Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 2 (2003) (1151998), страница 16
Текст из файла (страница 16)
В случае их расхождения, ИВС осуществляет выработку вектора параметров рассогласования Ьгя и производится коррекция траектории полета для возвращения ПКР на заданную траекторию или на одну из кратчайших траекторий, обеспечивающих сближение ПКР с ОВПЦ. Координаты вектора х,.„а измеряются бортовой САД, входящих в ИВС, которые представляют собой совокупность измерителей различной физической природы координат собственного движения ПКР.
В общем случае в САД формируются оценки: трех углов ориентации — тангажа б, курса ы и крена у и их производных юв, юч, оз„; трехмерных векторов собственных ускорений ]'=[)„], 3„] н скорости Чр = [Ч„,. Ч„„Ч„»), где индексы «г», «в» и «п» соответствуют горизонтальным, вертикальным и продольным составляющим; высоты Н; углов атаки а и скольжения )3. 78 В современные и перспективные САД ИВС ПКР включаются датчики параметров собственного движения различной физической природы, а именно бесплатформенная инерциальная навигационная система (БИНС) н радиовысотомер (РВ). Типовые датчики системы воздушных сигналов летательных аппаратов, такие как датчики воздушной скорости и баровысотомеры не могут быть использованы в ИВС ПКР, так как обладают низкой точностью измерения соответствующих параметров.
Например, баровысотомер по своим характеристикам не может обеспечить полет ПКР на высоте 5 — 10 м. Применение именно БИНС на борту ПКР обусловлено упоминавшимися массогабаритными ограничениями и современными достижениями в технике построения таких систем, обеспечивших их невысокую стоимость и конструктивную простоту. БИНС содержит лазерные, волоконно-оптические или микромеханические гироскопы, либо датчик угловой скорости (ДУС) и акселерометры, жестко связанные с корпусом ПКР. Они измеряют ускорения и угловые скорости, позволяющие с помощью вычислителя определять ненаблюдаемые параметры вектора х,, используемые при вычислении параметров рассогласования.
Датчики САД используются также для осуществления развязки антенны от угловых колебаний ПКР, что повышает точность и устойчивость сопровождения целей по направлению. Основным недостатком инерциальных систем навигации является накапливаемая во времени ошибка местоопределения, величина которой зависит от времени полета. Поэтому при подлете к ОВПЦ необходимо организовать просмотр зоны поиска МЦ не только с учетом ее маневренности, но и с учетом неопределенности положения ПКР, зависящей от дальности полета и накопленной ошибки оценки собственных координат. Например, при дальности пуска 300 км радиус области неопределенности местоположения дозвуковой ПКР в районе цели может составить величину 1 — 2 км, что, естественно, затрудняет решение задачи поражения МЦ.
Эта проблема решается определенными методами коррекции накопленных ошибок БИНС. Кроме этого точность работы БИНС зависит от расположения точки нахождения ПКР на земном шаре, что ограничивает ее тактические характеристики в районах с магнитными аномалиями. Существенным достоинством ИНС является то, что она может вырабатывать навигационные параметры с достаточно высоким темпом, позволяющим отрабатывать случайные угловые эволюции ПКР и обеспечивать ее управляемый полег. Высокая эффективность спутниковых систем навигации для ВТО, продемонстрированная в ходе агрессии стран НАТО в Югославии, привела практически к обязательному включению в состав ПКР аппара- 79 туры СНС, работающей с космической навигационной системой СРЯ/ГЛОНАС. Бортовая аппаратура СНС малогабаритна и позволяет в любой точке Земли определять такие навигационные параметры как текущее трехмерное местоположение ПКР и скорости его перемещения по всем трем осям с высокой точностью, но с низким темпом выдачи навигационных параметров, который не превышает 1 — 5 Гц.
Точность определения вектора фазовых координат ПКР зависит 1191 от количества и взаимного расположения космических аппаратов, находящихся в зоне радиовидимости ПКР. В обычном режиме работы СНС точность определения местоположения ПКР определяется ошибкой 50 — 100 м, а в режиме точного измерения ошибка может достигать 5 — 10 м, скорость измеряется в зависимости от режима со средней квадратичной ошибкой (СКО) 0,3 и 0,1 м/с, соответственно. Высота полета, при этом, как видно из приведенных показателей, измеряется с недостаточной точностью для обеспечения низковысотиого полета над морской поверхностью.
Так как СНС является радионавигационной системой, доступной массовому пользователю, на ее работу существенное влияние оказывают различного рода помехи, и поэтому она имеет низкую помехоустойчивость. Еще одной особенностью является диктат стран, владеющих космическим сегментом СНС, поскольку они могут «отключать» определенные регионы от соответствующего спутникового навигационного обеспечения. Следует иметь в виду также возможность пропадания сигналов спутников, например из-за затенения, и потерю информации на некоторое время. Указанные зависимости качества и надежности работы СНС от многих факторов определяют ее низкий уровень целостности и надежности, что не позволяет использовать ее в качестве основного и единственного источника информации о фазовых координатах состояния такого высокоскоростного объекта как ПКР, являющегося к тому же важнейшим объектом при ведении РЭБ.
В настоящее время во всем мире магистральным путем повышения точности определения навигационных параметров на борту движущегося объекта, в том числе на борту ПКР, является создание и использование интегрированных инерциально-спутниковых систем навигации, в которых комплексное использование данных от БИНС и СНС сохраняет достоинства и в значительной степени снижает влияние недостатков каждой из них !70]. В процессе автономного полета на маршевом этапе в заданных маршрутных точках по командам ИВС, в соответствии с ПЗ, могут осуществляться повороты траектории полета ПКР, рассчитанные заранее 80 для того, чтобы противник не разгадал основное направление удара и не смог организовать интенсивную оборону в этом направлении.
В данном случае также используется метод наведения по заранее рассчитанной фиксированной траектории, хотя она и не прямолинейна. Использование РВ, который обеспечивает на всех этапах полета измерение высоты полета в большом диапазоне и с высокой точностью, позволяет осуществлять полет ПКР над гребнями волн на высоте 5-! 0 м с ошибкой 2 — 3 м, чего невозможно достичь иными способами, например, с помощью баровысотомера, имеющего большую инерционность и обеспечивающего только грубое измерение высоты.
На расчетной дальности от ОВПЦ на маршевой траектории в заданный ПЗ и хранящийся в памяти ИВС момент времени Т„„включается ГСН, входящая в состав ИВС. Величина этой дальности обычно составляет несколько десятков км и зависит от потенциальных возможностей ГСН, типа МЦ и заданной вероятности ее обнаружения. После включения ГСН осуществляет обзор зоны ОВПЦ, поиск и обнаружение находяшихся в ней МЦ. Обзор зоны ОВПЦ и поиск МЦ осуществляется в процессе полета до момента ее обнаружения. Если в осматриваемой зоне обнаружено несколько МЦ, составляющих корабельную группировку, в ИВС по определенному правилу производится анализ принятых ГСН сигналов для классификации, распознавания и выбора из состава группы заданной МЦ, в соответствии с ее характерными признаками, хранящимися в памяти ИВС.
Далее производится захват выбранной МЦ и ее автоматическое сопровождение по всем доступным для ГСН фазавым координатам. С этого момента в РЭСУ начинается этап самонаведения. На входе ИВС присутствует сигнал от цели, несущий всю доступную информацию о ее фазовых координатах, а каналы оценнвання координат цели и нх производных в ИВС на основе информации, извлеченной из радиосигналов, непрерывно формируют требуемые для используемого закона наведения оценки, которые поступают в вычислитель параметров рассогласования ИВС.
Самонаведение ПКР на МЦ в дальнейшем обычно осуществляется со снижением на предельно малую высоту полета около 5 м. Если полет по маршрутной траектории для скрытности происходил на низкой высоте, то для обзора ОВПЦ с большого расстояния в заданной точке траектории ПКР из режима низковысотного полета осуществляет маневр «горка» на заданную высоту, обеспечивающую прямую видимость ОВПЦ.
Далее переход к этапу самонаведения происходит по рассмотренному выше алгоритму. В настоящее время в России и за рубежом в качестве источника первичной информации при контакте с целью на этапе самонаведения, 81 используют датчики различной физической природы, как радиоэлектронные, так и оптикоэлектронные, а также их комбинации. В ПКР большой дальности действия наибольшее распространение получили ИВС, содержащие радиолокационные ГСН, как наиболее удовлетворяющие рассмотренным выше условиям ВП, особенно в части всепогодности и дальности сопровождения целей. Поэтому в дальнейшем будем рассматривать именно их.
В зависимости от способа формирования сигнала подсвета цели, как показано в ч8.2, различают радиолокационные системы самонаведения ПКР с активными, полуактивными и пассивными ГСН. Полуактивные ГСН распространены в основном среди РЭСУ ПКР малой и средней дальности. Пассивные ГСН применяются в противорадиолокационных ракетах (ПРР) при стрельбе как по МЦ, так и по наземным целям, и не имеют существенных отличий по принципам построения, поэтому можно считать, что они достаточно подробно рассмотрены в 88.2. Поэтому в дальнейшем рассмотрим более подробно специфику ИВС ПКР с активными радиолокационными ГСН (АРГС), как нашедшими наибольшее применение в современных ПКР [3).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
