一种基于伺服平台的机载雷达对抗设备

技术领域

本发明涉及雷达电子干扰技术领域，具体涉及一种基于伺服平台的机载雷达对抗设备。

背景技术

现代战争，电子战作为攻防的作战手段愈来愈突出重要性，或成为成败的关键因素，在未来的战争中，电子战必将发挥其巨大的作用。

雷达电子干扰作为电子战的一部分，旨在削弱敌方雷达的作战性能，随着雷达与雷达对抗设备不断的对抗交锋，都取得了极大的发展，干扰样式和抗干扰手段多样，现在的机载目标及干扰设备均将目标及干扰设备器装置在无人机上，远距离对雷达进行干扰，这样极大影响了无人机的续航能力，占取无人机机身空间。

在以往的试验过程中，某些特定型号的雷达对抗设备往往干扰场景单一，无法适应航线、试验场景的变换，具有一定的局限性。靶机飞行过程中，飞行姿态会实时变化，为保证雷达对抗设备释放的干扰信号始终对准被试对象，雷达对抗设备需对靶机姿态、靶机位置信息进行实时解算，根据解算结果，实时调整左翼和右翼伺服平台上的天线指向。

发明内容

发明目的：本发明目的在于针对现有技术的不足，提供一种基于伺服平台的机载雷达对抗设备，能够始终保证雷达对抗设备释放的干扰信号始终对准被试对象，适应试验场景能力更强。

技术方案：本发明所述基于伺服平台的机载雷达对抗设备，包括地面远控单元和空中载荷，所述空中载荷包括靶机以及安装在靶机两翼的雷达对抗设备，两翼的雷达对抗设备垂直于所述靶机机身安装；所述地面远控单元通过靶机的飞控链路与所述雷达对抗设备进行数据互通，所述地面远控单元向所述雷达对抗设备发送雷达的位置信息和控制指令；所述雷达对抗设备根据控制指令执行干扰，同时获取雷达的位置信息以及靶机当前的位置信息、姿态信息进行实时解算，根据解算结果控制两翼雷达对抗设备进行天线指向的调整。

进一步完善上述技术方案，所述雷达对抗设备包括天线单元、功放单元、微波单元、数字单元、控制及解算单元、信号测量单元和伺服平台，所述伺服平台垂直于所述靶机机身安装，所述天线单元、功放单元安装于所述伺服平台上，所述微波单元、数字单元、控制及计算单元、信号测量单元安装于所述靶机机翼上；所述天线单元具有接收通道和发送通道，其中接收通道用于获取射频信号的输入并传输至所述微波单元，经过所述微波单元的放大处理后发送至所述信号测量单元，再经所述信号测量单元测量后输出射频信号的测量参数上传至所述控制及解算单元；

所述控制及解算单元与所述地面远控单元无线通信，用于接收地面远控单元的控制指令和雷达位置信息，并根据控制指令生成控制策略对所述数字单元、微波单元、功放单元进行相应配置以产生针对测量参数的干扰信号；同时获取雷达位置信息，靶机的位置信息、姿态信息进行实时解算，根据解算结果得到转动角驱动信号对所述伺服平台进行调整；所述天线单元的发送通道用于干扰信号的大功率辐射，所述伺服平台根据转动角驱动信号转动对天线单元的指向进行调整。

进一步地，所述控制及解算单元根据控制指令生成控制策略对所述数字单元、微波单元、功放单元进行相应配置包括：所述数字单元针对测量参数产生中频信号送入所述微波单元，同时所述数字单元对微波单元内部进行衰减控制；所述微波单元对中频信号进行变频放大后送入所述功放单元，经所述功放单元功率放大后送入天线单元。

进一步地，所述转动角驱动信号的解算过程包括：

步骤一，根据雷达位置信息获取雷达部署位置的经纬度值，根据靶机的位置信息获取靶机当前所处位置的经纬度值，计算靶机相对于雷达的方位角

步骤二，以雷达部署位置为原点，根据靶机相对于雷达的方位角确定靶机位于雷达的象限区域；在靶机位于雷达的象限区域内，以靶机中心为原点，确定靶机的航向角所处象限；

步骤三，根据

进一步地，所述靶机机头方向的调整过程如下：

（101）当靶机位于雷达的第一象限且靶机的航向角处于第1象限时，对

当

当

（102）当靶机位于雷达的第一象限且靶机的航向角处于第2象限时，对

当

当

（103）当靶机位于雷达的第一象限且靶机的航向角处于第3象限时，对

当

当

（104）当靶机位于雷达的第一象限且靶机的航向角处于第4象限时，对

当

当

（201）当靶机位于雷达的第二象限且靶机的航向角处于第1象限时，对

当

当

（202）当靶机位于雷达的第二象限且靶机的航向角处于第2象限时，对

当

当

（203）当靶机位于雷达的第二象限且靶机的航向角处于第3象限时，对

当

当

（204）当靶机位于雷达的第二象限且靶机的航向角处于第4象限时，进行如下判断：

当

当

（301）当靶机位于雷达的第三象限且靶机的航向角处于第1象限时，进行如下判断：

当

当

（302）当靶机位于雷达的第三象限且靶机的航向角处于第2象限时，对

当

当

（303）当靶机位于雷达的第三象限且靶机的航向角处于第3象限时，对

当

当

（304）当靶机位于雷达的第三象限且靶机的航向角处于第4象限时，对

当

当

（401）当靶机位于雷达的第四象限且靶机的航向角处于第1象限时，对

当

当

（402）当靶机位于雷达的第四象限且靶机的航向角处于第2象限时，进行如下判断：

当

当

（403）当靶机位于雷达的第四象限且靶机的航向角处于第3象限时，对

当

当

（404）当靶机位于雷达的第四象限且靶机的航向角处于第4象限时，对

当

当

有益效果：与现有技术相比，本发明的优点在于：靶机飞行过程中，飞行姿态会实时变化，本发明雷达对抗设备对靶机姿态、靶机位置信息进行实时解算，根据解算结果，实时调整左翼和右翼伺服平台上的天线指向，无论靶机的飞行姿态如何变化，可始终保证雷达对抗设备释放的干扰信号始终对准被试对象，适应试验场景能力更强。

附图说明

图1是本发明基于伺服平台的机载雷达对抗设备组成框图；

图2是单侧雷达对抗设备的组成框图；

图3是两翼雷达对抗设备的安装示意图；

图4是方位角计算模型；

图5是靶机在雷达的第一象限，靶机的航向角处于第1象限的示意图；

图6是靶机在雷达的第一象限，靶机的航向角处于第2象限的示意图；

图7是靶机在雷达的第一象限，靶机的航向角处于第3象限的示意图；

图8是靶机在雷达的第一象限，靶机的航向角处于第4象限的示意图；

图9是靶机在雷达的第二象限，靶机的航向角处于第1象限的示意图；

图10是靶机在雷达的第二象限，靶机的航向角处于第2象限的示意图；

图11是靶机在雷达的第二象限，靶机的航向角处于第3象限的示意图；

图12是靶机在雷达的第二象限，靶机的航向角处于第4象限的示意图；

图13是靶机在雷达的第三象限，靶机的航向角处于第1象限的示意图；

图14是靶机在雷达的第三象限，靶机的航向角处于第2象限的示意图；

图15是靶机在雷达的第三象限，靶机的航向角处于第3象限的示意图；

图16是靶机在雷达的第三象限，靶机的航向角处于第4象限的示意图；

图17是靶机在雷达的第四象限，靶机的航向角处于第1象限的示意图；

图18是靶机在雷达的第四象限，靶机的航向角处于第2象限的示意图；

图19是靶机在雷达的第四象限，靶机的航向角处于第3象限的示意图；

图20是靶机在雷达的第四象限，靶机的航向角处于第4象限的示意图。

具体实施方式

下面通过附图对本发明技术方案进行详细说明，但是本发明的保护范围不局限于所述实施例。

如图1所示的基于伺服平台的机载雷达对抗设备，包括地面远控单元和空中载荷两部分。地面远控单元主要由地面控制计算机组成，通过靶机的飞控链路，实现数据的收发。空中载荷包括靶机以及安装在靶机左右两翼的设备，单翼设备由天线单元、功放单元、微波单元、数字单元、控制及解算单元、信号测量单元和伺服平台组成，其系统组成框图如图2所示，安装示意图如图3所示，伺服平台垂直于靶机机身安装，天线单元、功放单元安装于伺服平台上，微波单元、数字单元、控制及计算单元、信号测量单元安装于靶机机翼上。

在地面测试使用时可以使用地面电源进行供电，在测试完成后再将供电连接上靶机电源。在靶机升空之前将地面远控单元连接空中载荷，直接通过网口进行编程策略、雷达位置的下载，此过程需要耗费时间5~10分钟。下载完成后，再次检查空中载荷的连线是否正确、牢靠，并做好靶机升空的准备。

由于靶机飞控链路中，只有一个字节可以供雷达对抗设备使用，故地面远控单元向空中载荷发送的指令只包含干扰开关指令和干扰样式编号命令。靶机升空、到达既定位置后，通过地面远控单元8个控制按钮控制空中载荷干扰状态。

左、右两翼设备的伺服平台垂直于靶机机身安装。为指向实验对象，伺服平台存在顺时针转动和逆时针转动。伺服平台转动角解算会使用靶机发送的经纬度和航迹角，通过和试验对象的经纬度计算，确认伺服平台转动角。具体解算流程如下：

靶机当前所处位置与雷达部署位置连线相对于正北方向的角度，即靶机相对于雷达的方位角的计算方法如图4所示，图中N为地球北极，S为地球南极，A、B为两个定点，分别代表雷达部署位置和靶机所处位置；设：A点的经度为

由三面角余弦公式得出：

由球面正弦公式得出：

将

靶机的航向角：航向角由靶机直接提供，用于计算转台转动角度。

转台控制：首先根据靶机相对雷达的方位角确定靶机处于雷达的哪个象限；然后根据靶机的航向角的变化确定靶机航向角的象限；最后根据靶机航向相对于正北的角度

1、如图5至图8所示，靶机在雷达的第一象限，针对靶机的航向角分别处于第1、2、3、4象限进行判断。

（1）当靶机的航向角处于第1象限时，

当

当

（2）当靶机的航向角处于第2象限时，

当

当

（3）当靶机的航向角处于第3象限时，对

当

当

（4）当靶机的航向角处于第4象限时，对

当

当

2、如图9至图12所示，靶机在雷达的第二象限，靶机的航向角分别处于第1、2、3、4象限；

（1）当靶机的航向角处于第1象限时，

当

当

（2）当靶机的航向角处于第2象限时，

当

当

（3）当靶机的航向角处于第3象限时，

当

当

（4）当靶机的航向角处于第4象限时，进行如下判断：

当

当

3、如图13至图16所示，靶机在雷达的第三象限，靶机的航向角分别处于第1、2、3、4象限；

（1）当靶机的航向角处于第1象限时，进行如下判断：

当

当

（2）当靶机的航向角处于第2象限时，

当

当

（3）当靶机的航向角处于第3象限时，

当

当

（4）当靶机的航向角处于第4象限时，

当

当

4、如图17至图20所示，靶机在雷达的第四象限，靶机的航向角分别处于第1、2、3、4象限；

（1）当靶机的航向角处于第1象限时，

当

当

（2）当靶机的航向角处于第2象限时，进行如下判断：

当

当

（3）当靶机的航向角处于第3象限时，

当

当

（4）当靶机的航向角处于第4象限时，

当

当

如上所述，尽管参照特定的优选实施例已经表示和表述了本发明，但其不得解释为对本发明自身的限制。在不脱离所附权利要求定义的本发明的精神和范围前提下，可对其在形式上和细节上作出各种变化。