Патент НПП "Радар ММС" на БЛА РЛД с возможностью базирования на ДВКД типа "Мистраль".
Ссылка
Изобретение относится к области авиационной радиолокации. Самолет дальнего радиолокационного обнаружения корабельного базирования состоит из фюзеляжа, переднего крыла обратной стреловидности и заднего крыла нормальной стреловидности, расположенных в верхней части фюзеляжа и отклоненных вверх, двигательной установки и радиолокатора с носовой и боковыми активными фазированными антенными решетками. Фюзеляж выполнен с сужением поперечного сечения по ширине от носовой части к хвостовой. Двигательная установка выполнена в виде двигателя внутреннего сгорания с толкающим винтом (5) и размещена в хвостовой части фюзеляжа. В передней кромке переднего крыла размещена моноимпульсная приемная антенна, выходы которой вместе с выходами носовой антенны подключены к входам блока весовой обработки сигнала с учетом отношения сигнал/шум. На концах заднего крыла расположены два вертикальных киля с рулями направления. Изобретение направлено на увеличение дальности обнаружения и точности измерения азимута цели в передней полусфере. 3 ил.
Изобретение относится к области авиационной радиолокации и авиационной техники, а более конкретно к конструкции самолета, обеспечивающей лучшее размещение антенн на его борту для обеспечения дальнего радиолокационного обнаружения.
Известно устройство самолета «БД-5» с толкающим винтом, у которого винт установлен на хвосте, а двигатель внутреннего сгорания расположен в фюзеляже, позади пилотской кабины (А. Винтов. Под облака на реактивном малыше. Журнал «Техника - молодежи», №6, 1975. стр.30-31).
Известен корабельный самолет дальнего радиолокационного обнаружения корабельного базирования (ДРЛО) Е-2С «Хокай» (Военная авиация, Кн. 1,Минск, изд. «Попурри», 1999 г., стр.408). Данный самолет разработан для размещения на авианосцах. Однако на других авианесущих кораблях меньшего класса (например, десантные вертолетоносцы класса «Мистраль») он размещаться не может, так как имеет размах крыла 24.5 м, а предельный размах крыла самолета при посадке на «Мистраль» равен 15-16 метров.
Известен самолет ДРЛО с РЛС «PHALCON», который содержит 5 активных фазированных решеток (АФАР) (Военная авиация, Кн. 1,Минск, изд. «Попурри», 1999 г., стр.504). Недостатком данного самолета является то, что крыло самолета, расположенное в средней части фюзеляжа, не позволяет разместить антенну вдоль всего борта носителя. В результате, передняя боковая антенна устанавливается перед крылом, а задняя после крыла и каждая может сканировать только половину своего рабочего сектора. При приближении луча к крылу и двигателям луч искажается, и работа РЛС становится невозможной, а также фюзеляж самолета имеет круглое сечение, что не позволяет разместить в нем антенну требуемой высоты. Кроме того, используемые турбореактивные двигатели (ТРД) рассчитаны на полеты на высоких скоростях и обладают повышенным расходом топлива.
Прототипом данного изобретения является самолет ДРЛО схемы «тандем», состоящий из фюзеляжа, двигательной установки, переднего крыла обратной стреловидности и заднего крыло нормальной стреловидности, при этом оба крыла расположены в верхней части фюзеляжа и отклонены вверх на угол, превышающий ширину луча антенны по углу места, и радиолокатора с антеннами, размещенными в носовой и хвостовой частях самолета и на боковых поверхностях фюзеляжа (Патент РФ №2392191, Бюл. №17 от 20.06.2010).
В прототипе передняя кромка заднего крыла и задняя кромка переднего крыла отклонены от продольной оси фюзеляжа на угол 45-60 градусов. Достоинством такой схемы является возможность сократить размах крыла самолета, что важно при посадке на корабль, а также иметь боковую антенну большой площади. Однако, при указанной стреловидности задней кромке переднего крыла 45-60°, предотвращение изгибных и крутильных колебаний крыла потребует существенного увеличения его массы, что приведет к сокращению времени полета.
В хвостовой части фюзеляжа расположены киль на крыле, двигательная установка, состоящая из двух турбореактивных двигателей (ТРД). В прототипе использован один киль с рулем направления. Высота самолета по килю будет составлять около 7,5-8,0 м, что непригодно для корабельного размещения. Однако киль меньшей высоты не сможет обеспечить путевой устойчивости, особенно при горизонтальном полете на малых скоростях. Указанная высота киля приведет к увеличению аэродинамического сопротивления, а также к большему неблагоприятному влиянию горизонтальных воздушных порывов. К недостаткам прототипа относится также и то, что из-за необходимости формировать максимально узкий по вертикали луч, приходится увеличивать высоту антенн, т.е. высот фюзеляжа. При заданной площади сечения фюзеляжа, увеличение высоты приводит к уменьшению ширины фюзеляжа. Следовательно, уменьшается длина носовой и хвостовой антенн, что приводит к увеличению ширины луча и падению точности измерения азимута этими антеннами.
При этом необходимо отметить, что точность пеленгации хвостовой (задней) активной фазированной антенной решетки (АФАР) в 3-5 раз ниже, чем боковой, что приводит к перепутыванию траекторий целей, срывам сопровождения и т.д. В результате возникает вопрос о целесообразности использования хвостовой антенны вообще, так как:
- во время полета появление новых целей в хвостовом секторе обзора маловероятно;
- форма фюзеляжа постоянного сечения с коротким обтекателем сзади увеличивает сопротивление фюзеляжа;
- хвостовая (и передняя - носовая) АФАР имеет повышенную массу, поскольку, в отличие от боковых антенн, крепящихся на наружной поверхности фюзеляже, требует специальную установочную раму и потребуют систему охлаждения.
Сокращение времени дежурства при установке хвостового обтекателя привело к тому, что, например, на ДРЛО «Фалькон» от хвостовой антенны отказались.
Однако при удалении хвостовой антенны в круговом секторе обзора прототипа возникает мертвая зона шириной 60°, ввиду этого необходимо найти решение, при котором возможно одновременно уменьшить мертвую зону и увеличить длительность полета.
Технический результат, который может быть получен при осуществлении изобретения, заключается в увеличении продолжительности полета, улучшении обзора задней полусферы, увеличении дальности обнаружения и точности измерения азимута цели в передней полусфере, а также в уменьшении габаритов самолета для обеспечения посадки на корабль.
Поставленные цели достигаются путем:
- увеличения длительности полета - за счет уменьшения аэродинамического сопротивления фюзеляжа, получаемого путем сужения ширины сечения фюзеляжа от носовой части к хвостовой, а также, путем повышения топливной экономичности самолета, получаемой при замене двух двигателей, расположенных на заднем крыле, на один, размещаемый в хвостовой части фюзеляжа;
- улучшение обзора задней полусферы - за счет уменьшения мертвой зоны, получаемого путем отклонения боковых антенн в сторону задней полусферы, при размещении их на боковых поверхностях фюзеляжа;
- увеличение дальности обнаружения целей в передней полусфере - за счет использования дополнительной антенны, размещаемой под обтекателем вдоль передней кромки переднего крыла. Антенна закреплена на передней поверхности лонжерона крыла.
Сигналы носовой и крыльевой антенн суммируются по мощности в блоке суммарной весовой обработки с весами, равными соотношению сигнал/шум на выходах этих антенн;
- увеличение точности измерения азимута - за счет использования моноимпульсного измерения азимутов носовой и крыльевой антеннами. Усреднение полученных оценок азимутов производится в блоке суммарной весовой обработки с весами, обратно пропорциональными дисперсии этих оценок.
На фиг.1 изображен самолет прототип. На фиг.2 - предлагаемый самолет, где:
1 - носовая антенна
2 - крыльевая моноимпульсная приемная антенна
3 - боковая антенна
4 - вертикальный киль с рулем направления
5 - толкающий винт.
На фиг.3 - сечение переднего крыла самолета, где:
6 - обтекатель передней кромки крыла
7 - модуль крыльевой антенны
8 - лонжерон крыла
Функционирование предлагаемого изобретения происходит следующим образом.
Форма самолета выбирается оптимальным образом для размещения его на вертолетоносцах с длиной палубы около 200 м и шириной до 20 м.
Предлагаемая схема для самолета с передним крылом обратной стреловидности и задним крылом нормальной стреловидности, расположенных в верхней части фюзеляжа и отклоненных вверх, позволяет одновременно получать уменьшенный размах крыла и размещать боковые антенны 3 радиолокатора увеличенной площади.
Повышение топливной экономичности достигается за счет использования дизельного двигателя с толкающим винтом 5. Экономичность такого двигателя в 1.5-2 раза выше, чем экономичность TPД. Экономичность также повышается за счет снижения скорости барражирования до 250-350 км/ч. Дизельный двигатель имеет рядное или вертикальное оппозитное расположение цилиндров, что позволяет максимально уменьшить его размер по ширине и тем самым получить максимально возможное сужение фюзеляжа в хвостовой части. Толкающий винт 5 обеспечивает самолету данной аэродинамической схемы более высокие летные характеристики, по сравнению с тянущим винтом.
Два вертикальных киля 4 с рулями направления, расположенные на концах заднего крыла, обеспечивают устойчивость и управляемость на всех режимах полета, особенно взлета и посадки, что важно для самолета корабельного базирования.
Вертикальные кили 4, установленные на законцовках крыльев, уменьшают аэродинамическое сопротивление килей, значительно уменьшая концевые потери крыла, за счет ликвидации концевого вихревого жгута. Таким образом, предлагаемые схема и компоновка самолета соответствуют палубному варианту применения.
Известно, что на «Мистрале» базируются вертолеты Ка-52. Длина фюзеляжа вертолета 16 м, при высоте 5.2 м. Предлагаемый самолет не превосходит указанные размеры. Самолет имеет размах крыла не более 15.5 м, длиной около 16 м, высотой не более 5 м, и с длиной разбега и пробега не более 170 м. Взлетный вес самолета составил 2.5 т.
Дизельный двигатель мощностью 500 л.с. с удельным расходом топлива 160 г/л.с./час позволяет иметь продолжительность полета около 7,5 часа с крейсерской скоростью около 300 км/час.
Количество топлива на борту при этом составит около 700 кг.
Так как для самолета схемы «тандем» отсутствует режим «сваливания на крыло», то диапазон посадочных скоростей достаточно широкий и составляет 70-110 км/час. Все это существенно облегчает режимы взлета и посадки на палубу корабля.
Типовые АФАР могут обеспечивать углы качания луча не более ±60°, поэтому в случае замены хвостовой антенны в прототипе на двигатель, в задней полусфере прототипа образуется мертвая зона шириной 60°. В предлагаемом изобретении боковые стенки отклонены назад на угол, примерно равный 10°. В результате, мертвая зона сокращается по ширине до 40°. Оставшаяся мертвая зона легко может быть, при необходимости, устранена путем барражирования самолета галсами с углами отклонения от средней линии пути на ±20°.
Размер носовой антенны 1, как правило, невелик и значительно меньше размера боковой антенны 3. В предлагаемом изобретении размер антенны увеличивается за счет использования площади под обтекателем передней кромки переднего крыла.
Крыльевая антенна 2 расположена в передней части переднего крыла самолета и состоит из отдельных модулей 7. Каждый из модулей 7, образующих в совокупности крыльевую антенну 2, крепится к лонжерону крыла 8 и защищен радиопрозрачным обтекателем 6 передней кромки переднего крыла.
Крыльевая антенна 2 используется и для увеличения дальности обнаружения, и для увеличения точности измерения азимута, так как носовая антенна 1 из-за малости ее длины не обеспечивает нужную точность. Излучение сигнала производится только носовой антенной 1, а крыльевая антенна 2 является чисто приемной.
В режиме обнаружения, мощности сигналов носовой и крыльевой антенны складываются с учетом весового коэффициента, равного соотношению сигнал/шум. При этом учтем, что ширина диаграммы крыльевой антенны 2 по азимуту намного меньше, чем ширина диаграммы носовой антенны 1. Тогда, чтобы обнаруживать обеими антеннами любые цели, находящиеся внутри облучаемого носовой антенной луча, необходимо, чтобы крыльевая антенна образовывала веер из N лучей, перекрывающих всю ширину диаграммы носовой антенны. Для этого крыльевая антенна 2 разбивается по длине на N модулей 7, каждый из которых не должен превосходить длину носовой антенны. Сканирование такой антенны известно (Цифровое формирование диаграммы направленности в фазированных антенных решетках / Григорьев Л.Н. М.: Радиотехника, 2010. 144 с.). Задается угол поворота луча носовой антенны αН. После чего для каждого модуля 7 задается поворот луча в том же направлении αН. Для этого учитывается, что модули развернуты относительно плоскости носовой антенны на углы αН, тогда угол поворота луча относительно оси модуля 7 должен составлять αЛi=αН-αМi. При приеме сигнал каждого модуля оцифровывается и полученный код подается на вход блока суммарной весовой обработки. Далее, формируется веер из N лучей, каждый из которых отклонен от угла αН на величину:
Δ α Н = Δ α Н / N
где ΔαН - ширина луча носовой антенны. Для формирования l-го луча сигнал i-го модуля домножается на exp(-j∗φil), где φil - разность фаз между сигналом, поступающим из l-го направления на i-й модуль. При этом за начальную фазу принимается фаза первого модуля. Таким образом, мощность выходного сигнала l-ого луча равна сумме:
P l = ( S H 2 ∗ G H l + S K l 2 ∗ G K l ) / ( G H l + G K l )
,
где l=1..N;
GHl и GKl - коэффициенты усиления в направлении αl.
Оптимизация одновременной обработки сигналов носовой и крыльевой антенн производится в блоке суммарной весовой обработки (на рис. не указан). При сканировании по азимуту, носовая антенна 1, для осуществления моноимпульсных замеров азимута, разбивается на левую и правую половины, выходные сигналы которых SНл и SНп. Выходы каждой половины носовой антенны SНл и SНп подключаются к входам блока суммарной весовой обработки. Далее, образуется суммарный сигнал носовой антенны SН=SНл+SНп и набор сигналов SKl веера лучей крыльевой антенны, где l=1..N. Далее, сигнал носовой антенны последовательно суммируется по мощности с каждым сигналом набора сигналов веера лучей крыльевой антенны. Причем, мощности сигналов суммируются с учетом весовых коэффициентов, равных коэффициенту усиления носовой антенны GH и центрального луча веера GK. Выходной сигнал каждого луча имеет мощность:
P l = ( S H 2 ∗ G H l + S K l 2 ∗ G K l ) / ( G H l + G K l )
,
где l=1..N. Каждый сигнал Pвыхl сравнивается с порогом обнаружения h, в случае превышения которого цель считается обнаруженной. Далее, производится измерение азимута обнаруженной цели каждой антенной по отдельности. Носовая антенна 1 измеряет азимут стандартным моноимпульсным способом, а в крыльевой антенне 2 предварительно оценивается, к кому из соседних лучей, прилегающих к l-му лучу, цель находится ближе, для этого сравниваются сигналы SK(l-1) и SK(l+1). В качестве второго луча выбирается тот из них, амплитуда которого больше. Для оценки азимута используются сигналы SKl и второй выбранный сигнал. Оценка азимута делается по этим двум сигналам также по стандартным формулам моноимпульсной оценки. В итоге, получаются две оценки азимутов αoH и αoK носовой и крыльевой антенны соответственно. В качестве итоговой оценки азимута используется их взвешенная сумма:
α 0 = ( α o H ∗ σ K + α o K σ H ) / ( σ K + σ H )
,
σ H = α 0,5 H / q H , σ K = α 0,5 K / q K , q H = S H 2 / σ ш Н 2 , q K = S K 2 / σ ш К 2 ,
где σK и σH - ошибки измерения азимутов крыльевой и носовой антенны, α0,5H и α0,5K - ширина диаграмм направленности по уровню половинной мощности, qK и qH - соотношение сигнал/шум в каждой антенне, σшK и σшН - среднеквадратическое напряжение собственного шума крыльевой и носовой антенны.
Реализуемость данного изобретения обеспечивается тем, что технология АФАР в последние годы значительно усовершенствовалась и появилась возможность изготавливать АФАР требуемой мощности с массой одного приемно-передающего модуля (ППМ) L-диапазона 60-90 гр. При общем количестве ППМ на беспилотного летательного аппарата (БЛА) порядка 1000 штук - масса АФАР, с учетом конструктивных элементов и кабелей, не будет превосходить 200-250 кг. Так как данные АФАР будут использоваться и для организации линии связи БЛА-командный пункт, и для системы госопознавания, то масса всего радиоэлектронного комплекса БЛА не превысит 300 кг.
Экономическая эффективность предлагаемого варианта также весьма высока, так как разрабатываемый в настоящее время в США и являющийся единственным в мире самолетом ДРЛО корабельного базирования E-2D «Хокай» обладает меньшими дальностями обнаружения, значительно более высокой стоимостью поставки и эксплуатационными расходами, например, расход топлива составляет 900 кг/ч, предлагаемый БЛА потребляет около 80 кг/ч. Точность определения азимута в предлагаемом варианте также в 2-3 раза выше.
Источники информации
1. А. Винтов. Под облака на реактивном малыше. Журнал «Техника - молодежи», №6, 1975, стр.30-31.
2. Военная авиация, Кн. 1, Минск, изд. «Попурри», 1999 г., стр.408.
3. Военная авиация, Кн. 1, Минск, изд. «Попурри», 1999 г., стр.504.
4. Патент РФ №2392191, Бюл. №17 от 20.06.2010 - прототип.
Самолет дальнего радиолокационного обнаружения корабельного базирования, состоящий из фюзеляжа, переднего крыла обратной стреловидности и заднего крыла нормальной стреловидности, расположенных в верхней части фюзеляжа и отклоненных вверх, двигательной установки и радиолокатора с носовой и боковыми активными фазированными антенными решетками, отличающийся тем, что фюзеляж самолета выполнен с сужением поперечного сечения по ширине от носовой части к хвостовой, а двигательная установка выполнена в виде двигателя внутреннего сгорания с толкающим винтом и размещена в хвостовой части фюзеляжа, кроме того, в передней кромке переднего крыла размещена моноимпульсная приемная антенна, выходы которой вместе с выходами носовой антенны подключены к входам блока весовой обработки сигнала с учетом отношения сигнал/шум, при этом на концах заднего крыла расположены два вертикальных киля с рулями направления.
Изобретение относится к области авиационной радиолокации. Самолет дальнего радиолокационного обнаружения корабельного базирования состоит из фюзеляжа, переднего крыла обратной стреловидности и заднего крыла нормальной стреловидности, расположенных в верхней части фюзеляжа и отклоненных вверх, двигательной установки и радиолокатора с носовой и боковыми активными фазированными антенными решетками. Фюзеляж выполнен с сужением поперечного сечения по ширине от носовой части к хвостовой. Двигательная установка выполнена в виде двигателя внутреннего сгорания с толкающим винтом (5) и размещена в хвостовой части фюзеляжа. В передней кромке переднего крыла размещена моноимпульсная приемная антенна, выходы которой вместе с выходами носовой антенны подключены к входам блока весовой обработки сигнала с учетом отношения сигнал/шум. На концах заднего крыла расположены два вертикальных киля с рулями направления. Изобретение направлено на увеличение дальности обнаружения и точности измерения азимута цели в передней полусфере. 3 ил.
Изобретение относится к области авиационной радиолокации и авиационной техники, а более конкретно к конструкции самолета, обеспечивающей лучшее размещение антенн на его борту для обеспечения дальнего радиолокационного обнаружения.
Известно устройство самолета «БД-5» с толкающим винтом, у которого винт установлен на хвосте, а двигатель внутреннего сгорания расположен в фюзеляже, позади пилотской кабины (А. Винтов. Под облака на реактивном малыше. Журнал «Техника - молодежи», №6, 1975. стр.30-31).
Известен корабельный самолет дальнего радиолокационного обнаружения корабельного базирования (ДРЛО) Е-2С «Хокай» (Военная авиация, Кн. 1,Минск, изд. «Попурри», 1999 г., стр.408). Данный самолет разработан для размещения на авианосцах. Однако на других авианесущих кораблях меньшего класса (например, десантные вертолетоносцы класса «Мистраль») он размещаться не может, так как имеет размах крыла 24.5 м, а предельный размах крыла самолета при посадке на «Мистраль» равен 15-16 метров.
Известен самолет ДРЛО с РЛС «PHALCON», который содержит 5 активных фазированных решеток (АФАР) (Военная авиация, Кн. 1,Минск, изд. «Попурри», 1999 г., стр.504). Недостатком данного самолета является то, что крыло самолета, расположенное в средней части фюзеляжа, не позволяет разместить антенну вдоль всего борта носителя. В результате, передняя боковая антенна устанавливается перед крылом, а задняя после крыла и каждая может сканировать только половину своего рабочего сектора. При приближении луча к крылу и двигателям луч искажается, и работа РЛС становится невозможной, а также фюзеляж самолета имеет круглое сечение, что не позволяет разместить в нем антенну требуемой высоты. Кроме того, используемые турбореактивные двигатели (ТРД) рассчитаны на полеты на высоких скоростях и обладают повышенным расходом топлива.
Прототипом данного изобретения является самолет ДРЛО схемы «тандем», состоящий из фюзеляжа, двигательной установки, переднего крыла обратной стреловидности и заднего крыло нормальной стреловидности, при этом оба крыла расположены в верхней части фюзеляжа и отклонены вверх на угол, превышающий ширину луча антенны по углу места, и радиолокатора с антеннами, размещенными в носовой и хвостовой частях самолета и на боковых поверхностях фюзеляжа (Патент РФ №2392191, Бюл. №17 от 20.06.2010).
В прототипе передняя кромка заднего крыла и задняя кромка переднего крыла отклонены от продольной оси фюзеляжа на угол 45-60 градусов. Достоинством такой схемы является возможность сократить размах крыла самолета, что важно при посадке на корабль, а также иметь боковую антенну большой площади. Однако, при указанной стреловидности задней кромке переднего крыла 45-60°, предотвращение изгибных и крутильных колебаний крыла потребует существенного увеличения его массы, что приведет к сокращению времени полета.
В хвостовой части фюзеляжа расположены киль на крыле, двигательная установка, состоящая из двух турбореактивных двигателей (ТРД). В прототипе использован один киль с рулем направления. Высота самолета по килю будет составлять около 7,5-8,0 м, что непригодно для корабельного размещения. Однако киль меньшей высоты не сможет обеспечить путевой устойчивости, особенно при горизонтальном полете на малых скоростях. Указанная высота киля приведет к увеличению аэродинамического сопротивления, а также к большему неблагоприятному влиянию горизонтальных воздушных порывов. К недостаткам прототипа относится также и то, что из-за необходимости формировать максимально узкий по вертикали луч, приходится увеличивать высоту антенн, т.е. высот фюзеляжа. При заданной площади сечения фюзеляжа, увеличение высоты приводит к уменьшению ширины фюзеляжа. Следовательно, уменьшается длина носовой и хвостовой антенн, что приводит к увеличению ширины луча и падению точности измерения азимута этими антеннами.
При этом необходимо отметить, что точность пеленгации хвостовой (задней) активной фазированной антенной решетки (АФАР) в 3-5 раз ниже, чем боковой, что приводит к перепутыванию траекторий целей, срывам сопровождения и т.д. В результате возникает вопрос о целесообразности использования хвостовой антенны вообще, так как:
- во время полета появление новых целей в хвостовом секторе обзора маловероятно;
- форма фюзеляжа постоянного сечения с коротким обтекателем сзади увеличивает сопротивление фюзеляжа;
- хвостовая (и передняя - носовая) АФАР имеет повышенную массу, поскольку, в отличие от боковых антенн, крепящихся на наружной поверхности фюзеляже, требует специальную установочную раму и потребуют систему охлаждения.
Сокращение времени дежурства при установке хвостового обтекателя привело к тому, что, например, на ДРЛО «Фалькон» от хвостовой антенны отказались.
Однако при удалении хвостовой антенны в круговом секторе обзора прототипа возникает мертвая зона шириной 60°, ввиду этого необходимо найти решение, при котором возможно одновременно уменьшить мертвую зону и увеличить длительность полета.
Технический результат, который может быть получен при осуществлении изобретения, заключается в увеличении продолжительности полета, улучшении обзора задней полусферы, увеличении дальности обнаружения и точности измерения азимута цели в передней полусфере, а также в уменьшении габаритов самолета для обеспечения посадки на корабль.
Поставленные цели достигаются путем:
- увеличения длительности полета - за счет уменьшения аэродинамического сопротивления фюзеляжа, получаемого путем сужения ширины сечения фюзеляжа от носовой части к хвостовой, а также, путем повышения топливной экономичности самолета, получаемой при замене двух двигателей, расположенных на заднем крыле, на один, размещаемый в хвостовой части фюзеляжа;
- улучшение обзора задней полусферы - за счет уменьшения мертвой зоны, получаемого путем отклонения боковых антенн в сторону задней полусферы, при размещении их на боковых поверхностях фюзеляжа;
- увеличение дальности обнаружения целей в передней полусфере - за счет использования дополнительной антенны, размещаемой под обтекателем вдоль передней кромки переднего крыла. Антенна закреплена на передней поверхности лонжерона крыла.
Сигналы носовой и крыльевой антенн суммируются по мощности в блоке суммарной весовой обработки с весами, равными соотношению сигнал/шум на выходах этих антенн;
- увеличение точности измерения азимута - за счет использования моноимпульсного измерения азимутов носовой и крыльевой антеннами. Усреднение полученных оценок азимутов производится в блоке суммарной весовой обработки с весами, обратно пропорциональными дисперсии этих оценок.
На фиг.1 изображен самолет прототип. На фиг.2 - предлагаемый самолет, где:
1 - носовая антенна
2 - крыльевая моноимпульсная приемная антенна
3 - боковая антенна
4 - вертикальный киль с рулем направления
5 - толкающий винт.
На фиг.3 - сечение переднего крыла самолета, где:
6 - обтекатель передней кромки крыла
7 - модуль крыльевой антенны
8 - лонжерон крыла
Функционирование предлагаемого изобретения происходит следующим образом.
Форма самолета выбирается оптимальным образом для размещения его на вертолетоносцах с длиной палубы около 200 м и шириной до 20 м.
Предлагаемая схема для самолета с передним крылом обратной стреловидности и задним крылом нормальной стреловидности, расположенных в верхней части фюзеляжа и отклоненных вверх, позволяет одновременно получать уменьшенный размах крыла и размещать боковые антенны 3 радиолокатора увеличенной площади.
Повышение топливной экономичности достигается за счет использования дизельного двигателя с толкающим винтом 5. Экономичность такого двигателя в 1.5-2 раза выше, чем экономичность TPД. Экономичность также повышается за счет снижения скорости барражирования до 250-350 км/ч. Дизельный двигатель имеет рядное или вертикальное оппозитное расположение цилиндров, что позволяет максимально уменьшить его размер по ширине и тем самым получить максимально возможное сужение фюзеляжа в хвостовой части. Толкающий винт 5 обеспечивает самолету данной аэродинамической схемы более высокие летные характеристики, по сравнению с тянущим винтом.
Два вертикальных киля 4 с рулями направления, расположенные на концах заднего крыла, обеспечивают устойчивость и управляемость на всех режимах полета, особенно взлета и посадки, что важно для самолета корабельного базирования.
Вертикальные кили 4, установленные на законцовках крыльев, уменьшают аэродинамическое сопротивление килей, значительно уменьшая концевые потери крыла, за счет ликвидации концевого вихревого жгута. Таким образом, предлагаемые схема и компоновка самолета соответствуют палубному варианту применения.
Известно, что на «Мистрале» базируются вертолеты Ка-52. Длина фюзеляжа вертолета 16 м, при высоте 5.2 м. Предлагаемый самолет не превосходит указанные размеры. Самолет имеет размах крыла не более 15.5 м, длиной около 16 м, высотой не более 5 м, и с длиной разбега и пробега не более 170 м. Взлетный вес самолета составил 2.5 т.
Дизельный двигатель мощностью 500 л.с. с удельным расходом топлива 160 г/л.с./час позволяет иметь продолжительность полета около 7,5 часа с крейсерской скоростью около 300 км/час.
Количество топлива на борту при этом составит около 700 кг.
Так как для самолета схемы «тандем» отсутствует режим «сваливания на крыло», то диапазон посадочных скоростей достаточно широкий и составляет 70-110 км/час. Все это существенно облегчает режимы взлета и посадки на палубу корабля.
Типовые АФАР могут обеспечивать углы качания луча не более ±60°, поэтому в случае замены хвостовой антенны в прототипе на двигатель, в задней полусфере прототипа образуется мертвая зона шириной 60°. В предлагаемом изобретении боковые стенки отклонены назад на угол, примерно равный 10°. В результате, мертвая зона сокращается по ширине до 40°. Оставшаяся мертвая зона легко может быть, при необходимости, устранена путем барражирования самолета галсами с углами отклонения от средней линии пути на ±20°.
Размер носовой антенны 1, как правило, невелик и значительно меньше размера боковой антенны 3. В предлагаемом изобретении размер антенны увеличивается за счет использования площади под обтекателем передней кромки переднего крыла.
Крыльевая антенна 2 расположена в передней части переднего крыла самолета и состоит из отдельных модулей 7. Каждый из модулей 7, образующих в совокупности крыльевую антенну 2, крепится к лонжерону крыла 8 и защищен радиопрозрачным обтекателем 6 передней кромки переднего крыла.
Крыльевая антенна 2 используется и для увеличения дальности обнаружения, и для увеличения точности измерения азимута, так как носовая антенна 1 из-за малости ее длины не обеспечивает нужную точность. Излучение сигнала производится только носовой антенной 1, а крыльевая антенна 2 является чисто приемной.
В режиме обнаружения, мощности сигналов носовой и крыльевой антенны складываются с учетом весового коэффициента, равного соотношению сигнал/шум. При этом учтем, что ширина диаграммы крыльевой антенны 2 по азимуту намного меньше, чем ширина диаграммы носовой антенны 1. Тогда, чтобы обнаруживать обеими антеннами любые цели, находящиеся внутри облучаемого носовой антенной луча, необходимо, чтобы крыльевая антенна образовывала веер из N лучей, перекрывающих всю ширину диаграммы носовой антенны. Для этого крыльевая антенна 2 разбивается по длине на N модулей 7, каждый из которых не должен превосходить длину носовой антенны. Сканирование такой антенны известно (Цифровое формирование диаграммы направленности в фазированных антенных решетках / Григорьев Л.Н. М.: Радиотехника, 2010. 144 с.). Задается угол поворота луча носовой антенны αН. После чего для каждого модуля 7 задается поворот луча в том же направлении αН. Для этого учитывается, что модули развернуты относительно плоскости носовой антенны на углы αН, тогда угол поворота луча относительно оси модуля 7 должен составлять αЛi=αН-αМi. При приеме сигнал каждого модуля оцифровывается и полученный код подается на вход блока суммарной весовой обработки. Далее, формируется веер из N лучей, каждый из которых отклонен от угла αН на величину:
Δ α Н = Δ α Н / N
где ΔαН - ширина луча носовой антенны. Для формирования l-го луча сигнал i-го модуля домножается на exp(-j∗φil), где φil - разность фаз между сигналом, поступающим из l-го направления на i-й модуль. При этом за начальную фазу принимается фаза первого модуля. Таким образом, мощность выходного сигнала l-ого луча равна сумме:
P l = ( S H 2 ∗ G H l + S K l 2 ∗ G K l ) / ( G H l + G K l )
,
где l=1..N;
GHl и GKl - коэффициенты усиления в направлении αl.
Оптимизация одновременной обработки сигналов носовой и крыльевой антенн производится в блоке суммарной весовой обработки (на рис. не указан). При сканировании по азимуту, носовая антенна 1, для осуществления моноимпульсных замеров азимута, разбивается на левую и правую половины, выходные сигналы которых SНл и SНп. Выходы каждой половины носовой антенны SНл и SНп подключаются к входам блока суммарной весовой обработки. Далее, образуется суммарный сигнал носовой антенны SН=SНл+SНп и набор сигналов SKl веера лучей крыльевой антенны, где l=1..N. Далее, сигнал носовой антенны последовательно суммируется по мощности с каждым сигналом набора сигналов веера лучей крыльевой антенны. Причем, мощности сигналов суммируются с учетом весовых коэффициентов, равных коэффициенту усиления носовой антенны GH и центрального луча веера GK. Выходной сигнал каждого луча имеет мощность:
P l = ( S H 2 ∗ G H l + S K l 2 ∗ G K l ) / ( G H l + G K l )
,
где l=1..N. Каждый сигнал Pвыхl сравнивается с порогом обнаружения h, в случае превышения которого цель считается обнаруженной. Далее, производится измерение азимута обнаруженной цели каждой антенной по отдельности. Носовая антенна 1 измеряет азимут стандартным моноимпульсным способом, а в крыльевой антенне 2 предварительно оценивается, к кому из соседних лучей, прилегающих к l-му лучу, цель находится ближе, для этого сравниваются сигналы SK(l-1) и SK(l+1). В качестве второго луча выбирается тот из них, амплитуда которого больше. Для оценки азимута используются сигналы SKl и второй выбранный сигнал. Оценка азимута делается по этим двум сигналам также по стандартным формулам моноимпульсной оценки. В итоге, получаются две оценки азимутов αoH и αoK носовой и крыльевой антенны соответственно. В качестве итоговой оценки азимута используется их взвешенная сумма:
α 0 = ( α o H ∗ σ K + α o K σ H ) / ( σ K + σ H )
,
σ H = α 0,5 H / q H , σ K = α 0,5 K / q K , q H = S H 2 / σ ш Н 2 , q K = S K 2 / σ ш К 2 ,
где σK и σH - ошибки измерения азимутов крыльевой и носовой антенны, α0,5H и α0,5K - ширина диаграмм направленности по уровню половинной мощности, qK и qH - соотношение сигнал/шум в каждой антенне, σшK и σшН - среднеквадратическое напряжение собственного шума крыльевой и носовой антенны.
Реализуемость данного изобретения обеспечивается тем, что технология АФАР в последние годы значительно усовершенствовалась и появилась возможность изготавливать АФАР требуемой мощности с массой одного приемно-передающего модуля (ППМ) L-диапазона 60-90 гр. При общем количестве ППМ на беспилотного летательного аппарата (БЛА) порядка 1000 штук - масса АФАР, с учетом конструктивных элементов и кабелей, не будет превосходить 200-250 кг. Так как данные АФАР будут использоваться и для организации линии связи БЛА-командный пункт, и для системы госопознавания, то масса всего радиоэлектронного комплекса БЛА не превысит 300 кг.
Экономическая эффективность предлагаемого варианта также весьма высока, так как разрабатываемый в настоящее время в США и являющийся единственным в мире самолетом ДРЛО корабельного базирования E-2D «Хокай» обладает меньшими дальностями обнаружения, значительно более высокой стоимостью поставки и эксплуатационными расходами, например, расход топлива составляет 900 кг/ч, предлагаемый БЛА потребляет около 80 кг/ч. Точность определения азимута в предлагаемом варианте также в 2-3 раза выше.
Источники информации
1. А. Винтов. Под облака на реактивном малыше. Журнал «Техника - молодежи», №6, 1975, стр.30-31.
2. Военная авиация, Кн. 1, Минск, изд. «Попурри», 1999 г., стр.408.
3. Военная авиация, Кн. 1, Минск, изд. «Попурри», 1999 г., стр.504.
4. Патент РФ №2392191, Бюл. №17 от 20.06.2010 - прототип.
Самолет дальнего радиолокационного обнаружения корабельного базирования, состоящий из фюзеляжа, переднего крыла обратной стреловидности и заднего крыла нормальной стреловидности, расположенных в верхней части фюзеляжа и отклоненных вверх, двигательной установки и радиолокатора с носовой и боковыми активными фазированными антенными решетками, отличающийся тем, что фюзеляж самолета выполнен с сужением поперечного сечения по ширине от носовой части к хвостовой, а двигательная установка выполнена в виде двигателя внутреннего сгорания с толкающим винтом и размещена в хвостовой части фюзеляжа, кроме того, в передней кромке переднего крыла размещена моноимпульсная приемная антенна, выходы которой вместе с выходами носовой антенны подключены к входам блока весовой обработки сигнала с учетом отношения сигнал/шум, при этом на концах заднего крыла расположены два вертикальных киля с рулями направления.