潘 奎，李陸軍，潘竟峰，高洪波

(空軍預(yù)警學(xué)院 雷達(dá)士官學(xué)校，武漢 430019)

0 引 言

反輻射無人機(jī)是一種以電磁波導(dǎo)引的攻擊地面雷達(dá)和其他無線電設(shè)備的新型武器，其原理與反輻射導(dǎo)彈相似，即利用目標(biāo)雷達(dá)的電磁波作為制導(dǎo)信息，自動搜索并發(fā)現(xiàn)目標(biāo)，進(jìn)行主動攻擊，實施摧毀。[1]雷達(dá)配備誘餌是對抗反輻射摧毀的一種有效方法。誘餌輻射信號與雷達(dá)信號在時域、空域、頻域、能量域、碼域、極化域中相近甚至重合。[2]常用對抗誘餌系統(tǒng)方法有3種[3-5]：復(fù)合制導(dǎo)技術(shù)、窄波束天線和高分辨測向。這些方法主要是通過提高導(dǎo)引頭的測向精度和角度分辨力，使反輻射導(dǎo)引頭盡早地分辨出雷達(dá)和誘餌。但是，復(fù)合制導(dǎo)技術(shù)實現(xiàn)難度較大，窄波束天線難以滿足導(dǎo)引頭視場要求，高分辨測向算法受無人機(jī)導(dǎo)引頭大小限制，分辨力和測角精度不夠。文獻(xiàn)[6]提出了采用極化域-空域聯(lián)合估計的算法，利用極化參數(shù)來鑒別雷達(dá)與誘餌，達(dá)到抗誘偏的目的。但是，有源誘偏系統(tǒng)誘偏模式多樣，尤其是對于雷達(dá)配備多部閃爍誘餌，上述方法難以實現(xiàn)雷達(dá)與誘餌以及誘餌間的信號分選，對于已經(jīng)定型的反輻射武器來講實現(xiàn)難度更大。本文結(jié)合反輻射無人機(jī)與誘餌作戰(zhàn)特點，從技術(shù)升級和戰(zhàn)術(shù)運(yùn)用的角度提出基于空間誘偏區(qū)和測向偏差角來分選出某一部誘餌的方法。

1 雷達(dá)誘餌誘偏機(jī)理分析

實際應(yīng)用中，考慮到誘偏效果、誘餌安全以及成本等因素，有源誘餌的個數(shù)以3個為宜，即誘偏系統(tǒng)由1部被保護(hù)雷達(dá)和3個有源誘餌組成。[7-8]雷達(dá)誘餌通過接收雷達(dá)的激勵信號及工作模式轉(zhuǎn)變信號輻射出與雷達(dá)相同的誘餌信號，并能與雷達(dá)保持同步模式。

以脈沖壓縮雷達(dá)為例，雷達(dá)與誘餌發(fā)射信號模型為[9]

(1)

以3部誘餌的誘偏系統(tǒng)為例(如圖1所示)，雷達(dá)誘餌k(k=1,2,3)與無人機(jī)導(dǎo)引頭存在一定空間距離Rk：

(2)

其中，無人機(jī)空間坐標(biāo)為A=[xyz]T，輻射源的空間坐標(biāo)為D=[xkykzk]T。由于空間存在一定的傳播距離，誘餌信號到達(dá)導(dǎo)引頭時還存在信號傳播延遲時間Δt1k：

圖1 無人機(jī)與誘餌空間位置示意圖

(3)

同時，雷達(dá)誘餌還可以控制發(fā)射時序，使不同誘餌相對雷達(dá)信號存在一定的時間延遲Δt2k。那么，第k部誘餌的信號到達(dá)導(dǎo)引頭時相對雷達(dá)信號的總時間延遲Δtk為

Δtk=Δt1k+Δt2k

(4)

因此，導(dǎo)引頭接收到的誘餌k(k=1,2,3)的信號為

(5)

其中，ω0為載頻，τk為信號脈沖寬度，T0為信號重復(fù)頻率。不同誘餌信號到達(dá)導(dǎo)引頭時的傳播時間差為

Δtij=|Δti-Δtj|，i=1,2,3;j=1,2,3;i≠j

(6)

通常，誘餌信號脈沖寬度τk比雷達(dá)信號τ0寬，而且誘餌信號脈沖前、后沿比雷達(dá)信號寬得多，寬度達(dá)幾微秒，以保證誘餌信號更好地覆蓋雷達(dá)信號。

導(dǎo)引頭大多采用脈沖前沿采樣跟蹤體制[10]。它將對脈沖前沿靠前的誘餌信號進(jìn)行采樣處理。3誘餌誘偏系統(tǒng)能始終確保誘餌信號首先被導(dǎo)引頭采樣跟蹤。

假設(shè)無人機(jī)被動雷達(dá)導(dǎo)引頭前沿采樣時間為Δμ。如果不同的誘餌信號到達(dá)導(dǎo)引頭的時間差Δtij>Δμ時，誘餌將被導(dǎo)引頭鑒別出來。如果通過控制雷達(dá)誘餌信號發(fā)射時序Δt1k，彌補(bǔ)空間距離差引起的傳播時間差Δt2k，可以實現(xiàn)質(zhì)心誘偏，如圖2所示。

圖2 質(zhì)心誘偏示意圖

對于質(zhì)心誘偏，需要準(zhǔn)確測出反輻射武器的空間位置，對抗無人機(jī)集群作戰(zhàn)技術(shù)實施難度較大。通過控制雷達(dá)誘餌信號的發(fā)射時序，使雷達(dá)誘餌工作在同步閃爍模式。該模式實現(xiàn)相對容易，是誘餌的典型工作模式之一。它比恒功率誘餌更能對單脈沖雷達(dá)導(dǎo)引頭實施有效的角度欺騙，達(dá)到顯著的誘偏效果。[11]如圖3所示，誘餌間存在嚴(yán)格的時間同步關(guān)系，按照時間間隔τ的依次交替領(lǐng)先。為確保雷達(dá)絕對安全，在任一時刻誘餌信號都“包裹”雷達(dá)信號同步輻射。[12]

圖3 雷達(dá)誘餌的閃爍時序圖

在閃爍模式下，前沿采樣導(dǎo)引頭只對最先到達(dá)的誘餌信號進(jìn)行采樣、測向。3誘餌交替靠前閃爍方式可以等效為3誘餌源周期性地交替發(fā)射誘偏信號(如圖4所示)。在任意時刻等效為只有1個誘餌源輻射信號，其他誘餌信號可認(rèn)為處于信號發(fā)射間歇期，即不發(fā)射信號。誘餌間的交替靠前時間間隔為τ，3部誘餌完成1次前沿交替靠前的時間為T=3τ，它也是誘餌系統(tǒng)的閃爍周期。

圖4 誘餌同步閃爍時序簡化圖

假設(shè)t=0時刻，雷達(dá)誘餌開始工作，其閃爍時序為

(7)

其中，n=0,1,2,…；T=3τ。

2 導(dǎo)引頭對誘餌的測角分析

比相體制導(dǎo)引頭使用5個天線陣元構(gòu)成相互垂直的兩對干涉儀天線，分別位于導(dǎo)引頭天線陣的方位面和俯仰面，其空間位置如圖5所示。陣元天線在同一平面且呈長短基線分布。圖5中，θx、θy和θz為目標(biāo)視線(目標(biāo)M與天線C0的連線)與Xp、Yp和Zp軸夾角。那么，目標(biāo)來波方向在天線陣水平面OXPZP的投影OE與天線橫軸的夾角α為方位面偏差角。目標(biāo)來波方向在天線陣俯仰面OYPZP上投影OD與OP的夾角β為俯仰面偏差角。

圖5 干涉儀天線空間位置(a)及角度關(guān)系(b)示意圖

圖6為導(dǎo)引頭俯仰面天線子陣測向示意圖。天線B1與C0組成短基線天線陣，d1、d2分別為短基線和長基線長度。

圖6 俯仰面天線子陣測向示意圖

因此，雷達(dá)來波方向與俯仰面、方位面天線子陣基線夾角分別為[13]

(8)

那么，目標(biāo)雷達(dá)來波方向與天線軸線OXP的夾角θx：

(9)

因此，目標(biāo)的方位偏差角和俯仰偏差角分別為

(10)

飛控系統(tǒng)按照測角采樣周期間隔不斷采樣偏差角數(shù)據(jù)，控制無人機(jī)對目標(biāo)進(jìn)行橫向和縱向跟蹤。

3 反輻射無人機(jī)與誘餌陣對抗方法分析

假設(shè)ARUAV性能參數(shù)：飛行高度為2 000 m，導(dǎo)引頭前沿采樣時間為100 ns。[10]

誘偏系統(tǒng)參數(shù)：誘餌頻率與雷達(dá)頻率相同。3誘餌與雷達(dá)采用菱形布陣方式[14]，相互間距為300 m，其空間坐標(biāo)分別為：雷達(dá)(-260 m，0 m，0 m) 、誘餌1(0 m，0 m，150 m) 、誘餌 2(260 m，0 m，0 m) 和誘餌3(0 m，0 m，-150 m) 。

3.1 基于空間傳播時間差的對抗方法分析

在飛行高度2 000 m、導(dǎo)引頭前沿采樣時間設(shè)為100 ns時，3誘餌信號在空間時差分布示意圖如圖7所示。圖中細(xì)點、粗點和空白區(qū)分別為單誘餌信號區(qū)(Ⅰ、Ⅲ、Ⅴ)、雙誘餌信號區(qū)(Ⅱ、Ⅳ、Ⅵ)和3誘餌信號區(qū)(Ⅶ)。在單誘餌誘偏區(qū)，其中1部誘餌與剩余兩部誘餌信號到達(dá)導(dǎo)引頭的時間差大于Δμ，存在單部誘餌暴露區(qū)；在雙誘餌誘偏區(qū)，兩部誘餌與剩余誘餌信號的到達(dá)時間差大于Δμ且兩誘餌到達(dá)時間差小于Δμ，無人機(jī)在該區(qū)域受兩部誘餌質(zhì)心誘偏；在3誘餌誘偏區(qū)，3誘餌信號到達(dá)導(dǎo)引處的時間差均小于Δμ，無人機(jī)在該區(qū)域受3部誘餌質(zhì)心誘偏。

圖7 3誘餌信號的空間時差分布圖

因此，在該模式下研究ARUAV的攻擊效能要重點考慮入侵角度因素的影響。在航跡規(guī)劃上，可以采取互成直角的攻擊方式，可以最大概率地確保某架反輻射無人機(jī)在單誘餌誘偏區(qū)域。如圖8所示，入侵角分別為80°和-10°時ARUAV攻擊航跡圖。

圖8 前沿采樣體制ARUAV攻擊航跡圖

分析圖8可以看出，入侵角為80°時ARUAV使從單誘餌誘偏區(qū)域Ⅴ進(jìn)入。該區(qū)域為單誘餌誘偏區(qū)。從該區(qū)域入侵的ARUAV只受誘餌3的誘偏，最終落在(-1.9，0，-148.2)處，命中誘餌3。入侵角為-10°時ARUAV從雙誘餌誘偏區(qū)域Ⅵ進(jìn)入。該區(qū)域為誘餌1和誘餌3的共同誘偏區(qū)。從該區(qū)域入侵的ARUAV將受誘餌1和誘餌3的合成場誘偏，最終落在(-12.4，0，-53.7)處。從落點位置看，無人機(jī)落點并不在誘餌1、3的中點處。這是由于在俯沖攻擊末端某部誘餌脫離導(dǎo)引頭天線視場而導(dǎo)致無人機(jī)最終攻擊另一誘餌。[15]

3.2 基于發(fā)射時序時間差的對抗方法分析

假設(shè)雷達(dá)誘餌系統(tǒng)通過控制發(fā)射時序?qū)崿F(xiàn)閃爍周期為1.5 s的閃爍誘偏。在ARUAV按照固定搜索路徑飛行時，根據(jù)比相導(dǎo)引頭天線陣測向原理，導(dǎo)引頭天線方位面和俯仰面測向誤差角角度變化情況如圖9、圖10所示。

由圖9、圖10可見，從數(shù)據(jù)跳變大小和方向可以明顯判斷出有3部誘餌，且采用周期閃爍模式。導(dǎo)引頭信號處理系統(tǒng)通過不同時刻測角數(shù)據(jù)跳變關(guān)系和測角大小，可以測定誘餌系統(tǒng)的閃爍周期T。無人機(jī)飛控系統(tǒng)將按照導(dǎo)引頭測向誤差角數(shù)據(jù)適時調(diào)整攻擊姿態(tài)。由于導(dǎo)引頭天線數(shù)據(jù)在3誘餌間不斷跳變，從而控制機(jī)體反復(fù)跟蹤3誘餌，使整個攻擊航跡呈現(xiàn)出追擺狀態(tài)(航跡如圖11所示)，最終命中點(139.6，0，59.7)，雷達(dá)及誘餌均安全。

圖9 天線方位面偏差角變化曲線

圖10 天線俯仰面偏差角變化曲線

圖11 無人機(jī)在閃爍誘偏下的攻擊航跡

因此，實時調(diào)整飛控系統(tǒng)的測角采樣周期，使反輻射無人機(jī)末制導(dǎo)測角采樣周期等于誘餌閃爍周期的整數(shù)倍(即Ts=nT)時，導(dǎo)引頭上傳給飛控系統(tǒng)的測向數(shù)據(jù)將會是某一誘餌的方向數(shù)據(jù)。飛控系統(tǒng)將會引導(dǎo)無人機(jī)始終跟蹤該誘餌，直至命中。圖12為當(dāng)Ts=T，即末制導(dǎo)測角采樣周期等于誘餌閃爍周期時，反輻射無人機(jī)的攻擊航跡圖。從仿真可以看出，在該條件下無人機(jī)能夠穩(wěn)定跟蹤某一部誘餌，并最終命中。

圖12 無人機(jī)航跡圖(Ts=T)

因此， 通過測定誘餌閃爍周期，尋求末制導(dǎo)測角采樣周期與誘餌閃爍周期間的最佳匹配值，然后通過修改飛控計算機(jī)與導(dǎo)引頭的通信模塊控制軟件，使飛控系統(tǒng)有選擇性地獲取導(dǎo)引頭的測向數(shù)據(jù)來實現(xiàn)對跟蹤攻擊的最佳控制。

4 結(jié)束語

本文在分析雷達(dá)誘餌系統(tǒng)誘偏機(jī)理的基礎(chǔ)上分析誘餌信號傳播時間差和發(fā)射時序差對反輻射無人機(jī)進(jìn)行研究，得出了以下結(jié)論：(1)誘餌系統(tǒng)空間傳播時間差使誘餌布陣出現(xiàn)單誘餌暴露區(qū)，采取互成直角的航跡規(guī)劃方式來避免多誘餌質(zhì)心干擾，可以最大概率地摧毀單誘餌暴露區(qū)的誘餌；(2)誘餌系統(tǒng)通過控制發(fā)射時序差來實現(xiàn)同步閃爍誘偏。反輻射無人機(jī)可根據(jù)測向偏差角數(shù)據(jù)的角度和大小特點識別出誘餌系統(tǒng)的閃爍周期。飛控系統(tǒng)按照閃爍周期間隔來采樣測角數(shù)據(jù)可以實現(xiàn)對誘餌系統(tǒng)某一部誘餌的摧毀。