Файл: Радиотехнические системы в ракетной технике..pdf

ванные на вторичном излучении сигнала. По последним сообще­ ниям, шесть-семь РЛС AN/FPS-95 войдет в состав системы

441L.

Первая РЛС устанавливается в северной части США. Кроме того, строится РЛС на мысе Орфорднес (Англия) в дополнение к ЗГ РЛС прямого рассеяния, уже построенной в Англии. Зона обзора системы 441L приведена на рис. 1.1.

В РЛС AN/FPS-95 для формирования узкого луча исполь­ зуется фазированная антенная решетка (ФАР). С помощью мно­ гоэлементных ФАР осуществляется электронное сканирование по азимуту лучом, несколько приподнятым над горизонтом. Используются также сложные методы выделения сигнала на фоне шума, в том числе метод последовательного обнаружения. Излучаемый сигнал наделяется частотной модуляцией.

Фирма «Дженерал электрик» построила несколько ЗГ РЛС по программе «Little ША». Цели этими РЛС обнаруживаются по возмущениям ионосферы, сопровождающим полет целей.

Работы по созданию загоризонтных РЛС за рубежом в на­ стоящее время направлены на повышение точности измерения ко­ ординат. В частности, изучаются возможности триангуляционной обработки информации системы загоризонтных РЛС. Одновре­ менно изучается проблема создания загоризонтных РЛС второго поколения, использующих принцип вторичного излучения. Для проведения экспериментов по обнаружению воздушно-космиче­ ских целей, приближающихся с южного направления, предпола­ галось построить сверхдлинноволновую загоризонтную РЛС в штате Флорида.

1.4. Краткая характеристика траекторий полета целей

После отделения от корпуса МБР головные части и специаль­ ные средства прорыва ПРО совершают свободный полет в поле сил земного тяготения. При этом газодинамические области течения в околоземном пространстве изменяются в широких пределах: от сво­ бодно-молекулярных (космическое пространство) до континуаль­ ных, где проявляется эффективное действие атмосферы на летящий объект.

Иностранные специалисты считают, что большой диапазон высот полета головных частей, ложных целей, дипольных отражателей и т. п. вносит определенные трудности в комплексное исследование динамики их полета. На малых высотах (до 80 км) в континууме средний свободный пробег молекул настолько мал по сравнению с геометрическими размерами ГЧ и их имитаторов, что атмосферу можно в первом приближении рассматривать как непрерывную среду. На высотах более 80 км средний свободный пробег молекул велик, и атмосфера проявляет себя как совокуп­ ность отдельных молекул с определенной закономерностью изме­ нения их скоростей.

22

Приведем некоторые пояснения. Обычно на практике самолетодинамика сталкивается с задачами, в которых возмущения устано­ вившегося потока могли считаться малыми, а воздух рассматри­ вался как сплошная среда. При полете ракет на гиперзвуковых скоростях и больших высотах (при очень малой плотности возду­ ха) эти условия, естественно, нарушаются. Понятие «сплошная ат­ мосфера» означает, что молекулы газа находятся настолько близко друг от друга, что они сталкиваются между собой чаще, чем с каким-либо другим предметом в потоке.

Из кинематической теории газов известно, что характеризую­ щее поток число Кнудсена

звуковой поток все больше и больше отходит от идеальной моде­

верхности ГЧ или ЛЦ и теплопередачу, происходят существенные

23

Япогей

Рис. 1.8. Траектория МБР

Рис. 1.9. Траектории МБР при различных на­ чальных скоростях с углом запуска 30°

80—150 км характеризуется наличием «скользящего» потока, для которого справедливо следующее приближение

х___м

[ 1.2]

6 = Re •

С уменьшением плотности и с увеличением числа М отноше­ ние [1.2] возрастает (например, на высоте 70 км для объекта дли­ ной 300 мм при М = 10, А/8~0,1). Плотность атмосферы с высотой изменяется примерно экспоненциально (в 10 раз на каждые 16— 19 км), поэтому переходная зона приблизительно равна высоте сплошной среды и лежит условно в пределах 80—150 км.

Так как на высотах более 150 км отношение подъемной силы ГЧ или ЛЦ к площади Миделя много меньше 1 кгс/м2) то уско­ рения, создаваемые аэродинамическими силами, будут значительно меньше 0,1 м/сек2 (т. е. эффективное влияние аэродинамических сил на траекторию тела начнет проявляться на высотах 100—150 км).

Таким образом, задачи внешней баллистики головных частей и средств преодоления ПРО в диапазоне высот более 150 км мож­ но решать без учета влияния атмосферы; в диапазоне высот ниже 100—150 км необходим строгий учет аэродинамических сил, дей­ ствующих на летящий объект.

Итак, при полете МБР со средствами защиты в поле тяготения Земли пассивный участок ее траектории содержит два основных этапа:

•— полет вне пределов эффективного действия атмосферы;

— полет в атмосфере на высотах менее 150—100 км. Траектории полета головных частей и ложных целей после их

отделения от корпуса МБР вне пределов атмосферы подчиняются законам Кеплера и представляют дуги эллипсов, заключенные ме­ жду точкой конца активного участка и точкой падения объекта на Землю (рис. 1.8).

Траектория ракеты будет иметь форму эллипса, пересекаю­ щегося с поверхностью Земли только в том случае, если началь­

где г0 — длина радиус-вектора точки конца активного участка траектории;

fM =3,986• 1014 м3/сек2 — константа поля тяготения Земли. Уравнение эллиптической траектории объекта, связывающее

текущие значения полярных координат (рис. 1.9) г, <р, имеет (без учета вращения Земли) вид

,Vgr0

где X= -щ - — удвоенное отношение кинетической и потенциаль­

ной энергий в конце активного участка траектории, определяемого моментом отсечки двигателей.

25

Влияние начальной скорости V0 на форму траектории МБР иллюстрирует рис. 1.9, полученный по результатам расчетов ве­ личины г(ср) при г0 = R = 6371 км, 0о = ЗО°

Дальность полета L головных частей и ложных целей, отде­ ляемых в космическом пространстве, может характеризоваться угловой дальностью Ф (рис. 1.8, табл. 1.3)

Выражение для угловой дальности полета Ф легко получается из [4.4] подстановкой полярных координат точки падения ГЧср = Ф, r = R при условии, что Н0: R <С 1 (Н0 — высота конца активного участка),

до цели. Расчетные данные требуемых времен полета МБР на различные дальности в зависимости от углов запуска 0о приве­ дены на рис. 1.11.

Вращение Земли влияет, во-первых, на начальные условия свободного движения объекта, запускаемого по баллистической траектории, т. е. на величину и направление вектора начальной скорости Vo для пассивного участка траектории, и, во-вторых, на положение точки пересечения поверхности Земли и эллиптической траектории ракеты. Поэтому при расчете траекторий баллистиче-

26

ских объектов, учитывая вращение Земли, их выбирают таким образом, чтобы экстраполированные точки падения головных ча­ стей и ложных целей находились в плоскостях соответствующих траекторий и были удалены на заданное расстояние от точки стар­ та МБР.

Рис. 1.12. К оценке истинной точки падения баллистического тела:

Формулы [1.5—1.7] определяют высоту и дальность полета бал­ листического объекта в инерциальной системе координат. Для пользования на практике этими формулами необходимо опреде­ лить абсолютную начальную скорость ГЧ или ЛЦ, равную сумме относительной Vo и переносной W0 скоростей на широте отделения головной части и средств ее защиты от корпуса МБР (рис. 1.12),

28

значения абсолютных величин скорости, угла наклона траектории и азимута в начальный момент времени свободного полета тела равны:

стью и проекцией вектора скорости на касательную плоскость; по­ ложительное направление отсчитывается по часовой стрелке); Ро — геоцентрическая широта.

По формулам [1.5—1.11] можно определить эллиптическую даль­ ность. Далее по известному азимуту находится точка пересечения траектории тела с неподвижной Землей в некотором широтном поясе. Учет суточного вращения Земли WoT позволяет определить истинную точку падения головной части или ложной цели.

Кроме того, при отделении головных частей и ЛЦ необходимо учитывать и несферичность Земли. Поправка, обусловленная несферичностыо, может составить 10—12 км при дальностях стрель­ бы 6—8 тыс. км. Такое рассеяние целей, например, при поражении точечных объектов ракетами «Минитмен-3» является недопусти­ мым.

Точность попадания баллистических целей в объект в основ­ ном зависит от характеристик систем управления МБР и способов отделения целей от ракеты. В известной степени характеристики рассеивания определяются также выбором траекторий.

Оценку точности попадания в цель рассмотрим в предположе­ нии, что возмущения баллистических объектов в свободном по­ лете ничтожно малы. В этом случае траектория свободного полета тела и мера отклонения точек попадания объекта полностью опре­ деляются шестью пространственными параметрами в начальный момент времени его свободного полета. Возмущения, действующие на объект в момент начала свободного полета, могут носить как случайный, так и систематический характер.

Ошибки системы управления, связанные с ориентацией послед­ ней ступени МБР, с задержкой или опережением выключения дви­ гательной установки ракеты, ошибки системы отделения ложных

29