ВУЗ: Не указан
Категория: Не указан
Дисциплина: Не указана
Добавлен: 10.04.2024
Просмотров: 147
Скачиваний: 0
зоне ПРО в составляющие скорости выброса для момента отделе ния целей от борта МБР. Результаты экспериментальных пусков ракет со средствами преодоления ПРО показали, что требуемые скорости выброса молено определять по линеаризованным уравне ниям их относительного движения. Диапазон скоростей выброса ложных целей, допускающий линеаризацию, составляет 0—150 м/сек
Рассмотрим задачу выброса ложной цели в плоскости траекто рии МБР при следующих предположениях:
— цель отделяется от ракеты со скоростью не более 150 м/сек; ■— вектор скорости выброса цели ориентирован относительно вектора скорости ракеты (или местной горизонтали) произвольным
образом;
—силы отдачи, воздействующие на корпус МБР при выбросе ЛЦ, траекторию головной части не искажают;
—гравитационное поле Земли симметрично;
—цели не подвержены действию сил лобового сопротивления;
—масса ЛЦ ничтожно мала по сравнению с массой головной
части.
На рис. 5.6 изображены системы декартовых координат, исполь зуемые в задаче:
— XjYi — система |
неподвижных геоцентрических координат; |
||||
— X2Y2 |
— система |
подвижных геоцентрических координат, вра |
|||
щающаяся |
с угловой |
скоростью |
d?/dt, равной угловой |
скорости |
|
движения ракеты (головной части) по траектории; |
в центре |
||||
— X3Y3 |
— система |
координат |
с началом, |
лежащим |
|
масс ГЧ, и осью Х3, направленной вдоль местной горизонтали. |
|||||
Ложная |
цель выбрасывается |
в момент |
отсечки двигателя со |
скоростью VB под углом а относительно вектора скорости МБР V0. Движение ложной цели рассматривается в системе координат X3Y3.
Уравнения движения ложной цели относительно невращающейся инерциальной системы координат X1Y1 записываются в следую щей форме:
(12Х, , |
fM |
|
А |
[5.1] |
||
dt2 |
+ |
7 |
Г Х , = ° , |
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
Й2У1 |
, |
I м |
А |
[5.2] |
|
|
|
dt2 |
+ |
— |
У1= а |
где Р! = (х? + у^)',! — радиус-вектор выброшенной ЛЦ;
{М— произведение универсальной гравитационной постоянной на массу Земли.
Для дальнейшего анализа удобно применить к выражениям [5.1, 5.2] ортогональные преобразования:
— поворот осей на угол tp
Xj = х2cos 9 + у2sin?,
[5.3]
У1 = — х2sin? + y2cosp,
164
УгЛз
0 5
СЛ
— параллельный перенос осей |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||
|
|
|
|
|
|
) х2= |
х3> |
|
|
|
|
|
|
[5.4] |
||||
|
|
|
|
|
|
1 Уг = |
Уз + |
Б |
|
|
|
|
|
|||||
где г — текущий |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||
радиус-вектор |
|
начала координат X3Y3. |
|
|
||||||||||||||
Используя замену переменной t на ср, имеем |
|
|
|
|||||||||||||||
|
|
|
|
|
|
_d_ _ _ d ___ |
|
|
|
|
|
|
[5.5] |
|||||
|
|
|
|
|
|
dt |
|
dtp |
|
dt |
’ |
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||
|
|
|
d2x |
__ d2x |
/ |
dtp |
\ 2 |
dx |
d2tp |
|
|
|
[5.6] |
|||||
|
|
|
"dt2" |
|
"dtp2^ |
\~ dt~"J |
“'t" ' d |
? ' ”dt2"> |
|
|
||||||||
|
|
|
|
|
|
|
||||||||||||
г д е |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
dip __ |
r0V 0 cos Qp |
|
|
|
|
|
[5.7] |
|||||
|
|
|
|
|
|
dt |
|
|
|
|
v2 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
d2<p |
|
2rQVoCos2@0 |
/ |
щ |
у |
|
|
|
[5.8] |
||||||
|
|
|
"dt2"— |
|
|
? |
|
|
V5d?"/ |
' |
|
|
||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||||||||
Отсюда можно получить уравнения движения |
цели |
в |
системе |
|||||||||||||||
координат X3Y3: |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
d2x3 |
|
|
fM |
' |
г4 |
|
|
\ |
___ 2 _ j W |
dx3 \ . |
||||||||
dtp2 |
|
|
|
I |
|
|
|
|
J |
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
р |
|
|
I q V q c o s 2 0 |
о |
|
Х з |
|
г |
d<p |
\ У з |
+ dtp |
/ |
+ |
|||
|
|
|
|
|
|
+ 2 ^ g - = |
0, |
|
|
|
|
|
(5.9] |
|||||
d2y3 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
dtp2 |
|
|
Pl |
|
rgVo cos2 0 O/ |
Уз |
|
r |
dtp |
Vх » |
dtp |
j |
|
|||||
|
|
|
|
|
|
- 2 Tff + |
‘4 = ° - |
|
|
|
|
Ц.ю] |
||||||
В выражении [5.10] |
|
m |
|
|
|
Г4 |
|
|
|
|
|
|
||||||
A |
d2r |
|
|
r |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
[5.П] |
||||
d?2 |
|
|
|
pj |
|
roVg cos2 0 O |
|
|
|
|
||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||||
где значения |
|
|
и -^-определяются видом траектории МБР и мо |
гут быть рассчитаны по общеизвестным формулам.
Поскольку скорость отделения ЛЦ и относительное расстояние между ней и головной частью малы по сравнению с величиной век тора скорости и радиус-вектором ГЧ на траектории, т. е. Хз<С(Уз+
+ г ) 2 |
и У з < С г , |
то с учетом р3 ~ г |
выражения [5.9, 5.10 и 5.11]упро |
|||||||
щаются: |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
d2x3 |
1 |
fMr |
|
2 |
dr |
(y« + |
dx3 |
+ |
2 i § - : 0, [5.12] |
|
dp2— |
|
|
|
d9 |
dtp |
|||||
|
rovo cos2 0o |
|
|
|
|
|
|
|
||
|
d".V:l |
l \ |
fMr |
|
Уз |
2 |
dr |
/ |
+ M l ) |
|
|
dtp2 |
|
roVo cos2 ©о |
r |
dtp |
V |
+ |
dtp J |
||
|
|
|
- 2 |
dx3 |
+ |
A — 0, |
|
|
|
[5.13] |
|
|
|
|
dtp |
|
|
|
|
|
|
166
где
ДД |
/, |
<Mr |
2 |
dr у |
[5.14] |
|
d<f 2 |
{ |
rgVo COS2 0 O |
r |
d* / |
||
|
||||||
Начальными условиями |
для дифференциальных уравнений |
{5.12 и 5.13], описывающих движение ЛЦ относительно ГЧ, будут:
х3(0) = уз (0) = 0 ,
(°)= “V7 rocos (® + *в),
(0)= г0 sin (0 + ав).
Для грубой оценки скоростей и направлений выброса ЛЦ мож но положить
fMr |
—---- — |
^ |
' |
rovocos2 ®о |
г d<? |
|
|
|
|
|
В этом случае выражения [5.12 и 5.13] с учетом [5.14] существенно упрощаются:
|
|
|
|
[5.16| |
| & |
_ 2 4 ^ |
+ ф С = |
о, |
[5.17] |
dу2 |
d'f |
dcf2 |
’ |
|
где г зависит от текущей координаты <р.
Система линейных уравнений [5.16 и 5.17] после преобразований сводится к линейному дифференциальному уравнению третьего по-
рядка с правой частью, равной — d2r Общее решение этого уравне ния может быть получено .методом вариации произвольных посто
янных. Необходимо |
лишь |
ввести в [5.17] |
аппроксимацию измене- |
|
. |
|
d2r |
в зависимости |
от угловой дальности «р. |
кия графика величины |
|
Необходимые значения VB и ав определяются, как указывалось выше, противоречивыми условиями:
—условием непоражения двух целей одновременно взрывом боеголовки антиракеты на дальнем рубеже «активной селекции»;
—условием минимизации отклонения точек падения ЛЦ от
точки прицеливания ГЧ (рис. 5.6 — оси Х3, Y3 в точке падения ГЧ, рис. 1.10 — семейство траекторий одинаковых дальностей).
Минимизация вероятности перехвата ГЧ, учитывающая оба условия, определяет оптимальные скорости и направления выброса ложных целей. Необходимо отметить характер относительных тра екторий ложных целей, и головной части. Если ложные цели выбрасываются под углами ав~90°, то, двигаясь по относительным траекториям, они отстают от ГЧ прямо пропорционально скорости
167
выброса ЛЦ. Выброс под углами ав~270° выводит ложные цели на эллиптические траектории с опережением ГЧ. На рис. 5.7 показано изменение относительного расстояния между целями при различ ных скоростях выброса (для ав~270°).
Рис. 5.7. Изменение относительного расстояния между целями в системе координат Х3, Y3 от вре мени полета
Определение вероятности попадания целей в заданный объект проиллюстрируем на следующем примере. Пусть известно ооложе-
Рис. 5.8. К определению вероятности попадания в прямоугольник
ние эллипса рассеивания относительно объекта прямоугольной формы. Размеры объекта заданы относительно центра рассеивания цели координатами х3ь х32 (рис, 5.8) и zb Z2. Для вычисления иско-
168
мой вероятности найдем вероятность попадания цели в полосу А. Плотность распределения случайной величины, подчиняющейся нормальному закону, имеет вид
f 00 = |
1 |
ехр |
(х — а)2 |
~ |
[5.18] |
У 2то |
2с2 |
J ’ |
где а = Е(х) — математическое ожидание величины отклонения ЛЦ от центра рассеяния ГЧ.
При а = 0 вероятность попадания в полосу А |
|
||||
|
Ра = |
2 |
|
[5.19] |
|
, — |
у |
_ |
|
|
|
где Ф (у) = ] / — |
J |
е |
2 dy |
— интеграл вероятности. |
[5.20] |
|
о |
|
|
образом вероятность рв попадания в |
|
Вычислив аналогичным |
полосу В и используя теорему умножения вероятностей для неза висимых событий, определим требуемую вероятность попадания
Pi |
[5.21] |
Для объектов, имеющих поверхность сложной конфигурации, возможна ее аппроксимация различными прямоугольниками. В этом случае вероятность попадания целей в заданный объект на ходится как сумма вероятностей попадания в отдельные элементы.
5.5. Демаскирующее влияние корпуса ракеты
При прорыве через систему ПРО серьезное значение, по мне нию американцев, приобретает местоположение корпуса последней ступени МБР. Дело в том, что после отделения головной части и средств преодоления (ЛЦ, дипольных отражателей) корпус послед ней ступени продолжает полет почти по той же траектории, что и ГЧ, вплоть до вхождения в плотные слои атмосферы. Этим соз даются благоприятные условия для дальнего обнаружения слож ной цели и .ее сопровождения радиолокаторами ПРО (поскольку средняя ЭПР у корпуса ракеты примерно на порядок больше, чем у ГЧ). Кроме того, полет корпуса последней ступени вслед за ГЧ
и ложными целями |
не исключает догона отделившихся |
ГЧ и ЛЦ, |
а следовательно, и |
их соударения. Последнее может |
привести к |
разрушению ГЧ и ЛЦ, изменению параметров их эллиптической траектории, вращению ложных целей с отличными от ГЧ угловы ми скоростями и, как следствие, к распознаванию головной части системой № 0 .
В э:ой связи американские специалисты предлагают:
— изготовлять последнюю ступень МБР из неметаллических материалов с целью снижения эффективной площади рассеяния (в
169