Лысенко Л.Н. Наведение и навигация баллистических ракет (2007) (1242426), страница 59
Текст из файла (страница 59)
В силу отсутствия аэродинамического сопротивления внешней среды и при использовании моментной схемы управления указанные виды движений взаимно независимы. Маневры, совершаемые на восходящем внеатмосферном участке траектории, условно могут быть подразделены на: ° плоские, или маневры, осуществляемые в плоскости пуска; ° пространственные, характеризуемые условием выхода продольной оси ступени разведения из плоскости пуска; ° комбинированные, представляющие собой совокупность плоских и пространственных маневров. К числу наиболее известных обычно относят [98[ маневры типа «боевой разворот», «змейка», «волна» и «спираль». При этом первые два вида неразрывно связаны с управлением движением ступени разведения при построении боевых порядков ББ и ЛЦ, а два последних — к числу так называемых маневров уклонения.
Поскольку реализация маневров типа «змейка» и «боевой разворот» осуществляется в малой окрестности опорного движения, обычно используют линеаризованную модель движения ступени разведения при записи исходных уравнений движения ее центра масс в плоскости маневра, образованной единичными векторами Х' и в«, с которыми связаны оси ох и оу плоской прямоугольной СК. Будем считать [98[, что управляющий момент ступени разведения создается с помощью пары синхронно отклоняемых сопел ДУ (рис. 8.4 ).
Тогда х(2) Рис. 8.4. К выводу уравнений движения ступени разведения Уравнения вращательного движения по углу тангажа имеют вид Р(х, — х,) гйп 5 д=в, в= 7м (8.9) Р(хв хс) (8.10) Линеаризованные уравнения вращательно-поступательного движения приобретут вид Лх = ЛИ~~, Ли' = — аа!п(дя+ бц)(Лд+ Лб); (8.1 1) Л1) = Лигю ЛИ'я —— а сов( д„ + бя)( Л д + Л 8); Л д = Л в, Л в = б сов Ь„Л 6. (8.12) В качестве опорного рассмотрим поступательное движение, совершаемое ступенью разведения вдоль направления баллистической вертикали при построении боевого порядка «цепочкав, т.
е. при д„= — 90', б„= О. В этом случае линеаризованные уравнения (8.11) и (8.12) принимают вид [98, 111] Лх = Ли', ЛИ~ = а( Л д+ Л Ь); Лд = ЛИ„, ЛИ„= 0; Лд= Лв, Лв=бЛЬ. (8.13) 327 где д — угол тангажа, в — угловая скорость, х, и х, — координаты центра масс ступеней разведения и оси поворота сопел ДУ; 1„— поперечный момент инерции ступени.
В дальнейшем изменениями массы и момента инерции пренебрегаем. Введем 198] следующие обозначения: ЛИ', = а( Лд+ ЬБ), Лд = Лез, Л(о = ЬЛБ. (8.14) Поскольку изменением координаты х в процессе маневра можно пренебречь, соответствующее уравнение в системе (8.14) опущено. Начальные и терминальные условия управления при совершении маневра типа «змейка» задают следующим образом: ЛИ.
((о) = О, Л б((о) = Л О', Л оз«о) = О; (8.15) ЛИ«(1„) = О, Л д(г,) = Л д', Лв(1„) = О. В дальнейшем полагают (о = О, 1„= Т. Момент Т окончания ма- невра определяется временем набора заданного приращения скоро- сти ступени разведения вдоль баллистической вертикали при постро- ении боевого порядка «цепочка»: бИ» ми р Т= .", И'= —. пт (8.1 6) 328 Полученные уравнения дают основания для построения рассматриваемых ниже алгоритмов управления. Начнем анализ с рассмотрения алгоритма управления маневром типа «змейка».
Маневр данного типа осуществляется в тех случаях, когда требуется обеспечить последовательное отделение двух или более ББ, образующих боевой порядок «цепочка», при дополнительном условии ориентации продольной оси ступени разведения и отделяемых ББ в направлении, параллельном вектору скорости ББ при входе в атмосферу. Соблюдение данного условия необходимо для осуществления продольной закрутки ББ после его отделения и обеспечения тем самым стабилизированного входа ББ в атмосферу с нулевыми угламн атаки н скольжения для уменьшения атмосферного рассеивания. При совершении маневра типа «змейка» в данной схеме создания управляющего момента происходит занос центра масс ступени разведения вдоль оси х в плоскости баллистического горизонта и появляется приращение скорости ступени разведения в этом направлении, которое к концу маневра должно быть обнулено. Уравнения движения ступени, согласно [98], имеет в этом случае внд Маневр типа «боевой разворот» представляет собой вращательнопоступательное движение ступени разведения, при котором ее продольная ось переводится из плоскости баллистического горизонта в положение плоскости, параллельное баллистической вертикали.
Воспользуемся приведенными выше линеаризованными уравнениями вращательно-поступательного движения [8.14). Терминальные условия управления при совершении маневра «боевой разворот» задаются следующим образом: ЛИ' [1„) = О, Ьд(1„) = О, Лез[1„) = О, Лб(1„) = О. [8.!7) В данном случае в состав терминальных условий управления включено требование равенства угла Ь (угла отклонения поворотных сопел управляющей ДУ) заданному значению.
В частности, при 5(1,) = О вектор тяги ДУ на момент окончания маневра будет ориентирован по продольной оси ступени, а управляющий момент равен нулю. Это обеспечит наиболее благоприятные условия отделения ББ от ступени разведения. Помимо маневров рассмотренного типа, выполняемых на восходящем участке траектории ступенью разведения, на внеатмосферном АУТ могут осуществляться маневры последней ступенью БР, оснащенной моноблочной ГЧ, которые получили наименованиеманевров уклонения. Маневры уклонения разрабатывались главным образом в целях уменьшения вероятности перехвата МБР на АУТ в основном при применении лучевых и пучковых средств поражения, планировавшихся к созданию в рамках программы СОИ [114).
Однако они могут служить и для затруднения прогнозирования траектории ГЧ при использовании спутниковых систем раннего обнаружения пусков БР [98), а также реализации, как отмечалось, траекторий с заданными свойствами. При пусках БР на дальности, существенно меньшие максимальной, траекторные маневры, приходящиеся на внеатмосферный участок движения, сводятся в ряде случаев к реализации программы тангажа типа «волна». Реализация волнообразной программы тангажа позволяет [см.
ранее) получить различные траектории, значительно отличающиеся один от другого по таким параметрам, как время и дальность полета ББ на пассивном участке. Хотя угол входа в атмосферу достаточно жестко связан с временем полета и не является свободным параметром, имеется достаточ- 329 но много возможностей по управлению всеми характеристиками требуемой траектории с использованием соответствующих параметров программы угла тангажа. Примерная схема маневрирования БР при использовании программы указанного типа сводится [98] к следующему: — сразу после выхода из атмосферы (условно эта граница принимается на высотах 70... 90 км) ракета совершает разворот по тангажу с максимально возможной угловой скоростью.
Значение угла тангажа на момент окончания маневра является одним из параметров программы тангажа и задается в СУ БРК в качестве одного из параметров управления; — достигнув этого значения угла тангажа, некоторое время БР осуществляет компенсацию возникших колебаний, двигаясь с д = О. Обычно выход из атмосферы происходит, когда завершает работу первая или уже работает вторая ступень. Но к моменту окончания первого разворота по программе типа «волна», топлива во второй ступени остается не так много. Вследствие этого топливо второй ступени БР «дожигается» при движении БР с д = соим.
Это во многом определяет продолжительность движения на первой «полке» программы тангажа; — после разделения второй и третьей ступеней СУ БР также требуется некоторое время на парирование возмущений разделения. Лишь после этого возможна реализация следующего быстрого разворота. Осуществляется он так же, как и предыдущий, но в связи с уменьшением общей массы конструкции, угловая скорость разворота может существенно превышать рассмотренную в предыдущем случае; — последним маневром программы типа «волна» является выход БР в инвариантное направление, хотя этот этап и не является обязательным. Отделение боевого блока (ББ) может быть осуществлено и при иной ориентации оси ракеты, все зависит от принятой схемы последующего атмосферного маневрирования (на нисходящем атмосферном участке траектории) или же от желаемых условий входа ББ в атмосферу.
Наложение маневров «змейка» и «волна» приводит к наиболее сложному комбинированному маневру типа «спираль», при котором может быть достигнуто сложное прецессионное движение продольной оси последней ступени МБР относительно вектора скорости опорной попадающей траектории. 330 При оценке целесообразности реализации маневров уклонения следует исходить из следующих соображений; 1) в связи с отказом США от масштабной реализации программы СОИ вероятность перехвата МБР на АУТ маловероятна; 2) эффективное осуществление маневров уклонения возможно только в случае гарантированного достижения последней ступенью МБР располагаемой поперечной перегрузки не менее двух; 3) осуществление маневров уклонения неизбежно ведет к существенному усложнению систем управления как последней степени МБР, так и ГЧ, которая должна обеспечить при атмосферном маневрировании на нисходящем участке траектории возвращение на попадающую траекторию; 4) разрабатываемые первоначально как «маневры управления», отдельные виды программ, например волнообразная программа тангажа, оказались весьма перспективными с точки зрения их применения на БР без системы отсечки тяги, когда получение различных по дальности траекторий оказывается возможным только в результате изменения пространственных координат точки отделения боевой ступени и ориентации вектора ее действительной скорости при фиксированном расчетном времени окончания АУТ.
8.6. Постановка задачи оптимизации маршрута обхода целей Оснащение современных БР разделяющимися ГЧ с большим числом ББ, предназначенных для поражения соответствующего количества индивидуальных целей, выдвинуло новую для ракетной техники задачу — определение наилучшей последовательности разведения ББ по совокупности целей.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
