Вакин С. А., Шустов Л. Н. Основы противодействия и радиотехнической разведки. М., Сов. радио, 1968 (1083408), страница 10
Текст из файла (страница 10)
Закон распределения (рассеивания) и его параметры довольно точно могут быть определены с помощью моделирования на ЭВМ процессов наведения в условиях помех. Для ориентировочных расчетов и оценок можно полагать дифференциальный закон распределения промахов по одной координате нормальным (рис. 1.9) где Л вЂ” промах (случайная величина); а — математическое ожидание промаха; оз — дисперсия промаха. Начало координат на рис. 1.9 совмещается с местоположением атакуемого самолета-цели.
Очевидно, что исход наведения будет зависеть от величины промаха в момент перехода истребителя (ракеты) на самонаведение. Если промах Л, в этот момент будет меньше максимального промаха Лз, выбираемого П Рис. 1.9 дпфференциальныйг закон распределения промахов по одной координате. по условиям перегрузок, то наведение можно считать состоявшимся, в противном случае оно будет безрезультатным. Вероятность наведения истребителя Рн может быть определена как вероятность попадания случайного значения промаха Л, определенного в момент перехода на самонаведение, в интервал промахов ( — Л, Ло), выбираемых по условиям перегрузок за время самонаведения е: за Р„= р (Л) с(д, (1.66) Для мощных ракет без самонаведения иа последнем этапе вероятность наведения может быть принята в ряде случаев равной вероятности поражения Р ор.
Цель считается пораженной, если в результате наведения ракета * В общем случае вероятность Р„ следует оценивать как вероятность попадания случайного значения промаха в зллипс, изображенный в картинной плоскоста. гг(ля плоской задачи можно ограничиться рассмотрением попадания Л в интервал, совпадающий с одной из главных осей зтого эллипса. 57 попала в сферу, радиус которой равен ее радиусу пора. жения, а центр совпадает с центром тяжести самолета (цели).
Ограничиваясь рассмотрением наведения в одной плоскости, соответственно получим ян Р„„,= ~ Р(б) б, л где )т'„ — радиус поражения ракеты. В случае ракет, имеющих режим самонаведения, о+я ! Рьм = ) Р(о) пц. ~ ~+яп! Здесь Лч — промах, выбираемый по условиям перегрузки за время самонаведения. Наличие режима самонаведения обеспечивает увеличение радиуса поражения на величину Ьм В общем случае, когда помехи создают и систематические и случайные ошибки, вероятность наведения Р„ в одной плоскости для истребителя определяется по формуле Р„= —,' ~ф~ ' ' ~+Ф;('+,')), (!.88) где а — промах, порожденный систематической ошибкой; к в Ф(~) =- = ( ' г(г ~/"2к,) — табулированный интеграл вероятности Гаусса (интеграл вероятности).
Графически величина вероятности наведения Р, определяется заштрихованной площадью под кривой распределения промахов (рис. !.9). Из формулы (!.б8) видно, что на величину вероятности наведения оказывает влияние как математическое ожидание а, так и дисперсия ох промахов. Если в результате РПД дисперсия а~ остается постоянной, а увеличивается систематическая ошибка — мате- 58 магическое ожидание а, то, как видно из рнс. !.10, вероятность наведения Р„уменьшается. Если при нулевом математическом ожидании действие помех приводит к росту дисперсии промахов, то вероятность наведения Р„также уменьшается (рис. 1.11).
Рис. !.1О. Влияние систенатической ошибки — натематического ожидания проката а на величину вероятности наведения. В более общем случае, когда действие помех приводит к изменению и математического ожидания и дисперсии промахов, увеличение дисперсии может быть нежелательным (рис. 1.12). Рис. 1.11. Влияние днспепсии провалов на вели пину вероятности наведения.
Необходимо подчеркнуть, что описанные выше способы количественной оценки эффективности РПД контуру наведения (промах и вероятность наведения) справедли. вы, если выполняются сделанные выше допущения: 59 — ошибки наведения, созданные с помощью помех, превышают естественные ошибки системы наведения, т. е, пп>) яс, и ))о, 2 2 где ап, а — математическое ожидание и дисперсия я промахов, вызванных помехами; а, и а — математическое ожидание и дисперсия прома- 2 с хов, порождаемых естественнымп ошибками; — наведение осуществляется в одной плоскости. Рпс.
!.!2. Совместное влияние математического ожидания п дисперсии промахов на веля- пп!у вероятности наведения. 1.9. Контур самонаведения Контур самонаведения, как правило, начинает функционировать после окончания дальнего наведения. Самонаведение необходимо для выбора накопившейся за время наведения ошибки. Истребитель !ракета) переходит в режим самонаведения после того, как бортовая РЛС !головка самонаведения) «захватит» цель. Контур самонаведения, так же как и контур наведения, представляет собой замкнутую следящую систему.
В большинстве случаев самонаведение ракет осуществляется по методу пропорциональной навигации (пропорционального наведения), частным случаем которого является метод параллельного сближения. Для формирования командного сигнала при наведении методом бо параллельного сближения необходимо измерять угловую скорость линии визирования и. Один из возможных способов формирования командного сигнала состоит в гиростабилизации в пространстве платформы, на которой установлено радиозвено— бортовая РЛС 1головка самонаведения). Структурная нпарунилая ль ни Рнс. К!3 упрощенная фуннпнопальная снема яонтура самонаведения с тиростаонлнзированной платформой. схема контура самонаведения, в котором формирование команды обеспечивается с помощью гиростабилизации в пространстве платформы, приведена на рис.
1.13 [1б1 Бортовая РЛС измеряет угол ео между осью Ах гиростабилизируемой платформы ГП и направлением на цель АЦ. Этот угол является входным воздействием системы автоматического сопровождения по направленгпо (АСН) головки самонаведения. Платформа ГП стабилизируется в пространстве с помощью силового привода СП, который управляется напряжением исп, снимаемым с ползунка потенциометра Пь Корпус этого потенциометра жестко связан с гиро- б! Рнс. 1.14.
Упрощенная фувкннональная схема контура саыонаведения с иаиерительным скоростным гироскопом. а=О, На практике управляюший сигнал, пропорциональный угловой скорости линии визирования цели, чаще всего формируют с помощью скоростного гироскопа. Последний обеспечивает возможность формирования сигнала, пропорционального производной угла рысканья гр ракеты.
Управляющий сигнал основного контура получается путем сложения сигналов, пропорциональных соответственно производной угла рысканья гр и производной угла ке между осью самонаводящейся ракеты хся и направлением на цель. Бортовую РЛС в атом случае жестко связывают с корпусом ракеты. в2 стабилнзируемой платформой ГП, а его ползунок— с осью гироскопа Г, который задает неподвижную в пространстве линию Ах,.
При наличии рассогласования ~р, между осями Ах и Ахо на потенцнометре П, появляется напряжение и,н, управляюшее положением оси Ах. Таким образом, рассмахс» гс трпваемая система имеет два контура автоматического регулирования: внутренний и внешний. Внутренний контур осуществляет гиростабилнзацию платформы ГП, так что в идеальном случае ось Ах ила 'ь- ~ сА совпадает с неподвижной в пространстве линией Ах, и, л 1кккаагк~"~~ ' В кр следовательно, е„=е.
ка Внешний 1основной) кон- тур замкнут на цель Ц и ия осуществляет слежение за ией. Необходимый для наведения методом параллель. наго сближения командный сигнал и„формируется путем дифференцирования напряжения, снимаемого с потенциометра Пь связанного с антенной РЛС. Следящая система автоматически изменяет направление вектора скорости ракеты ор так, чтобы обеспечить Функциональная схема, поясняющая принцип осуществления системы со скоростным гироскопом, приведена на рис. 1.14, Бортовая РЛС (головка самонаведения) установлена на платформе П, жестко закрепленной на корпусе снаряда.
С выхода РЛС с помощью устройства съема данных СД, имеющего в своем составе дифференцирующее звено, снимается напряжение ир, которое пропорционально производной угла е„ т. е. (1.69) где к — коэффициент пропорциональности. Скоростной гироскоп СГ, установленный на корпусе снаряда, формирует напряжение, пропорциональное производной угла Ч~ между неподвижной в пространстве линией, определяющей начало отсчета углов, н продольной осью снаряда, т. е.
(1.70) где к — коэффициент пропорциональности. Из (1.69) и (1.70) для рассматриваемой системы получим соотношение, определяющее командный сигнал как сумму двух напряжений: (1. 7 1 и„= па+ и = к, а + к ~. При наведении методом параллельного сближения должно выполняться равенство (1.41), которое в данном случае соответствует и„=б. Объектом действия помех в контуре самонаведения в большинстве случаев является приемное устройство бортовой РЛС (головки самонаведения). Активные и пассивные помехи, действуя на контур через приемное устройство РЛС, могут вызвать увеличение случайных ошибок в определении координат и их производных и образование систематических ошибок (детерминированные воздействия). Кроме того, увеличение как случайных, так и систематических ошибок в определении координат может быть обеспечено за счет периодических или случайных перерывов в поступлении информации.
Это достигается с помощью помех, приво- бз дящих к выбиванию плп уводу стробов схем автоматического сопровождения по дальности, скорости и угловым координатам. Достаточно полным оперативно-тактическим критерием эффективности помех радиотехническим средствам контура самонаведения может служить степень уменьшения условной вероятности поражения. Для приближенных расчетов можно оценивать вероятность поражения как вероятность попадания ракеты в некоторую область, представляющую собой во многих случаях сферу, радиус которой равен радиусу поражения данной ракеты, а центр совпадает с центром тяжести самолета (цели). Считается, что попадание ракеты в эту область обеспечивает поражение цели с вероятностью, равной единице, соответственно непопадание в сферу указанного радиуса эквивалентно неноражению цели.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
