Планируемое применение отдельного ракетного оружия, требующее успешное выполнение боевой задачи, зависит от достижения тактической неожиданности, то есть атакуемое государство не должно будет получить заблаговременное предупреждение о надвигающейся атаке, чтобы принять эффективные меры противодействия[1].
Создание гиперзвуковых летательных аппаратов является одним из наиболее перспективных направлений развития вооружений.
Управляемый гиперзвуковой полет средства доставки в атмосфере представляет серьезный вызов как для разработчика и оператора, так и для обороняющейся стороны. Для обладателя такого вооружения его создание
и эксплуатация – крайне сложная технологическая задача. Для «принимающей стороны» практически невозможно понять, где летит гиперзвуковая ракета или ее боевая часть и что служит их целью.
Гиперзвуковой называют скорость, превосходящую скорость распространения звука в атмосфере в пять и более раз. Соответственно, гиперзвуковые летательные аппараты (ГЗЛА) способны перемещаться с такой скоростью и совершать маневры, используя аэродинамические силы.
Пять скоростей звука или пять чисел Маха (5 М) – это приблизительно от 5380 км/ч до 6120 км/ч в зависимости от высоты полета.
Следует отметить, что в настоящее время весьма сложно перехватить «традиционные» межконтинентальные баллистические ракеты и ракеты средней дальности, учитывая уже разработанные и усовершенствованные средства преодоления ПРО. В свою очередь гиперзвуковое оружие представляют серьезный вызов для противовоздушной и противоракетной обороны [3].
Анализ и оценка ряда источников научно-технической информации, а также статистических данных развития вооруженных сил мировых держав, отраслей военной промышленности и отдельных компаний показывает, что гиперзвуковая гонка вооружений уже началась [3].
Одним из ключевых требований предъявляемые к гиперзвуковому аппарату это определение метода наведения.
Так для обеспечения встречи ракеты с целью необходимо в процессе наведения в каждый момент времени знать координаты цели и ракеты и рассчитывать движение ракеты в требуемом направлении. Если под влиянием каких-либо факторов ракета отклонилась от заданного направления, то необходимо обеспечить поворот рулей так, чтобы направить ее в точку встречи с целью. Этот процесс должен идти непрерывно в течение всего времени полета ракеты к цели. Учитывая скоротечность протекающих процессов, скорости движения цели и ракеты и объема перерабатываемой информации можно прийти к выводу, что наведение ракеты на цель может осуществляться только системой автоматического управления [1].
Очевидно, что для встречи ракеты с целью должна быть обеспечена некоторая связь между текущими координатами цели и потребными координатами ракеты. В каждый момент времени определенному положению цели в пространстве должно быть поставлено в соответствие вполне определенное положение ракеты, то есть:
(1)
где: х(t) – вектор текущих координат и параметров цели;
y(t) – вектор потребных координат и параметров ракеты;
F[x(t)] – некоторый функционал (или закон), задающий связь между текущими координатами и параметрами цели и потребными координатами
и параметрами ракеты.
Для решения задачи уничтожения цели конкретный вид функционала F[x(t)] должен определять потребные координаты и параметры ракеты
в зависимости от текущих координат и параметров движения цели так, чтобы обеспечивалась встреча ракеты с целью.
Закон сближения ракеты с целью, определяющий зависимость потребных координат и параметров движения ракеты от текущих координат и параметров движения цели так чтобы, обеспечивалось попадание ракеты в цель, называется МЕТОДОМ НАВЕДЕНИЯ.
Управление ракетой, как правило, осуществляется по направлению, то есть по угловым координатам в двух взаимно перпендикулярных плоскостях. Управление ракетой по дальности не производится.
Положим, что в каждый момент времени радиолокационные станции определяют сферические координаты цели βц, εц, rц и ракеты βр, εр, rр и их производные (скорости их изменения).
Тогда для расчета потребных координат ракеты при ее наведении на цель достаточно задать уравнения связи для угловых координат.
Запишем эти уравнения в общем виде:
(2)
где: εк, βк – требуемые угол места и азимут ракеты.
Так как наведение ракеты осуществляется во взаимно независимых плоскостях, то вид функции F1 и F2 (метод наведения) в принципе может быть различен для каждой плоскости. Однако на практике во всех существующих системах используется одинаковый для обеих плоскостей метод наведения.
При абсолютно точном выполнении метода наведения ракета, двигаясь к цели (удаляясь от места старта), будет описывать в пространстве некоторую траекторию.
Теоретическую (расчетную) траекторию ракеты, определяемую уравнением метода наведения, принято называть кинематической траекторией.
Реальная траектория ракеты будет отличаться от кинематической из-за воздействия на систему различных внешних возмущений, инерционности ракеты и других элементов системы управления, изменение параметров аппаратуры системы наведения и т. д.
Следовательно, в процессе полета ракеты под действие большого числа, в том числе и случайных факторов, может происходить нарушение заданного закона сближения ракеты с целью.
Мера нарушения связей, наложенных методом наведения на закон движения ракеты, называется параметром рассогласования (управления).
В соответствии с данным определением параметр рассогласования можно представить, как:
(3)
где: y(t) – заданный методом наведения закон движения ракеты;
z(t) – фактический закон движения ракеты.
Метод наведения определяет вид (форму представления) параметра рассогласования. При одних методах параметр рассогласования представляется в линейной мере, при других – в угловой мере или в виде угловой скорости вращения линии «ракета – цель».
Если при наведении ракеты на цель закон сближения выполняется, то параметр рассогласования равен нулю, и ракета движется по расчетной (кинематической) траектории.
Если параметр рассогласования не равен нулю, то система наведения должна выработать команды управления K(t) и передать их на борт ЗУР таким образом, чтобы вернуть ракету на кинематическую траекторию.
Место метода наведения в системе наведения ЗУР представлено на рисунке 4.
Рис 4. Место метода наведения в системе наведения ЗУР
При анализе методов наведения обычно рассматриваются два возможных подхода к построению систем наведения [2].
Первый из них основан на том, что векторы x(t) и z(t) определяются в системе координат общего пункта наведения, то есть используемые при формировании команд управления координаты и параметры движения цели и ракеты измеряются относительно пункта наведения. При этом приходится учитывать взаимное положение трех объектов (точек): пункт наведения, цель, ракета. Поэтому используемые в таких системах наведения методы наведения называются трехточечными.
Второй подход основан на том, что вектор x(t) определяется в системе координат ракеты, то есть движение цели определяется относительно ракеты. В данном случае учитывается взаимное положение двух объектов (точек): цель и ракета. Такие методы наведения называются двухточечными.
Так как исторически первый подход был присущ системам телеуправления (управления на расстоянии), а второй – системам самонаведения, то ранее методы наведения имели следующие названия: методы наведения телеуправляемых ракет и методы наведения самонаводящихся ракет.
Но в настоящее время известны системы телеуправления, в которых пункт наведения при расчете команд управления определяет координаты цели не относительно себя, а относительно ракеты. В таких системах телеуправления используются двухточечные методы наведения. Поэтому названия двухточечные и трехточечные методы наведения в настоящее время более точно отражают особенности данных групп методов и именно эти названия будут в дальнейшем использоваться.
Рассмотрев общие понятия метода наведения было установлено, что метод наведения определяет зависимость потребных координат и параметров движения ракеты от текущих координат и параметров движения цели так, чтобы обеспечивалась встреча ракеты с целью.
Знание свойств методов наведения позволяет командиру правильно использовать каждый из располагаемого набора именно в тех условиях, где он обладает наилучшими возможностями, а при наличии в системе только одного метода наведения наилучшим образом использовать его свойства в ходе ведения противовоздушного боя.
Особенности полета гиперзвукового летального аппарата требуют совершенствования средств информационных и особенно огневых средств ВКС. Необходима совершенствование методов и систем наведения перехватчиков, дальнего высоко атмосферного действия, способных осуществить безъядерное поражение высокоманевренных скоростных аэродинамических целей, при этом рассмотреть их унификации со средствами заатмосферного перехвата.
Библиографический список
- Есин В.И. В расчете на стратегическую внезапность // Национальная оборона, 2010, №7, с.34-39.
- Исследования ударной авиационной системы с использованием гиперзвуковых летательных аппаратов // Авиация и космонавтика, 2003, №9, с.44-45.
- Щербинин. Р.Разработка и лётные испытания экспериментальных ГЛА // Зарубежное военное образование, 2003, №7, с.50-56.
Количество просмотров публикации: Please wait