Методы навигации крылатых ракет. Инерциальная навигационная система Как управляется ракета

Системы управления, при которых ракета меняют свою траекторию движения на основании информации, переданной из внешнего источника. Существуют системы с передачей как непрерывной информации, так и дискретной. Как правило, используется на ракетах малой дальности.

Радиокомандное

Хвостовая часть ракеты 9М120 «Атака» с трассером.

Система наведения, в которой управляющие сигналы на рулевые машинки ракеты формируются на самолёте-носителе и передаются на ракету по радиоканалу или проводам. Является самой простой с точки зрения реализации. Первые управляемые ракеты Hs 293 использовали данную систему наведения, причем как в варианте с передачей сигналов по радио, так и по проводам. Управление ракетой осуществлялось непосредственно оператором, который отклонением ручки управления изменял отклонение рулей самой ракеты, тем самым контролируя её траекторию полёта. Для лучшего видимости в хвостовой части ракеты размещался трассер. Современные системы радионаведения способны самостоятельно контролировать местоположение ракеты с помощью оптического датчика, который отслеживает трассер ракеты, или радиолокатора и рассчитывать траекторию полёта ракеты до поражения цели; оператору наведения остаётся только удерживать прицельный маркер на цели.

Преимуществом системы радионаведения является независимость от погодных условий и времени суток, а также высокая помехозащищённость канала связи и относительно высокая скрытность. К недостаткам относиться ограничение манёвренности носителя после пуска и необходимость визуального обнаружения цели до пуска.

Используется на ракетах:

• Hs 293
• Штурм-В · Атака · Х-23 · Х-25МР
• AGM-12
• AS.11 · AS.12 · AS.15TT · AS.20 · AS.30

В целом аналогична радиокомандной системе наведения. Основным отличием является установленная на борту ракеты телевизионная камера, с помощью которой оператор наведения осуществляет контроль полёта ракеты. Оператор наведения получает в реальном режиме времени изображение местности, над которой пролетает ракета, и управляет полётом, ориентируясь по заметным ориентирам. После обнаружения цели оператор ориентирует ракету в её направлении. Как правило, данная система управления является элементом комбинированной системы наведения, в которой возможен выход ракеты в район цели с помощью автономной инерциальной системы наведения и самонаведение после обнаружения цели телевизионной ГСН.

Преимущества системы аналогичны радиокомандной системе, однако она не стесняет в манёвре носитель после пуска и имеет значительно большую дальность действия, так как отсутствует необходимость визуального сопровождения полёта ракеты. Основным недостатком является узкое поле зрения телевизионной ГСН, которая в сочетании с высокой скоростью полёта приводит к потере ориентировки оператором наведения.

Используется на ракетах:

• AGM-142
• AJ.168

Наведение, при котором ракета ориентируется относительно направленного на цель фокусированного радиолуча самолёта-носителя. Бортовые датчики-потенциометры ракеты вырабатывают сигналы системе управления на основании углового отклонения от направления равносигнальной зоны луча. Во время наведения пилот должен удерживать на одной линии объект атаки, трассер ракеты и прицел, поэтому данный метод также называют «методом трёх точек».

Недостатком подобной системы наведения является ограниченность зон возможных пусков ракеты, отсутствие возможности для манёвра носителя во время наведения, невысокая точность попадания.

Используется на ракетах:

Наведение, при котором ракета ориентируется относительно направленного на цель модулированного лазерного луча. Бортовые датчики вырабатывают сигналы системе управления на основании величины горизонтального и вертикального отклонения ракеты от луча, так чтобы ракета постоянно находилось на оси лазера.

Преимущества и недостатки системы наведения по лазерному лучу аналогичны полуактивной лазерной системе самонаведения, за исключением более высокой скрытности, так как потребная мощность лазера для теленаведения намного меньше.

Используется на ракетах:

• Вихрь
• Атака

Самонаведение

Системы, при которых информация для изменения траектории полёта ракеты выдаётся автономно на борту ракеты от её головки самонаведения. Головка самонаведения использует излучаемую или отражённую энергию цели. Различают активное самонаведение — первичный источник энергии находиться на борту ракеты, полуактивное — источник энергии находиться вне ракеты и пассивное — источником энергии служит сама цель.

Активное самонаведение

Активная радиолокационная ГСН ракеты Х-35Э.

Система наведения, при которой ракета ориентируется на отражённый целью радиолокационный сигнал, генерированный бортовой РЛС. Первые активные радиолокационные ГСН могли обнаруживать только относительно крупные радиоконтрастные цели, например, корабли, поэтому в первую очередь нашли применение на противокорабельных ракетах. Прогресс в разработке малогабаритных высокочастотных РЛС позволил создавать ракеты с малогабаритной РЛС миллиметрового диапазона, которые могут различать малоразмерные цели, например, танки. Тем не менее, дальность действия РЛС ракеты зависит от размера антенны, которая ограничена диаметром корпуса, поэтому ракеты с АРЛС ГСН нередко используют дополнительные методы для сближения с целью на дистанцию действия бортовой РЛС. К ним относятся инерциально-корректируемый метод наведения, полуактивный радиолокационный или теленаведение.

Используется на ракетах:

• К-10С · КСР-2 · КСР-5 · Х-15С · Х-25МА · Х-31А · Х-35 · Х-38МА
• AGM-114L

Полуактивное самонаведение

Система наведения, при которой ракета ориентируется на отражённый целью радиолокационный сигнал, генерированный РЛС носителя или целеуказателя, в качестве которого чаще всего также выступает летательный аппарат. Обособленно полуактивное радиолокационное самонаведение использовалось только на ранних противокорабельных ракетах. В настоящее время данный способ самонаведения используется для увеличения дальности пуска ракет с активным радиолокационным самонаведением.

Используется на ракетах:

• КС Комета
• Sea Skua

Лазерная полуактивная ГСН ракеты Х-29Л.

Системы, в которых головка самонаведения ориентируется на центр отраженного пятна лазерного излучения с носителя или воздушного или наземного авианаводчика. Получая отраженную лазерную энергию, головка самонаведения определяет угловые координаты цели, на основании которых система управления ракеты в соответствии с заданной программой полёта вырабатывает команды управления движением. С момента пуска до поражения лазер должен удерживаться на цели оператором наведения. При использовании авианаводчика возможна стрельба по не наблюдаемой с носителя цели, в этом случае захват цели возможен на траектории полёта ракеты.

Достоинством полуактивной лазерной системы наведения является высокая точность попадания ракеты в цель, что позволяет поражать одиночные манёвренные малоразмерные объекты. К недостаткам относится зависимость от погодных условий, а также состава и загрязнённости атмосферы. Особенность системы требует постоянного подсвета цели лазером, поэтому самолёт-носитель ограничен в манёвре после пуска ракеты либо требуется использование наземного авианаводчика или другого самолёта, который будет осуществлять целеуказание.

Используется на ракетах:

• С-25Л · Х-25МЛ · Х-29Л · Х-38МЛ
• AGM-65E · AGM-114A/B/C/F/K
• AS.30L

Пассивное самонаведение

Телевизионная ГСН ракеты Х-59.

Системы, в которых головка самонаведения ориентируется на светоконстрастный тёмный или светлый относительно окружающего фона край цели. Причём линия контраста может формироваться не только контрастным цветом на общем фоне, но и падающими солнечными лучами и тенями. После прицеливания изображение цели фиксируется в памяти ракеты и по мере приближения к цели автоматически обновляется. Основным элементом телевизионной ГСН является черно-белая оптико-электронная телекамера. На советских ракетах использовалась аналоговая телекамера с телевизионным стандартом 625 строк на 550 линий, в современных телевизионных ГСН используется ПЗС-матрица. Телевизионное самонаведение является пассивным, что позволяет производить атаку скрытую от противника.

Достоинством телевизионной системы наведения является высокая точность попадания ракеты в цель, что позволяет поражать одиночные манёвренные малоразмерные объекты. К тому же телевизионная система после пуска является автономной, поэтому никак не ограничивает носитель в манёвре, что реализует принцип «выстрелил-забыл». К недостаткам относится сильная зависимость от погодных условий, а также состава и загрязнённости атмосферы. Телевизионная система самонаведения эффективно работает только при ярком контрастном свете.

Используется на ракетах:

• Х-25МТ · Х-29Т
• AGM-65A/B · AGM-65H/K

В целом аналогична телевизионной системе самонаведения, только работает не в панхроматическом, а в инфракрасном диапазоне длин волн. Иногда тепловизионные системы самонаведения ракет «воздух-поверхность» путают с инфракрасной системой наведения ракет «воздух-воздух», однако эти системы имели принципиальное отличие. Изначально тепловизионная система ракеты «воздух-поверхность» формировала изображение цели, в отличие от ИКГСН ракеты «воздух-воздух», которая наводилась на тепловое пятно. Современные инфракрасные системы самонаведения обоих типов ракет принципиальных отличий не имеют - обе формируют изображение цели с помощью камеры на базе матрицы ПЗС.

Достоинства и недостатки аналогичны телевизионной системе наведения. Однако тепловизионная система самонаведения может работать при низкой освещённости и ночью.

Используется на ракетах:

• Х-25МТП · Х-29ТД · Х-38МТ
• AGM-65D/F/G

Пассивная радиолокационная ГСН ракеты Х-31П.

Система наведения, при которой ракета ориентируется на генерированный целью радио сигнал. Пассивные радиолокационные ГСН обеспечивают пеленгационное наведение во всех радио частотных диапазонах. Они наводятся не только на основной луч РЛС, но и боковые лепестки диаграммы направленности антенны. Первые ракеты с ПРЛС ГСН теряли цель при выключении источника радиоизлучения или отвороте направленного радиолуча антенны РЛС от летящей к ней ракеты. Современные пассивные радиолокационные системы наведения имеют функцию «запоминания» местоположения источника, а также способны перенацеливаться на более опасные для самолёта-носителя источники радиоизлучения, такие как РЛС подсвета цели.

Используется на ракетах:

• КСР-11 · Х-15П · Х-25МП/МПУ · Х-27ПС · Х-28 · Х-31П · Х-58
• AGM-45 · AGM-88

Автономное

Системы, которые вырабатывают команды управления ракетой на основе заложенной на борту программы. Как правило, используются на ракетах для ударов по стационарным целям или в комбинации с другими системами наведения.

Инерциальное

Первая ракета с инерциальной системой наведения Fi 103

Системы, в которых параметры полёта ракеты определяются способами, базирующимися на свойстве инерции тел. В отличие от других систем наведения данная полностью автономна, ей не нужно никаких внешних источниках информации или ориентиров. Установленные на борту датчики определяют ускорения летящей ракеты, на основании которых рассчитывают её скорость, траекторию, координаты, а также данные для коррекции полёта. Первая стратегическая крылатая ракета Fi 103 была оснащена простейшей инерциальной системой, позволяющей только поддерживать прямолинейный полёт и в расчётное время переводить ракету в пике. Современные инерциальные системы включают акселерометры для измерения ускорений ракеты, гироскопы для определения углов тангажа, рысканья и крена, блок времени, блок начальной информации о параметрах движения и координатах ракеты во время старта и вычислительную систему для расчёта текущих координат и параметров движения ракеты на основании данных вышеперечисленных блоков.

Преимуществами инерциальной системы является полная автономность и абсолютная помехозащищённость. Основным недостатком является постепенное накопление ошибки определения текущих координат и параметров движения, который частично решается коррекцией системы.

Используется на ракетах:

• Fi 103
• AGM-69

Инерциальные системы с возможностью коррекции накопленной ошибки определения координат и параметров движения с помощью внешних источников информации. Нередко методы коррекции используют комбинированно, повышая точность системы.

• Коррекция навигационной аппаратурой потребителя глобальной навигационной спутниковой системы — коррекция, выполняемая по данным приёмника одной из систем спутниковой навигации или их комбинации. Современные ракеты могут использовать данные систем NAVSTAR, ГЛОНАСС, Galileo и других. Система наведения сравнивает рассчитанные инерциальной системой координаты с полученными приёмником и вычисляет текущую ошибку для её коррекции. Данная система коррекция уязвима из-за возможных радиоэлектронных помех противника, а также из-за возможности уничтожения самих навигационных спутников, поэтому на стратегических крылатых ракетах она комбинируется с иными системами коррекции. Система используется на ракетах:
  • Х-101
  • AGM-86C
• Рельефометрическая экстремально-корреляционная система коррекция) — коррекция, выполняемая по результатам сравнения эталонного профиля рельефа с рельефом, над которым пролетает ракета в текущий момент. До пуска на борт ракеты загружают карту рельефа вдоль маршрута полёта. Во время коррекции высотомер формирует непрерывный поток данных о высоте полёта в виде последовательности превышений и понижений, которая «ищется» на карте, причём сравниваются именно последовательности относительных высот, а не абсолютные значения. После обнаружения совпадения система управления ракеты получает точные координаты маршрута во время коррекции и может рассчитать величину накопившейся ошибки, чтобы провести коррекцию траектории. Ранние системы коррекции по рельефу местности не позволяли загружать карты рельефа на весь маршрут из-за ограничений памяти, поэтому в систему управления загружали карты отдельных зон. Их размеры выбирали таким образом, чтобы при максимальном значении вероятной ошибки ракета гарантированно пролетала над зоной коррекции. Между ними ракета летела только с помощью инерциальной навигационной системы. Позднее появился усовершенствованный вариант - англ. Terrain Profile Matching, который способен непрерывно отслеживать местоположение ракеты. В систему загружают цифровую карту местности вдоль маршрута, на базе которой «предсказывается» текущее значение высоты. Затем рассчитанное значение сравнивается с полученным от высотомера истинным значением. Разница используется для оценки текущей ошибки навигационной системы и её коррекции. Точность системы зависит от количества и размеров элементарных участков местности, над которыми измеряется высота полёта. Чем меньше размер ячейки и больше их количество в одной последовательности, тем выше точность системы, также точность зависит от погрешности измерения высоты. В современных ракетах вместо радиовысотомера используют лазерный дальномер, что улучшает точность системы. Вдоль маршрута полёта над морем вместо карт рельефа используют карты магнитных полей. Система используется на ракетах:
  • Х-55 · Х-65
  • AGM-86B · AGM-129
• Оптико-электронная экстремально-корреляционная система коррекции) — коррекция, выполняемая по результатам сравнения эталонного изображения местности с изображением, полученным оптико-электронной камерой ракеты. Принципиально не отличается от коррекции по рельефу местности. До пуска на борт ракеты загружаются изображения местности вдоль маршрута полёта ракеты, района цели, а также самой цели. Во время полёта установленная на борту камера делает снимки местности, которые «ищутся» на эталонных изображениях. После обнаружения совпадения система управления ракеты получает точные координаты на момент съёмки и может рассчитать величину накопившейся ошибки, чтобы провести коррекцию траектории. Как правило, данный вид коррекции используется на заключительном участке полёта в районе цели. Система используется на ракетах:
  • Х-55ОК · Х-101
  • AGM-86C

Комбинированные

Системы, в которых сочетаются в качестве элементов вышеописанные системы управления. Как правило, на начальном и среднем участках траектории полёта ракеты используют автономное и теленаведение, на конечном участке - самонаведение.

Под системой управления управляемой ракетой понимается совокупность устройств, определяющих положение ракеты и цели и обеспечивающих выработку команд управления и наведение ракеты на цель в течение всего времени полета до встречи с целью. Система управления обеспечивает также решение ряда других задач, предшествующих наведению ракеты на цель (управляет процессами подготовки пуска, самого пуска ракеты и др.)

Можно представить бесчисленное количество траекторий сближения ракеты с целью. Очевидно, из всего количества возможных траекторий при стрельбе по цели необходимо использовать одну, наиболее целесообразную с точки зрения тактических и технических соображений траекторию. Требуемая траектория сближения ракеты с целью задается уравнениями связи, определяющими движение ракеты в зависимости от координат и параметров движения цели. Характер этих связей обусловливается выбором метода наведения.

Следовательно, для сближения ракеты с целью, система управления в каждый момент времени должна не только иметь информацию о координатах и параметрах движения пели и ракеты, но и задавать характер связи между ними, определять меру нарушения этих связей и на основания этого вырабатывать команды управления, обеспечивающие движение ракеты по требуемой траектории.

Выработка команд управления, т. е. наведение зенитной управляемой ракеты на цель, как правило, осуществляется лишь по направлению в двух взаимно перпендикулярных плоскостях. Меру нарушения связи в каждой плоскости наведения принято называть параметром управления или сигналом рассогласования. Этот сигнал пропорционален отклонению регулируемой величины от требуемого значения, т. е. является ошибкой системы управления. Система управления, изменяя направление полета ракеты, все время должна работать на устранение этой ошибки и держать ее в таких пределах, при которых обеспечивается заданная точность сближения ракеты с целью.

Системами телеуправления называются такие системы, в которых требуемое движение ракеты определяется наземным пунктом наведения, непрерывно контролирующим параметры траектории цели и ракеты. В зависимости от места формирования команд (сигналов) управления рулями ракеты эти системы делят на системы наведения по лучу и командные системы телеуправления.

В системах наведения по лучу направление движения ракеты задается с помощью направленного излучения электромагнитных волн (радиоволн, лазерного излучения и др.). Луч модулируется таким образом, чтобы при отклонении ракеты от заданного направления ее бортовые устройства автоматически определяли сигналы рассогласования и вырабатывали соответствующие команды управления ракетой.

В командных системах телеуправления команды управления полетом ракеты вырабатываются на пункте наведения и по линии связи (линии телеуправления) передаются на борт ракеты. В зависимости от способа измерения координат цели и определения ее положения относительно ракеты командные системы телеуправления делятся на системы телеуправления первого вида и системы телеуправления второго вида. В системах первого вида измерение текущих координат цели осуществляется непосредственно наземным пунктом наведения, а в системах второго вида - бортовым координатором ракеты с последующей их передачей на пункт наведения. Выработка команд управления ракетой как в первом, так и во втором случае осуществляется наземным пунктом наведения.

Самонаведением называется автоматическое наведение ракеты на цель, основанное на использовании энергии, идущей от цели к ракете. Головка самонаведения ракеты (ГСН) автономно осуществляет сопровождение цели, определяет параметр рассогласования и формирует команды управления ракетой.

По виду энергии, которую излучает или отражает цель, системы самонаведения разделяются на радиолокационные и оптические (инфракрасные или тепловые, световые, лазерные и др.).

В зависимости от места расположения первичного источника энергии системы самонаведения могут быть пассивными, активными и полуактивными.

При пассивном самонаведении энергия, излучаемая или отражаемая целью, создается источниками самой цели или естественным облучателем цели (Солнцем, Луной). Следовательно, информация о координатах и параметрах движения цели может быть получена без специального облучения цели энергией какого-либо вида.

Система активного самонаведения характеризуется тем, что источник энергии, облучающий цель, устанавливается на ракете и для самонаведения ЗУР используется отраженная от цели энергия этого источника.

При полуактивном самонаведении цель облучается первичным источником энергии, расположенным вне цели и ракеты.

Методом наведения называется заданный закон сближения ракеты с целью, который в зависимости от координат и параметров движения цели определяет требуемое движение ракеты, обеспечивающее попадание ракеты в цель. Рассмотрим некоторые из существующих методов.

Рис. 1. Углы и вектора системы ракета (Р) – цель (Ц).

Метод погони – направление на цель совпадает с направлением оси ракеты :

Метод наведения с постоянным углом упреждения :

Метод пропорционального сближения − скорость поворота вектора скорости ракеты пропорциональна угловой скорости поворота вектора ракета-цель:

В данной работе для имитации АСУ ПТУР будет использован метод погони, для которого примерная траектория полета ракеты и цели показана на рис. 2.

Рис. 2. Траектория цели и ракеты при методе погони.

Инерциальная навигационная система (ИНС) - обеспечивает непрерывную выработку информации о курсе, координатах, скорости движения и параметрах угловой ориентации платформы, на которой установлена ИНС. Следует отметить такие особенности ИНС, как автономность и отсутствие демаскирующих признаков работы, определяющее широкое её использование на кораблях Военно-Морского Флота.

Общие сведения

Инерциальная навигационная система (система инерциальной навигации, навигационное устройство), в основу работы которой положены классические (ньютоновские) законы механики. В ИНС исходной (главной) системой отсчёта, по отношению к которой производятся инерциальные измерения, служит инерциальная (абсолютная, т. е. неподвижная относительно звёзд) система. Посредством ИНС определяют координаты, скорость, ускорение и др. основные параметры движения объекта (самолёта, ракеты, космического корабля, надводных и подводных судов и др.). ИНС имеют перед другими навигационными системами большие и важные преимущества - универсальность применения, возможность определения основных параметров движения, автономность действия, абсолютную помехозащищенность. Эти качества определили ИНС как наиболее перспективную навигационную систему.

Принцип действия

Блок-схема инерциальной навигационной системы: 1 - блок инерциальных измерителей и построителей направлений в пространстве, посредством которого реализуется заданная ориентация измерительных осей и выдаётся измерительная информация в вычислитель; 2 - вычислительный блок, в котором осуществляются интегрирование основного уравнения, вычисление необходимых параметров движения, формирование сигналов управления ориентацией инерциальных измерителей и сигналов компенсации систематических погрешностей; 3 - блок времени, из которого в блоки 1, 2, 4 поступают сигналы мирового времени; 4 - блок ввода начальной информации в блоки 1 и 2 для ориентации инерциальных измерителей и интегрирования основного уравнения; А - поступление начальной информации; Б - выдача конечной информации о параметрах движения. Стрелками показаны направления поступления информации.

Принцип действия ИНС состоит в моделировании поступательного движения объекта, характеризуемого изменением во времени ускорения, скорости и координат, подобным процессом движения воспринимающего элемента (массы) пространственного (трёхкомпонентного) акселерометра (в общем случае с компенсацией гравитационного ускорения).

Исходной информацией для инерциальной навигационной системы является ускорение судна, на котором она установлена. Двойное интегрирование вектора ускорения дает необходимую информацию для вычисления скорости и координат. ИНС не связана с внешними источниками информации (курс, скорость). Ориентирование измерительных осей акселерометров по заданным направлениям производится свободными или управляемыми (по сигналам от акселерометров) гироскопическими устройствами (гироскопом , гиростабилизатором, гирорамой и др.) или астростабилизаторами, а также сочетанием этих средств.

ИНС весьма сложны и дорогостоящи. Срок службы их меньше, чем у обычных гироскопических приборов. Для правильного функционирования перед стартом объекта требуется ввести начальные данные по координатам пункта старта и скорости, произвести ориентирование инерциальных измерителей. Точность некорректируемых инерциальных навигационных систем зависит от времени. Поэтому возможность получения информации от системы, удовлетворяющей заданным требованиям, ограничена во времени. Так, за час полёта лучшие образцы ИНС имеют погрешность в определении координат примерно 1,5-5 км. Для уменьшения погрешностей и расширения возможностей использования применяют различные способы коррекции от радионавигационных, радиолокационных и астронавигационных средств.

XXI век

В последнее десятилетие наиболее распространенным типом ИНС стали бесплатформенные инерциальные навигационные системы (БИНС). Они широко применяются в аэрокосмической технике и начали применяться в морских и наземных системах. Это стало возможным после преодоления ряда сложных технических проблем. В ИНС надводных кораблей и судов обычно используются динамически настраиваемые или поплавковые гироскопы. Они обеспечивают выработку навигационных данных и гироскопическую стабилизацию вооружения и различных технических средств корабля. Курс вырабатывается с точностью порядка единиц угловых минут, координаты – с точностью порядка нескольких десятков метров, углы качки – с точностью не хуже 1 угл. мин. В литературе можно встретить совмещенные измерители ИНС / ГАГК (гиро-азимут-горзонт компас) в основе работы которого лежит инерциальный принцип. Согласно протоколам обмена, мы получаем объединенный вектор навигационных параметров этих систем.

Классификация

По ориентации направлений осей чувствительности инерциальных измерителей

1) с произвольной ориентацией;

2) с ориентацией по звёздам, по осям, жестко связанным с объектом;

3) с неизменной ориентацией относительно небесного тела, напр. Земли;

4) с горизонтальной ориентацией.

По наличию стабилизированной платформы

1) со стабилизированной гироскопической или астроплатформой;

2) бесплатформенные (БИНС).

Системы наведения ракёт разделяются на командные, в которых управляющая информация передается на ракету из

внешнего пункта, и системы самонаведения, в которых относительное положение цели определяется на ракете. Изменение направления полета может производиться, например с помощью четырех независимо управляемых рулей в случае крылатых ракет или реактивной силой в случае баллистических ракет . Радиолокационное сопровождение облегчается, если возможно получить отраженный сигнал от установленных на ракетах уголковых отражателей или ответчиков. В последнем случае, если уменьшение точности по дальности недопустимо, разброс времени задержки не должен превышать 6 нсек .

Рис. 25. 22. Радиолокационное наведение и управление ракетами: а - управление по радиолинии; б - наведение по радиолучу; в - активное самонаведение методом пропорционального наведения. (См. .)

В аппаратуру ответчика на ракете , работающего на частоте входят шифраторы для опознавания, система приема команд и телеметрические блоки. Антенна ответчика должна иметь всенаправленную диаграмму; на частотах можно использовать антенные решетки, содержащие от 3 до 12 синфазных элементов, равноудаленных по периметру ракеты, с поляризацией, параллельной ее оси. Для ответчиков на борту ракеты также используются антенные щелевые решетки, которые могут давать круговую поляризацию небольшие излучающие диполи из ферритов и некоторые субминиатюрные конструкции.

При наведении по команде с помощью радиолинии используются две радиолокационные установки с автоматическим слежением, которые соответственно определяют положение ракеты и цели, как показано на рис. 25.22, а. По этим данным вычислительная машина определяет относительное положение цели и ракеты и вырабатывает команды управления, которые передаются на ракету по радиолинии. Типичная система автоматического сопровождения измеряет дальность, как описано в разд. 25.4.3, путем передачи несущей с опорной модуляцией и измерения фазы отраженного сигнала.

Производится как грубое, так и точное определение дальности; на ракете имеется когерентный ответчик. Измерение дальности производится тремя приемными станциями, расположенными в трех различных фиксированных пунктах, что позволяет вычислить пространственные координаты ракеты. Основным недостатком такого метода наведения по командам является то, что при запуске нескольких ракет необходимо во столько же раз увеличивать основной состав наземной аппаратуры, а также то, что при увеличении дальности точность наведения уменьшается.

При наведении по радиолучу на ракете с хвостовой стороны установлена антенна, которая принимает сигнал, посылаемый по лучу радиолокатора сопровождения цели с коническим сканированием, как показано на рис. 25.22, б. При отклонении ракеты от курса этот сигнал будет модулироваться согласно уравнению (25.16); луч несет также дополнительную кодированную модуляцию, которая определяет фазу сканирования. В одном случае по периметру цилиндрической ракеты через промежутки в 90° были установлены четыре антенных элемента. При любом отклонении ракеты в этих антенных элементах возникают неодинаковые сигналы, что позволяет измерить ошибки по азимуту и углу места. Эти данные в сочетании с приближенными данными о дальности ракеты используются после преобразования к декартовым координатам для выработки необходимых команд, которые управляют рулями. Для компенсации ошибок, обусловленных сдвигом луча и возможным параллаксом, имеется наземное вычислительное устройство. Обычно угол сканирования луча равен приблизительно 3°, хотя иногда на начальной стадии запуска для облегчения захвата ракеты может использоваться более широкая диаграмма направленности порядка 40°, излучаемая на несколько отличающейся частоте.

При возрастании дальности вследствие увеличения линейных размеров луча линия визирования, на которой находится наводимая ракета, становится менее точной; кроме того, возникают проблемы учета атмосферной рефракции, работы при малых углах места, угловых возмущений и сглаживания.

Ракета с самонаведением имеет радиопрозрачную носовую оболочку или обтекатель, внутри которого помещается небольшая параболическая антенна и радиолокационная установка для автоматического сопровождения, которая принимает сигналы, отраженные от цели. При активном самонаведении, как показано на рис. 25.22, в, радиолокационный передатчик и приемник находятся на ракете, и поскольку на борту ракеты габариты и вес аппаратуры ограничены, а также ограничен размер апертуры антенны, то максимальная дальность действия системы оказывается небольшой. При полуактивном самонаведении цель облучается наземным передатчиком, расположенным, например, на стартовой площадке, с которой производился запуск. В этом случае мощность передатчика и размеры антенны могут быть достаточно большими, что приводит к существенному

увеличению дальности действия. Системы обоих типов могут работать как в режиме непрерывного излучения, так и в импульсном режиме . Головка самонаведения устанавливает линию визирования на цель не относительно какой-либо оси, связанной с ракетой, а относительно пространственного фиксированного начала отсчета угла: Для этого необходима гироскопическая стабилизация антенны; в этом случае сигналы рассогласования, поступающие с радиолокационного приемника, будут вызывать прецессию гироскопа. Так как скорость прецессии пропорциональна приложенному сигналу, то этот сигнал служит мерой скорости поворота линии визирования и может быть использован для управления.

В процессе самонаведения ракета сближается с целью по траектории пропорционального сближения , для которой возможен ряд вариантов. Траектория ракеты может быть описана уравнением

где угол направления движения ракеты; угол линии визирования, причем оба угла отсчитываются относительно одной и той же пространственной оси; К - постоянная наведения.

Если то скорость поворота направления движения ракеты будет равна скорости поворота линии визирования и в результате получается обычная кривая погони; такое условие обычно приводит к большим поперечным ускорениям в конце траектории. Если то ракета движется по траектории с постоянным пеленгом, угол упреждения постоянен и угловая скорость поворота линии визирования равна нулю; в этом случае ракета движется по прямолинейному пути, но требуется большое поперечное ускорение при запуске. Практически значение К находится между 3 и 10, так что ракета летит, как показано на рис. 25.22, в, по траектории перехвата или по кривой с упреждением без резких маневров при запуске. Влияние флюктуаций сигнала цели вследствие фединга и мерцания должно быть сглажено в аппаратуре наведения, поскольку эти флюктуации при попадании в систему управления увеличивают задержку и ухудшают характеристики системы, особенно на малых дальностях. При самонаведении другими методами перехвата важное значение имеет понятие вероятности встречи . Измерение и фиксирование величины промаха при наведении на самолет можно получить с помощью установленного на ракете простого допплеровского радиолокатора.

Назначение, классификация, краткая характеристика систем радиоуправления

В соответствии с действующим российским законодательством нарушением права на коммерческую тайну считается не всякое получение третьим лицом неизвестной ему ранее и ценной для него в коммерческом отношении информации, а только завладение этой информацией с помощью незаконных методов. В этой связи на обладателе информации лежит обязанность не только доказать, что эта информация отвечала всем установленным законом критериям охраноспособности, но и что конкретное лицо получило доступ к ней, используя незаконные способы, которые либо прямо запрещены законом (проникновение в жилище, вскрытие корреспонденции и т.д.), либо противоречат общим принципам добросовестности конкуренции (подкуп служащих, не являющихся должностными лицами, приобретение информации у контрагента обладателя права на коммерческую тайну, на котором лежала обязанность по сохранению ее конфиденциальности, и т.д.). Если доказать это обстоятельство правообладатель не сможет, его право защите не подлежит.

Отнесением соответствующих сведений в установленном законом порядке к числу сведений, которые не могут составлять коммерческую тайну.

Система управления подвижными объектами предназначена для вывода объекта в заданную точку пространства, на заданную траекторию или обеспечения встречи управляемого объекта с другим объектом. Для решения этих задач нужно располагать информацией о траекториях движущихся объектов и средствами воздействия на траекторию управляемого объекта . В системах радиоуправления определение координат объектов и передача на управляемый объект корректирующих воздействий (команд) осуществляется с помощью радиосредств.

Системы и объекты радиоуправления весьма разнообразны, например, управление посадкой самолета в условиях плохой видимости земной поверхности ("слепая посадка"), вывод на орбиту искусственного спутника Земли, автоматическая стыковка космических аппаратов, управление ракетами и ракетами. Рассмотрим характеристики систем радиоуправления на примере систем управления ракетами.

Основные задачи радиосредств в системах указанного типа:

Обнаружение цели и измерение ее текущих координат;

Измерение текущих координат ракеты;

Расчет траекторий цели и ракеты;

Выработка команд управления ракетой;

Выработка команды подрыва боевой части ракеты.

Различают три типа систем радиоуправления по способу управления:

Командное радиоуправление;

Радиотеленаведение;

Самонаведение.

Иногда системы двух первых типов объединяют в одну группу систем телеуправления или рассматривают их как разновидности наведения с пункта управления. Системы, в которых используются два способа управления, называют комбинированными .

В системах командного управления сбор информации о текущем положении цели и ракеты осуществляется в пункте управления (ПУ), где также вырабатываются команды управления, передаваемые по радиолинии на ракету. В ПУ системы теленаведения определяют только текущие координаты цели . Требуемая траектория движения ракеты обозначается в пространстве с помощью радиолуча, формируемого в ПУ. Команды управления вырабатываются на ракете в функции отклонения от оси радиолуча.

В системах самонаведения параметры движения цели относительно ракеты определяются с помощью РЛС на ракете. Полученная информация используется для выработки команд управления.

Системы автономного управления, применяемые для наведения ракет на стационарные наземные объекты, характеризуются отсутствием радиоконтакта с целью. Основу автономного управления движением ракет по заданным траекториям составляют навигационные методы. Поэтому данный тип систем управления здесь не рассматривается.

Основные характеристики системы управления, определяющие ее эффективность:

Максимальная дальность поражения цели,

Точность наведения,

Вероятность поражения,

Темп стрельбы (скорострельность),

Помехоустойчивость,

Надежность,

Стоимость.

Максимальная дальность поражения определяется либо дальностью полета ракеты, либо дальностью действия радиолокационных средств системы. Точность наведения характеризуется среднеквадратическим значением минимального расстояния между ракетой и целью, называемого промахом. Вероятность поражения, определяемая часто при условии исправности системы, зависит как от промаха, так и от характеристик боевой части, взрывателя и свойств цели.

Пусковую установку и точку встречи ракеты с целью можно соединить множеством кривых, каждая из которых может рассматриваться как возможная траектория ракеты. При выборе траектории и соответствующего ей метода наведения ракеты учитывают как тактические требования к системе (скорость и маневренные способности цели, требуемую дальность поражения и т.д.), так и ограничения, налагаемые на габаритно-весовые характеристики, стоимость системы управления. Лучшие тактические характеристики системы обеспечиваются в том случае, если траектория полета ракеты близка к прямолинейной. С увеличением кривизны траектории ракеты (при одном и том же характере движения цели) возрастают требования к маневренным возможностям, удлиняется путь, растет время наведения. В то же время реализация траекторий, близких к прямолинейным, связана в некоторых случаях с усложнением аппаратуры системы.

В данном пособии ограничимся рассмотрением двух методов наведения:

Метода накрытия цели:

Метода пропорционального сближения.

Для характеристики движения цели и ракеты в пространстве достаточно рассмотреть проекции их траекторий на две взаимно перпендикулярные плоскости. Поскольку движения объектов в этих плоскостях описываются одинаковыми по структуре уравнениями, в дальнейшем рассмотрим управление в одной плоскости.

Метод наведения полностью определяет так называемую кинематическую траекторию ракеты, т.е. траекторию, которая получилась бы при идеальном выполнении принятого закона управления. Фактическая траектория ракеты отличается от кинематической вследствие инерционности системы управления, ограниченной маневренности ракеты и наличия случайных возмущений, действующих на ракету и систему управления.

Метод накрытия цели. При идеальной реализации метода ракета должна двигаться, оставаясь на линии ПУ - цель (рис.1). К достоинствам метода следует отнести невысокие требования к функциям радиосредств системы: для реализации метода достаточно измерения только угловых координат ракеты и цели. Разность угловых координат представляет собой рассогласование в системе. Управляющая команда должна быть пропорциональна линейному смещению ракеты с линии ПУ – цель , где - расстояние ракеты от ПУ.

Рис .1 . Иллюстрация наведения по методу накрытия цели:

а) - ошибка наведения отсутствует, б) - ошибка наведения не равна нулю

Для определения величины здесь не используется дальномерный канал. Поскольку эта величина в данном случае может вводиться весьма грубо, то достаточно использовать временной механизм на ракете, измеряющий время, прошедшее с момента пуска. В результате , где - расчетное значение скорости ракеты.

Кинематическую траекторию ракеты можно построить графически. Построение траектории для частного случая , , иллюстрируется рис.2.

Рис.2. Графический способ построения кинематической траектории ракеты (метод накрытия цели)

Пусть ПУ расположен в начале координат. В момент пуска ракеты цель находится в точке M 0 . Траектория цели разбивается на ряд отрезков равной длины.

Концы отрезков соединяются с началом координат. При t = Δt раета должна находиться на прямой OM 1 на расстоянии от начала координат ..R ц = R в. Следовательно, промах h = R в Δφ. Этот результат характерен для любого метода наведения из пункта управления.

Рис.3. К расчету величины промаха