Текст книги "Устройство и эксплуатация боевых средств переносных зенитных ракетных комплексов “Игла” и “Игла–1” "

Автор книги: Автор Неизвестен

сообщить о нарушении

Текущая страница: 1 (всего у книги 16 страниц)

ПЕРЕНОСНЫЕ ЗЕНИТНЫЕ РАКЕТНЫЕ

КОМПЛЕКСЫ «ИГЛА» (9К38) И «ИГЛА–1» (9К310)

Устройство и эксплуатация боевых средств

перено с ных зенитных ракетных комплексов

“Игла” и “Игла–1”

МИНСК 2005

Содержание учебника соответствует программам учебных дисциплин "Устройство и эксплуатация ЗРК «Стрела-10М2» и ПЗРК «Игла» и «Принципы построения ЗК БД». Учебник может быть рекомендован курсантам и слушателям ВА РБ при изучении дисциплины и офицерам войск ПВО СВ для самостоятельного изучения комплекса и подготовки подчиненных к боевым стрельбам.

Учебник состоит из трех частей и трех приложений. В первой части, состоящей из двух разделов, рассматриваются вопросы принципов построения ПЗРК. Во второй части, состоящей из трех разделов, рассмотрены вопросы состава, тактико-технические характеристики, устройство и функционирование аппаратуры и элементов боевых средств комплекса. В третьей части, включающей три раздела, рассмотрены основы эксплуатации боевых средств ПЗРК. В трех приложениях рассмотрены вопросы состава, характеристик и принципа действия средств приема целеуказания и связи и учебно-тренировочных средств.

ПЕРЕЧЕНЬ ОСНОВНЫХ СОКРАЩЕНИЙ

АП – автопилот

БАУП – бортовая аппаратура управления полетом

БИП – бортовой источник питания

БС – боевое снаряжение

БЧ – боевая часть

ВУ – взрывательное устройство

ГСН – головка самонаведения

ДУС – датчик угловых скоростей

ЗУР – зенитная управляемая ракета

ИК – инфракрасный

КПА – контрольно-проверочная аппаратура

МД – маршевый двигатель

НБП – наземный блок питания

НРЗ – наземный радиолокационный запросчик

ОГСН – оптическая головка самонаведения

ПАД – пороховой аккумулятор давления

ПДУ – предохранительно-детонирующее устройство

ПЗРК – переносный зенитный ракетный комплекс

ПКП – подвижный контрольный пункт

ПЛЭ – приемник лучистой энергии

ПМ – пусковой механизм

ПУД – пороховой управляющий двигатель

ПТ – пусковая труба

ПЭП – переносный электронный планшет

РМ – рулевая машинка

СВН – средства воздушного нападения

СД – стартовый двигатель

СКЦ – следящий координатор цели

ТГСН – тепловая головка самонаведения

УВК – устройство выработки команд

ЭВ – электровоспламенитель

ВВЕДЕНИЕ

Широкомасштабные операции, проводимые в последнее время в ходе различных военных конфликтов, характеризуются массированным применением средств воздушного нападения (СВН). В ряде конфликтов именно СВН оказались той основной ударной силой, которая в конечном счете привела к поражению противника. Поэтому создание системы ПВО, способной эффективно защищать как войсковые подразделения, так и стационарные военные и гражданские объекты, стало важной задачей укрепления обороноспособности любой страны.

Классически такая система предусматривает несколько рубежей обороны, в которой используются различные зенитные средства. Последним из таких рубежей является рубеж сверхмалой дальности (непосредственного прикрытия) – до 5 км. Основным средством ПВО для этого рубежа являются переносные зенитные ракетные комплексы (ПЗРК), разработанные конструкторским бюро машиностроения (КБМ) Российской Федерации.

Начиная с 70-х годов, в КБМ создано несколько поколений ПЗРК с инфракрасными головками самонаведения. При этом каждый последующий образец ПЗРК значительно превосходил возможности предыдущего и был ответом на усовершенствование СВН, тактики их действий и появление эффективных средств противодействия системам ПВО [1].

Если первые российские ПЗРК "Стрела-2" и "Стрела-2М" наносили ущерб самолетам и вертолетам на догонных курсах, то ПЗРК второго поколения ("Стрела-3" и "Игла-1") выполняли эту задачу и при стрельбе навстречу, значительно расширив при этом зону поражения СВН. Переносные ЗРК третьего поколения ("Игла") успешно поражают СВН в условиях естественных (фоновых) и организованных помех, оставаясь и по настоящее время одним из лучших комплексов в своем классе.

Благодаря высокой мобильности, простоте использования, надежности, а также уникальному сочетанию массогабаритных характеристик и эффективности эти комплексы заняли важное место в системах ПВО многих стран, а их высокие боевые показатели в локальных конфликтах закрепили за ними славу грозного оружия. По мнению многих экспертов, сегодня ПЗРК – самое эффективное зенитное средство против налетов самолетов и вертолетов, так как на местности оно практически не обнаруживается средствами разведки, применяется внезапно и скоротечно, обладает высокой точностью.

Эксперты систем ПВО пришли к выводу, что для борьбы с крылатыми ракетами (КР) необходимы боевые средства, по количеству в несколько раз превосходящие количество КР, обладающие высокой точностью попадания и сравнительно невысокой стоимостью, высокими маневренными характеристиками. Именно ПЗРК в значительной мере отвечают этим требованиям, что было продемонстрировано в одном из последних конфликтов. В нем ракетами ПЗРК первых поколений было сбито до двухсот КР [1]. Одна из последних разработок КБМ – ПЗРК "Игла-С", комплекс повышенной эффективности.

ЧАСТЬ I . ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ ПЗРК

1. ФИЗИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ПОЛЕТА И НАВЕДЕНИЯ ЗУР

1.1. Системы координат. Параметры движения воздушной цели

Движение ракеты в пространстве состоит из двух движений: движения центра масс ракеты и движения вокруг центра масс.

В связи с этим необходимо выбрать такую систему координат, в которой можно определить оба эти движения. Рассмотрим ряд связанных между собой систем координат, позволяющих решить данную задачу [2, 3].

Земная система координат (OX_ЗY_ЗZ_З) представляет собой неподвижную прямоугольную систему координат, начало которой совмещается с точкой пуска ракет (рис. 1.1). Плоскость X_ЗOY_З часто совмещается с плоскостью пуска ракеты так, чтобы ось OX_З была направлена горизонтально в сторону пуска ракеты. Ось OY_З всегда направляется вертикально вверх, а ось OZ_З так, чтобы образовать правую систему координат. В земной системе координат определяются координаты центра масс ракеты и цели. Кроме того, все другие системы координат связываются определенным способом с земной системой координат.

Связанная система координат (O₁X₁Y₁Z₁). Положение твердого тела в пространстве в любой момент времени определяется шестью координатами: тремя координатами центра масс и тремя координатами, характеризующими ориентацию данного тела относительно осей земной системы координат. Для определения ориентации ракеты в пространстве необходимо, чтобы система осей координат ракеты была связана с ее конструкцией. Начало координат O₁ связанной системы (см. рис. 1.1) совмещено с центром масс ракеты. Ось O₁X₁ направлена вперед по продольной оси ракеты; оси O₁Y₁ и O₁Z₁ лежат в плоскостях аэродинамической симметрии ракеты: ось O₁Y₁ – в вертикальной плоскости, а ось O₁Z₁– в плоскости X₁O₁Z₁, образуя правую систему координат.

Ориентация связанной системы координат ракеты O₁X₁Y₁Z₁ относительно земной системы координат OX_ЗY_ЗZ_З определяется с помощью углов Эйлера , , , (см. рис. 1.1). Угол между исходным направлением (осью OX_З) и проекцией связанной оси ракеты O₁X₁ на горизонтальную плоскость называется углом рыскания (). Угол между связанной осью ракеты O₁X₁ и горизонтальной плоскостью называется углом тангажа . Угол между вертикальной плоскостью, проходящей через ось O₁X₁ и связанной осью ракеты O₁Y₁, называется углом крена .

Скоростная система координат (O₁X_VY_VZ_V). Начало координат этой системы помещается в центре масс ракеты, ось O₁X_V направлена вдоль вектора скорости, ось O₁Y_V – вверх в вертикальной плоскости симметрии ракеты, а ось O₁Z_V – так, чтобы система координат была правой (рис.1.2). Положение скоростной системы относительно связанной системы координат, т.е. ориентация ракеты относительно вектора скорости набегающего потока воздуха, характеризуется углом атаки  и углом скольжения .

Рис.1.2. Связанная и скоростная системы координат

Угол атаки  – это угол между проекцией вектора скорости V_Р на вертикальную плоскость симметрии ракеты и связанной осью O₁X₁ ( > 0, когда ось O₁X₁ расположена над проекцией вектора скорости).

Угол скольжения  – это угол между вектором скорости V_Р и вертикальной плоскостью симметрии ракеты (плоскостью O₁X₁Y₁). Угол  принято считать положительным в случае, когда вектор скорости относительно вертикальной плоскости повернут вправо.

Положение скоростной системы координат ракеты относительно осей земной системы характеризуется углом наклона траектории ракеты к горизонтальной плоскости и углом курса, определяющим направление вектора скорости в горизонтальной плоскости относительно некоторого направления, принятого за начальное.

Параметрами движения воздушной цели называются величины, определяющие характер движения цели во времени. К параметрам движения цели относятся (рис. 1.3):

скорость цели V_ц;

скорость изменения дальности между ракетой и целью D^;

угловая скорость поворота линии ракета-цель (линии визирования) в пространстве ^_л.

Скорость цели является величиной векторной, она определяется модулем (абсолютной величиной) и направлением.

Направление вектора скорости в пространстве задают двумя углами:

углом в вертикальной плоскости между вектором скорости и плоскостью горизонта ;

углом в горизонтальной плоскости между проекцией вектора скорости и проекцией линии визирования цели, называемым путевым углом q (вместо путевого угла направление вектора скорости в горизонтальной плоскости может определять курсовой угол Q).

Рис.1.3. Система параметров движения цели

Если движение цели соответствует уменьшению высоты, то угол  называется углом пикирования, а если увеличению высоты, – углом кабрирования. При значении путевого угла менее 90⁰ курс цели является встречным, а при q > 90⁰ – догонным.

Маневренные возможности цели (самолета) определяются его располагаемыми перегрузками и физиологическими возможностями летчика. Для противодействия средствам ПВО самолеты могут применять различные виды маневра: разгон и торможение, вираж, пикирование, "горку" и др.

Разгон и торможение – наиболее простые виды маневра самолета. Их осуществление зависит от диапазона скоростей, т.е. от разницы между минимально допустимой и максимальной скоростями полета. При большой тяговооруженности современных самолетов их минимально допустимая скорость определяется условием безопасности горизонтального полета по углу атаки, а максимальная скорость находится по условию равенства потребной и располагаемой тяг двигателя. С увеличением высоты полета диапазон скоростей уменьшается и на теоретическом потолке самолета становится равным нулю.

Виражом принято называть криволинейный полет самолета в горизонтальной плоскости. Резкие изменения направления полета в горизонтальной плоскости называют маневром типа змейка.

При пикировании самолет за сравнительно малое время значительно теряет высоту своего полета. Вывод самолета из пикирования осуществляется путем увеличения угла атаки и создания перегрузки, действующей по направлению подъемной силы. При выходе из пикирования перегрузка равна максимальной и, как правило, ограничивается физиологическими возможностями экипажа.

«Горкой» называется маневр самолета в вертикальной плоскости, используемый для быстрого набора высоты при неизменном направлении полета. Выполнение «горки» позволяет, в частности, используя кинетическую энергию, набрать высоту, превышающую статический потолок самолета. Восходящий маневр может оказаться целесообразным в том случае, если досягаемость ракеты по высоте не превосходит динамического потолка обстреливаемой цели.

Для противодействия управлению и стрельбе воздушные цели могут сочетать все перечисленные виды маневров.

1.2. Силы и моменты, действующие на ракету

Основными силами, определяющими движение ракеты, являются сила тяги, сила веса и аэродинамические силы (рис.1.4).

Величина силы тяги реактивного двигателя определяется уравнением Мещерского [2, 3]:

P = U + S_c(p_а – p_h), (1.1)

где  – секундный расход массы топлива;

U – относительная скорость истечения газов двигателя;

S_с – площадь выходного сечения сопла;

p_а – давление в газовом потоке на срезе сопла;

p_h – внешнее статическое давление на высоте h.

Одним из основных показателей эффективности ракетного двигателя является удельная тяга, под которой понимается тяга двигательной установки, отнесенная к общему весовому секундному расходу отбрасываемых масс:

Р_уд = Р:(g_o), (1.2)

где g_o – весовой секундный расход топлива у поверхности Земли.

Скорость, которую может получить ракета в идеальном случае, когда ее движение происходит не только вне пределов атмосферы, но и вне пределов поля тяготения, определяется уравнением Циолковского:

V = -U_eln(M_к /M_о), (1.3)

где U_е – эффективная скорость истечения газов;

M_о и M_к – начальная и конечная масса ракеты соответственно.

Рис.1.4. Силы и моменты, действующие на ракету

Изменение величины (модуля) вектора скорости определяется соотношением силы тяги двигателя и силы полного аэродинамического сопротивления ракеты. На начальном (после старта ракеты) участке траектории требуется разогнать ракету до некоторой скорости V, а затем поддерживать эту скорость примерно постоянной. Это обеспечивается созданием двухрежимных маршевых двигателей. При их работе в первом режиме сила тяги двигателя существенно превосходит силу полного сопротивления ракеты, чем обеспечивается ее разгон. Переход работы двигателя во второй режим сопровождается уменьшением тяги до величины, примерно равной силе сопротивления.

Сила веса (тяжести) определяется как произведение массы ракеты на ускорение свободного падения (). При полете ракеты ее масса, а следовательно, и вес, монотонно убывают по мере выгорания топлива. Точка приложения равнодействующей силы веса – центр масс ракеты – по мере выгорания топлива перемещается по ракете в зависимости от конструкции ракеты в целом и двигательной установки в частности.

Ракета, как и всякое тело, движущееся в воздушном пространстве, испытывает со стороны последнего воздействие в виде давления, распределенного по всей поверхности определенным образом. Равнодействующая сил давления называется полной аэродинамической силой . Для удобства анализа законов движения ракеты полную аэродинамическую силу обычно раскладывают по осям скоростной системы координат на составляющие .

Составляющая аэродинамической силы по касательной к траектории движения центра масс тела (или проекция полной аэродинамической силы на направление вектора скорости) называется силой лобового сопротивления. Эта сила всегда направлена в сторону, противоположную движению.

Составляющая полной аэродинамической силы по оси O₁Y_V называется подъемной силой.

Составляющая полной аэродинамической силы по оси O₁Z_V скоростной системы координат называется силой сноса.

Полная аэродинамическая сила может быть разложена и на составляющие по осям связанной системы координат O₁X₁Y₁Z₁. Составляющие полной аэродинамической силы по этим осям обозначаются через , , и называются осевой, поперечной и боковой аэродинамическими силами.

Точка приложения полной аэродинамической силы называется центром давления (ц. д.) или фокусом (F). Центр давления может рассматриваться как точка пересечения равнодействующей аэродинамических сил с осью ракеты. Положение центра давления исключительно зависит от аэродинамической формы ракеты. Так как в общем случае центр давления не совпадает с центром масс, то, приводя систему сил к центру масс (тяжести), можно получить результирующий аэродинамический момент, который также может быть разложен по осям скоростной или связанной систем координат. Каждый из составляющих моментов рассматривается обычно как сумма двух моментов – статического и демпфирующего:

= (1.4)

Статический момент создается системой аэродинамических сил, приведенных к центру масс ракеты, при угле атаки не равном нулю. Если этот момент направлен в сторону уменьшения угла атаки , он носит название восстанавливающего или стабилизирующего. При обратном направлении этот момент называется опрокидывающим или дестабилизирующим.

Под демпфирующими понимаются моменты, величины которых зависят от угловой скорости вращения ракеты относительно некоторой оси. Демпфирующие моменты направлены в сторону, противоположную вращению, и в первом приближении пропорциональны угловой скорости вращения. Возникновение и величины демпфирующих моментов зависят от условий обтекания ракеты внешним потоком и от условий течения жидкостей и газов внутри ракеты и двигателя.

Наведение ракеты на цель (изменение направления полета) обеспечивается созданием управляющих сил, которые по своей физической природе могут быть аэродинамическими, возникающими как результат взаимодействия воздушного потока с планером ракеты, и газодинамическими (реактивными).

Планер ракеты представляет собой корпус ракеты, на котором размещаются крылья, стабилизаторы и рули. По расположению крыльев и рулей относительно центра масс ракеты различают несколько (рис. 1.5) аэродинамических схем зенитных управляемых ракет (ЗУР) [4].

Нормальная схема (рис. 1.5, а). В нормальной схеме рули и стабилизаторы расположены позади крыльев и центра масс в хвостовой части ракеты. Преимуществом нормальной схемы считается то, что рули, расположенные на значительном удалении от центра масс ЗУР, создают достаточные управляющие моменты при их относительно небольших площадях. Благодаря этому уменьшаются мощность и масса приводов рулей. Недостатком этой схемы является запаздывание маневра ЗУР после отклонения рулей.

Схема «бесхвостка» (рис. 1.5, б). Данная схема является разновидностью нормальной схемы. В ней крыло выполняет функции как крыла, так и стабилизатора и отличается большой стреловидностью и малым размахом.

Схема «утка» (рис. 1.5, в). В аэродинамической схеме «утка» рули расположены в головной части ракеты (впереди центра масс), а крылья, выполняющие функцию стабилизаторов, расположены в хвостовой части корпуса ракеты. Схема «утка» удобна с точки зрения компоновки ракеты, так как рулевые машинки могут быть расположены близко к аппаратуре управления полетом и рулям. Достоинствами схемы «утка» являются малые площадь рулей, масса и мощность рулевого привода, недостатком – вредное воздействие возмущенного рулями потока воздуха на крылья (стабилизаторы), создающего момент «косой» обдувки, приводящий к нестабильности положения ракеты относительно ее продольной оси. Эти схемы получили широкое распространение в ЗУР ближнего и малого радиусов действия.

Схема «поворотное крыло» (рис. 1.5, г). В данной схеме крылья расположены около (несколько впереди) центра масс ракеты и наряду с функцией крыла выполняют функцию рулей. Неподвижный стабилизатор расположен в хвостовой части ракеты. Преимущество схемы «поворотное крыло» заключается в удобстве компоновки бортовой аппаратуры управления, а также в маневре практически без изменения углов атаки, что невозможно в рассмотренных выше схемах. Основной недостаток этой схемы – большая площадь поворотных крыльев, что вызывает рост лобового сопротивления и требует увеличенной мощности, а значит, и большей массы их приводов.

Принцип образования управляющих аэродинамических сил и моментов рассмотрим для случая наведения ракеты на цель (при управлении ракетой в вертикальной плоскости) для аэродинамической схемы "утка" [4].

При отсутствии ошибки наведения, когда рули находятся в нейтральном положении, вектор скорости ракеты совпадает с продольной осью ракеты. В этом случае на ракету воздействуют сила тяги двигателя , сила тяжести и сила лобового сопротивления (см. рис. 1.4).

При наличии ошибки наведения бортовая аппаратура вырабатывает сигнал управления рулями ракеты, которые отклоняются на соответствующий угол _р. Набегающий на руль воздушный поток приводит к возникновению нормальной (перпендикулярной) к поверхности ракеты силы , которая может быть разложена на две составляющие вдоль осей O₁X, O₁Y скоростной системы координат. Составляющая , перпендикулярная вектору скорости ракеты , называется подъемной силой руля, а составляющая , действующая в обратном вектору скорости направлении, – индуктивным (наведенным) сопротивлением руля.

Подъемная сила создает относительно центра масс ракеты управляющий момент = , разворачивающий корпус ракеты, т.е. отклоняющий продольную ось ракеты от направления вектора скорости на некоторый угол атаки . При возникновении угла атаки набегающий на крылья воздушный поток вызывает действие нормальной силы , которая также раскладывается на две составляющие: подъемную силу крыла и силу индуктивного сопротивления крыла .

Рис. 1.5. Аэродинамические схемы ЗУР:

а – нормальная схема; б – «бесхвостка»; в – «утка»; г – «поворотное крыло»

Подъемная сила создает стабилизирующий момент , стремящийся развернуть корпус ракеты относительно центра масс таким образом, чтобы совместить направление продольной оси ракеты с направлением вектора скорости, т.е. стремящийся уменьшить угол атаки .

При равенстве = полет ракеты будет происходить на так называемом балансировочном режиме, когда определенному углу отклонения руля _р ракеты соответствует строго определенное значение угла атаки .

За счет вывода ракеты на угол атаки возникает нормальная сила , действующая на корпус ракеты, которая раскладывается на две составляющие вдоль осей скоростной системы координат: подъемную силу корпуса ракеты и силу индуктивного сопротивления корпуса ракеты .

Суммарная подъемная сила ракеты является нормальной управляющей силой и используется для изменения траектории полета ракеты. Она образуется путем сложения подъемных сил корпуса , крыльев и рулей :

= + + . (1.5)

В аэродинамической схеме «утка» для создания положительного угла атаки руль необходимо отклонить на положительный угол. Подъемная сила рулей совпадает с подъемной силой корпуса и крыльев. В нормальной аэродинамической схеме и «бесхвостке» подъемная сила, вызванная отклонением рулей, вычитается из подъемной силы корпуса и крыльев, т.е. происходит некоторая потеря управляющей силы.

Полное лобовое сопротивление ракеты определяется суммой сил:

, (1.6)

где – сила сопротивления ракеты при нулевом угле атаки;

– сила индуктивного сопротивления крыла;

– сила индуктивного сопротивления руля;

– сила индуктивного сопротивления корпуса.

Маневренность ЗУР обычно характеризуется скоростью изменения направления и величиной вектора скорости , т.е. величиной нормального и касательного ускорения ракеты. В качестве числовых характеристик маневренности ракеты обычно используются не величины нормального и касательного ускорений, а значения перегрузок по нормали и касательной к траектории полета.

Перегрузкой принято называть отношение действующей управляющей силы к силе веса ракеты. Она определяет, во сколько раз ускорение ракеты в данном направлении больше или меньше ускорения силы тяжести, т.е.

n = W : g. (1.7)

Нормальные перегрузки, которые может получить ракета в данных условиях полета при максимальном отклонении ее рулей, называются располагаемыми перегрузками. Располагаемые перегрузки определяют минимальный радиус кривизны траектории, который может описать ракета при наведении на цель. Располагаемые перегрузки при заданных параметрах аэродинамической схемы ракеты зависят от скорости и высоты ее полета. Если полет ракеты происходит в плотных слоях атмосферы, то располагаемые перегрузки могут ограничиваться предельно допустимыми из условий прочности ракеты.

1.3. Методы наведения самонаводящихся ракет

Методом наведения называется заданный закон сближения ракеты с целью, который в зависимости от координат и параметров движения цели определяет требуемое движение ракеты (кинематическую траекторию) [3].

Для определения требований к методам наведения рассмотрим понятие мгновенный промах ракеты. Система самонаведения перестает действовать на некотором малом расстоянии от цели, которое определяет величину мертвой зоны самонаведения. Основными причинами, вызывающими появление мертвой зоны самонаведения, могут быть [3]:

большие угловые скорости линии ракета-цель в районе точки встречи и, как следствие, насыщение следящих систем автосопровождения цели по угловым координатам (^_л > ^_доп);

угол пеленга цели превышает допустимый ( > _доп.);

"ослепление" координатора цели ГСН при малых значениях расстояний до цели. Причины этого явления различны и в каждом конкретном случае определяются конструктивными особенностями ГСН.

Для обычных условий встречи ракеты с целью радиус кривизны траектории ракеты (r_т) значительно превосходит величину мертвой зоны. Поэтому в пределах мертвой зоны траектория ракеты мало отличается от прямолинейной, а скорость практически остается постоянной. Если в момент срыва самонаведения вектор скорости ракеты направлен в мгновенную точку встречи (вектор относительной скорости ракеты совпадает с линией ракета-цель), то произойдет попадание ракеты в цель.

Под мгновенной точкой встречи в общем случае понимается точка, в которой произошла бы встреча ракеты с целью, если бы начиная с данного момента времени ракета и цель двигались бы прямолинейно и равномерно. Ошибка в положении вектора скорости ракеты относительно мгновенной точки встречи приводит к промаху ракеты. Величина этого промаха h (рис. 1.6) равна:

h = D_срsin , (1.8)

где  – угол между вектором относительной скорости ракеты и линией ракета-цель;

D_ср – расстояние ракета-цель в момент срыва самонаведения ракеты.

Учитывая, что

D_ср^_л = V_отнsin ,

получим

h = D²_ср^_л / V_отн , (1.9)

где – относительная скорость сближения ракеты и цели.

Согласно (1.9) величина промаха ракеты, вызванного наличием мертвой зоны управления, пропорциональна угловой скорости линии ракета-цель (^_л) и радиусу мертвой зоны самонаведения. Для получения высокой точности наведения угловую скорость ^_л в районе встречи ракеты с целью выбором метода наведения необходимо сводить к нулю.

Время неуправляемого полета ракеты после срыва самонаведения до встречи ракеты с целью составляет доли секунды, что практически исключает возможность маневра цели. Поэтому мгновенный промах можно считать равным действительному промаху ракеты.

Погрешность расчета по формуле (1.9) из-за криволинейного движения ракеты после срыва самонаведения можно оценить, предположив, что в пределах мертвой зоны ракета движется с постоянным нормальным ускорением W_n. При этом условии поправка к значению промаха равна:

h_w = W_n (t)² : 2 = W_n D²_ср : (2V_отн), (1.10)

где t = D_срV_отн – время полета ракеты в пределах мертвой зоны самонаведения.

В этом случае действительный промах ракеты h_д равен:

h_л = h + h_w = D_ср² [_л : D + W_n : (2V_отн)]. (1.11)

С учетом вышесказанного рассмотрим основные требования к методам самонаведения.

1. Метод наведения должен обеспечивать наименьшую кривизну кинематической траектории на всех участках полета, особенно в районе точки встречи.

ЗУР имеет ограниченную маневренность. В заданных условиях полета и при заданной скорости ракеты минимальный радиус кривизны траектории, по которой способна лететь ракета, определяет ее располагаемые перегрузки.

Характер кинематической траектории определяет так называемые потребные кинематические перегрузки ракеты n_к, т.е. перегрузки, которыми должна обладать ракета для полета по этой траектории. Для наведения ракеты на цель с допустимыми ошибками в каждой плоскости управления должно выполняться следующее условие:

n_расп = n_к + n_фл + n_w + n_т, (1.12)

где n_расп – располагаемая перегрузка ракеты;

n_к – потребная перегрузка ракеты для движения по кинематической траектории;

n_фл – запас нормальных перегрузок ракеты для отработки случайных (флуктуационных) ошибок;

n_w – перегрузка, необходимая для отработки изменения угловой скорости линии ракета-цель за счет продольного ускорения ракеты (при методах самонаведения);

n_т – перегрузка, необходимая для компенсации силы тяжести ракеты.

Сравнивая потребные перегрузки с располагаемыми, можно оценить возможность полета ракеты по требуемой траектории для встречи ракеты с целью в данных условиях стрельбы.

Если метод наведения приводит к возрастанию кривизны кинематической траектории ракеты по мере ее приближения к цели, то для обеспечения заданных боевых возможностей ЗРК требуется создание более маневренной ракеты, что приведет к возрастанию ее габаритов и массы. Кроме того, кривизна кинематической траектории в районе точки встречи влияет на величину ошибок наведения ракеты на цель. Следовательно, уменьшение кривизны кинематической траектории по мере приближения ракеты к цели – одно из существенных требований к методу наведения. Спрямление кинематической траектории приводит также к уменьшению потребной дальности полета и полетного времени ракеты до цели.

2. Метод наведения должен обеспечивать встречу ракеты с целью во всем заданном диапазоне скоростей, высот и курсовых параметров ее движения.

Уничтожение воздушных целей ЗУР предусматривается в первую очередь при стрельбе навстречу. Однако в ходе отражения воздушного налета не исключены случаи обстрела цели вдогон. Поэтому выбор метода наведения должен учитывать возможный диапазон изменения координат и параметров движения цели, а также случаи стрельбы вдогон.

3. Метод наведения должен обеспечивать требуемую точность сближения ракеты с целью в различных условиях стрельбы. Маневр цели не должен приводить к существенному снижению точности наведения ракеты на цель. Для учета условий стрельбы (стрельба по целям низколетящим или высотным, малоскоростным или скоростным, вдогон или навстречу) метод наведения должен обладать некоторой степенью "гибкости", т.е. допускать "оптимизацию" кинематической траектории за счет изменения некоторого управляемого параметра в уравнениях связи.

4. Метод наведения должен быть достаточно простым в смысле его приборной реализации. Однако это требование всегда подчинено тактическим требованиям.

Метод самонаведения определяет требуемое направление вектора скорости ракеты относительно линии ракета-цель. По характеру связи все методы самонаведения являются двухточечными и их можно разделить на две подгруппы:

методы с фиксированным положением требуемого направления вектора скорости относительно линии ракета-цель;

методы с изменяющимся положением требуемого направления вектора скорости относительно линии ракета-цель.

К методам с фиксированным положением требуемого направления вектора скорости относительно линии ракета-цель относятся: метод прямого наведения, метод прямого наведения с постоянным углом упреждения, метод погони и метод погони с постоянным углом упреждения.

Метод прямого наведения – это метод, при котором в процессе движения ракеты к цели выполняется условие: продольная ось ракеты постоянно направлена на цель. Это условие требует равенства угла тангажа ракеты  углу наклона линии ракета-цель _л (рис. 1.7):