Неупокоев Ф.К. Стрельба зенитными ракетами (1991) (1152000), страница 45
Текст из файла (страница 45)
" оши ки также по- Мгновенный п ом р ах ракеты — это функция угловой скорости линии ракета — цель ы [см. формулу (2.26)). 264 265 После сброса ускорителей и выдачи команд управления на автопилот (на рис. 7.9, 6 в момент времени 71) контур самонаведения стремится свести к нулю угловую скорость линии ракета — цель. Этап отработки начального рассогласования заканчивается обеспечением такого минимального значения угловой скорости ср, при которой промах г не превосходит заданной величины. Окончание этапа отработки начального рассогласования обозначено моментом времени га. Время отработки ошибки прицеливания при использовании систем самонаведения также является случайной величиной и характеризуется релеевским распределением (7.5).
Для приближения к точке старта ракеты ближней границы зон ы поражения необходимо уменьшать начальные ошибки прицеливания и время переходного процесса системы прн их отработке. Сущность прицеливания при пуске ракеты состоит в том, чтобы направить ее вектор скорости в ту точку пространства, в которой будет находиться мгновенная точка встречи в момент начала самонаведения ракеты. Положение этой точки определяется координатами и параметрами движения цели, а также временем и средней скоростью полета ракеты иа неуправляемом участке траектории.
В системах телеуправления начальное прицеливание должно обеспечивать: во-первых, нахождение ракеты на кинематической траектории в момент начала управления и, во-вторых, такое положение вектора скорости ракеты, при котором ее дальнейшее двпжение будет соответствовать характеру кинематической траектории. В зенитных ракетных комплексах иностранных армий пусковые установки (ПУ), с которых производится пуск ракет, кроме направляющих имеют и механизмы наведения по азимуту и углу места, Азимут пуска ракеты задается с учетом начального положения и параметров движения цели. Угол места пусковой установки при старте ЗУР может быть как переменным, так и постоянным, независимым от положения и параметров движения обстреливаемой цели.
Так, например, американская ракета «Найк-Геркулес» пускается под постоянным углом возвышения 85', а английская ракета «Бладхаунд» вЂ” под углом 46'. Примером пусковой установки с переменным углом возвышения прн пуске ракеты является английская ракета «Тандерберд». Наведение пусковых установок по углу места и азимуту пРонзводится автоматически по данным наземной аппаратуры управления огнем в период подготовки ракеты к старту. Пуск ракет под малым углом к горизонту возможен только при использовании ракет с большой начальной тяговооруженностью.
Очевидно, наименьшую дальность до ближней границы .'-, зоны порансения могут обеспечить пусковые установки с пере...: меиными углами старта ракеты как по азимуту, так и по-',; углу места, Прн старте ракеты с постоянным углом места"' начальная ошибка встреливания велика и для ее отработки"., требуется значительное время.
При одном и том же значения начальной ошибки ветре«''.:: ливания время переходногс процесса системы определяется... параметрами звеньев контура управления, включая харак- " теристики самой ракеты, и в первую очередь по располагае .:: мым перегрузкам. Максимальный угол места и курсовой угол зоны поражения. Время отработки начальной ошибки прицеливания определяет не всю поверхность ближней границы зоны пораже. '-:( ния, а лишь ее часть, примыкающую к комплексу.
Положение других участков этой поверхности, фиксируемых максимальными значениями угла места вв1хх и курсового угла дтхх, зависит от следующих факторов: соотношения потребных и располагаемых перегрузок ракеты; согласования неконтактного взрывателя и боевой части при заданных условиях встречи; соотношения времени боевого действия ракеты и полетного времени до точки встречи; увеличения ошибок наведения из-за нарушения устойчивости контура управления ракетой; ограничения угла сопровождения цели радиолокационной станцией в угломесгиой плоскости; ограничения текущего пеленгационного угла цели максимально возможным отклонением антенны головки самонаведения от продольной оси ракеты; ограничения угла упреждения кипематической траектории относительно линии визирования цели и т.
д. Максимальныеугол места в,х и курсовой угол д,ах ближней границы зоны поражения определяются, как правило, не всей совокупностью перечисленных выше факторов, а некоторыми из них, свойственными данному типу комплекса. В общем случае величина максималы.ого курсового угла о .„ при котором возможно уничтожение цели с заданной вероятностью, должна быть значительно больше 90', т. е. зенитный ракетный комплекс должен поражать воздушные цели не только при стрельбе навстречу, но и вдогон.
Стрельба навстречу (рис. 7.10, а) является основным видом стрельбы зенитными управляемыми ракетами, твк как только при такой стрельбе обеспечивается своевременное уничтожение цели. При стрельбе вдогон ракета и цель подходят к точке встречи на попутных курсах (рис. 7.10, б). Такие условия 266 встр речи имеют место, начиная с некоторого курсового угла , зависящего для данного комплекса от курсового параихр метра и скорости движения цели. ТВ ус и Рвс. 7.10.
Стрельба навстречу (а) в власов (б) Обстрел маневрирующей курсом цели часто сводится к стрельбе вдогон. На рис. 7.П горизонтальная плоскость ЬОР соответствует заданной высоте полета цели. Предпо- ории та ЗУР Рвс, 7Л1. Случай стрельбы вхогов ложим, что момент пуска ракеты выбран из условия обстрела цели навстречу. Положение цели и направление ее око. рости в момент пуска обозначены точкой Цо и вектором(/„, После пуска ракеты цель начала осуществлять плоский виРаж в сторону увеличения курсовогп параметра.
За время 207. Таблица 7.2 зе 40 4О Дальность, нн 147,9 53,3 94,7 6,0 13,3 Понижение горизонта, м 17„р.в и — — 4,12(У74+)/ау)а полета ракеты до точки встречи Цв направление вектора скорости цели (соответственно и направление осей ОЗ и ОР) изменилось на угол ае. Курсовой угол цели возрос на в чин ( елиу ееи+аа,(угол аа характеризует изменение положения цели). Таким образом, курсовой угол цели в районе точки встре- ЧИ бУДЕт РаВЕН 47н=с)О+Есн+аа. Если за полетное время ракеты до точки встречи самолет способен осуществить разворот по курсу на такой угол ае, при котором 47в становится больше 47,р, то стрельба по цели сводится к стрельбе вдогон. Следовательно, увеличение. максимального курсового угла зоны поражения необходимо для снижения эффективности маневра цели курсом против стрельбы.
О нижней границе зоны поражения комплекса Положение нижней границы зоны поражения в зна тел ьнои степени определяется конструктивными особенно- в з чистями комплекса, характеристиками метода наведения и системы управления, параметрами неконтактного взрывателя, возможностью работы радиолокационных средств по низколетящим целям и т. д.
Для поражения воздушной цели иа малой высоте необходимо: обнаружить цель радиолокационной станцией иа требуемой дальности„ обеспечить наведение ракеты на цель с достаточной точностью, исключив возможность ее столкновения с землей; исключить влияние земли на работу неконтактного взрывателя (обеспечить его срабатывание по пепи).
Обнаружение цели на малых высотах. Способность электромагнитных волн огибать выпуклую поверхность Земли на метровом и особенно на дециметровом и сантиметров пазонах р вом днах волн выражена весьма слабо. Кривизна земной поверхности ограничивает дальность радиолокации дальностью прямой видимости (рис. 7.12). Дальность прямой видимости в километрах 7~ир.
внл З 67() Ь + УУаг), (7.6) где Ь вЂ” высота антенны радиолокационной станции, м; Н вЂ” высота полета цели, м. С учетом нормальной рефракции (отклонения радиолуча от прямолинейного пути в среде с переменным коэффициентом преломления) формула (7.6) примет вид При рефракции дальность радиолокационного горизонта возрастает в среднем на 157е по сравнению.с дальностью оптического горизонта.
Рис. 7Л2. Дальность прямой видимости Полагая й=-О, по формуле (7.7) можно найти величину пониркения поверхности Земли относительно горизонта: и 412а 1697 а (7.8) где йи — понижение горизонта, м; 0 — дальность, км Результаты расчета зависимости (7.8) сведены в табл. 7.2. Большое влияние на дальность обнаружения низколетящих целей оказывают углы закрытия РЛС.
Рельеф местности и местные предметы, создающие положительные углы закрытия, являются экраном электромагнитной энергии. За ними образуется область радиотени, в которой цели не обнар живаются (рис. 7.13). ависимость дальности обнаружения от угла закрытия '(укрытия) и высоты полета цели находится из формулы е„„р —— агсв)п ~ —., — ' — — ), ' (7.9) /У1, 77 ~я. *. 269 Вмсоуа ЬН 01, и укр 20 1КЮ ое 185 ЗЮ' 1а 20 1б 8,3 41 18 1О 5,3 18 З,З 130,3 98 75 49 27 92,2 б2 44 26 га 29 9,2 3,8 Г Г (7.10) 271 1де еу,р — Угол закРытиЯ антенны а ции; ы радиолокационной стаи Н вЂ высо полета цели, км; 17 †дальнос обнаружения а и тт' Л вЂ” а я радиолокационной стан- '.; ом угле закрытия, км; з ( з) — радиус Земли, равный 6370 км (с ракции он принимается равным 3500 км). Рнс.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
