Неупокоев Ф.К. Стрельба зенитными ракетами (1991) (1152000), страница 43
Текст из файла (страница 43)
Для встречи ракеты с целью в точке в Рис тп. Зона поражения ЗРК необходимо произвести пуск ракеты при нахождении цели в точке в'. Если цель пересекла ближнюю границу зоны пуска, то ее обстрел в зоне поражения уже невозможен н т. д. На рис. 7.2 наиболее характерные точки зоны пуска соответственно обозначены буквами а', б', в', г', д'. Размеры зоны пуска и положение ее границ при заданных границах зоны поражения и полетных временах ракеты зависят от скорости и траектории цели. Положение границ воны поражения в обшем случае определяется большим количеством факторов, связанных с харак- 222 теристиками комплекса, условиями стрельбы и характеристиками воздушной цели. Основными факторами являются: летно-баллистические и маневренные возможности ракеты; параметры контура управления и метода наведения ракеты; Уп тра а а Рнс.
7.2. Вертикальное сечение аон поражения и пуска характеристики боевого снаряжения ракеты (боевой части и неконтактного взрывателя); возможности радиолокационных средств по сопровождению целей; летные характеристики, эффективная отражающая поверхность и уязвимость воздушных целей; условия стрельбы (наличие помех, маневра цели) и др.
Факторы, определяющие положение верхней и дальней границ зоны поражения Положение верхней и дальней границ зоны поражения определяется такими значениями высоты и дальности точки встречи, при которых эффективность стрельбы по цели не ниже заданной. Вероятность поражения цели одной ракетой есть функция ошибок наведения ракеты и характеристик условного закона поражения цели. Следовательно, для того чтобы определить положение верхней и дальней границ зоны поражения, необходимо в первую очередь рассмотреть уел овия нормального процесса наведения ракеты на цель. Параметры движения цели и принятый в комплексе метод наведения ракеты на цель при заданных начальных условиях пуска и скорости ракеты гп(() определяют требуемую траекторию полета ракеты. Кривизну требуемой траектории можно характеризовать величиной нормальных перегрузок, которыми должна обладать ракета для осуществления втой траектории.
Потребные перегрузки, обусловленные 2бЗ где и,— весовая составляющая потребной перегрузки", птг — перегрузка, расходуемая на компенсацию продольного ускорения ракеты (в системах самонаведения); пэ — потребная перегрузка для отработки флюктуационной (случайной) составляющей команды управл Итак, необходимым условием нормального наведения кеты иа цель является лтвсп ~)л етр где п,р и,+па+иге+па. Нарушение условия (71) приводит к возрастанию промаха ракеты.
По физическому смыслу нарушение этого условия означает, что коэффициент усиления ракеты пгаспя ~ гзмаа ения. ра- (7.1) а следовательно, н коэффициент усиления разомкнутого контура управления ракетой при действующем входном воздействии на контур оказывается малым н не обеспечивает отработку параметра рассогласования, т. е. движение ракеты по требуемой траектории. Входное воздействие в общем случае содержит не только составляющую, обусловленную движением цели, но и достаточно высокий уровень случайных возмущений. Поэтому при рассмотрении условия нормального наведения ракеты учитываются ие только потребные кинематические и компенсационные перегрузки, но и флюктуационные.
Возьмем некоторую условную траекторию наведения 7.р [рис. 7.3) и рассмотрим характер изменения располагаемой н потребной перегрузок ракеты при ее движении по этой траектории. Если упр,)вляющие силы по своей природе являются аэродинамическим~, то располагаемая перегрузка зависит от 254 методом наведения и характером движения цели, принято называть кинематическнми и„. Реальная маневренность зенитной управляемой ракеты характеризуется располагаемыми перегрузками пг„, т.
е. нормальными перегрузками, которые можно получить на ракете при максимальном отклонении рулей (максимальной величине команды). Соотношение потребных н располагаемых перегрузок. Нормальное наведение ракеты на цель возможно только в том случае, если располагаемые перегрузки ракеты превосходят потребные кинематические на некоторую величину Лп пр. а — и„. Величина Лп необходима для компенсации силы тяжести, продольного ускорения ЗУР и флюктуациониой (случайной) составляющей команды управления: Ьп и,+им+не, го лгаеии Рнс.
7Л. Досягаемость ракеты по соогношенн~о распо- лагаемой н потребной перегрузок шается примерно пропорционально изменению плотности воз- духа. ема ла а мал ч ага " ги Ъ - бИ ~ ~ан ~~ лг аг Ъ м ь Ра е а е а !е м га Лмсагла, лаг Рнс. 7А. Иамененне плотностн н лаалення н ааанснмо- стн от аысоты Изменение плотности н давления стандартной атмосферы с изменением высоты показано на рис. 7.4.
Зависимость скорости полета ракеты от времени может быть различной, но ее характер определяется некоторыми 255 скорости ракеты и плотности воздушной среды. С увеличением скорости располагаемая перегрузка ракеты при прочих равных условиях растцг, с увеличением высоты полета умень- / й общими требованиями, которые должны выполняться. Рассмотрим основные из них. 1. Высокая средняя скорость полета ракеты до точки встречи в 1 Р.ер = г,~ ( р (г) Ж. 1 в о где 1 — полетное время ракеты до точки встречи. Это требование необходимо для обеспечении мииималь- 1 ного времени занятости комплекса при обстреле цели, т.
е. повышения его огневой производительности, снижения по- ' с требной дальности действия радиолокационных средств, снижения возможностей выполнения обстреливаемой целью противоракетного маневра и т. д. Так как встреча ракеты с целью в пределах зоны поражения возможна на различных дальностях, то требование полу. чения максимальной средней скорости за счет полного использования запаса топлива может обусловливать регулирование тяги двигателя в зависимости от дальности стрельбы. 2.
Быстрый разгон ракеты на начальном участке полета, что обеспечивает: возможность наклонного старта ракеты, в том числе и при малых углах к горизонту; уменьшение рассеивания ракет на начальном неуправляемом участке траектории и, как следствие, уменьшение на. чальных ошибок прицеливания (ошибок начального рассо. гласоваиия); быстрое достижение скорости, при которой аэродинамиче. скис органы управления становятся эффективными (при этом управление начинается, как правило, уже при сверхзвуковой скорости); сокращение полетного времени ракеты до точки встречи при заданном значении максимальной скорости. Быстрый разгон ракеты, как правило, достигается бла.
годаря использованию стартовых двигателей, создающих большую силу тяги, или двухрежимных двигателей. После отделения ускорителей вторая ступень ракеты продолжает полет под действием значительно меньшей силы тяги маршевого двигателя.
На графике, показанном на рнс. 7.б, отмечены три участка: 1 — участок разгона ракеты, т. е. ее полета со стартовым ускорителем; 2 — полет ракеты с работающим маршевым двигателем, обеспечивающим дальнейшее повышение скорости; 8 — полет ракеты на пассивном участке траектории, на котором скорость под действием лобового сопротивления и силы тяжести падает.
Характер изменения располагаемой перегрузки вдоль условной траектории наведения ракеты показан иа рис. 7.3, Очевидно, на пассивном участке траектории (начиная с точки А) во всех случаях стрельбы маневренность ракеты падает. Так как располагаемая перегрузка примерно пропорциональна скоростному напору, го характер ее изменения на активном участке траектории зависит от высоты обстреливаемой цели (наклона траектории), величины скорости и (7р.с Рйс Рнс. 7Л. Воаморкнмя графнк завнснмосен Ур щ продольного ускорения ракеты.
Плотность атмосферы с уменьшением высоты падает очень быстро. Так, например, на высоте 20 км она равна 7,25% плотности атмосферы на уровне моря, т. е. уменьшается в 14 раз. Для компенсации этого падения плотности скорость ракеты после сброса ускорителей должна возрасти примерно в четыре раза. Поэтому при обстреле высотных целей уменьшение маневренности ракеты из-за падения плотности воздуха ие всегда представляется возможным компенсировать увеличением скорости ракеты нз активном участке траектории. Итак, с некоторого момента полета ракеты по траектории наведения располагаемые перегрузки начинают уменьшаться. Положение точки траектории, соответствующей этому моменту (точка В на рис.
7.3), зависит от наклона траектории и летно-баллистических характеристик ракеты. На малых высотах располагаемые перегрузки могут ограничиваться предельно допустимыми, исходя из условий прочности ракеты. Площадь крыльев выбирается применительно к расчетному минимальному скоростному напору воздуха, обеспечивающему при допустимых углах атаки и скольжения требуемую маневренность ракеты при заданных дальностях н высотах стрельбы по воздушным целям. Изменение потребной перегрузки вдоль траектории наведения ьр ракеты зависит от конструктивных параметров ЗРК (метода наведения, параметров контура управления), начальных условий пуска ЗУР и параметров движения цели, в первую очередь от скорости, высоты и курсового угла цели. Поэтому дальняя и верхняя границы зон ы пор а- е '/е9 Ф.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
