Меркулов В.И., Дрогалин В.В. Авиационные системы радиоуправления. Том 3 (2004) (1151999), страница 4
Текст из файла (страница 4)
17.3. МЕТОДЫ НАВЕДЕНИЯ САМОЛЕТОВ И АЛГОРИТМЫ ТРАЕКТОРНОГО УПРАВЛЕНИЯ ИМИ Методы наведения самолетов с СКРУ должны обеспечивать формирование такой требуемой траектории, наведение по которой обеспечивает вывод ЛА к определенному времени в зону уверенного захвата цели хотя бы одной из визирных систем (БРЛС, оптико-электронной станцией (ОЭС), оптическим прицелом и т.д.). В общем случае методы наведения, используемые в СКРУ, должны удовлетворять тем же требованиям, что и методы самонаведения (Э7.2).
При этом наибольшее значение имеет хорошее сопряжение методов наведения СКРУ н используемой в дальнейшем системы самонаведения (ССН), при котором обеспечивается органичный (без существенных переходных процессов) переход РЭСУ от этапа дальнего к этапу ближнего наведения. В свою очередь, такое сопряжение обеспечивается не только методами дальнего и ближнего наведения, но и типом визирной системы, используемой для поиска, обнаружения и автоматического сопровождения целей. Напомним (п. !.4.3) [45], что наибольшую вероятность выполнения дальнего наведения (ДН) обеспечивают радиолокационные визирные системы.
Кроме того, прн прочих равных условиях БРЛС обеспечивает в любых метеоусловиях наибольшую дальность захвата цели на автосопровожпение, предопределяя тем самым наименее жесткие требования к продолжительности функционирования радиолокационной системы управления (РЭСУ) на этапе самонаведенил. В связи с тем, что на этапе ДН самолет управляется по курсу, высоте и скорости, в СКРУ различают. соответствующие методы наведения. Мето- 17 я у ды наведения по высоте определяют формирование требуемых значений высоты Н, для любого момента времени, обеспечивающих желаемый профиль полета в вертикальной плоскости.
Методы наведения по курсу предопределяют формирование требуемых значений Ч~, курса, обусловливающих желаемую траекторию наведения в горизонтальной плоскости. Методы наведения по скорости обусловливают вычисление требуемых значений Ч, скорости, гарантирующих выход истребителя в район цели к заданному времени. При этом параметры рассогласования, опредевпощие алгоритмы траекторного управления самолетом в режиме ручного управления, формируются по правилам: «3Ч~=Ч~; — Ч; ЛН=Н,— Н; (17.1) уэ'Ч=У,— Ч, (17.2) в которых у, Н и Ч вЂ” текущие значения курса, высоты и скорости.
При директорном и автоматическом управлении параметры рассогласования (17.1) преобразуются в соответствующие алгоритмы управления по законам, рассмотренным в п, 7.3.3 [461. н, н« !в !7.3.1. МетОДы НАВеденид пО ВшсОте Наведение самолетов по высоте осуществляется по определенной программе. Основой программы являются оптимальные законы изменения профиля полета, обеспечивающие безопасный вывод ЛА в окрестности цели за минимальное время с минимальным расходом топлива. Вполне очевидно, что для каждого конкретного случая должна быть своя конкретная программа изменения высоты.
На практике используют Н обычно 4-5 типовых про- грамм, приспособленных к н„ ................ определенным тактическим ситуациям. Вариант обобщенного программного закона 1'и'и! изменения высоты в процессе О 1 «! дальнего наведения истребиРис. 17.6 геля показан на рис. 17.б. Участок 1 отражает изменение высоты в процессе взлета из положения «дежурства на аэродроме», сбор группы, построение в боевые порядки и выход на крейсерские высоту Н„и скорость. Участок !! соответствует полету в экономичном крейсерском режиме. Участки Ш и !Ч характерны для этапа преодолений противовоздушной обороны (ПВО) или облета опасных районов. На этих участках самолет либо совершает полет на малых (сверхмалых) высотах с дозвуковой скоростью (штриховая линия), либо производит набор высоты до статического потолка Н„и осуществляет полет со сверхзвуковой скоростью.
Следует отметить, что первый вариант, как правило, используется, если требуемые значения ж„Н, и Ч, формируются на воздушном ПУ, оборудованном импульснодоплеровской РЛС. Второй вариант чаше реализуется при наведении с наземных ПУ. Участок Ч отображает изменение высоты до значения Н, к моменту выхода в окрестности цели, обеспечивающему наилучшие условия для ее поиска, обнаружения и захвата. 17.3.2. МетОДы нАВБДениЯ НО кУРсУ Среди известных методов наведения по курсу в СКРУ истребите- лями наибольшее применение находят метод маневра, метод перехвата и прямой метод.
При прямом методе, ~ ~ э а ч„п, называемом также методом погони, требуется все время я ц совмещать продольную ось истребителя с направлением на цель (рнс. 17.7). На в этом рисунке точки О, и О„° . а соответствуют положению "' " " —, О истребителя и цели; Ч, и Ч„ ес скорости наводимого самолета и цели; х„, г„и х„ х, — текущие координаты цели и самолета. Из рис. 17.7 следует, что требуемый курс ~р =агс!я ч с (17.3) х„— х где все координаты Х„г, и х„, х, формируются на основании измеренных в РЛС дальностей )7 Д, и азимутов ср„, гр, цели и самолета по правилу: Е„=Дчз[пгр„„х„=~[„сожр„, Е,=Дз[п<р„х,=Д,созгр,.
(17.4) Поскольку этот метод абсолютно идентичен прямому методу самонаведения, то для него справедливы все выводы, сделанные в п. 7.3.! [46). Метод маневра, называемый также методом прямой с разворотом, обеспечивает вывод истребителя в зону обнаружения цели бортовой РЛС, ОЭС нли оптическим прицелом под заданным углом ш„на заданном рас- стоянии О О (рис.
! 7.8). На этом рисунке точки О и О,„соответствуют положению самолета и цели в начале дальнего наведения, в то время как О и О, — в момент его окончания. Траектория наведения при этом методе Рис. 17.7 состоит из трех участков: отрезка прямой О„Аь дуги с радиусом К и отрезка прямой АзО,„. Расчет этих участков выполняется по довольно сложным формулам, для реализации которых необходимо оценивать дальности до цели и истребителя, их ази()сс муты и скорости. Кроме того, необходимо знать допустимые радиус разворота и диапазон углов +ср дальность рубежа захвата О,„О, и суммарное время, затрачиваемое на вывод самолета в точку О„. Достоинством метода является его хорошее сопряжение со всеми методами самонаведения и возможность использования как радиолокационных, так и оптико-электронных визирных систем.
Последнее обусловлено тем, что истребитель выводится на рубеж захвата в ЗПС, в которой ОЭС имеют наибольшую дальность захвата по факелу двигателя. Недостатками метода являются: большое время, затрачиваемое на выход самолета на рубеж захвата, большой расход топлива, что сокрашает время на ведение воздушного боя и ограничения на ракурсы перехвата из передней полусферы (ППС), обусловленные необходимостью вывода самолета в заднюю полусферу (ЗПС).
Метод перехвата представляет собой разновидность метода параллельного сближения. Особенностью является то, что по методу параллельного сближения наводится не сам истребитель, а некоторая фик- Х, О тивная точка А, расположена Ха ная по вектору скорости Ч, ! у, на расстоянии Д, захвата Да цели бортовой визирной системой (рис. 17.9). Это О„ Д означает, что в процессе дальнего наведения прямая и АО„перемешается парал- Д,' лельно самой себе. Такой уа 1 прием обеспечивает нахож- ~ Оа денис истребителя в точке О,„ на рубеже захвата Д, в от момент, когда точка А а «встретится» в упрежденной Рнс. ! 7.9 точке встречи О, с целью. Рис.
17.8 Оаа са 20 Используя координаты цели х„, г„и самолета х„х, и учитывая, что упрежденная дальность Д„равна сумме Д, и расстояния О,О,„, пролетаемого истребителем за время наведения 1„, получим систему уравнений: (хйхс)з!пц~т+ (хч хс)соац/т= Дт — Чч1нсоз(~!ун ~рт)! — (г„— г,)созця, + (х„— х,)в!пцю, = Ч„1„з!п(цг„— ~р,)„ (17.5) Д,=Д,+Ч,!. с тремя неизвестными у„з„и Д„. При получении (17.5) полагалось, что цель и истребитель движутся равномерно и прямолинейно со скоростями Ч„и Ч, и курсовыми углами щ и у, соответственно. Решая эту систему при условии, что прямоугольные координаты определяются по правилу (17.4), вычисляют у„з„и Д„.
Достаточно просто решение системы (17.5) получается при условии, что истребитель наводится на встречных либо догонных курсах. В такой ситуации с учетом (17.4) из (17.5) можно получить [43): (17.6) где Дц-Дс-Лз (17.7) Ч„+Ч, Из (17.6) и (17.7) следует, что для реализации метода перехвата необходимо оценивать дальности и азимуты цели и истребителя, а также скорости Ч„и Ч, и курсовой угол цели у„. Последнее требует достаточно длительного сопровождения цели. Основными достоинствами метода перехвата являются: высокая экономичность наведения, обусловленная наведением в упрежденную точку практически по прямолинейной траектории; обеспечение заданного рубежа перехвата прн любом ракурсе наведения. К недостаткам метода следует отнести: невозможность сопряжения с прямыми методами самонаведения при перехвате цели в ППС; отсутствие фиксированного ракурса атаки в момент окончания дальнего наведения, что оказывается неудобным для дальнейшего применения визирных систем различной физической природы.
Так, например, применение этого метода делает затруднительным использование ОЭС, поскольку ее дальность захвата в значительной степени зависит от ракурса перехвата. 21 17.4. МЕТОДЫ НАВЕДЕНИЯ РАКЕТ И АЛГОРИТМЫ ТРАЕКТОРНОГО УПРАВЛЕНИЯ ИМИ Поскольку в процедуре наведения ракет с помощью СКРУ одновременно принимают участие три объекта: пункт управления, ракета и цель, то методы, используемые для управления средствами поражения, называют трехточечными. Среди этих методов, как и среди двухточечных, рассмотренных ранее, можно выделить две разновидности: методы прямого наведения и методы наведения с упреждением. Первые используются для наведения ракет «в-п» с самолета-пункта управления на неподвижные или малоподвижные наземные цели. Вторые могут использоваться для наведения зенитных ракет «земля-воздух» на высокоскоростные движущиеся объекты, скорость которых сравнима со скоро- гс стью полета ракеты.
С Ниже основное внимание будет Х0 уделено разновидностям прямого меток да, называемого также методом совмей, щения, либо наложения (накрытия). Суть этого метода состоит в том, что Р линия СР визирования самолет-ракета (рис. 17.10) должна все время совмешаться с линией СЦ визирования цели. Рис. 17.10 Из рис. 17.10, иллюстрирующего про- цесс трехточечного наведения в вертикальной плоскости, видно, что при идеальном наведении угол к„ визирования ракеты должен быть все время равным углу е визирования цели. Аналогичное равенство е .=е можно привести и для горизонтальной плоскости. Тогда, в общем случае (для вертикальной и горизонтальной плоскостей), в качестве параметра рассогласования могут быть использованы величины Ав,г~цв,г крв,г.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
