JPS63158486A - 航空機搭載レーダ装置 - Google Patents
航空機搭載レーダ装置Info
- Publication number
- JPS63158486A JPS63158486A JP61185727A JP18572786A JPS63158486A JP S63158486 A JPS63158486 A JP S63158486A JP 61185727 A JP61185727 A JP 61185727A JP 18572786 A JP18572786 A JP 18572786A JP S63158486 A JPS63158486 A JP S63158486A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- stc
- clutter
- receiver
- circuit
- aircraft
- Prior art date
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- Pending
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Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用骨ＩＦ ）
この発明は、航空機の高度より予測される直下クラッタ
受信時刻において、航空機のダイブ角を考慮し、レーダ
受信機が飽和する恐れのある際は、その時刻において、
ＳＴＣを掛は受信機の飽和を防ぐことを目的としたＳ
Ｔ Ｃ（Ｓ ｅｎｓｉｔｉｖｉＬｙＴ ｉｍｅ Ｃｏｎ
ｔｒａｌ）に関するものである。
受信時刻において、航空機のダイブ角を考慮し、レーダ
受信機が飽和する恐れのある際は、その時刻において、
ＳＴＣを掛は受信機の飽和を防ぐことを目的としたＳ
Ｔ Ｃ（Ｓ ｅｎｓｉｔｉｖｉＬｙＴ ｉｍｅ Ｃｏｎ
ｔｒａｌ）に関するものである。
従来のパルスドプラレーダ装置を第２図に示す。
（これは、極めて一般化された構成を示しており、パル
スドプラレーダであれば必らず具備している機器のみ示
しているので、従来例については示さない、） 図において＋１１はヤンテナ、（２）は送信時は（３）
の送信機からの送信波を（１１のアンテナへ、受信時は
＋１１のアンテナからの受信波を（４）の受信機へ導く
送受切換器、（５）は（４）の受信機に接続されたレン
ジゲー）、＋６１は、レンジゲートに接続されたドプラ
フィルタ群である。
スドプラレーダであれば必らず具備している機器のみ示
しているので、従来例については示さない、） 図において＋１１はヤンテナ、（２）は送信時は（３）
の送信機からの送信波を（１１のアンテナへ、受信時は
＋１１のアンテナからの受信波を（４）の受信機へ導く
送受切換器、（５）は（４）の受信機に接続されたレン
ジゲー）、＋６１は、レンジゲートに接続されたドプラ
フィルタ群である。
次に動作について説明する。
第２図に示したパルスドプラレーダ装置が、第３図に示
すごとく航空機に搭載されている場合を考える。
すごとく航空機に搭載されている場合を考える。
まず、送信機（３）で発生した送信波は、送受切換２″
＆（２）からアンテナ＋１１を経て空中に放射される。
＆（２）からアンテナ＋１１を経て空中に放射される。
放射された送信波の内地表面に向ったものは、クラッタ
として反射され再びアンテナ＋１１から送受切換器（２
）を通り、受信機（４）へ導かれる。受信機（４）で受
信ビデオとなったクラッタは、レンジゲート（５）によ
り時間軸上で選別されドプラフィルタ群（６）へ導かれ
る。
として反射され再びアンテナ＋１１から送受切換器（２
）を通り、受信機（４）へ導かれる。受信機（４）で受
信ビデオとなったクラッタは、レンジゲート（５）によ
り時間軸上で選別されドプラフィルタ群（６）へ導かれ
る。
航空機が高度Ｈで飛行している場合のクラッタの現れ方
を第４図に示す。
を第４図に示す。
クラッタ強度は、距離Ｈからすなわち航空機の直下から
の反射が最も強力で、レーダのＰＲＴ（Ｐ ｕｌｓｅ
Ｒｅｐｅｔｉｔｉｏｖ Ｔ １ｓｅ）で決まる曖昧さの
ない距ｊｉｌｔ （Ｃ−ＰＲＴ） ／Ｚ （ここでＣは
光速）まで減衰して行く。
の反射が最も強力で、レーダのＰＲＴ（Ｐ ｕｌｓｅ
Ｒｅｐｅｔｉｔｉｏｖ Ｔ １ｓｅ）で決まる曖昧さの
ない距ｊｉｌｔ （Ｃ−ＰＲＴ） ／Ｚ （ここでＣは
光速）まで減衰して行く。
ここで、航空機のダイブ角を考慮すると、第４図に示す
ごとくダイブ角−０°での直下方向のアンテナ利得は、
サイドローブの為比較的低いが、ダイブ角〉０°となり
、その角度が増すにつれて、アンテナのメインローブが
下を向き、利得も増加する。
ごとくダイブ角−０°での直下方向のアンテナ利得は、
サイドローブの為比較的低いが、ダイブ角〉０°となり
、その角度が増すにつれて、アンテナのメインローブが
下を向き、利得も増加する。
この為に、距ＭＨからのクランク強度もダイブ角が増す
につれて増加し、受信機の飽和レベルを越える恐れがあ
る。
につれて増加し、受信機の飽和レベルを越える恐れがあ
る。
以上は、受信機のダイナミックレンジがダイブ角−０°
は飽和しない程度にあることを前提としている。
は飽和しない程度にあることを前提としている。
従来の航空ａ搭載パルスドプラレーダでは、航空機がダ
イブ角をとると、アンテナ利得の増加により直下クラッ
ク強度が増加し、受信機を飽和させてしまう恐れがあり
、受信レベルより瞬時に受信機利得を制御する高速ＡＧ
Ｃ（Ａｕｔｏ僧ａｔｉｃＧａｉｎ Ｃｏｎｔｒｏｌ＞回
路等高価な制御回路を必要とする問題点があった。
イブ角をとると、アンテナ利得の増加により直下クラッ
ク強度が増加し、受信機を飽和させてしまう恐れがあり
、受信レベルより瞬時に受信機利得を制御する高速ＡＧ
Ｃ（Ａｕｔｏ僧ａｔｉｃＧａｉｎ Ｃｏｎｔｒｏｌ＞回
路等高価な制御回路を必要とする問題点があった。
この発明は上記の様な高速ＡＧＣ回路を用いる代りに、
レーダ一般に用いられているＳＴＣ回路に航空機の高度
・ダイブ角情報からＳＴＣ制御タイミングを作り出す回
路を組合わせて、受信機の飽和を防止することを目的と
している。
レーダ一般に用いられているＳＴＣ回路に航空機の高度
・ダイブ角情報からＳＴＣ制御タイミングを作り出す回
路を組合わせて、受信機の飽和を防止することを目的と
している。
この発明に係るパルスドプラレーダ装置は、従来のＳＴ
Ｃ回路と、航空機の高度・ダイブ角情報より、直下クラ
ッタの現れる時刻にＳＴＣを掛ける為のＳＴＣトリガを
発生するＳＴＣ）リガ発生回路とを、備えている。
Ｃ回路と、航空機の高度・ダイブ角情報より、直下クラ
ッタの現れる時刻にＳＴＣを掛ける為のＳＴＣトリガを
発生するＳＴＣ）リガ発生回路とを、備えている。
この発明におけるＳＴＣ）リガ発生回路は、予じめシミ
ューレーション（クラブタレベルヲ求める手法について
は、レーダハンドブックに述べられている）等で求めた
、受信機が飽和を起こすダイブ角（これ以上で発生）を
設定しておき、航空機からのダイブ角情報が、その設定
値を越えた際、航空機の高度情報より直下クラッタ発生
時刻を予測し、その時刻にＳＴＣトリガを発生させＳＴ
Ｃを動作させる。
ューレーション（クラブタレベルヲ求める手法について
は、レーダハンドブックに述べられている）等で求めた
、受信機が飽和を起こすダイブ角（これ以上で発生）を
設定しておき、航空機からのダイブ角情報が、その設定
値を越えた際、航空機の高度情報より直下クラッタ発生
時刻を予測し、その時刻にＳＴＣトリガを発生させＳＴ
Ｃを動作させる。
以下、この発明の一実施例を第１図について説明する。
図において、ｆｌｌ〜（６）は第２図に示す従来のパル
スドプラレーダ装置と同様の構成であり、同一符号のも
のは、同−又は相当部分である。
スドプラレーダ装置と同様の構成であり、同一符号のも
のは、同−又は相当部分である。
（７）は一般的なＳＴＣ回路で、ＳＴＣ範囲レヘし等を
設定しておき、ＳＴＣトリガが入力された際に動作する
。また（８）は航空機の高度・ダイブ角情報を用いて上
記ＳＴＣ回路用のＳＴＣｌ−リガを発生ずるＳＴＣ）リ
ガ発生回路である。
設定しておき、ＳＴＣトリガが入力された際に動作する
。また（８）は航空機の高度・ダイブ角情報を用いて上
記ＳＴＣ回路用のＳＴＣｌ−リガを発生ずるＳＴＣ）リ
ガ発生回路である。
次に動作について説明する。
第１図において航空機の高度情報を受は取ったＳＴＣ）
リガ発生回路（８）は、下記の計算により直下クラフタ
の発生時刻ｔを求める。
リガ発生回路（８）は、下記の計算により直下クラフタ
の発生時刻ｔを求める。
Ｈ
ｔ ” （ｎ−１） ・Ｐ ＲＴ −ｆｌ
ｌ次に、ＳＴＣトリガ発生回路（８）は、航空機のダイ
ブ角情報を予じめシミュレーションあるいは実測等より
判明した受信機を飽和させる直下クラッタを生じるダイ
ブ角下限値（これは設定値として与えられている）と比
較し、航空機からのダイブ角情報が上記設定値を越えた
際に、先のｆｉ１式で求まる時刻ＳＴＣ）リガ発住させ
ＳＴＣ回路（７）を動作させ、ＳＴＣ回路は、所定のＳ
′ＦＣ範囲に所定のＳＴＣレベルにて受信クラブタを減
衰させ受信機の飽和を防止する（第５図参照） 〔発明の効果〕 以上のように、この発明によれば航空機の高度・ダイブ
角を用いてＳＴＣを動作させることで、航空機がダイブ
角をとった際の直下タラワタによる受信機の飽和を防止
できる。
ｌ次に、ＳＴＣトリガ発生回路（８）は、航空機のダイ
ブ角情報を予じめシミュレーションあるいは実測等より
判明した受信機を飽和させる直下クラッタを生じるダイ
ブ角下限値（これは設定値として与えられている）と比
較し、航空機からのダイブ角情報が上記設定値を越えた
際に、先のｆｉ１式で求まる時刻ＳＴＣ）リガ発住させ
ＳＴＣ回路（７）を動作させ、ＳＴＣ回路は、所定のＳ
′ＦＣ範囲に所定のＳＴＣレベルにて受信クラブタを減
衰させ受信機の飽和を防止する（第５図参照） 〔発明の効果〕 以上のように、この発明によれば航空機の高度・ダイブ
角を用いてＳＴＣを動作させることで、航空機がダイブ
角をとった際の直下タラワタによる受信機の飽和を防止
できる。
第１図は本発明によるＳＴＣ）リガ発生回路を備えたパ
ルスドプラレーダ装置のブロック図、第２図は従来のパ
ルスドプラレーダ装置を示すブロック図、第３図は航空
機にパルスドプラレーダ装置を搭載した場合の説明図、
第４図は航空機のダめの説明図である。 図において、（１）アンテナ、（２）は送受切換器、（
３）は送信部、（４）は受信部、（５）はレンジゲート
、（６）はドプラフィルタ群、（７）はＳＴＣ回路、（
８）はＳＴＣトリガ発回路である。 なお、各図中の同一符号は同−又は相当部分を示す。 代理人 大 岩 増 雄 第２図 第４図 第３図 第５図
ルスドプラレーダ装置のブロック図、第２図は従来のパ
ルスドプラレーダ装置を示すブロック図、第３図は航空
機にパルスドプラレーダ装置を搭載した場合の説明図、
第４図は航空機のダめの説明図である。 図において、（１）アンテナ、（２）は送受切換器、（
３）は送信部、（４）は受信部、（５）はレンジゲート
、（６）はドプラフィルタ群、（７）はＳＴＣ回路、（
８）はＳＴＣトリガ発回路である。 なお、各図中の同一符号は同−又は相当部分を示す。 代理人 大 岩 増 雄 第２図 第４図 第３図 第５図
Claims (1)
- 航空機搭載レーダにおいて、航空機の高度・ダイブ角情
報を用い、レーダ受信機を飽和させる強度をもつ直下ク
ラッタ受信時刻を予測し、ＳＴＣ（Ｓｅｎｓｉｔｉｖｉ
ｔｙ Ｔｉｍｅ Ｃｏｎｔｒａｌ）を掛けることでレー
ダ受信機の飽和を防ぐことを特徴とする航空機搭載レー
ダ装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61185727A JPS63158486A (ja) | 1986-08-06 | 1986-08-06 | 航空機搭載レーダ装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61185727A JPS63158486A (ja) | 1986-08-06 | 1986-08-06 | 航空機搭載レーダ装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS63158486A true JPS63158486A (ja) | 1988-07-01 |
Family
ID=16175798
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP61185727A Pending JPS63158486A (ja) | 1986-08-06 | 1986-08-06 | 航空機搭載レーダ装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS63158486A (ja) |
-
1986
- 1986-08-06 JP JP61185727A patent/JPS63158486A/ja active Pending
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