Лысенко Л.Н. Наведение и навигация баллистических ракет (2007) (1242426), страница 61
Текст из файла (страница 61)
Требуется найти маршрут разведения, оптимальный (приемлемый) в смысле заданного критерия. Из постановки залачи следует, что одним из возможных способов ее решения может быть лоллмй перебор всех вариантов решения, общее число которых конечно и определяется формулой (8.18). Схема решения задачи выглядит в этом случае следующим образом. Все возможные варианты маршрутов разведения упорядочивают таким образом, чтобы каждому варианту соответствовала олна конкретная перестановка из и чисел, общее количество которых равно и!. Таким образом, каждая перестановка из и чисел определяет номера целей, в которые направляются ББ в порядке их отделения от ступени разведения, и тем самым — маршрут разведения.
Упорядоченные варианты нумеруются от ) до М = и!. После этого каждому даму варианту решения задачи (т. е. Рчму маршруту разведения, где з = 1, 2,..., Ж) должна быть поставлена в соответствие «цена» в виде значения критериальной функции, принятой при решении данной оптимизационной залачи — суммарный расход топлива ступени разведения или время разведения. Вариант с минимальной «ценой» является оптимальным и представляет собой решение поставленной задачи. При внешней простоте данный подход к решению чрезвычайно трудоемок.
Действительно, для определения «цены» каждого анализируемого варианта маршрута разведения необходимо провести полное математическое моделирование процесса разведения ББ и построения боевых порядков всех элементов боевого оснащения, включая ложные цели, отделение которых влияет на программу разведения. 334 В общем случае моделирование процесса разведения требует интегрирования уравнений вращательно-поступательного движения ступени разведения, проведения расчетов баллистических производных и ориентации осей баллистических систем координат с учетом их переменности в процессе разведения, интегрирования уравнений движения ББ на ПУТ вплоть до момента попадания в цели и т.
д. Если расчет одного варианта потребует незначительных затрат времени, суммарные затраты времени расчета всех вариантов могут оказаться чрезмерными. Например, если число ББ и соответствующих им целей равно 10, то общее количество различных маршрутов разведения составляет [98] в данном случае 10! = 3 628 800. Предположим, что моделирование процесса разведения ББ в одном варианте и определение его «цены» требует 1 с машинною времени, то перебор всех вариантов потребует 1008 ч. Из приведенного примера следует, что проблема сокрашения затрат времени на решение задачи оптимизации маршрутов разведения весьма актуальна даже в условиях применения современных высокоэффективных ЦВМ. Актуальность ее еще более взрастает в связи с тем, что на современных ракетных комплексах задачи оценки досягаемости и выбора оптимальных маршрутов разведения могут решаться как заблаговременно, так и оперативно по информации о целеуказаниях, переданных на пусковую установку по каналам системы боевого управления.
Требование оперативности боевою применения ракетных комплексов накладывает наиболее жесткие временные ограничения на решение задачи оптимизации маршрутов разведения. Проблема сокращения общих затрат времени на рассматриваемую задачу оптимизации решается по ряду направлений.
Одно из зтих направлений заключается в разработке и применении упрощенных моделей движения ступени разведения, что позволяет сократить время на моделирование разведения и определение «цены» анализируемого варианта. Другое направление состоит в применении более аффективных в вычислительном отношении процедур поиска оптимального решения по сравнению с методом полного перебора.
Г л а в а 9. УПРАВЛЕНИЕ МАНЕВРИРОВАНИЕМ ББ НА НИСХОДЯЩЕМ УЧАСТКЕ ТРАЕКТОРИИ 9.1. Содержание возможных видов атмосферного маневрирования Достаточно эффективным средством поражения объектов, прикрываемых наземными средствами системы противоракетной обороны (ПРО), считается оснащение БРДД управляемыми ГЧ или боевыми блоками (боеголовками), способными совершать атмосферное маневрирование на достаточно больших дальностях от защищаемого объекта, преследующее решение двух задач (72, 8! ]. Прежде всего это маневрирование предназначено для исключения возможности (либо, как минимум, существенного затруднения) 335 высокоточного прогноза терминального состояния ГЧ, необходимого для перехвата и создания динамических условий уклонения, увеличивающих вероятность промаха противоракеты в процессе ее самонаведения. Первые попытки создания маневрирующих ГЧ (МГЧ), совершающих запрограммированный маневр преодоления системы ПРО относятся к началу 1970-х годов, когда в США была создана и отработана боеголовка МК-500 для подводных лодок типа «Трайдент-!».
Маневрирование осуществлялось путем разворота боеголовки за счет аэродинамических сил вокруг поперечной оси и создания момента крена с помощью балансировочного устройства. При этом боеголовка начинала двигаться к цели по спиральной траектории. Управляемые ГЧ, совершающие более сложные противоракетные маневры, начали разрабатываться примерно с середины !970-х годов [114]. В частности, в США эти работы велись в рамках программы АМАКН, ЕРМАКУ, НННТ и др. Диапазон высот начала выполнения защитного противоракетного маневра определяется требованием необходимой эффективности применения аэродинамических органов управления (аэродинамических щитков), используемых для создания подъемной силы корпуса, обеспечивающей маневрирование.
Последняя зависит от аэродинамической формы, геометрических размеров ГЧ и, главным образом, ръя скоростного напора д = —. Последний, с учетом жестких огра- 2 ничений на конструкцию ГЧ, обычно может быть обеспечен на высотах, не превышающих 40 км. При этом время начала и тип программного маневра выбирают случайным образом из множества допустимых реализаций. При разработке программы маневра, как правило, необходимо введение ограничений по предельно допустимым поперечным перегрузкам (на уровне порядка !00 ед. для аппаратов баллистического типа), минимальному запасу статической устойчивости (порядка 1,5%) и предельно допустимому времени полета в зоне действия ПРО (в зависимости от ТТХ противоракет потенциального противника). При рационально выбранном запасе статической устойчивости и органах управления, гарантирующих достижение необходимого уровня располагаемой перегрузки, реализация программного маневра осуществляется на основе метода требуемых ускорений 336 [25, 98, 1! !).
Системы «разомкнутого управления», осуществляющие программный противоракетный маневр, обладают всеми недостатками, присущими системам рассматриваемого класса. Прежде всего для них характерна методическая ошибка наведения, определяемая длительностью интервала управляемого движения и уровнем возмущений, зависящих от времени нахождения ГЧ в атмосфере, состояния атмосферы на этот период и характера реализуемого движения.
Справедливости ради, следует отметить, что существуют некоторые пути уменьшения указанной методической ошибки, базирующиеся на периодическом пересчете соответствующих коэффициентов программы разомкнутого управления по текущей навигационной информации, поставляемой инерциальной системой с некоторым шагом, изменяемым от десятка до долей секунды. Данный подход, приводящий к квазизамыканию системы, тем не менее, как будет показано ниже, обеспечивает лишь частичное повышение эффективности решения задачи преодоления ПРО (в части повышения точности управления), не решая проблему в целом. Естественно, существенно более эффективным было бы создание маневрирующей ГЧ, способной отслеживать полет противоракеты и осуществлять уклонение от встречи с ней, используя информацию об относительных параметрах движения.
Теоретически создание такого типа ГЧ, оснащенных бортовым координатором и реализующих алгоритмы адаптивного уклонения от встречи с высокоскоростными средствами перехвата, разработаны достаточно полно. Однако трудности их практического создания столь очевидны, что до настоящего времени отсутствуют даже опытные образцы такого типа МГЧ. Рассмотренные виды маневрирования, естественно, не решали задач предотвращения высокоточного прогноза терминального состояния ГЧ по результатам измерений параметров ее движения на восходящем участке траектории с использованием различного типа систем раннего предупреждения опасности нападения (СРПОН).
Задачи дезинформирования противника в отношении истинных координат, предназначенных для поражения целей и маскировки боеголовок на траектории полета к цели, до настоящего времени решались иными средствами с использованием в составе боевого оснащения межконтинентальных БР (МБР) активных и пассивных средств информационного противодействия (см. гл. 8). 337 2пс Рис. 9.1. Аэродинамическая схема МГЧ баллистического типа Систем, обеспечивающих интенсивное и «глубокое» аэродинамическое маневрирование ГЧ для того, чтобы ввести противника в заблуждение в отношении истинных намерений и координат подлежащих уничтожению целей, до настоящего времени не существовало.
Это объясняется прежде всего тем, что выполнение обсуждаемого типа маневра возможно только при использовании МГЧ планирующего и аэробаллистического типов. В отличие от традиционных МГЧ баллистического типа (рис. 9.1), выполняемых, как правило, в форме конуса с относительно небольшим аэродинамическим качеством, обладающих весьма ограниченными маневренными возможностями, МГЧ планирующего и аэробаллистического типов (рис. 9.2) способны реализовать траектории полета, существенно отличающиеся от баллистических. Траектория МГЧ планирующего типа отличается от баллистической на основном, маршевом, участке, который проходит в верхних слоях атмосферы, где МГЧ совершает длительный планирующий полет (рис. 9.3).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
