Н. Ф. Николенко. Основы теории РЭБ. М., Воениздат, 1987 (1083410), страница 35
Текст из файла (страница 35)
Время полета снаряда ус рассчитывается по уравнениям внешней баллистики с учетом характеристик снаряда (начальной скорости )Уо, коэффициента лобового сопротивления с„ снаряда, атмосферного давления и т. д.). В эти уравнения входят также текущие значения дальности (гц(1), углов визирования цели и их производных. 3 р б В (1) ' с РЛС АСЦ (ЗСК) позволяет определить скорость движения цели Лц (5) соа тц Таким образом, объектами РЭП РЛС АСЦ ЗСК являются системы АСД и АСН. Для снижения точности огня ЗСК нсобходимо подавить или заставить работать с о5нибками системы АСН или ЛСД РЛС, Определение значений ошибок измсре5ни координат цели, приводящих к снижению вероятности ее поражения на заданную величину, возможно только путем моделирования. При этом требуемые значения ошибок зависят от дальности стрельбы, ракурса цели и т.
д. Поэтому процесс моделирования должен проводиться с учетом реальных условий ведения стрельбы. В РЛС АСЦ ЗСК в качестве объекта подавления может рассматриваться любая из систем АСЦ. Поэтому выбирается та система, подавление которой достигается наиболее просто. Обычно такой системой является система АСД. Для подавления системы АСД широко применяются агстггвп5яс шумовые и уводящие по дальности помехи. Возможно создание помех система.г А .
а АСН. РЛС АСЦ ЗСК являются относительно слабо защищенными от радиоэлектронных помех. Для устранения этого недостатка все современные ЗСК комплектуются ридом дублирующих технических средств: оптическими или телевизионными визирами, визирами, работающими в ИК-диапазоне, оптическими дальномерами. Задачу подавления систем управления ЗСК следует рассматривать как комплекснуго, включающую подавление РЛС АС55 дулирующих измерителей координат. 1012 Системы самонаведения ракет ПВО Все соврсмснньге самонаводящиеся ракеты ПВО (ЗУР и <воздух — воздух») используют для наведения на цель так называемый метод пропорционального наведения. В соответствии с этим методом на рули ракеты в кагкдой пз двух плоскостей управления подаются сигналы, пропорциональныс величине сь = г ь а (' с басри Гор (10.1) где № — постоянный коэффициент, выбираемый из условия устоичивости ракеты (его выбирают в интервале значений 3<№<5); $',ба=г0ц — скорость сближения ракеты с целью; 5Р~ ц — угловая скорость линни визирования в соответствующей плоскости управления, измеряемая следящим угломером; ӄ— нормальное ускорение ракеты в этой же плоскости, измеряемое акселерометром.
Таким образом, для подавления систем самонаведения ракет могут и должны создаваться помехи системе углового сопровождения целей вли, как ее часто называют, системе автоматического сопровождения целей по направлению (АСН), а также каналу измерения скорости сближения (1' ая). В качестве последнего в системах с непрерывнымп и квазинепрерывными сигналами подсвета цели используется система сопровождения целей по скорости (АСС), а в РЛС с импульсными сигналами — система автоматического сопровождения целей по дальности (АСД). 10.1.3. Системы наведения ЗУР с командным управлением Большинство современных ЗРК с командным управлением для наведения ракет используют трехточечный метод параллельного сближения.
Этот метод требует, чтобы в процессе наведения линия ракета — цель перемещалась в пространстве параллельно самой себе. Показано, что при наведении по этому методу на рули ракеты в каждую из плоскостей наведения подаются команды управления 'тс=й!=Вр(тр ~я) Фи тяр) (7о — ~р ). (10.2) Здесь йс — величина текущего промаха ракеты (линейное отклонение ракеты от линии пункт управления — цель); срц, тров УГЛОВ1ЯЕ КООРДИНатЫ ЦЕЛН И РаКСтЫ; Йш Ор — ДаЛЬНОСтИ ДО ЦСЛИ и Ракеты; сро — Установочный Угол а момент пУска Ракеты. Подавление системы АСД РЛС АСЦ делает невозможным реализацию метода параллельного сближения при цавсдспнп ЗУР.
В этом случае система управления ЗУР переходит на наведение ракеты по методу совмещения (рис. 10.2). В соответствии с методом совмещения на ракету передаются в каждой из плоскостей управления команды управления, пропор- циональные величинам текущего промаха: Ас= (т Г1 (три — срр). Углы ~рц и срр измеряются системами АСН РЛС сопровожде- ния цели и ракеты соответственно. Дальность до ракеты Ор, как правило, не измеряется, а про- граммируется в соответствии с уравнением Е~Р (1) = Гтр1, где 1 — текущее время, отсчитываемое от момента пуска ракеты; Ур — сРеднЯЯ Расчстнаа с1гоРос1ь полста Ракеты. Таким образом, для нарушения функционирования систем ко- мандного наведения з ия ЗУР можно подавить системы АСН или АСД РЛС сопровождения пели или систему АСН сопр— вождения акеты.
РЛС сопровождения ракеты работает по сиг- налам, ретранслируемым ответчиком, установленным на ракете. Приемник этой, ка " РЛС как правило, выполняется с малой чувствипо авить ес нс представляется возможным пз-за по те атчика помех. чрезвычайно высоких требований к мощности передатчика пом систские АСН РЛС сопровождения цели созда- Допустим, что систские ны помехи, пРивОдя1Цие щ к появлению систематической ошибки измерения угла величиной А<ри. '!'огда ракета пролетит мимо це- ли с конечным промахом А= Ь= Окбсри. Считается, что цель нс будет поражена, если промах ракеты превысит радиус поражения ее боевой части го . ' аким образом, для 1Гсключения поражения цели необходимо обеспечить создани- ем помех ошибку =»3г „1'0к.
Н, подавления системы управления ЗУР с коапример, для мандпым уп м управлением ЗРК «Найк-Геркулес» (ги,= м) п — хо. имо создать о стреле б „ цели на дальности Ви= 100 км иеобх д тЛС АС ошибку в измерении угловой координаты 1 Ц Л р..~0,1'. Как видно нз этого примера, требования к помехоустойчивости системы АСН РЛС ЗРК с командным управлением весьма высокие. Ркс. 10.2. Гсомстряяссккс соотиошеияя иаасдсиия ракеты ио катоду соамсщсияя 10.1.4. Прицельные комплексы истребителей-перехватчиков Уравнения прицеливания ИП отличаются от уравнений прицеливания ЗСК тем, что в пих учитывается движение пункта управления (самолста).
Прн пуске ракеты «воздух — воздух» ИП 183 "(>глох бсгбГП1П г' Юп Рпшпх О,б-0,7 О 184 185 должен занять такое положение относительно пели, при котором пущенная ракета, ориентированная вдоль продольной оси самолета, вышла бы одновременно с целью н расчетную (наивыгоднейшую) ТВ (рис. 10.3).
РЛС АСЦ ИП измеряет координаты и параметры дни>кения цели, На основании измерснных данных и баллистических характеристик ракеты вычислитель определяет положение продольной оси самолета х„при котором пущенная ракета без маневра одновременно с целью достигнет ТВ, т. е. рассчитывает угол при- Рис, !0.3. Геометрические соотношения нри самонаведения истре бнтеля цсливания ф . При этом для ракеты сущестнуют ограничения по максимальной Ошах и мицнма.ниной дальностям Рвнв.
Для пуска ракеты в наивыгоднейшую ТВ необходимо непрерывное измерение дальности, угловых координат н параметров движения цели. Однако в точку пуска (ТП) истребитель может выйти и с некоторой угловой ошибкой Агудош После пуска УР система управления за время 1в «выберет» (сведет к нулю) ошибку прицеливания Агу, если она не пРевышает допУстимой величины (ф(Ье>д, ), Характер зависимости Афд,„от дальности пуска Й„показан на рис.
!0.4. Повышение требований к точности прицеливания прн малых дальностях объясняется тем, гго у ракеты остается мало времени для устранения начального промаха, а при больших дальностях тем, что выбор начального промаха снижает дальность управляемого полета ракеты, так как при отклонении рулей растет лобовос сопротивление ракеты и, следовательно, быстрее падает ее скорость, Требования к ошибке измерения угловых координат цели и их производных, обусловленных действием помех, неоднозначны.
Обычно Афдси ах(7 —:15'„Агвдо „к,=З вЂ”;7'. Однако отсюда не следует, что помехи каналам АСН будут неэффективны. Хотя ошибки измерения углов для всех видов помех Аф,(фсз Рис. 10.4. График допустимых значений угловых ошибок прицеливания истребителя при пуске саконаводяшихся ракет (гр,,— ширина ДНА РЛС), пуск ракет может оказаться невозможным и при сравнителшю малых ошибках измерения углов. Угол прицеливания относительно линии ИП вЂ” цель рассчитывается по формуле фу= Рц(Р. Если ошибка измерения угловой скорости цели равна Ьср,ш, то ошибка в прицеливании будет иметь величину Ьфт = ххгкдп~а. Пуск уР будет запрещен при Ьфш ~ытдо / в. Прй Аф „=15 и 1р — — 20 с пуск ракеты будет невозможен при Дсрцд) 1,5'/с.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
