Неупокоев Ф.К. Стрельба зенитными ракетами (1991) (1152000), страница 44
Текст из файла (страница 44)
К. Неупапаев .еб! жения рассчитываются применительно к заданной::. скорости движения цели. Маневр цели обусловливаег изменение требуемой траек- ":,, тории ракеты (ее искривление), т. е. определяет величину:,: кинематической перегрузки и,. Кроме того, динамическая:;. ошибка наведения ракеты, вызванная маневром цели, об- :!. ратно пропорциональна величине коэффициента усиления разомкнутого контура управления и, следовательно, тем меньше, чем больше располагаемые перегрузки превосходит потребные кинематические перегрузки. Весовая составляющая потребной перегрузки и„ определяется углом наклона траектории к плоскости горизонта.
Величина флюктуационной перегрузки по зависит от характеристик элементов системы управления и принятого метода наведения. В командных системах телеуправления она растет по мере увеличения дальности стрельбы соответственно росту флюктуационных ошибок. Для определения дальней границы зоны поражения необходимо на траектории наведения йр ракеты (рис. 7.3) провести сравнение располагаемой пр„„ и потребной суммарной и„„ перегрузок. Точка С, начиная с которой располагаемая перегрузка ракеты становится меньше потребной суммарной перегрузки, и есть граничная точка зоны поражения. Таким образом, построение верхней и дальней границ зоны пора жен и я комплекса связано с расчетом семейства траекторий наведения, соответствующих различным параметрам движения цели, с последующим исследованием величины и характера изменения вдоль траектории потребных перегрузок и их сравнением с располагасмыми перегрузками ракеты.
Подобные вычисления сложны и выполняются с использованием моделей и вычислительных машин. На рис. 7.6 условно показаны семейство траекторий наведения для некоторых заданных параметров движения цели и граница зоны поражения, соединяющая точки С~ — Ср. Предполагается, что в каждой из этих точек нарушается нормальное наведейие ракеты по условию просо~рроотр. Задача по определению дальней и верхней границ зоны поражения значительно упрощается, если предположить, что цель не маневрирует, а летит прямолинейно на постоянной высоте.
Такие условия полета цели принимаются для предварительной оценки зоны поражения. Првдварительная оценка позволяет при исследовании влиянии маневра цели на движение ракеты и положение границ воны поражения ограничить объем вычислений и рассматривать только те поло. жения точек встречи, которые находятся в зоне поражения неманеврирующей цели. Соотношение перегрузок прн комбинированной системе наведения ЗУР. Если для наведения ракеты на цель исполь- 256 Рис, 7.6. К определению дальней и верхней гранин во- ны поражения ЗРК при расчете потребных перегрузок должна учитываться допустимая продолжительность этапа отработки начального рассогласования процесса самонаведения. Точность работы систей $ мы телеуправления, обеспе- й чивающей вывод ракеты в р —, „„, ц район захвата цели голов- , ~дясри'я / кой самонаведения, харак- лл „ / теризуется некоторым уг- / лом Ьср„между вектором / скорости ракеты и мгновен/ ной упрежденной точкой тй~р„ встречи А, (рис.
7.7). Ликвидация начальной / ошибки в положении векто- / ра скорости ракеты, т. е. угла йрт, осуществляется Р за счет использования той Ркс 77 Ы аки в поло ии векчасти располагаемой пере- тора скорости рвкетн ив начальном грузки пр„„, которая оста- втапе самонвведенив Зл'Р ется после компенсации флюктуационной, весовой, а также кинематической составляющих потребной перегрузки.
Время отработки рассогласования ьч отр но э (7.2) 1~т9о ткется комбинированная система управления с самонаведением на последнем участке траектории, то предельная дальность стрельбы также определяется условием (7.1). Однако Следовательно, о т.т асба = У 1'отп Таблица Т.1 усредпениме апачения змр 1мч в диаоааове аппп обдучамотеа РЛС 10 100 см !00-000 см свн б-Ю см откуда (7.4) бтпотр зуд + 1 п (граб + (д) 260 26! 10 О. К. Неупокоев где го ' — угловая скорость поворота вектора скорости ракеты за счет использования Лпрасп=прион (ян+пв+ +по+пи ): (7.З) Ртр * лт„т Р ~ото прас~я Если головка самонаведения имеет дальность захвата 00, то время сближения ракеты с целью равно Очевидно, условием встречи ракеты с целью является ~оба ~~ ~отр или г1, 11туь"Р о т оти блг аспи бту~ р1 отн ~~врасп мп В,д Зависимость (7.4) определяет величину перегрузки, потребной для отработки ошибки в положении вектора скорости ракеты в момент начала самонаведения ракеты на последнем участке траектории, т.
е. при переходе с телеуправления на самонаведение. Потребная дальность обнаружения цели. Условие нормального наведения ракеты по формуле (7.!) является основным фактором, определяющим положение дальней и верхней границ зоны поражения зенитного ракетного комплекса. Однако при оценке его боевых возможностей необходимо учитывать, что досягаемость может ограничиваться другими факторами„ непосредственно связанными с характеристиками отдельных элементов комплекса. Так, например, положение дальней границы зоны поражения определяет потребную дальность действия радиолокационной станции сопровождения цели, входящей в состав комплекса: где г(петр в потребная горизонтальная дальность действия радиолокационной станции сопровождения цели; г(д — горизонтальная дальность до дальней границы зоны поражения; Граб — время, необходимое для подготовки стрельбы после обнаружения цели радиолокационной станцией (работное время ЗРК)„ пд — полетное время ракеты до дальней границы зоны поражения.
Прн заданных характеристиках комплекса потребная дальность действия радиолокационной станции является функцией скорости цели. Максима чьная дальность действия радиолокационной станции в значительной мере зависит от эффективной отражающей поверхности цели и высоты полета. Пределы изменения усредненных значений эффективной отражающей поверхности з,в некоторых типов СВН приведены в табл. 7.1. Примечание. В числителе приведены значения эффективной отражаюсцея поверхности для типов СВН старого парка, н знамеиателе —. для нового парка. Максимальная дальность действия радиолокационной станции пропорциональна р~з,ф и в реальных условиях стрельбы в аависимости от типа воздушной цели может изменяться в широких пределах. Характерным для зон обнаружения радиолокационных станций также является сокращение их глубины на малых высотах.
Факторы, определяющие положение ближней границы зоны поражения Траектория зенитной управляемой ракеты по признаку,' наведения делится на три участка: участок неуправляемого полета ракеты (начальный участок); участок вывода ракеты на требуемую траекторию (участок отработки начального рассогласования); участок наведения. Протяженность первых двух участков определяет удаление ближней границы воны псражения комплекса.
(к6 Чт те Р(~4,~в) — ) -в (7.8 ) ие будет превосходить предельного значения, определенного требованием к точности наведения ракеты. При заданных параметрах контура управления и летно- баллистических характеристиках ракеты время, а следовательно, и дальность вывода ее на траекторию метода наведения являются случайными величинами, зависящими в основном от начальной ошибки встреливания ракеты в заданный объем пространства около кинематической траектории и от угловой скорости движения линии визирования цели (величина этой скорости определяет кривизну требуемой траектории на участке вывода). Можно считать, что в каждой плоскости наведения рассеивание точек полонсения ракеты в момент начала телеуправления независимо и подчинено нормальному закону. Поэтому время окончания вывода ракеты на кинематическую траекторию с заданной вероятностью определится функцией релеевского распределения, имеющей вид Рис.
7.8. Участок вывода ракеты при телеуправ. левик ЗУР Время полета ракеты на начальном участке траектории в основном определяется временем работы стартовых ускорителей. Стартовые ускорители работают в течение короткого интервала времени. При этом ракета движется с большими продольными ускорениями, а система стабилизации загружена отработкой больших возмущений, действующих на ракету. Управление ракетой, т. е. наведение ее на цель, обычно начинается после окончания переходных процессов, вызванных работой стартовых ускорителей. Команды управления поступают в автопилот, начинается этап отработки начальной ошибки в положении ракеты или ее вектора скорости (начальной ошибки параметра управления).
Время вывода телеуправляемой ракеты. На рис. 7.8 показаны кинематическая траектория и положение ракеты в момент начала телеуправления Рь В рассматриваемой плоскости начальная ошибка в положении ракеты равна йе, а допустимое значение ошибки наведения не должно превосходить величины йк,. Вывод ракеты на кинематическую траекторию считается законченным, когда текущее значение ошибки в положении ракеты не превосходит допустимого значения. Это означает„что промах ракеты прн встрече с целью 2б2 где Р((~(в) — вероятность вывода ракеты на кинематическую траекторию за время ((Ге; Ге — время полета ракеты на неуправляемом участке траектории; в, — среднее квадратическое отклонение времени окончания вывода ракеты.
Формула (7.5) позволяет при известных значениях 1а„п1 и заданной вероятности окончания процесса вывода ракеты на траекторию метода наведения определить полетное время ракеты до ближней границы зоны поражения. Время вывода самонаводящейся ракеты. В системах самонаведения начальная ошибка встреливания определяется положением вектора скорости ракеты относительно мгновенной точки встречи. Если в момент начала самонаведения вектор скорости ракеты направлен в мгновенную точку встречи (вектор относительной скорости У т» Ур — Ув совпадает с линией ракета — цель), то промах ракеты будет равен нулю даже в случае попадания этого момента в интервал времени М, соответствующий полету ракеты в мертвой зоне самонаведения. Если же в момент начала самонаведения вектор скорости ракеты не направлен в мгновенную точку встречи, то для обеспечения встречи ракеты с целью с заданной точностью необходимо изменить направление вектора скорости ракеты, т.
е. осуществить этап отработки начального рассогласования (рис. 7.9, а). Пусть в момент начала самонаведения 1, раиета и цель находятся в точках Р; и Ць а угол между вект.тром отпоси- 10" 263 тельной скоРости Ракеты 1'„„,=У вЂ” У и линией „- п1 ей ракета— р Рь тот угол определяется начальнои ошибкой в положении вектора скорости ракеты. П ветствующии этой ошибке, г~=1)11аь ромах ракеты, соот- Рис. 7.9. К оп е р делению участка аыаода при самона ЗУР оиааедеиии ново ото Чтобы обеспечить встречу ракеты с целью б ротом вектора скорости ракеты свести гол ью, нео ходимо величине, при кото о" ти угол н к такой р рой промах ракеты не превосходит предельно допустимого значения.
На ис. 7.9 времени 7 к р . .9 показано, что эта задача реше на к моменту а нап авлени а, когда ракета и цель находятся Р .ц', в точках а и .ць р ие относительной скорости ракеты оп е вектором Г . Е ы определяется оен а. Вели начиная с момента Времени скорости ракеты б и а вектор р удет отслеживать непрерывно перемещающуюся из-за манев а ел р ц и и непостоянства скорости ракеты данного значения т мгновенную точку встречи с ошибкой, не прево ей осходящ замент б ия, то дальность, соответствующая этому му можения. у, удет характеризовать ближнюю гран ицу воны пора- С ущность этапа отработки начальной ошибк казана на рис. 7.9, б.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
