Пупков K.A., Егупов Н.Д. Высокоточные системы самонаведения (2011) (1152001), страница 10
Текст из файла (страница 10)
Промах ракеты зависит от начальных ошибок прицеливания. миничалышго радиуса разворо~а ракеты р,„„„„ н от начальной дальности пуска гть Он уменьшается с ростом го, а также с уменьшением ошибок прицеливания и р„„„„. Расчеты показывают, что при реальных значениях перечисленных параметров промах не превышает нескольких десятков метров. Поэточу прямой метод может применяться для навеления ракет на неподвижные и малоподвижные цели.
имек~шие ср~в~и~е~ь~о большие р~з~еры. Преимушеств~~ эт~г~ метода, стнмулируюшим его применение, является простота бортовой аппаратуры наведения (262). 1.3. Элементы систем самонаведения РассмОтрсниые ниже положения носят математическнЙ характер Проектировщики, которые занимаются созданием элементов систем самоиав)'д('ния, как правило, нольэук)тся э)од»лами, учитываюц)ими как степень идевлнзаиин моделей, так и Особенности физических ))рнн. пивов нх работы, а также Опыт работы ИО созданию клементов снстсм самонаведения в предыдущий пс))иод. Г)стсствснио. клю )евое значение инесе )гель ПОстросния математических моделей для ьяементОЯ систем самонаведения: ° для проведения аналитических исследований используются простейшие математические модели элементов, ° при проведении вичислительного эксперимента.
как правило, стрц ятся алекватныс реальным математические модели элементов; » если созданы макетные образцы элементов будущей системы н комплексный стенд системы самонаведения„который включает реальные элементы системы (например, объект управления ракета) испольэу)отся полные математические МОдели. Имеющие высокую степень адекватности реальной системе. Задачи вычислительной час)и комплексного стенда — исследование качества работы, а )ладное — конкретизация и уточнение результатов аналитического решения задач синтеза. Как уже указывалось выше„цель настоящей книГН раврабОт. ка численно. аналитических методов синтеза н исследования систеэ) управления самонаводяц)нхся ракет.
используя адекватные реальным математические модели элементов. включая нестациоиарные и нели- нейные звенья. В используемых моделях клементов и системы в целом в последу)О)цих Главах обращается внимание иа важные с точки зрсннв теории систем факторы, такие как переменность параметров (нестацн- Онарность), нелинейный характер преобразования процессов и др. Прн рассмотрении вопросов. ставших классическими, а также выходяши))н ва рамки целей) нги)исания книги (И»мино такие вопросы Отражены в настоящеЙ главе) использованы результаты, изложенные в работах ~И.
4, 25. 2!8, 2)9, 279), 1.3.1. Головки самонаведения и их математические модели. ! .3.$.! . Особенноспш построения и ф)ункционированил ИВС ра- ке)п воздух-воздух (3, 41. Информационно-вычислителю)ые системы ракет. называемые иногда радиолокационными головками самонавсд)- ния. включают совокупность измерителей равличпой физической при- роды н вычислитель. Измерители являются источниками первичной )ОО формации О параметрах Относительного движения цели и собственного движения ракеты.
На Основе этОЙ инфОрмацни вычислитель решает следующие задачи (3. 4): ° используя априорные сведения, формирует оценки необходнмых параметров Относительного и абсолютного движения. Ие поддающихся нгн)осрелствеииОму измер),"нию; » выбирает алгоритм (метод) наведения ракеты на цель„наилучший по какому-либо критерию для данных условий применения; ° для выбранного метода вычисляет параметры рассогласования, характеризующие степень несоответствия действительных параметров движения ракеты их требуем»)м значениям; » анализирует помеховую обстановку и при необходимости включает те илн иные средства помехозащиты, подключает нераднотехническне измерители, либо перенацеливает ракету на поста- НОВЩИК ПОМЕХ; ° формирует сигналы подготовки н управления для радновзрыва- ТЮЛЯ.
В зависимости от способа формирования сигнала подсвета цели (СПЦ) различают радиоэлектронные ССН с активными„полуактивнымн н пассивными РГС. Использование активных РГС повышает автономность самолетвноснтеля, поскольку не накладывает никаких ограничений на его маневры после пуска ракеты, Возможность выполнения энергичного маневра после пуска ракеты воздух-воздух («в-в») снижает вероятность поражения противником истребителя и позволяет сразу переключаться иа перехват других целей, Однако дальность действия активных РГС ракет «в-в» достаточно мала, Это ограничивает область их применения ракетами малой дальности, либо комбинированными снстемамн на конечном участке наведения.
В РГС ракет воздух-поверхность («в-п») такие Ограничения проявляются в существенно меньшей степени, поэтому в них может быть реализована ббльшая дальность действия. Следует отметить, что необходимость облучения цели существенно снижает скрытность работы активных РГС н позволяет противнику использовать радиопомехи (3, 4). В полуактивных системах передатчик СПЦ. облучающий цель. размещается на борту самолета, а приемник отраженного сигнала — на перехватчике. Необходимость постоянного облучения цели сигналами бортовых радиолокационных станций (БРАС) носителя после пуска ракеты существенно ограничивает его маневрирование н не позволяет самолету вести одновременный бой с несколькими целями.
Кроме того, включение передатчика СПЦ является демаскирующим признаком, дающим противнику возмакность определить момент пуска перехватчика н предпринять соответствующие меры по ликви)шции угрозы. Однако в полуактивных ССН можно реализовать ббльшую дальность действия„ поскольку иа борту самолета используется существенно более мощный передатчик и антенна с большими размерами, чем на перехватчике. Полуактивные РГС применяются в ракетах «в-в» как малой„средней, так и большой дальности.
Кроме того, они используются н в комбинированных системах на последнем участке наведения. В пассивных системах источником радиосигналов являются сами цели, поэтому на ракете устанавливается только приемник. Пассивные РГС в основном используются в противорадиолокационных ракетах «в-п«. В ракетах «в-в«они находят ограниченное применение лишь длй поражения достаточно близко расположенных самолетов-постановщиков помех (3, 4). В качестве примера приведем ракету (перехватчик) Р-73 с инфракрасной головкой самонаведения, которая есть в арсенале самолета МИГ-29.
Аналогов ракете Р-?3 В мире до снх пор не существует (рнс.1.9). П1»наедем еще Один пример. ОКБ «Новатор«разработаны крылатые ракеты; протнвокарабельные ЗМ-54ТЭ, ЗМ-54ТЭ1 н предназначенная лля ООражения наземных целей ЗМ-14ТЭ, ЗМ-54ТЭ н ЗМ-54ТЭ1 могут применяться против надводных кораблей Всех классов н типов, в условиях сильного радиозлектронного н ог»»свого противолействия. Дальность стрельбы ракетами ЗМ-54ТЭ составляет от 12,5-15 220 к ЗМ 54ТЭ! До Рис.
1.9. Самолет МИГ-29, осиа- 275 км. Ракета ЗМ-14ТЭ предназна- ще""ый Ра"етамн с ""фР"клас"Од чена для НОражений средств управ" пения войсками, систем ПВО, азродромов, боевой техники и живой силы в районах сосредоточений, военно. морских баз н других важных обьектов жзенной н ~р~~д~н~~~Й ннфраструктурь» на удалении до 275 км. Бортовай система управления ракет ЗМ-54ТЭ, ЗМ-54ТЭ1 построена на базе автономной инерциальной навигационной системы. Наведение на конечном участке траектории реализуетсй прн помощи помехозащищенной активной радиолокационной головки самонаведения (АРТС-54), имеющей максимальную дальность действия до 65 км, Ракета ЗМ-54ТЭ1 непосредственно перед целью для снижения вероятности поражений р~кеты средствами ПВО противника выполняет зигзагообразный противо!»акетный маневр, Рассмотрим конкретные головки самонаведения и их математнче- СКИС МОДЕЛИ.
1.3, $,2. з»1 зУ с гя)востипбилмзи)извх»имылг прмводолг. Приведем соответствующие передаточные функции (216, 262): ие (,) = „й'(Тз' ',)',, (1,17) ТЬТ» Тта + Tь (T» + Тз) аз + Т'~,, г + »ь» н гле йь = — = — = я»ТЬ вЂ” козффициеит усиления замкнутой системы, дв йз раВИМН ВЫКОдному напряжению В установившемся режиме при УГЛОВОЙ ! О скорости линии визирования, равнои 1 рад?с: 7» =.
— — '- — — — Велн- ь« ' ь,)т чниз, обратная ко«ффицигнту усиления разомкнутой систеый. Если принять за входную величину угловую скорость линии визирования 7(г), ТО перелаточну фу кц' ) (1,17) Ожи переписать в виде 7» Т» Тз Й» + 1» ( Т»» Т ) .. '-' + Т», г + 1 В установившемся режиме, как видно из выражения (1,18), с выхода гиростаоилизнрованнои головки самонавелення получают сигнал, пропорциональный угловой скорости линии визирования цели без какнхлибо дополнительных преобразований. Так кзк постоянная времени Т' мала, ею можно пренебречь и лля исследования динамики Гнростзбилнзированной ~оловки самонаведения вместо передаточной функции (1!6) цетесообразно использовать упрошеинук) передатОчную функцию Вила (., П' 1ь) (1.19) 7;Т»«З т Т„, + 1 Если рассматривать гиростабилизированную гол~в~у самонаведени~ как следящую систему, можно заметить, что она является астатической системой пераОГО ЙОрйлка, т.
е. Имеет нулевую ста1'нивскую Ощнбкт при ПОСТОЯННЫХ ЗНЖ»ЕНИЙХ Г. ! .3,1.3. Жоординп»НОР с мехпиическмм саге»т(гнием Рпвмосигивльного и»тпрпвлгнал. Структурная схема одного нз Вариантов разомкнутого контура координатора имеет внд, представленный на рис.1.10 (216, 262). Сигнал рассог»тасовзння, обусловленный смещением цели Относительно равноснГиальнОГО направления.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
