t ]cos t , где Em – амплитуда напряженности поля в максимуме F1 ( ) и F2 ( ) ; m – коэффициент АМ излучаемых колебаний. Рис. 4.30. Расположение основных радиомаяков СП относительно ВПП в горизонтальной плоскости При этом этапы 3 (частично), 4 (полностью) и 5 (полностью) реализуются с помощью ручного управления [3]. 4.7.2. Принцип действия системы посадки Курсовой и глиссадный РМ систем посадки типа ILS имеют одинаковый принцип действия, рассмотрим его на примере курсового радиомаяка. Структурная схема КРМ равносигнального типа (рисунок 4.31а) включает ГВЧ, генераторы НЧ колебаний ГНЧ1 и ГНЧ2, амплитудные модуляторы АМ1 и АМ2, антенные А1 и А2. Линия пересечения ДНА образует равносигнальное направление (РСН), с помощью которого задается линия курса (рисунок 4.31б). Колебания ВЧ, формируемые ГВЧ, подвергаются амплитудной модуляции в АМ1 и АМ2 колебаниями частотой 90 и 150 Гц, вырабатываемыми ГНЧ1 и ГНЧ2 соответственно. С помощью антенной си246 а) б) Рис. 4.31. Структурная схема (а) и диаграмма направленности (б) КРМ равносигнального типа ЭМП, возбуждаемые каждой антенной, складываются и образуют суммарное поле, напряженность которого e (t ) e1 (t ) e2 (t ) (4.29) Em [ F1 ( ) F2 ( ) F1 ( ) m cos 1t F2 ( ) m cos 2t ]cos t. После преобразований получим e (t ) Em F3 ( )[1 m1 ( )cos 1t m2 ( )cos 2t ]cos t , (4.30) где m1 ( ) m [ F1 ( ) F3 ( )] , m2 ( ) m [ F2 ( ) F3 ( )] – коэффициенты пространственной модуляции для частот 1 и 2 соответственно; F3 ( ) F1 ( ) F2 ( ) . 247 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Суммарное поле маяка образовано из трех составляющих: поля несущей частоты и двух полей боковых частот модуляции 1 и 2 . Поле несущей частоты характеризуется направленностью F3 ( ) , поле боковых частот модуляции 1 – направленностью F1 ( ) , поле боковых частот модуляции 2 – направленностью F2 ( ) (рисунок 4.32). Глава 4. Авиационные радионавигационные системы лебания с выхода выпрямителей В1 и В2 подаются на схему вычитания и стрелочный индикатор (СИ). Отображаемые СИ сигналы пропорциональны РГМ, а их полярность указывает сторону отклонения ВС от РСН. Выходные напряжения В1 и В2 подводятся также к сумматору, выходной сигнал которого управляет бленкером индикатора. Рис. 4.33. Структурная схема курсового радиоприемника Рис. 4.32. Диаграмма направленности КРМ типа ILS На задаваемом маяком РСН (курс посадки) коэффициенты модуляции частот 1 и 2 одинаковы m1 m2 . При отклонении от курса посадки коэффициенты модуляции оказываются неравными. На самолете о его положении относительно задаваемого направления можно судить по разности коэффициентов модуляции (т.е. разности глубин модуляции РГМ m1 m2 ) путем сравнения амплитуд огибающих двух частот модуляции. Из принимаемых бортовым приемником ВС сигналов выделяются огибающие колебаний частот 1 и 2 , формируется постоянное напряжение, пропорциональное РГМ. При этом возможно разделение сигналов, передаваемых различными антеннами, так как спектры этих сигналов отличны друг от друга. Упрощенная структурная схема курсового радиоприемника представлена на рисунке 4.33 [17]. НЧ колебания с выхода амплитудного детектора (АД) поступают на фильтры Ф1 и Ф2, настроенные на частоты 90 и 150 Гц. Эти ко248 Бленкер убирается из поля зрения, когда на выходе выпрямителей действуют колебания и 90 Гц, и 150 Гц. При исчезновении хотя бы одного из этих колебаний бленкер экспонируется в поле зрения пилота, что указывает на отказ наземного РМ или бортового ПРМ. Глиссадным РМ присуща важная особенность, отличающая их от КРМ: в формировании поля излучения ГРМ активное участие принимает земная поверхность (ЗП) вблизи его антенны. Результирующая ДНА ГРМ образуется путем интерференции прямого и отраженного от земли излучений, ДНА приобретает многолепестковый характер. Под углами max , в которых эти сигналы синфазны, образуются максимумы ДН, а под углами min , в которых сигналы противофазны, формируются ее провалы. Первый максимум располагается под углом max1 arcsin( / h) / 4h , а первый нуль – под углом min1 / 2h . Углы наклона максимумов относительно ЗП определяются соотношением между высотой подвеса антенны и длиной волны [17]. При равносигнальном методе задания глиссады требуется создать две пересекающиеся ДН. Для их формирования используют две антенны, устанавливаемые на различных высотах h1 и h2 , формирующие две различные ДН. К антеннам подводятся колебания, модулируемые по амплитуде напряжениями различных низких частот 1 и 249 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы 2 . ДН верхней и нижней антенн носят многолепестковый характер, поэтому в вертикальной плоскости могут образоваться несколько РСН, наклоненных под разными углами. Количество лепестков ДН пропорционально отношению h / , но у верхней антенны их количество больше. Пересечение первых от уровня ЗП лепестков ДН определяет направление рабочей равносигнальной зоны (заданной глиссады), а пересечение последующих лепестков – направление ложных глиссад. При этом требуется исключить захват бортовым оборудованием ложных глиссад. В ГРМ системы посадки типа ILS сигналами с частотой модуляции 90 Гц запитывается нижняя антенна, а сигналами с частотой модуляции 150 Гц – верхняя антенна. Курсовые и глиссадные РМ посадочных систем II и III категорий должны обеспечить высокую стабильность задаваемых направлений в пространстве и других выходных характеристик. Этим требованиям не отвечают равносигнальные маяки, используемые в системах ILS I категории. Поэтому в СП высокой точности (II и III категорий) в качестве КРМ и ГРМ применяются радиомаяки с «опорным нулем» [17] или суммарно-разностные радиомаяки [20]. 4.8. Спутниковые радионавигационные системы Спутниковые радионавигационные системы (СРНС) относятся к РСДН. С их помощью можно определить МП объектов (потребителей навигационной информации) в любой точке земного шара. Основу СРНС составляет сеть синхронно работающих передающих опорных станций (ОС), расположенных на навигационных спутниках (НС), двигающихся по известным орбитам. Многопозиционное построение позволяет увеличить размер рабочей зоны СРНС до глобального и повысить точность местоопределения за счет использования избыточной информации, когда число ОС (НС) превышает минимально необходимое и возможен выбор тех НС, расположение которых обеспечивает минимальное значение геометрического фактора [20]. В настоящее время в мире все активнее используются глобальные навигационные спутниковые системы (ГНСС) – ГЛОНАСС, 250 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы GPS (Global Positioning System), BDS (BeiDou Navigation Satellite System) и Галилео. Наряду с ГНСС, в последнее время стали развиваться региональные спутниковые системы, охватывающие навигационным полем некоторые локальные регионы Земли. Примером таких систем являются японская система QZSS (Quasi-Zenith Satellite System) и индийская IRNSS (Indian Regional Navigation Satellite System) [30]. 4.8.1. Общие сведения о спутниковых РНС МП потребителя определяют по результатам измерения дальности до ОС или разности дальностей до двух ОС. Для определения дальности R необходимо измерить время, затрачиваемое радиоволной на прохождение расстояния R от потребителя до ОС. Такой метод определения расстояний до потребителя возможен только при синхронизации временных шкал всех НС и аппаратуры потребителей. Существуют следующие системы отсчета времени. Всемирное время UT (Universal Time – всемирное среднее солнечное время Гринвичского меридиана) – год, месяц, число, час, минута и секунда. Год, месяц и число определяются по григорианскому календарю, а час, минута и секунда – по местному времени на Гринвичском меридиане – t UT . Время UT равно среднему местному времени минус L (L – географическая долгота потребителя, причем восточная долгота берется как L , а западная как L ). Международное атомное время TAI (Time Atomic International) установлено Международным бюро времени на основе показаний атомных часов в различных учреждениях в соответствии с определением секунды как единицы времени в Международной системе единиц SI. При этом использованы отсчеты около 300 атомных часов метрологических лабораторий свыше 50 стран. Всемирное координированное время UTC (Universal Time Coordinated) введено для согласования равномерной шкалы атомного времени с неравномерной шкалой фактически наблюдаемого всемирного времени UT. UTC – атомное равномерно текущее время, корректируется на 1 с, когда отклонение от UT1 превышает 0,9 секун251 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы ды. Коррекция выполняется в последнюю секунду 30 июня или 31 декабря, или в обе даты. Поэтому шкалы UTC и TAI различаются только целым числом секунд. Поясное время ZT формируется как ZT UTC n ( n – номер часового пояса) [20]. Повышение точности наблюдений привело к необходимости создания нескольких шкал времени. Это обусловлено различиями гравитационных потенциалов в центре масс Солнечной системы, в центре масс Земли и на поверхности Земли. Земное время TT (Terrestrial Time) – соответствует времени, наблюдаемому на вращающемся геоиде. Введено в 1991 г. (взамен применявшегося с 1979 г. земного динамического времени TDT). Это время используется в качестве независимого аргумента в расчетах геоцентрических эфемерид спутников. Практически время TT определяется по атомной шкале TAI: ТT NAI+32,184 c . Геоцентрическое координатное время TCG (Geocentric Coordinate Time) отнесено к центру масс Земли и предназначено для системы отсчета GCRS. Оно линейно связано с земным временем TT. Барицентрическое координатное время TCB (Barycentric Coordinate Time) предназначено для системы отсчета BCRS в качестве аргумента в расчетах движений КА в удалении от Земли. В СРНС имеются несколько сопряженных шкал времени: 1. Системная шкала (СШВ) формируется квантовыми эталонами времени и частоты со стабильностью порядка 1014 (с помощью водородного стандарта частоты). СШВ синхронизируется с UTC. 2. Бортовая шкала (БШВ) формируется также бортовыми квантовыми эталонами частоты со стабильностью не менее 1013 (например, с помощью цезиевых эталонов). На каждом НС имеется свой эталон времени БШВ, синхронизированный со шкалой UTC и задающий шкалу времени системы (СШВ). 3. Для формирования бортовых шкал времени потребителей (ШВП) используются кварцевые эталоны частоты со стабильностью порядка 109...1010 . Существенными особенностями СРНС являются: размещение ПРД на НС, перемещающихся с большими скоростями, приводит к значительному доплеровскому сдвигу частоты принимаемых сигналов; использование СВЧ диапазона для обеспечения прохождения радиосигнала через слои ионосферы; охват всей территории земной поверхности (глобальность рабочей зоны); массогабаритные ограничения передающей аппаратуры (ограничение мощности излучаемого сигнала); необходимость знания потребителем информации о координатах НС для решения навигационной задачи; необходимость периодической коррекции траектории движения НС в пространстве (коррекция орбиты) [17]. Известны четыре глобальные СРНС – GPS (Global Positioning System, США), ГЛОНАСС (Глобальная навигационная спутниковая система, Россия), BDS (BeiDou Navigation Satellite System, Китай) и Galileo (Европейское содружество государств), которые обеспечили качественно новый уровень координатно-временных определений по точности, доступности, оперативности и глобальности, и две региональные СРНС – IRNSS (Indian Regional Navigation Satellite System, Индия) и QZSS (Quasi-Zenith Satellite System, Япония) [30–32]. Обычно МП самолета (координаты X C , YC , Z C ) и НС (ИСЗ) (координаты X , Y , Z ) определяются в геоцентрической системе координат (рисунок 4.34), начало которой находится в центре земного шара (ЦЗШ), ось X C направлена к точке пересечения плоскости экватора (ПЭ) с Гринвичским меридианом (ГМ), а ось Z C – к северному полюсу (СП). Самолетная бортовая аппаратура получает от НС его координаты в виде эфемерид, поэтому эфемеридные данные НС пересчитываются на борту ВС в геоцентрическую систему координат. В большинстве СРНС используется дальномерный метод МП самолета – в отличие от разностно-дальномерного метода, используемого значительно реже (из-за сложности формирования пространственных гиперболоидов). 252 253 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Основным уравнением дальномерного метода, вычисляющим расстояние R между самолетом и НС, является соотношение Для снижения этой погрешности необходимо использовать высокостабильные (не хуже 1014 ) генераторы сигналов. Для однозначного определения МП самолета дальномерным методом СРНС должна включать в себя не менее трех НС. На практике в целях повышения надежности МП в зоне видимости располагаются не менее 4 НС. Типовой состав ГНСС: 1. Космический комплекс (орбитальная группировка, ракетнокосмический комплекс, наземный комплекс управления и контроля). 2. Система апостериорного высокоточного определения эфемерид и временных поправок. 3. Аппаратура потребителей навигационной и временной информации. 4. Средства фундаментального обеспечения (средства определения и прогнозирования вращения Земли, средства формирования шкалы времени, средства уточнения астрономических и геодезических параметров). 5. Функциональные дополнения (широкозонная дифференциальная система коррекции и мониторинга, региональные дифференциальные системы, локальные дифференциальные системы). Классификация СРНС возможна по следующим признакам: расстояние от НС до ЗП – низкоорбитальные ( H 1000...10000 км, tОБР 105 мин), среднеорбитальные ( H 10000...20000 км, tОБР 12 ч), высокоорбитальные ( H 20000 км); режим работы аппаратуры ВС – пассивные (на ВС нет передатчика для излучения запросных сигналов на НС) и активные (ВС излучает запросные сигналы); измеряемый навигационный параметр – дальномерные (измеряется дальность НС-ВС), разностно-дальномерные (измеряется разность дальностей до двух НС), доплеровские (измеряется доплеровский сдвиг частоты сигнала, излученного аппаратурой НС), дальномерно-доплеровские (определяется дальность между ВС и НС и радиальная скорость путем измерения доплеровского сдвига частоты); используемые сигналы – СРНС с широкополосными и узкополосными сигналами; степень охвата земной поверхности – глобальные и региональные; тип орбит – системы с НС, размещенными на эллиптических, круговых, полярных и экваториальных (в т. ч. геостационарных) орбитах [20]. В СРНС определение координат потребителя осуществляется с использованием радиосигналов, которые излучаются непрерывно со всех находящихся в эксплуатации НС. Основными требованиями, предъявляемыми к радиосигналам СРНС, являются: 1) возможность их эффективного разделения в приемнике; 2) обеспечение высокой 254 255 R ( X X С ) 2 (Y YС ) 2 ( Z Z С ) 2 ctЭ , (4.31) где ctЭ – ошибка измерения дальности, обусловленная расхождением эталонов времени tЭ на самолете и НС. Рис. 4.34. Геоцентрическая система координат Глава 4. Авиационные радионавигационные системы точности измерения параметров сигнала; 3) обеспечение возможности определения координат и скорости потребителя. В качестве радиосигнала в СРНС изначально используется радиосигнал с фазовой манипуляцией, под которой понимают дискретное изменение фазы несущего колебания через заданные временные интервалы. В общем случае изменение фазы сигнала может проводиться на конечное число разных фазовых углов. В СРНС используют два таких угла: 0 и , а соответствующий вид манипуляции называют бинарной (двоичной) фазовой манипуляцией (ФМ-2 или BPSK – binary phase shift keying). Сигнал с бинарной фазовой манипуляцией имеет вид [3] s (t ) A0 cos[0t (t ) 0 ] , (4.32) где A0 – амплитуда сигнала; (t ) – функция фазовой манипуляции. В ГНСС предусмотрены меры, позволяющие военным потребителям определять навигационно-временные параметры с более высокой точностью. Потребители военного назначения имеют возможность выполнять навигационные определения по сигналам, излучаемым НС на двух частотах, за счет чего удается компенсировать неизвестную дополнительную задержку сигнала при распространении в ионосфере. Для остальных потребителей сигнал второй частоты, структура которого также позволяет выполнять дальномерные измерения с повышенной точностью, недоступен (доступ к нему закрыт за счет использования трудно обнаруживаемого кода). Основные характеристики сигналов ГЛОНАСС и GPS приведены в таблице 4.6 [17]. Каждый НС излучает непрерывные сигналы, поэтому на вход приемника аппаратуры потребителя (АП) одновременно поступают сигналы от всех НС, находящихся в зоне радиовидимости. Необходима такая структура сигналов, которая позволила бы разделять их на приемной стороне. Также необходимо обеспечить измерение параметров сигналов, несущих информацию о дальностях до НС и скоростях их изменения с высокой точностью и передачу эфемеридной информации потребителям для решения навигационной задачи. В системе GPS используется кодовое разделение каналов: все НС излучают сигнал на одной частоте, но каждый сигнал модулирован индивидуальным кодом (коды должны быть по возможности ор256 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы тогональны между собой для уменьшения внутрисистемных помех, приводящих к ошибкам при разделении сигналов). Таблица 4.6 – Основные характеристики сигналов ГЛОНАСС и GPS Параметр Разделение каналов Длительность элемента кода СТ (С/А), ВТ (Р), мкс Период кода СТ, С/А ВТ (Р) Частота излучения СТ+ВТ, С/А+Р, ВТ, Р, МГц Скорость передачи служебной информации, бит/с Длительность кадра, с Длительность суперкадра, мин Количество кадров в суперкадре ГЛОНАСС частотное/кодовое 2 0,2 1 мс (511 элементов) 511000 элементов GPS кодовое 1598 – 1606 1242 – 1248 50 (1) (0,1) 1,02 мс (1023 элемента) 7 сут. (2,35 1014 элементов) 1575,4 1227,6 50 30 2,5 5 30 12,5 25 При кодовом разделении, радиосигналы одного семейства излучаются на одной и той же несущей частоте и отличаются видом модулирующей последовательности дальномерного кода. Аналитическая запись радиосигнала при кодовом разделении имеет вид sКР i (t ) A G ДКi (t )GНCi (t )cos(0t 0i ) , где i – номер радиосигнала (совпадающий с номером НКА); G ДКi (t ) – бинарная модулирующая последовательность дальномерного кода, уникальная для каждого НКА и принимающая значения ±1; 0 – несущая частота, одинаковая для всех НКА; 0i – начальная фаза; A – амплитуда радиосигнала; GНCi (t ) – бинарная последовательность символов навигационного сообщения. Символьная скорость последовательности G ДКi (t ) много выше, чем у GНCi (t ) . 257 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы В системе ГЛОНАСС используется частотное/кодовое разделение каналов: каждый НС излучает сигнал на индивидуальной частоте. В ГЛОНАСС кодовое разделение используется в радиосигналах частотного диапазона L3 (L3OC), а также в перспективных радиосигналах открытого доступа L1OC, L2OC и санкционированного доступа L1SC, L2SC в частотных диапазонах L1, L2. В системе ГЛОНАСС внедряются перспективные навигационные радиосигналы с кодовым разделением. В диапазоне L1 будут передаваться следующие радиосигналы: L1SCd – радиосигнал санкционированного доступа, модулированный данными (информационная компонента); L1SCp – радиосигнал санкционированного доступа, не модулированный данными (пилотная компонента); L1OСd – радиосигнал открытого доступа, модулированный данными (информационная компонента); L1OСp – радиосигнал открытого доступа, не модулированный данными (пилотная компонента). В диапазоне L2 будут передаваться следующие радиосигналы: L2SCd – радиосигнал санкционированного доступа, модулированный данными; L2SCp – радиосигнал санкционированного доступа, не модулированный данными (пилотная компонента); L2 КСИ – сигнал для передачи служебной информации (в том числе информации космической системы поиска и спасения (КСПС)); L2OСp – радиосигнал открытого доступа, не модулированный данными (пилотная компонента). При частотном разделении радиосигналы одного семейства излучаются на разных несущих частотах и таким образом разделяются в спектральной области. Аналитическая запись радиосигнала при частотном разделении имеет вид sЧР i (t ) A G ДК (t )GНCi (t )cos(0i t 0i ) , Глава 4. Авиационные радионавигационные системы ±1; 0i – несущая частота, уникальная, для каждого НКА из видимой группировки; 0i – начальная фаза; A – амплитуда радиосигнала; GНCi (t ) – бинарная последовательность символов навигационного сообщения. Символьная скорость последовательности G ДК (t ) много выше, чем у GНCi (t ) . Дальность и скорость изменения дальности до НС в АП определяются путем измерения задержки момента приема сигнала относительно известного момента его излучения аппаратурой НС и доплеровского сдвига частоты. Требования к повышению точности оценки задержки и доплеровского сдвига частоты противоречивы. Минимальная среднеквадратическая погрешность (СКП) оценки задержки сигнала обеспечивается при увеличении его эффективной ширины спектра, что при использовании обычных импульсных сигналов эквивалентно уменьшению его длительности. Минимальная же СКП оценки доплеровского сдвига частоты обеспечивается при увеличении эффективной длительности сигнала. Данное противоречие разрешается при использовании сигналов с большой базой В Т ЭФ FЭФ , (4.33) где i – номер радиосигнала (совпадающий с номером НКА); G ДК (t ) – бинарная модулирующая последовательность, которая содержит один и тот же дальномерный код для всех НКА и принимающая значения где Т ЭФ – эффективная длительность сигнала; FЭФ – эффективная ширина спектра сигнала. Такими свойствами обладают используемые в СРНС шумоподобные сигналы (ШПС), которые можно получить с помощью бинарной (0, или / 2 , / 2 ) фазовой манипуляции несущей по закону псевдослучайной последовательности. Манипулирующая псевдослучайная последовательность (ПСП) называется навигационным кодом, каждый элемент которого жестко привязан к шкале времени, формируемой спутниковым эталоном времени и частоты (ЭВЧ). Зафиксировав в АП момент приема соответствующего элемента кода (или кодовой последовательности в целом), можно определить дальность до НС. Используемые в СРНС фазоманипулированные сигналы обладают высокой помехоустойчивостью и имеют автокорреляционные 258 259 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы функции с узкими пиками по временной задержке и доплеровской частоте, за счет чего достигается высокая точность оценки указанных параметров сигнала [17]. 4.8.2. Состав и основные функции спутниковых РНС СРНС представляют собой комплекс взаимодействующих РЭС, расположенных на спутниках, ВС и других потребителях, а также на наземных пунктах и предназначенных для определения пространственных координат, составляющих скорости ВС и точного времени. В состав СРНС входят три основные подсистемы (рисунок 4.35). На рис. 4.35 введены обозначения: ССС – станция слежения за спутниками; КВЦ – координационно-вычислительный центр; КИС – командно-измерительные станции; СЗСИ – станции загрузки служебной информации. Глава 4. Авиационные радионавигационные системы 1. Подсистема НС. Различают следующие группировки НС: низковысотные (высота орбит H 1000...10000 км); средневысотные (высота орбит H 10000...20000 км); геостационарные (высота орбит H 36000 км). Подсистема НС – сеть, созвездие или орбитальная группировка НС, выполняющих роль подвижных радионавигационных точек с известными координатами и скоростью, относительно которых измеряются навигационные параметры на ВС. Основными функциями спутников СРНС являются: формирование и излучение навигационного сигнала; прием, хранение и передача потребителю служебной информации, полученной с КИК и необходимой для расчета МП спутника в аппаратуре потребителя (АП); поддержание стабильности шкалы времени системы; стабилизация и ориентация спутника на орбите [3, 17]. НС излучает в направлении самолета радиосигналы, предназначенные для определения МП самолета, основными из которых являются следующие: кодовые радиосигналы идентификации данного НС; навигационные радиосигналы, по которым осуществляется измерение координат самолета; радиосигналы эфемерид данного НС, погрешностей его эталона времени, а также альманаха (содержащего эфемериды всех НС, входящих в состав СРНС), употребляемого при выборе НС; радиосигналы дополнительных сведений (поправка на ионосферную рефракцию, сведения о «возрасте» той или иной информации, служебная информация и т.д.) [3]. Выбор конфигурации и состава орбитальной группировки НС позволяет создать в околоземном пространстве глобальное и точное навигационно-временное поле. Значения координат и скорости НС, рассчитанные для фиксированных моментов времени по результатам прогнозирования его движения, называют эфемеридами. Совокупность эфемерид всех спутников сети называется альманахом. Удается Рис. 4.35. Структура спутниковой РНС 260 261 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы прогнозировать эфемериды с высокой точностью (до 2…3 м) на время до 12 часов. 2. Сеть наземных станций образует подсистему контроля и управления (ПКУ), предназначенную для управления полетом и работой бортовой аппаратуры всех НС системы и для снабжения их информацией, необходимой для выполнения высокоточных и надежных навигационных измерений. ПКУ иногда называют наземным командно-измерительным комплексом (КИК). КИК выполняет следующие операции: определение орбит НС; вычисление расхождения бортовых шкал времени НС со шкалой системного времени; предсказание эфемерид НС и уходов бортового времени; формирование массива служебной информации, закладка его в память соответствующего спутника; телеметрический контроль работы систем спутника и диагностика их состояния [20]. Станции и центры из состава ПКУ выполняют функции: ССС – измерение дальностей и регистрация метеоусловий для расчета поправок на дополнительные задержки радиосигнала при распространении его в ионосфере и тропосфере; КИС – слежение за НС, определение фактических значений эфемерид и расхождения шкал времени НС с системным временем по данным телеметрии, трансляция на НС сигналов коррекции для эталонных генераторов НС и ввода поправок времени и параметров орбиты НС, а также различного рода служебной информации; СЗСИ – закладку в память бортового компьютера НС информации об эфемеридах, поправок к системному времени, поправок на условия распространения радиоволн и другой служебной информации, закладка служебной информации – не реже 1 раза в сутки; КВЦ – обзор и обработку информации о параметрах фактического движения НС и о функционировании системы с целью прогнозирования эфемерид и расчета поправок, чем поддерживается требуемая точность решения навигационных задач потребителями [17]. Системный эталон времени и частоты (СЭВЧ) является ядром ПКУ и обеспечивает синхронизацию всех процессов СРНС, в том числе синхронизацию излучаемых НС навигационных сигналов с системной шкалой времени. 3. Аппаратура потребителей (АП) состоит из аппаратуры, установленной на космических кораблях, самолетах, вертолетах и др. объектах, и позволяет определить свое МП и другие интересующие потребителя навигационные элементы. АП включает также аппаратуру специального назначения, например, для выполнения геодезических работ, аппаратуру системы единого времени и т.д. В настоящее время АП СРНС является неотъемлемой частью комплексов навигационного обеспечения различных ВС, нуждающихся в высокоточных данных собственного МП в любой момент времени. Навигационная аппаратура потребителей (НАП) СРНС предназначена для определения пространственных координат и параметров движения потребителя, текущего времени и других навигационных параметров в результате приема и обработки радиосигналов, излучаемых НС. При этом под параметрами движения потребителя понимаются три составляющие вектора скорости, в частном случае – составляющие вектора ускорения, а также производные от них параметры. Кроме того, определение текущего времени подразумевает поправки к шкалам времени и частоты собственного хранителя времени и опорного генератора [33]. Для решения основной задачи НАП СРНС принимает излучаемые каждым видимым НС радиосигналы, производит синхронизацию по всем компонентам модуляции радиосигналов, измеряет радионавигационные параметры радиосигналов, выделяет навигационное сообщение и обрабатывает полученную информацию, преобразуя ее в оценки координат и параметры движения потребителя. Данный процесс называют навигационно-временным определением. Обобщенная схема НАП СРНС приведена на рисунке 4.36. На рис. 4.36 обозначено: А – антенна; СЧ – синтезатор частот; МШУ – малошумящий усилитель; ТПЧ – тракт промежуточной частоты; ППО – процессор первичной обработки; ПВО – процессор вторичной обработки; КИО – контроллер информационного обмена; ПУИ – пульт управления и индикации [33]. 262 263 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы подстилающей поверхности и окружающих объектов); 3) ошибки в эфемеридах (координатах) спутников; 4) геометрия наблюдений, точность математических, физических и геофизических моделей, используемых при обработке результатов; 5) влияние помеховых сигналов, частоты которых лежат в полосе сигналов спутниковых систем. Основные типы отечественных авиационных приемоиндикаторов СРНС приведены в таблице 4.7 (СКП – среднеквадратическая погрешность) [17]. Таблица 4.7 – Основные типы авиационных приемоиндикаторов СРНС Рис. 4.36. Обобщенная схема навигационной аппаратуры потребителя Цифровой вычислитель (ЦВ) служит для извлечения навигационной и другой информации из принятых и преобразованных в цифровую форму радиосигналов. ЦВ также можно разделить на ППО, ПВО радиосигналов и КИО. ППО (сигнальный процессор) предназначен для распараллеливания обработки входного сигнала на n каналов; формирования опорных сигналов дальномерного кода и управляемых опорных генераторов; корреляционной обработки сигналов в каждом из N каналов; поиска сигналов по задержке и частоте; слежения за дальномерным кодом, частотой сигналов и формирование оценок псевдодальности, псевдодоплеровской частоты и псевдофазы; выделения навигационных данных, передаваемых в радиосигналах; оценки отношения сигнал/шум для принимаемых радиосигналов; привязки шкалы времени потребителя к системной шкале времени СРНС. ПВО (навигационный процессор) предназначен для: декодирования навигационной информации из навигационных сообщений; оценки координат потребителя и составляющих его вектора скорости; вывода (ввода) информации потребителю (от потребителя). На точность определения координат СРНС существенное влияние оказывают ошибки, возникающие при выполнении процедуры измерений. Природа этих ошибок различна: 1) аппаратурные (инструментальные) ошибки; 2) ошибки, связанные с влиянием внешней среды (задержки в различных слоях атмосферы, отражения радиоволн от 264 Кол-во каналов приема Частотные диапазоны и коды ГЛОНАСС Частотные диапазоны и коды GPS Точность (1 ): по координатам, м по высоте, м по скорости, м/с СКП (2 ) определения координат (авт./диф.), м: режим СТ / режим ВТ дифф. режим СТ / ВТ СКП (2 ) определения высоты, м: режим СТ/ВТ дифф. режим СТ/ВТ СКП (2 ) определения скорости, м/с Погрешность (2 ) формирования ШВ, мкс Частота обновления данных, Гц Внешний интерфейс А-737 24 А-737И 24 L1 CT, BT* L1 C/A 23,3 26,6 0,17 ППА-С/В 48 L1, L2, L3 CT, BT L1, L2* C/A СРНС-24 + + 12,5 15 0,17 30 / 4 15 / 11 7/5 45 / 4 20 / 20 10 / 7 0,3 (0,05) 0,2 1 и 10 РТМ2,3 RS-232 265 0,5 10 РТМ2,3 МКИО RS-232 CAN, USB Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Потребляемая мощность, не более, Вт Глава 4. Авиационные радионавигационные системы 4.9. Глобальные навигационные спутниковые системы Восполнение орбитальной группировки GPS осуществляется запуском КА «Block IIF», которые должны сменить на орбите КА «Block IIА», КА «Block III» придут на смену КА «Block IIR» В таблице 4.8 приведены основные параметры спутников GPS. Основная задача КА «Block III» – предоставление навигационных услуг с помощью нового сигнала L1C и повышение точности эфемеридно-временной информации, доступности навигационного сигнала, мощности излучения, а также увеличение срока активного существования. Началась разработка первых двух КА серии GPS IIIF, что позволит существенно снизить время сборки, установки и тестирования, благодаря модернизации серийного производства на основе опыта производства GPS III [31]. 4.9.1. GPS (Global Positioning System) Таблица 4.8 – Основные параметры спутников GPS 24 / 51 24 / 40 38 / 60 40 Одними из основных требований, предъявляемых к современной НАП ГНСС как радиотехническому измерителю, являются повышение точности навигационно-временных определений и помехоустойчивость. В последние годы российские производители направили серьезные усилия на разработку и выпуск аппаратуры потребителей СРНС ГЛОНАСС и совмещенных приемников ГЛОНАСС/GPS различного назначения. GPS (Global Positioning System – глобальная система определения координат, США) – спутниковая поисковая система, составленная из совокупности 24 спутников, помещенных на орбиту американским Министерством обороны и наземных станций слежения, объединенных в общую сеть. В марте 1994 года формирование созвездия GPS было завершено запуском 24-го спутника. Космический сегмент системы GPS состоит из 32 навигационных космических аппаратов (КА), находящихся на шести орбитах высотой 20200 км и наклонением 55О , период обращения 11 ч 58 мин. Орбиты КА системы GPS являются синхронными. Долготы восходящих узлов различаются на 60О [31]. Спутники GPS питаются солнечной энергией, имеются резервные бортовые батареи. Небольшой ракетный ускоритель на каждом КА обеспечивает его правильную траекторию полета. Слежение за орбитальной группировкой осуществляется из главной контрольной станции, расположенной на авиабазе ВВС США Schriever (штат Колорадо) и с помощью 10 станций слежения, три из которых способны посылать на спутники корректирующие данные в виде радиосигналов с частотой 2000…4000 МГц. Спутники последнего поколения распределяют полученные данные среди других КА. 266 Головной подрядчик Срок активного существования Масса, кг Мощность солнечных батарей, Вт Сигналы IIA Rockwell International 7,5 лет КА GPS Block IIR IIR-M Lockheed Lockheed Martin Martin 10 10 лет лет IIF Boeing 12 лет III Lockheed Martin 15 лет 985 1126,7 1126,7 1465,1 2161 710 1040 1040 1900 4480 L1C/A L1/2P(Y) L1C/A L1/2P(Y) L1C/A L1/2P(Y) L2C L1/2 MCode L1C/A L1/2P( Y) L5I L5Q L1M L2M L2C L1C/A L1P(Y) L1C L2C L2M L5 L1/2 MCode Состав орбитальной группировки системы GPS на 01 марта 2021 года [32]: всего в составе орбитальной группировки – 32 КА; 267 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы используются по целевому назначению – 31 КА; временно выведен на ТО – 1 КА. Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Новые модели приемников GPS с системой WAAS (Wide Area Augmentation System) обеспечивают точность определения координат до 2…3 м. Существует новый класс систем, который увеличивает точность измерения до 1 см. Огромное влияние на точность оказывает угол между направлениями на спутники. При большом угле МП будет определяться с большей точностью [31]. Основные сферы применения GPS: картография (при помощи GPS составляются подробные карты и планы местностей с рельефом любой сложности, карты могут использоваться по самым разным направлениям – от туризма до разработки военных стратегий); геодезия (очерчиваются точные границы земельных участков и координаты конкретных объектов); транспортный мониторинг (без помощи GPS отслеживание транспортного потока было бы непозволительной роскошью с применением воздушного слежения); сотовая связь (применяется для определения точного МП абонента, звонящего в службу спасения, пострадавший не всегда может точно указать свои координаты или просто не успевает этого сделать; мониторинг тектоники (при помощи GPS ведутся наблюдения за перемещениями тектонических плит, что позволяет, в частности, спрогнозировать землетрясения и извержения вулканов); при прогнозировании погоды (сотни метеорологических станций по всему свету передают данные по погодным условиям и при этом связывают их со своим МП); в авиации и мореходстве (передатчики GPS позволяют отслеживать курсы самолетов или судов в реальном времени и при необходимости быстро среагировать на сигнал бедствия); геотаргегинг – те или иные события, фотоснимки можно привязать к конкретному месту на Земле (пользуются посетители социальных сетей); навигация (самая распространенная сфера применения GPS на сегодня) [31]. Система координат. В GPS используется Всемирная геодезическая система 1984 года (World Geodetic System – WGS-84). Система времени. Системное время GPS связано с координированным всемирным временем (UTC). Номинально шкала времени GPS имеет постоянное, равное 19 с, расхождение с международным атомным временем TAI. Отсчет времени ведется в неделях GPS и секундах в рамках текущей недели, начало отсчета – 00 ч 00 мин 06.01.1980 г. Номер недели в системе GPS записывается с помощью 10-разрядного двоичного числа, максимальное значение номера недели равно 1023 (далее нулевой номер недели повторяется). Сигналы системы GPS. В системе GPS все НС излучают фазоманипулированные сигналы на частотах L1 1575,42 МГц и L2 1227,6 МГц, получаемых из сигнала номинальной частоты 10,23 МГц. На частоте L1 излучаются сигналы, модулированные кодом, доступным для широкого круга потребителей (С/А-код, Clear Acquisition – легко обнаруживаемый), и кодом, доступным только потребителям военного назначения (Р-код, Protected – защищенный). Сигнал частоты L2 модулирован только Р-кодом. При кодовом разделении каналов в системе GPS каждый НС использует только ему выделенные индивидуальные дальномерные С/Акоды и Р-коды. Длительность элемента С/А-кода, являющегося циклическим кодом Голда, составляет около 0,978 мкс с периодом 1 мс и 1023 элементами кода в периоде. В системе GPS возможно формирование 36 различных кодовых последовательностей С/А-кода. Длительность элемента Р-кода составляет около 0,0978 мкс, при этом полный период Р-кода – около 267 суток. Всего в системе предусмотрена возможность получения 37 индивидуальных Р-кодов. Сигнал несущей частоты L1 модулируется двумя двоичными последовательностями, каждая из которых образована путем суммирования по модулю 2 дальномерного кода и формируемой со скоростью 50 бит/с служебной информации. Разделение излучаемых на одной частоте сигналов, как и в ГЛОНАСС, обеспечивается путем сдвига по фазе на 90О несущей частоты. В системе GPS предусмотрен режим S/A (Selective Availability – ограниченного доступа), который предназначен для снижения точно- 268 269 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы сти определения координат потребителями простым «загрублением» сигналов времени, передаваемых спутником [17]. Навигационное сообщение (кадр информации) содержит 1500 бит информации (5 блоков по 300 бит) и передается за 30 с. Информация об эфемеридах данного НС и данные о поправке к его шкале времени передаются в первых трех блоках. Четвертый и пятый блоки содержат часть информации полного альманаха системы. Полный альманах передается 25 кадрами, образующими суперкадр длительностью 12,5 мин. Периодичность обновления альманаха в АП в системе GPS составляет 12, 5 мин, периодичность обновления эфемерид – 30 с. В таблице 4.9 приведены основные параметры навигационных сигналов системы GPS [31]. Таблица 4.9 – Основные параметры навигационных сигналов системы GPS Несущая частота, МГц Сигнал L1 1575,42 С/A P M L1CD L1CP L2 1227,6 L2C M L5 1176,45 L5I L5Q Длительность кода ПСП, символы 1023 7 дней – 10230 10230 х 1800 7 дней M: 10230 L: 767250 10230 х 10 10230 х 20 Тактовая частота, МГц Вид модуляции 1,023 10,23 5,115 1,023 1,023 BPSK BPSK BOC(10,5) BOC(1,1) TMBOC (6,1,1/11) BPSK BPSK BOC(10,5) BPSK BPSK 10,23 1,023 5,115 10,23 10,23 Скорость передачи ЦИ, бит/с 50/50 50/50 – 100/50 – 50/50 50/25 – 100/50 – Система GPS предоставляет два вида услуг: услугу стандартного позиционирования (Standard Positioning Service – SPS), доступную для всех потребителей; услугу точного позиционирования (Precise Positioning Service – PPS), доступную для санкционированных потребителей. 270 Услуга стандартного позиционирования SPS и временной синхронизации доступна для всех категорий потребителей безвозмездно и глобально, реализуется посредством излучения всеми КА GPS навигационных радиосигналов, модулированных дальномерным кодом C/A (Coarse/Acquisition – грубый прием). Код C/A представляет собой ПСП Голда длительностью 1023 символа с тактовой частотой 1,023 МГц. Услуга точного позиционирования PPS реализуется посредством излучения всеми КА орбитальной группировки GPS навигационных радиосигналов в диапазонах L1 и L2, модулированных дальномерным P(Y)-кодом. Услуга PPS предназначена для использования исключительно ВС США, федеральными агентствами США и вооруженными силами некоторых союзников [30]. НС излучают Р-код, обеспечивающий точность не менее 10 м, и С/А код, обеспечивающий точность около 20 м. 4.9.2. ГЛОНАСС ГЛОНАСС (глобальная навигационная спутниковая система) предназначена для определения МП, скорости движения и точного времени морских, воздушных и других видов потребителей. Летные испытания высокоорбитальной навигационной системы ГЛОНАСС были начаты в октябре 1982 г. запуском спутника «Космос-1413». Система ГЛОНАСС была принята в опытную эксплуатацию в 1993 г. В 1995 г. развернута орбитальная группировка полного состава (24 КА «ГЛОНАСС» первого поколения) и начата штатная эксплуатация системы [32]. ГЛОНАСС в расширенной конфигурации включает в себя следующие составные части: космический комплекс системы ГЛОНАСС, состоящий из орбитальной группировки, средств выведения, наземного комплекса управления; функциональные дополнения, включая систему дифференциальных коррекций и мониторинга, а также региональные и локальные системы мониторинга и дифференциальной навигации; система высокоточной апостериорной эфемеридно-временной информации; 271 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы средства фундаментального обеспечения ГЛОНАСС – системы оперативного определения параметров вращения и ориентации Земли, системы формирования государственной шкалы всемирного скоординированного времени; навигационная аппаратура потребителей. Система ГЛОНАСС предоставляет потребителю два вида услуг – стандартной и высокой точности. Услуги стандартной точности предоставляются потребителям посредством передачи сигналов стандартной точности в L-диапазоне частот. Каждый КА «Глонасс-М» передает навигационные радиосигналы с частотным разделением в двух диапазонах: L1 (1,6 ГГц) и L2 (1,25 ГГц). Сигнал стандартной точности с тактовой частотой 0,511 МГц, предназначенный для использования отечественными и зарубежными гражданскими потребителями, доступен для всех потребителей, оснащенных соответствующей АП, в зоне видимости которых находятся спутники системы ГЛОНАСС. Для определения пространственных координат и точного времени требуется принять и обработать навигационные сигналы не менее чем от 4-х спутников ГЛОНАСС. Штатная орбитальная группировка ГЛОНАСС состоит из 24 спутников, находящихся на средневысотных околокруговых орбитах (таблица 4.10). Глава 4. Авиационные радионавигационные системы на этапе летных испытаний – 2 КА. В таблице 4.11 приведены основные параметры спутников ГЛОНАСС (БСУ – бортовое синхронизирующее устройство) [32]. Таблица 4.11 – Основные параметры спутников ГЛОНАСС Параметры Годы развертывания Срок жизни, лет Масса, кг Энергопотребление, Вт Суточная нестабильность БСУ, ТЗ / фактическая Тип сигнала Тип КА ГЛОНАСС 24 19 100 3 25 420 11 ч 15 мин 44 с 64,8° Состав орбитальной группировки системы ГЛОНАСС на 01 марта 2021 года [32]: всего в составе орбитальной группировки – 28 КА; используются по целевому назначению – 23 КА; временно выведено на ТО – 2 КА; орбитальный резерв – 1 КА; 272 ГЛОНАСС-К ГЛОНАСС-К2 1982… 2005 3…5 1500 2003… 2016 7 1415 1400 2011… 2018 10 935 1270 2018… 5 1013 11013 11013 11014 11013 5 1014 5 1014 5 1015 FDMA FDMA, CDMA L1OF (1602 МГц) L2OF (1246 МГц) L3OC (1202 МГц) FDMA, CDMA L1OF (1602 МГц) L2OF (1246 МГц) L3OC (1202 МГц) L2OC (1248 МГц) L1SF (1592 МГц) L2SF (1237 МГц) L1SF (1592 МГц) L2SF (1237 МГц) L2SC (1248 МГц) FDMA, CDMA L1OF (1602 МГц) L2OF (1246 МГц) L1OC (1600 МГц) L2OC (1248 МГц) L3OC (1202 МГц) L1SF (1592 МГц) L2SF (1237 МГц) L1SC (1600 МГц) L2SC (1248 МГц) Сигналы с открытым доступом L1OF (1602 МГц) Сигналы с санкционированным доступом L1SF (1592 МГц) L2SF (1237 МГц) Таблица 4.10 – Орбитальная группировка ГЛОНАСС Количество штатных КА Высота орбиты, км Количество плоскостей Большая полуось, км Период Наклонение ГЛОНАСС-М 273 10 1600 4370 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Сигналы системы ГЛОНАСС. Каждый НС излучает фазоманипулированные по закону ПСП навигационные сигналы двух типов: сигнал кода СТ (стандартной точности), достаточно легко обнаруживаемый и доступный любым пользователям; сигнал кода ВТ (высокой точности), трудно обнаруживаемый и доступный ограниченному кругу пользователей, прежде всего военным потребителям. Каждый НС излучает навигационные сигналы в двух частотных диапазонах: L1 1600 МГц (сигналы кодов СТ и ВТ) и L2 1240 (только кода ВТ). Номинальные значения частот излучаемых сигналов f k1 f1 k f1 и f k 2 f 2 k f 2 , где k 1, ..., 24 – номер литера рабочих частот; f1 0,5625 МГц и f 2 0, 4375 МГц – разнос частот между соседними каналами, выбранный с учетом максимально возможных доплеровских сдвигов частот принимаемых сигналов. С целью сокращения количества занимаемых частотных каналов антиподные (сдвинутые по истинной аномалии на 180О ) НС одной орбиты излучают сигналы на одинаковых частотах. Рабочие частоты f k 1 и f k 2 когерентны и формируются от одного ЭВЧ, при этом их соотношение f k1 f k 2 9 7 . Прием сигнала на двух частотах позволяет устранить неизвестную дополнительную ионосферную задержку сигнала, которая зависит от частоты. В качестве манипулирующих в системе ГЛОНАСС используются М-последовательности – рекуррентные линейные циклические последовательности, которые формируются в результате циклических перестановок некоторого кодового слова (образующего полинома) с помощью сдвигающего регистра. Число разрядов n сдвигающего регистра определяет период последовательности L 2n 1 . Код СТ содержит 511 символов в периоде (формируется генератором кода с тактовой частотой 0,511 МГц), длительность символа кода К 1,957 мкс. Период повторения кода СТ Т ПК 1 мс, что позволяет АП достаточно легко его обнаружить. Образующий полином 274 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы кода имеет вид G( X ) 1 X 5 X 9 . Интервал однозначного измерения дальности RОДН cTПК . Сигнал специального кода ВТ содержит 511000 символов в периоде (формируется генератором кода с тактовой частотой 5,11 МГц) и имеет существенно больший период повторения при длительности элемента кода К 0, 2 мкс, что обеспечивает невозможность его обнаружения обычной АП. Служебная информация (эфемериды, поправки к шкале времени НС, поправки на распространение радиоволн, альманах системы и др.) передается одновременно с навигационным сигналом путем его дополнительной НЧ фазовой манипуляции. Для этого код служебной информации накладывается на дальномерные коды путем сложения по модулю 2. Результирующий манипулирующий сигнал имеет вид (4.34) xP(t ) D(t ) , xG(t ) D(t ) , где xP(t ) – код ВТ; xG(t ) – код CТ; D(t ) – код служебной информации [17]. Излучаемый НС радиосигнал (рисунок 4.37д) получается путем фазовой манипуляции несущего колебания двоичной последовательностью, образованной суммированием по модулю 2 дальномерного кода СТ (рис. 4.37г) или ВТ, цифровой информации навигационного сообщения (рис. 4.37а) и вспомогательного сигнала типа «меандр» (рис. 4.37б). При этом элементы дальномерного кода и навигационного сообщения синхронизируются импульсами синхронизации, вырабатываемыми ЭВЧ НС с периодом 1 мс (рис. 4.37в). В упрощенном виде излучаемый i-м НС сигнал можно представить в виде S1i (t ) xP(t ) D(t ) cos(1i t i ) xG(t ) D(t ) sin(1i t i ) , (4.35) S2i (t ) xP(t ) D(t ) cos(2i t i ) , (4.36) где 1i , 2i – несущая частота сигнала соответственно в диапазоне L1 и L2; i – начальная фаза ВЧ-заполнения, привязанная к шкале времени, формируемой ЭВЧ i-го НС. 275 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Разделение излучаемых на одной частоте сигналов СТ и ВТ производится за счет того, что несущие на одной и той же частоте сдвинуты друг относительно друга по фазе на 90О . Кроме того, сигнал СТ образуется фазовой манипуляцией несущей на 0, , а сигнал ВТ – манипуляцией на / 2 , / 2 . В системе ГЛОНАСС служебная информация передается пятью кадрами в виде потока цифровой информации (оперативной и неоперативной) со скоростью 50 бит/с. Кадр служебной информации содержит 1500 бит информации и занимает 30 с. Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Неоперативная информация включает в свой состав альманах системы, поправку к шкале времени ГЛОНАСС относительно универсальной (всемирной) шкалы времени UTC и другую информацию о состоянии системы и параметрах орбитальной группировки. Часть неоперативной информации передается в каждом кадре, но ее полный объем – пятью кадрами, образующими суперкадр длительностью 150 с. Периодичность обновления альманаха в АП в системе ГЛОНАСС составляет 2,5 мин, а периодичность обновления эфемерид – 30 с. В таблице 4.12 приведены основные параметры навигационных сигналов ГЛОНАСС [32]. Таблица 4.12 – Основные параметры навигационных сигналов ГЛОНАСС Рис. 4.37. Формирование сигнала СТ системы ГЛОНАСС В состав оперативной информации входят эфемериды, поправки к шкале времени, создаваемой ЭВЧ, и другая информация, относящаяся к данному НС. Оперативная информация передается в полном объеме в каждом кадре. 276 Несущая частота, МГц Сигнал L1 1600,995 L2 1248,06 L3 1202,025 L1OCd L1OCp L2 КСИ L2OCp L3OCd L3OCp Длительность кода ПСП, символы 1023 4092 1023 4092 10230 10230 Тактовая частота, МГц Вид модуляции 1,023 1,023 1,023 1,023 10,23 10,23 BPSK(1) BOC(1,1) BPSK(1) BOC(1,1) BPSK(10) BPSK(10) Скорость передачи ЦИ, бит/с 125 – 250 – 100 – Система координат. Передаваемые каждым КА системы ГЛОНАСС в составе оперативной информации эфемериды описывают положение фазового центра передающей антенны данного КА в связанной с Землей геоцентрической системе координат ПЗ-90 (большая полуось эллипсоида – 6378,136 км): начало координат расположено в центре масс Земли; ось Z направлена в Условный полюс Земли, как определено в рекомендации Международной службы вращения Земли (IERS); ось X направлена по линии пересечения плоскости экватора Земли и начального меридиана, установленного Международным бюро времени (BIH); ось Y дополняет геоцентрическую прямоугольную систему координат до правой. 277 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Система времени. В качестве шкалы системного времени ГЛОНАСС принята условная непрерывная шкала времени, формируемая на основе шкалы времени Центрального синхронизатора системы. Центральный синхронизатор оснащен водородными стандартами частоты. Опорной шкалой времени для системы ГЛОНАСС является национальная координированная шкала времени России UTC(SU). UTC(SU) – шкала времени Государственного эталона частоты и времени России, задаваемая государственным первичным эталоном времени и частоты (ГЭВЧ) Российской Федерации. Шкала UTC(SU) является ступенчато равномерной шкалой. Она периодически подвергается секундной коррекции на ±1 с, осуществляемой по решению Международного бюро времени, когда разность (UT1 – UTC) по модулю достигает значения 0,75…0,9 с. Коррекция шкалы UTC(SU) производится, как правило, с периодичностью 1 раз в год (в 1,5 года), в конце одного из кварталов (в 00 ч 00 мин 00 с): в ночь 31 декабря на 1 января, 31 марта на 1 апреля, 30 июня на 1 июля, 30 сентября на 1 октября по шкале UTC(SU) (в 3 ч 00 мин 00 с по шкале МДВ (Московское декретное время)) и осуществляется одновременно всеми пользователями, воспроизводящими или использующими шкалу UTC(SU) [30]. Расхождение между шкалой системного времени ГЛОНАСС и UTC(SU) не должна превышать 1 мс. Шкала времени ГЛОНАСС корректируется одновременно с плановой коррекцией на целое число секунд шкалы координированного всемирного времени UTC [32]. Наземный комплекс управления ГЛОНАСС включает в себя: Центр управления системой (ЦУС ГЛОНАСС); контрольные станции (КС); центральный синхронизатор (ЦС). 4.9.3. BDS (BeiDou Navigation Satellite System) BeiDou Navigation Satellite System (Навигационная спутниковая система BeiDou, BDS – BeiDou System) – глобальная навигационная спутниковая система, принадлежащая Китайской Народной Республике. BeiDou означает «Северный ковш» (название созвездия «Большая медведица» в древней китайской астрономии). В Международном со278 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы юзе электросвязи система зарегистрирована под обозначением «Компас» («Compass»). Китай приступил к самостоятельной разработке спутниковой навигационной системы BeiDou в 1994 году. В 2000 году начато проектирование второго поколения системы BeiDou, которая будет включать большее число спутников и обслуживать не только территорию КНР, но и другие районы. 15 декабря 2003 года система BeiDou первого поколения была сдана в эксплуатацию, что позволило стране войти в тройку стран, владеющих собственной спутниковой навигационной системой. О создании китайской глобальной навигационной системы объявлено в 2006 году. В ноябре 2017 г. подписано Совместное китайско-американское заявление о совместимости и взаимодополняемости BDS и GPS. В ноябре 2018 г. заключено соглашение между Правительствами РФ и КНР о сотрудничестве в области применения ГНСС ГЛОНАСС и BDS в мирных целях. Опубликованы интерфейсные контрольные документы на сигналы В1С, В2а, В3I. Третий этап развития китайской спутниковой навигационной системы получил название BeiDou-3. Данная система позиционируется уже как глобальная. Именно BeiDou-3 будет напрямую конкурировать с американской GPS, европейской Galileo и российской ГЛОНАСС. Основные принципы построения BDS: 1. Открытость. Строительство и развитие BDS ведется открыто, система должна предоставлять высокое качество бесплатных услуг пользователям по всему миру. 2. Автономность. BDS должна обеспечивать работу по всему миру независимо от других ГНСС. 3. Совместимость. BDS должна быть пригодна для совместного использования с другими ГНСС. 4. Прогрессивность. В процессе строительства и эксплуатации системы должно вестись планомерное повышение качества и внедрение новейших технологий [30]. Орбитальная группировка BeiDou-3 состоит из 35 КА, из которых 5 КА «BeiDou-G» должны находиться на геостационарной орбите (точки 58,75О в.д., 80О в.д., 110,5О в.д., 140О в.д. и 160О в.д.; 279 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы высота 35786 км), 27 КА «BeiDou-М» – на средней круговой орбите (высота 21528 км, период обращения 12 ч 53 мин 24 с, наклонение 55О ) и 3 КА «BeiDou-IGSO» – на геосинхронных наклонных высоких орбитах (пересечение экватора подспутниковой трассой в точке 118О в.д., высота орбиты 35786 км, наклонение 55О ). Спутники имеют возможности SAR (РЛС с синтезированной апертурой антенны) и SBAS (спутниковая система дополнения), аналогичные GPS и ГЛОНАСС. Последний спутник системы BeiDou-3 был выведен на заданную орбиту 23 июня 2020 года, он является 30-м среди аппаратов BDS-3 и 55-м в семействе спутников BeiDou. Состав орбитальной группировки космической навигационной системы BDS на 01 марта 2021 года: всего в составе орбитальной группировки – 49 КА трех поколений (BDS-1, BDS-2 и BDS-3); используются по целевому назначению – 44 КА; не используется по целевому назначению – 5 КА [32]. 31 июля 2020 в Доме народных собраний в Пекине прошла торжественная церемония запуска системы Beidou-3. Система координат. Параметры движения КА «BeiDou» передаются в китайской геодезической системе координат 2000 г. (China Geodetic Coordinate System 2000 – CGCS2000). Центр данной системы координат совпадает с центром масс Земли. Ось Z направлена на опорный полюс Международной службы вращения Земли (IRP – IERS Reference Pole), ось Х – из центра системы координат в точку пересечения опорного меридиана Международной службы вращения Земли (IRM – IERS Reference Meridian) и плоскости, перпендикулярной оси Z. Ось Y дополняет данную систему координат до правой тройки. IRP и IRM определены в соответствии с International Terrestrial Reference System (ITRS, Международная земная система координат). Отсчётной поверхностью для системы координат CGCS2000 является одноименный эллипсоид (большая полуось эллипсоида 6378,137 км). Система времени. В качестве шкалы времени системы определено китайское универсальное глобальное время, которое поддерживается атомными стандартами частоты, установленными в центре управления в Пекине. Время системы Beidou (BDT – BeiDou navigation satellite system Time) связано с координированным всемир- ным временем (UTC) и синхронизировано с ним с точностью 100 нс. Началом отсчета BDT является 00 ч 00 мин 01 января 2006 г. (UTC). BDT использует для отсчета времени секунду, определённую в международной системе единиц (СИ), и «leap second» (високосную секунду) как основную величину для компенсации накоплений (leap second — дополнительная секунда, добавляемая к всемирному координированному времени UTC для согласования его со средним солнечным временем UT1) [30]. Предусмотрена совместимость BDT со временем GPS/Galilеo. Расхождение между шкалами времени GPST/GST измеряется и передается. Характеристика сигналов BDS. Сигналы на В1 и В2 представляют собой сумму каналов I и Q, которые находятся в фазовой квадратуре друг от друга. Сигнал состоит из несущей частоты, дальномерного кода и навигационного сообщения. Сигналы на В1 и В2 выражаются следующим образом: 280 281 j j j SB1j (t ) AB1I CB1I (t ) DB1I (t )cos[2 f1t B1I ] AB1Q CB1j Q (t ) DB1j Q (t )sin[2 f1t B1j Q ], j j j SB2j (t ) AB2I CB2I (t ) DB2I (t )cos[2 f 2t B2I ] AB2Q CB2j Q (t ) DB2j Q (t )sin[2 f 2t B2j Q ], (4.37) (4.38) где AB1I , AB2I – амплитуды B1I и B2I; AB1Q , AB2Q – амплитуды B1Q и B2Q; CB1I , CB2I , CB1Q , CB2Q – дальномерные коды B1I, B2I, B1Q, B2Q; DB1I , DB2I , DB1Q , DB2Q – данные, модулирующие дальномерный код B1I, B2I, B1Q, B2Q; f1 – несущая частота B1I; f 2 – несущая частота B2I; B1I – начальная фаза несущей B1I; B2I – начальная фаза несущей B2I; B1Q – начальная фаза несущей B1Q; B2Q – начальная фаза несущей B2Q [30]. Передаваемый сигнал модулируется при помощи квадратурнофазовой манипуляции QPSK (Quadrature Phase Shift Keying). Несущие частоты B1I и B2I должны быть когерентны и формируются от общего источника опорной частоты установленного на борту спутника. Передаваемые сигналы подвергаются квадратурной фазовой модуляции. Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы В системе BDS задержка сигнала на пути между бортовым источником опорной частоты включена в навигационное сообщение и определена с точностью не менее 0.5 наносекунд. Кроме того, отличие задержек для сигналов B1 и B2 также определены с точностью до одной наносекунды. Beidou-3 настроена на внедрение новых полос частот: В1С/В1I/В1А (1575,42 МГц), В2а/В2b (1191,795 МГц), В3I/В3Q/В3А (1268,52 МГц), включая тестовую частоту Bs (2492,028 МГц). После запуска в 2015 г. КА нового поколения руководство программой «Beidou» сообщило об изменении структуры навигационного сигнала В1: смещение центральной частоты с 1561,098 на 1575,42 МГц (как у гражданских сигналов GPS L1 и Galilеo E1) и изменение модуляции QPSK на МВОС (аналогичную модуляции сигнала GPS L1С и Galilеo E1). Это направлено на обеспечение взаимодополняемости системы BDS с ГНСС Galilеo и GPS [31]. Навигационное сообщение BDS. Навигационное сообщение BDS в зависимости от необходимой скорости передачи и передаваемой информации разделено на два блока: D1 и D2. D1 содержит эфемериды спутника, альманах системы и параметры часов спутника, это сообщение транслируется спутниками на среднеземной и геосинхронных орбитах со скоростью в 50 бит. D2 содержит сведения о целостности радионавигационного поля и ионосферную сетку, это сообщение транслируется геостационарными спутниками BDS со скоростью в 500 бит. Навигационное сообщение в формате D1 представляет собой суперкадр (36000 бит, 12 мин), включающий в себя 24 кадра (1500 бит, 30 с), каждый кадр включает в себя 5 подкадров (300 бит, 6 с), а каждый подкадр включает в себя 10 слов (30 бит 0,6 с) [30]. Навигационное сообщение D2 NAV содержит основную навигационную информацию и дополнительную сервисную информацию. Сообщение D2 NAV содержит следующую основную навигационную информацию: Преамбула (Pre); Идентификатор подкадра (FraID); Секунда в неделе (SOW); Номер недели (WN); Индекс точности измерений (URAI); Флаг работоспособности спутника (SatH1); Параметры модели ионосферной задержки; Групповая задержка сигнала на спутнике (TGD1, TGD2); Возраст данных коррекции часов (AODC); Параметры коррекции часов; Возраст данных эфемерид (AODE); Параметры эфемерид; Номер страницы (Pnum); Параметры альманаха; Номер недели альманаха (WNa); Информация о здоровье спутника (Heai, i 1 30 ); Смещение системы времени относительно других систем: – временные параметры относительно UTC; – временные параметры относительно GPS time; – временные параметры относительно Galileo time; – временные параметры относительно GLONASS time. Основная навигационная информация в сообщении D2 содержатся в том же формате, что и в сообщении D1. Отличаются только форматы передачи номера страницы (Pnum) и секунды в неделе (SOW) [30]. Станции слежения оборудованы двухчастотными приемниками UR240 и антеннами UA240, способными принимать сигналы GPS и BDS. 7 из них размещены в Китае: в Чэнду (CHDU), Харбине (HRBN), Гонконге (HKTU), Лхасе (LASA), Шанхае (SHA1), Ухане (CENT) и Сиане (XIAN), а также еще 5 – в Сингапуре (SIGP), Австралии (PETH), ОАЭ (DHAB), Европе (LEID) и Африке (JOHA). В 2019 г. построены 12 новых наземных командноизмерительных станций, зона покрытия сигналов В1I и В3I, ранее доступных лишь в Азиатско-Тихоокеанском регионе, к началу 2020 года расширилась до всей поверхности земного шара. В настоящее время наземная система функционального дополнения BDS и других ГНСС состоит из 155 базовых станций и около 2200 региональных станций на территории Китая и обеспечивает до- 282 283 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы ступ к базовому набору услуг. Предоставляемая системой услуга высокоточного местоопределения применяется во многих сферах (картография и геодезия, учет земельных ресурсов, мониторинг подземных толчков, транспорт и метеорология). Точность позиционирования системы BDS для гражданского населения составляет менее 10 м, точность измерения скорости менее 0,2 м/с. Для военных нужд позиционирование производится с точностью до 10 см. 4.9.4. Галилео (Galileo) Галилео (Galileo) – совместный проект спутниковой системы навигации Европейского союза и Европейского космического агентства. Система предназначена для решения геодезических и навигационных задач. Galileo предоставляет первичные услуги координатно-временного и навигационного обеспечения (КВНО) и поисковоспасательные услуги в глобальном масштабе с декабря 2016 года. Система Galileo официально введена в эксплуатацию15 декабря 2016 г. Система состоит из трех сегментов: космического сегмента; сегмента контроля и управления; сегмента НАП/аппаратуры спутниковой навигации. Два первых навигационных КА были запущены 20 октября 2011 г. с помощью ракеты «Союз-СТБ» с космодрома в Куру. Технология выведения КА Galileo предполагает групповые запуски по два КА на российской ракете-носителе «Союз» и по четыре КА на европейской ракете «Ариан-5» [31]. Космический сегмент Galileo (по состоянию на 01.03.2021 г.): состав орбитальной группировки – 26 КА; используется по назначению – 22 КА; временно выведено – 2 КА; на этапе летных испытаний – 2 КА; высота орбиты – 23 222 км; количество плоскостей – 3; большая полуось – 29 640 км; период – 14 ч 4 мин 45 с; 284 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы наклонение – 56 град. В таблице 4.13 приведены основные параметры спутников системы Galileo (БСУ – бортовое синхронизирующее устройство) [32]. Таблица 4.13 – Основные параметры спутников Galileo Параметры Головной подрядчик Срок жизни, лет Масса, кг Мощность энергосистемы, Вт Нестабильность БСУ, нс Тип сигнала Тип КА GIOVE-A SSTL GIOVE-B IOV FOC EADS Astrium GmbH 12 700 1420 OHB AG 2 600 667 EADS Astrium GmbH 2 630 1100 10 10 10 10 L1 + E5 L1+E6 L1, E5, E6 L1, E5, E6 L1, E5, E6 12 730 1420 В таблице 4.14 приведены основные параметры навигационных сигналов Galileo [32]. Таблица 4.14 – Основные параметры навигационных сигналов Galileo Несущая частота, МГц Сигнал Е1 1575,42 Е6 1278,75 Е5 1191,79 Е1А Е2В Е1С Е6А Е6В Е6С Е5а-1 Е5а-1Q Е5b-1 Е5b-1Q Длительность кода ПСП, символы – 4092 4092 – 5115/1 5115/100 10230/20 10230/100 10230/4 10230/100 285 Такт. частота, МГц 2,5575 1,023 1,023 5,115 5,115 5,115 10,23 10,23 10,23 10,23 Вид модуляции BOC(15,2,5) MBOC (6,1,1/11) BOC(10,5) BPSK BPSK AltBOC (15,10) Скорость передачи ЦИ, бит/с 50/100 125/250 – 50/100 500/1000 – 25/50 – 125/250 – Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Система координат. В системе ГАЛИЛЕО используется традиционная геоцентрическая декартова система координат, которая получила название Galileo Terrestrial Referenfce Frame (GTRF). Эта система координат связана с международной земной системой координат ITRF, ее расхождение с ITRF не превышает 3 см с вероятностью 0,95. Для поддержания GTRF создана специальная геодезическая служба ГАЛИЛЕО, которая также обеспечивает участие международного сообщества в определении и поддержании системы координат GTRF. Система времени. Шкала времени системы ГАЛИЛЕО (Galileo System Time – GST) – непрерывная атомная шкала времени с постоянным смещением на целое количество секунд относительно международного атомного времени TAI. Со шкалой времени UTC шкала GST имеет переменное расхождение на целое количество секунд. Шкала GST поддерживается системой атомных эталонов частоты, основанных на активных водородных генераторах. Для корректировки GST система синхронизации наземного комплекса управления ГАЛИЛЕО получает из Международного бюро мер и весов информацию о шкале времени TAI. Согласно техническим требованиям на систему ГАЛИЛЕО, расхождение между GST и TAI не должно превышать 50 нс с вероятностью 95 %. Информация о величине расхождения шкалы времени GST относительно шкал TAI и UTC включена в навигационное сообщение для передачи потребителям. Время в навигационном сообщении передаётся в формате, аналогичном GPS, в виде номера недели и количества секунд внутри текущей недели. В навигационном сообщении, по сравнению с GPS, увеличено число разрядов, предназначенных для передачи информации о номере недели. Это обеспечивает измерение времени в течение 4096 недель (более 78 лет), что больше аналогичного параметра системы GPS, где интервал составляет 1024 недели или 19,5 лет. Начало отсчета системного времени GST – 22 августа 1999 года – время, когда неделя GPS достигла значения 1024. Точность временной синхронизации по сигналам ГАЛИЛЕО составит 30 нс с вероятностью 95 % на любом суточном интервале. Отдельным параметром передается расхождение между шкалами времени GPS и GST аналогично тому, как это сделано в ГЛОНАСС [32]. 286 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Наземный сегмент Galileo состоит из двух независимых контуров – контура управления КА (GCS – Ground Control Segment) и контура эфемеридно-временного обеспечения КА (GMS – Ground Mission Segment) [31]. На первом этапе развертывания системы ГАЛИЛЕО функции координирующего центра контура управления GCS выполняет центр управления в Оберпфафенхофене (Германия), а функции центра контура GMS – центр управления в Фучино (Италия). На этапе полной эксплуатационной готовности все задачи наземного комплекса управления будут координироваться обоими центрами в режиме горячего резервирования. Полностью развернутая орбитальная группировка ГАЛИЛЕО обеспечит работу трех режимов навигационного обслуживания и предоставит следующие виды навигационных услуг: Открытая услуга (Open Service) – открытые сигналы, без абонентской и другой платы, доступные всем видам потребителей. Коммерческая услуга (Commercial Service) – зашифрованный сигнал, доступ к двум дополнительным сигналам, более высокая скорость передачи данных. Коммерческая услуга будет обеспечивать две функции – глобальную высокоточную навигацию и аутентификацию навигационного сигнала. Для технической реализации коммерческой услуги CS будут использоваться сигналы открытой услуги плюс два зашифрованных сигнала в диапазоне E6. Услуга с регулируемым государством доступом (Public Regulated Service) – для координатно-временного обеспечения регламентированных пользователей (два сигнала PRS c зашифрованными дальномерными кодами) [32]. Для обеспечения предоставления услуг системы ГАЛИЛЕО созданы и функционируют ряд обеспечивающих центров: Центр летных испытаний полезной нагрузки (In-Orbit Testing – IOT) в Реду (Бельгия). Два центра контроля запусков и начальных операций (Launch and Early Operations – LEO) в Тулузе (Франция) и Дармштадте (Германия). Центр мониторинга характеристик (Galileo Reference Center – GRC) в Нордвике (Нидерланды). 287 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Центр геодезического и временного обеспечения (Time and Geodesy Verification Facility – TGVF) в Нордвике (Нидерланды). Два центра контроля безопасности применения услуги с регулируемым доступом PRS во Франции и Великобритании. Центр услуг ГАЛИЛЕО (Galileo Service Centre – GSC) в Мадриде (Испания), в задачи которого войдет обеспечение потребителей информацией об открытой и коммерческой услуге системы ГАЛИЛЕО, а также об услугах EGNOS. Текущий этап проекта начался в 2014 году, объем финансирования – около 220 млн евро в год. Возможно, лицензия на эксплуатацию будет передана частным компаниям. Качество сигнала системы Galileo позволило в 2019 году обеспечить наименьшую зафиксированную погрешность измерения дальности – около 0,25 м за счет следующих факторов: 1) увеличения количества КА, используемых по целевому назначению; 2) модернизации наземного комплекса управления; 3) увеличения частоты закладки данных навигационных сообщений (снижения «возраста» эфемеридных данных). Сведения о наличии КА в составе орбитальных группировок (ОГ) ГНСС (по состоянию на 01.03.2021 г.) приведены в таблице 4.15. Таблица 4.15 – Состав орбитальных группировок ГНСС Количество КА Всего в составе ОГ Используются по целевому назначению Не используются по целевому назначению Временно выведено на ТО На этапе летных испытаний Орбитальный резерв GPS ГЛОНАСС BDS Galileo 32 31 28 23 49 44 26 22 5 1 2 2 1 288 2 2 Орбитальные параметры группировок GPS, ГЛОНАСС, BDS и Galileo приведены в таблице 4.16 (1 – средняя круговая орбита, 2 – геостационарная орбита, 3 – геосинхронная наклонная орбита). Таблица 4.16 – Орбитальные параметры группировок ГНСС Высота орбит КА, км Период обращения Общее количество КА Количество орбитальных плоскостей Количество КА в орбитальной плоскости Наклонение орбит, град GPS 20181 ГЛОНАСС 19100 11 ч 57 мин 32 11 ч 16 мин 24 6 Galileo 23222 3 BDS 21528 1 35786 2,3 12 ч 53 мин 1 27 1 + 5 2 +33 31 4…6 8 91 55 64,8 0,3 55 9+1 резерв 56 14 ч 05 мин 27 +3 резерв 3 Альманах системы содержит информацию об орбитальных параметрах всех КА (для грубого расчета положения КА), а также служебную информацию о исправности НКА и смещении БШВ относительно ШВС. Параметры альманаха ГЛОНАСС: 1) номер КА (рабочая точка); 2) номер частотного слота; 3) опорное время альманаха; 4) время прохождения первого восходящего узла орбиты; 5) долгота восходящего узла; 6) поправка к среднему наклонению орбиты; 7) аргумент перигея; 8) эксцентриситет; 9) поправка к драконическому периоду (интервалу между 2 последовательными прохождениями КА через плоскость экватора); 10) поправка к скорости изменения драконического периода; 11) поправки БШВ; 12) признак исправности. Параметры альманаха GPS: 1) номер КА (рабочая точка, № ПСП дальномерного кода); 2) опорное время альманаха; 3) средняя аномалия; 4) долгота восходящего узла; 5) наклонение орбиты; 6) аргумент перигея; 7) эксцентриситет; 8) корень из большой полуоси орбиты; 9) скорость изменения долготы восходящего узла; 10) поправки БШВ; 11) признак исправности. 289 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Параметры альманаха BDS: 1) опорная эпоха альманаха; 2) корень из большой полуоси орбиты; 3) эксцентриситет орбиты; 4) аргумент перигея; 5) средняя аномалия на опорную эпоху; 6) долгота восходящего угла орбиты на опорную эпоху; 7) скорость прямого восхождения; 8) коррекция в наклон орбиты для опорной эпохи; 9) смещение часов спутника; 10) скорость смещения часов спутника [30]. Спутниковая навигация в авиации: 1) авиационные системы навигации (на маршруте, при заходе на посадку, при посадке); 2) системы зависимого наблюдения и предотвращения столкновения; 3) системы управления воздушным движением; 4) системы поиска и спасения; 5) системы мониторинга и управления аэродромной спецтехникой. 4.10. Региональные навигационные спутниковые системы 4.10.1. IRNSS (NavIC) В мае 2006 г. Индия утвердила программу создания системы региональной навигационной спутниковой системы (Indian Regional Navigation Satellite System – IRNSS), которая должна обеспечить автономное навигационно-временное обеспечение на Индийском полуострове. Первый КА IRNSS-1a запущен 8 июля 2013 г. Формирование штатной орбитальной группировки из 7 космических аппаратов закончено в 2016 года. В 2016 году система получила новое название – NavIC (NAVigation with Indian Constellation). Система NavIC предоставляет услуги с открытым и санкционированным доступом, включая обеспечение потребителей данными о целостности навигационного обеспечения. Основные сведения об орбитальной группировке (из 8 КА) приведены в таблице 4.17. КА IRNSS передают навигационные сигналы в диапазоне L5 (1164,45…1188,45 МГц) и в диапазоне S (2483,5…2500 МГц). В каждом из этих диапазонов передается сигнал стандартной точности и сигнал с санкционированным доступом. 290 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Таблица 4.17 – Орбитальная группировка NavIC (IRNSS) на 01.03.2021 г. 5 КА на наклонной геосинхронной орбите количество плоскостей наклонение пересечение экваториальной плоскости 3 КА на геостационарной орбите количество плоскостей наклонение пересечение экваториальной плоскости 2 29О 55О (3 КА) и 111,75О (2 КА) в.д. 1 5О 32,5О , 83О и 129,5О в.д. В таблице 4.18 приведены основные параметры навигационных сигналов NavIC (IRNSS) [32]. Сигнал SPS (Standard Positioning Service) для гражданских пользователей, сигнал RS (Restricted Service) для авторизированных пользователей. Таблица 4.18 – Параметры навигационных сигналов NavIC (IRNSS) L5 S Несущая частота, МГц Сигнал 1176,45 SPS RSdata RSpilot SPS RSdata RSpilot 2492,03 Длительность кода ПСП, символы 1023 1023 Такт. частота, МГц 1,023 2,046 2,046 1,023 2,046 2,046 Вид модуляции BPSK BOC (5, 2) BOC (5, 2) BPSK BOC (5, 2) BOC (5, 2) Скорость передачи ЦИ, бит/с 50 50 Система NavIC использует уникальную гибридную структуру навигационного сообщения, состоящего из четырех подкадров и включающего в себя информацию в фиксированном формате (в подкадрах 1 и 2 передаются первичные параметры – текущее время, признаки состояния КА, ЭВИ, альманах системы) и информацию в гибком формате (в подкадрах 3 и 4 передаются вторичные параметры – параметры ионосферной сетки, текстовые сообщения, дифференци291 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы альные поправки и т.д.). Основной кадр IRNSS состоит из четырех подкадров. Каждый подкадр имеет 600 символов и 16-битное слово синхронизации, за которым следуют 584 бита чередующихся данных Система координат. В системе NavIC используется Всемирная геодезическая система (World Geodetic System – WGS-84). Система времени. Шкала времени NavIC имеет постоянное расхождение с международным атомным временем TAI, так же как системное время GPS и ГАЛИЛЕО. Отсчёт времени ведется в неделях и секундах в рамках текущей недели, начало отсчета – 00 ч 00 мин 22 августа 1999 года [32]. Наземный сегмент управления NavIC включает в себя: командно-измерительные и телеметрические станции, станции закладки информации (TT&C and Land Uplink Stations); 2 центра управления спутниками (Satellite Control Centres); систему мониторинга и контроля целостности в составе станций IRIMS (IRNSS Ranging and Integrity Monitoring Stations); навигационный центр ISRO, в составе которого: − центр управления навигационными операциями (Navigation Control Center); − центр синхронизации (Timing Center); − системы передачи времени (Time Transfer Systems); 4 станции измерения дальности по сигналу CDMA (CDMA Ranging Stations); службу лазерной дальнометрии (Laser Ranging Service); сеть передачи данных. Система NavIC (IRNSS) гарантирует точность 20 м (2 ) при использовании двухчастотной НАП в материковой части Индии и большей части бассейна Индийского океана (в пределах 40О … 125О в.д. и 40О ю.ш. – 40О с.ш.). Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Японская квазизенитная спутниковая система QZSS (QuaziZenith Satellite System (QZSS) – региональная РНС, предназначенная для обслуживания потребителей в Тихоокеанско-Азиатском регионе. Работы по созданию QZSS начались в 2003 г. с разработки концепции, затем в период 2004…2005 гг. было выполнено проектирование и технико-экономическое обоснование проекта. Первый КА «Michibiki» был успешно запущен на околоземную орбиту в сентябре 2010 г. Успешное завершение летных испытаний позволило ввести QZSS в опытную эксплуатацию 22 июня 2011 г. с предоставлением услуг посредством навигационных радиосигналов L1C/A и L2C GPS, а 11 июля 2011 г. – услуг с помощью радиосигналов L1C и L5. Официальная эксплуатация системы QZSS из 4-х спутников была начата 01 ноября 2018 г. Программа развития системы QZSS предполагает создание группировки из 4-х КА, 3 из которых (КА QZS-1,2,-3) предполагается разместить на квазизенитных орбитах (наклонение 43 4О к экватору) в 3-х орбитальных плоскостях. При этом орбитальные плоскости будут разнесены на 120О . Каждый из спутников должен находиться над территорией Японии в течение 8 часов каждые сутки (угол места составляет минимум 60О ). 1 КА планируется разместить на геостационарной орбите. В перспективе к 2024 году размер ОГ планируется довести до 7 КА (включая 1 резервный). Cистема QZSS предоставляет три основные услуги: передача сигналов, идентичных сигналам системы GPS, что позволяет повысить доступность навигации для потребителей услуг GPS, особенно на территории с плотной городской застройкой; передача поправок и информации целостности, рассчитанных по измерениям сети наземных станций; услуга предназначена для обеспечения связи и передачи данных в условиях плотной городской застройки и гористой местности. Система координат. В системе QZSS используется Японская геодезическая система JGS (Japanese Geodetic System), близкая по параметрам к ITRF. Параметры основного эллипсоида JGS соответствуют геодезической системе координат 1980 г., включая положение гравитационного центра Земли и ориентацию осей. Система времени. Системное время QZSS (QZSST) связано с координированным всемирным временем UTC(NICT) и имеет постоянное расхождение на целое количество секунд со шкалой времени GPS (GPST). 292 293 4.10.2. QZSS (Quasi-Zenith Satellite System) Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Шкала времени QZSST имеет постоянное расхождение с международным атомным временем TAI, так же как системное время GPS и ГАЛИЛЕО. Номер недели QZSST соответствует номеру недели GPST. Орбитальная группировка QZSS состоит (по состоянию на 01.03.2021 г.) из 4 КА («Michibiki QZS-1,-2,-3» – на квазизенитных орбитах, «Michibiki QZS-4» – на геостационарной орбите; головной подрядчик – Mitsubishi Electric Corp.; срок активного существования – 12…15 лет; сигналы – L1, L2, L5, L6). В таблице 4.19 приведены основные параметры навигационных сигналов QZSS [32]. Таблица 4.19 – Параметры навигационных сигналов QZSS Несущая частота, МГц Сигнал Длительность кода ПСП, символы Такт. частота, МГц Вид модуляции Скорость передачи ЦИ, бит/с E1 1575,42 L1C/A L1CD L1CP L1SAIF 10230 10230 10230 10230 1,023 1,023 1,023 1,023 BPSK BOC (1, 1) BOC (1, 1) BPSK 50 / 50 100 / 50 – 500 / 250 L2 1227,6 L2C 1,023 BPSK 50 / 25 L5 1176,45 L5I L5Q 10230 10,23 10,23 BPSK BPSK 100 / 50 100 / 50 E6 1278,75 LEX 10230 5,115 BPSK 2000 Наземный сегмент управления QZSS включает в себя: главную станцию управления (Окинава, Япония); командно-измерительные телеметрические станции и станции закладки информации на борт спутников; на этапе запуска и орбитальных проверок задействуются 8 глобально распределенных станций, на этапе эксплуатации – 1 станция на территории Японии; 294 сеть станций мониторинга (4 станции на территории Японии – Окинава, Коганей, Соя и острова Огасавакра, а также 5 станций за пределами Японии – в Бангалоре, Бангкоке, Канберре, на Гавайских островах, на острове Гуам; планируется привлекать 3 станции мониторинга системы GPS; пункт лазерной дальнометрии, cтанция управления временем [32]. 4.11. Системы функциональных дополнений ГНСС Сформировалось два направления развития ГНСС, связанных с повышением точности и надежности предоставляемых ими навигационных услуг: 1) модернизация существующих (GPS, ГЛОНАСС) и создание новых глобальных спутниковых навигационных систем (европейский проект Galileo, китайский проект Beidou); 2) развитие функциональных дополнений (ФД). Функциональные дополнения ГНСС предоставляют потребителям дополнительную информацию, которая позволяет повысить точность и достоверность определения пространственных координат, скорости движения и времени. ФД – это совокупность аппаратных и программных средств, предназначенных для повышения точности, доступности, целостности и непрерывности навигационных определений на основе штатного сигнала СРНС или самостоятельно. Выходная информация ФД доводится до потребителей по специальным каналам связи. Она обычно содержит корректирующую информацию (для устранения или уменьшения погрешностей определения местоположения потребителей) и информацию о целостности ГНСС (для обеспечения достоверности результатов местоопределения). В Российской Федерации и в других странах развернуты ФД различного типа и ведутся активные работы по модернизации существующих и созданию новых систем. Системы функциональных дополнений: 1. Локальные дифференциальные системы (одна или несколько станций сбора измерений (контрольно-корректирующие станции, представляющие собой комплекс высокоточной навигационной аппа295 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы ратуры, установленные в точках с известными координатами), наземные линии передачи данных; зона действия – 50…200 км; погрешность определения МП – 1…5 см) 2. Региональные дифференциальные системы (сеть станций измерений, наземные линии передачи данных, вычислительный центр (ВЦ); зона действия – 400…2000 км; погрешность определения МП – 5…50 см) 3. Широкозонные системы дифференциальной коррекции (региональная сеть станций измерений, каналы передачи данных (КА связи и ретрансляции), ВЦ, наземный комплекс управления (НКУ); зона действия – 2000…5000 км; погрешность определения МП – 0,5…2 м) 4. Глобальные системы дифференциальной коррекции (глобальная сеть станций измерений, каналы передачи данных (КА связи и ретрансляции), ВЦ, НКУ; зона действия – глобальное покрытие; погрешность определения МП – 0,05…2 м) [32]. В настоящее время развиваются пять широкозонных систем дифференциальной коррекции: СДКМ, WAAS, EGNOS, GAGAN, MSAS (таблица 4.20) [32]. Все эти дифференциальные дополнения принято обобщенно называть SBAS (Space Based Augmentation System) – космические вспомогательные дифференциальные системы. Таблица 4.20 – Системы функциональных дополнений ГНСС Широкозонная система дифференциальной коррекции и мониторинга Широкозонная система функциональных дополнений (Wide Area Augmentation System) Европейская геостационарная навигационная служба (European Geostationary Navigation Overlay Service) Геостационарное навигационное дополнение системы GPS Космическая система функционального дополнения (ГНСС) на КА MTSAT (Multiple weatherobservation and air Traffic control SATellite (MTSAT) Satellite Augmentation System) 296 СДКМ Россия WAAS США EGNOS EC Существуют частные глобальные системы дифференциальной коррекции, например, StarFire navigation system (коммерческая система компании John Deere); Starfix DGPS System и OmniSTAR (коммерческая система голландской компании Fugro N.V.). Отдельное место среди глобальных систем дифференциальной коррекции занимает «сервис РРР» (Precise Point Positioning – высокоточное абсолютное позиционирование). Технология PPP способна обеспечить точности позиционирования на уровне от дециметра до сантиметра и более (для режима статики) при сочетании точных спутниковых орбит и часов с двухчастотным приемником сигналов ГНСС. К основным преимуществам технологии PPP по отношению к другим методам дифференциального позиционирования следует отнести то, что для реализации PPP необходим только один приемник и не требуются специальные базовые станции в непосредственной близости от пользователя. Следует специально выделить псевдоспутниковые и ассистирующие ФД. Псевдоспутниковые ФД представляют собой один или несколько псевдоспутников (НС, размещенных на земле), формирующих навигационные сигналы в формате ГНСС. Они дополняют глобальное радионавигационное поле ГНСС в заданном районе и имеют локальную рабочую зону. Ее размер определяется мощностью передатчика псевдоспутников и дальностью прямой видимости. Ассистирующие ФД – системы, реализующие режим «assisted GNSS» и формирующие не корректирующие поправки, а дополнительную вспомогательную информацию для ускорения вхождения в связь с навигационным КА и повышения надежности МП потребителей. 4.12. Системы предупреждения столкновений GAGAN Индия MSAS Япония Система предупреждения столкновений (СПС) определяет положение других ЛА относительно данного с целью избежать столкновений. СПС служат для выдачи экипажу ВС сигнала об опасном сближении самолета в воздухе и команд на выполнение безопасного маневра по расхождению конфликтующих объектов. В основе авиационных СПС лежат, например, автоматический обмен информацией 297 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы о высоте и скорости взаимодействующих ВС и определение расстояния между ними [20]. Выдаваемая СПС информация делится на две категории: о воздушном движении (traffic advisory) и командная (resolution advisory). Информация о воздушном движении заключает в себе только сведения о находящихся поблизости ЛА. По каждому из них сообщается горизонтальная дальность до него, его относительная высота и пеленг. Эта информация индицируется в виде карты на экране навигационного индикатора. Командная информация представляет собой инструкции в символической форме; она может быть двух видов – корректирующая и предотвращающая. Корректирующая информация советует предпринять какой-либо маневр, предотвращающая информация, напротив, показывает, какой маневр нельзя выполнять, иначе возможно столкновение. Эта информация изображается на экране пилотажного индикатора в виде полосок на шкалах скорости и вертикальной скорости. СПС являются одними из основных средств предотвращения гибельного развития конфликта, поскольку позволяют заранее прояснить сложившуюся воздушную ситуацию и выработать сигнал аварийного предупреждения. Концепция функционирования СПС в наиболее общем виде состоит в реализации так называемого « критерия», заключающегося в вычислении (и индикации) текущего значения интервала времени и сравнении его с заранее определенными пороговыми величинами 1 и 2 [3]. Рассмотрим процесс нахождения . Геометрические величины, характеризующие сближение самолетов, показаны на рисунке 4.38. Пусть траектории двух самолетов, движущихся в одной плоскости прямолинейно и равномерно, пересекаются в точке О под углом . При этом в начальный момент времени t0 самолет 1 находится в точке А0 , а самолет 2 – в точке В0 . Расстояние между этими точками обозначим R0 , а угол, под которым самолет 2 наблюдается из самолета 1 – как . Тогда в следующий момент времени t1 самолет 1, летящий со скоростью V1 окажется в точке А1 , а самолет 2, перемещающийся со скоростью V2 – в точке В1 . В общем случае из-за различных скоростей отрезок R1 (расстояние между точками А1 и В1 ) не будет параллелен отрезку R0 . Выполним дополнительные построения. Переместим отрезок R1 параллельно самому себе так, чтобы точка В1 совместилась с точкой В0 – тогда новым положением точки 298 299 А1 окажется точка А1* . Соединим точки А1* и А0 . Перенесем вектор V2 к вектору V1 , разностью этих векторов окажется вектор относи- тельной скорости VОТН , ориентированный вдоль отрезка А0 А1* . Разложим вектор VОТН на две ортогональные составляющие – скорость сближения VСБЛ (вдоль отрезка А0 В0 ) и скорость VНОРМ . Рис. 4.38. Геометрические величины, характеризующие сближение самолетов С помощью рис. 4.38 можно записать соотношения: Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы для скорости сближения VСБЛ V1 cos V2 cos( ) , (4.39) для относительной скорости 2 VОТН V12 V22 2V1V2 cos , (4.40) для нормальной (ортогональной) составляющей скорости 2 2 2 , VНОРМ VОТН VСБЛ Для получения конкретных значений пороговых величин 1 и 2 воспользуемся выражениями длительностей маневра в вертикальной ВЕР и горизонтальной ГОР плоскостях: ВЕР 2 hБЕЗ 2h БЕЗ , 2 V ВЕР (4.45) ГОР RБЕЗ ( RБЕЗ 2 RГОР ) , V2 (4.46) (4.41) для расстояния R1 в произвольный момент времени t [ R1 (t )]2 R02 (VОТН t ) 2 2 R0VСБЛ t , (4.42) где t t1 t0 [3]. Время tСБЛ , отсчитываемое от момента времени t1 до минимального (в пределах треугольника А0 ОВ0 ) расстояния между самолетами 1 и 2, будет определяться из уравнения dR1 (t ) dt 0 и окончательно запишется в виде RV (4.43) tСБЛ 0 2СБЛ . VОТН Если изначально вычисляемую величину рассматривать как минимальное время tСБЛ min , то полагая VСБЛ VОТН , получим R0 VСБЛ . (4.44) Исходя из результатов летной практики, можно сделать вывод, что основным компонентом, влияющим на выбор как интервала времени до наибольшего сближения, является величина R0 . Выражение (4.44) можно трактовать и иначе – наиболее опасной является ситуация, когда VНОРМ 0 и, следовательно, VСБЛ VОТН . При малых значениях VСБЛ алгоритм (4.44) обладает весьма небольшой эффективностью, ибо движение самолетов 1 и 2 происходит по почти параллельным траекториям. Тем не менее, величина R0 является основной при формировании -критерия [3]. 300 где hБЕЗ – безопасная разность высот самолетов 1 и 2; V – скорость самолета, выполняющего маневр; ВЕР – нормальное ускорение в вертикальной плоскости; RБЕЗ – безопасное расстояние в горизонтальной плоскости; RГОР V 2 ГОРtg (4.47) – радиус разворота в горизонтальной плоскости; ГОР – нормальное ускорение в горизонтальной плоскости; – угол крена. Если в выражения (4.45)…(4.47) подставить конкретные величины, взятые из летной практики, то можно найти соответствующие значения ВЕР и ГОР . В частности, для гражданской авиации ( hБЕЗ 150 м; RБЕЗ 400 м; ВЕР 0,1g ; ГОР 0,1g ) минимальная длительность маневра min составляет 20 с, а с учетом реакции пилота и так называемого интервала запаса оно принимается равным 30 с. Поэтому алгоритм работы СПС согласно -критерию формируется следующим образом: если в процессе измерения величина окажется равной значению 1 40 с, самолетами 1 и 2 должно быть начато формирование взаимно-координированных маневров по уклонению от столкновений, а если равной 2 30 с, то должен начаться выполняться маневр [3]. Когда текущее значение меньше, чем 1 , на индикаторном табло пилота должен появиться (загореться) сигнал, запрещающий горизонтальные маневры, а в запросный сигнал включается информа301 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы ция о степенях свободы защищаемого от столкновения самолета: вверх – свободна верхняя зона пространства, вниз – свободна нижняя полусфера, вверх-вниз – свободны обе области, прямо – обе зоны предупреждения заняты. На указанный запрос сближающийся самолет отвечает сигналом, в состав которого соответствующим кодом включается рекомендация защищаемому самолету выполнить один из трех маневров – вверх, вниз или прямо. Полученная рекомендация отображается на индикаторе пилота. При 2 на индикатор пилота выдается команда на выполнение маневра. В случае, когда сближающиеся самолеты достигают высоты безопасного расхождения, указанные команды не передаются, а в запросных сигналах защищаемого самолета перестают передаваться данные о его степенях свободы. Подавляющее большинство бортовых СПС работает в запросноответном режиме: оценка степени опасности складывающейся воздушной обстановки выполняется на защищаемом самолете по информации, содержащейся в сигнале, полученном от облучаемого самолета. Структурная схема импульсной запросно-ответной СПС представлена на рисунке 4.39, при этом запросчик располагается на защищаемом самолете, а ответчик – на облучаемом [3]. Формирование сигнала, излучаемого запросчиком (рис. 4.39а), начинается с первого блока синхронизации (С1), к которому нередко добавляется первый шифратор. Синхроимпульс с выхода С1 запускает первое радиопередающее устройство (ПРД1), радиосигнал заполняется колебанием частоты f 0 , поступающим от когерентного гетеродина (КГ). После этого сигнал, прошедший через первый антенный переключатель (АП1), излучается направленной антенной в пространство. Антенна бортового ответчика (рис. 4.39б) принимает поступивший на нее сигнал, который через второй антенный переключатель (АП2) попадает в первое радиоприемное устройство (ПРМ1). С выхода ПРМ1 сигнал поступает на первый дешифратор (ДШ1). Если в аппаратуре запросчика установлен первый шифратор, то высота полета защищаемого самолета, полученная, например, от барометрического высотомера, вводится в С1 и кодируется в первом шифраторе. В этом случае ДШ1, расположенный в аппаратуре ответчика, определяет значение высоты полета защищаемого самолета и подает это значение на один из входов устройства сравнения (УС). На второй вход УС вводится величина высоты полета облучаемого самолета, УС вырабатывает разность высот двух самолетов, кодируемую во втором шифраторе (Ш2). С выхода Ш2 кодовая посылка поступает на вход второго радиопередающего устройства (ПРД2). Возможен другой вариант. Если в аппаратуре запросчика первый шифратор отсутствует, а выход ПРМ1 подан на один из входов УС – запросный сигнал задает момент измерения высоты облучаемого самолета. Высота полета облучаемого самолета, вводимая в Ш2, далее в виде кодированной последовательности видеоимпульсов поступает на вход ПРД2. Важной особенностью излучения сформированного ответчиком сигнала является изменение (удвоение) частоты заполнения ответного сигнала, выполняемое преобразователем частоты (ПЧ). Второй блок синхронизации (С2) выдает синхроимпульсы на ДШ1, Ш2 и ПРД2. 302 303 а) б) Рис. 4.39. Структурная схема запросчика (а) и ответчика (б) импульсной запросно-ответной СПС Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Принятый от ответчика сигнал (его частота заполнения равна величине 2 f 0 FД , где FД – доплеровская частота) проходит через второе радиоприемное устройство (ПРМ2) на измерительные блоки: на измеритель дальности R0 (ИзД), определение дальности R0 выполняется обычным импульсным методом; на измеритель скорости взаимного сближения VСБЛ (ИзСС) защищаемого и облучаемого самолетов (вычисление скорости VСБЛ по выделенной в ПРМ2 с участием КГ доплеровской частоте FД ); на дешифратор высоты (ДШВ) – если в принятом от ответчика сигнале содержится код высоты полета облучаемого самолета (ДШВ вычисляет еще и разность высот обоих самолетов, причем высота полета защищаемого самолета поступает от С1) или разности высот – если в принятом от ответчика сигнале содержится код разности высот. Далее результаты измерений подаются на соответствующие индикаторы: на индикатор дальности R0 (ИнД), на индикатор скорости сближения VСБЛ (ИнСС) и на индикатор разности высот (ИРВ). Помимо индикаторов ИнД, ИнСС и ИРВ результаты измерений подаются еще и на бортовое устройство управления полетом, в котором по значениям R0 и VСБЛ по (4.44) определяется величина и сравнивается с пороговыми величинами 1 и 2 , а разность высот служит указанием для снижения, сохранения или набора высоты полета самолета. Одним из способов обеспечения повышенной точности работы СПС является использование на борту высокостабильных эталонных генераторов (бортовых «часов»), которые обеспечивают необходимую синхронизацию времязадающих устройств на всех самолетах, взаимодействующих друг с другом. В этом случае используемая СПС называется синхронной. Другой разновидностью СПС, которые нашли широкое применение в авиационной практике, являются асинхронные (высокостабильные эталоны отсутствуют) СПС (например, отечественная система «Эшелон»). АС запросчика асинхронной запросноответной СПС состоит из двух антенн, одна из которых излучает и принимает сигналы с частотой 1597,5 МГц, а вторая – 1602,5 МГц. 304 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы 4.13. Комплексирование инерциальных и спутниковых радионавигационных систем В настоящее время растет осознание необходимости мер и проводятся мероприятия по повышению точности, помехоустойчивости АП, обеспечению непрерывности работы навигационных средств в условиях существования естественных и искусственных помех, маневрирования ВС, затенения антенн АП и возможного ухудшения качества навигационных сигналов КА СРНС. Важнейшим направлением является комплексирование и совместная обработка информации СРНС с информацией других навигационных систем и устройств. Этому способствует то обстоятельство, что на многих ВС помимо АП СРНС размещаются и используются такие средства, как инерциальные и инерциально-доплеровские навигационные системы (ИНС и ИДНС), курсо-доплеровские и курсо-воздушные системы счисления, одометрические системы, аппаратура РСБН и РСДН. ВС имеют также средства измерения барометрической высоты полета, Комплексирование – совместное применение различных по виду и способу формирования физических полей для выработки с помощью разнородных датчиков новой по качеству навигационной информации. Комплексирование может обеспечить: повышение точностных характеристик комплексированной аппаратуры по сравнению с характеристиками ее составляющих; повышение помехоустойчивости и надежности работы комплексируемой аппаратуры; непрерывность определения координат при нарушениях однородности или непрерывности навигационных полей; улучшение динамических характеристик измерителей; сокращение времени выхода аппаратуры в рабочий режим. Используются следующие принципы комплексирования: совмещение функций различных радиотехнических систем, приводящее к появлению многофункциональных интегрированных комплексов (пример – разработка многофункциональных комплексов, которые создаются на базе существующих систем связи, навигации и опознавания); 305 Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы объединение технических средств, измеряющих одни и те же или функционально связанные навигационные параметры, комплексная (совместная) обработка информации (КОИ) и взаимная информационная поддержка нескольких устройств или систем НК. Комплексирование навигационных измерителей является одним из способов повышения точности и надежности навигационного обеспечения ВС. В основе комплексирования лежит избыточность информации об измеряемых навигационных параметрах, получаемой от устройств и систем, работающих на различных физических принципах. Наиболее перспективным направлением является создание комплексной (интегрированной) многофункциональной аппаратуры с гибкой архитектурой [17]. Многие задачи, решаемые навигационными системами, совпадают, поэтому имеет смысл объединить их в единую навигационную систему. Такая интеграция позволит использовать достоинства каждой из систем и компенсировать недостатки, присущие отдельным системам за счет приемуществ других. В настоящее время интенсивно развивается направление, основанное на интеграции инерциальных (ИНС) и спутниковых радионавигационных систем. Под интеграцией понимают структурное, функциональное, схемно-конструктивное объединение в единую систему основанных на различных физических принципах навигационных измерителей. Интеграция позволяет [3]: 1) сильно повысить качество решаемых функциональных задач; 2) снизить общую массу оборудования; 3) повысить надежность, сократить эксплуатационные расходы. Автономное использование ограничивается серьезными недостатками, присущими каждой из них. ИНС характеризуются низким уровнем шумовой составляющей погрешности измерения и высоким темпом выдачи данных, в то же время погрешность измерения носит нестационарный характер, т. е. имеет место накапливающаяся ошибка. СРНС, наоборот, характеризуются отсутствием накапливающихся ошибок и высоким уровнем шумовой составляющей. К тому же спутниковые системы имеют довольно низкую помехоустойчивость и для их работы необходим обзор верхней полусферы. В настоящее время в авиационной технике успешно интегрируются в единый комплекс традиционно применяемые системы – инер- циальные, баровысотомеры и др. СРНС стали применяться лишь в последнее время и используются автономно. Основные характеристики ИНС и СРНС представлены в таблице 4.21 [34]. 306 307 Таблица 4.21 – Основные характеристики ИНС и СРНС Параметр Автономность Привязка к центральным эталонам (системе координат и времени) Шумовая погрешность Накапливающаяся погрешность, необходимость калибровки Помехоустойчивость Перерывы навигационных измерений, обусловленных внешними факторами Темп выдачи данных Возможность резервирования ИНС да нет СРНС нет есть низкая высокая да нет высокая низкая нет есть высокий (до сотен Гц) эффективная низкий (1…10 Гц) неэффективная Автономное использование СРНС во многом обусловлено тем, что в них в основном применяется импортная элементная база, в которой доступны только выходные данные, что не позволяет выполнять глубокое интегрирование на уровне первичной обработки сигналов. По степени интегрирования различают сильносвязанные и слабосвязанные системы. Сильносвязанные системы предусматривают интеграцию на уровне первичной обработки сигналов, т.е. на уровне измеряемых параметров. Слабосвязанные системы интегрируются на уровне выходных параметров [34]. Наибольший эффект дает объединение в комплексной системе навигации (КСН) радиотехнических и нерадиотехнических измерителей (РТИ и НРТИ). Ошибки РТИ и НРТИ обладают различными статическими характеристиками. К таким характеристикам относится прежде всего спектральная плотность погрешности измерений. Ошибки НРТИ являются медленно меняющимися, характеризуются узким спектром, сосредоточенным в НЧ области. Ошибки РТИ, Глава 4. Авиационные радионавигационные системы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы наоборот, являются, как правило, быстро меняющимися и характеризуются широким спектром, значительная часть которого сосредоточена в ВЧ области. К РТИ относятся ДИСС, РВ, бортовая аппаратура РСБН (VOR/DME), РСДН, приемоиндикаторы СРНС. К достоинствам РТИ относятся высокая точность измерения навигационных параметров (практически не зависит от времени полета) и слабая зависимость точности от метеоусловий, времени года и суток; к недостаткам – ограниченная дальность действия (все системы, кроме СРНС), подверженность действию радиопомех и ограниченная пропускная способность (для некоторых типов РТИ). К НРТИ относятся инерциальная навигационная система (ИНС), система воздушных сигналов (СВС), курсовая система (КС). Достоинства НРТИ: неограниченная дальность действия, независимость функционирования от помех для многих типов НРТИ, автономность и скрытность. Недостатки: малая по сравнению с РТИ точность измерения навигационных параметров (как правило, ухудшается с увеличением времени полета) и значительное время готовности после включения [17]. Структурная схема КНС, предназначенной для определения местоположения ВС, представлена на рисунке 4.40. На рисунке 4.40 введены обозначения: СКВ – система курсовертикали; УПК – устройство преобразования координат; КОИ – комплексная обработка информации; НВУ – навигационное вычислительное устройство. Основной навигационной системой ВС является ИНС, которая при потенциально высокой точности лишена известных недостатков счисления по воздушной скорости (зависимость от ветра, маневрирования) и недостатков доплеровского измерителя (зависимость от подстилающей поверхности). ИНС позволяет измерять угловое положение ВС (углы крена, тангажа, курса), угловые скорости изменения крена и тангажа, линейные ускорения (перегрузки), угол сноса, параметры ветра, составляющие горизонтальной скорости и горизонтальные координаты ВС. В состав ИНС могут входить механические, электростатические, кольцевые, лазерные, волоконно-оптические, волновые и микромеханические гироскопы. Наиболее перспективными для использования на ВС считают бесплатформенные ИНС (БИНС), погрешность определения МП которыми составляет 2…5 км за час полета. Для авиации общего назначения перспективными являются ИНС на микромеханических гироскопах, точность которых достигает 2…10 км/ч. Дополнительными датчиками скорости в КНС служит ДИСС и измеритель воздушной скорости, представляющий собой либо датчик воздушной скорости, либо систему воздушных сигналов (СВС), вспомогательным измерителем курса может являться СКВ. Сигналы всех этих устройств и систем обрабатываются в НВУ, где формируются оценки составляющих скорости, на основании чего происходит счисление координат. В НВУ также реализуются алгоритмы КОИ, в простейшем случае путем коррекции счисленных координат по данным, поступающим от бортовой аппаратуры РСБН, РСДН или СРНС. СВС измеряет и вычисляет следующие высотно-скоростные параметры: 1) барометрическую высоту полета (абсолютную и относительную); 2) скорость изменения высоты полета; 3) воздушную скорость (истинную и приборную); 4) число Маха; 5) температуру наружного воздуха; 6) полную температуру торможения; 7) углы атаки и скольжения; 8) давление (динамическое, полное); 9) максимально 308 309 Рис. 4.40. Структурная схема КНС Глава 4. Авиационные радионавигационные системы допустимую воздушную скорость. СВС также формирует сигнализацию о превышении допустимой скорости и сигналы состояния. Для современных КНС в ряде случаев характерно наличие обратных корректирующих связей. Поскольку все указанные системы и устройства определяют навигационные параметры в специфической для каждой из них системе координат, то в алгоритмах НВУ предусмотрен пересчет данных этих систем с помощью УПК в общую систему координат, в которой выполняется КОИ. Максимального выигрыша при комплексировании можно достичь, решив задачу синтеза, в результате которого находится оптимальная структура комплексной системы. Синтез КНС основан на использовании методов оптимальной фильтрации, при этом удается оптимизировать КНС на уровне первичной обработки информации. Другой подход к построению КНС основан на оптимизации вторичной обработки информации (например, с помощью фильтра Калмана). При комплексировании на уровне вторичной обработки информации используют методы взаимной компенсации и фильтрации ошибок навигационных измерителей [17]. Одним из способов комплексирования навигационных измерителей является их объединение по схеме компенсации погрешностей, другим возможным способом комплексирования навигационных измерителей является объединение по схеме фильтрации. Глава 4. Авиационные радионавигационные системы 1. Основные требования, предъявляемые к навигационному обеспечению авиации. 2. Перечислите этапы процесса воздушной навигации. 3. Охарактеризуйте основные навигационные элементы полета ВС (навигационные параметры). 4. Назовите основные классификационные признаки РНС. 5. Перечислите основные тактические характеристики РНС. 6. Перечислите основные технические характеристики РНС. 7. По каким признакам можно классифицировать системы координат, используемые в воздушной навигации? 8. Какие векторы образуют навигационный треугольник скоростей? 9. Перечислите типы ДИСС в зависимости от особенностей технической реализации. 10. Охарактеризуйте режимы излучения и виды модуляции излучаемых колебаний в ДИСС. 11. Назовите основные функциональные элементы ДИСС неследящего типа. 12. Поясните основные преимущества ДИСС с непрерывным режимом излучения немодулированных колебаний. 13. Перечислите недостатки ДИСС с непрерывным режимом излучения немодулированных колебаний. 14. Высота полета. Виды высоты полета. 15. По каким признакам можно классифицировать РВ? 16. Поясните сущность амплитудного и фазового методов определения высоты в РВ. 17. Поясните сущность частотного и импульсного методов определения высоты в РВ. 18. Какие задачи решаются с помощью АРК? 19. Состав структурной схемы автоматического радиокомпаса. 20. Назначение радиотехнических систем дальней навигации. 21. Какие РСДН различают в зависимости от измеряемого навигационного параметра? 22. Какие типы РСДН различают в зависимости от используемого для измерений информативного параметра? 23. Перечислите достоинства РСДН. 24. В каких режимах может работать бортовая аппаратура (приемоиндикатор) РСДН? 25. Какие задачи последовательно решаются в бортовой аппаратуре РСДН? 26. Что входит в состав структурной схемы наземной станции импульсно-фазовой РСДН? 27. На чем основан принцип действия импульсно-фазовой РСДН? 28. Перечислите состав обобщенной структурной схемы АП импульсно-фазовой РСДН. 29. Для чего предназначены радиотехнические системы ближней навигации (РСБН)? 30. По каким признакам различают типы РСБН? 310 311 Контрольные вопросы Глава 4. Авиационные радионавигационные системы 31. Какие навигационные задачи решаются с помощью РСБН? 32. По каким информационным каналам осуществляется взаимодействие бортовой и наземной частей РСБН? 33. Состав упрощенной структурной схемы РМ типа VOR. 34. Для чего предназначены системы посадки? 35. Приведите состав системы посадки. 36. Виды систем посадки. 37. Состав структурной схемы КРМ равносигнального типа. 38. Назовите глобальные навигационные спутниковые системы. 39. Перечислите региональные спутниковые системы. 40. Какие существуют системы отсчета времени? 41. Какие сопряженные шкалы времени используются в спутниковых РНС? 42. По каким признакам возможна классификация СРНС? 43. Какие основные подсистемы входят в состав СРНС? 44. Перечислите основные функции спутников СРНС. 45. Перечислите основные сферы применения GPS. 46. Назовите составные части ГЛОНАСС. 47. Перечислите основные принципы построения системы BDS. 48. Режимы навигационного обслуживания в ГАЛИЛЕО. 49. Состав орбитальной группировки NavIC (IRNSS). 50. Состав орбитальной группировки QZSS. 51. Перечислите системы функциональных дополнений. 52. Для чего служат системы предупреждения столкновений? 53. Что понимают под комплексированием? 54. Перечислите принципы комплексирования. 55. Что понимают под интеграцией? 312 Глава 5 АВИАЦИОННЫЕ РАДИОЛОКАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ 5.1. Общие сведения о радиолокационных системах. Классификация РЛС Под радиолокацией понимают область радиоэлектроники, которая занимается разработкой методов и технических устройств (систем), предназначенных для обнаружения и определения координат и параметров движения объектов с помощью радиоволн [35]. Радиотехнические системы и устройства, решающие задачи радиолокации, называются радиолокационными системами (РЛС) и устройствами, радиолокационными станциями, реже радиолокаторами, радарами. В интересах РЛС с учетом поглощения радиоволн в атмосфере могут быть использованы следующие диапазоны частот: 1) ниже 21 ГГц (поглощения в атмосфере незначительные); 2) от 27 до 40 ГГц ( 8,6 мм, коэффициент поглощения 0,06 дБ/км); 3) от 85 до 107 ГГц ( 3 мм, 0,25 дБ/км); 4) от 230 до 300 ГГц ( 1,2 мм, 0,6 дБ/км); 5) 345 ГГц ( 0,87 мм, 8,6 дБ/км) [3]. Основными задачами РЛС являются: 1) обнаружение цели; 2) разрешение радиолокационных целей; 3) измерение параметров полезного сигнала с целью получения информации о координатах и параметрах движения цели; 4) различение (определение одного из классов целей – воздушные, морские, наземные) и распознавание целей (определение типа цели в заданном классе – самолете, вертолете). РЛС обычно используются в качестве датчиков информации в более сложных структурах – комплексах. Радиолокационный комплекс – это совокупность функционально связанных РЛС, технических систем и устройств, которые обеспечивают решение задачи, возлагаемой на РЛС. Классификацию РЛС можно проводить по различным признакам. Различают РЛС по следующим основным признакам: 1) по способу локации – активные, полуактивные, РЛС с активным ответом, пассивные; 313 Глава 5. Авиационные РЛС Глава 5. Авиационные РЛС 2) по виду излучения – импульсного, непрерывного, квазинепрерывного, шумового и комбинированного излучения; 3) по рабочему диапазону длин волн – миллиметровые, сантиметровые, дециметровые, метровые, декаметровые, многодиапазонные и др.; 4) по назначению – обнаружения целей, разведки, навигационные, управления оружием, обзора, обеспечения полетов, метеорологические, опознавания государственной принадлежности, многофункциональные; 5) по числу измеряемых координат – двухкоординатные (дальность и азимут (АЗ)), трехкоординатные (дальность, АЗ и угол места); 6) по числу занимаемых позиций – однопозиционные, многопозиционные [3]. Авиационные (самолетные) РЛС делятся на: РЛС обзора воздушного пространства (перехвата и прицеливания, дальнего радиолокационного обнаружения (дозора) и наведения, защиты своих самолетов, обхода препятствий в воздухе); РЛС обзора земной поверхности (панорамные, бокового обзора с антенной, расположенной вдоль фюзеляжа, бокового обзора с синтезированной апертурой, подповерхностной радиолокации); многофункциональные РЛС. Авиационные РЛС задействуются для обнаружения наземных, надводных и воздушных объектов, а также для решения задач навигации, бомбометания, пуска ракет, разведки, обеспечения безопасности полета. Среди бортовых РЛС (БРЛС) имеют место: бортовые станции наведения на цели; станции перехвата и прицеливания, используемые на истребителях для обнаружения целей, сближения и атаки, выхода из атаки; самолетные панорамные станции, предназначенные для получения изображения земной поверхности, над которой пролетает ВС; станции бокового обзора, обеспечивающие наблюдение земной поверхности с высокой разрешающей способностью по угловым координатам; РЛ прицелы, устанавливаемые на ВС для обнаружения воздушных целей (ВЦ) и управления стрельбой по этим целям; РЛ дальномеры, предназначенные для точного измерения дальности и используемые совместно с различными прицелами; станции измерения скорости полета ВС; РЛ высотомеры измерения истинной высоты полета ВС; РЛ взрыватели, обеспечивающие подрыв боевого заряда УР при ее приближении к цели [3]. Среди основных задач БРЛС можно выделить: обнаружение и идентификация целей для формирования первичных измерений дальности, скорости сближения, бортовых пеленгов в двух плоскостях (азимута и угла места); завязка траектории истинных и ложных целей с использованием стробов отождествления информации по параметрам первичных измерений; экстраполяция траекторий всех видов (прогнозирование фазовых координат относительно движения целей и ЛА); фильтрация и идентификация вновь поступающих измерений с экстраполируемыми траекториями; коррекция траекторий, выделение истинных целей и сброс ложных отметок [18]. Перечисленные задачи должны выполняться последовательно, однако реальный порядок их выполнения зависит от складывающейся обстановки (тактической, радиоэлектронной, угроз средств поражения, наличия отказов и т.д.) и диктуется общим алгоритмом управления АРЭК. Состав элементов РЛС существенно зависит от назначения и задач, решение которых возлагается на РЛС. Тем не менее при всем многообразии РЛС можно рассмотреть некоторую обобщенную РЛС, элементы которой в той или иной степени присущи большинству современных, а также перспективных РЛС. На рисунке 5.1 приведена обобщенная структурная схема РЛС, в основу работы которой положен активный метод радиолокации при импульсном режиме излучения [35]. На рис. 5.1 введены обозначения: АС – антенная система; АП – антенный переключатель; ПРД – передатчик; ПРМ – приемник; РЛИ – радиолокационное изображение. В качестве дополнительных систем (подсистем), которые могут включаться в состав РЛС, выделяют: 1) робототехнические устройства 314 315 Глава 5. Авиационные РЛС Глава 5. Авиационные РЛС для автоматического свертывания и развертывания АС; 2) аппаратура защиты от высокоточного оружия (ВТО); 3) процессор для управления и обработки РЛИ; 4) система первичного и вторичного питания; 5) система государственного опознавания; 6) автоматизированная система контроля (диагностики), поиска неисправностей и восстановления работоспособности; 7) спутниковая РНС [3]. АП ПРД Канал обнаружения Система управления и синхронизации да ЗГ, ПРД С ПОД ПРМ СВЧ ПРМ ПЧ АЦП ПОСП СИ АС ΔА Аналоговый ПРМ СУВ Инерциальная система Рис. 5.2. Обобщенная схема БРЛС Канал измерения скорости V Упрощенная структурная схема непрерывной РЛС приведена на рисунке 5.3 (Ф –фильтр; ФД – фазовый детектор). Канал измерения угловых координат φг φв Канал распознавания класс тип Канал формирования РЛИ РЛИ Рис. 5.1. Обобщенная структурная схема РЛС На рисунке 5.2 приведена обобщенная схема бортовой РЛС. На рис. 5.2 обозначено: АС – антенная система с элементами управления ДН; ЗГ – задающий генератор; С – синхронизатор; ПОД – процессор обработки данных; СИ – система индикации; ПОСП – процессор сигналов и помех; СУВ – система управления вооружением [37]. 316 АП нет D Канал измерения дальности ПРМ Σ ΔУ комп Система обработки АС БЦВМ Рис. 5.3. Структурная схема непрерывной РЛС Для реализации непрерывной РЛС требуется когерентный ВЧ передатчик (КПРД) и высокостабильный гетеродин (Г). Сигнал гетеродина f Г поступает на 1-й смеситель (СМ1), где смешивается с сигналом передатчика f 0 , в результате чего формируется сигнал на частоте f 0 f Г и подается на 2-й смеситель (СМ2), где смешивается с отраженным от цели сигналом. В результате формируется сигнал на частоте гетеродина, смещенный на частоту Доплера f Д , который далее подается на ФД. На выходе ФД выделяется сигнал только доплеровской частоты, в ре317 Глава 5. Авиационные РЛС зультате чего обеспечивается обнаружение и селекция движущихся целей. Для обеспечения возможности измерения дальности частота передатчика модулируется по периодическому закону (треугольному или синусоидальному). Принцип действия импульсной РЛС основан на излучении в пространство ВЧ импульсных сигналов с периодом повторения, согласованным с максимальной дальностью обнаружения. Когерентными называются РЛС, в которых сигналы обладают когерентными свойствами, и эти когерентные свойства используются при обработке принимаемых отраженных сигналов, которая и называется когерентной. В широком смысле когерентными называются сигналы, структура которых характеризуется жесткой связью по фазе отдельных частей сигнала [36]. Фазовая структура сигналов в этом случае известна или определяется в процессе обработки. Когерентно-импульсная РЛС представлена на рисунке 5.4. Глава 5. Авиационные РЛС (n 1) раз – сигнал местного гетеродина f Г . Сигнал ЗГ может непосредственно использоваться в качестве опорного колебания для когерентного смесителя (фазового детектора (ФД)). Для обеспечения высокой эффективности обнаружения воздушных целей на фоне мешающих отражений от поверхности земли и для увеличения дальности обнаружения целей с малыми ЭПР в составе обзорно-прицельных систем самолетов широкое применение нашли импульсно-доплеровские РЛС (ИДР). Структурная схема импульснодоплеровской РЛС показана на рисунке 5.5 [3]. Рис. 5.5. Структурная схема импульсно-доплеровской РЛС Рис. 5.4. Структурная схема когерентно-импульсной РЛС Колебания задающего генератора (ЗГ) служат основой для формирования всех когерентных колебаний в РЛС. Путем умножения частоты ЗГ, обычно выбираемой равной промежуточной f ПР , в n раз формируется сигнал передатчика СВЧ f 0 nf ПР , а при умножении в 318 Этот класс РЛС характеризуется использованием когерентных последовательностей ВЧ импульсов при обнаружении целей и выполнением когерентной обработки принимаемых отраженных сигналов с осуществлением фильтрации доплеровских частот в наборах узкополосных доплеровских фильтров. ИДР относятся к когерентноимпульсным системам, но обычно выделяются в особый класс РЛС, так как основной операцией при обработке сигналов является выделение из спектра отраженных сигналов доплеровских частотных составляющих обнаруживаемых целей. В настоящее время РЛС с линейной частотной модуляцией (ЛЧМ) сигналами и с фазокодоманипулированными (ФКМ) сигналами (рисунок 5.6) получили наиболее широкое распространение [3, 14]. На рис. 5.6 обозначено: ФМ – фазовый модулятор; УСВЧ – широкопо319 Глава 5. Авиационные РЛС лосный СВЧ усилитель; ФУН – формирователь управляющего напряжения; ГИ – генератор импульсов; С – синхронизатор; УО – устройство обработки. Рис. 5.6. Структурная схема РЛС с ФКМ сигналом и сжатием импульсов Первичным источником ФКМ сигналов является генератор непрерывного СВЧ сигнала (ГН СВЧ). Этот сигнал подается на стробирующую схему (СС) и преобразуется в широкие СВЧ импульсы длительностью И , которые далее поступают на ФМ и кодируются по фазе с определенным дискретом. С этой целью формируется специальный управляющий код, обычно бинарный, обеспечивающий ступенчатое изменение фазы СВЧ сигнала на 180О . Отраженный от цели сигнал после усиления в приемнике подвергается сжатию по длительности, осуществляемому, как правило, с помощью линии с отводами, фазовая характеристика которых соответствует обратному коду ФКМ рабочего импульса РЛС. При использовании оптимальных кодов образующиеся в процессе сжатия боковые лепесткм (БЛ) имеют малую величину. Ядром современных РЛС становятся мощные специализированные ЭВМ. При первичной обработке сигналов они обеспечивают: аналого-цифровое преобразование принимаемых сигналов; защиту от импульсных помех; межпериодное накопление сигналов; автоматическое обнаружение сигналов; селекцию отметок целей и измерение координат отметок; оценку параметров отметок и другие задачи. 320 Глава 5. Авиационные РЛС Во время вторичной обработки с помощью ЭВМ реализуется автоматический захват целей на сопровождение, идентификация отметок, фильтрация траекторий движения целей. Значительное возрастание роли РЭБ привело к тому, что любая современная РЛС оснащена системой помехозащиты (ПЗ), включающей набор соответствующих алгоритмов и устройств. Условно можно выделить три группы ПЗ РЛС [18]. В первую группу входят способы, основанные на применении специальных устройств (компенсаторов помех по БЛ ДНА, устройств бланкирования имитирующих помех, схем селекции движущихся целей (СДЦ)), обеспечивающих частичное или полное устранение помеховых воздействий. Управление устройствами ПЗ осуществляется по принципу «включил–выключил» после установления факта создания помех. Применение первой группы способов ПЗ практически не требует временных затрат РЛС и обеспечивает снижение уровня помех в полосе пропускания приемника. Во вторую группу входят способы, основанные на применении специальных режимов работы, позволяющих эффективно извлекать информацию из помех и затруднять их создание на противостоящей стороне (пассивное сопровождение, сопровождение по переднему импульсу и силовое преодоление («прожигание») ПП). Третья группа включает способы ПЗ, основанные на управлении характеристиками (структурой и параметрами) РЛС. Применение способов данной группы осуществляется, как правило, в сочетании со способами первой группы и позволяет перераспределять энергетический ресурс РЛС между обслуживаемыми целями и режимами работы, добиваясь требуемого качества ее функционирования в текущей радиоэлектронной обстановке. К достоинствам РЛС относят применение в них высокоэффективных антенн, мощных передатчиков, сигналов с большой базой, наличие ППРЧ, когерентной обработки сигналов. Недостатками РЛС являются: 1) РЛС открыты для преднамеренных помех и для средств функционального поражения РЛС мощным ЭМ импульсом, СНИО; 2) активные помехи могут восприниматься РЛС не только по основным, но и по БЛ ДНА; 3) РЛС обладают относительно низкой способностью классификации целей по сравнению с оптическими устройствами [35, 36]. 321 Глава 5. Авиационные РЛС Ключевыми изменениями РЛС, которые привели к росту боевых возможностей истребителей, являются: 1. Использование антенн с электронным сканированием и цифровым диаграммообразованием обеспечивает мгновенное перемещение луча и смену формы ДНА в зависимости от решаемой задачи. Например, в РЛСУ «Ирбис-Э» реализовано более 10 различных ДНА, отличающихся шириной, формой и уровнем БЛ. Установка антенны с электронным сканированием на поворотную платформу объединяет преимущества антенн с электронным и механическим сканированием пространства. 2. Многоканальность антенны и приемного тракта обеспечивают возможность измерения координат целей, в том числе и при воздействии помех. 3. Большая мощность излучения и длительное накопление сигнала обеспечивают большую дальность действия РЛС, а возможность управления мощностью обеспечивает скрытность работы. 4. Применение цифровых технологий в традиционно аналоговых системах, таких как антенна, ПРМ, ПРД и задающий генератор обеспечило возможность гибкого и быстрого изменения режимов работы РЛС и ее параметров. 5. Резкий рост возможностей вычислительной системы РЛС обеспечивает реализацию оптимальных алгоритмов обработки. Техническое совершенствование аппаратуры РЛС привело к улучшению ТТХ РЛС, существенному росту решаемых задач и количества режимов работы. Для снижения нагрузки на пилота процессы обнаружения и распознавания целей максимально автоматизированы. Интеллектуальную поддержку действий летчика осуществляет информационно-управляющая система. Глава 5. Авиационные РЛС тивности) обнаружения объекта; 5) число измеряемых координат и параметров движения объекта и точность этих измерений; 6) вид выходных данных; 7) пропускная способность; 8) помехозащищенность; 9) надежность; 10) эксплуатационная эффективность; 11) экономичность; 12) мобильность (маневренность) и др. Для описания качества функционирования РЛС используются показатели полноты П , точности и достоверности получаемой информации [3], определяемые как П NC N , 1 NC (5.1) NC i 1 i , (5.2) NC ( N Л NC ) , (5.3) Тактические параметры РЛС определяют значение и возможности системы, эффективность решения тактических задач при боевых действиях авиации, основными из которых являются: 1) область обзора (рабочая область); 2) разрешающая способность; 3) время обзора рабочей области; 4) качественные показатели (показатели эффек- где N C – число правильно отображенных системой (с допустимой ошибкой) объектов из общего числа N воздушных объектов в зоне ее ответственности; i – СКО (радиальная) сопровождения i-го истинного объекта; N Л – число сопровождаемых ложных траекторий. Технические параметры характеризуют технические средства, необходимые для обеспечения заданных тактических параметров. Основными техническими параметрами РЛС являются: значение и стабильность несущей частоты; режим работы, длительность и вид модуляции (манипуляции) зондирующих сигналов; ДН антенных устройств, способы обзора пространства; импульсная и средняя мощности ПРД; коэффициент шума и полоса пропускания ПРМ, время когерентного и некогерентного накопления сигнала; методы измерения координат, алгоритмы помехозащиты и тип устройства отображения; характеристики вычислительных средств (объем памяти, разрядность АЦП, быстродействие системы цифровой обработки); используемая элементная база; число и тип выходных устройств; 322 323 5.2. Тактико-технические параметры РЛС Глава 5. Авиационные РЛС Глава 5. Авиационные РЛС массогабаритные характеристики; мощность первичных источников питания и др. [36, 38]. Отклонение любого технического параметра от заданного значения влияет на определенный тактический параметр (или группу параметров), что может вызвать выход тактических параметров РЛС за установленные пределы (отказ системы). К основным показателям эффективности РЛС относят зону и период обзора, вероятность обнаружения и точность измерения координат целей, разрешающую способность, помехозащищенность. Зона обзора характеризуется максимальной и минимальной дальностями действия РЛС. Максимальная дальность действия РЛС в свободном пространстве в условиях преднамеренных активных помех имеет вид Dmax 4 PСGС Ц RП2 f П 4 PП GП Gпрп f ПР K р , (5.4) где PС – излучаемая мощность РЛС; GС – максимальное значение коэффициента усиления (КУ) антенны РЛС; Ц – ЭПР цели; RП – расстояние от постановщика помех (ПП) до РЛС; f П – ширина спектра помехи; PП – мощность передатчика ПП; GП – КУ антенны ПП; Gпрп – КУ антенны РЛС в направлении ПП; f ПР – ширина полосы пропускания приемника РЛС; – коэффициент, учитывающий несовпадение поляризации антенн РЛС и ПП; K р – коэффициент различимости по мощности. С ростом RП и f П уменьшается спектральная плотность помехи на входе РЛС и увеличивается дальность ее действия. Увеличение этой дальности возможно путем уменьшения K р , т.е. увеличения помехоустойчивости РЛС. 5.3. Системы опознавания Для определения государственной принадлежности обнаруживаемых (наблюдаемых, сопровождаемых) объектов ВС оснащаются 324 средствами системы государственного опознавания (СГО), которые функционируют совместно с обеспечиваемыми образцами вооружения. СГО с первых лет ее создания разрабатывалась как боевая информационная система, а ее средства – как средства гарантированного решения задачи опознавания в сложных динамично развивающихся тактических ситуациях. В настоящее время основным методом опознавания является запросно-ответный режим связи, реализованный в радиолокационных системах с активным ответом (РСАО). РСАО используются в системах государственного радиолокационного опознавания (системы «свой-чужой»), представляющих собой аппаратно-программный комплекс для автоматического определения принадлежности обнаруженных воздушных, морских и наземных объектов по принципу «свойчужой» или определения других признаков полезных объектов (например, номера и полетной информации). РСАО позволяет получить целый ряд преимуществ по сравнению с обычными РЛС. 1. Обеспечивается большая дальность обнаружения объектов независимо от их ЭПР, переизлучаемый ответчиком сигнал имеет значительно большую мощность, чем отраженный сигнал. 2. Устраняются трудности подавления мешающих отражений от поверхности земли, пассивных помех, метеорологических образований. Это достигается тем, что частоты излучения передатчика РЛС и частоты ответных сигналов различные. 3. Устраняется влияние на точность измерения координат флуктуации ЭРП цели. 4. Взаимодействующие объекты имеют возможность по каналу ответа передавать дополнительную информацию (высоту полета, индивидуальный признак и т.д.) [3]. Опознавание осуществляется с помощью запросчиков и ответчиков, криптографической аппаратуры и устройств автоматической блокировки оружия при ошибочном прицеливании по своему объекту [39]. СГО, отсутствие или несовершенство которой дорого обходится в боевой обстановке, – важнейшая составная часть всей системы вооружений [3]. Основными задачами СГО являются: 325 Глава 5. Авиационные РЛС Глава 5. Авиационные РЛС опознавание объектов, обнаруженных бортовыми обзорноприцельными системами; формирование выходных формуляров по результатам опознавания с привязкой к данным навигационных систем; представление выходных формуляров в терминалы ЕСУ ТЗ по защищенным каналам связи; комплексное опознавание объектов с использованием данных от других информационных источников, содержащих признаки госпринадлежности обнаруженных объектов; обеспечение заданной эффективности вооружения; исключение ошибочного поражения своего объекта путем выработки команд запрета/разрешения огневого воздействия на основе информации СГО; контроль воздушного пространства и управления воздушным движением (УВД); отображение и периодическое обновление информации опознавания на индикаторах ЛА и наземных терминалов ЕСУ ТЗ; необходимое взаимодействие с вооруженными силами дружественных стран, в том числе и при ведении боевых действий миротворческими силами [3, 39]. В последнее время возросла цена ошибочного опознавания своих объектов – непреднамеренный удар по своим объектам способен изменить результат боевых действий. Значительно расширились возможности противодействия РЛС и область применения средств радиоэлектронного подавления (РЭП). Действующие СГО, как отечественные, так и зарубежные, не всегда смогут эффективно работать в сложных тактических ситуациях и современных условиях РЭП [18]. Запросчик и ответчик функционируют в приемопередающем режиме. Особенностью работы СГО является то, что применяемый в ней радиосигнал представляет собой кодовую последовательность (одну – для запросчика, другую – для ответчика) радиоимпульсов. В силу сходства выполняемых радиотехнических функций (запросчик излучает запросный и принимает ответный радиосигнал, а ответчик принимает запросный и излучает ответный радиосигнал) структурные построения запросчика и ответчика весьма близки. Структура одноканального ответчика СГО изображена на рисунке 5.7 (ЦСП – цифровой сигнальный процессор; УМ – усилитель мощности; ЧРФ – частотно-разделительный фильтр; ВЧП – ВЧ переключатель; УР – устройство развязки; АС – антенная система [18]. 326 327 Рис. 5.7. Структурная схема ответчика СГО Структурная схема самолетного ответчика приведена на рисунке 5.8, на котором обозначено: А – приемопередающая антенна; ПРМ – радиоприемное устройство; АП – антенный переключатель; ДШ – дешифратор; ПУ – пульт управления; Ш – шифратор; ИЗ – индикатор запроса; БКИ – блок кодирования информации [3]. Принятый антенной запросный сигнал проходит через АП и ПРМ на ДШ, в котором происходит декодирование запроса. Результат декодирования высвечивается на ИЗ и поступает на ПУ. Помимо сигнального данный ПУ имеет и управляющий вход, позволяющий экипажу перестраивать режим работы ответчика. Одним из выходов ПУ является выход, на котором формируется видеоимпульс, предназначенный для запирания ДШ с целью избежать приема повторных (отраженных от ближних объектов) запросных сигналов и возможных перегрузок при поступлении запросных сигналов от большого числа запросчиков [3]. Глава 5. Авиационные РЛС Глава 5. Авиационные РЛС 4) создание конформных антенн; 5) получение координатной информации средствами опознавания от аппаратуры навигационных систем; 6) развитие средств радиотехнической разведки; 7) повышение скрытности функционирования СГО; 8) снижение массы (применение композитных материалов) и габаритов СГО, обеспечение ЭМС с БРЭО [3]. 5.4. РЛС перехвата и прицеливания Рис. 5.8. Структурная схема самолетного ответчика С другого выхода ПУ сигнал поступает на вход Ш, в котором происходит кодирование всех поступивших на него информационных сигналов. Информация (номер ВС, высота его полета и т.п.) подается в Ш через блок БКИ (в нем осуществляется приведение информации, выраженной различными физическими величинами, к единому унифицированному виду). Сформированный Ш сигнал поступает в ПРД, где вырабатывается импульсный ВЧ сигнал, который через АП и антенну излучается в пространство. Если обнаруженный в зоне обзора самолет не отвечает на запросный сигнал, то оператор запросного пункта принимает решение о наличии в зоне обзора чужого самолета. Если появившийся в зоне обзора и опознанный как свой самолет выполняет полет военного характера, то экипаж после факта опознания в целях маскировки полета обычно отключает (с ПУ) ответчик. В современных и перспективных условиях боевого столкновения противоборствующих сторон ожидается существенное увеличение плотности опознаваемых объектов. Исходя из этого, существенно возрастают требования, предъявляемые к системам опознавания: 1) повышение точности определения координат опознаваемых объектов; 2) реализация моноимпульсной обработки в запросчиках; 3) увеличение информационной емкости сигналов (сигналов с расширенным спектром), использование широкополосных сигналов; 328 Основой комплекса бортового оборудования современного истребителя являются система управления вооружением (СУВ) и навигационная система, обеспечивающие выполнение главной задачи авиационного комплекса – доставку оружия в район цели и ее поражение. СУВ предназначена для решения задачи прицеливания во всех условиях боевого применения истребителя. В типовой состав СУВ современного истребителя в качестве информационно-измерительных систем, обеспечивающих получение данных о воздушной обстановке, наземных целях и ориентирах, входят следующие устройства: РЛС, предназначенная для обнаружения и сопровождения воздушных целей, обзора земной поверхности, следования рельефу местности, измерения навигационных параметров; оптико-электронные системы (ОЭС) – лазерная, ИК, телевизионная, оптический прицел [3, 38]. Основными информационно-измерительными системами СУВ являются РЛС. Столь особая роль РЛС обусловливается их способностью обнаруживать цели на значительно больших дальностях по сравнению с ОЭС, а также обеспечивать наведение бортового оружия в любых метеоусловиях днем и ночью. Недостатком РЛС является худшая разрешающая способность по сравнению с ОЭС. Вся информация о воздушной обстановке, полученная с помощью БРЛС, отображается на экране системы отображения информации (СОИ). В обобщенном виде структура бортовой когерентноимпульсной РЛС представлена на рисунке 5.9 [35]. 329 Глава 5. Авиационные РЛС Глава 5. Авиационные РЛС На рис. 5.9 обозначено: АНТ ЗСГО – антенна запросчика СГО; АНТ ОК – антенна основного канала (реализуется в виде щелевой или фазированной АР); АНТ КК – антенна компенсационного канала; БУС – блок управления и синхронизации; ППОС – процессор первичной обработки сигналов; ДОС – диаграммообразующая схема; ККО – канал когерентной обработки; УО – устройство обнаружения; ПД – процессор обработки данных. Антенная система АНТ ЗСГО АНТ ОК АНТ КК СВЧ-приемник ΔВ ΔГ Σ АП ППОС СВЧ ПРМ 1 АЦП 1 СВЧ ПРМ 2 АЦП 2 СВЧ ПРМ 3 АЦП 3 режим использования средств радиоизлучения; высота, скорость и курс цели; наличие видов вооружения на борту истребителя и др. [3]. В состав СУВ истребителя Су-27 (рисунок 5.10) входят: радиолокационный прицельный комплекс РЛПК-27; оптико-электронная прицельная система ОЭПС-27; система управления оружием (СУО); блоки сопряжения с вооружением [3]. ККО ДОС ККО ККО УО БУС СЧ ПРД ПД СОИ Рис. 5.9. Обобщенная структурная схема бортовой КИ РЛС Обычно АНТ ОК является антенной моноимпульсного типа и формирует три луча – суммарный ( ) и два разностных в азимутальной ( Г ) и угломестной ( В ) плоскостях соответственно. Ширина суммарного луча ДНА обычно составляет 3О...5О . Ширина разностной ДН примерно равна 0,1 ширины суммарной ДН. Режим работы СУВ выбирается с учетом многих факторов, основными из которых являются следующие: тактическая обстановка в районе перехвата или в районе использования истребителей с СУВ; применение противником организованных помех; СУВ С-27 сопрягается со следующими элементами бортового РЭК: пилотажно-навигационным комплексом, бортовой частью аппаратуры КРУ, аппаратурой СГО с включением в состав С-27 блока за- 330 331 Рис. 5.10. Структурная схема СУВ истребителя Су-27 Глава 5. Авиационные РЛС просчика государственного опознавания, аппаратурой межсамолетной телекодовой связи (ТКС) и передачи данных; бортовым комплексом обороны (БКО). Схема СУВ истребителя F-22 представлена на рисунке 5.11. Глава 5. Авиационные РЛС интегрированная аппаратура связи, навигации и опознавания ICNIA; система РЭБ INTWS (Integrated Electronic Warfare System) [3]. РЛС перехвата и прицеливания (РЛС ПП) устанавливаются на самолетах истребительной авиации и предназначены для обнаружения ЛА противника, постоянного определения их текущих координат и выработки управляющих команд с целью нейтрализации либо уничтожения указанных ЛА. При этом управление истребителем, имеющим РЛС ПП, может осуществляться [3]: 1) либо по внешним радиокомандам (внешнее наведение); 2) либо с помощью бортовых средств (автономное наведение). Методы наведения должны обеспечивать: а) наименьшую кривизну траектории; б) встречу с целью во диапазоне скоростей, высот и курсовых параметров; в) требуемую точность сближения с целью в различных условиях. 5.4.1. Внешнее наведение истребителя Рис. 5.11. Структурная схема СУВ истребителя F-22 В состав СУВ истребителя F-22 входят: многофункциональная БРЛС AGP-77; ИК-система поиска, обнаружения и сопровождения целей IRST (Integrated Search and Tracking); нашлемная система ЦУ и индикации JHMCS, СЕИ; бортовое оборудование системы распределения тактической информации JTIDS (Joint Tactical Information Data System); СУ боевой нагрузкой SMS (Stores Management System); СУ полетом и применением оружия SCFC; БЦВМ и внешние процессоры систем; 332 При внешнем наведении истребителя, помимо РЛС ПП, участвуют еще РЛС дальнего обнаружения и радиосредства пункта наведения (ПН). Задачей внешнего наведения является осуществление процесса сближения истребителя с целью до момента захвата цели бортовой РЛС ПП. РЛС дальнего обнаружения может располагаться либо на земле, либо на ЛА (авиационный комплекс дальнего радиолокационного обнаружения (АК ДРЛО) AWACS (Airborne Warning and Control System) самолета Boeing E-3 Sentry (E3-A, Е-3В, Е-3С, Е-3D, Sentry-AEW.1, E-3F); А-100 «Премьер» – российский самолет дальнего радиолокационного обнаружения и управления (ДРЛОУ) на базе Ил-76МД-90А; А-50 (-50М, -50У) «Шмель» – самолет ДРЛОУ на базе самолета Ил-76МД; китайские самолеты ДРЛОУ Y-8J, KJ-200, K-500 и K-2000; самолет ДРЛО и комплексной разведки Saab GlobalEye (Швеция); самолет ДРЛОУ G550 CAEW (Израиль); аэростатная разведывательно-дозорная система EL/I-330 MPAS (Израиль). Дальность действия составляет 400…600 км при точностях определения МП 2…3 км по дальности и 0,1...0,5О по азимуту. 333 Глава 5. Авиационные РЛС Глава 5. Авиационные РЛС Когда в зоне действия (ответственности) РЛС дальнего наведения появляется неопознанный (не отвечающий на запросные сигналы) ЛА, РЛС передает координаты этого объекта на ПН. Оператор ПН принимает информацию от РЛС дальнего обнаружения и выделяет одну или несколько целей, подлежащих перехвату. Далее координаты цели и истребителя вводятся в вычислительное устройство, которое на основе прогнозирования траектории движения цели и текущего МП истребителя вырабатывает команды наведения (по высоте, курсу, скорости полета и т.д.), по которым истребитель выводится в район местонахождения цели, после чего включается бортовая РЛС ПП, а работа ПН завершается. Основные методы наведения истребителя (И) на цель (Ц), осуществляемые ПН, представлены на рисунке 5.12. Рис. 5.12. Основные методы внешнего наведения истребителя на цель: а – метод параллельного сближения (метод наведения «перехват»); б – метод совмещения (метод трех точек); в – метод наведения «маневр» (курсовой метод) Основные методы внешнего наведения истребителя на цель: 1. Метод параллельного сближения (метод наведения «перехват») заключается в выводе истребителя, выполняющего команды наведения, в упрежденную точку траектории полета цели. Упрежденная точка выбирается на экстраполированной траектории цели в предположении ее равномерного и прямолинейного движения. Истребитель смещается в сторону цели таким образом, что линия визирования, соединяющая истребитель с целью, все время остается параллельной самой себе, т.е. 0 const . Достоинства метода – обеспечение сближения истребителя с целью за кратчайшее время; перехват воздушных целей (ВЦ) на максимальной дальности; возможность наведения на ВЦ, скорость которых превышает скорость истребителя; атака ВЦ под любым ракурсом; отсутствие требования выполнения сложного маневрирования. Недостатки – эффективность метода резко снижается при совершении целью маневра курсом, особенно если сближение происходит на встречнопересекающихся курсах; относительная сложность технической реализации и необходимость постоянного измерения параметров движения цели; невозможность вывода истребителя на ВЦ в определенное, наперед заданное относительно ее положение. Метод наведения «перехват» целесообразно использовать на начальном этапе наведения для быстрого сближения с целью [3, 42]. 2. Метод совмещения (метод трех точек). Истребитель, выполняющий, как правило, набор высоты, всегда располагается на прямой, соединяющей пункт наведения (ПН) с целью. 3. Метод наведения «маневр» (курсовой метод) используется при произвольных первоначальных ракурсах истребителя и цели; завершается, когда цель окажется в зоне действия РЛС ПП [3]. На I этапе наведения полет истребителя осуществляется по прямой траектории («перехват») от исходной точки наведения до точки начала разворота. На II этапе наведения осуществляется разворот истребителя по дуге с переменным радиусом кривизны («погоня») на требуемый для выхода истребителя под заданным ракурсом цели угол. На III этапе наведения полет истребителя осуществляется по прямой траектории («перехват») в упрежденную точку встречи. На 334 335 а) б) в) Глава 5. Авиационные РЛС этом этапе обеспечивается компенсация ошибок наведения на предшествующих этапах, поиск и обнаружение цели бортовой РЛС и подготовка к атаке. По окончании этапа истребитель должен быть на заданном удалении от цели. С этого момента наведение (IV этап) осуществляется по методу «погоня», что обеспечивает выход истребителя на кривую прицеливания и атаки цели. Метод наведения «маневр» является основным для наведения и атаки в ЗПС цели [42]. 5.4.2. Автономное наведение истребителя В автономном наведении участвует РЛС ПП. Автономное наведение начинается с момента захвата цели и завершается применением бортового оружия (стрельбой из пушки или пуском ракеты). Основными методами автономного наведения являются: 1. Метод параллельного сближения (метод наведения «перехват») (рис. 5.12а). 2. Метод сближения по кривой погони (метод наведения «погоня»). Вектор скорости истребителя в любой момент времени направлен в точку мгновенного МП цели (рисунок 5.13а). Уравнение метода VСБЛ VЦ cos VИ , (5.5) Глава 5. Авиационные РЛС Недостатки: при наведении истребителя в ЗПС цели требуется достаточное превышение скорости истребителя над скоростью цели, а при наведении в ППС кривизна траектории истребителя быстро увеличивается по мере сближения с целью, вследствие чего увеличиваются перегрузки и возможен сход истребителя с кинематической траектории наведения; метод не обеспечивает перехват цели на максимальной дальности и минимизацию времени в пути истребителя при перехвате цели; напряженный режим пилотирования летчиком. Данный метод целесообразно применять на конечном этапе наведения истребителя на цель после предварительного вывода истребителя в ЗПС цели [3, 42]. 3. Метод сближения по кривой атаки (метод наведения «маневр») является комбинированным и сочетает в себе преимущества рассмотренных выше методов. Для вывода истребителя в определенное относительно воздушной цели положение метод предусматривает сближение, разворот и вывод на цель (рисунок 5.13б). где VСБЛ – скорость сближения истребителя и цели; VЦ , VИ – скорости цели и истребителя соответственно; – угол между вектором скорости и направлением на цель. Угловое рассогласование при методе погони VЦ t sin( L) , (5.6) где – угол между линией истребитель-цель и вектором скорости истребителя; L – расстояние между истребителем и целью. Достоинства метода – простота технической реализации, поскольку для наведения истребителя на цель достаточно знать только текущие координаты цели; малая чувствительность к маневру цели и к ошибкам измерения координат цели; хорошие условия для обнаружения летчиком цели (бортовой РЛС и визуально). В настоящее время совершенствование методов наведения истребителя на цель осуществляется по следующим направлениям: 336 337 а) б) Рис. 5.13. Основные методы автономного наведения истребителя на цель: а – метод сближения по кривой погони (метод наведения «погоня»); б – метод сближения по кривой атаки (метод наведения «маневр») Глава 5. Авиационные РЛС Глава 5. Авиационные РЛС 1) совершенствование истребителей как объектов управления (разработка специальных органов управления двигателем и аэродинамическими свойствами самолета, обеспечивающих его сверхманевренность; разработка средств и приемов снижения РЛ заметности в значительно большем диапазоне частот и направлений облучения); 2) реализация использования своих истребителей, позволяющих снизить влияние средств снижения РЛ заметности самолетов противоборствующей стороны (например, использование многопозиционных систем наведения); 3) разработка перспективных методов наведения на маневренные воздушные цели (использование более сложных моделей, учитывающих не только маневр самого истребителя, но и маневр цели); 4) улучшение показателей эффективности всех составных частей радиоэлектронной системы самонаведения (разработка более чувствительных бортовых датчиков и совершенствование алгоритмов обработки поступающей от них информации) [3]. Максимальная дальность действия РЛС ПП Rmax обычно вычисляется по формуле Rmax VСБЛ ( ОП ИЗМ СБЛ ПРИЦ ) RСТР max , (5.7) СЕКТ arcsin (VЦ VИ )sin P , (5.8) где P – ракурс цели; 0 arcsin (VЦ VИ )sin P – угол визирования цели; – среднеквадратическое значение общей курсовой ошибки наведения, складывающейся из курсовой ошибки наведения и ошибки пилотирования. Задавая конкретные значения входящих в (5.8) величин ( VИ (1,1...1, 25) VЦ , P 90О , 15О ), получим СЕКТ 68О (относительно продольной оси истребителя). Если значение СЕКТ оказалось чрезмерно большим, то использование РЛС ПП с меньшей величиной СЕКТ возможно лишь при условии от ПН дополнительных команд, уточняющих местонахождение цели относительно истребителя. Чтобы получить ширину сектора обзора по углу места СЕКТ (в вертикальной плоскости), следует использовать информацию об особенностях функционирования бортового вооружения. Исходя из ситуации, представленной на рисунке 5.14, можно определить СЕКТ 2arcsin (h h) Rmin , (5.9) где VСБЛ – средняя скорость сближения истребителя с целью; ОП – интервал времени, необходимый для опознания цели; ИЗМ – интервал времени, необходимый для измерения координат цели относительно истребителя; СБЛ – интервал времени, затрачиваемый на выполнение маневра для сближения с целью (величина СБЛ обычно оказывается наибольшей из прочих значений временных интервалов и во многом зависит от точности вывода истребителя в район местонахождения цели); ПРИЦ – интервал времени для прицеливания; RСТР max – максимальная дальность прицельной стрельбы истребителя. Для определения ширины сектора обзора по курсовому углу СЕКТ (в горизонтальной плоскости) используется информация о методе и точности наведения истребителя. Для метода параллельного сближения (рис. 5.12а) величина СЕКТ может быть определена как где h – разница в высотах истребителя и цели, при которой возможно поражение цели бортовым оружием истребителя; h – ошибка измерения высоты цели; Rmin – минимальное расстояние, на котором возможен перехват цели [3]. Точность определения координат цели во многом зависит от типа и особенностей используемого истребителем оружия. Применение стрелкового вооружения требует более высокой (в пределах 25…30 м) точности измерения, чем использование УР. Это связано с тем, что при стрельбе из пушки разброс попаданий снарядов не должен превышать размеров цели, а при пуске УР ошибка измерений дальности может составлять величину 5…10 % от размера зоны дальностей ( RСТР max RСТР min ) прицельной стрельбы истребителя. Тактико-технические характеристики РЛС ПП обусловлены не только сугубо радиосистемными параметрами (ширина ДНА или длительность импульса), а включает в себя как характеристики иных си- 338 339 Глава 5. Авиационные РЛС стем (оружия, наведения), так и конкретные условия выполняемой боевой задачи. Глава 5. Авиационные РЛС основного канала вычитается сигнал компенсационного канала, сигналы, принятые по боковым лепесткам, компенсируются. Рис. 5.14. Геометрические построения для определения ширины сектора обзора РЛС ПП по углу места Структурная схема БРЛС перехвата и прицеливания представлена на рисунке 5.15 (АП – антенный переключатель; СУП – схема управления приемником; ПКК – приемник компенсационного канала; ВУ – вычитающее устройство; ДУ – дальномерное устройство; СЗП – схема защиты от помех; УУА – устройство управления антенной; УУ – угломерное устройство; БПУД – блок передачи угловых данных; САУ – система автоматического управления) [3]. Антенная система (А) устанавливается в носовой части фюзеляжа и формирует один или несколько остронаправленных (иглообразных) лучей. Используются двухзеркальные антенны с механическим управлением и плоские фазированные антенные решетки (ФАР) с электрическим управлением лучом. Длительность зондирующих радиоимпульсов обычно 0,5…5 мкс. БРЛС перехвата и прицеливания имеет два канала приема: основной и компенсационный (для компенсации сигналов, принимаемых по БЛ ДНА РЛС). ДН антенны (АКК) компенсационного канала перекрывает БЛ ДНА основного канала приема. При включении компенсационного канала в ВУ из сигнала 340 Рис. 5.15. Структурная схема РЛС перехвата и прицеливания СУП осуществляет автоматическую регулировку его усиления, стробирование приемника, т.е. его открывание только на время, когда ожидается сигнал цели. Сигналы с выхода ПРМ выдаются на индикатор, дальномерное (ДУ) и угломерное (УУ) устройства, которые обеспечивают автоматическое сопровождение одной или нескольких целей по дальности и направлению. Данные о дальности и скорости сближения с выхода ДУ и об угловом положении цели, угловых скоростях с выхода датчиков А поступают в БЦВМ. БЦВМ рассчитывает ошибки прицеливания, разрешенные дальности пуска ракет, которые выдаются на индикатор. Аналогичные сигналы ЦУ подаются в СУ ракетами. Вся необходимая информация с помощью телевизионной системы индикации отображается на лобовом стекле истребителя через систему полупрозрачных зеркал. 341 Глава 5. Авиационные РЛС Структурная схема РЛС ПП современного истребителя представлена на рисунке 5.16, на котором введены обозначения: А – антенна; ВЧП – ВЧ приемник; БР – блок регулировки; ЗГ – задающий генератор; ПрдБ – передающий блок; УС – устройство согласующее; БУА – блок управления антенной; БДО – блок дальнего обнаружения; ЛПрм – линейный приемник; ПрмБ – приемный блок; БС1, БС2 – блоки сопряжения; ПрС – процессор сигналов; СВч1, СВч2, СВч3 – спецвычислители; КМг – коммутатор магистрали; БРК – блок разовых команд; БУ – блок управления; БП – блок питания; ПКР – панель контрольных разъемов; РЩП – распределительный щит питания; БПИ1, БПИ2 – блоки преобразования информации; ПУ СУВ – пульт управления СУВ; ПУ РЛС – пульт управления РЛС; МФИ – многофункциональный индикатор. Глава 5. Авиационные РЛС РЛС ПП (рис. 5.16) является импульсно-доплеровской РЛС с моноимпульсным определением угловых координат, с автоматическим управлением режимами излучения, приема и обработки сигналов и радиолокационных данных с частотно-временным разделением импульсного канала и канала непрерывного подсвета. РЛС ПП современного истребителя предназначена для автоматического поиска, обнаружения, опознавания (совместно с СГО), захвата и сопровождения воздушных целей на всех высотах применения самолета Су-27СМ, в любых метеоусловиях, днем и ночью, в том числе на фоне земли и водной поверхности. В современных БРЛС могут использоваться два вида режимов автоматического сопровождения (АС): 1) АС нескольких целей в режиме обзора (режим дискретного сопровождения); 2) режим АС одиночной цели (режим непрерывной пеленгации). Цифровая обработка сигналов в РЛС становится доминирующим видом обработки при всех режимах работы РЛС. Применение цифровых методов обработки, формирования сигналов, управления РЛС позволяет упростить техническую эксплуатацию, расширяется возможность реализации новых, более эффективных алгоритмов обработки и фильтрации сигналов. Бортовые ЭВМ органически входят в состав РЛС. Различают две группы ЭВМ: 1) процессор РЛ сигналов (формируются данные об обнаружении целей, вычисляются расстояния, доплеровские частоты, устанавливаются пороговые уровни и т.п.); 2) процессоры РЛ данных (осуществляется слежение и оценивание координат, управление антенной или ДН, формируются команды на выбор сигналов, несущих частот, формируются сигналы для отображения информации на экранах индикаторов РЛС) [3, 38]. Современные РЛС имеют развитую индикаторную систему, которую называют иногда системой единой индикации (СЕИ), в составе которой имеется несколько функциональных индикаторов: индикатор на лобовом стекле (ИЛС), где отображаются данные для управления самолетом при полете по маршруту и при прицеливании в различных системах; индикатор горизонтальной обстановки (ИГО), а в некоторых РЛС и специальные индикаторы РЛ данных (многофункциональные РЛ индикаторы). 342 343 Рис. 5.16. Структурная схема РЛС перехвата и прицеливания современного истребителя Глава 5. Авиационные РЛС 5.5. РЛС обзора земной поверхности Самолетные РЛС обзора земной поверхности (РЛС ОЗП) позволяют наблюдать участок земной поверхности, находящийся на большом удалении от самолета, обнаруживать объекты, невидимые в оптическом диапазоне длин волн, выделять (селектировать) движущиеся объекты на фоне местности, получать РЛ изображения земной поверхности и находящихся на ней объектов независимо от метеорологических условий и уровня естественной освещенности местности [3]. Принцип получения РЛ изображения местности основан на том, что различные участки земной поверхности и объекты отражают ЭМВ с различной интенсивностью (обладают радиоконтрастом). Количественно отражающая способность местности оценивается коэффициентом отражения радиоволн от земной поверхности (зависит от электродинамических свойств и степени неровности (шероховатости) поверхности, от длины волны, поляризации и угла падения облучающих ЭМВ) или удельной эффективной площадью отражения (ЭПО). Выделяют панорамные РЛС ОЗП и РЛС ОЗП с синтезированием апертуры. Панорамной называется РЛС ОЗП, формирующая на индикаторе яркостную картину (панораму) местности, находящейся под самолетом, и расположенных на ней местных предметов, получаемую при помощи кругового вращения (вокруг вертикальной оси) ДНА. Измеренными координатами объектов являются дальность R и курсовой угол . Панорамная РЛС ОЗП устанавливается на средних и тяжелых самолетах как гражданского, так и военного назначения. РЛС ОЗП (РЛС переднего обзора) обеспечивает обнаружение радиоотражающих ориентиров и наземных целей впереди ВС, определяет их координаты и осуществляет решение задач коррекции МП самолета или задачи прицеливания и поражения цели. Облучение земной поверхности осуществляется узким лучом в горизонтальной и широким в вертикальной плоскости. При отражении от водных поверхностей характер отражения зеркальный, отраженный сигнал в ПРМ не попадает, эти поверхности на экране изображаются темными участками. При диффузном отражении индикатор засвечивается в зависимости от интенсивности отражения сигнала. Дальность обнаружения современных РЛС определяется пределами прямой видимости. 344 Глава 5. Авиационные РЛС Сектор обзора по АЗ составляет 60...80О . Точность измерения дальности до цели 50…100 м, точность измерения угловых координат цели 1...2О . Структурная схема РЛС обзора земной поверхности представлена на рисунке 5.17 (МУП – механизм управления перекрестьем). Рис. 5.17. Структурная схема РЛС обзора земной поверхности При полете самолета на высоте 10 км дальность прямой видимости составляет 450 км. Для обеспечения большой дальности обнаружения РЛС передатчик излучает импульсы большой длительности (100…500 мкс), при этом ухудшается разрешающая способность РЛС по дальности R c И / 2 . Для улучшения разрешающей способности 345 Глава 5. Авиационные РЛС Глава 5. Авиационные РЛС по дальности в ПРМ импульсы большой длительности сжимают до единиц микросекунд [3]. В РЛС (рис. 5.17) применяют ЛЧМ сигналы. Частотно-импульсный модулятор (ЧИМ) запускается импульсом синхронизатора. ГВЧ формирует импульсы длительностью 100…500 мкс, несущая частота которых изменяется по линейному закону. Интенсивность отраженных от земли сигналов на малых дальностях велика, поэтому ПРМ должен иметь большой динамический диапазон. Схема сжатия (СС) представляет собой линию задержки, которая задерживает частотные составляющие спектра сигнала на различное время в зависимости от частоты. Чем больше частота спектральной составляющей, тем на меньшее время она задерживается. Коэффициент сжатия показывает, во сколько раз сжат сигнал QСЖ И / И* , (5.10) где И – длительность зондирующего импульса; И* – длительность сжатого импульса. Сжатие импульса обеспечивает высокую разрешающую способность по дальности и повышение мощности сигнала на выходе ПРМ. Сжатый импульс детектируется видеодетектором и усиливается видеоусилителем (ВУ). Если обнаруживается движущая цель, то с выхода ВУ сигналы поступают в блок селекции движущихся целей (СДЦ). С выхода блока СДЦ на индикатор и БЦВМ поступают только импульсы движущихся целей. В РЛС ОЗП широко применяются индикаторы «дальность – азимут» с полярной и прямоугольной системой координат, секторной разверткой и вынесенным центром. В режиме прицеливания требуется высокая точность измерения дальности и угловых координат, для чего предусматривается режим индикации, называемый прицельным микропланом (ПМП) – индикатор переключается в режим с прямоугольной системой координат, на котором изображается участок местности 0,5…1 км по азимуту и дальности. Азимутальная развертка в индикаторах перемещается синхронно и синфазно с антенной. Для этого схема УУА связана со схемой развертки азимута и дальности. Визирные метки азимута и дальности вырабатываются формирователем визирных меток. 346 РЛС ОЗП с синтезированием апертуры Синтезирование апертуры (СА) – метод обработки сигналов, позволяющий существенно повысить поперечную линейную разрешающую способность РЛС относительно направления ДНА и улучшить детальность РЛИ местности. РЛС ОЗП с синтезированием апертуры (РЛС СА) предназначены для получения высокоточного изображения местности, располагающейся одновременно ниже и вдоль пути следования самолета. В РЛС СА обеспечивается весьма малая величина линейной разрешающей способности l как минимального значения вдоль путевого расстояния между наземными объектами А и В, при котором объекты А и В еще воспринимаются РЛС раздельно. Принцип получения малой l базируется на обязательности наличия поступательного движения самолета и когерентного суммирования принятых от объектов А и В радиоимпульсов [3]. Пусть самолет движется со скоростью V поступательно вдоль земной поверхности. На борту самолета имеется небольшого размера d A антенна, которая формирует неподвижную относительно самолета ДНА G( ) , ориентированную вертикально вниз (рисунок 5.18). Рис. 5.18. Поступательное движение самолета вдоль земной поверхности Ширина данной ДН вычисляется согласно соотношению d A , (5.11) 347 Глава 5. Авиационные РЛС Глава 5. Авиационные РЛС где – длина волны излучаемого колебания. Например, при 3 см и d A 1, 2 м величина оказывается равной 1,42 О и линейная разрешающая способность l , вычисляемая по формуле (5.12) l Н , получается для Н 10000 м равной 250 м. Это означает, что объекты А и В, располагающиеся на расстоянии 240 м друг от друга, будут восприниматься на борту самолета как один объект. Для учета поступательного (со скоростью V) движения самолета предположим, что радиоимпульсы с периодом повторения Т П отражаются от наземной точки А и принимаются на борту. На рис. 5.18 показаны три (I, II, III) произвольных момента расположения самолета и точки А, прием отраженных от точки А радиоимпульсов происходит в пространственно разнесенных точках положения самолета. Можно в известном смысле отождествить указанные пространственно разнесенные точки приема с элементами некой виртуальной (синтезированной) приемной антенны. Каждая из точек приема отделена (во времени) от другой периодом повторения Т П , а пространственная протяженность всей последовательности (положения I, II, III самолета) обозначена как L. Тогда общее количество N точек приема составит величину L N 1. VТ П (5.13) В этом случае совокупность N точек приема можно трактовать как N элементов приема виртуальной (синтезированной) приемной антенны, обладающей протяженностью (размером раскрыва) L. Тогда ДН GСА ( ) этой эквивалентной антенны с синтезированной апертурой будет иметь ширину СА , определяемую равенством СА 2 L d A 2 H . (5.14) lСА Н СА d A 2 . (5.15) Если, например, d A 120 см, то соответствующая lСА 60 см, объекты А и В, разделенные на земной поверхности расстоянием в 1 м, будут на борту восприняты отдельно. Точность РЛС СА близка к точности, обеспечиваемой методом аэрофотосъемки. Однако, если аэрофотосъемка земной поверхности не может вестись ночью или в условиях облачности, то функционирование РЛС СА происходит независимо от времени суток и погодных метеоусловий [3]. Величина lСА не зависит ни от высоты полета, ни от дальности до объектов. Это объясняется тем, что длина L синтезированной апертуры увеличивается с ростом Н. На практике величина lСА , рассчитанная по формуле (5.15), из-за неидеальности узлов аппаратуры не достигается, реальными являются значения из диапазона 3…15 м. В большинстве случаев обязательным требованием к РЛС СА является получение РЛИ на борту носителя в реальном масштабе времени с минимальной задержкой. В этой ситуации необходимо использовать цифровую систему обработки траекторного сигнала (рисунок 5.19) [35]. На рис. 5.19 обозначено: ФД – фазовый детектор; ОЗУ – оперативное запоминающее устройство; ЦП – цифровой процессор; ИНС – инерциальная навигационная система. Приемопередающий тракт с ОГ ФД Вычислитель опорной функции АЦП ОЗУ ЦП режим работы ИНС Цифровая система индикации Цифровая система обработки (ЦСО) Рис. 5.19. Обобщенная структурная схема БРЛС в режиме синтезирования апертуры антенны Окончательно величина линейной разрешающей способности lСА для РЛС СА будет иметь вид Широкое применение РЛС СА сдерживается рядом недостатков, основными из которых являются: 348 349 Глава 5. Авиационные РЛС постоянство длины волны и высоты полета Н должны строго выдерживаться; наилучшее качество карты местности достигается лишь при перпендикулярности оптической оси антенны и линии полета самолета, поэтому РЛС СА часто называются в литературе РЛС бокового обзора; при ориентации оптической оси антенны вдоль линии полета самолета эффект синтезирования апертуры полностью пропадает [3]. В ряде случаев влияние указанных недостатков удается снизить за счет использования в БЦВМ специальных программ. На рисунке 5.20 приведена структура двухдиапазонной РЛС СА сантиметрового и дециметрового диапазонов длин волн, реализующая аппаратную интеграцию антенн, устройств формирования запросных сигналов (ЗС) в двух диапазонах и обработки РЛ сигналов с формированием РЛИ либо отдельных для каждого диапазона, либо интегрального (например, композитного) на борту малоразмерных ЛА [3]. На рис. 5.20 обозначено: СВЧ-ПРМ – СВЧ приемник; УВЧ ПРМ – ультравысокочастотный приемник; ПРД1 и ПРД2 – передатчики сантиметрового и UHF-диапазонов (дц) радиоволн; ИЗП1 и ИЗП2 – импульсы запуска ПРД1 и ПРД2; ИЗО1 и ИЗО2 – импульсы зоны отпирания СВЧ-ПРМ и УВЧ-ПРМ; ЗС1 и ЗС2 – запросные сигналы сантиметрового и UHF-диапазонов; F01 и F02 – сигналы несущей частоты; 1 и 2 – суммарные каналы; а1 и а 2 – разностные каналы по АЗ; Fг 1 и Fг 2 – сигналы первого гетеродина; FВ – сигнал дискретизации; ТИ – сигнал тактового интервала. К особенностям построения интегрированной РЛС СА следует отнести применение приемозадающего модуля, управляемого от БЦВМ. Интегрирование частотных диапазонов подразумевает их синхронную работу (с поочередным излучением и приемом в каждом диапазоне в такт работы РЛС), которая обеспечивает при обработке получение сразу двух РЛИ, имеющих общий центр, одинаковые масштабы и ракурсы наблюдения. Алгоритм обработки сигналов включает в себя процедуры первичной и вторичной обработки. Схема РЛС ОЗП современного истребителя показана на рисунке 5.21. 350 Глава 5. Авиационные РЛС Рис. 5.20. Структура интегрированной двухдиапазонной РСА Рис. 5.21. Структурная схема РЛС ОЗП истребителя 351 Глава 5. Авиационные РЛС Глава 5. Авиационные РЛС На рис. 5.21 обозначено: АП – антенный переключатель; СФД – СФ дальности; СФА – СФ азимута; НК – накопитель; СН – система навигации; КТН – компенсатор траекторных нестабильностей; УАФ – устройство автофокусировки; УСДЦ – устройство селекции движущихся целей; УОР – устройство обнаружения, распознавания. На рисунке 5.22 представлена схема малогабаритной РЛС с непрерывным излучением (ИП – источники питания; ФС – формирователь зондирующего сигнала; НО – направленный ответвитель; ФНЧ – фильтр нижних частот; ВУ – видеоусилитель с АРУ; СМ – смеситель; МШУ – малошумящий усилитель; ЦОС – система цифровой обработки сигналов; ЦВМ – цифровая вычислительная машина; НК – накопитель; ИНС – инерциальная навигационная система; СЧ – синтезатор частот; ОГ – опорный генератор; РМ – радиомодем). РПрдУ ИП ФС НО УМ РПрмУ ФНЧ ВУ СМ АС Применение зондирующих сигналов с ЛЧМ-модуляцией обусловлено простотой их формирования и демодуляции, при этом ширина спектра может достигать сотен МГц и даже единиц ГГц, а после демодуляции – не превышает десятков МГц. Демодуляция принятого широкополосного сигнала осуществляется путем его перемножения с опорным, в качестве которого выступает сам зондирующий сигнал. На практике нашли применение сигналы с симметричной и несимметричной ЛЧМ-модуляцией, характеризуемые периодом модуляции, начальной частотой и шириной спектра (девиацией) [43]. Основные технические характеристики РЛС обзора земли: 1) длина волны, длительность ЗС и вид внутриимпульсной модуляции; 2) период повторения импульсов, средняя (импульсная) мощность ПРД; 3) метод обзора пространства и форма ДНА; 4) коэффициент шума и полоса пропускания ПРМ, время когерентного и некогерентного накопления сигнала; 5) объем памяти, разрядность АЦП и быстродействие системы цифровой обработки; 6) методы измерения координат, алгоритмы помехозащиты и тип устройства отображения. МШУ 5.6. РЛС профильного полета АЦП ЦОС СЧ ОГ ЦВМ НК РМ Рис. 5.22. Схема малогабаритной РЛС с НИ 352 ИНС Профильным называется такой полет ВС (самолета или вертолета), когда траектория движения этого ВС повторяет профиль местности, расположенной под ВС. Для военной авиации необходимость профильного полета диктуется требованием преодолеть систему ПВО противника и скрытно выйти в заданный район. Данное требование может быть выполнено с максимальной эффективностью лишь при полете ВС на малых высотах, поскольку: измерение расстояния до низколетящего ВС радиосредствами ПВО противника возможно лишь в условиях прямой видимости; сигналы, отраженные от низколетящего ВС, в значительной степени маскируются другими отраженными радиосигналами (от земной поверхности, от местных объектов); 353 Глава 5. Авиационные РЛС низколетящий ВС может обладать повышенными скрытностью и внезапностью появления, оставляя средствам ПВО противника малое время для отражения атаки [3, 4]. Режим маловысотного полета ВС связан с усложнением самолетовождения в условиях близости к земной поверхности (к местным предметам). Усложнение связано с резко ограниченным временным ресурсом (возникающим из-за малых дальностей и высоких скоростей полета). Психологические нагрузки на летчика (экипаж) при пилотировании ВС на малых высотах оказываются значительными, поэтому ряд функций, связанных с маневрированием ВС, в настоящее время выполняются автоматическими устройствами – РЛС профильного полета (РЛС ПрП). Задача РЛС ПрП состоит в выработке управляющих сигналов для обеспечения маловысотного профильного полета ВС, на борту которого располагается данная РЛС ПрП. Управляющие сигналы должны в каждый момент реализовывать выполнение (сохранение) уравнения профильного полета H 0 const , (5.16) где H 0 – высота полета ВС. Геометрическая картина, поясняющая принцип получения уравнения профильного полета, показана на рисунке 5.23. Глава 5. Авиационные РЛС некой упрежденной точке А (рис. 5.23), расположенной впереди по курсу ВС. В этом случае составим уравнение H 0 h RA sin( A 0 ) , (5.17) где h – высота точки А над земной поверхностью; RA – расстояние от ВС до точки А; A – угол места (относительно оптической оси антенны) точки А; 0 – угол атаки ВС. Из (5.17) получим h H 0 RA sin( A 0 ) . (5.18) Предполагая, что углы A и 0 малы, получаем h H 0 RA ( A 0 ) . (5.19) Соотношение (5.19) справедливо для некоторого момента времени t1 , когда высота полета ВС равна величине H 0 . Для момента времени t 2 , когда ВС окажется непосредственно над точкой А, уравнение профильного полета (5.16) примет вид h H 0 2 H 0 RA ( A 0 ) . (5.20) Очевидно, что движение ВС диктует обращение РЛС ПрП не к точке, находящейся в данный момент непосредственно под ВС, а к Бортовая РЛС ПрП, измерив расстояние RA в момент времени t1 , должна (при фиксированных H 0 , A и 0 ) выработать сигнал, который через интервал времени t2 t1 приведет ВС к расположению на высоте H 0 над точкой А. Поскольку высота полета согласно (5.20) определяется (при неподвижном луче) лишь дальностью до упрежденной точки RA , рассматриваемые РЛС ПрП относятся к радиосистемам дальномерного типа. Конкретные значения величины RA зависят от скорости движения ВС, его маневренных способностей и рельефа местности. В частности, для современных самолетов при V 1000 км/ч значения RA должны быть меньше 5…20 км, а для вертолетов 0,5…5 км [3]. Эти значения RA обусловливают при маловысотном полете небольшие (единицы градусов) величины угла A 0 , что влечет за собой требования достаточной узости ДНА РЛС ПрП и неизбежное 354 355 Рис. 5.23. Геометрическая картина, поясняющая принцип получения уравнения профильного полета Глава 5. Авиационные РЛС увеличение (в см диапазоне – до 5…6 м) линейных размеров этой антенны. Целесообразно, чтобы антенна РЛС ПрП формировала не один, а два луча. В этом случае отчет углового положения точки А может быть осуществлен методом сравнения (равносигнальным), при котором требуемая точность измерения (доли угловых минут) достигается при реально обеспечиваемой (порядка 1...3О ) ширине луча [3]. Структурная схема РЛС ПрП представлена на рисунке 5.24, где введены обозначения: УУ – устройство управления; АБ – антенный блок; ПРМ , ПРМ – приемники суммарного и разностного сигналов; С – синхронизатор; ФД – фазовый детектор; ФОИ – формирователь отсчетных импульсов; СЛ – селектор; ИД – измеритель дальности; ВУ – вычислительное устройство. Рис. 5.24. Структурная схема РЛС профильного полета Под воздействием импульса запуска, поступившего от С, ПРД вырабатывает ВЧ импульс малой длительности (для необходимой точности измерения дальности), который через АБ и систему из двух антенн, формирующих в вертикальной плоскости двухлучевую ДН, излучается в пространство. Отраженный от земной поверхности радиоимпульс принимается двумя антеннами и, пройдя АБ, подается на входы приемников суммарного и разностного сигналов. В данной РЛС ПрП реализуется метод сравнения, поэтому измерение дальности RA будет осуществлено от ВС до точки на земной поверхности – именно эта точка соответствует пересечению направления (РСН) с земной поверхностью, и временная задержка ЗАД 2RA с отраженного от данной точки сигнала (относительно 356 Глава 5. Авиационные РЛС момента излучения) будет измеряться по моменту нулевого напряжения на выходе ПРМ и следующего за ним ФД. Для устранения ошибочных измерений дальности по ложным отсчетным импульсам используют детектор (Д), находящийся на выходе ПРМ и СЛ. Огибающая суммарного сигнала с выхода Д подается на один вход СЛ, а последовательность отсчетных импульсов – на второй. На выходе СЛ вырабатывается отсчетный импульс, соответствующий точке А. Отсчетный импульс поступает на ИД, а сформированный код дальности – в ВУ, которое запоминает полученный код дальности и (с учетом информации от УУ) рассчитывает упрежденную высоту полета ВС над точкой А. Затем результаты расчета пересылаются в УУ, которое регулирует положение антенной системы и направляет отсчетные данные в систему автоматического управления полетом ВС согласно профилю земной поверхности. Рассмотренная моноимпульсная РЛС ПрП обеспечивает повышенную точность измерения высоты неровностей земной поверхности и местных объектов, поскольку положение нулевой точки стабильно и не зависит от параметров схем и возможных рассогласований в каналах РЛС ПрП [3]. 5.7. Метеонавигационные РЛС Земная атмосфера представляет собой достаточно подвижный и неустойчивый объект. На отдельных участках маршрута могут возникать проблемные зоны (области повышенной турбулентности, образующиеся грозовые фронты и т.д.), заблаговременный прогноз которых весьма затруднен. В связи с этим возникла потребность оперативного (во время полета) и дистанционного (в целях безопасности полета) определения местоположения указанных зон. Для решения этой задачи используются метеонавигационные РЛС (МН РЛС). Все МН РЛС могут быть разделены на 4 класса (признаком классификации является максимальная дальность Rmax обнаружения гидрометеообразований): первый класс – Rmax 550 км; данные МН РЛС предназначены для установки на сверхзвуковых дальних и сред357 Глава 5. Авиационные РЛС Глава 5. Авиационные РЛС них магистральных самолетах; второй класс – Rmax 350 км; данные МН РЛС предназначены для установки на ближних магистральных и тяжелых самолетах местных воздушных линий; третий класс – Rmax 100 км; данные МН РЛС предназначены для установки на легких самолетах местных воздушных линий и вертолетах; четвертый класс – Rmax 100 км; данные МН РЛС (с пониженным относительно МН РЛС третьего класса энергетическим потенциалом) предназначены для установки на вертолетах [3, 4]. Функции определения МП гидрометеообразования весьма часто совмещены в единой бортовой системе с выполнением задач получения РЛ карты местности, обнаружения горных массивов, отдельных горных вершин и определения превышения, достаточного для безопасного полета над ними. Задача оценки собственно метеорологической обстановки на трассе полета происходит при помощи функционирования системы в режимах «Метео» (обнаруживается пространственное гидрометеообразование и определяются его координаты) и «Контур» (оцениваются степень опасности гидрометеообразований, находящихся на расстоянии 40…60 км от ВС). МН РЛС имеет узкую ДН ( 2...6О в вертикальной и горизонтальной плоскостях), поэтому определение МП (дальности и курсового угла) и характера (снег, дождь и т.д.) метеорологического объекта оказывается достаточно точным, поскольку в узкий луч отражения от других объектов, как правило, не попадают. Основные метеообъекты могут быть распределены по степени интенсивности отражений от них в следующем порядке: 1) снег; отражения от него обычно невелики, что объясняется, даже при обильных снегопадах, как значительными (по сравнению с длиной волны излученного сигнала 1...10 см) расстояниями между отдельными снежинками, так и сравнительно низкой проницаемостью (сходной по величине с диэлектрическими проницаемостями облака пыли или дыма); 2) облака; если облака состоят из кристалликов льда, то отраженные сигналы достаточно слабы; если облака образованы водяными каплями (размерами порядка 0,01 см), то интенсивность отражений сильно зависит от длины волны – при увеличении от 1 до 10 см интенсивность отражений падает более чем на порядок; 3) дождь; данный метеообъект образован сконденсированными частицами воды, и по радиосигналам, отраженным от дождя, можно определить его интенсивность (наибольшие отражения возникают при размерах капель, соизмеримых с длиной волны ); наиболее часто используется диапазон 3..5 см (при 10 см интенсивность отражений ослабевает); измерение обычно проводится на небольших (20…40 км) дальностях; 4) грозовые образования; отраженные радиосигналы обладают значительной интенсивностью, дальность обнаружения грозовых образований составляет 190…550 км; 5) молнии; здесь может возникнуть мощный радиосигнал, созданный электрическим разрядом [3, 4]. Основными параметрами местоположения лоцируемого участка метеообразования являются дальность R и курсовой угол . Дальность указанного участка вычисляется по времени запаздывания R принятого радиоимпульса относительно излученного R c R 2 , а курсовой угол этого участка определяется по углу поворота узкой ДН (ширина 2...6,5О ) относительно продольной линии фюзеляжа. Качание ДНА осуществляется в пределах сектора шириной С 90...200О (рисунок 5.24). Частота качания данной диаграммы составляет 0,1…2,8 Гц. Кроме того, антенна может совершать наклоны в вертикальной плоскости ( 10... 26О ), определяя тем самым, помимо курсового угла , еще и угол места лоцируемого участка метеообразования. Отраженный радиоимпульс, принятый антенной, проходит через АП и поступает на вход ПРМ (чувствительность порядка 100 дБ мВт), где вырабатывается видеоимпульс, подаваемый на ИНД [4]. Серийно производят когерентные МН РЛС Х-диапазона (РЛСН) для самолетов транспортной, военно-транспортной, а также гражданской авиации. РЛС-Н обладают улучшенными характеристиками по обнаружению гроз, сдвига ветра, турбулентности в соответствии с требованиями ARINC 708/708A, обзору земной поверхности и обеспе- 358 359 Глава 5. Авиационные РЛС чивают заданную безопасность выполнения полетов, в том числе на этапах взлета и посадки. РЛС-Н установлена на Ил-112В, Ил-76МД90А, Ил-78М-90А, Ил-76МД-М, Ил-78(М)2, Ан-70, А-100. Глава 5. Авиационные РЛС Дальностью обнаружения целей РЛС называется наибольшее расстояние между РЛС и целью, при котором сигнал цели обнаруживается с заданными вероятностями ложной тревоги РЛТ и правильного обнаружения РПО . При оценке дальности действия РЛС на этапе Многофункциональность свойственна самолетным РЛС, к массогабаритным характеристикам которых предъявляются жесткие требования, что вынуждает максимально использовать каждый килограмм радиолокационной аппаратуры. Многофункциональные РЛС (МФ РЛС) характеризуются [38]: поиска целей эти вероятности выбирают равными РЛТ 104...106 и РПО 0,5 . Дальностью захвата цели называется максимальное расстояние, требуемое для перехода РЛС в режим автоматического сопровождения цели по дальности, скорости и угловым координатам с заданными точностными характеристиками. Обычно дальность захвата цели оценивается с вероятностью 0,9. Область пространства, в пределах которой обеспечивается обнаружение цели с помощью БРЛС, называется зоной обзора. Учитывая условия размещения МФ РЛС в носовом отсеке истребителя, зона обзора в горизонтальной плоскости составляет 60...90О . Размер зоны обзора в вертикальной плоскости определяется из условия обеспечения обнаружения целей во всем диапазоне высот их полета и обычно составляет 60...70О . Область пространства, в пределах которой МФ РЛС осуществляет поиск целей в каждой конкретной тактической ситуации, называется зоной поиска. Как и зона обзора, она определяется максимальной Rmax и минимальной Rmin дальностями действия и секторами поиска в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Размер секторов поиска зависит от применяемого метода наведения и способа ведения боевых действий истребителя [3]. Периодом обзора Т ОБЗ называется время, необходимое для однократного просмотра всей зоны поиска. Зоной автосопровождения МФ РЛС называется область пространства, в пределах которой обеспечивается автоматическое сопровождение цели по направлению. Как правило, она определяется предельными углами сканирования антенны МФ РЛС в соответствующей зоне обзора ( 60...70О в вертикальной и 60...90О в горизонтальной плоскостях). 360 361 Рис. 5.24. Секторное сканирование ДНА МН РЛС МН РЛС «Контур-10Ц» эксплуатируется на самолетах Ан-28, Ан-38, Ан-74, Ил-76ТД, Л-410, Т101 «Грач», Бе-12, Бе-32, Бе-200ЧС и вертолетах Ми-8 (различных модификаций), Ми-17, Ми-171, Ми-172, Ми-26Т. МетеоРЛС «Гроза-26» устанавливается на Ан-26. Малогабаритная МН РЛС «Гукол-17» предназначена для установки на вертолеты Ка-226, Ка-226Т, Ми-38. 5.8. Многофункциональные РЛС 5.8.1. Основные характеристики и задачи, решаемые многофункциональными РЛС Глава 5. Авиационные РЛС Глава 5. Авиационные РЛС Под разрешающей способностью МФ РЛС понимают способность раздельного наблюдения целей, находящихся в зоне обзора РЛС. Разрешающей способностью РЛС по дальности называется минимальное расстояние R между двумя целями (имеющими одинаковые угловые координаты и радиальные составляющие скорости движения относительно РЛС), при котором обеспечивается их раздельное наблюдение на индикаторе РЛС. Разрешающей способностью РЛС по скорости называется минимальное различие радиальных составляющих скоростей VСБ двух целей, расположенных в одной точке пространства, при котором обеспечивается их раздельное наблюдение на индикаторе РЛС. Разрешающей способностью РЛС по направлению называется минимальное различие , в направлениях на две цели (в горизонтальной и вертикальной плоскостях), удаленных от РЛС на одинаковое расстояние и имеющих равные радиальные составляющие скорости относительно РЛС, обеспечивающие их раздельное наблюдение на индикаторе РЛС. Учитывая реальные размеры воздушных целей, боевые порядки и условия применения в режиме «воздух – воздух», МФ РЛС должна обеспечивать разрешение по дальности 15…50 м, по скорости 2…10 м/с, по угловым координатам 20...30 . Точность измерения координат и параметров движения МФ РЛС определяется характеристиками и видом применяемого оружия. При использовании авиационной пушки требуется наиболее высокая точность измерения координат и параметров движения цели. Ошибки измерения координат не должны превышать технического рассеяния снарядов пушки, которое составляет тысячные доли дальности стрельбы. Требуемая точность измерения навигационных параметров (скорости, угла сноса) БРЛС обычно соответствует требованиям, предъявляемым к современным доплеровским измерителям скорости и угла сноса. Среднеквадратичная ошибка измерения скорости не должна превышать 0,1…0,2 м/с, угла сноса – 6...12 . К бортовым МФ РЛС предъявляются все более высокие тактико-технические требования, что приводит к дальнейшему совершенствованию существующих и разработке новых МФ РЛС, обеспечивающих обнаружение целей на больших дальностях, вывод истребителя в район цели с высокой точностью на малых высотах и управление различными видами бортового вооружения. При использовании АФАР в МФ РЛС возможно одновременное решение нескольких задач: совмещение режимов обзора воздушного пространства с режимом обеспечения полета на малой высоте при прорыве ПВО противника и др. МФ РЛС истребителя решает следующие задачи: 1) поиск, обнаружение и опознавание (совместно с СО) обнаруженных ВЦ и НЦ; 2) распознавание, измерение координат и параметров движения обнаруженных ВЦ и прицеливание по ним; 3) прицеливание по НЦ при бомбометании и пуске ракет; 4) формирование и выдача сигналов ЦУ, подсвета и коррекции для УР, подготовка их к пуску и наведение на уничтожаемые цели; 5) измерение дальности до НЦ и ВЦ по сигналам ЦУ от других информационных систем СУВ; 6) самолетовождение при отсутствии визуальной видимости земной поверхности (определение МП ВС по РЛИ местности визуально с использованием карты либо путем коррекции данных навигационной системы по измеренным координатам выбранных ориентиров); 7) картографирование местности при ведении воздушной разведки; 8) предупреждение экипажа о метеорологической обстановке на трассе полета; 9) следование рельефу местности при полете на малых и предельно малых высотах (облет и обход препятствий); 10) измерение навигационных параметров (скорости и угла сноса, высоты); 11) управление подсистемами вооружения [38]. В состав МФ РЛС входят три основные подсистемы: АФАР, приемное устройство со стабилизированным гетеродином и универсальный процессор сигналов. Вариант структурной схемы МФ РЛС приведен на рисунке 5.25 [3]. Режимы работы МФ РЛС. 1. При действии по воздушным целям: а) режим поиска; б) режим сопровождения; в) режим опознавания целей. 362 363 Глава 5. Авиационные РЛС 2. При действии по наземным целям: а) режим получения изображения земной поверхности; б) режим когерентного обзора земной поверхности; в) навигационные режимы. Глава 5. Авиационные РЛС ющий генератор (синтезатор частот); ЦВМ УОД – ЦВМ управления и обработки данных; КБО – комплекс бортового оборудования [3, 38]. Рис. 5.26. Структурная схема многофункциональной РЛС Структурная схема МФ РЛС истребителя показана на рисунке 5.26, где обозначено: СО – система опознавания; АС – антенная система; ППС – программируемый процессор сигналов; ЗГ (СЧ) – зада- Преобразователь (приемопередатчик) осуществляет излучение мощных ЗС, их когерентный прием и преобразование данных в цифровую форму или в цифровые коды. ППС обеспечивает требуемый алгоритм обработки, а процессор данных (ЦВМ УОД) выделяет информацию об окружающей обстановке, отображает ее на индикаторе, выполняет боевые алгоритмы и формирует сигналы управления ВС. Вычислительное устройство (ППС и ЦВМ УОД) совместно с пультом управления определяет режимы работы РЛС, обеспечивая заданные параметры излучаемого сигнала, требуемые каналы обработки (суммарный , разностный по азимуту АЗ , разностный по углу места УМ и компенсационный КОМП), а также полосу пропускания приемников, частоту выборок и разрядность АЦП. Приемопередатчик содержит антенну (в системе с обтекателем и приводом), антенный переключатель «прием – передача» (АП), передатчик с УМ, синхронизатор с ЗГ и приемником с АЦП. 364 365 Рис. 5.25. Структурная схема МФ РЛС Глава 5. Авиационные РЛС Глава 5. Авиационные РЛС Процессор обработки сигналов представляет собой быстродействующую ЦВМ и в зависимости от режима работы РЛС осуществляет доплеровскую фильтрацию принимаемых сигналов, обеспечивает алгоритмы помехозащиты, измеряет координаты целей и т.п. Процессор обработки данных представляет собой универсальную ЦВМ, с помощью которой решаются следующие задачи: 1) сопровождение целей; 2) определение численного состава группы; 3) измерение собственной скорости носителя; 4) обход и облет препятствий; 5) боевые алгоритмы наведения самолета и оружия и т.п. Индикатор современной МФ РЛС входит в состав СЕИ самолета и имеет цифровую память для формирования текущего изображения и экран большой яркости телевизионного или ЖК типа. Отображение информации на экране индикатора определяется режимами работы МФ РЛС и боевыми режимами истребителя. Основные режимы функционирования МФ РЛС при перехвате ВЦ (при решении задач «воздух–воздух»): а) поиска и обнаружения цели; б) распознавания и опознавания цели; в) захвата и автоматического сопровождения обнаруженных целей; г) указание на применение оружия [38]. Выполнение всех указанных режимов удобно разделить на два этапа: поиск и обнаружения цели, а также захват и автоматическое сопровождение цели. Основные режимы функционирования МФ РЛС при уничтожении НЦ (при решении задач «воздух–поверхность»): картографирование с низкой, средней и высокой разрешающей способностью, обеспечивающей получение РЛИ местности; обнаружение наземных (морских) целей и ориентиров, измерение их координат, необходимых для применения оружия; селекция движущихся целей и измерение их координат; маловысотный полет; измерение навигационных параметров; метеорежим; измерение дальности до земли в заданном направлении. Рассмотрим основные характеристики на примере МФ РЛС современных истребителей F-18, Су-30, Су-35 в режимах наблюдения земной поверхности [3, 38]. 1. Дальность обнаружения крупноразмерных целей составляет 300…400 км, малоразмерных – порядка 50…150 км (зависит во многом от типа подстилающей поверхности). 2. Дальность картографирования ниже дальности обнаружения целей. При картографировании с высоким пространственным разрешением (1…5 м) она составляет 50…150 км, а с низким (более 200 м) – 300 км. 3. Размер зоны обзора по дальности исчисляется в элементах разрешения и составляет 500…1000 элементов разрешения по дальности: R (500...1000) r . Размер зоны обзора по азимуту определяется решаемой тактической задачей. На этапах навигации и обнаружения района поиска цели используется режим низкого разрешения с размером зоны 90...120О . Для обнаружения цели используется режим среднего разрешения с размером 10...30О , а на этапе прицеливания – режим высокого разрешения с размером зоны обзора 2...3О . В режимах маловысотного полета также выделяют размер зоны обзора по УМ. 4. Время обзора зоны в режимах низкого разрешения составляет 1…3 с, среднего – 3…6 с и высокого – 2…10 с, в режиме облета препятствий – 0,1…0,2 с. 5. Углы наблюдения определяют возможное положение зоны обзора в пространстве относительно самолета. Углы наблюдения по АЗ варьируются в диапазоне 60О , по УМ в диапазоне 40... 20О . 6. Типовые значения требуемой разрешающей способности [м] для решения различных задач представлены в таблице 5.1. 7. Точность измерения координат и параметров взаимного движения задается допустимыми ошибками (погрешностями). Точность измерения угловых координат истребителями достигает 10…20 угл. минут, дальности 1…10 м, скорости движения 0,1…0,5 м/с. 8. Как правило, количество одновременно сопровождаемых целей в режимах наблюдения земной поверхности составляет 2…8 и ограничивается количеством и номенклатурой применяемого управляемого и неуправляемого оружия. 9. Возможность работы РЛС в условиях РЭБ характеризуется скрытностью и помехоустойчивостью. Скрытность работы РЛС задается максимальной дальностью, на которой противник может об- 366 367 Глава 5. Авиационные РЛС наружить сигналы РЛС и определить их параметры. Помехоустойчивость определяет работоспособность РЛС в конкретной помеховой обстановке, которая определяется в виде набора методов и средств РЭБ. Глава 5. Авиационные РЛС 5.8.2. Применение истребителей при уничтожении воздушных и наземных целей с использованием многофункциональных РЛС Основные режимы наблюдения земной поверхности МФ РЛС: режим обзора реальным лучом; режим обзора со средним разрешением; режим обзора с высоким разрешением; режим селекции движущихся целей (СДЦ); режим измерения дальности до земли в заданном направлении; режим уточнения скорости полета носителя [38]. Способы аппаратурной реализации РЛС определяются различными факторами, важнейшими из которых являются: 1) назначение, решаемые тактические задачи и тактикотехнические требования к РЛС, ТТХ ракет, тип ГСН и т.д.; 2) требования к массогабаритным параметрам РЛС, стоимости; 3) уровень технологии создания элементной базы [38]. Основной формой тактического применения истребителей при уничтожении ВЦ (самолетов, вертолетов, крылатых ракет) является воздушный бой – действия истребителя по уничтожению средств воздушного нападения противника, состоящие из занятия выгодного исходного положения, атаки, маневрирования между атаками и выхода из атаки (боя) [38, 42]. Победа в воздушном бою есть результат наилучшего сочетания возможностей авиационной техники (БРЭС, оружие, маневренность истребителя) и опыта, умения летчика. В современном воздушном бою можно выделить противоборство сторон на дальностях, превышающих дальность визуальной видимости (дальний воздушный бой), и противоборство при дальности визуальной видимости (ближний воздушный бой). Дальний воздушный бой – полет, обнаружение, опознавание, сближение и маневрирование выполняются с использованием БРЛС и с применением ракет большой и средней дальности. Ближний воздушный бой – маневрирование осуществляется с большими перегрузками, полным использованием маневренных возможностей самолета, вооружения и физических данных летчика, применяются ракеты малой дальности или стрелково-пушечное вооружение [42]. Для обеспечения скрытности боевых действий истребителей в дальнем групповом воздушном бою предусматривают следующие основные тактические приемы: «лобовой удар» как звена, так и пар истребителей и «удар во фланг» пар истребителей [3]. Процесс уничтожения средств воздушного нападения противника в соответствии с планом боевого полета и основными режимами работы МФ РЛС удобно разделить на три основные этапа: 1) дальнее наведение (взлет, построение группы, полет в район выполнения БЗ), т.е. вывод истребителя в такое положение относительно цели, в котором обеспечивается ее обнаружение, опознавание и атака; 2) действия в районе выполнения БЗ (воздушный бой): 368 369 Таблица 5.1 – Типовые значения требуемой разрешающей способности Объекты Населенные пункты Ж/д узлы Дороги Морские суда средние Мосты Скопления войск Аэропорты Самолеты Командные пункты ЗРК РЛС Автотранспорт Артиллерия Обнаружение 60 30 9 7,5 6 6 6 4,5 3 3 3 1,5 0,9 Распознавание Класс Тип 30 5 15 6 6 1,8 4,5 0,6 4,5 1,5 2,1 1,2 4,5 3 1,5 0,9 1,5 0,9 1,5 0,6 0,9 0,3 0,6 0,3 0,6 0,15 Глава 5. Авиационные РЛС Глава 5. Авиационные РЛС поиск, обнаружение, опознавание и распознавание воздушной цели МФ РЛС, выполнение маневра в целях занятия исходного положения для атаки или продолжения сближения с целью; атака (бой), которая начинается после захвата цели на автосопровождение МФ РЛС и представляет собой стремительное сближение с целью в сочетании с прицеливанием для обеспечения эффективного применения вооружения (самонаведение истребителя) и наведения ракет при их полете к цели; выход из атаки, начинается после применения вооружения; 3) возвращение на аэродром базирования [38]. Основной формой тактического применения истребителей является нанесение авиационного удара по наземным (морским) объектам. В этом случае истребительная авиация применяет управляемые и неуправляемые ракеты, авиационные бомбы, а при уничтожении малоразмерных целей – и авиационные пушки. Процесс уничтожения наземных морских целей в соответствии с этапами боевого полета и основными режимами работы МФ РЛС удобно разделить на три этапа. 1. Взлет истребителей, построение в группы, полет в район цели (на этом этапе решается задача навигации). 2. Действия в районе цели: – поиск, обнаружение, опознавание наземной (морской) цели МФ РЛС, выполнение маневра для занятия исходного положения для атаки или продолжения сближения с целью в заданном направлении; – атака (бой), которая начинается после захвата цели на автосопровождение МФ РЛС и представляет собой стремительное сближение с целью в сочетании с прицеливанием для обеспечения эффективного применения оружия и наведения ракет при их полете к цели – выход из атаки (боя), начинается после применения оружия. 3. Возвращение на аэродром базирования, когда решена задача навигации [38]. При нанесении авиационного удара по наземным (морским) целям противника необходимо решать две задачи – навигации и прицеливания. Полет истребителя в район цели и возвращение на аэродром дислокации выполняются, как правило, по намеченному маршруту, при этом намечаются исходный, промежуточный и конечный пункты маршрута, а также требуемый профиль полета по высоте, курсу и ори- ентиры. Самолетовождение по намеченному маршруту составляет основную задачу навигации. В результате ее решения истребитель выводится в район цели в намеченное время на заданных высоте и направлении. В процессе прицеливания необходимо обеспечить поражение НЦ при пуске управляемых и неуправляемых ракет, бомбометании и стрельбе из пушек. При навигации и прицеливании необходимо выполнить две основные операции: 1) определение МП истребителя, цели и ориентиров; 2) управление истребителем для его вывода в заданную точку маршрута или в точку применения оружия. Выполнение указанных операций возможно при наличии на борту истребителя информации о местности, над которой он пролетает. Эту информацию поставляет информационно-измерительная система в составе бортовой МФ РЛС, которая формирует РЛ изображение (РЛИ) местности и объектов на ней. В процессе навигации МФ РЛС обеспечивает: определение МП истребителя либо путем сопоставления РЛИ местности с реальной или цифровой картой местности, либо путем коррекции данных ИНС по измеренным координатам выбранных ориентиров, либо методом счисления пути на основе измерения навигационных параметров (путевой скорости, угла сноса, высоты полета); полет на малых высотах с облетом препятствий для преодоления зоны ПВО противника, с измерением параметров рельефа местности перед истребителем в требуемом секторе обзора; выдачу летчику информации о метеорологической обстановке на маршруте полета. При прицеливании МФ РЛС обеспечивает: 1) обнаружение, опознавание и распознавание типа и класса обнаруженных целей; 2) измерение параметров движения атакуемой цели; 3) наведение истребителя в точку применения вооружения; 4) измерение вектор-скорости собственного движения; 5) целеуказание ОЭС самолета и ракетам; 6) передачу сигналов коррекции и команд управления ракетами. 370 371 Глава 5. Авиационные РЛС Глава 5. Авиационные РЛС Одну из ключевых ролей, определяющих способность авиационного комплекса выполнять поставленные перед ним задачи, играют бортовые радиолокационные станции (БРЛС), которые, по мнению отечественных и зарубежных экспертов, в ближайшем будущем останутся основным средством обнаружения и сопровождения целей, обеспечения ситуационной осведомленности и применения оружия. Среди БРЛС отечественного производства следует отметить: Н010 «Жук» – семейство многофункциональных БРЛС со щелевой и активной антенной решеткой, применяемых на различных модификациях самолетов МиГ-29, Су-27. БРЛС «Жук» имеет множество модификаций, основные из которых – БРЛС «Жук-М», БРЛС «ЖукА», БРЛС «Жук-АУ», БРЛС «Жук-АМ» [40]. БРЛС «Жук-МФ» – многофункциональная БРЛС с пассивной антенной решеткой, предназначенная для круглосуточной работы в простых и сложных метеоусловиях на самолетах МиГ-29. Основные характеристики: обнаружение целей на дальности 120 км; обзор воздушного пространства с обнаружением и одновременным сопровождением до 20 целей, атакой одновременно до 4 целей. БРЛС «Жук МСФ» – дальнейшее развитие БРЛС «Жук-МФ» для использования на самолетах Су-30МК и Су-27КУБ. Отличие от БРЛС «Жук-МФ»: одновременно отслеживаются 24 цели с возможностью атаки одновременно 8 из них. Н010 «Жук-А» – многофункциональная БРЛС использует АФАР с электронным сканированием, предназначена для установки на многоцелевой истребитель МиГ-35, МиГ-35Д [40, 41]. Основные ТТХ БРЛС «Жук-А»: диапазон частот – 8…12 ГГц; дальность обнаружения ВЦ с ЭПР 3 м2: – 148 км в передней полусфере; – 60 км в задней полусфере; дальность обнаружения НЦ с ЭПР 3000 м2: 300 км; дальность обнаружения НЦ с ЭПР 50 м2: 60 км; зона обзора по АЗ / УМ: 60О / 60О . количество одновременно сопровождаемых целей – 30; количество одновременно атакуемых ВЦ – 8; одновременное сопровождение 2 неподвижных и 2 подвижных НЦ. БРЛС «Жук-АМ» – перспективная МФ БРЛС с АФАР для истребителей «МиГ». Основные характеристики: сопровождение 30 целей, одновременная атака 6 ВЦ и 4 НЦ; обнаружение целей на дальности 260 км; проведение радиотехнической разведки (РТР); обмен данными с другими самолетами в составе группы. РЛСУ Н035 «Ирбис-Э» – БРЛС с пассивной ФАПР, используется на многоцелевом истребителе Су-35С. В качестве антенны используется ФАР с электронным управлением лучом. Основные ТТХ БРЛС РЛСУ «Ирбис-Э»: диапазон частот – 8…12 ГГц; дальность обнаружения ВЦ с ЭПР 3 м2: – 400 км в передней полусфере; – 80 км в задней полусфере; дальность обнаружения НЦ с ЭПР 3000 м2: 500 км; дальность обнаружения НЦ с ЭПР 50 м2: 150 км; зона обзора по АЗ / УМ: 120О / 60О . количество одновременно сопровождаемых целей – 30; сопровождение 30 ВЦ и 4 НЦ, с возможностью одновременной атаки 8 целей; средняя мощность излучаемого сигнала – 5 кВт; проведение РТР и картографирование местности; подсвет целей при использовании управляемого и неуправляемого вооружения [40, 41]. РЛСУ «Барс» – БРЛС со щелевой антенной решеткой, разработанная в АО «НИИП имени В.В. Тихомирова», используется на разных модификациях самолетов Су-30, Су-34. Основные характеристики: обнаружение целей на дальности 140 км; сопровождение 15 целей, атака одновременно 4 ВЦ; подсвет целей и передача команд радиокоррекции при наведении ракет [40]. 372 373 5.9. БРЛС военной авиации России Глава 5. Авиационные РЛС Глава 5. Авиационные РЛС СУВ-ВЭП «Меч» – импульсно-доплеровская РЛС, на самолеты Су-30МК2, Су-27СМ. Основные характеристики: обнаружение целей на дальности до 350 км; сопровождение 10 целей, атака двух ВЦ одновременно; подсвет воздушных целей для управляемого и неуправляемого вооружения [40]. Система управления вооружением СУВ «Заслон» – доплеровский импульсный радар с пассивной сканирующей решеткой, используется в самолетах МиГ-31БМ. СУВ «Заслон» стала первой РЛС с ФАР. Существует три модификации СУВ «Заслон»: «Заслон-А», «Заслон-М», «Заслон-АМ». «Заслон-АМ» представляет последнюю версию данной РЛС, приведены именно ее характеристики [40]. Основные характеристики: обнаружение целей на дальности до 400 км; дальность обнаружения малозаметного истребителя F-35A – около 140 км; одновременное сопровождение 24 целей, атака 8 ВЦ (на дальности до 280 км); зона обзора, град: в горизонтальной плоскости ±35, в вертикальной плоскости ±60; средняя мощность ПРД – 2,5 кВт; потребляемая мощность 31 кВт; диаметр антенны – 1,1 м, масса РЛС – 1000 кг; возможность перехвата ВЦ, летящих со скоростью, соответствующей М=6; определение координат и атака постановщика помех; подсвет ВЦ для управляемого и неуправляемого вооружения. БРЛС Н011М-Р «БАРС» самолета Су-30СМ предназначена для: 1) решения задач боевого применения самолета в условиях боевых действий одновременно до 16 истребителей в зоне размером 50 50 км; 2) сопровождения на проходе до 15 ВЦ (дискретное сопровождение до 4 ВЦ); 3) автоматического и полуавтоматического управления самолетом при решении задач вывода в зону разрешенных пусков в режиме «воздух-воздух» УР с активными РГС (АРГС) при атаке до 4 ВЦ или УР с полуактивными РГС (ПАРГС), с тепловыми головками самонаведения (ТГС) при атаке до 2 ВЦ или всех типов УР, включая УР с ТГС, при атаке одной цели из числа ВЦ, сопровождаемых БРЛС и поставленных на атаку; 4) организации автоматического обмена информацией о ВЦ (до 15) и наземных или морских (до 2) целях; 5) распознавание типов турбореактивных самолетов по спектральным характеристикам – до 10 типов. Основные характеристики: ширина ДНА по АЗ – 2, 4 0,3О ; ширина ДНА по УМ: – в режиме узкого луча – 2, 4 0,3О ; – в режиме одномерно расширенной ДН – 8,0 1,0О ; зона поиска и сопровождения в дальнем бою: – зона электронного сопровождения целей – телесный угол относительно центра зоны установки механического доворота по АЗ – 40 2О ; – зона механического доворота для установки центра зоны обзора и сопровождения 30 2О по АЗ относительно строительной оси ВС; разрешающая способность при распознавании группы ВЦ (на дальности 50 км): по дальности – 100…300 м, по скорости – 5 м/с; импульсная мощность излучения в режимах: «Обзор» – 4,0 кВт, «Подсвет» – 1,2 кВт; масса БРЛС – 542 32,5 кг; время готовности – не боле 180 с. БРЛС Н036 «Белка» – перспективная малогабаритная БРЛС с АФАП для истребителей пятого поколения Су-57. В составе Н036 «Белка» будут использоваться три антенны АФАР: передняя и две боковых. АФАР состоит из 1526 приемо-передающих модулей, средняя излучаемая мощность – 5 Вт. Также в состав БРЛС будут входить две АФАР бокового обзора, работающие в X-диапазоне и 2 АФАР Lдиапазона, расположенные в кромках крыльев. За обработку данных будет отвечать отечественный процессор «Эльбрус». 374 375 Глава 5. Авиационные РЛС Глава 5. Авиационные РЛС Основные ТТХ БРЛС Н036 «Белка» [40, 41]: диапазон частот – 8…12 ГГц; дальность обнаружения целей: – с ЭПР 3 м2 – 400 км; с ЭПР 1 м2 – 300 км; – с ЭПР 0,5 м2 – 240 км; с ЭПР 0,1 м2 – 165 км; угол обзора 120О ; число одновременно сопровождаемых целей: ВЦ – 30; НЦ – 4; атака до 16 ВЦ и 4 НЦ; тип антенны: 3 АФАР Х-диапазона и 2 АФАР L-диапазона. БРЛС кругового обзора «Шмель-2» применяется в составе модернизированного АК ДРЛО А-50М. Основные ТТХ БРЛС «Шмель-2»: диапазон рабочих частот: сантиметровый; дальность обнаружения: – истребителей на малой высоте на фоне земли – 200…400 км; – истребителей на большой высоте – 300…600 км; – бомбардировщиков – до 650 км; – баллистических ракет – до 800 км; – крылатых ракет с ЭПР 1 м2 – до 215 км; – НЦ – 250…300 км; – крупных надводных целей – до 400 км; количество одновременно сопровождаемых целей – до 150; количество одновременно наводимых истребителей – 10…12; групповое наведение – до 30 единиц [41]. БРЛС «Копье-А» – БРЛС с активной фазированной решеткой, предназначена для использования на транспортно-десантных, ударных и разведывательных вертолетах. На данный момент этой БРЛС оснащается вертолет Ка-27М. Основные характеристики: круговой обзор на дальность до 250 км; поиск и обнаружение воздушных и наземных целей; картографирование местности; отслеживание до 10 целей одновременно; ЦУ для наведения управляемого оружия [40]. РЛК «Арбалет» – двухдиапазонный когерентно-импульсный радиолокационный комплекс, предназначен для круглосуточного всепогодного применения на боевых вертолетах Ка-52, Ка-60. Основные характеристики: одновременное сопровождение до 20 целей; дальность обнаружения ВЦ – 15 км, НЦ – 12 км; обнаружение опасных метеообразований; коррекция навигационной системы с обеспечением посадки на необорудованные участки местности [40]. 376 377 5.10. Направления развития БРЛС истребителей Основными тенденциями развития БРЛС являются: 1) расширение перечня задач, решаемых БРЛС в интеграции с системами РТР, РЭП и навигации для решения задач обороны ЛА; 2) повышение скрытности излучения за счет использования различных диапазонов ЭМВ (3 мм, 8 мм) и СШП сигналов, управления мощностью излучения и изменения формы передающей ДНА; 3) групповое применение авиации – бистатические системы, работа в условиях встречного излучения БРЛС противника и помех, обеспечение ЭМС [3]. Основными направлениями развития БРЛС являются: 1. Совершенствование аппаратуры БРЛС: антенной системы: – увеличение количества антенных каналов; – увеличение мощности излучения и КПД; – расширение мгновенной полосы; – увеличение скорости и гибкости управления; приемопередающей системы; – расширение мгновенной полосы и номенклатуры сигналов; – увеличение динамического диапазона; – повышение стабильности сигналов, сокращение фронтов сигналов, уменьшение фазовых шумов; вычислительной системы; – увеличение быстродействия и объема памяти; – создание высокоскоростных линий обмена данными; – создание средств разработки и отладки ПО; навигационной системы: Глава 5. Авиационные РЛС Глава 5. Авиационные РЛС – повышение точности и времени автономной работы; – уменьшение массы и габаритов, размещение блоков чувствительных элементов вблизи антенны. 2. Совершенствование программного обеспечения: повышение помехозащищенности (помехоустойчивость – оптимальная многоканальная пространственно-временная обработка сигналов и помех; скрытность - быстрое изменение режимов и параметров работы, управление мощностью и формой ДНА, многопозиционные и пассивные режимы работы, применение теории игр); распознавание ВЦ и НЦ (увеличение признаков распознавания; расширение алфавита типов и классов целей; оптимизация алгоритмов распознавания); сопровождение маневрирующих наземных и воздушных целей с редким тактом обращения, измерение координат целей и источников помех при маневре и длительном накоплении); совершенствование режимов обзора воздушного пространства (разработка алгоритмов обнаружения и сопровождения гиперзвуковых целей, обнаружение и сопровождение «своих» и «чужих» ракет); совершенствование режимов обзора земной поверхности (формирование РЛИ с высоким разрешением, обеспечение режима маловысотного полета, многопозиционная работа – высокоточная пространственно-временная синхронизация позиций, организация обмена сигнальной и параметрической информацией между позициями). 3. Совершенствование интеграции с внешними системами: САУ (траекторное управление носителем в интересах решения тактических задач); РТР/РЭБ (создание высокопотенциальных прицельных помех); ПНК (посадка ЛА на слабо оборудованные аэродромы, обход опасных зон); ОЭПС (построение синтезированных многоспектральных изображений); связь (скрытная высокоскоростная передача данных на КП, обмен данными в группе); геоинформационная система (информационная поддержка РЛС, решение навигационных задач). 4. Развитие средств разработки и испытания БРЛС: стенды имитационного и полунатурного моделирования; развитие полигонного обеспечения; создание средств регистрации, хранения и обработки результатов стендовых и натурных работ. 378 379 Контрольные вопросы 1. Что понимают под радиолокацией? 2. Перечислите основные задачи РЛС. 3. По каким признакам можно проводить классификацию РЛС? 4. Назовите основные задачи бортовых РЛС. 5. Какие дополнительные системы (подсистемы) могут включаться в состав РЛС? 6. Что входит в состав структурной схемы непрерывной РЛС? 7. Состав структурной схемы когерентно-импульсной РЛС. 8. Состав структурной схемы импульсно-доплеровской РЛС. 9. Охарактеризуйте основные недостатки РЛС. 10. Перечислите ключевые изменения РЛС, которые привели к росту боевых возможностей истребителей. 11. Перечислите тактические параметры РЛС. 12. Перечислите технические параметры РЛС. 13. По какой формуле можно определить максимальную дальность действия РЛС? 14. Назовите преимущества радиолокационных систем с активным ответом (РСАО). 15. Состав структурной схемы самолетного ответчика. 16. Перечислите требования, предъявляемые к системам опознавания. 17. Какие устройства входят в типовой состав СУВ современного истребителя в качестве информационно-измерительных систем? 18. С учетом каких факторов выбирается режим работы СУВ? 19. Перечислите состав СУВ истребителя Су-27. 20. Назовите основные методы внешнего наведения истребителя. 21. Перечислите основные методы автономного наведения истребителя на цель. Глава 5. Авиационные РЛС 22. Приведите формулу для вычисления максимальной дальности действия РЛС перехвата и прицеливания. 23. Приведите формулу для определения ширины сектора обзора по курсовому углу СЕКТ (в горизонтальной плоскости). 24. Приведите формулу для определения ширины сектора обзора по углу места СЕКТ (в вертикальной плоскости). 25. Какие режимы автоматического сопровождения (АС) могут использоваться в современных БРЛС? 26. Перечислите состав структурной схемы РЛС в режиме синтезированной апертуры. 27. Основные технические характеристики РЛС обзора земли. 28. Запишите уравнение профильного полета. 29. Состав структурной схемы РЛС профильного полета. 30. Охарактеризуйте классификацию метеонавигационных РЛС (признаком классификации является максимальная дальность обнаружения гидрометеообразований). 31. Назовите основные метеообъекты, которые могут быть распределены по степени интенсивности отражений от них. 32. Перечислите основные характеристики многофункциональной РЛС (МФ РЛС). 33. Перечислите задачи, решаемые МФ РЛС истребителя. 34. Перечислите режимы работы МФ РЛС. 35. Основные режимы наблюдения земной поверхности МФ РЛС. 36. Какими важнейшими факторами определяются способы аппаратурной реализации РЛС? 37. Какие задачи решает МФ РЛС при прицеливании? 38. Перечислите основные этапы процесса уничтожения средств воздушного нападения противника. 39. Перечислите основные ТТХ БРЛС «Жук-А». 40. Перечислите основные ТТХ БРЛС РЛСУ «Ирбис-Э». 41. Перечислите основные ТТХ «Заслон-АМ». 42. Перечислите основные ТТХ БРЛС Н036 «Белка». 43. Назовите основные тенденции развития БРЛС. 44. Основные направления развития БРЛС. 380 Глава 6 АВИАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ И КОМПЛЕСЫ РАДИОЭЛЕКТРОННОЙ БОРЬБЫ 6.1. Составные части РЭБ Современный этап развития БРЭО ведущих зарубежных стран характеризуется существенным повышением конфликтной устойчивости их функционирования в сложной радиоэлектронной обстановке. Действия ВКС России в Сирии стали примером беспрецедентного в истории отечественной авиации успеха при минимуме потерь. Особенно впечатляет почти полное отсутствие потерь при высокой интенсивности полетов в весьма тяжелых природно-климатических условиях. Для ВКС России Сирия стала своего рода полигоном для отработки нового вооружения (Су-30СМ, Су-35С) и новой тактики. В долгосрочной перспективе (2020-2025 годы) объем задач, возлагаемый на авиацию ВКС, не только не уменьшится, а увеличится в 1,3…1,5 раза за счет количественного увеличения объектов воздействий. Результаты анализа проведения специальных операций, в последнее время имевших место на Ближнем Востоке, показывают, что системы и средства РЭБ воздушного базирования остаются одними из ключевых элементов в достижении превосходства над противником и, как следствие, в обеспечении успеха проводимых операций. В локальных конфликтах умелое применение сил и средств РЭБ приводило к повышению боевого потенциала группировок войск в 1,5 раза, позволяло снизить потери авиации в 4…6 раз. При этом в решении важнейшей задачи дезорганизации СУ войсками и оружием противника вклад РЭБ был несравнимо больше, чем иных действий войск [44]. В соответствии с ГОСТ РВ 0158-002-2008 радиоэлектронная борьба представляет собой совокупность согласованных мероприятий и действий по радиоэлектронному поражению РЭО противника, радиоэлектронной защите своих РЭО, а также по радиоэлектронноинформационному обеспечению. Основными целями РЭБ выступают: 1) дезорганизация управления войсками (силами) и оружием противника; 2) снижение эффек381 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ тивности ведения им разведки и применения его оружия; 3) обеспечение устойчивого управления своими войсками (силами) и оружием в условиях двусторонней РЭБ. Основные задачи РЭБ: 1. Дезорганизация управления силами, снижение эффективности применения оружия и боевой техники противника. 2. Вскрытие радиоэлектронной (РЭ) обстановки. 3. РЭ поражение (подавление) СУ войсками, оружием, разведки и РЭБ противника. 4. Снижение эффективности применения противником средств РЭ поражения. 5. Комплексный технический контроль (КТК) состояния защиты вооружения, военной техники и военных объектов от технических средств разведки (ТСР) противника и противодействие им; 6. Обеспечение устойчивого (с заданной эффективностью) функционирования своих СУ силами и оружием. 7. Обеспечение ЭМС своих РЭС. Согласно проекту изменения № 2 в ГОСТ РВ 0158-002-2008 радиоэлектронная борьба – это совокупность согласованных мероприятий и действий по радиоэлектронному поражению (РЭПр) радиоэлектронных/информационно-технических объектов противника, радиоэлектронной защите (РЭЗ) своих радиоэлектронных/информационно-технических объектов, противодействию (ПД) ТСР противника, а также по радиоэлектронно-информационному обеспечению (РИО) (рисунок 6.1). На рис. 6.1 обозначено: ФП – функциональное поражение; РЭП – радиоэлектронное подавление; СНИО – самонаводящееся на излучение оружие; Имитация РЭОбс – имитация (создание ложной) РЭ обстановки; ОУ – органы управления. I. Радиоэлектронное поражение (РЭПр) – совокупность мероприятий и действий по функциональному радиоэлектронному поражению (ФРЭПр), радиоэлектронному подавлению (РЭП), поражению самонаводящимся на излучение оружием (СНИО) РЭО противника и имитации (созданию ложной) РЭ обстановки. ФРЭПр – радиоэлектронное поражение, заключающееся в разрушении и/или повреждении элементов РЭО противника ЭМ излуче- нием или в искажении информации противника специальными программными средствами (СПС) (рисунок 6.2). 382 383 РЭБ РЭПр ФП РЭП Поражение СНИО РЭЗ ПД ТСР РИО Защита от средств РЭПр Разведка РЭО противника Обеспечение КТК ЭМС Инф. работа Имитация РЭОбс ОУ РЭБ Рис. 6.1. Составные части РЭБ (проект изменения № 2 в ГОСТ РВ 0158-002-2008) Рис. 6.2. Составные части ФРЭПр Поражение ЭМИ может проводиться путем использования однократных или многократных импульсных воздействий ЭМ полей, приводящих к необратимым изменениям электрофизических параметров в полупроводниковых или оптико-электронных элементах РЭС в результате их перегрева или пробоя. Поражение СПС заключается в снижении эффективности функционирования или выводе из строя Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ компонентов систем обработки информации РЭО противника, нарушении конфиденциальности, целостности и доступности информации путем применения СПС. Радиоэлектронное подавление (РЭП) – радиоэлектронное поражение, заключающееся в снижении эффективности функционирования РЭО противника путем воздействия на них преднамеренными РЭ помехами (рисунок 6.3). Рис. 6.3. Составные части РЭП Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ формационно-технических объектов (объектов информатизации) Важная роль отводится средствам комплексного технического контроля (КТК), включающего: РК – радиоконтроль, РТК – радиотехнический контроль, ОЭК – оптико-электронный контроль, ВОК – визуально-оптический контроль, ФК – фотографический контроль и др. Задачами контроля комплексной защиты информации являются: выявление демаскирующих признаков в деятельности войск в ходе боевого применения и использования вооружения, военной техники и военных объектов; оперативное пресечение нарушений установленных норм и требований по противодействию ТСР. IV. Радиоэлектронно-информационное обеспечение (РИО) – совокупность мероприятий и действий по выявлению функционирования РЭО противника в целях их РЭПр и контролю функционирования своих РЭО в целях их РЭЗ. Важной составляющей РИО является сбор, анализ и обработка информации, добываемой радиоэлектронной разведкой (РЭР) в интересах подавления РЭС управления противника и РЭЗ своих систем управления. 6.2. Задачи РЭБ в ВВС. Классификация авиационных средств РЭБ Оптико-электронное подавление заключается в нарушении работы тепловых (инфракрасных), телевизионных, лазерных и оптиковизуальных средств разведки, наблюдения и связи. Поражение самонаводящимся на излучение оружием (СНИО) заключается в уничтожении или повреждении элементов РЭО противника самонаводящимся на излучение оружием. СНИО – оружие с пассивной системой наведения по излучениям военной техники в диапазонах ЭМ и акустических волн. II. Радиоэлектронная защита (РЭЗ) – совокупность мероприятий и действий по устранению или ослаблению воздействия на свои РЭО средств РЭПр, защите от средств технической разведки противника и обеспечению ЭМС своих РЭС. III. Противодействие техническим средствам разведки (ПД ТСР) противника – защита охраняемых сведений о войсках и их деятельности, военной техники и объектах; специальная защита РЭ и ин- Группа задач РЭБ, решаемых авиационными РЭК современных ВС военного назначения, состоит из следующих частных задач: индивидуальная и групповая защита ВС от поражения средствами ПВО противника путем создания активных и пассивных радиопомех и помех лазерным, тепловизионным (ИК) бортовым и наземным системам и головкам самонаведения (ГСН) УР; контроль ЭМ обстановки, обеспечение адаптации РЭС и электронных систем АРЭК к ее изменениям; оценка степени угрозы ВС со стороны воздушных и наземных средств поражения противника, оповещение летчика (экипажа) об облучении ЭМИ различных диапазонов волн; определение приоритета угрозы; 384 385 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ обнаружение и определение местоположения ИИ (РЛС, средств навигации и связи, СУ); выбор оптимальных режимов РЭ и оптико-электронного подавления; автоматическое подавление РЭС противника; определение ВЦ, подлежащих уничтожению; адаптивное управление мощностью создаваемых помех САП. Выбор рациональных вариантов использования сил и средств РЭБ производится авиационными командирами на основании предложений начальников РЭБ. В АСУ РЭБ широко используются ЭВМ, решающие информационные или расчетные задачи по определению потребного наряда сил и средств РЭП для прикрытия боевых порядков групп и обороны ВС. Основными задачами РЭБ в боевых действиях авиационных частей и соединений являются: 1. Срыв или затруднение обнаружения, опознавания и сопровождения РЛС противника боевых порядков самолетов, ракет и своевременного принятия правильного решения на применение сил и средств ПВО. 2. Снижение эффективности применения зенитных ракетных комплексов (ЗРК), УР и зенитной артиллерии (ЗА) противника. 3. Снижение вероятности наведения истребителей противника и эффективность применения ими бортового оружия. 4. Затруднение разведки и наведения авиации и других средств поражения противника на наземные объекты и прицеливания по ним с помощью бортовых РЭС. 5. Обеспечение устойчивого управления своими войсками и оружием в условиях двусторонней РЭБ. Основные задачи системы защиты авиации: разведка РЛС противостоящей системы ПВО; формирование единых для всех элементов системы картин радиоэлектронной и тактической обстановки; оценка степени угрозы элементов системы ПВО и определение атакуемых ЛА из состава боевого порядка; управление параметрами создаваемых помех; определение оптимальных (рациональных) способов РЭП и огневого поражения РЛС с использованием СНИО (ПРР); выработка рекомендаций по изменению параметров боевого порядка и реализации защитного маневрирования. На рисунке 6.4 приведена классификация средств РЭБ ВВС (вариант). 386 387 Рис. 6.4. Классификация средств РЭБ ВВС Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Применительно к подразделению и экипажу цели РЭБ конкретизируются с учетом ряда факторов, основными из которых могут быть: 1) решаемые задачи; 2) состояние и возможности сил и средств ПВО противника, его средства разведки и РЭБ; 3) состав и возможности своих сил и средств РЭБ, а также систем управления своими силами и оружием и др. Непосредственная ответственность за своевременную организацию РЭБ возлагается на начальников РЭБ. Начальник РЭБ, кроме этого, совместно с оперативным отделением (отделом): планирует огневое поражение, в первую очередь ракетами «воздух-PЛС», наиболее важных РЭ объектов противника; координирует свои мероприятия с мероприятиями начальников служб по РЭЗ своих РЭ объектов; координирует мероприятия по комплексному ПД ТСР противника. 6.3. Общая характеристика бортовых комплексов обороны воздушных судов военного назначения В зависимости от степени интеграции отдельных элементов аппаратуры РЭБ в различные группы можно выделить несколько категорий таких групп: устройства, средства, комплексы и системы РЭБ. Под понятием бортового комплекса обороны (БКО) понимается совокупность БК РЭБ и средств огневого поражения противника [18, 44]. В соответствии с Федеральными авиационными правилами инженерно-авиационного обеспечения государственной авиации (ФАП ИАО ГА, приказ МО РФ № 44 от 09.09.2004 г.) комплексы и средства РЭБ включают: 1) аппаратуру непосредственной РЭР, предупреждения экипажа об облучении и пуске ракет, управления средствами РЭП; 2) РЭ, ИК и лазерные системы и САП для индивидуальной и групповой обороны; 3) аппаратуру обнаружения и ЦУ для ракет «воздух–РЛС»; 4) радиоаппаратуру помех разового применения; 5) аппаратуру создания помех РЭС. В ФАП ИАО ГА приводятся следующие определения. Бортовое устройство РЭБ – законченная сборочная единица, включающая блоки, приборы, агрегаты и реализующая какие-либо 388 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ частные технические задачи. Бортовая система РЭБ – функционально связанные устройства, блоки, агрегаты, предназначенные для решения одной или нескольких частных задач РЭБ. Бортовой комплекс РЭБ (БК РЭБ) – функционально связанные бортовые системы и устройства, объединенные общими алгоритмами и централизованными вычислительными системами, предназначенные для решения одной или нескольких частных задач РЭБ различными способами. Назначение и состав БК РЭБ определяется боевыми задачами, способами боевых действий и боевыми возможностями ЛА, на которых БК РЭБ размещен. Средства РЭБ могут быть автономными и неавтономными. Автономные средства РЭБ предназначены для решения самостоятельных задач (забрасываемые ППОД), неавтономные – для решения простых задач в составе БК РЭБ (устройство выброса средств РЭБ). Средства РЭБ, находящиеся на вооружении, в зависимости от решаемых задач подразделяются на индивидуальные, групповые и индивидуально-взаимные [45]. Индивидуальные средства РЭБ предназначены для защиты самолетов, вертолетов и других ЛА, на которые они установлены, от обнаружения и поражения огневыми средствами ПВО противника путем нарушения работы (снижения эффективности функционирования) РЭС управления оружием. На основе многочисленных исследований по оценке эффективности применения средств РЭБ можно утверждать – средства индивидуальной и индивидуально-взаимной защиты снижают вероятность поражения до 0,2…0,3. Объекты РЭП индивидуальными средствами РЭБ: РЛС УО ЗРК большой, средней и малой дальности и ЗАК; БРЛС самолетов и вертолетов; ИК и лазерные прицелы зенитных средств и бортового оружия; РЛГСН и ИК ГСН управляемых ракет; РВ и оптические взрыватели средств поражения [44, 45]. Групповые средства РЭБ предназначены для обеспечения прорыва (преодоления) ПВО противника боевыми порядками авиационных соединений и частей путем РЭП РЭС управления войсками и оружием ПВО и авиации противника, а также его средств РЭБ и раз389 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ ведки. Групповые средства РЭБ устанавливаются на специальных самолетах, вертолетах РЭБ дальней, фронтовой, армейской, морской и военно-транспортной авиации, на боевых самолетах ДА, ДПЛА, автоматических аэростатах, а также на объектах наземного и морского базирования. Групповые средства РЭБ, нарушающие целераспределение, уменьшают число атак средств поражения на 30 … 40 % [44]. Объекты РЭП групповыми средствами РЭБ: РЛС и средства связи управления оружием ПВО; средства связи в составе РЭО СУ общевойсковыми объединениями, соединениями и частями противника; РЛС обнаружения, определения высоты, опознавания, наведения истребителей и целеуказания ЗРК и ЗАК; РЛ ГСН и ИК ГСН управляемых ракет; радиолинии органов управления системы ПВО и радиоизлучающие средства связи и локации в составе РЭО СУ авиацией (тактической, армейской) противника; пассивные РЭС обнаружения и сопровождения постановщиков активных помех; РВ средств поражения; средства РЭР и РЭБ; РЭС разведывательно-ударных комплексов (РУК) [18, 45]. Индивидуально-взаимные средства РЭБ имеют такое же назначение, как и индивидуальные средства. В состав индивидуальновзаимных средств РЭБ входят индивидуальные средства, дополненные аппаратурой информационного обмена между защищаемыми ЛА. Индивидуально-взаимную защиту может реализовать пара ударных самолетов посредством совместной постановки мерцающей помехи (помеха создается путем поочередного включения ПП). Назначение и состав самолетного или вертолетного БКО определяются боевыми задачами, способами боевых действий и боевыми возможностями ЛА, на котором размещен комплекс. При создании современных БКО используют базовый и модульный принципы построения, а также принцип унификации. Сущность базового принципа заключается в использовании при разработке ряда комплексов РЭБ базовой конструкции и постоянной составляющей (стационарной части) в составе базового комплекса РЭБ, решающего определенный минимум задач РЭБ, характерных для назначения ЛА. Комплексы индивидуальных средств РЭБ, разработанные для размещения на определенных типах ЛА, получили название базовых бортовых комплексов обороны (ББКО). Состав ББКО определяется типом ЛА и его назначением. Модульный принцип позволяет осуществить построение БКО методом проектирования с использованием базового набора аппаратных и программных модулей, что дает возможность создавать оптимальную по составу и интеллекту структуру комплекса. Базовый и модульный принципы построения БКО, внедрение цифровой техники значительно сокращают объем работ по их модернизации, отвечают требованиям стандартизации и унификации БРЭО, позволяют оперативно реагировать на изменение вооружения и тактики противника (модернизация логики управления производится сменой алгоритмов БЦВМ, введением новых команд и связей). Специальные вертолеты и самолеты-постановщики помех (Ил22ПП с системой РЭБ и разведки «Порубщик») оснащаются комплексами групповых и индивидуальных средств РЭБ. Групповые средства РЭБ этих ЛА решают задачи коллективно-групповой защиты при борьбе с РЭС управления войсками и оружием противника. БКО ВС выполняет следующие функции: осуществляет сбор информации о РЭ обстановке на маршруте полета и в районе удара, о состоянии собственных средств РЭБ; производит анализ и оценку информации, распознает РЭС ПВО и отображает на индикаторах результаты анализа; производит оценку степени угрозы выявленных РЭС и выбирает РЭС для огневого поражения или РЭП, определяет целесообразные виды маневра и способы применения средств РЭБ; управляет средствами РЭБ; контролирует эффективность и работоспособность БКО. БКО имеет четыре функционально связанные подсистемы [44]: 1) подсистему информационного обеспечения (ПИО), представляющую собой совокупность средств РЭР (средства обнаружения и пеленгации РЛ, лазерного, ИК и ультрафиолетового излучения); 390 391 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ 2) подсистему управления (ПУ), основу которой составляют ЭВМ, устройства управления и индикации во взаимодействии с бортовым РЭО и системой управления вооружением; 3) подсистему контроля (ПК), состоящую из устройств контроля технического состояния и боевой эффективности БКО; 4) подсистему исполнительных устройств (ПИУ), состоящую из совокупности средств РЭП и УУ заметностью и включающую: станцию активных РЛ помех на основе цифровой радиочастотной памяти (digital radio frequency memory – DRFM); устройство отстреливания активных ловушек, патронов с ложными тепловыми целями (ЛТЦ) и дипольными отражателями (ДО); устройство формирования искусственных пространственно распределенных поглощающих образований; устройство выброса активных буксируемых РЛ и ИК ловушек; авиационные ЛЦ на основе реактивных авиационных ракет и ракет с РЛ ГСН; передатчик активных РЛ помех для обеспечения ГЗ; контейнеры с передатчиком дополнительных диапазонов, включая миллиметровый; контейнер с ОЭК подавления в ИК и лазерном диапазонах длин волн и обеспечения ультрафиолетовой маскировки; лазерное оружие, оружие функционального поражения, выводящее из строя радиоаппаратуру атакующих средств перехвата (АСП). Для БКО различают несколько способов интеграции устройств и средств. Наиболее прогрессивными являются построения БКО на основе централизованной, иерархической или гибридной интеграции различных систем и устройств. Современный многофункциональный интегрированный БКО представлен на рисунке 6.5 (МФПИ – многофункциональный пультиндикатор, ЛСП – лазерная станция подавления, УВ ЛТЦ – устройство выброса ЛТЦ). БКО (рис. 6.5) включает в себя информационную подсистему (аппаратуру РТР, аппаратуру обнаружения лазерного облучения (АОЛО), УФ и ИК обнаружители факта пуска УР) и исполнительную подсистему (станцию активных РЛ помех, устройство выброса перспек- тивных авиационных расходуемых средств – тепловых ловушек и РЛ отражателей, когерентные и некогерентные станции оптоэлектронных помех). Обе подсистемы объединяются в интегрированный БКО под управлением единого устройства управления, выполняющего функции вычислителя и реализующего специальный алгоритм функционирования комплекса с учетом оценки и анализа степени реальных угроз. Интегрированный комплекс строится на базе отдельных современных средств и имеет открытую архитектуру. 392 393 Рис. 6.5. Многофункциональный интегрированный БКО Вариант комплекса индивидуальной защиты (ИЗ) современного тактического истребителя США приведен на рисунке 6.6 [3]. Рис. 6.6. Состав комплекса ИЗ современного тактического истребителя На рис. 6.6 обозначено: БУ – блок управления; МФИ – многофункциональный индикатор; ЦП – центральный процессор; ППОС, Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ ППОМ – приемники предупреждения об облучении в см и мм диапазонах длин волн; ЦМШ – цифровая мультиплексорная шина; УВ – устройство выброса расходуемых средств РЭБ; ПРМИК – ИКприемник; РЛСД – доплеровская РЛС; ПЛИ – приемник лазерного излучения; СОЭП – станция ОЭП; СРЭП – станция РЭП. Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Радиоэлектронная помеха – это ЭМ или акустическое излучение в виде отражающего, рассеивающего или модулирующего образования, которое, воздействуя на элементы радио-, оптико- или акустоэлектронного средства или на среду распространения ЭМ и/или акустических волн, снижают эффективность его функционирования. Под действием помех РЭС могут перестать быть источниками информации, несмотря на их полную исправность и работоспособность. Активная преднамеренная РЭ помеха создается непосредственно источником искусственного происхождения. Пассивная преднамеренная РЭ помеха создается отражением излучения подавляемого РЭС или формированием в среде распространения этого излучения отражающих, поглощающих, рассеивающих или модулирующих образований. Так как подавить разнообразные РЭС помехами одного вида невозможно, то применяют специальные их виды, предназначенные для подавления РЛС, систем радионавигации, радиосвязи, лазерной, инфракрасной техники и т.д. Более того, для подавления средств одного и того же класса, но использующих различные виды сигналов и способы их обработки, применяются отличающиеся друг от друга виды помех [18, 44, 45]. Ниже приведена классификация помех, полученная путем обобщения и развития известных в литературе классификаций и отражающая основные аспекты возникновения и формирования помех. 1. Вид используемых волн: ЭМ и гидроакустические помехи. 2. Диапазоны частот (длин волн): 2.1. Радиопомехи различных диапазонов частот. 2.2. Оптические помехи: ИК ближнего и дальнего диапазона волн; видимого диапазона; УФ диапазона. 2.3. Рентгеновского диапазона. 3. Происхождение: 3.1. Естественные помехи: собственные шумы антенн и приемников, излучения окружающей среды и космических объектов; отражения рабочего излучения РЭС от земной поверхности, местных предметов, метеообразований; поглощающие (экранирующие) образования на трассе распространения излучения РЭС; рассеивающие образования; преломляющие образования; деполяризующие образования. 3.2. Искусственные помехи: преднамеренные (от специальных средств); непреднамеренные (от других РЭС, взаимные помехи). 3.3. Индустриальные (от электрооборудования). 4. Путь проникновения в приемник РЭС: наводимые в приемной антенне; наводимые в цепях ПРМ через кожух, минуя антенну; наводимые в цепях питания. 5. Радиофизическая основа: 5.1. Помехи-излучения, дополнительные к рабочему излучению РЭС: генерированные, в том числе естественными источниками; ретранслированные с усилением (с помощью активных ретрансляторов и ответчиков); отраженные (ретранслированные пассивными ретрансляторами). 5.2. Помехи ухудшения рабочего излучения РЭС за счет воздействия на среду распространения излучения (применение поглощающих, рассеивающих, преломляющих и модулирующих структур). 5.3. Помехи ухудшения отражательных характеристик объектов активной локации: придание объектам малоотражающей формы; применение поглощающих материалов и покрытий; применение импедансных структур; применение модулирующих управляемых структур. 5.4. Помехи изменения излучений объектов пассивной локации и разведки: 394 395 6.4. Классификация радиоэлектронных помех Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ а) применение мер и средств, ослабляющих излучение; б) применение мер и средств, модулирующих излучение (с целью придания им повышенной скрытности). 5.5. Помехи – специальные воздействия на приемники РЭС: вибрационные помехи; помехи функционального подавления (обратимого функционального поражения). 6. Энергия, затрачиваемая на создание помехового излучения: активные помехи; пассивные помехи и активно-пассивные (комбинированные) помехи. 7. Объекты и задачи воздействия: 7.1. Помехи средствам локации и навигации в различных режимах функционирования: помехи обнаружению; помехи захвату на сопровождение (системам АСН, АСД, АСС); помехи следящему (сопровождению) и неследящему (разовому) измерениям с физическими и алгоритмическими стробами; помехи распознаванию объектов; помехи наведению средств поражения; помехи пуску средств поражения; помехи прицеливанию средств поражения; помехи подрыву средств поражения воздействием на РЛС наведения; помехи картографированию; помехи высотомерам; помехи доплеровскому измерению скорости. 7.2. Помехи линиям связи в различных режимах функционирования. 7.3. Помехи РЭ взрывателям (средствам подрыва БЧ средств поражения). 7.4. Помехи командным радиолиниям наведения. 7.5. Помехи средствам РЭ опознавания государственной принадлежности объектов. 7.6. Помехи средствам разведки излучения РЭС. 8. Виды защиты объектов: помехи для индивидуальной защиты (помехи самоприкрытия); помехи для взаимной (коллективной) защиты; помехи для групповой защиты (ГЗ) из боевого порядка; помехи для зонной защиты (ГЗ из удаленных от БП зон). 9. Характер взаимодействия с рабочим излучением РЭС: аддитивные помехи; мультипликативные (модулирующие) помехи; аппликативные (аддитивно-мультипликативные помехи). 10. Эффекты воздействия: 10.1. Помехи, скрывающие (маскирующие) сигнал. 10.2. Помехи, ослабляющие сигнал. 10.3. Помехи, имитирующие сигнал: размножающие корреляционные пики (отметки целей) на выходе приемника РЭС; смещающие отметки в пределах элемента разрешения; уводящие (перенацеливающие) стробы слежения (с раздвоением и многократным ветвлением отметок). 10.4. Искажающие характеристики тракта приема и обработки сигналов (аберрационные помехи). 11. Вид модулируемого параметра помехового или рабочего излучения (при создании помех пассивной локации и разведке): амплитудно-модулированные (импульсно-модулированные и прерывистые); частотно-модулированные; фазомодулированные; поляризационно-модулированные; модулированные по направлению излучения; модулированные по положению фазового центра излучения (направлению прихода излучения). 12. Статистическая структура помехового излучения: 12.1. Помехи в виде случайных процессов (прямошумовые помехи; модулированные шумом по одному или нескольким параметрам; хаотические импульсные помехи (ХИП)). 12.2. Помехи в виде колебаний со случайными параметрами. 12.3. Детерминированные помехи. 13. Число точек излучения: одноточечные и многоточечные помехи. 396 397 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ 14. Пространственные положения источников помех относительно защищаемых объектов: создаваемые с объекта (помехи самоприкрытия); отделяемые от объекта; вынесенные сопровождающие защищаемые объекты (ЗО) и отличающиеся направлением выноса; несопровождающие ЗО, вынесенные в специальную зону (в зону недосягаемости оружия, действующего по ЗО). 15. Степень пространственной когерентности: некогерентные, частично когерентные и когерентные. 16. Степень прицельности по направлению, частоте, поляризации, времени: 16.1. Прицельные помехи (со следящей (запаздывающей) и с программной (упреждающей) погоней за параметрами). 16.2. Заградительные помехи (параллельно-заградительные; последовательно-заградительные (скользящие или сканирующие)). 16.3. Прицельно-заградительные помехи. 17. Степень статистической связи с сигналом: независимые; коррелированные с сигналом; жестко связанные с сигналом. 18. Способ формирования: 18.1. Генерируемые по априорным данным о сигнале. 18.2. Ответственно-генерируемые по данным непосредственной разведки излучений подавляемых РЭС. 18.3. Формируемые из рабочего излучения РЭС с использованием ретрансляторов (помехи-копии сигнала, помехи-преобразованные копии сигнала). 19. Вид используемого канала приема излучений в подавляемых РЭС: помехи по основным каналам приема излучений; помехи по побочным каналам приема. 20. Пропускная способность: создаваемые одному РЭС; создаваемые ограниченному ряду РЭС; создаваемые неограниченному ряду РЭС. 21. Вид уплотнения в многоканальных по частоте средствах создания активных помех: с временным уплотнением (частотно- дискретизированные помехи); с частотным уплотнением (излучаемые одновременно на разных частотах). 22. Вид запретов излучений помех в интересах обеспечения ЭМС с собственной подсистемой разведки и другими РЭС: 22.1. Помехи без запретов излучения. 22.2. Помехи с временными запретами излучения: с быстрыми запретами с периодом повторения сигнала РЭС; с медленными запретами в общем цикле разведки-подавления. 22.3. Помехи с частотными запретами. 23. Наблюдаемость помехи: легко обнаруживаемые (видимые помехи); трудно обнаруживаемые (невидимые помехи). 24. Тип помехового ресурса: с неограниченным ресурсом (нерасходуемые помехи или помехи многоразового использования); с ограниченным ресурсом (расходуемые помехи или помехи одноразового использования). 25. Характер функции эффективности: помехи с неограниченной энергетической эффективностью; помехи с ограниченной энергетической эффективностью. 26. Стойкость источника помехи к поражению по излучению: помехи, уничтожаемые по излучению; помехи, неуничтожаемые по излучению. 27. Степень статистической взаимосвязи отсчетов: коррелированные, некоррелированные. 28. Время создания: упреждающие, синхронные, ответные. Аддитивные помехи создаются передатчиками помех. Сигнал на входе приемного устройства имеет вид U (t ) U АП (t ) U C (t ) . Мультипликативные помехи возникают, как правило, при случайных изменениях показателя преломления среды, в которой распространяются ЭМВ. Сигнал на входе приемного устройства имеет вид U (t ) U МП (t ) U C (t ) . Аппликативные помехи содержат в себе как аддитивную, так и мультипликативную компоненты. Примером могут служить оптические помехи в виде полупрозрачных масок, накладываемых на прикрываемые объекты. 398 399 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Прицельная помеха – помеха, ширина спектра которой FП соизмерима с полосой пропускания f ПРМ приемника подавляемого РЭС. Обычно FП в несколько раз больше f ПРМ . Заградительная помеха имеет ширину спектра, значительно превышающую полосу частот, занимаемую полезным сигналом. Скользящие помехи имеют спектр заградительной или прицельной помехи, который «скользит» в заданном интервале частот. К прицельно-заградительным помехам относятся, например, помехи РЭС с программной перестройкой рабочей частоты при известной сетке частот: помеха является прицельной по каждой из частот сетки, а в целом является заградительной. 6.5. Виды РЭР. Задачи и этапы РТР Радиоэлектронная разведка (РЭР) представляет комплекс мероприятий, направленных на добывание и уточнение данных о РЭС противника, необходимых для организации и ведения РЭБ. В зависимости от характера решаемых задач РЭР подразделяется на РЭР в интересах принятия решения командованием, штабами и РЭР в интересах обеспечения действий по РЭПр и РЭЗ. РЭР – это процесс получения информации в результате приема и анализа электромагнитных излучений (ЭМИ) радиодиапазона, создаваемых работающими РЭС. ЭМИ, создаваемые объектами разведки, могут быть первичными (собственными) или вторичными (отраженными). РЭР включает в свой состав: радиоразведку (РР); радиотехническую разведку (РТР); радиолокационную разведку (РЛР); оптико-электронную разведку (ОЭР); инфракрасную разведку (ИКР); лазерную разведку; компьютерную разведку (КР); радиотепловую разведку; акустическую (АР) и гидроакустическую (ГАР) разведки; тепловую, фото-, теле-, и др. [18, 45]. Радиоразведка (РР) – пассивная разновидность РЭР добывает сведения о противнике путем поиска, обнаружения, пеленгования излучений его радиосредств и перехвата сообщений, циркулирующих в радиоканалах и сетях. 400 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Радиотехническая разведка (РТР) в пассивном режиме добывает сведения о пространственно-временных параметрах сигналов РЭС противника и на основании анализа этих сигналов определяет тип и назначение РЭС. Средства РТР используются для определения назначения, типа и местоположения РЭС по данным измерений параметров принятых сигналов; вскрытия дислокации и назначения военных и военно-промышленных объектов; определения состава группировок и деятельности вооруженных сил; вскрытия систем радиотехнического обеспечения противовоздушной, противоракетной и противокосмической обороны; определения состояния и перспектив развития радиоэлектронного вооружения. Радиолокационная разведка (РЛР) обеспечивает извлечение информации из ЭМ полей, рассеянных объектами разведки. РЛР делится на видовую и параметрическую. Видовая РЛР добывает информацию, содержащуюся в РЛИ различных объектов и окружающей их местности, а параметрическая РЛР связана с получением информации о пространственных, скоростных и отражательных характеристиках подвижных объектов (космических, воздушных, наземных и морских). Оптико-электронная разведка (ОЭР) добывает информацию с помощью средств, включающих входную оптическую систему с фотоприемником и электронные схемы обработки электрического сигнала, которые обеспечивают прием ЭМВ видимого и ИК диапазонов, излученных или отраженных объектами и местностью. Оптико-локационная разведка основана на обнаружении, опознавании и определении МП объектов по отраженным от них ЭМИ оптического диапазона с использованием принципов и устройств радиолокации и теплопеленгации. Оптический локатор облучает объекты ЭМВ, принимает отраженные излучения и преобразует их в электрические сигналы, а затем в видимое изображение. Инфракрасная разведка (ИКР) получает информацию, принимая и анализируя сигналы электромагнитных полей ИК диапазона, излученных или отраженных объектами и предметами окружающей местности. Средства ИКР – это приборы ночного видения (ПНВ), тепловизоры, теплопеленгаторы, радиометры. ПНВ могут быть активными, пассивными и полуактивными, работающими с подсветом местности специальным излучателем. 401 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Лазерная разведка и разведка лазерных излучений решает те же задачи, что и фоторазведка, но по сравнению с ней обеспечивает возможность скрытного ведения разведки в ночных условиях; обеспечивает оперативную обработку и передачу разведывательной информации на пункт сбора и обработки данных. Радиотепловая разведка обнаруживает и определяет МП наземных, морских, воздушных и космических объектов по их тепловому излучению в радиодиапазоне. Характеристики радиотеплового излучения, такие как интенсивность и спектральный состав, зависят от физических свойств вещества и температуры объекта. Разведка ведется с помощью радиотеплолокационных станций (РТЛС), устанавливаемых на воздушных и космических платформах. Радиотепловая разведка возможна только при наличии контрастности теплового излучения объектов и фона (земной поверхности, неба). Контрастность объекта и фона оказывает влияние на дальность действия РТЛС. Телевизионная разведка (ТР) позволяет получать видимые изображения объектов, в том числе ночью при низком уровне освещенности. ТР основана на преобразованиях видимого изображения объекта – пространственного распределения освещенности на наблюдаемом объекте во временную последовательность электрических сигналов (видеосигналов) – с помощью построчно сканирующей оптической системы и фоточувствительного преообразователя. Компьютерная разведка (КР) – это деятельность, направленная на получение информации из электронных баз данных ЭВМ, включенных в компьютерные сети, а также информации об особенностях их построения и функционирования. Акустическая разведка (АР) получает информацию, переносимую упругими колебаниями воздушной среды и вибрационными колебаниями конструкций, принимаются и анализируются акустические сигналы инфразвукового, звукового и ультразвукового диапазонов. Гидроакустическая разведка (ГАР) получает информацию, принимая и анализируя упругие колебания водной среды в инфразвуковом, звуковом и ультразвуковом диапазонах. ГАР предусматривает разведку гидроакустических шумовых полей и сигналов, создаваемых работающими гребными винтами, различными двигателями и механизмами надводных кораблей и подводных лодок, гидролокационную видовую разведку, обеспечивающую добывание информации о рельефе дна. Также ГАР обеспечивает гидролокационную параметрическую разведку информации, которая содержится в пространственных, скоростных и других характеристиках объектов. К числу объектов самолетной РТР можно отнести: наземные РЛС; бортовые РЛС истребителей-перехватчиков ПВО; ЗРК со своими каналами радиолокации и радиоуправления; РЭС передачи данных. Задачи РТР самолетов-разведчиков, самолетов РЭБ и ударных самолетов детализируются различным образом: в первом случае проводится предварительная, во втором и третьем – непосредственная разведка, определяющая текущее использование средств создания помех и самонаводящихся на излучение ракет. Аппаратура воздушной РТР работает, главным образом, с сигналами РЛС. Важные особенности воздушной РТР: 1) большое число достаточно мощных сигналов с различными характеристиками; 2) бортовые приемные антенны из-за габаритных и аэродинамических ограничений имеют слабую направленность; 3) кратковременность (доли минут), зачастую, однократность разведки; 4) трудность определения дальности до РЛС; 5) необходимость измерения большого числа параметров сигналов [45]. 3) местоопределение; Основные функции и этапы РТР: 4) распознавание типа РЛС (определе1) обнаружение; ние характеристик и параметров); 2) селекция; 5) распознавание сложного объекта. Задачи воздушной РТР: разведка РЛС (тип, место, режим, детальная разведка); разведка радиолокационного поля (тип и место множества РЛС, разведка плотности, количества РЛС разных типов по маршруту, разведка загрузки разведываемого диапазона волн); разведка сложных объектов, обслуживаемых несколькими РЛС, в комплексе с другими средствами или самостоятельно; разведка в интересах обороны ЛА (ИЗ и ГЗ) [18, 45]. Все названные задачи сводятся к задаче разведки отдельных РЛС и их совокупности, образующей радиолокационное поле. 402 403 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ 6.6. Структурная схема бортовой станции РТР При всем многообразии схем средств воздушной РТР (ВРТР) можно отметить ряд обязательных блоков, которые могут быть раздельными либо конструктивно объединенными друг с другом. Типовая станция ВРТР, представленная на рисунке 6.7, состоит из: приемной антенной системы; приемника; пеленгатора; селектора; устройства обработки принимаемого сигнала; измерителя параметров сигнала; запоминающего устройства; линии передачи данных (телеметрического устройства). Антенная система Приемник Запоминающее устройство Пеленгатор Устройство обработки Пеленгатор Селектор Измеритель параметров Линия передачи данных От навигационной системы Рис. 6.7. Обобщенная структурная схема станции ВРТР Антенная система должна удовлетворять требованиям: быть широкополосной; обеспечивать пеленгацию РЭС с необходимой точностью во всем разведываемом диапазоне частот; иметь минимальные боковые лепестки (БЛ) и обеспечивать хорошую ЭМС с другими РЭС, чтобы исключить ложное определение направления на пеленгуемый источник. Обычно применяют несколько антенн, перекрывающих весь разведываемый частотный диапазон: рупорные, диэлектрические, линзовые, параболические, спиральные и другие. Пеленгатор служит для определения угла прихода радиоволн и МП разведываемого РЭС. Наиболее важными показателями качества пеленгатора (амплитудного, фазового или комбинированного) являются: точность пеленгации и быстродействие; чувствительность и по404 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ мехоустойчивость; разрешающая способность и диапазон рабочих частот; вид пеленгуемого сигнала; масса и габаритные размеры; сложность в производстве и эксплуатации, стоимость. Устройство обработки принимаемого сигнала (УО) служит для обнаружения и опознавания разведываемого РЭС. УО оценивает параметры разведываемых сигналов: временные (частоты и длительности сигналов, интервалы между импульсами, параметры модулирующей функции); пространственные (координаты точки излучения, характеристики его ДН); поляризационные (ориентация вектора электрического поля объекта разведки); спектральные (ВЧ спектр и спектр огибающей сигнала); энергетические (мощность и спектральная плотность). УО также демодулирует сигнал, определяет вид и индекс модуляции, характеристики модулирующей функции. УО характеризуются количеством учитываемых при обработке параметров сигналов, а также количеством обрабатываемых сигналов за единицу времени (пропускной способностью). ЗУ обеспечивает автоматическое запоминание параметров разведанных сигналов. Для запоминания параметров сигналов могут использоваться: специальные индикаторы и запоминание в памяти БЦВМ, магнитные и другие носители, используемые в современной вычислительной технике. Линия передачи данных (телеметрическое устройство) служит для передачи разведывательной информации на землю в реальном масштабе времени. Основными характеристиками станции воздушной РТР являются: 1) диапазон разведываемых частот и сектор разведки; 2) разрешающая способность; 3) вид используемого приемника; 4) пропускная способность и время разведки; 5) вероятность правильного распознавания типа РЭС; 6) сложность в производстве и эксплуатации, стоимость. Анализ технических характеристик систем воздушной РТР как существующих, так и проектируемых, позволяет определить основные параметры, главным образом определяющие их эффективность, а также массу: 1) диапазон волн ( max min ); 2) среднее значение длины волны диапазона СР ; 3) суммарный сектор приема СР ; 4) погрешности пеленгации в каждом из n секторов и m поддиапазонов; 5) средняя 405 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ 406 АНТЕННА ТОЧНОГО ПЕЛЕНГАТОРА СВЧ-БЛОК ШИНА ДЕСКРИПТОРА ШИНА ВНЕШНИХ УСТРОЙСТВ ТОЧНЫЙ ПЕЛЕНГАТОР АНТЕННА УМ СВЧ-БЛОК УГОЛОМЕСТНЫЙ КАНАЛ ИСТОЧНИК ПИТАНИЯ НАРАЩИВАЕМОЕ УСТРОЙСТВО МОУ САП ОЭПРНК +5 В +6 В,-6 В +15 В,-15 В +27 В -12 В 27 В Вкл Л-150 27 В 400 Гц 115 В ПОСТ ОСНОВНОГО МОДУЛЯ ИНДИКАТОР ГРУБЫЙ ПЕЛЕНГАТОР БЛОК ОБРАБОТКИ ИНФОРМАЦИИ ПИЛОТАЖНОНАВИГАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС СВЧ-БЛОК БЛОК ОБРАБОТКИ ИНФОРМАЦИИ ШИНА СЕЛЕКТОРА ПРИЕМНИК Станции предупреждения об облучении (СПО) предназначены для обнаружения излучения РЛС и предупреждения экипажа об облучении самолета РЛС обнаружения и управления оружием и выполняют следующие функции: обнаружения и определения направления на зенитно-ракетный комплекс (ЗРК), зенитно-артиллерийский комплекс (ЗАК), авиационно-ракетный комплекс (АРК) по радиоизлучению их РЛС с импульсными, квазинепрерывными и непрерывными видами излучения, работающих в режиме поиска, сопровождения и подсвета ракет; определения вида излучения, режима работы, радиотехнических параметров, распознавания типов РЛС и типов комплексов, в которые они входят; ранжирования обнаруженных РЛС по степени их опасности; управления средствами РЭП; управления наведением головок противорадиолокационных ракет (ПРР) и выдачи им данных ЦУ; выдачи экипажу информации на индикатор о наиболее опасных РЛС и об управлении пуском ракет на этапах наведения и ЦУ ПРР; выдачи сигналов звуковой сигнализации экипажу об облучении самолета радиолокационной станцией. СПО Л-150 «Пастель» состоит из двух функционально законченных модулей: станции предупреждения об облучении (СПО) – основного модуля (ОМ) с функциями оперативной РТР и выдачи информации об обнаруженных РЛС; аппаратуры управления и ЦУ – модуля наращиваемого устройства (НУ) [44]. Структурная схема СПО Л150 «Пастель» приведена на рисунке 6.8. Основной модуль (ОМ) состоит из: азимутальных (АЗ) антенн точного пеленгатора (2-4 шт., в зависимости от требуемого сектора обзора), АЗ антенн грубого пеленгатора (4 шт.), угломестных (УМ) антенн (2 шт.), СВЧ-блоков точного пеленгатора (2…4 шт.), СВЧ- АНТЕННА ГРУБОГО ПЕЛЕНГАТОРА СИСТЕМА ОБЪЕКТИВНОГО КОНТРОЛЯ 6.7. Станции предупреждения об облучении БЛОК ПРЕОБРАЗОВАНИЯ И УПРАВЛЕНИЯ блоков грубого пеленгатора (4 шт.), СВЧ-блоков УМ канала (2 шт.). Центральный пост ОМ конструктивно объединяет: блок приемника, блок обработки информации и блок питания. БЛ-12 по секторам и поддиапазонам погрешность пеленгации СР ; 6) чувствительность приемников, приемный потенциал. Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Рис. 6.8. Структурная схема станции РТР Функционально ОМ можно разделить на: 2 независимых пеленгатора в АЗ плоскости (грубый и точный), являющиеся амплитудными пеленгаторами; УМ пеленгатор; обнаружитель непрерывных и квазинепрерывных сигналов; схему контроля; вычислитель и источник вторичных питающих напряжений. Антенны и СВЧ-блоки грубого и точного пеленгаторов размещаются для обзора в ППС в законцовках крыла, антенны и СВЧ-блоки грубого пеленгатора для обзора в задней полусфере (ЗПС) – в киле самолета. Антенны и СВЧ-блок УМ канала размещаются на крыле самолета, посты ОМ и НУ – в закабинных отсеках. Суммарная ДНА точного пеленгатора по АЗ показана на рисунке 6.9; суммарная ДНА грубого пеленгатора по АЗ – на рисунке 6.10. Сопряжение СПО Л-150 «Пастель» с внешними системами самолета (системой навигации, бортовой автоматизированной системой контроля, аппаратурой управления средствами РЭП, БРЛС, аппарату407 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ рой управления и ЦУ ПРР) осуществляется по линиям связи двуполярным последовательным кодом. 90 ° 90 ° 0 ° АНТЕННЫ ТП ПП 0° 180° АНТЕННЫ ТП ЛП 270 ° 270° Рис. 6.9. Суммарная ДНА точного пеленгатора по АЗ Рис. 6.10. Суммарная ДНА грубого пеленгатора по АЗ Сечение суммарной ДНА угломестного канала в вертикальной плоскости показано на рисунке 6.11. 180 ° АНТЕННА УМ (В) АНТЕННА УМ (Н) Рис. 6.11. Сечение суммарной ДНА УМ канала в вертикальной плоскости Таблица 6.1 – Основные характеристики станции РТР Л-150 Сектор обзора по азимуту / по углу места, град: Диапазон частот, ГГц Количество типов РЛС, оперативно программируемых (банк данных) Количество одновременно наводимых ПРР Сектор поиска ПРР, град Масса изделия Л-150 / ОМ / НУ, кг 0…360 / ± 30 1,2…40 128 и более 2 ± 30 47.2 / 35 / 12,2 Бортовая станция радиотехнической разведки Л-150-28 предназначена для обнаружения и предупреждения экипажа об облучении вертолета Ми-28 РЛС наземных, корабельных и бортовых комплексов обнаружения и управления оружием, средствами активной разведки и РЭБ, определения их характеристик, степени опасности и информационного обеспечения экипажа о радиотехнической обстановке [44]. Таблица 6.2 – Основные ТТХ станции РТР Л-150-28 Сектор анализа РЛ обстановки по АЗ / по УМ, град: Диапазон частот, ГГц Максимальная ошибка пеленгования, град в диапазоне 1,2…8,0 ГГц / в диапазоне 8,0…18,0 ГГц СКО пеленгования, град в диапазоне 1,2…8,0 / 8,0…18,0 ГГц Длительность импульсов, мкс Количество распознаваемых типов РЛС Вероятность распознавания РЛС Время готовности к работе, мин, не более Время непрерывной работы, ч, не более 0…360 / ± 30 1,2…18 45 / 30 15 / 10 0,2…200 128 0,9 2 12 6.8. Радиоэлектронная защита бортовых РЭС Режимы работы с ПРР: оперативный; программный (промежуточный пункт маршрута, географические координаты, РТ параметры) [18, 44]. Основная цель РЭЗ – обеспечение устойчивого функционирования РЭС своих систем управления войсками (силами) и оружием в условиях ведения противником РЭБ и взаимного влияния РЭС друг на 408 409 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ друга. Среди проблем радиоэлектронной защиты (РЭЗ) авиационных РЭК следует отметить: обеспечение РЭЗ РЭС и ЭМС РЭС в составе АРЭК; обеспечение информационной безопасности АРЭК; организация взаимодействия экипажа (летчика) с АРЭК; осуществление индикации и отображения информации (в реальном масштабе времени) большого объема разнообразной и динамичной информации. Радиоэлектронная защита РЭС авиационных РЭК должна осуществляться комплексно и непрерывно. Непрерывность заключается в постоянном проведении мероприятий по РЭЗ РЭС на этапах разработки (модернизации), испытаний, эксплуатации и боевом применении авиации в любых условиях. Комплексность РЭЗ состоит в определенном сочетании технических, организационных и других видов мероприятий. Технические мероприятия по РЭЗ РЭС АРЭК реализуются на этапах разработки РЭС и обеспечиваются экипажами ЛА в процессе боевого применения, а также при эксплуатации РЭС путем использования специальных схем и устройств защиты от помех. Технические мероприятия по РЭЗ РЭС включают в себя: рациональный выбор полосы рабочих частот разрабатываемых (модернизируемых) РЭС; обоснованный выбор вариантов построения приемных и передающих устройств, видов используемых сигналов, методов и способов их обработки; комплексирование устройств приема, обработки и передачи информации, использующих различные физические принципы; применение устройств изменения частоты, мощности ПРД, направлений излучения и приема; реализацию требований к характеристикам излучения и приема в широкой полосе частот; внедрение новых технических решений по обеспечению эффективной работы РЭС в условиях ведения противником РЭБ, а также непреднамеренных (взаимных) помех РЭС. Организационные мероприятия по РЭЗ РЭС АРЭК (как в составе отдельных комплексов, так и группировок): рациональное построение СУ ЛА, оптимальный выбор способов боевого применения РЭС; строгое соблюдение временных, частотных, пространственнополяризационных и энергетических ограничений на работу РЭС; согласованное применение РЭС различных принципов действия и в различных диапазонах длин волн; оптимальное распределение и назначение рабочих частот РЭС; установление и соблюдение порядка использования специальных средств и устройств РЭЗ; резервирование РЭС, устройств и блоков РЭС, подверженных воздействию мощных ЭМИ; рациональное размещение РЭС на ЛА; соблюдение установленного порядка работы, условий, приоритета и запросов при работе РЭС; своевременное выявление и исключение (уменьшение) влияния источников непреднамеренных (взаимных) помех; организация подготовки экипажей ЛА к работе с РЭС авиационных РЭК в условиях ведения РЭБ противником и воздействия непреднамеренных (взаимных) помех РЭС. Предотвращение или значительное снижение степени воздействия помех на РЭС авиационных РЭК при одиночных или групповых действиях ЛА должно достигаться в результате выполнения совокупности вышеуказанных организационных и технических мероприятий. Защита от средств РЭПр противника – РЭЗ, заключающаяся в снижении эффективности воздействия на свои РЭС средств функционального поражения, РЭП и самонаводящегося на излучение оружия (СНИО) противника. Радиосистемы, реализующие принципы и методы указанной зашиты, называются системами радиоэлектронной защиты (СРЭЗ). К числу основных относятся следующие виды селекции (выделения) полезных сигналов на фоне помех: 1) пространственная селекция; 2) частотная селекция; 3) временная селекция; 4) амплитудная селекция; 5) поляризационная селекция. 410 411 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ 6.9. Радиолокационные ловушки Ловушка представляет собой техническое средство, имитирующее объект (цель) для РЭС управления (наведения) оружием и используемое для увода от целей управляемых боеприпасов или срыва АС цели РЛС. Сигнал, создаваемый ловушкой, должен быть аналогичен сигналу, образуемому защищаемым объектом по различным характеристикам (амплитудным, энергетическим, временным и др.). Ловушки по способу применения могут быть управляемыми, буксирующими и сбрасываемыми [18, 44]. Управляемые ловушки представляют собой ракеты с пассивными или активными переизлучателями ЭМ энергии. Такие ловушки обеспечивают срыв наведения ракеты за счет перенацеливания на себя атакующей ракеты. Цель буксируемой ловушки (пассивной, активной) – создание излучения сигналов, аналогичных по структуре сигналам, отраженным от защищаемого самолета, и превосходящих их по мощности. В этих условиях ГСН атакующей ракеты, принимая оба указанных сигнала, наводится на энергетический центр. Мощность сигнала ловушки существенно превосходит мощность отраженного от самолета сигнала, атакующая ракета практически наводится на ловушку, поражение самолета ракетой исключается [44]. Трос-буксир удерживает ловушку на определенном расстоянии от самолета. Буксируемые ловушки могут стать чуть ли не единственным методом самозащиты самолетов от современных и перспективных средств поражения. Сбрасываемые ловушки представляют собой активный излучатель или пассивный переизлучатель ЭМ (акустической) энергии, выполняют роль маяка для оружия противника с самонаведением на ИИ и средств ПВО, управляемых с помощью РЛС. Кроме обеспечения перенасыщения, они также могут создавать эффективные дезинформирующие помехи на рабочих частотах РЛС и нарушать нормальную работу системы ПВО. Активные буксируемые радиолокационные ловушки (АБРЛ) могут быть использованы для защиты ЛА различных типов. Первое боевое использование активных буксируемых ЛЦ имело место в операциях стран НАТО против Югославии и было признано весьма успешным. По мнению зарубежных военных специалистов, буксируе412 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ мые ЛЦ с активными излучателями могут стать единственным средством ИЗ самолетов от ЗУР и ракет «воздух-воздух» [44]. Основной задачей АБРЛ является защита ЛА путем перенацеливания атакующей УР на завершающем этапе работы комплекса перехвата (на этапе наведения оружия). АБРЛ должна обеспечивать сектора защиты ±60° по азимуту и ±30° по углу места в ППС и ЗПС. Излучение должно осуществляться поочередно либо в ППС, либо в ЗПС в зависимости от направления атаки по команде с борта ЛА. Структурная схема автономной АБРЛ представлена на рисунке 6.12 [44]. Рис. 6.12. Структурная схема автономной АБРЛ На рис. 6.12 обозначено: ВУК, ПУК – входной и предварительный усилители-коммутаторы, АФМ – амплитудно-фазовый модулятор, ОУМ – оконечный усилитель мощности, ФМС – формирователь модулирующих сигналов, ВИП – вторичный источник питания, КТ – кабель-трос [44]. Применительно к защите ФА автомат выброса должен обеспечивать выпуск АБРЛ на полную длину буксировочного троса (около 100 м) и выход ее аппаратуры на рабочий режим за время не более 5 с. Для других типов ЛА, например, для самолетов ДА и ВТА, требования к оперативности (быстродействию) применения АБРЛ могут быть снижены, но при этом возрастают требования к продолжительности ее 413 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ работы. В связи с этим целесообразно наряду с применением одноразовых АБРЛ применять также АБРЛ многоразового использования. Структурная схема АБРЛ с радиочастотной связью с бортом ЛА показана на рисунке 6.13 (ОПУ – оптического приемное устройство, ВУ – входной СВЧ-усилитель, ОКТ – оптический кабель-трос) [44]. Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ – предварительный усилитель; ЛЗ – линия задержки; МВ – мультивибратор; АД – амплитудный детектор; ПН – переключатель напряжения; ИНТ – интегратор; ДН – делитель напряжения; К – компаратор). Рис. 6.13. Структурная схема АБРЛ с радиочастотной связью с бортом ЛА Для функционирования АБРЛ требуется следующее информационное обеспечение: 1) ракурс атаки РЭС УО (для выбора сектора защиты и принятия решения о необходимости совершения маневра ЛА); 2) фазу атаки РЭС УО (сопровождение цели, наведение УР) для принятия решения о выпуске АБРЛ; 3) тип РЭС УО (для выбора вида формируемого сигнала). По мнению ряда специалистов, активные ложные РЛ цели (ЛРЛЦ) с повышенным энергопотенциалом и с имитацией ЭПР цели имеют большую эффективность. Для этого используют автоматическое переключение с режима работы ЛРЛЦ с временной развязкой («прием/передача») в режим работы ловушки с пространственной развязкой и непрерывным излучением, благодаря чему повышается энергетический потенциал на завершающем этапе наведения. На рисунке 6.14 представлена структурная схема ЛРЛЦ (АПРД, АПРМ – передающая и приемная антенны; УМ – усилитель мощности; ИЛИ – элемент ИЛИ; ГИ – генератор импульсов; Р – разветвитель; ПУ 414 Рис. 6.14. Структурная схема активной ЛРЛЦ Активная буксируемая ловушка «Блесна» предназначена для ИЗ транспортных самолетов и других ЛА с небольшой скоростью полета [44]. По сравнению с ловушкой «Близнец» имеет больший энергопотенциал излучаемых помеховых сигналов. Состав активной буксируемой ловушки: автомат выброса; АБРЛ; устройство управления. Таблица 6.3 – Основные характеристики АБРЛ «Блесна» Энергетический потенциал, Bт Сектор защиты Время работы, мин Время развертывания, с Вероятность срыва атаки УР с РГС Срок сохраняемости, лет Габариты (мод. 1 / мод. 2), мм Масса ловушки с тросом, кг 415 до 20 ППС и ЗПС до 10 30 0.9 10 d 80 х 460 / d 136 х 580 до 12 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Активная отстреливаемая ловушка «Близнец» предназначена для защиты самолетов ФА [44]. Ловушка имеет два варианта исполнения – для защиты ЛА в передней и задней полусферах. Таблица 6.4 – Основные характеристики Энергетический потенциал, Вт Сектор защиты, град: по АЗ / по УМ Время работы, с Вероятность срыва атаки УР с РГС Срок сохраняемости, лет до 3 ± 45 / ± 20 до 10 0,9 10 Активная буксируемая ловушка «Блеск» предназначена для защиты высокоскоростных ЛА [44]. По сравнению с ловушкой «Блесна» у нее уменьшены габариты и масса, а энергопотенциал находится в пределах 5 Вт. 6.10. Станции активных помех Определяющим элементом современного БКО являются автоматические САП с системой информационного обеспечения, позволяющие осуществлять управление в динамике РЭБ как средствами активных и пассивных помех, так и средствами ОЭП. Основными объектами РЭП самолетных (вертолетных) САП являются РЛС системы ПВО различного назначения (УВ, УО и др.) [18, 44, 45]. Типовая схема станции прямошумовых помех приведена на рисунке 6.15 (ГШ – генератор шума; УЧ – умножитель частоты, УМ – усилитель мощности, УУ – устройство управления). У СМ УЧ ГШ Г(СЧ) УУ УМ Рис. 6.15. Схема станции ПШП 416 А Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ В качестве первичных источников шума могут использоваться различные устройства: резисторы, диоды, транзисторы, газоразрядные лампы, тиратроны, работающие в магнитном поле. На рисунке 6.16 представлена структурная схема САП с управляемой мощностью излучения (ВУУ – входное усилительное устройство; ИП – источник питания; ВхУПЧ, ВУПЧ – входное и выходное устройство преобразования частоты; ЦФС – цифровой формирователь сигналов: УАФС – устройство адаптивного формирования сигнала; КП – квадратурный преобразователь; УКУ – устройство контроля и управления параметрами излучения) [18]. АПРМ СЧ ВУУ ВхУПЧ АФС ИП ЦФС КП АПРД ВУПЧ УМ УКУ ПЭВМ Рис. 6.16. Структурная схема САП с управляемой мощностью излучения Формирование помех полностью цифровым способом посредством коммутируемой матричной логической структуры позволяет перепрограммировать весь процесс РЭП, включая пространственновременную модуляцию помеховых сигналов, настройку по частоте, калибровку по мощности и момент излучения помехи [18, 45]. По мере совершенствования средств ПВО и авиации противника нет необходимости создавать новую аппаратуру РЭП: достаточно изменять (обновлять) ее математическое (программное) обеспечение. Малогабаритная станция помех МСП 418К в контейнерном исполнении предназначена для индивидуальной и индивидуальновзаимной защиты самолетов МиГ-29 путем создания преднамеренных активных помех РЭС УО, входящим в ЗРК, ЗАК и АРК [44]. 417 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ МСП 418К – современное РЭС РЭП с использованием цифрового канала когерентного приемника по технологии цифровой радиочастотной памяти (DRFM). Технология DRFM является главным элементом современных средств РЭБ и в основном определяет их тактико-технические и массогабаритные характеристики. Состав станции: блок цифрового когерентного приемника; антенные посты ППС и ЗПС; блок мгновенного измерения частоты (МИЧ); устройство цифровой радиочастотной памяти (DRFM); процессор; блок сопряжения с бортовым РЭО самолета; блок усилителя ПРД; блок вторичных источников питания и интерфейсов [44]. Таблица 6.5 – Основные технические характеристики МСП 418К Диапазон рабочих частот, ГГц Энергопотенциал, Вт, не менее Чувствительность приемника / (с предварительным усилением), дБ/Вт Сектор создания активных помех (в ППС и ЗПС) по АЗ / по УМ, град Динамический диапазон входных сигналов, дБ Габариты контейнера, мм Время готовности к работе, мин, не более Масса, кг 4 … 18 500 – 55 / – 86 ± 45 / ± 30 40 230 х 225 х 3800 5 150 САП «Гардения 1ФУЭ» предназначена для индивидуальновзаимной защиты самолетов СУ-27, СУ-30, МиГ-29 путем создания преднамеренных активных помех РЛС УО, входящих в ЗРК, ЗАК и АРК, бортовым РЛС и РЛ ГСН ракет [44]. РЭП РЛС УО может осуществляться при их работе как в режиме «поиск» (обнаружение цели), так и в режимах «захват» и «сопровождение цели». САП «Гардения» может устанавливаться в фюзеляже или в подвесных контейнерах на различных типах самолетов российского производства. Структурная схема САП «Гардения» представлена на рисунке 6.17 [18]. 418 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ БДВЧ АПРМ УА БПУАМ УМод БКЗЧ БУП АПРД УМ ПУ Рис. 6.17. Структурная схема САП «Гардения» На рис. 6.17 обозначено: АПРМ – приемные антенны (4 шт.); УА – усилитель-анализатор; БДВЧ – блок долговременного воспроизведения частоты; БПУАМ – блок предварительного усиления, анализа и модуляции; БКЗЧ – блок кратковременного запоминания частоты; УМод – усилитель-модулятор; БУП – блок управления и программирования; ПУ – пульт управления; УМ – выходной усилитель мощности; АПРД – передающие антенны (4 шт.). Таблица 6.6 – Основные характеристики САП «Гардения 1ФУЭ» Диапазон рабочих частот (длин волн), ГГц (см) Сектор защиты (ППС, ЗПС) по АЗ / по УМ, град Пропускная способность, количество сигналов Масса (без кабелей и СВЧ тракта), кг Время непрерывной работы, ч, не более Выходная мощность передатчика, не менее, Вт 10,34…7,14 (2,9…4,2) 120 / 60 2…4 не более 70 4 65 Станция активных помех Л005-С «Сорбция» обеспечивает высокую боевую живучесть самолетов типа Су-27, Су-30, Су-30МКИ, Су-33. Су-35 [44]. САП работает в автоматическом режиме и может подавлять несколько опасных средств противника в ППС и ЗПС одновременно. В станции Л005-С «Сорбция» впервые в мире была применена технология цифровой обработки радиосигналов и формирования помех (DRFM – Digital Radio Frequency Memory). 419 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Высокая чувствительность приемной аппаратуры и высокая мощность излучения активных помех станции Л005-С позволяют: обнаруживать излучение угрожающих РЛС и подавлять их помехами до взятия ими самолета на сопровождение; обеспечивать защиту группы самолетов, не оснащенных САП. Таблица 6.7 – Основные характеристики САП «Сорбция» Постановка помех Диапазон волн, см Энергетический потенциал, Вт ППС и ЗПС 3 1000 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Таблица 6.8 – Основные технические данные станции САП 518 Параметр Диапазон частот, ГГц Рабочий сектор в ППС и ЗПС: азимут / угол места Чувствительность, дБ/мВт: по импульсному сигналу по непрерывному сигналу Мгновенная полоса перекрытия по частоте (ширина полосы DRFM), МГц Количество одновременно подавляемых угроз Количество данных библиотеки угроз Время готовности, мин, не более Время непрерывной работы (c двумя выключениями по 30 минут), ч, не менее Энергопотребление от сети постоянного тока +27 В, Вт Размеры RTU 518P и RTU 518L, мм: длина / диаметр Масса станции, кг: RTU 518-P / RTU 518-L модуль MOU / блок KP Значение E…J ±45° / ±30° – 60 … – 65 – 60 … – 75 1000 до 16 1024 4 10 Приемная антенна – многолучевая с игольчатой ДНА. Представляет собой полусферу, на которой размещен 31 рабочий облучатель и 4 компенсационных. Впереди облучателей находится диэлектрическая линза. Ширина парциального луча – 11,5 град. Контейнерная станция активных помех САП 518 предназначена для защиты самолета Су-30МКИ от средств воздушного нападения и ПВО противника [44]. Станция работает в автоматическом непрерывном режиме и в ручном режиме, позволяя экипажу выбирать режим САП 518 индивидуальной или групповой защиты. Состав САП 518 включает в себя: приемный (RTU 518P) и передающий (RTU 518L) контейнеры; блоки аппаратуры фюзеляжного размещения – модуль обработки и управления (модуль MOU) и блок компенсации потерь (блок КР). Типы формируемых помех: 1) шумовая заградительная помеха; 2) шумовая прицельная по частоте и спектру помеха; 3) уводящая по дальности помеха; 4) шумовая накрывающая импульс цели помеха; 5) уводящая по скорости помеха; 6) многократные ответные помехи (многочисленные цели); 7) прицельная по частоте сканирования помеха; 8) шумовая в диапазоне доплеровских частот; 9) комбинации двух и более перечисленных выше помех. САП 518 переходит в состояние работы после контроля или завершения процедуры записи параметров библиотеки угроз (БУ). По БУ определяется тип формирователя помех для данной угрозы – KR (канал ретранслятора) или DRFM. Комплекс средств РЭП самолета Су-30СМ предназначен для его индивидуальной и групповой защиты от комплексов ПВО класса «воздух-воздух» и «поверхность-воздух» путем противодействия СУ оружием ПВО противника посредством создания активных радиопомех, применения дипольных отражателей (ДО) и ложных тепловых целей (ЛТЦ), а также информационного обеспечения применения изделий 77П [44]. В состав КС РЭП-СМ входят: станция предупреждения об облучении Л-150-30-СМ; станция активных помех САП 518-СМ; аппаратура управления и ЦУ противорадиолокационными ГСН изделий АУЦ-30-01-СМ; устройство выброса УВ-30МКР. Размещение средств КС РЭП-СМ на самолете Су-30СМ иллюстрируется рисунком 6.18. 420 421 300 5000 / 430 300 / 300 8/5 6.11. Комплекс средств радиоэлектронного противодействия КС РЭП-СМ самолета Су-30СМ Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ деляет: 1) направление на облучающую РЭС в секторе 360° по АЗ и в секторе ±30° по УМ; 2) режим работы РЭС («Обзор», «Сопровождение»); 3) условный тип атакующего средства; 4) наиболее опасную цель из нескольких одновременно атакующих средств; 5) условный факт пуска УР (по уровню мощности принимаемого сигнала и режиму работы РЭС); 6) атакующие средства, соответствующие литерам ракет изд. 77П, имеющихся на подвесках. Таблица 6.9 – Основные ТТХ Л-150-30-СМ Рис. 6.18. Размещение средств КС РЭП-СМ на самолете Су-30СМ В режиме индикации КС РЭП-СМ формируется мнемокадр «РЭП», на который выводится до 18 радиоизлучающих целей (РИЦ): – до 12 РИЦ совместно обнаруженных САП 518-СМ и Л-150-30СМ, в том числе неопознанных; – до 6 РИЦ, обнаруженных Л-150-30-СМ вне диапазона САП 518-СМ. (РИЦ СПО, в том числе неопознанных). Все РИЦ, обнаруженные САП 518-СМ, ранжируются по степени угрозы и номеруются соответственно приоритету библиотеки угроз РИЦ. Обнаруженные Л-150-30-СМ РИЦ выводятся на индикацию без номеров приоритета. Зона обзора по АЗ / по УМ 360° / ±30° Диапазон частот от 1,2 до 18 ГГц, от 32 до 37 ГГц: Д1=1,2…4 ГГц, Д2=4…7,1 ГГц, Д3=7,1 до 10,6 ГГц, Д4=10,6…18 ГГц, Д5=32 до 37 ГГц Погрешность пеленгации цели по азимуту (ППС/ост. зоны): в диапазоне от 8,0 до 18 ГГц в секторе ± 60° 3° / 10° в диапазоне от 4,0 до 8,0 ГГц в секторе ± 60° 5° / 15° в диапазоне от 1,2 до 4,0 ГГц во всей зоне обзора 15° Банк типов РИЦ 1024 Дальность действия от дальности РЭС, не менее 120 % Время непрерывной работы, ч 12 Потребление: по цепи постоянного тока 27В, Вт не более 700 по цепи переменного тока 115 В 400 Гц, ВА не более 150 Станция предупреждения об облучении Л-150-30-СМ, установленная на самолете Су-30СМ, обнаруживает сигналы РЭС и опре- Функционально станция Л-150-30-СМ имеет пост основного модуля (ОМ), грубый и точный пеленгаторы, имеющие общие приемники и вычислитель [44]. Грубый пеленгатор обеспечивает обзор по азимуту от 0 до 360° во всем частотном диапазоне и состоит из: 4 антенн – блоки Л150.102; 4 СВЧ блоков – блоки Л150.212; 4 моноблоков Л.150.104 для работы в поддиапазоне Д5. Точный пеленгатор обеспечивает определение точного пеленга в зоне ±60° в ППС (в поддиапазонах Д2, Д3 и Д4) и состоит из: двух антенн – блоки Л150.101; двух СВЧ блоков – блоки Л150.204. Пост основного модуля (ОМ) предназначен для усиления принятых сигналов, их обработки и преобразования входного напряжения 422 423 6.11.1. СПО Л-150-30-СМ Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ бортовой сети в напряжения, необходимые для работы Л-150-30-СМ. Пост ОМ состоит из конструктивно объединенных на общей раме приемника сигналов, логарифмического устройства и блоков питания (блоки Л-150.85, Л-150.31М и Л-150.121). Работа станции организуется автоматически по командам, формируемым исходя из анализа информации, с учетом команд управления со стороны экипажа. При назначении МФИ 6 в режим РЭП обеспечивается вызов на него мнемокадров, приписанных к режиму СПО. Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Блок КП-СМ обеспечивает: 1) промежуточное усиление сигналов радиопомех, передаваемых из приемного контейнера РТУ518ПСМ в передающий контейнер РТУ518-ЛСМ; 2) коррекцию АЧХ каналов передачи сигналов радиопомех. Модуль МОУ-СМ обеспечивает: 1) управление работой станции САП 518-СМ; 2) информационное взаимодействие станции САП 518СМ со средствами РЭП и БРЭО самолета [44]. Рабочие сектора по азимуту станции САП 518-СМ показаны на рисунке 6.19. 6.11.2. Станция активных помех САП 518-СМ Станция активных помех САП 518-СМ предназначена для защиты самолета Су-30СМ от средств воздушного нападения и ПВО противника путем подавления самолетных БРЛС, РЛС УО ЗРК, РЛС обнаружения и ЦУ, радиолокационных ГСН. Станция работает в автоматическом и в ручном режимах, позволяя экипажу выбирать режим САП 518-СМ индивидуальной (ИЗ) или групповой защиты (ГЗ). Состав станции САП 518-СМ: приемный контейнер РТУ518-ПСМ; передающий контейнер РТУ518-ЛСМ; блок МОУ-СМ (модуль обработки информации и управления); блок КП-СМ (блок компенсации потерь) [44]. Конструктивно станция САП 518-СМ выполнена в виде двух съемных контейнеров РТУ518-ПСМ и РТУ518-ЛСМ, устанавливаемых на правой и левой законцовках крыла соответственно и размещенных внутри фюзеляжа модуля МОУ-СМ и блока КП-СМ (на правом борту между шпангоутами 16, 17 и 17, 18 соответственно). РТУ518-ПСМ (приемный контейнер) обеспечивает: 1) прием, обнаружение и измерение параметров радиосигналов; 2) определение типов РЭС и их степени опасности по библиотеке угроз (БУ); 3) формирование сигналов помех; 4) управление РТУ518-ЛСМ. РТУ518-ЛСМ (передающий контейнер) обеспечивает усиление сигналов помех до необходимого уровня мощности и излучение их в направлении подавляемых РЭС. 424 Рис. 6.19. Рабочие сектора станции САП 518-СМ Сектора в ППС/ЗПС по углу места: в диапазонах 2…4 ГГц, 10…18 ГГц – от 10° до минус 45°; в диапазоне 4…10 ГГц – ±45°. Функционирование станции САП 518-СМ иллюстрируется рисунком 6.20 [44]. Станция САП 518-СМ работает в автоматическом режиме. Экипаж имеет возможность в ручном режиме: 1) разрешать/запрещать излучение активных помех в ППС/ЗПС; 2) выбирать режим ИЗ/ГЗ; 3) разрешать/запрещать подавление целей, выведенных на индикацию МФИ; 4) проверять работоспособность с помощью встроенной системы контроля. 425 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ – аппаратуру формирования помех (размещена в контейнере РТУ518-ПСМ; – аппаратуру излучения помех (размещена в контейнере в РТУ518-ЛСМ) устройство обработки информации и управления (модуль МОУСМ) [44]. Таблица 6.10 – Основные технические данные станции САП 518-CМ Диапазон частот в режиме ИЗ в режиме ГЗ (с повышенным энергетическим потенциалом в диапазоне от 4…10 ГГц) Формирователи помеховых сигналов Рис. 6.20. Функционирование станции САП 518-СМ Станция САП 518-СМ имеет библиотеку угроз (БУ), которую можно перепрограммировать в наземных условиях. БУ содержит: банк априорных данных с возможностью включения новых типов РЛС, уточнением параметров существующих в банке типов РЛС и изменением их приоритетов в обслуживании; приоритеты частотных полос разведки; частоты, запрещенные для противодействия; типы и параметры помех для всех типов РЛС, включенных в банк данных, с возможностью установки наличия/отсутствия помехи для выбранного дескриптора угрозы. Станция САП 518-СМ может находиться в одном из трех режимов: 1) «Контроль»; 2) «Подготовка»; 3) «Работа». Аппаратура САП 518-СМ функционально разделена на следующие подсистемы: аппаратура разведки (размещена в контейнере РТУ518-ПСМ); аппаратура помех, которая включает в себя: 426 Возможность работы по многочисленным угрозам одновременно Объем библиотеки угроз Время готовности станции к работе, мин Время непрерывной работы (с двумя выключениями по 30 минут), час Энергопотребление: от сети переменного тока 400 Гц, 200 В, не более от сети постоянного тока 27 В, не более Габаритные размеры контейнеров РТУ518-ПСМ и РТУ518-ЛСМ: длина / диаметр Масса станции, не более – контейнеры РТУ518-ПСМ и РТУ518-ЛСМ – модуль МОУ-СМ – блок КП-СМ от 2 до 18 ГГц от 2 до 18 ГГц 4 канала ЦРЧП 2 канала ретранслятора до 16 угроз 1024 не более 4 не менее 10 7 кВА 300 Вт 5000 мм / 430 мм 611,6 кг по 300 кг 9 кг 2,6 кг Аппаратура разведки и аппаратура формирования помех работают под управлением спецвычислителя. Сформированные помехи передаются в аппаратуру излучения помех, которая усиливает помеховые сигналы и излучает мощные помехи в направлении подавляемых целей. Одновременно САП 518-СМ может подавлять до 16 целей. В автоматическом режиме работы станции САП 518-СМ ранжирование обнаруженных РЭС по степени опасности осуществляется по данным БУ. Наиболее опасная РЭС имеет высший приоритет по по427 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ контейнер КП-САП518П. давлению. В ручном режиме работы экипаж может выбирать РЭС для подавления радиопомехами вручную. Выбранные экипажем вручную цели имеют более высокий приоритет по подавлению по сравнению с выбранными автоматически. В случае обнаружения станцией САП 518-СМ непосредственной угрозы самолету в КСС С-107 выдается сигнал для звукового предупреждения экипажа. Станция САП 518-СМ получает необходимые для работы навигационные параметры от БЦВМ-486-1М-07. Радиотехническое устройство РТУ518-ПСМ (приемный контейнер) предназначено: 1) для обнаружения и измерения параметров радиосигналов; 2) для определения типов и степени опасности излучающих РЭС по библиотеке угроз (БУ); 3) для формирования сигналов помех угрожающим РЭС. РТУ518-ПСМ управляет передающим устройством РТУ518ЛСМ и передает в РТУ518-ЛСМ через блок компенсации потерь (блок КП-СМ) сформированные сигналы помех для усиления и излучения. РТУ518-ПСМ обеспечивает взаимодействие с модулем МОУСМ для передачи информации об обнаруженных целях, о состоянии аппаратуры по их обслуживанию (подавлению), о работоспособности РТУ518-ПСМ и РТУ518-ЛСМ, а также для приема информации предполетной подготовки и команд управления [44]. Внешний вид РТУ518-ПСМ со снятой крышкой и снятыми радиопрозрачными обтекателями контейнера КП-САП518П приведен на рисунке 6.21. Состав РТУ518-ПСМ: модуль AFU-51P (антенное устройство ППС); модуль AFU-51Z (антенное устройство ЗПС); модуль MON (модуль определения направления) – 2 шт.; модуль MIPI (модуль измерения параметров сигналов); модуль MFPI (модуль формирования помех) – 4 шт.; модуль MG (модуль гетеродинов); модуль MPV (модуль преобразования и восстановления частоты); прибор SV2 (спецвычислитель); модуль SVP (преобразователь напряжения питания); Функционально аппаратура РТУ518-ПСМ разделена на две подсистемы, которые объединены на информационном уровне спецвычислителем SV2: аппаратуру разведки и аппаратуру формирования помех. Аппаратура разведки осуществляет поиск, обнаружение и измерение параметров сигналов РИЦ. Информация о параметрах сигналов поступает в спецвычислитель SV2, где определяется тип и степень опасности РИЦ по БУ. Устройство обнаружения выполняет поиск сигналов и измерение их радиотехнических параметров. Устройство определения направления измеряет пеленг принимаемого сигнала. Аппаратура разведки независимо работает в ППС и ЗПС. Аппаратура формирования помех осуществляет по командам спецвычислителя SV2 настройку на частоты обслуживаемых сигналов РИЦ и формирование для них сигналов помех. Аппаратура формирования помех состоит из 4 каналов формирования помех с использова- 428 429 Рис. 6.21. Внешний вид РТУ518-ПСМ со снятой крышкой и снятыми радиопрозрачными обтекателями Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ нием технологии цифровой записи сигналов ЦРЧП и 2 каналов ретрансляторов. В основу работы аппаратуры разведки заложен принцип последовательного поиска сигналов РЭС по частоте. В основу работы аппаратуры помех заложен принцип обеспечения противодействия максимальному числу обнаруженных угроз с наивысшим приоритетом подавления. В случае принятия решения о противодействии спецвычислитель SV2 производит настройку аппаратуры на сигнал угрозы. По типу угрозы из БУ выбирается формирователь сигналов помех – канал ретранслятора или канал ЦРЧП [44]. Радиотехническое устройство РТУ518-ЛСМ (передающий контейнер) предназначено для усиления помеховых сигналов и излучения их в заданном направлении одновременно в ППС и/или ЗПС. Внешний вид РТУ518-ЛСМ приведен на рисунке 6.22. Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Рис. 6.22. Внешний вид РТУ518-ЛСМ Состав РТУ518-ЛСМ: модуль VU3-53 (выходной усилитель) – 2 шт.; модуль VU3-1 (выходной усилитель) – 2 шт.; модуль VU7-32 (выходной усилитель) – 2 шт.; модуль UP-51 (предварительный усилитель-коммутатор); модуль UV7-32 (формирователь ДН) – 2 шт.; модуль UV3-531 (формирователь ДН) – 2 шт.; модуль SVL (преобразователь напряжения питания); прибор RI3-1P (решетка антенных излучателей); прибор RI3-1Z (решетка антенных излучателей); прибор RI3-53P (решетка антенных излучателей); прибор RI3-53Z (решетка антенных излучателей); прибор RI7-32P (решетка антенных излучателей); прибор RI7-32Z (решетка антенных излучателей); контейнер КП-САП518Л [44]. Функционально РТУ518-ЛСМ состоит из двух идентичных передающих устройств для работы в ППС и ЗПС. Диапазон частот РТУ518-ЛСМ перекрыт тремя поддиапазонами. Каждое передающее устройство состоит из трех подсистем, каждая из которых обслуживает свой частотный поддиапазон. Частотный поддиапазон от 2 до 4 ГГц: модуль UV3-531, модуль VU3-1, прибор RI3-1P (для ППС) и прибор RI3-1Z (для ЗПС). Частотный поддиапазон от 4 до 10 ГГц: модуль UV7-32, модуль VU7-32, прибор RI7-32P (для ППС) и прибор RI7-32Z (для ЗПС). Частотный поддиапазон от 10 до 18 ГГц: модуль UV3-531, модуль VU3-53, прибор RI3-53P (для ППС) и прибор RI3-53Z (для ЗПС). РТУ518-ЛСМ работает в двух режимах: 1) индивидуальной защиты; 2) групповой защиты. В режиме ГЗ работают только передающие устройства в частотном поддиапазоне от 4 ГГц до 10 ГГц. При этом в режиме ГЗ используются 7 каналов модуля VU7-32. Это позволяет излучать помехи большей мощности по сравнению с режимом ИЗ, в котором используются 4 канала модуля VU7-32. Радиотехническое устройство РТУ518-ЛСМ1 (передающий контейнер) предназначено для усиления помеховых сигналов и излу- 430 431 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ чения их в заданном направлении одновременно в ППС и/или ЗПС. Внешний вид РТУ518-ЛСМ1 приведен на рисунке 6.23. Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ прибор RI3-1Z (решетка антенных излучателей); прибор RI8-53P (решетка антенных излучателей); прибор RI3-53Z (решетка антенных излучателей); прибор RI7-32МP (решетка антенных излучателей); прибор RI7-32МZ (решетка антенных излучателей). Таблица 6.11 – Основные технические данные РТУ518-ЛСМ1 Рис. 6.23. Внешний вид РТУ518-ЛСМ1 В состав РТУ518-ЛСМ1 входят [44]: модуль VU8-53 (выходной усилитель) – 2 шт.; модуль VU3-1М (выходной усилитель) – 2 шт.; модуль VU7-32М (выходной усилитель) – 2 шт.; модуль UP-51 (предварительный усилитель-коммутатор); модуль UV8-53 (формирователь ДН) – 2 шт.; модуль UV7-32М (формирователь ДН) – 2 шт.; модуль UV3-1 (формирователь ДН) – 2 шт.; модуль SVL1 (преобразователь напряжения питания); модуль SVL2 (преобразователь напряжения питания); прибор RI3-1P (решетка антенных излучателей); 432 Диапазон частот в режиме ИЗ в режиме ГЗ (с повышенным энергетическим потенциалом в диапазоне от 4…10 ГГц) Энергетический потенциал при РВХ=минус (40…15) относительно 1 мВт в режиме ИЗ / ГЗ, дБ/мВт Формирование лучей в ППС и ЗПС – в диапазоне 2…4 ГГц – в диапазоне 4…10 ГГц, 10…18 ГГц Вид поляризации Угол поляризации, град Время переключения лучей, не более Энергопотребление от сети: переменного тока 400 Гц, 200 В, не более постоянного тока 27 В, не более Габаритные размеры контейнера, мм длина / ширина / высота Масса, не более от 2 до 18 ГГц от 4 до 10 ГГц 60 / 65 8 16 линейная 45 5 мкс 7 кВА 30 Вт 5000 / 490 / 550 300 кг Диапазон частот РТУ518-ЛСМ1 перекрыт тремя поддиапазонами. Поддиапазон 2…4 ГГц: модуль UV3-1, модуль VU3-1М, прибор RI3-1P (для ППС) и прибор RI3-1Z (для ЗПС). Поддиапазон от 4…10 ГГц: модуль UV7-32М, модуль VU7-32М, прибор RI7-32МP (для ППС) и прибор RI7-32МZ (для ЗПС). Поддиапазон от 10…18 ГГц: модуль UV8-53, модуль VU8-53, прибор RI8-53P (для ППС) и прибор RI8-53Z (для ЗПС). РТУ518-ЛСМ1 работает в двух режимах: 1) индивидуальной защиты; 2) групповой защиты. В режиме ГЗ работают только передающие устройства в частотном поддиапазоне 4…10 ГГц. При этом в режиме ГЗ используются 7 каналов модуля VU7-32М. Это позволяет 433 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ излучать помехи большей мощности по сравнению с режимом ИЗ, в котором используются 4 канала модуля VU7-32М. Модуль МОУ-СМ (обработки информации и управления) предназначен: для управления САП 518-СМ; для организации информационного взаимодействия между САП 518-СМ, СПО Л-150-30-СМ и устройством выброса УВ-30МКР и АУЦ-30-01-СМ в части выдачи информации для применения изделия 77П и формирования имитационных РИЦ (до 6) для использования в режиме «Тренаж 77П»; для организации информационного взаимодействия САП 518-СМ и БРЭО; для передачи в систему объективного контроля полетной информации по обнаруженным целям, включая неопознанные угрозы, и информации по отказам и распределению ресурсов [44]. Таблица 6.12 – Основные технические данные модуля МОУ-СМ Кол-во каналов информационного обмена по ГОСТ 1 Р 52070-2003, с резервированием Кол-во каналов передачи информации по ГОСТ 18977-79 12 Кол-во каналов приема информации по ГОСТ 18977-79 10 Кол-во каналов приема / передачи разовых команд 12 / 3 Ток, потребляемый по каждой цепи трехфазной сети 0,5 А переменного тока 400 Гц, 115 В, не более Габаритные размеры, мм – 456 271 164 Масса, не более 9 кг Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ ми, а также коррекцию (выравнивание) АЧХ канала передачи сигнала. Платы IP обеспечивают напряжение питания 7,5 В постоянного тока для приборов UVC-51 [44]. Таблица 6.13 – Основные технические данные блока КП-СМ Диапазон рабочих частот, ГГц 2…18 Кол-во каналов усиления-коррекции 4 Кол-во каналов приема информации по ГОСТ 18977-79 10 Габаритные размеры, мм – 288 80 201 Масса, не более, кг 2,6 6.11.3. Аппаратура АУЦ-30-01-СМ Изделие АУЦ-30-01-СМ является самолетной аппаратурой управления и целеуказания противорадиолокационным ракетам класса «воздух-поверхность» с пассивными радиолокационными головками самонаведения (ПРГС) изд. 77П. Размещение аппаратуры АУЦ-30-01-СМ на самолете Су-30СМ показано на рисунке 6.24. Блок КП-СМ (компенсации потерь) предназначен для промежуточного усиления радиопомех, передаваемых из приемного контейнера РТУ518-ПСМ в передающий контейнер РТУ518-ЛСМ, а также для коррекции АЧХ каналов передачи радиопомех [44]. В состав блока КП-СМ входят: прибор UVC-51 (усилитель, частотный корректор) – 4 шт.; плата IP (источник питания) – 2 шт. Блок КП-СМ имеет 4 независимых идентичных канала усиления-коррекции. Каждый канал включает в себя один прибор UVC-51, обеспечивающий усиление сигнала для компенсации потерь в канале передачи радиопомехи между приемным и передающим контейнера- АУЦ-30-01-СМ осуществляет одновременное наведение двух однолитерных ПРГС (изделия Л-111, Л-112, Л-113) изд.77П, находя- 434 435 Рис. 6.24. Размещение аппаратуры АУЦ-30-01-СМ на самолете Су-30СМ Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ щихся на точках подвески (ТП) слева и справа относительно строительной оси самолета, и обеспечивает БРЭО информацией необходимой для применения изд. 77П: по РИЦ, обнаруженным САП 518-СМ и Л-150-30-СМ (оперативная цель); по излучающим РЛС-целям с заданными координатами и (или) радиотехническими параметрами (программная цель); по излучающим РЛС-целям, обнаруженным ПРГС изд. 77П (автономный поиск цели) [44]. Состав изделия АУЦ-30-01-СМ: блок ЦБ (центральный блок) – 1 шт.; блок ПБ2 (периферийный блок) – 3 шт. Схема изделия АУЦ-30-01-СМ приведена на рисунке 6.25. Рис. 6.25. Общая схема изделия АУЦ-30-01-СМ Таблица 6.14 – Технические данные изделия АУЦ-30-01-СМ Сектор обзора антенной системой ПРГС изд.77П по азимуту / по углу места Количество одновременно наводимых ПРГС Максимальное количество управляемых ПРГС 436 – 30°…+ 30° – 40°…+ 5° 2 6 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Время готовности, мин, не более Потребление: +27 В, Вт / ~115 В 400 Гц, ВА Масса изделия, кг Время непрерывной работы, час 2 не более 100 / 200 12,5 12 6.11.4. Устройство выброса УВ-30МКР Устройство выброса УВ-30МКР предназначено для ИЗ самолетов типа Су-30СМ от управляемых ракет путем постановки помех (создания пассивных помех) их системам наведения и исполнительным механизмам в оптическом и радиодиапазонах ЭМВ при отстреле патронов: инфракрасных типа ППИ-50-3; противорадиолокационных типа ППР-50-17. Режимы работы: 1) автоматический; 2) полуавтоматический; 3) ручной; 4) дежурный; 5) ускоренный отстрел патронов; 6) встроенный контроль; 7) тренаж. Состав УВ-30МКР: пульт управления (ПУ) УВ-30МКР.7201-0 (2-я кабина); контроллер УВ-30МК.7202-0; блок выброса (БВ) УВ-30МК.8700-0 (7 шт.); блок предохранительных выключателей УВ-30МК.7203-0 [44]. Противорадиолокационный патрон ППР-50-17 предназначен для ИЗ самолета от ракет класса «воздух-воздух» и «поверхностьвоздух» с радиолокационными ГСН. Патрон ППР-50-17 состоит из следующих элементов: 1) металлической гильзы; 2) крышки; 3) дипольных отражателей (не менее 4 млн. шт.); 4) электровоспламенителя; 5) поршня; 6) вышибного заряда; 7) элементов, разгружающих ДО в процессе их выброса из корпуса. Начальная скорость выброса пачки ДО – 10…50 м/с. Габаритные размеры патрона: длина 202 мм, диаметр 50,2 мм. Масса патрона 1,0 кг. Помеховый инфракрасный патрон ППИ-50-3 предназначен для ИЗ самолета от ракет класса «воздух-воздух» и «поверхностьвоздух» с ИК ГСН. Патрон ППИ-50-3 состоит из следующих элементов: 1) металлической гильзы; 2) крышки; 3) источника ИК излучения из пиротехнического состава, воспламенительного заряда и электровоспламенителя. Эффективное время действия источника ИК излучения – не менее 5 с. Начальная скорость выброса – 10…50 м/с. 437 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Таблица 6.15 – Основные технические характеристики УВ-30МК Тактовая частота процессоров 1806ВМ2 / АТ89S8252, МГц Количество типов одновременно снаряжаемых патронов Калибр снаряжаемых патронов, мм Общее количество патронов, шт. Количество независимых каналов отстрела по типам патронов Количество неизменяемых программ производителя Количество предварительно программируемых и оперативно выбираемых в полете программ Время ускоренного отстрела полного комплекта патронов, с Время реакции (от поступления команды на отстрел патронов до подачи сигнала на электровоспламенитель патрона), не более, с Потребляемая мощность, Вт, не более Индикация остатка патронов с точностью Количество ИК патронов в залпе удваивается при работе двигателя в режиме форсажа Назначенный ресурс, л.ч. Наработка на ствол БВ, отстрелов 5 / 11 3 50 98 3 24 до 99 1,2 0,1 60 до 1 6000 250 Патроны ППР-50-17 и ППИ-50-3 срабатывают при подаче на его электровоспламенитель импульса тока амплитудой 1,5 А длительностью 10,0 мс. Проверка работоспособности УВ, корректировка параметров программы отстрела и ввод новой программы отстрела производится с помощью специальной программы и ноутбука. 6.11.5. Программа подготовки данных предполетного программирования Программа подготовки данных предполетного программирования для средств РЭП позволяет: 1) создать новую БУ; 2) просмотреть созданную ранее БУ; 3) внести изменения в созданную ранее БУ (редактирование существующей библиотеки); 4) создать на основе БУ бинарный файл для записи на flash-карту самолета с помощью единой системы подготовки полетного задания «Малахит» [44]. 438 Cистемные требования: 1) программа составляется на CD-ROM; 2) необходим компьютер с операционной системой Windows XP или Windows 7; 3) необходим дисплей с экранным разрешением не менее 1280 1024. Структура БУ показана на рисунке 6.26. Рис. 6.26. Структура библиотеки угроз Алгоритм создания БУ: ввести необходимые дескрипторы угроз (Л-150, САП 518); ввести необходимые программы помех канала ЦРЧП; ввести необходимые программы помех канала ретрансляции; выбрать нужные номера помех в дескрипторах угрозы; выбрать пункт «Сохранить» в главном меню. В процессе наземной подготовки КС РЭП по МКИО-2 в МОУ в автоматизированном режиме производится ввод БУ с использованием флэш-карты. Запись БУ осуществляется в энергонезависимую память МОУ-СМ, Л-150-30-СМ, приемный контейнер РТУ518-ПСM. Главное окно программы в режиме ввода и редактирования дескрипторов библиотеки показано на рисунке 6.27. В главном окне программы производится ввод дескрипторов угрозы (параметров РИЦ), дескрипторов помех канала ЦРЧП, дескрипторов помех канала ретрансляции (КР). Параметры дескриптора представлены названием и полем ввода. Значение каждого параметра ограничено заданным диапазоном разрешенных значений. При вводе значений параметра, выходящего за пределы разрешенных значений, появляется сообщение об ошибке и вводимое значение автоматически корректируется. На странице «Дескриптор угрозы» заполняются 30 полей ввода. • • • • • 439 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Ввод дескриптора помех канала ЦРЧП осуществляется с помощью закладки «Параметры активных помех ЦРЧП» (рисунок 6.28). Рис. 6.28. Параметры активных помех ЦРЧП Рис. 6.27. Главное окно программы в режиме ввода и редактирования дескрипторов библиотеки 440 Дескриптор канала помех цифровой радиочастотной памяти (ЦРЧП) имеет сложную структуру (рисунок 6.29): может содержать от 1 до 8 имитационных картин (ИК). Каждая ИК в свою очередь может содержать от 1 до 16 ложных целей (ЛЦ). Страница «Параметры активных помех ЦРЧП» состоит из трех разделов (рисунок 6.30): 1) поле общего дескриптора программы помех; 2) поле параметров ИК (11 полей ввода); 3) поле параметров ЛЦ (8 полей ввода). 441 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Рис. 6.29. Структура программы помехи ЦРЧП Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ Параметры дескриптора ИК включают в себя параметры всех ее ЛЦ. На поле ИК можно быстро создать линейное или квадратичное амплитудное распределение целей внутри одной ИК, а также распределение задержек ЛЦ внутри ИК. Ввод дескриптора помех канала ретранслятора осуществляется с помощью закладки «Параметры активных помех КР». Необходимо заполнить поля ввода 4 параметров. Ввод частот, запрещенных для противодействия. С помощью страницы «Дескриптор угрозы» вводится новый дескриптор угрозы со следующими параметрами [44]: признак «свой»; диапазон частот – в соответствии с заданным запрещенным для противодействия частотным диапазоном; все прочие параметры дескриптора – во всем диапазоне допустимых для них значений. Создание помех в указанном диапазоне частот будет запрещено. Созданная библиотека угроз имеет уникальный идентификатор (номер версии) [44]. В случае внесения изменений в ранее созданную БУ она будет сохранена с новым идентификатором. Создание бинарного файла для системы подготовки полетного задания «Малахит» осуществляется в меню программы выбором «Файл» «Создать бинарный файл». После создания бинарного файла создание БУ завершается, библиотека переходит в режим просмотра и ее редактирование запрещается. Контрольные вопросы Рис. 6.30. Страница программы помехи ЦРЧП 442 1. Перечислите основные цели РЭБ. 2. Дайте определение радиоэлектронной борьбе. 3. Назовите составные части РЭБ. 4. Перечислите составные части радиоэлектронного подавления. 5. Перечислите объекты РЭП индивидуальными средствами РЭБ. 6. Перечислите объекты РЭП групповыми средствами РЭБ. 7. Назовите четыре функционально связанные подсистемы БКО. 8. Какая помеха называется прицельной? 443 Глава 6. Авиационные системы и комплексы РЭБ 9. Перечислите основные функции и этапы РТР. 10. Перечислите задачи воздушной РТР. 11. Состав обобщенной структурной схемы станции ВРТР. 12. Назовите основные характеристики станции воздушной РТР. 13. Перечислите проблемы радиоэлектронной защиты АРЭК. 14. Какими бывают ловушки по способу применения? 15. Какое информационное обеспечение требуется для функционирования АБРЛ? 16. Состав комплекса средств РЭП самолета Су-30СМ. 17. Перечислите состав станции САП 518-СМ. 18. Что обеспечивает РТУ518-ПСМ (приемный контейнер)? 19. Что обеспечивает РТУ518-ЛСМ (передающий контейнер)? 20. Что обеспечивает блок КП-СМ? 21. Что обеспечивает модуль МОУ-СМ? 22. Рабочие сектора по азимуту и углу места станции САП 518-СМ? 23. Назовите возможности экипажа в ручном режиме САП 518-СМ. 24. Что содержит библиотека угроз САП 518-СМ? 25. На какие подсистемы функционально разделена аппаратура САП 518-СМ? 26. Назначение изделия АУЦ-30-01-СМ. 27. Перечислите состав изделия АУЦ-30-01-СМ. 28. Назначение устройства выброса УВ-30МКР. 29. Состав устройства выброса УВ-30МКР. 30. Назначение, состав и характеристики противорадиолокационного патрона ППР-50-17. 31. Назначение, состав и характеристики помехового инфракрасного патрона ППИ-50-3. 32. Что позволяет программа подготовки данных предполетного программирования для средств РЭП? 33. Структура библиотеки угроз. 34. Поясните алгоритм создания библиотеки угроз. 35. Сколько имитационных картин может содержать дескриптор канала помех цифровой радиочастотной памяти? 36. Сколько ложных целей может содержать имитационная картина? 37. Перечислите разделы страницы «Параметры активных помех ЦРЧП». 444 Глава 7 АВИАЦИОННЫЕ РАДИОЭЛЕКТРОННЫЕ КОМПЛЕКСЫ 7.1. Назначение, решаемые задачи и классификация авиационных радиоэлектронных комплексов Вопросы проектирования перспективного БРЭО относятся сегодня к приоритетным направлениям развития авиационной промышленности РФ. Основные научные исследования в этой области осуществляются специалистами авиаприборостроения в рамках поиска новых концепций проектирования аппаратного и программного обеспечения в рамках внедрения новых технологий, материалов и элементной базы в образцы авиационной техники. Стала доминировать тенденция интеллектуализации «борта», которая открыла дорогу к немыслимой ранее точности навигации, оптимизации траектории полета, защите от управляемого оружия средствами РЭБ, работе в насыщенном воздушными судами пространстве, к существенному повышению общей безопасности полетов. Носителем «интеллекта» на борту является не только и не столько летчик, сколько БРЭО, или, говоря современным языком, авионика (авиационная электроника). Совокупность отдельных компонентов БРЭО объединена в единое целое – в многофункциональный бортовой комплекс (БК), осуществляющий управление самолетом на всех этапах боевого полета и обеспечивающий применение всех видов его вооружения и средств подавления. Этот БК в зависимости от назначения самолета, решаемых комплексом задач и состава называют по-разному: системой управления вооружением (СУВ), прицельно-навигационным комплексом (ПрНК), РЛ прицельным комплексом (РЛПК), оптикоэлектронным прицельно-навигационным комплексом (ОЭПрНК), бортовым комплексом управления вооружением и т.д. [3, 6]. Поскольку определяющую роль в выполнении заданной группы боевых и навигационных задач БК рассматриваемого типа играет РЭО, то такие БК выделяют в отдельную группу и определяют, как авиационные РЭК (АРЭК). При этом в понятие «АРЭК» вписываются 445 Глава 7. Авиационные РЭК Глава 7. Авиационные РЭК все характерные особенности, присущие вышеуказанным и другим типам комплексов и систем. Авиационные РЭК – это такие БК, которые предназначены: для передачи, приема, преобразования, обработки радиосигналов и сигналов других диапазонов ЭМВ; обработки данных, знаний, хранения и отображения используемых при боевом применении различных видов информации; формирования сигналов управления ЛА, авиационными средствами поражения (АСП), БК, системами и устройствами; создания помех РЭС противника; ведения воздушной разведки и др. [3, 6]. Совокупность задач, решаемых АРЭК современных ЛА военной авиации, можно разделить на следующие группы: 1) навигации и управления полетом; 2) связи, обмена данными и управления боевыми действиями; 3) поражения НЦ и ВЦ, космических и надводных целей; 4) воздушной разведки; 5) радиоэлектронной борьбы; 6) контроля и диагностирования технического состояния устройств, средств, систем и комплексов АРЭК; 7) десантирования личного состава, боевой техники и грузов [6]. Каждая группа задач, в свою очередь, включает в себя целый ряд отдельных (частных) задач, которые могут иметь определенную специфику. Каждой частной задаче соответствует свой объем вычислительных операций, необходимые быстродействие и объем памяти, а также требования к каналам информационного обмена. Современные АРЭК решают задачи информационного обеспечения боевых действий, управления оружием и защиты самолета. Историческое развитие АРЭК ВС военного назначения представлено совокупностью ряда поколений. Провести четкую грань между поколениями ВС достаточно трудно и не всегда возможно. Переход к самолетам и АРЭК пятого поколения является сложным процессом, который займет длительный промежуток времени. Большинство специалистов по самолетостроению считает: формула главных качеств тактического истребителя 5-го поколения должна выглядеть как «5С» = стремительность + скрытность + супервозможности + самозащита + системность (указанные составляющие учитывают лишь главные, далеко не все необходимые качества). Основу современного АРЭК составляет бортовая вычислительная система (БВС). Под БВС понимают совокупность размещаемых на борту ВС взаимосвязанных и согласованно действующих аппаратно-программных средств передачи, хранения и обработки цифровой информации, предназначенных для преобразования входных данных в выходные в соответствии с заданными целями функционирования РЭК. Основу современной БВС составляют: средства хранения и обработки информации (БЦВМ, специализированные процессоры, ЗУ); средства информационного обмена, обеспечивающие в процессе функционирования РЭК обмен информации элементов БВС между собой и с бортовым оборудованием; программное обеспечение (бортовые программы, средства их создания, отладки и документирования); система функционального контроля БВС [6]. В настоящее время задачи, решаемые БВС и АРЭК в целом, можно разделить на следующие группы: обработки сигналов различных диапазонов ЭМВ, осуществляемой предварительными процессорами и программируемыми процессорами сигналов, а также обработки сигналов иной физической природы с помощью специализированных процессоров; обработки данных и комплексной обработки информации, реализуемой многофункциональными процессорами данных; обработки знаний, выполняемой символьными процессорами или традиционными вычислительными средствами, ориентированными на обработку знаний. В составе вышеуказанных групп задач, решаемых БВС, можно выделить основные классы, представленные на рисунке 7.1 [6]. Задачи, связанные с обработкой сигналов, весьма разнообразны и специфичны, для получения сигналов используются различные по виду и способу формирования физические поля: поля радиолокацион- 446 447 Глава 7. Авиационные РЭК ного, теплового, лазерного и оптического контрастов, радионавигационные поля, поле рельефа и т.д. Глава 7. Авиационные РЭК Авиационный РЭК Измерители пилотажнонавигационной информации, визирноприцельные системы Бортовые средства связи и опознавания Бортовые системы контроля Бортовые системы Бортовая вычислительная система Бортовая система индикации и отображения информации Бортовые комплексные системы Управляющие и исполнительные устройства и системы Бортовые средства РЭБ Бортовые устройства Сопрягаемые наземные и воздушные комплексы и системы Экипаж Авиационные средства поражения ЛА Различного рода возмущения Сопрягаемые бортовые комплексы и системы Рис. 7.2. Обобщенная структурная схема АРЭК Рис. 7.1. Основные классы задач, решаемых БВС Состав, структурная схема, принципы построения и функционирования авиационного РЭК прежде всего определяются его целевым назначением. На рисунке 7.2 представлена обобщенная структурная схема АРЭК, которая включает в себя элементы, характерные для комплексов различного назначения. Классификация авиационных РЭК наиболее часто осуществляется по характеру решаемых комплексом задач. 448 Авиационные РЭК делятся на следующие основные классы: 1. Авиационные РЭК навигации, прицеливания и управления вооружением, предназначенные для решения заданных групп задач навигации и поражения определенных типов целей (воздушных, наземных и т.п.). В ряде случаев выделяют АРЭК прицеливания и управления вооружением. 2. Авиационные РЭК связи и управления, предназначенные для решения группы задач по ведению двухсторонней радиосвязи, обмену данными и управления. 3. Авиационные РЭК обороны, предназначенные для решения заданной группы задач по РЭБ (комплексы РЭБ, БКО). 4. Авиационные РЭК воздушной разведки, предназначенные для решения задач по ведению соответствующих видов воздушной разведки. 449 Глава 7. Авиационные РЭК Глава 7. Авиационные РЭК Широко применяется также классификация АРЭК по тактическому назначению ЛА, на которых они установлены. Выделяют следующие АРЭК: истребителей, истребителей-бомбардировщиков, бомбардировщиков, транспортных самолетов, самолетов дальней авиации, разведывательных самолетов, вертолетов и др. [6]. Отдельно выделим АРЭК специальных самолетов, например, авиационный комплекс дальнего радиолокационного обнаружения (АК ДРЛО) AWACS (Airborne Warning and Control System) самолета Boeing E-3 Sentry (E3-A, Е-3В, Е-3С, Е-3D, Sentry-AEW.1, E-3F); комплекс дальнего радиолокационного обнаружения и управления (ДРЛОУ) А-100 «Премьер» на базе Ил-76МД-90А; комплекс ДРЛОУ А-50 (-50М, -50У) «Шмель» на базе самолета Ил-76МД; китайские самолеты ДРЛОУ Y-8J, KJ-200, K-500 и K-2000; самолет ДРЛО и комплексной разведки Saab GlobalEye (Швеция); самолет ДРЛОУ G550 CAEW (Израиль); аэростатные комплексы ВМС США, основными разработчиками аэростатных систем в интересах вооруженных сил являются фирмы «ТСОМ L.Р.» и «ILS Dover» [46], комплекс ДРЛО на дирижабле «Sentinel-5000» для ВМС США [47]. Для оценки степени достижения поставленных задач и сравнения АРЭК между собой используются их обобщенные характеристики, основными из которых являются [3]: 1) живучесть; 2) надежность; 3) эффективность функционирования; 4) боевая эффективность. Под живучестью АРЭК понимают его внутреннюю способность (свойство) выполнять свои функции при отказе и/или боевых повреждениях определенного количества функциональных элементов (функционировать с допустимыми показателями качества). Под надежностью понимают способность комплекса сохранять во времени в установленных пределах значения всех параметров, характеризующих возможность выполнять требуемые функции в заданных режимах и условиях применения, обслуживания, ремонта, хранения и транспортировки. Под эффективностью функционирования понимают степень приспособленности АРЭК к выполнению заданных функций в конкретных условиях применения без учета противодействия противника. Под боевой эффективностью АРЭК понимают степень его приспо- собленности к выполнению боевых задач в конкретных условиях применения с учетом противодействия противника. 450 451 7.2. Принципы построения АРЭК Построение АРЭК охватывает решение задач различных уровней: концептуального, теоретического, методологического, технологического. Базой для решения задач, прежде всего концептуального и теоретического уровней, служат принципы построения АРЭК, которые включают в себя принципы системного исследования и проектирования комплексов как сложных технических систем. Развитие АРЭК основывается на улучшении характеристик отдельных элементов, устройств и систем комплексов, использовании устройств и систем, работающих на новых физических принципах, а также за счет повышения степени интеграции устройств и систем в составе АРЭК. Одной из сторон процесса развития любой сложной технической системы является интеграция, которая связана с объединением в целое ранее разнородных частей и элементов. Существуют два основных направления интеграции бортового оборудования ВС: 1. Аппаратурная интеграция автономных систем в единый базовый комплекс бортового оборудования типа ICNIA (Integrated Communication, Navigation and Identification). 2. Функциональная интеграция, т.е. создание объединенных систем, использующих единые диапазоны частот, сигналы, аппаратные и программные средства для решения различных задач. Примером такого подхода служит система MFBARS (Multifunction Multiband Airborne Radio System). Функциональная интеграция более радикальна и позволяет заменить большинство эксплуатирующихся отдельных систем единым бортовым комплексом. Аппаратурная интеграция решает проблему переходного периода развития новых систем и значительно упрощает создание единых БКО [3]. Применительно к авиационным РЭК под интеграцией понимают информационное, функциональное, программное и конструктивнотехнологическое (аппаратурное) объединение в единое целое базовых элементов комплекса (бортовых устройств, систем, комплексов, муль- Глава 7. Авиационные РЭК Глава 7. Авиационные РЭК типлексорных магистралей (шин), контроллеров, интерфейсов, программируемых процессоров сигналов, многофункциональных процессоров, ВЧ модулей и т.д.). Комплексирование радиолокационных, радионавигационных, радиосвязных и других РЭ, а также нерадиоэлектронных устройств и систем представляет собой функциональное, информационное и аппаратное объединение (интеграцию) в составе АРЭК. При интеграции благодаря избыточности информации появляется возможность расширения круга решаемых с помощью объединяемых устройств и систем задач и улучшения качества их выполнения [6]. Избыточность информации присуща всем комплексам и обусловлена применением в АРЭК различных видов резервирования. Применительно к АРЭК резервирование представляет собой метод повышения их эффективности, живучести и надежности за счет введения избыточности. Под избыточностью понимают дополнительные средства или возможности сверх минимально необходимых для выполнения объектом заданных функций. В авиационных РЭК навигации, прицеливания и управления вооружением ВС используются следующие основные виды резервирования: структурное, информационное, функциональное, временное, нагрузочное, программное [3]. Структурное резервирование является методом повышения эффективности, живучести и надежности АРЭК, предусматривающим использование избыточных элементов структуры (применение однотипных блоков, устройств, систем). Информационное резервирование предусматривает использование избыточной информации за счет применения в АРЭК устройств и систем, работающих на различных физических принципах и определяющих одни и те же функционально связанные параметры. Функциональное резервирование заключается в использовании способности элементов выполнять дополнительные функции. Временное резервирование предусматривает использование избыточного времени. Резерв времени может обусловливаться, например, временной структурой сигналов, наличием внутренних запасов производительности, использованием функциональной инерционности устройств и т.п. Нагрузочное резервирование предусматривает способности АРЭК или его элементов воспринимать дополнительные нагрузки. Программное резервирование предусматривает использование избыточных программ или их элементов, входящих в состав программного обеспечения АРЭК (например, последовательное, параллельное или последовательно-параллельное применение в БЦВМ однотипных фрагментов программ или программ в целом для обнаружения и устранения ошибок в ходе вычислительного процесса) [6]. Структурная схема комплекса прицельно-навигационного оборудования (КПрНО) самолета Су-35 представлена на рисунке 7.3 [3]. Комплекс состоит из датчиков информации и функционального программного обеспечения (ФПО). Датчики информации осуществляют измерение и первичную обработку исходных данных. ФПО решает общие задачи интегральной обработки. ФПО комплекса является составной частью программного обеспечения ИУС самолета и размещается в БЦВС и индикаторах комплекса МАК-35. Электрические связи между системами комплекса и КБО осуществляются: по каналам интерфейса магистральной последовательной системы электронных модулей; цифровым последовательным кодом; разовыми командами. Для резервирования измерения и выдачи потребителям пилотажно-навигационных параметров в комплексе применены две бесплатформенные инерциальные системы БИНС-СП-2. Система БИНССП-2 № 1 является основным датчиком, а система БИНС-СП-2 № 2 – резервным. Информация БИНС-СП-2 № 2 используется в комплексе при отказе системы БИНС-СП-2 № 1. Номер системы задается перемычками на контактах соединителя системы (по цепи адреса МКИО). Радиовысотомер А-075-02 измеряет и выдает потребителям истинную высоту. Бортовая аппаратура радиотехнической системы ближней навигации, посадки, встречи РСБН-85В измеряет азимут и дальность относительно радиомаяка, взаимные координаты самолетов. Эти параметры ФПО комплекса использует для решения задач навигации, посадки, коррекции координат местоположения и для обеспечения режима «Встреча». Аппаратура навигации и посадки VIM-95-14 измеряет и выдает потребителям посадочные сигналы и азимут наземного РМ VOR для обеспечения режима «Полет на/от PM VOR». 452 453 Глава 7. Авиационные РЭК Рис. 7.3. Структурная схема КПрНО самолета Су-35 454 Глава 7. Авиационные РЭК Самолетный дальномер ВНД-94 измеряет наклонную дальность между самолетом и наземными радиомаяками DME/N, DME/P. Автоматический радиокомпас АРК-25 измеряет и выдает потребителям курсовой угол радиостанции (КУР). Транслятор сигналов ТС КНС А737-10 обеспечивает параллельное поступление радиосигналов навигационных спутников космических навигационных систем ГЛОНАСС и GPS, принятых единой антенной самолета-носителя, на приемные устройства спутникового канала БИНС-СП-2. Бортовая графическая станция БГС-3М формирует и выдает на индикацию картографическую информацию. Блок КБП-35 осуществляет включение систем и блоков комплекса по сигналам от органов управления самолета и обеспечивает их электропитанием. Для обеспечения режимов резервной навигации и посадки используется интегрированная система резервных приборов ИСРП-2. В автономном режиме (при отказе ИУС) система ИСРП-2 измеряет и индицирует гиромагнитный курс, углы крена и тангажа, индицирует КУР от АРК-25 и параметры бортовой системы КСУ. Приемоиндикатор помехоустойчивый авиационный ППА-С/В05 обеспечивает определение навигационно-временных параметров по сигналам ГЛОНАСС и GPS с автоматическим подавлением помех. Для обеспечения управления самолетом комплекс выдает навигационно-пилотажные параметры в систему КСУ. Для обеспечения документирования результатов работы комплекс на борту самолета взаимодействует с регистратором аварийной полетной информации КАРП-Р, бортовым регистратором УБР-П. При рассмотрении принципов построения и особенностей технической реализации современных и перспективных АРЭК выделяют следующие уровни иерархии: 1) АРЭК интегрального типа; 2) АРЭК определенного целевого назначения; 3) комплексная РЭ (РТ) система; 4) РЭ (нерадиоэлектронная) система; 5) РЭ (нерадиоэлектронное) устройство. На рисунке 7.4 показан КРЭП и его связи с другими системами бортового аппаратурно-интегрированного комплекса современного истребителя [3]. 455 Глава 7. Авиационные РЭК Глава 7. Авиационные РЭК ИУС АМИУС ВМИУС ПМИУС Система формирования ЭМП в РД Система формирования ЭМП в ОД ИППСРД ИППСОД АМРД ВМРД ПМРД АМОД ВМОД ПМОД МИРЭС МИОЭС ВМИО ИС НПСО КУО АВ СИО АМИО ИУПК ПМИО Каналы информационного обмена «борт-борт» «борт-земля» Рис. 7.4. Состав КРЭП и его связи с другими системами На рис. 7.4 введены обозначения: ИУС – информационноуправляющая система; СИО – система информационного обмена; МИРЭС, МИОЭС – многофункциональная интегрированная РЭС (ОЭС); РД – радиодиапазон; ОД – оптический диапазон; АМИУС, АМРД, АМОД, АМИО – аппаратурные модули ИУС, РД, ОД и СИО соответственно; ВМИУС, ВМРД, ВМОД, ВМИО – вычислительные модули ИУС, РД, ОД и СИО соответственно; ПМИУС, ПМРД, ПМОД, ПМИО – программные модули ИУС, РД, ОД и СИО соответственно; ИППСРД (ИППСОД) – интегрированная приемопередающая система РД (ОД); ИУПК – информационно-управляющее поле кабины; ИС ПНСО – интегрированная система навигации, посадки, связи и опознавания; КУО – комплекс управления оружием; АВ – авиационное вооружение. Повышение уровня и глубины интеграции устройств и систем в составе АРЭК достигается на основе реализации следующих принципов комплексирования [3, 6]: 1. Принципа совмещения функций различных радиотехнических и нерадиотехнических систем, приводящее к появлению совмещенных 456 систем и многофункциональных комплексов (функциональнотехническое комплексирование). 2. Принципа функционального и структурного объединения технических устройств и систем, измеряющих одни и те же или функционально связанные параметры (информационное комплексирование). На современном этапе развития АРЭК к основным принципам построения также следует отнести: 1. Комплексное использование средств получения, обработки и отображения информации, средств информационного обмена. 2. Автоматизацию процессов обработки информации и управления в комплексе на основе средств цифровой вычислительной техники и алгоритмов цифровой обработки информации. 3. Применение многоуровневой иерархической структуры комплекса, координацию управления между различными уровнями иерархии с возможностью изменения режимов работы комплекса. 4. Единство программного обеспечения БК в АРЭК интегрального типа. 5. Создание единого информационно-управляющего поля экипажа (летчика) в кабине ВС на базе системы единой индикации, многофункциональных и многорежимных органов управления самолетом, двигателем, бортовым оборудованием и вооружением. 6. Широкое применение модульности аппаратных и программных средств на информационном, функциональном, программном и конструктивном уровнях. 7. Формирование и получение оптимальных значений интегральных показателей качества решения боевых задач (БЗ) АРЭК на основе частных показателей. 8. Обеспечение высоких показателей надежности, живучести и контролепригодности АРЭК. 9. Совершенствование ТТХ АРЭК за счет реализации в его устройствах и системах новых физических принципов и передовых технологий. 10. Применение стандартизации и унификации элементной базы и структурных элементов АРЭК. 457 Глава 7. Авиационные РЭК 11. Сокращение расходов на разработку АРЭК, минимизацию времени, необходимого на подготовку АРЭК к боевому применению. 12. Улучшение массогабаритных характеристик комплекса за счет применения современной элементной базы. Применительно к АРЭК комплексирование устройств и систем на уровне первичной обработки информации позволяет: компенсировать влияние движения ВС на работу радиотехнических измерителей (РТИ); сократить время поиска сигналов РТИ; устранить или уменьшить методические погрешности РТИ; уменьшить вероятности ложных захватов следящих измерителей и срыва слежения за соответствующими параметрами сигналов; повысить характеристики точности и помехоустойчивости РТИ; обеспечить режимы квазикогерентного приема и обработки радиосигналов, что не представляется возможным в соответствующих некомплексных измерителях, тем самым значительно повысить их точностные характеристики [6]. Глава 7. Авиационные РЭК Современный этап развития АРЭК характеризуется широким распространением РЭК интегрального типа, которые имеют сложную иерархическую архитектуру и структуру, представляющую собой сочетание двух типов структур – централизованной и децентрализованной с несколькими уровнями иерархии управления обработки информации и информационного обмена. Характерными признаками АРЭК интегрального типа обладают, например, бортовые комплексы истребителя Су-27 и его модификаций. Под АРЭК интегрального типа понимают совокупность электронных и других типов комплексов, взаимосвязанных между собой на основе единых бортовых вычислительных систем (БВС) и системы индикации и отображения информации, управления и контроля (СИУК – система индикации, управления и контроля) [6]. Архитектура АРЭК интегрального типа является открытой. Открытость характеризует глобальный процесс стандартизации аппарат- ных и программных средств, направленный на достижение совместимости и переносимости продуктов большого числа независимых поставщиков (COTS-технологии двойного назначения, commercial off the shelf – готовые к использованию). Структурная и функциональная организации АРЭК интегрального типа могут быть определены на основе анализа задач, решаемых современными ЛА и БК, принципов их построения и функционирования, состава, особенностей информационного, функционального и структурного исполнения, а также их программного обеспечения. Обобщенная структурная схема АРЭК интегрального типа многоцелевого самолета изображена на рисунке 7.5. На рисунке 7.5 обозначено: Э(Л) – экипаж (летчик); ПУиОУ – пульты управления БК и органов управления; БФИ – цифровой блок формирования изображений; БСК – бортовая система контроля; МФИ – многофункциональный индикатор. АРЭК интегрального типа представляет собой совокупность структурно, функционально, информационно и программно взаимосвязанных БК, бортовых комплексных систем (БКС), бортовых систем (БС) и устройств (БУ) на основе единых БВС и СИУК [6]. В составе авиационного РЭК (рисунок 7.5) можно выделить следующие бортовые комплексы (БК): РЭК навигации, прицеливания и управления вооружением (РЭК НПУВ), в который входят прицельный и пилотажно-навигационный комплекс (ПрК и ПНК): ПШ – переключатель шин, ОПС – обзорноприцельная система, СУО – система управления оружием, АСП – автоматизированные средства поражения, МШ – магистральная шина, СН – система навигации, СОБП – система обеспечения безопасности полета; комплекс связи и управления (КСиУ): ТКС – типовой комплекс связи, СГИО – система государственного и индивидуального опознавания, ОА ОСРТИ – оконечная бортовая аппаратура объединенной системы распределения тактической информации, ОА ВКП – оконечная бортовая аппаратура воздушного командного пункта; бортовой комплекс обороны (БКО): ТП – теплопеленгатор, СПОб – станция предупреждения об облучении, САП – станция ак- 458 459 7.3. Авиационные РЭК интегрального типа Глава 7. Авиационные РЭК тивных помех, АВТ – автоматы отстрела дипольных отражателей и ИК-ловушек. Анализ принципов построения и структурной схемы АРЭК интегрального типа показывает, что в БК такого класса достигнут высокий уровень как автоматизации обработки информации на всех уровнях иерархии, так и управления процессами, протекающими в комплексе на всех этапах выполнения боевых задач и в различных режимах его работы. Это достигается благодаря наличию АСУ РЭК. Под АСУ РЭК понимают человеко-машинную систему, обеспечивающую автоматизированные сбор, обработку информации и формирование сигналов управления ЛА, АСП, БЦВМ, бортовыми комплексными системами (БКС) и устройствами (БУ) в процессе выполнения РЭК заданной группы боевых и навигационных задач [3, 6]. К типовым задачам, решаемым АСУ РЭК интегрального типа, относятся следующие: принятие решений высокого уровня приоритетности по задачам, включая задачи, связанные с групповыми действиями ЛА; обеспечение взаимодействия с другими БК ЛА, с АСУ более высокого уровня иерархии; реконфигурация структуры РЭК, адаптивное управление ресурсами комплекса; управление информационным обменом между БК, БКС, БС и БУ, индикацией и отображением информации; управление ЛА, средствами РЭБ, режимами работы БКС, БС и БУ различного назначения; выбор источников информации; управление средствами и видами связи с АСУ более высокого уровня иерархии, НКП, ВКП, ПН и т.д.; формирование рекомендаций экипажу; управление контролем работоспособности и диагностированием технического состояния БЦВМ, БКС, БС и БУ [6]. Многие из рассмотренных принципов построения АРЭК интегрального типа уже нашли полную или частичную реализацию в БК, стоящих на вооружении отечественных и зарубежных ВС различного назначения. 460 Глава 7. Авиационные РЭК Рис. 7.5. Обобщенная структурная схема АРЭК интегрального типа многоцелевого самолета 461 Глава 7. Авиационные РЭК Глава 7. Авиационные РЭК Целевая функция для синтеза ИРЭК и выбора технических параметров его устройств может быть представлена в виде n РИРЭК 0 РБКО i Pi , (7.1) i 1 где РИРЭК – эффективность выполнения комплексом возложенных на него задач; РБКО – вероятность непоражения самолета атакующим средством перехвата (АСП) при защите его БКО, входящим в состав ИРЭК; 0 , i ( i 1, n ) – коэффициенты значимости (могут быть нормированы относительно единицы) задач, решаемых отдельными устройствами ИРЭК; n – число устройств ИРЭК; Pi – вероятность выполнения поставленных задач i-м устройством ИРЭК [3]. Минимальный состав ИРЭК для защиты самолета ДА показан на рисунке 7.6. Информационная составляющая ИРЭК Управляющая составляющая ИРЭК Исполнительная составляющая ИРЭК Аппаратура детального РК Пульты МФИ Аппаратура формирования помеховых сигналов Аппаратура ИРК в БКО Центральная микропроцессорная БЦВМ Аппаратура выброса ЛЦ ОЭ аппаратура контроля в ИК и оптическом диапазоне Средства связи между ЛА строя Бортовые средства КВ и УКВ связи где РБРЛС и РРК – вероятность выполнения задач БРЛС и аппаратурой РК в составе ИРЭК; 1 и 2 – коэффициенты значимости задач, решаемых БРЛС и аппаратурой РК [3]. Коэффициенты значимости ориентировочно равны: 0 0,7 ; 1 0, 2 и 2 0,1 [45]. Для получения высоких показателей вероятности функционирования ИРЭК ( РИРЭК 0,9 ) необходимо обеспечить выполнение условия РБКО РБРЛС РРК 0,9 . Это означает, что атаки средств перехвата системы ПВО должны отражаться с вероятностью 0,95 (при трехпяти атаках за вылет по самолету ДА), а вероятность выполнения этапов функционирования БРЛС и аппаратуры РК должна лежать в интервале 0,95…0,99 [3]. Перспективный ИРЭК должен иметь в своем составе устройства, показанные на схеме (рис. 7.6), при этом можно гарантировать максимальную информативность ИРЭК о системе ПВО и наиболее эффективное помеховое воздействие на АСП на основе аппаратуры первого и третьего каналов ИРЭК соответственно. Наиболее эффективную защиту ЛА обеспечивает максимальный состав ИРЭК (рисунок 7.7) [3]. Информационная составляющая ИРЭК Управляющая составляющая ИРЭК Исполнительная составляющая ИРЭК АПО Средства ОЭП Отстреливаемые в ППС и буксируемые ловушки АФПр ДПЛА САП с СШП сигналами АПНП Рис. 7.6. Минимальный состав ИРЭК для защиты самолета ДА Базовый ИРЭК для самолетов ДА (рисунок 7.6), как правило, должен иметь три составные части: БКО, БРЛС и аппаратуру детального или оперативного РЭ контроля (РК). В этом случае выражение (7.1) принимает вид РИРЭК 0 РБКО 1 РБРЛС 2 РРК , (7.2) Рис. 7.7. Максимальный состав ИРЭК для защиты самолета ДА 462 463 Глава 7. Авиационные РЭК На рис. 7.7 обозначено: АПО – алгоритмическое и программное обеспечение для реализации методов коллективной и групповой защиты в части применения разностно-дальномерных способов мгновенного местоопределения АСП; АФПр – аппаратура формирования ЭМИ для функционального поражения (блокировки срабатывания) РЭС управления оружием (УО) АСП; АПНП – аппаратура постановки негативных помех. ИРЭК (рис. 7.7) включает: буксируемые или отстреливаемые в ППС ловушки для перенацеливания на них ракет; ДПЛАпостановщики помех для преодоления системы ПВО; ОЭС для разведки АСП и подавления оптических ГСН ракет; САП со сверхширокополосными (СШП) сигналами; возможность реализации коллективного и группового методов защиты ЛА. На рисунке 7.8 представлен минимально необходимый базовый состав перспективного ИРЭК самолета ДА (СДО РТК – системы детального и общего РТК; МАВР – межаппаратурная временная регламентация; АПП – автомат помеховый пиротехнический) [3]. Введение в состав ИРЭК стратегических самолетов ДПЛА– постановщиков помех позволяет преодолеть систему ПВО без предварительного использования ударной авиации: сначала запускаются ДПЛА–постановщики помех для активизации системы ПВО и создания многоточечных помех, затем с самолетов «второй волны» атакуются цели без захода в зону ПВО [3]. В таблице 7.1 приведены ТТХ аппаратуры РТК перспективного ИРЭК. В таблице 7.2 приведены ТТХ цифрового твердотельного локатора (ЦТЛ) перспективного ИРЭК [3]. Комплексирование информации, полученной от аппаратуры РТК и теплопеленгатора, с информацией от БРЛС позволяет с высокой точностью определять местоположение атакующих средств перехвата и обеспечивать их сопровождение, а также определять число ИИ в групповых целях для организации эффективной защиты ВС. Оценка эффективности перспективного ИРЭК с учетом концептуальных алгоритмов его работы показала, что перспективный комплекс отражает в 2 раза большее число атак при одинаковом запасе расходуемых средств по сравнению с существующими КРЭП. При этом вероятность непоражения самолета ДА в одной атаке повышается до 1,5 раз. 464 Глава 7. Авиационные РЭК Рис. 7.8. Минимально необходимый базовый состав перспективного ИРЭК самолета ДА Таблица 7.1 – ТТХ аппаратуры РТК перспективного ИРЭК КНД антенн в секторах ППС 90О и 60О при 30 см Приемный потенциал, дБ/Вт Динамический диапазон, дБ Точность пеленгации (СКО) за 1…2 импульса, град Точность измерения несущей частоты, МГц Точность измерения амплитуды сигнала, дБ Диапазон измерения длительности импульсов, мкс Диапазон измерения периода повторения импульсов, мкс 465 10…100 95…150 50…70 1,0…3,0 1…10 0,5…1,0 0,1…200 2…10 Глава 7. Авиационные РЭК Глава 7. Авиационные РЭК Разрешающая способность по несущей частоте, МГц Число одновременно контролируемых ИИ при вероятности распознавания 0,9 Точность измерения координат (СКО) при D 400 , км Масса аппаратуры, кг 3…6 256…512 10 60…200 Таблица 7.2 – ТТХ цифрового твердотельного локатора Длина волны, мм Нестабильность несущей частоты / время Импульсная мощность, МВт Чувствительность приемника, дБ/Вт 6 Сложный КНИ ФМ с большой базой ( 10 ) и Мпоследовательностью Дальность действия, км (разрешение по дальности, м) Глубина цифровой обработки, % (надежность, час/отказ) Увеличение импульсной мощности за счет оптимальной обработки, дБ Потребляемая мощность, Вт Масса, кг (объем, дм3) 8,6…20 10 за 150 мкс 10…500 –174 М 220 1 8 5…100 ( 2 ) 100 ( 104 ) 60 150 20 (20) Дальнейшее повышение вероятности непоражения самолета ДА в одной атаке до 1,7 раза по сравнению с существующими КРЭП возможно при переходе на многопозиционные комплексы (МП ИРЭК), размещаемые на группе защищаемых самолетов, при реализации режима мерцания (мерцающей помехи). Структурная схема интегрального АРЭК самолета F-22 приведена на рисунке 7.9 (АО ДО – автомат отстрела дипольных отражателей; ИСНС – инерциально-спутниковая навигационная система; СУО – система управления оружием; ИСУК БО – интегрированная система управления и контроля бортового оборудования; СРКЭ – система распределения и контроля электропитания; РСАУ ССУ – резервированная система автоматического управления самолетом и силовой установкой; УПНСК – устройство подключения наземных средств контроля; ИУ СУ – исполнительные устройства СУ [6]. Структурная схема АРЭК интегрального типа самолета F-35 показана на рисунке 7.10. 466 Рис. 7.9. Структурная схема АРЭК самолета F-22 467 Глава 7. Авиационные РЭК Глава 7. Авиационные РЭК На рис. 7.10 обозначено: МФК ИРЧС – многофункциональный комплекс интегрированных радиочастотных (РЧ) систем (MIRFS – Multi-Functional Integrated RF Systems); РАС ИРЧИ – распределенная антенная система интегрированных РЧ измерителей (SA/IRFS – Shaped Apertures Integrated RF Sensing); ИССНО – интегрированная система связи, навигации и опознавания; ИСУ БСОН – интегрированная СУ бортовыми системами общего назначения [3]. В авиационном РЭК самолета F-35 используется система речевого управления (голосом) ограниченного действия, в состав которой входят два основных элемента: система распознавания речи и система формирования речевых команд. С помощью речевых команд можно, например, переключать режимы работы системы радиосвязи, МФИ, МФ РЛС. 7.4. Направления развития авиационных РЭК Рис. 7.10. Структурная схема АРЭК самолета F-35 Внедрение новых технологий, материалов и элементной базы в образцы авиационной продукции направлено на изменение техникоэкономических показателей БРЭО с целью придания бортовым системам новых качеств или с целью совершенствования количественных показателей существующей аппаратуры. Развитие авиационных РЭК непосредственно связано с практической реализацией при их разработке перспективных концепций и технологий. Примером может служить разрабатываемая для перспективных истребителей комплексная СУ обзорно-прицельной системой (ОПС), АСП, средствами РЭБ и ЛА, которая позволит добиваться соотношения потерь в воздушном бою 1:10 при численном превосходстве противника 4:1. В целях повышения эффективности решения задач уничтожения воздушных и поражения наземных и надводных целей при разработке АРЭК ставятся задачи: снизить уровень нагрузки летчика; улучшить возможности по одновременному сопровождению нескольких целей и уменьшить период обновления данных о целях; снизить влияние на эффективность РЭК потери информации от любого датчика (БУ, БС, БКС); 468 469 Глава 7. Авиационные РЭК Глава 7. Авиационные РЭК улучшить опознавание целей [3]. В перспективных АРЭК интеграция будет выполняться на уровне стандартных модулей с использованием концепции интегрального высокочастотного датчика, а в более отдаленной перспективе – на уровне конформных антенн (конформных антенных решеток) и конформных модулей в соответствии с концепцией умной обшивки. Сущность концепции интегрального высокочастотного датчика состоит в следующем. На ВС военной авиации используется много ВЧ РЭ устройств и систем (обобщенно называемых ВЧдатчиками), которые обычно разрабатываются по отдельности, а затем комплексируются в составе АРЭК. В рамках программы «Pave Pace» (полностью интегрированная архитектура авионики с функциональным распределением ресурсов) было показано, что стоимость и масса систем бортовой авионики уменьшаются вдвое, а надежность возрастает втрое, если эти системы разрабатываются не по отдельности, а в составе комплекса унифицированных датчиков. При этом они строятся на основе стандартных электронных модулей, совместного использования ресурсов по обработке сигналов и данных, выполнения реконфигурации в случае появления отказов, боевых повреждений и действий помех. До 2030 года в США рассчитывают завершить программу «Skyborg», целью которой является создание боевых ЛА, управляемых искусственным интеллектом (ИИ). Основная особенность программы «Skyborg» заключается в наделении нового БПЛА полноценным ИИ, который поможет БПЛА решать на поле боя самые разные задачи, адаптируясь под динамично изменяющиеся условия боевой обстановки [48]. На данном этапе над программой «Skyborg» работают 4 крупных американских компании. Контракты между ВВС США и компаниями «Boeing», «General Atomics Aeronautical Systems», «Kratos Unmanned Aerial Systems» и «Northrop Grumman Systems» были заключены в июле 2020 года, контракт каждой из компаний оценивается в 400 млн дол. В нашей стране думают о необходимости взаимодействия пилотируемых самолетов и БПЛА. Вероятно, что первым такие возможности может получить активно разрабатываемый тяжелый ударный БПЛА «Охотник», который сможет действовать с истребителями пя- того поколения Су-57. Первый полет ДПЛА С-70 «Охотник» с отработкой взаимодействия с самолетом-лидером Су-57 состоялся в конце сентября 2019 года. В рамках концепции «беспилотного ведомого» на форуме «Армия-2020» в августе 2020 года был анонсирован проект создания скоростного ударного БПЛА «Гром» [48]. Построение интегрального ВЧ-датчика основано на принципах интегральной модульной авионики (IMA), сформулированных в процессе выполнения программы «Pave Pace», а также по результатам исследований в рамках программ ISS (Integrated Sensor Systems – комплекс интегральных датчиков) и MIRFS (Multiple Integrated RF Sensors – разнообразные интегральные ВЧ-датчики). Программы ISS и MIRFS были направлены на создание комплекса авионики самолета пятого поколения F-35 в соответствии с программой ISF (CША) [6]. Необходимо отметить, что техническую основу проектирования изделий структур IMA составляют: бортовая информационная сеть сбора и распределения в реальном масштабе времени поступающей от различных датчиков информации об окружающей ЛА обстановке, а также информации для устройств, представляющих собой аналоговые и цифровые средства измерения, средства анализа и преобразования данных; семейство унифицированных цифровых вычислительных модулей обработки и передачи данных, образующих в совокупности мультипроцессорный суперкомпьютер, конструктивно оформленный в виде стандартного крейта; математическое, алгоритмическое и программное обеспечение, включающее операционные системы реального времени, осуществляющее функции планирования и диспетчеризации вычислений и распределения вычислительных ресурсов. По частотному признаку бортовые РЭ устройства и системы могут быть разделены на 6 групп, каждая из которых включает в себя до 10 и более устройств и систем: 1) широкополосные системы РЭБ (2…18 ГГц с возможностью расширения до 35 и 94 ГГц); 2) РЛС с относительно узкой шириной спектра (диапазоны 5,2…10,9 ГГц и 12,4…18 ГГц); 470 471 Глава 7. Авиационные РЭК Глава 7. Авиационные РЭК 3) линии передачи данных для УР класса «воздух-воздух» диапазонов 0,5…1,0 ГГц, 5,2…10,9 ГГц и 12,4…18 ГГц; 4) радиовысотомеры (несущая частота около 4 ГГц); 5) системы диапазона 0,39…0,53 ГГц: СО «свой-чужой» IFF, объединенная система распределения тактической информации JTIDS, СРНС GPS, ГЛОНАСС, BeiDou, Галилео; 6) средства связи и навигации метрового (30…300 МГц) и дециметрового (300…3000 МГц) диапазонов [6]. Дальнейшее повышение уровня и степени интеграции в АРЭК связано с внедрением в бортовую авионику концепции умной обшивки. При ее реализации распределенная антенная система будет представлять собой конформную АР, элементы которой встроены в обшивку ЛА вместе с конформными электронными модулями. В конструкции обшивки ЛА будут использованы так называемые «умные» материалы. Создание таких материалов базируется на использовании волоконно-оптических датчиков и сплавов с памятью исходной формы, сопрягаемых с микропроцессором (МП). Данные датчиков передаются на встроенный МП или внешний процессор, после анализа и обработки данных МП выдает электрический сигнал в сплав с памятью исходной формы. В результате происходит нагрев волокон, который изменяет форму с целью компенсации расширения или сжатия материала. В основе построения АРЭК ЛА нового поколения лежит переход от применения в комплексах БВС с детерминированной магистрально-модульной федеративно-централизованной структурой к БВС, реализованных в виде открытой масштабируемой интегрированной вычислительной среды (ИВС) с сетевой архитектурой. Основными особенностями распределенных БВС являются: рассредоточенное размещение аппаратных средств; разделение общей функции обработки информации и управления на ряд частных функций, реализация которых возлагается на отдельные БЦВМ (МП), размещаемые в узлах вычислительной сети. Информационную основу перспективных АРЭК интегрального типа при решении задач уничтожения ВЦ и НЦ по-прежнему будут составлять МФРЛС с ФАР и АФАР. Однако достигнутый в настоящее время прогресс в области средств РТР и РЭП ограничивает рост эф- фективности бортовых МФРЛС. Поэтому перспективны интегрированные ОПС, в которых наряду с МФРЛС широко используются оптико-электронные, лазерные и телевизионные системы. В составе РЭК навигации, прицеливания и управления (рис. 7.5) на смену платформенным ИНС приходят бесплатформенные инерциальные навигационные системы (БИНС) на основе кольцевых лазерных гироскопов и высокопроизводительных БЦВМ (МП). БИНС имеют следующие достоинства: большой диапазон измеряемых угловых скоростей, выдача измеряемых параметров в цифровой форме, нечувствительность к ускорениям и перегрузкам, высокая надежность, большой срок службы, малые потребляемая мощность и время готовности [6]. Современные тенденции развития систем индикации, отображения информации и операционного поля кабины ЛА предусматривают освобождение экипажа (летчика) от элементарных операций и действий с сохранением за ним функций по принятию решений высокого уровня приоритетности по предстоящей боевой операции и управлению АРЭК в целом. Для достижения указанных целей предполагается: использование средств ИИ для логического объединения и отбора необходимой летчику (экипажу) в данный момент информации; предоставление летчику (экипажу) вместо изображения, получаемого непосредственно с помощью РЛС, ИК, телевизионных и др. систем, «синтетического» изображения, генерируемого с помощью БЦВМ и содержащего все необходимые данные и сведения для выполнения боевого задания; передача решения некоторых второстепенных задач, возникающих в ходе полета, полностью средствам ИИ; внедрение речевых систем управления и предупреждения; использование системы прицеливания, основанной на фиксации взгляда летчика на цели [6]. В авиационных РЭК самолетов и вертолетов нового поколения создается интегрированная многодатчиковая среда без физического разделения на отдельные функциональные системы. В общем случае она включает в себя следующие информационно-управляющие ком- 472 473 Глава 7. Авиационные РЭК плексы: радиолокационный, РТР, оптико-электронный прицельнонавигационный, связи и обмена данными, индикаторноинформационный, РЭП и ОЭП, контроля и диагностирования технических средств АРЭК и др. К характерным особенностям АРЭК с открытой масштабируемой расширяемой архитектурой относятся следующие: высокая степень интеграции датчиков информации, имеющих общие антенные раскрывы и предварительные процессоры; применение БУ, БС и БКС с общими интерфейсами для обеспечения быстрого автоматического управления и возможности стандартного подключения устройств и систем; использование предварительных МП, способных вырабатывать решения по нечетким критериям на основе малодостоверных данных; реализация с помощью многопроцессорной БВС таких возможностей, как одновременное решение нескольких задач, распределение задач предварительной обработки сигналов и объединение данных в процессорах, гибкое распределение ресурсов в целях проведения реконфигурации РЭК на информационном, функциональном, программном и аппаратном уровне. Примером перспективных АРЭК с открытой масштабируемой расширяемой архитектурой могут служить БК, разрабатываемые для самолетов и вертолетов нового поколения в соответствии с программами «Pave Pillar» (базовая архитектурная система авионики для боевых самолетов) и «Pave Pace» (полностью интегрированная архитектура авионики с функциональным распределением ресурсов). В АРЭК с открытой масштабируемой расширяемой архитектурой распределение общесистемных функций осуществляется не на уровне боевых задач, а на уровне задач управления верхнего уровня иерархии, что привело к существенным изменениям архитектуры АРЭК (рисунок 7.11), в составе которого можно выделить три системы: 1) управления выполнением боевых задач (БЗ); 2) управления бортовыми датчиками информации (БДИ); 3) управления ЛА [6]. 474 Глава 7. Авиационные РЭК Рис. 7.11. АРЭК с открытой масштабируемой расширяемой архитектурой 475 Глава 7. Авиационные РЭК Глава 7. Авиационные РЭК На СУ выполнением БЗ возложено решение следующих задач: навигации (включая задачу следования рельефу местности и облета препятствий); поиска, обнаружения, захвата, сопровождения, определения координат и параметров движения целей; опознавания целей; формирования ЦУ и управления АСП; управления средствами РЭБ; отображения информации и управления в кабине ЛА; контроля и диагностирования технических средств комплекса. Система управления БДИ осуществляет обработку сигналов, выделение из сигналов полезной информации, распределение этой информации между системами РЭК, а также ведение засекреченного обмена данными, открытой и закрытой радиосвязи. В состав СУ БДИ входят: информационная система, включающая в свой состав датчики информации (ДИ) с преобразователями информации; набор стандартных процессоров обработки сигналов; сеть распределения датчиков сигналов; сеть обмена данными с другими системами РЭК; сеть распределения видеосигналов. Управление распределением функций между процессорами, работой сети распределения сигналов датчиков, перераспределением вычислительных ресурсов осуществляется по командам процессора данных СУ выполнением БЗ. Система управления ЛА выполняет функции управления самолетом и силовой установкой (двигателями). В целях обеспечения живучести она физически изолирована от остальных частей комплекса и имеет четырехкратное резервирование. В состав СУ ЛА входят: процессоры обработки данных; магистральные шины (МШ) СУ ЛА; интерфейсы с органами управления и индикации, с пилотажно-навигационными приборами и рулевыми приводами, с системой электропитания; СУ полета; блок АЦП и ПАЦ; система электропитания. Информационный обмен между рассмотренными системами управления РЭК осуществляется с помощью МШ видеоданных, МШ СУ выполнением БЗ и МШ СУ ЛА (рис. 7.11). Ниже приведен перечень требований к бортовой РЛС, исходя из интересов РЭ информационно-управляющей системы (ИУС). 1. Увеличение зоны информационного покрытия: – увеличение дальности действия БРЛС; – увеличение сектора обзора по углу места; – использование пассивных режимов работы по ИРИ. 2. Уменьшение времени обзора зоны ответственности: – программируемый обзор; – многодиапазонная БРЛС с поочередным обзором. 3. Информационное обеспечение новых методов наведения: – увеличение количества оцениваемых координат за счет высоких производных дальности и углов; – уменьшение времени передачи команд радиокоррекции; – интеграция РЛС с ОЭС и РЛС с РТР. 4. Устранение несоответствия динамических свойств цели и систем сопровождения. 5. Обеспечение групповых действий вплоть до эффекта «роя». 6. Обеспечение обнаружения и сопровождения большого количества воздушных и наземных целей. 7. Одновременное повышение живучести, информативности и динамичности: – использование траекторного управления; – использование многопозиционных РЛС; – интеграция РЛС в комплекс бортового оборудования. 8. Радиоэлектронная защита: – увеличение скрытности (использование пассивных режимов); – активная помехозащита; – защита от СВЧ-оружия функционального поражения. 9. Создание сферической зоны защиты от ракет: – режим электромагнитного оружия; – использование конформных ФАР по обшивке самолета. Рассмотренные принципы построения, перспективные концепции, основные положения таких базовых программ, как «Pave Pillar», «Pave Pace», СPS, ICNIA и других, нашли практическое применение в авиационных РЭК самолетов 5-го поколения F-22 Raptor и F-35 Lightning II (США), Chengdu J-20 и Shenyang J-31 (Китай), X-2 Shinshin (ATD-X) (Япония), Су-57 (Т-50) и других перспективных ВС [1, 3]. Анализ основных направлений развития БРЭО за рубежом позволяет сделать следующие выводы. Развитие БРЭО идет по пути отказа от применения автономных систем и перехода к интегрированным системам. Разработаны принципы построения комплексов БРЭО на уровне подсистем (архитектура 476 477 Глава 7. Авиационные РЭК Глава 7. Авиационные РЭК Pave Pillar) и комплексов БРЭО с полной интеграцией функций БРЭО (архитектура А3). Основой создания интегрированных комплексов БРЭО являются вычислительные комплексы с быстродействием до миллиардов операций в секунду, функциональные модули, собранные на основе цифровых интегральных схем и аналоговых ВЧ интегральных схем, широкополосные волоконно-оптические информационные шины с быстродействием обмена более 50 Мбит/с и многофункциональные АФАР конформного типа. Переход к интегрированным комплексам БРЭО повышает надежность, снижает массу, габаритные размеры и энергопотребление, а также ЭПР объекта за счет уменьшения в нем количества антенн и применения конформных АФАР, позволяющих также увеличить энергетический потенциал систем РЭП. Самолетам и вертолетам, уже стоящим на вооружении, рекомендуется модернизация через частичную интеграцию БРЭС, например, интеграцию средств РЭБ, интеграцию систем связи, навигации и опознавания, интеграцию РЛС и средств РЭП и т.д. [3]. Среди первоочередных направлений развития технологии синтеза АРЭК можно выделить: 1) совершенствование механизма оптимизации распределения массогабаритного ресурса между интегрированными системами в составе АРЭК с учетом компоновки аппаратуры на ЛА и пересечения пространственных секторов независимого синтеза; 2) совершенствование механизма оптимизации распределения стоимостного и энергетического ресурса между интегрированными системами в составе АРЭК с учетом компоновки аппаратуры на ЛА; 3) совершенствование технологии уточнения результатов синтеза элементов АРЭК, обслуживающих разные пространственные секторы [3]. Согласно основным положениям, сформулированным в программах создания интегрированной модульной авионики, авиационные РЭК самолетов 5-го поколения должны иметь: единую для всех РЭС (БРЛС, средств связи, опознавания, навигации, РЭБ) широкодиапазонную распределенную антенную систему; интегрированную многоспектральную апертуру для оптикоэлектронных систем; интегрированную систему обработки сигналов и данных; многофункциональную систему индикации, отображения информации, управления режимами работы АРЭК и контроля. Авиационные РЭК самолетов 5-го поколения в дополнение к традиционным для многофункциональных ЛА функциональным возможностям должны обеспечивать: полную ситуационную осведомленность летчику (экипажу), т.е. своевременно предоставлять ему полную и достоверную информацию о тактической, РЭ, навигационной обстановках и техническом состоянии бортовых систем; автоматическое управление режимами излучения БРЭС с целью обеспечения малой заметности самолета; оказание помощи в принятии решения о поражении или обходе наиболее опасных целей; автоматическое обнаружение и подавление РЭС противника; автоматическое ранжирование целей в соответствии с принятыми приоритетами и ряд других функций. Выполнение вышеуказанных требований в авиационных РЭК самолетов F-22, F-35 и Су-57 будет осуществляться в объемах, которые установлены для соответствующих этапов внедрения технологий и версий программного обеспечения. Каждое новое поколение авиационной техники отличается от предыдущих прежде всего тем, что в программах его создания используются все новейшие достижения науки, техники и технологий. При разработке высокоинтегрированных авиационных РЭК упор должен делаться на реализацию [3]: интегрированной сети сбора и распределения информации об окружающей обстановке в реальном времени от различных датчиков переднего и заднего обзора, а также для исполнительных устройств, представляющих собой интегрированные аналоговые и цифровые средства измерения, анализа и преобразования данных; 478 479 Глава 7. Авиационные РЭК семейства унифицированных неоднородных цифровых модулей обработки и передачи данных, образующих мультиплексорный суперкомпьютер; унифицированной бортовой сети внутриобъектового обмена, организуемой как открытая система; передовых технологий в части разработки и создания первичных и вторичных источников питания и средств охлаждения модулей; конструктивных решений по сопряжению с оружием; использования передовых технологий поддержки разработки программного обеспечения и технического обслуживания. Ключевым моментом архитектуры авионики является применение высокоинтегрированной открытой масштабируемой вычислительной среды обработки информации, реализуемой с использованием концепций открытой архитектуры на основе высокопроизводительных бортовых мультипроцессоров с динамически изменяемыми функционально-структурными характеристиками и унифицированными технологиями передачи данных на внутрисистемном и внутриобъектовом уровнях, имеющих сетевую организацию. Унифицированные соединения в составе авионики должны обеспечить высокую скорость передачи информации, малые временные задержки передаваемых сообщений, а также новую парадигму передачи информации с использованием связной коммутационной архитектуры. Система информационного обмена должна быть масштабируемой, поддерживать различные конфигурации и варианты реализации физической среды передачи информации на большие расстояния, обеспечивать вычисления в режиме реального времени и приемлемую стоимость будущих серийных изделий. Контрольные вопросы 1. Для чего предназначены АРЭК? 2. На какие группы можно разделить совокупность задач, решаемых АРЭК современных ЛА военной авиации? 480 Глава 7. Авиационные РЭК 3. Что составляет основу современной бортовой вычислительной системы (БВС)? 4. Назовите группы задач, решаемые БВС и авиационными РЭК в целом. 5. На какие основные классы можно разделить АРЭК по характеру решаемых комплексом задач? 6. Поясните классификацию АРЭК по тактическому назначению ЛА, на которых они установлены. 7. Охарактеризуйте два основных направления интеграции бортового оборудования ВС. 8. Перечислите основные виды резервирования, используемые в АРЭК. 9. Поясните уровни иерархии, выделяемые при рассмотрении принципов построения и особенностей технической реализации современных и перспективных АРЭК. 10. Поясните принципы комплексирования АРЭК. 11. Что понимают под АРЭК интегрального типа? 12. Какие бортовые комплексы входят в состав АРЭК интегрального типа? 13. Приведите выражение для определения целевой функции для синтеза состава ИРЭК и выбора технических параметров его устройств. 14. Какие системы можно выделить в АРЭК с открытой масштабируемой расширяемой архитектурой? 15. Какие задачи ставятся при разработке АРЭК в целях повышения эффективности уничтожения воздушных и поражения наземных и надводных целей? 16. Что составляет техническую основу проектирования изделий структур IMA? 17. Перечислите перечень требований к бортовой РЛС, исходя из интересов РЭ информационно-управляющей системы. 18. Перечислите первоочередные направления развития технологии синтеза АРЭК. 19. Что должны иметь авиационные РЭК самолетов 5-го поколения? 481 Список литературы СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ 1. Криворучко А.Ю. Путь в новое десятилетие // Радиоэлектронные технологии. – 2020. – № 1. – С. 8–11. 2. Леньшин А.В., Тихомиров Н.М., Попов С.А. Бортовые радиоэлектронные системы: учебное пособие / Под ред. А.В. Леньшина. – Воронеж: ИПЦ «Научная книга», 2015. – 309 с. 3. Леньшин А.В., Тихомиров Н.М., Попов С.А. Комплексы авиационного радиоэлектронного оборудования: учебное пособие. – Воронеж: ВУНЦ ВВС «ВВА», 2016. – 374 с. 4. Новичков Н.Н., Федюшко Д.И., Костин В.В., Милованова Л.Р. Российское оружие в Сирии: анализ, итоги, выводы / Под общ. ред. и с предисловием В.Н. Половинкина. – М.: ООО «Статус», 2018. – 336 с. 5. Казанин М.В. Сирийский конфликт: оценки китайских специалистов. – М.: Ин-т Ближнего Востока, 2017. – 276 с. 6. Ярлыков М.С., Богачев А.С., Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Радиоэлектронные комплексы навигации, прицеливания и управления вооружением летательных аппаратов. Т. 1. Теоретические основы / Под ред. М.С. Ярлыкова. – М.: Радиотехника, 2012. – 504 с. 7. Баскаков С.И. Радиотехнические цепи и сигналы: учебник для вузов по спец. «Радиотехника». – М.: Высшая школа, 2000. – 462 с. 8. Антенны, СВЧ-устройства и их технологии: учеб. пособие / Ю.Б. Нечаев, В.И. Николаев и др.; под общ. ред. Ю.Б. Нечаева, В.И. Николаева. – Воронеж: ОАО «Концерн «Созвездие», 2007. – 629 с. 9. Перунов Ю.М., Мацукевич В.В., Васильев А.А. Зарубежные радиоэлектронные средства / Под ред. Ю.М. Перунова. В 4-х книгах. Кн. 3: Антенны. – М.: Радиотехника, 2010. – 304 с. 10. Формирование колебаний и сигналов: учебник для вузов / В.М. Богачев и др.; под ред. В.Н. Кулешова и Н.Н. Удалова. – М.: Издательство Юрайт, 2019. – 391 с. 11. Радиопередающие устройства: учебник для вузов / В.В. Шахгильдян, В.Б. Козырев, С.И. Дингес и др.; Под ред. Р.Ю. Иванюшкина. – М.: Горячая линия–Телеком, 2019. – 1200 с. 12. Романов С.К., Тихомиров Н.М., Леньшин А.В. Системы импульсно-фазовой автоподстройки в устройствах синтеза и стабилиза482 ции частоты. – М.: Радио и связь, 2010. – 328 с. 13. Радиоприемные устройства: учебник для вузов / Н.Н. Фомин, Н.Н. Буга, О.В. Головин и др.; Под ред. Н.Н. Фомина. – 3-е изд., стереотип. – М.: Горячая линия–Телеком, 2007. – 520 с. 14. Рембовский А.М., Ашихмин А.В., Козьмин В.А. Радиомониторинг: задачи, методы, средства / Под ред. А.М. Рембовского. 4-е изд., испр. – М.: Горячая линия–Телеком, 2015. – 640 с. 15. Колосовский Е.А. Устройства приема и обработки сигналов: учебное пособие для вузов. – 2-е изд. – М.: Горячая линия–Телеком, 2015. – 456 с. 16. Егоров Н., Кочемасов В. Мгновенное измерение частоты: методы и средства // Электроника: наука, технологии, бизнес. – 2017. – № 5. – С. 136–141. 17. Скрыпник О.Н. Радионавигационные системы воздушных судов: учебник. – М.: ИНФРА-М, 2018. – 352 с. 18. Леньшин А.В. Бортовые системы и комплексы радиоэлектронного подавления. – Воронеж: «Научная книга», 2014. – 590 с. 19. Сырямкин В.И., Шидловский В.С. Корреляционноэкстремальные радионавигационные системы. – Томск: Изд-во Томского ун-та, 2010. – 316 с. 20. Бакулев П.А., Сосновский А.А. Радионавигационные системы. Учебник для вузов. Изд. 2-е, испр. и доп. – М.: Радиотехника, 2011. – 272 с. 21. Беккиев А.Ю., Борисов В.И. Базовые принципы создания помехозащищенных систем радиосвязи // Теория и техника радиосвязи. – 2014. – № 1. – С. 5–19. 22. Авиационные системы и комплексы радиосвязи: учебник для слушателей и курсантов вузов ВВС / Тихонов В.И. и др. Под ред. В.И. Тихонова. – М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского. 2007. – 784 с. 23. Борисов В.И., Зинчук В.М., Лимарев А.Е., Шестопалов В.И. Помехозащищенность систем радиосвязи с расширением спектра прямой модуляцией псевдослучайной последовательности / Под ред. В.И. Борисова. Изд. 2-е, перераб. – М.: РадиоСофт, 2011. – 550 с. 24. Комплекс средств связи С-107-1 для многофункционального истребителя Су-35С. – URL: https://docviewer.yandex.ru/view/73289640. 483 Список литературы Список литературы 25. Комплекс средств связи С-108 для самолета Су-35. – URL: http://bastion-karpenko.ru/s-108-for-su-35. 26. Комплекс средств связи С-112 (С-111). – URL: http://bastionkarpenko.ru/communications-suite-s-112. 27. Аганесов А.В. Модель сети воздушной радиосвязи на основе протокола случайного множественного доступа CSMA/CA // Системы управления, связи и безопасности. – 2015. – № 1. – С. 67–97. 28. Белоусов Е.Л., Брянцев В.Ф., Войткевич К.Л., Кейстович А.В., Сайфетдинов Х.И. Перспективное бортовое оборудование сети авиационной радиосвязи // Труды Нижегородского государственного технического университета им. Р.Е. Алексеева. – 2012. – № 3 (96). – С. 11–18. 29. Цифровые системы передачи: учеб. пособие для вузов / В.В. Крухмалев, В.Н. Гордиенко, А.Д. Моченов; под ред. А.Д. Моченова. – 2-е изд., перераб. и доп. – М.: Горячая линия–Телеком, 2012. – 376 с. 30. Куприянов А.О. Глобальные навигационные спутниковые системы: учебное пособие. – М.: МИИГАиК, 2017. – 76 с. 31. Прикладной потребительский центр и система информационного обеспечения. – URL: http://ppcmnic.ru/gnss/ 32. Информационно-аналитический центр координатновременного и навигационного обеспечения. Прикладной потребительский центр ГЛОНАСС. – URL: https://www.glonass-iac.ru 33. ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования / Под ред. А.И. Перова, В.Н. Харисова. Изд. 4-е, перераб. и доп. – М.: Радиотехника, 2010. – 800 с. 34. Тяпкин В.Н., Гарин Е.Н. Методы определения навигационных параметров подвижных средств с использованием спутниковой радионавигационной системы ГЛОНАСС: монография. – Красноярск: Сиб. федер. ун-т, 2012. – 260 с. 35. Радиолокация для всех / В.С. Верба, К.Ю. Гаврилов, А.Р. Ильчук, Б.Г. Татарский, А.А. Филатов; под ред. В.С. Вербы. – М.: Техносфера, 2020. – 504 с. 36. Авиационные радиолокационные комплексы и системы / Под ред. П.И. Дудника. – М.: Изд. ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 2006. – 1112 с. 37. Помехозащита радиоэлектронных систем управления летательными аппаратами и оружием. Монография / Под ред. В.Н. Лепина. – М.: Радиотехника, 2017. – 416 с. 38. Многофункциональные радиоэлектронные комплексы истребителей: учеб. пособие для вузов / [В.Н. Антипов и др.] / Под ред. В.Н. Лепина. – М.: Радиотехника, 2014. – 296 с. 39. Радиоэлектронные системы. Основы построения и теория. Справочник. Изд. 2-е, перераб. и доп. / Под ред. Я.Д. Ширмана. – М.: Радиотехника, 2007. – 512 с. 40. URL: https: //dfnc.ru/aviazcia/bortovye-radiolokatsionnyestantsii-rossii. 41. Нечаев Е.Е., Дерябин К.С. Современные бортовые радиолокационные станции и антенные решетки многофукнциональных авиационных комплексов военоого назначения // Научный вестник МГТУ ГА. – 2015. – № 221. – С. 90–105. 42. Шатовкин Р.Р. Моделирование системы управления вооружением истребителя в режиме радиолокационного молчания. Монография. – Воронеж: ВАИУ, 2010. – 328 с. 43. Купряшкин И.Ф., Лихачев В.П., Рязанцев Л.Б. Малогабаритные РЛС с непрерывным частотно-модулированным излучением. Монография. – М.: Радиотехника, 2020. – 280 с. 44. Леньшин А.В. Бортовые комплексы обороны самолетов и вертолетов: учебное пособие. – Воронеж: ВУНЦ ВВС «ВВА», 2018. – 312 с. 45. Леньшин А.В. Бортовые комплексы радиоэлектронной борьбы: Учебное пособие. – Воронеж: ВУНЦ ВВС «ВВА», 2016. – 508 с. 46. URL: http://pentagonus.ru/publ/aehrostatnye_sistemy_v_ vooruzhjonnykh _silakh_ssha_2012/utm_source=warfiles.ru. 47. URL: http://alternathistory.com/dirizhabli-posle-dizelpanka-kakvernut-gigantov-v-nebo. 48. URL: https://topwar.ru/175662-samolety-povedut-v-boj-robotyprogramma-skyborg.html. 484 485 Учебное издание Леньшин Андрей Валентинович Тихомиров Николай Михайлович Попов Сергей Александрович БОРТОВЫЕ РАДИОЭЛЕКТРОННЫЕ СИСТЕМЫ ОСНОВЫ ПОСТРОЕНИЯ Учебное пособие Под редакцией доктора технических наук, профессора А.В. Леньшина Подписано в печать 04.03.2021. Формат 60×84/16 Усл. печ. л. 28,25. Тираж 500 экз. Заказ 34 ООО Издательско-полиграфический центр «Научная книга» 394018, г. Воронеж, ул. Никитинская, 38, оф. 308 Тел.: +7 (473) 200-81-02, 200-81-04 http://www.n-kniga.ru E-mail: zakaz@n-kniga.ru Отпечатано в типографии ООО ИПЦ «Научная книга» 394026, г. Воронеж, Московский пр-т, 11/5 Тел.: +7 (473) 220-57-15, 296-90-83 http://www.n-kniga.ru E-mail: typ@n-kniga.ru
