книги из ГПНТБ / Учебник механика военно-воздушных сил ракетное вооружение

посредственно параметры управления. Использование сигналов, пропорциональных параметрам управления, достаточно для наведения ракеты на цель. Однако в ряде случаев можно существенно повысить точность наведе­ ния, если в состав команды, подаваемой на рули, вво­ дить сигналы, пропорциональные нормальным ускорени­ ям и угловым скоростям вращения ракеты. Нормальные ускорения измеряются акселерометрами. Угловые скоро­ сти вращения корпуса ракеты измеряются скоростными гироскопами. Поэтому наряду с координаторами цели — устройствами, формирующими параметры управления, в состав системы самонаведения могут входить акселеро­ метры и скоростные гироскопы. Блок-схема системы само­ наведения показана на рис. 59.

§ 4.2. МЕТОДЫ САМОНАВЕДЕНИЯ

При самонаведении целесообразно рассматривать движение ракеты относительно цели. На рис. 60 точка­ ми Ц и Р обозначены положение центров массы цели и

Рис. 60. Схема относительного движения цели и ракеты в верти­ кальной плоскости

ракеты. Расстояние между этими точками называется относительной дальностью и обозначается через D. От­ носительную дальность можно рассматривать как вектор D, имеющий длину D, точку приложения Р и направле­ ние в пространстве, определяемое двумя углами г и v

100

(рис. 60). Ракета и цель движутся со скоростями о и иц соответственно, векторы скоростей ракеты и цели опре­ деляются соответственно величинами v, ср, 0 и иц, срц> 0 Ц.

Система управления самонаводящейся ракеты обес­ печивает выполнение принятого метода наведения. Для

тематически это условие можно записать двумя равен­ ствами

5 — &= 0; v — Ф= 0,

где е, v — углы, определяющие направление вектора от­ носительной дальности;

fl, -ф — углы тангажа и рыскания, определяющие на­ правление продольной оси ракеты (см. § 1.1).

За параметры управления, т. е. за ошибки наведения, можно принять отклонение продольной оси ракеты от на­ правления вектора относительной дальности. Математи­ чески параметры управления можно записать в виде

&1 = г — 0;

Ло = V — <)>.

Таким образом, система самонаведения, использую­ щая метод прямого наведения, должна измерять углы отклонения продольной оси ракеты от направления на

цель.

При методе погони требуется, чтобы вектор скорости ракеты был направлен по вектору относительной даль­ ности. Математически это условие можно записать дву­ мя равенствами

г— 0— 0;

v— ш= 0,

где 6, ф—углы, определяющие направление вектора

скорости ракеты (см. § 1.1).

За параметры управления при методе погони можно лринять углы ртдлрнещгя вектора скорости ракеты от

101

вектора относительной дальности. Эти углы определя­ ются формулами

Д} = s — 0;

*2= V— ?•

Таким образом, при методе погони система самона­ ведения должна измерять углы отклонения вектора ско­ рости от направления, на цель.

При методе параллельного сближения требуется, что­ бы вектор относительной дальности D не вращался в пространстве, а мог только перемещаться параллельно самому себе. Математически условие выполнения метода параллельного сближения можно записать в виде

<ов = 0; о)1д= 0,

где а>г> — угловая скорость вращения вектора относи­ тельной дальности в вертикальной плоскости;

— угловая скорость вращения вектора относи­

тельной дальности в горизонтальной плоскости. За параметры управления при методе параллельного

сближения можно принять составляющие угловой ско­ рости вращения вектора относительной дальности

Аз= По­

следовательно, для реализации метода параллельно­ го сближения система управления должна измерять со­ ставляющие угловой скорости вектора относительной дальности.

Если в процессе полета ракеты все время выполняет­ ся принятый метод наведения, т. е. параметры управ­ ления равны нулю Ai = Д2 = 0, то ракета попадает в цель. Чтобы проверить это утверждение для методов прямого наведения, погони и параллельного сближения, достаточно выполнить графические построения траекто­ рии полета ракеты. Рассмотрим, как это делается на примере движения ракеты в вертикальной плоскости, наводимой методом погони. На рис. 61 точками Ц0 и Ро обозначены начальные положения центров массы цели

иракеты. Предположим, что величины скоростей ракеты

ицели постоянны, направление вектора скорости цели неизменно (цель движется прямолинейно и равномерно),

102

а вектор скорости ракеты в соответствии с требованием метода погони направлен по вектору относительной даль­ ности. Через время At, равное, например, 1 сек, после на­ чала движения центр массы цели окажется в точке Ц\,

Рис. 61. Траектория полета ракеты при наведении на цель методом погони

проведем все рассуждения уже для этих точек. В резуль­ тате через время 2Аt цель и ракета окажутся в точках Ц2 и Р2 соответственно. Будем продолжать процесс пост­ роения до тех пор, пока точка Ц не совместится с точ­ кой Р, т. е. пока не произойдет попадание ракеты в цель. Соединим все точки Р0, Pi, ..., Ра плавной кривой. Эта кривая и есть траектория полета ракеты. Чем меньше взят интервал времени At, тем точнее можно построить траекторию движения центра массы ракеты. Как мы ви­ дели, простое графическое построение убеждает нас в том, что при выполнении метода погони и условии, что ракета может догнать цель, ракета попадает в цель.

На рис. 62 показана траектория движения ракеты при наведении методом параллельного сближения на цель,- движущуюся равномерно и прямолинейно. Сравне­ ние двух траекторий показывает, что при наведении ра­ кеты методом параллельного сближения в данном случае

103

траектория ракеты является прямой линией, а при наведе­ нии методом погони траектория является криволинейной. Таким образом, для одних и тех же условий метод па­ раллельного сближения оказывается более выгодным, так как требуемое ускорение ракеты равно нулю (дви­ жение прямолинейное). При методе погони требуемое ускорение не равно нулю (криволинейная траектория). Возникает вопрос, всегда ли это так или при некоторых

Рис. 62. Траектория полета ракеты при наведении на цель методом параллельного сближения

условиях метод погони лучше, чем метод параллельного сближения? Сравнительная оценка трех методов наве­ дения: метода прямого наведения, метода погони и ме­ тода параллельного сближения, с точки зрения требуе­ мого ускорения показывает, что эти методы обладают следующими свойствами. Для методов прямого наведе­ ния и погони:

—при сближении ракеты с целью потребное нор­ мальное ускорение ракеты увеличивается;

—при наведении ракеты строго в «хвост» или в

«лоб» потребное нормальное ускорение равно нулю;

104

Из этих свойств следует, что методы погони и пря­ мого наведения целесообразно применять для наведения ракет на неподвижные или медленно движущиеся цели

ипри стрельбе под небольшими ракурсами в передней

изадней полусфере (стрельба в «хвост» или в «лоб»). При этом потребные нормальные ускорения невелики и движение ракеты близко к прямолинейному движению.

Для метода параллельного сближения важным яв­ ляется следующее свойство. Если скорость ракеты боль­ ше или равна скорости цели, то потребное нормальное ускорение ракеты не превосходит нормального ускорения

цели

j К /ц-

Это означает, что при выполнении метода параллельного сближения при маневрировании цели .с ускорением /ц потребное нормальное ускорение ракеты будет не боль­ ше этой величины. Данное свойство метода параллель­ ного сближения обусловило широкое применение его на практике. Таким образом, метод параллельного сближе­ ния обладает преимуществом перед методами погони и прямого наведения в. случае стрельбы по маневрирую­ щей цели.

§ 4.3. КОНТРАСТЫ ЦЕЛЕЙ

Наблюдение за целью возможно при условии, что имеется к о н т р а с т цели на окружающем фоне, т. е. различие физических свойств цели и фона. Фоном назы­ вают среду, окружающую цель. Для воздушных целей фоном является атмосфера; для наземных целей — по­ верхность земли со всеми находящимися на ней объек­ тами; для морских целей фоном является вода (водная поверхность для надводных кораблей). Многие важные в военном отношении цели: самолеты, ракеты, искус­ ственные спутники, корабли, мосты, металлургические заводы, военно-промышленные центры и т. п. — резко от­ личаются от окружающего их фона по свойствам излу­ чения или отражения электромагнитных колебаний.

Из физики известно, что все реальные тела, темпера­ тура которых выше нуля градусов по Кельвину, излу­ чают электромагнитные колебания различных длин волн. Причиной излучения является ускорение электрических

105

зарядов внутри материала тел. Энергия электромагнит­ ных колебаний, излучаемых телами, неравномерно рас­ пределена по длинам волн; на одних длинах волн интен­ сивность колебаний больше, на других меньше. Распре­ деление энергии колебаний по длинам волн определяет­ ся температурой и свойствами тел. Теоретические рас­ четы и эксперименты показывают, что при температуре тел в интервале от нескольких десятков до сотен градусов по Цельсию энергия излучения в основном сосредоточе­ на в инфракрасном диапазоне длин волн (0,74—400 мк). В этом случае говорят, что тела являются источниками инфракрасного (теплового) излучения.

Энергия инфракрасного излучения любого источника распределена во времени, пространстве и по длинам волн. Для количественного учета этого распределения пользуются величинами, приведенными в таблице.

Рассмотрим особенности инфракрасного излучения самолетов. Самолеты можно рассматривать как точеч­ ные источники излучения, так как их размеры малы по сравнению с дальностью, на которой они наблюдаются.

Основными источниками излучения самолетов с пор­ шневыми двигателями являются выхлопные патрубки, газы, выходящие из патрубков, и капоты моторов. Капо­

капотов и выхлопных газов составляет около 40% общей мощности излучения. Остальная часть мощности излу­ чения приходится на выхлопные патрубки. Обычно пат­ рубки нагреты до 700—800ЧС.

Основными источниками излучения самолетов с ре­ активными двигателями, движущимися на дозвуковых скоростях, являются двигатель и струя газов (факел). Температура газовой струи на срезе сопла двигателя со­ ставляет 900—1200° С. Мощными источниками излучения являются стенки реактивного двигателя и лопатки газо­ вых турбин, имеющие температуру 500—700°С.

При движении самолетов со сверхзвуковыми скоро­ стями происходит аэродинамический нагрев обшивки са­ молета, обусловленный торможением воздушного пото­ ка и трением в пограничном слое воздуха. Поэтому на­ ряду с двигателями обшивка становится источником ин­ фракрасного излучения. С увеличением скорости полета излучение обшивки возрастает,

105

Т а б л и ц а

Самолеты как источники инфракрасного излучения можно охарактеризовать общей мощностью излучения Ф, силой излучения I и спектральной плотностью излучения г\ . Мощность излучения современных самолетов с порш­ невыми двигателями составляет 20—40 кет. Сила излу-

107

чения определяет распределение мощности излучения в пространстве. Для самолетов сила излучения обычно изображается в виде графиков, называемых и н д и к а т ­ р и с а м и и з л у ч е н и я , показывающих, какова мощ­ ность излучения от самолета в данном направлении на единицу телесного угла. На рис. 63 показана индикат-

Рис. 63. Индикатриса излучения самолета с поршне­ выми двигателями

риса излучения самолета с поршневыми двигателями в горизонтальной плоскости. Индикатриса излучения са­ молета с реактивными двигателями более вытянута на­ зад, что объясняется большим излучением двигателей в заднюю полусферу. Аналогичный вид имеют индикат­ рисы излучения и в вертикальной плоскости. Спектраль­ ная плотность излучения Г\ характеризует распределе­ ние энергии излучения по длинам волн. При темпера­

оно попадает на чувствительный элемент системы само­ наведения, проходит через различные среды. При этом изменяются характеристики излучения, в частности про­ исходит ослабление мощности излучения и изменение спектральной плотности излучения. Кроме того, среда

108

сама является источником инфракрасного излучения. Все эти явления приводят к уменьшению контрастности цели.

Рассмотрим изменение характеристик излучения са­ молетов при прохождении инфракрасного излучения че­ рез атмосферу. Атмосфера является смесью газов, в ко­ торой во взвешенном состоянии находятся мелкие ча­ стицы.

Ослабление мощности инфракрасного излучения в атмосфере обусловлено рассеиванием и поглощением электромагнитных колебаний. Причиной рассеивания яв­ ляется оптическая неоднородность атмосферы, вследст­ вие чего происходят преломление, отражение и дифрак­ ция электромагнитных волн на молекулах газов и в мелких частицах.

Поглощение инфракрасного излучения в атмосфере обусловлено преобразованием энергии электромагнит­ ных колебаний в другие виды энергии: механическую и химическую. Поглощение носит ярко выраженный из­ бирательный характер. Наиболее важную роль в погло­ щении играют озон, углекислый газ и водяной пар.

Влияние ослабления и поглощения количественно учитывается с помощью коэффициента пропускания ra(?v), зависящего от длины волны.

Излучение атмосферы обусловлено излучением нагре­ тых газов, рассеиванием и отражением солнечной ра­ диации. Особенно сильными отражателями являются об­ лака', которые отражают не только солнечное излучение, но и излучение земной поверхности. Максимум энергии излучения атмосферы расположен в ультрафиолетовой области шкалы электромагнитных волн, чем и объяс­ няется голубой цвет толщи атмосферы. Распределение мощности излучения атмосферы по длинам волн, пло­ щади и в пространстве сильно зависит от высоты над уровнем моря, степени прозрачности атмосферы и вре­ мени суток.

Сравнение двух источников излучения — самолета и атмосферы — показывает, что эти два источника отли­ чаются друг от друга по размерам и по спектральному составу излучения. Самолеты являются точечными источ­ никами излучения, а фон — пространственным источни­ ком. Основная мощность излучения самолетов сосредо­ точена в инфракрасной области спектра шкалы электро­

109