книги из ГПНТБ / Инженерные изыскания в строительстве. Инженерно-геологические, геофизические и геодезические исследования [сборник]
.pdf3. РАДИОЛОКАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ЗЕНИТНЫМИ РАКЕТАМИ
В настоящее время, как указывается в зарубежной печати, одной из важных проблем является борьба с самолетами противника, действующими на малых высо тах. Это объясняется тем, что ранее разработанные зенитные ракетные комплексы, радиолокационные сред
ства |
которых работают в импульсном режиме, в борьбе |
||
с |
низколетящими |
целями оказались |
малоэффек |
тивными. Из-за влияния земли радиолокационные стан ции этих комплексов не могут своевременно обнаружить цель, поэтому времени для принятия решения остается настолько мало, что не представляется возможным об стрелять цель.
Это заставило зарубежных специалистов модернизи ровать старые, а также создавать новые зенитные ра
кетные |
комплексы, лишенные |
указанного |
недостатка. |
|||
Основное |
направление |
модернизации |
и |
разработки |
||
новых |
комплексов — переход |
на непрерывное излу |
||||
чение. |
|
|
|
|
|
|
Зенитный ракетный комплекс, как указывается в за |
||||||
рубежной |
печати, состоит |
из зенитной |
управляемой ра |
кеты, радиотехнических средств обнаружения, опозна вания и выбора для обстрела воздушной цели и средств управления ракетой (наведения ракеты на цель и под рыва ее боевой части).
По степени участия человека в работе средств управ ления ракетой зенитные комплексы делят на автома тические, полуавтоматические и неавтоматические. В ав томатическом комплексе определение положения точки встречи и наведение в соответствии с этим положением направляющих пусковой установки с ракетами, опреде ление момента пуска ракеты, пуск и наведение ракеты на цель осуществляются автоматически без участия че ловека. Человек только контролирует работу комплекса или принимает в ней минимальное участие.
В таких комплексах все необходимые расчеты выпол няются счетно-решающими приборами, которые полу чают информацию о параметрах полета цели и ракеты от радиолокационных станций сопровождения. Если в комплексе используется метод теленаведения, то ракета наводится на цель по командам, вырабатываемым на-
130
Земным Счетно-решающим устройством. В случае Же самонаведения команды наведения ракеты на цель авто матически вырабатываются ее бортовым счетно-реша ющим устройством, получающим информацию о полете цели от бортового локатора слежения за ней.
Вполуавтоматическом комплексе исходные данные для стрельбы вырабатываются (определяются) челове ком. В неавтоматических комплексах степень участия человека в этапах стрельбы максимальна. Здесь коман ды наведения вырабатываются наземным счетно-реша ющим устройством, а информация ' о параметрах по лета цели и ракеты поступает в это устройство от обслу живаемых человеком приборов визуального сопровожде ния цели и ракеты.
Взависимости от способа наведения ракеты на цель методы наведения бывают трехточечные и двухточечные.
Трехточечный |
метод |
применяется при |
теленаведении. |
|
В этом случае |
ракета |
сближается с целью по закону, |
||
при котором |
в |
ходе |
всего наведения |
обеспечивается |
удержание ракеты на прямой линии, соединяющей пункт
наведения и цель |
(или упрежденную точку). |
В зарубежных |
армиях применяются две разновидно |
сти трехточечного метода: метод накрытия цели и метод спрямления траектории. В первом случае ракета наво
дится на цель, во втором |
случае — в |
упрежденную точ |
ку. Достоинство метода |
накрытия |
цели — отсутствие |
необходимости в определении дальности до летящих це ли и ракеты. Это позволяет упростить средства наведе ния и использовать только одну радиолокационную станцию наведения.
Двухточечный метод применяется при самонаведении. В зарубежных комплексах (например, типа «Хок») на иболее распространенной разновидностью этого метода является метод пропорционального сближения, сущность которого заключается в следующем.
При методе пропорционального сближения скорость поворота управляемой ракеты WP не равна, но пропор
циональна |
скорости |
поворота |
линии |
визирования № л в . |
К моменту |
встречи |
ракеты с |
целью |
траектория ракеты |
приближается к траектории полета по методу пропор ционального сближения (постоянного угла визирования), при котором ракета летит в заранее вычисленную уп режденную точку.
9* |
131 |
Выразим метод пропорционального сближения математически.
Скорость |
поворота |
ракеты |
Wp |
пропорциональна |
скорости |
поворота |
|||||||||
линии |
визирования |
№ Л в : |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
WV |
= |
AWm, |
|
|
|
|
(127) |
|||
где А — коэффициент |
пропорциональности |
|
(коэффициент |
навига |
|||||||||||
ции), |
который |
зависит |
от |
скорости |
ракеты |
и |
цели и |
курса |
цели; |
||||||
|
|
|
|
|
|
|
Кеб |
|
|
|
|
|
|
|
|
обычно |
принято |
считать А=А'—— |
(где А' |
— эффективный |
коэффн- |
||||||||||
циент |
пропорциональности; |
У с о — скорость |
сближения |
ракеты с |
|||||||||||
целью; |
Vp |
— скорость |
ракеты). |
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
Считается |
[15], |
что |
А |
наиболее |
целесообразно |
|
выбирать |
||||||||
Л ' = 4 . |
Подставив |
значение |
в |
формулу |
(127), |
получим |
|
|
|||||||
|
|
|
|
W9 = A'^}wm. |
|
|
|
|
|
(128) |
|||||
Таким образом, ракета должна управляться с земли до тех пор, |
|||||||||||||||
пока Wp |
станет |
равным A'^-^jW.m. |
Но |
ракета не измеряет |
свою |
скорость поворота, а с помощью акселерометров измеряет свое по перечное ускорение С р , которое равно
|
|
|
|
GB |
= |
WpVP l |
|
(129) |
|
откуда |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
WV |
= |
- ^ . |
|
(130) |
|
Приравняв |
правые |
части |
уравнений |
(128) и |
(130), |
получим |
|||
|
|
|
W |
J ^ |
W |
. B = |
_2P, |
|
( 1 3 1 ) |
Следовательно, |
|
|
V l'l> |
/ |
|
гр |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
G P = |
A ' V c 6 W a B . |
|
(132) |
||
Уравнение (132) |
является |
уравнением |
управления |
||||||
полетом ракеты. Gp измеряется |
акселерометром и вы |
||||||||
дается в |
виде |
напряжения |
определенной |
величины; |
|||||
/4'=const |
(зависит |
от типа |
ракеты); |
VC6 |
определяется |
||||
по допплеровскому |
сдвигу частоты; WAB |
определяется по |
отраженному от цели сигналу, принятому антенной го
ловки самонаведения, |
который в |
результате сканирова |
|||
ния луча антенны будет модулирован по амплитуде. |
|
||||
Произведение величин |
VC G И WNJI, выработанных |
ап |
|||
паратурой |
самонаведения |
ракеты |
в виде напряжения |
оп |
|
ределенной |
величины, |
умноженное |
на 4, является коман |
дой. Разница между напряжением команды и выходным напряжением акселерометра используется для установки
132
рулей ракеты в такое положение, чтобы ее полет осу ществлялся по методу пропорционального сближения.
На рис. 67 приведена схема построения и действия средств управления ракетой, применяемая в зарубежных зенитных комплексах. Здесь сплошными линиями со стрелками показаны функциональные связи между эле-
Средства
наведения
|
|
|
|
ракеты |
|
|
|
|
|
|
Средства, |
|
расположен |
|
Средства, |
расположен |
|||||
ные на |
|
земле |
|
ные на |
ракете |
|
||||
(корабле) |
|
|
|
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
||||
§ |
|
|
|
eta g |
3 |
I |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
ta со |
с; |
|
|
|
|
|
|
а: |
|
|
|
си |
|
|
|
I |
|
|
со |
|
|
|
5 *= |
=? |
|
4 1 |
-s |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
со |
' а |
|
О |
|
|
|
1 |
* |
Сз со щ |
|
г О. |
|
е |
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
§ |
i |
||||
С О 1е- |
§ |
е |
Or 3 5 , |
со |
|
|
|
еа |
sc |
|
F |
=» |
со |
|
|
|
|||||
1-Г§-1 |
|
|
Ǥ |
|
5: |
|
со |
|
||
|
|
си |
|
|
|
|
|
|
||
|
|
з- |
|
|
о |
|
|
|
|
|
|
|
со |
|
|U Co^ |
с: |
т |
т |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
U |
|
1JL |
tЛ—a:I |
|
|
|
|
|
|
|
РИС. 67. Схема построения и действия средств |
управления |
ракетой |
||||||||
ментами средств |
|
при теленаведении, |
пунктирными — |
|||||||
при полуактивном |
радиолокационном |
самонаведении. |
|
|||||||
Станция |
сопровождения |
цели производит, поиск |
цели. |
Обнаружив ее, переходит на сопровождение. В ходе со провождения определяет параметры полета цели, кото рые поступают в счетно-решающее устройство и исполь зуются для выработки команды управления пуском. Во многих случаях в качестве РЛС сопровождения цели применяются частотно-модулированные или допплеровские станции непрерывного излучения. Так, например, в французском зенитном ракетном комплексе «Кроталь» применена допплеровская РЛС с дальностью обнаруже ния до 18 км.
133
Станция сопровождения ракеты обнаруживает (после пуска) и сопровождает ракету, определяет параметры ее полета, которые также поступают в счетно-решающее устройство, где вырабатываются команды на корректи ровку траектории полета ракеты. Станция передачи команд передает команды на борт ракеты по радиоли нии связи.
При теленаведении с выработкой команд на назем ном пункте наведения бортовая аппаратура ракеты со стоит из приемника команд наведения, дешифратора команд, исполнительных органов (автопилота, подвиж ных аэродинамических поверхностей и их приводов). В системах телеуправления с выработкой команд на бор ту ракеты в составе бортовой аппаратуры вместо дешиф ратора устанавливается устройство выработки команд наведения. В этом случае ракета сопровождается узким лучом наземной радиолокационной станции. При откло нении ракеты от узкого луча бортовой приемник выра батывает сигнал, который поступает в устройство выра ботки команд наведения, и исполнительные органы воз вращают ракету в зону луча.
Одно из главных преимуществ теленаведения перед самонаведением — простота бортовой аппаратуры. Недо статком же его является уменьшение точности наведения с увеличением дальности до точки встречи.
При самонаведении команды наведения вырабатыва ются на борту ракеты головкой самонаведения, которая использует энергию, излученную целью или отраженную от нее. В первом случае самонаведение называется пас сивным, во втором — активным или полуактивным.
При активном самонаведении цель облучается бор товой РЛС, установленной на ракете. В случае полуак
тивного самонаведения цель облучается |
(подсвечивает |
|
ся) наземным |
радиолокатором подсвета, |
работающим |
в непрерывном |
режиме. |
|
Так, в американском зенитном ракетном комплексе «Хок», предназначенном для борьбы с низколетящими целями, станция подсвета облучает цель и ракету не прерывными модулированными по частоте колебаниями. Чтобы обеспечить своевременное взведение взрывателя, нужно знать расстояние между ракетой и целью, а не удаление цели от наземной РЛС. Поэтому ракета и цель облучаются частотно-модулированными колебаниями од-
134
ной и той же радиолокационной станции. Диаграмма направленности антенны этой станции состоит из двух лучей: узкого (сканирующего) для слежения за целью
иширокого для облучения ракеты.
Впринципе сигнал передатчика РЛС подсвета может быть модулирован дважды. Сигнал с низкочастотной мо дуляцией используется для определения расстояния меж ду ракетой и целью, а сигнал с высокочастотной модуля цией— для выработки сигнала ликвидации ракеты.
Рис. 68. Схема инфракрасной головки самонаведения
Так как отраженный от цели сигнал содержит допплеровский сдвиг частоты, то по нему определяется и ско рость сближения ракеты с целью. Для этого с выхода приемника сигнал подается на селектор скорости, кото рый вырабатывает сигнал ошибки углового сопровожде ния цели антенной головки самонаведения и сигнал ошибки установки рулей ракеты.
В случае пассивного самонаведения на ракете уста навливается головка самонаведения, которая использует излучения цели. Во многих зарубежных зенитных ракет ных комплексах применяются инфракрасные головки са монаведения, использующие инфракрасную энергию, из лучаемую двигателем летящего самолета. На рис. 68 приведена возможная схема такой головки.
Инфракрасные лучи, излучаемые целью, проходят че рез прозрачный для них обтекатель и попадают в лин зовую или зеркальную оптическую систему, которая фо кусирует поток лучистой энергии и направляет на чув-
135
ствительный элемент (болометр или фоторезистор). Между чувствительным элементом и оптической систе мой устанавливаются модулирующие диски со сложной штриховкой, которые модулируют поток энергии по ин
тенсивности в соответствии |
с угловым |
рассогласованием |
|||||||
Лоле зрения головки |
направления |
на |
источник |
||||||
, |
самонаведения |
излучения |
и |
осью |
головки |
||||
|
Отметка цели |
самонаведения. |
|
|
|
||||
|
Внешнее поле |
На |
рис. 69 показан |
мо |
|||||
|
Внутреннее |
дулирующий |
диск. |
|
Диск |
||||
|
имеет два |
поля — внешнее и |
|||||||
|
поле |
||||||||
|
внутреннее. |
Между |
|
ними |
|||||
|
|
|
|||||||
|
|
проходит' оптическая |
ось го |
||||||
|
|
ловки |
самонаведения. Внеш |
||||||
|
|
нее и внутреннее поля диска |
|||||||
|
|
имеют |
разную |
штриховку |
|||||
Рис. 69. |
Модулирующий диск |
(чередование |
прозрачных и |
||||||
непрозрачных участков). По |
|||||||||
головки самонаведения |
|||||||||
этому если отметка от цели |
|||||||||
|
|
||||||||
|
|
попадает |
на |
внешнее |
поле, |
то цель находится выше оптической оси головки, что фик сируется соответствующей частотой прерывания луча, а если на внутреннее, то цель расположена ниже оси го ловки и соответственно частота прерывания луча будет другой. Если отметка от цели попадает на линию раздела полей, то это означает, что цель находится на оптиче ской оси головки, при этом модуляции луча нет.
Выходной сигнал чувствительного элемента усили вается в усилителе (рис. 68) и далее поступает в блок формирования управляющего сигнала. В зависимости от вида модуляции луча вырабатывается команда, на которую реагирует исполнительный, механизм (привод рулей ракеты). Таким образом, рули ракеты не дейст вуют тогда, когда оптическая ось головки самонаведе ния направлена на цель (модуляции луча нет). Если же оптическая ось головки отклонится от направления на цель, вырабатывается сигнал ошибки и рули поворачи вают ракету до тех пор, пока сигнал ошибки не станет равным нулю.
Достоинствами пассивного самонаведения, по мне нию зарубежных специалистов, являются высокая точ ность наведения, трудность создания головке самонаве дения искусственных помех, возможность осуществле-
136
н и я скрытного наведения, малые габариты бортовой ап паратуры. К его недостаткам относят зависимость ра боты пассивной головки самонаведения от метеорологи ческих условий. Ей мешают излучения, создаваемые Солнцем, отражениями от облаков, земной и водной по верхностей.
Примером системы с пассивной головкой самонаве дения может служить американский зенитный ракетный комплекс «Чапарэл». Он может поражать низколетящие цели только вдогон на расстояниях до 9 км и на высотах до 1,5 км.
Важными элементами бортовой аппаратуры ракеты являются радиовзрыватель и предохранительно-исполни тельный механизм. Радиовзрыватели в зарубежных об разцах техники работают аналогично головкам самона ведения. Они также разделяются на активные, полу активные и пассивные.
В американской системе «Хок» применен полуактив ный радиовзрыватель. Подрыв боевого заряда ракеты происходит в момент резкого изменения частоты Доп плера, что получается тогда, когда ракета пролетает ми мо цели (частота Допплера изменяет свой знак).
Кроме того, на ракете «Хок» может быть специаль ная боковая антенна радиовзрывателя высокой направ ленности. В этом случае антенна радиовзрывателя при нимает отраженную энергию только в момент пролета ракетой линии цели, что используется для подрыва бо евой части ракеты.
Предохранительно-исполнительный механизм служит для обеспечения безопасности обслуживающего персона ла как при случайном срабатывании взрывателя на зем ле, так и на начальном участке полета, а также повы шения помехоустойчивости радиовзрывателя. В системе «Хок» для последнего взведения взрывателя вблизи цели используются опорные сигналы дальности, для чего при менена частотная модуляция радиолокационного сиг нала.
4.СИСТЕМЫ КОНТРОЛЯ ТРАЕКТОРИИ ПОЛЕТА ИСКУССТВЕННОГО СПУТНИКА ЗЕМЛИ [31]
Для контроля траектории полета искусственного спутника Земли (ИСЗ) чаще всего используются допплеровские системы, позволяющие применить более простую
137
аппаратуру. Они не обязательно требуют установки на борту спутника каких-либо дополнительных устройств. Для измерения допплеровского сдвига частоты могут использоваться сигналы любой линии передачи ИСЗ — Земля.
Принцип расчета расстояний от пункта наблюдения до спутника основывается на закономерности орбиталь ного движения ИСЗ. Согласно второму закону Кеплера, радиус-вектор спутника в равные промежутки времени описывает равные площади. Поэтому определенным участкам орбиты соответствует вполне определенное, за висящее от величины радиус-вектора значение скорости движения спутника. В частном случае при круговой ор бите линейная скорость движения постоянна и равна первой космической скорости.
Если для простоты расчетов принять, что в зоне радпонаблюдения спутник движется по прямолинейной траектории с постоянной скоростью, то величину доппле ровского сдвига частоты можно выразить на основе гео метрических соотношений, вытекающих из рис. 70, так:
= |
/ 4 t - t 0 ) |
• |
(133) |
У-У |
V 4 t - t 0 ) + |
Dl |
|
где fo — частота колебаний бортового передатчика; D — наклонная дальность до спутника;
—момент времени, когда спутник находится на
минимальном расстоянии D0 от точки наблю дения 0.
Из этой формулы видно, что при удалении в обе сто роны от t — to величина частоты Допплера стремится к
максимальному значению |
f |
v |
/ Д М а к с |
= — • |
|
ft?) |
|
|
Рис. |
71. График зависимости |
частоты |
принимаемых |
колебаний |
|||||
от |
времени для |
различных значении |
Do |
при постоянном |
значе- |
||||
|
|
|
|
v |
|
|
|
|
|
|
|
|
нии — |
|
|
|
|
|
|
|
На рис. 71 приведен график |
|
зависимости |
|
частоты |
||||
принимаемых |
колебаний fc(t) |
от времени для различных |
|||||||
значений DQ при одном и том же значении - . |
Пользуясь |
||||||||
этим |
графиком, можно найти |
неизвестные величины f0, |
|||||||
D0 |
и |
V, которые необходимы для |
расчета дальности D и |
||||||
траекторных |
параметров |
ИСЗ. |
Практически |
t0 |
можно |
определить, если частота излучаемых колебаний fo из
вестна, |
по совпадению частот |
f0 местного |
гетеродина |
и fc(t) |
приходящих колебаний. |
Если частота |
f0 неизвест |
на или ее нестабильность очень велика, то на графике проводят секущую / — 3 таким образом, чтобы отрезки
139