542

Проектирование системы защиты радиоэлектронной системы от наводящихся на ее излучение управляемых ракетных снарядов

Курсовая

Коммуникация, связь, радиоэлектроника и цифровые приборы

Состав и принципы функционирования проектируемой системы защиты. Спроектировать систему защиты (СЗ) радиоэлектронной системы от наводящихся на ее излучение управляемых ракетных снарядов (УРС). Выбрать количество ложных целей (ЛЦ) и их размещение.

Русский

2013-01-06

105.97 KB

25 чел.

Курсовой проект

на тему:

«Проектирование системы защиты  радиоэлектронной системы от наводящихся на ее излучение управляемых ракетных снарядов»

Состав  и принципы функционирования проектируемой системы защиты.

В нашей работе мы проектируем систему защиты радиоэлектронной системы от наводящихся на ее излучение управляемых ракет.

Наша система должна работать во время боевых действий. Практика ведения современных боевых действий показывает, РЭС систем управления часто являются объектами первоочередного уничтожения. Поэтому принимаются все меры по их защите от средств радиоразведки и нападения. По этой же причине проблема защиты радиоэлектронных систем от ракет, наводящихся на радиоизлучение, является актуальной. Самые опасные - это наводящиеся на излучение ракеты с пассивными головками самонаведения.

Стремление к созданию оружия, способного обеспечить нанесение ударов по ним без входа в зону их поражения, привело к появлению в США уже s середине 50-х годов авиационных противорадиолокационных ракет (ПРР) типа «Шрайк". Возможность атаки разнообразных целей обеспечивается установкой на ракете «Шрайк" головки самонаведения с различным рабочим диапазоном. Главным преимуществом ПРР перед всеми другими средствами поражения при решении задач борьбы с РЭС является возможность их использования в любых метеоусловиях, днем и ночью.

Ракета была разработана в 60-х годах для ВВС США. Ракета создана с использованием частей ракеты класса «воздух-воздух» с радиолокационным наведением «Спарроу». Ракета «Шрайк» наводится с помощью пассивной радиолокационной системы, оснащенной 12 различными приемными устройствами для переключения на разные частоты. Как ракету, наводящуюся на излучение РЛС противника, «Шрайк» впервые использовали во Вьетнаме. Израильтяне использовали эти ракеты для атак арабских РЛС систем ПВО, а британские войска применили две ракеты «Шрайк» для атаки аргентинской РЛС дальнего обнаружения, расположенной в Порт-Стэнли на Фолклендских островах.

На ракете могут устанавливаться взаимозаменяемые боевые части трех типов (две осколочно-фугасные и одна сигнальная), имеющие одинаковые габариты и вес 66 кг. При подрыве осколочно-фугасных боевых частей образуется около 20 тыс. осколков кубической формы, обеспечивающих угол разлета около 40 град. Радиус поражения боевой части составляет около 15 м. Сигнальная боевая часть может снаряжаться белым фосфором. В момент ее срабатывания образуется белое облако, являющееся ориентиром для проведения бомбометания другими самолетами. Подрыв боевых частей производится неконтактным взрывателем над целью.

Для защиты РЛС от врагов будем использовать ложные цели. В нашей работе мы будем считать поражением попадание в антенну определенного  количества осколков – 20.

Техническое задание на проектирование

Спроектировать систему защиты (СЗ) радиоэлектронной системы от наводящихся на ее излучение управляемых ракетных снарядов (УРС).

Выбрать количество ложных целей (ЛЦ) и их размещение, параметры антенн и передатчиков ЛЦ, которые обеспечивают средний промах УРС относительно защищаемой РЭС больше, чем 0.7Rn, где Rn - радиус поражения РЭС боевой частью УРС.

Исходные данные для проектирования:

   Данные о защищаемом объекте

  1. размеры раскрыва антенны
  2. рабочая частота -
  3. средняя мощность передатчика -

Данные о средствах нападения

  1. размеры  сектора вероятных атак по азимуту φ и по углу места λ - 45˚*10˚
  2. масса ракеты -
  3. масса боевой части (БЧ) ракеты -
  4. масса взрывчатого вещества (ВВ) в боевой части ракеты -  
  5. число поражающих элементов (ПЭ) осколочно-фугасной боевой части ракеты (ОФБЧ) -
  6. максимальная дальность пуска ракеты -
  7. максимальная скорость полета ракеты -
  8. СКО наведения ракеты – .

Принципы функционирования проектируемой системы защиты.

В состав проектируемой системы защиты входит защищаемая РЭС и радиотехнические средства её защиты – активные ложные цели и средства их применения.

Данная система защиты используется при применении противником высокоточных средств воздушного нападения (СВН) с пассивными радиолокационными головками наведения (ПРГС), предназначенными для уничтожения работающих в активном режиме РЭС, т.е. противорадиолокационных ракет (ПРР).

Принцип действия таких систем защиты состоит в следующем. При излучении работающей РЭС, кроме основного лепестка ДН антенны, создается паразитное поле, вызванное излучением боковых лепестков диаграммы направленности. В дальней зоне это поле можно считать сферическим.

Самолет-носитель ПРР имеет специальный разведывательный приемник, который осуществляет поиск несущей частоты РЭС и примерное местоположение самой излучающей станции. Эти данные вводятся в головку наведения ПРР и при подлёте носителя осуществляется запуск ПРР в направлении работающей РЭС.

Головка самонаведения ПРР, получив целеуказание, начинает наводиться на излучение боковых лепестков работающей РЭС, проводя анализ волны, принимаемой антенной её пеленгатора, использующего методы моноимпульсной пеленгации. Анализ волн состоит в нахождении направления, перпендикулярной её фронту, который указывает местоположения РЭС.

Применение активных ложных целей, работающих на одной частоте с РЭС, искажает сферический характер создаваемого поля, при этом направление нормали к фронту суммарного поля уже не будет точно указывать на РЭС. Подбирая местоположение ЛЦ и их параметры можно добиться того, что точка прицеливания ракеты уйдет за границу поражения РЭС.

Порядок проектирования системы защиты.

На первом этапе проектирования проводится уточнение полученного первоначального технического задания. Оно состоит в расчете параметров необходимых для дальнейшей разработки СЗ и её моделирования. К этим параметрам относятся:

- Маневренные характеристики ракет, которые могут быть применены противником;

- Радиус поражения защищаемой РЭС средством поражения противника.

На втором этапе проектирования осуществляется моделирование процесса наведения ППР на защищаемую РЭС. Исходными данными для моделирования являются результаты 1го этапа проектирования. На основе моделирования должны быть выбраны несколько различных конфигураций систем защиты, отвечающие требованиям ТЗ.

На третьем этапе осуществляется выбор системы, оптимальной по заданному критерию качества и проводится его более детальный расчет с целью определения требований для проектирования отдельных узлов системы защиты.

Расчет радиусов  поражения атакуемой  РЭС и ЛЦ.

На основе анализа данных технического задания о применяемых противником типах ПРР можно сделать выводы о видах поражающего воздействия, оказываемого средствами наведения на защищаемый объект.

ПРР имеют два типа воздействия на РЭС:

- Поражение осколочным полем;

- Поражение взрывной волной, вызванной детонацией ВВ боевой части ракеты.

Будем считать что любое попадание ракетой в РЭС наземной службы – поражение.

В состав защищаемого объекта входит: антенна, блок радиоэлектронной аппаратуры, расположенные на пункте управления.   

В случае попадания ракетой в ложную цель, РЭС будет поражена на расстоянии меньшем Rп.

Взрывная волна, порожденная детонацией взрывчатого вещества боевой части ракеты и поражение осколочным полем, наносят основной ущерб станции, вызывая повреждения, как самой антенны, так и блока радиоэлектронной аппаратуры.

Поскольку РЭС – это сложная конструкция, то целесообразно предварительно условно разделить РЭС на отдельные конструктивные элементы и выделить элементы, наиболее уязвимые к названным выше  разрушающим воздействиям.  

Радиус поражения РЭС  осколочным полем ракеты Rп определится по формуле:

                                    RПО = (sin α)-1 [(NПЭSЦ)/(π NД)]0.5                                                                                       

где NД - количество поражающих элементов ПЭ, которое при попадании выводит из строя либо РЭС, либо жизненно важную часть РЭС;   

SЦ – площадь цели. Значение SЦ вычисляется как площадь проекции цели  (РЭС или ЛЦ) на направление,  перпендикулярное  направлению разлета ПЭ, α – угол разлета ПЭ.

Сначала найдем радиус поражения антенны  осколочным полем ракеты:

Площадь раскрыва плоской ФАР , NД =10, α=30 град.

RПО1 = (sin α)-1 [(NПЭSа)/(π NД)]0.5=39.8 м.

Теперь найдем радиус поражения блока радиоэлектронной аппаратуры осколочным полем ракеты:

Площадь блока .

RПО2 = (sin α)-1 [(NПЭSбл)/(π NД)]0.5=955.4 м.

Для расчета радиуса поражения РЭС фугасным действием необходимо оценить коэффициент разрушаемости антенной системы к воздействию ударной волны. Примем значение коэффициента разрушаемости Кр1=1 для антенны и Кр1=1 для блока радиоэлектронной аппаратуры.

Тогда радиуса поражения антенны фугасным действием:

    

Радиуса поражения блока фугасным действием:

В качестве основного значения радиуса поражения выбирается наибольший из полученных значений, т.е. RПРЭС=RПО2=955.4 м.

         Радиус поражения  ЛЦ RПлц определяется аналогично. ЛЦ является носимой и имеет соответствующие габариты. Площадь ЛЦ ,   NД =5, α=30 град.

       Определим  радиус поражения ЛЦ  осколочным полем ракеты:

       RПО = (sin α)-1 [(NПЭSЛЦ)/(π NД)]0.5=50.47 м.

       Примем значение коэффициента разрушаемости Кр=1 для ЛЦ.

Тогда радиуса поражения ЛЦ фугасным действием:

       

       Следовательно, радиус поражения ЛЦ RПЛЦ=RПО=50.47 м.

Определение минимальной дальности пуска УРС.

Пусть в начальный момент времени сигнал излучает только РЭС и поэтому УРС точно наводится на эту РЭС, то есть вектор скорости ракеты направлен точно на РЭС. В этот момент включается ЛЦ, расположенная на перпендикуляре к направлению вектора скорости УРС в начальный момент времени и на расстоянии d метров от РЭС. Мощность излучения ЛЦ такова, что она обеспечивает полное перенацеливание УРС на ЛЦ. Система управления УРС теперь «видит» только ЛЦ и старается навести на неё УРС. При этом ракета будет двигаться к ЛЦ по дуге окружности минимального радиуса ρм. Значение минимального радиуса поворота ракеты ρм определяется ее подлетной скоростью Vп и максимально допустимым поперечным ускорением wп, которое способно развивать ракета.

Полагаем, что расстояние d между РЭС и ЛЦ больше суммы радиусов поражения РЭС и ЛЦ:

d >( RПрэс + RПлц).

Тогда  d =RПрэс + RПлц=955.4+50.47=1005.87 м.

Минимальная дальность наведения Rmin должна быть существенно больше расстояния, которое должна пролететь перенацеленная ракета, чтобы вместо РЭС поразить ЛЦ. Если при моделировании наведения ракеты на дипольную цель начальная дальность существенно больше минимальной дальности наведения, то результаты моделирования будут мало зависеть от начальных условий пуска и, в частности, данных прицеливания, что желательно при исследовании системы защиты. Значение Rmin можно вычислить по формулам:

м

Для моделирования наведения на дипольную цель надо знать подлётную скорость ракеты и аэродинамическую постоянную контура управления ракеты.

Возможны два подхода к расчёту подлётной скорости ракеты.

Подлетная скорость.

В первом, будем полагать, что движение ракеты происходит равноускорено в течении всего наведения. Тогда подлетная скорость ракеты равна ее максимальной скорости.

При это необходимо вычислить значение продольного ускорения, с которым при этом допущении движется ракета – оно должно лежать в технически обоснованных пределах.

Если S – дальность пуска, то при движении с постоянным ускорением W выполняется соотношение:

Для дальности

Для скорости

Тогда , где - время полета. м и м/с. Тогда время полёта  с и продольное ускорение  .

Во втором варианте расчета будем полагать, что ракета сначала разгоняется до максимальной скорости с продольным ускорением , а затем движется с выключенными двигателями равнозамедленно за счёт торможения в атмосфере. Время разгона можно найти, зная максимальную скорость ракеты и ее максимальное продольное ускорение

Например, при и время разгона равно , а длина участка  разгона . Длина пассивного участка полета равна Если то длина пассивного участка полёта

Подлётную скорость в этом случае надо считать по следующей приближенной мктодике. Учитывающей нелинейность решения задачи.

Подлетную скорость в этом случае надо считать по следующей методике, учитывающей нелинейность решения задачи. Надо разбить участок траектории длиной r на относительно небольшие участки, на каждом их которых будем считать движение ракеты равнозамедленным (с постоянным ускорением). Параметры движения на каждом участке можно найти по следующим формулам.

1) При движении на k-ом участке со скоростью VK возникает тормозящая аэродинамическая сила  (FАД)K= 0.5 Cx Δ VK2SМ                                                                                              

Cx ≈ 2 -  коэффициент лобового сопротивления

Δ=1 – плотность воздуха

VK – скорость ракеты на k-ом  участке

SМ=0.05 – миделево сечение ракеты, т. е. проекция ракеты на плоскость, перпендикулярную ее продольной оси.

2) Тормозящее ускорение из-за (FАД)K равно  WK =(FАД)K /m,  где m – масса ракеты.

3) Если выбрана длина LK  элементарного участка,  то справедливы формулы

LK = VK VK  + 0.5WK (TK)2          VK+1 = VK - WK TK   WK =(FАД)K /m

Где - VK скорость ракеты и продольное WK ускорение вначале k-го участка, а VK+1 и  WK+1, соответственно, в конце k-го участка,  ТK  - время полета на k-ом  участке.

Разбивая длину пассивного участка r = 10800м. на четыре участка получим, тормозящая аэродинамическая сила:

(FАД)1= 0.5 Cx Δ V12SМ =

Тормозящее ускорение из-за (FАД)K  равно  W1 =(FАД)1 /m=100 м/c.

Тогда решая квадратное уравнение, находим время полета T1 на 1-ом  участке:

L1 = V1 T1  + 0.5W1 (T1)2

Отсюда  T1=3.48 с. Тогда V2 = V1 - W1 T1=252 м/с.

Аналогично рассчитывая для 2-ого участка, получим подлетную скорость.

Получаем, тормозящая аэродинамическая сила:

(FАД)2= 0.5 Cx Δ V22SМ =

Тормозящее ускорение из-за (FАД)K  равно  W2 =(FАД)2 /m=17.64 м/c.

Тогда решая квадратное уравнение, находим время полета T2 на 2-ом  участке:

L2 = V2 T2  + 0.5W2 (T2)2

Отсюда  T2=8.3 с. Тогда  

Аналогично рассчитывая для 3-его участка, получим подлетную скорость.

Получаем, тормозящая аэродинамическая сила:

(FАД)3= 0.5 Cx Δ V32SМ =

Тормозящее ускорение из-за (FАД)K  равно  W3 =(FАД)3 /m=3.09 м/c.

Тогда решая квадратное уравнение, находим время полета T3 на 3-ем  участке:

L3 = V3 T3  + 0.5W3 (T3)2

Отсюда T3=19.8 м/с

        Тогда подлетная скорость VП = V4 = V3W3 T3=44.4 м/с.

Аэродинамическая постоянная Tv.

Аэродинамическая постоянная ракеты по определению равна:

ТV = VП /(gKП) = 0.444 с.

где  KП=10 - коэффициент продольной перегрузки.

Расчет уровня побочного излучения РЭС.

Принцип построения анализируемой системы защиты предполагается, что ЛЦ создают электромагнитное поле, мощность которого соизмерима с мощностью поля защищаемой РЭС. Очевидно, что такое поле мощно создать, если параметры передатчика и антенны  ЛЦ примерно такие же, как и у защищаемой РЭС. При этом сектор защиты будет шириной ДНА ЛЦ, равной ДНА РЭС, т.е. достаточно малым. Расширение ДНА ЛЦ для увеличения сектора защиты потребует увеличения мощности передатчика ЛЦ, что , как правило, неприемлемо, поскольку в этом случае ЛЦ оказывается по техническим параметрам и стоимости соизмеримой с защищаемой РЭС. По сути в этом случае ЛЦ дублирует РЭС.

  РЭС имеет остронаправленную следящую за перемещениями абонента антенну (т.е. антенну с узким главным лепестком ДНА) и вероятность  наведения ракеты точно по главному лепестку пренебрежимо мала.

    Антенна имеет, раскрыв d = 0.5 м, рабочую длину волны λ=с/f= 0.03 м, ее главный лепесток имеет ширину порядка .

 Вероятность попадания ракеты из верхней полусферы в главный лепесток такой ДНА равна примерно    [(λ/d)2] /π ≈ 1.15*10-3. Такой вероятностью в большинстве задач можно пренебречь. Поэтому ракета с большой вероятностью будет наводиться на неосновное излучение РЭС, излучение по боковым лепесткам ДНА РЭС.    

Значение коэффициента усиления остронаправленной антенны в области неосновного излучения плохо подается точному расчету и обычно задается так называемой гарантированной огибающей DГ(θ) уровня боковых лепестков. Эта огибающая вычисляется на основе обработки экспериментально снятых  ДНА множества остронаправленных антенн и публикуется в идее рекомендаций для расчетов. Обычно при этом ДНА условно делится на три характерных области и задается следующими зависимостями:

-1.В области главного лепестка ДНА определяется формулами из учебников. Обычно эта область имеет ширину в пределах примерно одного градуса вблизи максимума ДНА.

-2.   В области ближайших боковых лепестков вплоть до значения θГ задается гарантированная огибающая DГ(θ)  ДНА.

-3. В области дальних боковых лепестков вплоть до 1800 ДНА задается константой.  Используя закон, получим:

10lg[DГ(θ)] =29-25lg θ,  10< θ < θГ, θГ=300; Возьмем  θ=80.                        

Тогда 10lg[DГ(θ)] = -22.9 дБ                

 Уровень неосновного эквивалентного изотропного излучения ЭИИМНО по ближайшим боковым лепесткам можно найти, зная мощность передатчика и DГ(θ)      

ЭИИМНО = РПРД 100.1DГ(θ) =0.05 Вт.

Предварительный выбор параметров антенн и мощности передатчика ЛЦ.  

Окончательные параметра антенн и мощности ее передатчика определяются не только расчетами, но и по результатам имитационного моделирования всей системы защиты, на основе которого и оценивается успешность выбора параметров системы защиты и ее составных частей.  Очевидно, что мощность эквивалентного изотропного излучения ложной цели ЭИИМЛЦ должна быть не меньше, чем мощность неосновного эквивалентного изотропного излучения РЭС ЭИИМНО, т.е.  

                 [ЭИИМЛЦ = РЛЦ* GМАКС] >ЭИИМНО                                                                    

Формула  – основа для предварительного выбора (до моделирования системы защиты) мощности передатчика ЛЦ и коэффициента усиления ее антенны.

    Исходя из того, что ЛЦ является носимой, имеет не большие размеры, рабочей частоты и ширины ДНА, в качестве антенны будем использовать щелевую антенну. Размеры антенны λ/2=0.015 м. и 0.01λ=0.0003 м. Максимальное значение КНД  GМАКС =3.28.

  Ширина ДН щелевой антенны ΔφА = ±30 град. Сектор вероятных атак относительно составляет  Δφ = ±30 град, следовательно такой угловой сектор может быть защищен излучением одной ЛЦ.  

 Тогда исходя из неравенства:

 [ЭИИМЛЦ = РЛЦ* 3.28] >0.8

Получаем, мощность передатчика ЛЦ  РЛЦ =0.9 Вт., а  мощность эквивалентного изотропного излучения ложной цели ЭИИМЛЦ = 2.9 Вт.


 

А также другие работы, которые могут Вас заинтересовать

60864. Сохранение энергии. Интегрированный урок (английский язык и страноведение) в теме: «Наука и технический прогресс» 117 KB
  Развитие навыков чтения с извлечением информации и общего понимания текста Понимание аудио и видео роликов по теме эффективность энергии. Для этого предлагается просмотреть видео эпизод...
60867. Україна – наш спільний дім. Моя Батьківщина 2.3 MB
  Україна золотий чарівний край наша рідна країна. Так сподобалася Богові та місцина що Він став часто сюди навідуватися зі словами: Рушаймо у край Кажуть що з того і пішла назва нашої держави Україна.
60869. Розвиток мовлення учнів допоміжної школи. В.Г. Петрова 219 KB
  Проблема мовлення - одна з найважливіших в загальній і спеціальній психології... Мовлення слугує основним засобом спілкування людей... Мовлення - необхідна основа людського мислення, його знаряддя.