Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 2 (2003) (1151998), страница 65
Текст из файла (страница 65)
При комбинированной системе управления ракетами с ПАРГС захват цели выполняется на траектории. Это связано с тем, что в ракетах с комбинированными системами на начальных участках траектории применяется автономное или командное наведение, а самонаведение осушествляется лишь на конечном участке. 348 В такой ситуации дальность самонаведения определяется дальностью захвата цели РГС. В ракетах с ПАРГС самонаведение начинается лишь после удаления ракеты на некоторое расстояние от самолета — носителя.
Тем самым снижается влияние СПЦ, формируемого на истребителе, на аппаратуру ПАРГС. Поскольку это расстояние обычно невелико, можно считать, что максимальная дальность действия РЭССН обусловлена дальностью Д, захвата поражаемой цели БРЛС истребителя. Однако такое утверждение справедливо лишь при пуске ракет с ПАРГС на больших высотах. На малых высотах максимальная дальность действия ракеты по-прежнему будет ограничиваться значением ~~. Под баллистической дальностью понимается расстояние, которое способна пролететь ракета от старта до того момента, когда ее скорость сближения с целью станет равна минимальной скорости Чр,„, при которой еще срабатывает радиовзрыватель. Уменьшение скорости обусловлено использованием в ракетах ив — в» двигателей стартового или импульсного типа.
Ограничение скорости снизу значением Чр,„,„ объясняется тем, что радиовзрыватели селектируют цель по доплеровской частоте, которая однозначно связана со скоростью сближения [47]. В общем случае Да увеличивается с возрастанием высоты, так как при этом уменьшается плотность воздуха, и с увеличением скорости сближения, приводящей к повышению доплеровской частоты и тем самым Да на встречных курсовых углах цели.
Рост угла атаки самолета-носителя в момент пуска ракеты приводит к увеличению ее лобового сопротивления, а соответственно, и к уменьшению Дь Увеличение ошибок прицеливания вызывает уменьшение Да, так как часть времени полета и кинетической энергии ракеты затрачивается на вывод ее на требуемую опорную траекторию. На малых высотах, как правило, Да<Д.,„, поэтому Д, „„=Дь В то же время иа больших высотах Да>Д,„, поэтому Д, „=Д„„.
Минимально разрешенная дальность Дим„пуска ракет «в-в» определяется наименьшим временем вывода ракеты на требуемую траекторию при заданных ошибках прицеливания. Значения Ди„,„качественно зависят от ошибок прицеливания, высоты и скорости сближения ракеты с целью, так же как и Дь Наименьшие значения Др„„„ограничены снизу минимальной дальностью Д„ы„вывода истребителя из атаки. В первом приближении можно рассчитать требуемое значение Д„„,„, используя рис.
16.1, на котором показано взаимное расположение в горизонтальной плоскости ракеты Р, движущейся со скоростью Ч, и цели Ц, перемещающейся со скоростью Ч„. При этом будем полагать, что выполняются следующие условия: ракета наводится в упрежденную точку встречи В с небольшой первоначальной ошибкой прицеливания 9; 349 М скорости ракеты и цели за время наведения 1„не изменяются; тц траектория полета ракеты в процессе устранения ошибки о представляет дугу РВ окружности с радиусом К; в процессе наведения ракета развивает максимально возможные боковые ускорения )пцак Рассматривая треугольник РЦВ, можно получить равенство Дрмы =РВ'+ЦВ' — 2(РВ)(ЦВ)созс~,.
(16.4) Рне. 16.1 ЦВ=~„Ч„=РВ Ч„)Ч„. (16.5) Кроме того, можно считать, что РВ=2КЧ„. Подставляя (16.5) и (16.6) в (16.4), получаем (16.6) Ч Д,„и=2, Ч, ) гвах (16.7) где учтено соотношение (5.6). Анализ (16.7) показывает, что наибольшие значения Др„,в будут иметь место при перехвате целей на встречном курсе, когда о;-180. Тогда Л„мы =2 Ч 1+ —" Зависимость Д и Д а„от высоты полета и курсового угла цели щ при прочих постоянных параметрах называют зонами возможных пусков (ЗВП). Примерный вид ЗВП для вертикальной и горизонтальной плоскостей показан на рис.
16.2 а,б. На этом рисунке в ЗВП, показанных в невращающейся системе координат, связанной с центром масс О, самолета, можно выделить две характерных области. Для одной из них, соответствующей высотам Н<Нь значения Д определяются 2~. Во второй области прн Н>Н, выполняется условие Д„,. =Д . 350 При малой ошибке и длина дуги РВ мало отличается от длины отрезка РВ, поэтому время полета ракеты будет определяться интервалом 1„=РВ/Чр. Поскольку время полета ракеты и цели до точки встречи В одинаково,то Как было сказано ранее, Д,„зависит от типа используемой РГС.
В ракетах с АРГС дальность захвата определяется соотношением 147] др Д в котором Р„р„— мощность передатчика РГС; Р„„„— реальная чувствительность ее приемника, Ш а„— ЭОП цели, з„. — эффективная площадь антенны, к,. — коэффициент, учитывающий потери в антенне за счет приема сигналов Рве. 16.2 с РСН и потери в обтекателе, Х вЂ” длина волны, сь, — коэффициент, учитывающий затухание радиоволн в атмосфере. Для ракет с ПАРГС дальность захвата Дзгпа 01з (! 6.10) где.Р„рм — мощность передатчика СПЦ; ам и а, — эффективные площади передающей и приемной антенн; Мм и к.„— потери в антеннах за счет обтекателей и приема сигналов с РСН; Д~ — дальность между БРЛС (источником СПЩ и целью на момент ее захвата.
При использовании (16.10) необходимо учитывать две особенности: коэффициент затухания а, следует рассчитывать с учетом распространения радиоволн от БРЛС до цели и от цели до ракеты; при захвате цели на подвеске Д~=Д„„„.. Для ракет с ПРГС (16.11) 351 где Р„и ф— мощность излучения и коэффициент направленного действия антенны цели по боковым лепесткам. В соотношениях (16.9)-(16.11) используются либо импульсная мощность при импульсном СПЦ, либо средняя мощность при непрерывном сигнале. Значения Ры„выбираются в 3-10 раз большими поро- гавай чувствительности.
Это гарантирует реализацию характерной для режима СОЦ высокой вероятности правильного обнаружения. Для приближенных расчетов можно воспользоваться соотношением Д,„=(0,6...0,8)хД,ь„„„„, где Д,вь„,,„— лгаксимальная дальность обнаружения целей с вероятностью правильного обнаружения Р„„=0,5...0,6. 16.2. РАЗРЕШАЮЩАЯ СПОСОБНОСТЬ Разрешающая способность РЭССН характеризует ее возможноспгь выполнять наведение на отдельную цель в составе группы. При этом принимаемые от отдельной цели сигналы будут искажаться сигналами, отраженными от других, близко расположенных целей.
В результате воздействия этих мешающих отражений оценки фазовых координат, используемые в алгоритме траекторного управления, будут формироваться с ошибками, приводящими к увеличению промахов и ухудшению других показателей эффективности РЭССН. Наиболее полнылг количестве>тым показан>алел> раэрегиающей способности является коэфг)гицг>ен>п у,; — Р, ч>Р чг снижения вероятности Р ч поралсения цели в составе группы по отношению к вероятности Рч„(!.!) поражения одиночной цели. Поскольку значение ур зависит не только от показателей РЭССН, но и от состава и геометрии группы целей, то вычислить его весьма трудно. В связи с этим на практике используют более простые частные показатели в виде разрешающих способностей по всем фазовым координатам, которые используются при формировании параметра рассогласования.
Под разрешающей способностью Б. по г-й координате (г =1,п) поншиается лги>гилгальное различие 4=х>,— хл координат хи и хь двух целей, при котором радиосигналы, приходящие от одной цели, еще ле влияют на процесс наведения на втору>о цель. При этом полагается, что все остальные и-! координат этих целей имеют одипаковые значения. Анализ методов наведения, рассмотренных в гл. 7, позволяет говорить о разрешающих способностях по дальности, скорости сближения, углам, угловым скоростям и поперечным ускорениям целей. Если в и-мерный элемент разрешения попадают несколько целей, то результат самонаведения будет зависеть от соотношения интенсивностей сигналов, поступающих от этих целей.
В ситуации, когда интенсивность одного сигнала значительно превосходит интенсивность остальных, самонаведение будет осуществляться на цель — источник наиболее мощного сигнала, поскольку мешающие действия слабых сигналов будут незначительными. При примерно одинаковой интенсивности отраженных сигналов ОУ будет наводиться на «энергетический центр тяжести» группы. 352 Для ССН самолетов с АСЦРО такая ситуация может привести к значительным ошибкам только при наведении на одиночную, например, наиболее опасную цель. Если самолет наводится на геометрический или энергетический центр группы, то недостаточная разрешающая способность БРЛС мало влияет на точность самонаведения. В этом случае влияние плохой разрешающей способности самолетных РЭСУ проявляется лишь в ухудшении точности ЦУ ракетам. Если при этом цели разрешаются РГС, то низкая точность ЦУ приводит к уменьшению дальности полета ракеты за счет необходимости устранения больших первоначальных ошибок пуска.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
