Вакин С. А., Шустов Л. Н. Основы противодействия и радиотехнической разведки. М., Сов. радио, 1968, страница 9

~)8 В результате этого истребитель будет наводиться на цель по некоторой траектории И,И„отличающейся от теоретической И,Ц, В момент окончания наведения (1~) истребитель выводится на цель с некоторой линейной ошибкой 1, которой соответствует текущий промах Л„. Так как истребитель оборудован радиолокационным прицелом, то в момент 1~ включится система самонаведения, в результате чего истребитель будет двигаться с максимально допустимой перегрузкой по новой траектории И,Иь стремясь выбрать образовавшуюся прн наведении линейную ошибку 1. Если помеха была достаточно эффективной и привела к образованию значительной ошибки наведения 1 и соответстве~по к значительному текугцему промаху Л„то при самонаведенин даже с максимальной перегрузкой не будет возможноств свести эту ошибку к нулю и истребитель пройдет от цели (Ц) на некотором расстоянии а, которое мы определим как результирующий промах. Истребитель не оборудован радиолокационным прицелом, Так как режим самонаведения отсутствует, то после окончания наведения (момент времени 1,) истребитель, как правило, движется далее по касательной И,Из к реальной траектории (рис.

1.5). В момент 1> истребитель пройдет от цели на некотором минимальном расстоянии Л(1) =Л„, которое в данном случае соответствует текущему промаху в момент времени 1, и результпру ощему промаху наведения. Рассмотрим теперь более общую кинематическую схему наведения истребителя на цель. Будем считать, что в качестве закона управления принят широкораспространенный закон параллельного сближения (рис.

1.6). Кинематическая схема рассматривается в относительной системе координат, начало которой совмещается с целью. На рпс. 1.6 введены следующие обозначения: у — скорость самолета-цели; р„— скорость атакующего истребителя; р„„=пи — р„ — относительная скорость истребителя в системе координат, связанной с целью Ц; Р— расстоян е между истребителем и самолетом- целью в данный момент времени; Ра — дальность до цели; Р„ — дальность до истребителя: 4 — 1057 4ч ИЦ вЂ” линия визирования цели; 00' и 0,0', — линии начала отсчета углов. При методе параллельного сближения управление курсом истребителя осуществляется так, чтобы обеспечивалось условие (1с41) где я — угловая скорость линии визирования ИЦ. Рис.

Ьб. Кннематн|еская схема наведения нстрещпеля нли ракеты на нель по метода параллельного сблнже- ження. Выполнение условия (1.4!) означает, что линия визирования ИЦ перемещается в процессе наведения параллельно самой себе. Вектор относительной скорости р„н направлен по липин визирования, н истребитель, в принятой относительной системе координат, будет перемешаться по линии ИЦ. При наличии помех вектор рот„, как правило, не будет совпадать с линией ИЦ (рис.

1.Б). Вследствие этого появится ошибка наведения, которая, в свою очередь, приведет к аромаху. В обгцем случае ошибка и соответствующий ей текущий промах будут функциями времени. Если помех нет, то в установившемся режиме наведения текущий промах Л(1) мал по сравнению и макси- бо мально допустимым для данной системы промахом Лм т. е. (1.42) д (г) (< до. Если создаются эффективные помехи, то Л(1) )Ло, (1.43) т.

е. обеспечиваются условия для срыва наведения. Установим зависимость промаха Ь(г) от параметров движения самолета-цели и атакующего истребителя. Величина промаха Л(1) связана с величиной угла а между вектором относительной скорости истребителя (ракеты) и линией визирования следующим простым соотношением (рис.

1.6): Л(1) =Р з(п а. Разложим вектор относительной скорости р,„, на две составляющие. Одна из составляющих и, направлена по линии визирования, а вторая г, перпендикулярна к ней. Используя связь линейной скорости и. с радиусом 0 и угловой скоростью ы=е, получим ср Ое зйг и=— гат аотн (1.45) Помехи, создаваемые системе радиоэлектронного управления, в принципе могут двояким образом влиять на изменение текуцгего промаха Л(1). Во-первых, непосредственно, путем изменения измеренного значения угловой скорости линии визирования е, во-вторых, с помощью изменения параметров собственного движения (маневр цели) при подавленной помехами радиоэлектронной системе управления (имеется в виду разрыв контура наведения помехами на некоторое время).

Формула (!.46) служит для определения текущего промаха (рнс. !.6), т, с, минимального расстояния, на котором истребитель пройдет от цели, если начиная 4" 5! Подставляя (1.45) в (1.44), находим искомую формулу для текущего промаха (17): (1.46) с данного момента 1 имеет место равномерное и прямолинейное движение цели и истребителя (ракеты). В реальных условиях под воздействием помех и маневра величины е, О, р„„не будут оставаться постоянными. Поэтому действие помех и маневра приведет к некоторому интегральному эффекту, который может быть оценен следующим образом. За время й промах Л(1) изменяется на величину аУЬ (1) .= Ь (1) тй, (1.47) Соответственно изменение промаха за время 1 (накоп- ленный за время ! промах при условии, что при 1=0 Л !1) =О) будет составлять Л = ~ д (1) 71 о (1.48) Продифференцнруем уравнение 1!.40) 205е+ т!зт т0то т (1.49) отн „З отн где м — угловое ускорение; 21)е — ускорение Кориолиса; т9 м+ 277м= 1',т, (1.50) 1, — составляющая ускорения истребителя (ракеты), перпендикулярная лпшщ визирования цели (рнс.

1.?). С учетом (1.50) п (!.46) выражение для Л запишется в виде ГЗ!и боота (1.51) о т оотн ЫЬ(1)= '" Л. т'отн (1.52) Можно представить, что !1,53) 52 Если о„н =сонэ! и о„н,= ооон =О, где отвм — скорость сближения истребителя и самолета-цели, то где 1 — текущее время; В, — начальная дальность наведения. Подставляя (1.53) в (1.52), получим (1,54) СИ (г) = 1п(г — г) с(г, Здесь 1„= — — время наведения. Ра Сати Если относительная скорость и„, переменив во времени, то для определения промаха необходимо восполь- Рис. 1.7. Векторная диаграмма скоростей и ускорения, порождающего промах прн наведении истребителя. зоваться уравнением (1.51), которое в этом случае при- водится.к виду с( (хао„„) = сз)„~Й.

(1 г5) Отсюда гл Ьо„„,— Ьо„т„,= ~ П)„гИ. о Во многих случаях в результате действия помех истребитель или ракета будут двигаться с максимальной перегрузкой 53 1и маке — лмакей' = сопз1, где и, ак,— Максимально допустимая перегрузка; д — ускорение силы тяжести земли. Найдем промах Л, накопленный за время действия помехи и йп ~1 — ) )п (им и) и(и е (1,56) или Бег Ь„= — 1„1- = 1„ и и 2 " г "еин (1.58) Формула (1.58) позволяет также найти промах, выбираемый за время самонаведения: 1 г ! .

дг йи — е !и ин — ~ lн и е ет (1.59) где й„— время самонаведения; 0 — дальность до цели в момент окончания наведения; о„н — скорость сближения истребителя и цели. Очевидно, что помехи РЭС наведения истребителя или ракеты будут аффективны, если Л„)йе, т, е, порождаемый ими промах Л больше промаха Ле, выбираемого за время самонаведения. Количественной мерой эффективности в зтом случае может быть результирующий промах а ='Ь„' — Ь,. (1.80) В случае наведения истребителя атаку можно считать сорванной, если промах Лн будет выбираться в самом конце самонаведения и у летчика не останется времени для завершения атаки (осуществления пуска ракет или стрелибы из пушек), т. е. можно считать, что атака 54 гак = ов+1игн(н — 2 !яг„, (1,57) где д, начальный промах, имевший место до воздействия помех.

Если начальный промах досгаточно мал (Ь, ~ Ьм) и 1„=1н, то истребителя сорвана, если выполняется условие а=()„— Ь,= О. (1.61) Для случая ЗУР атака считается сорванной, если а =„'܄— Ь, ' » т(„, (1.62) где (с — радиус поражения управляемой ракеты. Радиус поражения ас зависит от типа управляемых ракет, их боевой части, от относительного расположения цели и центра взрыва и т. д. (151. Пример подсчета промаха Будем с щтатгь что в результате действия помех контур наведения разорван на время 1„ Если цель после разрыва контура движется равномерно и прямолинейно, то существенного промаха может не накопнтьсн, сслн Рис. 1.8.

Определение составляющей атно. сительного ускорения, порожда!ощей про- мах прн маневре цели по скорости. в момент разрыва контура бортовая антономная система навигации «запомнит» положение упрежденнон точки н с достаточной точностью выведет в нее истребитель. Поэтому имеет смысл оценить промах в случае, когда цель осуществляет маневр по скорости илн направлению. Пусть, например, цель (рис ! 8) осуществляет маневр по скорости (в момент разрыва контура она йачинает днигаться с ускорепием 1,).

Определим нормальную к линии визирования цели составляющую !' Из рпс 1Я („— — /, з!п д. (1.63) 88 О Подставляя (1.оз) в (1.58) и полагая — /а соа Ч((о„„полуг'отм чнм выражение для промаха, накаплнваемого эа время действия помехи (я=1„: 1 ал о 1г т„а(п Ч . 2 ° (1.64) Оценка эффективности помех по изменению вероятности наведения Приведенные выше формулы для промахов дают достаточно падежные с точки зрения оценки РПД результаты, если полученные по ним значения промахов намного превосходят средние и среднеквадратические значения промахов, порождаемых собственными динамическими н флюктуационными ошибками систем наведения.

При действии на радиоэлектронные средства систем наведения многие виды помех приводят к значительному увеличению случайных ошибок. Соответственно будут случайны и промахи. Выше было указано, что в качестве оперативно-тактического критерия эффективности помех, действие которых приводит к образовангпо случайных ошибок, целесообразно принять изменение величины вероятности дальнего наведения Рдв=Р,. Для того чтобы в общем случае иметь возможность оценить изменение вероятности наведения Р„ в условиях помех, вызывающих случайные ошибки радиоэлектронных средств (РЛС наведения, радиолинии управления), необходимо знать закон распределения ошибок (промахов) и его параметры.