Неупокоев Ф.К. Стрельба зенитными ракетами (1991) (1152000), страница 25
Текст из файла (страница 25)
В этом случае она должна быть выведена на кинематическую (требуемую) траекторию. Вы- Рис. 4ЛО. Этапы пропесса самонаведения ракеты вод телеуправляемой ракеты иа кипематическую траекторию считается законченным, если ее отклонение не превосходит заданной величины. Допустимое значение этого отклонении определяется эффективностью действия по цели боевого снаряжения ЗУР. Участок траектории с момента начала управления до устранения начальной ошибки рассогласования называется учас~ком вывода ракеты на кинематическую траекторию. !1ри рассмотрении возможностей по обстрелу целей на различных дальностях под участком вывода часто понимают участок траектории от точки старта ракеты до получения допустимой ошибки в ее положении.
Участок наведения — это такой участок траектории полета ЗУР, на котором система наведения стремится удержать ракету на кинематической траектории с ошибкой, ие превосходящей допустимого значения. Если цель не маневрирует и ие возникает других причин резкого изменения входного воздействия, то контур работает в режиме, близком к установившемуся, т. е. без переходных процессов. Весь процесс самонаведения ракеты (рис, 4.10) условно можно разделить на три этапа: 1 — этап отработки начального рассогласования; П вЂ” основной этап наведения; 111 †эт резкого возрастания угловой скорости линии ракета — цель (этап неустойчивого движения). Рассмотрим эти этапы на примере наведении ракеты на цель по методу пропорционального сближения. Пусть в момент начала самонаведения угловая скорость линии ракета — цель равна некоторому значению «ре.
Наличие этой угловой скорости говорит о том, что вектор скорости ракеты не направлен в мгновенную точку встречи (начальное значение угла упреждения р„ =0 — ~ро задано неправильно). Контур управления должен ликвидировать начальную ошибку в положении вектора скорости ракеты, т. е. свести к нулю угловую скорость ср линии ракета — цель. Этап отработки начального рассогласования (1) заканчивается обеспечением минимального значения угловой скорости линии ракета — цель, при котором значение мгновенного промаха ракеты не будет превосходить заданной величины. На этапе наведения (П) контур управления обеспечивает слежение с допустимой ошибкой за мгновеннойточкой встречи ракеты с целью, т.
е. стремится поддержать угловую скорость линии ракета — цель близкой к нулю. Продолжительность этапа П зависит от интервала времени между моментами отработки начального рассогласования и встречи ракеты с целью и может изменяться от нуля до максимального значения, обусловленного работоспособностью системы. На этапе Ш (в районе точки встречи) угловая скорость линии ракета — цель возрастает, что приводит в конечном счете к срыву самонаведения. Причиной резкого возрастания угловой скорости является наличие ошибки в отслеживании вектором скорости ракеты мгновенной точки встречи. При резких маневрах цели в контуре управления возникают переходные процессы. Величина ошибки, обусловленной маневром цели, в районе точки встречи зависит от ряда факторов.
Рассмотрим их на примере самонаводящейся ракеты. Маневр цели направлением или скоростью полета приводит к резкому изменению положения мгновенной точки встречи. На вход системы управления поступит сигнал рассогласования, пропорциональный угловой скорости линии ракета — цель. Инерционность звеньев контура управления, и в первую очередь самой ракеты, обусловит запаздывание в отработке входного воздействия, а следовательно, и появление динамической ошибки наведения. Влияние инерционности системы и маневренности ЗУР на точность наведения ракеты на маневрирующую цель иллюстрируется рис.
4.!1. Пусть до некоторого момента времени, принятого за начало отсчета (1=0), цель двигалась равномерно и прямолинейно вдоль горизонтальной оси Я, а вектор скорости ракеты 7р лежал в вертикальной плоскости и был направлен в упрежденную точку встречи Ае. Положения цели и ракеты в момент времени 1=0 соответственно обозначены точками г(о и Ре. Далее предположим, что в этот момент цель мгновенно развила нормальное ускорение йгч, ак.д и начала 153 маневр курсом, двигаясь по дуге 1(е1(в. Положение мгновенной точки встречи стало непрерывно перемещаться. Для устранения ошибки в положении вектора скорости ракета также должна получить некоторое ускорение вдоль осн Х ()рр,= ир,д).
Ввиду инерционности звеньев контура на- Рис. 4Л!. Влияние маневра цели иа точность стрельбы ЗУР ведения ракета разовьет ускорение 1р'р„ с некоторым запаздыванием т. Если время от момента начала маневра до момента встречи невелико, то промах ракеты будет примерно равен 1рввсв 1грв Ив ) 2 или и„,те — и (т, — с)' в 2 (4.6) Перепишем формулу (4.6) в виде ~12 й~ (а т)в~ (4.7) вв Из формулы (4.7) видно, что динамическая ошибка наведения, обусловленная маневром цели, зависит от соотношения перегрузок, развиваемых ракетой 11 целью, ииерципцщ1 сти системы управления, а также от времени начала маневра цели относительно момента встречи.
Вычислив ди„/й, и приравняв производную к нулю, можно определить время 1,=1,,р, при котором (при прочих равных условиях) промах 11 будет максимальным. Это время равно вв.вр и„ 1+— арл т. е. оно определяется инерционностью контура управления и соотношением перегрузок, развиваемых ракетой и целью. Наиболее эффективным является маневр цели, который совершается за несколько секунд до встречи. Выбор параметров контура управления ЗРК, а также вида огня должен производиться таким образом, чтобы снизить влияние маневра цели на эффективность стрельбы.
Изменение метода наведения в процессе полета ракеты к цели приводит к появлению значительной величины параметра рассогласования. Действительное положение ракеты перестает соответствовать требуемому. Ракету необходимо перевести на новую кинематическую траекторию. Если встреча ракеты с целью произойдет до окончания этапа перевода, то сопутствующие переходному процессу возросшие ошибки снизят вероятность поражения цели. Следовательно, изменение метода наведения в процессе полета ракеты целесообразно лишь при определенном значении интервала времени до встречи с целью, который при заданных характеристиках контура управления и параметрах движения цели обеспечивает перевод ракеты на новую траекторию и затухание переходного процесса. Газодинамические возмущения контура, связанные с изменением режима работы двигательной установки, и переход ракеты с активного участка траектории на пассивный, особенно при резком спаде тяги двигателя, в той или иной степени сопровождаются возрастанием ошибок наведения ракеты на цель.
Встреча ракеты с целью на этом участке траектории нежелательна с точки зрения обеспечения максимума вероятности поражения цели. Возможны и другие причины, приводящие к возникновению переходного процесса в контуре управления. 4.4. ФЛ1ОКТУАЦИОННЫЕ И ИНСТРУМЕНТАЛЬНЫЕ ОШИБКИ НАВЕДЕНИЯ РАКЕТЫ НА ЦЕЛЬ Флюктуационные ошибки наведения Флюктуационной ошибкой называется отклонение ракеты от динамической траектории, возникающее вследствие случайных возмущений в контуре управления.
Прнчинамн возникновения случайных возмущений являются: 155 колебания амплитуды и энергетического центра отраженного от цели сигнала; внутренние шумы радиоэлектронной аппаратуры; естественные помехи (отражения от земли, гидрометеорологические и другие факторы); радиоэлектронные помехи, создаваемые противником. Флюктуационные возмущения наиболее характерны для работы измерительных средств системы. Определение координат и параметров движения цели, а также координат ракеты всегда сопровождается такими возмущениями.
Воздушная цель, облученная радиолокатором, становится источником вторичного излучения. При отражении радиолокационный сигнал претерпевает ряд изменений, зависящих от свойств цели. Мощность отраженного сигнала зависит от дальности до цели и ее эффективной отражающей поверхности, частота — от скорости, фаза — от ракурса цели относительно радиолокатора. Эффективная отражающая поверхность каждого типа цели — некоторое статистическое среднее, подверженное заметным флюктуациям.
Флюктуации отраженного сигнала по амплитуде и фазе обусловлены взаимным перемещением цели и радиолокатора, изменением ракурса цели, вибрацией ее поверхностей, изменением условий распространения радиоволн. Характер этих флюктуаций зависит от геометрической формы и размеров воздушной цели, скорости ее полета, состояния атмосферы, несущей частоты радиолокатора я т. п. Таким образом, отраженный от цели сигнал флюктуирует во времени как по амплитуде, так и по фазе. Эти флюктуации проявляются в виде случайных изменений сигнала ошибки измерения углового положения цели, а также дальности. Входным сигналом радиолокационной системы является сумма отраженного от цели сигнала и внутренних шумов приемника.
Внутренние шумы приемника — это в основном тепловые и дробовые шумы. При уменьшении дальности до цели вследствие возрастания мощности сигнала и увеличения соотношения сигнал/шум на входе приемника влияние внутренних шумов уменьшается. Флюктуации принятого сигнала приводят к появлению ошибок измерения координат цели, но практически не изменяют преобразовательных свойств элементов системы управления ракетой.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
