Авиационные системы радиоyправления. Том 3. Системы командного радиоуправления. Автономные и комбинированные системы наведения - Меркулов В.И., Канащенков А.И.

Author: Меркулов В.И. Канащенков А.И.
Tags: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника радиолокация авиационное оборудование радиоуправление
ISBN: 5-93108-037-6
Year: 2004
Similar
Авиационные системы радиоyправления. Том 1. Принципы построения систем радиоуправления. Основы синтеза и анализа
Авиационные системы радиоyправления. Том 2. Радиоэлектронные системы самонаведения
Авиационные системы радиовидения (3)
Авиационно-космические системы
Text
                    АВИАЦИОННЫЕ
СИСТЕМЫ
РАДИОУПРАВЛЕНИЯ

Том 3

Системы
командного радиоуправления.
Автономные и комбинированные
Авиационные системы
радиоуправления

В 3-х томах

Под редакцией

А. И. Канащенкова и В. И. Меркулова

Том 1
Принципы построения систем радиоуправления.
Основы синтеза и анализа

Том 2
Радиоэлектронные системы самонаведения

Том 3

Системы командного радиоуправления.

Автономные и комбинированные системы наведения

ТомЗ

Системы командного радиоуправления.
Автономные и комбинированные
системы наведения

Москва, “Радиотехника”, 2004
УДК 629.7.058.53

С 11

ББК 32.95

Серия “Авиационные системы радиоуправления”

Редакционная коллегия:

главный редактор - д.т.н., проф. А. И. Канащенков
зам. главного редактора - к.т.н., проф. В. И. Меркулов

члены редколлегии: д.т.н., проф. В.Н. Антипов, д.т.н., проф. А.И. Перов,
д.т.н., проф. И.С. Рыжак; д.т.н., проф. В.Н. Саблин, к.т.н., с.н.с. О.Ф. Самарин,
д.т.н., проф. Б.Г. Татарский, д.т.н., проф. В.П. Харьков

Меркулов В.И., Канащенков А.И., Чернов В.С., Дрогалин В.В., Анти-
пов В.Н., Анцев Г.В., Кулабухов В.С., Лепин В.Н., Сарычев В.А., Саб-
лин В.Н., Самарин О.Ф., Тупиков В.А., Турнецкий Л.С., Харьков В.П.

С 11 Авиационные системы радиоуправления. Т. 3. Системы командного
радиоуправления. Автономные и комбинированные системы наведе-
ния. / Под ред. А. И. Канащенкова и В. И. Меркулова. - М.: “Радиотехника”,
2004.-320 с.: ил.

ISBN 5-93108-037-6

Изложены принципы построения и особенности функционирования
авиационных систем командного радиоуправления, автономных и комби-
нированных систем наведения, современные алгоритмы их синтеза и ана-
лиза, основанные на представлении процессов и систем в многомерном
пространстве состояний..

Для научных работников и инженеров, связанных с проектировани-
ем и эксплуатацией систем радиолокации и радиоуправления. Может
быть полезна преподавателям, аспирантам и студентам радиотехниче-
ских факультетов вузов.

УДК 629.7.058.53

С 11

ББК 32.95

ISBN 5-93108-037-6

© Авторы, 2004

© Радиотехника, оформление, 2004
ОГЛАВЛЕНИЕ

Предисловие...................................................9

Глава 17. Общие сведения о системах командного
радиоуправления............................................. 12

17.1.	Области применения систем командного
радиоуправления....................................... 12

17.2.	Особенности построения СКРУ истребителями
и ракетами............................................ 15

17.3.	Методы наведения самолетов и алгоритмы
траекторного управления ими .......................... 17

17.3.1.	Методы наведения по высоте ................ 18

17.3.2.	Методы наведения по курсу ................. 19

17.4.	Методы наведения ракет и алгоритмы траекторного
управления ими..........................................22

17.5.	Оптимизация алгоритма траекторного управления
ракетами «воздух-поверхность»...........................23

Глава 18. Принципы построения и особенности
функционирования информационно-вычислительных
систем.......................................................27

18.1.	Структурные схемы информационно-вычислительных
систем.................................................27

18.1.1.	Структурная схема ИВС при командном
радиоуправлении самолетами..........................27

18.1.2.	Структурные схемы ИВС при командном
радиоуправлении ракетами ...........................29

18.2.	Чувствительность ИВС ракеты «воздух-поверхность»
к точности измерителей при использовании традиционного
трехточечного метода наведения.........................31

18.3.	Чувствительность ИВС ракеты «воздух-поверхность»
к точности измерителей при оптимальном
трехточечном наведении.................................33

18.4.	Чувствительность ИВС к точности измерителей
при командном радиоуправлении самолётами...............47

18.5.	Принципы построения и особенности функционирования
формирователей параметров рассогласования .............40

18.5.1.	Принципы построения и особенности функционирования
формирователей параметров рассогласования систем
командного радиоуправления самолетами .............40

18.5.2.	Принципы построения и особенности функционирования
формирователей параметров рассогласования систем
командного радиоуправления ракетами...............44

18.6.	Устройства формирования команд ......................48

Глава 19. Особенности построения и основные показатели
командных радиолиний управления ................................ 52

19.1.	Особенности построения командной радиолинии
управления............................................ 52

19.2.	Показатели командной радиолинии как звена
системы радиоуправления .............................. 56

19.3.	Шифраторы и дешифраторы командных радиолиний
управления с фазоимпульсной модуляцией................ 58

19.3.1.	Особенности построения одноканальных КРУ........58

19.3.2.	Структурные схемы шифраторов и дешифраторов
одноканальных КРУ...................................59

19.3.3.	Особенности построения двухканальных КРУ........61

19.4.	Шифраторы и дешифраторы командных радиолиний
управления с кодово-импульсной модуляцией ............ 63

19.4.1.	Особенности построения КРУ с КИМ................63

19.4.2.	Структурные схемы шифраторов....................66

19.4.3.	Структурные схемы дешифраторов .................68

19.5.	Кодеки в командных радиолиниях управления
с кодо-импульсной модуляцией и помехоустойчивым
кодированием ..........................................71

19.6.	Командные радиолинии управления со сложными
сигналами ..........................................   77

19.6.1.	Общие сведения ...............................  77

19.6.2.	Структурная схема шифратора.................... 79

19.6.3.	Структурная схема дешифратора.................. 81

19.7.	Особенности построения бортовой аппаратуры приема
команд наведения и активного ответа................... 82

19.8.	Ошибки командных радиолиний управления.............. 85

19.8.1.	Основные виды и источники ошибок в КРУ
при передаче функциональных команд .................85

19.8.2.	Методические ошибки ............................86

19.8.3.	Ошибки КРУ при передаче разовых команд..........89

Глава 20. Динамические структурные схемы систем
командного радиоуправления ..................................... 90

20.1.	Уравнения систем командного радиоуправления
самолетами ........................................... 90

20.1.1.	Кинематические уравнения .......................90

20.1.2.	Уравнения информационно-вычислительных систем . 92
20.2.	Уравнения систем командного радиоуправления
ракетами «воздух-поверхность»............................ 93

20.2.1.	Кинематические уравнения ......................94

20.2.2.	Уравнения информационно-вычислительных систем .96

20.3.	Динамическая структурная схема контура командного
радиоуправления истребителем ............................ 96

20.4.	Динамическая структурная схема контура командного
радиоуправления ракетой «воздух-поверхность» ............ 97

Глава 21. Тактико-технические показатели систем
командного радиоуправления ................................... 100

21.1.	Общие сведения о тактико-технических
показателях СКРУ........................................ 100

21.2.	Дальность действия СКРУ........................... 107

21.3.	Устойчивость систем командного радиоуправления..... 107

21.3.1.	Анализ устойчивости СКРУ самолетами ......... 107

21.3.2.	Анализ устойчивости СКРУ ракетами
«воздух-поверхность».................................. НО

21.4.	Точность систем командного радиоуправления......... 113

21.4.1.	Динамические ошибки СКРУ самолетами.......... 113

21.4.2.	Флуктуационные ошибки СКРУ самолетами ........ 115

21.4.3.	Динамические ошибки СКРУ ракетами
«воздух-поверхность» ................................ 117

21.4.4.	Флуктуационные ошибки СКРУ ракетами
«воздух-поверхность»..................................118

Глава 22. Оптимизация контура дальнего наведения
истребителя .................................................. 121

22.1.	Синтез квазиоптимальной аналоговой системы
дальнего наведения истребителя.......................... 122

22.1.1.	Выбор и обоснование исходных моделей ........ 122

22.1.2.	Синтез оптимального регулятора............... 124

22.1.3.	Синтез квазиоптимального фильтра............. 125

22.1.4.	Структурная схема системы командного
радиоуправления истребителем......................... 129

22.2.	Синтез квазиоптимальной дискретной системы
дальнего наведения истребителя.......................... 132

22.2.1.	Выбор и обоснование исходных моделей.
Синтез алгоритма функционирования регулятора......... 132

22.2.2.	Синтез алгоритма функционирования
квазиоптимального фильтра............................ 133
22.2.3.	Структурная схема квазиоптимальной
дискретной системы дальнего наведения............. 136

Глава 23. Общие сведения об автономных и комбинированных
систем наведения........................................... 140

23.1.	Особенности построения автономных систем наведения ... 140

23.2.	Особенности построения комбинированных систем
наведения............................................ 141

23.3.	Методы наведения самолетов и ракет при автономном
и комбинированном управлении......................... 143

23.3.1.	Методы автономного наведения по курсу..... 144

23.3.2.	Методы наведения по высоте и дальности.... 146

23.4.	Методы наведения самолетов при использовании
ими средств поражения................................ 148

Глава 24. Радиоэлектронные системы управления
маловысотным полетом....................................... 150

24.1.	Назначение и решаемые задачи................... 150

24.2.	Особенности формирования параметров
рассогласования при профильном полете................. 154

24.3.	Структурная схема ИВС при профильном полете ... 156

24.4.	Оптимизация алгоритма траекторного управления
РЭСУ МВП при профильном полете....................... 161

24.4.1.	Выбор и обоснование исходных моделей ..... 162

24.4.2.	Синтез регулятора системы управления МВП.. 164

24.4.3.	Синтез квазиоптимального фильтра.......... 168

24.4.4.	Структурная схема квазиоптимальной РЭСУ МВП. 172

24.5.	Принципы построения и особенности функционирования
РЭСУ МВП в режиме облета-обхода препятствий............ 175

Глава 25. Комбинированные РЭСУ ракет «воздух-воздух» ...... 185

25.1.	Общие сведения о комбинированных РЭСУ ракет
«воздух-воздух»...................................... 185

25.2.	Функционирование комбинированной ИВС

в автономном режиме ............................. 187

25.2.1.	Формирование параметра рассогласования
в автономном режиме.................................. 187

25.2.2.	Поиск, обнаружение и анализ радиосигналов. 190

25.3.	Функционирование комбинированной ИВС
в режиме самонаведения .............................. 193
25.4.	Функционирование комбинированной ИВС
в режиме целеуказания ................................ 194

25.5.	Функционирование комбинированной ИВС
в режиме командного наведения ........................ 196

25.6.	Квазиоптимальная комбинированная ИВС
для обеспечения перехвата интенсивно маневрирующих
целей ................................................ 199

25.6.1.	Функционирование квазиоптимальной ИВС
в автономном и радиокомандном режимах .............202

25.6.2.	Функционирование квазиоптимальной ИВС
в режимах самонаведения и целеуказания.............204

Глава 26. Комбинированные РЭСУ
самолетов-бомбардировщиков и ракет «воздух-поверхность»........208

26.1.	Общие сведения о комбинированных РЭСУ
самолетов-бомбардировщиков и ракет
«воздух-поверхность» ..................................208

26.2.	Радиолокационно-инерциальные КСН самолетов
и ракет «воздух-поверхность»...........................212

26.3.	Корреляционно-экстремальные системы наведения
ракет «воздух-поверхность» ............................218

26.4.	Комбинированные системы наведения
противокорабельных ракет...............................224

26.4.1.	Общие сведения о комбинированных системах
наведения противокорабельных ракет.................224

26.4.2.	Комбинированная система наведения ПКР
с активной радиолокационной ГСН .....................232

26.4.3.	Применение пассивных ГСН в комбинированных
системах наведения ПКР.............................248

26.4.4.	Комбинированные системы наведения противолодочных
ракет..............................................251

26.4.5.	Основные направления развития радиолокационных
ГСН ПКР............................................253

Глава 27. Алгоритмы траекторного управления самолетом
в режиме уклонения от управляемых средств поражения ...........258

27.1.	Основные соотношения метода синтеза управления
на основе концепции обратных задач динамики............261

27.2.	Уравнения состояния объекта .......................266

27.2.1	Модель кинематического звена «самолет-ракета» .266
27.2.2.	Модель силовой установки.....................267

27.2.3.	Модель состояния ракеты «воздух-воздух»......268

27.3.	Алгоритмы управления самолетом....................270

27.3.1.	Синтез управления самолетом, обеспечивающего
на ракете срыв сопровождения по дальности............271

27.3.2.	Синтез управления самолетом, обеспечивающего
срыв сопровождения по угловым координатам ...........276

27.3.3.	Исследование эффективности алгоритма уклонения
самолета, обеспечивающего срыв его сопровождения
по дальности ........................................278

27.3.4.	Исследования эффективности алгоритма уклонения
самолета, обеспечивающего срыв его сопровождения
по направлению.......................................282

27.4.	Алгоритмы управления самолетом в режиме уклонения,
обеспечивающие промах не менее заданного................ 286

27.4.1.	Алгоритмы управления боковым ускорением самолета,
обеспечивающие заданный промах........................286

27.4.2.	Алгоритмы уклонения с управлением креном
и скоростью полета самолета...........................290

27.4.3.	Анализ эффективности алгоритма уклонения самолета,
обеспечивающего заданный промах .....................293

Заключение. Перспективы развития РЭСУ........................ 299

Перечень сокращений.......................................... 308

Литература .................................................. 313
ПРЕДИСЛОВИЕ

Уважаемые читатели! Вашему вниманию предлагается третий
том трехтомной монографии «Авиационные системы радиоуправле-
ния», являющийся вторым переработанным и дополненным изданием
книги с аналогичным названием, которая была выпущена в свет в 1998 г.

За годы, прошедшие после выпуска первого издания были обоб-
щены и подготовлены к изданию новые материалы, часть из которых
была написана по просьбе читателей.

В томе 3 поставлена цель дать читателям определенный объем
знаний по теории построения, тактико-техническим показателям и ос-
новам применения авиационных систем командного радиоуправления
(СКРУ), автономных и комбинированных систем наведения. Его содер-
жание способствует уяснению роли и места радиоэлектронных измери-
телей в системах наведения самолетов и ракет различного назначения.

Спецификой книги является то, что изложение в ней ведется на
двух уровнях. Первый - отражает современное состояние СКРУ, авто-
номных и комбинированных систем наведения, а второй - перспектив-
ные алгоритмы, синтезированные на основе математического аппарата
стохастической теории оптимального управления (СТОУ), в том числе с
использованием процедур фильтрации и параметрической идентифика-
ции. При обсуждении оптимальных, в том или ином смысле, алгорит-
мов функционирования систем наведения большое внимание уделено
конкретным методам синтеза и анализа на основе представления про-
цессов и систем в многомерном пространстве состояний. При этом оп-
ределенное внимание в книге уделено приемам упрощения трудоемких
процедур синтеза и анализа оптимальных систем.

Изложение материала осуществляется на основе системного под-
хода с учетом взаимодействия датчиков различной физической природы
с вооружением и летательными аппаратами, как объектами управления.

Во томе 3 книги рассматриваются современные и перспективные
методы наведения самолетов и ракет с СКРУ, автономным и комбини-
рованным управлением и алгоритмы формирования сигналов управле-
ния наводимыми объектами. При этом оптимальные и квазиоптималь-
ные алгоритмы функционирования систем наведения и их составных
частей синтезируются и анализируются на основе математического
аппарата СТОУ, включая аппарат структурно-параметрического синтеза
на основе обратных задач динамики.
Основное внимание в книге уделено особенностям построения и
функционирования систем наведения с использованием командных
радиолиний управления, в которых применяются различные виды сиг-
налов и способы их модуляции, а также различных типов систем авто-
номного и комбинированного наведения.

По сравнению с первой редакцией в монографию добавлен мате-
риал по особенностям построения и функционирования перспективных
систем управления маловысотным полетом в режиме обхода препятст-
вий. Кроме того, добавлен материал по особенностям построения и
функционирования комбинированных систем наведения противокора-
бельных ракет.

В состав третьего тома включена новая глава, в которой рассмат-
риваются алгоритмы уклонения летательных аппаратов от управляемых
средств поражения.

Монография написана на основе материалов открытой отечест-
венной и зарубежной литературы и исследований авторов. Используе-
мый математический аппарат и объем знаний по радиоэлектронике,
необходимый для понимания содержания книги, не выходят за пределы
программ радиотехнических ВУЗов.

Книга рассчитана на научных работников и инженеров, связан-
ных с проектированием и эксплуатацией систем радиоуправления ра-
диолокации. Она будет полезна преподавателям, аспирантам и студен-
там авиационных и радиотехнических ВУЗов.

Перечень принятых сокращений и список литературы приводятся
в конце книги. Ссылки на формулы и рисунки, начинающиеся с цифр 1-
6 соответствуют главам первого тома монографии, а ссылки, начинаю-
щиеся с чисел 7-16 соответствуют главам второго тома.

Труд по написанию книги распределился среди авторов следую-
щим образом: предисловие, §§ 18.1, 18.4-18.6, 19.1, 19.2, 20.1, 26.2 и
заключение написаны А.И. Канащенковым; §§ 19.3, 19.4, 19.6, 20.2,
20.4, п.п. 21.4.3, 21.4.4, §§ 24.3, 24.4, глава 25, § 26.3 - В.И. Меркуло-
вым; §§ 19.5, 19.7 и глава 22 - В.С. Черновым; §§ 20.3, 21.3, п.п. 21.4.1,
21.4.2, § 26.1 - В.В. Дрогалиным; §§ 17.1-17.3 - В.Н. Антиповым;
п. 26.4.1 - Г.В. Лицевым; § 24.5 - В.С. Кулабуховым; §§ 18.2 и 18.3 -
В.Н. Лепиным; глава 23 - В.Н. Саблиным; §§ 24.1 и 24.2 - О.Ф. Самари-
ным; п. 26.4.2 - Л.С. Турнецким; § 27.1 и 27.4 - В.П. Харьковым; §§21.1
и 21.2 - совместно А.И. Канащенковым и В.И. Меркуловым; §§ 17.4—
17.5 - совместно В.И. Меркуловым и В.Н. Лепиным; §§ 27.2 и 27.3 -
совместно В.И. Меркуловым и В.П. Харьковым; § 19.8 - совместно
О.Ф. Самариным и О.Ф. Черновым; п.п. 26.4.3-26.4.5 совместно
В.А. Сарычевым и В.А. Тупиковым.
СИСТЕМЫ
КОМАНДНОГО
РАДИОУПРАВЛЕНИЯ
ГЛАВА 17. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О СКРУ

17.1.	ОБЛАСТИ ПРИМЕНЕНИЯ СИСТЕМ КОМАНДНОГО
РАДИОУПРАВЛЕНИЯ

Под системой командного радиоуправления понимается совокуп-
ность функционально связанных подсистем (устройств), предназначенных
для наведения летательного аппарата (ЛА) по командам, формируемым
на пункте управления (ПУ) и передаваемым на борт управляемого объекта
с помощью радиолинии. Наиболее широко они применяются для дальнего
наведения истребителей, ракет класса «в-п», ракет «в-в» с комбинирован-
ными системами управления и дистанционно пилотируемых ЛА (ДПЛА), а
также для управления самолетами-мишенями и аэростатами.

Для дальнего наведения истребителя на цель необходимо распола-
гать информацией о воздушном противнике (целях) и готовности и место-
расположении истребителей. Эта информация сосредотачивается на пункте
управления, который может располагаться на самолете воздушного дозора
или на земле (рис. 17.1). В общем случае в состав ПУ входят одна или не-
сколько радиолокационных станций (РЛС), вычислитель и командная ра-
диолиния управления (КРУ). По сведениям о воздушных целях, поступаю-
щих из РЛС обнаружения, в вычислителе решаются задачи расчета сил и
средств, необходимых для уничтожения воздушного противника, определе-
ния района воздушного боя, расчета времени взлета истребителей или
выхода в нужную зону из положения «дежурство в воздухе», целераспре-
деления и целеуказания.

После взлета истребителей и их обнаружения РЛС начинается этап
наведения конкретных самолетов на конкретные цели. В процессе выпол-
нения этой задачи выбираются вполне определенные методы наведения, в
соответствии с которыми на борт истребителя передаются команды управ-
ления и целеуказания летчику и аппаратуре. По командам целеуказания
летчик ориентируется в воздушной обстановке, уясняет боевую задачу и
выполняет определенные маневры, способствующие ее решению. Кроме
того, по этим командам на борту истребителя включается РЛС и устанав-
ливаются зоны поиска цели по дальности и угловым координатам. По ко-
мандам управления, содержащим сведения о требуемых курсе, высоте и
скорости полета самолета, выполняется наведение на цель в режимах руч-
ного, директорного или автоматического управления (§1.3) [45].

В системах наведения ракет «в-п» с радиокомандным управлени-
ем [65] обнаружение наземных радиолокационно-контрастных целей и
измерение их координат осуществляется бортовой РЛС самолета-но-
сителя (рис. 17.2).

Рис. 17.2

Координаты управляемой ракеты измеряются специальным ин-
терферометром, который представляет собой разреженную антенную
вдолькрыльевую решетку большого размера и обладает высокой точно-
стью измерения угловых координат. Результаты измерений координат
цели и ракеты поступают из РЛС и интерферометра в вычислитель, в
котором в соответствии с тем или иным методом наведения вырабаты-
ваются команды управления. Эти команды после шифрации по КРУ
поступают на борт ракеты. Следует отметить, что для измерения коор-
динат ракеты кроме интерферометра могут использоваться моноим-
пульсный радиолокационный пеленгатор, оптический и инфракрасный
пеленгаторы и т.д. Для визуального сопровождения ракеты может при-
меняться трассирующий боеприпас. При обнаружении целей кроме РЛС
могут использоваться телевизионные, тепловые и лазерные датчики
информации. Если цель не обладает ни радиолокационным, ни тепло-
вым контрастом, то достаточно часто используется либо ее непосредст-
венное визуальное обнаружение летчиком (оператором), либо обнару-
жение по телевизионному изображению местности.

Системы командного радиоуправления, в которых датчики ин-
формации о цели и объекте управления (ОУ) располагаются на ПУ,
называются системами первого вида. Несомненным достоинством этих
систем является простота аппаратуры, установленной на ОУ. Эта аппа-
ратура содержит приемодешифрирующее устройство, а иногда и радио-
локационный ответчик. Недостатком таких систем является невысокая
точность наведения на больших дальностях. СКРУ первого вида приме-
няются для дальнего наведения истребителей и некоторых типов ракет
«в-п», а также самолетов-мишеней.

В СКРУ второго вида первичные датчики информации распола-
гаются на ракете. Функциональные связи между основными составными
частями такой системы показаны на рис. 17.3. В качестве датчиков пер-
вичной информации используются либо РЛС, либо телевизионная сис-
тема. Информация от этих датчиков транслируется по специальному
каналу связи на ПУ, на котором формируются параметры рассогласова-
ния в плоскостях управления. Команды, соответствующие этим пара-
метрам рассогласования, по радиоканалу управления передаются в сис-
тему управления ракеты (СУР). СКРУ второго вида всегда неавтомати-
ческие (в противном случае более целесообразны системы самонаведе-
ния). Они используются для наведения ракет «в-п», ДПЛА и аэроста-
тов. СКРУ этого вида позволяют обеспечить достаточно высокую точ-
ность наведения, причем, как правило, их точность увеличивается по
мере подлета ракеты к цели. Наличие двух линий связи, для передачи
информации с ракеты на ПУ и команд с ПУ на ракету, делает эти систе-
мы менее помехоустойчивыми по сравнению с СКРУ первого вида.

17.2.	ОСОБЕННОСТИ ПОСТРОЕНИЯ СКРУ
ИСТРЕБИТЕЛЯМИ И РАКЕТАМИ

Истребитель в составе СКРУ может наводиться в ручном, дирек-
торном и автоматическом режиме. Функциональные связи СКРУ истре-
бителем в ручном режиме отображаются на рис. 17.4 сплошными ли-
ниями. Пунктирные линии соответствуют связям в директорном и авто-
матическом режимах.

Рис. 17.4

Информационно-вычислительная система (ИВС) содержит изме-
рительно-вычислительную подсистему (аппаратуру) ПУ наземного или
воздушного базирования, командную радиолинию управления и бортовую
измерительно-вычислительную подсистему. В составе измерительно-
вычислительной подсистемы (ИВП) наземного ПУ, входящей в состав
автоматизированной системы управления (АСУ) военно-воздушных сил
(ВВС), находится сеть наземных РЛС различного назначения и диапазонов
волн, информация от которых поступает в специальные центры или посты
для предварительной обработки и обобщения. Далее информация поступа-
ет на командный пункт, где принимается решение о ведении боевых дейст-
вий, определяется наряд сил и средств, ставится задача каждому пункту
наведения. В соответствии с поставленной задачей оператор ПУ вводит
информацию о целях и своих истребителях в зоне своей ответственности в
ЭВМ, которая выбирает те или иные методы наведения и формирует для
каждого истребителя набор функциональных команд управления о требуе-
мых значениях курса, высоты и скорости истребителя. Кроме того, летчику
передается набор разовых команд информационно-справочного и исполни-
тельного характера: ракурс атаки, дальность до цели и вид маневра, кото-
рый необходимо выполнить (например: горка, отворот вправо, влево,
включить форсаж и т.д.). Сформированный набор команд управления по
КРУ поступает на борт истребителя.

В состав воздушного ПУ входят импульсно-доплеровская РЛС,
позволяющая обнаруживать и измерять координаты целей и истребите-
лей на фоне земной поверхности [67] и ЭВМ, решающая те же задачи,
что и в наземном варианте. Следует, однако, подчеркнуть, что алгорит-
мы функционирования бортовой радиолокационной станции (БРЛС) и
электронно-вычислительной машины (ЭВМ) пункта управления воз-
душного базирования более сложные, так как приходится учитывать
фактор движения самолета-носителя и необходимо сопровождать боль-
шое количество целей одной РЛС.

В бортовой ИВП полученные команды информационно-справоч-
ного и исполнительного плана индицируются в системе отображения
информации (СОИ). Функциональные команды управления сравнива-
ются с текущими измерениями аналогичных фазовых координат, посту-
пающих от бортовых датчиков информации. По итогам сравнения фор-
мируются параметры рассогласования Др для ручного управления кур-
сом, высотой и скоростью самолета, которые также индицируются в
СОИ. В ручном режиме летчик пилотирует истребитель таким образом,
чтобы свести параметры рассогласования к нулю.

Если в процессе перехвата истребитель и цель выходят за преде-
лы зоны ответственности данного ПУ, то на нем формируются и пере-
даются на борт самолета так называемые команды взаимодействия. В
соответствии с этими командами перехватчику присваивается новый
условный номер и назначаются другие каналы связи для КРУ.

Особенности формирования параметров рассогласования, их ин-
дикации и управления самолетом в директорном и автоматическом ре-
жимах управления подробно описаны в §1.3. Следует отметить, что
особенности СКРУ ракетами первого вида, структурная схема которой
приведена на рис. 1.3, также рассмотрены в §1.3 [45].
Особенности построения и функционирования СКРУ ракетами
второго вида рассмотрим на примере обобщенной структурной схемы,
приведенной на рис. 17.5, при условии, что первичным источником
информации является телевизионная камера [65]. В состав ИВП, кроме
этой камеры, входят и датчики параметров собственного движения, опре-
деляющие направление ее визирования и скорость смены изображения.

Выходные сигналы передающей телевизионной системы переда-
ются через ретранслятор на ПУ, где расположен экран, на котором вос-
производится изображение цели и местности относительно вектора
скорости ракеты или ее продольной оси. По индикатору оператор опре-
деляет параметр рассогласования, визуально воспринимая смещение
цели относительно центра экрана. В соответствии с этим рассогласова-
нием оператор, воздействуя на датчик команд, формирует команду та-
ким образом, чтобы изображение цели смещалось к центру экрана. На-
значение остальных элементов структурной схемы аналогично приве-
денным на рис. 1.3 [45].

17.3.	МЕТОДЫ НАВЕДЕНИЯ САМОЛЕТОВ
И АЛГОРИТМЫ ТРАЕКТОРНОГО УПРАВЛЕНИЯ ИМИ

Методы наведения самолетов с СКРУ должны обеспечивать фор-
мирование такой требуемой траектории, наведение по которой обеспе-
чивает вывод ЛА к определенному времени в зону уверенного захвата
цели хотя бы одной из визирных систем (БРЛС, оптико-электронной
станцией (ОЭС), оптическим прицелом и т.д.). В общем случае методы
наведения, используемые в СКРУ, должны удовлетворять тем же требо-
ваниям, что и методы самонаведения (§7.2). При этом наибольшее зна-
чение имеет хорошее сопряжение методов наведения СКРУ и ис-
пользуемой в дальнейшем системы самонаведения (ССН), при котором
обеспечивается органичный (без существенных переходных процессов)
переход РЭСУ от этапа дальнего к этапу ближнего наведения. В свою
очередь, такое сопряжение обеспечивается не только методами дальнего
и ближнего наведения, но и типом визирной системы, используемой для
поиска, обнаружения и автоматического сопровождения целей. Напом-
ним (п. 1.4.3) [45], что наибольшую вероятность выполнения дальнего
наведения (ДН) обеспечивают радиолокационные визирные системы.
Кроме того, при прочих равных условиях БРЛС обеспечивает в любых
метеоусловиях наибольшую дальность захвата цели на автосопровож-
дение, предопределяя тем самым наименее жесткие требования к про-
должительности функционирования радиолокационной системы управ-
ления (РЭСУ) на этапе самонаведения.

В связи с тем, что на этапе ДН самолет управляется по курсу, высоте
и скорости, в СКРУ различают.соответствующие методы наведения. Мето-
ды наведения по высоте определяют формирование требуемых значений
высоты Нт для любого момента времени, обеспечивающих желаемый про-
филь полета в вертикальной плоскости. Методы наведения по курсу предо-
пределяют формирование требуемых значений \|/т курса, обусловливающих
желаемую траекторию наведения в горизонтальной плоскости. Методы
наведения по скорости обусловливают вычисление требуемых значений VT
скорости, гарантирующих выход истребителя в район цели к заданному
времени. При этом параметры рассогласования, определяющие алгоритмы
траекторного управления самолетом в режиме ручного управления, форми-
руются по правилам:

A\|/=\|/T-v|/; ДН=НТ-Н;

AV=VT-V,

(17.1)

(17.2)

в которых \|/, Н и V - текущие значения курса, высоты и скорости.

При директорном и автоматическом управлении параметры рас-
согласования (17.1) преобразуются в соответствующие алгоритмы уп-
равления по законам, рассмотренным в п. 7.3.3 [46].

17.3.1.	Методы наведения по высоте

Наведение самолетов по высоте осуществляется по определенной
программе. Основой программы являются оптимальные законы измене-
ния профиля полета, обеспечивающие безопасный вывод ЛА в окрест-

ности цели за минимальное время с минимальным расходом топлива.

Вполне очевидно, что для каждого конкретного случая должна быть

своя конкретная программа изменения высоты. На практике используют

обычно 4-5 типовых про-
грамм, приспособленных к
определенным тактическим
ситуациям. Вариант обобщен-
ного программного закона
изменения высоты в процессе
дальнего наведения истреби-
теля показан на рис. 17.6.

Участок I отражает

изменение высоты в процессе взлета из положения «дежурства на аэро-
дроме», сбор группы, построение в боевые порядки и выход на крейсер-
ские высоту Нк и скорость. Участок II соответствует полету в эконо-
мичном крейсерском режиме. Участки III и IV характерны для этапа
преодолений противовоздушной обороны (ПВО) или облета опасных
районов. На этих участках самолет либо совершает полет на малых
(сверхмалых) высотах с дозвуковой скоростью (штриховая линия), либо
производит набор высоты до статического потолка Нст и осуществляет
полет со сверхзвуковой скоростью. Следует отметить, что первый вари-
ант, как правило, используется, если требуемые значения ц/т, Нт и VT
формируются на воздушном ПУ, оборудованном импульсно-
доплеровской РЛС. Второй вариант чаще реализуется при наведении с
наземных ПУ. Участок V отображает изменение высоты до значения Н3
к моменту выхода в окрестности цели, обеспечивающему наилучшие
условия для ее поиска, обнаружения и захвата.

17.3.2.	Методы наведения по курсу

Среди известных методов наведения по курсу в СКРУ истребите-
лями наибольшее применение находят метод маневра, метод перехвата

и прямой метод.

При прямом методе,
называемом также методом
погони, требуется все время
совмещать продольную ось
истребителя с направлени-
ем на цель (рис. 17.7). На
этом рисунке точки Ос и Оц
соответствуют положению
истребителя и цели; Vc и Vu
- скорости наводимого
самолета и цели; хц, 2ц и хс,

Рис. 17.7

Zc - текущие координаты

цели и самолета. Из рис. 17.7 следует, что требуемый курс

7 — 7

*P=arctg^-^-
хц-хс

(17-3)

где все координаты 2ц, 2^ и хц, х« формируются на основании измеренных в
РЛС дальностей Дц, Д и азимутов фц, <рс цели и самолета по правилу:

2ц=Дцзт(рц, хц=Дцсо8фц,

z^/lcsincpc, х^ДсСовфс.	(17.4)

Поскольку этот метод абсолютно идентичен прямому методу
самонаведения, то для него справедливы все выводы, сделанные в
п. 7.3.1 [46].

Метод маневра, называемый также методом прямой с разворотом,
обеспечивает вывод истребителя в зону обнаружения цели бортовой РЛС,
ОЭС или оптическим прицелом под заданным углом \|/к на заданном рас-
стоянии ОскОщс (рис. 17.8). На этом рисунке точки Осо и Оцо соответствуют
положению самолета и цели в начале дальнего наведения, в то время как
Оск и Оцк - в момент его окончания. Траектория наведения при этом методе
Рис. 17.8

состоит из трех участков:
отрезка прямой ОсоАь дуги с
радиусом R и отрезка прямой
А2ОСК. Расчет этих участков
выполняется по довольно
сложным формулам, для
реализации которых необхо-
димо оценивать дальности до
цели и истребителя, их ази-
муты и скорости. Кроме того,
необходимо знать допусти-
мые радиус разворота и диа-

пазон углов ±\|/к, дальность рубежа захвата ОскОцк и суммарное время, за-
трачиваемое на вывод самолета в точку Оск.

Достоинством метода является его хорошее сопряжение со всеми

методами самонаведения и возможность использования как радиолока-
ционных, так и оптико-электронных визирных систем. Последнее обу-
словлено тем, что истребитель выводится на рубеж захвата в ЗПС, в кото-
рой ОЭС имеют наибольшую дальность захвата по факелу двигателя.

Недостатками метода являются: большое время, затрачиваемое
на выход самолета на рубеж захвата, большой расход топлива, что со-
кращает время на ведение воздушного боя и ограничения на ракурсы
перехвата из передней полусферы (ППС), обусловленные необходимо-
стью вывода самолета в заднюю полусферу (ЗПС).

Метод перехвата представляет собой разновидность метода па-
раллельного сближения. Особенностью является то, что по методу па-
раллельного сближения наводится не сам истребитель, а некоторая фик-

Хо|
Хц-

Рис. 17.9

тивная точка А, расположен-
ная по вектору скорости Vc
на расстоянии Д3 захвата
цели бортовой визирной
системой (рис. 17.9). Это
означает, что в процессе

дальнего наведения
АОЦ перемещается

прямая
парал-
Такой
нахож-

самой себе,
обеспечивает

лельно
прием
дение
Оск на

истребителя в точке
рубеже захвата Д, в

от момент, когда точка А
«встретится» в упрежденной
точке встречи Оут с целью.
Используя координаты цели хц, zu и самолета хс, zc и учитывая,
что упрежденная дальность Ду равна сумме Дз и расстояния ОСОСК,
пролетаемого истребителем за время наведения tH, получим систему
уравнений:

(zu-zc)sin\|/T + (хц-Xc)coskpT = Ду - VutHcos(i|/u-i|/T);

- (zu-zc)cosi|/T + (xu-Xc)sini|/T = VutHsin(\|/u-\|/T);

(17.5)

Ду-Дз+V ctH

с тремя неизвестными \|/т, tH и Ду. При получении (17.5) полагалось, что
цель и истребитель движутся равномерно и прямолинейно со скоростя-
ми Уц и Ус и курсовыми углами \|/ц и ц/т соответственно. Решая эту сис-

тему при условии, что прямоугольные координаты определяются по
правилу (17.4), вычисляют ц/т, tH и Ду.

Достаточно просто решение системы (17.5) получается при усло-
вии, что истребитель наводится на встречных либо догонных курсах. В
такой ситуации с учетом (17.4) из (17.5) можно получить [43]:

Ут

Дц ф Дс ф j	Уц)

Дз + Члнр	Д3 + УЛ ’

где

, _ Дц Дс Дз

н V 4-V
ц v с

(17.6)

(17.7)

Из (17.6) и (17.7) следует, что для реализации метода перехвата
необходимо оценивать дальности и азимуты цели и истребителя, а так-
же скорости Уц и Vc и курсовой угол цели ц/ц. Последнее требует доста-
точно длительного сопровождения цели.

Основными достоинствами метода перехвата являются:

высокая экономичность наведения, обусловленная наведением в
упрежденную точку практически по прямолинейной траектории;

обеспечение заданного рубежа перехвата при любом ракурсе на-
ведения.

К недостаткам метода следует отнести:

невозможность сопряжения с прямыми методами самонаведения
при перехвате цели в ППС;

отсутствие фиксированного ракурса атаки в момент окончания
дальнего наведения, что оказывается неудобным для дальнейшего при-
менения визирных систем различной физической природы. Так, напри-
мер, применение этого метода делает затруднительным использование
ОЭС, поскольку ее дальность захвата в значительной степени зависит от
ракурса перехвата.
17.4.	МЕТОДЫ НАВЕДЕНИЯ РАКЕТ
И АЛГОРИТМЫ ТРАЕКТОРНОГО УПРАВЛЕНИЯ ИМИ

Поскольку в процедуре наведения ракет с помощью СКРУ одно-
временно принимают участие три объекта: пункт управления, ракета и
цель, то методы, используемые для управления средствами поражения,
называют трехточечными. Среди этих методов, как и среди двухточеч-
ных, рассмотренных ранее, можно выделить две разновидности: методы
прямого наведения и методы наведения с упреждением. Первые исполь-

зуются для наведения ракет «в-п» с самолета-пункта управления на
неподвижные или малоподвижные наземные цели. Вторые могут ис-
пользоваться для наведения зенитных ракет «земля-воздух» на высоко-
скоростные движущиеся объекты, скорость которых сравнима со скоро-

Рис. 17.10

стью полета ракеты.

Ниже основное внимание будет
уделено разновидностям прямого мето-
да, называемого также методом совме-
щения, либо наложения (накрытия).
Суть этого метода состоит в том, что
линия СР визирования самолет-ракета
(рис. 17.10) должна все время совме-
щаться с линией СЦ визирования цели.
Из рис. 17.10, иллюстрирующего про-
цесс трехточечного наведения в верти-

кальной плоскости, видно, что при идеальном наведении угол €рв визи-
рования ракеты должен быть все время равным углу Бщ, визирования
цели. Аналогичное равенство €рг=€цг можно привести и для горизон-
тальной плоскости. Тогда, в общем случае (для вертикальной и горизон-
тальной плоскостей), в качестве параметра рассогласования могут быть
использованы величины

Ав,Г=^ЦВ,Г Ерв,г«	(17.8)

Из (17.8) следует, что для его реализации на пункте управления в
каждой плоскости необходимо иметь либо два угломера, измеряющих
углы €цв и 8рв (ецг и €рг), либо один угломер, измеряющий непосредст-
венно угол

Абв.г'"Ав>г=€цв>г- 8рВ>г.

При ручном и полуавтоматическом управлении функцию изме-
рителя выполняет летчик-оператор. Следует, однако, отметить, что при
использовании (17.8) линейный промах hBr (рис. 17.10) при одном и том
же Ав г будет возрастать по мере увеличения дальности Др до ракеты.
Для исключения отмеченного недостатка чаще используют метод
наведения, при котором в качестве параметра рассогласования исполь-
зуется линейный промах

Ьв,г“Ав,г-Др81П(Сцв>г—Срв,г) ® Др(Ецв,г”"Ерв,г)«	(17.9)

Алгоритм траекторного управления (17.9) реализуется при усло-
вии, что в состав ИВС, кроме угломеров, измеряющих углы и врв>г,
входит и измеритель дальности Др до ракеты. Измерять (оценивать)
дальность с помощью РЛС до ракеты, имеющей очень малую эффек-
тивную площадь отражения (ЭПО), достаточно сложно. Поэтому либо
на ракете ставят активный ответчик, позволяющий измерять дальность,
либо Др вводится программно, что существенно упрощает ИВС. Воз-
можность достаточно точного программного ввода Др основана на том,
что наземные цели неподвижны, либо малоподвижны, а скорости само-
лета и ракеты известны достаточно точно. При программном вводе Др
алгоритм (17.9) преобразуется к виду

Ав,г Дпр(Ецв,г—Ерв,г)5

flnP=(Vp-Vc)t, Дпр(0)=0,	(17.10)

где Vp и Vc - соответственно скорости ракеты и самолета-пункта
управления, at- время полета ракеты.

Особенностью использования (17.9) и (17.10) является повыше-
ние чувствительности ИВС к ошибкам наведения по мере приближения
ракеты к цели. Объясняется это возрастанием Ав>г по мере увеличения
Др~Дпр, что при прочих равных условиях приводит к увеличению управ-
ляющих сигналов СУР, обусловливая улучшение способности ракеты
реагировать на меньшие ошибки AsB>r.

17.5.	ОПТИМИЗАЦИЯ АЛГОРИТМА
ТРАЕКТОРНОГО УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТАМИ
«ВОЗДУХ-ПОВЕРХНОСТЬ»

Ниже, на основе алгоритмов СТОУ, будет осуществлен синтез
закона траекторного управления ракетой «воздух-поверхность» («в-п»)
на движущуюся наземную цель, оптимального по минимуму локального
функционала качества (1.5) [45]. Синтез будет проводиться при усло-
вии, что выполняются следующие допущения:

наземная цель и наводимая на нее ракета движутся с постоянны-
ми скоростями (Vu=const и Vp=const);

управление ракетой осуществляется с самолета-носителя, спо-
собного маневрировать с поперечным ускорением jny;

команды, переданные с ПУ, воспроизводятся на ракете без иска-
жений;
ракета устраняет ошибки наведения за счет маневра с попереч-
ным ускорением jp;

продольный и боковой каналы управления не зависят друг от друга.

Последнее допущение позволяет провести синтез только для од-
ной плоскости. Для определенности ограничимся синтезом алгоритма
траекторного управления в вертикальной плоскости. Текущее взаимное
расположение цели, ракеты и пункта управления в процессе наведения в
этой плоскости показано на рис. 17.10.

При использовании алгоритмов СТОУ необходимо иметь модель
состояния управляемой системы и выбрать функционал качества, учи-
тывающий требования точности и экономичности. Следует учесть, что
модель состояния должна включать фазовые координаты, тем или иным
образом связанные с промахами или ошибками управления. В процессе
трехточечного наведения взаимное расположение цели и ракеты может
быть определено текущим промахом (17.9). Дифференцируя (17.9) по
времени, получим для вертикальной плоскости уравнение

Ь = ДрДе + ДрД8,	(17.11)

в котором

Д8 = 8ЦВ- Ерв, = ЁцВ “ЕрВ =®цв "”®рв = Ato j	(17.12)

где Дю есть разность угловых скоростей линий визирования цели и ракеты.
Принимая во внимание связь между фазовыми координатами абсолютного
и относительного движения двух объектов, на основании (7.44) [46] в при-
ложении к системам ПУ-цель и ПУ-ракета можно записать

2Л 1

йцв = --^ц»	;	(17ЛЗ)

2ДП 1

6рв =-^<DpB +—(jpB - jnyB) + ^p •	(17.14)

rAp	ЛАр

В соотношениях (17.13) и (17.14): Дц и Др - дальности до цели и
до ракеты; Дц и Др - скорости изменения этих дальностей; jnyB и jpB -
вертикальные ускорения ПУ и ракеты; и £мр - центрированные гаус-
совские возмущения с известными односторонними спектральными
плотностями Gou и GcoP. При получении (17.13) было учтено, что объек-
том воздействия является наземная цель, движущаяся с постоянной
скоростью, для которой ]цв=0.

Используя (17.13), (17.14) и (17.12), (17.11), можно сформировать
систему уравнений, характеризующих состояние системы
ПУ-цель-ракета:
Ь = ДрДе + ДрД£,

ДЁ = Дсо,	(17.15)

Д(Ь=^Ю	_Lj	j	.

Др рв дл цв flpJpB	ДцДр JnyB

В этих уравнениях: - обобщенные возмущения; jpB и jnyB - соб-
ственные ускорения ракеты и ПУ, которые можно рассматривать как
сигналы управления, приводящие к изменению фазовых координат h,

Де, Део. Вполне очевидно, что в идеальном случае требуются такие сиг-

налы управления jpBT и j,^, при которых промах hT и ошибки управле-

ния Дет и Дсот были бы равны нулю, т.е. hT=0, Дет=0, Дсот=О. Знание тре-
буемых (желаемых) значений фазовых координат дает возможность

получить локальный функционал качества

1 = Му>

0-h
О-Де
О-Део

Ян 412 Ч1з

Я21 Я22 Ягз
_Яз1 Язг Язз

0-h
О-Де
О-Део

JpB кц

JnyB _ О

t
Я
о

(17.16)

В этом функционале: первое слагаемое характеризует точность
наведения, а второе - затраты энергии сигналов управления; qy (i = 1,3,

j = l,3) - коэффициенты штрафов за точность наведения; k„ (i=l,2) -

коэффициенты штрафов за величину сигналов управления. Поставив в
соответствие (17.15) и (17.16) с (2.7), (2.8) и (1.5) [45], получим

xy=[h Де Део]1, хт=[000]г, u = [jpB j^j,

О

О
1

Др

Я11Я12Я13

Я21Я22Я23

Я31Я32Я33

(17.17)
О '

к22_

Используя (17.17) в (3.35) [45], получим закон изменения требуе-
мых ускорений ракеты и ПУ

1рвт =7П~ (Яз1Ь + Яз2Де + ЯззА®);

ДркП

,1пувт =	+ Чз2Аё + ЧззЛй) ’

ДцДрк22
который характеризует трехточечный метод наведения ракеты на на-
земную цель, оптимальный по минимуму функционала (17.16).

Алгоритм траекторного управления, соответствующий получен-
ному закону наведения, определяется соотношениями:

АрВ = jPBT - ]рв = 7^— (Чз 1Ь + Ч32ДЕВ + Чззд®в) - ]р В;	(17.18)

Дрк11

. Дц-Д, -	Л .

^пув—3пувт~3пув~ * * , (Чз 1^+432^8 -*"Яз3^^в)~^пув'	(17.19)

ДцДрк22

Анализ (17.18) и (17.19) позволяет сделать следующие выводы.

Полученные значения jpBT и ]пувт, минимизирующие функционал
(17.16), являются совместно наилучшими по точности и экономичности
наведения.

Для реализации этого закона необходимы оптимальные фильтры,
формирующие оценки Др, Дц, h и Дё = ёцв-ёрв и Дю = юцв-юрв.

Спецификой полученного алгоритма управления является то об-
стоятельство, что для минимизации функционала (17.16) необходимо
согласованно управлять как наводимой ракетой, изменяя jpB, так и пунк-
том управления с помощью вертикального поперечного ускорения]^.

На основании (17.18) и (17.19) могут быть получены другие, ча-
стные случаи алгоритмов управления при q32=0 и q33=0.

В законе управления учитываются как линейные промахи h, так и
угловые ошибки управления Де и Дю.

Вес ошибок h, Дё и Дю в сигнале управления определяется как
условиями применения (Др и Дц-Др), так и соотношением штрафов q.j/kn
за точность и экономичность.

В процессе наведения jpBT и jnyrr уменьшаются от своих наиболь-
ших значений в момент пуска ракеты до постепенно уменьшающихся
значений в связи с увеличением Др и с уменьшением Дц - Др. При
этом команды управления должны передаваться на борт ракеты только
после ее отлета от ПУ, когда Др ф 0. Следует отметить, что при
Др -> Дц необходимость управления самолетом устраняется.

Соотношение штрафов qi/kn должно быть таким, чтобы при ми-
нимальном значении Др, при котором на борт ракеты начинают посту-
пать сигналы управления, поперечные ускорения ракеты и ПУ не пре-
вышали предельно допустимых значений.
ГЛАВА 18. ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ И
ОСОБЕННОСТИ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ
ИНФОРМАЦИОННО-ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫХ СИСТЕМ

18.1.	СТРУКТУРНЫЕ СХЕМЫ ИВС

18.1.1.	Структурная схема ИВС при командном

РАДИОУПРАВЛЕНИИ САМОЛЕТАМИ

Процесс наведения самолетов на воздушные цели характеризует-
ся массированным применением ЛА и резкой сменой оперативно-
тактической обстановки. Организация боевых действий авиации возла-
гается на специализированные АСУ. Применительно к групповым дей-
ствиям истребителей при отражении воздушного удара противника
необходимо обеспечить:

получение информации о воздушной обстановке, ее обработку и
оперативную выдачу на командные пункты (КП), управляющие боевы-
ми действиями, а также оперативный обмен распоряжениями и донесе-
ниями между КП;

сбор информации о состоянии своих сил и средств;

предварительное и непосредственное планирование боевых дей-
ствий;

реализацию этих планов, т.е. наведение истребителей на воздуш-
ные цели и привод истребителей на аэродром посадки.

Для решения данных задач АСУ должны иметь многоуровневую
иерархическую структуру. С точки зрения функционального назначения
в составе АСУ необходимо иметь информационную подсистему, под-
систему связи и передачи данных, подсистему управления боевыми
действиями. Основной задачей информационной подсистемы является
получение и обработка информации о воздушных объектах. Данная
подсистема должна состоять из РЛС различных типов, объединенных в
радиолокационные посты (узлы), и центров автоматизированной обра-
ботки радиолокационной информации. В информационной подсистеме
выполняются первичная, вторичная и третичная обработка радиолока-
ционной информации. Первичная и вторичная обработка осуществляет-
ся так же, как это было описано в §8.1 [46] для систем самонаведения.
Наряду с определением государственной принадлежности воздушных
объектов в случае необходимости узнается индивидуальный номер сво-
их самолетов.

Третичная обработка включает в себя выполнение следующих
операций: присвоение воздушным объектам единых номеров; отожде-
ствление трасс (траекторий) воздушных объектов по информации,
приходящей от разных источников, то есть установление
принадлежности этих трасс одному и тому же воздушному объекту;
выбор наилучшего источника информации для сопровождения данного
воздушного объекта; определение координат постановщиков помех
триангуляционным или корреляционным способом; отбор трасс
воздушных объектов для выдачи на КП в условиях, когда количество
трасс больше, чем может принять управляющий КП; объединение
воздушных целей в группы для уменьшения количества объектов,
отображаемых на средствах индикации и выдаваемых на старшие КП.

Подсистема связи и передачи данных должна представлять собой
совокупность всех оконечных устройств и линий всех видов связи и
передачи данных. Функциональное назначение подсистемы состоит в
обеспечении обмена информацией как между элементами АСУ, так и в
пределах каждого элемента.

Основная задача подсистемы управления боевыми действиями
заключается в планировании боевых действий и реализации этих пла-
нов, то есть в осуществлении непосредственного управления истребите-
лями. Процесс управления включает несколько этапов:

вскрытие замысла противника и разработку плана отражения на-
лета на прикрываемом участке;

планирование боевых действий истребителей по конкретным це-
лям (целераспределение);

реализацию спланированных действий, в том числе обеспечение
своевременного взлета и наведения истребителей.

Из анализа задач, решаемых АСУ, следует, что ИВС входит как
составной элемент в систему более высокого уровня, а именно в под-
систему управления боевыми действиями. Информационно-вычисли-
тельная система, структурная схема которой показана на рис. 18.1, со-
стоит из двух измерительно-вычислительных подсистем, расположен-
ных на пункте наведения (ПН) и самолете, и КРУ. Измерительно-вы-
числительная подсистема (аппаратура) ПН получает данные о воздуш-
ной и наземной обстановке и боевых задачах от вышестоящего КП. В
этом случае на ПН рассчитываются параметры требуемого движения,
передаваемые через КРУ в измерительно-вычислительную подсистему
наводимого самолета, где фактические параметры сравниваются с тре-
буемыми и формируется параметр рассогласования А.
воздушная и наземная сигналы

Рис. 18.1

Измерители параметров движения хц-Хпу и хс-хпу цели и самолета
относительно ПН не являются обязательным компонентом технических
средств ПН; они используются как резервные в ситуации, когда по ка-
ким-либо причинам прекращается поступление данных от информаци-
онной подсистемы АСУ, и обеспечивают первичной радиолокационной
информацией устройства отображения и ЦВМ пункта наведения.

В процессе решения задачи наведения истребителя на воздушную
цель необходимо знание некоторых компонентов xci вектора состояния
хс (например, остатка топлива, высоты и т.п.), для чего организуется
канал радиосвязи между самолетом и ПН, отображаемый на рис. 18.1
соответствующей линией. Передача отдельных интересующих ПН ком-
понент вектора хс, называемых часто полетной информацией, может
происходить по радиотелефонной линии связи либо по каналу системы
активного запроса и ответа.

Отметим в заключение, что совокупность наземного и бортового
оборудования измерительно-вычислительных подсистем образует фор-
мирователь параметров рассогласования.

18.1.2.	Структурные схемы ИВС

ПРИ КОМАНДНОМ РАДИОУПРАВЛЕНИИ РАКЕТАМИ

В системах командного радиоуправления ракетами первого вида
применяются автоматические, полуавтоматические и неавтоматические
ИВС. Обобщенная структурная схема ИВС при автоматическом изме-
рении координат цели и ракеты представлена на рис. 18.2. Формирова-
тель параметров рассогласования содержит автоматические измерители

। хц хип t хип
параметров хц-Хпу и хр-Хпу движения цели и ракеты относительно пункта
управления и вычислитель параметров рассогласования. Возможно
также использование измерительных устройств, размещаемых вне
пункта наведения, например на барражирующих самолетах, образую-
щих воздушные позиции, число которых зависит от типов целей и ме-
тодов определения местоположения целей и наводимых ракет. На
рис. 18.2 этот вариант отображен пунктирной линией, рядом с которой
указаны измеренные значения параметров хц -х1т, хр -хип движения
цели и ракеты относительно измерительных позиций и вектора хип
параметров движения самих измерительных позиций. На основе выпол-
ненных измерений на пункте управления рассчитываются координаты
целей и ракет в прямоугольной системе, начало которой может совпа-
дать с пунктом управления либо находиться в заранее выбранной точке.
Наряду с формирователем параметров рассогласования в состав ИВС
входят автоматическое устройство формирования команд (УФК) Ку
и КРУ.

В полуавтоматической ИВС, структурная схема которой показана
на рис. 18.3, в работе измерительно-вычислительной подсистемы участ-
вует оператор, способствующий процессу измерения параметров хц-Хпу
цели, перемещающейся относительно пункта управления. Оцененное
значение параметра рассогласования Дд формируется в вычислителе и
подается далее на УФК, а затем - в КРУ.

Рис. 18.3

В неавтоматической ИВС измеренное значение параметра рассо-
гласования ДНА вырабатывает сам оператор, наблюдая с помощью ви-
зирного устройства за положением цели и ракеты. УФК, выполненное
на основе датчика команд, и КРУ обеспечивают передачу ДНА на борт
наводимой ракеты. Структурная схема неавтоматической ИВС получа-
ется из схемы, приведённой на рис. 18.3, если из нее исключить вычис-
литель и линии, соединяющие измерительно-вычислительную подсис-
тему с УФК, и ввести линию, показанную на рис. 18.3 пунктиром.
При командном радиоуправлении ракетами второго вида измери-
тель параметров хц-хр относительного движения цели находится на ра-
кете. Результаты измерений транслируются посредством системы пере-
дачи данных на пункт управления, где оператор, наблюдая за положе-
нием цели по экрану индикатора, оценивает параметр рассогласования.
Структурная схема рассмотренной ИВС приведена на рис. 18.4.

Рис. 18.4

Здесь, как и ранее, символами Ку и К обозначены команды управ-
ления на входе и выходе КРУ.

18.2.	ЧУВСТВИТЕЛЬНОСТЬ ИВС РАКЕТЫ
«ВОЗДУХ-ПОВЕРХНОСТЬ» К ТОЧНОСТИ ИЗМЕРИТЕЛЕЙ
ПРИ ИСПОЛЬЗОВАНИИ ТРАДИЦИОННОГО
ТРЕХТОЧЕЧНОГО МЕТОДА НАВЕДЕНИЯ

Чувствительность к точности измерений ИВС ракеты «в-п» бу-
дем оценивать по методике, изложенной в §8.5 [46]. При этом в качестве
показателей чувствительности целесообразно использовать величину
установившейся ошибки (8.13) формирования параметра рассогласова-
ния, а также математическое ожидание (8.11) и дисперсию (8.12) флук-
туационной составляющей абсолютной ошибки (8.5) [46]. В дальней-
шем будем полагать, что выполняются следующие условия:

наведение ракеты на наземную цель осуществляется по закону
(17.10), в котором фазовые координаты являются детерминированными
функциями времени;

измерители углов ецв и ерв и экстраполятор ДпР имеют как дина-
мические, так и флуктуационные погрешности, причем последние пред-
ставляют собой центрированные гауссовские процессы;

каналы наведения ракеты в горизонтальной и вертикальной плос-
костях независимы и не влияют друг на друга.

Последнее допущение позволяет ограничиться рассмотрением алго-
ритма траекторного управления только в одной, например, вертикальной
плоскости. С учетом (17.10) и используемых оценок трехточечный метод
наведения ракеты может быть представлен в виде соотношения

=Дпр(ёцВ-ёрВ)-	(18-1)
Сопоставляя (18.1) и (8.4) [46], получим х^Д^, х2=ёцв,
х3 = ёрв. Учитывая эти обозначения в (8.8) и (8.9) [46], приходим к
соотношению

Адв — (Ецв “Ерв^Дпр + Дпр(^Ецв “ АБрв) ’

в котором: дДпр = Др - Дпр, децв = ецв -ёцв и дерв = ерв -ёрв - ошиб-
ки оценивания.

При детерминированном законе изменения Дпр, 8ЦВ и 8рв имеет ме-
сто динамическая ошибка (8.13) формирования параметра рассогласо-
вания:

Адвду — (Ецв — Ерв)АДпрду + Дпр(АЕцВДу — АЕрВДу ) •	(18.2)

Необходимо подчеркнуть, что выражение (18.2) является нестро-
гим, так как весовой коэффициент Дпр при угловых ошибках является
функцией времени. Поэтому это соотношение, анализируемое на основе
метода замороженных коэффициентов, является справедливым лишь
для каждого отдельного момента времени.

В связи с тем, что математические ожидания ошибок измерений
равны нулю, можно утверждать, что математическое ожидание тДв
случайной ошибки ЛДвф формирования параметра рассогласования так-
же равно нулю. При независимых ошибках измерений (оценок) ЛДпр,
Лецв и Л8рв дисперсия DAb ошибки (8.9), определяемая на основе (8.12),
может быть рассчитана по формуле

1-)дВ = (ёцв — ёрВ) ^дпр + Дпр(ОБЦВ + DEpB),	(18.3)

где Вдпр, DeUB, DEpB - дисперсии ошибок оценивания дальности до ракеты
и углов визирования цели и ракеты.

Анализируя соотношения (18.2) и (18.3), можно прийти к сле-
дующим заключениям.

Ошибка формирования параметра рассогласования в ИВС ракеты
при ее наведении по методу накрытия (17.10) зависит от точности изме-
рителей, входящих в ее состав, и условий применения, определяемых
конкретными значениями Дпр . При этом в процессе наведения, по мере
увеличения Дпр, возрастает влияние ошибок измерения (оценивания)
угловых координат.
Если в соотношения (18.2) и (18.3) подставить значения всех фа-
зовых координат в реальных диапазонах их изменения, то окажется, что
ошибки оценивания углов влияют на порядок сильнее, чем ошибки
экстраполяции ДДпр. Это подтверждает целесообразность применения
существенно более простого способа оценивания дальности Др с помо-
щью программного экстраполятора, а не специального измерителя
дальности. Отметим, что особенно сильно угломеры влияют на флук-
туационную составляющую ошибки АДвф.

Следует также отметить, что все выводы, полученные для верти-
кального (продольного) канала управления, будут справедливы и для
горизонтального (бокового) канала.

18.3.	ЧУВСТВИТЕЛЬНОСТЬ ИВС РАКЕТЫ
«ВОЗДУХ-ПОВЕРХНОСТЬ» К ТОЧНОСТИ ИЗМЕРИТЕЛЕЙ
ПРИ ОПТИМАЛЬНОМ ТРЕХТОЧЕЧНОМ НАВЕДЕНИИ

Как и в §18.2 чувствительность ИВС ракеты «в-п» с СКРУ к точ-
ности измерителей будет оцениваться по методике, изложенной в §8.5
[46]. При этом будет считаться, что выполняются следующие условия:

управление ракетой и ПУ осуществляется по закону (17.18) и
(17.19), оптимальному по минимуму функционала (17.16);

законы изменения углов Ещ, и €рв визирования цели и ракеты и их
производных Шцв и шрв, а также дальностей Дц и Др до цели и ракеты
являются детерминированными;

угловые координаты цели и ракеты оцениваются угломером
БРЛС, дальность до цели - дальномером БРЛС, а дальность до ракеты -
с помощью активного ответчика;

все используемые измерители имеют как динамические, так и
флуктуационные погрешности;

флуктуационные погрешности измерителей представляют собой
независимые центрированные гауссовские процессы с известными дис-
персиями;

каналы управления ПУ и ракетой в различных плоскостях неза-
висимы и не влияют друг на друга.

Последнее утверждение дает возможность проводить анализ
только для одного канала, например, вертикального. Принимая во вни-
мание (17.9) и (17.12), преобразуем (17.18) и (17.19) к виду:

Арв

Яи +
I?11

" . (*Aib ®\>в) jpB»
Ц)к11

2—1878
(Дц Apbl ! (Дц Др)ч32
Дц^22 ДцДр^22

£рв)

(Дц -ДрЬзз
ДцДр^22

(®Цв

®рв / jnyB ’

более удобному для дальнейшего анализа. Сопоставляя полученные
соотношения с (8.4) [46] можно прийти к заключению, что Х1=ёцВ,

Х2=ёрв> х3=шцв, Х4=шрв, x5=jpB, Хб=Дц, х7=Др, x8=jnyB. Тогда на

основании (8.8) и (8.9) можно получить

Дд = Яи + —Яз2_ (де _д8 V Я33—(дт -До )-
Дрв . тт ь \ ЦВ °рв/ * . у-^цв 1->'"рв/
kKll Дрк11)	ДрК11

Д)рв

-ЙМёив -ёрв)+-йт-(® цв рв) ДД|
ДРкп	Дркн

А Дпув

Д1Л22

Ац ~ ЛАр /432

ДцДрк22

(18.4)

р ’

х(децв -Дерв)~ Г > р*33 (д<Вцв -дюрв)-
ДцДрК22

Д рЧз!

Д«к22

J32 fe

Л2 к '

ДцК22 )

цв ЕрвГ"	®РВ

Д цК22

931 ..+_Я32_ fc _g V Чзз _й
и к л2 к Гцв рв' л2 к ' цв рв
ДцК22 Др^22у	ДрК22

1пув> <18.5)

где ДЕцВ ЕцВ Ецв> ^рв Ерв Ерв» ^$цв ®цв ®цв» ^^рв ®рв ®рв»
ДЦц-Д1""Дц> ДЦр-Др-Др, Д)рв “ jpe “Зрв» А)пув-Зпув—Jnye — соответ-
ственно ошибки измерения (оценивания) углов визирования цели и
ракеты, их производных, дальностей до цели и ракеты и вертикальных
ускорений ракеты и ПУ.

При детерминированном характере изменения используемых фа-
зовых координат, опираясь на метод «замороженных» коэффициентов,
можно получить выражения для установившихся значений динамиче-
ских ошибок. Эти формулы получаются из (18.4) и (18.5) путем замены
в них мгновенных ошибок AeM, Аерв, Асоцв, Дсорв и ДДЦ, ДДр, AjpB,
Ainyn на их установившиеся значения Де^д ,, Дервду, Лсоцвду, Ашрвду и
АДцДу , АДрду , Ajp|wy , Л^вду .

Анализ (18.4) и (18.5) дает возможность сделать следующие за-
ключения.

Чувствительность ИВС ракеты «в-п» к точности измерителей при
оптимальном трехточечном наведении на наземную цель зависит не
только от ошибок оценивания используемых фазовых координат, но и
от требований к точности и экономичности, предъявляемых к СКРУ, и
условий ее применения, обусловливающих значения Дц, Др и ецв,
Ерв > ®ЦВ > Юрв •

Чем выше требования к экономичности процесса управления, оп-
ределяемые в (17.18) и (17.19) значениями коэффициентов штрафов кц
и к22, тем менее чувствительна ИВС к ошибкам оценивания Аецв , Аерв,
Асоцв, Асорв и АДЦ, АДр. Высокоточные системы наведения, характе-
ризуемые большими значениями коэффициентов q3b q32 и q33, более
чувствительны к точности оценивания фазовых координат.

В (18.4) и (18.5) можно выделить три группы ошибок:

Ад рв ~ Ад рвА + Ад рвд + Ад рВу ,

Адпув Адпувд + АдПувд + АдПуву ,

обусловленных влиянием различных типов измерителей. Первая из них

Адрвд — — AjpB, АдПувд — — AjnyB	(18.6)

определяется автономными датчиками (акселерометрами). Вторая -
АдпувД

Чз.Др
ДГ

7^—[(ЙРЧ31 +Чз2кв -Брв)+Чзз(®цв -®рв)&
ДвК22	Дц

(18.8)

зависит от точности дальномерного канала. Третья группа:

Адрву =-Д— [(д рЧз 1 +Чзг)(Аецв -Дёрв^ч33(дацв -Дшрв)]; (18.9)
Д ркн

Адпуву=[(дрЧз 1 + ЧзгКв-ёрв)+Чзз(ай>цв-Adj (18.10)
Др Дцк22

обусловлена ошибками угломерного канала БРЛС. При этом необходи-
мо отметить, что ошибки (18.6) остаются неизменными в течении всего
времени наведения, в то время как составляющие (18.7), (18.8) и (18.9),
(18.10) существенно зависят от условий применения. Ошибки (18.7) и
(18.8), обусловленные дальномерным каналом, при изменении Др и Дц
ведут себя по-разному. В то время как ДДрвд уменьшается по мере увели-
чения времени наведения (увеличения Др), Ддцувд изменяется сложным
образом по мере приближения ПУ к цели. Ошибка (18.9) уменьшается
по мере увеличения Др, стремясь к величине:

Адрву =Т^"(^цв -АЕрв)-
кп

Ошибка (18.10) по мере приближения ракеты к цели стремится к
нулю.

Следует отметить, что при использовании одного угломера для
оценивания углов визирования €цв, €рв и угловых скоростей сОцв, сорв в
общем случае не удается обеспечить равенства Д€цв=Д€рв и Дсоцв=Дсорв
ошибок оценивания из-за разного характера изменения положения ли-
нии визирования малоподвижной наземной цели и движущейся с высо-
кой скоростью ракеты.

Поскольку флуктуационные составляющие погрешностей изме-
рителей представляют собой центрированные процессы, то математиче-
ские ожидания флуктуационных компонент ошибок (18.4) и (18.5) будут
равны нулю. Дисперсии ВДрв и ВДпув этих компонент могут быть вычис-
36
лены по формуле (8.12). Ввиду громоздкости выражений формулы для
дисперсий не приводятся. Предельно возможные ошибки формирования
параметров рассогласования можно рассчитать по формуле (8.14) [46].

В заключение отметим, что все выводы, полученные в процессе
оценки чувствительности вертикального канала ИВС, имеют смысл и
для горизонтального канала.

18.4.	ЧУВСТВИТЕЛЬНОСТЬ ИВС

К ТОЧНОСТИ ИЗМЕРИТЕЛЕЙ ПРИ КОМАНДНОМ
РАДИОУПРАВЛЕНИИ САМОЛЁТАМИ

При оценке чувствительности ИВС, используемой при команд-
ном радиоуправлении самолетами, применим методику, рассмотренную
в §8.5 [46]. Будем также считать, что измерители, входящие в состав
ИВС, имеют лишь динамические и флуктуационные погрешности, при-
чем последние являются центрированными гауссовскими шумами. Чув-
ствительность ИВС к точности измерителей рассмотрим на примере
формирования параметра рассогласования по курсу для метода перехва-
та. Аналогичный подход будет справедлив и для других каналов управ-
ления самолетами, а также для каналов целеуказания БРЛС по угловым
координатам и дальности. При оценке чувствительности для большей
наглядности воспользуемся динамическими структурными схемами
наземной и бортовой измерительно-вычислительных подсистем, обра-
зующих в совокупности формирователь параметра рассогласования.
Такие схемы получаются на основе уравнений, определяющих требуе-
мый курс фт при заданном методе наведения, а также формул, по кото-
рым рассчитываются прямоугольные координаты хц, zu, Zc, курс цели
фц и параметр рассогласования Аф при ручном управлении, либо АГД|Л
при директорном и автоматическом управлении самолетом. Кроме того,
в этих схемах учитываются передаточные функции измерителей Дц, <рц,
Дс, фс и ф. Обобщенная динамическая схема формирователя параметра
рассогласования Аф совместно с КРУ показана на рис. 18.5, где переда-
точные функции Фдц(р), Ффц(р), Фдс(р), Ффс(р), Фф(р) характеризуют
динамические свойства измерителей Дц, <рц, Дс, фс и ф. На выходах этих
измерителей образуются измеренные (оцененные) значения дальности
Дц до цели, азимута фц цели, дальности Дс до самолета, его азимута
Фс, измеряемые относительно пункта управления, и курса ф . Вычис-
лителем требуемого курса фт формируется его оценочное значение фт .
При получении структурной схемы предполагалось, что КРУ имеет
передаточную функцию, равную единице, и вносит лишь дополнитель-
ную ошибку Дц/К в оценку фт угла ц/т. Вычитающим устройством на борту
самолета образуется значение Дц/ параметра рассогласования Дц/.

Если применяется директорное или автоматическое управление
самолетом, то динамическая структурная схема на рис. 18.5 формирова-
теля параметра рассогласования дополняется схемой, отображающей
процесс преобразования параметра рассогласования Дц/ в требуемое
значение ут угла крена и формирования параметра рассогласования Дгдл
(п. 7.3.3). Из рис. 18.5 следует, что ошибка ДДч, определения Дц/ равна:

Ддч» =АЧ'т + АЧ'к“Дфу-	(18.11)

Здесь Дц/Т и Дц/ц, - ошибки формирования требуемого ц/т и фактического
курсов самолета, а Дц/К - ошибка, вносимая КРУ. Параметр ц/т является
нелинейной функцией измеряемых параметров движения цели и наво-
димого на нее самолета, поскольку наземная измерительно-вычис-
лительная подсистема чаще всего представляет собой нелинейный пре-
образователь Дц, фц, Дс и фс В связи с этим при нахождении Дц/Т прихо-
дится прибегать к линеаризации уравнений, связывающих Дц/Т с изме-
ряемыми координатами Дц, фц, Дс и фс. На основании формул (8.6)-(8.9)
и (18.11) можно получить соотношение

Ддч'=71Дфц-+Т2Дфс+ГзДч/ц+Г4ДДц+Г5ЛДс+УбД^^ц+у7Д’'^с+Дч/к-Дм/ч<»

(18.12)

в котором у, (i = 1,7 ) - коэффициенты чувствительности. Анализ (18.12)
в реальном диапазоне всех дальностей, скоростей и углов, проведенный
с учетом достаточно громоздких выражений для уь позволяет прийти к
следующим заключениям.

Рис. 18.5
Ошибка Ддц, зависит не только от погрешностей измерителей, но
и от условий применения, определяемых значениями всех дальностей,
скоростей и углов. При этом наименьшее значение (18.12) обеспечива-
ется при наведении истребителя строго на встречном или догонном
курсах, когда фс=фц.

Наибольший вклад в ошибку ДДч/ вносят измерители углов фц, фс
и фц, причем роль этих ошибок возрастает по мере приближения истре-
бителя к цели. В связи с этим при вычислении (18.12) слагаемые, опре-
деляющие ошибки оценивания дальностей и скоростей, можно не учи-
тывать.

Поскольку инерционность КРУ существенно меньше инерцион-
ности радиолокационных измерителей, в которых должна выполняться
процедура идентификации результатов измерений, то при расчете уста-
новившихся динамических ошибок ДДч/ду ошибки КРУ можно не учиты-
вать. Тогда

Ддц/ДУ®У1 Афцду"Ьу2Дфсду"РузД\|/цду Дффду,	(18.13)

где Дфцду, Дфсду, Афоду и Дфц/ду - установившиеся динамические ошибки
соответствующих измерителей. Следует отметить, что при расчете
(18.13) необходимо использовать «замороженные» значения у,.

Основными источниками флуктуационных ошибок в измери-
тельно-вычислительной подсистеме СКРУ самолетами при отсутствии
радиопомех являются амплитудные и угловые флуктуации сигналов,
обрабатываемых измерителями фц и фс. При этом амплитудные флук-
туации нужно учитывать лишь при использовании угломерных уст-
ройств немоноимпульсного типа, а угловые флуктуации эффективны
лишь при малых расстояниях между пунктом управления и целью,
пунктом управления и своим самолетом. При командном радиоуправле-
нии самолетами по курсу помеховые сигналы искажают фт. Кроме
того, возможна флуктуационная ошибка ДфКф командной радиолинии
управления. Обычно математические ожидания всех ошибок измерений
равны нулю. Поэтому математическое ожидание ошибки ДДч/ (18.12)
также равно нулю.

Поскольку флуктуационные ошибки измерений, возникающие в
разных по принципам работы измерителях и порождаемые различными
по своей природе помеховыми воздействиями, независимы, то на осно-
вании (18.12) и (8.12) можно получить

Одц/^у? Офц+у^Офс+УзО^щ+Оцлс+Оц,.	(18.14)
Здесь: DAq/ - дисперсия флуктуационной ошибки формирования пара-
метра рассогласования; ПфЦ, D^, Dw, и Dv - дисперсии измерений
(оценивания) азимутов цели и истребителя, курсового угла цели, флук-
туационных ошибок КРУ и измерителя курса, a Yi (i = 1,3 ) вычисляются
с учетом «замороженности» всех дальностей, скоростей и углов. Необ-
ходимо отметить, что вклад Dv в (18.14) весьма незначителен, поэтому
им можно пренебречь. Кроме того, при отсутствии преднамеренных
помех можно не учитывать и влияние КРУ.

Динамические и флуктуационные ошибки формирования пара-
метров рассогласования при иных методах наведения самолетов и, со-
ответственно, другом составе измерителей ИВС, могут быть рассчитаны
аналогичным образом.

18.5.	ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ И ОСОБЕННОСТИ
ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ФОРМИРОВАТЕЛЕЙ
ПАРАМЕТРОВ РАССОГЛАСОВАНИЯ

18.5.1.	Принципы построения и особенности
ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ФОРМИРОВАТЕЛЕЙ ПАРАМЕТРОВ
РАССОГЛАСОВАНИЯ СКРУ САМОЛЁТАМИ

Построение формирователя параметра рассогласования каналов
траекторного управления самолетом и тягой его двигателя основывается
на использовании пространственно разнесенных наземной (или разме-
щенной на самолете дальнего радиолокационного обнаружения
(ДРЛО)) и бортовой измерительно-вычислительных подсистем. В даль-
нейшем будем вести изложение для наиболее сложного вида СКРУ,
используемых при дальнем наведении истребителей.

Применительно к таким системам возможны два способа боевых
действий истребителей: полуавтономные действия и командное управ-
ление с пункта наведения. Под полуавтономными действиями, которым
в формирователе параметров рассогласования соответствует режим
«бортового наведения», будем понимать такие действия истребителя,
когда задача наведения решается его бортовым вычислителем по дан-
ным о воздушной обстановке, поступающим от наземной информаци-
онно-вычислительной подсистемы. Командное управление (режим ра-
боты формирователя параметров рассогласования - «командное наведе-
ние») предполагает движение истребителя в соответствии с передавае-
мыми ему командами наведения вплоть до момента захвата атакуемой
цели собственной БРЛС.

Рассмотрим функционирование формирователя параметров рас-
согласования в наиболее сложном из-за многообразия решаемых задач
режиме командного наведения. В этом режиме наземная информацион-
но-вычислительная подсистема формирует сигналы требуемых значе-
ний курса \|/т, высоты Нт и скорости VCT, а бортовая измерительно-
вычислительная подсистема вырабатывает сигналы, характеризующие
фактическое значение тех же параметров движения истребителя, и про-
изводит сравнение соответствующих требуемых и фактических пара-
метров его движения. Структурная схема размещаемой на ПН наземной
измерительно-вычислительной подсистемы, обеспечивающей получе-
ние сигналов ц/т, Нт и VCT, показана на рис. 18.6.

к шифратору КРУ

Рис. 18.6

На практике задачи управления разбивают на два этапа: этап це-
лераспределения и этап запланированных воздействий. На этапе целе-
распределения на КП формируются параметры управления и задаются
некоторые параметры планируемых воздействий (режим полета, рубеж
перехвата, метод наведения, полусфера атаки и т.п.). На втором этапе
для каждого распределенного наряда истребителей формирователем
параметров рассогласования решается задача наведения в постановке
один истребитель на одну цель.

Необходимая для выполнения боевой задачи вторичная и третич-
ная информация о воздушной обстановке поступает с КП на ПН по
каналам связи. Иногда ПН может совмещаться с радиолокационным
постом, в состав которого должны входить РЛС различного диапазона
волн, радиолокационные высотомеры, радиопеленгаторы постановщи-
ков активных помех, радиолокационные запросчики системы государ-
ственного опознавания, аппаратура активного запроса и ответа. В этом
случае первичная радиолокационная информация подается через систе-
му передачи данных в вычислительную систему (ВС) ПН, где выполня-
ется вторичная обработка, а также на устройства отображения. В данной
ситуации, которая является основной для ПН, располагаемого на само-
лете ДРЛО, и частной для наземного ПН, наблюдение за воздушной
обстановкой осуществляют входящие вместе с операторами наведения
(офицерами боевого управления) в боевой расчет операторы сопровож-
дения, в задачу которых входят первичный ввод информации в ВС и
последующая коррекция координат воздушных объектов.

Первичная радиолокационная информация выводится на экраны ин-
дикаторов устройств отображения в виде яркостных отметок, а вторичная
радиолокационная информация может представляться в виде координат-
ных точек, знаков и формуляров. Формуляр (небольшой знакоцифровой
текст) размещается на экране индикатора в точке, координаты которой
определяют положение объекта. Сопровождение воздушных объектов на
основе первичной радиолокационной информации осуществляется в ВС с
помощью алгоритмов вторичной обработки при различной степени участия
в этом процессе операторов сопровождения. При простой помеховой об-
становке захват, автосопровождение и сброс трассы воздушного объекта
происходят автоматически по алгоритмам, аналогичным тем, которые были
рассмотрены в 14 главе. В сложной помеховой обстановке, когда резко
повышается вероятность автозахвата ложной трассы, целесообразен ручной
захват цели оператором сопровождения. В последующем эта цель переда-
ется на автосопровождение в ВС. При этом оператор может вводить необ-
ходимые поправки в случае, когда рассогласование между координатами
отметки цели и их экстраполированными значениями превышает допусти-
мую величину (п. 14.3.1).

После обнаружения цели и взятия ее на автосопровождение в ВС
на экране индикатора высвечивается ее формуляр, затем производится
опознавание её государственной принадлежности, которое осуществля-
ется либо автоматически для любой захваченной цели, либо по выбору
оператора. При этом в ВС формируется заявка на определение государ-
ственной принадлежности, поступающая на радиолокационный запро-
счик системы госопознавания. Сопровождение своих воздушных объек-
тов может вестись не только на основе отраженных сигналов РЛС, но и
по данным аппаратуры активного запроса и ответа. Для своих целей
может также выдаваться заявка на определение индивидуального номе-
ра воздушного объекта.

Важнейшим компонентом ВС является база данных, содержимое
которой в ходе боевых действий непрерывно обновляется за счет ин-
формации, поступающей по каналам связи, и благодаря действиям опе-
раторов по ее редактированию. В базе данных создается специфическая
концептуальная схема оперативно-тактической обстановки и процессов
управления. Это позволяет выводить на экраны индикаторов устройств
отображения информацию, необходимую лицам боевого расчета, кото-
рые могут пользоваться двумя типами индикаторов. Один из них, яв-
42
ляющийся основным, предназначен для совместного отображения пер-
вичной и вторичной радиолокационной информации, наземной обста-
новки, а также результатов решения тактических задач (рубежей пере-
хвата воздушных целей, расчетных траекторий истребителей). Второй
(вспомогательный) индикатор обеспечивает отображение поставленных
боевых задач, боевых донесений и справочных данных (параметров
траектории наведения, характеристик аэродромов, радиоданных для
истребителя, астрономического времени и т.п.), вызываемых с помощью
клавиатуры пультовой аппаратуры рабочего места оператора. Для де-
тального анализа воздушной обстановки лица боевого расчета имеют
возможность управлять составом отображаемой информации, повора-
чивать и перемещать в случае необходимости по экрану индикатора
отдельные объекты и всё изображение в целом, формировать на экране
«окна», через которые воспринимаются отдельные фрагменты тактиче-
ской обстановки. Указанные выше возможности обусловлены наличием
программных и аппаратных средств, образующих графическую инте-
рактивную диалоговую систему, взаимодействуя с которой боевой рас-
чет решает поставленные перед ним задачи. Последние формируются на
КП в результате выполнения этапа целераспределения.

После получения с КП задач старший расчета распределяет их
между операторами наведения. Для решения задачи наведения конкрет-
ного истребителя на заданную воздушную цель оператор наведения
должен ввести в ВС следующую информацию: координаты и параметры
полета цели; координаты истребителя и его характеристики, номера
аэродромов взлета и посадки; некоторые параметры перехвата, которые
могут и не вводиться, а ВС сама выберет в результате расчетов.

На основе исходных данных ВС производит разовое решение за-
дачи наведения для того, чтобы определить возможность перехвата.
Если в результате расчетов перехват оказывается возможным, то ВС
продолжает решение задачи наведения, но уже с учетом текущих коор-
динат цели и истребителя. При этом определяются вид траектории по-
лета истребителя в горизонтальной и вертикальной плоскостях, направ-
ление и углы разворотов, курс полета, высота, положение точек вклю-
чения форсажа и начала вертикального маневра. Кроме того, формиру-
ются и выдаются в КРУ вычисленные значения фт, Нт и VCT , а соот-
ветствующая информация высвечивается на индикаторах.

В процессе наведения оператор оценивает расчетную траекторию
полета истребителя, при необходимости обхода опасных зон вводит
координаты точек обхода, сообщает летчику исходные радиоданные для
КРУ и совместно с ним проверяет ее работу. Далее непосредственно в
процессе наведения он контролирует точность выдерживания истреби-
телем заданной траектории наведения в горизонтальной и вертикальной
плоскостях, выявляет конфликтные ситуации в целях обеспечения безо-
пасности полетов, периодически запрашивает летчика и вводит в базу
данных ВС информацию о текущем запасе топлива, принимает доклад
летчика о переходе в режим бортового наведения при длительном от-
сутствии команд наведения. В случае необходимости в процессе сбли-
жения истребителя и цели оператор наведения может изменять режим
полета, направление атаки, метод наведения.

Структурная схема бортовой измерительно-вычислительной под-
системы применительно к формированию сигналов А\|/, АН и AV изо-
бражена на рис. 18.7. Эта подсистема содержит измеритель курса у,
датчик воздушной скорости (ДВС), датчики высоты (ДВ) (обычно баро-

параметры
движения
самолета

Рис. 18.7

метрический и радиотехнический), бортовой вычислитель и индикатор.
Измеритель ц/, ДВС и ДВ вырабатывают измеренные значения ф, Н и
Vc, а бортовой вычислитель - значения Аф, АН и AV параметров
рассогласования. Выходные сигналы вычислителя, реализующего зави-
симости (17.1) и (17.2), подаются при ручном управлении самолетом на
индикатор. Если осуществляется директорное или автоматическое
управление, то Аф и АН поступают в систему автоматического управ-
ления (САУ).

18.5.2.	Принципы построения и особенности
ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ФОРМИРОВАТЕЛЕЙ ПАРАМЕТРОВ
РАССОГЛАСОВАНИЯ СКРУ РАКЕТАМИ

Двум видам систем командного радиоуправления ракетами соответ-
ствует несколько разновидностей формирователей параметров рассогласо-
вания. Структурная схема формирователя параметра рассогласования для
систем командного радиоуправления первого вида при автоматическом и
неавтоматическом управлении представлена на рис. 18.8.
Рис. 18.8

При автоматическом определении параметра рассогласования
используются визирное устройство и вычислитель. Визирное устройст-
во образуют автоматические измерители координат и параметров дви-
жения цели и ракеты, которые могут быть выполнены либо в виде двух
отдельных измерителей, либо в виде одного измерителя (например,
РЛС), способного сопровождать несколько объектов одновременно.
Задачи, решаемые вычислителем, и измеряемые параметры определя-
ются методом наведения ракеты. Применительно к наведению в верти-
кальной плоскости по методу совмещения измеряются углы визирова-
ния ецв и ерв цели и ракеты соответственно, а вычислитель функциони-
рует согласно алгоритму (17.10).

При неавтоматическом управлении параметр рассогласования
вырабатывается оператором, наблюдающим по экрану индикатора за
взаимным положением цели и ракеты. Изображение на индикаторе
формируется по данным, поступающим с визирного устройства, в каче-
стве которого, как правило, используется какое-либо оптико-электрон-
ное устройство.

Возможны также варианты полуавтоматического управления, ко-
гда координаты ракеты определяются автоматически измерителем па-
раметров движения ракеты, что особенно удобно при установке на раке-
те радиолокационного или инфракрасного ответчика, а оценка ко-
ординат цели возлагается на оператора. В подобной ситуации оператор,
непрерывно отслеживая положение цели по отметке на экране индика-
тора с помощью механизма управления перекрестием, может вводить
данные о координатах цели в вычислитель, при этом структурная схема
полуавтоматического формирователя параметров рассогласования при-
нимает вид, показанный на рис. 18.9. Иногда для обеспечения процеду-
ры отслеживания используется так называемое программно-коррек-
тируемое слежение за целью, суть которого состоит в следующем. На осно-
ве измерения параметров собственного движения пункта управления в
измерителе параметров движения цели вырабатываются расчетные коор-
динаты цели, отображаемые на экране индикатора в виде перекрестия.
Первичное наложение перекрестия на отметку цели и эпизодическая кор-
рекция в дальнейшем при расхождении отметки цели и перекрестия, обу-
словленном возможным движением цели и ошибками, возникающими при
измерении параметров собственного движения пункта управления, выпол-
няет оператор, действия которого на измеритель параметра движения цели
отображены на рис. 18.9 пунктирной линией. Скорректированные операто-
ром значения координат с измерителя параметров движения цели подаются
в вычислитель, где они используются совместно с измеренными значения-
ми координат ракеты для формирования параметров рассогласования.

Рис. 18.9

Иногда при действии по наземным целям (РЛС, танкам, бронетранс-
портерам и т.п.) в системах командного радиоуправления первого вида
измерители параметров движения целей и ракет целесообразно размещать
на объектах воздушного базирования (самолетах-разведчиках и т.п.), что
позволяет создавать многопозиционные измерители. В данном случае фор-
мирователь параметров рассогласования, структурная схема которого пока-
зана на рис. 18.10, состоит из двух частей: воздушной и наземной. Так,
система радиоуправления, входящая в состав предназначенного для унич-
тожения наземных РЛС разведывательно-ударного комплекса, предполага-
ет использование трехпозиционных измерителей параметров движения
цели и ракеты [68]. Необходимость трех воздушных позиций для ведения
измерений объясняется тем, что на каждой воздушной позиции могут быть
зафиксированы лишь моменты поступления импульсного радиосигнала,
излучаемого наземной РЛС.
Параметры
движения
цели
относительно

измерителей
воздушного
базирования

Параметры
движения
ракеты
относительно

измерителей
воздушного
базирования

Рис. 18.10

С помощью системы передачи данных соответствующие пара-
метры передаются на наземный пункт управления, где по разности вре-
мени прихода импульсных сигналов на три воздушные позиции и по
известным координатам этих позиций вычислительная система рассчи-
тывает местоположение цели. Координаты объектов воздушного бази-
рования определяются измерителями, принципы построения которых
изучаются в технике радионавигации.

Координаты ракеты также находятся с помощью измерителей
многопозиционной системы воздушного базирования. Так, например,
методом активного запроса и ответа измеряются значения дальностей
между ракетой и каждой воздушной позицией в отдельности. На основе
знания трех дальностей и координат трех воздушных позиций на назем-
ном пункте управления вычислительной системой определяются коор-
динаты ракеты.

Следует отметить, что алгоритмы функционирования данной сис-
темы командного радиоуправления и рассмотренной выше системы
командного радиоуправления самолетами во многом сходны. Так же как
и при управлении самолетами здесь стоят задачи целераспределения и
непосредственного наведения конкретной ракеты на выбранную цель.
Поэтому для наведения ракет могут быть использованы и некоторые
методы наведения самолетов на воздушные и наземные цели, в частно-
сти, метод прямого наведения. Наряду с многопозиционными измери-
тельными устройствами воздушного базирования возможно использо-
вание и однопозиционного устройства на базе РЛС с синтезированной
апертурой.

Структурная схема формирователя параметров рассогласования
для системы командного радиоуправления второго вида изображена на
рис. 18.11. Здесь преобразователь - это чувствительный элемент (на-
пример, телевизионная передающая камера или приемопередатчик РЛС
с антенной) и развертывающая система, размещаемые в головной части
Рис. 18.11

ракеты и осуществляющие обзор пространства по определенной про-
грамме. Кроме преобразователя визирное устройство содержит устрой-
ство формирования сигналов измерительной системы координат (ИСК).
Оси такой, например, прямоугольной системы координат могут совпа-
дать с вертикальной и поперечной строительными осями плоскосим-
метричной ракеты.

Сигналы преобразователя и ИСК подаются в устройство объеди-
нения, где этим сигналам придаются различные качественные признаки,
позволяющие разделить их в приемной установке, размещаемой на
пункте управления и состоящей из приемника, устройства разделения
сигналов ИСК и изображения и индикатора. Устройство объединения,
передатчик, антенны, приемник и устройство разделения образуют сис-
тему передачи данных. Индикатором отображается отметка цели в ко-
ординатах угол азимута - угол наклона и след продольной оси ракеты
на плоскости, при этом обзор пространства визирным устройством и
перемещение электронного луча в индикаторе происходят синхронно и
синфазно. По отметке цели на индикаторе оператор может определить
параметры рассогласования в двух плоскостях.

18.6.	УСТРОЙСТВА ФОРМИРОВАНИЯ КОМАНД

Устройства формирования команд вырабатывают сигналы (ко-
манды), функционально связанные с параметрами рассогласования или
заданными параметрами движения ОУ. Такие команды называются
функциональными. Помимо того, УФК формируют разовые команды,
т.е. команды типа «включить» либо «выключить». Устройства форми-
рования команд делятся на автоматические и полуавтоматические. От-
личие между ними состоит в том, что в работе полуавтоматических
УФК принимает участие человек (оператор), а автоматические УФК
работают без его участия. Конструктивно автоматические УФК обычно
совмещаются с формирователем параметров рассогласования или КРУ.
Полуавтоматические УФК выполняются в виде отдельного блока.
Автоматические УФК выполняют функции либо простого сопря-
жения формирователя параметра рассогласования с КРУ, либо осуще-
ствляют функциональное преобразование этого параметра. Для функ-
ционального преобразования наиболее часто применяют форсирующие,
интегрирующие и интегрофорсирующие звенья. УФК для одного канала
управления строится в соответствии со структурной схемой, изобра-
женной на рис. 18.12.

Рис. 18.12

Здесь команда Ку получается в результате преобразования выходно-
го сигнала А, отображающего параметр рассогласования, устройствами
сопряжения УС1 и УС2, функциональным звеном и усилителем. УС1 и УС2
обеспечивают сопряжение УФК с формирователем параметра рассогласо-
вания и КРУ соответственно.

Для форсирующего УФК

Ку =КууКфз(Тф3 р+1)А,	(18.15)

где Куу - коэффициент передачи устройств сопряжения и усилителя, а кфз и
Тф3 - коэффициент передачи и постоянная времени форсирующего звена.

Соотношение (18.15) показывает, что Ку зависит не только от А,
но и от А, благодаря чему повышается запас устойчивости контура
наведения и обеспечивается более плавный вывод ОУ на траекторию
наведения. Однако применение форсирующего звена приводит одно-
временно к повышению интенсивности шумов, которые сопровождают
полезный сигнал А. Это связано с тем, что вследствие сравнительно
медленного изменения во времени полезного сигнала А и большей
скорости изменения сопровождающих его шумов последние «подчерки-
ваются» за счет дифференцирования. В связи со сказанным форсирую-
щие УФК целесообразно применять лишь в системах с низким уровнем
шумов либо в тех случаях, когда нет иных возможностей обеспечить
устойчивость контура командного радиоуправления.

В интегрирующем УФК команда

К=КууЬн.д,	(18.16)

р
где Кин “ коэффициент передачи интегратора. Интегрирующие УФК
повышают астатизм системы радиоуправления, уменьшают влияние
разбаланса и дрейфа нулей в отдельных её звеньях. Вместе с тем следу-
ет учитывать, что введение дополнительного интегратора в систему с
обратной связью, каковой является система командного радиоуправле-
ния, снижает запас ее устойчивости и даже может сделать ее структурно
неустойчивой. Поэтому использование интегрирующего УФК без ана-
лиза контура командного радиоуправления в целом нельзя считать до-
пустимым.

Интегрофорсирующее УФК вырабатывает команду

Ку =Куу

кфз

(18.17)

Выбором Куу, Кф3, Тфз и кин можно обеспечить устойчивость и тре-
буемую точность функционирования системы радиоуправления. Оцени-
вая интегрофорсирующее УФК в целом, нужно отметить, что оно объе-
диняет все положительные свойства форсирующего и интегрирующего
УФК и снижает недостатки, присущие каждому из них в отдельности.

Полуавтоматическое устройство формирования команд включает
оператора и датчик команд (ДК), преобразующий механические воздей-
ствия оператора в электрические сигналы, удобные для передачи по
КРУ. Входным элементом ДК при формировании им команд управле-
ния боковым и продольным движениями ОУ является ручка, способная
перемещаться в соответствующих направлениях, либо специальная
кнопка - кнюппель. Для получения разовых команд используются кно-
почные механизмы.

Выходные сигналы датчиков, вырабатывающих функциональные
команды, представляют собой напряжения постоянного тока, периоди-
чески следующие импульсы и импульсы, отображающие числовые ко-
ды. Формирование функциональной команды Ку в виде напряжения
постоянного тока осуществляется проще всего потенциометрическим
датчиком дифференциального типа. При этом выходная команда обра-
зуется в виде напряжения

Ку=кдкЛр,	(18.18)

где кдк - коэффициент передачи датчика команд, Ар - угол отклонения
ручки управления. Помимо потенциометрических широко известны
тензометрические датчики команд, в которых тензометрический рези-
стор, включенный в мостовую схему, изменяет свое сопротивление под
действием усилий оператора, прикладываемых к нему через ручку
(кнопку) управления. Применение мостовой схемы позволяет исклю-
чить влияние температуры и внешних механических воздействий на
выходную команду Ку.
Датчики команд, формирующие Ку в виде периодически следую-
щих видеоимпульсов, называются коммутаторными. Принципы по-
строения таких датчиков основаны на времяимпульсной модуляции с
помощью электромеханических либо электронных переключателей.

Датчики, формирующие команды в цифровой форме, представ-
ляют собой преобразователи аналоговых сигналов в цифровые, отобра-
жающие обычно двоичные числа. В настоящее время известно большое
количество преобразователей типа аналог-число, называемых также
аналого-цифровыми преобразователями (АЦП). Для датчика цифровых
команд

Ky = Z2J'l5j(i) = KwAp,	(18.19)

J=1

N

где £2J 8j(i) - двоичное число при N-значном двоичном коде; 8j(i)-
j=i

функция, принимающая значение 1 или 0 в зависимости от того, отли-
чен или равен нулю j-й разряд двоичного числа; Др - отклонение ручки
управления от исходного положения, i - номер интервала квантования
преобразуемого аналогового сигнала.

Следует подчеркнуть, что формула (18.19) справедлива лишь то-
гда, когда кдкДр- целое число.

Чтобы полностью определить математическую модель полуавто-
матического УФК, уравнение датчика команд необходимо дополнить
уравнением, характеризующим действия оператора (летчика или штур-
мана). В символической форме функционирование полуавтоматическо-
го УФК отображается соотношением

Ку=кда\¥л(р)Др,	(18.20)

где Wn(p) - передаточная функция типа (15.11), аппроксимирующая
воздействие оператора на ручку управления датчика команд.
ГЛАВА 19. ОСОБЕННОСТИ ПОСТРОЕНИЯ И
ОСНОВНЫЕ ПОКАЗАТЕЛИ КОМАНДНЫХ
РАДИОЛИНИЙ УПРАВЛЕНИЯ

19.1.	ОСОБЕННОСТИ ПОСТРОЕНИЯ КРУ

Состав командной радиолинии управления иллюстрируется стру-
ктурной схемой, показанной на рис. 19.1.

Рис. 19.1

Функционирование шифратора, называемого часто кодирующим
устройством, в значительной степени определяется количеством и на-
значением передаваемых команд, а также формой их представления. В
системах командного радиоуправления ракетами первого вида, как пра-
вило, передаются аналоговые команды управления, обеспечивающие
отклонение рулей ракеты в двух плоскостях. В подобных системах в
шифраторе обычно осуществляется преобразование напряжения во вре-
менной интервал с формированием импульсного сигнала, отстоящего от
тактовой точки, задаваемой опорным (тактовым) импульсом, на время,
пропорциональное значению команды. Чтобы на приемной стороне
можно было разделить команды разных каналов и обеспечить высокую
помехоустойчивость КРУ из импульсных сигналов образуются им-
пульсные поднесущие колебания, которым придаются специальные
качественные признаки. Чаще всего импульсные поднесущие колебания
представляют собой совокупность нескольких видеоимпульсов с зара-
нее установленными временными интервалами между ними, называе-
мую временным кодом. Выходным сигналом шифратора модулируется
высокочастотный сигнал, вырабатываемый в передатчике.

Приемная установка КРУ содержит приемник, осуществляющий
прием и демодуляцию высокочастотного сигнала, и дешифратор (деко-
дирующее устройство), разделяющий принятые импульсные кодовые
сигналы по разным каналам в соответствии с принципами структурной
селекции и преобразующий временной интервал в выходную команду.
В системах командного радиоуправления ракетами второго вида
возможна одновременная передача аналоговых функциональных ко-
манд, обеспечивающих траекторное управление, и разовых команд,
служащих для изменения вида траектории полета ракеты, включения
тех или иных режимов работы бортовой аппаратуры. В этом случае
осуществляется преобразование входных команд в цифровые двоичные
коды с дальнейшей передачей их по радиоканалу. В шифраторе анало-
говые команды подвергаются дискретизации по времени и аналого-
цифровому преобразованию, то есть производится кодово-импульсная
модуляция (КИМ) с образованием первичных цифровых кодов. Из этих
кодов в шифраторе создается определенным образом организованная во
времени последовательность функциональных и разовых команд, назы-
ваемая набором команд.

В системах командного радиоуправления самолетами входные
команды являются цифровыми. Поэтому одной из основных задач, воз-
лагаемых на шифратор, является организация обмена данными с ЦВМ
для приема входных команд. Так как с пункта наведения одновременно
наводятся несколько самолетов (группа самолетов), то на каждый само-
лет периодически в течение ограниченного промежутка времени пере-
даются различные наборы команд, состав которых изменяется в зависи-
мости от тактической ситуации. В шифраторе формируются непрерыв-
ные или импульсные поднесущие колебания, которые модулируются
первичным цифровым кодом, отображающим функциональные и разо-
вые команды Kyi, Ку2, Куп, где п - общее число передаваемых ко-
манд, входящих в состав набора. Затем каждому символу (например,
единице и нулю) ставится в соответствие поднесущее колебание, удоб-
ное для модуляции СВЧ колебаний передатчика.

Обычно в КРУ с КИМ используется временное разделение кана-
лов, при котором команды передаются в определенной очередности во
времени. Для реализации временного разделения каналов в шифраторе
формируются и вводятся в состав передаваемых команд синхронизи-
рующие сигналы, отображаемые специальными поднесущими колеба-
ниями. Поднесущие колебания поступают в передатчик, излучаемые
сигналы которого могут быть как узкополосными, так и широкополос-
ными. Узкополосные радиосигналы получаются при амплитудной, час-
тотной и фазовой модуляции. Для получения широкополосных (слож-
ных) сигналов в передатчике КРУ используется обычно фазокодовая
манипуляция импульсными поднесущими колебаниями, представляю-
щими собой чаще всего М-последовательности. Наиболее известными
из этих последовательностей являются коды Баркера.

Разделение сигналов синхронизации и сигналов управления в
приемной части КРУ может осуществляться в соответствии с принци-
пами частотной, временной и структурной селекции. Эта задача решает-
ся в дешифраторе (декодирующем устройстве), где, кроме того, произ-
водятся демодуляция и преобразование поднесущих колебаний в вы-
ходные команды, а также отделение полезных сигналов от помех.

Выходные функциональные команды КРУ, используемые для
траекторного управления ракетами, являются часто знакопеременными
напряжениями. Разовые команды с выхода КРУ поступают в аналого-
вую бортовую аппаратуру в виде напряжений постоянного тока и вызы-
вают срабатывание электромеханических и электронных реле. Функ-
циональные команды, предназначенные для управления самолетом,
целеуказания бортовой РЛС и летчику, а также разовые команды с вы-
хода дешифратора подаются в бортовую ЦВМ, БРЛС и систему инди-
кации через цифровую магистраль. Предварительно в выходном уст-
ройстве дешифратора цифровые коды приводятся к стандартной форме
и далее выдаются потребителям.

В условиях ведения радиоэлектронной борьбы КРУ должна обес-
печивать высокую помехоустойчивость. Наряду с использованием ши-
рокополосных сигналов в КРУ может применяться помехоустойчивое
кодирование. В этом случае цифровая последовательность данных, со-
стоящая из совокупности кодовых слов, поступает из шифратора в ко-
дер. В последнем каждое поступившее кодовое слово преобразуется в
новое, более длинное кодовое слово с большей, чем у исходного слова
шифратора, избыточностью. В качестве помехоустойчивых кодовых
слов наиболее часто используются коды Хэмминга, БЧХ, Рида-Соломо-
на, каскадные коды.

Помехоустойчивое кодовое слово после прохождения передаю-
щего и приемного трактов подается в декодер. Так как в радиоканале
возникают различного рода помехи, то символы принятого кодового
слова не всегда совпадают с символами кодового слова кодера. Декодер
использует избыточность передаваемого кодового слова для исправле-
ния ошибок в принятом слове и формирования оценки кодового слова
шифратора. Если все ошибки исправлены, то оценка кодового слова в
дешифраторе совпадает с исходным кодовым словом шифратора. На
рис. 19.1 кодер и декодер изображены пунктирными линиями, показы-
вающими, что они структурно входят в состав шифратора и дешифрато-
ра. В шифраторе кодер стоит перед модулятором поднесущих колеба-
ний, а в дешифраторе декодер располагается сразу же после демодуля-
тора поднесущих колебаний.

Кроме применения сложных корректирующих кодов, исправ-
ляющих пакеты ошибок, возможно использование так называемого
перемежения [14] информационной последовательности цифровых ко-
дов шифратора в сочетании с простыми корректирующими кодами,
исправляющими в основном одиночные ошибки. Для этого осуществля-
ется разнесение ошибок пакета по различным кодам путем переупоря-
дочивания символов с помощью перемежителя, устанавливаемого меж-
ду кодером и модулятором поднесущих колебаний шифратора. Пере-
межитель (именуемый также интерливером) изменяет в соответствии с
определенным правилом, известным на приемной стороне КРУ, порядок
следования поступающей на его вход цифровой последовательности.
Деперемежитель (деинтерливер), находящийся между демодулятором
поднесущих колебаний, формирующим цифровую последовательность
данных, и декодером, производит обратную операцию и восстанавлива-
ет исходную последовательность помехоустойчивых кодовых слов.
Иногда при кодировании передаваемых команд внешними и внутрен-
ними кодами перемежитель располагается между внешними и внутрен-
ними кодерами, а деперемежитель - соответственно между внутренни-
ми и внешними декодерами.

В КРУ возможно применение засекречивания передаваемых ко-
манд, выполняемого по тем же процедурам, что и в технике радиосвязи.

В заключение отметим особенности построения КРУ и систем
командного радиоуправления, появляющиеся при направленном излу-
чении радиосигналов передатчика КРУ. Применение передающей ан-
тенны с узкой диаграммой направленности способствует повышению
помехоустойчивости, скрытности, облегчает решение задачи электро-
магнитной совместимости. Ориентация передающей антенны КРУ в
направлении объекта управления обеспечивается различными способа-
ми. В системах командного радиоуправления ракетами первого вида
передающая антенна КРУ поворачивается с помощью следящего приво-
да по данным, задаваемым визирным устройством, сопровождающим
ракету по угловым координатам на основе приема сигналов, вырабаты-
ваемых ответчиком ракеты. Сигналы запуска ответчика формируются
на ракете из принимаемых радиосигналов КРУ либо из радиосигналов
визирного устройства пункта управления. В системах командного ра-
диоуправления ракетами второго вида слежение за ракетой ведется
пассивным радиопеленгатором, обрабатывающим радиосигналы, излу-
чаемые широкополосной линией передачи данных при трансляции изо-
бражения цели с ракеты на пункт управления.

В системах командного радиоуправления самолетами передаю-
щая антенна КРУ может иметь очень узкую диаграмму направленности,
что существенно затрудняет процесс передачи команд, так как перед его
началом надо убедиться в возможности приема передаваемых команд
наводимым самолетом. С этой целью КРУ сопрягается с системой ак-
тивного запроса-ответа (САЗО) и, в частности, может иметь общую с
ней передающую антенну. Для работы с конкретным самолетом САЗО
получает целеуказание от ЭВМ пункта наведения. При нахождении
самолета в луче диаграммы направленности передающей антенны
САЗО посылает сигнал запроса. В случае приема этого сигнала на борту
самолета ответчик последнего формирует ответный сигнал, который
свидетельствует о возможности приема команд данным самолетом.
Наряду с ответными сигналами по обратному каналу САЗО с самолета
может передаваться различная информация. Принципы построения
бортовой аппаратуры, совмещающей функции приема команд наведе-
ния и активного ответа, будут рассмотрены ниже.

19.2.	ПОКАЗАТЕЛИ КРУ КАК ЗВЕНА СИСТЕМЫ
РАДИОУПРАВЛЕНИЯ

В общем случае командная радиолиния управления в составе
СКРУ обеспечивает передачу с ПУ и воспроизведение на борту ОУ
функциональных и разовых команд. При этом бортовая аппаратура КРУ
должна решать задачи обнаружения радиосигналов при получении

разовых команд и оценки тех параметров радиосигналов, в которых
сосредоточена информация о знаке и величине функциональных
команд. В связи с этим функционирование КРУ может быть оценено
совокупностью характеристик и показателей, используемых в системах
обнаружения радиосигналов и оценивания их информационных
параметров. Необходимо отметить, что при отсутствии преднамеренных
помех в правильно спроектированной многоканальной КРУ отдельные
каналы не влияют друг на друга. Поэтому целесообразно говорить о
показателях эффективности отдельных каналов КРУ.

В упрощенном варианте функционирование каждого i-ro канала
КРУ в процессе передачи функциональных команд может быть описано
линейными уравнениями Ki=f(Kyi), связывающими воспроизведенную
на борту команду К, с переданной командой К^. Это дает возможность
использовать для оценки эффективности КРУ характеристики и показа-
тели линейных систем. К таким характеристикам прежде всего относят-
ся амплитудно-частотные (АЧХ) и амплитудные (АХ) характеристики.

Под АЧХ понимается зависимость модуля комплексного коэффици-

ента передачи W(jco) (передаточной функции W(p)/

p = jo

) от частоты:

Knxi(°>) =|W(j®)| = W(p) р _ j(fl _ j2nf .

Примерный вид АЧХ i-ro канала КРУ при передаче функцио-
нальной команды показан на рис. 19.2. Знание АЧХ (передаточной фу-
нкции) КРУ позволяет определить полосу ее пропускания Afn (постоя-
нную времени) и коэффициенты передачи.
Следует подчеркнуть, что поскольку инерционность КРУ сущест-
венно меньше инерционности других частей СКРУ (например, САУ (СУР),
ОУ), то постоянной времени КРУ, как правило, пренебрегают, считая ее
безынерционным усилитель-
ным звеном с коэффициентом
передачи KnKi. При этом для
неискаженного воспроизведе-
ния команды необходимо,
чтобы в пределах всего спек-
тра передаваемой команды Ку,
выполнялось	условие

Kmd^const.

Под АХ понимают за-
висимость Ki=f(Kyj) в устано-
вившемся режиме. Если КРУ
является аналоговой и пере-
дает биполярные команды, то
АХ для ее канала с номером i
имеет вид, изображенный на
рис. 19.3,а. При цифровых
методах передачи биполяр-
ных функциональных команд
получается АХ, показанная
на рис. 19.3,6. Для аналого-
вых и цифровых КРУ, с по-
мощью которых передаются
униполярные функциональ-
ные команды, АХ представ-

лены на рис. 19.3,в,г соответственно.

Знание АХ дает возможность определить коэффициент передачи к™

Кпм=-^-	(191)

yi Kyi=o

по каждому каналу аналоговой КРУ. Если КРУ цифровая, то Kniti также
определяется формулой (19.1). Однако при этом ступенчатую кривую
(рис. 19.3,б,г) заменяют плавной кривой, проходящей через середины
ступенек. Получаемую таким образом АХ именуют усредненной ампли-
тудной характеристикой.

При сравнительных оценках различных типов КРУ удобнее
иметь дело не с командами, а с коэффициентами команд. Под коэффи-
циентом команды Ки для канала i КРУ понимают отношение
KKi=^-	(19.2)

в установившемся режиме, где KiM - максимальное значение команды Ki.

Если амплитудная характеристика i-ro канала КРУ нечетная, то
К, изменяется обычно от -KiM до +KiM. Поэтому коэффициент команды
может принимать любые (для аналоговых КРУ) или дискретные (для
цифровых КРУ) значения в пределах от -1 до 1. Когда 0<Kyi<KyiM, то KKi
изменяется плавно либо дискретно в диапазоне Понятие коэффи-
циента команды распространяется не только на выходные сигналы КРУ,
но и на сигналы в любых точках схем ее шифратора и дешифратора.

Помимо отмеченных выше, важными показателями КРУ являются:

зона нечувствительности i-ro канала КРУ, т. е. диапазон измене-
ния значений команды Kyi вблизи Ку~0, в пределах которого Kj=const;

дальность действия КРУ;

точность функционирования каждого i-ro канала КРУ;

помехозащищенность, характеризующая способность КРУ обес-
печивать эффективное наведение ОУ в условиях радиопротиводействия.

Командная радиолиния управления, обеспечивающая передачу и
прием пр разовых команд, представляет собой с точки зрения приема
совокупность обнаружителей. Каждый из них должен строиться в соот-
ветствии с теорией оптимального обнаружения сигнала при условии,
что амплитуда, начальная фаза и частота принимаемого сигнала неиз-
вестны в точке приема. В связи с данными обстоятельствами основны-
ми характеристиками КРУ рассматриваемого вида являются:

вероятность ложной тревоги, характеризующая вероятность об-
разования ложной команды и не превышающая обычно КГ4...КГ6 [43];

вероятность правильного приема, соответствующая вероятности
прохождения переданной команды на выход дешифратора КРУ и со-
ставляющая 0,95...0,99 [43].

19.3.	ШИФРАТОРЫ И ДЕШИФРАТОРЫ КРУ
С ФАЗОИМПУЛЬСНОЙ МОДУЛЯЦИЕЙ

19.3.1.	Особенности построения одноканальных КРУ

В шифраторе одноканальной КРУ с фазоимпульсной модуляцией
(ФИМ) величина (модуль) и знак команды Ку отображаются временным
интервалом между опорным и исполнительным временными кодами. Ино-
гда знак команды характеризуется структурой опорного временного кода
(ОК). Выходной сигнал шифратора одноканальной КРУ с ФИМ при усло-
вии, что опорный и исполнительный (ИК) временные коды являются
трехимпульсными, имеет вид, показанный на рис. 19.4.
При изменении Ку переме-
щаются ИК, вследствие чего одно-
временно изменяются интервалы Tj
и Т2, при этом период следования
T=Ti+T2=const. Этот период соот-
ветствует темпу передачи команды
Ку. Величина и знак команды Кш,
формируемой шифратором, опреде-
ляются соотношением

К^-Ъ^Ку, (19.3)
где кпш - коэффициент передачи
шифратора, который считается
безы нерционным преобразовате-
лем Ку. Соотношение (19.3) напи-
сано в соответствии с условием,
что на приемной стороне для по-
лучения выходной команды К
используются интервал Ti и ин-
тервал Т2 Если команда К получа-
ется при учете только одного ин-

Рис. 19.5

тервала Ть то знак команды в шифраторе определяется структурой

опорного временного кода: при Ку^О и Ку<0 выбираются различные

временные интервалы между соседними видеоимпульсами.

В такой ситуации выходные напряжения иш шифратора при Ку>0
и Ку<0 формируются так, как показано на рис. 19.5,а,б. Тогда

^=5^=8^ | Ку |,	(19.4)

где 8К - функция, равная 1 при Ку>0 и -1 - при Ку<0.

19.3.2.	Структурные схемы шифраторов и дешифраторов
ОДНОКАНАЛЬНЫХ КРУ

Структурная схема шифратора одноканальных КРУ с ФИМ изо
бражена на рис. 19.6 [43]. Здесь генератор опорных импульсов ГИ0 вы

рабатывает видеоимпульсы с пе-
риодом Т передачи команд Ку. При
формировании Кш в соответствии с
формулой (19.3), предусматриваю-
щей неизменность структуры ОК,
из импульсов ГИ0 кодообразовате-
лем КОо формируются опорные
временные коды. Одновременно
генератор ГИО запускает преобразо-

Рис. 19.6
ватель «напряжение-временной интервал» (Н-ВИ), который аналого-
вую команду Ку преобразует в одиночные периодически следующие
импульсы. Эти импульсы удалены от соответствующих импульсов ГИ0
на время Ть связанное линейной зависимостью с величиной команды
Ку. Преобразователь Н-ВИ строится так, что при Ку=0 интервал
Tt=O,5T, а когда Ку>0 и Ку<0, интервал Ti>0,5T и Tj<O,5T соответствен-
но. Кодообразователем КОИ вырабатываются импульсы, определяющие

исполнительные временные коды. С помощью сумматора Е получается

напряжение иш в виде, изображенном на рис. 19.4.

При передаче знака команды структурой опорного кода на КОо по-
дается команда Ку по цепи, показанной на рис. 19.6 пунктирной линией. В
зависимости от знака команды Ку на выходе КОо появляются ОК с разной
временной расстановкой импульсов. В остальном функционирование шиф-

ратора такое же, как и при определении полярности Ку по разности Tj-T2.

Дешифратор одноканальной КРУ с ФИМ при использовании ин-

тервалов Ti и Т2 в процессе образования сигнала К строится по схеме,

представленной на рис. 19.7.

Рис. 19.7

пользован, например, триггер

Декодирующие устройства ДУ0 и ДУИ
выполняют операции, обратные по
отношению к КОо и КОИ (рис. 19.6), и
превращают соответственно опорный и
исполнительный коды в одиночные
импульсы. Последние поступают на
преобразователь временной интервал -
напряжение (ВИ-Н), который формиру-
ет выходную команду. В качестве пре-
образователя ВИ-Н может быть ис-
с плечами, нагруженными на фильтры

нижних частот, разность напряжений которых в установившемся ре-
жиме характеризует выходную команду. В сбалансированном дешиф-

раторе команда

К^доХТ.-Ъ),	(19.5)

где кдш - коэффициент передачи дешифратора.

Так как максимальное значение Км выходной команды К дешиф-
ратора составляет кдшТ, для коэффициента кк одноканальный КРУ с
ФИМ будем иметь соотношение

кк=СГ,-Т2)/Т,	(19.6)

предопределяющее изменение кк в диапазоне от -1 до 1.

Если знак передаваемой команды определяется структурой опор-
ного кода, то дешифратор одноканальной КРУ с ФИМ можно построить
в соответствии со структурной схемой, изображенной на рис. 19.8.
Здесь ДУИ выполняет те же функции, что и на рис. 19.7, а декодирую-
щие устройства ДУ* и ДУО
«настроены» на структуру
опорных кодов, определяю-
щих передаваемые команды
Ку>0 и Ку<0 соответственно.
При поступлении через сум-
матор одиночного импульса,
соответствую-щего любому
ОК, и одиночного импульса с

Рис. 19.8

ДУИ преобразователь ВИ-|Н| превращает временной интервал ?! в уни-
полярное напряжение |Н|, пропорциональное модулю передаваемой
команды и независящее от знака этой команды. Биполярный выходной
сигнал К образуется в формирователе биполярного напряжения в ре-
зультате взаимодействия напряжения |Н| и одиночных импульсов, не-
сущих информацию о знаке передаваемой команды.

19.3.3.	ОСОБЕННОСТИ ПОСТРОЕНИЯ ДВУХКАНАЛЬНЫХ КРУ

На практике чаще производится передача не одной, а двух функ-
циональных команд (для двух плоскостей управления). Возможны два
варианта размещения каналов: последовательное и параллельное. При
последовательном размещении каналов период Т делится на два проме-
жутка tjd, называемых канальными интервалами (i=l, 2). В пределах tKi

под действием команды Kyi происходит перемещение исполнительного
кода канала i. Для двухканальной КРУ выходные напряжения иш шиф-

ратора изменяются так, как это показано на рис. 19.9. Здесь предполага-

ется, что Тп и T2i опреде-
ляют модули команд Ку1 и
Ку2, передаваемых по пер-
вому и второму каналам
КРУ, а знаки команд ото-
бражаются структурой оп-
орных кодов OKi и ОК2.
Исполнительные коды ИК1
и ИК2 каналов 1 и 2 могут

перемещаться в пределах

своих канальных интервалов tK1 и t^, равных по величине 0,5Т.

На приемной стороне каждый из опорных и исполнительных ко-
дов расшифровывается соответствующим декодирующим устройством.
Под действием сигналов этих ДУ формируются две последовательности
импульсов. Первая из них (иО образуется за счет кодов ОК| и ИКЬ а
вторая (и2) порождается кодами ОК2 и ИК2. Длительность импульсов
первой последовательности равна Тп, а импульсы и2 имеют длитель-
ность Т2|. Выделив из импульсов Uj постоянную составляющую, полу-
чают значение (модуль) команды Кь Величина команды К2 определяет-
ся постоянной составляющей импульсной последовательности и2. По-
лярность команд К| и К2 будет определяться, как уже отмечалось,
структурой опорных кодов OKj и ОК2.

Характерная особенность двухканальных КРУ с ФИМ при после-
довательном размещении каналов состоит в том, что в них уменьшается
коэффициент передачи KnKi для каждого из каналов КРУ по сравнению с
одноканальной КРУ. Кроме того, может увеличиться интервал поступ-
ления команд по каждому каналу.

При параллельном размещении каналов исполнительный код ИК,
канала i (i=l, 2) перемещается в пределах всего периода Т, то есть так
же, как и в одноканальной КРУ. Однако, чтобы устранить возможность
перекрытия исполнительных кодов разных каналов, и тем самым избе-
жать их взаимного влияния, для расположения исполнительного кода
HKj в пределах периода Т отводятся вполне определенные позиции.
Изложенное иллюстрируется рис. 19.10. Здесь символами «х» и «•»
показаны возможные положения исполнительных кодов первого и вто-
рого каналов в пределах периода Т при условии, что опорный код яв-
ляется общим для обоих каналов.

Рис. 19.10

В связи с тем, что исполнительный код каждого канала не может
занимать любое место в пределах Т, КРУ с параллельным размещением
каналов обеспечивает точную передачу лишь отдельных дискретных
значений команд управления. Число этих значений оценивается количе-
ством позиций в пределах периода Т и не может быть большим Т/Тп, где
Тп - временной сдвиг между соседними разрешенными позициями од-
ного канала. Из-за дискретного расположения исполнительного кода
каждого канала КРУ вместо понятия фазоимпульсной модуляции вводят
понятие позиционно-импульсной модуляции (ПИМ) или дискретной
фазоимпульсной модуляции ФИМД. Если команда Kyi аналоговая, то
КРУ с ФИМд вносят ошибки в передачу Kyi, обусловленные квантовани-
ем передаваемых команд по уровню.

Структурная схема шифратора двухканальной КРУ с параллель-
ным размещением каналов показана на рис. 19.11. Здесь ГИ0, КОо, пре-
Рис. 19.11

образователи Н-ВИ выполняют те же функции, что и в одноканальном
шифраторе. Генератор импульсов разрешенных позиций ГИрп формиру-
ет две последовательности импульсов разрешенных позиций первого и
второго каналов с периодом повторения Тп, сдвинутых относительно
друг друга на время Т„/2 и соответствующих временным позициям,
обозначенным на рис. 19.10 как «х» и «•». Через устройства совпадений
УС1, УС2 каждого канала проходят импульсы, соответствующие бли-
жайшим разрешенным временным позициям, находящимся сразу же за
временными интервалами Тп (i=l,2). Следует иметь ввиду, что при от-
сутствии синхронизации между ГИ0 и ГИрп разрешенные позиции пер-
вого и второго каналов меняют свое положение относительно моментов
появления опорных кодов, то есть временное расположение разрешен-
ных позиций первого и второго каналов является фиксированным лишь
в пределах одного периода Т и может изменяться от одного периода к
другому. Кодообразователи КОи! и КОи2 вырабатывают исполнительные
временные коды первого и второго каналов, отличающиеся временной
расстановкой импульсов.

19.4.	ШИФРАТОРЫ И ДЕШИФРАТОРЫ КРУ
С КОДОВО-ИМПУЛЬСНОЙ МОДУЛЯЦИЕЙ

19.4.1.	Особенности построения КРУ с КИМ

В шифраторе КРУ с кодово-импульсной модуляцией аналоговая пе-
редаваемая команда Ку квантуется по уровню и каждому интервалу кванто-
вания обычно ставится в соответствие двоичное число. Если передаваемая
команда Ку цифровая и определяется в двоичной системе счисления, то
устройство квантования сигналов по уровню в шифраторе отсутствует.

Двоичное число отображается кодовой комбинацией, представ-
ляющей собой набор элементарных сигналов и называемой кодовым
словом. Каждый элементарный сигнал, именуемый также символом,
обозначает разряд двоичного числа. При этом отличному от нуля и
равному нулю разрядам соответствуют символы с разными качест-
венными признаками. Полный набор кодовых слов образует двоичный
код, а количество символов в кодовом слове определяет значностъ дво-
ичного кода.

Простейшим является равномерный безызбыточный код. Он от-
личается тем, что любое кодовое слово содержит одинаковое количест-
во символов (признак равномерности), а для передачи всех интервалов
квантования команды Ку используется весь набор кодовых слов, опре-
деляемый значностью двоичного кода (признак безызбыточности).
Применяются также избыточные коды, среди которых наиболее извест-
ны коды с обнаружением ошибок и коды с исправлением ошибок.

Обработка кодового слова в приемной установке КРУ может
быть посимвольной или осуществляться в целом. Технически более
проста и чаще всего реализуется посимвольная обработка, качество
которой при большом отношении энергий сигнала и помехи практиче-
ски такое же, как и при обработке в целом. При посимвольной обработ-
ке возможны частотная, временная и структурная селекции разрядов
кодового слова с использованием соответствующих поднесущих коле-
баний для отображения различных символов. Если применяется частот-
ная селекция, то, как единичным, так и нулевым значениям каждого
разряда соответствуют импульсы синусоидальных колебаний с различ-
ными частотами. При временной селекции качественные признаки сим-
волов, характеризующие одну и ту же величину в каждом разряде дво-
ичного кода, идентичны, а качественные признаки символов, отобра-
жающих единицу и нуль разряда, различны. В простейшем случае нали-
чие единиц в двоичном коде определяется одинаковыми по параметрам
видеоимпульсами, а нуль характеризуется отсутствием поднесущего
колебания. Возможно также использование в качестве поднесущих ко-
лебаний импульсов синусоидальных колебаний с одинаковыми часто-
тами и амплитудами. Однако разность начальных фаз этих синусои-
дальных колебаний, соответствующих нулю и единице, составляет л.
При передаче команд с помощью сложных сигналов в качестве подне-
сущих колебаний применяют М-последовательности. Для отображения
единичных и нулевых значений используют одну и ту же последова-
тельность видеоимпульсов максимальной длины, но отличающуюся
полярностью импульсов.

Среди возможных видов структурной селекции достаточно эф-
фективной является кодовая селекция. Эта селекция требует применять
символы в виде временных кодов.

Наименее громоздки и имеют приемлемые тактико-технические
показатели КРУ, в которых реализуется временная селекция разрядов
двоичного кода. При этом КРУ строятся обычно так, что осуществляет-
ся циклическая, т. е. периодическая передача каждого кодового слова. В
таких КРУ период Т передачи команд, называемый часто кадром или
циклом, делится на п частей, каждая из которых образует канальный
интервал. Число п здесь определяется количеством каналов КРУ.

В начале каждого кадра формируется синхронизирующий сигнал,
именуемый кадровым словом. В приемной установке КРУ этот сигнал
синхронизирует работу распределителя (синхронизатора), который
реализует временную селекцию каналов и символов кодового слова в
каждом канале. Иногда кадровое слово используется в качестве адреса
самолета, которому предназначена передаваемая информация, и в этом
случае оно именуется шифром. Наряду с кадровой может осуществлять-
ся пословная синхронизация. Она повышает качество синхронизации
распределителя в дешифраторе КРУ. Пословная синхронизация дости-
гается передачей специального сигнала синхронизации перед каждым
кодовым словом.

Совокупность кодового слова и сигнала пословной синхронизации
образует командную посылку, которая передается в течение одного ка-
нального интервала. Иногда дополнительные синхронизирующие сигналы
могут формироваться не перед каждым очередным кодовым словом, а
перед группой из нескольких слов. В такой ситуации говорят о сигналах
групповой синхронизации. Сигналы кадровой, групповой и пословной
синхронизации - это кодовые комбинации поднесущих колебаний. Чтобы
синхронизация была эффективной, часто используются сложные синхрони-
зирующие сигналы: временные коды, коды Баркера и т.д.

При необходимости наводить несколько (поу) управляемых объ-
ектов с помощью одной передающей установки КРУ формируют поу
кадров, каждый из которых имеет длительность Т. С увеличением поу
темп передачи команд на каждый объект управления снижается. Для
уменьшения времени, затрачиваемого на передачу всех команд одному
объекту, целесообразно не последовательное, а параллельное размеще-
ние каналов. Однако при этом требуется большее число признаков
(поднесущих колебаний) для символов, характеризующих разряды дво-
ичных кодов. Так, для двухканальной КРУ с временной селекцией и
синусоидальными поднесущими колебаниями нужны четыре генератора
с различными частотами fnb fn2, fn3 и fn4. Одна из этих частот (например,
fni) характеризует отличные от нуля разряды в первом и втором каналах,
другая (fn2) - нулевой разряд в первом и отличный от нуля разряд во
втором каналах, третья (fn3) - отличный от нуля в первом и нулевой во
втором каналах и, наконец, четвертая (fn4) - нулевые разряды и в первом
и во втором каналах. При п>2 более пригодным может оказаться способ
последовательно-параллельного размещения каналов.

3—1878
19.4.2.	Структурные схемы шифраторов

Как уже отмечалось выше, КРУ с КИМ предназначены для пере-
дачи как аналоговых, так и цифровых функциональных и разовых ко-
манд. Вначале рассмотрим принцип построения шифратора КРУ с
КИМ, обеспечивающего передачу аналоговых функциональных и разо-
вых команд. В системах командного радиоуправления ракетами анало-
говые команды используются в каналах управления по курсу и тангажу
и передаются они непрерывно, а разовые команды включаются эпизо-
дически и только поочередно. В связи с этим с пункта управления мо-
жет передаваться лишь два набора команд: первый набор состоит из
двух аналоговых команд, второй представляет совокупность аналоговых
и одной из разовых команд. При наведении с пункта управления одной
ракеты адрес (номер ракеты) обычно не входит в состав передаваемого
кадра. Функционирование шифратора, возможная структурная схема
которого показана на рис. 19.12, состоит из ряда этапов, включающих
преобразование аналоговых и разовых команд в двоичные кодовые
числа, запись двоичных чисел в регистр, образование кодограммы. Под
кодограммой понимают всю передаваемую на ракету информацию,
«упакованную» в один цикл.

PKi РКЛР
Разовые команды

Рис. 19.12

Синхронизирующее устройство служит для синхронизации и уп-
равления всеми процессами, протекающими в шифраторе. Оно опреде-
ляет временную структуру всего цикла команд, задавая временные ин-
тервалы для синхронизирующих и командных посылок, отдельных ко-
66
манд и цикла в целом. Преобразование аналоговых команд и КуЭ по
курсу и тангажу осуществляется в соответствующих аналого-цифровых
преобразователях.

Шифратор разовых команд при поступлении на его вход разовой
команды формирует двоичное число. При этом общее количество дво-
ичных чисел равно количеству пр разовых команд. При поступлении на
вход шифратора любой разовой команды она одновременно проходит в
шифратор номера набора команд (ННК), который вырабатывает в этом
случае двоичное число, отвечающее второму набору команд. При отсут-
ствии разовых команд на выходе шифратора номера набора команд
присутствует двоичное число, характеризующее первый набор команд.

Устройство управления записью по сигналу с синхронизирующе-
го устройства открывает входы ячеек регистра, при этом происходит
ввод в регистр двоичных чисел, отображающих текущее значения номе-
ра набора команд, команд Кшц, курса, КшЭ тангажа и разовой команды
PKi(i=i^p).

После окончания процедуры записи начинается формирование вы-
ходного сигнала иш шифратора. В генераторе поднесущих колебаний выра-
батываются поднесущие колебания, необходимые для передачи синхрони-
зирующих и командных посылок. Синхронизирующее устройство управля-
ет работой модулятора таким образом, что на его выходе во время действия
синхронизирующих посылок появляются сигналы кадровой и пословной
синхронизации. С помощью устройства управления считыванием двоич-
ные числа извлекаются из регистра в заданной последовательности и пода-
ются на модулятор, где производится отображение символов двоичного
кода соответствующими поднесущими колебаниями.

Структурная схема шифратора при передаче цифровых команд в
СКРУ самолетами показана на рис. 19.13. Устройства синхронизации,
управления считыванием, генератор поднесущих колебаний и модуля-
тор выполняют те же функции, что и в схеме, показанной на рис. 19.12.

Рис. 19.13
Пунктирная линия, связывающая синхронизирующее устройство
с генератором поднесущих колебаний, указывает на возможность обра-
зования поднесущих колебаний в результате преобразования синхрони-
зирующих сигналов. Отличие данной структурной схемы от предшест-
вующей состоит в том, что набор команд для каждого цикла вырабаты-
вается в ЦВМ, которая в состав шифратора не входит, и поэтому она на
рис. 19.13 показана пунктирной линией.

Для ввода в шифратор набора команд ЦВМ запрашивает устрой-
ство связи о готовности шифратора к приему команд. Как правило, ввод
данных происходит последовательно во времени отдельными команда-
ми (подциклами). Поэтому при наличии «свободного» места в регистре
команд устройство связи выдает в ЦВМ сигнал готовности к приему, в
ответ на который из ЦВМ по цифровой магистрали команда поступает в
регистр. «Свободное» место в регистре появляется после считывания из
него к этому моменту времени первой команды из набора, записанного
в регистр в предыдущем цикле обмена. После приема последней коман-
ды, входящей в состав набора команд нового цикла, из ЦВМ выдается
сигнал об окончании ввода команд. Этот сигнал через устройство связи
поступает в устройство синхронизации, которое вновь запускает уст-
ройство управления считыванием из регистра. Как только первая ко-
манда выйдет из регистра, устройство связи сформирует для ЦВМ сиг-
нал готовности к приему последующего набора команд.

Для любой функциональной команды Кш на выходе шифратора
можно получить соотношение

Кш = ^2Н8/0 = кпшКу,	(19.7)

j=l

где функция 5j(i) равна 1 или 0 в зависимости от значения j-ro разряда.
Максимальная величина Кщм команды Кш получается при условии, что
значения всех N разрядов двоичного кода отличны от нуля:

N

KmM=£2J-'=2n-1.	(19.8)

j=l

Необходимо отметить, что вследствие квантования передаваемой
команды по уровню зависимость Кш от Ку в установившемся режиме
имеет вид ступенчатой кривой (см. рис. 19.3, б, г), а соотношение (19.7)
справедливо лишь для тех значений Ку, которые, будучи умноженными
на Кпш, дают целочисленные значения.

19.4.3.	Структурные схемы дешифраторов

Один из возможных вариантов структурной схемы дешифратора,
работающего совместно с шифратором, предназначаемым для кодиро-
вания аналоговых команд, представлен на рис. 19.14. Функционирование
дешифратора также связано с реализацией определенных этапов, преду-
сматривающих разделение входного сигнала на синхронизирующие и
командные сигналы, демодуляцию поднесущих колебаний, вхождение и
поддержание в дальнейшем синхронизма в работе шифратора и дешифра-
тора, запись цифровых двоичных кодов в регистр, считывание команд из
регистра и преобразование их к виду, удобному для потребителя.

Сигнал ивх с приемника поступает на устройство разделения, с по-
мощью которого отделяются и направляются в разные каналы поднесу-
щие колебания, соответствующие синхронизирующим и командным
посылкам кодограммы. Демодулятор ДЕМС выделяет сигналы кадровой
и пословной синхронизации, с помощью которых обеспечивается кор-
рекция синхронизирующего устройства, если оказались нарушенными
условия синхронной работы устройств синхронизации шифратора и
дешифратора, то есть, если не совпадают во времени одноименные по-
сылки на передающей и приемной сторонах КРУ (при этом должно
быть учтено время распространения радиосигнала между пунктом
управления и ракетой). При использовании в качестве поднесущих ко-
лебаний импульсных временных кодов вместо демодулятора применя-
ют декодирующие устройства.

На выходе демодулятора команд ДЕМК (декодирующего устрой-
ства) образуются оценки разрядов двоичных цифровых команд, приня-
тых по радиоканалу. В процессе приема двоичных цифровых кодов с
помощью устройства управления записью, запускаемого с приходом
сигнала кадровой синхронизации, осуществляется заполнение регистра
команд. С окончанием приема сигналов данного цикла устройство
управления считыванием позволяет передать содержимое регистра в
дешифратор номера набора команд (ДШР ННК), дешифратор разовых
команд (ДШР РК), цифро-аналоговые преобразователи (ЦАП) курса и
тангажа. ДШР РК функционирует лишь при приеме второго набора
команд, при этом сигнал разрешения на декодирование разовых команд
приходит с дешифратора номера набора команд.

В ЦАП преобразование кода в напряжении обычно происходит в
параллельной форме с учетом «веса» разрядов. Чтобы получить команду К
в виде напряжения постоянного тока, ЦАП должен содержать фильтр ниж-
них частот. При наличии такого фильтра для функциональной команды при
работе КРУ в установившемся режиме справедливо соотношение [43]

КдшКшфЗ.	(19.9)

Здесь Кдщ - коэффициент передачи дешифратора; Кшц/>9 - выходные коман-
ды шифратора по каналам курса и тангажа. При передаче знакопеременных
функциональных команд из напряжения, образующегося на выходе фильт-
ра в ЦАП, вычитается напряжение, соответствующее нулевой команде.

Структурная схема дешифратора для варианта, когда набор ко-
манд вырабатывается в ЦВМ пункта наведения самолетов, представлена
на рис. 19.15. Работа данного дешифратора во многом аналогична той,
что была рассмотрена по схеме рис. 19.14, однако имеется ряд особен-
ностей, связанных с большим количеством передаваемых в одном цикле
команд, необходимостью одновременного наведения нескольких само-
летов с одного пункта наведения и спецификой сопряжения с цифровой
магистралью самолета.

Рис. 19.15
Вместо регистра команд устанавливается оперативное запоми-
нающее устройство (ОЗУ), дающее возможность увеличить объем запи-
сываемой информации и подготовить ее к выдаче в цифровую магист-
раль самолета в стандартной форме. Дешифратор адреса (номера
самолета) позволяет реагировать только на кодограммы, предназначен-
ные для данного самолета, разрешая или запрещая запуск устройства
управления записью в ОЗУ от синхронизирующего устройства. Данные
об адресе самолета, как правило, размещаются в кодограмме непосред-
ственно после сигналов кадровой синхронизации.

Формирователь выходного сигнала выдает информацию потре-
бителям в цифровой форме, «упакованную» в массивы стандартных
слов. Необходимость преобразования сигналов в стандартную форму
объясняется тем, что стандарт цифрового кода, принятый в самолетной
цифровой магистрали, обычно не соответствует структуре цифрового
кода КРУ. При приеме команд взаимодействия, а также команд на
включение и выключение форсажа формирователь выходных сигналов
вырабатывает звуковые сигналы разной тональности для прослушива-
ния в шлемофонах летчика. Кроме того, при переходе на новые радио-
данные (номер волны, номер адреса самолета) формирователь создает
соответствующие сигналы для приемника и дешифратора адреса.

19.5.	КОДЕКИ В КРУ С КОДОВО-ИМПУЛЬСНОЙ
МОДУЛЯЦИЕЙ И ПОМЕХОУСТОЙЧИВЫМ

КОДИРОВАНИЕМ

Термин кодеки применяется в научно-технической литературе
для краткости записи и обозначает совокупность кодирующих и деко-
дирующих устройств (кодера и декодера). Кодеки могут быть выполне-
ны либо аппаратурным способом, либо программным с использованием
ЭВМ. Аппаратурная реализация кодеров на базе регистров сдвига не
представляет трудностей. Что касается построения декодеров, то их
аппаратурная реализация является достаточно сложной и поэтому пер-
спективные конструктивные решения при создании декодеров связаны с
внедрением в них ЦВМ и алгоритмов, изложенных ниже на примере
кодов БЧХ, к которым в качестве подкласса относятся также широко
используемые на практике коды Рида-Соломона.

Напомним, что декодер в КРУ с КИМ располагается между де-
модулятором и дешифратором первичного кода. Обозначим принятое
слово через v(x) и пусть v(x)=c(x)+e(x), где с(х) - закодированное пере-
даваемое сообщение, е(х) - ошибка в месте приема, х - неопределенная
переменная. Многочлен е(х) имеет вид [14]:

e(x)=en-ixn’1+en-2Xn’2+...+eix+eo,	(19.10)
где не более t коэффициентов отличны от нуля. Ненулевые коэффициенты
этого многочлена стоят в тех позициях, в которых при передаче по радио-
каналу произошли ошибки. Позиции, где возникли ошибки, маркируются
целыми числами i. Для маркировки ошибочных позиций используются
элементы поля Галуа GF(gm). Элемент поля а‘ соответствует компоненте с
номером i; здесь а - примитивный элемент поля GF(gm). В этой роли эле-
менты поля называются локаторами и обозначаются Xi=a*.

Полагаем, что известны длина n=qm-l кода для некоторого т,
число t ошибок, которые необходимо исправить, и количество q элемен-
тов поля Галуа GF(q). Синдромный многочлен S(x), используемый для
декодирования принятого кода, представляет собой остаток от деления
многочлена v(x) на порождающий многочлен g(x)

S(x)=Rg(x)[v(x)]=Rg(x)[c(x)+e(x)]=Rg(x)[e(x)].	(19.11)

Предположим далее, что на самом деле произошло v ошибок,
0<v<t и что этим ошибкам соответствуют неизвестные позиции ib i2, ...,
Тогда многочлен ошибок можно записать в виде:

e(x)=eiix'1+ei2X,2+...+eivXlv,	(19.12)

где е,/- величина /-й ошибки (в двоичном случае ej/=l). Обратим внима-
ние на то, что неизвестны не только и ei7...eiv, но и число v. Для
исправления ошибок нужно вычислить все эти числа. Чтобы получить j-
ю компоненту синдрома (19.11), надо найти значение принятого много-
члена v(x) в точке aj:

Sj=v(a'’)=c(a'’)+e(a'’)=e(aj), j=l,2t,

Sj=eii(ail)i+ei2(ai2y+...+eiv(a ivy.	(19.13)

Для сокращения записи введем новые обозначения. Определим
для всех / = 1, v величины ошибок У1=е,/ и локаторы ошибок Х^а’7, где i/
- элемент поля, отождествляемый с этим положением. Поскольку поря-
док элемента а равен n>v, то все локаторы рассматриваемой конфигу-
рации ошибок различны.

На основе (19.13) получим следующую систему из 2t уравнений
относительно v неизвестных локаторов Xj...Xv и v неизвестных величин
ошибок ¥j,...,Yv.

Si=YiXi+Y2X2+...+YvXv,

S2=Y1Xi2+Y2X22+...+YvXv2,	(19.14)

S2t=Y]Xi2t+Y2X22t+...+YvXv2t.
Для вычисления неизвестных по заданным компонентам синдро-
ма необходимо решить систему нелинейных уравнений (19.14). Однако
эту систему трудно решать непосредственно, поэтому пользуются ис-
кусственным приемом, определив некоторые промежуточные перемен-
ные, по которым можно вычислить затем локаторы ошибок [14]. Для
этого вводится многочлен от X

A(x)=AvXv+Av.iXv‘’+...+AiX+l,	(19.15)

известный под названием многочлена локаторов ошибок и определяе-
мый как многочлен, корнями которого являются обратные к локаторам
ошибок величины Xf1 для /=l,...,v . Если коэффициенты многочлена
(19.15) известны, то для вычисления локаторов ошибок нужно найти его
корни.

Можно показать [32], что существует система линейных уравне-
ний, связывающих компоненты синдрома с коэффициентами многочле-
на Л(Х). Эта система уравнений имеет вид

S,	S2	S3 •	• • Sv_|	Sv	Av		~SV+|	
s2	S3	s4	Sv	Sv+i	Av-i		~Sv+2	
S3	S4	S5	Sv+i	Sv+2	Av-2	=	_Sv+3	(19.16)
Sv	Sv+i	Sy+2	S2V-2	S2V-1.	. A, .		_ _s2v _	

Если матрица, составленная из компонент синдрома Sj с индек-
сами от 1 до 2v-l, невырожденная, то систему (19.16) можно решить
путем обращения матрицы. Решение данной системы представляет оп-
ределенные трудности, так как, во-первых, число v неизвестно, а во-
вторых, при больших значениях v для обращения матрицы размера vxv
необходимо произвести порядка v3 действий. Поэтому был разработан
специальный итерационный метод, позволяющий существенно упро-
стить связанные с нахождением вектора Л вычисления, хотя сама про-
цедура вычислений становится сложнее в понимании, чем простое об-
ращение матрицы.

При разработке Берлекэмпом [13] указанного метода задача об-
ращения матрицы была переформулирована в задачу построения систе-
мы с использованием регистров сдвига с линейной обратной связью.
Предположим, что вектор Л известен. Тогда первая строка системы
(19.16) определяет значение Sy+j через значения SbS2,... ,SV, вторая
строка определяет Sy+2 через S2,S3,...,Sy+i и т.д. Этот последовательный
процесс описывается уравнением
Sj=-XAiSj_1, j=v+l,...,2v.
i=l

Рис. 19.16

формулированная таким образом задача

(19.17)

Для фиксированного
Л уравнение (19.17) приво-
дит к авторегрессионному
фильтру, относящемуся к
классу рекуррентных. Он
может быть реализован как
регистр сдвига с линейной
обратной связью, множите-
ли в отводах которого за-
даются вектором Л. Пере-
сводится к построению изо-

браженного на рис. 19.16 регистра сдвига с линейной обратной связью,

генерирующего известную последовательность компонент синдрома.

Задача состоит в том [13, 14], чтобы среди большого числа таких ре-
гистров найти регистр сдвига с наименьшей длиной. Это позволит опреде-
лить вектор ошибок минимального веса в принятом слове, или, что то же
самое, определить многочлен Л(Х) наименьшей степени. Процедура по-
строения авторегрессионного фильтра является также методом решения
матричного уравнения (19.16) относительного вектора Л.

Рассмотрим основные положения алгоритма Берлекэмпа. Вначале
находится самый короткий регистр сдвига, порождающий S2 и S]. Далее
проверяется, порождает ли этот регистр также S3. Если порождает, то
этот регистр по-прежнему остается наилучшим решением, и нужно
продолжать проверять, порождает ли он следующие символы синдрома.
На каком-то шаге очередной символ уже не будет порождаться. В этот
момент времени нужно изменить регистр таким образом, чтобы он пра-
вильно предсказывал следующий символ, не меняя предсказание пре-
дыдущих символов и увеличивал длину регистра на минимально воз-
можную величину. Этот процесс нужно продолжать до тех пор, пока не
будут порождены первые 2t символов синдрома.

Теперь можно дать формальное описание алгоритма Берлекэмпа,
предварительно введя следующие обозначения: п - номер шага в алго-
ритме; vn - степень полинома An(x)=An vnxvn+An vn.iXvn'1+...+AnjX+An>0, ха-
рактеризующего многочлен связей при n-ой итерации; Ln - длина соот-
ветствующего регистра сдвига; kn - положение старшего символа реги-
стра сдвига, изменяющегося в момент появления ошибки сдвига; Dn -
добавка на n-ом шаге к многочлену полинома локатора. В качестве на-
чальных условий принимают n=0; k0— 1, Lo=O; Ло(х)=Ло,о=1; D0(x)=x. В
соответствии с итерационным алгоритмом Берлекэмпа необходимо [52]:
1.	Увеличить п на единицу;

2.	Вычислить невязку по формуле dn = j^An_|д8п_,, а также
i=0

многочлен An(x)=An.1-dnDn.i(x);

3.	Оценить величину п: если n=2t, то перейти к п. 7, при n<2t - к п.4;

4. Принять Ln =

Ln_b	ec/zwdn=0,

max(Ln_j n -1 - кпЧ ), если dn # 0;

5.	Вычислить Dn(x) и kn в зависимости от выполнения следующих
условий:

eauL=Ln.bmo Dn(x)=xDn.i(x); kn=kn.j;

если Ln>Ln.i, то Dn(x)=xAn.i(x)/dn; kn=n-l-Ln-l;

6.	Вернуться к п. I;

7.	Закончить вычисления при условии, что искомый полином есть
A(x)=A2t(x).

После получения полинома локаторов ошибок А(х) необходимо
найти корни многочлена А(х). Простейшим способом отыскания этих
корней в случае, когда число элементов поля конечно, является метод
проб и ошибок, известный как процедура Ченя, состоящая в последова-
тельном вычислении A(aJ) для каждого j и проверке полученных значе-
ний на равенство нулю. Наиболее простой способ вычисления значения
А(х) в точке Р дает схема Горнера:

A(P)=(-(((Av₽+Av.i)+Av.2)P+Av.3)P+...+Ao).	(19.18)

Процедура декодирования для двоичных кодов на этом заканчи-
вается, так как для исправления v(x) достаточно лишь указать наличие
или отсутствие ошибки в каждой позиции. Однако для недвоичных
кодов, например, кодов Рида-Соломона, следует еще определить значе-
ние ошибок. Для этого обратимся к уравнениям (19.14), определяющим
компоненты синдрома Si...S2t.

Поскольку локаторы ошибок известны, то получается система из
2t линейных уравнений с v неизвестными значениями ошибок. Первые
v уравнений могут быть решены относительно значений ошибок, так
как определитель матрицы коэффициентов этих уравнений не равен
нулю, но для этого требуется обратить матрицу размером vxv. Обраще-
ние матрицы можно обойти, если воспользоваться процедурой, носящей
название алгоритма Форни.

Определим многочлен значений ошибок

Q(x)=S(x)A(x) (mod 2t).	(19.19)

Его связь с локаторами и значениями ошибок устанавливается
формулой [13]:
Q(x) = fYiXiri(l-Xex).
i=l l*i

(19.20)

Уравнение (19.19) является «клюнем» к решению задачи декоди-
рования и обычно называется ключевым уравнением. Значение ошибок
получается из равенства (алгоритм Форни)

хг'осхг1)	п(хг’)	(]921)

1 na-XjX?1)	л'(хг')

j*l

Алгоритм Форни обладает существенным преимуществом перед
обращением матрицы, но использует деление, хотя возможны решения,
исключающие деление.

Нахождение многочлена ошибок может выполняться согласно
(19.19) после вычисления полиномов S(x) и А(х), либо это может осу-
ществляться аналогично процедуре определения многочлена Л(х). Так,
для решения ключевого уравнения (19.19) разработан метод Тренча-
Берлекэмпа-Месси (ТБМ) [52], позволяющий по Sb S2,...S2tсиндромного
полинома S(x)=S2tx2t‘1+...+S2x+Si одновременно найти полиномы Л(х) и
Q(x) в рамках одной процедуры.

Далее по найденным полиномам Л(х) и Q(x) определяются пози-
ции ошибок и значения ошибок. Затем производится коррекция приня-
того кодового слова V с помощью покомпонентного суммирования с
вектором ошибок е и последующее исключение проверочных символов
при систематическом кодировании.

Указанные выше операции определяют структуру алгебраическо-
го декодера, представленную на рис. 19.17. Алгебраическим данный де-
кодер назван потому, что ошибки в нем исправляются путем решения
систем алгебраических уравнений.

Рис. 19.17
19.6.	КРУ СО СЛОЖНЫМИ СИГНАЛАМИ

19.6.1.	Общие сведения

Сложными считаются сигналы, для которых произведение ак-
тивной ширины спектра на их длительность (база сигнала) существен-
но превышает единицу. Основным достоинством КРУ со сложными
сигналами является более высокие скрытность и помехоустойчивость
по отношению к узкополосным помехам. Более высокая скрытность
КРУ со сложными сигналами достигается за счет повышения энергети-
ческой скрытности, уменьшения сведений о наличии информации и
усложнения условий радиоразведки параметров передаваемых команд.

Повышенная энергетическая скрытность объясняется следующим
образом. Как известно, вероятность Р^ обнаружения сигнала в его смеси с
белым шумом зависит от отношения q=2Ep/G0 энергии Ер полезного сигна-
ла к спектральной плотности Go белого шума для частот со>О. Когда речь
идет о разведывательном приемнике, под Go и Ер нужно понимать спек-
тральную плотность его внутреннего шума и энергию полезного сигнала на
его входе соответственно. Если структура сложного сигнала неизвестна
разведывательному приемнику, то в последнем принцип сжатия сигнала не
реализуется, что эквивалентно уменьшению энергии принимаемого сигна-
ла. При этом уменьшение энергии по сравнению со случаем согласованно-
го приема пропорционально отношению ширины спектра сигнала к полосе
пропускания разведывательного приемника.

Повышение скрытности путем уменьшения сведений о наличии
информации в данном радиосигнале связано с псевдослучайностью, т.е.
подобием шуму сигнала, излучаемого антенной КРУ. При приеме слож-
ных сигналов обычным разведывательным приемником (без осуществ-
ления принципа сжатия) они будут восприниматься как шум. Усложне-
ние условий радиоразведки параметров передаваемых команд при ис-
пользовании сложных сигналов достигается за счет сложной модуляции
в передатчике КРУ, характер которой может изменяться по программе в
процессе наведения ОУ.

Более высокая помехоустойчивость КРУ со сложными сигналами
по отношению к узкополосной помехе связана с тем, что узкополосная
помеха искажается при прохождении в приемнике КРУ через фильтр,
согласованный с полезным сигналом, в следствии чего ее энергия на
выходе фильтра становится меньше, чем на входе. Помехоустойчивость
КРУ с простыми и сложными сигналами при действии на них широко-
полосных непрерывных или импульсных помех остается одинаковой.

Наиболее часто в качестве сложного сигнала в КРУ используется
фазо-кодо-манипулированный (ФКМ) сигнал, представляющий собой
пачку радиоимпульсов со скважностью Q=l, начальные фазы которых
изменяются на я при переходе манипулирующего сигнала от положи-
тельного значения к отрицательному. Каждый отдельный импульс в
пачке называют элементарным. Широкую известность ФКМ-сигналы
получили прежде всего потому, что они обеспечивают наименьшую
вероятность Ро ошибочного приема каждого отдельного элементарного
импульса с возможными двумя значениями начальных фаз колебаний на
фоне стационарного белого шума. Вторая причина, вызвавшая большой
интерес к ФКМ-сигналам, связана с тем, что они обеспечивают хорошие
по форме функции неопределенности. Эти функции оказываются прак-
тически такими же, как и для шумовых сигналов. Для получения функ-
ции неопределенности, имеющей узкий пик главного лепестка по оси
времени и низкий уровень боковых лепестков, гармонический радио-
сигнал манипулируется по фазе импульсными сигналами, отображаю-
щими так называемые двоичные М-последовательности.

Двоичной М-последовательностью называют формируемую с
помощью регистра сдвига последовательность видеоимпульсов, имею-
щую максимально возможный период пип. При этом под периодом пмп
понимают максимально возможное число двоичных цифр, после кото-
рого последовательность повторяется. ФКМ-сигналы, получаемые за
счет фазовой манипуляции гармонического сигнала импульсами М-пос-
ледовательности, принято называть шумоподобными либо псевдослу-
чайными сигналами. Такие названия они получили благодаря тому, что
во-первых, при большом числе элементарных импульсов их функция
неопределенности близка к функции неопределенности шума, во-вто-
рых, спектр таких сигналов сплошной около каждой гармоники М-пос-
ледовательности, в-третьих, для разведывательной радиоаппаратуры та-
кие сигналы представляются случайными, так как нельзя точно предска-
зать, какой сигнал появится в каждый последующий момент времени.

При построении КРУ двоичные М-последовательности исполь-
зуются следующим образом. Электрическим сигналом (например, ви-
деоимпульсом) Пр, отображающим разряд двоичного кода, который
применятся в обычных узкополосных КРУ с КИМ, модулируется дво-
ичная М-последовательность имп. Такую модуляцию можно осущест-
вить формированием произведения ирнмп. Подобный способ модуляции
приводит к тому, что положительный видеоимпульс пр не изменяет
полярность М-последовательности, а отрицательным импульсом пр по-
лярность М-последовательности меняется на противоположную. Моду-
лированная М-последовательность используется для фазовой манипу-
ляции сигнала несущей частоты, генерируемого радиопередатчиком
КРУ. На приемной стороне КРУ со сложным сигналом сначала выделя-
ется модулирующая М-последовательность, которая затем преобразует-
ся в видеоимпульсы иви, характеризующие разряды двоичного кода, ис-
пользуемого в шифраторе для передачи количественных значений ко-
манд управления. Дальнейшее преобразование иви осуществляется так
же, как и в КРУ с простыми сигналами и бинарным кодированием пере-
даваемых команд.

Из сказанного выше следует, что в отличии от узкополосной
КРУ, в передающей установке которой применяется двойная модуля-
ция, для КРУ со сложным сигналом характерна тройная модуляция.
Целесообразным видом тройной модуляции является сочетание кодово-
импульсной модуляции, балансной амплитудной модуляции и фазово-
кодовой модуляции (манипуляции). Вместо фазово-кодовой манипуля-
ции можно использовать частотную модуляцию напряжения несущей
частоты в пределах каждого элементарного импульса пачки.

19.6.2.	Структурная схема шифратора

Структурная схема шифратора одноканальной КРУ с ФКМ-сиг-
налами, заимствованная из [43], представлена на рис. 19.18. При этом на
схеме не показаны цепи формирования сигналов пословной синхрони-
зации. Для иллюстрации процессов, протекающих в отдельных элемен-
тах шифратора, на рис. 19.19 показаны эпюры напряжений.

Рис. 19.18

Шифратор КРУ с КИМ, на который поступает передаваемая ко-
манда Ку, является устройством со структурной схемой, изображенной
на рис. 19.12 слева от точек Al, А2. Если, например используется трех-
значный двоичный код, то при передаче команды Ку, отображаемой
двоичным числом 101, на выходе шифратора КРУ с КИМ образуется
напряжение иш (т. А2, рис. 19.12), показанное на рис. 19.19,г.
Рис. 19.19

Сигнал иш воздействует на фазоразностный модулятор (ФРМ). На
второй вход ФРМ подается напряжение М-последовательности, период
Пмп который для конкретности последующих рассуждений принят равным
семи (рис. 19.19,е). Предполагается, что в генераторе М-
последовательности используется регистр сдвига с обратной связью через
сумматоры по модулю два. Передвигающими импульсами для регистра
сдвига являются тактовые импульсы и™ с периодом следования (рис.
19.19,а), а импульсами запуска генератора М-последовательности служат
импульсы Ui (рис. 19.19,6) с периодом следования Т^^мпТи^мпТни, фор-
мируемые делителем и используемые одновременно для управления
кодирующим устройством. Период следования Т™ генератора тактовых
импульсов равен Тип/п^. Делитель связан с делителем 1:2, который
вырабатывает импульсы с периодом следования тс=2Тмп и определяет дли-
тельность символов двоичного кода в напряжении иш.

Кодирующим устройством в ФРМ напряжение иш преобразуется
так, что единичный разряд иш отображается двумя положительными
импульсами, каждый из которых имеет амплитуду Uo и длительность
Тмп=0,5тс (рис. 19.19,д). В то же время нулевому значению разряда в
сигнале иш кодирующее устройство приводит в соответствие один по-
ложительный и один отрицательный видеоимпульсы, также показанные
на рис. 19.19,д.
С кодирующего устройства импульсы подаются на балансный
модулятор, где М-последовательность имп (рис. 19.19,е) умножается на
напряжение 1%. В результате образуются импульсы Обм, которые при
ппм=7 и N=3 имеют вид, представленный на рис. 19.19,ж. Из рис. 19.19,ж
видно, что положительные импульсы не изменяют параметры М-
последовательности, а когда ^<0, полярность импульсов имп меняется
на противоположную.

В устройстве ФКМ осуществляется фазовая манипуляция гармо-
нического напряжения с несущей частотой и таким образом получается
ФКМ-сигнал иВЬ1Х, который подается на усилитель радиопередатчика,
связанный с его антенной.

19.6.3.	Структурная схема дешифратора

Структурная схема дешифратора КРУ с ФКМ-сигналом показана
на рис. 19.20, а иллюстрирующие ее функционирование диаграммы
напряжений - на рис. 19.21 [43]. На вход дешифратора подается напря-
жение Пупч с усилителя промежуточной частоты (УПЧ) радиоприемника.

5 Фазовый
детектор

Сигнал „
пословной
синхронизации

Устройство
посимвольной
синхронизации
4^

Фд

Декодирующее
устройство

Дешифратор
КРУ с КИМ

ивс1

Рис. 19.20
Линии задержки Л31 и Л32 вместе с весовыми сумматорами 1 и 2 (ВС1
и ВС2) образуют два фильтра, каждый из которых согласован с пачкой
импульсов, характеризующих М-последовательность, и осуществляет ее
сжатие. Коэффициенты передачи ВС1 для любого из N отводов Л31
(парциальные коэффициенты передачи) подбираются так, чтобы осуще-
ствлять сжатие М-последовательности. При этом парциальные коэффи-
циенты передачи ВС1 для отводов 1,2,...,N выбираются равными +кп и -
кп, если необходимо усиливать импульсы с начальными фазами нуль и
л соответственно. Тогда в зависимости от амплитуды импульсов, по-
ступающих с шифратора КРУ с КИМ (рис. 19.18), начальная фаза сжа-
того импульса может быть равной нулю или л. Если используется трех-
значный двоичный код с периодом пмп=7 и напряжение иш (рис. 19.19,г),
которое отображает двоичное число 101, то образующееся на выходе
BCi напряжение ивс1 без учета боковых лепестков имеет вид, представ-
ленный на рис. 7.21,а. Здесь символами Ойл обозначены начальные
фазы сжатых импульсов.

Линия задержки Л32 и весовой сумматор 2, имеющие такие же па-
раметры, что Л31 и ВС1, формируют импульсы (рис. 19.21,6), которые
представляют собой сдвинутые на время Тмп импульсы иВС|. Фазовый детек-
тор (ФД) вырабатывает видеоимпульсы ЦфД (рис. 19.21,в) под действием
которых декодирующее устройство формирует сигналы (рис. 19.21,г),
повторяющее по структуре напряжение иш (рис. 19.19,г).

19.7.	ОСОБЕННОСТИ ПОСТРОЕНИЯ БОРТОВОЙ
АППАРАТУРЫ ПРИЕМА КОМАНД НАВЕДЕНИЯ
И АКТИВНОГО ОТВЕТА

Передачу команд управления и целеуказания с пункта наведения на
самолет проще всего организовать при использовании в КРУ антенн с кру-
говыми диаграммами направленности. С другой стороны, для повышения
помехоустойчивости целесообразно применение направленных антенн, что
позволяет существенно поднять соотношение сигнал/шум на входе прием-
ной установки КРУ, однако при этом значительно усложняется задача вхо-
ждения в связь ПН с наводимыми самолетами.

К решению данной задачи можно привлечь систему активного
запроса и ответа, обеспечивающую радиолокационное визирование
своих воздушных объектов и функционирующую следующим образом.
Наземная станция САЗО, работающая в режиме кругового или сектор-
ного обзора, излучает кодированные сигналы запроса. При облучении
своего самолета узким лучом антенны наземной станции бортовой от-
ветчик излучает кодированный ответный сигнал, используемый на за-
просной стороне для определения координат (как правило, дальности и
азимута) воздушных объектов и называемый поэтому координатным
сигналом, а также сигналы, содержащие полетную информацию (высо-
ту, индивидуальный номер самолета, остаток топлива и т.д.). Так как
полетная информация содержит большое количество данных, то для
обеспечения заданной разрешающей способности системы активного
запроса и ответа в каждом периоде запроса бортовая аппаратура выдает
обычно одно двоичное цифровое слово, характеризующее один из па-
раметров полета. Наряду с полетной информацией пункт наведения
может получать с борта самолета разовые сообщения, информирующие
о наличии боезапаса, переходе на новые радиоданные, окончании атаки,
возникновении аварийной ситуации и т.п.

Для передачи команд наведения передающая антенна КРУ пред-
варительно ориентируется в направлении на заданный самолет, исполь-
зуя результаты измерения координат воздушных объектов системой
активного запроса и ответа. Далее начинается этап непосредственной
передачи команд управления на борт наводимого самолета. Однако при
использовании подобной процедуры нет полной уверенности в прохож-
дении передаваемых команд через приемную установку КРУ. Поэтому
для повышения достоверности передачи команд управления целесооб-
разно введение радиоканала обратной связи, используя для этой цели
установленный на самолете ответчик САЗО. Возможный вариант струк-
турной схемы совмещенной бортовой аппаратуры приема команд наве-
дения и активного ответа показан на рис. 19.22.

Рис. 19.22
Антенная система, служащая для приема как сигналов САЗО, так
и сигналов КРУ, имеет круговую диаграмму направленности. Сигналы
САЗО с антенной системы поступают в соответствующий приемник
(ПРМ САЗО), где выделяется запросный импульсно-временной код,
подвергающийся затем декодированию в дешифраторе запросного кода
(ДШР ЗК). Структура запросного кода в процессе радиовизирования
меняется и зависит от того, какие параметры полета самолета требуются
пункту наведения для решения стоящих перед ним задач.

На выходе ДШР ЗК формируется импульс запуска шифратора от-
ветного кода (ШР ОК), а также сигнал, характеризующий тип запраши-
ваемого параметра полетной информации. Координатный импульсно-
временной код, используемый в наземной станции САЗО для определе-
ния координат самолета, через сумматор подается в передатчик, кото-
рый конструктивно может входить в состав ответчика радиолокацион-
ной системы государственного опознавания либо ответчика системы
управления воздушным движением. Вслед за координатным кодом в
ответчик из шифратора параметров полетной информации (ШР НИИ)
поступает двоичный цифровой код, соответствующий текущему значе-
нию интересующего пункт наведения параметра полета. При наличии
разовых сообщений, сформированных в шифраторе разовых команд
(ШР РК), они также могут выдаваться через ответчик.

Момент выдачи команд управления определяется в передающей
установке КРУ с помощью сигналов активного запроса и активного
ответа. Для этого в направлении, где предполагается нахождение само-
лета, передающая антенна КРУ излучает адресный запросный сигнал,
соответствующий индивидуальному номеру самолета. Когда луч антен-
ны передающей установки КРУ окажется направленным на заданный
самолет, бортовая аппаратура последнего принимает адресный запро-
сный сигнал. При совпадении принятого адреса с индивидуальным но-
мером самолета вырабатывается адресный ответный сигнал, который
через передатчик и антенную систему самолетного ответчика излучает-
ся в пространство. Получение адресного ответного сигнала на ПН явля-
ется подтверждением возможности начала передачи команд управления
на самолет. Реализация задач по установлению связи между ПН и само-
летом в бортовой аппаратуре возлагается на показанные на рис. 19.22
антенную систему, приемник КРУ (ПРМ КРУ), дешифратор адресного
запросного сигнала (ДШР АЗС), шифратор адресного ответного сигнала
(ШР АОС) и сумматор.

При приеме команд наведения в дешифраторе (ДШР КН) произ-
водится их декодирование и анализ правильности принятого набора
команд. Если принятые цифровые двоичные коды соответствуют раз-
решенным комбинациям, определяемым используемым на ПН методом
помехоустойчивого кодирования, то формирователь сигнала-квитанции
(ФСК) вырабатывает импульсно-временной код квитанции, поступаю-
щий через сумматор на передатчик ответчика. В случае отсутствия кви-
танции передающая установка КРУ повторно излучает не прошедший
через бортовую аппаратуру КРУ набор команд. Следует отметить, что
использование помехоустойчивого кодирования не является обязатель-
ным условием функционирования КРУ.

Для вызова с борта самолета по каналу КРУ разовых сообщений
и некоторых параметров полета в один из наборов передаваемых с ПН
команд могут быть включены специальные команды, при получении
которых запускаются соответственно шифраторы полетной информации
и разовых команд, формирующие двоичные цифровые коды, опреде-
ляемые содержанием передаваемых с борта самолета сообщений.

19.8.	ОШИБКИ КРУ

19.8.1.	Основные виды и источники ошибок
в КРУ при передаче функциональных команд

Ошибки КРУ при передаче функциональных команд делятся в
общем случае на динамические, методические, инструментальные и
флуктуационные [43].

Динамические ошибки порождаются инерционными элементами
КРУ. В реальных условиях как передающие, так и приемные установки
КРУ не содержат существенно инерционных элементов по отношению к
передаваемым командам, вследствие чего динамические ошибки КРУ в
большинстве случаев можно не учитывать.

Источниками методических ошибок в КРУ с ФИМд и КИМ яв-
ляются шумы квантования передаваемых команд по времени и уровню,
а также переходные и перекрестные искажения.

Инструментальные ошибки вызываются неточностью изготовле-
ния отдельных элементов КРУ, нестабильностью питающих напряже-
ний, изменением параметров элементов КРУ при перемене внешних
условий и т.д. Инструментальные ошибки существенно зависят от каче-
ства технологии производства, комплектующих изделий и их элементов.
Во многих случаях можно считать, что инструментальные ошибки прак-
тически не влияют на общую ошибку КРУ.

Наличие флуктуационных ошибок КРУ связано с внутренними
шумами приемника КРУ, а также с естественными и преднамеренными
помехами. За счет радиопомех возможно частичное или полное подав-
ление передаваемых сигналов, образование ложных посылок и измене-
ние параметров поднесущих колебаний. При малом уровне помех, когда
их мощность в полосе пропускания КРУ значительно меньше, чем эф-
фективная мощность полезного сигнала, ошибками КРУ можно пренеб-
речь. Наиболее опасными являются помехи большого уровня, которые
создаются противником и способны нарушить процесс нормального
функционирования КРУ.

19.8.2.	Методические ошибки

а)	Ошибки за счет квантования команд по времени

При квантовании передаваемых команд по времени на выходные
фильтры дешифратора КРУ, которые используются при получении ана-
логовых команд, поступают периодически следующие видеоимпульсы,
модулированные по ширине в КРУ с ФИМ и амплитуде в КРУ с КИМ.
Как известно [43], реальными фильтрами нельзя выделить полезную
информацию без искажений. На величины появляющихся таким обра-
зом ошибок влияют период квантования Т, передаточные функции
фильтров в дешифраторе и используемые виды модуляции.

Полоса пропускания каждого фильтра определяется шириной
спектра частот, которую занимает передаваемая команда Ку. Спектр Ку
зависит от полосы пропускания AF^ устройства формирования команды
Ку, в силу чего при рассмотрении КРУ значение максимальной частоты,
содержащейся в Ку, следует считать равным АРку. Для того, чтобы вы-
ходные фильтры в каждом канале дешифратора КРУ с полосами про-
пускания AF=FKy осуществляли получение непрерывных выходных ко-
манд практически без искажений, частоту передачи команд F=l/T, на-
зываемую потребной скоростью их передачи, необходимо выбирать,
исходя из условия F^(8...10)AFKy Выполнение этого неравенства обес-
печивает одновременно незначительное запаздывание в передаче ко-
манд, связанное с ограниченностью полосы пропускания КРУ.

б)	Ошибки КРУ с КИМ за счет квантования команд по уровню

Ошибка AKB(t) воспроизведения команды К, обусловленная кванто-
ванием передаваемой команды по уровню, без учета инерционности КРУ
определяется разностью значений команды, квантованной по времени, и
команды, квантованной на этот момент времени по уровню. Ошибку ACT(t)
(рис. 19.3,б,г) можно представить в виде последовательности прямоуголь-
ных импульсов [43] с длительностью Т, скважностью Q=l, амплитудой,
изменяющейся случайным образом в интервале ±0,5Км/пик, и активной
шириной спектра AF*=1/2T. Здесь: Км - максимальное значение команды,
Пик - количество интервалов квантования, равное 2N-1, a N - значность
безызбыточного двоичного кода. Наибольшее значение Агам ошибки A^ft)
составляет половину интервала квантования:

<1922)
Формула (19.22) позволяет найти минимально необходимое чис-
ло N, если заданы максимальные значения Км команды и допустимая
погрешность Лквм. Последняя определяется в результате анализа макси-
мально допустимых ошибок наведения ОУ. На практике, однако, зада-
ются обычно не максимальные, а среднеквадратические ошибки наве-
дения. Поэтому N отыскивают, опираясь на знание математического
ожидания и спектральной плотности GKB(co) или дисперсии для ошибки
команды, формируемой дешифратором.

Закон распределения ошибок квантования в пределах ±ЛКВМ
(19.22) можно считать равномерным с математическим ожиданием рав-
ным нулю. Тогда дисперсия ошибок квантования определяется соотно-
шением

(2ДКВМ)2 К2

— v квм /	_	м

12	~12(2n-1)2

(19.23)

Обычно эффективная полоса пропускания ЛРзф выходного филь-
тра в дешифраторе намного превышает эффективную полосу пропуска-
ния AF3K контура радиоуправления в целом и существенно меньше зна-
чения AFa, характеризующего активную ширину спектра частот случай-
ного сигнала AKB(t). При ЛРэф«1/2Т для всех частот в диапазоне O...F3K
можно считать спектральную плотность GKB ошибок квантования посто-
янной.

Процесс квантования по уровню существенно декоррелирует пе-
редаваемые команды [43] и при малых среднеквадратических ошибках
КРУ значения AKB(t) в соседних промежутках времени Т можно считать
статистически не связанными. Поэтому [43] значение GKB определяется
отношением дисперсии DKB амплитуды импульсов AKB(t) к их активной
ширине спектра частот 1/2Т и при O<co<2ttAF3K:

GKB

GKB

^2- = 2DKBT;

AFa

к2мт

6(2n -I)2 '

(19.24)

(19.25)

Формулы (19.24)—(19.25) позволяют определить потребное число
N разрядов двоичного кода, если выбран период Т, задана величина Км
и рассчитаны GKB или DKB.

в)	Ошибки КРУ с ФИМд за счет квантования передаваемых
команд по уровню

При воспроизведении знакопеременных команд по правилу (19.4)
в двухканальной КРУ с ФИМД с использованием m позиций для каждо-
го канала (рис. 19.10) максимальная ошибка квантования команды по
уровню определяется величиной

Аквм~Тп Кпш КдШ ~ Т КПш Кдш / m — Км / ГП,

где Км - максимальное значение команды, а Кпщ и кдш - коэффициенты
передачи шифратора и дешифратора. Полагая закон распределения
ошибок Ди равномерным, а их математическое ожидание равным нулю,
получим

D = ЗДсвм) = Ц.	(19.26)

кв 12	3m2

В течение одного периода Т передачи команд ошибка AKB(t) не
изменяется, а ее зависимость от времени и соотношения между 1/2Т,
ДРЭК и эффективной полосой ДРэф фильтра такие же, как и в КРУ с КИМ.
Поэтому спектральная плотность GKB(0) случайной ошибки AKB(t) в КРУ
с ФИМд определяется формулой (19.24). Однако входящую в нее дис-
персию DKB ошибки A„(t) необходимо вычислять по правилу (19.26).

Полученные формулы дают возможность определить требуемое
количество m позиций при известных величинах Км, дисперсии и
периода Т передачи команд.

г)	Переходные и перекрестные искажения

Переходные искажения возникают в линейных цепях и поэтому
иногда называются линейными. В КРУ с кодовой и временной селек-
циями причиной таких искажений является ограниченность полосы
пропускания КРУ, вызывающая теоретически бесконечные растяжения
срезов импульсов и связанное с этим влияние каждого данного подне-
сущего импульсного колебания на все последующие. Такое влияние
приводит к ошибкам в передаче команд и затрудняет селекцию сигна-
лов. Однако, выбирая интервал между соседними импульсами не менее
длительности импульса, переходные искажения можно устранить прак-
тически полностью.

Переходные искажения в КРУ с частотным разделением каналов
возникают за счет попадания синусоидального поднесущего колебания
одного из каналов в разделительный фильтр другого канала. Для
уменьшения уровня переходных помех рекомендуется частоту разноса
настройки разделительных фильтров выбирать не менее (1,5...2)ДРФ
полосы пропускания фильтра [43].

Перекрестные искажения возникают в КРУ, которые содержат
нелинейные преобразователи поднесущих колебаний. Так, в КРУ с час-
тотным разделением каналов нелинейность приводит к появлению на-
пряжений гармоник кратных поднесущим колебаниям и комбинацион-
ных частот, которые попадают в разделительные фильтры других кана-
лов. Для уменьшения этих искажений поднесущие частоты не следует
выбирать кратными друг другу.

В импульсных КРУ нелинейные преобразователи не вызывают
заметных перекрестных искажений, если интервалы между соседними
импульсами выбираются так же, как и при устранении переходных ис-
кажений.

19.8.3.	Ошибки КРУ при передаче разовых команд

В КРУ, обеспечивающих передачу разовых команд, основными
источниками ошибок являются радиопомехи, вызывающие возникнове-
ние ложных команд при отсутствии передачи и пропуск команд при их
наличии. Качество таких КРУ оценивают не только вероятностями лож-
ной тревоги Рлт и правильного приема РпрП, но и вероятностью полной
ошибки за заданное время:

Рпо=(1-Р1)Ркг+Р1Рпр.	(19.27)

Здесь Pi - априорная вероятность того, что разовая команда пе-
редается в течение заданного времени, а Рпр=1-Рпрп - вероятность про-
пуска сигнала.

Вероятности РпрП и Р^ могут быть найдены, если известны струк-
тура и параметры полезного радиосигнала и действующей радиопомехи.
Когда, например, разовая команда на выходе КРУ фиксируется как ре-
зультат приема пПК1 из участвующих в ее образовании цифровых
кодов

Пцк

Рпр=1-.Ш(1-Рнк)Пц‘ -	(19.28)

J-пцк1

Здесь Рнк=(1-Рп)ы - вероятность неподавления помехами N-значного
цифрового кода, а Рп - вероятность подавления одного разряда (пози-
ции), входящего в цифровой код.

При вычислении Р^ необходимо учитывать, что эта вероятность
характеризует возможность образования помехами за заданное время
сигнала, полностью имитирующего цифровой код анализируемой ко-
манды. Так, для указанного выше примера POT - это вероятность того,
что в течение времени, отводимого на передачу разовой команды, за
счет помех образуется ппк1 N-значньтх цифровых кодов.

Анализ связей РпрП и Рл с N показывает возрастание Рпр и умень-
шение Рдт с увеличением N, что свидетельствует о существовании опти-
мального значения N.
ГЛАВА 20. ДИНАМИЧЕСКИЕ СТРУКТУРНЫЕ
СХЕМЫ СИСТЕМ КОМАНДНОГО
РАДИОУПРАВЛЕНИЯ

20.1.	УРАВНЕНИЯ СКРУ САМОЛЕТАМИ

Процесс командного наведения самолётов, так же как и процесс
самонаведения, описывается системой дифференциальных уравнений,
включающих:

кинематические уравнения;

уравнения информационно-вычислительных систем;

уравнения управляющих систем (САУ и летчика);

уравнения объекта управления;

уравнения ошибок управления.

Поскольку правила преобразования управляющих сигналов в от-
клонения рулевых органов и затем в изменение фазовых координат
абсолютного движения самолета на этапе дальнего наведения аналогич-
ны тем, которые используются в процессе самонаведения, то в качестве
уравнений САУ могут быть использованы соотношения (15.10), (15.12),
а в качестве уравнений ОУ - соотношения (15.1)-(15.9). Для описания
эволюций ошибок наведения можно воспользоваться уравнениями
(17.1). Специфичными для СКРУ являются кинематические уравнения и
уравнения ИВС, которым далее будет уделено основное внимание.

20.1.1.	Кинематические уравнения

При дальнем наведении истребителей в плоскости курса целесооб-
разно пользоваться кинематическими уравнениями, которые определяют

Рис. 20.1

движение самолета и цели относительно
наземного пункта управления с учетом
того, что требуемый курс, например, при
методе перехвата (17.6) зависит от фц, фс
и фц. Необходимые кинематические
уравнения отыскиваются на основе рис.
20.1, на котором показано положение
цели Оц и самолета Ос в прямоугольной
системе координат, связанной с точкой
Оцу расположения ПУ. Цель движется со
скоростью Vu и курсом \|/ц, а наводимый самолет движется курсом фс со
скоростью Vc. Положение цели и самолета относительно ПУ харак-
теризуется азимутами фс и фц и дальностями Дс и Дц соответственно.

Проектируя вектор Vc на направление ОпуОс и нормаль к нему, а
вектор ¥ц - на линию ОцуОц и перпендикуляр к ней, по-
лучим уравнения, связывающие изменение дальностей Дц и Дс и угло-
вые скорости линий визирования ПУ-самолет и ПУ-цель:

Дс = Vc cos( фс - фс),	(20.1)

ДсФс = Ч sin(фс - <рс),	(20.2)

Дц =Уцсоз(фц-фц),	(20.3)

ДФц = V„ зш(фц - фц).	(20.4)

Соотношения (20.1)-(20.4) являются нелинейными дифференци-
альными уравнениями, что существенно затрудняет анализ контуров

командного управления. Однако при наведении на встречных или до-
гонных курсах фс~фс, а фц»фц (либо отличается на л: фц*фц+л). Тогда

Дс=Ч,	(20.5)

ДсФс=Ч(Фс-фс),	(20.6)

Au=Vu,	(20.7)

Дцфц =\(фц-фц).	(20.8)

Если в уравнениях (20.6) и (20.8) сделать замену Vc на Дс и Vu
на Дц, а слагаемые Усфс = Дсфс и Уцфц=Дцфц перенести в левую
часть, то получим

^Фс> = Дсфс + ДсФс = усфс ,	(20.9)

at

а(Д"Фц) = Дцфц+Дцфц = УцКИц •	(20.10)

at

Продифференцировав выражения (20.9) и (20.10) по времени при
Vc = Уц = 0, находим

7у(ДсФс) = ]бс >	(20.11)

at
j2

-т(ДцФц) = ]бц,	(20.12)

at

где j6c = Vcvj/c и j6u = Уцфц - боковые ускорения самолета и цели.
Высота истребителя при дальнем наведении либо постоянна (рис.
17.6), либо изменяется по линейному закону (набор или снижение). При
этом условии кинематическое уравнение для вертикальной плоскости
записывается в виде

H = Vcsin»a.	(20.13)

Здесь Эа - скоростной угол тангажа, который в реальных условиях небо-
льшой: sin9a»Sa. Дифференцируя (20.13) по времени при Vc = 0, полу-
чим

H = jH,	(20.14)

где jH = VcSa - нормальное ускорение самолета.

Уравнения (20.11), (20.12) и (20.14) устанавливают связь между
фазовыми координатами абсолютного (j61l, j6c, jH) и относительного (Дс,
фс, Дц, Фц, Н) движения цели, истребителя и ПУ.

20.1.2.	Уравнения ИВС

Эти уравнения связывают значения параметров рассогласования
с параметрами абсолютного и относительного движения цели, самолета
и пункта управления. Вследствие большого многообразия методов на-
ведения по курсу и сложностью аналитического решения уравнений,
связывающих требуемый курс истребителя с параметрами относитель-
ного движения, ограничимся простейшим случаем наведения по методу
перехвата (17.6), (17.7) на курсах, близких к встречным (догонным).

Напомним, что уравнения (17.6) и (17.7) характеризуют функ-
ционирование наземного вычислительного устройства, в котором курс
цели рассчитывают по формуле

\|/u=arctg(Az/Ax),	(20.15)

где Az и Ах - приращения координат Хц и хц за определенное время,
равное, например, периоду обзора РЛС.

Измерители дальностей и углов в современных РЛС являются
сложными устройствами, содержащими экстраполяторы, интерполято-
ры и системы фильтрации параметров радиосигналов. Поэтому оценки
Дц, До Фо Фц дальностей Дц и Дс, а также углов фс, фц допустимо
определять уравнениями:

Дц=Фд(р)Дц,	Дс=Фд(р)Дс,	(20.16)

Фц =фФ(Р)Фц>	Фс=фФ(Р)Фс.	(20.17)

где Фд(р) и Фф(р) - передаточные функции дальномеров и угломеров
наземных РЛС.
Командная радиолиния управления системы дальнего наведения
является устройством дискретного типа. Поэтому в общем случае ее
выходная команда К=\|/кру, где \|/кру - сигнал требуемого курса истреби-
теля на выходе КРУ, связана с вычисленным значением курса ц/т урав-
нением в конечных разностях. Однако при анализе контура управления
в целом допустимо не учитывать инерционность КРУ и отображать ее
каждый канал совокупностью 5-ключа и фиксатора, называемого также
экстраполятором нулевого порядка. Такой фиксатор обеспечивает неиз-
менность выходных сигналов КРУ в течение периода Т повторения
команды и имеет передаточную функцию

1-е-т₽

W*(p) =-------- .	(20.18)

Р

Бортовое измерительно-вычислительное устройство информаци-
онной подсистемы для канала бокового движения самолета функциони-
рует в соответствии с уравнением

Дф=\|/крУ-фс,	(20.19)

которое вытекает из (17.1). В уравнении (20.19) Дф - оцененное значе-
ние параметра рассогласования по курсу, а

Фс=фч-(р)^с -	(20.20)

оценка курса ц/с, где Фу(р) - передаточная функция измерителя ц/с на
борту истребителя.

20.2.	УРАВНЕНИЯ СКРУ РАКЕТАМИ
«ВОЗДУХ-ПОВЕРХНОСТЬ»

Для получения структурных схем различных видов СКРУ ракетами
«в-п» необходимо иметь уравнения: кинематические; ИВС; СУР; ракеты,
как ОУ и промахов. Поскольку в СКРУ используются осесимметричные
ракеты, то в качестве уравнений ОУ можно использовать соотношения
(15.2)-(15.5) для каждой плоскости управления. Модель СУР может быть
получена на основе разновидностей выражения (15.13). Промахи ракеты в
плоскостях управления аппроксимируются уравнениями (17.9).

При получении кинематических уравнений СКРУ необходимо
учесть, что в них используются трёхточечные методы наведения, при кото-
рых имеют место два кинематических звена. Одно из них характеризует
связь фазовых координат абсолютного и относительного движения в сис-
теме ПУ-цель, а другое - в системе ПУ-ракета. Спецификой уравнений
ИВС в СКРУ является необходимость учета в них соотношений, описы-
вающих функционирование КРУ. В связи с этими особенностями ниже
будут рассмотрены уравнения кинематических звеньев и ИВС.

20.2.1.	Кинематические уравнения

В общем случае в качестве кинематических уравнений для СКРУ
ракетами могут быть использованы уравнения (7.44) для систем
ПУ-цель и ПУ-ракета. Однако использование таких кинематических
звеньев в общей структурной схеме контура наведения в значительной
степени усложнит его анализ. В связи с этим ниже будут получены ки-
нематические уравнения в более простой форме. Поскольку связи меж-
ду фазовыми координатами абсолютного и относительного движения в

различных плоскостях управления одинаковы, то для определенности
кинематические уравнения будут получены для вертикальной плоскости.
Связи между абсолютным и относительным движением ПУ, цели и

1	У	ракеты для этой плоскости могут

0 q	Яуц	быть установлены в процессе

'-- анализа рис. 20.2. На этом рисун-

/	V z	ке: точками Оц и Ор показано

/	текущее расположение цели и

Дц/ 7*	ракеты в невращающейся систе-

/ Др/\	ме координат ОпуХ0Уо, связанной

/ /	\	с Центром массы Опу пункта

/ / Jr \ рв	управления; £цв и £рв - углы визи-

\	рования цели и ракеты; Эуц, Зур и

Еив \ vna \,	Зулу - углы между векторами

q	X скоростей Уц, Vp и Vny и горизон-

0	тальной плоскостью, называемые

Рис. 20.2	скоростными углами тангажа. Из

рис. 20.2 следует, что кинемати-
ческие уравнения системы ПУ-цель могут быть получены в виде двух
соотношений. Одно из них

Дц =Vucos(eUB-»vu)-Vnycos(£UB -S^)	(20.21)

получается в результате проектирования скоростей Уц и Vny на линию
визирования ОпуОц. Это соотношение получено с учетом того, что при
Vnycos(£UB-3vny)>Vucos(£UB-3vu) имеет место Дц < 0, обусловливающая
уменьшение дальности Дц в процессе сближения ПУ с целью.

Второе соотношение

Дцёцв = vny s*n(EuB -&vny)-Yi sin(EUB -Зуц) >	(20.22)

отражающее поперечную скорость, получено путем проектирования
скоростей на нормаль к линии визирования ОпуОц. При получении
(20.22) было учтено, что проекция VnySin(€UB-dvny) вращает линию визи-
рования в положительном направлении (против часовой стрелки), в то
время как проекция Vusin(€UB-^V4) - в отрицательном направлении (по
часовой стрелке).

Использование нелинейных дифференциальных уравнений
(20.21) и (20.22) усложняет процедуру анализа контура наведения раке-
ты. Поэтому эти уравнения обычно линеаризуют, полагая, что углы
Вцв-^vny И £ЦВ-Эуц малы, а скорости Упу и Уц постоянны. Тогда из (20.21)
и (20.22) следуют уравнения:

A«=Vu-Vny,	(20.23)

Дцёцв = Vny(ецв - дулу) - VU(EUB - 3VIX).	(20.24)

Раскрыв (20.24) с учетом (20.23), получим

ДцЁцВ “ (^пу — ^ц)бцВ + VjjQ'y!* — Vnydyny — — Дц€цВ + УцЭ'уц — УнуЭ^иу ,

ДцЁцВ + ДцЕцВ “ Vjj&vn — Vnydyny ,

dffldUt£uB) - VuSvu -3vny.	(20.25)

Продифференцировав (20.25) по времени при Vu=const и
Vny=const, будем иметь

(20.26)
at

где .кв = ^цЗуц и jnyB = Vny^vny ” соответственно вертикальные уско-
рения цели и ПУ. Структурная схема кинематического звена, соответст-
вующая (20.26), показана на рис. 20.3.

Рис. 20.3

Рассуждая аналогичным образом, можно получить кинематиче-

ские уравнения в вертикальной плоскости для системы ПУ-ракета:

<12(ДреРв) = .	.

. 2 Jpe JnyB>

(20.27)

в котором jpB - вертикальное ускорение ракеты. Из уравнений (20.26) и
(20.27) и рис. 20.3 следует, что кинематические звенья ПУ-цель и
ПУ-ракета определяются совокупностью двух интеграторов с коэффи-
циентами передачи, обратно пропорциональными Дц и Др.

20.2.2. Уравнения ИВС

Уравнения ИВС СКРУ ракетой «в-п» устанавливают связь между
фазовыми координатами относительного движения ПУ, ракеты и цели, с
одной стороны, и формируемыми параметрами рассогласования - с
другой. В состав этих уравнений должны входить соотношения, ото-
бражающие закон формирования параметров рассогласования Дв>г и
выражения, аппроксимирующие алгоритмы функционирования измери-
телей (формирователей оценок) и командной радиолинии управления.

Для упрощения задач дальнейшего анализа СКРУ будем пола-
гать, что все параметры рассогласования и требуемые оценки форми-
руются в виде постоянных напряжений. Тогда при использовании трех-
точечного метода наведения (17.10) уравнения формирователя парамет-
ра рассогласования будут определяться соотношением

идв,г“КПдДпр(иецВ,г “ Щрв.г)?	(20.28)

в котором Кпд - размерный коэффициент преобразователя программной
дальности ДпР; оценки иБЦВ>г и иЕрв г углов визирования €цв Г и Ерв г форми-
руются угломерами по правилу

UeuB,r—Фц(р)Ецв,г j Щрв,г“Фр(р)^рв,г ?	(20.29)

где Фц(р) и Фр(р) - передаточные функции угломеров.

Сформированные на ПУ параметры рассогласования иДвг (20.28)
передаются на борт ракеты с помощью КРУ. После декодирования они
поступают на вход СУР в виде команд

икв,г=идв,г'№к(р)>	(20.30)

где WK(p) - передаточная функция КРУ. Совокупность выражений
(20.28)-(20.30) и представляет собой уравнения ИВС СКРУ ракетой
«в-п», которые могут быть использованы при построении структурной
схемы контура наведения.

20.3.	ДИНАМИЧЕСКАЯ СТРУКТУРНАЯ СХЕМА
КОНТУРА КОМАНДНОГО РАДИОУПРАВЛЕНИЯ
ИСТРЕБИТЕЛЕМ

При анализе контуров командного радиоуправления истребите-
лями можно сделать следующие допущения. Вследствие небольшой
инерционности радиолокационных измерителей по сравнению с после-
дующими элементами контура можно считать передаточные функции в
(20.16), (20.17) равными единице. Кинематические звенья цель-ПУ и
самолет-ПУ определяются уравнениями (20.11), (20.12). Считается
также, что КРУ для управления по курсу имеет период передачи команд
Т и представляет собой идеальный 5-ключ и фиксатор с коэффициентом
передачи (20.18). САУ представлена в виде инерционного звена
Ку/(Тур+1), а звено W33(p) моделирует связь между требуемым креном и
ускорением самолета. Динамическая структурная схема контура ко-
мандного радиоуправления истребителем по курсу при наведении по
методу перехвата, учитывающая сделанные выше допущения, изобра-
жена на рис. 20.4.

Рис. 20.4

Анализ рис. 20.4 показывает, что СКРУ истребителя является не-
стационарной, аналого-дискретной системой, в которой коэффициент
передачи контура радиоуправления изменяется примерно по закону
1/(Дз+Ус1н), а ошибка наведения истребителя по курсу равна разности
между требуемым и истинным курсом.

20.4.	ДИНАМИЧЕСКАЯ СТРУКТУРНАЯ СХЕМА КОНТУРА
КОМАНДНОГО РАДИОУПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ

«ВОЗДУХ-ПОВЕРХНОСТЬ»

Уравнения, используемые для построения динамической струк-
турной схемы контура командного радиоуправления ракетой «в-п» на
наземную малоподвижную цель, будут получены при условиях, что
наведение осуществляется по закону (17.10), а каналы управления раке-
той в различных плоскостях не влияют друг на друга. В связи с этим
ниже, для определенности, будут систематизированы в операторной
форме все исходные уравнения только для вертикальной плоскости.

4—1878
Взаимосвязи фазовых координат абсолютного и относительного
движения цели, ракеты и ПУ в этой плоскости можно описать получен-
ными из (20.26) и (20.27) кинематическими уравнениями

Ецв jnyB/р Дц, SpB—^jpB“jnyB)/p Др,	(20.31)

в которых учтено, что для малоподвижной наземной цели jUB=0.

При получении уравнений ИВС будем считать, что используется
трехточечный метод наведения в форме (20.28)

ЧдВ"~кпдДПр(иЕцВ — иерВ),	(20.32)

в котором оценки иецв и иерв углов визирования цели и ракеты формиру-
ются по правилу (20.29):

Мецв-’Фц(Р)Ецв, иЕрв~ Фр(р)Ерв.	(20.33)

Кроме того, будем полагать, что сформированные на ПУ команды деко-
дируются на ракете по закону (20.30):

uKB=uABWK(p).	(20.34)

Связь между командой икв и реакцией ракеты в виде вертикального
ускорения jpB в общем случае может быть отражена уравнением

jpB=UKBW,3(p),	(20.35)

где W33(p) - передаточная функция эквивалентного звена, включающего
в себя СУР и динамику ракеты. В автоматическом режиме алгоритм
функционирования СУР определяется уравнением, аналогичным
(15.43), а уравнения ракеты идентичны соотношениям (15.45), которые
использовались для ракет «в-в».

Точность наведения ракеты «в-п» в вертикальной плоскости мо-
жет быть оценена величиной текущего промаха

Ьв=Др(ещ,-ерв),	(20.36)

полученного из общего соотношения (17.9). Структурная схема контура
наведения ракеты «в-п» на наземную цель в вертикальной плоскости,
соответствующая уравнениям (20.31)-(20.36), приведена на рис. 20.5.

Рис. 20.5
Анализ этой схемы позволяет сделать следующие выводы.

Схема отображает функционирование линеаризованной много-
мерной, нестационарной, иерархической системы управления. В качест-
ве входных сигналов в ней рассматриваются ускорения j„yB ПУ, воздей-
ствующие на кинематические звенья К31 и К32 (20.31). Выходными
сигналами можно считать ускорение ракеты jpB и промах hB в вертикаль-
ной плоскости.

Нестационарность контура предопределена переменными коэф-
фициентами Дц, Др и Дпр в (20.31), (20.32) и (20.36). Иерархический
принцип построения прослеживается по наличию цепей отрицательных
обратных связей (ООС) как на уровне всего контура в К32 через уско-
рение jpB, так и на уровне ИВС через и£рв при формировании параметра
рассогласования (20.32). Отрицательные обратные связи, имеющие
место в СУР и ракете, на рисунке не показаны.

Следует отметить, что структурная схема контура командного
радиоуправления ракетой «в-п» в горизонтальной плоскости имеет
идентичный вид. Структурные схемы для контуров командного наведе-
ния ракет «в-п», использующих другие методы наведения, могут быть
получены аналогичным образом.

При ручном управлении ИВС в структурной схеме на рис. 20.5
заменяется на передаточную функцию летчика Wn(p), в качестве кото-
рой могут быть использованы разновидности соотношения (15.11) [46].
ГЛАВА 21. ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ПОКАЗАТЕЛИ
СИСТЕМ КОМАНДНОГО РАДИОУПРАВЛЕНИЯ

21.1.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИХ
ПОКАЗАТЕЛЯХ СКРУ

Тактико-технические показатели (ТТП) систем командного ради-
оуправления включают Г ГП, характеризующие систему управления в це-
лом, и ТТП ее подсистем (элементов). Основными показателями системы
командного радиоуправления являются дальность действия, пропускная
способность, точность, разрешающая способность, помехозащищенность,
надежность, живучесть, мобильность, стоимость, габариты и масса. Они
тесно связаны и во многом определяются соответствующими показателями
элементов, входящих в состав системы управления.

Применительно к СКРУ истребителями дальность действия ха-
рактеризуется интервалом дальностей Дюпах-. Дитп между ПН и целями,
в пределах которого осуществляется сбор информации о воздушных
объектах и управление истребителями в воздухе с заданной точностью.

Пропускная способность СКРУ определяет количество одиноч-
ных или групп истребителей, которые могут одновременно наводиться
на воздушные цели с одного пункта наведения. Она зависит, главным
образом, от максимального количества одновременно сопровождаемых
наземными РЛС воздушных объектов (целей), темпа передачи команд,
длительности цикла решения в ЭВМ задачи наведения одиночного са-
молета на воздушную цель, количества операторов наведения и рабочих
мест, длительности передаваемых на борт самолета кодограмм.

Максимальное число одновременно сопровождаемых целей ха-
рактеризует пропускную способность РЛС. Темп передачи команд оп-
ределяется условиями обеспечения устойчивости системы управления и
допустимым уровнем ошибок наведения. Длительность одного цикла
решения задачи наведения в ЭВМ связана с быстродействием и объе-
мом её памяти. На пропускную способность СКРУ значительное влия-
ние оказывают психофизиологические возможности оператора наведе-
ния, его эргономические показатели и способность к восприятию, обра-
ботке и накоплению информации.

При ограниченной пропускной способности КРУ длительность Тк
кодограммы определяется необходимым объемом информации, переда-
ваемым на истребитель в течение одного цикла. Тогда максимально
100
возможное число Nm( истребителей, обслуживаемых наземной частью
КРУ с заданным темпом (периодом) Т передачи команд, находится из
соотношения NHM=T/TK. Длительность кодограммы при отсутствии огра-
ничений в КРУ на максимальную скорость передачи выбирается таким
образом, чтобы обеспечить заданное число наведений. Количество ин-
формации, содержащейся в кодограмме, передаваемой одиночному
самолету, задает в этом случае требуемую пропускную способность
КРУ. Напомним, что под пропускной способностью КРУ понимают
максимальное количество информации, которое может быть пропущено
через неё с заданной точностью за единицу времени.

В СКРУ большое внимание уделяется согласованию КРУ в инфор-
мационном отношении с ЭВМ как на передающей, так и на приемной сто-
ронах. На передающей стороне это согласование сводится к тому, чтобы
максимальная скорость выдачи команд управления из ЭВМ равнялась
пропускной способности КРУ. Для выполнения данного условия обычно
необходимо предварительно запоминать команды управления и изменять
скорость их передачи по радиолинии. Аналогичная задача согласования
решается и на приемной стороне КРУ.

Помехозащищенность СКРУ обеспечивается в основном скрыт-
ностью и помехоустойчивостью РЛС, КРУ и систем передачи данных
[27, 47]. Скрытность этих элементов системы радиоуправления характе-
ризуется совокупностью показателей: излучаемой мощностью, шириной
главного луча диаграммы направленности, длительностью излучения,
показателями неопределенности (рандомизации) излучения и т.д. По-
этому основными путями повышения скрытности в СКРУ являются
уменьшение мощности и длительности излучаемого сигнала, ширины
диаграммы направленности, применение радиоволн, распространяю-
щихся лишь в пределах прямой видимости, изменение рабочей длины
волны по случайному закону, использование широкополосных, в том
числе шумоподобных сигналов.

Вопросы, связанные с помехоустойчивостью радиоэлектронных
средств, входящих в состав СКРУ, подробно рассматриваются в литера-
туре, посвященной технике радиолокации и радиосвязи. Здесь следует
лишь отметить, что в СКРУ помехоустойчивость подсистемы радиоло-
кационного наблюдения за воздушной обстановкой во многом обеспе-
чивается за счет избыточности частотного диапазона созданного радио-
локационного поля в результате использования РЛС различных диапа-
зонов волн. Наиболее слабым звеном являются КРУ. При действии на
них преднамеренных помех большого уровня изменяется крутизна сред-
ней амплитудной характеристики, появляется разбаланс, в пределе
наступает размыкание контура радиоуправления. Одной из простейших
мер по борьбе с преднамеренными помехами является перестройка в
полете рабочей частоты КРУ. Так как летчик на борту самолета загру-
жен выполнением основных операций по пилотированию самолета,
наблюдению за воздушной обстановкой, применению оружия и т.д., то
должна быть обеспечена беспоисковая и бесподстроечная связь с мини-
мальным участием летчика в управлении КРУ. Для этого предваритель-
но на земле приемник КРУ настраивается на фиксированные дискрет-
ные рабочие частоты. Каждой настройке присваивается свой номер
(канал). Любой из каналов может быть настроен на любую рабочую
частоту. Число рабочих частот определяется формулой

Np=(fmax-fmin)MfK,

где AfK - разнос соседних несущих частот, который в предельном случае
равен ширине спектра излучаемого наземной аппаратурой КРУ радио-
сигнала; fmax и fmin - верхние и нижние частоты диапазона, отведенного
для передачи команд. В полете при поступлении на борт истребителя
команды перехода на новые радиоданные летчику остается лишь нажать
снопку на пульте управления, что не требует от него особых затрат
времени и внимания, либо этот переход делается автоматически.

Из мер по повышению помехоустойчивости КРУ можно указать
на использование передающих и приемных антенн с узкими диаграм-
мами направленности, передатчиков повышенной мощности с наиболее
помехоустойчивыми сигналами излучения, уменьшение полосы пропус-
кания приемника, применение помехоустойчивого кодирования, специ-
альных методов обработки сигналов.

Аналогичные рассуждения относительно рассмотренных ТТП
можно провести и для СКРУ ракетами.

Точность СКРУ обычно оценивается ошибками наведения само-
летов и ракет. Причины ошибок и методика их анализа в СКРУ те же,
что и в радиоэлектронных системах самонаведения. Кроме того, необ-
ходимо учитывать влияние ошибок КРУ на точность наведения самоле-
тов и ракет. Точность СКРУ существенно связана с ошибками измери-
тельных устройств, вызываемыми наличием небаланса, расфазирования
и отклонения их коэффициентов передачи от номинальных значений.

При наличии небаланса в следящих угломерных и дальномерных
устройствах, которые служат в качестве источников информации для
формирования требуемого значения курса фт истребителя, возникает
ошибка Ац/Нь В появлении этой ошибки при формировании фт можно
легко убедится, если проанализировать, например, уравнение (17.3) при
методе погони и уравнение (17.6) при методе перехвата. Анализ этих
уравнений показывает, что A\|/Hi является достаточно сложной функцией
координат цели и истребителя, а также значений АДц, Афц, АДс и Афс,
характеризующих небаланс дальномера и угломера, измеряющих отно-
102
сительные координаты самолета и цели. Вместе с тем по мере возраста-
ния Дс при фиксированных значениях Дц, фц, ДДЦ, Дфц, ДД и Дфс ошиб-
ка чаще всега возрастает. Одновременно образуется неизменная во вре-
мени ошибка Дфн2, обусловленная наличием небаланса в измерителе
фактического курса ф.

Результирующая ошибка ДфН1~Дф112 вызывает погрешность Дк наве-
дения истребителя по курсу. Характерным при этом является полет истре-
бителя с постоянной во времени ошибкой ДфН1-Дфн2. Ошибку наведения
истребителя, причиной которой является погрешность Дфн1-Дфн2, можно
найти в результате анализа динамической структурной схемы контура
дальнего наведения при учете действия возмущений ДфН1 и Дфнг. К подоб-
ным же качественным результатам приводит наличие небаланса измерите-
лей, обеспечивающих наведение истребителя по высоте.

При наведении ракеты в вертикальной плоскости по методу со-
вмещения и наличии небаланса в измерителе угла 8ВЦ то направление, на
котором должна быть ракета, отклоняется на неизменный по величине
угол Д8цн относительно линии пункт управления - цель. При несбалан-
сированном измерителе угла 8вр возникает постоянная по величине
ошибка Д8рн. Это вызывает появление неизменяющегося во времени
дополнительного угла между требуемым и фактическим направлениями
полета ракеты.

Когда коэффициенты передачи измерителей углов 8ВЦ и 8вр отли-
чаются от номинальных значений, возрастают ошибки определения 8ВЦ и
8вр, что вызывает увеличение промаха ракеты или приводит к неустой-
чивости контура командного радиоуправления.

Расфазирование измерителей в моноимпульсных угломерах вы-
зывает уменьшение коэффициентов передачи пеленгационных уст-
ройств, входящих в состав измерителей углов 8ВЦ и 8вр, что является
причиной динамических ошибок угломерного устройства и роста про-
маха ракеты.

Характерной особенностью СКРУ является появление ошибок
наведения при нарушении юстировки взаимного положения антенн,
входящих в состав измерителей углов 8ВЦ и 8вр. Сущность юстировки
сводится к тому, что напряжение (20.32) при сбалансированных угломе-
рах должно быть равно нулю, когда 8цв=8рв. Если при этом иДв^0, то
регулированием передаточных функций угломеров Фц(р) (или Фр(р))
добиваются равенства иДв нулю.

Отклонения Фц(р) и Фр(р) от номинальных значений приводят к
изменению динамических свойств контура наведения и, следовательно,
к возрастанию ошибок наведения ракеты, в частном случае контур на-
ведения может стать неустойчивым.
Далее из всех указанных выше показателей СКРУ рассмотрим
более подробно дальность действия, точность и вопросы устойчивости,
связанные с пропускной способностью и выбором параметров систем
наведения.

21.2.	ДАЛЬНОСТЬ ДЕЙСТВИЯ СКРУ

В СКРУ истребителями различают дальность действия (ДЦ) собст-
венно системы радиоуправления и ДД входящих в систему элементов:
РЛС, КРУ и истребителя. В общем случае значения их ДД могут и не сов-
падать. При этом один из элементов будет лимитировать ДД системы в
целом. Максимальная ДД СКРУ зависит от максимальной дальности обна-
ружения РЛС, приданных ПН, а минимальная ДД СКРУ определяется
летно-техническими характеристиками истребителя по набору высоты и
принимается равной пути, проходимому при этом истребителем.

Так как перехват воздушной цели состоит из этапов целераспре-
деления (назначения наведения) и этапа собственно наведения, то ДД
СКРУ, реализующей этап наведения и обеспечивающей наведение ис-
требителя с момента поступления боевых задач с КП на ПН, должна
соответствовать ДД системы целераспределения на момент назначения
наведения. Напомним, что на этапе целераспределения для каждого
истребителя должны быть определены: метод наведения; полусфера
атаки; скорость и высота ее выполнения; вид программы полета на пе-
рехват, характеризуемый расчетным моментом включения форсажа;
координаты расчетной точки встречи; время до взлета перехватчика и
время его полета до расчетной точки встречи с целью.

Координаты расчетных точек встречи истребителей и целей рас-
считываются таким образом, чтобы удовлетворить двум противоречи-
вым требованиям: с одной стороны, максимизировать число поражае-
мых целей, а с другой - минимизировать глубину их проникновения на
территорию обороняемого района. Однако выход в эти точки истреби-
телей может и не состояться в связи с ограничениями по расходу топли-
ва. Поэтому для каждого истребителя строят границы зон достижимости
по запасу топлива, то есть находят координаты точек встречи истреби-
теля с целью, для которых расход топлива при полете истребителя от
аэродрома взлета до точки встречи и далее до аэродрома посадки был
бы равен его располагаемому запасу. Эти границы, определяющие так-
тический радиус действия истребителя, зависят от ряда факторов: лет-
ных характеристик истребителя и системы его вооружения, высоты и
скорости полета цели, метода наведения и режима полета истребителя,
типа используемого топлива и др. Влияние некоторых из этих факторов
учесть трудно. Например, цели могут маневрировать и на парирование
этих маневров необходимо оставлять некоторый резерв топлива.
Процедура нахождения точки встречи облегчается тем обстоя-
тельством, что обычно планируемую траекторию полета истребителя
составляют из ряда типовых участков.

Точные границы зон достижимости по запасу топлива, получаемые
в результате громоздких вычислений, описываются достаточно сложными
кривыми, которые для удобства на практике аппроксимируются окружно-
стями со смещенными относительно аэродрома центрами. Радиус окруж-
ности и смещение центра зависят от условий наведения. При методе пря-
мого наведения смещение центра окружности равно нулю [4].

Для нахождения границы требуемой зоны обнаружения воздуш-
ных целей наземными РЛС необходимо границу зоны, достижимую по
топливу, отодвинуть на величину, равную произведению скорости Vu
цели на время, протекающее от момента обнаружения цели до момента
выхода истребителя в точку встречи. Потребная дальность обнаружения
вычисляется на основе данных о местоположении (координатах) РЛС и
максимально удаленной от нее точки, расположенной на границе зоны
обнаружения.

Для того, чтобы перехват состоялся на предельных по топливу
расстояниях, истребитель должен быть поднят в тот момент, когда цель
выйдет на границу зоны подъема, удаленную от границы зоны дости-
жимости по топливу на величину V4tH, где tH - время наведения, склады-
вающееся из времени, минимально необходимого для выхода истреби-
теля на высоту и скорость, времени сближения истребителя с целью и
времени полета пущенной с истребителя ракеты до цели. Границы зоны
подъема также аппроксимируются окружностями. Наличие потребных
зон подъема или обнаружения обеспечивает правильный выбор про-
граммы полета на перехват и определение момента взлета. Если точка
фактического положения цели лежит внутри окружности зоны подъема,
то истребитель надо немедленно поднимать в воздух или подавать ко-
манду на запуск двигателя, если используются потребные зоны обнару-
жения.

После взлета истребителя начинается процесс командного наве-
дения с ПН, при этом метод наведения, полусфера атаки, высота и ско-
рость выполнения атаки считаются заданными. Рациональные резервы
топлива на парирование возможного маневра цели вычисляются заранее
и учитываются при расчете радиусов действия истребителя. Перед на-
чалом наведения уточняется режим полета, характеризуемый моментом
включения форсажа, и соответствующее ему расчетное положение точ-
ки встречи, для выхода в которую расходуется все топливо за исключе-
нием резервов, предназначенное для выполнения перехвата и привода
на аэродром посадки. Это обеспечивает для данных условий максимум
средней скорости полета на перехват и, следовательно, минимум време-
ни полета истребителя до точки встречи с целью и, в результате, мини-
мум глубины её проникновения на обороняемую территорию.

Для нахождения минимальной ДД нужно построить границы зо-
ны, предельной по пути набора истребителем высоты и скорости атаки
цели. Кривая, описывающая границы этой зоны, является эвольвентой [4].

Выше упоминалось о том, что ДД СКРУ в существенной степени за-
висит от ДД РЛС. В связи с этим расположение и параметры РЛС должны
быть выбраны таким образом, чтобы обеспечить требуемые зоны обнару-
жения воздушных целей. Для оценки реальной дальности действия РЛС
используют формулы, приведенные в литературе по радиолокации. При
размещении РЛС следует учитывать возможность затенения областей на-
блюдения за счет различного рода возвышенностей. Особенно остро данная
проблема стоит в горной местности. Значительную помощь в решении
указанной проблемы могут оказать авиационные комплексы дальнего ра-
диолокационного обнаружения и наведения.

Дальность действия КРУ зависит от многих факторов, основными
из которых являются:

требуемая точность и пропускная способность при передаче команд;
мощность передатчика;

усиление передающей и приемной антенн;

затухание радиоволн в процессе их распространения;
интенсивность и характер помех;

вид используемого радиосигнала;

способ обработки сигнала в радиоприемном устройстве.

Предельная ДД КРУ, работающих в диапазоне ультракоротких
волн, определяется дальностью прямой видимости [72]:

дтах=дпв=4Д2(7н;+7н;),

где Hi и Н2 - высоты установки передающей и приемной антенн в мет-
рах, а Дпв - дальность прямой видимости в километрах. Если принять,
что приемная антенна установлена на истребителе, то есть Н2=НП, где
Нп - высота полета, и Hi«Hn, то приведенное выражение упрощается и
дальность прямой видимости Дпв » 4,12<уНп . Эта формула справедлива
и для нахождения предельной дальности обнаружения воздушных целей
наземными РЛС. При малых высотах полета дальность КРУ существен-
но сокращается и в определенных ситуациях может возникнуть необхо-
димость в ретрансляторе либо наведении истребителя голосом до мо-
мента установления связи по КРУ.

Дальность действия СКРУ первого вида ракетами «в-п» опреде-
ляется примерно так же, как и дальность действия ССН самолетов
(§16.1), применяющих ракеты с полуактивными РГС. ДД СКРУ второго
вида находится аналогично ДД для ССН самолетов с ракетами, осна-
щенными комбинированными системами наведения.

При расчете зон возможных пусков ракет «в-п» с командным на-
ведением учитываются характеристики самолета-носителя, тип СКРУ,
показатели ракеты, её взрывательного устройства и боевой части, усло-
вия боевого применения. Расчет и построение зон возможных пусков
(ЗВП) проводят в неподвижной системе координат с началом в центре
цели при допущении, что скорость цели равна нулю. Возможность тако-
го допущения обосновывается тем, что наземные и морские цели непод-
вижны или движутся со скоростями, значительно меньшими, чем ско-
рость полета ракеты. Отсюда следует, что ЗВП в СКРУ в отличие от
ЗВП ракет класса «в-в» (рис. 16.2) не зависят от полусферы атаки и в
вертикальной и горизонтальной плоскостях их сечения являются сим-
метричными относительно показанных соответственно на рис. 16.2,а,б
вертикальной оси Н и перпендикуляра к оси Д, проведённого в точке
расположения цели.

Следует также заметить, что при действии СКРУ по наземным
(морским) целям понятие полусферы атаки теряет свой смысл.

21.3.	УСТОЙЧИВОСТЬ СКРУ

21.3.1.	Анализ устойчивости СКРУ самолетами

Анализ устойчивости контура командного радиоуправления ист-
ребителем будем проводить на основе структурной схемы, показанной
на рис. 20.4. При этом воспользуемся методом «замороженных» коэф-
фициентов (§4.1). В дальнейшем будем полагать, что для малых интер-
валов времени коэффициенты

—= к Дц =к	—i_=K	(21 1)

д3+ул ц” ft+vctH ц2’ /uvctH с

можно считать постоянными. Кроме того, для упрощения последующе-
го анализа можно считать TY=0 и передаточную функцию от к ц/с
аппроксимировать инерционным звеном, для которого

ч'с = т^йч'кру’	(21,2)

где Тц, - постоянная времени.

Учитывая также равенство j6c=Vcp<|/c, получим упрощенную ди-
намическую структурную схему контура управления, изображенную на
рис. 21.1.

Чтобы оценить устойчивость системы КРУ самолетом, необхо-
димо найти характеристический полином, представляющий собой зна-
менатель передаточной функции замкнутого контура управления. Кон-
тур управления, соответствующий схеме на рис. 21.1, относится к клас-
су дискретных систем радиоавтоматики. Для анализа дискретных сис-
тем используют аппарат Z-преобразований [58].

Рис. 21.1

В рассматриваемом контуре входным воздействием является бо-
ковая перегрузка цели или однозначно связанная с ней величина (см.
рис. 21.1)

( \

Кп9	К„1	.

- ~2~^ v Збц+7€Кц1-	(21.3)

Lp Дц PVuJ

Следует отметить, что на догонных курсах слагаемое лКц1 (21.3)
следует не учитывать. В качестве выходного сигнала контура можно
рассматривать курс самолета

v|/c(z)=<DK(z)\|/i(z),

(21-4)

где \|/i(z), yc(z) и Фк(г) - Z-преобразования входного и выходного воз-

действий и Z-передаточная функция контура управления.

Напомним [58], что задержка сигнала на время Т имеет Z-преоб-
разование z"1, а звено (1-е"рТ) описывается выражением (z-l)/z. Тогда Z-
преобразование передаточной функции контура управления имеет вид

—-zJ—!-------

Фк(г) =___Z	lP(T*P + 1)J	,

1 + Ъ--------->

Z [рСГуР+ 1) рДс

(21.5)

где Z{*} - оператор Z-преобразования.
По таблицам Z-преобразований [58, 76] находим

Vck 1 Г Tz zyi-e-*) '
р^р+одД v|_(z-l)2 (z-l)(z-e-“)

(21.6)

(21.7)

где kv = —— =------------ - коэффициент передачи контура наведе-

Дс Дз + Vc^H

ния истребителя по скорости, а=Т/Тки. Подставляя (21.6) и (21.7) в
(21.5), получим передаточную функцию контура управления самолетом

Фк(г) =	.	(21.8)

b2z2 ч-bjZ + bo

Здесь: Ь|=куТ-кУТи(1-еа)-(1+е’а); Ь0=(1-куТ)е“+куТ1И(1-е-а); b2=l. Из-
вестно [58, 76], что процесс командного радиоуправления истребителем
будет устойчивым, если коэффициенты знаменателя (21.8) будут удов-
летворять следующим условиям:

b0+bi+b2>0,	(21.9)

b0-bi+b2>0,	(21.10)

b2-b0>0.	(21.11)

Складывая все коэффициенты Ь, в соответствие с условием (21.9), имеем
куТ(1-е“)>0.

Отсюда следует, что условие устойчивости выполняется при любых
положительных значениях kv, Т и ТХ|(. На основе (21.10) и (21.11) полу-
чим два неравенства:

(1-куТ)е“+2 KvTw(l-e‘“)-KvT+2+ea>0,

(21.12)
l-(l-KvT)e‘a-KvT(|,(l-e’a)>0.

Поскольку в реальных условиях период поступления команд Т
существенно больше постоянной времени Tv, то а»1 и е'“»0. Тогда
выражения (21.12) приближенно можно записать в виде

2kvTv-kvT+2>0,

1-КуТуХ).

(21.13)

(21-14)
Для больших и средних дальностей Д3 величина
Kv=Vc/(/^+VctH)«l и последнее неравенство выполняется всегда, а из
(21.13) следует, что период формирования команд должен выбираться
из условия

Т<2Т,+ —.	(21.15)

kv

При малых значениях коэффициента передачи по скорости пери-
од T<2/kv. Например, для kv=0,1 с"1 и 7^=0,5 с период передачи команд
управления не должен превышать 21 с. Обычно Т выбирают с двукрат-
ным запасом (Т«10 с).

Следует подчеркнуть, что требуемый период Т передачи команд
во многом и определяет период обзора наземных РЛС.

21.3.2. Анализ устойчивости СКРУ

РАКЕТАМИ «ВОЗДУХ-ПОВЕРХНОСТЬ»

Анализ устойчивости СКРУ ракетой «в-п» будет проведен по
методике, изложенной в §4.1, на основании структурной схемы, которая
приведена на рис. 20.5. Исследование этой схемы будет проводиться с
использованием принципа «замороженных» коэффициентов при сле-
дующих допущениях:

оценивание углов и ерв визирования цели и ракеты осуществ-
ляется одним угломером, который имеет передаточную функцию

Kv

Фц(Р) = Фр(Р)=-----— ,

ц р тур+1

где ку и Ту - коэффициент передачи и постоянная времени угломера;

инерционность КРУ пренебрежимо мала по сравнению с инерци-
онностью системы управления и ракеты, поэтому ее передаточную
функцию можно аппроксимировать усилительным звеном с коэффици-
ентом передачи к^, т. е. WK(p)=Knx;

программная дальность в (20.32) оценивается настолько точно,
что можно считать оправданным равенство Дпр=Др-

На основе этих допущений схема, приведенная на рис. 20.5, уп-
рощается до вида, показанного на рис. 21.2. Для удобства дальнейшего
анализа на этой схеме был осуществлен формальный перенос части
]пув/р2Др - второго кинематического звена К32 через узел У1, а звена
угломера - через сумматор Е1 (рис. 20.5). Поскольку передаточная
функция параллельных звеньев равна сумме их передаточных функций,
то результирующая функция Wny^p) звеньев, на вход которых воздейст-
вует сигнал jnye, будет определяться соотношением
wnyB(p)=

1
р2ДР

i
р2Дц

Дц-Др
р2 ДцДр

Тогда структурная схема контура наведения, приведенная на рис. 21.2,
может быть преобразована в схему, показанную на рис. 21.3. На этой
схеме использовано обозначение

Ki КуКпдкпк.	(21.16)

Следует отметить, что последняя схема, в отличие от предыду-
щих, имеет только один вход, что позволяет упростить ее анализ.

Рис. 21.2

Рис. 21.3

Передаточная функция полученной структуры от к hB опреде-
ляется соотношением

(Дц-Др)Др	1

р2ДцДр !, MPw33(p) =
р2(Тур+1)Др

(Дц-Др) Ту р+1

Дц Тур3+р2+к^эз(р)’
Анализ (21.17) позволяет сделать следующие заключения:
величина комплексного коэффициента передачи зависит не толь-
ко от параметров системы наведения (Ту, кь W33(p)), но и от условий ее
применения, которые обусловлены значениями Дц и Дц-Др;

устойчивость контура наведения, определяемая знаменателем
(21.17), не зависит от условий применения, а целиком определяется па-
раметрами системы управления;

для обеспечения устойчивости контура радиоуправления необхо-
димо, чтобы СУР и ракета по своим динамическим свойствам были
эквивалентны форсирующему звену, т. е.

W„(p)=K<l„(T+3p+l).

(21.18)

Следует отметить, что в ручном режиме наведения роль форси-
рующего звена может выполнять оператор, осуществляющий управле-
ние ракетой. Используя (21.18) в (21.17), получим

. z ч (Дц-Др)
фь(р) =
Дц

Ту р3+ р2+К|Кф3(Тфз р+1)

(Дц-Др) Тур+1

Дц Ту р3+р2+к3р+к2

(21.19)

где

К2=К1Кф3, К3=К2Тф3.

(21.20)

Анализируя (21.19) и (21.20), можно заключить, что необходи-
мым и достаточным условием устойчивости контура наведения является
выполнение требований

Кз>0,	к2>0,

к3>Тук2.

(21.21)

(21.22)

Если для реализации Ki и Кф3 используются электронные усилите-
ли, которые в процессе усиления изменяют фазу (знак) сигналов на
противоположный, то количество этих усилителей должно быть таким,
чтобы выполнялось условие (21.21). Из (21.22) следует, что постоянная
времени Ту угломера должна удовлетворять условию

Ту< —= T<t>3>
к2

(21.23)

полученному с учетом соотношений (21.20). Ограничение (21.23) свиде-
тельствует о том, что выбор угломера для СКРУ ракетой «в-п» не мо-
жет быть произвольным и он должен обладать вполне определенным
быстродействием.

21.4.	ТОЧНОСТЬ СКРУ

21.4.1.	Динамические ошибки СКРУ самолетами

Динамические ошибки систем командного управления самолета-
ми обусловливаются их инерционностью и существенно зависят от
характера изменения траектории движения цели и пункта управления.
Динамическими ошибками СКРУ самолетами являются погрешности
наведения по курсу (Афд=фт-фс) и высоте (АНД=НТ-Н) при условии, что
в системе отсутствуют какие-либо случайные помеховые воздействия.
При высококачественном выполнении системы радиоуправления вза-
имное влияние каналов незначительно, вследствие чего Афд и АНД мож-
но исследовать по отдельности.

Текущие значения ошибок наведения самолета по курсу следует
определять на основе уравнений или соответствующих им динамиче-
ских структурных схем контуров радиоуправления. При вычислении
динамических ошибок будем использовать принцип «замораживания»
переменных коэффициентов.

Чтобы получить сравнительно простые расчетные формулы для
определения динамических ошибок наведения самолета по методу пе-
рехвата в плоскости бокового движения, воспользуемся динамической
структурной схемой, показанной на рис. 21.1, и аппаратом Z-преобра-
зований. Вычислим сначала Z-преобразование для текущей ошибки как
разность между Z-преобразованиями для требуемого \|/T(z) и текущего
\|/c(z) курсов: Афд(г)= \|/t(z)-\|/c(z). Как следует из рис. 21.1

Кц1Ч/ц(г) + кц2фц(2)

1	. (z-1) ку

z |р2(Тфр+1)

(z-l)(z-e а)[кц,У|/ц(г) + кц2фц(г)]
b2z2 + t^z + b0

(z-l)(l-e а)[кц|фц(г) + кц2фц(г)]
b2Z2 Ч-Ь^ + Ьд

Здесь v|/u(z) и фц(г) - Z-преобразования величин фц и фц. Разность (21.24)
и (21.25) определяет Z-преобразование текущей ошибки
2

Ац/д(г)=фт(г)-фс(г)= 2Z [кц,фц(г)+кц2(рц(г)]. (21.26)
bjZ +b|Z+DQ

Выполнив обратное Z-преобразование, можно найти зависимость
Афд от времени и параметров контура радиоуправления. В частности,
можно получить ошибки в конце процесса командного управления при
замене всех параметров в (21.26) на их конечные значения.

Установившееся значение Афду ошибки Афд получается из (21.26)
по формуле [58]:

z — 1

△Уду =lim—^Лфд(г).

(21.27)

Пусть в момент времени t=0 курс цели \уц изменился на величину
\|/ц0, а угол визирования цели с пункта управления при этом будет изме-
няться по линейному закону фц=фцо+а>ц(Д со скоростью соцО, где фц0 -
начальное значение угла визирования цели. В этом случае

( Z I / х I Z I	Tz

Vu(z) = Vuo|j-J, q>u(z) = ‘Puojj-j-J + °>uo ^2

и на основании (21.27) убеждаемся, что для линейного закона измене-
ния фц во времени установившееся значение динамической ошибки
равно нулю.

Рассмотрим случай, когда курс цели изменяется по линейному
закону фц = фц0 + фц01 со скоростью фц0 . При этом угол визирования
цели с ПУ будет изменяться по квадратичному закону:
Фц = Фцо + юцо*+ О,5соцОt2, где а)ц0 - угловое ускорение линии визиро-
вания цель-пункт управления. Z-преобразования для этих углов прини-
мают вид:

, .	( z > Tz . T2z(z+1)

<P«(z) = <Puo — кюц0-—-т + (оц0	(21.28)

<z-ly (z-1)	2(z-l)

( z A Tz

Vu(z) = 4/Uo -г +ФцО7—7T-	(21.29)

kz-ly	(z-1)

Подставляя выражение (21.28) и (21.29) в (21.26), получим Z-npe-
образование текущей ошибки управления. Далее находим установив-
шееся значение ошибки управления:
A = кц2Т(йцО	(21.30)

w Kv(l-e-“)

Так как Кц^ДДДз+УХ) , Ку=УЛДз+Ус1н), а угловое ускорение
линии визирования пропорционально боковой перегрузке цели
(j6u = ДсЬцо), получаем окончательное выражение для установившейся
динамической ошибки:

----------j6u •	(21.31)
v(l — е~а) ц	v 7

Отсюда следует, что для уменьшения ошибки необходимо увели-
чить частоту (F=l/T) передачи команд управления. Когда дискретность
передачи команд Т»ТФ (а»1), получается Ay^Tjei/Vc. Следователь-
но, малая динамическая ошибка будет иметь место для контура с малым
значением Тм„

21.4.2.	Флуктуационные ошибки СКРУ самолетами

При отсутствии естественных и организованных помех основную
роль в образовании флуктуационных ошибок наведения самолета игра-
ют внутренние шумы приемных устройств, амплитудные и угловые
флуктуации сигналов, принимаемых радиолокационными измерителя-
ми, шумы квантования измерителей и КРУ. Если в системе КРУ участ-
вует оператор, то необходимо принимать во внимание его ошибки. Все
перечисленные флуктуационные ошибки можно считать аддитивными,
а их средние значения нулевыми. Учитывая эти факторы и то, что флук-
туационные ошибки практически не искажают динамические свойства
радиозвеньев, а параметры системы КРУ медленно изменяются во вре-
мени, можно при анализе случайных воздействий линеаризовать урав-
нения контуров наведения и использовать принцип «замораживания»
переменных коэффициентов. Поскольку методика расчета флуктуаци-
онных ошибок (п. 5.5.2) для каналов бокового и продольного движения
самолетов одинаковая, то для конкретности рассуждений ограничимся
анализом ошибок систем наведения самолетов по курсу при методе
перехвата.

При использовании наземных аналоговых измерительных систем
и дискретных КРУ флуктуационные ошибки наведения истребителей с
наземных командных пунктов обусловливаются шумом квантования
требуемого курса, вносимым КРУ, и флуктуациями углов \|/ц, <рц визиро-
вания цели и ее курса, которые обозначаются фцф, <рцф соответственно. В
дальнейшем будем считать, что полезные сигналы фц, фц на входе СКРУ
отсутствуют и имеют место только случайные ошибки фцф, фцф и ф^,
распределенные по гауссовскому закону и имеющие нулевые математи-
ческие ожидания. С учетом сделанных допущений, структурная схема
контура управления, приведенная на рис. 21.1, преобразуется к виду,
показанному на рис. 21.4. На этой схеме выходным сигналом считается
флуктуационная ошибка Дфф наведения самолета по курсу.

Рис. 21.4

В конце наведения самолета, когда tH=0, Кц2=Дц/Дз и
кЦ1=Уц1н/(Дз+Ус1н)=0, на входе СКРУ действуют два случайных воздей-
Дц
ствия фцф и фтф, которые можно объединить в одно фф =—-фцф + фтф ,

приложенное в точке «а» схемы на рис. 21.4. Последнее выражение
получено с учетом переноса фтф через вычитающее устройство в точку
«а». Поскольку математические ожидания случайных углов фцф и фтф
равны нулю, то математическое ожидание ошибки Дфф также равно
нулю и при гауссовском законе распределения ошибок фцф и фтф доста-
точно определить лишь дисперсию Эф угла Дфф.

Анализируемый контур управления является нестационарным.
Поэтому дисперсия Иф зависит от времени. В теории прерывистых сис-
тем автоматического управления оперируют с относительным временем
toT=t/T, которое изменяется от нуля до единицы, а вместо Эф используют
ЕфСот)- В связи с тем, что наземные радиолокационные измерители и
КРУ являются существенно более широкополосными, чем контур
управления в целом, то в пределах полосы пропускания последнего
можно считать помеховые воздействия фф белыми дискретными шума-
ми с дисперсией Пфф. Правомочность этого утверждения усиливается
наличием в составе КРУ 5-ключа, значительно расширяющего спектр
входных воздействий. При такой постановке задачи дисперсия выход-
ной флуктуационной ошибки определяется выражением [76]:
D<b Сот) = T Ф^(°Лот)Фк( ю3от) dco,
Ф 2nj _/«,	(1 + со)(1 — со)

где Фк(соДот) - преобразование дискретной передаточной функции путем
замены z в формуле для Фк(2,10Т) на мнимую переменную
to=(z-l)/(z+l). Передаточную функцию Фк(2Д0Т) называют модифициро-
ванным Z-преобразованием и находят по специальным таблицам [76].
На основе рис. 21.4 по таблицам модифицированных /-преобразований
получим

Фк(Мот) =

2

a2z +a|Z + a0

b2z2 +bjZ + b0

(21.32)

где ai и bi - коэффициенты, зависящие от относительного времени [76].
После громоздких преобразований (21.32) в предположении независи-
мости фцф и фтф, а также при куТ«1 и kvTv«1 получим [43, 76]:

W = 7-M4d.« + oj[l - е-“ +	(е~*

1+е <Дз )

-е “

(21.33)

Анализ (21.33), где ОфЦ и - дисперсии случайных флуктуаций
углов фцф и фтф, позволяет сделать следующие выводы:

в конце этапа наведения (tH=0) дисперсия ошибок Пф(1от) возрас-
тает особенно при малых значениях Д (большого отношения Дц/Д3);

при уменьшении времени передачи команд Т (а=Т/Тхи) уменьша-
ется и ошибка наведения Пф(1оТ).

21.4.3.	Динамические ошибки СКРУ ракетами

«ВОЗДУХ-ПОВЕРХНОСТЬ»

Оценка динамической составляющей Ьд промаха (17.9) ракеты
«в-п» при ее наведении на цель по трехточечному методу (17.10) будет
проведена по методике, изложенной в п. 5.5.1. При этом будет считать-
ся, что выполняются следующие условия:

упрощенная структура СКРУ соответствует схеме, приведенной
на рис. 21.3;

каналы управления ракетой в вертикальной и горизонтальной
плоскостях идентичны и не влияют друг на друга.

Последнее дает возможность ограничиться рассмотрением точ-
ности наведения лишь в одной, например, вертикальной плоскости.
Используя (21.19), получим выражение
. _ . Дц ~ДР Ту р+1____________

Дц Тур5+рг+к3р+к2’

(21.34)

для мгновенных значений динамической Ьвд ошибки наведения ракеты в
вертикальной плоскости. Анализ (21.34) позволяет сделать следующие
выводы.

Если ПУ (самолет-носитель) перемещается с постоянной скоро-
стью Спув=0), то текущая динамическая ошибка наведения будет равна
нулю. Данная особенность объясняется тем, что контур наведения (рис.
21.3) по своим свойствам близок к следящей системе с астатизмом вто-
рого порядка, в которой угол е2 отслеживает угол В системе с аста-
тизмом второго порядка ошибка слежения A8=ei-e2=eIXB-epB пропорцио-
нальна второй производной ej отслеживаемого угла ер Если jnyB=O, то
]пу»/Дц =ё] =0, Де=0 и Ь,=ДрДе=0.

Если ПУ перемещается с ускорением jnys^O, то при jnyi^const воз-
никает ошибка слежения Ае^^О, величина которой по мере убывания Дц
возрастает пропорционально угловому ускорению 8i = jnye/Дц • Увели-
чение Ае, наряду с ростом Дпр»ДР, приводит к возрастанию параметра
рассогласования (17.10), что адекватно увеличению чувствительности
системы наведения к отклонениям ерв от Бщ».

Значение динамической ошибки Ьвду в установившемся режиме
определяется на основании (21.34) при условии, что р=0. Тогда

(2135)
Дцк2

Принимая во внимание (21.16) и (21.20), можно утверждать, что
величина Нвду тем меньше, чем больше коэффициент передачи (усиле-
ния) контура радиоуправления в целом. Следует отметить, что Ьвду не
зависит от быстродействия угломера.

В качестве технического приема, приводящего к уменьшению
динамической ошибки, можно рекомендовать увеличение коэффициен-
тов усиления СКРУ, а в качестве тактического - полет ПУ с постоянной
скоростью, при которой )пув=0. Аналогичные выводы можно сделать и
для горизонтального канала управления.

21.4.4.	Флуктуационные ошибки СКРУ

РАКЕТАМИ «ВОЗДУХ-ПОВЕРХНОСТЬ»

Анализ флуктуационных ошибок в вертикальной плоскости раке-
той «в-п» будет выполнен по методике, изложенной в п. 5.5.2, при ус-
ловии, что выполняются следующие допущения:
118
упрощенная структура СКРУ соответствует схеме, приведенной
на рис. 21.3;

для передачи команд используется КРУ с КИМ;

основным источником случайных возмущений, приводящих к
появлению флуктуационной составляющей промаха Ивф, являются шу-
мы икф квантования команд по уровню (рис. 21.3) с нулевым математи-
ческим ожиданием и известной спектральной плотностью;

уровень внутренних шумов КРУ пренебрежимо мал по сравне-
нию с уровнем шумов квантования;

полезные сигналы в СКРУ отсутствуют 0пув=О)-

Принимая во внимание сделанные допущения, структурную схему,
показанную на рис. 21.3, можно преобразовать к виду, изображенному на
рис. 21.5. На основании этой схемы можно получить выражение

ЬВф=иКфФф(р)	(21.36)

для флуктуационной составляющей промаха Ьвф в вертикальной плоско-
сти, в котором

А¥эз(р)Др/Дрр2 _

1 + W33(p)Mp /р2 Др(Ту р+1)
передаточная функция СКРУ по флуктуационной ошибке.

Рис. 21. 5

Учитывая (21.18), на основании (21.37) получим

ф , )= _____________кфз(Тф3р+1)/р2____________=

Ф Р	[р2 (Ту р+1) + кфз(Тфз р+ 1)к, ]/р2 (Ту р+1)

(21.38)

______________ Кф3Тф3Ту р + Кф3(Тф3 + Ту) р+Кф3
Ту р3+р2 + к3 р+к2
где были учтены обозначения (21.20).

Поскольку математическое ожидание входного воздействия икф
равно нулю, то и математическое ожидание промаха (21.36) также будет
равно нулю.
Для вычисления дисперсии Пьф флуктуационного промаха
воспользуемся соотношением (5.54)

Оьф~СвхЛРэф Кj	(21.39)

в котором
К2Т
GBX =---------гГ---Г -	(21.40)

х 6(2n-1)2
спектральная плотность шумов квантования в КРУ с КИМ, определяе-
мая выражением (19.25);

АРэф =—^2—1ФФ(»|2(1(О -	(21-41)

2яКтах О
эффективная полоса пропускания, полученная на основании общей
формулы (5.53), а Ктах - максимальный коэффициент передачи СКРУ
по флуктуационной ошибке.

Анализ передаточной функции (21.38) показывает, что ее макси-
мальный коэффициент передачи имеет место в установившемся режиме
при р=0. Тогда

«max =KO)L п-0 =— =-’	(2L42>

I * ljco=p=0 К2 К1

где было учтено равенство (21.20). Подставляя (21.40) и (21.42) в
(21.39), получим

К2ТДЕ4
Dhd.=----й----тЧ--	(21-43)

ф 6(2n-1)2k2

Анализ (21.43) позволяет прийти к следующим заключениям.

Дисперсия случайной составляющей промаха, обусловленная
ошибками квантования команд по уровню, не зависит от условий при-
менения и определяется только параметрами СКРУ.

Для уменьшения этой дисперсии можно рекомендовать уменьшение
величины Км - максимально возможной команды, уменьшение Т - периода
дискретизации команд по времени, сужения ДРэф - эффективной полосы
пропускания СКРУ и увеличение количества N - разрядов используемо-
го кода.

Следует отметить, что увеличение Ki не приводит к уменьшению
Виф, так как одновременно в значительно большей степени увеличится
эффективная полоса пропускания (21.41). На практике значение К| выбира-
ется исходя из компромиссного требования обеспечения приемлемого
уровня как динамических (21.20), (21.35), так и флуктуационных ошибок.

Аналогичные выводы могут быть сделаны и для горизонтального
канала СКРУ ракет «в-п».
120
ГЛАВА 22. ОПТИМИЗАЦИЯ КОНТУРА
ДАЛЬНЕГО НАВЕДЕНИЯ ИСТРЕБИТЕЛЯ

Оптимизацию контура дальнего наведения истребителя проведем
путем синтеза системы командного управления истребителем методами
СТОУ. Поскольку решение задачи будет носить, в основном, методиче-
ский характер, то введем достаточно большое число допущений.

Будем полагать, что управление истребителем по курсу выполня-
ется в режиме бортового наведения. Это означает, что ПН осуществляет
информационную (координатную) поддержку, передавая на борт истре-
бителя через КРУ данные, необходимые для решения задачи наведения
непосредственно на самом самолете. Пусть в качестве таких данных
передаются полученные на ПН результаты измерений дальностей Дс, Дц
до самолета и цели, их производных Дс , Дц и азимуты срс, <рц самолета
и цели. Смысл этих обозначений поясняется рис. 17.7.

Предположим далее, что наведение самолета происходит соглас-
но методу перехвата (17.6), (17.7). На борту самолета измеряются его
курс \|/с, скорость Vc и рассчитывается требуемый курс ут.

Как будет видно из дальнейшего, введение указанных выше до-
пущений позволит синтезировать алгоритмы фильтрации и управления,
целиком реализуемые на борту самолета. Указанные алгоритмы могут
синтезироваться в непрерывной, дискретной или смешанной формах,
что обусловлено двумя особенностями построения СКРУ истребителя.
Первая особенность связана с необходимостью аналогового (непрерыв-
ного) управления самолетом, а вторая особенность вызвана дискретным
характером передачи результатов измерений по КРУ. Поэтому в зави-
симости от требований к составу оборудования СКРУ возможны раз-
личные варианты синтеза: аналоговый, дискретный и комбинирований.
Аналоговый синтез может быть выполнен для системы с КРУ, на выхо-
де которой установлен экстраполятор нулевого прорядка, который за-
поминает поступающие данные на период Т передачи команд, и сгла-
живающий фильтр нижних частот (ФНЧ). Дискретный синтез пригоден
в ситуации, когда экстраполятор и ФНЧ размещаются между оптималь-
ным регулятором и приводом рулей самолета. При комбинированном
синтезе оптимальный фильтр оценивания предполагается дискретным, а
оптимальный регулятор - непрерывным, что возможно при преобразо-
вании дискретных оптимальных оценок в непрерывные величины с по-
мощью соответствующих экстраполяторов и ФНЧ. Ниже будут рас-
смотрены два варианта процедур синтеза аналоговой и дискретной сис-
тем наведения.

22.1.	СИНТЕЗ КВАЗИОПТИМАЛЬНОЙ АНАЛОГОВОЙ
СИСТЕМЫ ДАЛЬНЕГО НАВЕДЕНИЯ ИСТРЕБИТЕЛЯ

22.1.1.	Выбор и обоснование исходных моделей

В общем случае к исходным моделям относятся уравнения со-
стояния и наблюдений (измерений). Набор фазовых координат и связи
между ними в модели состояния системы цель-ПУ-наводимый истре-
битель должны обеспечивать:

широкий диапазон возможных эволюций собственных фазовых
координат цели;

выполнение условий управляемости (2.27) и наблюдаемости
(2.25) [45] при использовании стандартных рулевых органов и типовых
измерителей;

однозначное соответствие между фазовыми координатами абсо-
лютного движения цели и истребителя и их движения относительно ПУ,
допускающими учет в функционале качества требований точности на-
ведения и его экономичности;

формирование на борту значений \|/т требуемого курса по правилу
(17.6), для чего необходимо знание срц, <|/ц, <рс и Дц, Дс, Vc, Vu;

возможность декомпозиции для упрощения синтезируемых алго-
ритмов фильтрации.

С учетом этих требований и введенных ранее обозначений одна
из наиболее простых моделей состояния системы цель-ПУ-истребитель
может быть представлена в виде совокупности уравнений:

Jgu	’ jeu(O) jduo?	(22.1)

Фц=]бц/^,	(22.2)

фц	фц(0)=фцо;	(22.3)

/Дц #Цц

У = ау8э+£у,	у(0)=уо;	(22.4)

Фс=-&Г/Ус>	фс(0)=фсо;	(22.5)

Фс = “ффс + угЧс +	> Фс(0)= Фео-	(22.6)

/Дс /Дс
В этой модели уравнения (22.1), (22.2) и (22.4), (22.5) отображают эво-
люции собственных фазовых координат цели и истребителя, а уравне-
ния (22.3) и (22.6) учитывают связь фазовых координат собственного и
относительного движения. При этом использование модели Зингера [28]
для отображения ускорения цели (22.1) дает возможность обеспечить
большой диапазон возможных законов изменения курсовых углов \|/ц
цели (22.2) за счет вариации коэффициента маневренности ccj и спек-
тральной плотности Gju возмущений ^ц.

Уравнения (22.4) и (22.5), определяющие связь между углом 5Э
отклонения элеронов и курсом \рс самолета, удовлетворяют условию
управляемости (2.27) [45], в соответствии с которым в каждой группе
функционально связанных координат, как минимум, должна управлять-
ся наиболее высокая производная. Следует отметить, что выражения
(22.2) и (22.4), (22.5) получены на основе общеизвестных уравнений
(15.7)—(15.9) эволюций летательных аппаратов в боковом движении,
причем для упрощения модели истребителя постоянная времени Ту в
(15.7) полагалась равной нулю. Соотношения (22.3) и (22.6) для относи-
тельного движения следуют из кинематических уравнений (22.10),
(22.9).

Анализ полученной модели состояния позволяет сделать сле-
дующие заключения.

Модель является адаптивной к изменению условий применения,
поскольку в ней учитываются изменения дальностей Дц, Дс и скоростей
V,, Vc.

В составе уравнений (22.1)-(22.6) можно, как минимум, выделить
две группы функционально не связанных координат, определяемых
соотношением (22.1)-(22.3) для цели и (22.4)-(22.6) для ОУ. Эта осо-
бенность предопределяет возможность декомпозиции вектора состояния
для упрощения алгоритмов фильтрации.

Наличие уравнения (22.5) дает возможность оценивать точность
наведения по правилу Дцг=\|/т-\|/с, где \|/т - требуемый курс, формируе-
мый в соответствии с методом перехвата (17.6). Следует подчеркнуть,
что знание ошибки наведения Д\|/ дает возможность формировать в
функционалах качества требования к точности, в то время как уравне-
ние (22.4) дает возможность учесть в нем и требование к экономичности
управляющих сигналов 6Э.

Для упрощения предстоящих процедур синтеза алгоритмов
управления (регулирования) и фильтрации будем полагать, что выпол-
няются следующие условия.

Возмущения ^ц, и представляют белые шумы с известными
спектральными плотностями GJU, Gy и Gc. Дальности Дц и Дс до цели и
самолета, измеряемые наземными РЛС с высокой точностью, передают-
ся КРУ на борт истребителя без дополнительных погрешностей.

Скорость Vc самолета измеряется на его борту без искажений.
Скорость Уц цели вычисляется на борту истребителя с высокой точно-
стью по правилу:

Уц =(7ax2 + Az2)/T,

где Ах и Az приращения координат (17.4), а Т - период (цикл) передачи
данных в КРУ.

Модель наблюдений выбирается с учетом необходимости выпол-
нения условия наблюдаемости (2.25) [45]. В соответствии с этим усло-
вием в каждой группе функционально связанных координат модели
состояния должны как минимум наблюдаться нулевые производные. С
учетом этих требований модель (22.1)—(22.6) будет наблюдаема, если
используются измерители:

21—Кфцфц“Ь^фц?	(22.7)

^2 Кфсфс+^эфсэ	(22.8)

2з=Кч/ФсЧч/-	(22.9)

В этих выражениях: Zj и z2 - сигналы, поступающие на борт истребителя
по КРУ (результаты измерений наземными РЛС пеленгов цели и само-
лета); z3 - сигнал бортового измерителя курса; кфЦ, к(рс и кф - коэффици-
енты передачи соответствующих измерительных каналов; £фЦ, £фС и £Х|/-
центрированные белые шумы измерений с известными односторонними
спектральными плотностями ОфЦ, ОфС и G^. Необходимо отметить, что
£Фц и £фС должны учитывать не только погрешности измерений назем-
ных РЛС, но и шумы квантования КРУ.

Поскольку исходные модели (22.1)-(22.9) линейные, все возму-
щения гауссовские, то при использовании квадратичного функционала
качества (1.5) [45] будут справедливы выводы теоремы разделения
(п.2.1.3). В соответствии с этими выводами синтез регулятора и опти-
мального фильтра может быть осуществлен раздельно.

22.1.2.	Синтез оптимального регулятора

Оптимальный регулятор должен вырабатывать сигнал управле-
ния в виде отклонения элеронов, обеспечивая отслеживание углом ц/с
требуемого угла ут, и осуществлять стабилизацию наводимого истреби-
теля по крену. В соответствии с этими задачами координатами требуе-
мой фазовой траектории являются \|/т, определяемый соотношением
(17.6), и ут=0.
Для выполнения этих требований необходимо, чтобы для наво-
димого самолета был сформирован сигнал управления 8Э, оптимальный
по минимуму функционала качества (1.5) [45]

1 = Му<

0-Y ТГёи

Vt-VcJ Ls21

g!2	0-Y

gzilvT-Vc

+ J8,ksdt >,
0

(22.10)

где gn, gi2=g2i И g22 - коэффициенты штрафов за точность слежения и
стабилизации, а к5 - коэффициент штрафа за величину сигнала управле-
ния 8Э.

Сравнивая (22.4), (22.5) с (2.7), а (22.10) с (1.5), получим:

хт=[0 ут]т; ху=[у V|/C]T;	и=8э;

Sil 812

.821 §22

K=k5.

(22.11)

Используя (22.11) в (3.35) [45], получим сигнал управления

8Э= K-1ByQ[xT - ху ] =КуДу+Кч'Д\|/.	(22.12)

Здесь:

Ду = -у, Дк|/ = ут-фу-	(22.13)

ошибки стабилизации и слежения по курсу, а

Ку=—= М12. _	(22.14)

kg	kg

коэффициенты передачи ошибок Ду и Ау-

Анализ (22.12)—(22.14) позволяет сделать следующие выводы.

Величина сигнала 8Э управления зависит не только от ошибок Ду
и Д\у, но и от соотношения штрафов Цц/к5 и ц12/к5 за точность и эконо-
мичность наведения. Эти соотношения необходимо выбирать таким об-
разом (см. п.3.5.1), чтобы при максимально возможных ошибках Лу и
Дц/ одного знака угол отклонения элеронов не превышал предельно
допустимой величины.

Для формирования сигнала управления необходимо иметь
фильтр, вырабатывающий оптимальные оценки фц, фц, фс, фс и у .

22.1.3.	Синтез квазиоптималыюго фильтра

Синтез фильтра выполним на основе моделей (22.1)—(22.6) обоб-
щенного вектора состояния
xT=[j6tl УцФцГ Vc Фс1	(22.15)

и вектора наблюдения

ZT=[Z] z2 z3]

при условии, что Дц, Дс, Дц, Дс, Vu и Vc оцениваются точно. Напом-
ним, что измерения и z2, наблюдаемые на выходе экстраполятора с
ФНЧ, входящими в состав дешифратора КРУ, представляют в данной
ситуации аналоговые процессы.

Так как исходные модели линейные, а шумы белые, то для синте-
за фильтра может быть использован алгоритм оптимальной линейной
фильтрации (3.61)-(3.63) [45], для реализации которого необходимо
решать систему уравнений размерностью (3.65)

хт хт (N + 1)N г 7-6

Ny = N + -—-^— = 6+ — = 27,	(22.16)

где N - размерность вектора состояния х. Для сокращения вычисли-
тельных затрат воспользуемся принципом декомпозиции исходного
вектора состояния (22.15). На основе этого принципа в составе векторов
состояния (22.1)-(22.6) и наблюдения (22.7)-(22.9) можно выделить три
группы подвекторов, которые дают возможность произвести раздельное
оценивание фазовых координат. В состав таких групп включим сле-
дующие уравнения:

Збц “ —а j 1бц	’

V«=4-j6u;	(22.17)

vu

Дц Vu

фц=--^-фц+-^ч'ц;

/Дц

Zj к<рцфц"^"^фЦ5	(22.18)

позволяющие синтезировать фильтр координат j6u, фц, фц движения
цели;

у — ау8э + ,

g	(22.19)

Vc=-^-y;

гз^ус+^ч,,	(22.20)
дающие возможность сформировать оценки фс и у в фильтре фазовых
координат самолета и

(22.21)

^2 Крсфс'^эфо	(22.22)

приводящие к оценке фс в фильтре азимута самолета. Здесь уравнение
(22.21) записано с учетом оценки фс, сформированной в фильтре фазо-
вых координат самолета, а значения Дц, Дс, Vu, Vc формируются с высо-
кой точностью в других фильтрах наземного и бортового оборудования.

Разбиение оптимального фильтра на три подфильтра дает воз-
можность по сравнению с (22.16) уменьшить количество решаемых
уравнений до числа

хт о 4-3 л 2-1	3-2

Ny 1 — 3 ч---F1 ч-----ь 2 ч----—16.

У 2	2	2

Сопоставляя (22.17), (22.18) с (2.13) и (2.16) [45], получим

X = [j6u ФцФцГ. Z=Zj,

	"aj	0	0	
F =	i/vu	0	0	, Н^ООКрц].	(22.23)
	0	ч/д„	-Дц/Дц.	

Использование (22.23) в (3.61)—(3.63) приводит к следующему ал-

горитму оценивания

j6u = -арбц + Кфц!^! ’	Лбц(°)	=	0 ;	(22.24)

=^-]бц+кфц2А21>	Vu(O)	=	Vuo;	(22.25)

Фц = - ^-фц + Фц + Кфцз^,	Фц(О) = срцО;	(22.26)

Дц Дц

Azi=Zi_Кфцфц;	(22.27)
2D31

КФШ =7—
ифЦ

Кфц2

2D32

G фц’
^фЦ

2D33

КфцЗ=77^КфЦ’
°ФИ

(22.28)

КфЦ ’

Ьп =-2арн ^D2, +0,5Gj4, Он(0)=ВПо;
^фЦ

п 2к2

О21=-а3О21-^—-^D32D3], D21(0)=0;

Уц ^фц

2	2к2	,

D22 =7TD21 -7^Ъ232,	D22(0)=D220;

Vu	Офц

(22.29)

V„	Д„	2к.„„

D31 =^хр31 +-H-D21 -^D31 --—D31D33, D3I(O>O;

/Дц	гДц	^фЦ

D32 =^- + ^2-D
Vu Дц

, Диц

Дц 32

2к2

——D32D33, Оз2(0)=0;
$фц

D33 = -^D32 -|>D23,	D33(O)=D33o.

Дц °фц

При нахождении системы (22.29) была учтена симметричность
матрицы D, из которой следует, что Di2=D2i, Di3=D31, D23=D32.

Особенностью полученного алгоритма (22.24)-(22.29) является
необходимость текущего вычисления коэффициентов матрицы D
(22.29), так как их значения зависят не только от времени, но и от теку-
щих значений Дц, Дц и Уц.

Поступая аналогичным образом, можно получить алгоритмы
функционирования:

для фильтра собственных фазовых координат самолета

у = ау8э + кфс1Д23,	у(0) = го;	(22.30)
Фс=-7-У + кфс2А23.  Ус	VcC0) = VcO ’	(22.31)
Az3=z3-k4, фс,		(22.32)

где 8Э формируется в регуляторе (22.12);
для фильтра азимута самолета

Фс =-ффс+-^-Фс + кфаД22> Фс(°) = ФсО;	(22.33)

ЛА С ЛАс

Az2=z2-K<pa Фс.	(22.34)

В полученных алгоритмах кфс1, Кфс2 и кфа - коэффициенты усиле-
ния невязок (22.32) и (22.34) вычисляются по формулам (3.62), (3.63). В
общем случае коэффициенты кфс1 и кфс2 могут быть вычислены один раз
и запомнены в БЦВМ.

Совокупность уравнений (22.24)-(22.34) определяет алгоритм
функционирования квазиоптимального фильтра. Квазиоптимальность
алгоритма обусловлена выполненной декомпозицией исходного опти-
мального фильтра, а также использованием упрощенных моделей кине-
матики относительного движения самолета и цели. Особенностью
фильтров является то обстоятельство, что в промежутках времени меж-
ду поступлениями по КРУ на борт самолета значений Дц, Дс, Дц, Дс,
Vu и zi, z2 в алгоритмах оценивания используются их запомненные либо
экстраполированные значения.

22.1.4.	Структурная схема СКРУ истребителем

Структурная схема синтезированной системы управления приведена на
рис. 22.1. Она составлена на основе моделей первичных измерителей
(22.7)-(22.9) и динамики самолета (22.4)-(22.6), алгоритмов формиро-
вания сигнала управления (22.12) и квазиоптимальных оценок (22.24)-
(22.34), а также учитывает алгоритм вычисления оценки требуемого
курса фт (17.6). Схема содержит каналы измерений, фильтрации и
управления. Для передачи данных используется КРУ. В канал фильтра-
ции входят три фильтра: фильтр фазовых координат цели, фильтр фазо-
вых координат самолета и фильтр азимута самолета. Символ «И» слу-
жит для обозначения интеграторов. На схеме для упрощения не отмече-
ны начальные условия, вводимые в интеграторы перед началом вычис-
лений. Показанная на структурной схеме КРУ вырабатывает сигналы Zj
и z2, используемые для получения невязок (22.27) и (22.34). Измеренные
позиционным гироскопом мгновенные значения z3 используются для
образования невязки (22.32).

Сигналы невязки Azi усиливаются с коэффициентами кфц1 (i = 1,3)
и поступают в каналы вычисления оценок j6u, фц и фц. Коэффициен-
ты КфЦ1 усиления невязок, зависящие от текущих значений Дц, Дц и Уц,

5—1878




Наземные
измерители
и КРУ

Zi

КФЦ

Z2
"Фильтр"
азимута
самолета

ИфС

Ф

Дс
Дс

Ус
Дс

ийбц

*K<

Ксрщ

^«РЦ2

-«i

Фц

Дц

Ифц

Уц

Дц

Фильтр фазовых д'

координат цели

Кф £

Датчик Ф

Л2зГ-
—Г—> К.

ФС2

Иф

Динамика
самолета

Фильтр
фазовых
координат
самолета

ФС1

и7

vu

Кщ

Ц2

* кс

Ус

к?

з
Резулятор

Ф.

ДФ

к*







6Э

К



Рис. 22.1

не могут быть определены заранее и должны вычисляться в процессе
формирования оценок. Это обстоятельство отличает полученный
фильтр параметров движения цели от традиционного фильтра Калмана.
В качестве начального условия фц (0) принимается значение азимута
цели, передаваемое через КРУ в начале процесса дальнего наведения.

В фильтре координат собственного движения самолета невязка
Az3 (22.32) после усиления поступает на интеграторы курса и крена. На
вход интегратора курса приходит также сигнал —у , а на вход интегра-
ле

тора крена - корректирующий сигнал с регулятора аД.

В фильтре фазовых координат самолета невязка Az2 (22.34), ум-
ноженная на коэффициент кфа, поступает на интегратор оценки фс, куда
Vc ' A	A

также подается сигнал ——ц/с с фильтра фазовых координат самолета.

Дс

Коэффициент кфа усиления невязки зависит от текущих значений Дс ,
Дс и Vc и не может быть вычислен заранее.

Сформированные в фильтрах оценки фц, фц и фс используются
для выработки оценки фт требуемого угла курса по правилу (17.6). На
основании ошибок Дф= фт - фс и Ду=-у в регуляторе вырабатывается
сигнал управления, обеспечивающий перемещение 5Э элеронов опти-
мальным образом.

Отметим, что при кратковременных пропаданиях сигналов Zi и z2
процесс управления будет продолжаться за счет использования экстра-
полированных в фильтрах фазовых координат цели и азимута самолета
оценок фц, фц и фс, а также оценок фс и у , формируемых в фильтре
фазовых координат самолета.

Анализ структурной схемы синтезированной СКРУ истребителя
позволяет сделать следующие выводы.

Синтезированная система представляет собой многомерную, не-
стационарную и многоконтурную следящую систему.

Многомерность определяется наличием нескольких входных (zb
z2 и z3) и несколько выходных ( фц, фц, фс, фс и у ) сигналов.

Нестационарность объясняется присутствием в фильтрах пере-
менных коэффициентов усиления невязок, большинство из которых
изменяются от своих наибольших значений в момент начала наведения
до существенно меньших в установившемся режиме. Кроме того, неста-
ционарность обусловлена переменными коэффициентами Дц, Дц, Уц,
Дс , Дс и Vc моделей (22.17), (22.19), (22.21), используемых для прогно-
за фц, фц, фс и фс.

В структурной схеме можно выделить несколько типов контуров.
Три из них, образованные цепями формирования невязок AZj (22.27),
Дг2 (22.34) и Дг3 (22.32), являются типичными для фильтровых систем.
Четвертый контур замыкается через регулятор и самолет, как объект
управления. Пятый контур образуется цепями подачи из регулятора
сигнала 5Э в фильтр фазовых координат самолета. Особенность этого
сигнала заключается в том, что он формируется не только по наблюдае-
мым координатам фц, фс и фс, но и по оцениваемым фц и у.

Многоконтурный тип следящий системы дает возможность одно-
временно обеспечить высокую точность, устойчивость и помехозащи-
щенность контура дальнего наведения.
22.2.	СИНТЕЗ КВАЗИОПТИМАЛЬНОЙ
ДИСКРЕТНОЙ СИСТЕМЫ ДАЛЬНЕГО НАВЕДЕНИЯ
ИСТРЕБИТЕЛЯ

22.2.1.	Выбор и обоснование исходных моделей.

Синтез алгоритма функционирования регулятора

Принимая во внимание, что в современных РЭСУ основная часть
обработки информации осуществляется в цифровой форме, а также тот
факт, что команды координатной поддержки (\уц, срц, фс и Дц, Дц, Д,
Дс, V^, передаваемые на борт истребителя через КРУ, поступают с
достаточно большим интервалом Т, синтезируем дискретный вариант
контура дальнего наведения истребителя, аналогичного контуру, рас-
смотренному в §22.1. При этом для решения задач воспользуемся дис-
кретными алгоритмами СТОУ.

Поскольку предполагается использовать цифровую систему об-
работки, то необходимо иметь исходные модели в виде системы разно-
стных уравнений, адекватных аналоговым (дифференциальным) урав-
нениям (22.1 )-(22.6):

j6u (к) = (1 - a/)j6u (к -1)+т^ц (к -1),	j6u(0)=jбцо;	(22.35)
Фц(к)=Фц(к-1)+-^-]бц (к-1),	фц(0)=фц0;	(22.36)
<	Д	tV  фц(к)= 1-т^ Фц(к-1)+—-фц(к-1), фц(0)=фц0;  к	Дц 7	Дц	(22.37)
у(к) = у(к -1) + тау8э(к -1) + т^у(к -1), у(О)=уо;	(22.38)
Фс(к) = Ус (к -1) -т^У(к -1),	фц(О)=фцо;  *с	(22.39)

*Дс

тД	tV

<pc(k)= 1--^ Фс(к-1)+-^с(к-1)+т^(к-1), фс(0)=фс0- (22.40)

В уравнениях (22.35)-(22.40) T=t(k)-t(k-l) - шаг дискретизации.

Состав измерителей оставим тем же, что и в непрерывной систе-
ме. Однако модель наблюдения подлежит уточнению в связи с дискрет-
ным характером поступления информации от КРУ и датчика курса са-
молета:
21(п)=кч,цфц(п)+^фц(п);

z2(n)=K<pc<pc(n)+^q>c(n);

2з(к)=кч/фс(к)+^фс(к),

(22.41)

(22.42)

(22.43)

где £фц(п), £фс(п), ^с(к) - дискретные белые шумы измерителей с нуле-
вым математическим ожиданием и известными дисперсиями ОфЦ, D((?c,
Dye. Особенностью измерений является то обстоятельство, что измере-
ния Zi и z2 поступают на истребитель по КРУ с достаточно большим
периодом Т, в то время как измерения z3 формируются на борту со зна-
чительно меньшим интервалом t=T/s, где s»l.

Синтез регулятора необходимо выполнять на основе общего за-
кона вычисления сигнала управления, минимизирующего функционал
(2.22) [45]. В приложении к рассматриваемой задаче можно использо-
вать функционал качества (22.10), записанный в дискретной форме:

1 = МС<

O-y(k) 'T'gll

VtOO - VcOOJ |_ё21

gill O-Y(k)
gzijVTOO-VcOO.

к-1	1

+ ЕК85э(»)
i=l

(22.44)

Дальнейшая процедура синтеза регулятора принципиально не от-
личается от проделанной в §22.2. Отличие состоит лишь в том, что мат-
рица Ву = [тау 0]т, а сигнал управления находится из соотношения
(3.39). Поэтому алгоритм формирования сигнала управления (22.12)
запишется в виде:

5э(к) = тк^Ду(к) + тКд Д\|/(к),

(22.45)

где к„ =----------z---,	—-----------т-----коэффициенты пере-

к5+(тау)2Ч11	к5+(тау)2Ч11

дачи; Ду(к)=уэ(к), А\1/(к)=\|гТэ(к)—ч/сэ(к), а уэ(к), \|/„(к), \|/сэ(к) - экстрапо-
лированные на к-й момент времени значения крена, требуемого и фак-
тического курса самолета соответственно, формируемые на основе оце-
нок фазовых координат вектора состояния.

Анализ управления, проведенный для (22.12), полностью спра-
ведлив и для соотношения (22.45).

22.2.2.	Синтез алгоритма функционирования
КВАЗИОПТИМАЛЬНОГО ФИЛЬТРА

Оптимальный фильтр должен формировать оценки обобщенного
вектора состояния, фазовые координаты которого определяются моде-
лями (22.35)-(22.40). Особенностью оцениваемого процесса является
его нестационарность, что обусловливает необходимость вычисления
текущих значений коэффициентов матрицы ошибок фильтрации одно-
временно с вычислением оценок в процессе решения системы диффе-
ренциальных уравнений с размерностью, равной 27 (22.16). Сокращение
количества решаемых уравнений можно достичь за счет декомпозиции
обобщенного вектора состояния аналогично тому, как это было сделано
в п. 22.1.3. Однако для получения более широкого представления о воз-
можностях различных фильтров вектор состояния разобьем на два под-
вектора Х1=0бц <|/ц Фц]х и х2=[у фс Фс]т, компоненты которых оцениваются
в раздельных фильтрах фазовых координат цели и самолета соответст-
венно. В фильтре фазовых координат цели вырабатываются оценки j6u,
и фц, что требует решения системы из nyi=3+0,5x3x(3+l)=9 урав-
нений. Фильтр фазовых координат самолета оценивает у , фс и фс и в
нем также решается система из пу2=9 уравнений. В результате общее
гисло решаемых уравнений уменьшается с 27 до 18.

Вначале синтезируем фильтр фазовых координат цели. Модели
для бокового ускорения j6u и углов рыскания фц и азимута фц определе-
ны уравнениями (22.35}-(22.37). Наблюдение процессов изменения j6u,
ц/ц и фц осуществляется с помощью РЛС, измеряющей азимут цели.
Данные измерений передаются на борт истребителя по КРУ с периодом
Т и поступают в виде сигнала Zi (22.41) в БЦВМ, где реализуются алго-
ритмы фильтрации.

Сопоставляя (22.35Н22.37) с (2.20), (3.128) [45], а (22.41) с
(3.129), получим

Х1=ибц4/цфц]т; В=0; u=0; Jjxl(k-1) = [^ju(k-l) Of;

Н=[0 0 к<рц]; ^и(к)=КФЦ]; Ои=ОфЦ;	(22.46)

	1-аус 0		0		’dj6	0	o'
ф(к,к-1) =	т/Уц	1	0	;DX1 =	0	0	0
	0				0	0	0

Задача синтеза фильтра решается на основе использования
(22.46) в (3.130)—(3.137) [45] при условии, что параметры фильтра не
корректируются в зависимости от результатов прогноза. В результате
алгоритмы оценивания параметров движения цели получаются в виде
системы следующих уравнений:
]бц (к) = 0 - T«J)jou (к -1) + Кфц1 AZ],	j6u (0) = 0 ;

Жц(к) = *?ц(к-1)+^-]бц(к-1) + кфц2Л2|,	фц(О) = ч/цО; (22.47)

Фц(0)=Фц0 ,

где

Azi(n)=zi(n)-K<pu

1—фц(п-1) + —^ц(п-1)
Дц J	Дц

(22.48)

а п=тТ/т, т«Т, (m=0, 1, 2...).

Спецификой фильтра является то, что экстраполяция по моделям
(22.35)-(22.37) осуществляется с очень малым промежутком времени т,
в то время как ее коррекция выполняется с существенно большим про-
межутком времени Т»т по мере поступления измерений Z\ по КРУ.

Синтез фильтра фазовых координат самолета выполняется на ос-
новании модели (22.38)-(22.40) при условии, что уравнениями наблю-
дения являются (22.42) и (22.43). Тогда, сопоставив (22.38)-(22.40) и
(2.20), (3.128) [45], а (22.42), (22.43) с (3.129), получим выражения для
всех векторов и матриц:

*2=[у фс фсГ; и=5э; В=[тау 0 0]т;

1	0	0

(22.49)

§x2(k-l) = [^T(k-l) 0 т^с(к-1) ]т;

z(k) = [z2l(n) г3(к)Г; Н2 =

знание которых необходимо для осуществления синтеза фильтра. Сле-
дует отметить, что

z2, при п = mT/т, m = 0,1,2...
z2i —4

[ 0, при п Ф тТ/т.
Используя (22.49) в (3.130)-(3.137), получим алгоритм функцио-
нирования фильтра параметров движения самолета в виде системы
уравнений:

у(к) = у (к -1) + тау5э (к -1) + кс1 Az2 + кс2 Az3, у (0) = у0;

Vc(k)=Vc(k-l)~^Y(k-l)+Kc3Az2+Kc4Az3, фс(0)=\|/с0 ; (22.50)

( тЛ.	tV

Фс(к)= 1--^£-FPc(k-1)+-77£-4'c(k-l)+Kc5Az2+Kc6Az3j Фс(0) = фс0 ;

Д22 =221-Кфс

I L	TV

“ фс(п-1) + —5-фс(п-1)

•С )	Дс

(22.51)

Л23 =23(к)-кч,с

Фс(к-1)--^-у(к-1)

*с

где учтена специфика формирования измерения z2i и независимость
параметров фильтра от результатов прогноза.

В полученных алгоритмах (22.47) и (22.50) коэффициенты кфщ
(i = 1,3) и KCj ( j = 1,6) усиления невязок фильтров оценивания фазовых
координат цели и самолета соответственно вычисляют по формулам
(3.134), (3.136), (137). Совокупность уравнений (22.47), (22.48) и (22.50),
(22.51) и описывает алгоритм функционирования квазиоптимального
дискретного фильтра. Его особенностью является необходимость специ-
ального согласования моментов поступления измерений Z2 и z3.

22.2.3.	Структурная схема квазиоптимальной дискретной
СИСТЕМЫ ДАЛЬНЕГО НАВЕДЕНИЯ

Структурная схема синтезированной системы дальнего наведения со-
ставлена на основе моделей первичных измерителей (22.41)-(22.43),
уравнений, описывающих динамику самолета (22.38)-(22.40), алгорит-
мов формирования сигнала управления (22.45) и квазиоптимальных
оценок (22.47), (22.48) и (22.50), (22.51). Она приведена на рис. 22.2 и
имеет много общего со структурной схемой, показанной на рис. 22.1.
Однако имеются и определенные отличия. В канал фильтрации входят
не три фильтра, а два: фильтры фазовых координат цели и самолета
соответственно. Вместо интеграторов установлены элементы суммиро-
вания и временной задержки на т.
Рис. 22.2

Фильтр фазовых координат цели имеет ту же структуру, что и
аналоговый фильтр на рис. 22.1, но с учетом указанной специфики дис-
кретных систем.

В фильтре фазовых координат самолета невязки Az2 и Az3 (22.51)
после усиления поступают на сумматоры крена, курса и азимута. На
вход сумматора крена подается сигнал управления тау5э(к-1), сумми-
руемый со взвешенной невязкой KciAz2+kc2Az3 и оценкой y(k — 1). На
входе сумматора курса складываются экстраполированный на k-й мо-

*	Tg Л

мент времени сигнал фсэ(к)= Фс(к “D —~Y(k -1) и взвешенная невязка

kc3Az2+kc4Az3. Аналогичная процедура выполняется при формировании
оценки фс(к), при этом в качестве экстраполированного значения при-

нимается сигнал <|/сэ(к)=

tV л

(к-1) + -д^-фс(к-1), а в качестве

1-^Фс
Дс

взвешенной невязки - сумма kc5Az2+kc6Az3. Так как углы фс и (рс являют-
ся функционально зависимой парой параметров и имеются в наличии
независимые измерители курса и азимута самолета, то в фильтре осу-
ществляется взаимная коррекция формирователей оценок фс и фс не-
вязками Az2 и Az3 после умножения их на коэффициенты кс3 и кс6.

Сигнал управления 5Э образуется согласно (22.45), при этом экст-
раполированное значение требуемого курса самолета

ц/тэ(к)=кц1[7Г-ч/цэ(к)] + Кц2(рда(к) - мр^к)
формируется путем весового суммирования экстраполированных значе-
ний фцэ(к), фцэ(к), фсэ(к).

Выводы, вытекающие из анализа структурной схемы (рис. 22.2),
о многомерности, нестационарности и многоконтурности получаются
такими же, как и в п. 22.1.4. Вместе с тем можно отметить следующие
отличия.

Особенностью рассмотренного контура является необходимость
специального синхронизирующего устройства (на схеме не показано),
которое должно согласовывать во времени моменты прихода дискрет-
ных измерений Zj и z2, поступающих по КРУ с большим периодом Т, и
измерений курса z3, формируемых с малым интервалом времени т.

Спецификой дискретного контура наведения является зависи-
мость его параметров от интервала т. Поскольку сигналы 5э(к) форми-
руются дискретно, а для управления самолетом нужны непрерывные
сигналы 53(t), то дискретные управляющие воздействия преобразуются
в аналоговые. Это преобразование выполняется в экстраполяторе или
ЦАП. Следует отметить, что это преобразование целесообразно выпол-
нять на входе регулятора. В такой ситуации может быть использована
аналоговая процедура (22.12) формирования сигнала управления.

Таким образом, результаты синтеза квазиоптимальных систем
дальнего наведения истребителей свидетельствуют о том, что эти сис-
темы могут быть достаточно просто реализованы на практике.
АВТОНОМНЫЕ
И КОМБИНИРОВАННЫЕ
СИСТЕМЫ НАВЕДЕНИЯ
ГЛАВА 23. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
ОБ АВТОНОМНЫХ И КОМБИНИРОВАННЫХ
СИСТЕМАХ НАВЕДЕНИЯ

23.1.	ОСОБЕННОСТИ ПОСТРОЕНИЯ
АВТОНОМНЫХ СИСТЕМ НАВЕДЕНИЯ

Назначение, области применения и классификация автономных
систем наведения (АСН) рассмотрены в п. 1.1.2 [45]. Поскольку АСН
самолетов и ракет имеют сходный принцип построения, то особенности
их функционирования будут рассмотрены на примере обобщенной
структурной схемы, приведенной на рис 23.1.

Рис. 23.1

Координаты цели в виде вектора хц вводятся в запоминающее
устройство вычислительной системы, где хранятся в течение всего вре-
мени наведения. На основе хц и оценок хс текущих координат самолета
и хсц относительного движения, формируемых автономными датчика-
ми, в ВС вычисляются параметры рассогласования Лгв управления са-
молетом (ракетой) в горизонтальной (по курсу) и вертикальной (по вы-
соте или тангажу) плоскостях. Оценки хс текущих координат получа-
ются в процессе, так называемого счисления пути, основанного на дву-
кратном интегрировании ортогональных составляющих ускорений ОУ,
либо однократном интегрировании аналогичных составляющих скоро-
сти в заранее выбранной системе координат. Конкретный вид функцио-
нальной связи хц, хс и хсц с Аг в определяется используемыми методами
наведения ЛА по курсу и высоте (тангажу), которые и обусловливают
состав автономных датчиков. Следует отметить, что в АСН самолётов
заранее введенные координаты цели могут быть оперативно изменены
экипажем, либо по командам целеуказания Хцу с пункта управления.

Сформированные в ВС параметры рассогласования Аг>в поступа-
ют в САУ и в индикатор. При этом в автоматическом режиме (§1.3)
индицированные параметры рассогласования используются только для
контроля процесса управления, в то время как в ручном и директорных
режимах по ним осуществляется управление самолетом. Оценивание
фазовых координат собственного и относительного движения ЛА осу-
ществляется с помощью автономных датчиков различной физической
природы. Приведение показаний датчиков к единому масштабу и фор-
мирование при необходимости сигналов хк взаимной коррекции осу-
ществляется в ВС. Для удобства понимания процедур формирования
координат хсц относительного движения на рис 23.1 показано кинемати-
ческое звено К31. Напомним, что основным признаком автономных
датчиков является отсутствие информационного контакта с целью и
пунктом управления.

Структурная схема АСН ракетой может быть получена из схемы,
показанной на рис. 23.1, путем исключения из неё индикатора и лётчи-
ка. Степень готовности аппаратуры ракеты к применению определяется
совокупностью сигналов контроля хконт, поступающих в аппаратуру са-
молёта.

23.2.	ОСОБЕННОСТИ ПОСТРОЕНИЯ
КОМБИНИРОВАННЫХ СИСТЕМ НАВЕДЕНИЯ

Назначение, области применения, достоинства и недостатки, а
также классификация комбинированных систем управления изложены в
п. 1.1.3. Особенности построения комбинированных систем наведения
самолётов и ракет рассмотрим на примере обобщенной структурной
схемы, приведенной на рис. 23.2. В комбинированной системе наведе-
ния (КСН) самолётов последовательного типа на первом этапе исполь-
зуется автономное управление. При этом процедуры формирования па-
раметров рассогласования аналогичны тем, которые были рассмотрены
в §23.1. Если автономное наведение продолжается достаточно долго, то
ошибки управления, обусловленные погрешностями счисления пути и
уходом гироскопов, могут стать настолько большими, что цель не будет
Рис. 23.2

захвачена БРЛС на автоматическое сопровождение и РЭСУ не сможет
перейти к этапу самонаведения. В связи с этим на первом этапе перио-
дически осуществляется коррекция автономной системы, в результате
которой положение ЛА уточняется по датчикам другой физической
природы (астроинерциальным, оптоэлектронным, радиотехническим и
т.д.). Достаточно часто для этих целей используются радионавигацион-
ная система ближней навигации (РСБН) и БРЛС. В последнем случае
заранее по маршруту полета, в пределах дальности действия БРЛС вы-
бираются радиолокационные ориентиры с точно известными географи-
ческим координатами. В качестве таких ориентиров выбираются объек-
ты, однозначно идентифицируемые по радиолокационному изображе-
нию (железнодорожные мосты, небольшие острова, характерные изгибы
рек и т.д.). Измерив дальность до этих ориентиров и их бортовые пелен-
ги, можно точно определить свое местоположение, используя его для
дальнейшего счисления пути. При этом счисленные до этого с помощью
автономной системы координаты сбрасываются. Поскольку автономная
система обычно функционирует в прямоугольных координатах, а БРЛС -
в полярных, то в ВС осуществляется пересчёт радиолокационных изме-
рений ориентиров в вектор хр сигналов радиокоррекции автономных
датчиков уже в прямоугольной системе координат. Одновременно в ВС
142
по счисленным координатам хс вычисляется дальность до цели и её
бортовой пеленг, объединённые в вектор ха = |^Да фа J В соответствии с
этими данными осуществляется включение БРЛС и поиск цели вблизи
значений Да и фа, что позволяет значительно сократить время, затра-
чиваемое на её обнаружение.

После захвата цели БРЛС на сопровождение начинается этап са-
монаведения. При этом параметры рассогласования формируются в
соответствии с выбранным методом самонаведения на основе оценок
фазовых координат относительного хсцр и собственного хс движения,
формируемых БРЛС и автономными датчиками. Процедура преобразо-
вания абсолютных фазовых координат цели и ЛА в относительные ко-
ординаты, измеряемые в БРЛС, отображается на структурной схеме
кинематическим звеном К32. Следует подчеркнуть, что на этапе само-
наведения в ВС на основании показаний автономных датчиков по-
прежнему формируется вектор ха, который используется для коррек-
ции БРЛС. В общем случае использование сигналов коррекции ха по-
зволяет повысить точность радиолокационных измерений, увеличить
время памяти и уменьшить зону повторного поиска цели по дальности и
углам при пропадании отраженных от неё сигналов. Управление само-
лётом на этапе самонаведения, как и на этапе автономного наведения,
может выполняться в ручном, директорном или автоматических режи-
мах (§1.3).

Структурная схема комбинированной системы управления ракетами
отличается от рассмотренной на рис. 23.2 отсутствием индикатора и лётчи-
ка. При этом одним из распространённых вариантов комбинированных
систем управления является комбинация автономной системы, используе-
мой на начальном участке, СКРУ - применяемой на среднем участке и
ССН, которая управляет ракетой в конце наведения [29]. В таком варианте
в состав ИВС КСН входит еще и приёмная аппаратура КРУ.

23.3.	МЕТОДЫ НАВЕДЕНИЯ САМОЛЁТОВ И РАКЕТ
ПРИ АВТОНОМНОМ И КОМБИНИРОВАННОМ

УПРАВЛЕНИИ

В комбинированных системах управления на различных этапах
используются различные методы наведения. Так, на этапе командного
радиоуправления используются методы, рассмотренные в §§17.3-17.5, в
то время как при самонаведении используются методы, изложенные в
главе 7. В связи с этим ниже основное внимание будет уделено методам
автономного наведения.
В автономных системах используются две группы методов наве-
дения. При использовании одной из них наведение осуществляется по
фиксированным траекториям, которые рассчитываются заранее до вы-
лета самолёта или пуска ракеты. При использовании таких методов
траекторное управление сводится к удерживанию центра масс ОУ на
рассчитанной опорной траектории. Однако следует отметить, что в про-
цессе наведения может иметь место целый ряд случайных факторов и
обстоятельств, которые заранее учесть невозможно. К таким факторам
относятся наличие, направление и скорость ветра, тип перехватываемой
цели и виды её манёвров, конкретное значение дальности захвата цели
на сопровождение, разнообразие типов применяемого оружия и т.д. В
таких условиях более рациональным является применение методов на-
ведения по нефиксированным траекториям, когда заранее определяется
лишь класс траекторий, а их конкретный вид уточняется в соответствии
с конкретными условиями применения.

23.3.1.	Методы автономного наведения по курсу

Маршрутный метод используется для наведения самолётов и ракет
«в-п» большой дальности по фиксированной траектории. В качестве такой
траектории обычно используют участок ортодромии, проходящий через
исходный (ИПМ) и конечный (КПМ) пункты маршрута. В качестве конеч-
ного пункта маршрута может быть использована и цель. Под ортодромией
понимается часть дуги большого круга, центр которого совмещён с цен-
тром Земли. Напомним, что ортодромии определяют кратчайшее расстоя-
ние между двумя точками на сферической поверхности.

Траекторное управление при маршрутном методе сводится к удер-
жанию ЛА на выбранной ортодромии. Суть такого управления поясняется
рис. 23.3. На этом рисунке в ортодромической системе координат О^Х^о,
в которой ось ОипмХо проходит через цель с координатами (Хц, 0), точкой
Ооу показано текущее положение ОУ (ХоУ, z^y). Из рисунка видно, что в
качестве параметра рассогласова-
ния, реализующего цель маршрут-
ного управления, может быть ис-
пользована величина бокового
отклонения самолёта или ракеты
от ортодромии

Ам Аг—Азу	Азу* (23.1)

При получении (23.1) бы-
ло учтено, что требуемое значе-
ние Zr бокового отклонения
должно быть равно нулю. Для

Оипм	Zoy zo

Рис. 23.3
повышения точности и устойчивости управления вместо (23.1) обычно
используют его модификацию

Ам — -zoy + kj,zoy,	(23.2)

в котором

zOy — Vn sin k|/n = Vnk|/n — Vn(k|/0K — otc),	(23.3)

Vn - модуль путевой скорости, ц/п - угол доворота, ц/ок - ортодромиче-
ский курс, ас - угол сноса, к2- весовой коэффициент.

При достаточно точном управлении ЛА подходит к цели с углом
доворота ц/п«0.

Из (23.2), (23.3) и рис. 23.3 следует, что для реализации марш-
рутного метода необходимо иметь систему счисления пути, вычисляю-
щую координату Zoy, гирополукомпас, измеряющий курс ц/ок и ДИСС, в
котором оцениваются Vn и ас. Достоинствами метода являются просто-
та ИВС, реализующей алгоритм траекторного управления, хорошее
сопряжение с методами самонаведения. К недостаткам относятся: низ-
кая точность при отсутствии радиокоррекции, обусловленная накопле-
нием ошибок счисления и уходом измерительных осей гирополукомпа-
са при длительном полёте; методические ошибки при неточном задании
опорной ортодромии.

Курсовой метод используется при наведении самолётов и ракет
«в-п» по нефиксированным траекториям. Суть траекторного управле-
ния заключается в совмещении продольной оси ЛА с направлением на
цель. Из рис. 23.3 видно, что при таком алгоритме параметр рассогласо-
вания может быть вычислен по формуле

2

Д к = ег - Уок = агсШ---------Уок ,	(23.4)

ХЦ ХОу

где ег - угол визирования цели в горизонтальной плоскости, который не
может быть измерен автономными датчиками.

Необходимо отметить, что курсовой метод по своему смыслу
совпадает с прямым методом самонаведения, анализ достоинств и не-
достатков которого был выполнен в п. 7.3.1. Как следует из (23.4), для
реализации курсового метода достаточно иметь систему счисления пу-
ти, в которой формируются оценки хоу и Zoy, и курсовую систему (гиро-
полукомпас), измеряющую ортодромический курс. Курсовой метод
является достаточно удобным для применения в комбинированных
системах управления. Это объясняется его хорошим сопряжением со
всеми методами самонаведения в комбинированных системах последо-
вательного типа и простотой формирования сигналов взаимной коррек-
ции в системах параллельного типа.
Путевой метод также используется при наведении самолётов и ра-
кет «в-п» по нефиксированным траекториям. В процессе его реализации с
направлением на цель совмещается вектор путевой скорости. Из рис. 23.3
видно, что в такой ситуации параметр рассогласования при использовании
автономных датчиков может быть сформирован по правилу

ДП = Чг = ег - Ч>П = arctg——----arctg-^-,	(23.5)

Хц хуо хуо

в котором qr- угол упреждения. Этот метод, аналогичный методу пого-
ни в системах самонаведения, позволяет уменьшить ошибки управле-
ния, обусловленные боковым ветром, что выгодно отличает его от кур-
сового метода. Однако алгоритм функционирования ИВС, реализующий
путевой метод, более сложен, так как требует оценивания скоростей zoy
и хоу изменения текущих координат ЛА. При использовании путевого
метода в комбинированных системах наведения он обладает такими же
свойствами, что и курсовой метод.

В процессе наведения ракет «в-в» с комбинированными систе-
мами управления на подвижные цели на автономном участке использу-
ется метод пропорционального наведения (7.32), (7.33). Однако необхо-
димые для его реализации оценки скорости сближения Vc6 и угловой
скорости линии визирования о1>2 формируются на основе экстраполя-
ции движения ракеты лишь путём интегрирования различных проекций
её собственного ускорения.

В заключение отметим, что алгоритмы (23.2)-(23.5) используют-
ся лишь при ручном управлении самолётом. В режимах директорного и
автоматического управления ЛА эти параметры рассогласования преоб-
разуются в требуемые значения крена по правилам

Ytm	Ytk “^к(^к)’ Утп

в которых функционалы fM, fK, fn могут учитывать инерционные свойст-
ва самолётов, ракет и САУ, СУР аналогично тому, как это выполняется
в системах самонаведения (п. 7.3.3).

23.3.2.	Методы наведения по высоте и дальности

Чаще всего автономное наведение самолётов и ракет по высоте
осуществляется по фиксированным траекториям, включающим в себя
три участка: набор высоты, полёт с постоянной высотой и снижение
высоты (пикирование). Один из возможных вариантов такого профиля
полёта для ракеты «в-п» показан на рис. 7.15. Для первого и третьего
участков параметры рассогласования формируются по правилу
Дэ=»т-»,

а для второго используется алгоритм

Дн=Нт-Н,

(23.6)

(23.7)

где Зт, Нт и 3, Н - требуемые и фактические значения угла тангажа и
высоты. В процессе реализации (23.6) и (23.7), Зт и Нт задаются заранее,
а & и Н измеряются (оцениваются) с помощью позиционного гироскопа
и баро- или радиовысотомера. При выборе Нт необходимо учитывать
два противоречивых требования. С уменьшением высоты возрастает
вероятность преодоления ПВО, но одновременно увеличивается расход
топлива. При выборе больших значений Нт процесс наведения ЛА ста-
новится более экономичным, но менее безопасным из-за ухудшения
условий преодоления ПВО противника.

Автономное наведение самолётов и вертолётов на малых и
сверхмалых высотах может выполнятся путём манёвра в вертикальной
плоскости в режиме следования рельефу местности (рис. 23.4,а), либо
путём манёвра в горизонтальной плоскости в режиме обхода препятст-
вий (рис 23.4, б).

Рис. 23.4

Следует отметить, что при полёте на малых и сверхмалых высотах
использовать для траекторного управления закон (23.7) нецелесообраз-
но из-за высокой опасности столкновения с землёй. Это обусловлено
тем, что реакция самолёта на изменение высоты (23.7) запаздывает из-за
инерционности САУ, самого самолёта и специфики управления подъ-
ёмной силой (см. п. 5.2.1). В связи с этим в системах маловысотного
полёта обычно используется управление по закону

Д=НТ-НУ,	(23.8)

где Ну - высота над упреждённой точкой по направлению полёта, кото-
рую будет иметь ЛА при условии сохранения направления полёта, имею-
щегося на данный момент времени (рис. 23.5). Эта точка отстоит от ЛА на
определённом расстоянии,
которое зависит от скорости
его полёта, его инерционных
свойств и специфики управле-
ния подъёмной силой.

Управление по даль-
ности базируется на контроле
текущего расстояния Дц до
цели. Из рис. 23.3 видно, что

(23.9)

На основе вычисленных значений Дц осуществляется изменение
режима работы системы наведения (изменение высоты и скорости полё-
та, включение БРЛС, ОЭС или других датчиков, переход в режим само-
наведения и т.д.).

23.4.	МЕТОДЫ НАВЕДЕНИЯ САМОЛЁТОВ

ПРИ ИСПОЛЬЗОВАНИИ ИМИ СРЕДСТВ ПОРАЖЕНИЯ

Если в качестве средств поражения используются ракеты «в-п»,
то управление самолетом целесообразно выполнять по курсовому мето-
ду. Это объясняется тем, что при курсовом методе продольная ось ра-
кет, совпадающая по направлению с продольной осью самолёта, при-
мерно направлена на цель, что обеспечивает наименьшее время и затра-
ты энергии на дальнейшее управление средствами поражения и их наи-
большую дальность действия. Высота полёта самолёта-носителя в та-
кой ситуации выдерживается постоянной.

При выполнении бомбометания неуправляемыми бомбами осу-
ществляется прицеливание по направлению (боковая наводка) и дально-
сти (продольная наводка). Суть боковой наводки состоит в обеспечении
такой линии боевого пути (рис. 23.6,а), при которой линия разрывов

б)

Рис. 23.6
бомб проходит через цель. Боковая наводка выполняется по параметру
рассогласования, называемому также параметром управления, который
характеризует разность боковых отклонений между требуемой и факти-
ческой линиями разрыва бомб. На рис. 23.6 точки Ос и Оц отображают
расположение самолёта и цели, Vc, Vn, W - соответственно векторы
воздушной, путевой скорости и скорости ветра, штриховые линии соот-
ветствуют проекциям траекторий бомб в горизонтальной и вертикаль-
ной плоскостях, значками «х» обозначены точки разрывов бомб. При-
целивание по дальности состоит в определении такой дальности Дс
сброса бомб, при которой они долетают до цели (рис. 23.6,6). Продоль-
ная наводка выполняется по параметру сигнализации, который пред-
ставляет разность между фактической дальностью до цели и её требуе-
мым значением. Бомбы сбрасываются в тот момент, когда параметр
сигнализации становится равным нулю. На практике используется дос-
таточно большое число различных алгоритмов вычисления параметров
рассогласования и сигнализации, конкретный вид которых зависит от
приёма бомбометания (с кабрирования, с горизонтального полёта и с
пикирования) и от состава датчиков информации.
ГЛАВА 24. СИСТЕМЫ РАДИОУПРАВЛЕНИЯ
МАЛОВЫСОТНЫМ ПОЛЁТОМ

24.1.	НАЗНАЧЕНИЕ И РЕШАЕМЫЕ ЗАДАЧИ

Полёт на малых и сверхмалых высотах позволяет существенно по-
высить вероятность преодоления ПВО противника. Повышение этой веро-
ятности объясняется рядом причин, основными из которых являются:

уменьшение дальности обнаружения низколетящих целей (НЛЦ)
наземными РЛС и соответственно сокращение времени на подготовку и

осуществление их перехвата;

ухудшение точности или срыв сопровождения НЛЦ по направле-
нию наземными РЛС за счет эффекта «маневра»;

появление эффектов затенения и антипода.

Уменьшение дальности обнаружения и располагаемого времени
на перехват НЛЦ обусловлены уменьшением дальности прямой види-
мости этих целей.

Суть эффекта маневра состоит в том, что даже при полёте НЛЦ
по прямой с постоянной скоростью Уц угловая скорость линии визиро-
вания (ЛВ) изменяется примерно по гиперболическому закону обратно

пропорционально дальности до цели вплоть до значения ш=Уц/Нц, где

Нц высота полёта цели. Геометрия взаимного расположения НЛЦ и на-

земной РЛС, а также эпюры
изменения угла и угловой
скорости ЛВ во времени
при полёте цели на РЛС
показаны на рис. 24.1. В
общем случае в законе из-
менения углов визирования
фц НЛЦ будут содержаться
производные, порядок ко-
торых превышает порядок
астатизма систем сопрово-
ждения по направлению,
что адекватно инте-
нсивному манёвру по на-
правлению. В результате в
следящих системах РЛС будут возникать нарастающие во времени ди-
намические ошибки, способные привести к срыву сопровождения. Сле-
дует отметить, что в момент пролёта НЛЦ наземной РЛС угловая ско-
рость ЛВ может достигать нескольких радиан в секунду. Так, при
Уц=300 м/с и Нц=100 м, Шц«Уц/Нц=3 рад/с. Бессрывное сопровождение
такой цели по направлению в РНП антенной с механическим приводом
практически невозможно. В процессе автоматического сопровождения
цели в режиме обзора (АСЦРО) также возможен срыв сопровождения
по направлению за счёт нарушения процедуры идентификации резуль-
татов радиолокационных измерений при резком возрастании угловой
скорости ЛВ (см. §14.4 [46]).

Эффект затенения имеет место тогда, когда НЛЦ попадает в об-
ласть радиотени из-за наличия препятствий на пути распространения
радиоволн УКВ диапазона. Суть этого эффекта поясняется рис. 24.2.
При нахождении в области радиотени НЛЦ не обнаруживается назем-
ными РЛС. Эффект антипода обусловлен тем, что отраженный от НЛЦ
радиосигнал может поступать к РЛС не только напрямую от цели по
линии OuOp (рис. 24.3), но и за счёт переотражений от земли по трассе
Оц О3 Ор, что адекватно наличию цели-антипода в точке Оа. Этот сигнал
приводит к ухудшению точности измерений координат НЛЦ, а при на-
ведении на неё средств поражений - к их перенацелеванию на землю.
Давая определённые преимущества при преодолении ПВО, мало-
высотный полёт (МВП) приводит к существенному снижению безопас-
ности его выполнения за счёт резкого увеличения опасности столкнове-
ния с землёй. Полёт на малых и сверхмалых высотах над пересечённой
местностью при глазомерном определении расстояний до наземных
препятствий практически невозможен. Для выполнения такого полёта
используются специальные автономные РЭСУ, включающие в свой
состав ИВС, САУ и ЛА, как объект управления (рис. В.1) [45]. При этом
ЛА может управляться как в ручном, так и в полуавтоматическом и
автоматическом режимах (§1.3 [45]).

ИВС РЭСУ МВП предназначены для обнаружения естественных
и искусственных препятствий в ППС и формирования сигнала управле-
ния для их облёта или обхода по определённым траекториям в верти-
кальной или горизонтальной плоскостях.

В общем случае РЭСУ МВП должны обеспечивать:

обнаружение препятствий в ППС на удалениях, достаточных для
выполнения безопасного маневра в вертикальной или/и горизонтальной
плоскостях с учётом инерционности САУ и ЛА;

требуемую (заданную) высоту полёта Нт над слабопересеченной
местностью;

пролёт вершин препятствий на высоте Нт с нулевым углом на-
клона траектории (0=0);

прогнозирование опасных ситуаций и увод с опасной высоты.

Следует подчеркнуть, что последние три задачи должны выпол-
няться с учетом реальных ограничений на величину вертикальной пере-
грузки

flymin—Пу—Пущах	(24.1)

и реализуемых углов наклона траектории

®min—®—®max*	(24.2)

Выполнение условий (24.1) и (24.2) предопределяет ограничения
на безопасно преодолеваемые углы наклона рельефа фр<фртах и перепа-
дов высот рельефа Нр<Нртах(см. рис. 24.4).

Облёт вершин препятствий с 0=0 обеспечивает наилучшие усло-
вия для выполнения дальнейшего маневра как на пикирование, так и на
кабрирование, если сразу вслед за преодолеваемой вершиной имеет
место вторая, более высокая вершина. При этом текущая высота полёта
после пролёта вершины должна быть не меньше заданной. Пример та-
кой траектории показан на рис. 24.4. Поскольку траектория полёта ЛА в
вертикальной плоскости примерно повторяет профиль рельефа местно-
сти, то такие РЭСУ иногда называют системами профильного полёта.
В,

Рис. 24.4

Прогноз опасных ситуаций сводится к упреждающему определе-
нию углов наклона рельефа

фр>фртах	(24.3)

и перепада высот

Нр>нртах.	(24.4)

Последняя задача решается путём постоянного контроля расстоя-
ний до вершины препятствия. При выполнении условия (24.3) или (24.4)
осуществляется маневр на кабрирование с максимально возможной
перегрузкой Путах (участок АВ на рис. 24.4). Аналогичный маневр вы-
полняется и при уводе ЛА с опасной высоты в случае полёта с ошибкой
по высоте ДН=НТ-Н, превышающей предельно допустимую для данного
типа РЭСУ. Для обеспечения такого увода ИВС должна осуществлять
постоянный контроль текущей высоты полёта.

Кроме того, РЭСУ МВП должна осуществлять:

обеспечение устойчивости и управляемости в полете с высоким
уровнем доверия летчика средствам автоматики;

оценивание всех фазовых координат, используемых в законах
управления облетом или обходом препятствий;

обеспечение для пилота сохранения «чувства самолета» и зри-
тельного контроля;

надежный контроль работоспособности с быстрым выявлением
отказавших элементов.

Все задачи РЭСУ МВП должны решаться с безусловным обеспе-
чением требований безопасности полёта в любое время года, суток и в
любых метеоусловиях. Выполнение этого требования предопределяет
многоканальный принцип построения ИВС с использованием РЛС для
определения расстояний до препятствий и радиовысотомеров для кон-
троля текущей высоты.
Необходимо отметить, что при использовании для обнаружения
НЛЦ комплексов воздушного радиолокационного дозора типа АВАКС с
импульсно-доплеровской РЛС (ИД РЛС) [1] рассмотренные выше пре-
имущества МВП становятся менее очевидными. Однако, несмотря на
это РЭСУ МВП находят широкое применение в истребительной и бом-
бардировочной авиации. Весьма перспективным является использо-
вание РЭСУ МВП в армейской авиации. Причём в вертолётных РЭСУ
МВП практически отсутствуют ограничения на преодолеваемые углы
наклона рельефа и перепады его высот.

Среди различных типов РЭСУ МВП более простыми и надежны-
ми являются системы с облетом препятствий в вертикальной плоскости,
которые и будут рассмотрены в первую очередь.

24.2.	ОСОБЕННОСТИ ФОРМИРОВАНИЯ ПАРАМЕТРОВ
РАССОГЛАСОВАНИЯ ПРИ ПРОФИЛЬНОМ ПОЛЁТЕ

Профильный полёт, при котором траектория полёта самолёта
примерно повторяет профиль рельефа, имеет место при полёте над сла-
бопересечённой местностью, когда для РЭСУ МВП выполняются усло-
вия (24.1) и (24.2). Главными задачами ИВС во время такого полёта
являются обнаружение препятствий на линии пути и формирование
параметра рассогласования, поступающего в САУ для управления са-
молётом. Эти задачи решаются с помощью специальной РЛС, именуе-
мой также радиолокатором предупреждения столкновений (РПС). Осо-
бенности функционирования РПС и способы формирования параметров
рассогласования подробно рассмотрены в [26]. Следует отметить, что на
практике вместо (23.8) используют две его модификации: дальномер-
ную и угломерную. При дальномерном способе (рис. 24.5) параметр
рассогласования формируется по закону

Ад=кд(Дт-Д),	(24.5)

в котором: кд- коэффициент пропорциональности;

Д=УЛ	(24.6)

- требуемая упреждённая дальность, выбираемая таким образом, чтобы
ЛА, движущийся со скоростью Vc, успел среагировать на изменение
упреждённой высоты Ну; ty - требуемое время упреждения, зависящее
от типа ЛА и используемого в нём способа управления подъёмной си-
лой. Если Дд>0, то формируется команда на набор высоты (кабрирова-
ние), если Дд<0 - то на пикирование.

При использовании угломерного способа параметр рассогласования

Лу=кч>(фт-<р)	(24.7)
формируется в процессе сравнения текущего угла ф визирования пре-
пятствия с его требуемым значением фт, при котором Д=ДТ. В (24.7) кф -
коэффициент пропорциональности.

Если Д<ДТ (рис. 24.5), то антенна РПС поворачивается в сторону
уменьшения модуля угла ф до тех пор, пока не выполнится условие
Д=ДТ. Разность между первоначальным значением (рис. 24.5)

Ф^а+НУДт

и соответствующим зна-
чением фт и представляет
собой сигнал рассогласо-
вания. На первый взгляд
кажется, что использова-
ние дальномерного спосо-
ба является более пре-
дпочтительным, так как
требует измерения (оцени-
вания) только дальности, в

(24.8)

Рис. 24.5

то время как в угломерном
способе необходимо ещё измерять углы атаки а и поворота антенны ф.
Следует подчеркнуть, что в настоящее время отсутствуют высокоточ-
ные датчики измерения угла атаки, что приводит к необходимости уве-
личивать допустимые значения Нт. Однако, несмотря на отмеченные
недостатки, на практике чаще используют угломерный способ, посколь-
ку он позволяет более полно учесть все требования к траектории полета,
изложенные в §24.1.

Нецелесообразность использования дальномерного способа объ-
ясняется спецификой управления подъёмной силой самолёта с помо-
щью рулей высоты (управляемых стабилизаторов), особенности которо-
го были рассмотрены в п. 5.2.1. Напомним, что при необходимости на-
бора высоты рули отклоняются вверх (рис. 5.1) [45]. В этом случае са-
молёт вначале перемещается вниз (рис. 5.2), что при выполнении МВП
само по себе опасно. Одновременно он начинает поворачиваться вокруг
поперечной оси, увеличивая тем самым угол атаки и величину подъём-
ной силы. В результате самолёт начинает набирать высоту только через
некоторое время t3an. Интервал t3an наряду с запаздыванием САУ и ис-
полнительных органов и определяет величину ty в (24.6). Для систем
управления, использующих дальномерный способ, важным является то,
что увеличение угла атаки, имеющее место на интервале 0-tMn (рис. 5.2),
приводит к угловому перемещению антенны в пространстве. В резуль-
тате перемещения луча антенны увеличивается текущая дальность Д,
приближаясь к значению Дт, что вызывает уменьшение параметра рас-
согласования (24.5). На рис. 24.5 этот факт иллюстрируется изменением
текущей дальности от значения Д|<ДТ до значения Дг=Дт при перемеще-
нии антенны из положения 1-1 в положение 2-2.

Получается парадокс: при отклонении рулей высоты вверх само-
лёт перемещается вниз и при этом снимается команда на набор высоты.
В итоге самолёт начинает перемещаться вверх только в опасной близо-

н-нт, о=о

сти от препятствий, когда
при малых значениях Д
изменения угла атаки уже
не смогут привести к её
значительному увеличе-
нию. Траектория полёта в
процессе облёта препятст-
вия при использовании

/V// / z/777777	дальномерного способа

рис 24	показана на рис. 24.6

пунктирной линией.

При такой траектории высота Н над вершиной может быть суще-
ственно меньше Нт и угол 0 наклона траектории не равен нулю. В такой
ситуации, если самолёт не столкнётся с вершиной препятствия, то после
её пролёта имеет место увеличение высоты Н>НТ, что может привести к
преждевременному его обнаружению противником. Следует отметить,
что использование пространственной стабилизации антенны РЛС для
ликвидации отмеченного выше недостатка не позволяет кардинально
решить проблему обеспечения безопасности, так как при малых Нт
ошибки стабилизации сравнимы с требуемыми углами фт. Увеличение
Нт приводит к утрате преимуществ маловысотного полёта.

При использовании угломерного способа (24.7) антенна РЛС от-
слеживает фт, при котором Д=ДТ независимо от углового положения
продольной оси самолёта. В связи с этим полёт будет осуществляться
без опасного сближения с препятствием по траектории, показанной на
рис. 24.6 сплошной линией. Кроме того, по Ау можно судить о величине
угла наклона рельефа, что позволяет учесть реальные возможности са-
молёта (24.1) и (24.2) по его облёту.

24.3.	СТРУКТУРНАЯ СХЕМА ИВС ПРИ ПРОФИЛЬНОМ
ПОЛЁТЕ

В общем случае характер рельефа местности, над которым вы-
полняется маловысотный полёт, может быть самым разнообразным.
При этом по маршруту полёта могут попадаться участки местности, для
которых параметр рассогласования Ау, сформированный по закону
(24.7),	не удовлетворяет ограничениям (24.1) и (24.2). В таких условиях
используются другие алгоритмы траекторного управления. Так, при
облёте вершин препятствий удобно использовать закон

kn Пут Пу,

(24.9)

в то время как при пикировании над задним скатом препятствия целесо-
образно формировать параметр рассогласования по правилу

Ад — 9Т — 9.

(24.10)

Кроме того, для контроля текущей высоты и экстренного увода самолё-
та вверх при больших ошибках управления используется параметр рас-
согласования

Ан=Нт-Н.	(24.11)

В (24.9)-(24.11): п^, 9Т, Нт и пу, 9, Н - соответственно требуемые и те-
кущие значения перегрузки, тангажа и высоты.

Поскольку заранее предсказать характер рельефа местности, над
которой будет пролетать самолёт, невозможно, то в ИВС одновременно
формируются все виды параметров рассогласования. В такой ситуации
используется тот алгоритм траекторного управления, который обеспе-
чивает наибольшую безопасность полёта. Структурная схема такой
многоканальной ИВС совместно с другими составными частями РЭСУ
МВП приведена на рис. 24.7.

Рис. 24.7

Вычислитель программного движения (ВПД) по введённым в не-
го величинам Нт, Vc и а формирует требуемые значения Дт (24.6), фт и
Пут, 9Т, необходимые для одновременного вычисления всех параметров
рассогласования (24.7), (24.9)-(24.11), которые поступают в вычисли-
тель сигналов траекторного управления (ВСТУ). Здесь на основе теку-
щих оценок угла ф наклона антенны, поступающих из угломера, и те-
кущих значений пу, 9 и Н, измеряемых в автономных датчиках (АД) и
радиовысотомере (РВ), формируются параметры рассогласования Ду, Ап
и Аэ, Ан. В устройстве выбора экстремума (УВЭ) из всех этих парамет-
ров рассогласования выбирается тот, который обеспечивает наиболь-
ший угол кабрирования при наборе высоты или наименьший угол пики-
рования при ее уменьшении. Отселектированный таким образом пара-
метр рассогласования А поступает в устройство обеспечения безопасно-
сти (УОБ), где выполняется его проверка на соответствие условиям
(24.1) и (24.2) и допустимым ошибкам АНД0П управления по высоте. Ес-
ли все ограничения выполняются, то А выдается в систему отображения
информации при ручном управлении (Ар) и в САУ, в директорном или
автоматическом режиме (Ада)« Если же хотя бы одно из ограничений не
соблюдается, то в УОБ формируется, индицируемый в СОИ, признак
опасности (ПО) и выдается команда Аоп в САУ на кабрирование с мак-
симально возможной перегрузкой. Типовая смена законов управления,
обеспечиваемая в УВЭ выбором соответствующего параметра рассогла-
сования, иллюстрируется рис. 24.8.

При полёте над слабо пересечённой местностью (участок I) следя-
щая система угломера (ССУ) автоматически отслеживает направление, на
котором Д~Дт- В этом случае УВЭ селектирует алгоритм траекторного
управления (24.7), в соответствии с которым самолёт совершает профиль-
ный полёт в режиме следования рельефу местности на высоте Н~НТ.

Если впереди по маршруту появляется вершина препятствия, то
ССУ переходит в режим её сопровождения. При этом профильный по-
лёт сохраняется до тех пор, пока дальность Д, до вершины на станет удов-
летворять равенству ДВ=К1ДТ, где в зависимости от типа самолёта и исполь-
зуемых средств управления подъёмной силой 0,3<Ki<0,7. С этого момента
времени траектория облёта вершины выполняется по дуге окружности,
радиус которой определяется значением в (24.9) (рис. 24.8, участок II).
Такой полёт будет продолжаться до тех пор, пока угол тангажа (пики-
рования) не станет равным требуемому значению Зт, после чего начина-
ется управление по закону (24.10). В свою очередь, такое управление
(участок III) будет иметь место до выполнения условия Д<ДТ. После
этого параметр рассогласования будет вновь формироваться по правилу
(24.7) (участок IV). Следует отметить, что при полёте над слабопересе-
чённой местностью могут использоваться и более сложные комбиниро-
ванные законы управления, в которых наряду с Ду с соответствующими
весами учитываются (24.5) и (24.11).

Минимальные значения Нт, вводимые в ВПД для вычисления
(24.7), (24.8) и (24.11), определяются высотой необнаруживаемых с по-
мощью РЛС препятствий (отдельных деревьев, линий электропередачи
и т.д.) и максимальными ошибками вычисления упреждённой высоты
Ну (рис. 23.5). Обычно НтайпвЮО м. При полёте над ровной морской или
пустынной поверхностью предельно минимальная высота полёта огра-
ничена высотой засасывания в двигатель самолёта водяных брызг или
мелких предметов с земной поверхности. При выборе значений ty в
(24.6) приходится удовлетворять противоречивым требованиям. С од-
ной стороны, увеличение ty (Дт) позволяет снизить требования к быст-
родействию САУ, ОУ и использовать для МВП самолёты с менее разви-
той механизацией крыла. С другой стороны, увеличение Дт приводит к
уменьшению угла встречи луча антенны с земной поверхностью и
уменьшению коэффициента отражения радиоволн в сторону РЛС, что
вызывает ухудшение условий обнаружения препятствий. Кроме того,
при уменьшении этого угла возрастает уровень относительных ошибок
измерения углового положения антенны. В результате снижается чувст-
вительность РЭСУ МВП к изменению профиля рельефа местности.

Дальномеры, используемые в ИВС (рис. 24.7), измеряют либо
дальность до определённой упреждённой точки на земной поверхности
по маршруту полёта, либо дальность до вершины препятствий. Измере-
ние дальности до упреждённых точек на земной поверхности может
выполняться различными способами [26]. Один из наиболее простых
состоит в измерении дальности по равносигнальному направлению
(РСН). Суть этого способа иллюстрируется рис. 24.9. Антенна РЛС
формирует в вертикальной плоскости двухлепестковую диаграмму на-
правленности (рис. 24.9,а). В результате суммарно-разностной обработ-
ки сигналов, отраженных от земли, на выходе приёмника разностного
159
Рис. 24.10

канала будет иметь место сигнал,
огибающая которого показана на рис.
24.9,6 кривой линией abc. Характер-
ным признаком для этого сигнала
является наличие нуля в РСН, по-
скольку в этом направлении сигналы,
принимаемые по первому и второму
лепесткам диаграммы направленно-
сти, одинаковы по величине. По это-
му признаку формируется импульс
ид, отстоящий от импульса запуска
передатчика (ПРД) на время
1з=2ДрСН/с. Вот за этим импульсом в
дальнейшем и осуществляется авто-
матическое слежение, как и в обыч-
ном следящем дальномере.

Измерение дальности Дв до
вершины препятствий основано на
выделении в сигнале, отраженном
от земли, среза, обусловленного
появлением радиотени. Принцип
измерения поясняется рис. 24.10.
Если луч второго лепестка диа-
граммы направленности в процессе
движения самолёта попадает на
вершину препятствия (рис. 24.10,а),
то из-за радиотени сигнал на выхо-
де приемника (рис. 24.10,6) скачко-
образно упадёт и будет равен нулю
со всех направлений правее точки В
вершины (рис. 24.10,а,б). В момент
появления среза UnpM формируется
импульс ив (рис. 24.10,в), за кото-
рым и выполняется автоматическое
слежение.

Степень астатизма следящей системы обычно выбирают равной
двум, чтобы при кратковременных пропаданиях отражённых сигналов
дальномер продолжал функционировать в режиме слежения. Специфи-
кой ССУ является необходимость учёта угла крена у (рис. 24.7), изме-
ряемого автономными датчиками (позиционным гироскопом). Необхо-
димость поперечной стабилизации антенны РПС обусловлена тем, что
при наличии крена луч антенны уходит в сторону от направления полё-
та. В связи с этим дальномер будет измерять расстояние до упреждён-
ной точки поверхности, расположенной в стороне от направления полё-
та, что может оказаться весьма опасным при выполнении профильного
полёта. При отсутствии развязки антенны РПС от угловых колебаний
ЛА необходимо увеличивать минимальное значение Нт и вводить до-
полнительное ограничение на углы крена в процессе полёта самолёта.

Анализ чувствительности ИВС к точности измерителей, выпол-
ненный для (24.6)~(24.8) по методике, которая была рассмотрена в §8.5
[46], позволяет получить соотношение
тт

Ад =кф(Лср-Да-—j2—AVC).

ty

Здесь Ад - ошибка формирования параметра рассогласования (24.7), обу-
словленная ошибками измерений угла атаки Аа, скорости самолёта AVC и
угломера Аф. Исследование Ад в реальном диапазоне ошибок измерений
Аа, AV, и Аф даёт возможность прийти к заключению, что наибольший
вклад в него вносит ошибка измерений Аа. Для уменьшения влияния этой
ошибки целесообразно использовать специальные процедуры оценивания
угла атаки по тем или иным алгоритмам фильтрации. В рассмотренной
ИВС (рис. 24.7) эта задача решается специальным устройством оценивания
угла атаки (УОУА) по результатам измерений а и 3.

В заключение отметим, что основными направлениями развития
РЭСУ МВП являются:

совершенствование (оптимизация) алгоритмов траекторного уп-
равления ЛА, основанное на применении более сложных, комбиниро-
ванных законов формирования параметров рассогласования с использо-
ванием существенно большего объёма информации от датчиков различ-
ной физической природы;

использование органов непосредственного управления подъём-
ной силой (ПУПС), позволяющих существенно сократить время реак-
ции самолёта на отклонение рулевых органов (п. 5.2.1);

применение РПС миллиметрового диапазона, дающее возмож-
ность обнаруживать малоразмерные препятствия (отдельные группы
деревьев, линии электропередач и т.д.) и повышать точность измерения
дальности до препятствий и углов поворота антенны.

24.4.	ОПТИМИЗАЦИЯ АЛГОРИТМА ТРАЕКТОРНОГО
УПРАВЛЕНИЯ МВП ПРИ ПРОФИЛЬНОМ ПОЛЁТЕ

Целью оптимизации является получение более адаптивного алго-
ритма траекторного управления МВП в вертикальной плоскости, при
полёте над малопересечённой местностью, что позволит снизить мини-

6—1878
мальную требуемую высоту полёта и повысить его безопасность. Про-
цедура оптимизации будет проведена на базе одного из самых простых
алгоритмов СТОУ, основанного на минимизации локального функцио-
нала качества (1.5) [45]. При этом следует подчеркнуть, что конкретный
вид алгоритма траекторного управления будет зависеть от выбранных
моделей состояния и функционала качества. Ниже будет синтезирован
один из возможных, наиболее простых алгоритмов траекторного управ-
ления самолётом в процессе выполнения МВП.

24.4.1.	Выбор и обоснование исходных моделей

Состав фазовых координат модели состояния выбирается с учётом
перечня задач, решаемых системой управления МВП, реальных возможно-
стей исполнительных устройств, и возможности информационного обеспе-
чения полученного закона с помощью существующих датчиков. В методи-
ческих целях для упрощения задач синтеза будут использоваться упрощен-
ные модели состояния, базирующиеся на линеаризованных уравнениях,
полученных при следующих предположениях:

канал управления тягой самолёта аппроксимируется инерцион-
ным звеном (15.1) [46];

для управления самолётом в вертикальной плоскости использу-
ются спойлеры (15.6) и руль высоты;

связь между фазовыми координатами самолёта в вертикальной
плоскости и отклонениями руля высоты определяются соотношениями
(15.2)-(15.5) при условии, что зависимость (15.2) аппроксимируется
уравнением инерционного звена

“ = _~ + ~~8рв,	(24.12)

*0 ‘о

где T0«2d/o0;

управление антенной РПС осуществляется инерционным приво-
дом (11.26), (11.27) [46];

скорость самолёта измеряется (оценивается) с высокой точно-
стью в системе воздушных сигналов либо с помощью доплеровского
измерителя скорости и угла сноса (ДИСС).

С учётом сделанных допущений модель состояния может быть
получена в виде системы уравнений:

=	Д(О) = До;	(24.13)

V = jn+jpn,	V(O) = Vo;	(24.14)

jpn=-«njpn+£Pn. jpn(0) = 0;	(24-15)
jn =-^- + ^ST +^jn, jn(0) = 0;	(24.16)

J ДВ J ДВ

H = VB-acn5cn,	H(O) = Ho;	(24.17)

VB=jB+jpB,	Vb(O)	= VbO;	(24.18)

jPB =-ав.1рв + ^рв,	jpB(O) = O;	(24.19)

jB = Vca/Tv+^jB,	jB(0) = 0;	(24.20)

a = ~~" + ~~8pB +£a,	a(O) = ao;	(24.21)

4	* о

ф = соав,	ф(0) = фт;	(24.22)

®ав =-^- + |ит+и <Ьав(0) = ®ав0.	(24.23)

В этих уравнениях: Д и V текущая дальность до упреждённой точки земной
поверхности (рис. 23.5) и скорость сближения с ней; jpn и jn - составляющие
продольного ускорения, обусловленные изменением рельефа местности и
тягой двигателя; ада, Тда и 8Т - соответственно коэффициент передачи, по-
стоянная времени и сигнал управления канала тяги двигателя самолёта; Н -
высота полёта самолёта; VB - вертикальная составляющая скорости; 8СП и
асп - угол отклонения спойлера и коэффициент его эффективности; jB и jpB -
вертикальные составляющие ускорения, обусловленные отклонением руля
высоты и изменением рельефа; ап и ав характеризуют ширину спектра
флуктуаций продольной и вертикальной составляющих ускорений jpn и jpB;
£рп, £jn и £рв, ^jB, £a - центрированные белые шумы с известными спектраль-
ными плотностями. Смысл остальных обозначений ясен из (15.2)—(15.5) и
(11.26), (11.27) [46].

Состав первичных измерителей, необходимых для формирований
оценок модели (24.13)-(24.23), может быть определён на основе усло-
вия наблюдаемости (2.23)-(2.25) [45]. В соответствии с этим условием в
каждой группе функционально связанных координат необходимо как
минимум измерять наименьшие производные. Тогда для формирования
всех оценок модели состояния необходимо измерять дальность Д, уско-
рения jn и jB высоту Н, угол атаки а и угол поворота антенны ф. С учё-
том вышесказанного модель наблюдений (измерений) может быть пред-
ставлена в виде системы уравнений:

c	(24.24)
z2 ~ Jn + ^jnn ’	(24.25)
z3 — кнН + ^ни,	(24.26)
z4 “ KbJb + ^jBB ’	(24.27)
Z5 = KaOC + ^аи ;	(24.28)
z6=K(p<P + ^PH-	(24.29)

Следует отметить, что z{ может быть сформировано в РПС путем
измерения времени запаздывания сигнала ид, отражённого от земной
поверхности в РСН (рис. 24.9). Сигналы z2 и Z4 могут быть получены с
помощью акселерометров, сориентированных по РСН и местной верти-
кали. Радиовысотомер может измерять высоту Н по алгоритму (24.26).
Углы атаки (z5) и поворота антенны (z^) могут быть измерены датчика-
ми угла атаки (ДУА) и углового положения (ДУП) антенны. Следует
подчеркнуть, что значения z5 можно получить с помощью специального
фильтра. В наблюдениях (24.24)-(24.29) все шумы представляют цен-
трированные гауссовские процессы с известными односторонними
спектральными плотностями. Поскольку исходные модели состояния и
наблюдений линейные, возмущения гауссовские, то при использовании
квадратичных функционалов задачи синтеза оптимального фильтра и
оптимального регулятора могут решаться раздельно (п. 2.1.3) [45].

24.4.2.	Синтез регулятора системы управления МВП

В составе системы управления МВП регулятор решает две зада-
чи: формирует сигналы управления рулевыми органами (траекторного
управления) и антенной, а также сигналы комбинированной обратной
связи в фильтры, оценивающие управляемые фазовые координаты (рис.
3.6) [45]. Для решения этих задач необходимо, чтобы для заданной час-
ти (24.13)-(24.23) был сформирован сигнал управления, оптимальный
по минимуму функционала (1.5), в котором:

хт—[Дт VT jpnr jin- Нт VBT jpBT jBT оСт (pT coaBT] ,	(24.30)

Xy—[Д V jpn jn H VB jpB jB ОС ф СОав] ,	(24.31)
Q=

411	412	0	414	415	0	0	0	0	0	4ц 1	
421	422	0	424	0	0	0	0	0	0	42,11	
0	0	4зз	0	0	0	0	0	0	0	0	
441	442	0	444	0	0	0	0	0	0	0	
451	0	0	0	455	456	0	458	459	0	0	
0	0	0	0	465	4бб	0	4б8	4б9	0	0	5
0	0	0	0	0	0	477	0	0	0	0	
0	0	0	0	485	486	0	488	489	0	0	
0	0	0	0	495	496	0	498	499	49.10	49,11	
0	0	0	0	0	0	0	0	4109	41Q10	41Q11	
4ц1	4Ц2	0	0	0	0	0	0	4119	41 но	41 и 1	
										(24.32)	
и	=к	5СП	5рв	«of						(24.33)	

	^11	0	0	0 '
к =	0	к22	0	0
	0	0	Кзз	0
	0	0	0	к 44_

(24.34)

Кроме того, сопоставляя (24.13)-(24.23) с (2.7), получим

	0	0	0	адв	0	0	0	0	0	0	0		
				т  * дв									
	0	0	0	0	-асп	0	0	0	0	0	0		(24.35)
Bv =									а8э				
У	0	0	0	0	0	0	0	0		0	0		
									т  * О				
	0	0	0	0	0	0	0	0	0	0	ь		
	L.										т		
Составляющие				! вектора х.		(24.30) выбираются исходя из							смысла

решаемых задач. Так, например, Дт определяется соотношением (24.6);
VT и Нт назначаются из требований безопасности преодоления ПВО
противника и соображений экономичности полёта; jpnT=0, jm-=0, VBT=0,
jpBT~O, jBT~0, ®аэт=0; требуемое значение угла атаки выбирается равным
углу атаки в горизонтальном полёте ат=ао; срт рассчитывается по усло-
вию (24.8) при Д=ДТ.
При выборе состава коэффициентов q.j матрицы штрафов Q
(24.32) принимаются во внимание следующие обстоятельства. Наличие
коэффициентов qu и qlo,io предопределено непосредственной необхо-
димостью выполнения профильного полёта по алгоритмам (24.5) и
(24.7). Следует отметить, что возможность использования правила
(24.5) наряду с (24.7) обусловлена применением спойлеров в качестве
органов непосредственного управления подъёмной силой. Наличие ко-
эффициента штрафа q55 по ошибкам текущей высоты вызвано требова-
нием обеспечения безопасности полёта. Использование коэффициентов
q22, 444, q66, q?7, qss, q99 и qH>n предопределяется реальными ограниче-
ниями на величину продольной V и вертикальной VB скоростей, про-
дольного jn и вертикального jB ускорений, угла атаки а и угловой скоро-
сти соав перемещения антенны. Величины этих штрафов выбираются из
условия недопущения выхода значений штрафуемых фазовых координат
за пределы допустимых значений. Коэффициентами взаимных штрафов
qi2=q2b qi4=q4i, q24=q42 и т.д. учитывается взаимное влияние функционально
связанных фазовых координат (24.13)—(24.23) друг на друга.

Коэффициенты кц, к22, к33 и кд4 матрицы К (24.34) штрафов на
экономичность системы выбираются таким образом, чтобы сигналы
управления 8Т, 8СП, 8рв и иш не превышали своих предельно допустимых
значений при максимально возможных ошибках управления.

Используя (24.30)-(24.35) в (3.35) [45], получим алгоритм функ-
ционирования регулятора РЭСУ МВП:

8т=Кт1АД+Кт2АУ+Кт4А]п;	(24.36)

5сп=КСп1 АД+Ксп5 AH+KcneAVB+KcngAje+KcngAa;	(24.3 7)

5pB=KpB5AH+KpB6AVB+KpB8AjB+KpB9Aa+KpBioA(p;	(24.38)

uC)=K(|)i АД+К(о2АУ+Кй)9Аа4-К(О1оАф+Кш11 Асо,	(24.39)

где

АД=ДГ-Д, AV = VT-V, Ajn=-jn,	АН = НГ-Н,

AVB=VBT-VB, AjB=-jB, Аа=а0-а, Аф = фт-ф, (24.40)
Асо=соав-соав,

а коэффициенты передачи соответствующих ошибок определяются со-
отношениями

v' _ ^двЧ41 v' _ $ДвЧ42 v' _ $ДвЧ44
Кт1 “ ~	> Кт2 “ т .	, Кт4 “ т .	»

^дв^Ц	^дв^П	*двКц
iz _ аспЧ51 iz _ асп Ч55 тг _ ^сп 456
^cnl 1	3 *^сп5	1	’	*^сп6	1	3

К22	К22	К22

Ксп8=-^^, Ксп9=-М59, Крв5=-^>,	(24.41)

К22	*22	10^33

TZ ____ ^5э Ч96	Т7-	_ Q93 jz __________ а§э Q99

рвб Т1г ’ Рв$ Т 1г ’ Рв$ Т1г ’
1ОК33	1 0кЗЗ	1 0кЗЗ

г, _ а8э 49,10 v _ bqii i	_bqii 2

*^-рв10 — -г ।	’ *^-<в1 ~ ™ .	>	*'к-ш2 ~ ™ ,	>

Ток33	Т к44	Т к44

v _ЬЧп,9 v _bqiiio v _Ьчцц
“’"VT-’ ш,0"тк ’ й||’тк '

1 К44	1 К44	1 К44

Анализ (24.36)-(24.41) позволяет сделать следующие заключения.

Регулятор представляет собой многоканальную взаимосвязанную
систему с ООС по всем управляемым координатам.

Для функционирования регулятора необходимо иметь оптималь-
ный фильтр, формирующий оценки Д, V, jpn, jn, Н, VB, jpB, jB>
a, Ф, ©ад, и вычислитель, определяющий значения требуемых коор-
динат Дт, Нт, фт и сигналы управления ST, Scn, 8рв и иш.

Величина сигналов управления зависит: от динамических свойств
исполнительных органов адв/Тдв, а^, а5э/Т0, b/Т; ошибок управления АД,
AV, Ajn, АН и т.д. и от соотношения штрафов на точность и экономич-
ность q4j/ki 1, q5i/k22, q9e/l<33, qi 1,9^4 и т.д. Выбором этих соотношений в
РЭСУ МВП накладываются ограничения на диапазоны Ах, (i= 1,9) от-
клонений управляемых фазовых координат от их требуемых значений и
устанавливаются значения ошибок, при которых происходит перерас-
пределение управляющих воздействий, направленные на приоритетное
устранение тех или иных погрешностей управления.

Сигнал (24.36) управления тягой обеспечивает в основном стаби-
лизацию скорости полёта. Следует отметить, что при пролёте возвыше-
ний рельефа, когда АД=Дт-Д>0, AV=VT-V>0 автоматически увеличива-
ется тяга двигателя. В то же время при полёте над снижающейся по-
верхностью тяга двигателя уменьшается.

В (24.37) основную роль играют первые два слагаемые, которые
учитывают изменение упреждённой дальности и текущей высоты. При
выполнении условий АН=Нт-Н>0 или АД>0 спойлеры убираются и са-
молёт практически мгновенно получает приращение подъёмной силы и
соответственно высоты. Третье и четвёртое слагаемые в этом управ-
ляющем воздействии выполняют роль корректирующих (демпфирую-
щих) сигналов. Следует подчеркнуть, что спойлеры в отличии от рулей
высоты не могут вызывать длительные и значительные по величине
приращения подъёмной силы, а следовательно, и приращения высоты.
Кроме того, при убранных спойлерах уже невозможно получить поло-
жительные приращения высоты. В связи с этим спойлеры целесообраз-
но использовать лишь в первые моменты после обнаружения препятст-
вий, когда значения угла атаки ещё малы. После того, как за счёт рулей
высоты угол атаки значительно увеличился (а>а0) и начался уверенный
набор высоты, спойлеры опять возвращаются в исходное положение.
Такой возврат обусловлен влиянием в (24.37) слагаемого Ксп9Аа. После
этого спойлеры опять готовы к быстродействующему управлению вы-
сотой полёта.

Величина отклонения рулей высоты (24.38) определяется в ос-
н эвном первым и пятым слагаемым. При этом необходимо учесть, что
углы ср, отсчитываемые от строительной оси самолёта, имеют отрица-
тельные значения. В силу этого при появлении препятствия Аф>0 и рули
высоты будут предопределять выполнение набора высоты. Остальные
слагаемые выполняют роль демпфирующих сигналов, снижая влияние
перерегулирования.

Сигнал управления антенной (24.39) формируется в основном на
основе первого, третьего и четвёртого слагаемых. Остальные компонен-
ты выполняют роль корректирующих сигналов для повышения быстро-
действия и точности отработки углов наклона антенны ф=фт при Д=ДТ.

24.4.3.	Синтез квазиоптимального фильтра

Синтез фильтра ИВС контура управления МВП будет выполнять-
ся на основе модели (24.13)-(24.23), определяющей вектор состояния
(24.31), и вектора измерений

z = [zi z2 Zj z4 z5 Zef.	(24.42)

Поскольку модели линейные, шумы белые, то для синтеза фильтра
может быть использован алгоритм оптимальной линейной фильтрации
(3.61)-(3.63). Следует отметить, что для реализации этого алгоритма по
модели (24.13)-(24.23) нужно решать систему уравнений размерностью
(3-65)

Ni=N+0,5N(N+1 )= 11 +0,5 • 11 • 12=77,	(24.43)

где N=11 размерность вектора состояния (24.31).
Решение системы уравнений такой высокой размерности с помо-
щью существующих бортовых ЭВМ представляет определённые труд-
ности. В связи с этим для упрощения процедуры синтеза и алгоритма
фильтрации используем метод декомпозиции исходных векторов со-
стояния и наблюдения (§4.3). Необходимо подчеркнуть, что для модели
(24.13)-(24.23) можно получить несколько вариантов декомпозиции.
Остановимся на одном из них, позволяющим сформировать все нужные
оценки вектора (24.31) с наименьшими вычислительными затратами.

Обратим внимание на то, что по моделям состояния (24.16),
(24.20) и измерениям акселерометров (24.25), (24.27) можно независимо
сформировать оценки jn и jB, а по модели привода (24.22), (24.23) и
измерению (24.29) можно оценить ф и шав. В свою очередь, оценки а
угла атаки можно получить по модели (24.21) и наблюдению (24.28).
Аналогичным образом можно получить оценки Н, V и jpB по модели
(24.17)-(24.19) и измерениям z3 (24.26) при наличии оценок jB. Точно
так же можно оценить Д, V и jpn по уравнениям (24.13)-(24.15) и на-
блюдению (24.24) при наличии оценок jn .

На основе этих рассуждений ниже будет проведён синтез шести
фильтров:

фильтра продольного ускорения (ФПУ) на основе уравнений

jn 1п/ТдВ+адв8т/ТдВ+^п, jn(O)
• +1	(24.44)

Z2 Кц)П'5]ПИ5

в котором 5Т вычисляется в регуляторе (24.36);

фильтра угла атаки (ФУА) по моделям

а =-а/То+а5э8рВ/То+^а, а(О)=ао;

25=Каа+^аи,	(24.45)

для которого 5рв формируется по правилу (24.38);

фильтра вертикального ускорения (ФВУ) на основе выражений

jB = Vca/Tv+£;в, j (0) = 0;

jb с v -□JB’ jb\ /	(24 461

Z4 = KbJb +

где Vc формируется в CBC либо ДИСС, a d - в ФУА;
фильтр привода антенны (ФПА) по представлениям:

Ф = ®ав>	<р(О) = фт;

“ав = -“ав/т + Ьиш /Т + соав(0) = соав0;	(24.47)

z6 =кфф + ^фИ,

где иш вычисляется по закону (24.39);

фильтр текущей высоты (ФТВ) - по уравнениям:

с U СО  с  I  >“ II •ж	Н(0) = Нт;
VB - jDB + jB, В	ирв	VB(0) = VB0;	(24.48)
jpe “ —^в^рв + ^рв’	jpB(0) = 0;
z3 = кнН + ^ни ,	(24.49)

для которого 5СП вычисляется в регуляторе (24.37), a jB в - ФВУ;

фильтр дальности до препятствия (ФДП), на основе модели:

Д=У,	Д(О) = До;
V - jpn 4- jn >	V(O) = Vo;	(24.50)
jpn ~ ~^njpn 4 ^pn’	W°)=o;
zi = 2Д/c 4- ^ди,	(24.51)

при условии, что оценка jn поступает из ФПУ.

Обратим внимание на тот факт, что совокупное число уравнений,
решаемых в процессе формирования всех этих шести фильтров, опреде-
ляется размерностью

Nfll=3(l+055-l-2)+(2+0,5-2-3)+2(3+0,5-3-4)=29,
которая существенно меньше, чем (24.43).

Используя (3.61), (3.62) [45] для (24.44)-(24.47), получим:

jn = -jn/Тдв +адв8т/Тдв +4nAz2, jn(0) = 0;	(24.52)
Az2=z2-Knjn;		(24.53)
а=-а/Т0 + а&5рв /То + k^Azs,	a(O)=ao;	(24.54)
Az5 =z5 -каа;		(24.55)
jB =-Vca/Tv + кфрДг4,	jB(0) = 0;	(24.56)
Az4 = z4-KBjB;		(24.57)
Ф = шав + кфф1Аг6;		(24.58)
®ав = -®ав/т + Ьиш /То + кф(р2	Az6;	
Az6 =г6-кфф.		(24.59)

Рассмотрим более подробно процедуру синтеза фильтра текущей
высоты по моделям (24.48) и (24.49). Поставив в соответствие (24.48) с
(2.13) [45], а (24.49) с (2.16), получим:

х = [н	VB	jpB?>	“=|	$сп Jb У ’•
'о	1	0 1	"®СП 0	кн
F= 0	0	I , B=	0	1 , Н= 0
0	0	-aBJ	-° °] [°.

Используя эти векторы и матрицы в (3.61) [45], получим алго-
ритм оценивания:

Н VB асп8сп + кфН|Дг3,	Н(0) = z3(0)/kh;
V = jpB + jB +кфн2Дг3,	VB(0) = VBO;	(24.60)
j₽B =-ав.)рв+кфнзД2з>	jpB(0) = 0;

Лгз =Z3~KHH.

(24.61)

Аналогичным образом можно получить алгоритм функциониро-
вания фильтра дальности до препятствий:
Д = У + кфд1Дг15 Д(0) = £^1;

V = jpn+jn + Wz>’ V(O) = Vo;	(24.62)

jpn “ —^nJpn + кфдзД2|, jpn(O) ~

Azj =2!-2Д/с.	(24.63)

Здесь коэффициенты усиления невязок кф^п, кфа, кф> кфф1, кфф2, кфн|, кфн2,
кфнз и кфдЬ кфд2, кфд3 рассчитываются по формулам (3.62) и (3.63) [45].

Соотношения (24.52)-(24.63) определяют алгоритм функциони-
рования квазиоптимального фильтра ИВС системы управления МВП.
Квазиоптимальность алгоритма объясняется следующими причинами. В
результате декомпозиции исходного вектора состояния (24.31) в полу-
ченных фильтрах были утрачены взаимные связи и корректирующие
поправки, обусловленные невязками (24.53), (24.55), (24.57) и (24.59),
(24.61), (24.63). Кроме того, полученный алгоритм фильтрации базиру-
ется на использовании коэффициентов усиления невязок, вычисленных
для вполне определённой (усреднённой) статистики возмущений. При
изменении условий функционирования, связанных с изменением высо-
ты, скорости полёта и типа рельефа местности, принятая статистика не
будет соответствовать той, которая была заложена при синтезе фильтра.
Отмеченная особенность приводит к ухудшению реальной точности
оценивания по сравнению с теоретической, рассчитанной по формуле
(3.63) для выбранной статистики.

Следует отметить, что в рассмотренном алгоритме только первичные
датчики (24.24)-(24.29) реализуются аппаратурно, а все остальные операции
могут выполняться алгоритмически в ЭВМ.

24.4.4.	СТРУКТУРНАЯ СХЕМА КВАЗИОПТИМАЛЬНОЙ
СИСТЕМЫ РАДИОУПРАВЛЕНИЯ МВП

Структурная схема системы радиоуправления МВП, приведённая
на рис. 24.11, получена на основании уравнений первичных датчиков ин-
формации (24.24)-(24.29), заданной (управляемой) части (24.13)-(24.23),
алгоритмов формирования сигналов управления (регулятора) (24.36)-
(24.40) и квазиоптимальных оценок (фильтров) (24.52)-(24.63). На этой
схеме в каждом элементе указаны соответствующие ему уравнения. По-
лученная схема характеризует иерархическую, многоканальную, многокон-
турную и многомерную систему управления.
Рис. 24.11

Иерархический способ предопределяется включением в состав
РЭСУ систем более низкого уровня: ИВС, САУ и ЛА как объекта
управления. В свою очередь, в состав ИВС входят: датчики - источники
первичных измерений Zi-Zsj квазиоптимальные фильтры, формирую-
щие оценки всех требуемых координат состояния (24.13)-(24.23), и ре-
гулятор, вычисляющий сигналы иш управления антенной. Следует отме-
тить, что регуляторы, вырабатывающие сигналы управления 8Т, 8СП и 8рв
входят в состав САУ в качестве подсистем. Самолёт как объект управ-
ления представлен продольным и вертикальным каналами.

Многоканальность РЭСУ обусловлена одновременным использо-
ванием четырёх взаимосвязанных каналов управления тягой, спойлера-
ми, рулями высоты и антенной РЛС. При этом в рамках каждого канала
можно выделить несколько контуров: фильтровые, которые образуются
цепями ООС в процессе формирования невязок Az2 (24.53), Az5 (24.55),
Лгд (24.57), Az<5 (24.59) и Az3 (24.61), Azi (24.63); контуры, замыкающиеся
через исполнительные органы объектов управления и первичные изме-
рители; контуры регуляторов, которые создаются при формировании
ошибок (24.40) сигналов управления (24.36)-(24.39). Специфичными для
РЭСУ являются контуры, которые замыкаются цепями подачи из регу-
ляторов в фильтры комбинированных сигналов коррекции 8Т, 8СП и 8рв и
ию. Следует отметить большое количество взаимных связей между раз-
личными каналами управления, обусловленных учётом в (24.36)-(24.39)
оценок, формируемых в других каналах.

Многомерность системы МВП предопределяется наличием боль-
шого числа входных (zi-ze) и выходных (jn, Vc, Д, Н, VB, jB, а) сигналов.

Более подробно остановимся на функционировании синтезиро-
ванных алгоритмов в процессе преодоления препятствий в направлении
полета. Пусть до появления препятствия самолёт летел над ровной по-
верхностью со скоростью Vc. При этом спойлеры установлены в среднее
положение 8СП0, а рули высоты - в положение 8рво, обеспечивающее по-
лёт самолёта с углом атаки а0. При появлении препятствия, когда Д]<ДТ,
АД>0 (рис. 24.5), в каналах управления спойлерами (24.37) и антенной
(24.39) возникают управляющие сигналы 8СП и иш. Под действием этих
сигналов спойлеры начнут убираться, вызывая практически мгновенное
увеличение подъёмной силы, а антенна начнёт перемещаться вверх до
положения, при котором Д=ДТ. Возникающее при этом рассогласование
Аф вызывает отклонение рулей высоты (24.38). Первоначальное сниже-
ние высоты, обусловленное отклонением рулей высоты (рис. 5.2) [45], в
данном случае будет отсутствовать за счёт приращения подъёмной силы
вследствие воздействия спойлеров. Вызванное отклонением рулей вы-
соты вращение самолёта вокруг поперечной оси приводит к увеличению
угла атаки и соответственно приращению подъёмной силы, которое
будет сопровождаться набором высоты. Возникающее в такой ситуации
приращение угла атаки Аа=а0-а вызывает возвращение спойлеров
(24.37) к их первоначальному значению 8СП0. При этом сопутствующие
потери подъёмной силы компенсируются её приращением за счет от-
клонения руля высоты. Возвращение спойлеров к значению 8СП0 ускоря-
ется за счёт уменьшения ошибок АН и АД.

Особенности построения рассмотренной РЭСУ, обусловленные
её многоканальностью и многоконтурностью, предопределяют высокую
степень её адаптации к условиям полёта, высокую точность и безопас-
ность полёта. Адаптация к условиям полёта обеспечивается использова-
нием в законах управления (24.36)-(24.39) большого объёма информа-
ции о линейных и угловых перемещениях самолёта относительно пре-
пятствий по направлению полёта. Высокая точность выдерживания тре-
буемой траектории облёта препятствий обеспечивается использованием
большого числа сигналов скоростной коррекции в сигналах управления
(24.36)-(24.39) за счёт учёта в них ошибок по линейным скоростям и
ускорениям и угловым скоростям. Высокая безопасность полётов реали-
зуется согласованным управлением тягой, спойлерами и рулями высо-
ты, а также учётом в сигналах управления (24.37) и (24.38) ошибок АН
по текущей высоте. Фактически в рассмотренной РЭСУ реализуется
комбинированный закон, одновременно обеспечивающий управление
по текущей высоте (23.8), дальномерный способ облёта (24.5) с исполь-
зованием спойлеров и угломерный способ (24.7) с использованием ру-
лей высоты. Следует отметить, что использование высокоточных оце-
нок фазовых координат и быстродействующих спойлеров даёт возмож-
ность применять меньшие значения требуемой высоты, что позволит
ещё более повысить вероятность преодоления ПВО.

24.5.	ПРИНЦИПЫ ПОСТРОЕНИЯ И ОСОБЕННОСТИ
ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ СИСТЕМЫ

РАДИОУПРАВЛЕНИЯ МВП В РЕЖИМЕ ОБЛЕТА-ОБХОДА
ПРЕПЯТСТВИЙ

Выполнение пространственного маневра в процессе одновремен-
ного выполнения обхода-облета препятствий является еще более эффек-
тивным приемом повышения вероятности преодоления ПВО. Однако
необходимо отметить, что одновременное выполнение обхода-облета
является существенно более серьезной задачей, для решения которой
требуются более сложные законы управления, в том числе в ситуациях,
когда невозможно четко формализовать правила переработки информа-
ции и выработки решений. В таких ситуациях имеют место более слож-
ные процедуры взаимодействия летчика с ИВС, с управляемым самоле-
том, а также требуется более сложный состав измерителей с комплекс-
ным обобщенным представлением информации.
О)

Рис. 24.12
Вариант структуры РЭСУ МВП самолёта на базе человеко-ма-
шинного интегрированного бортового комплекса ближайшей перспек-
тивы представлен на рис. 24.12. В состав РЭСУ входят: инерциальная
навигационная система (ИНС); система воздушных сигналов (СВС); РВ;
БРЛС; бортовая система обороны (БСО); бортовая база данных цифро-
вой картографической информации (ББД ЦКИ); наземный комплекс
подготовки полетных данных (НК ППД); блок траекторного управления
(БТУ); автопилот (АП); система дистанционного управления (СДУ);
каллиматорный индикатор (КАИ) (на лобовом стекле); многофункцио-
нальный индикатор (МФИ); блок логики и совокупность информацион-
но-управляющих модулей.

В зависимости от задач и условий полета (день-ночь, сложные
метеоусловия (СМУ) - простые метеоусловия (ПМУ)) летчик выбирает:
уровень автоматизации управления полетом, в соответствии с которым
модуль управления режимами обеспечивает ручной, полуавтоматиче-
ский либо автоматический режимы МВП; высоту эшелона Нт; характер
траектории МВП или режим отслеживания рельефа («Облёт» - в верти-
кальной плоскости, «Обход» - в горизонтальной плоскости, «Огибание»
- пространственный полёт по эквидистанте рельефа); режим «комфорт-
ности» или степень точности отслеживания складок рельефа («жёсткий»
или «мягкий»); режим информационного обеспечения полёта и режим
отображения информации на МФИ и КАИ.

Основным источником информации о реальной обстановке и о
рельефе земной поверхности по курсу полета является БРЛС. Для оце-
нивания навигационных элементов полета также может использоваться
информация от РВ и цифровые карты рельефа местности (ЦКРМ). В
МВП могут быть применены следующие режимы информационного
обеспечения: «ЦКРМ-БРЛС-РВ», «БРЛС-РВ», «ЦКРМ-РВ», «РВ».

Основными информационными режимами функционирования
РЭСУ при выполнении всех видов МВП являются режимы ЦКРМ-
БРЛС-РВ и БРЛС-РВ. В режиме ЦКРМ-БРЛС-РВ информация о впе-
редилежащих препятствиях поступает как от цифровой карты, так и от
БРЛС. При этом использование БРЛС позволяет повысить точность
выполнения полета как за счет совместной комплексной обработки ин-
формации (см. §26.2), так и за счет использования корреляционно-экст-
ремального принципа навигации (§26.3). В последнем случае цифровая
карта используется в качестве эталонной, а радиолокационное изобра-
жение земной поверхности - в качестве текущей карты. Кроме того,
использование БРЛС дает возможность повысить безопасность полета
за счет обнаружения различных искусственных сооружений, которые
отсутствуют на цифровой карте. Следует подчеркнуть, получение циф-
ровой карты является достаточно трудоемкой и дорогостоящей опера-
цией, поэтому производится достаточно редко. В зависимости от спосо-
ба выполнения МВП, БРЛС работает в различных режимах. При выпол-
нении профильного полета антенна устанавливается неподвижно в ази-
мутальной плоскости, осуществляя просмотр земной поверхности толь-
ко по направлению полета. В режимах «Обхода» и «Огибание» антенна
осуществляет сканирование земной поверхности в ограниченном секто-
ре, давая возможность определить направления на участки с самой ма-
лой высотой рельефа, по которым и будет осуществляться движение
самолета. При этом БРЛС должна выдавать информацию как непосред-
ственно в контур управления полётом, так и в модуль подготовки кад-
ров индикации для МФИ и КАИ.

Режимы «ЦКРМ-РВ» и «РВ» предполагается использовать крат-
ковременно при жёстких требованиях к скрытности функционирования
на отдельных участках выполнения полетного задания над слабопересе-
ченной местностью, а также как резервные - при отказе БРЛС.

Следует отметить, что в режиме ЦКРМ-РВ упреждающая ин-
формация о препятствиях снимается с цифровой карты, а высотомер
используется не только для формирования сигнала управления, но и для
контроля текущей высоты полета в качестве регистратора опасного
сближения с земной поверхностью.

В режиме ручного управления МВП лётчик воздействует на органы
управления самолётом посредством СДУ. При этом основу осведомленно-
сти о полётной ситуации будут составлять неинструментальная информа-
ция (непосредственное наблюдение закабинного пространства), а также
кадры индикации, отображенные на КАИ и МФИ. В данном режиме ин-
формация от БРЛС (и от ББД ЦКИ) используется для отображения навига-
ционно-тактической обстановки в плане на МФИ и перспективной обста-
новки на КАИ. Летчик может управлять индикацией по своему усмотре-
нию: например, может оставить на КАИ лишь пилотажную информацию, а
перспективную обстановку наблюдать на МФИ.

В режиме автоматического управления формирование траектории
осуществляется модулем текущей оптимизации траектории МВП по ин-
формации БРЛС, ЦКРМ, РВ и БСО (предупреждение об облучении средст-
вами ПВО). Отслеживание траектории осуществляется САУ путём после-
довательного формирования и отработки команд управления БТУ, АП и
СДУ. Лётчик контролирует развитие полётной ситуации в основном по
информации КАИ и МФИ, т.к. режим автоматического управления пред-
полагается использовать в СМУ и при значительной загрузке пилота бое-
вой работой. На самолёте с двумя членами экипажа использование режима
автоматического управления МВП маловероятно.

В качестве наиболее вероятного следует рассматривать режимы
полуавтоматического управления самолётом, в которых лётчик и авто-
матика работают одновременно. Согласование сигналов управления от
лётчика и автоматики, а также определение их пропорций осуществляет
специальный блок логики в структуре САУ. Информационное обеспе-
чение аналогично ручному режиму управления с тем отличием, что
информация, поступающая от БРЛС, с одной стороны, должна удовле-
творять требованиям отображения на МФИ и КАИ а, с другой стороны,
требованиям устойчивости и точности автоматического управления
МВП.

Во всех режимах управления МВП функционируют модули оце-
нивания навигационных элементов полёта и активного обеспечения
безопасности полёта.

Модуль активного обеспечения безопасности полёта выполняет
страхующие функции и в зависимости от прогноза степени нарушения
условий безопасности может вмешиваться в управление в «мягкой» или
«жесткой» форме. «Мягкая» форма вмешательства реализуется в виде
речевой (звуковой), тактильной и световой сигнализации лётчику об
опасном сближении с препятствиями. К этой же форме относится фор-
мирование и выдача информации в контуры ручного и автоматического
управления об ограничениях на навигационные и пилотажные парамет-
ры (вертикальную скорость и угол наклона траектории, перегрузки, угол
крена и т.д.). «Жесткая» форма в режимах ручного и автоматического
управления реализуется путём принудительного включения режима
увода с опасной высоты при отсутствии реагирования лётчика на опре-
делённую последовательность пассивных уровней предупреждения об
опасности сближения самолёта с земной поверхностью или при внезап-
ном нарушении условий безопасности в автоматическом режиме. Воз-
можные отказы автоматики увода парируются аппаратным резервиро-
ванием и возможностью её «пересиливания» лётчиком по каналам руч-
ного управления.

В режиме полуавтоматического управления модуль активного
обеспечения безопасности полёта функционирует в соответствии с
принципами телеоцентрического (целецентрического) подхода. Так, при
недостаточно точном слежении лётчиком за заданной высотой эшелона
маловысотного полёта модуль активного обеспечения безопасности
может скорректировать Нт в сторону увеличения, изменить пропорцию
сигналов ручного и автоматического управления путём воздействия на
блок логики САУ или изменить структуру и параметры функционала
(изменить цель управления) в модуле текущей оптимизации траектории
МВП для перехода с «жесткого» на более «мягкий» режим отслежива-
ния складок рельефа в вертикальной и горизонтальной плоскостях.

По результатам оценивания навигационных элементов полета
модуль подготовки цифровой карты осуществляет подготовку соответ-
ствующих ее участков, которые используются как для информационно-
го обеспечения режимов ЦКРМ-БРЛС-РВ и ЦКРМ-РВ, так и для теку-
щего отображения на индикаторах.

Во всех режимах обеспечения безопасности полёта прогнози-
рующая информация, поступающая от БРЛС, имеет наивысший при-
оритет по уровню доверия. «Вне очереди» обрабатываются также сиг-
налы любого датчика, содержащие информацию о внезапно возникших
угрозах (ЛЭП, крутой склон, облучение РЛС противника и др.).

Одним из важнейших условий эффективности и безопасности
МВП является своевременное обнаружение препятствий и складок
рельефа по линии пути самолёта как по информации БРЛС и других
инструментальных средств, так и непосредственно лётчиком. При этом
должно осуществляться непрерывное взаимное резервирование проце-
дур функционирования средств автоматики и лётчика в замкнутом кон-
туре управления.

Траекторное управление МВП традиционно разбивается на два
этапа: выбор маршрута и профиля полета и оптимизацию действитель-
ной траектории движения относительно расчетной. Первая из задач
решается на этапе предполетной подготовки, она представляет собой
проектирование и программирование (штурманский расчет) желаемой
траектории полета. Как правило, маршрут прокладывается по водосто-
кам и направлениям наименьших высот рельефа.

Вторая из указанных задач чаще решается непосредственно в по-
лете. В то же время, в отдельных случаях существует необходимость
оперативного перепроектирования траектории в максимально короткий
срок, когда ЛА уже находится в воздухе. Эта задача решается с помо-
щью специального модуля оперативной коррекции полетного задания
по внешним целеуказаниям от экипажа или извне по каналам связи.

Рис. 24.13

Независимо от того, где эта
задача будет решаться (на бор-
ту или в наземных пунктах
наведения), такая ситуация
требует автоматизации выбора
маршрута и профиля траекто-
рии движения ЛА между за-
данными начальным и конеч-
ным пунктом маршрута. При-
мер выбора такой траектории
между промежуточным (1111М)
и конечным (КПМ) пунктами
маршрута показан на рис. 24.13
пунктирной линией.
Формирование траектории полета в боковом канале на предельно
малой высоте на режиме «вписывания» ЛА в рельеф местности путем го-
ризонтальных маневров или путем пространственного маневрирования
(обхода и огибания рельефа на Нт) может быть описано функциями трех
уровней. Эти функции реализуются в трех контурах: предварительной про-
кладки маршрута; текущей оптимизации траектории полета; траекторного
управления (рис. 24.14).

Рис. 24.14

Здесь первый уровень - штурманский расчет полета ЛА (выбор траектории
движения или синтез условий текущего формирования та-ких траекторий).
Два других уровня представляют собой собственно алгоритм траекторного
управления, целью которого является выдерживание требуемой траекто-
рии, заданной на первом уровне, и процедуру пилотирования ЛА, в процес-
се отработки сигналов траекторного уровня. Как правило, штурманский
расчет при наличии цифровой карты рельефа местности заключается в
выборе промежуточных пунктов маршрута и расчете временного графика
движения вдоль выбранного маршрута.

Для автоматизации штурманского расчета траектории полета ЛА
могут использоваться алгоритмы линейного, нелинейного и стохастиче-
ского программирования. Для задач вариационного исчисления оптими-
зируемый функционал определяется как стоимость риска, которая рас-
считывается как функция положения центра масс ЛА на поле рельефа и
заданной тактической обстановки.

Среди методов вариационного исчисления наиболее общим методом
формирования маршрута является динамическое программирование. Оп-
тимизация возможных отрезков траектории, узлами которых являются
характерные точки маршрута, дает возможность определить наилучший по
выбранному критерию вариант полета. Методы этого типа позволяют най-
ти глобальный экстремум назначенного критерия. Однако при использова-
нии методов динамического программирования возникает целый ряд труд-
ностей. Наибольшее влияние на качество решения оказывает вид графа,
заданный в некоторой области поиска. Для достижения глобального экс-
тремума необходимо увеличение количества узлов, особенно при синтезе
траекторий пространственного облета рельефа.

Существуют алгоритмы, сочетающие идеи динамического про-
граммирования и метода «ветвей и границ». Особенностью метода
«ветвей и границ» является то, что множество рассматриваемых вершин
графа неизвестно заранее, хотя в каждый момент решения это множест-
во ограничено. Вершины образуют дерево с корнем в начальной точке,
ветви дерева растут в направлении оптимальной траектории. Беспер-
спективные ветви быстро обнаруживаются и удаляются из рассмотре-
ния. Таким образом, метод «ветвей и границ» находит локально опти-
мальную траекторию.

К числу методов математического программирования относятся
метод «матриц Шимбела» и алгоритмический метод Дейкстры. В мето-
де «матриц Шимбела» аналогично динамическому программированию
рассчитываются стоимости движения между парами узлов некоторой
сети, в каждой из которых задается функция обстановки. В качестве
узлов сети, также включаются вершины многоугольников, аппроксими-
рующих границы запретных зон. Из стоимостей составляется симмет-
ричная целочисленная матрица, простым анализом которой определяет-
ся оптимальный маршрут. Для сети из к узлов минимизация матрицы
Шимбела требует k3(log(k-l)+l) коротких операций.

Алгоритм Дейкстры позволяет определять кратчайшие, в смысле
оптимизируемого функционала, пути из данной вершины ко всем дру-
гим вершинам связанного ориентированного графа.

В ряде случаев краевые задачи достаточно просто решаются пря-
мыми вариационными методами, основоположником которых является
Л. Эйлер. Наиболее известны прямые методы Эйлера, Ритца, Канторо-
вича, Галеркина. Основной недостаток прямых методов заключается в
том, что экстремум функционала отыскивается не на всем классе допус-
тимых кривых поставленной вариационной задачи, а только на ограни-
ченном классе, образованном множеством так называемых опорных
функций. Для определения параметров опорных функций в прямых
методах используются численные методы оптимизации, а именно, раз-
личные варианты градиентных методов поиска, которые не гарантиру-
ют достижение глобального экстремума.
К другим трудностям всех алгоритмически формализованных мето-
дов оптимизации относится следующее. Планируя маршрут на этапе МВП,
штурман должен учесть большое число факторов различной природы при
наличии зачастую противоречивых критериев выбора альтернативных уча-
стков маршрута. Кроме того, задача планирования полета является нечет-
кой по постановке, что затрудняет ее решение только традиционными ме-
тодами оптимизации. Построение единого функционала оптимизации, со-
ответствующего всем возможным критериям (см. гл. 3 [45]), определение
его коэффициентов, введение большого количества функций штрафа дела-
ют оптимизацию малоэффективной. Возможности диалоговой работы
штурмана с такой системой крайне ограничены.

Наиболее перспективным в решении задач автоматизации штурман-
ского расчета на земле и при перепланировании маршрута в полете пред-
ставляется нетрадиционный подход. Исходной посылкой возникновения
такого подхода, было приближение действий автоматического планиров-
щика к неформальным действиям, которые проделывает опытный штурман
при прокладке сложной трассы. Результаты всевозможных математических
алгоритмов оптимизации, а также, поддающиеся формализации методы
ручной прокладки маршрута, используются при формировании нечетких
лингвистических переменных и обрабатываются системой логического
вывода, что позволяет говорить о ее принадлежности к гибридным систе-
мам искусственно интеллекта. При этом структура логических выводов
может быть традиционной для экспертных систем или использовать обо-
лочки нейросистем (нейрокомпьютеров).

В настоящее время существуют системы выработки решений без
вычислений целевой функции, получение которой основано обычно на
полной формализации задачи. В таких системах учитываются смысловые
связи слов или знаков, заменяющих их, посредством которых представлена
задача. Например, получила известность структура, являющаяся результа-
том объединения редуцированных нейронов - концептуальная рефлектор-
ная дуга Соколова Е.Н., ставящая в соответствие определенным сигналам -
определенные реакции. В основе нейронной организации лежит принцип
кодирования номером канала, заключающийся в том, что определенным
параметрам сигнала на входе и определенным реакциям на выходе системы
ставятся в соответствие специализированные нейроны.

Исследования в области теории принятия решений привели к
осознанию того факта, что задачи принятия сложных решений форму-
лируются на профессиональном языке (подмножестве естественного
языка), отражающем специфику конкретной задачи. Следствием этого
является использование в процессе поиска наилучшего решения поня-
тий и отношений с нечеткими границами, высказываний с многознач-
ной шкалой истинности. В тех случаях, когда иная информация, кроме
нечеткой, недоступна, задание границ «волевым» порядком или искус-
ственное введение однозначности может означать огрубление исходных
данных, и может способствовать получению пусть четкого, но неверно-
го результата. Выходом из этого затруднения в системах с нечеткими
переменными является диалоговый режим работы с лицом, принимаю-
щим решение (в данном случае - штурманом).

Обработка нечеткой информации в задачах принятия решений
обеспечивается применением лингвистического подхода, при котором
лингвистическая переменная определяется кортежем ^Р, Т(р), U, G, М),
где Р - наименование лингвистической переменной; Т(Р) - множество
ее значений или термов, представляющих собой наименования нечетких
переменных, областью определения каждой из которых является мно-
жество U (множество Т(Р) еще называют базовым терм-множеством
лингвистической переменной); G- синтаксическая процедура, опи-
сывающая процесс образования из множества Т(Р) новых, осмысленных
для данной задачи выбора альтернатив значений лингвистической пе-
ременной; М - семантическая процедура, позволяющая приписать каж-
дому новому значению, образуемому процедурой G, некоторую семан-
тику путем формирования соответствующего нечеткого множества, т.е.
отобразить новое значение в нечеткую переменную.

Описанные выше методы штурманского расчета представляют
собой поиск «грубой» (предварительной) траектории, доставляющей
глобальный экстремум некоторому критерию (возможно не формализо-
ванному) в заданной области.

Рассмотренные подходы к прокладке маршрута основываются на
априорной информации об окружающей среде. При этом простая миними-
зация отклонений от такой «предварительной» траектории не будет отве-
чать всем потребностям практики. Для эффективного решения задачи
управления ЛА на этапе МВП необходима текущая оптимизация траекто-
рии в реальном времени полета ЛА, называемая совмещенным синтезом.

Таким образом, в полете необходимо провести локальную опти-
мизацию траектории. Существует большое количество методов, позво-
ляющих с той или иной степенью приближения решать задачи опти-
мального локального управления в реальном времени. Особое место
среди них занимает группа методов, развивающих идею управления с
прогнозированием [11, 17, 50]. Одним из наиболее перспективных для
решения задачи траекторного управления на этапе МВП является при-
менение метода синтеза локально-оптимальных управлений с прогнози-
рующими моделями [39]. Пример использования этих алгоритмов в
режиме обхода препятствий показан на рис. 24.13 сплошной линией.
ГЛАВА 25. КОМБИНИРОВАННЫЕ СИСТЕМЫ
РАДИОУПРАВЛЕНИЯ РАКЕТ «ВОЗДУХ-ВОЗДУХ»

25.1.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О КОМБИНИРОВАННЫХ СИСТЕМАХ
РАДИОУПРАВЛЕНИЯ РАКЕТ «ВОЗДУХ-ВОЗДУХ»

Комбинированные системы радиоуправления (п. 1.1.3) применя-
ются в ракетах «в-в» большой и средней дальности для всепогодного и
всеракурсного поражения обширного класса воздушных целей: манев-
рирующих и неманеврирующих; высоко- и низколетящих с большими и
малыми ЭПО и т.д. В частности, такие системы используются для наве-
дения американских ракет AIM-54 «Феникс», AIM-120 AMRAAM и
российских ракет Р-27Р, Р-77 [29]. КСН ракет «воздух-воздух» («в-в»)
позволяют реализовать большие дальности пуска, существенно превы-
шающие дальности захвата цели головкой самонаведения ракеты, высо-
кую точность наведения на маневрирующие цели и высокую помехоза-
щищенность. Несмотря на обилие возможных комбинаций автономных
и неавтономных систем в современных КСН ракет «в-в» получили наи-
большее распространение комбинации радиокомандного и автономного
наведения на начальных участках полета и радиолокационного самона-
ведения в конце управления (AIM-54, AIM-120, Р-27Р, Р-77) [29]. При
этом самонаведение может включать этап полуактивного наведения в
начале и активного - в конце управления. Пассивное самонаведение
обычно используется при перенацеливании ракеты на близкорасполо-
женный источник радиопомех.

В общем случае КСН ракет «в-в» могут работать в четырех ре-
жимах: целеуказания (ЦУ), автономном, радиокомандном и самонаве-
дения. При этом используемые методы наведения должны обеспечить
всеракурсный перехват целей независимо от режима работы, а алгорит-
мы функционирования ИВС не должны быть чувствительными к смене
режимов.

В автономном режиме работы РЭСУ, имеющем место в ситуаци-
ях, когда дальность пуска Д, незначительно превышает дальность захва-
та Д3 цели радиолокационной головкой самонаведения (РГС), обычно
используется метод пропорционального наведения (7.33). При этом
оценки Vc6 , d>12 и п12, необходимые для его реализации, формиру-
ются в вычислителе путем решения тех или иных кинематических урав-
нений, которые определяют взаимное положение цели и ракеты, как
материальных точек. Эти уравнения решаются на основе обработки
результатов измерения ускорений ракеты jx в продольном направлении
и j1>2 в поперечных плоскостях управления 1-1 и 2-2 (рис. 7.9) при ус-
ловии, что соблюдается вполне определенная гипотеза движения цели
(например, с постоянной скоростью) по состоянию на момент пуска. В
результате такого наведения ракета должна быть выведена в зону уве-
ренного захвата цели.

Если Дп»Дз, то за время длительного автономного наведения
цель может начать маневрировать, изменив тем самым закон своего
первоначального движения. Поскольку эти изменения не учитываются в
ИВС автономной системы, то это может привести к ошибкам наведения,
при которых цель уже не попадет в зону ее захвата РГС. Для уменьше-
ния ошибок наведения при маневрах цели на автономных участках
большой протяженности используется режим командного наведения. В
этом режиме из бортовой аппаратуры истребителя в РГС поступают
сигналы радиокоррекции (РК). В качестве сигналов радиокоррекции
периодически передаются закодированные значения ошибок наведения
по положению и производные этих ошибок по времени. Последние
нужны для того, чтобы можно было корректировать значения Vc6 и
©! 2 в интервалах времени между поступлениями команд РК. Кодиро-
вание передаваемых команд осуществляется для повышения помехоза-
щищенности радиоканала. Сигналы РК передаются путем дополнитель-
ной модуляции сигнала подсвета цели (СПЦ).

На основе раскодированных сигналов РК траектория ракеты кор-
ректируется таким образом, что цель не выходит за пределы зоны захва-
та РГС. После того как ракета приблизится к цели на расстояние Д<Дз,
включается РГС, цель берется на автоматическое сопровождение и на-
чинается этап самонаведения. В этом режиме обычно используется
метод пропорционального наведения со смещением (7.48), а основным
поставщиком информации для него является РГС (§8.2) [46].

Режим ЦУ в комбинированных РЭСУ ракет «в-в» имеет то же
предназначение, что и в системах самонаведения (§8.2). Отличие состо-
ит лишь в наличии дополнительных команд, используемых в качестве
начальных условий для решения кинематических уравнений, которые
используются для экстраполяции пространственного положения и ско-
рости цели в автономном и радиокомандном режимах.

Кроме отмеченной особенности режима ЦУ, в комбинированной
ИВС необходимо еще осуществлять подпоиск цели при ее захвате на
186
траектории, поскольку на этот момент ее пространственное положение
и вектор скорости могут отличаться от экстраполированных значений.
Кроме того, в состав ИВС необходимо включать аппаратуру синхрони-
зации и раскодирования команд радиокоррекции.

Среди возможных комбинаций автономных и неавтономных сис-
тем в составе КСН наиболее сложными являются РЭСУ, использующие
на конечном этапе полуактивное самонаведение. В связи с этим именно
этим системам ниже и будет уделено основное внимание.

25.2.	ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ КОМБИНИРОВАННОЙ ИВС
В АВТОНОМНОМ РЕЖИМЕ

При функционировании в автономном режиме ИВС должна решать
две задачи: вычислять параметр рассогласования (7.33), реализующий ме-
тод пропорционального наведения, и осуществлять подготовку аппаратуры
к переходу в режим самонаведения. Суть этой подготовки состоит в прове-
дении поиска, обнаружения и анализа сигнала цели для ее дальнейшего
автосопровождения по скорости и направлению. Для определенности в
дальнейшем будем полагать, что в РЭСУ используется показанный на
рис. 8.2 прерывистый сигнал подсвета цели.

25.2.1.	Формирование параметра рассогласования

В АВТОНОМНОМ РЕЖИМЕ

В процессе формирования параметра рассогласования (7.33) в ав-
тономном режиме принимают участие автономные датчики, устройство
пересчета координат, вычислитель псевдокинематического звена (ПКЗ)
и собственно вычислитель параметра рассогласования. Функциональ-
ные связи между этими устройствами показаны на структурной схеме
ИВС, приведенной на рис. 25.1. Кроме перечисленных устройств на
этой схеме еще изображены приемник отраженных сигналов, автоселек-
тор скорости, управитель угломера и анализатор сигналов, которые
принимают участие в процессе поиска, обнаружения и анализа сигна-
лов. Необходимо отметить, что в автономном режиме переключатели
П1 и П2 находятся в положении «Автономное наведение» (АН).

В качестве автономных датчиков в ИВС используются акселерометры и
гироскопы. С помощью гироскопов осуществляется стабилизация в
пространстве платформы, на которой размещаются антенна и акселе-
рометры. Такое размещение дает возможность существенно уменьшить
влияние угловых колебаний ракеты на точность и устойчивость сопро-
вождения цели по направлению, а также на точность измерения ускоре-
ний акселерометрами. Кроме того, с помощью гироскопа осуществляет-
ся измерение крена ракеты у.
Рис. 25.1

Размещенные на гироплатформе акселерометры измеряют три
составляющие ускорений jax и jal 2 в антенной (визирной) системе коор-
динат OXaYaZa (рис. 25.2), ось ОХа которой совпадает с осью антенны.
Если ось антенны (равносигнальное направление) направлена на цель,
то jax и jai 2 отображают ускорения по линии визирования и по нормалям

к ней, что дает возможность
экстраполировать текущие
значения скорости сближения
Усб, дальности Д и скоростей

Vi,2 - нормальных к линии
визирования.

В общем случае оси ан-
тенной системы не совпадают с
осями связанной системы ко-
ординат, в которой ось ОХ
направлена вдоль продольной
оси ракеты, а оси OY и OZ
совпадают с плоскостями управления 1-1 и 2-2 (рис. 7.9). Поскольку
управляющие сигналы вычисляются в плоскостях управления, то для реа-
лизации (7.33) измеренные значения параметров рассогласования Апа12
необходимо пересчитать в оценки перегрузок Ап12 в связанной системе
координат. Эта задача решается с помощью специального устройства пере-
счета координат (рис. 25.1). Пересчет осуществляется через тригонометри-
ческие функции углов визирования ф1<2 и крена антенны уа.

Оценки Усб и 2, необходимые для получения параметров рас-
согласования (7.33), формируются в вычислителе ПКЗ, экстраполирую-
щим Усб и ш12 в процессе решения тех или иных кинематических
уравнений. В наиболее простом варианте, использованном в структур-
ной схеме на рис. 25.1, эти уравнения имеют вид:

Vc6a ~ Jax> Vc6a (0) — Vqy,	$

Да = ~Vc6a>	Да (Р) ~ Дцу ’

Vai,2 = jai,2> Val>2(0) = vuyl>2;	(25.2)

Й>а1,2=Чи/Да,	(25.3)

причем операции по вычислению Vc6a, Да и Val 2 выполняются инте-
граторами ИНТУ, ИНТд, ИНТу12. Начальные условия Уцу, Уцу1>2, и Дцу
для (25.1), (25.2) поступают в интеграторы вычислителя ПКЗ в режиме
целеуказания по результатам измерений БРЛС.

Оценки ша12 поступают не только в вычислитель параметров
рассогласования (рис.25.1), но и в управитель угломера, где преобразу-
ются в напряжение иД(р. Под действием этого напряжения осуществляет-
ся прецессия гироплатформы (а вместе с ней антенны) от первоначаль-
ных углов фцу1>2, введенных в качестве команд ЦУ, в направлении ожи-
даемого положения цели. Этим обеспечивается адекватность измеряе-
мых ускорений jax и jai>2 ускорениям по линии визирования и нормалям к
ней, на которой базируется экстраполяция (25.1)-(25.3). Кроме того, это
обеспечивает прием сигналов, отраженных от целей, после начала этапа
поиска и обнаружения.

Следует отметить, что пересчет координат и решение уравнений
(25.1)—(25.3) могут быть реализованы не только аппаратурно в виде специ-
альных устройств (рис. 25.1), но и алгоритмически в БЦВМ ракеты.
25.2.2.	ПОИСК, ОБНАРУЖЕНИЕ И АНАЛИЗ РАДИОСИГНАЛОВ

Этапы поиска, обнаружения и анализа радиосигналов, отражен-
ных от цели, являются подготовительными для взятия ее на автоматиче-
ское сопровождение, после чего РЭСУ переводится в режим самонаве-
дения. Указанные этапы реализуются в процессе совместного функцио-
нирования автономных датчиков, вычислителя ПКЗ, приемников отра-
женного и синхронизирующего сигналов, автоселектора скорости,
управителя угломера и анализатора сигналов. Функциональные связи
между этими устройствами показаны на рис. 25.1.

В рассматриваемой системе поиск цели осуществляется только по
доплеровской частоте (скорости сближения). Поиск по направлению отсут-
ствует, так как в течение всего интервала автономного наведения происхо-
дит ориентирование антенны в направлении цели. Это ориентирование
выполняется путем изменения углового положения антенны по закону

Ф1,2 = Фцу1,2 + ®а1,2^

где фцу1,2 - углы целеуказания, поступающие в ракету из БРЛС; юа12 -
оценки угловых скоростей линии визирования, выдаваемые в управи-
тель угломера вычислителем ПКЗ (рис. 25.1).

Поиск по скорости сближения осуществляется путем изменения по
пилообразному закону частоты fy,. управляемого гетеродина (рис. 25.3)
относительно частоты F0=2^6a/X, определяемой оценкой Vc6a, которая фор-

мируется в вычислителе ПКЗ (рис. 25.1) на
основе измерений ускорения jax. Если
дальность пуска Дп<Дз, то Vc6a=Vgy. При
изменении fyr (рис. 25.3) по тому же закону
будет изменяться и промежуточная частота
f„p3 (10.24). В итоге при некоторой частоте
fyri промежуточная частота f^3i=fyri-fnp2

попадает в полосу пропускания узкополос-

Рис. 25.3	дого усилителя промежуточной частоты

(УУПЧ) (рис. 10.7), амплитудно-частотная характеристика которого приве-
дена на рис. 25.4,а. Следствием этого события является появление на выхо-
де фильтра напряжения, которое поступает на узкополосный частотный
детектор (ЧД) (рис. 10.7). Поскольку нуль дискриминационной характери-
стики ЧД (рис. 25.4,6) соответствует частоте fnp3o настройки фильтра, то

выходное напряжение детектора

Мчд K<m(fnp3’fnp3o)>

где кчд - коэффициент детектирования, при изменении fyr гетеродина
будет повторять дискриминационную характеристику (рис. 25.4,б,в).
При превышении напряже-
нием ичд некоторого порога Uni
изменение частоты fyr (поиск) пре-
кращается и начинается стадия
обнаружения и анализа вы-
деленного сигнала. Обнаружение
выполняется в два этапа. На пер-
вом, реализуемом при выполнении
условия и11Д>ип], обнаружение
осуществляется с низкой досто-
верностью, характеризуемой веро-
ятностью правильного обнаруже-
ния Рпо^0,6. Достигается это за

счет выбора достаточно низкого порога Unb величина которого несколько
превышает уровень собственных шумов приемника отраженных сигналов.
Выбор такого порога дает возможность обнаруживать слабые сигналы,

отраженные от достаточно удаленных целей. Однако при таком пороге
возможны и ложные обнаружения, обусловленные превышением порога
случайными собственными шумовыми выбросами приемника. Обнаруже-

ние далеко расположенных целей, хотя и недостаточно достоверное, дает
запас времени на анализ и накопление выделенных сигналов. Накопление
необходимо для повышения вероятности обнаружения до величины
Рпо~0Д при которой практически достоверно можно быть убежденным в
том, что обнаружен полезный сигнал, а не шумовой выброс. Накопление
обеспечивается тем, что сигналы, отраженные от цели, имеют регулярный

характер, в то время как шумы - случайны.

Необходимость специального анализа выделенного сигнала, пе-
ред тем как принять достоверное решение о его обнаружении, обуслов-
лена следующими причинами. В процессе длительного автономного и

командного этапов наведения в результате маневра цели ее скорость
может существенно отличаться от той, которая была введена в ИВС в
режиме целеуказания, и в дальнейшем экстраполировалась по алгорит-
му7 (25.1). По этой причине в полосу пропускания узкополосного фильт-
ра (рис. 25.4,а) могут попадать совсем другие сигналы. К таким сигна-
лам прежде всего относятся отражения от земли. Такая ситуация имеет
место тогда, когда осуществляется перехват маловысотной цели, высота
полета которой меньше высоты ракеты, и лепестки диаграммы направ-
ленности антенны РГС направлены в сторону земли. Кроме того, на

вход приемника могут поступать и сигналы, излучаемые постановщи-
ком помех. В связи с отмеченными особенностями анализ первоначаль-
но выделенного сигнала проводится, как правило, на его принадлеж-
ность постановщику помех, земле либо цели.
Как было отмечено в §8.2, анализ сигнала на его принадлежность

постановщику помех проводится по энергетическому признаку, осно-
ванному на том, что прямой сигнал помехи во много раз превышает
слабый сигнал, отраженный от цели. Принятие решения о принадлеж-
ности обнаруженных сигналов к постановщику помех принимается в

Рис. 25.5

том случае, когда этот сигнал превыша-
ет очень высокий порог Um, который
не может быть превышен ни сигналом
цели, ни сигналом, отраженным от зем-
ли. Качественно этот процесс иллюст-
рируется рис. 25.5, на котором иос -
видеосигнал на выходе приемника, a tH
- время подсвета цели. В такой ситуа-
ции накопление сигналов прекращается
и возобновляется режим поиска, в ко-
тором частота fyr управляемого гетеро-
дина будет продолжать изменяться по
пилообразному закону (рис. 25.3).

Анализ сигнала на принадлежность земле проводится по двум

признакам: энергетическому и частотному. Суть энергетического при-

знака состоит в превышении анализируемым сигналом достаточно вы-
сокого порога Unions поскольку сигнал, отраженный от земли, превы-
шает сигнал, отраженный от цели. Исследование по частотному призна-
ку необходимо для того, чтобы исключить из анализа варианты превы-
шения порога Un2 активной помехой.

В основе частотного анализа лежит то обстоятельство, что ширина
спектра доплеровских частот сигнала земли во много раз превышает шири-
ну спектра этих частот сигнала, отраженного от цели. Это обусловлено тем,
что суммарная ширина лепестков диаграммы направленности антенны,
направленных на землю, определяется углом 0В, во много раз превышаю-
щим величину угла 0Ц, который обусловлен дальностью до цели и ее габа-
ритами. Качественно это различие показано на рис. 25.6 и 25.7, где S3 и Su
соответственно спектральные плотности сигналов доплеровских частот,
отраженных от земли и от цели. Используя эту особенность, можно выде-
лить сигнал, отраженный от земли, в фильтре с АЧХ ^=fj(f) (рис. 25.7),
нижняя граничная частота которого превышает максимально возмож-
ную частоту Гцм сигнала, отраженного от цели. В итоге, решение о том, что
выделенный сигнал принадлежит земле, принимается при одновременном
выполнении двух условий: при превышении им порога U„2 (рис. 25.5) и
появлении сигналов на выходе фильтра с полосой пропускания
Afn3=fBr-fw (рис. 25.7). В такой ситуации накопление сигнала прекраща-
ется и возобновляется режим поиска.
83,8ц,Кф

Рис. 25.6

Если в результате анализа будет установлено, что сигнал не при-
надлежит ни земле, ни постановщику помех, то в течение определенно-
го времени продолжается его накопление. Решение о том, что накапли-
ваемый сигнал принадлежит цели (второй этап обнаружения) принима-
ется в том случае, если он превышает порог Un^Unz (рис. 25.5). При
этом величина порога выбирается таким образом (Uni2>Uni), чтобы
обеспечить высокую достоверность обнаружения.

После завершения второго этапа обнаружения в автоселекторе
замыкается цепь автоматического слежения за доплеровской частотой
Гдрц (§Ю.5), выделенный сигнал поступает в угломер для сопровожде-
ния цели по направлению и РЭСУ переходит в режим самонаведения.

Если в интервале времени tn (рис. 25.3) не будет принято решение
о наличии цели, то поиск осуществляется во все увеличиваемся диапа-
зоне изменения частот fyr вплоть до значения fyrnaxH fyrmin-

25.3.	ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ КОМБИНИРОВАННОЙ ИВС
В РЕЖИМЕ САМОНАВЕДЕНИЯ

Режим самонаведения начинается на дальности Д3 после обнару-
жения цели РГС и перехода на ее автоматическое сопровождение по
скорости сближения и направлению соответственно автоселектором
скорости и следящим радиолокационным угломером. В этом режиме
параметр рассогласования формируется в соответствии с методом про-
порционального наведения со смещением (7.48). Функциональные связи
между устройствами, принимающими участие в вычислении (7.48),
отображаются на структурной схеме, приведенной на рис. 25.1, при
условии, что переключатели П1 и П2 находятся в положении СН (само-
наведение).

Оценки 2 угловой скорости, как и в автономном режиме, фор-
мируются в вычислителе ПКЗ в процессе решения уравнений
(25.1)-(25.3). При этом в качестве источников информации используют-
ся акселерометры, измеряющие ускорения jax и jal>2 в антенной стабили-
зированной системе координат (рис. 25.2).

7—1878
Оценки Лац 2 приращений угловой скорости, обусловленных ма-
невром цели, поступают из управителя комплексного следящего угло-
мера, принцип работы которого рассмотрен в §11.3. Оценка Vc6 скоро-
сти сближения, вычисляемая на основе измерения доплеровской часто-
ты, выдается в вычислитель параметра рассогласования из автоселекто-
ра, описанного в §10.5. Сравнение сформированных на основе оценок
Vc6, ®i,2 и Аю1>2 требуемых перегрузок с их действительными значе-
ниями па1>2 и дает возможность определить управляющие сигналы Апаьг,
под действием которых после пересчета их из антенной системы коор-
динат в связанную СУР управляет ракетой в режиме самонаведения.

Заканчивается самонаведение на некоторой дальности Д, после ко-
торой ракета совершает неуправляемый полет. Конкретное значение этой
дальности во многом зависит от типа используемого сигнала подсвета це-
ли. При использовании непрерывных (прерывистых) сигналов Д < обуслов-
ливается допустимой величиной флуктуационной ошибки оценивания
угловой скорости, непосредственно определяющей значение допустимого
промаха. Наличие этой ошибки обусловлено, так называемыми угловыми
шумами отраженных радиосигналов, причины возникновения которых и их
влияние на РЭСУ были рассмотрены в п. 5.2.4.

25.4.	ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ КОМБИНИРОВАННОЙ ИВС
В РЕЖИМЕ ЦЕЛЕУКАЗАНИЯ

Режим целеуказания имеет место в процессе совместного функцио-
нирования аппаратуры самолета-носителя и ракеты на интервале времени
от его взлета и до применения оружия. Совместное функционирование
осуществляется с помощью специальных блоков и линий связи. По этим
линиям из аппаратуры истребителя в ракету подаются команды подготов-
ки, команды целеуказания, а также команды, предупреждающие прежде-
временный пуск ракеты. Из ракеты в аппаратуру самолета-носителя посту-
пают сведения о типе ракеты и месте ее подвески, а также сигналы, кото-
рые характеризуют степень ее готовности к применению.

Команды подготовки начинают формироваться сразу после взле-
та истребителя [15]. По этим командам в аппаратуру ракеты подаются
питающие напряжения, в первую очередь на гетеродины приемников и
на гироскопы. Целесообразность ранней подачи питания на гетеродины
обусловлена необходимостью устранения выбега их частоты, который
возникает в начальные моменты работы. Выбег, представляющий собой
достаточно значительное отклонение частоты генерации от ее номи-
нального значения, самостоятельно устраняется по истечении некоторо-
го промежутка времени, после чего гетеродины генерируют высокоста-
194
бильные колебания, которые поступают в смесители приемников. Гиро-
скопы начинают выполнять свои функции по пространственной стаби-
лизации антенны только через некоторое время, которое затрачивается
на достижение ими определенной скорости вращения. По командам
подготовки выполняются также настройка приемных устройств и про-
верка работоспособности основных узлов ракеты. Кроме того, из борто-
вой аппаратуры истребителя в СУР ракеты поступают разовые команды,
характеризующие конкретные условия ее применения, например тип
перехватываемой цели (большая, средняя, малая, групповая, вертолет),
высота ее полета, ракурс перехвата (передняя - ППС либо задняя - ЗПС
полусферы).

Команды целеуказания начинают поступать в ракету только по-
сле взятия цели на автоматическое сопровождение БРЛС истребителя. В
полуактивной РГС с прерывистым сигналом подсвета цели целеуказа-
ния осуществляются по углам фцу]>2, скорости сближения Уцу, нормаль-
ным составляющим скорости Уцу^ и дальности Дцу. В соответствии со
значениями углов фцу1>2 антенна ракеты поворачивается в направление
на цель при малых дальностях пуска либо в некоторую упрежденную
точку, если дальность пуска велика. Команда целеуказания по скорости
поступает в автоселектор скорости и в вычислитель ПКЗ (рис. 10.7,
11.7). В автоселекторе в соответствии с Уцу устанавливается такая час-
тота fyr управляемого гетеродина (рис. 10.7), которая обеспечивает по-
падание промежуточной частоты (10.24) в полосу пропускания Afn уз-
кополосного фильтра (рис. 25.4,а), либо задает начальное значение час-
тоты Fo, относительно которой осуществляется поиск отраженного сиг-
нала (рис. 25.3). Первая ситуация имеет место тогда, когда дальность
пуска Дп не превышает дальность захвата Д3 цели РГС, а вторая возни-
кает при выполнении условия Дп>Д3.

Сигналы управления для угломера и автоселектора по отработке
команд ЦУ формируются в компараторах блоков связей, где осуществ-
ляется сравнение передаваемых из самолета сигналов с теми, которые
имеют место в РГС.

В вычислитель ПКЗ (рис. 25.1), наряду с целеуказаниями по ско-
рости Уцу и Уцу1.2, поступают сигналы дальности Дцу, которые исполь-
зуются в качестве начальных условий при решении уравнений экстра-
поляции (25.1) и (25.2). Процессы настройки аппаратуры РГС и отра-
ботки команд ЦУ контролируются по отображаемым на световом табло
либо в системе единой индикации (СЕИ) выдаваемых из ракеты соот-
ветствующих сигналов и команд [15]. После окончания всех этапов
подготовки в ИВС формируется команда, свидетельствующая о готов-
ности ракеты к применению. Эта команда также высвечивается на ин-
дикаторе СЕИ в виде условного обозначения.
После поступления в бортовую аппаратуру истребителя инфор-
мации о типе ракеты и конкретных условиях ее применения (тип цели,
высота, направление перехвата и т.д.) начинается расчет разрешенных
зон пусков. Рассчитанные зоны пуска, наряду с текущей дальностью Д,
высвечиваются на индикаторе СЕИ в виде отметок максимально разре-
шенной Дртах и минимально разрешенной flpmin дальностей. Примерный
вид разрешенных зон пуска, как функций высоты Н и направления vgK
перехвата, показан на рис. 16.2. При этом на рис. 16.2,а приведено сече-
ние зон пуска в вертикальной плоскости ф=0, а на рис. 16.2,6 - сечение
в горизонтальной плоскости H=Hi.

До высот H<Hi максимальная разрешенная дальность пуска огра-
ничена баллистической дальностью полета ракеты в плотных слоях
атмосферы. На высотах H>Hj она ограничена дальностью действия
БРЛС истребителя. Поскольку в ППС скорость сближения превышает
скорость сближения в ЗПС, разрешенная дальность Дртах превышает
аналогичную дальность в ЗПС. Минимальная дальность Дртш рассчиты-
вается исходя из необходимости обеспечения безопасной дальности
отворота (выхода из атаки) самолета-носителя. После того, как текущее
местоположение истребителя относительно цели будет удовлетворять
условиям (8.1) и (8.2), формируется команда, разрешающая ее пуск, и
летчик может применять оружие по выбранной цели.

Необходимо отметить, что команды ЦУ продолжают поступать в
аппаратуру ракеты вплоть до момента пуска. В полуактивных РГС эти
команды после пуска запоминаются в течение определенного времени
пока ракета не удалится на некоторое расстояние от истребителя, после
чего начинают использоваться по назначению.

25.5.	ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ КОМБИНИРОВАННОЙ ИВС
В РЕЖИМЕ КОМАНДНОГО НАВЕДЕНИЯ

Режим командного наведения используется в тех случаях, когда
дальность пуска настолько велика, что в результате возрастания ошибок
автономного режима не обеспечивается захват цели радиолокационной
головкой самонаведения. При использовании режима командного наве-
дения, именуемого также режимом радиокоррекции, в бортовой аппара-
туре самолета-носителя формируются команды, которые с помощью
радиосигналов передаются на ракету и корректируют процесс вычисле-
ния параметра рассогласования. Параметр рассогласования, как и в
автономном режиме, вычисляется в соответствии с методом пропор-
ционального наведения (7.33). Однако оценки Vc6 и ш12 формируются
уже с учетом поправок, переданных с борта истребителя и учитываю-
щих маневр цели.
Один из возможных способов
формирования сигналов поправок
(коррекции) поясняется рис. 25.8.

Пусть в момент пуска ракеты
истребитель находился в точке Осо, а
цель - в точке Оцо. При этом по
априорным сведениям полагалось,
что движение цели определяется

Рис. 25.8

вектором скорости Уцо, а движение

самолета - вектором Vc. Проекции Уцо и Ус на линию визирования Осо.
Оцо и на нормаль к ней определяют скорость сближения и поперечные
скорости Уцу1.2, которые, наряду с измеренной БРЛС дальностью Дцу, по-
ступают в экстраполятор (25.1)-(25.3) в качестве начальных условий.
Аналогичные уравнения решаются и в БЦВМ истребителя. При решении
уравнений (25.1)-(25.3) формируются оценки Усб и ш12, которые исполь-
зуются для вычисления параметра рассогласования (7.33). Через некоторое
время самолет будет находиться в точке Ос, а цель, в соответствии с гипоте-
зой Vuo=const, - в точке Оць На самом деле, цель, движущаяся со скоро-
стью Уц, находится в этот момент времени в точке Оцд. Реальное положение
цели относительно истребителя определяется вектором Дрлс, модуль и угло-
вое положение которого измеряются БРЛС. Определив с помощью счисле-
ния пути вектор Ьп(рис. 25.8), представляющий пройденный истребителем
за время t путь, можно вычислить вектор

Диет Ьп+Дрлс ,
характеризующий истинное положение цели относительно точки пуска
ракеты.

Зная измеренное БРЛС расстояние Дцу до цели на момент пуска и
вычислив на основе знания Уцо расстояние OuoOub можно определить
прогнозируемый относительно точки пуска вектор

Дп Дцу+оцооЦ1

Тогда вектор А/ ошибок прогнозирования положения ОЦ1 относительно
действительного положения ОЦ2 может быть вычислен по формуле

ДиСТ”Дп-

Проекции А/х, A/y, A/z вектора А/ на оси обобщенной декартовой системы
координат (ОДСК) с началом в точке пуска Осо (рис. 25.8) и передаются
в качестве поправок на ракету.

Для уменьшения ошибок вычисления оценок Усб и ©j 2 в ин-
тервалах между поступлениями поправок А/х, А/у, A/z на борту истреби-
теля формируются и скоростные поправки А/х,А/у и A/z, которые
также передаются на борт ракеты. Формирование поправок по скорости
выполняется путем разложения по тем же осям ОДСК вектора ошибки
скорости (рис. 25.8)

A/=VU-VUO.

Вычисленные сигналы поправок А/х, А/у, A/zh А/х, А/у, A/z перед
передачей на борт ракеты кодируются (шифруются). Наиболее целесо-
образным является использование многоэтапного кодирования (§19.4).
В общем случае, в процессе шифрации используются: квантование по-
правок по уровню, цифровое двоичное кодирование уровней, замена
каждого нуля и единицы цифрового двоичного кода более сложными
кодами, выполненными, например, на основе М-последовательностей, а
также постановка в соответствие каждой элементарной посылке М-
последовательности колебаний поднесущих частот. Этими колебаниями
поднесущих частот модулируются по частоте, фазе или амплитуде
сзерхвысокочастотные сигналы подсвета цели, которые передаются на
ракету. Использование многоэтапного кодирования позволяет сформи-
ровать радиосигнал, обладающий большой шириной спектра и постоян-
ством спектральной плотности в пределах этой ширины. Последнее
обусловливает сходство сигналов радиокоррекции с белыми шумами,
что затрудняет их обнаружение, обеспечивая тем самым высокую
скрытность. Рассредоточение полезной информации в широкой полосе
частот сигнала затрудняет их имитацию противником, что также повы-
шает помехоустойчивость.

Если в РЭСУ используется прерывистый сигнал (рис. 8.2), то ка-
ждая из команд ошибок А/х, А/у, A/z и А/х, А/у, A/z поочередно передает-
ся в течение одного интервала tH подсвета цели. Радиосигналы, содер-
жащие информацию об ошибках, принимаются на ракете антенной син-
хронизирующих сигналов Ах, преобразуются в приемнике ПРМСС на
промежуточную частоту (рис. 10.7), затем детектируются и поступают
на декодирующее устройство (на рис. не показано). Декодирующее
устройство вырабатывает сигналы, адекватно отображающие кванто-
ванные значения ошибок AZX, AZy, A/z и А/х, А/у, A/z, которые подаются в
вычислитель ПКЗ (рис. 25.1). Поправки AZX и А/х , поступая в экстраполятор
(25.1), корректируют оценки Vc6 и Д. Приращения А/у и A/z, подавае-
мые в экстраполятор, поправляют оценки Vj 2, а соответственно и ац 2
(25.3). В итоге параметр рассогласования (7.33) будет вычисляться на осно-
198
ве более точных значений Vc6 и a>j 2 , в которых учитывается маневр цели.
Следствием такой коррекции является существенное увеличение времени
(дальности) управления ракетой, при котором она выводится в область
пространства относительно цели, обеспечивающую ее захват РГС.

25.6.	КВАЗИОПТИМАЛЬНАЯ КОМБИНИРОВАННАЯ ИВС
ДЛЯ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ПЕРЕХВАТА

ИНТЕНСИВНО МАНЕВРИРУЮЩИХ ЦЕЛЕЙ

Рассмотренные ранее ИВС комбинированных систем управления
ракет «в-в» позволяют достаточно эффективно осуществлять наведение
на обширный класс воздушных целей. Однако следует отметить, что их
применение по интенсивно маневрирующим (сверхманевренным) целям
(ИМЦ) уже не будет столь эффективным. Объясняется это следующими
причинами.

В основе функционирования рассмотренной ИВС лежит исполь-
зование методов самонаведения, не приспособленных для перехвата
сверхманевренных целей.

Одноконтурный принцип построения следящих измерителей, при
котором чувствительный элемент, управитель и исполнительное уст-
ройство функционируют в рамках одного следящего кольца, не позво-
ляет одновременно обеспечить высокие точности, быстродействие и
устойчивость функционирования. Используемые следящие измерители
имеют низкий порядок астатизма (не выше второго). Поэтому при ин-
тенсивном маневре цели, когда появляются производные отслеживае-
мых параметров третьего и более высокого порядков, в этих измерите-
лях возникают нарастающие во времени динамические ошибки. Если
маневр продолжается достаточно долго, то ошибки выходят за пределы
линейного участка дискриминационных (пеленгационных) характери-
стик и происходит срыв автоматического сопровождения цели, а соот-
ветственно, и наведения ракеты.

Экстраполяция пространственного положения целей, выполняе-
мая в вычислителе ПКЗ (рис. 25.1), осуществляется на основе упрощен-
ных моделей, не учитывающих маневр цели.

В существующих системах наведения не принимается специаль-
ных мер по снижению влияния угловых шумов на точность управления
на конечном участке (п. 5.2.4) [45].

В процессе перехвата ИМЦ требуются достаточно большие углы
упреждения, при которых антенна РГС разворачивается на большие
углы. Следствием этого является усиление влияния на точность оцени-
вания углов и угловых скоростей ошибок обтекателя. Кроме того, ин-
тенсивное маневрирование цели предопределяет наличие значительных
величин производных углов тангажа и рысканья, вызывающих появле-
ния существенных синхронных ошибок оценивания угловых скоростей
линии визирования (п. 5.2.3).

Проведенный анализ позволяет придти к заключению, что в ИВС
ракеты, предназначенной для поражения ИМЦ, должны использоваться:

метод наведения, учитывающий маневр цели и самой ракеты;

многоконтурные следящие измерители, позволяющие одновре-
менно обеспечить высокие показатели быстродействия, устойчивости и
точности оценивания, в том числе и составляющих относительного и
абсолютного ускорений;

специальные процедуры обработки сигналов, снижающие влия-
ние угловых шумов и ошибок обтекателей.

Кроме того, необходимо отметить следующее обстоятельство.
Участки самонаведения ракет «в-в», как правило, имеют достаточно
малую протяженность, которая может оказаться недостаточной для
ликвидации больших промахов наведения. В связи с этим необходимо
принимать специальные меры и по повышению точности наведения в
автономном и радиокомандном режимах. Для этого целесообразно ис-
пользовать специальные методы наведения на ИМЦ, повышать точ-
ность экстраполяции целей в вычислителе ПКЗ за счет применения
более сложных моделей и увеличить количество поправок, передавае-
мых на борт ракеты с помощью сигналов радиокоррекции, за счет
включения в них составляющих ошибок ускорений.

Весьма перспективным направлением синтеза алгоритмов функ-
ционирования комбинированной ИВС, в которой были бы учтены сде-
ланные выше рекомендации, является использование математического
аппарата статистической теории оптимального управления. Аппарат этой
теории (гл. 3) позволяет получить алгоритмы функционирования ИВС,
совместно наилучшие как по точности, так и экономичности наведения
ракет на ИМЦ в условиях реальных ограничений на величины сигналов
управления и быстродействие исполнительных органов. Процедура по-
лучения таких алгоритмов может быть выполнена двумя способами.

При использовании одного из них оптимальная ИВС синтезиру-
ется как единое целое на основе многомерных моделей состояния высо-
кой размерности, учитывающих более сложные законы взаимных пере-
мещений ракеты и цели в трехмерном пространстве и заданные (управ-
ляемые) части всех следящих измерителей, СУР и самой ракеты. При
этом оптимизация ИВС должна выполняться в процессе поиска мини-
мума сложного функционала качества, в котором одновременно учиты-
ваются требования точности наведения ракеты на ИМЦ, требования к
точности автоматического сопровождения следящими автоселекторами
дальности, скорости и угломером и экономичности всех этих процессов.
Решение этой задачи затруднительно из-за влияния «проклятия размер-
ности» (§3.2) и ограничений на объем памяти и быстродействие борто-
вой ЦВМ ракеты.

В связи с этим более реальным является подход, основанный на
раздельной, независимой оптимизации метода наведения на ИМЦ и
следящих измерителей, обеспечивающих его реализацию. Такой под-
ход, называемый в дальнейшем квазиоптимальным, дает возможность
воспользоваться результатами синтеза метода наведения на ИМЦ (п.
7.5.2) и алгоритмов функционирования следящих измерителей, рас-
смотренных в гл. 10 и 11. Ниже, при получении состава и алгоритмов
функционирования ИВС, будет использован именно такой подход. Его
квазиоптимальность обусловлена отсутствием учета взаимного влияния
следящих измерителей, формирователя параметра рассогласования,
СУР и ракеты, как ОУ. При этом будет полагаться, что применяется
метод наведения (7.67), (7.68) и в ракете используется двухчастотная
импульсно-доплеровская активная РГС (АРГС). Применение АРГС дает
возможность более эффективно использовать результаты АСЦРО в
БРЛС истребителя и повысить степень автономности процесса наведе-
ния ракеты на ИМЦ. Для обеспечения приемлемой стоимости ИВС
целесообразно применять в АРГС не фазированную антенную решетку
(ФАР), а обычную зеркальную антенну с гироприводом. Способность
такой антенны сопровождать по направлению ИМЦ должна обеспечи-
ваться сигналом управления, в котором необходимо учитывать не толь-
ко ошибки по углу, но и по угловой скорости. Кроме того, для сокраще-
ния времени, затрачиваемого на захват цели, на траектории целесооб-
разно осуществлять подслеживание за ней по направлению и на авто-
номном участке траектории. Для этого необходимо в автономном и
радиокомандном режимах управлять антенной не только по угловой
скорости ЛВ, но и по ее производной. При этом для снижения влияния
переходных процессов после захвата цели, а также для улучшения ди-
намических свойств следящей системы угломера и увеличения времени
его памяти эти сигналы целесообразно сохранить в качестве корректи-
рующих и в режиме самонаведения.

Использование двух несущих частот в АРГС дает возможность
улучшить показатели обнаружения, повысить помехозащищенность и
существенно снизить влияние угловых шумов на последнем участке
наведения на ИМЦ (п. 5.2.4 [45]). Кроме того, в угломерном канале
целесообразно использовать компенсацию ошибок оценивания углов и
угловых скоростей, вносимых обтекателем, на основе заранее снятой
карты-матрицы ошибок пеленгации.

Возможность сопровождения ИМЦ по дальности и скорости
обеспечивается использованием законов управления (10.38) и (10.73).
Информационное обеспечение этих законов осуществляется соответст-
вующими квазиоптимальными фильтрами, алгоритмы функционирова-
ния которых приведены в п. 10.6.1 и 10.6.2. Отличительной чертой этих
фильтров является возможность формирования оценок относительных и
абсолютных ускорений и их производных как для цели, так и ракеты.
Раздельное оценивание радиальных скоростей и ускорений в различных
фильтрах на основе как времени запаздывания (п. 10.6.1), так и допле-
ровской частоты (п. 10.6.2) обусловлено требованиями устойчивости по
отношению к уводящим по дальности и скорости помехам [27, 47].

С учетом сделанных ранее замечаний и предложений ниже будут
рассмотрены особенности функционирования квазиоптимальной ком-
бинированной ИВС ракеты «в-в», предназначенной для перехвата
ИМЦ. При этом будет считаться, что ИВС функционирует в четырех
режимах: целеуказаний, автономном, радиокомандном и самонаведе-
ния, назначение и условия применения которых аналогичны тем, кото-
рые были рассмотрены в §§25.1-25.5.

25.6.1.	Функционирование квазиоптимальной ИВС

В АВТОНОМНОМ И РАДИОКОМАНДНОМ РЕЖИМАХ

Процедура формирования параметров рассогласования в различ-
ных режимах, в том числе и в автономном, может быть проиллюстриро-
вана структурной схемой, приведенной на рис. 25.9. Показанные на
этом рисунке устройство пересчета координат и гироплатформа с ан-
тенной и автономными датчиками выполняют те же функции, что и в
рассмотренной ранее (§25.2) ИВС.

В автономном режиме, который имеет место, когда дальность
пуска незначительно превышает дальность захвата, ИВС формирует
параметр рассогласования по закону (7.67), (7.68) и выполняет подго-
товку аппаратуры к переходу в режим самонаведения. В приложении к
ракете «в-в» метод самонаведения (7.67), (7.68) преобразуется к виду

A1i2 =-^^-Vc6a<i)al>2 + ]ц1>2 -j1>2.	(25.4)

До ~ Дк

Информационное обеспечение (25.4) на автономном участке
осуществляется следующим образом. Значения До и jul 2 поступают в
формирователь параметра рассогласования (ФПР) в качестве команд
целеуказаний Дцу и ]цу1,2. Собственные ускорения jL2 подаются в ФПР
после преобразований в устройстве пересчета координат собственных
ускорений jai 2, которые измеряются акселерометрами, либо оценивают-
ся в специальном фильтре. Оценки Vc6a и <Ьа12 экстраполируются по
более совершенным моделям:
Рис. 25.9

Vc6a Jax + jiiyx>	Vc6a(®) ^цу’

Аа=-Чба>	Да(О) = Дцу;	(25.5)

a 2 V л a 1	-

°al,2 = * ° 3 юа1,2 +^Т“0цу1,2 “ ЛдХ юа1,2(0) = °цу1,2 >
Да	Да

учитывающим их зависимость от дальности до цели, скорости сближе-
ния с ней, ускорений цели на момент пуска и текущих ускорений самой
ракеты. Начальные условия для вычисления (25.5) поступают в режиме
целеуказаний из БРЛС. Следует отметить, что оценки ша12 и 6а12
одновременно поступают и в регулятор и фильтр угломера (рис. 25.9).
Под действием этих сигналов регулятор формирует напряжения Ui>2,
вызывающие прецессию гироплатформы с размещенной на ней антен-
ной в направлении перемещения цели. Этим самым обеспечивается
хорошее сопряжение автономного режима с самонаведением, поскольку
позволяет при переходе обойтись без дополнительного поиска цели по
направлению.

В радиокомандном режиме, который используется в ситуациях,
когда дальность пуска значительно превышает дальность захвата, по-
прежнему используется закон наведения (25.4). Информационное обес-
печение этого метода отличается лишь тем, что значения дальности,
скорости сближения и угловых скоростей, вычисляемых в экстраполя-
торе (25.5), периодически корректируются поправками по положению
Д/х, Д/у, Д4 и скорости Д/х, Д/у и A/z, передаваемыми с помощью спе-
циальных радиосигналов с истребителя, аналогично тому, как было
рассмотрено в §25.5. Спецификой радиокомандного режима рассматри-
ваемой ИВС является передача дополнительных поправок Д/х, Д/у и
A/z по ускорению, которые корректируют в (25.5) ускорения j^j 2 и j^.

После того как ракета приблизится к цели на расстояние

Да=*зДз>	(25-6)

где к3 - коэффициент, несколько превышающий единицу, начинается
подготовка ИВС к переходу в режим самонаведения. В процессе подго-
товки осуществляется поиск цели по Д и VC6 относительно значений Д а
и Vc6a на момент выполнения условия (25.6). Анализ обнаруженного
сигнала на его принадлежность цели, земле или постановщику помех
может осуществляться по тем же правилам, которые были рассмотрены
в п. 25.2.2.

25.6.2.	Функционирование квазиоптимальной ИВС

В РЕЖИМАХ САМОНАВЕДЕНИЯ И ЦЕЛЕУКАЗАНИЯ

Функциональные связи ИВС в режиме самонаведения иллюстри-
руются структурной схемой, показанной на рис. 25.9. В этом режиме
параметр рассогласования в большинстве случаев формируется по пра-
вилу (7.67), (7.68). При этом Доопределяется значением Д, захвата цели,
поступающим из комплексного многоконтурного автоселектора дально-
сти АСД. Оценка Vc6 = VOT формируется в фильтре комплексного мно-
гоконтурного автоселектора скорости АСС при условии замены в
(10.85) ас на jax . Оценки дальности, скоростей и ускорений в АСД и
АСС вырабатываются на основе напряжений (10.25), (10.26) временного
и частотного дискриминаторов и акселерометра, измеряющего собст-
204
венное ускорение ракеты jax. В свою очередь, сигналы дискриминаторов
получаются в процессе обработки сигнала uz суммарного канала прием-
ника ПРМ. Напомним, что корректирующие сигналы = ас предот-
вращают срыв сопровождения цели по дальности и скорости при пуске
ракеты с расстояния ДП<Д3 по цели, захваченной на подвеске (рис. 10.8
и 10.9). Оценка jax получается в АСД и АСС на основе измерений jax
акселерометром, размещенным на гироплатформе и ^ориентирован-
ным по РСН, практически совпадающим с направлением на цель. Необ-
ходимо подчеркнуть, что многоконтурные автоселекторы дальности и
скорости одновременно решают задачи селекции сигналов цели по вре-
мени запаздывания и доплеровской частоте. Следует отметить, что при
использовании в АРГС квазинепрерывного сигнала подсвета цели в
ИВС может быть использована модификация АСД без устранения неод-
нозначности отсчета дальности. Достоинством многоконтурных автосе-
лекторов дальности и скорости (п. 10.6.1 и 10.6.2) являются: высокие
точности оценивания дальности, скорости и ускорений; высокое быст-
родействие и устойчивое, бессрывное сопровождение ИМЦ во всем
возможном диапазоне скоростей и ускорений.

Комплексный угломер в составе ИВС решает три задачи: выпол-
няет пространственную селекцию цели по направлению, осуществляет
развязку антенны от угловых колебаний ракеты и формирует оценки
Ф1,2 бортовых пеленгов, угловых скоростей а>12 , их производных d)12
и поперечных ускорений jul 2 цели. Выполнение всех этих задач осу-
ществляется в процессе совместного функционирования моноимпульс-
ной антенны с приводом (гироплатформой), ДУП антенны, приемников
суммарного Ue и разностных иД1>2 сигналов, предварительного фильтра
(ПФ), квазиоптимальных фильтров, регулятора и корректора ошибок
обтекателя (КОО).

Пространственная селекция цели осуществляется за счет направ-
ленных свойств антенны. Поскольку малоразмерные антенны ракет
«в-в» имеют широкую диаграмму направленности, в пределах которой
может одновременно находиться несколько целей, то в угломер для
сопровождения цели поступают сигналы, предварительно отселектиро-
ванные по дальности и скорости. Высокая точность селекции цели по Д
и Vc6 дает возможность сопровождать одиночную цель даже в составе
достаточно плотной группы.

Силовая стабилизация антенны осуществляется за счет того, что
гироплатформа сохраняет свое положение в пространстве независимо от
угловых колебаний ракеты. Перемещение антенны по направлению
(прецессия гироплатформы) в процессе слежения за целью выполняется
под действием управляющего сигнала

u 1,2 = КФАф1 2 + K^AcOj 2 + Kmld)| 2 + Кт2®1,2 +	(25.7)

синтезированного на основе алгоритмов СТОУ по методике, изложен-
ной в §11.5 [46].

Следует отметить, что сигналы (25.7) были получены при ис-
пользовании более сложных моделей, чем в §11.5, путем минимизации
функционала качества Лётова-Калмана (1.4). Для реализации (25.7)
необходимо знать ошибки сопровождения Дер = фот12 - фа1,2,
Дш = шот12-ша12 по углу и угловой скорости, аналогичные (11.35), и
оценки ш12, ш12, ш12 - угловой скорости ЛВ и ее производных. Все
эти компоненты учитываются в законе управления с весовыми коэффи-
циентами Кф, К“, Кш1, КШ2 и Кшз, зависящими от динамических свойств
привода и соотношения штрафов на точность слежения и величину
сигналов управления. Наличие в (25.7) последних трех слагаемых по-
зволяет предотвратить появление больших ошибок слежения при ин-
тенсивном маневрировании цели на малых расстояниях. Кроме того, их
учет обеспечивает переход от автономного подслеживания (п. 25.6.1) к
автоматическому сопровождению цели в режиме самонаведения без
существенных переходных процессов.

Все необходимые для реализации (25.7) оценки формируются в
квазиоптимальных фильтрах, алгоритмы функционирования которых
сходны с рассмотренными в п. 11.5.4. Качественным отличием является
формирование оценок Дфуш^г угловых приращений, обусловленных
угловым шумом. Наличие этих оценок дает возможность скомпенсиро-
вать влияние угловых шумов и существенно повысить точность сопро-
вождения ИМЦ на малых расстояниях и тем самым уменьшить даль-
ность Дк неуправляемого полета ракеты (п. 5.2.4). Первичными измери-
телями для квазиоптимальных фильтров являются моноимпульсный
пеленгатор, ДУП, акселерометры и гироскопы. При этом сигналы пе-
ленгатора, прежде чем поступить в квазиоптимальные фильтры, прохо-
дят два этапа предварительной обработки. Первый связан с усреднени-
ем в предварительном фильтре результатов измерений, выполняемых на
различных несущих частотах. Такое усреднение, один из возможных
алгоритмов которого приведен в п. 5.2.4, также дает возможность суще-
ственно снизить влияние угловых шумов. На втором этапе осуществля-
ется компенсация ошибок измерений пеленгатора, вносимых обтекате-
лем антенны (п. 5.2.3). Этот этап, выполняемый в КОО, также позволяет
повысить точность первичных измерений угловых координат и снизить
влияние синхронных ошибок на точность оценивания угловых скоро-
стей. Применение таких разнообразных и достаточно сложных приемов
по повышению точности угломерного канала АРГС, связанных с ис-
пользованием алгоритмов СТОУ, компенсацией угловых шумов и оши-
бок обтекателей, обусловлено его превалирующим влиянием на точ-
ность формирования параметров рассогласования по сравнению с дру-
гими измерителями (§8.8 [46]).

Сформированные в квазиоптимальных фильтрах угломера оцен-
ки ф12, и ]ц1,2 - углов, угловых скоростей и поперечных ускоре-
ний цели поступают в формирователь параметров рассогласования
ФПР. Необходимо отметить, что в зависимости от обстоятельств в ФПР
могут формироваться параметры рассогласования не только по закону
(7.67), но и по (7.49) или (7.4). Условия, в которых целесообразно ис-
пользовать (7.49) и (7.4), рассмотрены в §7.4 и п. 7.3.1. Назначение ре-
жима целеуказаний и смысл команд, поступающих из истребителя в
ракету, аналогичны рассмотренным в §25.4. Отличием является исполь-
зование дополнительных команд ЦУ по составляющим ускорений цели
jnyx> jnyi,2> которые поступают в экстраполятор и ФПР. В экстраполяторе
они используются в качестве начальных условий для уравнений ПКЗ
(25.5), а в ФПР - обеспечивают вычисление параметров рассогласова-
ния в момент начала полета ракеты.
ГЛАВА 26. КОМБИНИРОВАННЫЕ СИСТЕМЫ
РАДИОУПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОВ-
БОМБАРДИРОВЩИКОВ И РАКЕТ
«ВОЗДУХ-ПОВЕРХНОСТЬ»

26.1.	ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О КОМБИНИРОВАННЫХ СИСТЕМАХ
РАДИОУПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОВ-БОМБАРДИРОВЩИКОВ

И РАКЕТ «ВОЗДУХ-ПОВЕРХНОСТЬ»

Главной задачей самолетов-бомбардировщиков является уничтоже-
ние удаленных наземных и морских целей, используя широкий набор
средств поражения, среди которых основную роль играют ракеты «воз-
дух-поверхность» большой дальности действия. Решить данную задачу,
используя только неавтономные или только автономные системы наведе-
ния невозможно из-за недостаточной дальности действия первых (опреде-
ляемой дальностью действия БРЛС, ограничиваемой дальностью прямой
видимости) и низкой точности вторых. Поэтому при наведении самоле-
тов-бомбардировщиков и ракет класса «в-п» на неподвижные наземные и
относительно малоподвижные морские цели широко используются комби-
нированные системы наведения (КСН). Принцип работы КСН самолетов-
бомбардировщиков и ракет «в-п» во многом идентичен. В связи с этим ос-
новные алгоритмы и режимы работы РЭСУ этих ЛА будут рассматривать-
ся в обобщенном виде с указанием особенностей, характерных только для
самолетов-бомбардировщиков или ракет «в-п».

Информационно-вычислительные системы КСН этих ЛА пред-
ставляют совокупность совместно функционирующих вычислителей,
автономных и неавтономных датчиков информации. При этом автоном-
ные датчики, как правило, функционируют в составе инерциальных на-
вигационных систем (ИНС), а неавтономные - в составе БРЛС или РГС,
либо альтернативных им оптоэлектронных и тепловизионных систем.
Объединение в единой ИВС автономных и неавтономных датчиков в
значительной степени устраняет недостатки, свойственные каждому из
них в отдельности при сохранении положительных свойств. Так, даль-
ность действия КСН практически ограничивается только дальностью
полета ОУ, а точность определения местоположения ЛА и координат
цели примерно такая же, как у систем самонаведения, при этом КСН
значительно превосходят последние по скрытности наведения.
Современные КСН могут работать в четырех режимах: автоном-
ном, коррекции, целеуказания и самонаведения.

Автономный режим с точки зрения продолжительности функциони-
рования является основным. В этом режиме в самолетной КСН решаются
две задачи: в соответствии с тем или иным методом наведения (§23.3) фор-
мируются параметры рассогласования, поступающие в САУ, и осуществ-
ляется подготовка ракет к пуску. При управлении по курсу параметры рас-
согласования вычисляются на основе координат текущего местоположе-
ния, получаемых в результате выполнения специальной процедуры, назы-
ваемой счислением пути. В общем случае счисление пути выполняется в
ортодромической системе координат OoXoZo по алгоритму

xa=x0 + JWxdT, za=z0 + JWzdT.	(26.1)

О	о

Здесь: ха и za - счисляемые автономной системой текущие координаты;
х0 и Zo - координаты точки вылета самолета (пуска ракеты); Wx и W2 -
проекции путевой скорости на соответствующие оси ортодромической
системы координат.

Информация о Wx и Wz может быть получена различными спосо-
бами: либо от ДИСС, либо путем интегрирования составляющих уско-
рений jx и jz, измеряемых акселерометрами, либо от датчика воздушной
скорости.

В современных КСН значения Wx и Wz, как правило, формиру-
ются на основе комплексной обработки информации, поступающей от
нескольких датчиков. Один из возможных вариантов комплексирования
иллюстрируется структурной схемой, показанной на рис. 26.1.

Рис. 26.1
Сигналы с ДИСС Wb W2 и W3, соответствующие значениям про-
екции путевой скорости на его три луча, поступают на преобразователь
координат, куда от автономного датчика (ИНС) подаются углы ц/ курса,
у крена и 3 тангажа. На основе данных сигналов в преобразователе ко-
ординат вычисляются составляющие путевой скорости и W^. Неза-
висимо аналогичные составляющие путевой скорости и Waz вычис-
ляются в ИНС на основе углов \|/, у и 3 и ускорений jx, jz. Из и Wax,
Wjjz и Waz в соответствующих вычитающих устройствах формируются
разности AWflax=Ww-Wax и AWflaz=WflZ-Waz, которые далее подаются в
фильтр нижких частот (ФНЧ), где и формируются корректирующие по-
правки AWX и AWZ в соответствии с алгоритмом

AW =AW,axOH4(p), AWz=AWflazOH4(p).	(26.2)

Здесь Фнч(р)=1/(Тфр+1) - передаточная функция фильтра нижних частот
с верхней граничной частотой 1/Тф. Полученные поправки (26.2) выда-
ются в ИНС для коррекции и в сумматоры Ci и С2, на выходе которых
формируются оценки Wx и Wz, поступающие в алгоритм (26.1) счис-
ления пути. Возможны и другие варианты комплексирования.

Подготовка ракет «в-п» к применению заключается в подаче пи-
тающих напряжений в ИВС ракеты, заблаговременной раскрутке гиро-
скопов и проверке исправности ее аппаратуры.

Следует отметить, что с течением времени в (26.1) происходит
накопление ошибок, обусловленных неточностями оценивания Wx и Wz
и ошибками численного интегрирования. В связи с этим периодически,
через определенное время, включается так называемый режим коррек-
ции, позволяющий освободиться от накапливающихся ошибок авто-
номного счисления. Коррекция осуществляется на основе определения
своего местоположения по информации, поступающей от других, как
правило, более точных датчиков, функционирующих на других физиче-
ских принципах. Наиболее часто для коррекции используют радиолока-
ционные системы ближней навигации (РСБН), БРЛС (РГС), корреляци-
онно-экстремальные системы (КЭС), астроинерциальные системы
(АИС) и спутниковые навигационные системы (СНС). Как правило,
продолжительность этапа коррекции весьма незначительна. Вычислен-
ные откорректированные (точные) значения координат местоположения
поступают в (26.1) в качестве новых начальных условий, после чего
продолжается автономное счисление пути.

В зависимости от типа используемой ракеты «в-п» режим ЦУ
выполняется по-разному. Если используется ракета с АРГС, то состав
поступающей в нее команд ЦУ аналогичен тому, который используется
в ракетах «в-в» (§25.4). Если используется ракета «в-п» с корреляцион-
210
но-экстремальной системой наведения, то для нее командами целеука-
заний является ортодромические координаты точки отцепки. В проти-
вокорабельных ракетах при наведении на движущиеся морские объек-
ты, ЦУ могут выполняться несколько раз. Следует отметить, что для
повышения точности этих ЦУ в самолете-носителе должна быть пред-
варительно выполнена коррекция своих счисленных координат.

Режим самонаведения в комбинированных системах наведения
самолетов-бомбардировщиков применяется достаточно редко, только
при использовании в качестве средств поражения неуправляемых бомб.
В то же время в КСН ракет «в-п» этот режим является основным на ко-
нечном участке наведения. Спецификой этого режима является то, что,
как правило, при его выполнении в неавтономные датчики поступают
специальные сигналы коррекции от автономных измерителей, позво-
ляющие улучшить показатели точности, устойчивости и помехозащи-
щенности неавтономных, в том числе и радиоэлектронных источников
информации.

Необходимо подчеркнуть, что в системах высокоточного наведе-
ния для улучшения детальности и точности радиолокационного изо-
бражения земной поверхности, позволяющих лучше селектировать ма-
лоразмерные наземные цели и повысить точность измерения их коорди-
нат, начинают широко использоваться режимы доплеровского обостре-
ния луча и искусственного синтезирования апертуры антенны [62-64].

Спецификой этих режимов является необходимость полета наво-
димого ЛА под определенным, достаточно большим углом к цели, в то
время, как для ее поражения необходимо, чтобы линия пути этого ЛА
проходила через цель.

Для устранения этого противоречия используются более сложные
законы наведения по криволинейным траекториям (см. рис. 7.25 [46]),
на первоначальном участке которых обеспечивается высокое линейное
разрешение целей по азимуту, а на конечном - высокоточное наведение
на цель. Один из возможных вариантов траекторного управления наво-
димыми ЛА при использовании активного синтезирования апертуры
антенны или доплеровского обострения луча рассмотрен в п. 7.5.4, а при
использовании полуактивного синтезирования - в п. 7.5.5. [46].

Поскольку неавтономные и автономные датчики могут работать в
различных системах координат, то вычислитель комбинированной ИВС,
кроме формирования параметров рассогласования выполняет дополни-
тельные функции по пересчету и масштабированию взаимных сигналов
поправок как в режиме коррекции, так и в режиме самонаведения.

В зависимости от состава ИВС различают радиолокационно-
инерциальные, корреляционно-экстремальные, многопозиционные, аст-
роинерциально-доплеровские КСН и др. Однако из всего многообразия
возможных комбинаций автономных и неавтономных датчиков инфор-
мации на практике нашло применение ограниченное число наиболее
рациональных. Выбор и обоснование облика ИВС для такой системы
управления представляет собой довольно сложную задачу, которая ре-
шается применительно к конкретным типам ОУ и условиям их боевого
применения.

26.2.	РАДИОЛОКАЦИОННО-ИНЕРЦИАЛЬНЫЕ КСН
САМОЛЕТОВ-БОМБАРДИРОВЩИКОВ И

РАКЕТ «ВОЗДУХ-ПОВЕРХНОСТЬ»

Радиолокационно-инерциальные КСН используются для наведе-
ния самолетов-бомбардировщиков и ракет «в-п» большой дальности с
АРГС. В процессе формирования параметра рассогласования в данных
системах реализуется принцип взаимной коррекции двух типов систем
датчиков: автономных и неавтономных. В качестве автономной исполь-
зуется инерциальная навигационная система, которая формирует (счис-
ляет) текущие координаты центра масс ОУ. Результаты счисления ис-
пользуются для выработки параметров рассогласования, на основе ко-
торых осуществляется управление летательным аппаратом, и коррекции
неавтономных датчиков (НД), в качестве которых используются БРЛС
самолета или РГС ракеты. В свою очередь, НД также используются для
коррекции ИНС.

Как правило, ИНС работает непрерывно в течение всего времени
полета ОУ. Неавтономный датчик включается лишь эпизодически. По
результатам измерений НД формируются корректирующие сигналы,
которые списывают накапливающиеся ошибки счисления координат
ЛА. Кратковременность включения НД повышает скрытность работы
системы радиоуправления в целом, а, следовательно, ее помехозащи-
щенность. Перерывы в функционировании НД могут оказаться вынуж-
денными, например, за счет нарушения его работы преднамеренно соз-
данными помехами [18, 21, 87]. При завершении коррекции ИНС НД
выключается, и управляющий сигнал для САУ самолета или системы
управления ракетой вычисляется уже по скорректированным данным.

В зависимости от режима работы КСН корректирующие сигналы,
поступающие от ИНС, играют различную роль. В автономном режиме
корректирующие сигналы играют для РЛС роль команд целеуказаний. В
соответствии с целеуказаниями по углу антенна неработающей БРЛС
поворачивается примерно в направлении цели или ориентира, а по це-
леуказаниям дальности устанавливается центр просматриваемой по
дальности зоны земной поверхности. Это дает возможность существен-
но сократить время, затрачиваемое на поиск радиолокационного ориен-
тира (цели) для проведения коррекции.
В режиме самонаведения корректирующие сигналы по углам и
дальности поступают в следящие измерители БРЛС (РГС). Это дает
возможность повысить их устойчивость, точность и помехоустойчи-
вость. Последнее, в частности, достигается за счет увеличения времени
памяти следящих измерителей и возможности сужения их полосы про-
пускания без увеличения динамических ошибок.

Одним из обязательных компонентов радиолокационно-инерци-
альной ИВС является преобразователь координат, выполненный аппа-
ратурно или программно. Необходимость преобразователя обусловлена
тем, что БРЛС (РГС) работает в полярных координатах, измеряя на-
клонную дальность до цели (ориентира) и ее бортовые пеленги в верти-
кальной и горизонтальной плоскостях, в то время как ИНС счисляет те-
кущие координаты ЛА в прямоугольной, как правило, ортодромической
системе. Для пояснения принципов пересчета результатов измерений из
одной системы координат в другую рассмотрим геометрические соот-
ношения на рис. 26.2, которые характеризуют процесс наведения лета-
тельного аппарата на наземную цель (ориентир) с известными коорди-
натами хц, 2ц. На рис 26.2,а точками Оц, Ор и Оа в ортодромической сис-
теме координат OoXoZo показано расположение цели (хц, 0), реальное
расположение ЛА (хр, Zp) и его расположение (ха, za) по результатам
счисления автономной системы. На 26.2,6 показано расположение ЛА и
цели в вертикальной плоскости, проходящей через отрезок ОРОЦ (рис.
26.2,а). Кроме того, на рис. 26.2,а,б показаны измеряемые с помощью
гиростабилизированной платформы ИНС углы ортодромического курса
\|/ок и тангажа 3, оцениваемые с помощью БРЛС (РГС) наклонная даль-
ность Дн и бортовые пеленги цели <рг и <рв в горизонтальной и верти-
кальной плоскостях и измеряемая баровысотомером (радиовысотоме-
ром) высота Н.

Рис. 26.2
Если бортовые пеленги цели фг и фв невелики, то их связь с угла-
ми визирования цели ег и ев цели в горизонтальной и вертикальной
плоскостях определяется соотношениями (рис. 26.2)

gr фг+А|/0К5	Ев—фв+Э1.

(26.3)

Используя счисленные в ИНС тем или иным способом текущие
координаты ха и Za, можно определить свое положение относительно
ориентира (цели) с заранее известными координатами Хц,

Хац Хц-Ха, Хцц Za-Zu<

(26.4)

На основании (26.3), (26.4) и рис. 26.2 можно получить соотно-
шения:

Фга = ега - Уок = arctg-^- - уок;	(26.5)

хац

д =——------------*

ААна	’

coseracoseBa

Фва=8ва“Э>	(26.7)

где
т_г

£Ba=arctg-__J	(26.8)

V Хац + zau
по которым с помощью автономных датчиков вычисляются корректи-
рующие сигналы по углам фга, фва и наклонной дальности для БРЛС
(РГС). Из (26.4)-(26.8) следует, что при формировании корректирую-
щих сигналов для БРЛС (РГС) необходимо, чтобы в ИНС счислялись
текущие координаты ха и Za, измерялись углы курса фок, тангажа & и вы-
сота полета Н.

Если БРЛС (РГС) измеряет наклонную дальность Д„ до цели
(ориентира) с известными координатами хц и и ее бортовые пеленги
Фг, Фв (рис. 26.2), то это дает возможность определить свои текущие
скорректированные координаты по правилу

Хр=Хц-Хрц=Хц-Дн cos(cpB-9) СО8(фг+\Иок);	(26.9)

Zp=fl„ cos(q>B-&) sin(<pr+\|/oK)+zu.	(26.10)

Эти координаты и используются в ИНС в качестве новых начальных
условий.
Обобщенная структурная схема комбинированной радиолокацион-
но-инерциальной ИВС, включающей в свой состав ИНС, ДИСС, высото-
мер, бортовую РЛС (БРЛС) и вычислитель (ЦВМ), показана на рис. 26.3.

Рис. 26.3

Рассмотрим функционирование комбинированной ИВС в процес-
се управления самолетом-бомбардировщиком в горизонтальной плос-
кости по курсовому (прямому) методу при условии, что осуществляется
полет на крейсерской высоте по закону (23.7). Перед вылетом в ИНС и
память ЦВМ вводятся координаты х0, Zo точки вылета (исходного пунк-
та маршрута - ИПМ) для реализации (26.1), координаты радиолокаци-
онных ориентиров (Xpoi, Zpoi, i = 1,1	) и основной и запасных целей (хч,

z^, j = l,Ju ). После взлета ИНС счисляет в автономном режиме по
алгоритму (26.1) текущие координаты ха, za в ортодромической системе
координат, ось которой проходит через цель (промежуточный пункт
маршрута - ППМ). Эти координаты поступают в ЦВМ, где формирует-
ся параметр рассогласования (23.4), соответствующий курсовому мето-
ду наведения. Кроме того, по этим координатам в ЦВМ по правилам
(26.5)-(26.8) вычисляются команды целеуказания БРЛС, в соответствии
с которыми ее антенна разворачивается в направлении ближайшего ра-
дислокационного ориентира (цели) на углы фга и фва. Одновременно по
формуле (23.9) вычисляется расстояние Дро до ориентира. После того
как выполнится условие Дро<Дрлс, где ДрЛС - максимальная дальность
обнаружения цели, осуществляется ручное или автоматическое включе-
ние панорамной БРЛС. При этом БРЛС осуществляет обзор земной по-
верхности в секторе, биссектриса которого (метка азимута - МА) опре-
деляется значением фга (26.5), а метка дальности - МД - значением Д„а
(26.6). Если при этом просмотр земной поверхности осуществляется с
помощью луча типа созес2фв в вертикальной плоскости [26], то целеука-
зания (26.7) не используются. При обзоре поверхности в телескопиче-
ском режиме угол наклона антенны устанавливается в соответствии с
(26.7). Примерное изображение на экране БРЛС в режиме план местно-
сти (ПМ) с радиолокационным ориентиром РО, в качестве которого вы-
бран мост через реку, и положением электронного перекрестия, обра-
зуемого метками дальности МД и азимута МА, показано на рис. 26.4,а.
Если продолжительность автономного участка была достаточно велика,
то из-за ошибок счисления пути значения фга и Дна будут отличаться от
действительных, и электронное перекрестие не будет совпадать с ори-
ентиром. В такой ситуации штурман механизмом управления перекре-
стием (МУП) совмещает метки дальности и азимута с ориентиром. При
необходимости для уточнения привязки перекрестия к ориентиру БРЛС
может быть переведена в режим микроплана местности (МПМ). В этом
режиме на экране РЛС просматривается лишь небольшой участок мест-
ности относительно перекрестия (рис. 26.4,6). Это дает возможность
более точно наложить перекрестие на ориентир.

Рис. 26.4

Выполнив эту операцию, штурман нажимает кнопку «Привязка». После
этого результаты измерения наклонной дальности Д< и бортовых пелен-
гов фг и фв поступают в ЦВМ, которая по правилу (26.9) и (26.10) фор-
мирует для ИНС корректирующие сигналы.
Рис. 26.5

Если в качестве ориентира используется малоразмерный, мало-
контрастный объект, то для улучшения детальности изображения могут
быть использованы режимы синтезирования апертуры антенны или до-
плеровского обострения луча (ДОЛ). Однако в этой ситуации самолет
должен лететь под некоторым углом к такому объекту.

Сама процедура коррекции ИНС может выполняться различными
способами: либо на основе алгоритмов оптимальной линейной фильт-
рации в ЦВМ, либо так называемыми инвариантными фильтрами, кото-
рые обычно реализуются аппара-
тур™. Структурная схема одного
из распространенных вариантов
таких фильтров показана на
рис. 26.5. Если коррекции нет
(ключ Кл разомкнут), то счис-
ленные координаты Za (ха) посту-

пают в вычислитель. При выполнении коррекции, когда ключ Кл замк-
нут, появляется рассогласование Zp-za (хр-ха), которое накапливается ин-
тегратором с передаточной функцией Ки/р до тех пор, пока zK (хк) не
станет равным Zp (хр). Сигнал

zK=zap/(p+KII)+zpKH/(p+K„)	(26.11)

и поступает в ЦВМ в качестве скорректированной координаты Za.

Аналогичное соотношение можно получить и для координаты хк.
После выполнения процедуры коррекции ИВС вновь переходит в авто-
номный режим (счисления пути). Режим коррекции включается в трех
ситуациях: либо при выполнении достаточно продолжительного полета
для компенсации накапливающихся ошибок счисления, либо перед на-
чалом поворота (изменения курса), либо перед выдачей команд
целеуказания ракетам «в-п».

Состав команд ЦУ ракетам «в-п» зависит от дальности их пуска
и типа используемых в них систем наведения. Если в ракете использу-
ется радиолокационно-инерциальная система наведения (например,
Х-22, Россия [29]), то в качестве команд целеуказания используются
бортовые пеленги целей фг=фгцу и фв=фвцу и наклонная дальность Дн=Дцу,
измеряемые БРЛС самолета-носителя. Для крылатых ракет большой
дальности (Х-55, Россия [29] и AGM-86B, США), использующих для
коррекции корреляционно-экстремальные системы, в качестве команд
целеуказания используются откорректированные координаты точки
пуска (отцепки ракеты) хр=Хцу и z^z^ (рис. 26.3).

В радиолокационно-инерциальных ИВС ракет «в-п» счисление
пути и формирование команд ЦУ активной РГС осуществляется так же,
как и в рассмотренной выше самолетной КСН. Специфичными являют-
ся: автоматический поиск сигналов поражаемой цели по угловым коор-
динатам и дальности относительно значений фга, фва, Дна (26.5)-(26.8),
которые использовались в качестве команд ЦУ, и последующий анализ
захваченных на автосопровождение сигналов, направленный на выявле-
ние достоверности захвата нужной (главной) цели. Кроме этого, можно
выделить достаточно продолжительный участок самонаведения, имею-
щий место на конечном участке, в том числе и с использованием синте-
зирования апертуры антенны или ДОЛ. Следует отметить, что парамет-
ры рассогласования в режиме самонаведения формируются по более
сложным законам, представляющим, как правило, разновидности мето-
да последовательных упреждений (7.51.) и (7.74), (7.88) [46]. В связи с
этим в ИВС на этапе самонаведения должны, в общем случае, формиро-
ваться оценки дальности, скорости сближения, угла сноса, бортовых
пеленгов, угловых скоростей и поперечных ускорений в горизонтальной
и вертикальной плоскостях. При этом постоянное использование в сле-
дящих измерителях АРГС корректирующих сигналов (26.5)- (26.8) по-
зволяет существенно улучшить устойчивость, точность и помехозащи-
щенность процесса наведения в целом.

26.3.	КОРРЕЛЯЦИОННО-ЭКСТРЕМАЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ
НАВЕДЕНИЯ РАКЕТ «ВОЗДУХ-ПОВЕРХНОСТЬ»

Корреляционно-экстремальные системы управления используются в
качестве составных частей комбинированных систем наведения крылатых
ракет «в-п» большой дальности на наземные неподвижные цели. Наведе-
ние с помощью КЭС осуществляется по информации, извлекаемой из гео-
физических полей, параметры которых тесно связаны с определенными
участками земной поверхности. К таким полям относятся: гравитационное,
радиационное, магнитное; поля распределений радиолокационного, тепло-
вого и оптического контрастов, а также рельефа местности по маршруту
полета. Управление ракетой осуществляется путем определения ее место-
положения в процессе сравнения текущего (снятого в полете) распределе-
ния поля с эталонным (заранее снятым) распределением этого же поля,
привязка которого к местности выполнена с высокой точностью.

Поскольку распределения текущего и эталонного полей по мар-
шруту представляют случайные процессы, то степень их близости мо-
жет быть определена по величине взаимнокорреляционной функции.
Максимум (экстремум) этой функции будет свидетельствовать о совпа-
дении текущей реализации поля с определенным участком эталонной
карты этого поля, координаты которого известны с высокой точностью.
Отмеченные выше особенности и предопределили название типа систе-
мы наведения как корреляционно-экстремальной.
Процедура, связанная с распознаванием по полученной реализации
измерений (образу) участка эталонной карты, соответствующего местно-
сти, над которой пролетает ракета, предопределила использование другого
названия: системы управления с распознаванием образов [57].

Для того чтобы тот или иной вид поля можно было использовать
в целях навигации, он должен удовлетворять целому ряду требований:
быть стабильным во времени; давать возможность измерять свои пара-
метры с высокой точностью и скрытностью относительно простыми
датчиками; быть хорошо изученным и обеспечивать возможность дос-
таточно просто получать эталонные карты; обладать ярко выраженной
зависимостью параметров от местоположения. Проведенные исследова-
ния [12] показали, что для достаточно точной корреляционной привязки
ЛА к вполне определенному участку земной поверхности параметры

используемого поля должны удовлетворять условию

------2---->4,
Од + DK + Dz

(26.12)

где Dn - дисперсия изменения параметров поля по маршруту; Эд - дис-
персия ошибок измерения параметров поля используемыми датчиками;
DK - дисперсия ошибок первичного эталонного картографирования;
De - суммарная дисперсия ошибок дискретизации эталонной карты по
величине параметров и по пространству.

Наиболее полно всей совокупности перечисленных требований
удовлетворяет поле распределения высот рельефа. Оно стабильно во
времени: даже интенсивная техногенная деятельность человека не спо-
собна существенно изменить ландшафт земной поверхности. Высота
рельефа достаточно просто, с высокой точностью и скрытностью изме-
ряется по разности показаний барометрического и радиовысотомеров.
Изменения рельефа по земной поверхности хорошо изучены, поэтому
эталонные карты достаточно просто могут быть получены либо по то-
пографическим картам, либо по фотоснимкам, получаемым в процессе
аэро- или космических съемок местности. Кроме того, на достаточно
больших участках земной поверхности распределение рельефа удовле-
творяет условию (26.12). Исключение составляют лишь тундровые,
степные и пустынные территории с достаточно протяженными участка-
ми относительно ровной поверхности, а также акватории морей и океа-
нов. По этим причинам КЭС наведения по рельефу местности находят
широкое применение в ракетах как воздушного (AGM-86B, AGM-109H,
США и Х-55, Россия [29], так и наземного (BGM-109G, США) и мор-
ского (BGM-109A,B,C, США) базирования.

В наиболее простом варианте для определения местоположения
по рельефу могут быть использованы его бинарные текущие реализации
и эталонные карты местности. Процедура получения бинарной эталон-
ной карты сводится к следующему. В процессе подготовки к полету
участок реальной эталонной карты разбивается на IxJ прямоугольников,
размеры которых зависят от размеров карты, требуемой точности опре-
деления местоположения и возможностей бортовой ЭВМ. Затем рассчи-
тывается средняя высота Нср рельефа всей эталонной карты и средние
высоты hcpij (i = 1,1, j = 1, J ) каждого элементарного участка карты.
Если выполняется условие

hcPij>Hcp,	(26.13)

то этому участку карты присваивается значение 1, если же

hcpij^Hep,

(26.14)

△z

Hl
QI
R
DI

T

2

1

1

1

1

1
0.

o.

1
о

1
0.
0.
0

o.
1
1
о

0j
1
1
Q

mi
и
1П1
1ГП1

Tj,

Д
T

1
о

1
1
0.

|жй u u и 1Л1	Й1« U вяж111!Л

птплппппппппп
lillinfllillilliinfl П

mi
HI

0£

10.

ппгип

1ЕШПЕ11

R
ГП

а)

hPn
Hep

б)

в)

Рис. 26.6

то - нуль. В результате получают
рабочую эталонную карту в виде
матрицы, элементы которой состоят
из единиц и нулей в зависимости от
выполнения условий (26.13) и
(26.14). Возможный вид такой мат-
рицы показан на рис. 26.6,а.

В процессе полета снима-
ется реализация текущего рельефа
hp (рис. 26.6,6), которая квантует-
ся по тем же правилам, что и эта-
лонная карта. Результат квантова-
ния (рис. 26.6,в) представляется в
виде последовательности нулей и
единиц, размер которой не пре-
вышает размера строки эталонной
карты. После этого начинается по-
иск по эталонной карте участка,
который соответствует принятой

бинарной реализации высот рельефа (на рис. 26.6,а обведен сплошной
линией). Процедура поиска может выполняться различными способами.

Самый простой из них - это поочередное сравнение бинарной
(текущей) реализации (рис. 26.6,в) со всеми участками эталонной мат-

1

1

1

1

1

1



X

О

Щ

щ

рицы аналогичного размера со сдвигом на один элемент по строкам и
столбцам. Однако этот способ требует очень высокого быстродействия
ЭВМ. В противном случае на поиск затрачивается много времени. Дру-
гой способ основан на использовании градиентных методов поиска экс-
тремума функционала качества [12], характеризующего степень совпа-
дения текущей реализации рельефа и ее эталонного аналога. Следует
отметить, что в качестве такого функционала могут быть использованы
не только взаимно-корреляционная функция, но и существенно более
простые в вычислительном отношении взвешенные суммы модулей

разности текущих и эта-
лонных высот рельефа ли-
бо взвешенные суммы
квадратов этих разностей
[12]. В таких случаях кри-
терием совпадения теку-
щей реализации и эталона
является минимум исполь-
зуемого функционала.
Пример фрагмента теку-
щих значений функциона-
ла Фц в виде квадратичной
формы разностей текущей

и эталонных высот рельефа на момент времени tK показан на рис. 26.7.
Нахождение экстремума используемого функционала дает воз-

можность определить ошибки наведения Ах и Az (рис. 26.6,а и 26.7) и по
ним сформировать сигналы управления, соответствующие тому или

иному методу наведения.

Для того чтобы исключить влияние постоянных ошибок измере-
ния высоты баро- и радиовысотомерами на точность определения ме-
стоположения, могут использоваться разновидности КЭС, в которых
сравниваются не текущие и эталонные высоты рельефа, а их прираще-
ния (градиенты) [12].

Кроме рассмотренного способа определения местоположения по
рельефу, могут быть использованы и другие, в том числе основанные на
площадной (двумерной) корреляции оптического рабочего изображения
участка местности, полученного в полете, с его эталонным фотоизобра-
жением.

Следует отметить, что все разновидности корреляционно-экстре-
мальных способов точного определения своего местоположения не мо-
гут использоваться в течение всего времени полета на большие расстоя-
ния. Это обусловлено необходимостью использования эталонных карт
очень больших размеров и, соответственно, длительного поиска экстре-
мума выбранного функционала качества, в результате чего полученные
сведения о своем местоположении будут устаревшими. В связи с этим
на практике находят применение комбинированные системы наведения,
включающие в свой состав автономную, основанную на счислении пути
навигационную систему, и различные виды корреляционно-
экстремальных систем, используемых для коррекции.
Структурная схема одного из возможных вариантов комбиниро-
ванной системы управления с корреляционно-экстремальной коррекци-
ей по рельефу в процессе полета и с площадной оптической корреляци-
ей по району цели на последнем участке приведена на рис. 26.8.

Рис. 26.8

В такой системе основным по продолжительности режимом ра-
боты является автономное управление, которое выполняется по счис-
ленным в инерциально-доплеровской навигационной системе (ИДНС)
координатам ха, z.d (26.1). Однако точности современных инерциальных
датчиков (акселерометров и гироскопов) и ДИСС таковы, что через не-
которое время необходимо выполнять коррекцию [12] счисленных ко-
ординат. На промежуточных этапах коррекция выполняется с помощью
КЭС по рельефу местности.

Для выполнения этих коррекций во внешнее запоминающее уст-
ройство эталонных карт (ЗУЭК) вводятся матрицы участков местности,
по которым целесообразно выполнять коррекции. Количество, размеры
этих карт и элементарных участков внутри них могут быть различными.
Так, в системе TERCOM, используемой в крылатых ракетах США раз-
личного базирования, используется до 20 эталонных карт размерами от
20x10 км для начальных коррекций до 1x1 км и менее. При этом разме-
ры элементарных участков карт могут изменяться от 122x122 м до
30x30 м [12]. Коррекции по рельефу выполняются либо после накапли-
вания достаточно больших ошибок счисления через 200...300 км поле-
та, либо перед выполнением поворота. Последняя коррекция по рельефу
выполняется за 40...50 км до цели. Примерный вид в плане траектории
полета крылатой ракеты с КЭС по рельефу местности показан на рис.
26.9. В вертикальной плоскости основную часть времени ракета проле-
тает на высотах 15...200 м, что в значительной степени затрудняет ее
обнаружение наземными средствами ПВО.
При достижении района первой коррекции (№1 на рис. 26.9) по ко-
ординатам поступающим из ИДНС транзитом через алгоритм коррек-
ции АК в виде значений хк, включается радиовысотомер РВ и начинает
формироваться текущая реализация высоты рельефа hp (рис. 26.6,6), кото-
рая преобразуется в АЦП в бинарные отсчеты, поступающие в запоми-
нающее устройство текущей карты (ЗУТК) ЦВМ. Сформированная в ЗУТК
бинарная последовательность текущей высоты рельефа (рис. 26.6,в) посту-
пает в алгоритм вычисления функционала и поиска экстремума АВФПЭ,
куда одновременно предъявляется и первая эталонная карта (рис. 26.8). По-
сле нахождения экстремума функционала полученные ошибки Ах и Az
(рис. 26.6,а, 26.7) передаются в алгоритм коррекции АК, куда также пода-
ются счисленные в ИДНС координаты ха и Zg. Скорректированные значе-
ния хк и Zk поступают в ЗУЭК и РВ для определения момента следующей
коррекции и в алгоритм вычисления параметра рассогласования (АВПР).
Сформированные в АВПР в соответствии с тем или иным методом наведе-
ния параметры рассогласования А направляются в СУР, вызывая соответ-
ствующие изменения траектории полета. После выполнения коррекции
опять начинается автономный полет (рис. 26.9) до следующего района кор-
рекции (№2 на рис. 26.9) и т.д. Все дальнейшие процедуры коррекции вы-
полняются аналогично.

После проведения последней коррекции в ЦВМ начинает рассчи-
тываться дальность до цели. При подлете к цели на определенном рас-
стоянии ДЦ1 включается оптическая система (ОС), формирующая изо-
бражение цели, и оптический коррелятор (ОКр), куда одновременно из
эталона оптической карты (ЭОК) поступает заранее снятое изображение
цели. В оптическом корреляторе формируется двумерная корреляцион-
ная функция эталонного и текущего изображения, максимум которой
дает возможность с высокой точностью определить ошибки наведения
Ахок, AZok и осуществить наведение ракеты на цель. При этом управление
ракетой осуществляется до полного совмещения рабочего и эталонного
изображений. Примером рассмотренной системы оптической корреляции
является система SMAC (США), используемая в качестве дополнения к
системе TERCOM. Применение SMAS позволяет уменьшить круговую ве-
роятную ошибку (КВО) наведения от величины 100... 150 м, имеющую ме-
сто в КЭС TERCOM, до значений, определяемых единицами метров, реа-
лизуя тем самым идею высокоточного оружия. Необходимо, однако, отме-
тить, что система оптической корреляции обеспечивает такую высокую
точность только в дневное время при хорошей видимости.

В целом к достоинствам комбинированных систем наведения
крылатых ракет «в-п» с различными видами КЭС можно отнести: все-
погодность; высокую точность наведения; хорошую помехоустойчи-
вость; очень большую дальность действия (до 4000 км и более); полет
по траекториям любой конфигурации; малую радиолокационную замет-
ность. Крылатые ракеты с такими системами наведения специально соз-
давались для предотвращения потерь самолетов-носителей, осуществ-
ляющих пуск ракет за пределами зон ПВО противника. Высокая поме-
хозащищенность обеспечивается прежде всего высокой скрытностью,
поскольку РВ и ДИСС, размещенные на низколетящей ракете, излучают
радиоволны практически только под себя. Эта же особенность предо-
пределяет и низкую эффективность наземных постановщиков помех,
поскольку ракета практически мгновенно пролетает зону их действия.
Особо следует отметить относительно малые размеры и вес этих ракет.
Бомбардировщик В-1В может нести 14 крылатых ракет на внешних
подвесках и 8 - на барабане в бомбоотсеке. В США рассматривается
вариант снаряжения самолета В-747 этими ракетами, который сможет
их нести до 100 единиц. Одновременный пуск большого количества ра-
кет, подходящих к цели с разных направлений, вызывает эффект «роя»,
приводящий к информационной перегрузке даже самых совершенных
систем ПВО из-за их ограниченной пропускной способности.

К недостаткам комбинированных систем наведения с КЭС можно
отнести: ограничение класса целей только неподвижными объектами;
ограничения на тип местности, по которой можно осуществлять кор-
рекцию, исключающие длительный полет над морем, тундрой и пусты-
ней; влияние сезонных изменений ландшафта; достаточно высокую
сложность подготовки эталонных карт и высокие требования к объему
памяти и быстродействию БЦВМ [46].

26.4.	КОМБИНИРОВАННЫЕ СИСТЕМЫ НАВЕДЕНИЯ
ПРОТИВОКОРАБЕЛЬНЫХ РАКЕТ

26.4.1.	Общие сведения о комбинированных системах
НАВЕДЕНИЯ ПКР

Главной задачей КСН противокорабельных ракет (ПКР) с обыч-
ной боевой частью является обеспечение наведения и попадания ракеты
в корпус (ниже уровня верхней палубы) заданного к поражению над-
водного корабля - морской цели (МЦ), а еще желательнее - в область
повышенной уязвимости ее высокопрочной конструкции (задача высо-
коточного избирательного наведения), т.к. без проникновения обычной
боевой части внутрь корпуса МЦ не может быть решена задача ее на-
дежного поражения или долгосрочного вывода из строя. Ранее были
разработаны ПКР с поражением МЦ ниже ватерлинии [89], когда КСН
вблизи МЦ направляла ПКР в воду на небольшую глубину для попада-
ния в слабо защищенную подводную часть корпуса. Кроме управляе-
мых ракет, предназначенных для поражения надводных МЦ, существует
другая разновидность управляемых ракет - противолодочные управляе-
мые ракеты (ПЛУР) для поражения другого класса МЦ - подводных ло-
док. Принципы работы комбинированных СН ПЛУР, как особой разно-
видности ПКР, будут рассмотрены отдельно.

ПКР относят к классу высокоточного оружия, и они фактически
реализуют современный принцип ракетной атаки - «выстрел-пораже-
ние», обеспечиваемый соответствующей КСН. Комбинированные СН
рассчитаны на то, что современные и перспективные ПКР имеют боль-
шую дальность полета и практически реализуют принцип «пустил-
забыл», который требует полной автономности и автоматизации работы
ИВС, без какого-либо контакта с самолетом-носителем после пуска.
Хотя, следует отметить, что в последних разработках зарубежных ПКР
[34] допускается командная коррекция маршрута их полета. Условия
боевого применение ПКР большой дальности действия выдвигают тре-
бования по обеспечению всепогодности, круглосуточное™ и возможно-
сти стрельбы в любое время года и, практически, в любой точке земного
шара. Кроме этого КСН должна обеспечивать наведение ПКР на МЦ,
которые могут находиться как в открытом море, так и вблизи берега,
например, в портах, бухтах, шхерах и пр.

В [46] рассмотрена обобщенная структурная схема ИВС комби-
нированной СН ПКР, в которой информация от автономных и неавто-
номных датчиков различной физической природы обрабатывается неза-
висимо друг от друга, либо объединяется и обрабатывается совместно.
В процессе функционирования в ИВС на основе добываемой и доступ-
ной информации формируется вектор Д параметров рассогласования
между требуемыми и текущими фазовыми координатами ПКР, которые
поступают в СУР в качестве управляющих сигналов, затем на рулевые
органы и на управление двигателем ПКР, замыкая тем самым контур
управления.

В данном параграфе в основном рассмотрены специфические во-
просы функционирования комбинированной СН и ее ИВС при атаке

8—1878
ПКР морских надводных целей, освещенные в открытой отечественной
и иностранной литературе.

Номенклатура и работа автономных датчиков ИВС ПРК подроб-
но изложены в §8.3 [46] и при освещении работы ИВС управляемых ра-
кет, предназначенных для уничтожения наземных целей (см. §§26.2 и
26.3), и поэтому здесь не рассматриваются. Основное внимание уделено
рассмотрению функционирования неавтономных датчиков в различных
режимах работы.

В соответствии с этапами наведения ПКР рассмотрим работу и
соответствующий аппаратный состав ИВС комбинированной СП для
формирования управляющих сигналов при проведении ракетного удара.
В [48] показано, что современные КСН ПКР могут работать в следую-
щих режимах, соответствующих этапам применения: подготовки, авто-
номного наведения, коррекции, целеуказания и самонаведения.

Боевое применение ПКР основано на комбинированном исполь-
зовании двух типов ИВС: ИВС самолета-носителя и ИВС ракеты. В ка-
бине самолета система управления его вооружением обычно содержит
пульт управления, обеспечивающий интерфейс человек-машина, и со-
держащий: индикатор БРЛС, на котором также индицируется состояние
ракеты и осуществляется визуализация основных этапов процесса вы-
бора цели и подготовки ракеты к пуску; блок управления вооружением
и вычислитель управления пуском. Информация в систему управления
огнем поступает из ИВС носителя.

МЦ обладает подвижностью и маневренностью и постоянно из-
меняет свое местонахождения в море. Поэтому обычно отсутствует
возможность заблаговременного, до вылета носителя, расчета точных
координат МЦ на момент пуска. В связи с этим применение ПКР воз-
можно только по результатам оперативной разведки, например собст-
венной БРЛС самолета-носителя.

Основными отличиями авиационных ПКР от корабельных следует
считать специфику ввода целеуказания перед стартом, учитывающих на-
чальную скорость самолета (вертолета), исключающую необходимости
стартового ускорителя, и высоту Н его полета, обеспечивающую, в ряде
случаев, большую дальность радиогоризонта - до нескольких сотен кило-
метров. Дальность радиогоризонта, определяющую возможную дальность
целеуказания ПКР, можно оценить по приближенной формуле:

Д»130л/н, км.	(26.15)

Способность БРЛС обнаруживать МЦ на расстояниях, близких к
радиогоризонту, дает возможность оперативно вводить точные данные
ЦУ непосредственно перед пуском ПКР на большие дальности без уста-
ревания информации о положении цели на момент пуска, в отличие от
данных ЦУ от авиационно-космических средств разведки, проходящих
большую цепочку промежуточных пунктов связи и управления, т.к.
БРЛС сопровождает (измеряет фазовые координаты) выбранную цель
до момента пуска ПКР.

Обнаруженные БРЛС носителя МЦ отображаются на экране
индикатора. После этого оператор выбирает ракету или ракеты, формирует
и вводит в них полетное задание, которое далее используется ИВС каждой
ракеты и содержит данные, рассмотренные в [46], и затем инициирует про-
цесс пуска. При формировании полетного задания для ПКР целесообразно
использовать следующий состав данных от БРЛС самолета-носителя: тип
цели - одиночная или групповая; состав, время обнаружения; элементы
движения групповой цели (скорость и генеральный курс центра групповой
цели на момент обнаружения); географические координаты целей на мо-
мент обнаружения. Существуют ПКР, например Х-31 [78], в которых
захват цели может осуществляться на носителе перед пуском.

Возможно как одиночное, так и залповое применение ПКР в
составе залпа из нескольких ракет по одной или нескольким целям,
запущенных даже с нескольких самолетов-носителей [30]. Количество
ракет в залпе зависит от важности и защищенности МЦ. Поэтому
одновременно к пуску могут готовить несколько ПКР, причем для
каждой из них может быть индивидуальное полетное задание по
поражению одной и той же МЦ при заходе с разных направлений, или
по поражению различных МЦ. Боекомплект одного современного
самолета-носителя предоставляет возможность поражения группировки
противника, включающей до трех кораблей классов эсминец, крейсер.

Высокая плотность налета ПКР при массированной атаке приво-
дит к превышению пропускной способности стрельбовых каналов ин-
дивидуальной и коллективной системы ПВО и увеличению вероятности
ее прорыва. Для достижения высокой плотности налета с помощью
ИВС ПКР на траектории полета производится формирование наиболее
эффективных боевых порядков групп ракет, пуск которых осуществлен
с рубежей вне зоны поражения системы ПВО. Маршрут полета каждой
ПКР рассчитывается и программируется в зависимости от расположе-
ния МЦ в группировке. Для повышения эффективности залпа в пер-
спективных ПКР в процессе полета планируется использование системы
обмена информацией между ракетами (СОИР) (трансляционно-
командная радиолиния, линии связи передачи данных и коррекции по-
лета ракеты) [30]. В случае необходимости летчик по радиокомандной
линии связи может изменять запрограммированную траекторию полета
и решаемую боевую задачу, даже в процессе полета ПКР. При этом ка-
ждая из ПКР может повторить заход на цель при промахе по вновь рас-
считанной в ИВС траектории.
Рис. 26.10

Непосредственно перед пуском в процессе
совместного с носителем полета в ПКР произво-
дится предстартовая подготовка, блок-схема алго-
ритма которой в укрупненном виде показана на
рис. 26.10. В процессе этой подготовки система
управления подготовки пуском ракет осуществляет
контроль исправности ее аппаратуры, выставку
ИНС и формирование и ввод в ИВС полетного за-
дания. Подготовка ракеты к пуску из «холодного»
состояния занимает время порядка 60 с [78].

После формирования команды на пуск ПКР
для поражения заданной (выбранной) МЦ, под-
ключается назначенная катапультная пусковая ус-
тановка, ракета катапультируется и отходит от но-
сителя на безопасное расстояние. Затем запускает-
ся ее стартовый (для вертолетного пуска) или мар-
шевый (для самолетного пуска) двигатель и ракета
направляется в сторону цели, после чего и начина-
ется этап маршевого автономного наведения в со-
ответствии с полетным заданием.

Примерный вид возможных траекторий по-
лета ПКР в вертикальной и горизонтальной плос-
костях приведены на рис. 26.11,а и 26.11,6, соот-

ветственно. Здесь показаны различные варианты траектории ПКР в за-
висимости от требуемой дальности полета и типа атакуемой цели. На
рис. 26.11,а показаны три траектории: 1 - маловысотная, 2 - с баллисти-
ческим участком на средней дальности и маловысотным полетом на ко-

Рис. 26.11
нечном участке, 3 - пикирующая. На рис. 26.11,6 для горизонтальной
плоскости показаны прямолинейная траектория 1 и траектория 2 с про-
тивозенитным маневром в виде змейки с перегрузками более 10g на ко-
нечном участке полета, как, например, у ПКР «Москит» [89]. Для сни-
жения заметности современные ПКР используют маловысотный полет
на высоте 5-10 м над гребнями волн на большей части траектории.

Перед пуском ПКР в ИВС самолета (вертолета) - носителя ПКР,
решается ряд задач формирования и ввода в ИВС ПКР полетного зада-
ния. В частности решается задача оценки досягаемости МЦ при назна-
чении зоны разрешенных пусков, когда оценивается способность ИВС
ПКР обнаруживать МЦ в области возможного положения цели (ОВПЦ)
и возможность долетать до нее в случае обнаружения с учетом необхо-
димости выполнения специальных маневров для создания оптимальных
условий по углам подхода к МЦ и выполнения противозенитных манев-
ров, которые требуют соответствующего расхода топлива и ограничи-
вают максимальную дальность пуска ПКР. Вторично задача о досягае-
мости МЦ решается уже в ИВС ракеты на конечном участке полета, ко-
гда принимается решение об атаке конкретной цели из группы обнару-
женных с учетом ограничений по допустимым боковым перегрузкам
ПКР, т.е. при переходе в режим самонаведения.

В качестве основных тактических показателей, определяющих
эффективность ПКР, используются: досягаемость, избирательность,
точность наведения и помехозащищенность.

Формирование полетного задания ПКР производится с учетом
динамики ее движения и накопления ошибок навигационной системой.
Кроме того, проводится анализ пролетности траектории, который со-
стоит в оценке того, что при движении по выбранной траектории ПКР
не встретит препятствий в виде естественного (остров, мыс) либо искус-
ственного (нефтедобывающая платформа) происхождения. В качестве
исходной информации при этом возможно использование данных гео-
информационных технологий, в которых применяется картографиче-
ский материал в виде цифровых карт местности, содержащих сведения
и о высоте ее рельефа и наличии искусственных сооружений над мор-
ской поверхностью на планируемой траектории полета. При этом, из-за
малой высоты полета, следует учитывать дискретность представления
высот рельефа местности. Эти же данные могут позволить оценить воз-
можность обеспечения прямой радиовидимости и отсутствие затенения
при стрельбе по МЦ, находящейся вблизи берега, а также сформировать
опорные очертания береговой линии в полетном задании ПКР при
стрельбе по МЦ в порту и в сложных физико-географических условиях.
Параметры выбранной траектории в ортодромической системе коорди-
нат содержат координаты исходного пункта маршрута и, при необходи-
мости, координаты ППМ для облета препятствия в горизонтальной
плоскости или точек набора необходимой безопасной высоты, а также
координаты точки включения АРГС. Требуемая оперативность подго-
товки полетного задания на борту самолета-носителя может быть обес-
печена только при большой степени автоматизации этого процесса на
основе высокоскоростных БЦВМ.

После старта ПКР осуществляется выведение ее на маршевую
фиксированную траекторию и обеспечение сближения с ОВПЦ. На этом
этапе полет проходит с выключенной головкой самонаведения (ГСН) в
большинстве случаев на высоте 5... 10 м на основе информации, полу-
чаемой от системы автономных датчиков (САД), состав и работа кото-
рой подробно рассмотрены в [46]. На этапе маршевого полета КСН ра-
ботает в режиме коррекции, когда ИВС в режиме автономного наведе-
ния вырабатывает сигналы управления, пропорциональные рассогласо-
ванию между текущей и требуемой траекториями, и проводит коррек-
цию траектории для обеспечения движения ПКР по заданной траекто-
рии, если обнаружено отклонение от нее.

Режим коррекции с использованием АРГС, работающей с синте-
зированием апертуры антенны [46], может эффективно и широко при-
меняться в КСН на маршевом участке полета при стрельбе по МЦ в
сложных физико-географических условиях и вблизи берега, когда фор-
мируемые детальные радиолокационные изображения местности позво-
ляют делать необходимые повороты в 111 1М для облета препятствий.

На расстояниях, достаточных для уверенного приема сигналов от
МЦ, включается ГСН ПКР и КСН переходит в режим целеуказания. В
настоящее время в качестве неавтономных датчиков первичной инфор-
мации ИВС ПКР при контакте с целью в режимах целеуказания и само-
наведения, используют датчики различной физической природы, как
радиоэлектронные так и оптикоэлектронные, телевизионные (ТВ), теп-
ловизионные (ТПВ), лазерные, а также их комбинации. В зависимости
от способа формирования сигнала подсвета цели, как показано в [45, 46,
48], различают радиолокационные системы самонаведения с активными
- АРГС, полуактивными - ПАРГС и пассивными - ПРГС головками са-
монаведения. ПАРГС распространены в основном среди РЭСУ ПКР ма-
лой и средней дальности, и здесь не рассматриваются, а принципы их
построения изложены в [46, 48]. Информация от датчиков различной
физической природы обрабатывается в ИВС ПКР независимо друг от
друга, либо объединяется и обрабатывается совместно.

В табл. 26.1 [22] приведены сведения об основных типах ПКР
большой дальности действия авиационного базирования и типах ГСН,
которые они используют.
Таблица 26.1

Тип ГСН	Тип ПКР
АРГС	Россия: ЗМ-80Е Москит, Х-31А, Х-15С, Х-35У, Х-59М, Х-65СЭ, ЗМ-55 Яхонт.  США: AGM-84A Harpoon, AGM-84D Harpoon.  Великобритания: Sea Eagle.  Франция: АМ.39 Exoset.  Италия: Marte Mk.2, Marte Mk.2A, Marte Mk.2B.  Германия: AS-34 Kormoran, Kormoran-2.  Япония: ASM-1 (Type 80), ASM-2 (Type 93).  Швеция: RBS.15F, RBS.15 Mk.II, Rb. 04E.  Китай: YJ-6 (Cl01), YJ-2 (C802), HY-4YJ-6 (C601), YJ-1 (C801), YJ-62 (C611).  Израиль: Gabriel III A/S.  Тайвань: Hsuing Feng 2, Hsuing Feng 2 Mk. II.
ПРГС	Россия: 3M-80E Москит, X-58, Х-ЗШ, ЗМ-55 Яхонт.  США: HARM AGM - 88A.  Франция: Армат.  Япония: ASM-2 (Type 93).

Таблица 26.1 (продолжение)

Тип ГСН	Тип ПКР
ТВ ген	Россия: Х-59М.
тпв ген	Тайвань: Hsuing Feng 2, Hsuing Feng 2 Mk. II, Hsuing Feng 2 Mk.III.  США: AGM-119B Penguin Mk.2, AGM-119B Penguin Mk.3.  Норвегия: Penguin Mk.l, Penguin Mk.2, Penguin Mk.2 mod  7, Penguin Mk.3.  Япония: ASM-2 (Type 93).
АРГС + ТПВ	Россия: X-32.  Тайвань: Hsuing Feng 2, Hsuing Feng 2 Mk. II,Hsuing Feng 2 Mk.III.
АРГС + ПРГС	Россия: 3M-80E Москит (ASM-MSS), ЗМ-55 Яхонт.

В ПКР средней и большой дальности действия наибольшее рас-
пространение получили ИВС, содержащие активные и пассивные ра-
диолокационные ТСН, как наиболее удовлетворяющие условиям боево-
го применения, соответствующие требованиям по обеспечению всепо-
годности, круглосуточности и возможности стрельбы в любое время
года и практически на любой широте земного шара.
Поэтому в дальнейшем будем рассматривать их более подробно,
чем остальные типы. ПРГС обладает тем преимуществом перед АРГС,
что она не излучает зондирующих сигналов и средствами разведки
невозможно обнаружить факт атаки ПКР с ПРГС. Поэтому, в принципе,
ПРГС может быть включена непрерывно после пуска ПКР, однако ее
работоспособность зависит от того, на какой диапазон частот настроен
ее приемник. Кроме того, для работы в диапазоне УКВ необходимо
обеспечивать дальность прямой видимости при наблюдении источника
излучения на МЦ. Более детально ИВС противорадиолокационных ра-
кет (ПРР) с ПРГС рассмотрены далее, а здесь остановимся на работе
ИВС с АГРС, которые в основном работают сантиметровом и
миллиметровом диапазонах длин волн.

26.4.2.	Комбинированная система наведения ПКР
С АКТИВНОЙ РАДИОЛОКАЦИОННОЙ ГСН

При подлете к ОВПЦ КСН переходит в режим целеуказания, для
уточнения точки прицеливания. Необходимость этого режима обусловлена
гем, что за время автономного полета ПКР, движущаяся цель может из-
менить положение относительно точки начального ЦУ. Причем непредска-
зуемый характер маневрирования МЦ вносит существенную неопре-
деленность между ее положением на момент пуска ПКР и ме-
стоположением на момент включения АРГС, что требует соответствующей
коррекции точки прицеливания. Обновленные координаты положения МЦ
поступают в контур управления ПКР. В режиме ЦУ АРГС осуществляет
осмотр ОВПЦ, обнаружение и измерение координат находящихся в ней
цели. Если обнаружено более одной МЦ, то АРГС выбирает назначенную
для поражения МЦ среди других целей, производит оценку ее текущих фа-
зовых координат и корректирует на основании этих данных полетное зада-
ние. Затем КСН осуществляет коррекцию маршевой траектории полета
ПКР для дальнейшего полета в режиме автономного наведения в направле-
нии на новую уточненную точку встречи с МЦ на этапе самонаведения.

Для реализации режима ЦУ на расчетной дальности от ОВПЦ на
маршевой траектории в заданный момент времени Твкл включается
АРГС, которая имеет следующие режимы работы: включение (ВКЛ),
поиск, пауза, захват и автосопровождение (АС). Упрощенная блок-
схема алгоритма смены режимов АРГС, работающей в составе КСН в
режимах целеуказания и самонаведения приведена на рис. 26.12.

В режиме ВКЛ в АРГС подается питание, и аппаратура выводит-
ся на рабочий режим, производится установка параметров приемника,
заданного углового положения антенны и др. устройств, проводится
контроль готовности ее к работе: излучению зондирующих сигналов и
приему и обработке сигналов, отраженных от МЦ. Этот режим занимает
время порядка 1 мин.
После включения АРГС переходит в режим поиска.
Она производит поиск МЦ на морской поверхности, в про-
цессе которого АРГС осуществляет сканирование лучом
антенны в широком секторе (ШС) углов по азимуту. В ре-
зультате обработки принятых отраженных сигналов в ИВС
на основе обновленных данных о местоположении задан-
ной МЦ формируются уточненные параметры целеуказа-
ний для СУР. Дальность включения АРГС от ОВПЦ обыч-
но составляет несколько десятков километров и зависит от
потенциальных возможностей ГСН, типа МЦ и заданной
вероятности её обнаружения.

Основными типовыми МЦ при нанесении удара
морской авиации высокоточными ПКР с АРГС являются:

одиночные надводные боевые корабли: авианосец,
крейсер, эсминец, фрегат, корвет, ракетный катер, вертоле-
тоносец, десантный корабль, транспорт-док, подводная
лодка в надводном положении;

суда: грузовой транспорт, войсковой транспорт, уни-
версальный транспорт, танкер;

стационарные нефтедобывающие платформы;

групповые надводные цели: авианосная группа, ко-
Рис. 26.12 рабельная ударная группа, группа ракетных катеров, по-
ходный ордер десантных кораблей, ордер конвоя.

Сами корабли в зависимости от типа и класса различаются свои-
ми размерами. Средние параметры основных классов кораблей приведе-
ны в табл. 26.2 [37,71, 82].

Таблица 26.2

Тип корабля	ТТЛ		
	Размеры, м длина/ширина/ высота	Скорость хода, узлы/м/с	Средняя ЭПО, <Тц, тыс. кв. м Х=3 см / 8 мм
Авианосец (АВ)	300/80/40	30/15	50/80
Крейсер (КР)	250/25/30	35/18	15/30
Фрегат (ФР)	180/19/25	30/15	10/20
Эсминец (ЭС)	150/15/20	30/15	5/10
Корвет (КРВ)	130/15/15	30/ 15	1,5/2,0
Ракетный катер (РКА)	50/8/10	40/20	0,5 / 0,8
Десантный корабль	150/25/20	20/10	5/8
Время ТпоЛ подлета до ОВПЦ дозвуковых ПКР, имеющих скорость
Vp около 300 м/с, на большие дальности (300 км и более), ориентировочно,
без учета пространственных маневров, составляет 10...20 мин. Из-за не-
предсказуемого маневрирования МЦ ОВПЦ имеет большой радиус
Ковпц неопределенности относительно точки начального ЦУ в момент
пуска ПКР, что, в отличие от стрельбы по неподвижным наземным це-
лям, требует соответствующей коррекции траектории полета ПКР на
конечном участке.

Просмотр зоны поиска в ОВПЦ необходимо организовать не
только с учетом маневренности МЦ, но и с учетом неопределенности
собственного положения ПКР, зависящей от дальности полета До, даль-
ности включения АРГС Двкл относительно ожидаемого положения МЦ и
накопленной ошибки Квинс оценки собственных координат в безплат-
форменной инерциальной навигационной системе (БИНС). Эта ошибка
ориентировочно оценивается величиной Кбинс=О>О1ДоИ может составить
расстояние в 1...2 км без учета корректировки по данным СНС. Геомет-
рические соотношения, принимаемые в расчет при анализе процесса
поиска в пределах ОВПЦ приведены на рис. 26.13, где рд и рбл углы
скольжения на дальней Дц и ближней Дбл границах сектора обзора,
ДДзп=2 Яовпц - протяженность зоны поиска по дальности, равная ДДЗП.

Проекция на морскую поверхность расстояния между ожидаемым
расположением ПКР и целью определяет размеры ОВПЦ в любой точке
траектории полета. Оценка максимального значения этой проекции на
момент включения АРГС соответствует наиболее неблагоприятному со-
отношению по вкладам обеих независимых составляющих накапливаю-
щейся пространственной неопределенности расположения ПКР и МЦ,
когда они имеют максимальные значения и взаимно дополняют друг
друга. Верхняя граница интервала возможных абсолютных значений те-
кущей неопределенности представляет собой наиболее адекватную ха-
рактеристику ОВПЦ в такой антагонистической динамичной системе,
как ПКР-МЦ.

При этом можно считать, что плотность вероятности неопреде-
ленности тождественно равна нулю вне пределов ОВПЦ, и может быть
произвольной внутри нее. Это упрощает решение задачи назначения
размера ОВПЦ [53] для гарантированного попадания МЦ в пределы зо-
ны поиска и существенно сокращает необходимый объем информации
от источника предстартового ЦУ об элементах движения цели, напри-
мер, по определению генерального курса и скорости движения МЦ.

Таким образом, размеры ОВПЦ (зоны поиска), определяются
уходом движущейся цели из точки начального ЦУ и ошибками БИНС,
накопленными за время Тпол полета ПКР. Величину радиуса ОВПЦ
Р^овпц можно оценить по формуле
Кювпц Кух+Кбинс?

(26.16)

где Ryx=VuTnOn - радиус ухода МЦ при скорости Vu ее хода за время
Тпол=До/Vp; R6|IHC - радиус области неопределенности положения ПКР,
обусловленный ошибками БИНС.

Так при скорости МЦ Vu=15 м/с R^^ может доходить до величи-
ны 10... 15 км. В результате ОВПЦ имеет форму круга с радиусом
10... 15 км (рис. 26.13,6). Знание размеров ОВПЦ дает возможность ор-
ганизации в ИВС ПКР режима поиска для обнаружения маневрирую-
щей МЦ на момент включения ГСП.
Если полет по маршевой траектории для обеспечения скрытности
происходил на высоте 5... 10 м, то для обнаружения МЦ в ОВПЦ на пре-
дельной дальности, определяемой ТТЛ ГСН, в заданной в полетном
задании точке траектории осуществляется подъем ПКР на высоту пря-
мой видимости дальней границы ДцОВПЦ. Требуемую высоту подъема
Н можно оценить по формуле (26.15). Обычно для реальных значений
Доби она лежит в пределах 200...300 м, т.е. ПКР делает «горку», на вер-
шине которой включается ГСН и ИВС реализует режим поиска МЦ в
пределах ОВПЦ.

Величина расчетной максимальной дальности обнаружения МЦ,
а соответственно и дальности включения, составляющая для АРГС не-
сколько десятков км [3], зависит от потенциальных возможностей ГСН,
типа МЦ и условий наблюдения (волнения моря, наличия дождя на
трассе распространения радиоволн и др.).

Просмотр поверхности участка ОВПЦ производится относитель-
но узкой диаграммой направленности антенны (ДНА), имеющей ширину

0о,5 = 60X/d, град	(26.17)

где 0О,5 - ширина ДНА по уровню половинной мощности; X - длина
волны; d - мидель (диаметр) антенны. Для реальных значений парамет-
ров ПКР в сантиметровом диапазоне длин волн 0О>5=5... 10 град. Для
реализации просмотра участка морской поверхности ОВПЦ, протяжен-
ностью в горизонтальной плоскости АДзП=2О..ЗО км, АРГС осуществля-
ет сканирование ДНА по азимуту в пределах заданного, достаточно ши-
рокого сектора, имеющего величину фп=2Ковпц/Добн> охватывающего всю
ОВПЦ. Размеры этого углового сектора фп ограничены предельно до-
пустимыми углами сканирования ДНА и погрешностями обтекателя (п.
5.2.3) [45]. В зависимости от типа антенны возможно электронное (на-
пример, в АРГС ПКР «Гарпун» [34]) или механическое сканирование
луча антенны (например, в АРГС-35Э ПКР Х-35Э [8]). Предельный сек-
тор сканирования ДНА обычно составляет 90° (±45°).

Теперь можно обосновать требования к необходимой максималь-
ной дальности обнаружения МЦ в ОВПЦ, уходящей от ПКР с макси-
мальной скоростью Vu по направлению полета ПКР. Величина послед-
ней автоматически выдвигает требование к минимально допустимой
дальности обнаружения определяемой расстоянием 30...35 км, находя-
щейся на дальнем Дц краю ОВПЦ с наименьшей ЭПО, например РКА
(см. табл. 26.2), по которой возможно применение ПКР при стрельбе на
максимальную дальность. Если АРГС не обладает такими показателями,
то просмотр дальней зоны ОВПЦ может быть осуществлен при соответ-
ствующем сокращении расстояния за счет подлета ПКР к границам
ОВПЦ, (т.н. режим «наползания»). Что касается ближней границы ДбЛ
ОВПЦ, то ее просмотр и анализ не вызывает трудностей. Но, надо иметь
ввиду, что есть ограничения по досягаемости обнаруженной на ближней
границе ОВПЦ, т.к. ограниченная маневренность ПКР может оказаться
недостаточной для доворота на нее.

Таким образом, после включения АРГС осуществляет обзор
ОВПЦ с поиском в широком секторе и обнаружением находящихся в
нем МЦ. В этот момент происходит первый дистанционный контакт
АРГС с целью, находящейся в пределах ОВПЦ.

После завершения процедуры осмотра ОВПЦ поиск в широком
секторе прекращается и в ИВС формируются оценки вектора состояния
цели Хц=[Д Д фг.в юг>в], в котором Д и Д - дальность до МЦ и
скорость сближения с ней, фг,в и сог>в - бортовые пеленги и угловые
скорости линии визирования в горизонтальной и вертикальной плос-
костях. Эти оценки являются новыми данными, используемыми для це-
леуказания системе наведения ПКР, учитывающими пространственные
перемещения МЦ с момента ввода полетного задания перед стартом.
При однократном просмотре в процессе поиска в широком секторе на
основе анализа сигналов можно оценить угловые координаты, даль-
ность и радиальную скорость (по доплеровской частоте в когерентной
АРГС) каждой МЦ, находящейся в ОВПЦ. При неоднократном скани-
ровании ОВПЦ с помощью вторичной и третичной обработки информа-
ции в ИВС можно получить также оценки других элементов движения
целей, например курса движения.

Одиночные плавания МЦ редки и для ведения боевых действий
формируются корабельные соединения, содержащие главные и вспомо-
гательные корабли (охранение), территориально разнесенные друг от
друга на расстояния от сотен метров до нескольких километров. В этих
условиях в ИВС по данным, заложенным в полетное задание, необхо-
димо производить классификацию, распознавание и селекцию заданной
МЦ в группе, т.е. ИВС должна обладать свойствами избирательности
для нанесения максимального ущерба и достижения наибольшей эф-
фективности атаки. Возможность обнаружить и классифицировать цель
определяется как техническими показателями АРГС, так и специфич-
ными свойствами цели [24, 83].

На относительно больших дальностях первого кратковременного
включения АРГС МЦ любого класса можно рассматривать как сосредо-
точенную (точечную) цель. Однако, в современных РЛС использующих
сверхширокополосные зондирующие сигналы с последующим их сжа-
тием в процессе обработки, реализуется высокое разрешение по дально-
сти. В связи с этим, разрешающая способность по дальности может
быть меньше протяженности МЦ в направлении визирования, в резуль-
тате чего МЦ уже не является точечной и может наблюдаться «дробле-
ние» отраженного от нее сигнала по элементам разрешения по дальности.

В этих условиях основным классификационным параметром мо-
жет быть мощность принимаемого АРГС отраженного сигнала, которая
определяется размерами - классом МЦ (см. табл. 26.2). Следует отме-
тить, что применение методов снижения радиолокационной заметности
существенно снижают достоверность этого метода классификации.

Оценка скоростных характеристик современных кораблей, на-
пример по доплеровской частоте, также не дает достоверных результа-
тов по классификации, т.к. величина доплеровского смещения частоты

£дц =2—cosa cos у	(26.18)

X

сигнала цели, определяется многими независимыми случайными факто-
рами. Здесь: a - угол между направлением вектора Уц скорости движе-
ния МЦ и проекцией вектора скорости ПКР на горизонтальную плос-
кость, у - угол между направлением вектора скорости ПКР и линией
визирования МЦ.

Частотные свойства сигнала движущейся МЦ наиболее эффек-
тивно используются в АРГС, применяющей когерентную обработку
сигналов, которая внедряется в перспективные ПКР [3, 6, 34, 51, 59, 91],
поэтому рассмотрим их более подробно. Плотность распределения доп-
леровской частоты сигнала цели можно оценить по плотности рас-
пределения вероятностей радиальных составляющих (26.18) скоростей
МЦ. Для большинства случаев можно считать, что ПКР движется в на-
правлении МЦ на малой высоте и у имеет малую величину, тогда можно
положить cosy= 1 и из рассмотрения исключить.

Используя полученные в [70, 73] выражения для плотности веро-
ятности радиальных скоростей произвольно маневрирующей цели в
предположении, что скорость цели Уц и угол а независимые величины,
и что угол а имеет равномерное распределение в интервале от -л до +л,
а скорость цели Уц равновероятна в пределах от нуля до ее максималь-
ного значения Уцтах, и, учитывая линейную зависимость между ради-
альной скоростью Учц цели и доплеровской частотой Гдц (26.18), можно
получить выражение для плотности вероятности р(Гдц) доплеровской
частоты сигнала МЦ в виде соотношения

Р(Гдц)=-Т^-----1П

Я1дщпах

При 1дц< Гдщпах*	(26.19)
График произведения плотности вероятности р(Гдц) на величину
£mmax представлен на рис. 26.14. Для МЦ разных типов величины fjmmax
различны и при Х=3 см составляют соответственно для РКА
faumax~3400 Гц (Уцтах=50 м/с), а ДЛЯ КР И ЭМ - Гдцтах-ЮОО Гц
(Vumax=15 м/с). Как видно из рис. 26.14 в процессе наблюдения за дви-
жущимися МЦ наиболее вероятны малые значения Гдцпах, что оказывает
большое влияние на работу когерентных АРГС, реализующих спектраль-
ную обработку сигналов, и не влияет на работу некогерентных АРГС.

Ширина доплеровского энергетического спектра сигнала МЦ Afu,
находящейся на расстоянии Д от ПКР, обусловленная ее собственным
движением, определяется по формуле [81]

2V Т

Afu=—“~sin2a,	(26.20)

где L - видимый линейный размер цели.

Оценочные значение Afu, для a = 90° при Д = 10...25 км в санти-
метровом диапазоне с учетом данных табл. 26.2 составляют: для РКА -
13 Гц, для ЭМ - 12 Гц, для КР - 15 Гц. Приведенные значения показы-
вают, что этот параметр не может быть использован для распознавания
класса МЦ на больших дальностях, так как соотношение L/Д мало.

Обнаружение МЦ на дальностях первого включения АРГС пред-
ставляет собой нелегкую задачу, особенно при учете требования обна-
руживать МЦ при волнении моря до 6 баллов и в условиях дождя до 4..8
мм/ч. Рассмотрим фоно-целевую обстановку и условия работы КСН
ПКР с точки зрения оценки энергетических и спектральных параметров
обрабатываемых АРГС сигналов, определяющих основные количест-
венные показатели режимов обнаружения и автосопровождения МЦ.

Важнейшей энергетической характеристикой любого радиолока-
ционного объекта является его эффективная площадь отражения. ЭПО
МЦ - тела сложной формы, зависит от линейных размеров L, формы и
материала объекта, от направления облучения объекта, от длины волны
и ее поляризации. Поле отражения от тел сложной формы слагается из
полей, рассеянных отдельными (локальными) участками (областями)
облучаемой части их поверхности.

Архитектура надстроек кораблей и морских судов любого типа
весьма сложная, сами они несут различные надпалубные механизмы и
устройства. В качестве примера на рис. 26.15 приведен внешний вид
контура крейсера УРО «Тикандерога» [37, 71, 82], из которого видно
насколько сложна его конструкция, что обусловливает сильную изре-
занность диаграммы переотражений в обеих плоскостях. Эта диаграмма,
как правило, имеет максимальное значение при облучении по нормали к
борту и минимальное при облучении с носа и под острыми кормовыми
углами. При этом разница в ЭПО при облучении с носа и с борта дости-
гает 8 дБ, а при изменении угла облучения на 30° эта разница в ЭПО
может составить 10 дБ.

1 - ПУ УРО «Гарпун» RGM-84A; 2 - 127 мм АУ Мк 45 mod 0; 3 - КР RGM-84A (ЗУР RIM-7H), УПУ Мк 26 mod 0;
4 - АП РЛК AN/SPY-1; 5 - АП РЛС AN/SPG-63; 6 - АП РЛС ОВД AN/SPS-49; 7 - АП РИС «Тосап»; 8 - АП стан-
ций РТР; 9 - VI-20mm АУ Мк 15; 10 - АП системы опознавания; 11 - АП РЛС ОНЦ AN/SPS-55; 12 - АП РЛС
AN/SPQ-9 (ОНЛЦ); 13 - ЗУР RIM67 (ЗУР RIM66C), УПУ Мк 26 mod 0; 14 - 203 АУ Мк 71 mod 0.

Рис. 26.15

Таким образом, особенностью МЦ является многолепестковость
диаграммы отражения с глубокими (десятки децибел) перепадами меж-
ду экстремумами и со средним периодом чередования лепестков диа-
граммы, близким к значению A/L. Эффект многолепестковости диа-
граммы отражения МЦ усиливается из-за интерференции сигналов на
входе антенны АРГС, предопределенной многолучевостью трасс рас-
пространения радиоволн между МЦ и АРГС, которая обусловлена мно-
жеством возможных путей прохождения отраженных сигналов между
элементами конструкции МЦ и антенной АРГС с учетом их переотра-
жений от морской поверхности.

Другой отличительной особенностью объектов, относящихся к
МЦ, являются габаритные размеры, составляющие сотни и тысячи длин
волн, поэтому в различных диапазонах работы АРГС следует ожидать
различных значений ЭПО и, соответственно, характеристик обнаруже-
ния и точности оценок их фазовых координат. Например, в табл. 26.2
показано, что средняя ЭПО сц на Х=8 мм превосходит среднюю ЭПО на
Х=3 см для надводных кораблей различных типов в 1,5-2 раза.

Средняя ЭПО какой-либо конкретной МЦ, находящейся на по-
верхности моря при значительном волнении, как правило, не превосхо-
дит ЭПО той же цели, находящейся на той же поверхности при отсутст-
вии волнения, тогда как максимальная ЭПО при тех же условиях обыч-
но больше или равна той, которая соответствует случаю отсутствия
волнения. Флуктуации величины ЭПО, вносимые волнением поверхно-
сти моря, становятся меньше, когда величина угла скольжения Р луча
антенны приближается к настильным значениям.

Надводные корабли как радиолокационные объекты, в отличие от
воздушных целей, наблюдаются на фоне подстилающей морской по-
верхности и работа АРГС происходит в присутствии на входе антенны
не только сигналов от МЦ, но и пассивных помех - отражений от мор-
ской поверхности (фона). Пассивные помехи оказывают существенное
влияние на показатели работы АРГС, и, соответственно, всей РЭСУ в
целом. Поэтому при анализе работы КСН МЦ обязательным является
учет этого отличия.

Пассивная помеха от морской поверхности образована суммой
сигналов, отраженных от большого количества элементарных отражате-
лей, скорости движения и конфигурация которых изменяются во време-
ни случайным образом, и представляющих собой поверхностно-расп-
ределенные объекты, расположенные в пределах одновременно отра-
жающей площадки, размеры которой определяется выражением

ст

8п=Де0,5-^-,	(26.21)

2cos0

где ти - длительность зондирующего импульса (после сжатия при ЛЧМ
или ФКМ); Д - дальность до центра отражающей площадки; 0 - угол
наклона оси луча антенны в вертикальной плоскости относительно го-
ризонтальной поверхности (рис. 26.13,а).

Отражательные свойства подстилающей поверхности характери-
зуются так называемой удельной эффективной площадью отражения
(УЭПО) - Q(t Величина УЭПО морской поверхности зависит от скоро-
сти и направления ветра, углов визирования, длины волны и поляриза-
ции облучающей электромагнитной волны. УЭПО определяется обычно
на основе экспериментальных измерений в натурных условиях с ис-
пользованием специальных радиолокационных измерителей.

В зоне углов 0 в несколько градусов и менее, при которых в ос-
новном работает АРГС, величина а0 лежат в диапазоне минус 30-60 дБ,
как показано на рис. 26.16 [19], где 1 - море спокойное (волны высотой
0,3-1 м); 2 - умеренное
волнение (волны высотой
1-1,5 м) для Х=3 см. Из рас-
смотрения зависимостей
рис. 26.16 видно, что при
маловысотном полете на
больших дальностях, когда
угол скольжения р меньше
одного градуса, величина п0
меньше -(60...70) дБ и пас-
сивная помеха оказывает
меньшее влияние на работу
АРГС, чем внутренний шум
приемника. Когда ПКР при-
ближается к МЦ, величина су0 возрастает на несколько десятков дБ и влия-
ние пассивной помехи превалирует над влиянием внутреннего шума.

Существенное влияние на характер угловой зависимости УЭПО
оказывает рефракция и брызгообразование, которое значительно повы-
шает величину УЭПО в области малых углов. Значения УЭПО моря
возрастают по мере увеличения морского волнения до некоторого опре-
деленного значения, после которого рост величины УЭПО практически
прекращается (при скорости ветра более 15 м/с). Существенно, что при
работе АРГС на малых углах 0 в отраженном от морской поверхности
радиолокационном сигнале наряду с шумоподобной составляющей по-
являются пики (всплески), превышающие на 10... 15 дБ средний (шумо-
вой) уровень сигнала. Эти всплески обусловливаются возникновением
отражений от выходящих из зоны радиотени крупных гребней волн. В
результате плотность распределения амплитуды отражений от морской
поверхности описывается логарифмически нормальным законом с «тя-
желыми» хвостами, что требует при обнаружении МЦ использования
более сложных алгоритмов обнаружения.

Отражения от водной поверхности в сильной степени зависят от
взаимного расположения направления облучения и направления распро-
странения волн, от степени волнения моря. УЭПО при волнении моря 3.. .4
балла при направлении радиолокационного луча поперек волн на 3...5
дБ больше, чем при тех же углах 0 и направлении луча вдоль волн ну, при
волнении моря 3.. .5 баллов соотношение с±/ац составляет 1,5.. .2 дБ.

УЭПО для морской поверхности монотонно возрастает при уве-
личении 0 в среднем на 1 дБ/град. При малых 0 величина о0 возрастает с
увеличением волнения от 1 балла до 3 баллов на 8 дБ, дальнейшее уве-
личение волнения до 5 баллов не дает заметного увеличения о0-
Рассмотрим теперь спектральные характеристики пассивной по-
мехи, необходимые для анализа работы когерентных АРГС. Ширина
энергетического спектра пассивной помехи от фона - AfnB, обусловлен-
ная движением элементов поверхности моря и зависящая от степени
волнения моря, определяется по формуле

2,12 г—~

AfnB=-j—7Н’/3 >	(26.22)

/V

где Н1/з - действующая высота морской волны, обусловливающая диа-
пазон изменения AfnB в пределах 80...200 Гц.

Диапазон возможных значений ширины энергетического спектра
Afm пассивной помехи для сантиметрового диапазона длин волн характери-
зуется величиной 200...400 Гц, которая зависит от степени волнения моря,
направления излучения относительно фронта морской волны и от скорости
ПКР и мало зависит от угла скольжения [79]. Ширина энергетического
спектра Af^ пассивной помехи, поступающей по боковым лепесткам ДНА,
ориентировочно в два раза меньше, чем в основном лепестке ДНА.

Здесь следует вернуться к замечанию, сделанному при анализе
зависимости (26.19) и полученных там числовых значений для Гдцпах- На
рис. 26.17 приведены возможные соотношения энергетических спектров
сигнала МЦ, движущейся с различными скоростями (например, кривые
2 и 3 для КР и РКА, имеющих соответствующие max Кр и
Гдтахркл), и пассивной помехи (кривая 1). Доплеровскую поправку, вы-
званную движением ПКР, компенсируют в когерентной АРГС как в
обычных бортовых когерентных РЛС [80]. Из сопоставления приведен-
ных выше числовых значений Гдцтах и Af^ следует, что спектр пассивной
помехи перекрывает наиболее вероятный диапазон доплеровских частот
сигнала слабо маневрирующей МЦ как, например, ЭМ или КР, и в
меньшей степени это характерно для быстро движущейся МЦ, такой
как, например, РКА. Поэтому даже в когерентной АРГС со спектраль-
ной обработкой сигналов наблюдается сильное влияние пассивной по-
мехи на дальность обнаружения и точность автосопровождения МЦ.
Однако, есть участки спектра сигнала МЦ, как показано на рис. 26.17,
не перекрывающиеся со спектром пассивной помехи, использование
которых дает хорошие результаты при обнаружении и оценке координат
МЦ в когерентной АРГС, использующей спектральные методы обра-
ботки сигналов. В такой ситуации доплеровская фильтрация обеспечи-
вает хорошее выделение сигнала МЦ из входной аддитивной смеси с
пассивной помехой.

Мощность принимаемого сигнала от пассивной помехи, можно
оценить по формуле

Р _PJ4,5cL.G2(P-<p)go(₽-(P)

""	128л3Д3(Р-<p)cos(P-<p)	’	1	}

где ф - текущий угол визирования в вертикальной плоскости элемента
разрешения на морской поверхности относительно максимума ДНА; р -
угол скольжения в направлении максимума ДНА.

Введение в формулу (26.23) зависимостей от углов Р и ф позволяет
рассчитывать величины УЭПО при изменении угла визирования анализи-
руемого элемента разрешения на поверхности моря в пределах всей про-
сматриваемой ОВПЦ. Так, например, в пределах ширины ДНА, равной 10°,
в зависимости от угла ф в пределах зоны поиска по дальности диапазон из-
менения УЭПО морской поверхности составляет около 20 дБ.

Результирующий динамический диапазон изменения мощностей
обрабатываемых сигналов цели и пассивной помехи имеет величину
более 100 дБ - поэтому необходимо предусмотреть меры по согласова-
нию диапазона изменения мощности пассивной помехи и ограниченно-
го динамического диапазона приемника, а также для стабилизации
уровня ложных тревог и стабилизации других показателей АРГС. Эту
задачу обычно решают применением систем обычной автоматической
регулировки усиления (АРУ), АРУ по шумам, реализацией адаптивных
регулировок, соответствующих порогов обнаружения и адаптивного
управления мощностью передатчика.

Отношение мощностей сигнала цели и пассивной помехи опреде-
ляется выражением
, _ Рц _ 2cos(P-<p)g
Па-------------------------------.

Рпп Д(₽ -	- <Р)

Анализ соотношения (26.24) в пределах зоны работы АРГС на
различных этапах наведения показывает, что для различных типов МЦ
и определенных выше значений Р и Д, обнаружение МЦ затруднено из-
за влияния пассивной помехи. В связи с этим требуется применение
специальных мер по улучшению энергетического отношения сигнал -
помеха перед обнаружением, например, с помощью методов оптималь-
ной фильтрации и спектральной селекции полезного сигнала из смеси
принимаемых сигналов.

Проведенный анализ [75] показывает, что дальность обнаружения
АРГС зависит от параметров ее приемо-передающего тракта, типов МЦ,
случайных факторов процесса наблюдения - метеоусловий, скорости и
направления движения цели и др., а также от типа траектории полета
ракеты, определяющей угол скольжения луча антенны.

Рассмотренные выше особенности образования сигналов МЦ и
пассивной помехи и их обработки в АРГС необходимо учитывать во
всех режимах работы АРГС на этапах ЦУ и самонаведения.

После осмотра ОВПЦ АРГС выключает излучение, но остается в
«горячем» режиме ожидания момента следующего поиска. После этого
наступает пауза в ее работе, а для уменьшения дальности обнаружения
ПКР противником она снижается на малую высоту 5.. 10 м. Если в
ОВПЦ обнаружено несколько МЦ, составляющих групповую цель, то
для каждой из них производится оценка элементов движения цели, про-
водится анализ принятых АРГС сигналов для классификации, распозна-
вания и выбора из состава группы заданной МЦ, в соответствии с ее ха-
рактерными признаками, хранящимися в памяти ИВС.

При необходимости осуществляется коррекция маршевой траектории
полета ПКР в направлении на новую точку встречи с МЦ. Полет в про-
гнозируемое местоположение атакуемой цели до следующего включе-
ния АРГС происходит по обновленным данным ЦУ под управлением
ИВС, обеспечивающей автономное наведение ПКР по данным САД. В
соответствии с логикой работы АРГС, блок-схема алгоритма функцио-
нирования которой приведена на рис. 26.18, следующее включение
АРГС и последующая непрерывная ее работа производится после выхо-
да ПКР из-под радиогоризонта, дальность до которого можно опреде-
лить для любого типа МЦ по выражению (26.13). В такой ситуации у
противника остается мало времени на обнаружение ПКР и организацию
эффективного противодействия [55]. Обычно это происходит на даль-
ности 10...20 км до МЦ.
Рис. 26.18

Так как за время подлета ПКР, от момента предыдущего ЦУ во
время поиска в широком секторе, МЦ не может уйти на большое рас-
стояние, то АРГС после повторного включения на излучение перево-
дится в режим поиска в узком секторе (УС) (по азимуту - 10...20 град и
в ограниченном диапазоне дальности - 2..3 км, относительно ожидае-
мой дальности до МЦ), что повышает помехозащищенность АРГС за
счет пространственной и временной селекции. Все МЦ, обнаруженные в
процессе поиска в узком секторе, анализируются, для каждой из них
вновь делается оценка элементов движения цели и среди них селектиру-
ется заданная для поражения цель. Сканирование луча антенны произ-
водится до момента принятия решения об обнаружении заданной МЦ,
после чего АРГС переходит в режим захвата ее на автосопровождение.
Захват выбранной МЦ осуществляется по скорости (частоте),
дальности и углам в обеих плоскостях пеленгации с последующим ав-
томатическим сопровождением по этим координатам. Автоматическое
сопровождение по скорости (АСС), по дальности (АСД) и по направле-
нию (АСН) в вертикальной и горизонтальной плоскостях выполняется с
помощью следящих систем, обычно имеющих астатизм не выше второ-
го порядка. Если захват не произошел, то АРГС вновь переходит в ре-
жим поиска в УС (рис. 26.18).

С момента захвата МЦ АРГС переходит в режим автосопровож-
дения и в КСН начинается этап самонаведения. Самонаведение ПКР на
МЦ обычно осуществляется со снижением на предельно малую высоту
полета около 2...5 м, в зависимости от степени волнения моря.

По мере того, как ГСН приближается к такой крупногабаритной
цели как корабль, возрастает ошибка сопровождения по угловым коор-
динатам из-за влияния углового шума, обусловленного мерцанием ра-
диолокационного сигнала, отраженного от пространственно разнесен-
ных различных элементов конструкции МЦ (п. 5.2.4 [45]). Для сниже-
ния влияния углового шума наряду с использованием многочастотного
зондирующего сигнала, в качестве меры по поддержанию точности со-
провождения и обеспечению встречи ракеты с целью в некоторых раз-
работках рассматривается возможность перехода на конечном участке
траектории к радиометрическому режиму, когда МЦ селектируется на
фоне морской поверхности по контрасту собственного излучения с ис-
пользованием методов радиотеплолокации [54].

В процессе автосопровождения в АРГС качество обрабатываемых
сигналов подтверждается контрольным обнаружителем. Как было показано
ранее, для обеспечения требуемых характеристик обнаружения необходи-
мо значительное превышение сигнала от МЦ над пассивной помехой и
внутренним шумом приемника. Оценка такого превышения возложена на
контрольный обнаружитель' который выдает признак обнаружения полез-
ного сигнала, если есть сигнал цели большой амплитуды, при обработке
которого можно формировать оценки координат МЦ в следящих системах
с малой ошибкой. Если есть пропадание сигнала от МЦ либо из-за замира-
ния, либо существует значительное воздействие естественных или предна-
меренных помех, то он выдает признак необнаружения полезного сигнала и
следящие системы АСС, АСД и АСН переходят на работу по памяти по
соответствующим координатам и на выход поступают экстраполированные
значения координат. По окончании времени памяти АРГС осуществляет
поиск в УС для осуществления повторного захвата МЦ. Работа перечис-
ленных следящих систем в обычном режиме слежения и в режиме памяти
достаточно подробно описана в предыдущих главах [45, 46] и здесь не
рассматривается, т.к. не имеет существенных особенностей.
При большом отношении сигнал/помеха в ИВС АРГС присутст-
вует сигнал от цели, несущий всю доступную информацию о ее фазовых
координатах Хц=[Д Д фг>в шгв]. На основе информации, извлеченной

из радиосигналов, каналы оценивания координат цели и их производ-
ных непрерывно формируют в ИВС формуляр оценок, требуемых для
используемого закона наведения. Для алгоритма управления типа (7.48)
требуемые фазовые координаты определяются вектором
Хц=[д Vc6 (ргв шгв Дшгв jure^, а для алгоритма управления типа

(7.74, 7.75) фазовые координаты определяются вектором оценки отно-

сительного положения ПКР и МЦ х^ = Д Д фгв шгв jurB

кото-

рые непрерывно поступают в вычислитель параметров рассогласования
ИВС, рассмотренный в §8.3 [46].

В отдельных ПКР при срыве режима автосопровождения по от-
раженному сигналу из-за воздействия мощных активных помех преду-
смотрен переход в режим самонаведения на станцию активных помех
(САП). Тогда АРГС работает в режиме автосопровождения источника
излучения только по направлению в обеих плоскостях пеленгации, рас-
смотренном подробно ранее §8.2 [46], а КСН реализует разновидности
прямого метода наведения для наведения ПКР на САП.

Существуют ПКР, например ЗМ-54Э [59] и Gabriel [91] и др., кото-
рые приближаются к ОВПЦ на маршевом участке траектории с дозвуковой
скоростью, а после выбора и захвата цели на участке самонаведения атака
происходит со сверхзвуковой скоростью при высокой маневренности. Та-
кое различие динамики полета необходимо учитывать в законе наведения.
Кроме того, под изменяющуюся динамику полета необходимо адаптиро-
вать параметры следящих систем АСС, АСД и АСН.

На самом последнем перед встречей с целью участке полета ПКР
сигналы управления не формируются и полет ПКР происходит по экст-
раполированным данным или с фиксированными рулями.

26.4.3.	Применение пассивных ГСН
В КОМБИНИРОВАННЫХ СИСТЕМАХ НАВЕДЕНИЯ ПКР

Создание и развитие ПРР с пассивными радиолокационными го-
ловками самонаведения связаны с оснащением ими специализирован-
ных авиационных комплексов, предназначенных для ведения поисково-
ударных действий на морском театре военных действий и реализации
концепции «разведка-удар». Такие авиационные комплексы имеют
оборудование для автономного поиска, распознавания, определения ме-
стоположения МЦ и немедленного нанесения удара по ним ПРР [25].
Ими вооружены самолеты А-6, А-7, F-4, F/A-18, Торнадо и др. (США);
Ягуар, Мираж и др. (Франция), МиГ-29, Су-24, Су-27, Су-33 и др. (Рос-
сия) [29]. Основные типы ПРР приведены в табл. 26.1.

Пассивные ГСН применяются в ПРР при стрельбе как по мор-
ским, так и по наземным целям, и не имеют существенных отличий по
принципам построения от систем, рассмотренных в [46].

ПРГС может производить только оценку угловых координат и
угловой скорости линии визирования цели, поэтому её наведение может
осуществляется по разновидностям прямого метода, рассмотренным в
[46], с применением соответствующих автономных датчиков, входящих
в САД. Следует подчеркнуть, что оценка дальности по изменению
уровня сигнала при ее изменении выполняется с низкой точностью.
Кроме того, мощность принимаемого сигнала может искусственно из-
меняться по случайному закону. Для повышения точности триангуля-
ционных методов оценки дальности до источника излучения необходи-
мо осуществлять в процессе полета маневрирование ракеты, но это тре-
бует значительных временных и энергетических затрат. Однако такой
подход рассматривается в перспективных зарубежных разработках как
один из возможных вариантов [92]. Ниже рассмотрены только целевая
обстановка и условия работы ПРГС в качестве исходных предпосылок
для анализа использования ПРР при стрельбе по МЦ.

Надводный корабль - МЦ, как объект удара для крылатых ракет,
является источником и носителем нескольких десятков регистрируемых
первичных и вторичных физических полей. Среди этих полей опреде-
ляющими являются первичное радиотехническое (связное) поле (ПРП)
и первичное радиолокационное поле (ПРЛП).

Возможность использования ПРП и ПРЛП для наведения ПРКР
обусловлена следующими обстоятельствами:

ПРП и ПРЛП являются одним из главных демаскирующих при-
знаков надводного корабля, заключающим в себе достаточную инфор-
мацию о его классе, местоположении и характере деятельности;

по работе радиостанции и РЛС надводный корабль может обна-
руживаться системой радиоэлектронной разведки противника на отно-
сительно больших расстояниях (500...700 км);

в боевой обстановке практически отсутствует реальная возмож-
ность не только для исключения, но и для ослабления ПРП и ПРЛП ко-
рабля;

ПРП и ПРЛП могут использоваться для высокоточного наведения
крылатых ракет на МЦ, так как их источники - антенны, находятся не-
посредственно на внешних элементах корабля.

При представлении МЦ как источника и носителя ПРП и ПРЛП
необходимо учитывать, что в настоящее время на вооружении надвод-
ных кораблей основных морских держав находится более 120 типов ра-
диостанций, радиопередатчиков и РЛС различного функционального
назначения, использующих различные частотные диапазоны, виды пе-
редач, режимы работы, излучаемые мощности и частоты повторения
импульсов. Поэтому, в информационном плане, активно действующая
МЦ является в большинстве случаев достаточно пространственно кон-
трастной и локализуемой. Особенно широко при отражении ракетной
атаки ПКР следует ожидать использования зенитных средств корабель-
ной ПВО, излучений радиолокационных станций обнаружения и целе-
указания, а также стрельбовых РЛС (РЛС подсветки целей и наведения
ракет). В качестве примера на рис. 26.15 приведены перечень и места
расположения антенных постов (АП) основных источников излучения
электромагнитных волн на крейсере УРО «Тикандерога» [37], что гово-
рит о возможности эффективного применения ПКР с ПРГС по МЦ.
Диапазон длин волн излучений ПРП и ПРЛП МЦ простирается от
2...5 МГц до 15...20 ГГц. В памяти ИВС ПРР одновременно хранятся
данные о параметрах нескольких источников излучения на атакуемой
МЦ, поэтому при прекращении излучения одного из них ПРГС перехо-
дит на сопровождение по излучению другого источника, находящегося
на борту этой МЦ, и процесс сопровождения одной цели и, соответст-
венно, наведения на МЦ не прекращается.

Источником излучения, по которому может осуществляться пе-
ленгация в ПРГС и наведение ПРР, может быть также станция активных
помех, расположенная на атакуемом корабле, излучающая обычно мощ-
ные подавляющие или имитирующие сигналы.

Антенная система ПРГС содержит несколько приемных антенн,
например, спирального типа [23], расположенных под обтекателем ПРР,
реализующих обычно фазовый метод моноимпульсного измерения уг-
ловых координат источника. Многоканальный приемник ПРГС изготав-
ливается широкополосным, обеспечивающим измерение фазы, ампли-
туды, частоты и др. параметров сигнала цели с высокой точностью.

ПРГС работает в двух режимах: поиска-обнаружения и самона-
ведения. При достаточной высоте полета самолета-носителя обнаруже-
ние с классификацией источника излучения и захват его на автосопро-
вождение может осуществляться ПРГС до пуска - под крылом носите-
ля. В принципе, ПРГС может осуществить обнаружение и захват МЦ
после автономного участка полета по данным, заложенным в полетное
задание перед пуском. В системах автоматического сопровождения це-
ли по углам формируются оценки углов МЦ и их производных в гори-
зонтальной и вертикальной плоскостях с высокой точностью, достаточ-
ной для наведения ПРР в контур цели. В качестве противокорабельных
ПРР применяются те же типы ракет, что и ПКР с АРГС, например Х-31А с
АРГС и ХЗ1-П с ПРГС. Поэтому дальности пуска и траектории полета ПРР
на маршевых участках автономного наведения аналогичны рассмотренным
ранее, а на этапе самонаведения реализуется метод прямого наведения.

Следует заметить, что в связи с малым миделем (диаметром) ракеты
- не более 500 мм, антенная система ПРГС имеет малую базу и, соответст-
венно, широкие до десятков градусов ДНА в обеих плоскостях пеленгации.
Это приводит к тому, что на обычной для ПРГС дальности обнаружения
МЦ порядка 100...200 км [23, 69] ДНА перекрывает большую площадь
морской поверхности. Тогда, с учетом возможности наблюдения не оди-
ночного корабля, а соединения кораблей, на каждом из которых работает
по несколько источников радиоизлучения, и расстояния между которыми
от 300 м до 2...3 км, в ПРГС одновременно могут приниматься сигналы от
источников, расположенных на взаимно удаленных МЦ. Поэтому в ПРГС
реализованы меры высокой информационной селективности (избиратель-
ности) по всем доступным для оценки параметрам принимаемых сигналов
(несущей частоте, длительности сигнала, частоте повторения, поляризации,
типе модуляции и манипуляции и др.) и их идентификации с самим
источником излучения или их совокупности, присущих именно атакуемой
МЦ. Правда, в последнее время реализуется концепция унификации РЭС
для кораблей различного класса, что существенно снижает возможности по
классификации и селекции МЦ заданных типов по источникам их электро-
магнитных излучений.

26.4.4.	Комбинированные системы наведения
ПРОТИВОЛОДОЧНЫХ РАКЕТ

В ведущих странах мира уделяют значительное внимание разви-
тию средств борьбы с атомными и дизельными подводными лодками.
Для этого используют авиационные ПЛУР с дальность стрельбы от 50
до 150 и более км («Си Ланс», США; «Супер Икара», Англия; «Милас»,
Франция; и др.) [60, 61, 69]. ПЛУР используются для доставки боевой
части (БЧ) в тот район, где обнаружена подводная лодка. Они представ-
ляют собой баллистические или крылатые ракеты, имеющие отделяе-
мую БЧ в виде противолодочной самонаводящейся торпеды или глу-
бинной бомбы, расположенные либо внутри ракеты, либо под ее фюзе-
ляжем. Поэтому ПЛУР можно рассматривать как боевой беспилотный
летательный аппарат, запускаемый с самолета-носителя, с автономным
или командным радиоуправлением, который атакует подводную цель
боевым зарядом со сложной системой терминального управления.

На маршруте доставки ПЛУР от самолета (вертолета)-носителя
до точки сбрасывания БЧ её информационно-вычислительная система
обеспечивает автономное управление полетом по данным САД, состав
которой аналогичен САД ИВС ПКР для маршрутного участка полета,
т.е. содержит рассмотренные в [46] БИНС, РВ, СНС. Некоторые ПЛУР,
например «Супер Икара», обладают возможностью барражировать под
управлением ИВС в районе поиска подводной лодки до момента уточ-
нения её координат. При этом командное радиоуправление первого вида
может осуществляться с вертолетов системы ЛЭМПС. В этом случае
ИВС ракеты содержит приемник и дешифратор команд управления, ко-
торые указывают конечный путь маршрута полета ПЛУР в атмосфере.

В точке прицеливания БЧ сбрасывается с ПЛУР на парашюте, ко-
торый при приводнении отстреливается. Затем после приводнения либо
осуществляется поиск и уничтожение подводной лодки самонаводя-
щейся торпедой, либо выполняется взрыв бомбы на заданной глубине.
Торпеда погружается, автоматически включается подводный маршевый
двигатель и начинает функционировать ИВС торпеды (глубинной бом-
бы), датчики которой работают уже в другой физической среде - в воде.
Система автономных датчиков - ИНС и глубиномер, также как и в ПКР
определяют пространственное положение, осуществляет угловую ста-
билизацию торпеды и управляют ее пространственным движением в
автономном режиме до момента обнаружения подводной лодки. Неав-
тономные гидроакустические датчики сканируют подводное простран-
ство в активном или пассивном режимах поиска подводной лодки.
Радиус обнаружения подводной лодки - до 2 км. При обнаружении
субмарины начинается режим самонаведения подводной ракеты-
торпеды под управлением ИВС, основным датчиком информации для
которой является гидроакустическая ГСН. Торпеда начинает сближение
с целью в соответствии с заданным методом наведения на скорости
до 115 км/час.

Гидроакустическая ГСН может работать в активном и пассивном
режимах, принципы функционирования которых в основном совпадают
с аналогичными принципами радиолокационных ГСН, рассмотренными
в [46]. ГСН постоянно следит за подводной лодкой, корректируя движе-
ние ракеты-торпеды. Подводные ракеты способны поражать субмарины
на глубинах до 600...800 м. Заряд БЧ имеет мощность в тротиловом эк-
виваленте около 100 кг. Вероятность поражения подводной лодки со-
ставляет 0,80...0,85. Время выполнения боевой задачи после приводне-
ния - не более двух минут.

Таким образом РЭСУ ПЛУР является наиболее ярким представи-
телем комбинированных систем, включающих несколько ИВС управле-
ния движением летающих и плавающих роботов, работающих в различ-
ных физических средах передвижения и последовательно использую-
щих на различных этапах наведения несколько типов конструктивно и
пространственно разнесенных информационных автономных и неавто-
номных датчиков различной физической природы.
К преимуществам ПЛУР по сравнению с другими средствами
уничтожения подводной лодки относятся [69]: доставка БЧ к цели с вы-
сокой скоростью, что повышает вероятность поражения цели, так как
подводная лодка противника не может уйти на значительное расстояние
от того места, где она была обнаружена средствами внешней противо-
лодочной разведки; начало функционирования всех подсистем торпеды
происходит в непосредственной близости от цели, что способствует ус-
пешному проведению атаки; возможность боевого применения практи-
чески при любых погодных условиях днем и ночью; малое время реак-
ции комплексов; ведение залповой стрельбы, повышающей вероятность
поражения подводной лодки. Приведенные данные говорят о перспек-
тивности ПЛУР, как одного из видов авиационного оружия на морском
театре военных действий.

26.4.5.	Основные направления развития радиолокационных
ГСН ПКР

В настоящее время во всех ведущих странах проводятся большие
работы с целью создания новых образцов следующего поколения ПКР, в
том числе с РГС, обеспечивающими высококачественную селекцию целей,
увеличенную скорость обработки данных и лучшую помехозащищенность
[7-10, 56]. Одно из основных направлений таких работ - применение в ра-
диолокационных ГСН антенн с электронным управлением луча. Ожидает-
ся, что реализация этого направления позволит добиться того, что ГСН но-
вого поколения будут удовлетворять требованиям в отношении малозамет-
ности и стойкости к РЭП. Новые ГСН с электронным управлением луча,
реализуемым в ФАР, отличаются повышенной скоростью углового скани-
рования, адаптивностью процесса формирования луча и возможностью
обеспечения высококачественного АСЦРО.

Рассматриваются две концепции построения такой ГСН для ПКР:
одна базируется на применении электронного управления лучом
антенны миллиметрового диапазона в интегральном исполнении на
кремниевой подложке, что позволяет удовлетворить таким требовани-
ям, как высокая скорость сканирования луча, механическая стойкость к
очень высоким уровням ускорения (таким, как при старте ПКР), низкая
стоимость в массовом производстве;

другая основана на использовании цифрового формирования лу-
ча антенны сантиметрового диапазона, что обеспечивает улучшенное
управление мощностью и защиту от РЭП.

Наибольшее внимание разработчики ГСН ПКР нового поколения
уделяют в настоящее время созданию двухрежимных головок, в кото-
рых используются одновременно РЛС сантиметрового или миллиметро-
вого диапазонов и оптический, ТВ, ИК или ультрафиолетовый датчики.
Вместо АРГС миллиметрового диапазона в двухрежимных ГСН
можно использовать лазерный локатор. Исследования западных фирм
показали, что сочетание лазерного локатора с ИК датчиком, форми-
рующим изображение, обеспечивает в двухрежимной ГСН улучшение
характеристик на этапах поиска и сопровождения. Добавление активно-
го лазерного локатора с высоким пространственным разрешением
улучшает распознавание целей в сложной обстановке, даже в условиях
противодействия ИК приборам, и обеспечивает возможность измерения
скорости и дальности, что может быть использовано для улучшения
точности наведения ПКР.

Лазерные ГСН традиционно уступали радиолокационным в даль-
ности действия, степени независимости от погодных условий, защи-
щенности от средств противодействия и от влияния фона со стороны
морской поверхности. Появление тепловизионных датчиков, стойких к
РЭП, использующих температурные, цветовые и размерные факторы
для выделения целей и обеспечивающих улучшенную обработку сигна-
лов, повысило у ТПВ ГСН способность подавления помех от фона. В то
же время преимущество радиолокационных ГСН в дальности действия
стало ослабевать с появлением МЦ с малой ЭПО, буксируемых ложных
целей и т.п. Радиолокационно-инфракрасные ГСН (с пассивным ИК -
датчиком) уже начали использовать в американских ПКР (RAM и др).

Считается, что объединение пассивного и активного датчиков в
одной ГСН не представляет значительных трудностей; сложнее избе-
жать ухудшения характеристик одного из датчиков из-за влияния друго-
го, но в целом преимущества двухрежимных ГСН очевидны, особенно
для ПКР. Применение более сложных и дорогих двухрежимных ГСН
оправдывается достигаемым при этом увеличением боевой эффективно-
сти ПКР, действующих в условиях значительного фона отражений от
местных предметов, особенно при наведении на корабли в сложных фи-
зико-географических условиях.

ИК датчик двухрежимной ГСН может находиться как снаружи
носового обтекателя ПКР, так и внутри его (у так называемых ГСН с
«единой апертурой»). В последнем случае обеспечивается аэродинами-
ческое совершенство формы ПКР, но датчик маскирует часть апертуры
радиолокационной антенны. В условиях применения АРГС такая схема
расположения ИК датчика может оказаться неработоспособной ввиду
высокого уровня мощности радиоизлучения от антенны АРГС (обычно
порядка 250 Вт), в потоке которого оказывается ИК датчик.

Поэтому в ряде конструкций двухрежимных ГСН, например ПКР
«Сяно-Фын II» ВМС Тайваня, в ГСН Sprint франко-германской разра-
ботки с ПРГС и ИК системой - этот датчик имеет боковое расположе-
ние на пилоне. При этом у тайванской ракеты ИК датчик, называемый
254
«модулем автоматического распознавания и сопровождения цели по ее
изображению», находится вне носового обтекателя радиолокационной
антенны и имеет вид небольшого обтекаемого прилива на борту сразу за
обтекателем. ИК датчик ГСН Sprint находится внутри носового конуса
ракеты, в стенке которого устроено боковое ИК окно, защищенное от
аэродинамического нагрева скачком уплотнения, создаваемым головной
частью ПКР.

Серьезной проблемой ГСН с «единой» апертурой является необ-
ходимость наиболее эффективного совмещения в одном изделии
свойств обтекателя радиолокационной антенны и окна для ИК и элек-
тронно-оптических датчиков (например, для оптического окна наилуч-
шей формой является полусфера, обеспечивающая меньший уровень
искажений, тогда как для обтекателя при тех дальностях, на которые
обычно рассчитываются ПКР с радиолокационным наведением, необ-
ходим оживальный профиль, см. рис. 5.4).

Одно из преимуществ систем с общей апертурой состоит в том,
что для ПКР с такой ГСН возможно более быстрое выполнение манев-
ров, чем для ПКР с боковым расположением ИК датчика, поскольку в
последнем случае требуется обеспечивать крен при развороте (чтобы
находящийся сбоку ИК датчик всегда был обращен в сторону цели), и
это несколько замедляет маневр. Один из способов решения проблемы
размещения датчиков в общем носовом обтекателе - применение жест-
ко связанных с корпусом ПКР конформных антенн, освобождающих
внутренний объем носовой оконечности для оптикоэлектронного датчи-
ка и его карданного подвеса.

Согласно проведенным исследованиям, для АРГС и ПРГС в каче-
стве конформной может быть использована антенна на открытых объ-
емных резонаторах, питаемая микрополосковой линией; для ПРГС ре-
комендуется применение конформной спиральной антенной решетки,
изготовленной способом печатного монтажа непосредственно на носо-
вом обтекателе. Углы обзора, обеспечиваемые конформными антенна-
ми, могут намного превосходить те, которые допускаются карданным
механизмом.

Одной из самых больших проблем, связанных с созданием эффек-
тивных в боевой обстановке двухрежимных ГСН, специалисты считают
задачу совмещения (слияния) данных от обеих информационных систем
таким образом, чтобы для их использования не требовалось устранение не-
достоверности результатов математической обработки. Появление на воо-
ружении ПКР с двухрежимными ГСН, у которых будет обеспечено полно-
ценное слияние данных, ожидается не ранее 2010-2015 гг.

Необходимо отметить, что в настоящее время ведутся интенсив-
ные работы по использованию в радиолокационных ГСН режимов син-
тезирования апертуры антенны для обеспечения высокоточного наведе-
ния ракеты на конечном участке траектории [49].

Большое значение придается в настоящее время проблеме умень-
шения ЭПО антенны радиолокационной ГСН. Рассматриваются, в част-
ности, такие способы достижения этого, как установка антенны с элек-
тронным сканированием так, чтобы ее механическая ось была смещена от
осевой линии ракеты, обработка краев антенны радиопоглощающим ма-
териалом, размещение радио поглощающего материала за антенной и т.д.

В более отдаленной перспективе ожидается объединение в одной
ГСН возможностей излучений в двух или более различных областях
электромагнитного спектра и создания многоспектральных ГСН для по-
вышения эффективности боевого применения существующих ПКР. В
ближайшее время могут быть созданы трехканальные ГСН - радиоло-
кационные, ИК и лазерные.

К числу перспективных разработок относят также создание ли-
нии передачи данных, по которой от ГСН будет передаваться на носи-
тель изображение цели в ходе приближения к ней ПКР на конечном
участке траектории, что позволит дистанционно оценить степень пора-
жения МЦ по наблюдаемому перед попаданием элементу конструкции
цели. Например [93], в настоящее время изучается вопрос о модерниза-
ции арсенала ПКР среднего радиуса действия AGM-84 «Гарпун блок 2»,
путем установки линии передачи данных на ПКР. Эта линия передачи
данных позволит операторам вертолетов SH-60 «Си хок»/МН-6О «Пейв
хок» управлять ракетой и вводить целеуказания во время полета ракеты.
Линия передачи данных обеспечивает возможность применения ПКР по
надводным целям вблизи побережья и в районе стоянки в порту. В слу-
чае обнаружения и идентификации цели, на ПКР будет передана коман-
да на поражение, а в случае, если цель не будет идентифицирована, то
будет дана команда на самоликвидацию ракеты. Такая линия передачи
данных позволит также создать ПКР с возможностью барражирования в
заданном районе, которая могла бы в полете оперативно управляться
оператором для идентификации цели и последующей ее атаки. Системы
обмена информацией между ракетами (трансляционно-командная ра-
диолиния, линии связи и передачи сигналов радиокоррекции) [30] и ли-
ния передачи данных между ракетами и носителем позволят обеспечить
единое информационное поле для всех ПКР залпа и БРЛС носителя [6].

При внедрении всех рассмотренных выше новшеств значительно
возрастет обрабатываемый в ИВС поток данных. Функциональные свя-
зи между источниками информации в перспективных ПКР приведены
на структурной схеме, показанной на рис. 26.19. Объединение инфор-
мации от пассивных и активных датчиков в комплексной многорежим-
ной ГСН дает текущую информацию как о самой МЦ, так и об окру-
Рис. 26.19

жающем ее пространстве. Данные, получаемые в САД, несут информа-
цию о текущих собственных фазовых координатах ПКР. Данные, по-
ступающие по линии РК и СОИР, несут информацию о дистанционно
передаваемых с носителя или других ПКР командах управления. Сведе-
ния, заложенные в память ИВС перед пуском, информируют об опор-
ных (эталонных) изображениях атакуемых целей и изображениях под-
стилающей поверхности по маршруту полета ПКР, которые использу-
ются в корреляционно-экстремальных системах наведения, рассмотрен-
ных ранее.

При внедрении рассмотренных выше новшеств значительно воз-
растет объем информации, обрабатываемый в ИВС. В результате по
сложности и объему решаемых задач приведенная ИВС приближается к,
так называемым, интеллектуальным системам [9].

9—1878
ГЛАВА 27. АЛГОРИТМЫ ТРАЕКТОРНОГО
УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ
В РЕЖИМЕ УКЛОНЕНИЯ ОТ УПРАВЛЯЕМЫХ
СРЕДСТВ ПОРАЖЕНИЯ

Снижение потерь боевых самолетов является одним из основных
направлений совершенствования авиационной техники [31]. В рамках
этого направления используется совокупность различных приемов и
технических решений, к наиболее употребляемым из которых относят-
ся: использование средств РЭП, включая СВЧ оружие функционального
поражения [18, 21], применение различных ловушек, огневого уничто-
жения угрожающих средств поражения и специальных маневров укло-
нения, выполняемых с различной степенью участия летчика. Следует
отметить, что из всех этих направлений одним из самых универсальных
и основных является использование маневров уклонения (противора-
кетных, противозенитных, противоистребительных). Универсальность
этого способа обусловлена тем, что он одинаково эффективен против
ракет с любыми типами систем самонаведения (радиолокационными:
активными, полуактивными, пассивными, тепловыми и т.д.). Среди
возможных маневров уклонения можно выделить эмпирические, про-
граммные и адаптивные. При использовании эмпирического варианта
решение о начале и виде маневра принимает летчик, управляющий са-
молетом, как правило, в ручном режиме. Эффективность такого уклоне-
ния зависит от опыта, интуиции и реакции летчика. Программные ма-
невры уклонения выполняются, как правило, в принудительном порядке
при достижении определенных рубежей до средств ПВО или опреде-
ленном расстоянии до управляемого средства поражения (УСП). При
использовании адаптивных маневров, выполняемых, как правило, в
автономном режиме, их вид зависит от текущего взаимного расположе-
ния защищающегося самолета и УСП [2].

О важной роли, которую играют маневры уклонения при реше-
нии задач снижения боевых потерь самолетов, свидетельствует тот
факт, что в США с конца 80-х годов разрабатывается программа ICASS,
в рамках которой режимы уклонения являются одними из самых при-
оритетных [31]. Воздушный бой с современными истребителями про-
тивника предусматривает такое многообразие оборонительных и насту-
пательных маневров, способов выбора моментов пуска управляемых
258
ракет, способов выбора моментов и типов помехового противодействия
информационным каналам противостоящего самолета и атакующей
ракеты противника, что успешное его проведение требует безусловной
интеллектуальной поддержки.

Исследования задач уклонения в игровой постановке проводились в
работах [16, 88]. Для случая линейной дифференциальной игры на плоско-
сти получено, что оптимальной стратегией преследования является полет
по кривой погони, а оптимальной стратегией самолета-цели - убегание по
линии визирования. Все эти выводы относятся к линейным моделям само-
лета и ракеты. В нелинейной игре преследования выполнить синтез опти-
мальных стратегий в замкнутой форме не удается.

Аналитические исследования задачи уклонения рассматривались
в ряде работ [16, 42]. В [41, 88] определены некоторые условия сущест-
вования вариантов ухода. Один из результатов исследования [88] состо-
ит в том, что оптимальное управление боковой перегрузкой включает в
себя периодические переключения с одного ограничения на другое.

Эффективность маневров уклонения базируется на двух особен-
ностях систем наведения ракет: на инерционности самих ракет и их
систем управления и на специфике обработки сигналов в головках са-
монаведения. В соответствии с первой особенностью всегда имеет ме-
сто запаздывание реакции ракеты на маневр поражаемой цели. Приве-
денные исследования показали [42], что использование факта запазды-
вания реакции У СП особенно эффективно, если интенсивный маневр
уклонения выполняется за 1...2 с до подхода ракеты к дальности Дь
окончания управления (дальности ослепления) (п. 5.2.4 [45]). Однако
следует подчеркнуть, что в современных ракетах с полуактивными ГСН
Дк—*0 за счет формирования сигналов управления на основе информа-
ции, полученной в вычислителе псевдокинематического звена на основе
обработки результатов измерений составляющих собственного ускоре-
ния (§§ 25.2, 25.3). Ракеты с активными головками самонаведения также
имеют очень малые дальности окончания самонаведения. Кроме того,
современные ракеты класса «воздух-воздух» обладают очень большим
диапазоном располагаемых перегрузок, позволяющим реагировать на
маневр преследуемого объекта с очень малым запаздыванием [74].

Более целесообразным является использование второй особенно-
сти, позволяющей совершать эффективный маневр уклонения на любом
расстоянии до ракеты. Это направление основано на целенаправленном
выполнении самолетом таких маневров, при которых либо нарушаются
условия его обнаружения в РГС, либо возникают производные отслежи-
ваемых дальностей, скоростей и углов с порядком, превышающим по-
рядок астатизма следящих измерителей ракеты. Поскольку на ракетах
используют измерители с астатизмом, не превышающим второй поря-
док [46], то достаточно выполнить маневр, в процессе выполнения ко-
торого появляются производные дальности, скорости и бортовых пелен-
гов третьего порядка. При выполнении такого маневра в следящих из-
мерителях с астатизмом второго порядка возникают нарастающие во
времени динамические ошибки. При ограниченной ширине рабочих
участков дискриминационных (пеленгационных) характеристик нарас-
тание динамических ошибок в конечном счете приводит к срыву сопро-
вождения.

Особенно актуальна задача уклонения при наведении УСП с теп-
ловыми ГСН в заднюю полусферу. Это обусловлено трудностью обна-
ружения такой ракеты из-за отсутствия радиоизлучения. Кроме того,
при наведении УСП в заднюю полусферу затруднено применение про-
тив них средств огневого поражения.

В связи с этим весьма актуальной является задача разработки ал-
горитмов траекторного управления самолетом в режиме уклонения от
средств поражения, наводимых в заднюю полусферу. Следует отметить,
что в процессе решения этой задачи могут быть использованы различ-
ные процедуры формирования требуемых траекторий уклонения с раз-
личным количеством фазовых координат (дальности, скорости и борто-
вых пеленгов), для которых реализуются третьи и более высокие произ-
водные при использовании различных органов управления.

Более простой разновидностью этого варианта уклонения от
управляемых средств поражения является обеспечение полета самолета
по такой траектории, при которой конечный промах (7.54) превышает
заданное значение, определяемое эффективным радиусом поражения
боевой части ракеты.

Многовариантность описания процедур траекторного управления
в режиме уклонения приводит к чрезвычайному разнообразию исполь-
зуемых методов синтеза управления.

Выбор методов синтеза управления в режиме уклонения во мно-
гом обусловлен как формой описания математической модели самолета
и ракеты, так и классом управления, получаемого в процессе его синтеза.
Как правило, модель самолета и ракеты описывается обычными диффе-
ренциальными уравнениями в виде (13.11). Наиболее широко исполь-
зуемым методом синтеза управления динамическими системами являет-
ся метод, получаемый в процессе решения известного уравнения Белл-
мана-Стратоновича [90].

В приложении к линейным системам данный метод имеет не-
сложную физическую интерпретацию, обладает простотой и наглядно-
стью процедуры оптимизации. Однако все известные процедуры синте-
за [45] обладают двумя существенными недостатками. Во-первых, уп-
равления, получаемые в результате решения краевой двухточечной
задачи, являются функцией времени, т.е. u=u(t). Во-вторых, реализация
его в реальном масштабе времени является весьма сложной проблемой.

В настоящее время при разработке систем автоматического
управления различного назначения все большее распространение полу-
чает метод синтеза управления, основанный на критерии минимума
обобщенной работы [35, 77]. Этот метод, разработанный А. А. Красов-
ским, позволяет существенно снизить потребные вычислительные за-
траты при синтезе управления нелинейными системами и обеспечить
равный объем вычислений для каждого «шага» управления.

Анализ различных подходов к синтезу управления по критерию
минимума обобщенной работы показывает, что использование их в
задаче уклонения самолета от У СП является достаточно проблематич-
ным. Это связано, прежде всего, с необходимостью решения сложного
функционального уравнения и невозможностью учета особенностей
построения ИВС ракеты непосредственно в законе управления самоле-
том. Кроме того, не все постановки задачи управления самолетом в
режиме уклонения от УСП могут быть сведены к оптимизации одного
формализованного функционала качества.

Весьма перспективным направлением решения задачи уклонения
является использование математического аппарата концепции обратных
задач динамики [38, 84].

27.1.	ОСНОВНЫЕ СООТНОШЕНИЯ МЕТОДА СИНТЕЗА
УПРАВЛЕНИЯ НА ОСНОВЕ КОНЦЕПЦИИ

ОБРАТНЫХ ЗАДАЧ ДИНАМИКИ

Основные процедуры синтеза управления рассмотрим для нели-
нейного объекта управления, которым и является самолет в режиме
уклонения от УСП.

Постановка задачи. Пусть управляемая динамическая система
описывается векторным, в общем случае, нелинейным дифференциаль-
ным уравнением

x(t) = f(x,a,u, t),	(27.1)

где x(t) - n-мерный вектор состояния; u(t) - m-линейный вектор управ-
ления; а - q-мерный вектор параметров; f( ) - известная, непрерывно
дифференцируемая по своим аргументам вектор-функция.

Требуется найти управление u(x,t), переводящее систему (27.1) из
произвольного начального состояния x(to)=xo в заданное конечное состоя-
ние x(tk)=xk по «траектории» уж(1) с минимумом функционала качества.

1	= ф(х,уж,иД	(27.2)
где уж(0 - заданная траектория движения, размерность которой соот-
ветствует числу степеней свободы системы (27.1), определяемому коли-
чеством компонент вектора управления.

На координаты вектора состояния x(t) накладываются дополни-
тельные ограничения в виде [84]

FT(x,yM,t) = 0,	(27.3)

где FT - векторная функция, размерность которой совпадает с размерно-
стью вектора желаемых координат состояния уж(0-

Пусть в момент времени t=to справедливо условие (27.3), тогда
оно должно выполняться и при t>to. Если (27.3) не выполняется, то оно
преобразуется к виду

lim Ет(х,ужл) = 0.	(27.4)

t->00

Смысл ограничений (27.3), (27.4) заключается в следующем. При нахо-
ждении объекта управления на некоторой гиперповерхности
Гт(х>Уж.0=° он будет находиться на ней при любом t>to- С другой
стороны, если в начальный момент объект расположен либо «ниже»,
либо «выше» гиперповерхности, т.е. FT(x,yM,t)*0 , то за счет u(t) объ-
ект асимптотически будет к ней стремиться.

Следует заметить, что закон стремления функции FT( ) к нулю
определяется условиями самой задачи, например, требованиями апе-
риодического характера изменения ошибки, либо условиями физиче-
ской реализуемости управления u(t).

Решение задачи. Рассмотрим случай, когда система является не-
линейной по уравнению

x(t) = <p1(x)+<p2(x,u)>	(27.5)

где ф1(х), ф2(х,и) - известные векторозначные функции. Функционал
качества (27.2) запишем в интегральной форме

1 = ‘]фт(*>Уж,«)а,	(27.6)

to

в которой Фт(х,уж,и) - неотрицательная функция.

Не нарушая общность рассуждений, выберем ограничения (27.3)
в виде разности между вектором уж и соответствующими компонентами
вектора x(t) [84]

Б’т(х>Уж)=[хп1 "Уж1 хп2“Уж2 - Хпт-УжтГ- (27.7)
Заметим, что в (27.7) индексы nj у компонентов вектора x(t) удовлетво-
ряют условиям 0<nj<n, nj^nj, если]*!.
Предположим, что любая из управляемых координат xnj, j = l,m

связана с соответствующим управлением щ, i= l,m r-мерным диффе-
ренциальным уравнением, где r=n/m. Тогда ограничение (27.4) может
быть представлено в виде векторного линейного дифференциального
уравнения порядка г

FT(r) + Ar_!FT(r_1) +... + A0FT = 0,	(27.8)

где Aj, j = O,(r-l) - любые матрицы размерности mxm, обеспечи-
вающие устойчивость решения (27.8).

Задачу поиска оптимального управления будем решать в два эта-
па. На первом этапе синтезируется управление в виде параметрической
функции векторов x(t) и yx(t) в предположении, что матрица параметров

Р = [Л0 Л! Л2 ... АГ_,Г

известна точно. Второй этап связан с параметрической оптимизацией
управления и(уж,х,р) исходя из минимума функционала (27.6).

Первый этап. Учитывая вид объекта управления (27.5), ограни-
чение (27.8) можно записать в виде [84]

Dr +Ar_1Drl +...+A1D1 + A0FT(x,yJ = £ Yj,	(27.9)

j=i

где

D2=Id(ld(FT(x,yJ))=Id(DI);

Dr =Id(ld(ld—(ld(FT(x,yM)}..)))=Id(Dr_1);

Id - оператор дифференцирования, определяемый соотношениями

Id (Ft(*> Уж)) = 5Ег<?Уж) =	[<Р1 (*> t) + Ф2(х, и)],

(Л ох

Id(Dl) = ^[^-(<Pl(x,t)+<P2(^“))+^-(<Pl(^t)+<P2(^“))+^^^“ >
ox L ох	ох	ои

Yj=Ajy2\ j= l,r , причем Ar=E.
Разрешая (27.9) относительно неизвестного вектора u(t) и его
производных, получаем

u(r-1)(t) + Br_2u(r-2)(t) +... + воф2 (х, u) = q(x, уж ),	(27.10)

где: Bj, j = 1, (г - 2) - матрицы порядка mxm, полученные из (27.9); Во
- матрица порядка mxm; q(x,y») - вектор размерности т. Матрицы Bj и
вектор ц(х,уж) получены приведением подобных членов при преобразо-
вании (27.9).

Уравнение (27.10) представляет собой векторное нелинейное
дифференциальное уравнение порядка г относительно искомого управ-
ления u(t). Если вектор ф2(х,и) линейный по управлению, то уравнение
(27.10) можно записать в виде системы Коши

u(t) = Bu(t)+Cyq(x,yJ,	(27.11)

где u(t)=kw «гСО •• «г-1 (о? - вектор размерности mxrxl, первые m
компонент которого и представляют искомый вектор уравнения
u(t)=ui(t); В - матрица, имеющая форму матрицы Фробениуса, причем
ненулевые элементы последних m - строк составлены из матриц Bj; Су -
матрица; ц(х,уж) - правая часть исходного вектора управления.

Заметим, что для некоторого класса задач функцию Р(х,уж) мож-
но выбрать так, что аналитическая связь между регулируемой коорди-
натой и управлением обеспечивается уже при решении уравнения

F(x,yJ + AoF(x,yJ = O.

Если управление u(t) входит линейно в правую часть уравнения
состояния, т. е.

х(0 = Ф1(х) + Су(хН0,	(27.12)

то уравнение (27.11) преобразуется к виду

С (x)u(t) = -A0F(x, Уж )-	[ф1 (х)- Уж (t)] •	(27.13)

ох	ох

5F

Матрица —Cv(x) имеет свой полный ранг, так как система (27.12)
Эх у

является управляемой, следовательно, матрица

Q(x) = CT(xWT^C(x),

V 7 V tSxJ Эх V 7

представляющая собой матрицу Грама, имеет обратную матрицу.
Тогда уравнение (27.13) можно разрешить относительно искомо-
го управления

u(t) = Q-'(x)cT(XW Г_ЛоР(х,уж)-^[Ф1(х)-уж]1. (27.14)
|_otJ [_	от

Управление (27.11) является функцией неизвестных Aj,
j = 0, г - 2 , которые определяются в результате оптимизации функцио-
нала качества (27.2). Следует заметить, что оно определяет только
структуру закона управления. Получение конкретных значений сигна-
лов управления (27.11), (27.14) осуществляется на втором этапе, на ко-
тором решается задача параметрической оптимизации.

Второй этап. Не нарушая общности рассуждений, рассмотрим
систему, у которой управляемая выходная координата определяется
только одним управлением. Другими словами, рассматривается система,
число степеней которой совпадает с числом управляемых координат.

Тогда произвольную выходную координату x(t) при условии, что
y*=const, можно описать линейным дифференциальным уравнением вида

x(t) = Axx(t)+byM,	(27.15)

где Ах - матрица Фробениуса, у которой элементы последней строки
определяются параметрами Xj,j = O,n-l; b - вектор-столбец, все эле-
менты которого равны нулю, кроме последнего.

Решение (27.15) можно записать в виде

ni 1 /	1 -1 и ♦	\

xl=ZZ(cjtj е j + со),	(27.16)

j=li=l

где lj - величина кратности j-ro корня, kj - корни характеристического
уравнения n-ой степени. Заметим, что величины lj удовлетворяют усло-

вию = п. В общем случае коэффициенты q, kj - функции парамет-
j=i

ров Хр, р = 0,п -1 и начальных условий.

При определении параметров Хр подставим решение (27.16) в
(27.6). В этом случае функциональное уравнение преобразуется в пара-
метрическое, оптимизация которого не представляет трудности. Неиз-
вестные коэффициенты находятся из решения системы нелинейных
уравнений

^i = o, j = 0,1,2,....

Эк; J
В вычислительном плане реализация закона управления нелинейными
системами существенно проще, чем, например, для метода динамического
программирования. Основным достоинством метода обратных задач дина-
мики является то, что управление u(t) можно получить в виде явной функ-
ции, зависящей и от вектора состояния x(t) и от параметров системы.

Если управление u(t) представляет собой векторную функцию, то
его оптимальное значение в общем случае определяется решением
уравнения (27.11).

27.2.	УРАВНЕНИЯ СОСТОЯНИЯ ОБЪЕКТА

Синтез управления на основе концепции обратных задач динамики
базируется на том, что объект управления описывается системой обыкно-
венных дифференциальных управлений. Задача уклонения от УСП предо-
пределяет необходимость выполнения самолетом достаточно энергичных
маневров в процессе полета. Это обстоятельство диктует потребность, во-
первых, достаточно полного описания движения самолета, во-вторых, уче-
та реальных ограничений на фазовые координаты и управление.

Кроме того, специфика режимов уклонения предопределяет необхо-
димость использования модели силовой установки самолета и наводимой
ракеты. В дальнейшем считается, что самолет представляет собой твердое
тело, а ракета аппроксимируется некоторой передаточной функцией.

27.2.1	Модель кинематического звена «самолет-ракета»

Рис. 27.1

При определении матема-
тической модели движения сис-
темы самолет-ракета принимают
следующие допущения: маневры
уклонения совершаются в гори-
зонтальной плоскости; масса
самолета изменяется в зависимо-
сти только от режима работы
двигателя; управление ЛА осу-
ществляется через угол крена
самолета и тягу силовой уста-
новки или ручку управления
двигателем.

Геометрия взаимного по-
ложения самолета и ракеты, оп-

ределяющего связь их координат абсолютного и относительного движе-
ния, показана на рис. 27.1.

Тогда в замкнутом виде уравнения движения самолета и ракеты
определяются следующей системой
Д = Vc cos(ep - V|/c )- Vp cos(ep - v|/p),

Vc = q(nxc - sin 0C),

Vp=<l(nxp-sinep),

ep=cop,

wp = (- 2Д®p + [vp sin(ep - ц/p)- Vc sin(ep - yc)] +

+ [vccos (ep - ус)ф c - Vpcos (ep - Vp p ] }д (27.17)

q

Vc =-----------nvc Sin Yc ,

Yc VCCOS0C yc Гс’

q

фс=шс-фс,

<Pp=<Op-Vp,

где Vc, Vp - скорости полета самолета и ракеты. Соответственно; фс, фр
- путевые углы самолета и ракеты; пхс, пхр - продольные перегрузки,
действующие на самолет и ракету; ус, ур - углы крена самолета и ракеты;
ер - угол линии визирования «самолет-ракета»; шр - угловая скорость
линии визирования; Д - относительная дальность; q=9,81 м/с2 - ускоре-
ние свободного падения.

Отметим, что вектор состояния системы (27.17) может быть пол-
ностью измерен либо восстановлен. Действительно, если измеряются Д,
Д, фс и фс, то угол визирования ер может быть вычислен по результа-
там косвенных измерений. Кроме того, считаем, что координаты движе-
ния самолета Vc, фс, пхс, ус, 0С - измеряются, а ракеты Vp, фр, п^, ур -
восстанавливаются (оцениваются).

27.2.2.	Модель силовой установки

В задачах уклонения самолета от УСП возникает необходимость
управления скоростью полета в широком диапазоне ее изменения. При
решении задачи управления скоростью полета уже недостаточно иметь
модели силовой установки в виде (15.1) из-за приближенного представ-
ления её динамических и статических характеристик. Модель (15.1)
адекватно отражает реальные свойства объекта в достаточно малом
диапазоне изменения тяги силовой установки. Одним из основных тре-
бований, предъявляемых к моделям силовой установки, является точное
описание взаимосвязи тяги и положения ручки управления 5Т (дрос-
сельных характеристик) и динамических характеристик.

Для задач динамики полета, сопровождающихся интенсивным
изменением скорости, в качестве модели силовой установки используют
соотношение [85]

Рд(0=а(к5т(О-Рд(О)+Ь(к5т(О-Рд(О)2,	(27.18)

где Рд - эффективная тяга, полностью используемая для создания уско-
рения самолета; k=k(H,M,5T) - коэффициент усиления, зависящий от
высоты Н, числа М полета и положения ручки управления двигателем
5Т; а, b - коэффициенты, значения которых отражают динамические
свойства объекта.

Уравнение (27.18) имеет смысл только при выполнении условия

k8 — Р < Р — Р

*д —*дтзх 1 дмг ’

где РдмГ - тяга полетного малого газа; Рдтах - максимальное значение
тяги двигателя.

Ошибки в определении тяги на динамических режимах опреде-
ляются точностью представлений коэффициентов а(Н,М) и Ь(Н,М), а на
статических режимах - коэффициентом k=k(H,M,5T).

27.2.3.	Модель состояния ракеты «воздух-воздух»

Ниже будет рассмотрена упрощенная модель ракеты «в-в», адап-
тированная под решение задач уклонения самолета от управляемых
средств поражения.

Для наведения ракет «в-в» чаще всего используют разновидности
метода пропорционального наведения [46]. Достоинствами МЛН, пре-
допределяющими его широкое использование, являются всеракурсность
и всевысотность применения, а также практически прямолинейная тра-
ектория наведения [46].

При использовании классической разновидности этого метода
параметр рассогласования для одной плоскости управления формирует-
ся по правилу (7.32)

А = Jt “ jp = N0Vc6cOp - jP ,

в котором: jT-jp - соответственно требуемое и фактическое поперечное
ускорение в плоскости управления; No - навигационный параметр; Vc6 -
скорость сближения ракеты с целью; - угловая скорость линии визи-
рования цели в плоскости управления.

Следует отметить, что модель ракеты «в-в», определяемая урав-
нениями (15.38)—(15.46) и соответствующей им структурной схемой,
приведенной на рис. 15.6, требует учета специфических особенностей ре-
жимов уклонения целей. С одной стороны, она является излишне полной,
поскольку в процессе наведения на уклоняющуюся цель вполне достаточно
использовать о ней более простые представления, основанные, в частности,
на аппроксимации всей совокупности уравнений (15.38)—(15.45) эквива-
лентным инерционным звеном. При таком подходе в качестве операторной
модели может быть использовано соотношение

1

ТрэР +1

jp(p)=jT(p)

(27.19)

где Трэ - постоянная времени эквивалентного звена, значение которой
зависит от типа ракеты; р - параметр преобразования Лапласа.

С другой стороны, уклонение предопределяет необходимость
учета изменений скорости ракеты в процессе перехвата. В общем случае
скорость полета ракеты зависит от режима работы ее двигателя. Обычно

имеют место три скоростных режима.

Первый режим свя-
зан с увеличением скорости
за счет активного использо-
вания энергии топлива.
Второй режим изменения
скорости обусловлен ис-
пользованием его остатков.
Третий режим характеризу-
ет уменьшение скорости
ракеты в процессе преодо-
ления сопротивления воз-
духа, которое зависит от

высоты полета, ее геомет-

рических размеров и начальной скорости. Типовой график изменения
скорости полета ракеты приведен на рис. 27.2.

Для типовой ракеты класса «воздух-воздух» аналитическое описание
процесса изменения скорости полета может быть представлено в виде

Vo+Fjt,

Vp =< Vo+F]t + F2(t-t0),

Vo Fj^t tpa,

если! < t0;

если t0 < t < tpa;
ecnHt>tpa,

(27.20)

где Fb F2, F3 - баллистические коэффициенты разгона на начальном и
маршрутном участках и торможения на конечном этапе; to — время ак-
тивного участка; tpn=to+tM - время работы двигателя ракеты; t - время
маршрутного полета; Vo - начальная скорость ракеты, равная скорости
полета носителя.

Баллистические коэффициенты могут быть аппроксимированы
либо линейными, либо нелинейными функциями, зависящими от высо-
ты и скорости полета.

Еще одной особенностью процедур наведения ракет «воздух-
воздух», оказывающей значительное влияние на возможность уклоне-
ния цели за счет маневра, является наличие дальности Дк окончания
управляемого полета, именуемой также дальностью ослепления (рис.
5.6, [45]). Следует отметить, что конкретное значение этой дальности,
зависящее от типа системы наведения ракеты и используемых в ней
измерений, имеет тенденцию к постоянному уменьшению [31].

При достижении Ди закон управления ракетой может формиро-
ваться следующими способами.

Первый способ связан с «замораживанием» измерений о пара-
метрах движения цели-самолета. В этом случае имеем:

. /ч [N0Vc6w 12,	еслиД>Дк;

jT12(0=i	/ \	/ ч	(27.21)

еслиД^Дк.

Здесь величины Усб(Дк) и сор12(Дк) определяются как V^t^V^,
при Д=Дк, oPi,2(t)=o)p!,2 при Д=Дк, а индексы 1 и 2 определяют принад-
лежность координаты к плоскостям управления 1 и 2 (рис. 7.9).

Второй способ управления ракетой на конечном этапе наведения
связан с прогнозированием скорости сближения Vc6 и угловой скорости
линии визирования шр (§§ 25.2, 25.3) по моделям, которые, как правило,
описываются либо линейными, либо квадратичными функциями време-
ни. Коэффициенты этих функций вычисляются на интервале времени,
когда текущая дальность до цели, или в данном случае до самолета,
больше Дк.

Для задачи уклонения наиболее неблагоприятным является закон
управления ракетой в виде (27.21). Поэтому в дальнейшем будет иссле-
доваться только данный подход к прогнозированию ускорения ракеты.

27.3.	АЛГОРИТМЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ

В зависимости от условий полета самолета и ракеты, а также от
располагаемых органов управления в горизонтальной плоскости воз-
можны два основных варианта управления уклонением.

Первый вариант управления предполагает уклонение самолета за
счет срыва автоматического сопровождения самолета-цели измерителя-
ми ракеты.
Второй вариант управления направлен на достижение заданного
промаха в процессе маневра уклонения в одной плоскости.

Как правило, измерители дальности и углов ракеты обладают аста-
тизмом не выше второго порядка. В таких измерителях ошибки сопровож-
дения пропорциональны вторым производным отслеживаемых координат
(дальности и углов). Если в законе изменения дальности между наводимой
ракетой и самолетом-целью и бортового пеленга цели с ракеты будут иметь
место третьи и более высокие производные, то в дальномере и угломере
ракеты появятся нарастающие динамические ошибки сопровождения. По-
скольку временной дискриминатор и пеленгатор ракеты имеют ограничен-
ные линейные участки (см. рис. 3.3), то срыв сопровождения по дальности
или углам, обусловливаемый нарастающими динамическими ошибками,
становится лишь вопросом времени.

Следует подчеркнуть, что реализация такого закона уклонения
требует выполнения достаточно сложных маневров.

Вместе с тем можно предположить, что уклонение самолета, обе-
спечивающее появление промаха (7.52)-(7.54), позволит выполнить эту
операцию при менее сложных законах маневрирования.

Ниже будет выполнено синтезирование законов уклонения, обес-
печивающих на ракете срыв сопровождения по дальности, по угловым
координатам, заданную величину промаха при управлении только боко-
вым ускорением и при одновременном управлении скоростью полета
самолета и боковым ускорением.

27.3.1	Синтез управления самолетом, обеспечивающего
НА РАКЕТЕ СРЫВ СОПРОВОЖДЕНИЯ ПО ДАЛЬНОСТИ

Целью синтеза является разработка такого управления самоле-
том, при котором в законе изменения дальности, измеряемой ракетой,
имели бы место третьи производные, не равные нулю.

Синтез управления будем выполнять на основе метода обратных
задач динамики. При этом будет полагаться, что в ракете, наводимой по
методу пропорционального наведения (27.21), используется активная
радиолокационная головка самонаведения, в состав которой входит
дальномер со следящей системой с астатизмом второго порядка.

В математическом плане постановка задачи формулируется сле-
дующим образом. Для объекта (27.17) требуется определить управление
ус такое, чтобы обеспечить д3Д/д13 ^0. Учитывая, что угол курса са-
молета \|/с в горизонтальном полете определяется решением уравнения

= - -^-Пус sin Yc,	(27.22)
целесообразно записать уравнение, связывающее дальность Д(0 с углом
крена ус. Продифференцировав в (27.17) уравнение для Д((), в предпо-
ложении, что Vc и Vp постоянны, получаем

Д(0 = -Vc sin(ep - К|/с)(Ёр -vj/c) + Vp sin(Ep — <|/р)(Ёр — vj/p).

С учетом (27.22) уравнение для jj(t) преобразуется к виду

fl(t) = -Vccop sin(Ep -vc)-qnycsin(sp -yc)sinyc +

Уравнение (27.23) в дальнейшем будем рассматривать как уравнение
объекта управления. Заданное значение д3Д/ dt3 может быть обеспечено
выбором некоторой функции Д/t), например, в виде полинома

at2 at3

Дт (t) = До + Vot +	(27.24)

2 о
или в виде гармонической функции

Дт(0 = До + Ао sin ®ot >	(27.25)

где а, а , Vo, Ао, ©о - известные величины, обеспечивающие требуемый
закон изменения Дт(0; До - начальное значение дальности.

Нетрудно видеть, что оба закона изменения ДХО обеспечивают
ненулевые третьи производные, определяемые соответственно соотно-
шениями

Д(0 = а;	ДО) = -Аосоо cos <оо t.

При достаточно малых значениях ш0 оба закона изменения Д/t) являют-
ся эквивалентными. Поэтому в дальнейшем при синтезе управления
конкретный вид Д/t) не определяется, а записывается в виде

flXt)=fXt).

В терминах метода обратных задач динамики уточненная поста-
новка задачи сводится к следующему.

Для объекта (27.23) требуется найти такое управление ус, которое
обеспечивает минимум функционала качества

I = ‘jfo(t)-flT(t)]2dt	(27.26)

О

при ограничении вида

Р(Ц,Дт) = Д(0-Дт(0 = О,	(27.27)
или

lim р(Д,Дт) = О,

(27.28)

где Дт определяется (27.24) или (27.25).

С учетом модели объекта (27.23) закон стремления к нулю функ-
ции рассогласования (27.28) можно записать в виде уравнения

>>2 т~'

+ Х,—+ ХоР(Д,Дт) = О,	(27.29)

at ot

где Х|, Хо - любые положительные известные числа. Раскрывая (27.29) с
учетом (27.23) и (27.27), получаем

-qnycsin(ep -\|/c)sinYc + v(t)+X1[A(t)-AT(t)]+

+ Хо|Д(О-Дт(О]-Дт(О = О,	(27.30)

где

u(t) = Vp sin(ер - k|/p Х©р - фр )- vc sin(ec - ус )cop,	(27.31)

q
a Vp=-v^nyps«iYP-
vp

Уравнение (27.30) является по отношению к ус трансцендентным.
Согласно методики, изложенной в §27.1, решение (27.30) может быть
получено в двух редакциях в зависимости от того, что принято за
управление либо ус, либо sinyc. Если выбрать в качестве управления
sinyc, то оно имеет аналитическое решение:

sinyCT =в;1[хо(ц(0-дт(0)+х1(д(0-дт(0+и(0-дт(0)], (27.32)
где Ву = qnус sin(ep - \|/с), а уст - требуемый угол крена самолета.

В процессе управления может возникнуть ситуация, когда ер=\|/с.
Такое взаимное расположение самолета и ракеты (рис. 27.1) означает,
что любой угол крена самолета в данный момент времени не приводит к
изменению дальности. В этом случае предлагается коэффициент В
представлять в виде

qnycsin(ep -ус), если |ер| > |ц/с + Д|,
Csin\j/c,	если |ер|^|<|/с+Д|,

(27.33)

где С, А - заданные постоянные параметры.

Выбор конкретных значений С и А не имеет принципиального
характера. Это связано с тем, что при условии ер«ц/с требуется макси-
мальное значение угла крена ус для выполнения условий (27.25) или
(27.23). В зависимости от типа самолета максимальный угол крена мо-
жет достигать значение ±90°. Следовательно, значение С может быть
выбрано достаточно большой величиной, т. к. в момент времени to раз-
ность Д(1о)-Дт(1о) может достигать достаточно большой величины.

Закон управления (27.32) определен с точностью до неизвестных
параметров Хо и Хь Другими словами, он определяет только структуру
формирования сигнала управления sinyCT, но не определяет его количе-
ственных значений. Таким образом, получением уравнения (27.32) за-
канчивается первый или структурный этап синтеза закона управления.

Второй или параметрический этап синтеза закона управления
связан с поиском таких значений коэффициентов Хо и Хь которые обес-
печивают экстремальное значение функционала (27.26).

Если ввести обозначения

ДДу(1)=Д0)-Дт(1),

то закон управления (27.32), записанный относительно уст, примет вид

Yc = arcsin(BY1[x0Afl(t)+X1Afl(t) + v(t)- jjT(t)]}.	(27.34)

Подставив (27.32) в (27.23), получим

Д(0 = -Vccop sin(ep - \|/с)- qnyc Sin(ep - \|/c)x

x в;1 [ходд(0+Х,ДД(0+v(t)- jjT(t)]+

+ Vpsin(Ep-\|/pja)p---y-nypsinyp .
k vp	J

С учетом (27.31) уравнение (27.35) преобразуется к виду

д(0+х,дд(0+ходд(г)=о.

(27.35)

(27.36)

Для задач управления характерно общее требование к процессам
устранения начальных ошибок по апериодическому закону. Это означа-
ет, что коэффициенты Хо и Xi должны удовлетворять условию

(27.37)

С другой стороны, решение (27.36) должно быть устойчивым. Следова-
тельно, справедливы следующие неравенства Хо > 0; Aq > 0.

Условие (27.37) обеспечивает устойчивый апериодический ха-
рактер процессов устранения начального рассогласования по закону
274
АД(0 = С1еК1‘+С2еК2‘,

(27.38)

v - +V^i	_ -Х|	_4Х-о .

где К,------------	, К2-	2	,

_ ~Х|	~4А,0	£ _ ~^i	~4А,0

'	2-Д,-4Х0 ’	2	2^] -410

Заметим, что решение (27.38) гарантирует выполнение требова-
ния ДД(0->0 при условии, что Ki<0 и К2<0.

Подставляя (27.38) в (27.26), имеем

I = j(cfe2K,t +2C1C2e^K,+K2^t +C2e^Kzt))dt.

О

(27.39)

Обычно величина tk существенно больше времени переходных
процессов. Тогда в установившемся режиме функционал (27.39) с уче-
том неравенств Ki<0 и К2<0 можно представить в виде

. С? 2С,С2 С?

1=—— +---i-^-+—— .

2К[ К!+К2 2К2

Интеграл (27.39) или его решение (27.40) формально можно запи-
сать в виде функции двух переменных

1=1(х0Л)-

(27.41)

Тогда из (27.41) можно получить два уравнения относительно не-
известных параметров, решение которых и определяет оптимальные
значения Хо и Xi

dtfcoAiLo. fffcoAiLo	(2742)

9Х0	9X1

Здесь следует отметить, что оптимальные значения Хо и Xi полу-
чены без учета энергетических возможностей самолета и ограничений
на отклонения рулевых органов. Учет этих факторов в системе (27.42)
практически невозможен. Следовательно, решение (27.42) следует рас-
сматривать как некоторое начальное или нулевое приближение пара-
метров Хо и Xi к оптимальным значениям. Это обусловлено, прежде
всего, тем, что функционал (27.26) не отражает в полной мере цель
управления. Если целью управления является обеспечение неравенства
нулю S(t), то необходимо функционал (27.26) трансформировать к виду
1 = “[[д(1)-д,(1)]л.

о

Проведенный анализ (27.32) позволяет сделать следующие за-
ключения.

Сигнал управления, обеспечивающий в ракете срыв сопровождения
по дальности, характеризует систему с отрицательными обратными связя-
ми по дальности, скорости сближения к относительному ускорению.

Сигнал управления зависит от ошибок соответствия текущих
значений дальности и двух ее производных их заданным значениям.

Вес ошибок управления зависит от динамических свойств самолета,
определяющих в (27.32) конкретные значения Хо и Xi и условий примене-
ния, определяемых конкретными значениями Д, Д , Д , ер, фс и т.д.

Для формирования сигнала управления (27.32) необходимо, что-
бы в ИВС самолета вычислялись оценки дальности до ракеты, скорости
сближения с ней, угла визирования ракеты, ее курса и ее производной,
угла визирования самолета и его курса, а также скорости полета ракеты
и самолета и угловой скорости линии визирования самолета с ракеты.

В заключение отметим, что для реализации маневра уклонения от
ракеты в ЗПС на самолете необходимо иметь РЛС заднего обзора.

27.3.2.	Синтез управления самолетом, обеспечивающего
СРЫВ СОПРОВОЖДЕНИЯ ПО УГЛОВЫМ КООРДИНАТАМ

Рассмотрим решение задачи синтеза управления самолетом,
обеспечивающего заданное изменение угла визирования фр самолета с
ракеты, при котором d3cpp / dt3 * 0 .

Дифференциальное уравнение для угла визирования ракеты фр,
согласно (27.17), определяется разностью

Фр=®р-Ч/р.	(27.43)

В качестве сигнала управления углом фр принимаем боковое ус-
корение jrc самолета. Для обеспечения связи фр с управлением jrc про-
дифференцируем уравнение (27.43)

фр=®р-<йр-	(27.44)

Подставляя в (27.44) уравнение для сор из (27.17) получаем

Фр =	+ [vp sin фр - Vc sin фс]д-1 -

COS фр	COS фр

-------“jrc +-----“jrc -фп •

Jlv	т p

(27.45)
Задачу синтеза управления jrc можно сформулировать в следую-
щем виде: требуется найти такой закон изменения jrc, который обеспе-
чивал бы неравенство нулю d3(pp / dt3.

В терминах метода обратных задач динамики эта процедура фор-
мулируется следующим образом. Для объекта (27.45) необходимо найти
такое управление jrc, чтобы функционал качества

1Г =‘|ь(фр, jrc)dt	(27.46)

О
был минимальным при выполнении дополнительного ограничения

1тр(фР.Фиг)=0,	(27.47)

в котором функция ь(фр,jrc) является скалярной и не отрицательной.
Представим функцию Цфр, ф ) в виде разности между текущими фр
и заданным фрт значениями:

Р(фр>фрт)=фр-фрт-	(27.48)

Уравнение(27.47) с учетом модели состояния (27.45) может быть
представлено в виде

+ Р,	+ Роf(<pр, Фрт ) = 0 .	(27.49)

dt ut

Подставив (27.45) в (27.49) получим

2Л Г-	•	cosQn

—yj-®p + 1Ур sin фр - Vc sin фс]Д”----^-Ljrp +

rA	rA

д jrc — Фр — Фрт -*"Р1(фр “Фрт)+ ₽о(фр — Фрт) = 0 •
гА

Если в канале управления ракетой реализуется закон пропорцио-
нального сближения, то закон управления самолетом определяется
уравнением

Jrc = {[- Ро(фр -фрт)-Р1(фр - фрт)]-Д’1 - COS A\|/pNoVc6COp +

+ 2Дсор - [vp sin фр - Vc sin фс]+фртД - фрд}со8_1 фс.	(27.50)
Закон управления можно упростить, если принять Vp = О а
ц/р = ер - фр. Тогда имеем

+ 2Дсор - шрД + <ррД + Vc sin срс }cos 1 фс.	(27.51)

Анализ законов управления (27.50) и (27.51) позволяет прийти к
следующим заключениям.

Область применения получаемого закона ограничена ситуациями,
при, которых фс =€р -фс#{90°, 270°}. Если это условие не выполняется,
то необходимо вводить дополнительные ограничения, аналогичные (27.33).

Сигнал управления зависит от ошибок соответствия фр и фр их
требуемым значениям фрт и фрт, которые могут быть сформированы по
правилам, аналогичным (27.24) и (27.25).

Вес ошибок управления Аф = фр -фрт и Дф = фр - фр,, зависит от
динамических свойств самолета, определяющих значения р0 и рь и от
условий применения, определяющих конкретные значения фазовых
координат.

Для реализации полученного закона управления необходимо, чтобы
в ИВС самолета формировались оценки бортового пеленга самолета с раке-
ты, его производной, угловой скорости линии визирования, дальности,
скорости сближения и углов визирования ракеты, самолета и их курсов.

Как и в п. 27.3.1, при уклонении от ракеты, наводимой в ЗПС, не-
обходимо иметь РЛС задней полусферы.

27.3.3.	Исследование эффективности алгоритма уклонения
САМОЛЕТА, ОБЕСПЕЧИВАЮЩЕГО СРЫВ ЕГО СОПРОВОЖДЕНИЯ

ПО ДАЛЬНОСТИ

Исследование эффективности алгоритма уклонения самолета,
обеспечивающего срыв его сопровождения по дальности, проводилось
по результатам совместного моделирования кинематических уравнений
(27.17), учитывающих связи параметров абсолютного и относительного
движения самолета и ракеты, уравнения силовой установки самолета
(27.18), модели ракеты (27.19)-(27.21) и алгоритма траекторного управ-
ления (27.32). Для получения более наглядного представления о траек-
ториях полета в прямоугольной системе координат кинематические
уравнения (27.17) дополнялись уравнениями счисления пути, как для
самолета, так и ракеты:
xc=Vcsin(pc, xc(o) = xcO;

zc=Vccos<pc, zc(o)=zcO;

xp=Vpsincpp, xp(o) = xpO;	(27.52)

zp=Vpcos<pp, zp(o) = zpO.

Целью моделирования являлось выяснение возможности выпол-
нения маневра, обеспечивающего в ИВС ракеты срыв автоматического
сопровождения цели по дальности, определения возможных ограниче-
ний по условиям применения и потенциальных показателей эффектив-
ности системы управления уклонением.

Моделирование проводилось при условии, что выполняются сле-
дующие допущения:

ракета наводится в заднюю полусферу по методу пропорцио-
нального наведения до дальности Дк окончания управляемого полета;

инерционность ракеты определяется в (27.19) величиной, эквива-
лентной постоянной времени Трэ, которая варьировалось в поле воз-
можных значений;

на ракете установлен дальномер с астатизмом второго порядка с
дискриминатором, ширина 2АДтах линейного участка дискриминацион-
ной характеристики которого определяется длительностью зондирую-
щего импульса активной РГС: 2АДтах=0,5С1и, где С - скорость света, a tH
- длительность импульса;

закон изменения требуемой дальности определяется соотношени-
ем (27.24), коэффициенты которого выбирались с учетом реальных
энергетических возможностей самолета и ракеты;

имеют место ограничения на величину поперечных перегрузок са-
молета и ракеты, при этом диапазон располагаемых перегрузок ракеты в
несколько раз превышает аналогичный диапазон перегрузок самолета;

маневр уклонения осуществляется только за счет крена самолета
без изменения тяги, при этом диапазон углов крена не превышает зна-
чение ±90°;

все фазовые координаты, используемые в ИВС самолета и раке-
ты, измеряются (оцениваются) точно;

срыв сопровождения в дальномере ракеты происходит, если те-
кущая ошибка сопровождения АД превышает половину линейного уча-
стка ДДтах дискриминационной характеристики дальномера.

Эффективность исследуемого алгоритма управления уклонением
оценивалась совокупностью показателей, к которым относятся: теку-
щий промах, текущая ошибка сопровождения самолета цели по дально-
сти, время достижения заданного эффекта (срыва сопровождения) и
величины текущих продольных и поперечных ускорений (перегрузок)

самолета и ракеты.

Моделирование выполнялось в диапазоне дальностей пуска 50-100 км
при скорости полета самолета 0,6-1,2 М и скорости полета ракеты 3-5 М.

Исследования проводились в два этапа. На первом этапе исследо-

вались законы изменения крена самолета, вид получаемых траекторий

Рис. 27.5

уклонений, законы нарас-
тания динамических оши-
бок измерений дальности в
ИВС ракеты. На втором
этапе анализировались
текущие значения пара-
метров собственного дви-

жения самолета при нали-
чии реальных ограничений
на тягу двигателя и откло-
нения рулевых органов.

Анализ результатов
первого этапа исследований
показал, что противоракет-
ный маневр самолета со-
провождается предельными
углами крена с последую-
щим его изменением в дру-
гую сторону (рис. 27.3). В
такой ситуации самолет
совершает маневр типа
«змейки» с поворотом в
сторону ракеты.

Пример такой тра-
ектории при большой
дальности пуска показан
на рис. 27.4. Необходимо
отметить, что приведенный
на рис. 27.4 маневр выпол-
няется при d3(Hr/dt=3M/c3.
Однако, из-за ограничений
по крену на практике были
реализованы меньшие зна-
чения скорости изменения
ускорения, эволюции ко-
торых во времени при
различных скоростях полета ракеты приведены на рис. 27.5. Графики
изменения динамической ошибки сопровождения дальномером ракеты
уклоняющегося самолета приведены на рис. 27.6.

Следует отметить, что время достижения заданного эффекта (сры-
ва сопровождения) при прочих равных условиях зависит от длительно-
сти зондирующего импульса РГС ракеты. Так при средних и малых
дальностях пуска и достаточно больших длительностях зондирующих
импульсов динамическая ошибка дальномера не успевает вырасти до
значений АДтах (см. рис. 27.6), обеспечивающих срыв сопровождения, и
ракета успевает поразить цель. График зависимости текущего промаха
h, определяемого соотношением (7.53) для средней дальности пуска,
приведен на рис. 27.7. При малых длительностях зондирующих импуль-
сов самолету удастся уклониться от ракеты за счет срыва в ней сопро-

вождения по дальности.

Целью второго эта-
па исследования являлось
выяснение величины воз-
можного уменьшения
скорости самолета, обу-
словленного неизменно-
стью тяги при маневре, и
определение величин по-
перечных ускорений само-
лета, при которых совер-
шается маневр уклонения
в горизонтальной плоско-
сти. На рис. 27.8 приведен
пример зависимости ско-
рости полета самолета от
времени маневра, а на
рис. 27.9 зависимость от
времени текущего боково-
го ускорения. Анализ ре-
зультатов исследования
второго этапа позволяет
прийти к заключению, что

Рис. 27.8

скорость полета самолета

падает не более чем на тридцать процентов от первоначальной, что
позволяет уверенно выполнять маневр, а величины боковых ускорений
не выходят за пределы допустимых значений.

В целом, по результатам проводимых исследований можно сде-

лать следующие выводы.
Рассмотренный алгоритм траекторного управления дает возмож-
ность в процессе уклонения от ракеты, наводимой в ЗПС, реализовать
значения d3 Д/dt ^0, что приводит к нарастанию динамических оши-
бок в дальномерном канале У СП.

Маневр уклонения, выполняемый в горизонтальной плоскости
при фиксированной тяге двигателя, не приводит к значительной потере
скорости полета самолета и выполняется в диапазоне располагаемых им
перегрузок.

Рассматриваемый алгоритм имеет ограничения на условия при-
менения, обусловленные отсутствием требуемого эффекта уклонения
при 8р=Ц/с.

В рамках заданных ограничений, накладываемых на тягу двига-
теля и диапазон углов крена, возможен срыв сопровождения по дально-
сти в ИВС наводимой ракеты. Как правило, в реальном располагаемом
временном интервале наведения УСП возможность срыва определяется
шириной рабочего участка характеристики временного дискриминатора
РГС (длительностью ее зондирующих импульсов).

27.3.4.	Исследование эффективности алгоритма

УКЛОНЕНИЯ САМОЛЕТА, ОБЕСПЕЧИВАЮЩЕГО СРЫВ ЕГО
СОПРОВОЖДЕНИЯ ПО НАПРАВЛЕНИЮ

Эффективность рассматриваемого способа уклонения исследова-
лась в процессе совместного моделирования кинематических уравнений
(27.17), уравнений силовой установки самолета (27.18), уравнений раке-
ты (27.19)-(27.21), алгоритма управления (27.50) и уравнений счисления
(27.52).

Целью моделирования являлось выяснение возможности выпол-
нения эффективного маневра уклонения самолета от ракеты за счет
срыва в ней автоматического сопровождения по угловым координатам,
определение возможных ограничений, накладываемых на самолет, и
определение потенциальных показателей эффективности системы
управления самолетом.

Моделирование проводилось при условии, что соблюдаются все
общие допущения, принятые в п. 27.3.3. Кроме того, считалось, что на
ракете установлен угломер с астатизмом второго порядка с моноим-
пульсным пеленгатором, у которого ширина линейного участка пелен-
гационной характеристики 2А(ртах=0 определяется шириной диаграммы
направленности антенны.

Закон изменения требуемого бортового пеленга самолета с раке-
ты аппроксимирован соотношением

Фрт(0 = Со sin(coot + ф0),
в котором со, ©о» Фо постоянные коэффициенты, выбираемые с учетом ре-
альных энергетических возможностей самолета и ракеты. При этом счита-

лось, что срыв сопровождения по направлению самолета-цели в угломере
ракеты происходит тогда, когда текущая ошибка слежения Аф превышает
половину линейного участка Афтах пеленгационной характеристики.

Как и в п. 27.3.3, эф-
фективность разработанного
алгоритма оценивалась те-
кущим промахом ракеты,
текущей ошибкой сопрово-
ждения по углу, временем
достижения срыва, и вели-
чиной продольных и попе-
речных ускорений самолета.
Моделирование проводилось
при тех же начальных усло-
виях, что и в п. 27.3.3, и в

рамках тех же этапов с уче-
том специфики угломеров.

Результаты исследо-
ваний, проводившихся на
первом этапе, свидетельст-
вуют о том, что по-
прежнему для реализации
уклонения необходимо
совершать маневр с пре-

0	5000 10000 15000 20000 Z, М 30000

Рис. 27.11

дельными значениями кренов с последовательными изменениями их
знака (рис. 27.10).

При этом самолет совершает маневр типа змейки вдоль линии ви-
зирования. Пример траектории уклонения в такой ситуации приведен на
рис. 27.11, а изменение текущих координат ракеты на рис. 27.12,а,б.

0	10	20	30 t,C 40

Рис. 27.12

б)
Необходимо отметить, что исследуемый маневр выполнялся при
значениях с0=16, а>о=2л/То, То=2О с, фо=О и po=O,l с’1, Pi=0,l с’2, обеспе-
чивающих требуемый закон изменения курса.

Однако из-за ограничений по крену и тяге на практике были реа-
лизованы меньшие значения третьей производной бортового пеленга
ракеты и соответственно несколько другой закон изменения курса са-
молета. Графики текущих изменений курса самолета и относительных
динамических ошибок сопровождения цели по углу приведены на рис.
27.13 и 27.14 соответственно.

Рис. 27.13

Представляет инте-
рес анализ зависимости
максимальной ошибки
сопровождения угломером
ракеты от отношения мак-
симально возможных бо-
ковых ускорений ракеты и
самолета-цели. Г рафик
зависимости относитель-
ных ошибок А(рротн, отнор-
мированных к величине
ошибки срыва Афтах, ОТ
отношения jep/jsc при раз-
личных скоростях сбли-
жения представлены на
рис. 27.15.

Из анализа рисунка
следует, что чем больше
скорость сближения и чем
больше располагаемая
поперечная перегрузка
ракеты, тем сложнее обес-
печить на ней срыв сопро-
вождения по направлению.

Следует подчерк-
нуть, что ограничения по
тяге самолета и его крену,
эквивалентные ограниче-
ниям по боковой пере-
грузке, равной 5 едини-
цам, не позволяют обеспе-
чить требуемый темп на-
растания ошибки сопро-
вождения по направлению. В результате при пусках ракет со средних и
малых дальностей динамическая ошибка не успевает нарасти до значений,

приводящих к срыву сопровождения в реальном диапазоне линейных уча-
стков пеленгационных характеристик и ракета способна поразить цель.
График зависимости текущего промаха h для средней дальности пуска

приведен на рис. 27.16.

На втором этапе ис-
следовалась зависимость
собственных фазовых ко-
ординат самолета, способ-
ных влиять на возмож-
ность осуществления ма-
невра уклонения.

К таким координа-

там прежде всего относятся
собственная скорость само-
лета и его поперечные ус-
корения. Поскольку проти-
воракетный маневр выпол-
няется в горизонтальной
плоскости при постоянной
тяге, то это неизбежно при-

Рис. 27.17

водит к уменьшению скорости полета самолета (рис. 27. 17). Значительная

потеря скорости грозит самолету потерей управляемости.

Достаточно большие значения поперечных перегрузок, появ-

ляющиеся во время маневра, могут привести к ухудшению состояния
экипажа и ухудшению прочности самолета. Проведенные исследования
показали возможность выполнения маневра уклонения в диапазоне
располагаемых перегрузок самолета.

По результатам всех выполненных исследований можно прийти к
следующим заключениям.

Рассмотренный алгоритм дает возможность в процессе уклонения
от ракеты, наводимой в ЗПС, обеспечить d3(pp/dt^0, что приводит к

нарастанию динамических ошибок в угломерном канале РГС.

Рассматриваемый алгоритм не является всеракурсным. При
Дфс={90°, 270°} траектории уклонения не реализуются.

В диапазоне углов крена и ограничений на тягу двигателя удается
достичь в ИВС ракеты срыва сопровождения по направлению только
при больших дальностях пуска.

В целом для улучшения показателей эффективности маневров укло-
нения, приводящих к срыву сопровождения по дальности, скорости и на-
правлению, можно рекомендовать выполнение пространственного ма-
невра с управлением не только креном самолета, но и тягой его двигателя.

27.4. АЛГОРИТМЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ
В РЕЖИМЕ УКЛОНЕНИЯ, ОБЕСПЕЧИВАЮЩИЕ
ПРОМАХ НЕ МЕНЕЕ ЗАДАННОГО

Один из возможных способов уклонения самолета от УСП опреде-
ляется из условия достижения заданной величины промаха h(t). При этом
возможны два варианта построения системы управления. Первый - пред-
полагает, что маневрирование самолета осуществляется в горизонтальной
плоскости при неизменном значении тяги силовой установки. В такой си-
туации скорость полета самолета может изменяться только за счет измене-
ния нормального ускорения, обеспечивающего неизменность высоты поле-
та. Второй вариант связан с одновременным использованием двух управле-
ний - управления углом крена и тягой силовой установки посредством
изменения положения ручки управления двигателем.

Задачу уклонения от ракеты будем решать в предположении, что
ракета наводится в ЗПС методом пропорционального наведения. Выбор
данного метода наведения обусловлен там, что он является достаточно
эффективным и широко применяется на практике.

27.4.1. АЛГОРИТМЫ УПРАВЛЕНИЯ

БОКОВЫМ УСКОРЕНИЕМ САМОЛЕТА, ОБЕСПЕЧИВАЮЩИЕ
ЗАДАННЫЙ ПРОМАХ

Задача уклонения может быть решена, если обеспечить маневри-
рование самолета, приводящее к возникновению промаха h(tk) в конеч-
ный момент tk, не менее допустимого для данного типа ракеты.

Величина промаха в первом приближении может быть вычислена
(7.54) по формуле

, ч Д2соп

(27.53)

Усб

Полагаем, что задачей управления является обеспечение величины про-
маха на менее ho. Тогда функцию рассогласования (27.7) в данном слу-
чае определим в виде соотношения

F(x)=h(t)-h0 =ii_L-h0.	(27.54)

Усб

Если в дифференциальное уравнение для угловой скорости (Dp
линии визирования подставить выражение (27.17) для фс в виде
286
Я	jrc

Vc =-----—nvcsinyc =-—,

'rc у ус < с V

то получаем, что боковое ускорение jrc самолета и сор связаны диффе-
ренциальным уравнением первого порядка.

Тогда закон стремления функции рассогласования (27.54) к нулю
также определяется дифференциальным уравнением первого порядка

F(x) + XoF(x) = O,	(27.55)

в котором Хо любое положительное число, обеспечивающее устойчи-
вость решения (27.55).

Подставив (27.4) в (27.55), получим

(гддшр+дХкб-дЧ^сб ,, (дЧ

---------------------F Л л----

Vc26	\ Vc6

(27.56)

С учетом уравнения (27.17) системы «самолет-ракета» уравнение
(27.56) можно записать в виде:

^e-[vc cos(ep -Vc)- Vp cos(ep -4>p)]+{-2Д(йр +

vc6	Vc6

+ [vp sin(Ep -\gp)-Vc sin(ep - vc)] + Vc cos(sp -<|/c4 -

p

(27.57)

Для горизонтального полета ®c=0 и ®p=0, а значение нормальной
перегрузки пус определяется углом крена, тогда уравнение для курсово-
го угла самолета определяется связью

(27-58)

*с

В итоге уравнение (27.57) с учетом (27.58) преобразуется к виду

(jre - Jгр)+	[vp sin Фр - Vc sin <pc ]

Vc6	Vc6

Д2™ •
Л., р у
v 2 сб
vc6
Разрешая его относительно jrc, получим выражение для уравне-
ния в виде

jrc Jrp ^0

Д2а>п
^-h0

Vc6

/сб Дюр <, LT .		\

+-ГТ-2-Vc6 + (vc sin<рс - Vp sin Фр).

ЛА *сб

(27.59)

Проанализируем кратко закон (27.59) управления боковым уско-
рением самолета. Предположим, что скорости полета самолета и ракеты
при маневрировании в горизонтальной плоскости остаются неизменны-
ми, а разности углов линии визирования и углов курса самолета и раке-
ты достаточно малы. Эти допущения позволяют закон управления
(27.59) преобразовать к более простому виду

(27.60)

Из (27.60) следует, что чем больше заданное значение промаха h0,
тем больше потребное значение бокового ускорения самолета, необхо-
димого для его реализации. При условии, что текущий промах равен
заданному значению h0, ускорение самолета jrc должно быть равным
текущему ускорению ракеты.

Если учесть, что располагаемые ускорения ракеты в несколько
раз превышают предельно допустимые боковые ускорения самолета, то
задача обеспечения любого произвольного заданного значения промаха
h0 является трудно разрешимой.

Если в системе управления ракетой реализован МПН, то закон
управления (27.60) примет вид

jre = N0Vc6®p - Х0Да>р + Xoho = (n0Vc6 - Х0Д>р + Xoho .

F"A	F"A

Тогда при Xo = No —&, поперечное ускорение самолета равно

V 2

jrc=N0-^-h0.

Г"А

Следовательно, чем меньше скорость сближения Vc6, тем меньше
потребное ускорение самолета, необходимое для обеспечения заданного
промаха h0. В предположении, что скорость самолета в процессе укло-
нения остается неизменной скорость сближения уменьшается из-за
уменьшения скорости полета ракеты (рис. 27.2), т. е.
Vc6(tpa) > Vc6(tk),
где tpA - момент времени, соответствующий максимуму скорости ракеты
(рис. 27.2); tk - время окончания атаки.

Если скорость полета самолета в момент времени 1рд не является
максимальной, то за счет ее увеличения можно существенно снизить
скорость сближения. Уменьшение VC6, как следует из формулы (27.60),
позволяет значительно снизить требования к потребным значениям
бокового ускорения самолета.

Для управления самолетом в горизонтальной плоскости исполь-
зуется не непосредственно боковое ускорение, а угол крена, который
может быть вычислен как

sinyCT = -Js-

gnyc

или

Уст =arctgi^.
g

(27.61)

В формуле (27.61) учтено, что значение пус в горизонтальном по-
лете должно быть равно l/cosyc. С учетом реальных ограничений на
нормальную перегрузку самолета формула (27.61) преобразуется к виду

Уст

arctg—,
g

У спред’

если пус < пусдоп,
если пус > пусдоп,

(27.62)

где пуСд0П - предельно допустимое значение перегрузки самолета.

Предельный угол крена tcnp определяется равенством

. . 1

Успр = sign Jrc arccos----.

nусдоп

Здесь функция sign( ) используется для определения стороны (на-
правления) маневрирования самолета в соответствии со знаком рассо-
гласования

А. Д2“Р .

Дп =---- п

V
v с

о •

Реализация данного способа управления предполагает, что в ИВС
самолета имеется информация не только о собственных координатах, но
и координатах движения ракеты: продольном jxp и боковом)^ ускорени-

10—1878
ях и угле фр. Кроме того, должны быть известными и координаты отно-
сительного движения Д(1), <Dp(t), VC6(t) и ее производная.

Алгоритм управления вида (27.59), при его использовании на са-
молете, накладывает только одно ограничение УСб?Ю, которое реально
всегда выполняется.

27.4.2. Алгоритмы уклонения с управлением креном

И СКОРОСТЬЮ ПОЛЕТА САМОЛЕТА

В предположении, что полет совершается в горизонтальной плос-
кости при малых углах атаки и установки двигателя относительно про-
дольной оси ОХ самолета, уравнение для скорости Vc запишется в виде

Vc(t) = l[pfl-x(vc,nyc)],	(27.63)

где: m - масса самолета; X(Vc,nyc) - лобовое сопротивление, зависящее
от скорости полета (скоростного напора) и нормальной перегрузки; Рд -
эффективная тяга силовой установки, определяемая уравнением (27.18).

Управляющим сигналом в задаче изменения скорости полета
можно считать либо непосредственно тягу, либо ручку управления дви-
гателем.

Так как уравнение (27.18), связывающее отклонение 5Т с Рд, является
динамическим с достаточно большой «постоянной» времени, то для учета
ее в законе управления скоростного полета более предпочтительно исполь-
зовать 5Т. В этом случае модель изменения скорости Vc будет определяться
уравнениями (27.63) и (27.18). Лобовое сопротивление X в общем случае
связано с подъемной силой Y через поляру самолета

X = ACy2^-S,	(27.64)

где: А - коэффициент поляры; Су - коэффициент подъемной силы; р -
плотность воздуха на высоте полета; S - характерная площадь крыла в
плане. Коэффициент подъемной силы, необходимый для полета с за-
данной перегрузкой, можно представить в виде

2mgnyc

У PVC2S

(27.65)

Тогда лобовое сопротивление X(Vc,nyc) будет определяться выражения-
ми (27.64) и (27.65).

Как и прежде, полагаем, что функция рассогласования определя-
ется соотношением
Д2С0п

Fi =—E—h0,

V«
vc6

но при условии возможности управления скоростью сближения. Вклю-
чение в вектор управления дополнительный компоненты позволяет
увеличить число степеней свободы. Для канала скорости функцию рас-
согласования можно определить разностью

2 _ vc ~ vct>

где VCT - требуемая скорость полета.

Учитывая, что связь между угловой скоростью шр и jrc определя-
ется дифференциальным уравнением первого порядка, целесообразно
процесс синтеза закона управления скоростью полета разделить на два
этапа. На первом этапе определяется заданное значение тяги, а затем с
учетом уравнения (27.18) на втором этапе определить потребное откло-
нение РУД.

Определим законы изменения jrc и Рд с учетом равенства нулю
функции рассогласования

Fi
f2

F =

Д2®„

——^--h0

Vc6

Vc6-Vc3

В данном случае объект управления можно в формализованном виде
представить связью

i(t) = f(x,u).	(27.66)

где х = [(Ор Усу - вектор состояния; u = |jrc Рдр - вектор управления; f
- двумерная функция, определяемая правой частью дифференциального
уравнения (27.17) для шр и уравнением (27.63).

Запишем закон limF(x) = 0 в виде

t->00

^ + AF(x) = 0,	(27.67)

at

где Л = 11
О

О

^22.

- любая устойчивая матрица.

Уравнение (27.67) с учетом (27.66) и возможности представления
f(x,u) в виде линейной функции вектора и заменится соотношением
^Byu(t) = XF(x)--^f(x),
ex J	ex

3F(x)

где —- матрица частных производных.
дх

Если система (27.66) управляема по Калману [77], тогда матрица

Q = B;aMx)By,
у at at у

представляющая собой матрицу Грама [33], имеет свой полный ранг,
равный размерности вектора управления. Следовательно, вектор уп-
равления u(t) может быть вычислен по формуле

u(t) = Q-1BTy^bi|’-AF(x)-^f(x)l	(27.68)

et |_	et

В скалярной форме уравнение для заданного значения jrc в (27.68)
аналогично уравнению (27.59), а сигнал управления скоростью полета
может рассчитываться по закону

Рдг =-X22m[Vc(t)-VT(t)]-X-mVCT(t),

(27.69)

где m - текущая масса самолета.

Требуемое значение тяги Рдт пропорционально рассогласованию
F2 , лобовому сопротивлению и скорости изменения VCT, а требуемое
отклонение 5Т определяется из уравнения

(Рд “ Рдт ) + Од “ Рдт ) = 0 ,

с учетом модели двигателя (27.18), в виде

3T(t) = K-' Рд

(27.70)

где k, а, b - параметры модели двигателя.

Из выражения (27.70) следует, что управление 5(t) учитывает не
только сигнал рассогласования Vc(t)-V3(t), но и параметры модели дви-
гателя в явном виде.

Синтез требуемого бокового ускорения самолета, реализующего
заданный промах h0, аналогичен рассмотренному в п. 27.4.1, поэтому
закон управления jrc определяется, как и прежде, формулой (27.59).
Реализация управления скоростью полета (29.69), (27.70) и боко-
вым ускорением (27.59) предполагает измерения или оценивания в ИВС
самолета следующих координат движения ракеты: скорости полета и ее
ускорения; бокового ускорения; углов курса \|/р и ер и момента пуска
ракеты в ЗПС. Из координат относительного движения необходимо
оценивать ДО), cop(t) и Vc6(t).

Вычисление потребных координат собственного движения само-
лета не вызывает особых затруднений за исключением измерения теку-
щего значения тяги Pfl(t) силовой установки. Обычно поступают сле-
дующим образом. Либо закон управления (27.70) преобразуется к зако-
ну, когда правая часть представляет собой сумму слагаемых, зависящих
от скорости полета, продольного ускорения, угла атаки самолета и дру-
гих кинематических параметров. Либо закон (27.70) дополняется инте-
гральным слагаемым, которое «компенсирует» ошибки, связанные с
вычислением PA(t) из модели движения с учетом поляры самолета.

Ограничения, связанные с реализацией этих законов управления,
определяются следующими условиями:

Vc6*0, р < —.

сб дт 2Ь

Последнее условие связано с устойчивостью решения уравнения
(27.18).

27.4.3. Анализ эффективности алгоритма

УКЛОНЕНИЯ САМОЛЕТА, ОБЕСПЕЧИВАЮЩЕГО ЗАДАННЫЙ ПРОМАХ

Исследование работоспособности системы уклонения проводится
для двух вариантов управления. Первый вариант связан с использовани-
ем закона управления (27.59), обеспечивающего заданный промах за
счет активного маневрирования в горизонтальной плоскости при усло-
вии неизменности тяги силовой установки. Во втором случае сигналами
управления служат боковое ускорение и тяга силовой установки, выра-
женная через угол отклонения РУД. Для обоих вариантов управления
предполагается, что атака УСП осуществляется в заданную полусферу и
информация о траектории движения ракеты имеется на борту самолета
в полном объеме.

В качестве показателя эффективности системы уклонения будет
использован текущий промах (27.53).

Следует отметить, что в процессе активного маневрирования ус-
ловия, при которых было получено соотношение (27.53) [46] не сохра-
няются и сама оценка h(t) будет весьма приближенной. С этой целью
вводится оценка взаимного положения на плоскости ракеты и самолета
в виде расстояния между ними
Д = д/(хр-хJ + k-Zp)2 ,

(27.71)

где хс, Zc хр, Zp - текущие координаты самолета и ракеты, полученные
как решение (27.52).

Однако в случае, когда Д=Дтт, эта величина и определяет факти-
ческую величину промаха. Поэтому и предлагается одновременно с
оценкой h(t) использовать (27.71). Анализ характера изменения h(t) и
Д(1) позволяет в качестве обобщенного использовать критерий вида

Lnp = min[h(t), Д(|)].

Результаты моделирования процесса уклонения при условии, что
Дк=О и ошибки измерения отсутствуют, приведены на рис. 27.18 и 27.19.
На рис. 27.18 приведены графики изменения заданных значений боко-

вых ускорений самолета и текущих ускорений ракеты в относительных

единицах. В качестве нормирующего значения было выбрано макси-

мально допустимое значение бокового ускорения самолета |jcmax|. Прак-

тически при любых значе-
ниях |jcmax| величина

jrp

Jrp = l,   । находилась в
|Jcmax|

пределах (1,2 ... -1,2), т. е.
потребное значение боко-
вого ускорения ракеты,
необходимое для «ком-
пенсации» маневра само-
лета, было больше при-
мерно на 20% текущего
ускорения самолета.

Изменения продоль-
ных координат самолета Хс
и ракеты хр для одного из
вариантов уклонения при-
ведены на рис. 27.19.

Для всех вариантов

исследования, вне зависимости от начальных условий, заданную вели-
чину промаха h0 для закона управления типа (27.59) при идеальных
характеристиках ракеты Дк=О, Трэ=0 (27.19) достичь не удается.

На следующем этапе проводились исследования при наличии за-
паздывания в САУ ракеты при отработке заданного бокового ускорения
jip и существовании некоторой конечной дальности Д (рис. 5.6) [45],
начиная с которой информация о самолете-цели отсутствует.
Реальные характеристики СУР ракеты учитывались согласно ее
модели (27.19), а особенность системы управления, связанная с наличи-
ем Д, может быть учтена в законе управления самолетом посредством
выбора величины требуемого промаха h0.

Требуемая величина h0 может быть определена из формулы (1.20)
поражения цели одной ракетой [45]:

Кэф

где Dh - дисперсия промаха; Яэф - эффективный радиус поражения.

Из (27.73) следует:

2 (1-Р1	„	/1-Pi

где Qh - CKO промаха.

Если потребовать, чтобы вероятность Pi находилась в пределах
(0,3...0,5), то nh«(l... 1,5)Яэф. При гауссовском законе распределения
промахов обычно полагают, что

hT =3oh «(3...4,5)Яэф.

Общая картина из-
менения fl(t) и (op(t) на ко-
нечном участке уклонения
представлена на рис. 27.20.
Из графиков видно, что на
конечном участке сор ха-
рактеризуется сложным
законом изменения, в ко-
тором содержатся ее вы-
сокие производные. При

Рис. 27.20

этом минимальная дальность между самолетом и ракетой, характери-
зующая фактический промах, составляет не менее 25 м. Эти результаты
получены в предположении, что Дк=300 м, а скорость самолета не более
250 м/с. Увеличение скорости полета самолета приводит к увеличению
промаха.

В табл. 27.1 приведены зависимости Д™ и Ь(Дт,п) от величины Д<
ракеты, где величина flmin определяет минимальную дальность между
ракетой и самолетом. В последней графе приведено значение текущего
промаха h(to) в момент времени to, который соответствует дальности до
самолета, равной flmin.
Таблица 27.1

Дк, км	200	300	500
АДпип> М	18	26	39
ВД’ДД пй,), М	41	61	137

Рис. 27.21

Рис. 27.22

Результаты, приве-
денные в табл. 27.1, свиде-
тельствуют о том, что, во-
первых, при любом значе-
нии Дк^О наблюдается
ненулевой промах, во-
вторых, увеличение Дк
приводит к увеличению
промаха.

Результаты модели-
рования при одновремен-
ном управлении боковым
ускорением и скоростью
полета самолета представ-
лены на рис. 27.21 и 27.22.

На рис. 27.21 изо-
бражены графики ДтшС)
для дальности пуска раке-
ты, равной 5000 м при
курсовых углах полета
самолета-носителя в мо-
мент пуска ракеты, равных
k|/p(to)=0 и kgP(to)=^/4. Заме-
тим, что пуск ракеты при
Vp(to)=ft/4 выполнялся в
некоторую упрежденную
точку, рассчитанную со-
гласно [46]. Эпюра теку-
щего промаха h(t), соот-
ветствующая	углу

Vp(to)=ft/4, изображена на
рис. 27.22.

Увеличение дально-
сти пуска приводит к уве-
личению и Дп„п и h(t) для
различных курсовых углов
полета самолета-носителя.
Это связано с тем, что
скорость сближения с
увеличением дальности Д
пуска уменьшается за счет
уменьшения текущей ско-
рости полета ракеты (см. рис. 27.2) и увеличения скорости полета само-
лета-цели. Для современных самолетов 4-го поколения, обладающих
высокой тяговооруженностью, маневр, связанный с увеличением скоро-
сти полета, является предпочтительным наряду с боковым маневриро-
ванием. Так, например, увеличение дальности пуска до 20000 м приво-
дит к увеличению промаха до 80.. .90 м.

Зависимость Д™ для различных начальных курсовых углов пуска
приведена на рис. 27.23. Здесь для различных значений Д при началь-
ной дальности пуска, равной 5000 м, приведены результаты моделиро-

вания с одновременным
управлением и скоростью
полета, и боковым ускорени-
ем самолета.

Зависимость величины
Дш1п от начальной дальности
До при фиксированном зна-
чении \|/p(to) представлена на
рис. 27.24. Из рисунков сле-
дует, что увеличение дально-
сти пуска и значения Д при-
водят к росту Дип, а, следо-
вательно, и более успешному
маневру уклонения.

Траектории движения
самолета в режиме уклонения
приведены на рис. 27.25 и
27.26, которые представляют
собой зависимости x^zj для
горизонтальной плоскости.
Процесс уклонения (рис.
27.25) отличается от анало-
гичного процесса (рис. 27.26)
тем, что в первом случае само-
лет имеет большую энерго-
вооруженность, чем во вто-
ром. Это приводит к тому, что
темп нарастания скорости
(рис. 27.25) существенно вы-
ше, чем для траектории, при-
веденной на (рис. 27.26). Это
обстоятельство позволяет
условно траекторию манев-

Рис. 27.24

Рис. 27.25

Рис. 27.26
рирования в режиме ук-
лонения от УСП с использова-
нием двух управлений разде-
лить на два этапа или участка.
На первом этапе (участок
«АВ» рис. 27.25, рис 27.26)
наблюдается достаточно бы-
строе изменение скорости
полета Vc(t) самолета (рис.
27.27), приводящее к умень-
шению скорости сближения.
Этому участку соответствует

малая угловая скорость линии визирования шр. Второй этап (участок «ВС»
рис. 27.25, рис. 27.26) сопровождается существенным изменением угловой
скорости сближения Vc6(t). Это позволяет представить маневр уклонения в

виде последовательности двух взаимосвязанных этапов - ухода и непо-
средственно бокового уклонения в виде «убегающей» змейки. Эти резуль-
таты достаточно хорошо согласуются с выводами работ [41, 88].

Для успешного выполнения уклонения при пуске УСП в заднюю
полусферу на борту самолета-цели необходимо иметь информационную
систему, позволяющую определить момент пуска ракет, оценивать
дальность, скорость сближения, угол визирования самолета с ракеты.
Кроме того, необходима информация о координатах собственного дви-
жения самолета и ракеты. Это, прежде всего, боковые и продольные
ускорения и скорости полета.

Наличие на борту перечисленной выше информации позволяют
самолету успешно выполнить уклонение при пуске УСП в заднюю по-
лусферу.

В заключение следует отметить некоторые основные результаты
исследований.

Все предложенные способы управления, в которых учитываются
реальные характеристики ракеты, дают возможность ракете обеспечить
уклонение ЛА от средств поражения, наводимых в ЗПС.

Эффективность алгоритмов управления, обеспечивающих нену-
левое значение третьих производных по дальности и угловым коорди-
натам, зависит как от свойств ИВС ракеты, так и от располагаемых про-
дольных и боковых ускорений самолета.

Наиболее эффективными являются алгоритмы уклонения, обес-
печивающие заданный промах для ракеты с реальными характеристи-
ками. Величина промаха в этом случае пропорциональна Д.

Одновременное использование управления продольным и боко-
вым ускорениями самолета в режиме уклонения от УСП представляет
собой наиболее эффективный путь решения данной задачи.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ.

ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ АВИАЦИОННЫХ СИСТЕМ
РАДИОУПРАВЛЕНИЯ

Анализ состояния авиации за последние десятилетия свидетельст-
вует о бурном развитии систем радиоуправления самолетами и ракета-
ми. В общем случае совершенствование систем радиоуправления будет
осуществляться за счет улучшения показателей эффективности всех их
составных частей (ИВС, УС, ОУ). Ниже кратко остановимся на предпо-
лагаемых направлениях развития систем радиоуправления самолетами и
ракетами различных типов.

Наиболее существенных улучшений систем радиоуправления истре-
бителей следует ожидать в результате совершенствования самолетов как
объектов управления и ИВС, обеспечивающих функционирование систем
радиоуправления на этапах дальнего и ближнего наведения, а также при-
менения оружия. Несомненно, следует ожидать и дальнейшего улучшения
показателей ракет «воздух-воздух» и «воздух-поверхность».

Проведенный анализ состояния и перспектив развития истребите-
лей дает возможность утверждать, что будут предприняты дальнейшие
усилия по разработке средств и приемов снижения их радиолокацион-
ной заметности, сохраняющих свою эффективность в значительно
большем диапазоне частот и направлений облучения. Кроме того, даль-
нейшее развитие получит разработка специальных органов управления
двигателем и аэродинамическими свойствами самолета, обеспечиваю-
щих его сверхманевренность. Важность этого направления обусловлена
значительным расширением тактических возможностей истребителя за
счет сокращения времени его выхода в зону применения оружия и су-
щественного увеличения ее размеров, большей возможности получения
позиционного превосходства в бою и значительному затруднению их
сопровождения радиолокационными и оптоэлектронными системами
слежения противоборствующей стороны. Наиболее вероятными можно
считать следующие направления совершенствования ИВС РЭССН, на-
правленные на повышение их боевой эффективности, экономичности
разработки, эксплуатации и боевого применения, а также на расширение
информационных возможностей БРЛС (РГС), в том числе и за счет ис-
пользования новых информационных технологий.

Повышение боевой эффективности предопределяет ряд принципи-
альных решений, к которым, прежде всего, относятся:
необходимость разработки комплекса единых взаимосвязанных
алгоритмов управления траекторией полета, режимами работы БРЛС,
ОЭС, средств РЭП и оружием;

разрешение противоречий между возможностями самолета и воз-
можностями визирных систем и летчика;

обеспечение эффективного функционирования в сложной помехо-
вой обстановке.

Разработка единых алгоритмов управления самолетом, оборудова-
нием и оружием имеет два аспекта. С одной стороны эти алгоритмы
должны повысить степень адаптации многофункционального самолета,
как боевого комплекса, к быстроизменяющейся обстановке как при
атаке целей, так и защите от средств поражения. С другой стороны они
должны существенно упростить летчику процедуры принятия адекват-
ных решений и управления самолетом, позволяющие снизить количест-
во его ошибочных действий и соответственно повысить эффективность
боевого применения МФС.

Высокий уровень ошибочных решений летчика обусловлен целым
рядом причин, среди которых можно выделить: информационно-
психологические перегрузки; дефицит времени на принятие решения;
выполнение маневров на пределе физических возможностей с кратко-
временной потерей адекватности реакции.

Информационно-психологические перегрузки обусловлены боль-
шим объемом информации, перерабатываемой в условиях дефицита
времени, и огромной ответственностью за последствия принимаемых
решений. Отсюда следует необходимость разработки интеллектуальных
систем, облегчающих летчику принятие решений в любой обстановке.

Суть противоречий между возможностями самолетов и возможно-
стями авионики и летчика сводится к тому, что последние, к сожале-
нию, не могут реализовать все возможности наших уникальных самоле-
тов и их оружия.

Следует отметить, что наряду с лежащими на поверхности требо-
ваниями увеличения дальности обнаружения и сопровождения целей,
перевода режимов многоцелевого сопровождения из информационного
в боевой для всех ракет, обеспечения бессрывного, высокоточного со-
провождения сверхманевренных целей со сверхманевренных носителей
большинство направлений решения этой задачи носит комплексный
характер и требует совместных усилий самолетостроителей, специали-
стов по динамике полета, управлению и информационным системам.
Эти направления включают: разработку процедур информационного
обеспечения алгоритмов траекторного управления, снижающих дис-
комфорт экипажа при использовании непосредственного управления
подъемной и боковой силами и управления вектором тяги; выдачу ко-
300
манд целеуказаний для пуска ракет при любом пространственном положе-
нии самолета и использование «умных» маневров, позволяющих улучшить
показатели БРЛС без изменения ее технических характеристик.

Наличие реальных ограничений физических возможностей летчика
делает настоятельно необходимым разработку беспилотных боевых
самолетов, способных вести как воздушный бой, так и уничтожать на-
земные объекты. Следует отметить, что в конечном счете использование
беспилотных боевых самолетов имеет и явный экономический аспект,
направленный на удешевление боевых действий. Положительный опыт
применения беспилотного боевого самолета США RQ-1A «Предатор»
(Хищник) при уничтожении группировок талибов в горах Афганистана
показывает, что эта задача уже переведена в практическую плоскость.

Необходимо, однако, подчеркнуть, что использование беспилот-
ных боевых самолетов, особенно в воздушном бою, потребует разра-
ботки новых тактических приемов их использования с существенно
более высоким уровнем информационного обеспечения, в рамках кото-
рого инвариантные к метеоусловиям БРЛС будут играть все возрас-
тающую роль.

Необходимость усиления адаптации многофункционального само-
лета к усложняющимся условиям применения и усложнение помехово-
сигнальной обстановки предопределяют необходимость расширения
информационных возможностей всех типов визирных систем, включая
БРЛС. Расширение информационных возможностей подразумевает
увеличение объема информации, извлекаемой из радиосигналов, улуч-
шение показателей обнаружения, разрешения и точности оценивания
фазовых координат абсолютного и относительного движения целей и
своего самолета. Основные направления решения задачи расширения
информационных возможностей БРЛС включают в себя:

использование сложных, многочастотных зондирующих сигналов,
дающих возможность одновременно улучшить показатели обнаруже-
ния, разрешения по дальности, скорости, помехозащищенности, улуч-
шения точности оценивания и т.д.;

разработку более совершенных алгоритмов обработки сигналов,
обеспечивающих увеличение объема извлекаемой информации, вклю-
чая оценивание высоких производных дальности, скорости сближения и
угловых координат;

более полное использование эффектов вторичной модуляции, воз-
никающей в момент переотражения радиолокационных сигналов, в том
числе и для распознавания типа облучаемой цели;

увеличение информативности систем индикации;

расширение состава внешних источников информации, в том чис-
ле и систем дальнего радиолокационного обнаружения, спутниковых
навигационных систем, наземных радиомаяков и автоматизированных
систем управления;

повышение эффективности способов и средств помехозащиты,
включая активную помехозащиту;

использование алгоритмов траекторного управления наблюдением;
применение многопозиционных датчиков информации.

Среди всех этих направлений особого внимания заслуживают два
последних. Относительно новым, но многообещающим направлением
расширения информационных возможностей БРЛС является использо-
вание алгоритмов траекторного управления наблюдением. Суть этого
направления состоит в использовании таких траекторий полета, которые
наряду с решением основных боевых задач, обеспечивают наиболее
благоприятные условия для радиолокационного наблюдения. Использо-
вание таких траекторий дает воозможность улучшить многие показате-
ли БРЛС (разрешающую способность, точность, помехозащищенность)
без изменения их технических характеристик при весьма незначитель-
ных изменениях в алгоритмах обработки сигналов.

Необходимо отметить, что алгоритмы траекторного управления
могут быть использованы не только для улучшения показателей своих
БРЛС, но и для ухудшения показателей БРЛС (ОЭС) противника, в том
числе и головок самонаведения ракет, реализуя высокоэффективные
траектории уклонения. Следует подчеркнуть, что возможность разра-
ботки таких траекторий лежит в плоскости практической реализации не
только за счет использования хорошо отработанного математического
аппарата теорий оптимального управления, фильтрации и идентифика-
ции, но и за счет использования высокопроизводительных БВС и суще-
ствующих органов непосредственного управления подъемной и боковой
силами и высокоэнергетических двигателей с управляемым вектором
тяги, которые обеспечивают высокоточную отработку требуемых зако-
нов управления. Однако для реализации таких алгоритмов траекторного
управления потребуются совместные усилия не только разработчиков
БРЛС, но и специалистов в области систем и органов управления.

Следует подчеркнуть, что использование многодиапазонных, мно-
гопозиционных систем наведения, давая возможность улучшить целый
комплекс точностных показателей, требует существенного усложнения
алгоритмов управления и обработки информации. Это усложнение обу-
словлено, прежде всего, введением более высокого уровня иерархии
построения систем наведения, в рамках которого необходимо решать
проблемы согласованного управления местоположением позициями и
динамикой их изменения, взаимной синхронизацией аппаратуры, иден-
тификацией измерений, поступающих от различных целей, взаимного
обмена информацией и т.д..
Необходимость ведения успешной борьбы с большим количеством
сверхманевренных целей потребует решения целого комплекса разно-
образных задач, связанных с применением более эффективных по кри-
терию точность-экономичность методов самонаведения и разработкой
систем сопровождения с качественно лучшими показателями точности,
быстродействия и устойчивости. Перспективные методы самонаведения
на интенсивно маневрирующие цели должны быть более адаптивными к
условиям применения. Синтез этих методов должен осуществляться на
основе более сложных моделей, учитывающих не только маневр самого
истребителя, но и маневр цели. Весьма перспективным является синтез
законов наведения на основе алгоритмов теории оптимального управле-
ния. Необходимо подчеркнуть, что для информационного обеспечения
таких методов требуется оценивать большее количество фазовых коор-
динат относительного и абсолютного движения истребителя и цели,
включая составляющие их собственных ускорений.

Большое внимание будет уделено разработке и внедрению алго-
ритмов высокоточного и устойчивого сопровождения интенсивно ма-
неврирующих целей. Вероятней всего решение этой задачи будет осу-
ществляться в двух направлениях. Первое основано на использовании
многоконтурных следящих систем с оцениванием составляющих отно-
сительного ускорения и его производных. Второе базируется на автома-
тическом обнаружении маневров цели с определением их показателей и
последующей коррекцией параметров и структуры фильтров
сопровождения.

Несомненно, очень большое внимание будет уделено улучшению
точности и пропускной способности систем АСЦРО. Эта задача также
будет решаться в нескольких направлениях. Одно из них основано на
дальнейшем увеличении быстродействия и объема памяти бортовых
вычислительных систем. Другое, связано с улучшением алгоритмиче-
ского обеспечения всех этапов этого режима: формирования первичных
измерений; завязки и экстраполяции траекторий; идентификации ре-
зультатов измерений; коррекции траекторий по идентифицированным
измерениям и ранжирования целей по степени их важности.

Можно предположить, что вместо алгоритмов а, Р-фильтрации с
идентификацией в стробах отождествления будут использоваться ква-
зиоптимальные алгоритмы аналого-дискретной фильтрации с бесстро-
бовой идентификацией измерений по результатам оценивания парамет-
ров используемой модели состояния или анализа обновляющего про-
цесса. Следует отметить, что качественное повышение точности
АСЦРО невозможно без решения двух проблем: существенного умень-
шения интервалов поступления измерений от каждой цели и повышения
точности первичных измерений. Решение первой проблемы невозможно
без использования программируемого обзора на основе использования
ФАР. Вторая проблема может быть решена на основе внедрения комби-
нированных обзорноследящих режимов. В этих режимах по-прежнему
используется программируемый обзор, при котором луч антенны уста-
навливается в ожидаемых направлениях цели, пропуская свободные от
них зоны. Однако для просмотра используется четырехлепестковый
луч, дающий возможность осуществлять моноимпульсную пеленгацию
целей, а время облучения увеличивается до величины, позволяющей
сформировать несколько измерений. В течение этого времени фактиче-
ски реализуется режим СОЦ, обеспечивающий устранение ошибок со-
провождения до малых значений, характерных для сопровождения оди-
ночной цели. После этого луч перебрасывается на другую цель и т.д.

Пути совершенствования РЭССН ракет «в-в» предопределяются
направлениями развития летательных аппаратов, как носителей, так и
объектов поражения, среди которых наиболее сложным видом целей
являются сверхманевренные истребители. Необходимо отметить, что
наиболее существенных улучшений РЭССН ракет «в-в» следует ожи-
дать за счёт совершенствования их ИВС, направления развития которых
во многом будут повторять направления совершенствования ИВС ис-
требителей. Остановимся более подробно на некоторых из них. Вполне
очевидно, что будет продолжаться пополнение средств поражения, ис-
пользуемых истребителями, ракетами «в-в» с активными РГС, позво-
ляющими реализовать принцип «пустил-забыл». Использование ракет с
активными РГС дает возможность наиболее полно реализовать пре-
имущества автоматического сопровождения целей в режиме обзора
бортовыми РЛС истребителей, предопределяя тем самым возможность
вести одновременный бой с несколькими целями одному истребителю.

Улучшить целый комплекс показателей ИВС ракет «в-в» позволя-
ет одновременное использование нескольких частот сигналов подсвета
цели. Применение многочастотного СПЦ при прочих равных условиях
дает возможность увеличить дальность обнаружения целей и повысить
помехозащищенность РГС. Однако наиболее важным является возмож-
ность существенного снижения влияния угловых шумов на точность
наведения за счёт усреднения первичных измерений угловых координат
по частотам. В свою очередь, снижение влияния угловых шумов дает
возможность уменьшить дальность неуправляемого полёта в конце
самонаведения, а соответственно повышать точность управления.

Следует ожидать разработки алгоритмов перенацеливания ракет на
другую цель в процессе полета и процедур выполнения радиокоррекции
с различных самолетов.

Перехват интенсивно маневрирующих целей сопровождается по-
лётом ракет с большими углами упреждения при весьма значительных
304
угловых скоростях тангажа и рысканья. Это обусловливает появление
достаточно больших ошибок измерения углов и угловых скоростей
линии визирования, вносимых обтекателем антенны. В связи с этим
необходимо принимать специальные меры по компенсации ошибок
оценивания углов и угловых скоростей линии визирования, обуслов-
ленных преломлением радиоволн в обтекателе антенны.

Для обеспечения индивидуального поражения целей в составе плот-
ной группы требуется дальнейшее улучшение разрешающей способности
по дальности, скорости сближения и угловым координатам. Необходимо
отметить, что улучшение разрешающей способности по дальности и скоро-
сти за счёт соответствующего выбора СПЦ практически себя исчерпало.
Весьма перспективным приёмом улучшения разрешения по скорости (доп-
леровской частоте) является использование алгоритмов траекторного
управления наблюдением, при котором траектория полёта к цели оптими-
зируется по минимуму функционала качества, учитывающего не только
ошибки управления и экономичность, но и требование обеспечения наи-
лучшего разрешения. Следует отметить, что наилучших результатов в этом
направлении следует ожидать при использовании полуактивных РГС. Объ-
ясняется это дополнительной модуляцией СПЦ, получаемой при маневре
истребителя, облучающего цель.

В ИВС бомбардировщиков и ракет «в-п» следует ожидать интен-
сивного совершенствования режимов обзора земной поверхности, обес-
печивающих высокую детальность ее изображения, дающую возмож-
ность достоверно обнаруживать и селектировать малоразмерные, в том
числе подвижные цели, на основе искусственного синтезирования апер-
туры антенны и доплеровского обострения луча.

К основным направлениям совершенствования систем командного
радиоуправления можно отнести: расширение сферы применения, обеспе-
чение заданной эффективности при действии по целям со сниженной ра-
диолокационной заметностью, увеличение дальности действия, устранение
зависимости от метеоусловий и времени суток, повышение помехозащи-
щенности, засекречивание информации, оптимизацию методов и контуров
наведения в целом, возможность перенацеливания пущенных ракет.

Ожидаемое расширение сферы применения СКРУ на ракеты клас-
са «воздух-воздух» обусловлено тем, что известные системы наведения
с радиокоррекцией по некоторым причинам не могут обеспечить пере-
хвата воздушных целей на расстояниях в сотни километров. Потреб-
ность в получении таких дальностей возникает при поражении особо
важных воздушных целей, например самолётов ДРЛО. В связи с этим
представляется целесообразным использование принципов и методов
командного наведения истребителей для построения систем радио-
управления ракетами, функционирующими в подобных ситуациях.
В связи с широким развитием техники «Стеле» достаточно остро
стоит проблема обнаружения и оценивания координат малозаметных
воздушных целей с помощью РЛС, входящих в состав СКРУ. Примени-
тельно к СКРУ истребителями достаточно перспективными можно счи-
тать использование РЛС различных диапазонов волн и применение
многопозиционных радиолокационных систем. Последние обладают и
другими весьма существенными достоинствами: возможностью созда-
ния зоны действия требуемой конфигурации с учётом ожидаемой ра-
диолокационной обстановки; высокоточным измерением пространст-
венного положения ЛА; возможностью измерения вектора скорости и
ускорения цели доплеровским методом; способностью измерения трёх
пространственных координат и вектора скорости источников излучения;
улучшением разрешающей и пропускной способности; повышением
помехозащищенности и живучести.

Некоторые СКРУ ракетами первого вида имеют дальность дейст-
вия, ограниченную дальностью визуальной видимости, что объясняется
наличием в составе визирных устройств оптикоэлектронных средств.
Эти средства, кроме того, плохо работают в условиях тумана, дождя,
снега, задымленности. Некоторые из них не функционируют ночью.
Поэтому будет расширяться область применения радиолокационных
визирных устройств, в том числе основанных на использовании РЛС с
синтезированной апертурой.

В условиях ведения противником радиоэлектронной борьбы СКРУ
должны обеспечивать высокую помехозащищенность. Наименьшую
помехозащищенность из всех элементов СКРУ имеют радиолокацион-
ные визирные устройства и КРУ. Основными направлениями повыше-
ния их скрытности является уменьшение интенсивности, длительности
излучения и ширины диаграммы направленности антенн, изменение по
случайному закону рабочей длины волны, использование широкополос-
ных (в том числе шумоподобных) сигналов, применение радиоволн
УКВ диапазона, распространяющихся лишь в пределах прямой видимо-
сти. Из мер по повышению помехозащищенности КРУ можно указать
на использование передающих и приёмных антенн с узкими диаграм-
мами направленности, передатчиков повышенной мощности с наиболее
помехоустойчивыми классами сигналов, уменьшение полосы пропуска-
ния приёмников, применение специальных методов обработки сигналов
и помехоустойчивого кодирования.

В качестве помехоустойчивых перспективны коды БЧХ, Рида-
Соломона, каскадные коды. Наряду с внедрением упомянутых, доста-
точно сложных кодов, исправляющих пакеты ошибок, можно ожидать
применения простых корректирующих кодов, исправляющих в основ-
ном одиночные ошибки в сочетании с «перемежением» информацион-
ной последовательности командных символов. При реализации данного
подхода выполняется разнесение ошибок пакета по различным словам
набора команд в результате переупорядочивания символов с помощью
перемежителя (интерливера), устанавливаемого между кодирующим
устройством и передатчиком КРУ. На приемной стороне деперемежи-
тель (деинтерливер) производит обратную операцию и в соответствии с
известным ему правилом восстанавливает исходную последователь-
ность символов кодовых слов.

Наряду с помехоустойчивым кодированием найдут применение ши-
рокополосные сигналы, которые могут быть получены либо с помощью
псевдослучайной перестройки рабочей частоты, либо с помощью псевдо-
шумовых сигналов с переменной структурой или путём их сочетания. Во
всех случаях помехоустойчивость к организованным помехам повышается
благодаря применению псевдослучайной последовательности, в соответст-
вии с которой дискретно по случайному для противника закону меняется
либо рабочая частота, либо фаза псевдошумового сигнала.

Успехи, достигнутые в области адаптивных антенных решёток,
свидетельствуют о перспективах их широкого внедрения в приёмные
установки КРУ. Формирование глубоких провалов в диаграммах на-
правленности приёмных антенн в направлении на источники помех
приводит к существенному повышению помехоустойчивости радио-
электронных систем.

В некоторых тактических ситуациях возникает потребность в за-
секречивании информации, передаваемой через КРУ. Поэтому в буду-
щем следует ожидать распространения на КРУ достаточно хорошо от-
работанных в радиосвязи приёмов закрытия информации.

В последнее время ведутся исследования, связанные с разработкой
алгоритмов перенацеливания пущенной ракеты по заданной цели в за-
висимости от степени поражения целей последней ракетой в предыду-
щих ударах. При этом предусматривается трансляция изображения цели
с ракеты на ПУ, оценка результатов нанесения ударов, принятие реше-
ния о перенацеливании пущенной ракеты на другую цель. Предполага-
ется, что реализация данной идеи позволит существенно сократить чис-
ло ракет, потребных для поражения целей.

Задача перехвата воздушных и уничтожения наземных целей в ус-
ловиях сложной помеховой обстановки может быть отнесена к классу
так называемых трудноформализуемых задач. Некоторые полезные
результаты при решении этих задач получаются при использовании
методов ситуационного управления, теории искусственного интеллекта
и теории нечетких множеств, дающих возможность реализовать, так
называемые, интеллектуальные системы как наземного, так и воздушно-
го базирования.
ПЕРЕЧЕНЬ СОКРАЩЕНИИ

АВ	- авианосец
АВПР	- алгоритм вычисления параметра рассогласования
АД	- автономный датчик
АИС	- астроинерциальная система
АН	- автономное наведение
АП	- автопилот
АРГС	- активная радиолокационная головка самонаведения
АРУ	- автоматическая регулировка усиления
АС	- автосопровождение
АСД	- автоселектор дальности
АСН	- автономные системы наведения
АСС	- автоселектор скорости
АСУ	- автоматизированная система управления
АСЦРО	- автоматическое сопровождение цели в режиме обзора
АЦП	- аналого-цифровой преобразователь
АХ	- амплитудная характеристика
АЧХ	- амплитудно-частотная характеристика
ББДЦКИ	- бортовая база данных цифровой картографической информа
	ции
БИНС	- безплатформенная инерциальная навигационная система
БРЛС	- бортовая радиолокационная станция (система)
БСО	- бортовая система обороны
БТУ	- блок траекторного управления
БЧ	- боевая часть
«в-в»	- «воздух-воздух»
ВВС	- военно-воздушные силы
«в-п»	- «воздух-поверхность»
впд	- вычислитель программного движения
ВИ-Н	- временной интервал -напряжение
ВС	- вычислительная система
ВСТУ	- вычислитель сигналов траекторного управления
ген	- головка самонаведения
дисс	- доплеровский измеритель скорости и угла сноса
дв	- датчики высоты
ДВС	- датчик воздушной скорости
ДД	- дальность действия
дк	- датчик команд
ДН	- дальнее наведение
ДНА	- диаграмма направленности антенны
ДОЛ	- доплеровское обострение луча
ДРЛО	- дальнее радиолокационное обнаружение
ДУ	- декодирующие устройство
ДУА	- датчик угла атаки
ДУП	- датчик угловых положений
ДШР АЗС	- дешифратор адресного запросного сигнала
ДШР зк	- дешифратор запросного кода
ДШР КН	- дешифратор команд наведения
ДШРННК	- дешифратор номера набора команд
ДШР ок	- дешифратор ответного кода
ДШРРК	- дешифратор разовых команд
звп	- зона возможных пусков
ЗПС	- задняя полусфера
ЗУТК	- запоминающее устройство текущей карты
ЗУЭК	- запоминающее устройство эталонных карт
иднс	- инерциально-доплеровская навигационная система
ИД РЛС	- импульсно-доплеровская РЛС
ивп	- измерительно-вычислительная подсистема
ИВС	- информационно-вычислительная система
ИНС	- инерциальная навигационная система
ИК	- исполнительный код
ИМЦ	- интенсивно маневрирующая цель
ИНС	- инерциальная навигационная система
ипм	- исходный пункт маршрута
ИСК	- измерительная система координат
КАИ	- каллиматорный индикатор
кво	- круговая вероятная ошибка
КИМ	- кодово-импульсная модуляция
КП	- командный пункт
КПМ	- конечный пункт маршрута
КР	- крейсер
КРВ	- корвет
КРУ	- командная радиолиния управления
КО	- кодообразователь
КОО	- корректор ошибок обтекателя
КСН	- комбинированная система наведения
КЭС	- корреляционно-экстремальная система
ЛА	—	летательный аппарат
ЛЗ	—	линия задержки
ЛВ	—	линии визирования
МА	—	метка азимута
МВП	—	маловысотный полёт
МД	—	метка дальности
мпм	—	микроплан местности
МУП	—	механизм управления перекрестием
МФИ	—	многофункциональный индикатор
МЦ	—	морская цель
н-ви	—	напряжение-временной интервал
нкппд	-	наземный комплекс подготовки полетных данных
НЛЦ	-	низколетящая цель
ннк	—	номер набора команд
НУПС	—	непосредственное управление подъёмной силой
ОВПЦ	—	область возможного положения цели
ОЗУ	—	оперативное запоминающее устройство
ок	-	опорный код
ОКр	—	оптический коррелятор
оос	—	отрицательная обратная связь
ОС	—	оптическая система
ОУ	—	объект управления
ОЭС	-	оптико-электронная станция (система)
ПАРГС	-	полуактивная радиолокационная головка самонаведения
ПВО	—	противовоздушная оборона
ПИМ	—	позиционно-импульсная модуляция
ПЛУР	—	противолодочная управляемая ракета
пм	—	план местности
ПМУ	-	простые метеоусловия
пн	-	пункт наведения
ПКЗ	—	псевдокинематическое звено
ПКР	-	противокорабельная ракета
по	—	признак опасности
ппм	-	промежуточный пункт маршрута
ппс	—	передняя полусфера
ПРД	—	передатчик
ПРГС	-	пассивная радиолокационная головка самонаведения
ПРЛП		первичное радиолокационное поле
ПРМ	—	приемник
ПРП	-	первичное радиотехническое (связное) поле
ПРР	-	противорадиолокационная ракета
ПУ	—	пункт управления
ПФ	-	предварительный фильтр
РВ	—	радиовысотомер
РГС	-	радиолокационная головка самонаведения
РК	—	радиокоррекция
РКА	—	ракетный катер
РПС	-	радиолокатор предупреждения столкновений
РСН	—	равносигнальное направление
РСБН	-	радиолокационная система ближней навигации
РЛС	-	радиолокационная станция (система)
РО	-	радиолокационный ориентир
руд	-	ручка управления двигателем
РЭСУ	-	радиоэлектронная система управления
САД	—	система автономных датчиков
САЗО	-	система активного запроса-ответа
САП	—	станция активных помех
САУ	—	система автоматического управления
СВС	—	система воздушных сигналов
СДУ	-	система дистанционного управления
СЕИ	—	система единой индикации
СКРУ	-	система командного радиоуправления
СМУ	-	сложные метеоусловия
СП	—	самонаведение
сне	—	спутниковая навигационная система
сои	—	система отображения информации
СОИР	-	система обмена информацией между ракетами
СПЦ	—	сигнал подсвета цели
сен	-	система самонаведения
ССУ	-	следящая система угломера
СТОУ	—	стохастическая теория оптимального управления
СУР	—	система управления ракетой
ТВ	-	телевизионный
ТТП	—	тактико-технические показатели
тпв	—	тепловизионный
УВЭ	—	устройство выбора экстремума
УОБ	-	устройство обеспечения безопасности
УОУА	—	устройство оценивания угла атаки
УПЧ	- усилитель промежуточной частоты
УУПЧ	- узкополосный усилитель промежуточной частоты
УС	- узкий сектор
УФК	- устройство формирования команд
УЭПО	- удельная эффективная площадь отражения
ФАР	- фазированная антенная решетка
ФВУ	- фильтр вертикального ускорения
ФД	- фазовый детектор
ФДП	- фильтр дальности до препятствия
ФИМ	- фазоимпульсная модуляция
ФКМ	- фазокодовая манипуляция
ФНЧ	- фильтр нижних частот
ФПА	- фильтр привода антенны
ФПР	- формирователь параметра рассогласования
ФПУ	- фильтр продольного ускорения
ФР	- фрегат
ФРМ	- фазоразностный модулятор
ФСК	- формирователь сигнала-квитанции
ФТВ	- фильтр текущей высоты
ФУА	- фильтр угла атаки
ЧД	- частотный детектор
ЦАП	- цифро-аналоговый преобразователь
ЦКРМ	- цифровая карта рельефа местности
цу	- целеуказание
ШР АОС	- шифратор адресного ответного сигнала
ШР ок	- шифратор ответного кода
ШРППИ	- шифратор параметров полетной информации
ШРРК	- шифратор разовых команд
шс	- широкий сектор
ЭВМ	- электронно-вычислительная машина
ЭОК	- эталон оптической карты
ЭПО	- эффективная площадь отражения
ЭС	- эсминец
Литература

1.	Авиационные комплексы радиолокационного дозора и наблюдения основ-
ных капиталистических стран (обзор по материалам иностранной печати).
/Под ред. Е.А. Федосова. -М.: НИЦ, 1990.

2.	Авиация ПВО России и научно-технический прогресс. Боевые комплексы и
системы вчера, сегодня, завтра. /Под ред. Е.А. Федосова. -М.: Дрофа, 2001.

3.	Активная радиолокационная головка самонаведения АРГС-35Э. Фирмен-
ный проспект ОАО «НПП «Радар-ммс», 2002.

4.	Андреевский В.В., Горощенко Л.Б. Управление полетом и эффективность
авиационного комплекса. -М.: Машиностроение, 1974.

5.	Антипов В.Н., Исаев С.А., Лавров А.А., Меркулов В.И. Многофункциональ-
ные радиолокационные комплексы истребителей. -М.: Воениздат, 1994.

6.	Антонов Г.Н., Апанасенко В.М. Противокорабельные ракеты ВМФ: «На-
циональное оружие России в обеспечении безопасности государства. Уроки
XX века и перспективы развития. -СПб.: Тр. 5 НПК «Защита и безопас-
ность», 2002.

7.	Анцев Г.В.; Сарычев В.А., Тупиков В.А., Турнецкий Л.С. Бортовые информа-
ционно-управляющие системы высокоточного оружия. Морская радиоэлек-
троника, 2002, №1.

8.	Анцев Г.В., Сарычев В.А., Тупиков В.А., Турнецкий Л.С. Особенности интел-
лектуальных военных радиоэлектронных систем. - Морская радиоэлектро-
ника, 2003, №4.

9.	Анцев Г.В., Сарычев В.А., Тупиков В.А., Турнецкий Л.С. Принципы построе-
ния бортовых информационно-управляющих систем высокоточного оружия
нового поколения. - Радиотехника, 2001, №8.

10.	Анцев Г.В., Сарычев В.А., Тупиков В.А., Турнецкий Л.С. Системы управления
летающими роботами. - Гироскопия и навигация, 2002, №4.

11.	Бек В.В., Вишняков Ю.С., Махлин А.Р. Интегрированные системы терми-
нального управления. -М.: Наука, 1989.

12.	Белоглазов И.Н., Джанджгава Г.И., Чигин Т.П. Основы навигации по гео-
физическим полям. -М.: Наука, 1985.

13.	Берлекэмп Э.Р. Алгебраическая теория кодирования. /Пер. с англ. -М.:
Мир, 1971.

14.	Блейхут Р. Теория и практика кодов, контролирующих ошибки. /Пер. с
англ. -М.: Мир, 1986.

15.	Боевая авиационная техника: Авиационное вооружение. /Под ред. Д.И.
Гладкова. -М.: Воениздат, 1987.

16.	Брайсон А., Хо Ю-Ши. Прикладная теория оптимального управления. -М.:
Мир, 1972.
17.	Буков В.Н. Адаптивные прогнозирующие системы управления полетом. -
М.: Наука, 1987.

18.	Вакин С.А., Шустов Л.Н. Основы радиопротиводействия и радиотехниче-
ской разведки. -М.: Советское радио, 1968.

19.	Васин В.В., Григории-Рябов В.В., Дудник П.И., Степанов Б.М. Радиолока-
ционные устройства (теория и принципы построения). /Под ред. В.В. Григо-
рина-Рябова. -М.: Сов. радио, 1970.

20.	Васин В.В., Степанов Б.М. Справочник-задачник по радиолокации. -М.:
Сов. радио, 1977.

21.	Викулов О. В., Добыкин В.Д., Дрогалин В.В. и др. Современное состояние и
перспективы развития авиационных средств радиоэлектронной борьбы. -
Зарубежная радиоэлектроника, 1998, №12.

22.	Военная авиация. Кн. 2. -Мн.: ООО «Попурри», 1999.

23.	Головки самонаведения Л-111Э, 112Э, 113Э для противорадиолокационной
ракеты Х-31П. - Фирменный проспект ФГУП «ЦКБ Автоматики», 2003.

24.	Горелик А.Л., Барабаш Ю.Л., Кривошеев О.В. и др. Селекция и распознава-
ние на основе локационной информации. /Под ред. А.Л. Горелика. -М.: Ра-
дио и связь, 1990.

25.	Горчица Г., Локарев А. Боевое применение противорадиолокационных
ракет класса «воздух-земля». - Зарубежное военное обозрение, 1989, №12.

26.	Дудник П.И., Чересов Ю.И. Авиационные радиолокационные устройства.
-М.: ВВИА, 1986.

27.	Защита от радиопомех. /Под ред. М. В. Максимова. -М.: Сов. радио, 1976.

28.	Зингер Р.А. Оценка характеристик оптимального фильтра для слежения за
пилотируемой целью. - Зарубежная радиоэлектроника, 1971, №8.

29.	Зуенко Ю., Коростелев С. Боевые самолеты России. -М.: Элакос, 1994.

30.	Ефремов В.А. Противокорабельные ракеты ГНПЦ «Звезда-Стрела» - высо-
коточное оружие морского боя. - Морская радиоэлектроника, 2002, №3.

31.	Канащенков А.И., Меркулов В.И., Самарин О.Ф. Облик перспективных
бортовых радиолокационных систем. Возможности и ограничения. -М.:
ИПРЖР, 2002.

32.	Кларк Дж., Кейн Дж. Кодирование с исправлением ошибок в системах
цифровой связи. /Пер. с англ. -М.: Радио и связь, 1987.

33.	Корн Г., Корн Т. Справочник по математике. -М.: Наука, 1980.

34.	Кочубей С. Совершенствование противокорабельного ракетного комплекса
«Гарпун». - Зарубежное военное обозрение, 1990, №7.

35.	Красовский А.А., Буков В.Н., Шендрик В.С. Универсальные алгоритмы
оптимального управления непрерывными процессами. -М.: Наука, 1977.

36.	Красовский А.А., Ермилов А.С. Боевое применение и эффективность пило-
тажно-навигационных комплексов летательных аппаратов. -М.: ВВИА,
1989.
37.	Крейсеры ВМС иностранных государств. Справочные данные. - Зарубеж-
ное военное обозрение, 1998, №8.

38.	Крутько П.Д. Обратные задачи динамики. Линейные модели.
-М.: Наука, 1987.

39.	Кулабухов В.С. Локально-оптимальное прогнозирующее управление дина-
мическими объектами. - Авиакосмическая техника и технология (Aerospace
Technology), 2002, №2.

40.	Курилкин В.В., Меркулов В.И., Шуклин А.И. Способ наведения летательных
аппаратов на наземные объекты. Патент РФ №2161654 от 27.03.2001.

41.	Кухта А.И., Локшин Б.Я. Об одной игровой задаче пространственного
наведения. - Некоторые задачи динамики управляемых тел. -М.: Наука,
1989.

42.	Локк А.С. Управление снарядами. -М.: Гос. изд. технико-теоретической
литературы, 1957.

43.	Максимов М.В., Горгонов Г.И., Чернов В.С. Авиационные системы радио-
управления. -М.: ВВИА, 1984.

44.	Максимов М.В., Меркулов В.И. Радиоэлектронные следящие системы. Син-
тез методами теории оптимального управления. -М.: Радио и связь, 1990.

45.	Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Канащенков А.И. и др. Авиационные системы
радиоуправления. Т.1. Принципы построения систем радиоуправления. Ос-
новы синтеза и анализа. /Под. ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. -
М.: Радиотехника, 2003.

46.	Меркулов В.И., Дрогалин В.В., Канащенков А.И. и др. Авиационные системы
радиоуправления. Т.2. Радиоэлектронные системы самонаведения. /Под.
ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. -М.: Радиотехника, 2003.

47.	Меркулов В.И, Чернов В.С., Дрогалин В.В. и др. Защита радиолокационных
систем от помех. Состояние и тенденции развития. /Под ред. А.И. Канащен-
кова и В.И. Меркулова. -М.: Радиотехника, 2003.

48.	Меркулов В.И., Чернов В.С., Саблин В.Н. и др. Авиационные системы ра-
диоуправления. Ч. 3. Системы командного радиоуправления. Ч. 4. Авто-
номные и комбинированные системы наведения. /Под ред. В.И. Меркулова.
-М.: Радио и связь, 1998.

49.	Меркулов В.И., Курилкин В.В., Шуклин А.И. Алгоритм траекторного управ-
ления ракетой «воздух-поверхность», использующей синтезирование апер-
туры антенны. - Радиотехника, 2000, № 3.

50.	Моисеев А.Г. Метод оптимально-прогнозируемого управления.
-Техническая кибернетика, 1992, № 6.

51.	Моноимпульсная головка самонаведения противокорабельной крылатой
ракеты «Яхонт». - Фирменный проспект ЦНИИ «Гранит», 2003.

52.	Муттер В.М. Основы помехоустойчивой телепередачи информации. -Л.:
Энергоатомиздат, 1990.
53.	Небылов А.В. Гарантирование точности управления. -М.: Наука, Физмат-
лит, 1998.

54.	Николаев А.Г., Перцов С.В. Радиотеплолокация (пассивная радиолокация).
/Под ред. А.А. Красовского. -М.: Сов. радио, 1964.

55.	Новичков Н. Российская противокорабельная ракета «Яхонт предлагается
на экспорт». Jane's Defense Weekly, 1997, №5.

56.	Об основных направлениях дальнейшего развития ракетных радиолокаци-
онных ГСН. International Defense Review, 1995, IX, т.28, №9.

57.	Основы радиоуправления. /Под ред. В.А. Вейцеля -М.: Радио и связь, 1995.

58.	Первачев С.В. Радиоавтоматика. -М.: Радио и связь, 1982.

59.	Противокорабельная ракета ЗМ-54Э. Фирменный проспект ОКБ «Новатор»,
2003.

60.	Противолодочная ракета 91РТ2. Фирменный проспект ОКБ «Новатор», 2003.

61.	Противолодочная ракета 91 РЭ 1. Фирменный проспект ОКБ Новатор», 2003.

62.	Радиолокационные станции воздушной разведки. /Под ред. Г.С.
Кондратенкова. -М.: Воениздат, 1983.

63.	Радиолокационные станции обзора Земли. /Под ред. Г.С. Кондратенкова. -
М.: Радио и связь, 1983.

64.	Радиолокационные станции с цифровым синтезированием апертуры антен-
ны. /Под ред. В.Т. Горяйнова. -М.: Радио и связь, 1988.

65.	Радомиров Н. Ракеты класса «воздух-земля» с телевизионными системами
наведения. - Зарубежное военное обозрение, 1974, №6.

66.	РЛС с синтезированной апертурой для повышения точности наведения
ракет. - Электроника, 1977, т. 50, №7.

67.	Родин В., Неведомский С. Самолетная система «Авакс». - Зарубежное во-
енное обозрение, 1981, №6.

68.	Саблин В.Н. Разведывательно-ударные комплексы и радиолокационные
системы наблюдения земной поверхности. -М.: ИПРЖР, 2002.

69.	Сергеев К. Противолодочные ракетные комплексы. - Зарубежное военное
обозрение, 1989, №7.

70.	Сколник М Введение в технику радиолокационных систем. /Пер. с англ,
под ред. К.Н. Трофимова. -М.: Мир, 1965.

71.	Современные боевые корабли. /Пер. с англ. А.В. Бушуева, А.А. Жеребилова.
-Смоленск: Русич, 2002.

72.	Сосновский А.А., Хаймович И.А. Радиоэлектронное оборудование летатель-
ных аппаратов. Справочник. -М.: Транспорт, 1987.

73.	Соловьев И.В., Корольков Г.Н, Бараненко А.А. и др. Морская радиоэлектро-
ника. Справочник. /Под ред. В.А. Кравченко. -СПб.: Политехника, 2003.

74.	Соколовский Г. Ракеты класса «воздух-воздух». - Военный парад, 1998, №9.

75.	Справочник по радиолокации. Т1. /Под ред. М Сколника. -М.: Сов. радио,
1976.
76.	Справочник по радиоэлектронным системам. Т2. /Под ред. Б.Х. Кривицкого.
-М.: Сов. радио, 1978.

77.	Справочник по теории автоматического управления. /Под ред. А.А. Красов-
ского. -М.: Наука, 1987.

78.	Тактические крылатые ракеты. Фирменный проспект ГНПЦ «НПП «Звезда-
Стрела», 2000.

79.	Тверской Г.Н., Терентьев Г.К., Харченко И.П. Имитаторы эхо-сигналов
судовых радиолокационных станций. -Л.: Судостроение, 1973.

80.	Фельдман Ю.И., Гидаспов Ю.Б., Гомзин В.Н. Сопровождение движущихся
целей. /Под ред. Ю.И. Фельдмана. -М.: Сов. радио, 1978.

81.	Финкельштейн М.И. Основы радиолокации. -М.: Радио и связь, 1983.

82.	Фолкнер Кит. Боевые корабли. -М.: ACT, Астрель, 2002.

83.	Фомин Я.А., Тарловский Г.Р. Статистическая теория распознавания образов.
-М.: Радио и связь, 1986.

84.	Харьков В.П. Структурно-параметрический метод синтеза управления динами-
ческими системами. -Изв. АН СССР. Техническая кибернетика, 1991, №2.

85.	Харьков В.П., Гизатуллин О.Ф., Колпаков В.Ф. Разделение тяги и лобового
сопротивления ЛА. - В сб.: Научно-методические материалы по приклад-
ным задачам идентификации, оценивания и управления летательных аппа-
ратов и их оборудования. -М.: ВВИА, 1995.

86.	Харьков В.П., Меркулов В.И. Синтез быстродействующего радиолока-
ционного угломера на основе методов обратных задач динамики. - Радио-
техника, 1997, №8.

87.	Цветное В.В., Демин В.П., Куприянов А.И. Радиоэлектронная борьба: ра-
диоразведка и радиопротиводействие. -М.: Изд-во МАИ, 1998.

88.	Шинар Дж., Ротштейн И., Безнер Э. Исследования оптимального про-
странственного маневра ухода от преследователя, описываемого линеари-
зованными уравнениями кинематики. - Ракетная техника и космонавтика,
1979, №12.

89.	Широкорад А. Б. История авиационного вооружения. Краткий очерк. /Под
общ. ред. А.Е. Тараса. -Мн.: Харвест, 1999.

90.	Ярлыков М.С., Миронов М.А. Марковская теория оценивания случайных
процессов. -М.: Радио и связь, 1993.

91.	Jane’s International Defense Review, 2003, January.

92.	Surface-to-surface missiles. Jane's naval weapon systems, vol.38, 2003, feb.

93.	US Navy looks closely at Harpoon upgrade. Jane's International Defense Review,
2003, January.
Серия

«Авиационные системы радиоуправления»
в 3-х томах

Том 3

Системы командного радиоуправления.
Автономные и комбинированные
системы наведения

Под редакцией
А. И. Канащенкова и В. И. Меркулова

Авторы

Владимир Иванович Меркулов
Анатолий Иванович Канащенков
Вадим Саматович Чернов

Валерий Васильевич Дрогалин
Владимир Никитович Антипов
Георгий Владимирович Анцев

Владимир Сергеевич Кулабухов
Владимир Николаевич Лепин
Валентин Александрович Сарычев
Вячеслав Николаевич Саблин

Олег Федорович Самарин
Владимир Алексеевич Тупиков
Леонид Сергеевич Турнецкий

Виталий Петрович Харьков

Изд. № 8. Сдано в набор 22.03.2003.

Подписано в печать 19.05.2004. Формат 60x90 1/16.

Бумага офсетная. Гарнитура Таймс.

Печать офсетная

Печ. л. 20. Тираж 1000 экз. Зак. № 1878

Издательство «Радиотехника».

107031, Москва, К-31, Кузнецкий мост, д. 20/6.
Телефакс: 921-48-37; 925- 78-72, 925-92-41.

E-mail: iprzhr@online.nl
www.webcenter.ru /-iprzhr /

Отпечатано в ООО ПФ “Полиграфист”.
160001, г. Вологда, ул. Челюскинцев, д. 3.
ВНИМАНИЕ !

Вышли в свет

в серии «Авиационные системы радиоуправления»
монографии:

1.	Меркулов В.И, Лепин В.Н. Ч. 1. Теоретические основы синтеза и анализа
авиационных систем радиоуправления. 4.2. Радиоэлектронные системы
самонаведения. — М.: Радио и связь, 1997.

2.	Системы командного радиоуправления. 4.4. Автономные и комбиниро-
ванные системы наведения /Под ред. В.И. Меркулова. — М.: Радио и
связь, 1998.

3.	Радиолокационные измерители дальности скорости. Том.1 / Под ред.
В.Н.Саблина. —М.: Радио и связь, 1999.

4.	Канащенков А.И., Меркулов В.И, Самарин О.Ф. Облик перспективных
бортовых радиолокационных систем. Возможности и ограничения. — М.:
ИПРЖР, 2002.

5.	Защита радиолокационных систем от помех. Состояние и тенденции
развития / Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. — М.: Ра-
диотехника, 2003.

6.	Авиационные системы радиоуправления. В 3-х томах. Т. 1. Принципы
построения систем радиоуправления. Основы синтеза и анализа.
Изд. 2-е, перераб. и доп. / Под ред. А.И. Канащенкова и В.И Меркулова
— М.: Радиотехника, 2003.

7.	Авиационные системы радиоуправления. В 3-х томах. Т. 2. Радиоэлек-
тронные системы самонаведения. Изд. 2-е, перераб. и доп. / Под ред.
А.И. Канащенкова п В.И. Меркулова—М.: Радиотехника, 2003.

8.	Авиационные системы радиоуправления. В 3-х томах. Т. 3. Системы
командного радиоуправления. Автономные и комбинированные
системы наведения . Изд. 2-е, доп. и перераб. / Под ред. А.И. Канащен-
кованВ.И. Меркулова—М.: Радиотехника, 2004.
ВНИМАНИЕ I

Планируется выпустить
в серии «Авиационные системы радиоуправления»
в в 2004-2005 гг. монографии:

1.	Радиолокационные системы многофункциональных самолетов.

В 2-х томах.

2.	Радиолокационные измерители дальности и скорости. В 2-х томах.

3.	Радиолокационные угломеры. В 2-х томах.

4.	Помехозащищенность авиационных систем радиоуправления.

В 2-х томах.

5.	Многопозиционные системы радиоуправления.

6.	Автоматическое сопровождение воздушных объектов в режиме обзо-
ра.

По всем вопросам, связанным с заказом
и приобретением книг,
обращайтесь в Издательство «Радиотехника»

НАШ АДРЕС:

107031, г. Москва, Кузнецкий мост, д. 20/6
тел./факс: (095) 925-78-72, 921-48-37
http://www.webcenter.ru/~iprzhr/
E-mail: iprzhr@online.ru