Метод наведения и система управления

Наведение ракеты на цель осуществляется по методу пропор­ционального сближения, при котором управляющий сигнал про­порционален абсолютной угловой скорости вращения линии ви­зирования ракета — цель. Сущность метода заключается в том, чтобы свести к нулю угловую скорость линии визирования, что обеспечит встречу ракеты с целью в упрежденной точке.

Система управления полетом предназначена для реализации выбранного метода наведения ракеты на цель. В качестве измери­теля угловой скорости линии визирования используется однока­нальная гироскопическая головка самонаведения. В основу построения бортовой аппаратуры заложен принцип одноканального управления вращающейся ракетой с работающим в релейном ре­жиме исполнительным органом (РМ), позволяющим, используя вращение ракеты, создавать управляющую силу в любом направ­лении пространства.

Схемы наведения ракеты на цель по методу пропорционально­го сближения на встречном и догонном курсах приведены на рис. 3.

Рис. 3. Схемы наведения ракеты на цель по методу пропорционального сближения на погонном и встречном курсе.

На начальном участке траектории ракета летит не в упреж­денную точку; угловая скорость линии визирования не равна ну­лю. Оптическая головка самонаведения измеряет эту угловую ско­рость и пропорционально ее величине формирует команду управле­ния, исполняя которую, рули РМ создают управляющую силу в нужном направлении пространства. Под воздействием управляю­щей силы ракета разворачивается относительно центра масс, при этом появляются углы атаки или скольжения, в результате чего создается результирующая подъемная сила, изменяющая траекто­рию полета ракеты таким образом, чтобы свести к нулю угловую скорость линии визирования.

Метод пропорционального сближения в системе наведения с оп­тической головкой самонаведения обеспечивает попадание ракеты вблизи наиболее теплоконтрастных элементов конструкции цели. При пусках ракет по реактивным самолетам центр попаданий ле­жит в районе среза сопла двигателя. Однако конструкция совре­менных самолетов такова, что район среза сопла является мало­уязвимой областью для ракеты с боевой частью малой мощности. Для повышения эффективности поражения при пусках по реактив­ным самолетам в ракете предусмотрена схема смещения центра группирования попаданий в направлении полета самолета, т.е. в его корпус. Схема смещения вырабатывает дополнительный сиг­нал, который обеспечивает отклонение ракеты от среза сопла в корпус самолета.

В целях обеспечения необходимых углов возвышения и упреж­дения при пуске ракеты предусмотрена схема автоматического разворота ее на начальном участке траектории.

Зоны пуска и поражения

Зона пуска представляет собой часть пространства, при нахож­дении цели в которой должен производиться пуск ракеты.

Зоной поражения называется часть пространства, в пределах которой возможна встреча ракеты с целью, если пуск ракеты осу­ществлен в зоне пуска.

На рис. 5—24 приведены плоскостные зоны пуска при пусках ракет по различным типам целей при температуре 15° С. Для наглядности на рис. 25 приведена пространственная зона пуска ракеты.

Пространственные зоны пуска и поражения при пусках на догонных курсах образуются вращением соответствующей горизонтальной плоскостной зоны вокруг оси X, которая всегда к моменту пуска ориентируется вдоль курса полета цели. Они стро­ятся с учетом ограничений по максимальной и минимальной вы­сотам цели и по максимальному углу пуска ракеты.

Пространственные зоны пуска и поражения при стрельбе на встречных курсах представляются горизонтальными плоскостны­ми зонами для нескольких высот.

Зоны строятся в системе координат с началом в точке старта ракеты.

Ближняя граница зоны пуска и поражения в основном ограни­чивается:

на встречном курсе — поперечной перегрузкой ракеты;

на погонном курсе – максимальной угловой скоростью слежения, при которой пусковой механизм разрешает пуск, и поперечной перегрузкой ракеты.

Рис. 5. Зоны пуска ракеты и поражения цели на высоте H = 100 м при пуске

ракеты по цели, имеющей скорость полета Vц = 360 м/с

Рис. 6. Зоны пуска ракеты и поражения цели в вертикальной плоскос­ти при пуске ракеты по цели, имеющей скорость полета Уц==310 м/с

Рис. 7. Зоны пуска ракеты и поражения цели на высоте Н = 100 м при пуске ракеты по цели типа Су-17, имеющей скорость полета Vц = 310 м/с

Рис. 8. Зоны пуска ракеты и поражения цели на высоте H = 500 м при пуске ракеты по цели типа Су-17, имеющей скорость полета Vц = 310 м/с

Рис. 9. Зоны пуска ракеты и поражения цели на высоте H = 1000 м при пуске ракеты по цели типа Су-17, имеющей скорость полета Vц = 310 м/с

Рис. 10. Зоны пуска ракеты и поражения цели на высоте H = 1500 м при пуске ракеты по цели, имеющей скорость полета Vц = 310 м/с

Рис. 11. Зоны пуска ракеты и поражения цели на высоте H = 2000 м при пуске

ракеты по целе имеющая скорость полета Vц = 310 м/с.

Рис. 12. Зоны пуска ракеты и пора­жения цели в вертикальной плос­кости при пуске ракеты по цели, имеющей скорость полета Vц = 310 м/с и nц = +6

Рис. 13. Зоны пуска ракеты и пора­жения цели в вертикальной плос­кости при пуске ракеты по цели, имеющей скорость полета Vц = 310 м/с и nц =+8

Рис. 14. Зоны пуска ракеты и пора­жения цели на высоте H = 100 м при пуске ракеты по цели, имеющей скорость полета Vц = 310 м/с и nц = +6

Рис.15. Зоны пуска ракет и поражения цели на высоте Н=100м при пуске ракеты по цели, имеющей скорость полета Vц = 310 м/с и nц = +8

Рис. 16. Зоны пуска ракеты и поражения цели на высоте H = 100 м при пуске ракеты по цели, имеющей скорость полета Vц = 310 м/с и nц = -8

Рис. 17. Зоны пуска ракеты и поражения цели

в вертикальной плос­кости при пуске ракеты по цели типа МиГ-23, имеющей скорость по­лета Vц = 260 м/с

Рис. 18. Зоны пуска ракеты и поражения цели на высоте Н = 1000 м при пуске

ракеты по цели типа МиГ-23, имеющей скорость полета Vц = 260 м/с

Рис. 19. Зоны пуска ракеты и поражения цели в вертикальной плоскос­ти при пуске ракеты по цели типа МиГ-17, имеющей скорость полета Vц = 200 м/с

Рис. 20. Зоны пуска ракеты и поражения цели на высоте Н = 1000 м при пуске

ракеты по цели типа МиГ-17, имеющей ско­рость полета Vц = 200 м/с

Рис. 21. Зоны пуска ракеты и поражения цели в вертикальной плос­кости при пуске ракеты по цели типа Ан-24, имеющей скорость полета Vц = 100 м/с

Рис. 22. Зоны пуска ракеты и поражения цели на высоте Н = 1000 м при пуске

ракеты по цели типа Ан-24, имеющей скорость полета Vц==100 м/с

Рис. 23. Зоны пуска ракеты и поражения цели в вертикальной плос­кости при пуске ракеты по цели типа Ми-2, имеющей скорость полета Vц = 50 м/с

Рис. 24. Зоны пуска ракеты и поражения цели на высоте H = 1000 м при пуске

ракеты по цели типа Ми-2, имеющей ско­рость полета Vц = 50 м/с

Рис. 25. Пространственное изображение зоны пуска ракеты

Дальняя граница зоны пуска и поражения в основном ограни­чивается:

на встречном курсе — мощностью излучения цели, при которой оптическая головка самонаведения (ОГС) надежно функциониру­ет в момент старта ракеты. Ограничение по мощности излучения является величиной, зависящей от типа, параметров движения цели и чувствительности ОГС;

на догонном курсе — дальностью управляемого полета ракеты, лимитируемой ресурсом работы двигательной установки, порохо­вого аккумулятора давления, а также минимально допустимой скоростью встречи ракеты с целью, обеспечивающей необходимую перегрузку для срабатывания взрывателя.

Кроме того, на границы зон пуска оказывают влияние следу­ющие факторы:

максимально допустимый угол пеленга ОГС;

максимально допустимый угол пуска;

время анализа автомата разарретирования и пуска.

Применение схемы формирования дополнительных команд на начальном участке полета ракеты ведет к увеличению зоны пус­ка за счет смещения ближней границы.

Максимальный угол пуска ракеты в вертикальной плоскости принят равным 70° исходя из условий физиологических возмож­ностей стрелка-зенитчика и исключения воздействия на него газо­вой струи стартового двигателя.