..O"It6,..
 "....й ;.
 . РANЮYI1РI'P'-
  --
АвиАционны
E
СИСТЕМЬI
РАДИОУПРАВЛЕНИЯ
..
ТомЗ
J

\ '
Системы \ "
,
командноro радиоуправле
Автономные и комбинированные
системынавения 
I \
\ \
.
.

,
"'
.
" \
......
\
...

"
'..
.


Р А.9ИНИ ICA

Авиаqионные системы
радиоynравnенlUI
в 3..х томах
ПОД реДакцией
А. и. Канащенкова и В. и. Меркулова
Том 1
ПРИНЦИПЫ построения систем радиоynравnения.
Основы синтеза и анализа
Том 2
Радиоэлектронные системы самонаведения
ТомЭ
Системы командноrо радиоynравnения.
Автономные и комбинированные системы наведения
ТОМ 3
системы KOМ8IQIIIOI'O paдIIOynpaвneнllll.
Aвroнor.tнIaI8 IIKOII6IIнllpoв8НHIaI8
CIICТ8IIIbl наведен-
1Ioea, "PQIIoтaв-В J 2004

УДК 629.7.058.53
С 11
ББК 32.95
Серия" Авиационные системы радиоуправления"
Редакционная коллеrия:
rлавныli редактор  Д.Т.н.. проф. А. и. Канащенков
зам. rлавноrо редактора  К.Т.н., проф. В. и. Меркулов
члены редколлеrии: Д.Т.Н., проф. В.Н. Антипов, Д.Т.н., проф. А.И. Перов,
д.т.н., проф. И.С. Рыжак; Д.Т.н.. праф. В.Н. Саблин, к.т.н., С.Н.С. О.Ф. Самарин,
д.т.н., проф. Б.r. Татарский. Д.Т.н., проф. В.П. Харьков
Меркулов В.И., Канащенков А.И., Чернов В.С., Дроraлин В.В., АIПИ
пов В.Н., Анцев r.B., Кулабухов В.С., Лепин В.Н., Сарычев В.А., Саб-
лин В.Н., Самарин О.Ф., Тупиков В.А., TYPHeЦК'llIi Л.С., Харьков В.П.
С 11 Авиационные системы радиоynраВJIения. Т. 3. Системы командноrо
радиоуправления. Автономные и комбинированные системы HaBeдe
ния. I Под ред. А. И. Канащенкова и В. И. Меркулова  М.: "Радиотехника'.,
2004.  320 с.: ил.
ISBN 5--931080376
Изложены принципы построения и особенности функционирования
авиационных систем командноrо радиоуправления. автономных и комби..
нированных систем наведения, современные алrоритмы их синтеза и ана..
лиза, основанные на представлении "роцессов и систем в MHoroMepHoM
пространстве состояний..
Для научных работников и инженеров, связанных с пpoeKтиpoвaHU
ем и эксплуатацией сисп,ем радиолокации и радиоуправления. Може,п
быть полезна преподавателям, аспирантам и студентаАI радuотехниче
скux факультетов вузов.
.'
J . ' ;
,..... --.
'.- .
УДК 629.7.058.53
С 11
ББК 32.95
ISBN 5--9310s..037--6
Jb !\
<с> Авторы, 2004
Радиотехника,оформление,2004

or ЛАВЛЕНИЕ
Пред и CJI о в и е . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9
rлава 17. Общие сведения о системах KOMaHJIHoro
радиоуправления ...................................................................................... 12
17.1. Области применения систем командноrо
радиоуправления ................................. ........... ........................ 12
17.2. Особенности построения скру истребителями
и ракетам и ............................................................................... 1 5
17.3. Методы наведения самолетов и алrоритмы
траекторноrо 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 алrоритмы тpaeIcropHoro
управления ими ...................................................................... 22
17.5. Оптимизация алrоритма траекторноrо управления
ракетами «воздух.. поверхность» . ....... ...... ..... ...... .................. 23
rлава 18. Принципы построения и особенности
функционирования информационно"вычислительных
с и стем .......................................................................................................... 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 иве ракеты «Воздухповерхностъ»
к точности измерителей при использовании традиционноrо
трехточечноrо метода наведения ......................................... 31
18.3. Чувствительность иве ракеты «воздухпоВерхность»
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 рассоrласования ................... 40
18.5.1. Принципы построения и особенности функционирования
формирователеА параметров рассоrласования систем
командноrо радиоуправления самолетами ............................... 40
18.5.2. Принципы построения и особенности функционирования
3

формирователей параметров рассоrласования систем
командноrо радиоуправления ракетами .................................... 44
18.6. Устройства формирования команд ...................................... 48
rлава 19. Особенности построения и основные показатели
командных радиолиний управления . ........ .............. ....... ..................... 52
19.1. Особенности построения командной радиолинии
у n р а вл е н и я .............................................................................. 5 2
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
однокаНaJ1ЬНЫХ КРУ ........ ... ....... .... ... .... .... ..... ........ ...... ......... .... 59
19.3.3. Особенности построения двухкаНaJ1ЬНЫХ КРУ ...................... 6 t
19.4. Шифраторы и дешифраторы командных радиолиний
управления с кодовоимпульсной модуляцией .................. 63
19.4.1. 6собенности 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 кодоимпульсной модуляцией и помехоустойчивым
кодированием .. .... ....... ...... ............. ........ ........ .... ........ ........ ......... 7 1
19.6. Командные радиолинии управления со сложными
с иrн ма м и . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . : . . . . . . 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 активноrо 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
rлаВ,а 20. Динамические структурные схемы систем
KOMaHJIHoro радиоупра вления ............................................................... 90
20.1. Уравнения систем командноrо радиоуправления
самолетами ............................................................................. 90
20.1.1. Кинематические уравнения ..................................................... 90
20.1.2. Уравнения информационновычислительных систем ............. 92
4

20.2. Уравнения систем командноrо радиоуправления
ракетами «воздухповерхностъ» .... ...... .... ................. ...... ..... 93
20.2.1. Кинематические уравнения ..................................................... 94
20.2.2. Уравнения информационно"вычислительных систем ............. 96
20.3. Динамическая структурная схема контура командноrо
радиоуправления истребителем ............ ... ............................ 96
20.4. Динамическая структурная схема контура командноrо
радиоуправления ракетой «воздухповерхность» ............. 97
rлава 21. Тактико"технические показатели систем
командноrо радиоуправления ............................................................. 100
21. 1 . Общие сведения о тактикотехнических
показателях скру .................................................................... 100
21.2. Дальность действия скру .................................................. 107
21.3 . Устойчивость систем командноrо радиоуправления ....... 107
21.3.1. Анализ устойчивости СКРУ самолетами ............................. 107
21.3.2. Анализ устойчивости СКРУ ракетами
« воздух  поверхность» ........................................................... 1I О
21.4. Точность систем командноrо радиоуправления ............... 113
21.4.1. Динамические ошибки скру самолетами ........................... 11 3
21.4.2. Флуктуационные ошибки СКРУ самолетами ...................... 115
21.4.3. Динамические ошибки СКРУ ракетами
«воздухповерхность» ........................................................... 117
21.4.4. Флуктуационные ошибки СКРУ ракетами
«воздухповерхносТь» ...... ............ ....... ...... .... ..... ..... ... ............ 118
rлава 22. Оптимизация контура дальнеrо наведения
истребителя ......... ........ .......... ....... ...... ... . ....... ..... ........ .... .. ... ... .... . . . . .... . . . . . 121
22.1. Синтез квазиоптимальной аналоrовой системы
дальнеrо наведения истребителя ........................................ 122
22.1.1. Выбор и обоснование исходных моделей ............................ 122
22.1.2. Синтез оптимальноrо реryлятора .......................................... 124
22.1.3. Синтез квазиоптимальноrо фильтра ...... .... .......... ... .............. 125
22.1.4. Структурная схема системы командноrо
радиоуправления истребителем ............................................ 129
22.2. Синтез квазиоптимальной дискретной системы

дальнеrо наведения истребителя ........................................ 132
22.2.1. Выбор и обоснование исходных моделей.
Синтез алrоритма функционирования реryлятора .............. 132
22.2.2. Синтез алroритма функционирования
квазиоптимальноrо фильтра ..... ........... ........ .......................... 13З
5

22.2.3. CТPYКТYPHCUI схема квазИОlПИмальной
дискретной системы дальнеrо наведения ............................ 136
rлава 23. Общие сведения об автономных и комбинированных
сиаем 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 aBTOHOMHoro 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
rлава 24. Радиоэлектронные системы управления
fаловысотным полетом ... ............................................. .......... .............. 150
24.1. Назначение и решаемые задачи .......................................... 150
24.2. Особенности формирования параметров
рассоrласования при профильном полете ......................... 154
24.3. Структурная схема ИВС при профильном полете ........... 156
24.4. Оптимизация алrоритма тpaeJcropHoro управления
РЭСУ МВП при профильном полете ................................. 161
24.4.1. Выбор и обоснование исходных моделей ............................ 162
24.4.2. Синтез реryЛJIТора системы управления МВП ..................... 164
24.4.3. Синтез кваЗИОlПимальноrо фильтра ..................................... 168
24.4.4. CTPYКТYPHCUI схема квазиоптимальной РЭСУ МВП ............ 172
24.5. Принципы построения и особенности функционирования
РЭСУ МВП в режиме облета..обхода преrurrcтвиА .............. 175
rлава 25. Комбинированные РЭСУ ракет «воздух",воздух» ......... 185
25.1. Общие сведения о комбинированных РЭСУ ракет
« воздух  воздух» .................................................................. 1 85
25.2. Функционирование комбинированной ИВС
в автономном режиме ......................................................... 187
25.2.1. Формирование параметра рассоrласоваНИJl
в автономном режиме ............................................................ 187
25.2.2. Поиск, обнаружение и анализ радиосиrналов ...................... 190
25.3. Функционирование комбинированной иве
в режиме самонаведения .................................................... 193
6

25.4. Функционирование комбинированной иве
в режиме целеуказания ....................................................... 194
25.5. Функционирование комбинированной иве
в режиме командноrо наведения ....................................... 196
25.6. КвазИОlПИМaJJЪная комбинированная иве
для обеспечения перехвата ИlПенсивно маневрирующих
Цe.JIей . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1 99
25.6.1. Функционирование квазиоптимальной ИВС
в автономном и радио командном режимах ......................... 202
25.6.2. Функционирование квазИОIПимальной ИВС
в режимах самонаведения и целеуказания ........................... 204
fлава 26. Комбинированные РЭСУ
самолетов..бомбардировщиков и ракет «воздух..поверхность» ......... 208
26.1. Общие сведения о комбинированных РэеУ
самолетовбомбардировщиков и ракет
«воздухповерхность» ......................................... ....... ......... 208
26.2. радиолокационноинерциальныIe КСН самолетов
и ракет «воздухповерхность» ..... ..... ............... ................... 212
26.3. Корреляционноэкстремальные системы наведения
ракет «воздухповерхность» ........ ............ ........................... 218
26.4. Комбинированные системы наведения
противокорабельны
x ракет ........... ........... ........ .......... ......... 224
26.4.1. Общие сведения о комбинированных системах
наведения противокорабельных ракет ................................. 224
26.4.2. Комбинированная система наведения ПКР
с активной радиолокационной rCH ..................................... 232
26.4.3. Применение пассивных rCH в комбинированных
системах наведения ПКР .. ........ ....... ...................................... 248
26.4.4. Комбинированные системы наведения противолодочных
paкe-r ......................................................................................... 25 I
26.4.5. Основные направления развития радиолокационных
rCH ПКР ................................................................................. 253
rЛава 27. .Ahrоритмы TpaenopHoro управления самолетом
в режиме уклонения от управляемых средств поражения ............ 258
27.1. Основные соотношения метода синтеза упра8ления
на основе концепции обратных задач динамики .............. 261
27.2. Уравнения состояния объекта ............................................ 266
27.2.1 Модель кинематическоrо звена «самолет....ракета» .............. 266
7

27.2.2. Модель силовой установки . .... ..... ........ ... ... .... ........................ 267
27.2.3. Модель состояния ракеты «воздухвоздух» ........................ 268
27.3. Алrоритмы управления самолетом . .......................... ......... 270
27.3.1. Синтез управления самолетом, обеспечивающеrо
на ракете срыв сопровождения по дальности ...................... 271
27.3.2. Синтез управления самолетом, обеспечивающеrо
срыв сопровождения по уrловым координатам .................. 276
27.3.3. Исследование эффективности алrоритма уклонения
самолета, обеспечивающеrо срыв ero сопровождения
по дальности . ............................................... ...... .......... ...... ..... 278
27.3.4. Исследования эффективности алrоритма уклонения
самолета, обеспечивающеrо срыв ero сопровождения
по направлению .... ........... ....... ... ... ........ ....... .............. ... .......... 282
27.4. Алrоритмы управления самолетом в режиме уклонения,
обеспечивающие промах не менее заданноrо ...................... 286
27.4.1. Алrоритмы управления боковым ускорением самолета,
обеспечивающие заданный промах ...................................... 286
27.4.2. Алrоритмы уклонения с управлением креном
и скоростью полета самолета ........... ...... ........... .................... 290
27.4.3. Анализ эффективности алrоритма уклонения самолета,
обеспечивающеrо заданный промах .................................... 293
Заключение. Перспективы развития РЭСУ ..................................... 299
Перечень сокращений .. ........................................ ... ..... ................ ............ 308
Л итераryра .......... ... .................... . ............... .... ........... ................................ 3 13

ПРЕДИСЛОВИЕ
Уважаемые читатели! Вашему вниманию предлаrается третий
том трехтомной моноrрафии «Авиационные системы радиоуправле..
ния», являющийся вторым переработанным и дополненным изданием
книrи с аналоrичным названием, которая была выпущена в свет в 1998 r.
За rоды, прошедшие после выпуска первоrо издания были обоб..
щены и подrотовлены 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 oc
новам применения авиационных систем командноrо радиоуправления
(СКРУ), автономныIx и комбинированных систем наведения. Ero содер"
жание способствует уяснению роли и места радиоэлектронных измери..
телей в системах наведения самолетов и ракет различноrо назначения.
Спецификой книrи является то, что изложение в ней ведется на
двух уровнях. Первый  отражает современное состояние СКРУ, aBTO
номнъух и комбинированных систем наведения, а второй  перспектив"
ные алrоритмы, синтезированные на основе математическоrо аппарата
стохастической теории оптимальноrо управления (СТОУ), в том числе с
использованием процедур фильтрации и параметрической идентифика..
ции. При обсуждении оптимальнъJX, в том или ином смысле, алrорит
мов функционирования систем наведения большое внимание уделено
конкретным методам синтеза и анализа на основе представления про..
цессов и систем в MHoroMepHoM пространстве состояний. При этом оп..
ределенное внимание в книrе уделено приемам упрощения трудоемких
процедур синтеза и анализа оптимальных систем.
Изложение материала осуществляется на основе системноrо под
хода с учетом взаимодействия датчиков различной физической природы
с вооружением и летательными аппаратами, как объектами управления.
Во томе 3 книrи рассматриваются современные и перспективные
методы наведения самолетов и ракет с СКРУ, автономным и комбини"
рованным управлением и алrоритмы формирования сиrналов управле..
ния наводимыIии объектами. При этом оптимальныIe и квазиоптималь..
ные алrоритмы функционирования систем наведения и их составных
частей синтезируются и анализируются на основе математическоrо
аппарата СТОУ, включая аппарат структурно..параметрическоrо синтеза
на основе обратных задач динамики.
9

Основное внимание в книrе уделено особенностям построения и
функционирования систем наведения с использованием командных
радиолиний управления, в которых применяются различны
e виды сиr..
налов и способы их модуляции, а также различных типов систем авто--
HOMHoro и комбинированноrо наведения.
По сравненmo с первой редакцией в моноrрафию добавлен мате..
риал по особенностям построения и функционирования перспективных
систем управления маловысотным полетом в режиме обхода препятст"
вий. Кроме Toro, добавлен материал по особенностям построения и
функционирования комбинированных систем наведения противокора..
бельных ракет.
В состав TpeTbero тома включена новая rлава, в которой рассмат"
риваются алrоритмы уклонения летательных аппаратов от управляемых
средств поражения.
Моноrрафия написана на основе материалов открытой отечест"
венной и зарубежной литераryры и исследований авторов. Используе..
мый математический аппарат и объем знаний по радиоэлектронике,
необходимый для понимания содержания книrи, не выходят за пределы
проrрамм радиотехнических ВУЗов.
Книrа рассчитана на научных работников и инженеров, связан
ных с проектированием и эксплуатацией систем радиоуправления pa
диолокации. Она будет полезна преподавателям, аспирантам и студен..
там авиационных и радиотехнических ВУЗов.
Перечень принятых сокращений и список литературы приводятся
в конце книrи. Ссылки на формулы и рисунки, начинающиеся с цифр 1
6 соответствуют rлавам первоrо тома моноrрафии, а ссылки, начинаю..
щиеся с чисел 7 16 соответствуют rлавам BToporo тома.
Труд по написанию книrи распределился среди авторов следую..
щим образом: предисловие, 99 18.1, 18.18.6, 19.1, 19.2,20.1,26.2 и
заключение написаны Л.И. Канащенковым; 99 19.3, 19.4, 19.6, 20.2,
20.4, п.п. 21.4.3, 21.4.4, 99 24.3, 24.4, rлава 25, 9 26.3  В.И. Меркуло..
вы м; 99 19.5, 19.7 и rлава 22  В.С. Черновым; 99 20.3, 21.3, п.п. 21.4.1,
21.4.2, 9 26.1  В.В. Дроrалиным; 99 17.117.3  В.Н. Антиповым;
п. 26.4.1  r.B. Лнцевым; 9 24.5  в.с. Кулабуховым; 99 18.2 и 18.3 
В.Н. Лепиным; rлава 23  В.Н. Саблиным; 99 24.1 и 24.2  О.Ф. Самари..
ным; п. 26.4.2  Л.С. Турнецким; 9 27.1 и 27.4  В.П. Харьковым; 99 21.1
и 21.2  совместно Л.И. Канащенковым и В.И. Меркуловым; 99 17.
17.5  совместно В.И. Меркуловым и В.Н. Лепиным; 99 27.2 и 27.3 
совместно В.И. Меркуловым и В.П. Харьковым; 9 19.8  совместно
О.Ф. Самариным и О.Ф. Черновым; п.п. 26.4.З26.4.5 совместно
В.А. Сарычевым и В.А. Тупиковым.
10

СИСТЕМЫ
КОМАндноrо
РАДИОУПРАВЛЕНИЯ

rЛАВА 17. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О СКРУ
...--
17.1. ОБЛАСТИ ПРИМЕНЕНИЯ СИСТЕМ КОМАндноrо
РАДИОУПРАВЛЕНИЯ
Под cuстеАl0Й командНО20 радиоуправления понимается coвoкyп
ность ФункционШlЬНО связанных подсистем (устройств), предназначенных
для наведения летателЬНО20 аппарата (ПА) по командам, формируемым
на пункте управления (ПУ) и передаваемым на борт управляемО20 объекта
с nОМОlЦЬЮ радиолинии. Наиболее широко они применяются для дальнеrо
наведения истребителей, ракет класса «вп», ракет «BB» с комбинирован
ными системами управления идистанционно пилотируемых ЛА (ДПЛА), а
также для управления самолетамимишенями и аэростатами.
 дальнеrо наведения истребителя на цель необхоо распола
raTb информацией о воздушном противнике (целях) и rотовности и MeCT
расположении истребителей. Эта информация сосредотачивается на пункте
управления, который может располаraться на самолете воздушноrо дозора
или на земле (рис. 17.1). В общем случае в состав ПУ входят одна или He
сколько радиолокационньтх станций (РЛС), вычислитель и командная pa
диолиния управления (КРУ). По сведениям о воздушнътх целях, поступаю
щих из РЛС обнаружения, в вычислителе решаются задачи расчета сил и
средств, необходимых для уничтожения воздушноrо противника, определе
Lc/
ИСТРЕ6?
KP
..о

LaJ
r
:::t

U
:::t
J
Ji



u f
PflC
06HRP 
ЖЕНIAЯ

KP
.о

w
r
3

U
3
7
J5
ей
PflC
O&HP 
ЖЕНЯ
B03ДЫHЫ&.1 П
H3EHHЫ П
Рис. 17.1
12

НИЯ района воздушноrо 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 методъ' 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 определенныIe маневры, способствующие ее решенmo. Кроме
Toro, по этим командам на борту истребителя вкточается РЛС и устанав..
ливаются зоны поиска цели по дальности и yrловыM координатам. По ко..
мандам управления, содержащим сведения о требуемых курсе, высоте и
скорости полета самолета, выполняется наведение на цель в режимах руч..
Horo, директорноrо или автоматическоrо управления (1.3) [45].
В системах наведения ракет «вп» с радиокомандным управлени..
ем [65] обнаружение наземных радиолокационно"контрастных целей и
измерение их координат осуществляется бортовой РЛС самолетано"
сителя (рис. 17.2).

)
H ПРЕНUЯ
ПРМ
KP
ПР.а
KP
Pr1C
ИНТЕР
СРЕРОМЕТР
Рис. 17.2
координатыI управляемой ракеты измеряются специальным ин..
терферометром, который представляет собой разреженную антенную
вдолькрыльевую решетку большоrо размера и обладает высокой точно..
стью измерения уrловых координат. результаты
 измерений координат
цели и paKenI 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 MOryT использоваться моноим..
13

пульсный радиолокационный пеленrатор, оптический и инфракрасный
пеленrаторы и т.д. Для визуальноrо сопровождения ракеты может при..
меняться трассирующий боеприпас. При обнаружении целей кроме РЛС
MOryт использоваться телевизионны
,, 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 командноrо радиоуправления, в которых датчики ин
формации о цели и объекте управления (ОУ) располаraются на ПУ,
называются системами первоrо вида. Несомненным достоинством этих
систем является простота аппаратуры, установленной на ОУ. Эта аппа
ратура содержит приемодешифрирующее устройство, а иноrда и радио..
локационный ответчик. Недостатком таких систем является невысокая
точность наведения на больших дальностях. СКРУ первоrо вида приме
няются для далънеrо наведения истребителей и некоторых типов ракет
«вп», а также самолетовмишеней.
В СКРУ BToporo вида первичные датчики информации распола..
raются на ракете. функциональны
e 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 рассоrласова
ния в плоскостях управления. Команды, соответствующие этим пара..
метрам рассоrласования, по радиоканалу управления передаются в сис
тему управления paKeThI (СУР). СКРУ BToporo вида всеrда неавтомати
ческие (в противном случае более целесообразны системы самонаведе..
ния). Они используются для наведения ракет «вп», ДПЛА И аэроста
тов. СКРУ этоrо вида позволяют обеспечить достаточно высокую точ
KH'" ТРRНСt1яuww

,..--- --------------
I
: ПРМ
: TPRH
Сt1ЯТОР
. - -,
f(HfI
ПРА6t'1ЕНWЯ
ПРQ
KP
БОРТО6Я CWCTEMA
ОБРБОТf(W И
UЕt1ЕЫКАЭАНИЯ
· ПЫНКТ ЫПРАВt1ЕНWЯ .
L .. _ . . . _ . . . _ _ . _ . _ _ _ . . . _  _ 
Рис. 17.3
14
r- .. .. .. .. .. .. .. .. - .. - .. .. .. - - .. - - -,
I
I
I АППАРТЫР
: PKETЫ
пр.Q
ТРАН...
сt1ЯТОРА
I
I
I
прм :
I
I
I
.
.
I
-----_.,.

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 первоrо 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. пунктирныIe линии соответствуют связям в директорном и aBTO
матическом режимах.
r  ...  ...                ... .. 6  ,Q,
r!.',
I н,орнuмонно..еЫЧIfСr1j.tТЕr1"НЯ CltCTEMI1 I      .   . . .      .
ПДРДНЕТРЫ I
дr.НЖЕННЯ I И:ЗМ[РLПЕ(lЬНО БОРТОВSI I I p
UEt1 I ВЫЧLlС(J ТЕ"ЬНRЯ W3HEPUTrt1bHO I
ПАРДНЕтрыl поаСИСТЕМД bl(r1ИТЕЬНЯ I 
ДВ"ЖЕННЯ П поаСLlСТЕМА r - .l! 
е.О:ЗJ1lIJноrОI I
П:J .                    
" с А 
" l1CTPE ..
БИТЕi1Ь
ПР AIMEHIoIE
ABNrATEt1EM
сиrНД(1Ы
U[t1EKA:lAHLlS1
Бр(1С
nPQMETPbl АIUЖЕНU)1 иСТРЕSИТЕt1S1
Рис. 17.4
Информационно-вычислительная система (ИВС) содержит изме
рительновычислительную подсистему (аппаратуру) ПУ наземноrо или
воздушноrо базирования, командную радиолинию управления и бортовую
измерительновычислительную подсистему . В составе измерительно
вычислительной подсистемы (ИВП) наземноrо ПУ, входящей в состав
автоматизированной системы управления (АСУ) военновоздушных сил
(ВВС), находится сеть наземнъlX РЛС различноrо назначения и диапазонов
волн, информация от которых поступает в специальныIe центры или посты
для предварительной обработки и обобщения. Далее информация поступа
ет на командный пункт, rде 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
каждоrо истребителя набор функциональных команд управления о требуе
MbIX значениях курса, высоты и скорости истребителя. Кроме Toro, летчику
передается набор разовых команд информационносправочноrо и исполни
тельноrо характера: ракурс атаки, дальность до цели и вид маневра, KOTO
15

рый необходимо выполнить (например: ropKa, отворот вправо, влево,
включить форсаж и т.д.). Сформированный набор команд управления по
кру ПОС'I)'пает на борт истребителя.
В состав воздушноrо ПУ входят импульснодоплеровская 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 алrорит
мы функционирования бортовой радиолокационной станции (БРЛС) и
электронновычислительной машины (ЭВМ) пункта управления воз
душноrо базирования более сложные, так как приходится учитыIатьь
фактор движения самолетаносителя и необходимо сопровождать боль
шое количество целей одной РЛС.
В бортовой ИВП полученные команды информационносправоч"
Horo и исполнительноrо плана ИНДИЦИРУlOтся в системе отображения
информации (СОИ). Функциональные команды управления сравнива
IOтся с текущими измерениями аналоrичных фазовых координат, посту
пающих от бортовых датчиков информации. По итоrам сравнения фор
мируются параметры рассоrласования p для ручноrо управления KYP
сом, высотой И скоростью самолета, которые также индицируются в
СОИ. В ручном режиме летчик пилотирует истребитель таким образом,
чтобы свести параметры рассоrласования к нулlO.
Если в процессе перехвата истребитель и цель выходят за преде
лы зоны ответственности данноrо 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 назначaIOТСЯ друrие каналы связи дЛЯ КРУ.
Особенности формирования параметров рассоrласования, их ин
дикации и управления самолетом в директорном и автоматическом pe
жимах управления подробно описаныI в 91.3. Следует отметить, что
особенности СКРУ ракетами первоrо вида, структурная схема которой
приведена на рис. 1.3, также рассмотрены в 91.3 [45].
..... ....       ....  .
I
I
nдpM[TPЫ I
ДISIAЖЕНIASI I
ЦЕ(I I
I
klН  ОР м Ц O н НО  ВЫЧklСt1k1 Т Е.., Ь Н  Я
CCTEMi=I
WЗМЕРТЕ(lЬНО
ВЫЧIAС(1IAТЕI1ЬНДS1
ПОДСИСТЕМ
KP
cp PДKET
.  --- ---
I
I
--- ---  ---
nRPMETPbl ДВWЖЕНIAS1
PKETЫ
ОПЕ:РТОР
Рис. 17.5
16

Особенности построения и функционирования скру ракетами
BToporo вида рассмотрим на примере обобщенной структурной схемы,
приведенной на рис. 17.5, при условии, что пеРВИЧНblМ источником
информации является телевизионная камера [65]. В состав ИВП, кроме
этой камеры, входят и датчики параметров собственноrо движения, опре
деляющие направление ее визирования и скорость смены изображения.
Выходные сиrналы передающей телевизионной системы переда
ются через ретранслятор на ПУ, rде расположен экран, на котором BOC
производится изображение цели и местности относительно вектора
скорости ракеты или ее продольной оси. По индикатору оператор опре
деляет параметр рассоrласования, визуально воспринимая смещение
цели относительно центра экрана. В соответствии с этим рассоrласова
нием оператор, воздействуя на датчик команд, формирует команду Ta
ким образом, чтобы изображение цели смещалось к центру экрана. Иа
значение остальных элементов структурной схемы аналоrично приве..
денным на рис. 1.3 [45].
17.3. МЕТОДЫ НАВЕДЕНИЯ САМОЛЕТОВ
И Алrоритмы ТР AEKTOPHOrO УПРАВЛЕНИЯ ИМИ
Методы наведения самолетов с СКРУ должныI обеспечивать фор
мирование такой требуемой траектории, наведение по которой обеспе
чивает вывод ЛА к определеННОl\{У времени в зону YBepeHHoro захвата
цели хотя бы одной из визирных систем (БРЛС, оптикоэлектронной
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 (ССИ), при котором
обеспечивается орrаничный (без существенных переходных процессов)
переход РЭСУ от этапа дальнеrо к этапу ближнеrо наведения. В свою
очередь, такое сопряжение обеспечивается не только методами дальнеrо
и ближнеrо наведения, но и типом визирной системы, используемой для
поиска, обнаружения и автоматическоrо сопровождения целей. Напом
ним (п. 1.4.3) [45], что наибольшую вероятность выполнения дальнеrо
наведения (ДИ) обеспечивают радиолокационные визирные системы1.
Кроме Toro, 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 управляеrся по курсу, высоте
и скорости, в СКРУ различаюТ.соответствующие меТоды навдения. MeT
 А : 
17

ды наведения по высоте определяют формирование требуемых значений
высоты Н т для любоrо момента времени, обеспечивающих желаемый про..
филь полета в вертикальной плоскости. Методы наведения по курсу предо
пределmoт формирование требуемъJX значеНИЙ ЧJт курса, обусловливающих
желаемую траекторию наведения в rоризонтальной плоскости. Методы
наведения по скорости обусловливают вычисление требуемъlX значений V т
скорости, raрантирующих выход истребителя в район цели к заданному
времени. При этом параметры рассоrласования, определяющие aлrоритмы
TpaeIcropHoro управления самолетом в режиме ручноrо управления, форми
руются по правилам:
ЧJ 9V т\V; H==HTH;
Y==YTY,
(17.1)
(17.2)
в которых Чl, Н и V ..... текущие значения курса, высоты и скорости.
При директорном и автоматическом управлении параметры pac
соrласования (1 7. 1) преобразуются в соответствующие алrоритмы уп..
равления по законам, рассмотренным в п. 7.3.3 [46].
17.3.1. МЕТОДЫ НАВЕДЕНIIЯ ПО ВЫСОТЕ
Наведение самолетов по высоте осуществляется по определенной
проrpамме. Основой проrpаммы являются оптимальные законы измене
ния профиля полета, обеспечивающие безопасны
й вывод ЛА в окрест..
ности цели за минимальное время с минимальным расходом топлива.
Вполне очевидно, что для каждоrо KOHKpeTHoro случая должна быть
своя конкретная nporpaMMa изменения высоты. На практике используют
Н обычно 4.....5 типовых про
rpaMM, приспособленнътх к
определенны
M тактическим
ситуациям. ВариаIП обобщен
Horo проrpаммноrо закона
изменения высоты в процессе
t u i дальнеrо наведения истреби
теля показан на рис. 17.6.
Участок 1 отражает
изменение высоты
 в процессе взлета из положения «дежурства на аэро
дроме», сбор rруппы, построение в боевые порядки и выход на крейсер
ские высоту Н К и скорость. Участок 1I соответствует полету в эконо"
мичном крейсерском режиме. Участки 1I1 и IV характерны для этапа
преодолений противовоздушной обороны (ПВО) или облета опасны
x
районов. На этих участках самолет либо совершает полет на малых
(сверхмалых) высотах с дозвуковой скоростью (штриховая линия), либо
производит набор высоты до статическоrо потолка Нет И осуществляет
н с'Т - - - - - - .. - - .. - - .. - - - I
I
I I
Нз -------..--.. ---------------------
I 1"1
Н К ----- I : : VJ
: : .. ... .... : IV 1,/ :
1 I 1( I 11( 1....       ;' I
о
Рис. 17.6
18

полет со сверхзвуковой скоростью. Следует отметить, что первый вари..
ант, как правило, используется, если требуемые значения Ч/т, Н Т и У Т
формируются. на воздушном ПУ, оборудованном импульсно..
доплеровской РЛС. Второй вариант чаще реализуется при наведении с
наземных ПУ. Участок V отображает изменение высоты до значения Нз
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
лими наибольшее применение находят метод маневра, метод перехвата
и прямой метод.
ХО
При примом методе,
называемом также методом xu
поrони, требуется все время с
совмещать продольную ось 1
истребителя снаправлени"
ем на цель (рис. 17.7). На IJ
этом рисунке точки ОС и Оц
соответствуют положению
истребителя и цели; V с и V ц
скорости наводимоrо
самолета и цели; Х ц , zц и Хс ,
zc  текущие координаты
цели и самолета. Из рис. 17.7 следует, что требуемый курс
z z
'Р T==arctg ц с ,
Х ц  хс
rде все координаты Zц, zc и Х ц , хс формируются на основании измеренных в
РЛС дальностей Дц, де и азимутов <рц, <Ре цели и самолета по правилу:
Zu== Дцsiп<рц, Х цД цсоs<рц,
zc  ДC sin<pc, Xc  ДCcos<pc.
Поскольку этот метод абсолютно идентичен прямому методу
самонаведения, то для Hero справедливы все выводы, сделанные в
п. 7.3.1 [46].
Метод маневра, называемый таюке методом прямой с разворотом,
обеспечивает вывод истребителя в зону обнаружения цели бортовой РЛС,
ОЭС Ю1И оптическим прицелом под задаННЪJМ уrлом ЧJк на заданном рас..
стоянии ОскОцк (рис. 17.8). На этом рисунке точки Осо И Оцо соответствуют
положению самолета и цели в начале дальнеro наведения, в то время как
Оск И Оцк  в момент ero окончания. Траектория наведения при этом методе
5 4 3 а 1. V ц Оц
.;
7!
. I
I
I
I
Zc
Zu Zo
Рис. 17.7
(17.3 )
(17.4 )
19

о цо состоит из трех участков:
отрезка прямой OcoAt, дуrи с
радиусом R и отрезка прямой
А 2 О ск . Расчет этих участков
выполняется по довольно
сложным формулам, для
реализации которых необхо
димо оценивать дальности до
цели и истребителя, их ази
Х муты и скорости. Кроме Toro,
необходимо знать допусти
мые радиус разворота и диа
пазон уrлов + ЧJк, дальность рубежа захвата ОскОцк И суммарное время, за
трачиваемое на вьшод самолета в точку Оск'
Достоинством метода является ero хорошее сопряжение со всеми
методами самонаведения и возможность использования как радиолока
ционных, так и оптикоэлектронных визирных систем. Последнее обу
словлено тем, что истребитель выводится на рубеж захвата в ЗПС, в KOTO
рой ОЭС имеют наибольшую дальность захвата по факелу двиrателя.
Недостатками метода являются: большое время, затрачиваемое
на выход самолета на рубеж захвата, большой расход топлива, что co
кращает время на ведение воздушноrо боя и оrраничения на ракурсы
перехвата из передней полусферы (ППС), обусловленнъте необходимо
стью вывода самолета в заднюю полусферу (ЗПС).
Метод перехвата представляет собой разновидность метода па
раллельноrо сближения. Особенностью является то, что по методу па
раллельноrо сближения наводится не сам истребитель, а некоторая фик
Ха О I тивная точка А, расположен
Х ц                    U ная по вектору скорости V с
на расстоянии Дз захвата
цели бортовой визирной
системой (рис. 17.9). Это
означает, что в процессе
дальнеrо наведения прямая
АО ц перемещается парал
лельно самой себе. Такой
прием обеспечивает нахож
дение истребителя в точке
Оск на рубеже захвата ДЗ в
Z от момент, коrда точка А
Zu о
«встретится» в упрежденной
точке встречи Оут с целью.
у
У ц
У ц
Оса
Рис. 17.8
с
1
ю
хс B ': ОС
I
I
I
I
ОП
Zc
Рис. 17.9
20

Используя координаты цели Х ц , Zц и самолета хс, Zc и учитывая,
что упрежденная дальность ду равна сумме ДЗ и расстояния ОсОск,
пролетаемоrо истребителем за время наведения t", получим систему
уравнений:
(Zцzс)siп\Vт + (ХцХс)СОSЧJт == ду  V цtнСОS(\Vц\Vт);
 (ZцZс)СОS\Vт + (ХцХс)siп\Vт == V цtнsiп(\Vц\Vт);
Ду==Дз+Vсtн
с тремя неизвестными ч!т, t" и ДУО При получении (17.5) полаrалось, что
цель и истребитель движутся равномерно и прямолинейно со скоростя..
ми У ц И У С и курсовыми уrлами ЧJц и \f!T соответственно. Решая эту сис..
тему при условии, что прямоуrольные координаты определяются по
правилу (17.4), вычисляют \f!T, t H И ДУО
Достаточно просто решение системы (17.5) получается при усло..
вии, что истребитель наводится на встречных либо доrонных курсах. В
такой ситуации с учетом (17.4) из (17.5) можно получить [43]:
 Дц ( Де J Vцtн(1t\Vц)
ЧJт  <Рц <Pc + ,
Дз + Vct" Дц Дз + Vct"
( 1 7.5)
( 1 7 . 6)
rде
t == Дц  Дс  дз
н о
У ц + у с
Из (17.6) и (17.7) следует, что для реализации метода перехвата
необходимо оценивать дальности и азимуты цели и истребителя, а TaK
же скорости У ц и У С и курсовой уrол цели \f!ц. Последнее требует доста..
точно длительноrо сопровождения цели.
Основными достоинствами метода перехвата являются:
высокая экономичность наведения, обусловленная наведением в
упрежденную точку практически по прямолинейной траектории;
обеспечение заданноrо рубежа перехвата при любом ракурсе на..
ведения .
К недостаткам метода следует отнести:
невозможность сопряжения с прямыми методами самонаведения
при перехвате цели в ппс;
отсутствие фиксированноrо ракурса атаки в момент окончания
дальнеrо наведения, что оказывается неудобным для дальнейшеrо при..
менения визирных систем различной физической природы. Так, напри..
мер, применение этоrо метода делает затруднительным использование
аэс, поскольку ее дальность захвата в значительной степени зависит от
ракурса перехвата.
(1 7 о 7)
21

17.4. МЕТОДЫ НАВЕДЕНИЯ РАКЕТ
И АЛrоРитмы TPAEKTOPHOrO 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
прямоrо наведения и методы наведения с упреждением. Первые исполь..
зуются для наведения ракет «вп» с самолетапункта управления на
неподвижные или малоподвижные наземные цели. Вторые MOryT ис..
пользоваться для наведения зенитных ракет «земля-воздух» на высоко..
скоростные движущиеся объектыI, скорость которых сравнима со скоро..
У С стью полета ракеты.
Ниже основное внимание будет
уделено разновидностям прямоrо мето"
да, называемоrо также методом совме..
щения, либо наложения (накрытия).
Суть этоrо метода состоит в том, что
линия СР визирования самолетракета
(рис. 17.1 О) должна все время совме..
/ шаться с линией СЦ визирования цели.
Из рис. 17.1 О, иллюстрирующеrо про..
цесс трехточечноrо наведения в верти..
кальной плоскости, видно, что при идеальном наведении уrол Ера ВИЗИ..
рования ракеты должен быть все время равным уrлу Ецв визирования
цели. Аналоrичное равенство Ep r Eur можно привести и для rоризон"
тальной плоскости. Тоrда, в общем случае (для вертикальной и rоризон"
тальной плоскостей), в качестве параметра рассоrласования MOryT быть
использованы величиныI
ха
h,
Рис. 17.10
8,r==eU8.rEp8.r. (17.8)
Из (17.8) следует, что для ero реализации на пункте управления в
каждой плоскости необходимо иметь либо два уrломера, измеряющих
уrлы Ецв и Е рв (E ur И E pr ), либо один уrломер, измеряющий непосредст"
венно уrол
EB, r  B,r==eUB,rEpB,r.
При ручном И полуавтоматическом управлении функцию Изме
рителя выполняет летчикоператор. Следует, однако, отметить, что при
использовании (17.8) линейныIй промах 11 B . r (рис. 17.10) при одном и том
же B.r будет возрастать по мере увеличения дальности Д,до ракеты.
22

Для исключения отмеченноrо недостатка чаще используют метод
наведения, при котором в качестве параметра расссrласования исполь
зуется линейныIй промах
hB, r L\в,r==ДрsiП(Ецв,rЕрв,r)  Др(Ецв,rЕрв,r). (17.9)
Алrоритм TpaeKTopHoro управления (17.9) реализуется при усло
вии, что В состав ИВС, кроме уrломеров, измеряющих уrлы Eцa.r И Eps,r,
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 активны
й ответчик, позволяющий измерять дальность,
либо Др вводится проrpаммно, что существенно упрощает ИВС. Воз
можность достаточно точноrо проrраммноrо ввода Др основана на том,
что наземные цели неподвижны, либо малоподвижны, а скорости caMO
лета и ракеты известны достаточно точно. При проrраммном вводе Др
алrоритм (17.9) преобразуется к виду
L\B,r== Дпр( Ецв,rЕрв,r),
Дпр==(V p V c)t, Дпр(О)==О, (17.1 О)
rде У р и У С  соответственно скорости ракеты и самолетапункта
управления, а t  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 d B . r по мере увеличения
ДрДпр, что при прочих равных условиях приводит к увеличению управ..
ляющих сиrналов СУР, обусловливая улучшение способности ракеты
реаrировать на меньшие ошибки dEB,r.
17.5. ОПТИМИЗАЦИЯ АлrОРИТМА
TPAEKTOPHOrO УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТАМИ
«ВОЗДУХ..ПО ВЕРХНОСТЪ»
Ниже, на основе алrоритмов СТОУ, будет осуществлен синтез
закона TpaeKTopHoro управления ракетой «воздух"поверхность» (<<вп»)
на движущуюся наземную цель, оптимальноrо по минимуму локальноrо
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 (У q==const и V p==const);
управление ракетой осуществляется с самолетаносителя, спо..
собноrо маневрировать с поперечным ускорением jпу;
команды, переданные с ПУ, воспроизводятся на ракете без иска..
жений;
23

ракета устраняет ошибки наведения за счет маневра с попереч..
ным ускорением Jp;
продольный и боковой каналы управления не зависят друr от друra.
Последнее допущение позволяет провести синтез только для ОД..
ной плоскости. Для определенности оrpаничимся синтезом алrоритма
TpaeKTopHoro 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 алrоритмов 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 ины
M
образом связанные с промахами или ошибками управления. В процессе
трехточечноrо наведения взаимное расположение цели и ракеты может
быть определено текущим промахом (17.9). Дифференцируя (17.9) по
времени, получим для вертикальной плоскости уравнение
. .
h = ДpE + ДpЁ, (17.11)
в котором
L\E = Е цв  Ер в , & = Ёцв ЁPB =(Оцв (OPB = &о,
(17.12)
rде Llro есть разность уrловых скоростей линий визирования цели и paKeThI.
Принимая во внимание связь между фазовыми координатами абсолютноrо
и относительноrо движения двух объектов, на основании (7.44) [46] в при..
ложении к системам ПУцель и ПУракета можно записать
.  2Дц 1.}:.
ООцв   Дц ООцв  Дц Jпув +(J:Щ'
. 2Др 1 ( . . ) }:
(Орв = (Орв + JpB  Jпув +rop.
Др Др
в соотношениях (17.13) и (17.14): дц и ДР  дальности до цели и
до ракеты; Дц и Др  скорости изменения этих дальностей; jnys И jps 
вертикальные ускорения ПУ и ракеты; ЮЦ и юр  центрированные rayc..
совские возмущения с известными односторонними спектральными
плотностями G юц и G юр . При получении (17.13) было учтено, что объек"
том воздействия является наземная цель, движущаяся с постоянной
скоростью, для которой jцa==O.
Используя (17.13), (1 7.14) и (17.12), (1 7.11), можно сформировать
систему уравнений, характеризующих состояние системы
ПУ цельракета:
(17.13)
(17.14)
24

. .
h == ДpE + ДpЁ ,
Ё==co, (17.15)
А ':, == 2Др '., 2Дц 1. Дц  ДР · 
ti\.U \.U pB (ОЦВ  Д Jp в + Jпув + (O
Др Д р ДцДр
В этих уравнениях: O)  обобщенныIe возмущения; jPB и jпув  соб
ственные ускорения ракеты и ПУ, которые можно рассматривать как
сиrналыI управления, приводящие к изменению фазовых координат h,
АЕ, 800. Вполне очевидно, что в идеальном случае требуются такие сиr
налы управления jPBT и jпувт, при KOTOpLIX промах h T и ошибки управле
ния 8Е т И 800 т были бы равны нулю, т.е. Ьт==О, 8Е т ==О, 800 т ==О. Знание тре..
буемых (желаемых) значений фазовых координат дает возможность
получить локальный Функционал качества
Oh
OE
О  CO
т
ql1 q12 qlЗ О  h t [ jPB ] T [ kl1
q21q22q2З OE +J .
А О Jпув О
qЗl qЗ2 qзз О  аСО
О ][ jPB 1
k 22 jпув [t ·
I==M
у
( 1 7. 16)
В этом функционале: первое слаrаемое характеризует точность
наведения, а второе  затраты энерrии сиrналов управления; qij (i == 1,3 ,
j = 1,3)  коэффициенты штрафов за точность наведения; k ii (i==1,2) 
коэффициенты штрафов за величину сиrналов управления. Поставив в
соответствие (17.15) и (17.16) с (2.7), (2.8) и (1.5) [45], получим
Ху == [ь L\e L\co У, Х Т == [о О о r, u == иР в jпувf,
О О
В== О О
 Дц Дp
Др ДЦДР
Используя (17.17) в (3.35) [45], получим закон изменения требуе
mlX ускорений ракеты и ПУ
jPBT == А 1 (qЗl h + q з2 L\е + qззL\ro) ;
Д р k l1
А А
.  Дц  Др Ь А А А
Jпувт   А А (qЗI + qЗ2Е + qззсо),
ДцД р k 22
q..q.2qlЗ [
К == k..
, Q == q21q22q2З' == О
qЗlqЗ2qзз
( 1 7. 1 7)
k:J ·
25

который характеризует трехточечный метод наведения ракеты на на..
земную цель, оптимальный по минимуму функционала (17.16).
Алrоритм траекторноrо управления, соответствующий получен..
ному закону наведения, определяется соотношениями:
dрв=jрвт}РВ= А 1 (q3lh+q32dЕв+qззdroв)}рв;
Дрk ll
(17.18)
А "
.  Дц Цэ ( Ь А А А ) 
ПУВ = Jпувт Jпув = А " qЗl +qзв +qззNOв  Jпув.
Д цЦэk 22
Анализ (17.18) и (17.19) позволяет сделать следующие выводы.
Полученные значения jPBT и jпувт, минимизирующие функционал
(17.16), являются совместно наилучшими по точности и экономичности
наведения.
Для реализации этоrо закона необходимы оптимальные фильтры,
формирующие оценки Др, Дц, h и dE=EUBEpB И dro=&UBroPB.
Спецификой полученноrо алrоритма управления является то об..
стоятельство, что для минимизации функционала (17.16) необходимо
соrласованно управлять как наводимой ракетой, изменяя jPB' так и пунк"
том управления с помощью вертикальноrо поперечноrо ускорения Jпув.
На основании (17.18) и (17.19) MOryT быть получены друrие, ча..
стныIe случаи алrоритмов управления при qЗ2==О и qзз==О.
В законе управления учитываются как линейны
e промахи h, так и
уrловые ошибки управления dE и dro.
А
Вес ошибок h, dE и L\ro в сиrнале управления определяется как
условиями применения (ДР и дц"J\), так и соотношением штрафов qij/k ii
за точность и экономичность.
В процессе наведения jPBT и jпувт уменьшаются от своих наиболь..
тих значений в момет пуска paKeThI до постепенно уменьшающихся
А А А
значений в связи с увеличением ДР и с уменьшением Дц  ДР. При
этом команды управления должны передаваться на борт ракетъ, только
А
после ее отлета от ПУ, коrда ДР * о. Следует отметить, что при
(17.19)
А А
Др ---+ Дц необходимость управления самолетом устраняется.
Соотношение штрафов qi/kii должно быть таким, чтобы при ми..
нимальном значении Др, при котором на борт ракеты начинают посту..
пать сиrналы управления, поперечные ускорения ракеты и ПУ не пре..
вышали предельно допустимых значений.
26

r ЛАВА 18. принципыI ПОСТРОЕНИЯ И
ОСОБЕННОСТИ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ
информАционно..вычилитЕльньIx СИСТЕМ
18.1. СТРУКТУРНЫЕ СХЕМЫ ИВС
18.1.1. СТРУКТУРНАЯ СХЕМА ИВС ПРJI КОМАНДНОМ
РАДИОУПРАВЛЕНИИ САМОЛЕТАМИ
Процесс наведения самолетов на воздушныIe цели характеризует..
ся массированныIM применением ЛА и резкой сменой оперативно..
тактической обстановки. Орrанизация боевых действий авиации возла..
rается на специализированные АСУ. Применительно к rpупповым дей..
ствиям истребителей при отражении воздушноrо удара противника
необходимо обеспечить:
получение информации о воздушной обстановке, ее обработку и
оперативную выдачу на команднъуе пункты (КП), управляющие боевы
ми действиями, а также оперативный обмен распоряжениями и ДOHece
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 воздуm
ные цели и привод истребителей на аэродром посадки.
Для решения данных задач АСУ должны иметь мноrоуровневую
иерархическую структуру. С точки зрения функциональноrо назначения
в составе АСУ необходимо иметь информационную подсистему, под..
систему связи и передачи даннъlX, 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 rосударственной принадлежности воздушных
27

объектов в случае необходимости узнается индивидуальный номер CBO
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 наилучшеrо источника информации для сопровождения данноrо
воздушноrо объекта; определение координат постановщиков помех
трианryляционнътм или корреляционным способом; отбор трасс
воздушных объектов для выдачи на КП в условиях, коrда количество
трасс больше, чем может принять управляющий КП; объединение
воздушных целей в rpуппы 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 каждоrо элемента.
Основная задача подсистемы управления боевыми действиями
заключается в планировании боевъlX действий и реализации этих пла
нов, то есть в осуществлении непосредственноrо управления истребите
лями. Процесс управления включает несколько этапов:
вскрытие замысла противника и разработку плана отражения Ha
лета на прикрываемом участке;
планирование боевых действий истребителей по конкретным цe
лям (целераспределение);
реализацию спланированныIx действий, в том числе обеспечение
cBoeBpeMeHHoro взлета и наведения истребителей.
Из анализа задач, решаемых АСУ, следует, что ИВС входит как
составной элемент в систему более BbIcoKoro уровня, а именно в под
систему управления боевыми действиями. информационновыисли
тельная система, структурная схема которой показана на рис. 18.1, co
стоит из двух измерительновычислительных подсистем, расположен
ных на пункте наведения (ПИ) и самолете, и КРУ. Измерителъновы
числительная подсистема (аппаратура) ПН получает данные о воздуш
ной И наземной обстановке и боевых задачах от вышестоящеrо КП. В
этом случае на ПИ рассчитыIаютсяя параметры требуемоrо движения,
передаваемые через КРУ в измерительно"выислительную подсистему
наводимоrо самолета, rде фактические параметры сравниваются с Tpe
"
буемыми и формируется параметр рассоrласования А.
28

50'3<3УШНа.я LI Ha.,eMHa.st
06CmaHOBKa, 60еВые
,a.c;o."'IU om C
cи2:H(1Ы
u.ef1eYKa.1aHu.4iI
В БРflС
ХС
А
Х ц  ХП ИЗМЕРТЕ:f1ЬНО Х Т
) ВЫЧWСflТЕЬНЯ
ПОДССТЕМ ПН
ХС  ХП
KP
А
К 3MEPTEbHO А
вычI-tСТЕt1ЬНЯ
ПОДСIAСТЕМД
CMO(1ET
Хс1.
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, коrда 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 Х с l вектора состояния
ХС (например, остатка топлива, высоты и т.п.), для чеrо орrанизуется
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
про исходить по радиотелефонной линии связи либо по каналу системы
активноrо запроса и ответа.
Отметим в заключение, что совокупность наземноrо и бортовоrо
оборудования измерительно"вычислительнъrx подсистем образует фор..
мирователь параметров рассоrласования.
18.1.2. структурны'E СХЕМЫ ИВС
ПРИ КОМАНДНОМ РАДИОУПРАВЛЕНИИ РАКЕТАМИ
В системах командноrо радиоуправления ракетами первоrо вида
применяются автоматические, полуавтоматические инеавтоматические
ИВС. Обобщенная структурная схема ИВС при автоматическом изме..
рении координат цели и ракеты представлена на рис. 18.2. Формирова..
тель параметров рассоrласования содержит автоматические измерители
I А А ,.,.
I Xц Х lAп , Х ип
А ,.,.
ХРХIAП
Х ц  х П CPOPMPOBTE:(1b 11
) ПРМЕТРОв.
pCCQr(1COB.
ХРХП
А
СТРОЙСТВО
СРОРМl-fРО6RНИЯ
KOMH.a
K
KP
А
К
Рис. 18.2
29

параметров Хц"Хпу и Хр"Хny движения цели и ракеты относительно пункта
управления и вычислитель параметров рассоrласования. Возможно
также использование измерительных устройств, размещаемых вне
пункта наведения, например на барражирующих самолетах, образую
щих воздуmНЪJе позиции, число которых зависит от типов целей и Me
ТОДов определения местоположения целей и наводимътх ракет. На
рис. 18.2 этот вариант отображен пунктирной линией, рядом с которой
" " " "
указаны измеренны
e значения параметров Х ц Хип, Х р Хип движения
цели и ракетъ, относительно измерительных позиций и вектора Х нп
параметров движения самих измерительных позиций. На основе выпол
неннътх измерений на пункте управления рассчиты
аютсяя координатыI
целей и ракет в прямоуrольной системе, начало которой может совпа
дать с пунктом управления либо находиться в заранее выбранной точке.
Наряду с формирователем параметров рассоrласования в состав ИВС
входят автоматическое устройство формирования команд (УФК) Ку
иКРУ.
В полуавтоматической ивс, структурная схема которой показана
на рис. 18.3, в работе измерительновычислительной подсистемы участ
вует оператор, способствующий процессу измерения параметров ХцХпу
цели, перемещающейся относительно пункта управления. Оцененное
"
значение параметра рассоrласования д формируется в вычислителе и
подается далее на УФ К, а затем  в КРУ.
пд
Xuxn
хрхпы
ИЗМЕРИТ[(1ЬНО--
вычисt1ИТЕt1ЬНЯ
ПОДСИСТЕМА
А
А на
ОПЕР""
тор
K
".
К
CPK
KP
А
Аа
Рис. 18.3
в неавтоматической иве измеренное значение параметра pacco
"
rласования HA вырабатывает сам оператор, наблюдая с помощью ви"
зирноrо устройства за положением цели и ракеты. УФК, выполненное
"
на основе датчика команд, и КРУ обеспечивают передачу HA на борт
наводимой ракеты
. Структурная схема не автоматической ИВС получа..
ется из схемы, приведённой на рис. 18.3, если из нее исключить вычис-
литель и линии, соединяющие измерительновычислительную подсис
тему с УФК, и ввести линию, показанную на рис. 18.3 пунктиром.
30

При командном радиоуправлении ракетами BToporo вида измери..
тель параметров XцXp относительноrо движения цели находится на pa
кете. Результаты измерений транслируются посредством системы пере
дачи даннътх на пункт управления, rде оператор, наблюдая за положе..
нием цели по экрану индикатора, оценивает параметр рассоrласования.
СТРУК1Урная схема рассмотренной ИВС приведена на рис. 18.4.
Х ц  Х р ИЗМЕРИТЕI1Ь
npMETOPOB
ДSИЖЕНWЯ
ЦЕI1И
CUCT[M
ПЕРЕДЧU
,QЯННЫХ
ОПЕР'"
тор
А
А
K
CPK KP
А
К
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 ТР Адиционноrо
ТРЕХТОЧЕчноrо МЕТОДА НАВЕДЕНИЯ
Чувствительность к точности измерений ИВС ракеты «вп» бу..
дем оценивать по методике, изложенной в 98.5 [46]. При этом в качестве
показателей чувствительности целесообразно использовать величину
установивmейся ошибки (8.13) формирования параметра рассоrласова..
ния, а также математическое ожидание (8.11) и дисперсию (8.12) флук"
туационной составляющей абсолютной ошибки (8.5) [46]. В дальней..
шем будем полаrатъ, что выполняются следующие условия:
наведение ракеты на наземную цель осуществляется по закону
(17.1 О), в котором фазовые координаты являются детерминированными
функциями времени;
измерители уrлов Ецв И Е рв И экстраполятор ДОр имеют как дина-
мические, так и Флуктуационные поrpешности, причем последние пред"
ставляют собой центрированны
e rауссовские процессы;
каналы наведения ракеты в rоризонтальной и вертикальной плос..
костях независимы и не влияют друr на друrа.
Последнее допущение позволяет оrpаничиться рассмотрением алrо..
ритма траекторноrо управления только в одной, например, вертикальной
плоскости. С учетом (17.10) и исполъзуемътх оценок трехточечнъJЙ метод
наведения ракеты может быть представлен в виде соотношения
" "
" "
L\B == Дпр(Е цв EpB) .
(18.1 )
31

"
Сопоставляя (18.]) и (8.4) [46], получим X 1 = Дпр, Х 2 = Е цв ,
Хз = Е рв ' Учитывая эти обозначения в (8.8) и (8.9) [46], приходим к
соотношению
" "
L\дв = (Е цв  Е рв )дДпр + Дпр (ДЕ цв  ДЕрв),
в котором: Дпр = Др  Дпр, &ЦB = &цв  Е цв И &pB = &рв  Е рв  ошиб
ки оценивания.
При детерминированном законе изменения Дпр, Е цв и Е рв имеет Me
сто динамическая ошибка (8.13) формирования параметра рассоrласо
вания:
" "
" "
L\ilBДY = (Е цв Ерв)ДДпрду + Дпр(ДЕ цвду ДEpBДY).
( 18.2)
Необходимо подчеркнуть, что выражение (18.2) является нестро"
"
rим, так как весовой коэффициент Дпр при уrловых ошибках является
функцией времени. Поэтому это соотношение, анализируемое на основе
метода замороженнъJX коэффициентов, является справедливым лишь
для каждоrо отдельноrо момента времени.
В связи с тем, что математические ожидания ошибок измерений
равны нулю, можно утверждать, что математическое ожидание mL\B
случайной ошибки Алвф формирования параметра рассоrласования TaK
же равно нулю. При независимых ошибках измерений (оценок) АДпр,
d&цa и А&рв дисперсия D лв ошибки (8.9), определяемая на основе (8.12),
может быть рассчитана по формуле
" "2 "2
DАв=(ЕцвЕрв) Dдпр+Дпр(DЕцв+DЕРВ)' (18.3)
rде D дпр , D Ецв , О ЕРВ  дисперсии ошибок оценивания дальности до ракеты
и уrлов визирования цели и ракеты.
Анализируя соотношения (18.2) и (18.3), можно прийти к сле
ДУЮЩИМ заключениям.
Ошибка формирования параметра рассоrласования в иве ракеты
при ее наведении по методу накрытия (17.1 О) 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)
уrловых координат.
32

Если в соотношения (18.2) и (18.3) подставить значения всех фа..
зовых координат в реальнъlX диапазонах их изменения, то окажется, что
ошибки оценания уrлов влияют на порядок СИJIьнее, чем ошибки
экстраполяции AДnp. Это подтверждает целесообразность применения
существенно более простоrо способа оценивания дальности др с помо"
щью проrpаммноrо экстраполятора, а не специальноrо измерителя
дальности. Отметим, что особенно сильно уrломеры влияют на Флук"
туационную составляющую ошибки А L1вф .
Следует также отметить, что все выводы, полученны
e для верти..
кальноrо (продольноrо) канала управления, будут справедливы и для
rоризонтальноrо (боковоrо) канала.
18.3. ЧУВСТВИТЕЛЬНОСТЬ иве РАКЕТЫ
«ВОЗДУХ..ПОВЕРХНОСТЬ» К ТОЧНОСТИ ИЗМЕРИТЕЛЕЙ
ПРИ ОПТИМАЛЬНОМ ТРЕХТОЧЕЧНОМ НАВЕДЕНИИ
Как и в  18.2 чувствительность ИВС ракеты «в..т> 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);
законыI изменения уrлов Ецв и Е рв визирования цели и ракеть, и их
производных Фцв И Фрв, а также дальностей Дц и Др до цели и ракетъ,
являются детерминированными;
уrловые координаты
 цели и ракетъ, оцениваются уrломером
БРЛС, дальность до цели  дальномером БРЛС, а дальность до ракетъ, 
с помощью активноrо ответчика;
все используемые измерители имеют как динамические, так и
флуктуационны
e поrpеmности;
флуктуационныIe поrpеmности измерителей представляют собой
независимые центрированные rауссовские процессы с известными дис
персиями;
каналы управления ПУ и ракетой в различных плоскостях неза..
висимы и не влияют друr на друrа.
Последнее утверждение дает возможность проводить анализ
только для одноrо канала, например, вертикальноrо. Принимая во вни"
мание (17.9) и (17.12), преобразуем (17.18) и (17.19) к виду:
 ( q31 %2 ) " ,, ) %3 (" ,, ) 
L\B   + " Е цв EpB + " \щ.в ffipB  JpB'
kt 1 ДPk 1 t ДPk 11
21878
зз

А = [  J\31 +  J\}.ъ2 } А  А ) 
tlnyB А А А Е цв Е рв
k 22 Д р k 22
(дц ДP33 (А . ) 
 А А \ООцв  ООрв  Jпув ,
ДцДр k 22
более удобному для дальнейшеrо анализа. Сопоставляя полученные
соотношения с (8.4) [46] можно прийти к заключению, что "1 =B'
"2 =&.,в' "з =сО цв , "4 =сО рв , "5 =] рв' хб =дц, "7 = Др, "8 = Jпув. Тоrда на
основании (8.8) и (8.9) можно получить
APB = ( qЗl + "qЗ2 ) (АЕцв  А&рв)+ А qзз (Ат цв  AтpB)
k ll Дрkll Др k 1l
. [ qЗ2 {А А ) qзз (А А ) Д
 AJpB  А 2 \Е цв  Е рв + А 2 \00 цв  00 рв Ар,
Д р k 11 Дрk 11
(18.4)
А  [ (дЦДP31 (дЦДP32 ]
tl  пув  А + А А Х
Д ц k 22 ДцД р k 22
( ) (д ц  д Р  33 ( )
х А Е цв  L\ Е Р в  А А L\ 00 цв  L\ 00 Р в 
ДцД р k 22
[( А ) 
д рqЗl qЗ2 А " qзз А А
 А 2 + А 2 (Е цв EPB)+ А 2 ((О цв (O рв) м ц 
д цk 22 Д цk 22 Д цk 22
[( qЗl qЗ2 ) А А ) qзз (А А )] Л П .
 А + А 2 Е цв EpB + А 2 \ООцв OOpB p АJпув,
Д цk 22 Д pk22 Д pk22
( 18.5)
rде &цв = Е цв EЦB' &:рв = Е рв  Е рв , &оцв = Ю цв  сО цв ,
&орв =Ю рв cOPB'
дцц=д.Дц, ДЦP=ДPДP' AjpB=jpBJpB' 4jпув=jпувjпувсоответ
ственно ошибки измерения (оценивания) уrлов визирования цели и
34

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 «заморожеI:lНЬJX» коэффициентов,
можно получить выражения для установившихся значений динамиче
ских ошибок. Эти формулы получаются из (18.4) и (18.5) путем замены
в них MrHOBeHHЪJX ошибок L\Ецв, АЕ рв , Аю цв , L\ю рв И АДц, АДр, AjPB'
L\jnYB на их установившиеся значения АЕцвду, АЕ рвду , Аю цвду , Аю рвду И
L\Дццу, АДрду, L\jPBДY' L\jnyвду.
Анализ (18.4) и (18.5) дает возможность сделать следующие за
ключения.
Чувствительность иве ракеты «ВП» к точности измерителей при
оптимальном трехточечном наведении на наземную цель зависит не
только от ошибок оценивания используемыIx фазовых координат, но и
от требований к точности и экономичности, предъявляемых к екРУ, и
условий ее применения, обусловливающих значения Дц, Др и Ецв,
,. А А
Е рв , Ю цв ' Ю рв .
Чем выше требования к экономичности процесса управления, оп
ределяемые в (17.18) и (17.19) значениями коэффициентов штрафов k 11
И k 22 , тем менее чувствительна иве к ошибкам оценивания АЕ цв , АЕ рв ,
Аю цв , Аю рв И L\Дц, АДр. Высокоточные системы наведения, xapaктe
ризуемые большими значениями коэффициентов qЗl, qЗ2 и qзз, более
чувствительны к точности оценивания фазовых координат.
В (18.4) и (18.5) можно выделить три rруппы ошибок:
L\ d Р в ==  d рВА +  1.\ Р вд + L\  р ВУ ;
L\ dПУВ ==  dПУВА + L\ dПУвд +  dПУВУ ,
обусловленных влиянием различны
x типов измерителей. Первая из них
L\dPBA == L\jPB , L\1.\ПУВА == L\jпув
( 18.6)
определяется автономными датчиками (акселерометрами). Вторая 
L\dрвд == { А 1 [qЗ2(Е цв Ерв)+qзз(roцв roPB)] P } , (18.7)
Др k 11 ДР
35

&Iyвд= { А 1 [(ДрqЗI +qЗ2ХЕ цв Ерв)+Clзз(roцв roPB )]Ц 
Дв k 22 Дц
{ [( "2 ) ] }
1 qЗIД Р "" "" LЩ р
 А А +qЗ2 (Е цв Ерв)+qзз(О)цв O)PB) А
Д р k 22 Дц Др
( 18.8)
зависит от точности дальномерноrо канала. Третья rpуппа:
ААрву == А 1 [(д рqЗl +qЗ2ХАЕ цв АЕрв)+qзз(Аroцв AroPB)]; (18.9)
Д pkll
(дцДр)fI ( А '(" А ) ( " ,, )  ( 1
&IyBY= А " ДрqЗl +qЗ2Л Е цв EpB +qзз М цв MPB  18. О)
ДрД ц k 22
обусловлена ошибками уrломерноrо канала БРЛС. При этом необходи
мо отметить, что ошибки (18.6) остаются неизменныIии в течении Bcero
времени наведения, в то время как составляющие (18.7), (18.8) и (18.9),
(18.1 О) существенно зависят от условий применения. Ошибки (18.7) и
(18.8), обусловленны
e дальномерным каналом, при изменении Др и ДЦ
ведут себя по..разному. В то время как 8L\рвдуменьшается по мере увели..
чения времени наведения (увеличения Др), 8LЩyвд изменяется сложным
образом по мере приближения ПУ к цели. Ошибка (18.9) уменьшается
по мере увеличения Др, стремясь к величине:
qЗl ( " ,, )
PBY = L\Е цв L\EPB .
k 11
Ошибка (18.10) по мере приближения ракеты к цели стремится к
нулю.
Следует отметить, что при использовании одноrо уrломера для
оценивания уrлов визирования Е цв , Е рв И уrловых скоростей СОцв, СО рв в
общем случае не удается обеспечить равенства 8Е цв ==8Е рв и 8СО цв ==8СО рв
ошибок оценивания из..за разноrо характера изменения положения ли
нии визирования малоподвижной наземной цели и движущейся с BЫCO
кой скоростью ракеты.
Поскольку ФлуктуаЦИОННЪJе составляющие поrреmностей изме..
рителей представляют собой центрированные процессы, то математиче
ские ожидания флуктуационныx компонент ошибок (18.4) и (18.5) будут
равныI нулю. Дисперсии DL\PB и DL\nyв этих компонент MOryт быть вычис
36

лены по формуле (8.12). Ввиду rpомоздкости выражений формулы для
дисперсий не приводятся. Предельно возможные ошибки формирования
параметров рассоrласования можно рассчитать по формуле (8.14) [46].
В заключение отметим, что все выводы, получеННЪJе в процессе
оценки чувствительности вертикальноrо канала ИВС, имеют смы
лл и
для rоризонтальноrо канала.
18.4. ЧУВСТВИТЕЛЬНОСТЬ ИВС
К ТОЧНОСТИ ИЗМЕРИТЕЛЕЙ ПРИ КОМАНДНОМ
Р АДИОУПР АВЛЕИИИ САМОЛЁТ АМИ
При оценке чувствительности ИВС, используемой при KOMaHД
ном радиоуправлении самолетами, применим методику, рассмотренную
в 98.5 [46]. Будем также считать, что измерители, входящие в состав
ИВС, имеют лишь динамические и флуктуационны
e поrpешности, при
чем последние являются центрированными rауссовскими шумами. Чув
ствительность иве к точности измерителей рассмотрим на примере
формирования параметра рассоrласования по курсу для метода перехва
та. Аналоrичны
й подход будет справедлив и для друrих каналов управ
ления самолетами, а также для каналов целеуказания БРЛС по уrловым
координатам и дальности. При оценке чувствительности для большей
наrлядности воспользуемся динамическими структурными схемами
наземной и бортовой измерительно"выислительныЪ
x подсистем, обра-
зующих в совокупности формирователь параметра рассоrласования.
Такие схемъ, получаются на основе уравнений, определяющих требуе-
мый курс Ч'т при заданном методе наведения, а также формул, по KOTO
рым рассчитыIаютсяя прямоуrольны
e координаты Х ц , Хс, Zц, Zc, курс цели
Ч'ц и параметр рассоrласования Ч' при ручном управлении, либо rд.л
при директорном и автоматическом управлении самолетом. Кроме Toro,
в этих схемах учитываются передаточные функции измерителей Дц, <рц,
ДС, <Рс И Ч'. Обобщенная динамическая схема формирователя параметра
рассоrласования dЧ' совместно с КРУ показана на рис. 18.5, rде переда
точные функции Фдц(р), ФЦ)ц(р), Фдс(р), ФЦ)с(р), Ф\V(р) характеризуют
динамические свойства измерителей Дц, <рц, ДС, <Рс И Ч'. На выходах этих
измерителей образуются измеренные (оцененные) значения дальности
Дц до цели, азимута <Р ц цели, дальности Де до самолета, ero азимута
<Ре, измеряемы
e относительно пункта управления, и курса . выис
лителем требуемоrо курса Ч'т формируется ero оценочное значение WT.
При получении структурной схемы предполаrалось, что КРУ имеет
передаточную функцию, равную единице, и вносит лишь дополнителъ
37

ную ошибку ЧIIt в оценку Ф т yrла ЧIт. Вычитающим устройством на бор1У
самолета образуется значение ф параметра рассоrласования 'V.
Если при меняется директорное или автоматическое управление
самолетом, то динамическая структурная схема на рис. ] 8.5 формирова..
теля параметра рассоrласования дополняется схемой, отображающей
процесс преобразования параметра рассоrласования A'II в требуемое
значение УТ уrла крена и формирования параметра рассоrласования rдoa
(п. 7.3.3). Из рис. 18.5 следует, что ошибка АА'I' определения 'II равна:
'V =ЧJт +Ч1k Ч1'V. (18.11)
Здесь ЧIт и Ч1'1'  ошибки формирования требуемоrо "'Т и фактическоrо
курсов самолета, а ЧIх  ошибка, вносимая КРУ. Параметр "'Т является
нелинейной функцией измеряемых параметров движения цели и наво"
димоrо на нее самолета, поскольку наземная измерительновычис
лительная подсистема чаще Bcero представляет собой нелинейнъ,й пре
образователъ , <рц, де и <Ре. В связи с этим при нахождении ЧIт прихо..
ДИТСЯ прибеrатъ к линеаризации уравнений, связывающих ЧIт с изме
ряемыми координатами д.., <рц, де и <РС. На основании формул (8.6}-{8.9)
и (18.11) можно получить соотношение
 Чf==У l<Рц +y2 d <pc +узЧ1ц +Y4Дц +YsДC +Y6 V ц +y,d V с +ЧJkdЧ1\V,
(18.12)
в котором Yi (i = 1,7)  коэффициенты
 чувствительности. Анализ (18.12)
в реальном диапазоне всех дальностей, скоростей и уrлов, проведенны
й
с учетом достаточно rpомоздких выражений для Yi, позволяет прийти к
следующим заключениям.
,..... .... НАЗЕМНАЯ И ЗМЕР И Т Е t1ЬНО "" ....,
I ВЫЧИСf1ИТ Еf1ЬНЯ ПОДСИСТЕМ I
I А I
ац I Дц I ,.. .... БО Р Т О 6А Я ,
II,.IЗМЕРI,.IТЕt1ЬНО--- I
I I IвЫЧИСflИТЕflЬНАЯ I
I А I I подсиСТЕМ I
ЧЭu. ц)ц ЦJK I л ,
I ЦJ
6ЫЧИСt1ИТЕf1Ь I +' I
А ТРЕБЕмоrо
ас KPC л I I ,
СРд.с(Р) 4J T1 I I
I А I I СРЧJ<Р) I
ц)с I CP'fc(P) ц)с I I I
I I I ЦJ I
L .... .... .... .... .... .... .... .... .... .... .... ....  ..... L ..J
Рис. 18.5
38

Ошибка L\лЧ1 зависит не только от поrpешностей измерителей, но
и от условий применения, определяемыIx значениями всех дальностей,
скоростей и уrлов. При этом наименьшее значение (18.12) обеспечива
ется при наведении истребителя cтporo на встречном или доrонном
курсах, коrда Ч>с==<Рц'
Наибольший вклад в ошибку L\Л\fI вносят измерители уrлов <рц, <Ре
и Ч'ц, причем роль этих ошибок возрастает по мере приближения истре
бителя к цели. В связи с этим при вычислении (18.12) слаrаемые, опре
деляющие ошибки оценивания дальностей и скоростей, можно не учи
тывать.
Поскольку инерционность кру существенно меньше инерцион
ности радиолокационных измерителей, в KOTOpblX должна выполняться
процедура идентификации результатов измерений, то при расчете YCTa
новившихся динамических ошибок L\Л\fIДУ ошибки КРУ можно не учиты
вать. Тоrда
'VДYIL\<pцдy +Y2<Pcдy +узL\ЧJцдуЧJwду'
(18.13)
rде L\<pцдy, Л<Рсду, ЛЧJцду и ЛЧJ\fIДУ  установившиеся динамические ошибки
соответствующих измерителей. Следует отметить, что при расчете
(18.13) необходимо использовать «замороженныI» значения Yi.
Основными источниками флуктуационныIx ошибок в измери
тельновычислительной подсистеме СКРУ самолетами при отсутствии
радиопомех являются амплитудны
e и уrловые флуктуации сиrналов,
обрабатываемых измерителями <рц и <Рс. При этом амплитудны
e флук
туации нужно учитывать ЛИПIЪ при использовании уrломерных YCT
ройств немоноимпульсноrо типа, а уrловые флуктуации эффективны
лишь при малых расстояниях между пунктом управления и целью,
пунктом управления и своим самолетом. При командном радиоуправле
"
нии самолетами по курсу помеховые сиrналыI искажают 'V т. Кроме
Toro, возможна флуктуационная ошибка L\\Vкф командной радиолинии
управления. Обычно математические ожидания всех ошибок измерений
равны нулю. Поэтому математическое ожидание ошибки L\Л\fI (18.12)
также равно нулю.
Поскольку флуктуационные ошибки измерений, возникающие в
разны
x по принципам работы измерителях и порождаемые различны
ии
по своей природе помеховыми воздействиями, независимы, то на OCHO
вании (18.12) и (8.12) можно получить
D y D<рц+ y D<pc+ y Dчщ+D'If1C+D wо (18.14)
39

Здесь: DL\'V  дисперсия флуктуационной ошибки формирования пара..
метра рассоrласования; ОЧJ Dcpc, D\VIt' D'I'X И D'V  дисперсии измереНИЙ
(оценивания) азимутов цели и истребителя, кypcoBoro уrла цели, Флук"
туационных ошибок КРУ и измерителя курса, а Yi ( i = 1,3 ) вычисляются
с учетом «замороженности» всех дальностей, скоростей и уrлов. Необ..
ходимо отметить, что вклад оЧ' в (18.14) весьма незначителен, поэтому
им можно пренебречь. Кроме Toro, при отсутствии преднамереннъJX
помех можно не учитывать и влияние КРУ.
Динамические и флуктуационные ошибки формирования пара..
метров рассоrласования при иных методах наведения самолетов и, со..
ответственно, дpyroM составе измерителей ИВС, MOryт быть рассчитаны
аналоrичным образом.
18.5. принципыI ПОСТРОЕНИЯ И ОСОБЕННОСТИ
ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ФОРМИРОВА ТЕЛЕЙ
ПАРАМЕТРОВРАссоrЛАСОВАНИЯ
18.5.1. принципы ПОСТРОЕНИЯ И ОСОБЕННОcrи
ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ФОРМИРОВАТЕЛЕЙ ПАРАМЕТРОВ
РАссоrЛАСОВАНИЯ СКРУ САмолtТАМИ
Построение формирователя параметра рассоrласования каналов
тpaexтopHoro управления самолетом и тяrой ero двиrателя основывается
на использовании пространственно разнесенных наземной (или разме..
щенной на самолете дальнеrо радиолокационноrо обнаружения
(ДРЛО» и бортовой измерительно"вычислителънъlX подсистем. В даль..
нейmем будем вести изложение для наиболее сложноrо вида СКРУ,
используемых при дальнем наведении истребителей.
Прнменительно 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 рассоrласования соответствует режим
«бортовоrо наведения», будем понимать такие действия истребителя,
коrда задача наведения решается ero бортовым вычислителем по дан..
ным о воздушной обстановке, поступающим от наземной информаци..
онно"вычислительной подсистемът. Командное управление (режим ра..
боты формирователя параметров рассоrласования  «командное наведе..
нне») предполаrает движение истребителя в соответствии с передавае..
MЪJMH ему командами наведения вплоть до момента захвата атакуемой
цели собственной БРЛС.
Рассмотрим функционирование формирователя параметров рас..
соrласования в наиболее сложном из..за мноrообразия решаемых задач
40

режиме командноrо наведения. В этом режиме наземная информацион"
но"вычислительная подсистема формирует сиrналы требуемых значе..
ний курса 'II Bъlcoты
 Н Т И скорости V ст, а бортовая измерительно..
вычислительная подсистема вырабатывает сиrналы, характеризующие
фактическое значение тех же параметров движения истребителя, и про..
изводит сравнение соответствующих требуемых и фактических пара..
метров ero движения. Структурная схема размещаемой на ПН наземной
измерительно"вычислительной подсистемы, обеспечивающей получе..
ние сиrналов Чlт, Н Т и V СУ, показана на рис. 18.6.
сиrНt1ы r            1
ОТ ЦЕt1Е ПРИДАННЫЕ ПН CPEДCT6
!А !АСТРЕ'" I I
БИТЕ(1Е I РДИО(10'" СИСТЕН I
) КАUОННЫй ПЕРЕДАЧ
I пост ДАННЫХ I
I I
LJ
80ЗДWНАЯ ОБСТНО8КА И
БОЕ6ЫЕ ЗАДАЧИ ОТ КП
6ЫЧa.lСt1а.1ТЕt1ЬНАЯ
Ca.lCTEHA
CTPoACT6A
ОТОБРЖЕНИЯ
А А А
ч.. Т . HT.V CT
К ши.срраmору KP
Рис. 18.6
60Е60А
РАСЧЕТ
На практике задачи управления разбивают на два этапа: этап цe
лераспределения и этап запланированнъlX 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 каждоrо распределенноrо наряда истребителей формирователем
параметров рассоrласования реIПается 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. Иноrда ПН может совмещаться с радиолокационным
постом, в состав KOToporo должныI входить РЛС различноrо диапазона
волн, радиолокационные высотомеры, радиопеленrаторы постановщи..
ков активных помех, радиолокационные запросчики системы rосудар..
cTBeHHoro опознавания, аппараryра активноrо запроса и ответа. В этом
случае первичная радиолокационная информация подается через сиете..
му передачи данных в вычислительную систему (ВС) ПН, rде выполня"
ется вторичная обработка, а также на устройства отображения. В данной
сmyации, которая является основной дЛЯ ПН, располаrаемоrо на само..
лете дрло, и частной для наземноrо ПН, наблюдение за воздушной
41

обстановкой осуществляют входящие вместе с операторами наведения
(офицерами боевоrо 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 яркостныIx отметок, а вторичная
радиолокационная информация может представлятъся в виде координат
ньтх точек, знаков и формуляров. Формуляр (небольшой знакоцифровой
текст) размещается на экране индикатора в точке, координатыI которой
определяют положение объекта. Сопровождение воздушных объектов на
основе первичной радиолокационной информации осуществляется в ВС с
помощью алrоритмов вторичной обработки при различной степени участия
в этом процессе операторов сопровождения. При простой помеховой об
становке захват, автосопровождение и сброс трассы воздушноrо объекта
происходят автоматически по aлrоритмам, аналоrичнътм тем, которые бьти
рассмотренъу в 14 rлаве. В сложной помеховой обстановке, коrда 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, коrда рассоrласование между координатами
отметки цели и их экстраполированнъlМИ значениями превыmает 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 rосударственной принадлежности, которое осуществля
ется либо автоматически для любой захваченной цели, либо по выбору
оператора. При этом в ВС формируется заявка на определение rосудар
ственной принадлежности, ПОС1)'пающая на радиолокаЦИОННЪJЙ запро
счик системы rосопознавания. Сопровождение своих воздушных объек
тов может вестись не только на основе отраженных сиrналов РЛС, но и
по данным аппаратуры активноrо запроса и ответа. Для своих целей
может также выдаваться заявка на определение индивидуальноrо HOMe
ра воздушноrо объекта.
Важнейшим компонентом ВС является база данных, содержимое
которой в ходе боевых действий непрерывно обновляется за счет ин
формации, поступающей по каналам связи, и блаrодаря действиям опе
раторов по ее редактированию. В базе данных создается специфическая
концептуальная схема оперативнотактической обстановки и процессов
управления. Это позволяет выводить на экраны
 индикаторов устройств
отображения информацию, необходимую лицам боевоrо расчета, KOTO
рые MoryT пользоваться двумя типами индикаторов. Один из них, яв..
42

ляющийся основным, предназначен для cOBMecTHoro 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
(вспомоrателъны
)) индикатор обеспечивает отображение поставленных
боевых задач, боевых донесений и справочных данных (параметров
траектории наведения, характеристик аэродромов, радиоданных для
истребителя, астрономическоrо времени и т.п.), въlзываемы
x с помощью
клавиаryры пультовой annaparyphI рабочеrо места оператора. Для де..
талъноrо анализа воздушной обстановки лица боевоrо расчета имеют
возможность управлять составом отображаемой информации, повора
чивать и перемещать в случае необходимости по экрану индикатора
отдельные объекты и все изображение в целом, формировать на экране
«окна», через которые воспринимаются отдельные фраrменты тактиче..
ской обстановки. Указанные выше возможности обусловлены наличием
проrpаммнъlX и аппаратных средств, образующих rpафическую инте
рактивную диалоrовую систему, взаимодействуя с которой боевой рас..
чет решает поставленныIe 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 KOHKpeT
Horo истребителя на заданную воздушную цель оператор наведения
должен ввести в Ве следующую информацию: координатыI и параметры
полета цели; координаты истребителя и ero характеристики, номера
аэродромов взлета и посадки; некоторые параметры перехвата, которые
MOryT и не вводиться, а ве сама выберет в результате расчетов.
На основе исходных даннъlX ве производит разовое решение за
дачи наведения для Toro, 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 rоризонтальной и вертикальной плоскостях, направ
ление и уrлы разворотов, курс полета, высота, положение точек вклю"
чения форсажа и начала вертикальноrо маневра. Кроме Toro, формиру
,. ,.
ются И выдаются в КРУ вычисленные значения WT' Н Т И Vr:r, а COOT
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..
43

телем заданной траектории наведения в rоризонтальной 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 бортовоrо наведения при длительном OT
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 измерительновыислительнойй под
системы применительно к формированию сиrналов АЧJ, H и АУ изо
бражена на рис. 18.7. Эта подсистема содержит измеритель курса ЧJ,
датчик воздушной скорости (ДВС), датчики высоты (ДВ) (обычно баро
сиrНt:lI1Ы 4J T , Н т ИЗМЕРИТЕflЬ
И V c т с ПРИЕМНО БОРТО60 q. napaMempbI
CT.:IH08KIA KP
8ЫЧИСflИТЕI1Ь дв 9В"Ж8НЯ
,.., А
H. ЦJ
л А ,.., две CaMOt18ma
В c,q H, q..у
Рис. 18.7
метрический и радиотехнический), бортовой вычислитель и индикатор.
Измеритель ЧJ, две и ДВ вырабатывают измеренные значения W, н и
,. ,. ,.
УС' а бортовой вычислитель  значения Aw, АН и АУ параметров
рассоrласования. Выходные сиrналы вычислителя, реализующеrо зави..
симости (17. 1) и (17.2), подаются при ручном управлении самолетом на
индикатор. Если осуществляется директорное или автоматическое
управление, то Aw и АН поступают в систему автоматическоrо управ
ления (СА У).
18.5.2. принципы ПОcrPОЕНИЯ И ОСОБЕННОСТИ
ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ФОРМИРОВА ТЕЛ ЕЙ ПАРАМЕТРОВ
РАссоrЛАСОВАНИЯ скру РАКЕТАМИ
Двум видам систем командноrо радиоуправления ракетами cooтвeт
ствует несколько разновидностей формирователей параметров рассоrласо
вания. Структурная схема формирователя параметра рассоrласования для
систем командноrо радиоуправления первоrо вида при автоматическом и
неавтоматическом управлении представлена на рис. 18.8.
44

Паранеmры ......
c;lBu Ж НIJ'Я I
ц.@(1LL I
n"..Ie!.lm Or'lb  I
n у Ht<ma
';1.... р а '!Н" .... LL tI I
.
п.а.ранеmры

ge LLЖ E!lHU jI I
р ..к.. m I
от 1oI0С LLm itn... 1010
nHKт.
np"".HU."
1
НЗМЕРИТЕ{1Ь I
Пf=l PMETPO (5.
Й6'"' ЖЕ НИ:Я
Ц Et11A
к onQpamop
ННД,",КАТОР
L-i3 МЕ PIATE{1 Ь
npMETPOв.
й81A ЖЕ Нi.-t:я
РАКЕТЫ
ВЫ.., L-IСа1 L-IT [пь
А
!J.
5И3а.1РНОЕ
ЫCTPOCTBO
I
I
I
......1
L...
Рис. 18.8
При автоматическом определении параметра рассоrласования
используются визирное устройство и вычислитель. Визирное устройст
во образуют автоматические измерители координат и параметров дви
жения цели и paKeThI, которые MoryT быть выполнены либо в виде двух
отдельных измерителей, либо в ВИде одноrо измерителя (например,
РЛС), способноrо сопровождать несколько ()бъектов одновременно.
Задачи, решаемые вычислителем, и измеряемые параметры определя
ются методом наведения ракеты. Применительно к наведению в верти
каль ной плоскости по методу совмещения измеряются уrлы визирова
нии Е цв и Е рв цели и paKenI соответственно, а вычислитель Функциони
рует соrласно алrоритму (17.10).
При неавтоматическом управлении параметр рассоrласования
вырабатыIаетсяя оператором, наблюдающим по экрану индикатора за
взаимным положением цели и ракеты. Изображение на индикаторе
формируется по данныI,, поступающим с визирноrо устройства, в каче
стве KOToporo, как правило, используется какоелибо оптико..электрон"
ное устройство.
возможны
 также вариантыI полуавтоматическоrо управления, ко..
rда координаты
 ракетъ, определяются автоматически измерителем па-
раметров движения ракеты, что особенно удобно при установке на paKe
те радиолокационноrо или инфракрасноrо ответчика, а оценка KO
ординат цели возлаrается 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
полуавтоматическоrо формирователя параметров рассоrласования при
нимает вид, показанный на рис. 18.9. Иноrда для обеспечения процеду
ры отслеживания используется так называемое проrpаммно"коррек-
45

тируемое слежение за целью, суть KOTOporo состоит в следующем. На осно"
ве измерения параметров собственноrо движения пункта управления в
измерителе параметров движения цели вырабатыIаютсяя расчетные коор"
динаты цели, отображаемы
e 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 собственноro движения пункта управления, выпол
няет оператор, действия KOToporo на измеритель параметра движения цели
отображеныI на рис. 18.9 пунктирной линией. Скорректированные операто..
ром значения координат с измерителя параметров движения цели подаются
в вычислитель, rде они используются совместно с измеренными значения..
ми координат paKeThI для формирования параметров рассоrласования.
n p M mp"l
<з 8uж t!'НU"
це"и
r
I
I
1 Па. раме mpbl q@.u.женu. 
: n нк ma. npa&('IeHLI. 
    .. .. ..  ..  ..    .. .. ..     ..  ...
  + ,
I
t.-iЭМЕРIAТЕr1Ь I
ПАРАМЕТРОВ
ДВIAЖЕНИЯ
це:t1И
OmHOCLl.me"bHO I
nY HKma
ynpik6(1.Hи
n a.pa.Mempb.
&u.ж ениlI
p.aKt!'m 1>1
I
I ИЗМЕРИТЕf1Ь
I ПАРАМЕТРОВ
I ДВUЖЕНUSl
РАК ЕТЫ
I
В3ИРНОЕ
I CTPOACTBO
L  ..... .....    ...1
индикатор
ОПЕРТОР
8ЫЧIA Ct1IAT Et1b
OmHOCu.mef1bHO
nYHt<t1'Ia.
ynpa.6(1eHLI."
л
/j
Рис. 18.9
Иноrда при действии по наземныIM целям (РЛС, танкам, бронетранс..
портерам и т.п.) в системах командноrо радиоуправления первоrо вида
измерители параметров движения целей и ракет целесообразно размещать
на объектах воздушноrо базирования (самолетахразведчиках и т.п.), что
позволяет создавать мноrопозиционные измерители. В данном случае фор
мирователь параметров рассоrласования, СТРУК1УРная схема KOToporo пока..
зана на рис. 18.1 О, состоит из двух частей: воздушной и наземной. Так,
система радиоуправления, входящая в состав предназначенноrо для унич
тожения наземных РЛС разведъmательноударноrо KOMТUIeKCa, предполаra
ет использование трехпозиционных измерителей параметров движения
цели и ракеты [68]. Необходимость трех воздушных позиций для ведения
измерений объясняется тем, что на каждой воздушной позиции MoryT быть
зафиксированы лишь моменты постyruтения импульсноrо радиосиrнала,
излучаемоrо наземной РЛС.
46

n&paHIfIPbI
&lLж.t04Ull
u.eп"
omHOOllmenbHO
11'3t1QPl1mQflQQ
&()19УШ HOO
б1иро&аНI1"
мноrопозuцонны
ИЗМЕРИТ Er1b
ПRРR МЕ:Т РО8
tl&ИЖЕНI-IЯ
ЦЕ:f1W
мноrОКАНАr1ЬНАЯ
СИСТЕМА
ПЕРЕДRЧIA
аднны><
ВЫЧИСWТЕЬНЯ А
CIACTE:Ma
Па.ра.l'1&tm P"'I
q t!> Li )1( Е' Н U. <;t
paKembI
OmHOOu.meпbHO
U.HQopLir1'lQoпeQ
6.б'1':Jшне2 о
б41ILроВа.ИLl';l
мноrопоэционны
t.lЭМЕРТ[f1Ь
ПАРАМЕТРО IS
Д8IAЖЕНlAЯ
РАКЕТЫ
иЗМ[РТЕ(1и
ПРМЕТРО&
Д6И ЖЕ:НИЯ
ОБЪ E:t< ТDВ
ВОЭДWНDrо
E3 (,fРОВДНIНI
ПАрМ Ilt'Ip 1..
q6I1Ж.Иu."
06'beKmO
80 '3-:1ЧШН 020
6a'3L1po6a.HU
PltC. 18.10
С помощью системы передачи данных соответствующие пара..
метры передаются на наземныIй пункт управления, rде по разности вре..
мени прихода импульсныIx сиrналов на три воздушныIe позиции и по
известным координатам этих позиций вычислительная система рассчи
тывает местоположение цели. Координаты объектов воздушноrо бази
рования определяются измерителями, принципы построения которых
изучаются в технике радионавиrации.
Координаты ракеты также находятся с помощью измерителей
мноrопозиционной системы воздушноrо базирования. Так, например,
методом активноrо запроса и ответа измеряются значения дальностей
между ракетой и каждой воздушной позицией в отдельности. На основе
знания трех дальностей и координат трех воздушнъJX позиций на назем..
ном пункте управления вычислительной системой определяются коор"
динатыI ракеты.
Следует отметить, что алrоритмы функционирования данной сис
темы командноrо радиоуправления и рассмотренной выше системы
командноrо радиоуправления самолетами во MHoroM сходны
. Так же как
и при управлении самолетами здесь стоят задачи целераспределения и
непосредственноrо наведения конкретной ракеты на выбранную цель.
Поэтому для наведения ракет мотут быть использованы и некоторые
методы наведения самолетов на воздушные и наземные цели, в частно
сти, метод прямоrо наведения. Наряду с мноrопозиционными измери
тельнътми устройствами воздушноrо базирования возможно использо
вание и однопозиционноrо устройства на базе РЛС с синтезированной
апертурой.
СТРУК1Урная схема формирователя параметров рассоrласования
для системы командноrо радиоуправления BToporo вида изображена на
рис. 18.11. Здесь преобразователь  это чувствительный элемент (Ha
пример, телевизионная передающая камера или приемопередатчик РЛС
с антенной) и развертывающая система, размещаемые в rоловной части
47

,.. .. .... i   .... ...., r- .... ....  ....  .... ....  .... ....   ....    ....    .... ....  ,
1 o:::o 11 Скоте"а n.p.,a'fK ,анных 1
1 1 1 1
WCTPOQCT&O CTPOACT&O VCTPOACT&O
1 .ОРНИРО&АНИЯ 11 О&ЪЕ4ИНЕНИЯ ПР Д РАЭ4Еf1ЕНИSl 1
1 сиr;.f10& 1 1 сиrНАt10а сиrНАt10а 1
1 1 1 1
napa".mpw 1 1 L ........ ............  .... .... ....   .... ....    ....   .... 
,61oL*.HIoL. 1 1
.K ПРЕО&РА
OmHOOm.HOI 30&AT[b
pKmu 1
L..............
ИНДИКАТОР
к on.pamop
Рис. 18.11
ракеты и осуществляющие обзор пространства по определенной про
rpамме. Кроме преобразователя визирное устройство содержит устрой
ство формирования сиrналов измерительной системы координат (ИСК).
Оси такой, например, прямоyrольной системы координат MoryT совпа
дать с вертикальной и поперечной строительными осими плоскосим
метричной ракеты.
Сиrналы преобразователя и ИСК подаются в устройство объеди
нения, rде этим сиrналам придаются различные качествеННЪJе признаки,
позволяющие разделить их в приемной установке, размещаемой на
пункте управления и состоящей из приемника, устройства разделения
сиrналов ИСК и изображения и индикатора. Устройство объединения,
передатчик, антенны, приемник и устройство разделения образуют сис
тему передачи данных. Индикатором отображается отметка цели в KO
ординатах уrол азимута  уrол наклона и след продольной оси ракеты
на плоскости, при этом обзор пространства визирным устройством и
перемещение электронноrо луча в индикаторе происходят синхронно и
синфазно. По отметке цели на индикаторе оператор может определить
параметры рассоrласования в двух плоскостях.
18.6. УСТРОЙСТВА ФОРМИРОВАНИЯ КОМАНД
Устройства формирования команд вырабатывают сиrналы (KO
манды), функционально связанные с параметрами рассоrласования или
заданныIии параметрами движения ОУ. Такие команды называются
функциональными. Помимо Toro, УФК формируют разовые команды,
т.е. команды типа «включить» либо «выключить». Устройства форми
рования команд делятся на автоматические и полуавтоматические. OT
личие между ними состоит в том, что в работе полуавтоматических
УФК принимает участие человек (оператор), а автоматические УФК
работают без ero участия. Конструктивно автоматические УФК обычно
совмещаются с формирователем параметров рассоrласования или КРУ.
Полуавтоматические УФ К выполняются в виде отдельноrо блока.
48

Автоматические УФК выполняют функции либо простоrо сопря..
жения формирователя параметра рассоrласования с КРУ, либо осуще..
ствляют функциональное преобразование этоrо параметра. Для функ..
циональноrо преобразования наиболее часто применяют форсирующие,
интеrpирующие и интеrpофорсирующие звенья. УФК дЛЯ одноrо канала
управления строится в соответствии со структурной схемой, изобра..
женной на рис. 18.12.
л К
 >1 C 1  .  y 11 C21 
Рис. 18.12
Здесь команда Ку получается в результате преобразования выходно..
А
ro сиrнала , отображающеrо параметр рассоrласования, устройствами
сопряжения УС. и УС 2 , ФункциональнъlМ звеном и усилителем. УС. и УС 2
обеспечивают сопряжение УФК с формирователем параметра рассоrласо
вания и КРУ соответственно.
Для форсирующеrо УФК
Ку = куукфз(т фз р+ 1}i, (18.15)
rде Куу  коэффициеlП передачи устройств сопряжения и усилителя, а кфз И
т ф ]  коэффициеlП передачи и постоянная времени форсирующеrо звена.
А
Соотношение (18.15) показывает, что К у зависит не только от ,
"
но и от , блаrодаря чему повышается запас устойчивости контура
наведения и обеспечивается более плавныIй вывод ОУ на траекторию
наведения. Однако применение форсирующеrо звена приводит одно..
временно к повышению интенсивности шумов, которые сопровождают
"
полезный сиrнал . Это связано с тем, что вследствие сравнительно
А
медленноrо изменения во времени полезноrо сиrнала  и большей
скорости изменения сопровождающих ero 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, коrда нет иных возможностей обеспечить
устойчивость контура командноrо радиоуправления.
В интеrpирующем УФ К команда
к "
К = к ...21!L L\ ( 1 8.16 )
у уу ,
р
rде кии  коэффициент передачи интеrpатора. Интеrpирующие УФК
повышают астатизм системы радиоуправления, уменьшают влияние
49

разбаланса и дрейфа нулей в отдельных её звеньях. Вместе с тем следу
ет учитывать, что введение дополнительноrо интеrратора в систему с
обратной связью, каковой является система командноrо радиоуправле
ния, снижает запас ее устойчивости и даже может сделать ее структурно
неустойчивой. Поэтому использование интеrpирующеrо УФК без aHa
лиза контура командноrо радиоуправления в целом нельзя считать дo
лустимы..
Интеrpофорсирующее УФК вырабатывает команду
Ку==Куу[Кфз(ТфзР+l)+ К;" ] . (18.17)
Выбором Куу, кфз, Т фз И КИИ можно обеспечить устойчивость и Tpe
буемую точность функционирования системы радиоуправления. Оцени
вая интеrрофорсирующее УФК в целом, нужно отметить, что оно объе
диняет все положительные свойства форсирующеrо и интеrрирующеrо
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 сиrналы, 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 KHO
почныIe механизмы.
Выходные сиrналы датчиков, вырабатыIающих функциональные
KOMaHДbI, представляют собой напряжения постоянноrо тока, периоди
чески следующие импульсы и импульсы, отображающие числовые KO
ды. Формирование функциональной команды К у в виде напряжения
постоянноrо тока осуrцествляется проrце Bcero потенциометрическим
датчиком дифференциальноrо типа. При этом выходная команда обра
зуется в виде напряжения
Ky==KДKP'
( 18.18)
rде К дк  коэффициент передачи датчика команд, L\p  уrол 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.
50

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 перекточателей.
Датчики, формирующие команды в цифровой форме, представ-
ляют собой преобразователи аналоrовых сиrналов в цифровые, отобра-
жающие обычно двоичные числа. В настоящее время известно большое
количество преобразователей типа аналоr..число, называемых также
аналоrо"цифровыми преобразователями (АЦП). Для датчика цифровых
команд
N . 1
Ку = L2J Бj(i) = КдкL\р ,
J=1
(18.19)
N .
rде L2JIБj(i)  двоичное число при N"значном ДВОИЧНОМ коде; Бj(i)
j=1
функция, принимающая значение 1 или О в зависимости от Toro, отли-
чен или равен нулю jй разряд двоичноrо числа; L\p  отклонение ручки
управления от исходноrо положения, 1  номер интервала квантования
преобразуемоrо аналоrовоrо сиrнала.
Следует подчеркнуть, что формула (18.19) справедлива лишь то-
rда, коrда КдкL\р  целое число.
Чтобы полностью определить математическую модель полуавто-
матическоrо УФК, уравнение датчика команд необходимо дополнить
уравнением, характеризующим действия оператора (летчика или штур-
мана). В символической форме функционирование полуавтоматическо-
ro УФК отображается соотношением
А
Ку =КдкWл(Р)р,
( 18.20)
rде Wл(р)  передаточная функция типа (15.11), аппроксимирующая
воздействие оператора на ручку управления датчика команд.

rЛАВА 19. ОСОБЕННОСТИ ПОСТРОЕНИЯ И
основныIE ПОКАЗАТЕЛИ КОМАНДНЫХ
РАДИОЛИНИЙ УПР АВЛЕНИЯ
19.1. ОСОБЕННОСТИ ПОСТРОЕНИЯ КРУ
Состав командной радиолинии управления иллюстрируется CTPy
ктурной схемой, показанной на рис. 19.1.
r....,
К r---
1 1 11
К 1 WIACP 1, ПЕРЕ
У2:, РАТОР 1 WОЛЕР 1 ДАТЧК
K.., .. 1 11
L      L....._:_ :..J.J
,.., "
I r -----; · К 1
npa.4E:H 1 1 ДEO 1 ДЕЫ ",cp 1 "
НИК 1. ДЕР PTOP 1: К 2
1 1 1 11 R t'\
L L...... - .: ..: -     :!J
Рис. 19.1
Функционирование шифратора, называемоrо часто кодирующим
устройством, в значительной степени определяется количеством и на-
значением передаваемых команд, а также формой их представления. В
системах командноrо радиоуправления ракетами первоrо вида, как пра..
вило, передаются аналоrовые команды управления, обеспечивающие
отклонение рулей ракеты в двух плоскостях. В подобных системах в
шифраторе обычно осуществляется преобразование напряжения во Bpe
менной интервал с формированием импульсноrо сиrнала, отстоящеrо от
тактовой точки, задаваемой опорны
M (тактовым) импульсом, на время,
пропорциональное значению команды. Чтобы на приемной стороне
можно было разделить команды разных каналов и обеспечить высокую
помехоустойчивость кру из импульсных сиrналов образуются им
пульсные поднесущие колебания, которым придаются специальные
качественнъте признаки. Чаще Bcero импульсные поднесущие колебания
представляют собой совокупность нескольких видеоимпульсов с зара
нее установленны
ии временныIии интервалами между ними, назыае
мую временным кодом. Выходным сиrналом шифратора модулируется
высокочастотный сиrнал, вырабатываемый в передатчике.
Приемная установка кру содержит приемник, осуществляющий
прием и демодуляцию выокочастотноrоo сиrнала, и дешифратор (дeKO
дирующее устройство), разделяющий принятыIe импульсны
e кодовые
сиrналы по разНЪJМ каналам в соответствии с принципами структурной
селекции и преобразующий временной интервал в выходную команду.
52

в системах командноrо радиоуправления ракетами BToporo вида
возможна одновременная передача аналоrовых функциональных ко..
манд, обеспечивающих траекторное управление, и разовых команд,
служащих для изменения вида траектории полета ракеты, включения
тех или иных режимов раБотыI бортовой аппаратуры. В этом случае
осуществляется преобразование входных команд в цифровые двоичные
коды с дальнейшей передачей их по радиоканалу . В шифраторе анало..
rовые команды подверrаются дискретизации по времени и аналоrо..
цифровому преобразованию, то есть производится кодово"импульсная
модуляция (КИМ) с образованием первичных цифровых кодов. Из этих
кодов в шифраторе создается определенным образом орrанизованная во
времени последовательность функциональных и разовых команд, назы..
ваемая набором команд.
В системах командноrо радиоуправления самолетами входные
команды являются цифровыми. Поэтому одной из основных задач, воз..
лаrаемЪJХ на шифратор, является орrанизация обмена данными с ЦВМ
дЛЯ приема входных команд. Так как с пункта наведения одновременно
наводятся несколько самолетов (rpуппа самолетов), то на каждый само..
лет периодически в течение оrраниченноrо промежутка времени пере..
даются различные наборы команд, состав которых изменяется в зависи..
мости от тактической сmyации. В шифраторе формируются непрерыв"
ны
e или импулъснъте поднесущие колебания, которые модулируются
первичны
M цифровым кодом, отображающим функциональные и разо..
вые команды К у1 , К у2 , ..., K yn , rде n  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 BpeMeHHoro разделения каналов в шифраторе
формируются и вводятся в состав передаваемых команд синхронизи"
рующие сиrналы, отображаемые специальными поднесущими колеба..
ниями. Поднесущие колебания поступают в передатчик, излучаемые
сиrналы KOToporo MOryT быть как узкополосны
и,, так и широкополос..
НЪJМи. узкополосны
e радиосиrнaJJЪТ получаются при амплитудной, час..
тотной и фазовой модуляции. Для получения широкополосных (слож..
ных) сиrналов в передатчике кру используется обычно фазокодовая
манипуляция импульсными поднесущими колебаниями, представляю..
щими собой чаще Bcero М..последовательности. Наиболее известны
ии
из этих последовательностей являются коды Баркера.
Разделение сиrналов синхронизации и сиrналов управления в
приемной части кру может осуществляться в соответствии с принци..
53

пами частотной, временной и структурной селекции. Эта задача решает..
ся в дешифраторе (декодирующем устройстве), rде, кроме Toro, произ-
водятся демодуляция и преобразование поднесущих колебаний в BЫ
ходные команды, а также отделение полезных сиrналов от помех.
выходныIe функциональныIe команды КРУ, используемые для
тpaexтopHoro управления ракетами, являются часто знакопеременными
напряжениями. Разовые команды с выхода КРУ поступают в аналоrо-
вую бортовую аппаратуру в виде напряжений постоянноrо тока и вызы-
вают срабатывание электромеханических и электронных реле. Функ-
циональные команды, предназначенныIe 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 маrистраль. 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 выокую помехоустойчивость. Наряду с использованием ши
рокополосны
x сиrналов 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 исходноrо слова
шифратора, избыточностью. В качестве помехоустойчивых кодовых
слов наиболее часто используются коды Хэмминra, БЧХ, Рида-Соломо"
на, каскадные коды.
Помехоустойчивое кодовое слово после прохождения передаю
щеrо и приемноrо трактов подается в декодер. Так как в радиоканале
возникают различноrо рода помехи, то символы принятоrо кодовоrо
слова не всеrда совпадают с символами кодовоrо слова кодера. Декодер
использует избыточность передаваемоrо кодовоrо слова для исправле
ния ошибок в принятом слове и формирования оценки кодовоrо слова
шифратора. Если все ошибки исправлены, то оценка кодовоrо слова в
дешифраторе совпадает с исходны
M кодовым словом шифратора. На
рис. 19.1 кодер и декодер изображеныI ПУНКТИРНЪJМИ линиями, показы
вающими, что они структур но входят В состав шифратора и дешифрато-
ра. В шифраторе кодер стоит перед модулятором поднесущих колеба
ний, а в дешифраторе декодер располаrается сразу же после демодуля-
тора поднесущих колебаний.
Кроме применения сложных корректирующих кодов, исправ
ляющих пакеты ошибок, возможно использование так называемоrо
перемежения [14] информационной последовательности цифровых KO
дОВ шифратора в сочетании с простыми корректирующими кодами,
54

исправляющими в основном одиночные ошибки. Для этоrо осуществля-
ется разнесение ошибок пакета по различным кодам путем переупоря
дочивания символов с помощью перемежителя, устанавливаемоrо меж..
ду кодером и модулятором поднесущих колебаний шифратора. Пере-
межитель (именуемы
й также интерливером) изменяет в соответствии с
определенным правилом, известным на приемной стороне КРУ, порядок
следования поступающей на ero 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.
Иноrда при кодировании передаваемых команд внешними и внутрен-
ними кодами перемежитель располаrается между внешними и внутрен-
ними кодерами, а деперемежитель  соответственно между внутренни-
ми и внешними декодерами.
В КРУ возможно применение засекречивания передаваемых ко-
манд, выолняемоrоo по тем же процедурам, что и в технике радиосвязи.
В заключение отметим особенности построения КРУ и систем
командноrо радиоуправления, появляющиеся при направленном излу-
чении радиосиrналов передатчика КРУ. Применение передающей ан-
тенны с узкой диаrpаммой направленности способствует повышению
помехоустойчивости, скрытности, облеrчает решение задачи электро-
маrнитной совместимости. Ориентация передающей антенны КРУ в
направлении объекта управления обеспечивается различныIии способа-
ми. В системах командноrо радиоуправления ракетами первоrо вида
передающая антенна КРУ поворачивается с помощью следящеrо приво-
да по данныI,, задаваемым визирным устройством, сопровождающим
ракету по уrловым координатам на основе приема сиrналов, вырабаты-
ваемых ответчиком ракетът. Сиrналы запуска ответчика формируются
на ракете из принимаемыx радиосиrналов кру либо из радиосиrналов
визирноrо устройства пункта управления. В системах командноrо ра-
диоуправления ракетами BToporo вида слежение за ракетой ведется
пассивныIM радиопеленrатором, обрабатывающим радиосиrналы, излу-
чаемые широкополосной линией передачи даннъух при трансляции изо-
бражения цели с paKeThI на пункт управления.
В системах командноrо радиоуправления самолетами передаю-
щая антенна КРУ может иметь очень узкую диаrpамму направленности,
что существенно затрудняет процесс передачи команд, так как перед ero
началом надо убедиться в возможности приема передаваемыIx команд
наводимым самолетом. С этой целью КРУ сопряrается с системой ак-
тивноrо запросатвета (САЗО) и, в частности, может иметь общую с
ней передающую антенну. Для раБотыI с конкретным самолетом САЗО
55

получает целеуказание от ЭВМ пункта наведения. При нахождении
самолета в луче диаrpаммы направленности передающей антенны
САЗО посылает сиrнал запроса. В случае приема этоrо сиrнала на борту
самолета ответчик последнеrо формирует ответный сиrнал, который
свидетельствует о возможности приема команд данным самолетом.
Наряду с ответными сиrналами по обратному каналу САЗО с самолета
может передаваться различная информация. Принципы построения
бортовой аппаратуры, совмещающей функции приема команд наведе..
ния и активноrо 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 радиосиrналов при получении
разовых команд и оценки тех параметров радиосиrналов, 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 радиосиrналов и оценивания их информационных
параметров. Необходимо отметить, что при отсутствии преднамеренных
помех в правильно спроектированной мноrоканальной КРУ отдельные
каналы не влияют друr на друrа. Поэтому целесообразно rоворить о
показателях эффективности отдельных каналов кРу.
В упрощенном варианте функционирование каждоrо i-ro канала
КРУ в процессе передачи функциональных команд может быть описано
линейныIии уравнениями Кi==f(Куi), связывающими воспроизведенную
на борту команду K i с переданной командой Kyi. Это дает возможность
использовать для оценки эффективности кру характеристики и показа..
тели линейных систем. К таким характеристикам прежде Bcero относят..
си амплитудно..частотные (А ЧХ) и амплитудные (АХ) характеристики.
Под А ЧХ понимается зависимость модуля комплексноrо коэффици..
ента передачи WGm) (передаточной функции W(p)/ р = jro) от частоты:
KnKi(ro) = IWUro)1 = W(p) р = jro = j21tf ·
Примерный вид А ЧХ j..ro канала кру при передаче функцио..
нальной команды показан на рис. 19.2. Знание АЧХ (передаточной фу..
нкции) КРУ позволяет определить полосу ее пропускания Af n (постоя..
нную времени) и коэффициенты передачи.
56

Следует подчеркнуть, что поскольку инерционность КРУ сущест
венно меньше инерционнocrи друrих частей СКРУ (например, СА У (СУР),
ОУ), то постоянной времени КРУ, как правило, пренебреraют, считая ее
безынерционнъJМ УСШllrreль..
ным звеном с коэффициеlПОМ
передачи Кпxi. При ЭТОМ для О707Кшci
неискаженноrо воспроизведе..
ния команды необходимо,
чтобы в пределах Bcero спек..
тра передаваемой командъ' Kyi
выполнялось условие
Kmci ==c onst.
Под АХ понимают за..
висимость Кj==f(Кyi) в устано..
вившемся режиме. Если КРУ
является аналоrовой и пере..
дает БиполярныIe команды
, то
АХ дЛЯ ее канала с номером i
имеет вид, изображенный на
рис. 19.3,a. При цифровых
методах передачи биполяр
ных функционалЬНЫХ команд
получается АХ, показанная
на рис. 19.З,б. Для аналоrо
вых и цифровых КРУ, с по..
мощью которых передаются
униполярные функциональ..
ныIe команды, АХ представ..
леНЬJ на рис. 19.З,в,r соответственно.
Знание АХ дает возможность определить коэффициент передачи КпJci
о
f rв
f
Рис. 19.2
KI
Kyl
Kyi
а)
б)
К.
I
KI
о
Kyl
Kyl
в)
r)
Рис. 19.3
dK.
Кпкi = дК 1. (19.1)
УI К . = о
УI
по каждому каналу аналоrовой КРУ. Если КРУ цифровая, то кпкi также
определяется формулой (19.1). Однако при этом ступенчатую кривую
(рис. 19.З,б,r) заменяют плавной кривой, проходящей через середины
ступенек. Получаемую таким образом АХ именуют усредненной ампли
тудной характеристикой.
При сравнительнъJX оценках различных типов КРУ удобнее
иметь дело не с командами, а с коэффициентами команд. Под коэффи"
циентом команды Kкi для канала j КРУ понимают отношение
57

К.
к . =...........L ( 1 9 .2 )
Кl К.
1М
В установившемся режиме, rде KiM  максимальное значение команды K i .
Если амплитудная характеристика i..ro канала кру нечетная, то
K i изменяется обычно от KiM до +K iM . Поэтому коэффициент команды
может принимать любые (для аналоrовых КРУ) или дискретные (для
цифровых КРУ) значения в пределах от  l до 1. Коrда OKyiKyi.." то KKi
изменяется плавно либо дискретно в диапазоне 0...1. Понятие коэффи"
циента командыI распространяется не только на выxднъIеe сиrналы' КРУ,
но и на сиrналът в тобых точках схем ее шифратора и дешифратора.
Помимо отмеченных выше, важны
ии показателями КРУ являются:
зона нечувствительности i..ro канала КРУ, т. е. диапазон измене..
иия значений команды K yi вблизи Kyi==O, в пределах KOToporo Кi==сопst;
дальность действия КРУ;
точность функционирования каждоrо i..ro канала КРУ;
помехозащищенность, характеризующая способность КРУ обес..
печивать эффективное наведение ОУ в условиях радио противодействия.
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 оптималъноrо обнаружения сиrнала при условии,
что амплитуда, начальная фаза и частота принимаемоrо сиrнала неиз..
вестны в точке приема. В связи с данными обстоятельствами основны
'
ми характеристиками КРУ рассматриваемоrо вида являются:
вероятность ложной тревоrи, характеризующая вероятность об..
разования ложной команды и не превышающая обычно 10-4...10-6 [43];
вероятность правильноrо 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. ОСОБЕННОCПI ПОСТРОЕНI{Я однокАнАлъныx кру
В шифраторе одно канальной КРУ с Фазоимпульсной модуляцией
(ФИМ) величина (модуль) и знак команды Ку отображаются BpeMeннъJМ
интервалом между опорным и исполнительны
M временны
ии кодами. Ино"
rда знак команды характеризуется структурой опорноro BpeMeHHoro кода
(ОК). ВЫХОДНОЙ сиrнал шифратора одноканальной КРУ с ФИМ при усло
вин, ЧТО опорный и исполнителънътй (ик) временны'e коды являются
трехимпульсны'и,, имеет вид, показанныIй на рис. 19.4.
58

При изменении Ку переме..
щаются ИК, вследствие чеrо одно--
временно изменяются интервалы Т I
И Т 2 , при этом период следования
T==T 1 +T 2 ==c onst. Этот период COOT
ветствует темпу передачи команды
Ку. Величина и знак команды Кш,
формируемой шифратором, опреде
ляются соотношением
U w
OJ<
ик
OJ<
ик
о
t
Рис. 19.4
U w
ОК
KyO
ИК ОК
ик
Кш==Т 1 Т 2 ==К пm К у , (19.3)
rде к пw  коэффициент передачи О
шифратора, который считается а)
безынерционным пре06разовате
лем Ку. Соотношение (19.3) напи
сано в соответствии с условием, Uw
что на приемной стороне для по
лучения выходной команды К 6) О
используются интервал Т 1 И ин
тервал Т 2. Если команда К получа
ется при учете только одното ин..
тервала Т 1, то знак команды в шифраторе определяется структурой
опорноrо временноrо кода: при KO и Ку<О выбираются различны
e
временныIe интервалы между соседними видеоимnyльсами.
В такой ситуации выходные напряжения u ш шифратора при KyO
и Ку<О формируются так, как показано на рис. 19.5,а,6. Тоrда
Кw==ькТ)==8ккпш I Ку 1,
rДе ОК  функция, равная 1 при Ку > О и  1  при Ку<О.
19.3.2. СТРУКТУРНЫЕ СХЕl\fЫ ШИФРАТОРОВ И ДЕШИФРАТОРОВ
однокАнАльныx кру
Структурная схема шифратора одноканальны
x КРУ с ФИМ изо
6ражена на рис. 19.6 [43]. Здесь reHepaTop опорных импульсов rи о BЫ
ра6атывает видеоимпульсы с пе 11
w
риодом Т передачи команд Ку. При
формировании Кш в соответствии с
формулой (19.3), предусматриваю
щей неизменность структуры ОК,
из импульсов rи о кодо06разовате
лем КО О формируются опорные
временнъуе коды. Одновременно
reHepaTop rHo запускает пре06разо
t
t
Рис. 19.5
(19.4)
Ку
ro
Рис. 19.6
59

ватель «напряжениевременной интервал» (НВИ), который аналоrо..
вую команду Ку преобразует в одиночные периодически следующие
импульсы. Эти импульсы удалены от соответствующих импульсов rи о
на время Т (, связанное линейной зависимостью с величиной командыI
Ку. Преобразователъ НВИ строится так, что при Ку==О интервал
Т(==О,5Т, а коrда Ку>о и Ку<О, интервал Т(>О,5Т и Т«О,5Т соответствен..
но. Кодообразователем КОн вырабатываются импульсы, определяющие
исполнительные временные коды. С помощью сумматора Е получается
напряжение u ш в виде, изображенном на рис. 19.4.
При передаче знака команды струК1УРОЙ onopHoro кода на КО о по..
дается команда Ку по цепи, показанной на рис. 19.6 пунктирной линией. В
зависимости от знака командъ' Ку на вьтходе КО О появляются ОК с разной
временной расстановкой импульсов. В остальном функционирование шиф
ратора такое же, как и при определении полярности Ку по разности Tl Т 2 .
Дешифратор одно канальной КРУ с ФИМ при использовании ин..
тервалов Т 1 И Т 2 В процессе образования сиrнала К строится по схеме,
представленной на рис. 19.7. Декодирующие устройства ДУО и ДУН
выполняют операции, обратные по
отношению к КО о и КОи (рис. 19.6), и
К превращают соответственно опорныIй и
исполнительный коды в одиночные
импульсы. Последние поступают на
Д:l1,.I преобразователь временной интервал 
напряжение (ВИН), который формиру..
Рис. 19.7 ет вьтходную команду: В качестве пре..
образователя ВИН может быть ис..
пользован, например, триrrер с плечами, наrруженными на фильтры
нижних частот, разность напряжений которых в установившемся ре..
жиме характеризует выходную команду. В сбалансированном дешиф
раторе команда
К==КДШ(Тl т 2), (19.5)
rде к дш  коэффициент передачи дешифратора.
Так как максимальное значение КМ выходной команды К дешиф..
ратора составляет к дш Т, дЛЯ коэффициента кк одноканальныIй кру с
ФИМ будем иметь соотношение
KK==(Tl T 2 )1Т, (19.6)
предопределяющее изменение кк в диапазоне от  1 до 1.
Если знак передаваемой команды определяется структурой опор..
Horo кода, то дешифратор одноканальной КРУ с ФИМ можно построить
в соответствии со структурной схемой, изображенной на рис. 19.8.
Здесь ДУ и выполняет те же функции, что и на рис. 19.7, а декодирую"
60

щие устройства ДY и ДY
«настроены» на структуру
U BX
опорных кодов, определяю
щих передаваемые команды
KO и Ку<О соответственно.
При поступлении через сум..
матор одиночноrо импульса,
соответствую..щеrо любому
ОК, и одиночноrо импульса с
ДУ и преобразователь ВИIНI превращает временной интервал Т 1 В уни
полярное напряжение IHI, пропорциональное модулю передаваемой
командъ' и независящее от знака этой командът. БиполярныIй выходной
сиrнал К образуется в формирователе биполярноrо напряжения в pe
зультате взаимодействия напряжения IHI и одиночных импульсов, He
сущих информацию о знаке передаваемой команды.
a+
о
CPOpMU.p.
6иПОt1ЯРН.
наnряж.
к
IHI
Рис. 19.8
19.3.3. ОСОБЕННОСТИ ПОСТРОЕНИЯ двухкАнАльныIx кру
На практике чаще производится передача не одной, а двух функ..
циональных команд (для двух плоскостей управления). ВОЗМОЖНЪJ два
варианта размещения каналов: последовательное и параллельное. При
последовательном размещении каналов период Т делится на два проме
жутка tкi, называемых канальными интервалами (i==l, 2). В пределах tKi
под действием команды K yi происходит перемещение исполнительноrо
кода канала i. Для двухканальной КРУ выходные напряжения U ш шиф..
ратора изменяются так, как это показано на рис. 19.9. Здесь предполаrа..
ется, что ТВ и T 21 опреде u
w
ляют модули команд Kyl и
Ку2, передаваемых по пер О
вому и второму каналам t
КРУ, а знаки команд OTO
бражаются структурой оп
орнъух кодов ОК. и ОК 2 . Т
исполнительныIe коды ИК 1
и ИК 2 каналов 1 и 2 MOryT Рис. 19.9
перемещаться в пределах
своих канальнъJX интервалов t K1 и t u , равнъух по величине О,5Т.
На приемной стороне каждый из ОПОрНЪJx и исполнительнътх KO
дОВ расшифровывается соответствующим декодирующим устройством.
Под действием сиrналов этих ДУ формируются две последовательности
импульсов. Первая из них (Ul) образуется за счет кодов ОК. и ИК., а
вторая (и2) порождается кодами ОК 2 и ИК 2 . Длительность импульсов
первой последовательности равна Т 11, а импульсы и2 имеют длитель
61

ность T 2t . Выделив из импульсов и. постоянную составляющую, полу
чают значение (модуль) команды Kt. Величина команды К 2 определяет
ся постоянной составляющей импульсной последовательности и2. По
лярность команд К 1 и К 2 будет определяться, как уже отмечалось,
структурой опорны
x кодов ОК 1 И ок 2 .
Характерная особенность двухканальных кру с ФИМ при после
довательном размещении каналов состоит в том, что в них уменьшается
коэффициент передачи Knki ДЛЯ каждоrо из каналов КРУ по сравнению с
одноканальной КРУ. Кроме Toro, может увеличиться интервал поступ
ления команд по каждому каналу.
При параллельном размещении каналов исполнительный код ик i
канала i (i==l, 2) перемещается в пределах Bcero 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 взаимноrо влияния, для расположения исполнительноrо кода
ик i в пределах периода Т отводятся вполне определенные позиции.
Изложенное илтострируется рис. 19.10. Здесь символами «Х» и «8»
показаны возможные положения исполнительных кодов первоrо и BTO
poro каналов в пределах периода Т при условии, что опорны
й код яв
ляется общим для обоих каналов.
ОК
ОК
т
t
Рис. 19.10
в связи с тем, что исполнительны
й код каждоrо канала не может
занимать любое место в пределах Т, кру с параллельныIM размещением
каналов обеспечивает точну1О передачу ЛИПIь отдельных дискретных
значений команд управления. Число этих значений оценивается количе
ством позиций в пределах периода Т и не может быть большим Т/Т п , rде
Т п  временной сдвиr между соседними разрепIенныIии позициями oд
Horo канала. Изза дискретноrо расположения исполнительноrо кода
каждоrо канала КРУ вместо понятия Фазоимпульсной модуляции вводят
понятие позиционноимпульсной модуляции (ПИМ) или дискретной
Фазоимпульсной модуляции ФИМ д . Если команда K yi аналоrовая, то
КРУ с ФИМ д вносят ошибки в передачу K yi , обусловленны
e квантовани
ем передаваемых команд по уровню.
Структурная схема шифратора двухканальной кру с параллель
ным размещением каналов показана на рис. 19.11. Здесь rи о , КО о , пре
62

U w
КО О
СЫММАТОР
К У1
К У2
rVt РП
rD
Прео6. 1
HBVt
КО &А 1
Прео6.2
HBvt
KO2
Рис. 19.11
образователи НВИ выполняют те же функции, что и в одноканальном
шифраторе. reHepaTop импульсов разрешенных позиций rи рп формиру
ет две последовательности импульсов разрешенных позиций первоrо и
BToporo каналов с периодом повторения Тп, сдвинутых относительно
друr друrа на время Т r/2 и соответствующих временнътм позициям,
обозначенным на рис. 19.1 О как «Х» и «8». Через устройства совпадений
YCl, УС2 каждоrо канала проходят импульсы, соответствующие бли
жайшим разрешенным временным позициям, находящимся сразу же за
временными интервалами Ti1 (i==I,2). Следует иметь ввиду, что при OT
сутствии синхронизации между rи о и rи рп разрешенные позиции пер
Boro и BToporo каналов меняют свое положение относительно моментов
появления опорныIx кодов, то есть временное расположение разрешен
ныIx позиций первоrо и BToporo каналов является фиксированныIM лишь
в пределах одноrо периода Т и может изменяться от одноrо периода к
друrому. Кодо06разователи КО иt и КО и2 вырабатывают исполнительные
временнъте коды первоrо и BToporo каналов, отличающиеся временной
расстановкой импульсов.
19.4. ШИФРАТОРЫ И ДЕШИФРАТОРЫ КРУ
С КОДОВО..ИМПУ ЛЪСНОЙ МОДУЛЯЦИЕЙ
19.4.1. ОСОБЕННОСТИ ПОСТРОЕНИЯ КРУ С КИМ
В шифраторе КРУ с кодовоимпульсной модуляцией аналоrовая пе
редаваемая команда Ку квантуется по уровmo и каждому mпервалу KBaнтo
вания обычно ставится в соответствие двоичное число. Если передаваемая
команда Ку цифровая и определяется в двоичной системе счисления, то
устройство квантования сиrналов по уровmo в шифраторе отсутствует.
Двоичное число отображается кодовой комбинацией, пpeдcтaв
ляющей собой набор элементарных СllZНШlов и называемой кодовым
словом. Каждый элементаРllЫй. сиzнШl, именуемый также символом,
63

обозначает разряд двОUЧНО20 числа. При этом отличному от нуля и
равному нулю разрядам соответствуют символы с разными качест
венными nрuзнакамu. Полный набор кодовых слов образует двоичный
код, а количество символов в кодовом слове определяет значность двo
иЧНО20 кода.
Простейшим является равномерныIй 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..
деляемыIй значностью двоичноrо кода (признак безызбыточности).
Применяются также избыточные коды, среди которых наиболее извест
ны КОДЪ' с обнаружением ошибок и кодыI с исправлением ошибок.
Обработка кодовоrо слова в приемной установке кру может
быть посимвольной или осуществляться в целом. Технически более
проста и чаще Bcero реализуется посимвольная обработка, качество
которой при большом отношении энерrий сиrнала и помехи практиче
ски такое же, как И'при обработке в целом. При посимвольной обработ
ке возможны частотная, временная и структурная селекции разрядов
кодовоrо слова с использованием соответствyъDUЦИХ поднесуuцих коле
баний для отображения различных символов. Если применяется частот
ная селекция, то, как единичныI,, так и нулевым значениям каждоrо
разряда соответствуют импульсЪJ синусоидальных колебаний с различ..
ныIии частотами. При временной селекции качественны
e признаки сим
волов, характеРИЗyъDщие одну и ту же величину в каждом разряде двo
ичноrо 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 поднесущеrо
колебания. Возможно также использование в качестве поднесущих KO
лебаний импульсов синусоидальных колебаний с одинаковыми часто
тами и амплитудами. Однако разность начальных фаз этих синусои
далЬНЪJx колебаний, соответствующих нулю и единице, составляет п.
При передаче команд с помощью сложных сиrналов в качестве подне
сущих колебаний применяют Мпоследовательности. 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 временнъух кодов.
Наименее rpомоздки и имеют приемлемые тактикотехнические
показатели КРУ, в которых реализуется временная селекция разрядов
64

двоичноrо кода. При этом КРУ строятся обычно так, что осуществляет..
ся циклическая, т. е. периодическая передача каждоrо кодовоrо слова. В
таких кру период Т передачи команд, называемый часто кадром или
циклом, делится на n частей, каждая из которых образует канальный
интервал. Число л здесь определяется количеством каналов КРУ.
В начале каждоrо кадра формируется синхронизирующий сиrнал,
именуемый кадровым словом. В приемной установке кру этот сиrнал
синхронизирует работу распределителя (синхронизатора), который
реализует временную селекцию каналов и символов кодовоrо слова в
каждом канале. Иноrда 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
rается передачей специальноrо сиrнала синхронизации перед каждым
кодовым словом.
Совокупность кодовоrо слова и сиrнала пословной синхронизации
образует командную посыку,, которая передается в течение одноrо ка..
нальноrо интервала. Иноrда дополнительные синхронизирующие сиrналы
MOI)'T формироваться не перед каждым очередным кодовым словом, а
перед rpуппой из нескольких слов. В такой сmyации rоворят о сиrналах
rpупповой синхронизации. Сиrналът кадровой, rpупповой и пословной
синхронизации  это кодовые комбинации поднесущих колебаний. Чтобы
синхронизация была эффективной, часто используются сложныIe синхрони..
зирующие сиrналыI: временные кодыI, коды Баркера и т.д.
При необходимости наводить несколько (Лоу) управляемых объ
ектов с помощью одной передающей установки КРУ формируют Лоу
кадров, каждый из которых имеет длительность Т. С увеличением Лоу
темп передачи команд на каждый объект управления снижается. Для
уменьшения времени, затрачиваемоrо на передачу всех команд одному
объекту, целесообразно не последовательное, а параллелъное размеще..
ние каналов. Однако при этом требуется большее число признаков
(поднесущих колебаний) для символов, характеризующих разряды ДВО"
ичнътх кодов. Так, для двухканальной кру с временной селекцией и
синусоидальныIии поднесущими колебаниями нужны четыре reHepaTopa
с различныIии частотами f п1 , f п2 , fnз И f n4 . Одна из этих частот (например,
f nl ) характеризует отличные от нуля разряды в первом и втором каналах,
друrая (f п2 )  нулевой разряд в первом и отличный от нуля разряд во
втором каналах, третья (f пз )  отличный от нуля в первом и нулевой во
втором каналах и, наконец, четвертая (f n4 )  нулевые разряды и в первом
и во втором каналах. При п>2 более приrодныIM может оказаться способ
последовательно..параллельноrо размещения каналов.
65
З1878

19.4.2. СТРУКТУРНЫЕ СХЕМЫ ШИФРАТОРОВ
Как уже отмечалось выше, кру с ким предназначены для пере..
дачи как аналоrовых, так и цифровых функциональных и разовых KO
манд. Вначале рассмотрим принцип построения шифратора кру с
КИМ, обеспечивающеrо передачу аналоrовых ФункциональнъJX и разо..
Bыx команд. В системах командноrо радиоуправления ракетами анало..
rOBbIe команды используются в каналах управления по курсу и танrажу
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 аналоrовьJX команд, второй представляет совокупность аналоrовьJX
и одной из разовых команд. При наведении с пункта управления одной
ракеты адрес (номер ракеты) обычно не входит в состав передаваемоrо
кадра. Функционирование шифратора, возможная структурная схема
KOToporo показана на рис. 19.12, состоит из ряда этапов, включающих
преобразование аналоrовьJX и разовьJX команд в двоичны
e кодовые
числа, запись двоичныIx чисел в реrистр, образование кодоrpаммы. Под
Koд02paw.мoй понимают всю передаваемую на ракету иНфОРJwацию,
«упакованную» в один ЦИКЛ.
Синхронизирующее
устр ойС1'В о
Аl
К,.
Устройство
упр авления
ЭaIПfсью
Устройство
управления
считыванием
rеиератор
поднесущих
колебаний
К шчr КпI&
U Ш
Реrистр команд
РК.
1
одулятор
кодирующе
А2 устройство)
Шифратор
НИК
Шифратор
разовых команд
PKl РК nр
Разовые KoMaJfдыI
Рис. 19.12
Синхронизирующее устройство служит для синхронизации и уп..
равления всеми процессами, протекающими в шифраторе. Оно опреде..
ляет временную структуру Bcero цикла команд, Jадавая временныIe ин..
тервалыI для синхронизирующих и командныIx посылок, отдельнъJX ко..
66

манд и цикла в целом. Преобразование аналоrовых команд КУ''' и Куз по
курсу и танrажу осуществляется в соответствующих аналоrо"цифровых
преобразователях.
Шифратор разовых команд при поступлении на ero вход разовой
команды формирует двоичное число. При этом общее количество ДBO
ИЧНЪJX 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 OTCYT
ствии разовых команд на выходе шифратора номера набора команд
присутствует двоичное число, характеризующее первый набор команд.
Устройство управления записью по сиrналу с синхронизирующе
ro устройства открывает входы ячеек реrистра, при этом происходит
ввод в реrистр двоичных чисел, отображающих текущее значения HOMe
ра набора команд, команд КшЧ' курса, К шs танrажа и разовой командыI
PK i ( i = 1, Пр).
После окончания процедуры записи начинается формирование BЪJ
ходноrо сиrнала u ш шифратора. В reHepaTope поднесущих колебаний Bыpa
батываются поднесущие колебания, необходимые для передачи синхрони
зирующих и команднъlX посылок. Синхронизирующее устройство управля
ет работой модулятора таким образом, что на ero выходе во время действия
синхронизирующих посылок появляются сиrналът кадровой и пословной
синхронизации. С помощью устройства управления СЧИТЪJВанием двоич
ныIe числа извлекаются из реrистра в заданной последовательности и пода
ются на модулятор, rде производится отображение символов двоичноrо
кода соответствующими поднесущими колебаниями.
Структурная схема шифратора при передаче цифровых команд в
СКРУ самолетами показана на рис. 19. 13. Устройства синхронизации,
управления считътванием, reHepaTop поднесущих колебаний и модуля
тор выполняют те же функции, что и в схеме, показанной на рис. 19.12.
....... 
r....'
I
I
цвм
Устройство
связи
с вм
Синхрониэ.
устройство
rеиера-rор
поднес ущих
колебаний
L.....
Реrистр
команд
Устройство
управления
чиrывание
Модулятор
U u
lCодирующее
устройство)
Рис. 19.13
67

Пунктирная линия, связывающая синхронизирующее устройство
с reHepaTopoM поднесущих колебаний, указывает на возможность обра
зования поднесущих колебаний в результате преобразования синхрони
зирующих сиrналов. Отличие данной структурной схемы от предшест
вующей состоит в том, что набор команд ДЛЯ каждоrо цикла вырабаты
вается в ЦВМ, которая в состав шифратора не входит, и поэтому она на
рис. 19.13 по казана пунктирной линией.
Для ввода в шифратор набора команд ЦВМ запрашивает устрой
ство связи О rотовности шифратора к приему команд. Как правило, ввод
данных происходит последовательно во времени отдельными KOMaHдa
ми (подциклами). Поэтому при наличии «свободноrо» места в реrистре
команд устройство связи выдает в ЦВМ сиrнал rотовности к приему, в
ответ на который из цвм по цифровой маrистрали команда поступает в
реrистр. «Свободное» место в реrистре появляется после считывания из
Hero к этому моменту времени первой команды из набора, записанноrо
в реrистр в предыдущем цикле обмена. После приема последней KOMaH
ды, входящей в состав набора команд HOBoro цикла, из ЦВМ выдается
сиrнал об окончании ввода команд. Этот сиrнал через устройство связи
поступает в устройство синхронизации, которое вновь запускает YCT
ройство управления считыванием из реrистра. Как только первая KO
манда выйдет из реrистра, устройство связи сформирует дЛЯ ЦВМ сиr
нал rотовности к приему последующеrо набора команд.
Для любой функциональной команды Кш на выходе шифратора
можно получить соотношение
N . 1
КШ =L2J bj(i) = КПШК У , (19.7)
j=l
rде функция Dj(i) равна 1 или О в зависимости от значения jro разряда.
Максимальная величина K mм команды Кш получается при условии, что
значения всех N разрядов двоичноrо кода отличны от нуля:
N .
К ШМ =L2J1 =2 N l. (19.8)
j=1
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, r), а соотношение (19.7)
справедливо лишь для тех значений Ку, которые, будучи умноженными
на К пm , дают целочисленные значения.
19.4.3. стрyкfyрны
E СХЕМЫ ДЕШИФРАТОРОВ
Один из возможных вариантов структурной схемы дешифратора,
работающеrо совместно с шифратором, предназначаемым для кодиро
68

вания аналоrовых команд, представлен на рис. 19.14. Функционирование
дешифратора также связано с реализацией определенных этапов, преду
сматривающих разделение входноrо сиrнала и вх на синхронизирующие и
командные сиrналыI, демодуляцию поднесущих колебаНИЙ, вхождение и
поддержание в дальнейшем синхронизма в работе шифратора и дешифра
тора, запись цифровых двоичньтх кодов в реrистр, считывание команд из
реrистра и преобразование их к виду, удобному ДЛЯ потребителя.
Синхронизирующее
устройство
Yclpойство
управления
зarmсью
Устройство
управления
считыв ание м
р еrистр команд
ДEM
ДЕМх:
Номер
НК
л
KIJ[V
А
К ш &
л
РК.
1
РК I
ив Устройство
разделения
.
.
.
PK np
Рис. 19.14
Сиrнал иВХ С приемника поступает на устройство разделения, с по
мощью KOToporo отделяются и направляются в разные каналы поднесу
щие колебания, соответствующие синхронизирующим и командным
посылкам кодоrpаммы. Демодулятор ДЕМе выделяет сиrНaJIЫ кадровой
и пословной синхронизации, с помощью которых обеспечивается KOp
рекция синхронизирующеrо 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 радиосиrнала между пунктом
управления и ракетой). При использовании в качестве поднесущих KO
лебаний импульсных временных кодов вместо демодулятора применя
ют декодирующие устройства.
На выходе демодулятора команд ДЕМ к (декодирующеrо устрой
ства) образуются оценки разрядов двоичных цифровых команд, приня
тых по радиоканалу. В процессе приема двоичнътх цифровых кодов С
помощью устройства управления записью, заnyскаемоrо с приходом
69

сиrнала кадровой синхронизации, осуществляется заполнение реrистра
команд. С окончанием приема сиrналов данноrо цикла устройство
управления считыванием позволяет передать содержимое реrистра в
дешифратор номера набора команд (ДШР НИК), дешифратор разовых
команд (ДШР РК), цифро..аналоrовые преобразователи (ЦАП) курса и
танrажа. ДШР РК функционирует лишь при приеме BToporo набора
команд, при этом сиrнал разрешения на декодирование разовых команд
приходит с дешифратора номера набора команд.
В ЦАП преобразование кода в напряжении обычно происходит в
пара.ллельной форме с учетом «веса» разрядов. Чтобы получить команду К
в виде напряжения постоянноrо тока, ЦАП должен содержать фильтр ниж..
них частот. При наличии TaKoro фильтра для функциональной команды при
работе кру в установившемся режиме справедливо соотношение [43]
K\II,e ==КДШКШ\II.э. (19.9)
Здесь Kдw  коэффициеlП передачи дешифратора; КШ'I'.э  выходны
e коман..
ДЪ' шифратора по каналам курса и тaнraжа. При передаче знакопеременнъlX
ttJункциональных команд из напряжения, образующеrося на выхдеe филът"
ра в ЦАП, вычитается напряжение, соответствующее нулевой команде.
Структурная схема дешифратора для варианта, коrда набор ко..
манд вырабатывается в ЦВМ пункта наведения самолетов, представлена
на рис. ] 9.15. Работа данноrо дешифратора во MHoroM аналоrична той,
что была рассмотрена по схеме рис. 19.14, однако имеется ряд особен..
ностей, связаннъlX с большим количеством передаваемых в одном цикле
команд, необходимостью одновременноrо наведения нескольких само..
летов с одноrо пункта наведения и спецификой сопряжения с цифровой
маrистралью самолета.
ДЕМе
Синхровизир.
устр ОЙС1'ВО
СтрОИС'IВо
упра:впевия
записью и
считыввиемJJI
Зап. Счиr.
u Устройство
Р a3JteпeНWI
ДШР
адреса
ОЗУ
Индивид.
нои сам.
ДЕМ ж
ДШР
ННК
Формир.
ВЬIXодиоro
сиrнaпа
к потребителям
Рис. 19.15
70

Вместо реrистра команд устанавливается оперативное запоми
нающее устройство (ОЗУ), дающее возможность увеличить объем запи
сываемой информации и подrотовить ее к выдаче в цифровую маrист
раль самолета в стандартной форме. Дешифратор адреса (номера
самолета) позволяет реаrировать только на кодоrраммы, предназначен
ные для данноrо самолета, разрешая или запрещая запуск устройства
управления записью в ОЗУ от синхронизирующеrо устройства. Данные
об адресе самолета, как правило, размещаются в кодоrpамме непосред
ственно после сиrналов кадровой синхронизации.
Формирователь выxдноrоo сиrнала выдает информацию потре
бителям в цифровой форме, «упакованную» в массивы стандартны
x
слов. Необходимость преобразования сиrналов в стандартную форму
объясняется тем, что стандарт цифровоrо кода, принятый в самолетной
цифровой маrистрали, обычно не соответствует структуре цифровоrо
кода КРУ. При приеме команд взаимодействия, а также команд на
включение и Вltlключение форсажа формирователь выходных сиrналов
вырабатывает звуковые сиrналы разной тональности для прослуmива
ния в шлемофонах летчика. Кроме Toro, при переходе на новые радио
данные (номер волны, номер адреса самолета) формирователь создает
соответствующие сиrналы для приемника и дешифратора адреса.
19.5. КОДЕКИ В КРУ С КОДОВО..ИМПУЛЪСНОЙ
МОДУЛЯЦИЕЙ И ПОМЕХОУСТОЙЧИВЫМ
КОДИРОВАНИЕМ
Термин кодеки применяется в научнотехнической литературе
для краткости записи и обозначает совокупность кодирующих и дeKO
дирующих устройств (кодера и декодера). Кодеки MOryT быть выполне
нъ' либо аппаратурным способом, либо проrраммным с использованием
ЭВМ. Аппаратурная реализация кодеров на базе реrистров сдвиrа 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 алrоритмов, изложенных ниже на примере
кодов БЧХ, к которым в качестве подкласса относятся также широко
используемые на практике коды РидаСоломона.
Напомним, что декодер в КРУ с КИМ располаrается между дe
модулятором и дешифратором первичноrо кода. Обозначим принятое
слово через v(x) и пусть v(x)==c(x)+e(x), rде с(х)  закодированное пере
даваемое сообщение, е(х)  ошибка в месте приема, х  неопределенная
переменная. Мноrочлен е(х) имеет вид [14]:
( ) ""I п..2
е х ==еП 1 х +е п ..2 Х + ... +е 1 х+ео,
(19.10)
71

rде не более t коэффициентов отличны от нуля. Ненулевые коэффициенты
этоrо мноrочлена стоят в тех позициях, в которых при передаче по радио..
каналу произошли ошибки. Позиции, rде возникли ошибки, маркируются
целътми числами i. Для маркировки ошибоJX позИЦИЙ используются
элемепrы поля rалуа GF(gm). ЭлемеlП поля а. 1 соответствует компоненте с
номером i; здесь а.  примитивный элемеm поля GF(gm).. В этой роли эле..
мепrы поля называются локаторами и обозначаются Xi ==a l .
Полаrаем, что известны длина n==qm  1 кода для HeKoToporo т,
число t ошибок, которые необходимо исправить, и количество q элемен..
тов поля rалуа GF(q). Синдромный мноrочлен S(x), используемый для
декодирования принятоrо кода, представляет собой остаток от деления
мноrочлена v(x) на порождающий мноrочлен g(x)
S(x)==R g ( х) [v(x) ]==Rg(x) [с( х)+е(х)]== Rg(X) [е(х)].
(19.11)
Предположим далее, что на самом деле произошло v ошибок,
Ovt и что этим ошибкам соответствуют неизвестные позиции i., i 2 , ...,
'". Тоrда мноrочлен ошибок можно записать в виде:
( )  i1 i2 iv
е х ei1X +ei2x +...+eivx , (19.12)
rде ei/ величина /..й ошибки (в двоичном случае ei r 1). Обратим внима..
ние на то, что неизвестны не только it...iv и ejJ...eiv, но и число v. Для
исправления ошибок нужно вычислить все эти числа. Чтобы получить j
ю компоненту синдрома (19.11), надо найти значение принятоrо MHoro..
члена v(x) в точке a. j :
Sj ==V ( aj)==c( aj)+e( aj)==e( a j ), j=1,2t ,
i 1 . i2 . iv .
Sj==eil(a Y+ei2(a Y+...+eiv(a у. (19.13)
Для сокращения записи введем новые обозначения. Определим
для всех / = 1, v величины ошибок Y)==eil и локаторы ошибок X)==a i /, rде i l
 элемент поля, отождествляемый с этим положением. Поскольку поря..
док элемента а. равен n>v, то все локаторы рассматриваемой конфиry..
рации ошибок различны.
На основе (19.13) получим следующую систему из 2t уравнений
относительно v неизвестных локаторов X....X v и v неизвестных величин
ошибок У ),...,У v.
Sl==Y lXl+ У 2Х2+...+ У уХу,
S2==Y )х)2+ У 2Х2 2+ ...+ У уХу 2,
(19.14)
S2t==Y )X)2t+ У 2 X 2 2t +...+ У уХу 2t .
72

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 промежуточныIe перемен
ные, по которым можно вычислить затем локаторы ошибок [14]. Для
этоrо вводится мноrочлен от Х
Л(Х)==ЛvХV+ЛvlхvI+...+ЛIХ + 1, (19.15)
известныIй под названием мноrочлена локаторов ошибок и определяе
мый как мноrочлен, корнями KOToporo являются обратны
e к локаторам
ошибок в еличи ны
 X 1 - 1 дЛЯ 1 1,...,v . Если коэффициенты
 мноrочлена
(19.15) известныI, то для вычисления локаторов ошибок нужно найти ero
корни.
Можно показать [32], что существует система линейных ypaBHe
ний, связывающих компоненты синдрома с коэффициентами мноrочле
на Л(Х). Эта система уравнеНИЙ имеет вид
81 82 SЗ
82 8з S4
8з 84 S5
Svl 8v Л V  Sv+l
Sv Sv+l Лvl  Sv+2
Sv+1 Sv+2 Лv2   Sv+з
( 19.16)
8v 8 v + 1 Sv+2
82v2 S2v1
Л 1
S2v
Если матрица, составленная из компонент синдрома Sj с индек
сами от 1 до 2vl, 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 BO
вторых, при больших значениях v для обращения матрицыI размера vxv
необходимо произвести порядка v з действий. Поэтому был разработан
специальныIй 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 матрицыI.
При разработке Берлекэмпом [13] указанноrо метода задача об
ращения матрицы бьта переформулирована в задачу построения систе
мы с использованием реrистров сдвиrа с линейной обратной связью.
Предположим, что вектор Л известен. Тоrда первая строка системы
(19.16) определяет значение SV+I через значения SI,S2,... ,Sv, вторая
строка определяет SV+2 через S2,SЗ"..,SV+l и т.д. Этот последовательный
процесс описывается уравнением
73

Для фиксированноrо
Л уравнение (19.17) приво
дит к автореrpессионному
фильтру, относящемуся к
классу рекуррентных. Он
может быть реализован как
реrистр сдвиrа с линейной
обратной связью, множите
ли в отводах KOToporo за
даются вектором л. Пере
формулированная таким образом задача сводится к построению изо
браженноrо на рис. 19.16 реrистра сдвиrа с линейной обратной связью,
rенерирующеrо известную последовательность компонент синдрома.
Задача состоит в том [13, 14], чтобы среди большоrо числа таких pe
rистров найти реrистр сдвиrа с наименъmй длиной. Это позволит опреде
лить вектор ошибок минимальноrо веса в принятом слове, ИЛИ, что то же
самое, определить мноrочлен Л(Х) наименьшей степени. Процедура по
строения автореrpессионноrо фильтра является также методом решения
матричноrо уравнения (19.16) относительноrо вектора л.
Рассмотрим основнъте положения алrоритма Берлекэмпа. Вначале
находится самый короткий реrистр сдвиrа, порождающий 82 и 8.. Далее
проверяется, порождает ли этот реrистр также 83. Если порождает, то
этот реrистр попрежнему остается наилучшим решением, и нужно
продолжать проверять, порождает ли он следующие символы синдрома.
На KaKOMTO шаrе очередной символ уже не будет порождаться. В этот
момент времени нужно изменить реrистр таким образом, чтобы он пра
вильно предсказывал следующий символ, не меняя предсказание пре
дыдущих символов и увеличивал длину реrистра на минимально ВОЗ
можную величину. Этот процесс нужно продолжать до тех пор, пока не
будут порождеНЪJ первые 2t символов синдрома.
Теперь можно дать формальное описание алrоритма Берлекэмпа,
предварительно введя следующие обозначения: n  номер шаrа в алrо
ритме; V N  степень полинома Лп(Х)==Лп,vnхVn+ЛП.VnlхVnI+.'.+Лп,IХ+ЛП,о, xa
рактеризующеrо мноrочлен связей при пой итерации; Ln  длина COOT
ветствующеrо реrистра сдвиrа; k n  положение старшеrо символа реrи
стра сдвиrа, изменяющеrося в момент появления ошибки сдвиrа; ОП 
добавка на пом шаrе к мноrочлену полинома локатора. В качестве Ha
чальны
x условий принимают п==о; ko==......1, Lo==O; Ао(х)==Ао,о==l; Оо(х) ==х . В
соответствии с итерационныIM алrоритмом Берлекэмпа необходимо [52]:
v
S j =   AjS jl' j=v+ 1,...,2v.
i=l
Рис. 19.16
74
(1 9. 17)

1. Увеличить n на единицу;
VJ
2. Вычислить невязку по формуле d n = LЛп1 iSni' а также
i=O '
м н оzочл ен А.,( х)== Лп-l----dпDп-1 (х);
З. Оценить величину п: если n ==2 t, то перейти к n.7, при n<2t  к n.4;
{ Lnl' если d n == о,
4. Принять Ln =
max(Lnl,n  1  knI)' если d n :1; о;
5. Вычислить Dn(x) и k n в зависимости от выполнения следующих
условий:
если Lп==Lп-l' то Dn(x) ==x Dn_I(X); kn==k n - I ;
если Lп>Lп-l' то D п (х) ==х Л п _ 1 (х)/d п ; k п ==n -l..Lп- 1 ;
6. Вернуться 1( n.];
7. Закончить вычисления при условии, что искомый полином есть
Л(х)==Л 2t (х).
После получения полинома локаторов ошибок Л(х) необходимо
найти корни мноrочлена Л(х). Простейшим способом отыскания этих
корней в случае, коrда число элементов поля конечно, является метод
проб и ошибок, известныIй как процедура Ченя, состоящая в последова
тельном вычислении Л(а j ) для каждоrо j и проверке полученных значе
ний на равенство нулю. Наиболее простой способ вычисления значения
Л(х) в точке J3 дает схема ropHepa:
Л()==(...(((ЛvР+Лv1)+Лv2)Р+ЛvЗ)Р+...+ЛО). (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 недвоичнъJX
кодов, например, кодов РидаСоломона, следует еще определить значе
ние ошибок. Для этоrо обратимся к уравнениям (19.14), определяющим
компоненты синдрома SI...S2t.
Поскольку локаторы ошибок известны, то получается система из
2t линейнъlX уравнений с v неизвестнъJМИ значениями ошибок. Первые
v уравнений MOryT быть решены относительно значений ошибок, так
как определитель матрицы коэффициентов этих уравнний не равен
нулю, но для этоrо требуется обратить матрицу размером vxv. Обраще
ние матрицы можно обойти, если воспользоваться процедурой, носящей
название алrоритма Фор ни.
Определим мноrочлен значений ошибок
Q(х)==s(х)л(х) (mod 2t). (19.19)
Ero связь с локаторами и значениями ошибок устанавливается
формулой [13]:
75

v
О(х) = L:ViХiП (1  Хе Х ) .
i=l );ёi
(19.20)
Уравнение (19.19) является «ключем» к решению задачи декоди"
рования и обычно называется ключевым уравнением. Значение ошибок
получается из равенства (алrоритм Форни)
x1o ( x1) П ( х1)
у  I )   I (19.21)
I  П (1  XjX. 1 )  л'(х. I )'
j;ё)
Алrоритм Форни обладает существенным преимуществом перед
обращением матрицы, но использует деление, хотя возможны решения,
исключающие деление.
Нахождение мноrочлена ошибок может выполняться соrласно
(19.19) после вычисления полиномов S(x) и Л(х), либо это может осу..
ществляться аналоrично процедуре определения мноrочлена Л(х). Так,
для решения ключевоrо уравнения (19.19) разработан метод Тренча..
Берлекэмпа..Месси (ТБМ) [52], позволяющий по SI, SЪ...S2tсиндромноrо
полинома S(X)==S2tX2tI+...+S2X+Sl одновременно найти полиномы Л(х) и
О(х) в рамках одной процедуры.
Далее по найденным полиномам Л(х) и О(х) определяются поз и..
ции ошибок и значения ошибок. Затем производится коррекция приня
Toro кодовоrо слова V с помощью покомпонентноrо суммирования с
вектором ошибок е и последующее исключение проверочных символов
при систематическом кодировании.
Указанные выше операции определяют структуру алrебраическо"
ro декодера, представленную на рис. 19.17. Алrебраическим данный дe
кодер назван потому, что ошибки в нем исправляются путем решения
систем алrебраических уравнений.
v
ВЫЧlAсt1ЕНЕ S
СIAНДРОМЯ
РЕWЕНИЕ Кt1ЮЧЕвоrо РЯВНЕНЯ
s(x) Л()() == Q()()
PEWEHE РВНЕНй e
t10КЯТОРОВ Л<х)==о
(НХОЖДЕНИЕ e
ПОЗUЦ ОWБОК)
PEWEHE CCTEMЫ
t1HEHblX РЯВНЕН
(вычсt1ЕНIAЕ ee
3НЧЕН ОWБОК)
е
ПЕРВИЧНЫй
код
3ДЕРЖКi1
КОРРЕКЦЯ
И3Вr1ЕЧЕНIAЕ
СООБlЦЕНIAЯ
Рис. 19.17
76

19.6. кру СО СЛОЖНЫМИ сиrНАЛАМИ
19.6.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Сложными считаются СU2НШlЫ, для которых пРОllзведение aK
тивной ширины cпeKпlpa на их длительность (база си2l1Шlа) существен
но превышает единицу. OCHOBmlM достоинством КРУ СО СЛОЖffЫМИ
сиrналами является более высокие скрытность и помехоустойчивость
по отношению к узкополосныM помехам. Более высокая скрытность
КРУ со сложными сиrналами достиrается за счет повышения энерrети
ческой скрытности, уменьшения сведений о наличии информации и
усложнения условий радиоразведки параметров передаваемых команд.
Ilовьппенная энерrетическая скрьпность объясняется сле
образом. Как известно, вероятность Роб обнаружения сиrнала в ero смеси с
белым шумом зависит от отношения q==2Ep1G o энерrии Ер полезноrо сиrна
ла к спектральной плотности G o белоrо шума Д)IЯ частот 00>0. Коrда речь
идет о разведывательном приемнике, под G o и Ер нужно понимать спек
тральную плотность ero Bнyтpeooero шума и энерrию полезноrо сиrнала на
ero входе соответственно. Если структура сложноrо сиrнала неизвестна
разведътвательному приемнику, то в последнем принцип сжатия сиrнала не
реализуется, что эквивалентно уменьшению энерrии принимаемоrо сиrна
ла. При этом уменьшение энерrии по сравнению со случаем соrласованно
ro приема пропорционально отношению шириныI спектра сиrнала к полосе
пропускания разведъmательноrо приемника.
Повышение скрытности путем уменьшения сведений о наличии
информации в данном радиосиrнале связано с псевдослучайностью, т.е.
подобием шуму сиrнала, излучаемоrо антенной КРУ. При приеме слож
ных сиrналов обычным разведывательным приемником (без осуществ
ления принципа сжатия) они будут восприниматься как шум. Усложне
ние условий радиоразведки параметров передаваемых команд при ис
пользовании сложных сиrналов достиrается за счет сложной модуляции
в передатчике КРУ, характер которой может изменяться по проrpамме в
процессе наведения ОУ.
Более высокая помехоустойчивость КРУ со сложными сиrналами
по отношению к узкополосной помехе связана с тем, что узкополосная
помеха искажается при прохождении в приемнике КРУ через фильтр,
соrласованны
й с полезным сиrналом, в следствии чеrо ее энерrия на
вьуходе фильтра становится меньше, чем на входе. Помехоустойчивость
КРУ с простыми И сложными сиrналами при действии н.а них широко
полосных непрерывных или импульсных помех остается одинаковой.
Наиболее часто в качестве сложноrо сиrнала в КРУ используется
Фазокодоманипулированнътй (ФКМ) сиrнал, представляющий собой
пачку радиоимпульсов со скважностью Q== 1, начальные фазы которых
77

изменяются на 7t при переходе манипулирующеrо сиrнала от положи..
тельноrо значения к отрицательному. Каждый отдельный импульс в
пачке называют элементарным. Широкую известность ФКМ-сиrналы
получили прежде Bcero потому, что они обеспечивают наименьшую
вероятность Р о ошибочноrо приема каждоrо отдельноrо элементарноrо
импульса с возможны
ии двумя значениями начальных фаз колебаний на
фоне стационарноrо белоrо шума. Вторая причина, вызвавшая большой
интерес к ФКМ..сиrналам, связана с тем, что они обеспечивают хорошие
по форме функции неопределенности. Эти функции оказываются прак-
тически такими же, как и для шумовых сиrналов. Для получения функ-
ции неопределенности, имеющей узкий пик rлавноrо лепестка по оси
времени и низкий уровень боковых лепестков, rармонический радио
сиrнал манипулируется по фазе импульсными сиrналами, отображаю-
щими так называемыIe двоичные М-последовательности.
Двоичной Мпоследовательностью называют формируемую с
помощью pezucmpa сдвuzа последовательность в идеоuмпул Ь сов, имею..
щую максuмШlЬНО возможный период п. и ". При этом под периодом n мп
понимают максимально возможное число двоичных цифр, после кото..
poro последовательность повторяется. ФКМ..сиrналы, получаемые за
счет фазовой манипуляции rармоническоrо сиrнала импульсами М-пос..
ледовательности, принято называть шумоподобныии либо псевдослу
чайными сиrналами. Такие названия они получили блаrодаря тому, что
во-первых, при большом числе элементарнъlX импульсов их функция
неопределенности близка к функции неопределенности шума, во-вто"
рых, спектр таких сиrналов сплошной около каждой rармоники М-пос..
ледовательности, в..третьих, для разведывательной радиоаппаратуры та..
кие сиrналы представляются случайными, так как нельзя точно предска-
затъ, какой сиrнал появится в каждый последующий момент времени.
При построении КРУ двоичные М-последовательности исполь-
зуются следующим образом. Электрическим сиrналом (например, ви-
деоимпульсом) и р , отображающим разряд двоичноrо кода, который
применятся в обычных узко полосных КРУ с КИМ, модулируется ДBO
ичная М-последовательность U МП . Такую модуляцию можно осущест-
вить формированием произведения UрUfП. подоБныIй способ модуляции
приводит к тому, что положительный видеоимпульс и р не изменяет
полярность М..последовательности, а отрицательныIM импульсом и р по
лярность М..последовательности меняется на противоположную. Моду-
лированная М-последовательность используется для фазовой манилу..
ляции сиrнала несущей частоты, rенерируемоrо радиопередатчиком
КРУ. На приемной стороне КРУ со сложным сиrналО"f сначала выделя..
ется модулирующая М..последовательность, которая затем преобразует
ся в видеоимпульсы U ви , характеризующие разряды двоичноrо кода, ис..
78

пользуемоrо в шифраторе для передачи количественных значений KO
манд управления. Дальнейшее преобразование U ви осуществляется так
же, как и в КРУ с простыми сиrналами и бинарным кодированием пере
даваемых команд.
Из сказанноrо выше следует, что в отличии от узкополосной
КРУ, в передающей установке которой применяется двойная модуля
ция, для КРУ со сложным сиrналом характерна тройная модуляция.
Целесообразным видом тройной модуляции является сочетание KOДOBO
импульсной модуляции, балансной амплитудной модуляции и фазово
кодовой модуляции (манипуляции). Вместо фазовокодовой манипуля
ции можно использовать частотную модуляцию напряжения несущей
частоты в пределах каждоrо элементарноrо импульса пачки.
19.6.2. СТРУКТУРIIАЯ СХЕМА ШИФРАТОРА
Структурная схема шифратора одноканальной кру с ФКМсиr
налами, заимствованная из [43], представлена на рис. 19.18. При этом на
схеме не показаны цепи формирования сиrналов пословной синхрони
зации. Для иллюстрации процессов, протекающих в отдельных элемен
тах шифратора, на рис. 19.19 показаны эпюры напряжений.
r Фазора зн о с тны й'"
I модулятор I
I
Кодирующее I
устройство I
I
I
I
Бала.нсный и вм "Устройство и вых
модулятор I ФКМ
L Uмп..J
U ш
Ку Шифратор
КР"У с ким
reHepaTOp
несущей
частоты
и2
Делите.ль
1:2
U RY
иl
Делитель
l:п мп
U rти
reHepaTOp
тактовых
имп лъсов
ОТ синхрони
зирующеrо
устройства
иl
reHepaTOp Ur-rи
Мпомедова
те.лънооти
Рис. 19.18
Шифратор КРУ с КИМ, на который поступает передаваемая KO
манда Ку, является устройством со структурной схемой, изображенной
на рис. 19.12 слева от точек А 1, А2. Если, например используется тpex
значный двоичный код, то при передаче команды Ку, отображаемой
двоичным числом 1 О 1, на выходе шифратора КРУ с КИМ образуется
напряжение u ш (т. А2, рис. 19.12), показанное на рис. 19.19,r.
79

Urrи
8.)
u1 1 Т кп >1
б) (
uя t !с >1
в) (
rш f 2 0 21
1 О
;; у\ +u o +u o +u o
 Uo
U мп
е)
U БК
ж)
+u o
+u o





2'2
1


Рис. 19.19
Сиrнал U ш воздействует на фазоразностный модулятор (ФРМ). На
второй вход ФРМ подается напряжение U мп Мпоследовательности, период
П UП который для конкретности последующих рассуждений принят равны
M
семи (рис. 19.19,e). Предполaraется, что в reHepaTope M
последовательности используется реrистр сдвиra с обратной связью через
сумматоры по модуто два. Передвиraющими импульсами для реrистра
сдвиra являются тактовые импульсы U nи С периодом следования Т П'И (рис.
19.19,а), а импульсами запуска reHepaTopa Мпоследовательности служат
импульсы UI (рис. 19.19,6) с периодом следования Т' m==n мп t и 91 мп Т пи , фор
мируемые делителем 1 :п мn и используемые одновременно для управления
кодирующим устройством. Период следования Т rm reHepaTopa тактовых
импульсов равен Т мrlп мп . Делитель 1 :п мп связан с делителем 1 :2, который
вырабаТЪJВает импульсы с периодом следования t c ==2T мп И определяет дли
тельность символов двоичноrо кода в напряжении u ш .
Кодирующим устройством в ФРМ напряжение и ш преобразуется
так, что единичны
й разряд U w отображается двумя положительными
импульсами, каждый из которых имеет амплитуду U o и длительность
T. m ==0,5t c (рис. 19.19,д). В то же время нулевому значению разряда в
сиrнале u ш кодирующее устройство приводит в соответствие один по
ложительный и один отрицательный видеоимпульсы, также показанные
на рис. 19.19,д.
80

с кодирующеrо устройства импульсы Uкy подаются на балансный
модулятор, rде М..последовательность U мп (рис. 19.19,е) умножается на
напряжение U. В результате образуются импульсы llбм, которые при
п пм ==7 И N==3 имеют вид, представленны
й на рис. 19.19,ж. Из рис. 19.19,ж
видно, что положительные импульсы ику не изменяют параметры M
последовательности, а коrда ику<О, полярность импульсов и мп меняется
на противоположную.
В устройстве ФКМ осуществляется фазовая манипуляция rapMo
ническоrо напряжения с несущей частотой и таким образом получается
ФКМсиrнал иных, который подается на усилитель радиопередатчика,
связанный с ero антенной.
19.6.3. СТРУКТУРНАЯ СХЕМА ДЕШИФРАТОРА
Структурная схема дешифратора КРУ с ФКМ..сиrналом показана
на рис. 19.20, а иллюстрирующие ее функционирование диаrраммы
напряжений  на рис. 19.21 [43]. На вход дешифратора подается напря..
жение Uynч с усилителя промежуточной частоты (УПЧ) радиоприемника.
Uупч ЛВl Фа.зовый
де,. eк-r ор
СиrН8JI
. .. N пословной Uдy
Qинхронаации
Дешифр8.'rОР К1
К2
кру Q ким К п
U Bo 1
Рис. 19.20
а; ИС1 t О О О  О О
Т КП > J!r ти  I I I t "
б;С2  О О О 1t' О
l'c  Т кп J  I I I ь 
в;фд r о о о о о ь "
uдy ! 1< 2 ;п >1 21 
Ь
r)
Рис. 19.21
81

Линии задержки ЛЗ 1 и ЛЗ2 вместе с весовыми сумматорами 1 и 2 (ВС I
и ВС2) образуют два фильтра, каждый из которых соrласован с пачкой
импульсов, характеризующих Мпоследовательность, и осуществляет ее
сжатие. Коэффициенты передачи ВС 1 для любоrо из N отводов ЛЗ 1
(парциальны
e коэффициенты передачи) подбираются так, чтобы осуще
ствлять сжатие М..последовательности. При этом парциальныIe коэффи"
циенты передачи ВС 1 для отводов 1,2,...,N выбираются равными +k п и 
k n , если необходимо усиливать импульсы с начальными фазами нуль и
1t соответственно. Тоrда в зависимости от амплитуды импульсов, по
ступающих с шифратора КРУ с КИМ (рис. 19.18), начальная фаза сжа
Toro импульса может быть равной нулю или л. Если используется Tpex
значный двоичный код с периодом Пr.ш==7 и напряжение U ш (рис. 19.19,r),
которое отображает двоичное число 1 О 1, то образующееся на выходе
ВС} напряжение UBcl без учета боковых лепестков имеет вид, представ
ленный на рис. 7.21 ,а. Здесь символами О и 7t обозначены
 начальные
фазы сжатых импульсов.
Линия задержки ЛЗ2 и весовой сумматор 2, имеющие такие же па..
раметры, что ЛЗl и BCl, формируют импульсы U вc 2 (рис. 19.21,б), которые
представляют собой сдвинутые на время Т мп импульсы и ВС }. Фазовый дeTeK
тор (ФД) вырабатъmает видеоимпульсы Uфд (рис. 19.21,в) под действием
которых декодирующее устройство формирует сиrналъl иду (рис. 19.21,r),
повторяющее по струюуре напряжение и ш (рис. 19.19,r).
19.7. ОСОБЕННОСТИ ПОСТРОЕНИЯ БОРТОВОЙ
АППАР А ТУРЫ ПРИЕМА КОМАНД НАВЕДЕНИЯ
И Активноrо ОТВЕТА
Передачу команд управления и целеуказания с пункта наведения на
самолет проще Bcero орraнизоватъ при использовании в КРУ антенн с KPY
rовыии диаrpаммами направленности. С друrой стороны, для повышения
ПОfехоустойчивости целесообразно применение направленнъlX антенн, что
позволяет существенно поднять соотношение сиrнал/шум на входе прием..
ной установки КРУ, однако при этом значительно усложняется задача BXO
ждения в связь пн с наводимыIии самолетами.
К решению данной задачи можно привлечь систему активноrо
запроса и ответа, обеспечивающую радиолокационное визирование
своих воздушных объектов и функционирующую следующим образом.
Наземная станция САЗО, работающая в режиме KpyroBoro или ceктop
Horo обзора, излучает кодированные сиrналы запроса. При облучении
cBoero самолета узким лучом антенны наземной станции бортовой OT
ветчик излучает кодированны
й ответный сиrнал, используемый на за
просной стороне для определения координат (как правило, дальности и
82

азимута) воздушных объектов и называемый поэтому координатным
сиrналом, а также сиrналы, 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 активноrо
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
активноrо запроса и ответа. Далее начинается этап непосредственной
передачи команд управления на борт наводимоrо самолета. Однако при
использовании подобной процедуры нет полной уверенности в прохож..
дении передаваемыlx команд через приемную установку КРУ. Поэтому
для повышения достоверности передачи команд управления целесооб..
разно введение радиоканала обратной связи, используя для этой цели
установленныIй на самолете ответчик САЗО. Возможный вариант струк"
турной схемыI совмещенной бортовой аппаратуры приема команд наве..
дення и активноrо ответа показан на рис. 19.22.
Вызов разовых
сообщений
Вызов параметрОБ
полетной ииф ар мaшlИ
ПРМ
САЗО
ДШР
зк
ШР
ОК
ВЬJЗ0Е ОТ
кру
параметЕы
полетная
информации
Антенная
систе ма
ДШР ШР
.АЗ С АОС
индивидyaJIщыIй
номер самолета
к передатчику
оnетчика
ПРМ
КРУ
ДШР
КН
ФСК
Разовые
сообщения
ВЬ1Зов от
СА30
Вызов ППИ
ызов разовы соо
Команды упр авле1ШЯ
иЦУ
Рис. 19.22

Антенная система, служащая для приема как сиrналов САЗО, так
и сиrналов КРУ, имеет круrовую диаrрамму направленности. Сиrналы
САЗО с антенной системы поступают в соответствующий приемник
(ПРМ САЗО), rде выделяется запроснътй импульсновременной код,
подверrающийся затем декодированию в дешифраторе запросноrо кода
(ДШР ЗК). Структура запросноrо кода в процессе радиовизирования
меняется и зависит от Toro, какие параметры полета самолета требуются
пункту наведения для решения стоящих перед ним задач.
На выходе ДШР ЗК формируется импульс запуска шифратора OT
BeTHoro кода (ШР ОК), а также сиrнал, характеризующий тип запраши
BaeMoro параметра полетной информации. Координатный импулъсно
временной код, используемый в наземной станции САЗО дЛЯ определе
ния координат самолета, через сумматор подается в передатчик, KOTO
рый конструктивно может входить в состав ответчика радиолокацион
ной системы rосударственноrо опознавания либо ответчика системы
управления воздушным движением. Вслед за координатныIM кодом в
ответчик из шифратора параметров полетной информации (ШР ППИ)
поступает двоичны
й цифровой код, соответствующий текущему значе
нmo интересующеrо пункт наведения параметра полета. При наличии
разовых сообщений, сформированных в шифраторе разовых команд
(ШР РК), они также MoryT выдаваться через ответчик.
Момент выдачи команд управления определяется в передающей
установке КРУ с помощью сиrналов активноrо запроса и активноrо
ответа. Для этоrо в направлении, rде предполаrается нахождение само-
лета, передающая антенна КРУ излучает адресный запросный сиrнал,
соответствующий индивидуальному номеру самолета. Коrда луч aHTeH
ны передающей установки КРУ окажется направленныIM на заданный
самолет, бортовая аппаратура последнеrо принимает адресны
й запро
сный сиrнал. При совпадении принятоrо адреса с индивидуальным HO
мером самолета вырабатывается адресный ответный сиrНaJI, который
через передатчик и антенную систему самолетноrо ответчика излучает
ся в пространство. Получение aдpecHoro omeTHoro сиrнала на ПН явля
ется подтверждением возможности начала передачи команд управления
на самолет. Реализация задач по установлению связи между ПН и caMO
летом в бортовой аппаратуре возлаrается на показанныIe на рис. 19.22
антенную систему, приемник КРУ (ПРМ КРУ), дешифратор адресноrо
запросноrо сиrнала (ДШР АЗС), шифратор адресноrо oTBeTHoro сиrнала
(ШР АОС) и сумматор.
При приеме команд наведения в дешифраторе (ДШР КН) произ
водится их декодирование и анализ правильности принятоrо набора
команд. Если принятые цифровые двоичные коды соответствуют раз
решенным комбинациям, определяемым используемым на ПН методом
84

помехоустойчивоrо кодирования, то формирователь сиrналаквитанции
(ФСК) вырабатывает импульсно"временной код квитанции, поступаю
щий через сумматор на передатчик ответчика. В случае отсутствия кви
танции передающая установка кру повторно излучает не про шедший
через бортовую аппаратуру КРУ набор команд. Следует отетить, что
использование помехоустойчивоrо кодирования не является обязатель
ны
M 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 MOryT быть включены специальные команды, при получении
которых запускаются соответственно шифраторы полетной информации
и разовых команд, формирующие двоичны
e цифровые коды, опреде
ляемые содержанием передаваемътх с борта самолета сообщений.
19.8. ОШИБКИ КРУ
19.8.1. ОСНОВНЫЕ ВJIДЫ И ИСТОЧНJIКJI ОШИБОК
В КРУ ПРИ ПЕРЕДАЧЕ ФУНКЦИОНАЛЬНЫХ КОМАНД
Ошибки КРУ при передаче функциональных команд делятся в
общем случае на динамические, методические, инструментальные и
флуктуаЦИОННЪJе [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 чеrо динамические ошибки КРУ в
большинстве случаев можно не учитывать.
Источниками методических ошибок в КРУ с ФИМ д и ким яв
ляются шумы квантования передаваемых команд по времени и уровню,
а также переходные и перекрестные искажения.
Инструментальные ошибки вызываются неточностью изrотовле
ния отдельных элементов КРУ, нестабильностью питающих напряже
ний, изменением параметров элементов КРУ при перемене внешних
условий и т.д. инструментальны
e ошибки существенно зависят от каче
ства технолоrии производства, комплектующих изделий и их элементов.
Во мноrих случаях можно считать, что инструментальные ошибки прак
тически не влияют на общую ошибку КРУ.
Наличие ФлуктуационнъJX 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 сиrналов, образование ложных посылок и измене
ние параметров поднесущих колебаний. При малом уровне помех, коrда
их мощность в полосе пропускания КРУ значительно меньше, чем эф
85

фективная МОЩНОСТЬ полезноrо сиrнала, ошибками кру можно пренеб..
речь. Наиболее опасными являются помехи большоrо уровня, которые
создаются противником и способны нарушить процесс нормальноrо
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..
лоrовъlX команд, поступают периодически следующие видеоимпульсы,
модулироваННЪJе 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 проnyскания каждоrо фильтра определяется шириной
спектра частот, которую занимает передаваемая команда Ку. Спектр Ку
зависит от полосы пропускания AFкy устройства формирования командъу
Ку, в силу чеrо при рассмотрении КРУ значение максимальной частотыI,
содержащейся в Ку, следует считать равным AFкy. Для Toro, чтобы вы..
ходны
e фильтры в каждом канале дешифратора КРУ с полосами про..
пускания AFFкy осуществляли получение непрерывных выходных ко..
манд практически без искажений, частоту передачи команд Fl/T, на..
зываемую потребной скоростью их передачи, необходимо выбирать,
исходя из условия F(8...10)AFкy. Выполнение этоrо неравенства обес..
печивает одновременно незначительное запаздывание в передаче ко..
манд, связанное с оrpаниченностью полосы проnyскания КРУ.
б) Ошибки кру с КИМ за счет квантования команд по уровню
Ошибка 1CВ(t) воспроизведения команды К, обусловленная кваlПО"
ванием передаваемой команды по уровню, без учета инерционности КРУ
определяется разностью значений командъу, кв антов анной по времени, и
команды
, квантованной на этот момент времени по уровlПO. Ошибку 8 n (t)
(рис. 19.3,б,r) можно представить в виде последовательности прямоуrоль
ных импульсов [43] с длительностью Т, скважностью Q==I, амrти1)'ДОЙ,
изменяющейся случайным образом в интервале + О,5Кjn ик , и активной
шириной спектра F a 1/2T. Здесь: Klt[  максимальное значение команды,
ПИК  количество интервалов квантования, равное 2 N ..l, а N  значность
безызбыточноrо двоичноrо кода. Наибольшее значение L\DM ошибки Акв(t)
составляет половину интервала квантования:
 = КМ (19.22)
квм 2(2 N  1) ·
86

Формула (19.22) позволяет найти минимально необходимое чис
ло N, если заданы максимальные значения К и команды и допустимая
поrрешность L\BM. Последняя определяется в результате анализа макси
мально допустимых ошибок наведения ОУ. На практике, однако, зада
ются обычно не максимальные, а среднеквадратические ошибки HaBe
дення. Поэтому N оты
кивают,, опираясь на знание математическоrо
ожидания и спектральной JШотности GKB(ro) или дисперсии для ошибки
команды, формируемой дешифратором.
Закон распределения ошибок квантования в пределах + L\XBM
(19.22) можно считать равномерным с математическим ожиданием paв
ным нулю. Тоrда дисперсия ошибок квантования определяется COOTHO
шением
D = (2KBMi  K
кв 12 12(2 N  1)2 .
Обычно эффективная полоса пропускания L\F зф выходноrо филь
тра в дешифраторе HaMHoro превышает эффективную полосу пропуска
ния FЗХ контура радиоуправления в целом и существенно меньше зна
чения L\Fa, характеризующеrо активную ширину спектра частот случай
Horo сиrнала L\u(t). При L\F эф «1/2Т для всех частот в диапазоне О...F зк
можно считать спектральную плотность G XB ошибок квантования посто
янной.
Процесс квантования по уровню существенно декоррелирует пе
редаваемые команды [43] и при малых среднеквадратических ошибках
кру значения L\XB(t) в соседних промежутках времени Т можно считать
статистически не связанными. Поэтому [43] значение G KB определяется
отношением дисперсии D KB амплитуды импульсов L\KB(t) к их активной
ширине спектра частот 1/2Т и при О<ro  1tL\Fзк:
D
G = .......!!. = 2 D т.
кв F кв'
а
G = KT
кв 6(2N  1)2 .
(19.23)
(19.24)
(19.25)
Формулы (19.24)(19.25) позволяют определить потребное число
N разрядов двоичноrо кода, если выбран период Т, задана величина КМ
и рассчитаны
 G KB или D KB .
в) Ошибки кру с ФИМ д за счет квантования передаваемых
команд по уровню
При воспроизведении знакопеременных команд по правилу (19.4)
в двухканалъной КРУ с ФИМ д с использованием m позиций для каждо
87

ro канала (рис. 19.1 О) максимальная ошибка квантования команды по
уровню определяется величиной
LlkBM==T n К пш К дш == Т К пш К дш / m == К.. / т,
rде К ы  максимальное значение команды
, а к пш И к дш  коэффициенты
передачи шифратора и дешифратора. Полаrая закон распределения
ошибок ICВ paBHoMepИLIM, а их математическое ожидание равныIM нулю,
получим
D = (2KBM )2 = K
кв 12 3 m 2 ·
(19.26)
в течение одноrо периода Т передачи команд ошибка KB(t) не
изменяется, а ее зависимость от времени и соотношения между 1/2T,
F]K и эффективной полосой Fэф фильтра такие же, как и в КРУ с ким.
Поэтому спектральная плотность GKB(O) случайной ошибки kВ(t) в кру
с ФИМ д определяется формулой (19.24). Однако входящую в нее дис..
персию О кв ошибки kВ(t) необходимо вычислять по пр ав илу (19.26).
Полученные формулы дают возможность определить требуемое
количество m позиций при известнъlX величинах К"' дисперсии D п и
периода Т передачи команд.
r) Переходные и перекрестные искажения
Переходные искажения возникают в линейных цепях и поэтому
иноrда называются линейными. В КРУ с кодовой и временной селек..
циmми причиной таких искажений является оrpаниченность полосы
про пускания КРУ, вызывающая теоретически бесконечные растяжения
срезов импульсов и связанное с этим влияние каждоrо данноrо подне..
сущеrо импульсноrо колебания на все последующие. Такое влияние
приводит к ошибкам в передаче команд и затрудняет селекцmo сиrна..
лов. Однако, выбирая интервал между соседними импульсами не менее
длительности импульса, переходные искажения можно устранить ирак..
тически полностью.
переходны
e искажения в КРУ с частотным разделением каналов
возникают за счет попадания синусоидальноrо поднесущеrо колебания
одноrо из каналов в разделительный фильтр друrоrо канала. Для
уменьшения уровня переходных помех рекомендуется частоту разноса
настройки разделительных фильтров выбирать не менее (1,5...2)Fф
полосы проnyскания 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 rармоник кратных поднесущим колебаниям и комбинацион"
ных частот, которые попадают в разделительные фильтры друrих кана..
88

лов. Для уменьшения этих искажений поднесущие частоты не следует
выбирать кратными друr друry.
В импульсных КРУ нелинейные преобразователи не вызывают
заметны'x перекрестпых искажений, если интервалы между соседними
импульсами выбираются так же, как и при устранении переходны'x ис
кажений.
19.8.3. ОШИБКИ кру ПРИ ПЕРЕДАЧЕ РАЗОВЫХ КОМАНД
В КРУ, обеспечивающих передачу разовых команд, основными
источниками ошибок являются радиопомехи, вызывающие возникнове
яие ложнъJX команд при отсутствии передачи и пропуск команд при их
наличии. Качество таких КРУ оценивают не только вероятностями лож
ной тревоrи Р ЛТ И правильноrо приема Рпрп, но и вероятностью полной
ошибки за заданное время:
Рпо==(l"Р))Рm+ Р I Р пр. (19.27)
Здесь Р)  априорная вероятность Toro, что разовая команда пе
редается в течение заданноrо времени, а Рпр==IРпрп  вероятность про
пуска сиrнала.
Вероятности Рпрп и Р пr MOryт быть найденыI, если известны CTPYK
тура и параметры полезноrо радиосиrнала и действующей радиопомехи.
Коrда, например, разовая команда на выходе КРУ фиксируется как pe
зультат приема Л пх ) из ЛПJ( участвующих в ее образовании цифровых
кодов
nЦk
Р пр == 1  . LPK(l  рнк)ПЦk1 ·
J= n цк I
(19.28)
Здесь Р ик ==(I..р п )N  вероятность неподавления помехами N"значноrо
цифровоrо кода, а РП  вероятность подавления одноrо разряда (пози
ции), входящеrо в цифровой код.
При вычислении Р пr необходимо учитывать, что эта вероятность
характеризует возможность образования помехами за заданное время
сиrнала, полностью имитирующеrо цифровой код анализируемой KO
манды. Так, для указанноrо выше примера Р ЛТ  это вероятность Toro,
что в течение времени, отводимоrо на передачу разовой команды, за
счет помех образуется л пк ) N"значнътх цифровых кодов.
Анализ связей Рпрп И Р пr С N показывает возрастание Р пр и YMeHЬ
шение Р]П с увеличением N, что свидетельствует о существовании опти
мальноrо значения N.

r ЛАВА 20. ДИНАМИЧЕСКИЕ СТРУКТУРНЫЕ
СХЕМЫ СИСТЕМ КОМАндноrо
РАДИОУПРАВЛЕНИЯ
20.1. УРАВНЕНИЯ СКРУ САМОЛЕТАМИ
Процесс командноrо наведения самолётов, так же как и процесс
самонаведения, описывается системой дифференциальнътх уравнений,
включающих:
кинематические уравнения;
уравнения информационновычислительны
x систем;
уравнения управляющих систем (СА У и летчика);
уравнения объекта управления;
уравнения ошибок управления.
Поскольку правила преобразования управляющих сиrналов в OT
клонения рулевых opraHoB и затем в изменение фазовых координат
абсолютноrо движения самолета на этапе дальнеrо наведения аналоrич
ны тем, которые используются в процессе самонаведения, то в качестве
уравнений СА У MOryт 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
ХО О : 'lJ u движение самолета и цели относительно
V ц.
ц наземноrо пункта управления с учетом
Toro, что требуемъJЙ курс, например, при
методе перехвата (17.6) зависит от <рц, <Ре
и Чfц. Необходимые кинематические
уравнения оты
киваютсяя на основе рис.
20.1, на котором показано положение
цели Оц и самолета ОС в прямоyrольной
Zo системе координат, связанной с точкой
Опу расположения ПУ. Цель движется со
ОП
Рис. 20.1
90

скоростью V ц и курсом Ч1ц, а навОДИМЫЙ самолет движется курсом Ч1с со
скоростью Vc. Положение цели и самолета относительно ПУ харак"
теризуется азимутами <Рс И <рц И дапьностями д,; И  соответственно.
Проектируя вектор V c на направление ОпуОс и нормаль к нему, а
вектор V ц  на линию ОпуОц и перпендикуляр к ней, по..
пучим уравнения, связывающие изменение дальностей дц и де и уrло..
вые скорости линий визирования ПУсамолет и ПУцель:
Де == У С COs( \V с  <Ре), (20.1)
ДсФс == У е sin( \V с  <Ре) , (20.2)
Дц == У ц СОS(\V ц  <Рц), (20.3)
Дф ц == У ц siп(\V ц  <Рц) . (20.4)
Соотношения (20.1)(20.4) являются нелинейными дифференци..
альными уравнениями, что существенно затрудняет анализ контуров
командноrо управления. Однако при наведении на встречных или до..
roHHыx курсах Ч1с<Рс, а \Vq>ц (либо отличается на п: Ч1<рц+1t). Тоrда
Де = У е , (20.5)
ДеФе = У С (ЧJ с  <Ре) , (20.6)
.
Дц == У ц , (20.7)
Дцфц = Уц(ЧJц <Pц). (20.8)
Если в уравнениях (20.6) и (20.8) сделать замену V с на Де И V Ц
. .
Ус<Рс = Дс<Рс и Уц<Рц = ДцЦ)ц перенести в левую
на ДЦ' а слаrаеМЪJе
часть, то получим
d(Де<Ре) Д . Д . V
dt = е<Ре + с<Рс = еЧ1е'
d(Дц<Рц) . . V
= Дц<Рц + Дц<Рц == ц ч1 ц ·
dt
Продифференцировав выражения (20.9) и (20.1 О) по времени при
. .
V c = У ц = О, находим
d 2 .
dt 2 (Дс<!>с) = Jбс ,
d 2 .
dt 2 (ДЦ<!>Ц) = Jбц , (20.12)
rде jбе ==V е Ч1е и jбц =V ц Ч1 ц Боковыускорениясамолетаицели..
(20.9)
(20.1 О)
(20.11)
91

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
Н = У С sin э. а . (20.13)
Здесь Э а  скоростной уrол танrажа, который в реальных условиях небо..
льшой: siПЭаЭа. Дифференцируя (20.13) по времени при V e = О, полу..
чим
H=jH' (20.14)
rде jп = VеЭ а  нормальное ускорение самолета.
Уравнения (20.11), (20.12) и (20.14) устанавливают связь между
фазовыми координатами абсолютноrо Gбц, jбе, jп) и относительноrо (ДС,
<Ре, Дц, <рц, Н) движения цели, истребителя и ПУ.
20.1.2. УРАВНЕНИЯ иве
Эти уравнения связывают значения параметров рассоrласования
с параметрами абсолютноrо и относительноrо движения цели, самолета
и пункта управления. Вследствие больmоrо мноrообразия методов на..
ведения по курсу и сложностью аналитическоrо решения уравнений,
связывающих требуемый курс истребителя с параметрами относитель..
Horo движения, оrpаничимся простейшим случаем наведения по методу
перехвата (17.6), (17.7) на курсах, близких к встречныIM (доrоннъJМ).
Напомним, что уравнения (17.6) и (17.7) характеризуют функ..
ционирование наземноrо вычислителъноrо устройства, в котором курс
цели рассчитывают по формуле
\Vц==аrсtg(z/х), (20.15)
rде I1z и I1х  приращения координат zц и Х ц за определенное время,
равное, например, периоду обзора рлс.
Измерители дальностей и уrлов в современных рлс являются
сложными устройствами, содержащими экстраполяторы, интерполято"
ры и системы фильтрации параметров радиосиrналов. Поэтому оценки
Дц, Де, <Ре, <Р ц дальностей ДЦ и ДС, а также уrлов <Ре, <рц допустимо
определять уравнениями:
А
Дц = Фд(Р)Дц'
А
<Рц = Ф<р(р)q>ц,
А
Де = Фд(Р)Дс'
еР е = Ф <р (р )ср с ,
(20.16)
(20.17)
rде Фд(р) и Фср(р)  передаточные функции дальномеров и уrломеров
наземных рлс.
92

Командная радиолиния управления системы дальнеrо наведения
является устройством дискретноrо типа. Поэтому в общем случае ее
выходная команда K==\IIкpy, rде Ч/КРУ  сиrнал требуемоrо курса истреби
теля на выходе КРУ, связана с вычисленным значением курса Чfт ypaB
нением в конечных разностях. Однако при анализе контура управления
в целом допустимо не учитывать инерционность кру и отображать ее
каждый канал совокупностью Б"кточа и фиксатора, называемоrо также
экстраполятором нулевоrо порядка. Такой фиксатор обеспечивает неиз..
менность ВЫХОДНЪJХ сиrналов КРУ в течение периода Т повторения
команды и имеет передаточную функцию
1  е  Тр
Wф(р)== . (20.18)
Р
Бортовое измерителъновычислителъное устройство информаци...
онной подсистемы для канала боковоrо движения самолета функциони",
рует в соответствии с уравнением
 Ф ==ЧJкру \v с' (20.19)
которое вытекает из (17.1). В уравнении (20.19)   оцененное значе
нне параметра рассоrласования по курсу, а
\v с ==ФЧ/(р) \v с 
(20.20)
оценка курса ЧJс, rде ФЧJ(р)  передаточная функция измерителя ЧJс на
борту истребителя.
20.2. УРАВНЕНИЯ скру РАКЕТАМИ
«ВОЗДУХПОВЕРХНОСТЬ»
Для получения cтpyктypmIX схем различных видов СКРУ ракетами
«вп» необходимо иметь уравнения: кинематические; ИБС; СУР; ракеты,
как ОУ и промахов. Поскольку в СКРУ используются осесимметричные
paKeThI, то в качестве уравнеНИЙ ОУ можно использовать соотношения
(15.2)15.5) для каждой Ш10СКОСТИ управления. Модель СУР может быть
получена на основе разновидностей выражения (15.13). Промахи ракеты в
rтоскостях управления аппроксимируются уравнениями (17.9).
При получении кинематических уравнений СКРУ необходимо
учесть, что в них используются трёхточечпые методът наведения, при кото..
рых имеют место два кинематических звена. Одно из них характеризует
связь фазовых координат абсототноrо и относительноrо движения в сис
теме ПУ цель, а друrое  в системе ПУ paKeтa. Спецификой уравнений
ИВС в СКРУ является необходимость учета в них соотношеНИЙ, описы
93

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 мотут бьпь использованы уравнения (7.44) для систем
ПУ цель и ПУ paKeTa. Однако использование таких кинематических
звеньев в общей структурной схеме контура наведения в значительной
степени усложнит ero анализ. В связи с этим ниже будут получены ки"
нематические уравнения в более простой форме. Поскольку связи меж..
ду фазовыми координатами абсолютноrо и относительноrо движения в
различныIx плоскостях управления одинаковы, то для определенности
кинематические уравнения будут получены для вертихaJТЬНОЙ плоскости.
Связи между абсолютным и относительным движением ПУ, цели и
ракеты для этой плоскости MoryT
быть установлены в процессе
анализа рис. 20.2. На этом рисун..
ке: точками Оц и Ор показано
текущее расположение цели и
ракеты в невращающейся систе..
ме координат ОпуХ о У о, связанной
с центром массы Опу пункта
управления; Е цв и Е рв  уrлы визи..
рования цели и ракеты; Зvц, Эvp и
Эvпy  уrлы между векторами
Х скоростей V ц , V p и Vпу и rоризон"
о
тальной плоскостью, называемые
скоростными уrлами танrажа. Из
рис. 20.2 следует, что кинемати"
ческие уравнения системы ПУ цель моуут быть полученыI в ВИде двух
соотношений. Одно из них
.
Дц = У ц СОS(Е цв Эvц) VпуСОS(Е цв 8\'ПУ) (20.21)
получается в результате проектирования скоростей V ц и V пу на линию
визирования ОпуОц. Это соотношение получено с учетом Toro, что при
V пуСОS(ЕцвЭvпу»V цСОS(ЕцвЭvJ имеет место Дц < О, обусловливающая
уменьшение дальности Дц в процессе сближения ПУ с целью.
Второе соотношение
ДцЁ цв = Vпу siП(Е цв 8vпy) У ц siП(Е цв Эvц),
Уа
ОП
Рис. 20.2
(20.22)
отражающее поперечную скорость, получено путем проектирования
скоростей на нормаль к линии визирования ОпуОц. При получении
94

(20.22) было учтено, что проекция V пуsiП(ЕцвЭvпy) вращает линию визи
рования в положительном направлении (против часовой стрелки), в то
время как проекция V цsiП(ЕцвЭvJ  в отрицательном направлении (по
часовой стрелке).
Использование нелинейных дифференциальных уравнений
(20.21) и (20.22) усложняет процедуру анализа контура наведения paKe
ты. Поэтому эти уравнения обычно линеаризуют, полаrая, что уrлы
ЕцвЭvпy и ЕцвЭvц малы, а скорости V пу и V ц постоянны. Тоrда из (20.21)
и (20.22) следуют уравнения:
Дц==VцVпу,
ДцЕ цв == V пу (Е цв  э. vпу )  V ц (Е цв  э. уц ) .
Раскрыв (20.24) с учетом (20.23), получим
ДцЁ цв == (Vпу  Уц)Е цв + Vцэ.vц  Vпуэ.vny == ДцEЦB + Vцэ. уц  Vпуэ. упу ;
ДцЁ цв + ДцЕ цв == Vцэ. vц  Vпуэ.упу ;
d(ДцЕ цв ) == V   v э.
dt ц уц пу УПУ.
Продифференцировав (20.25) по времени при V ц==сопst и
V пу==сопst, будем иметь
d 2 (Д ц Е цв ) . .
dt 2 == Jцв  Jпув,
(20.23)
(20.24)
(20.25)
(20.26)
. .
rде jUB = VцЗvц И jпув == VпуЭvпy  соответственно вертикальныIe YCKO
рения цели и ПУ. Структурная схема кинематическоrо звена, COOTBeTCT
вующая (20.26), показана на рис. 20.3.
Д 11 I Д
JU6) ( Ц Е ц6 )  + I (Дц Е ц6 )  t I ц Е Ц6 >1  I Е ц :
J nbl6  I 
Рис. 20.3
Рассуждая аналоrичным образом, можно получить кинематиче
ские уравнения в вертикальной плоскости для системы ПУ paKeTa:
d 2 (Д р Е рв ). .
dt 2 = JpB  Jпув' (20.27)
в котором jPB  вертикальное ускорение paKenI. Из уравнений (20.26) и
(20.27) и рис. 20.3 следует, что кинематические звенья ПУцель и
95

ПУракета определяются совокупностью двух интеrpаторов с коэффи
циентами передачи, обратно пропорционалъны
ии дц и ДР.
20.2.2. УРАВНЕНИЯ ИВС
Уравнения ИВС СКРУ ракетой «вп» устанавливают связь между
фазовыми координатами относительноrо движения ПУ, ракеты и цели, с
одной стороны, и формируемыми параметрами рассоrласования  с
друrой. В состав этих уравнений должны входить соотношения, OTO
бражающие закон формирования параметров рассоrласования Btr И
выражения, аппроксимирующие алrоритмы функционирования измери..
телей (формирователей оценок) и командной радиолинии управления.
Для упрощения задач дальнейmеrо анализа СКРУ будем пола
raTL, что все параметры рассоrласования и требуемые оценки форми
руются в виде постоянных напряжений. Тоrда при использовании Tpex
точечноrо метода наведения (17.10) уравнения формирователя парамет
ра рассоrласования будут определяться соотношением
Uдв,r==Кп,цДпр( U&цв,r  U&PB,r),
(20.28)
в котором кпд  размерный коэффициент преобразователя проrраммной
дальности ДПР; оценки UEцa,r И UEpB,r уrлов визирования Eцa,r И EpB,r форми..
руются уrломерами по правилу
U&цв,r==Фц(Р )Ецв,r, U&рв,r==Фр(Р )EpB,r, (20.29)
rде Фц(р) и Фр(р)  передаточные функции уrломеров.
Сформированные на ПУ параметры рассоrласования U&B,r (20.28)
передаются на борт ракеты с помощью КРУ. После декодирования они
поступают на вход сур в виде команд
Uкв,r ==U дв,rWк(Р), (20.30)
rде WK(p)  передаточная функция КРУ. Совокупность выражений
(20.28)(20.30) и представляет собой уравнения ИВС СКРУ ракетой
«Bт), которые MoryT быть использованы при построении структурной
схемы контура наведения.
20.3. ДИНАМИЧЕСКАЯ СТРУКТУРНАЯ СХЕМА
КОНТУРА КОМАндноrо р АДИОУПР АВЛЕНИЯ
ИСТРЕБИТЕЛЕМ
При анализе контуров командноrо радиоуправления истребите
лями можно сделать следующие допущения. Вследствие небольшой
инерционности радиолокационных измерителей по сравнению с после..
ДУЮЩИМИ элементами контура можно считать передаточны
e функции в
(20.16), (20.17) равными единице. Кинематические звенья цельПУ и
96

самолетПУ определяются уравнениями (20.11), (20.12). Считается
также, что КРУ дЛЯ управления по курсу имеет период передачи команд
т и представляет собой идеальный 8ключ и фиксатор с коэффициентом
передачи (20.18). СА У представлена в виде инерционноrо звена
K/(Typ+l), а звено Wэз(р) моделирует связь между требуемым креном и
ускорением самолета. Динамическая структурная схема контура KO
мандноrо радиоуправления истребителем по курсу при наведении по
методу перехвата, учитывающая сделанные выше допущения, изобра..
жена на рис. 20.4.
 T  T I
I Кj.fНЕМТj.fЧЕСКОЕ - I j.fЗМЕР1-4ТЕt1ЬНО KP Cf1 j.f CMOt1ET
I ЗВЕНО I ВЫЧ1-4сt1j.fТЕt1ЬНЯ I I
I UEt1b п 71' I Cj.fCTEM I I
, 1 Цlц I v u t Н I I
I I I
I Уц I !lз+vсtн I I
I I I
I I В 1(t1юч тр I Цll(p
I !..:.!.....
I Р
I I
      
I I
, 1 I
I р 2 JЗс Ц)С I
I I
I I
I I(j.fНЕМТj.fЧЕСКОЕ I I (OWW61() I
'З&ЕНО I I I
CMOt1ETn
L         ....l       ...l..      .L             ...J
U 'Ут Р
К'У
T:rP+ 1
WЭЗ(Р)
ФС
1
УсР
J БС
Рис. 20.4
Анализ рис. 20.4 показывает, что СКРУ истребителя является He
стационарной, аналоrо"дискретной системой, в которой коэффициент
передачи контура радиоуправления изменяется примерно по закону
1/(ДЗ+V с t н ), а ошибка наведения истребителя по курсу равна разности
между требуемым и истинным курсом.
20.4. ДИНАМИЧЕСКАЯ СТРУКТУРНАЯ СХЕМА КОНТУР А
КОМАндноrо РАДИОУПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ
«ВОЗДУХПОВЕРХНОСТЬ»
Уравнения, используемые для построения динамической CTPYK
турной схемы контура командноrо радиоуправления ракетой «вп» на
наземную 1алоподвижную цель, будут получеНЪJ при условиях, что
наведение осуществляется по закону (17.10), а каналы управления paKe
той в различных плоскостях не влияют друr на друrа. В связи с этим
ниже, для определенности, будут систематизированы в оператор ной
форме все исходные уравнения только для вертикальной плоскости.
97
41878

Взаимосвязи фазовых координат абсолютноrо и относительноrо
движения цели, ракеты и ПУ в этой плоскости можно описать получен
ными из (20.26) и (20.27) кинематическими уравнениями
Е цв ==..jпув/р 2 Дц; Е рв ==Gрв..jпув)/р 2 Др, (20.31)
в которых учтено, что для малоподвижной наземной целиjцв==О,
При получении уравнений ИВС будем считать, что используется
трехточечный метод наведения в форме (20.28)
uдв==кпДДПр(U Ецв  и Ерв ), (20.32)
в котором оценки и ЕЦВ и и Ерв уrлов визирования цели и ракеты формиру
ются по правилу (20.29): .
UЕЦВ==ФЦ(Р )Е цв , UЕрв==Фр(Р )Е рв . (20.33)
Кроме Toro, будем полаrать, что сформированныIe на ПУ команды дeKO
дируются на ракете по закону (20.30):
иKB==иB WK(p). (20.34)
Связь между командой и кв и реакцией ракеты в виде вертикальноrо
ускорения jPB в общем случае может быть отражена уравнением
jPB ==U KB Wэз(р), (20.35)
rде Wэз(р)  передаточная функция зквивалентноrо звена, включающеrо
в себя сур и динамику ракеты. В автоматическом режиме алrОРИТ1
функционирования сур определяется уравнением, аналоrичным
(15.43), а уравнения ракеты идентичны соотношениям (15.45), которые
использовались для ракет «BB».
Точность наведения ракеты «Brn> в вертикальной плоскости мо"
жет быть оценена величиной текущеrо промаха
Ь В  Д р( EцвEpB)' (20.36)
полученноrо из общеrо соотношения (17.9). Структурная схема контура
наведения ракеты «вп» на наземную цель в вертикальной плоскости,
соответствующая уравнениям (20.31)(20.36), приведена на рис. 20.5.
1
Рис. 20.5
98

Анализ этой схемы позволяет сделать следующие выводы.
Схема отображает функционирование линеаризованной MHoro
мерной, нестационарной, иерархической системы управления. В качест
ве входнътх сиrналов в ней рассматриваются ускорения jпув ПУ, воздей
ствующие на кинематические звенья К31 и К32 (20.31). выходныIии
сиrналами можно считать ускорение ракеты jPB и промах h B 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 отрицательныIx
обратныIx связей (ООС) как на уровне Bcero контура в К32 через YCKO
рение jPB' так и на уровне ИВС через и ЕРВ при формировании параметра
рассоrласования (20.32). ОтрицатеЛЬНЪJе обратныIe связи, имеющие
место в сур и ракете, на рисунке не показаны.
Следует отметить, что структурная схема контура командноrо
радиоуправления ракетой «вп» в rоризонтальной плоскости имеет
идентичный вид. Структурные схемы для контуров командноrо HaBeдe
ния ракет «вп», использующих друrие методы наведения, МОуУт быть
получены аналоrичным образом.
При ручном управлении ИВС в структурной схеме на рис. 20.5
заменяется на передаточную функцию летчика Wл(р), в качестве KOTO
рой мотут быть использованыI разновидности соотношения (15.11) [46].
99

rЛАВА 21. ТАКТИКО..ТЕХНИЧЕСКИЕ ПОКАЗАТЕЛИ
СИСТЕМ КОМАндноrо р АДИОУПР АВЛЕНИЯ
21.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ТАКТИКО..ТЕХНИЧЕСКИХ
ПОКАЗА ТЕЛЯХ СКРУ
Тактикотехнические показатели (тrП) систем командноrо ради
оуправления включают тrп, характеризующие систему управления в цe
лом, и тrп ее подсистем (элементов). основными показателями системыI
командноrо радиоуправления являются дальность действия, проnyскная
способность, точность, разрешающая способность, помехозащищенность,
надежность, живучесть, мобильность, стоимость, rабариты и масса. Они
тесно связаНЪJ и во MHoroM определяются соответствующими показателями
элементов, входящих в состав системыI управления.
Применительно к скру истребителями дальность действия xa
рактеризуется интервалом дальностей Дкmах...Дюniп между ПН и целями,
в пределах KOToporo осуществляется сбор информации о воздушных
объектах и управление истребителями в воздухе с заданной точностью.
Пропускная способность СКРУ определяет количество одиноч
ных или rрупп истребителей, которые MoryT одновременно наводиться
на воздушные цели с одноrо пункта наведения. Она зависит, rлавным
образом, от максимальноrо количества одновременно сопровождаемых
наземными рлс воздушных объектов (целей), темпа передачи команд,
длительности цикла решения в ЭВМ задачи наведения одиночноrо ca
молета на воздушную цель, количества операторов наведения и рабочих
мест, длительности передаваемых на борт самолета кодоrрамм.
Максимальное число одновременно сопровождаемых целей xa
рактеризует пропускную способность рлс. Темп передачи команд оп
ределяется условиями обеспечения устойчивости системы управления и
допустимым уровнем ошибок наведения. Длительность одноrо цикла
решения задачи наведения в ЭВМ связана с быстродействием и объе
мом её памяти. На пропускную способность СКРУ значительное влия
ние оказывают психофизиолоrические возможности оператора HaBeдe
ния, ero эрrономические показатели и способность к восприятию, обра
ботке и накоплению информации.
При оrраниченной пропускной способности кру длительность Т к
кодоrраммы определяется необходимым объемом информации, переда
ваемым на истребитель в течение одноrо цикла. Тоrда максимально
100

возможное число Nю,r истребителей, обслуживаемых наземной частью
кру с заданным темпом (периодом) Т передачи команд, находится из
соотношения Nим==Т/Т к. Длительность кодоrpаммы при отсутствии orpa
ничений в КРУ на максимальную скорость передачи выбирается таким
образом, чтобы обеспечить заданное число наведений. Количество ин
формации, содержащейся в кодоrрамме, 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 соrласованию КРУ в инфор
мационном отношении с ЭВМ как на передающей, так и на приемной CTO
ронах. На передающей стороне это соrласование сводится к тому, чтобы
максимальная скорость вьщачи команд управления из ЭВМ равнялась
пропускной способности КРУ. Для выполнения данноrо условия обычно
необходимо предварительно запоминать командъ' управления и изменять
скорость их передачи по радиолинии. Аналоrичная задача соrласования
решается и на приемной стороне КРУ.
Помехозащищенность СКРУ обеспечивается в основном CKpЫT
ностью И помехоустойчивостью РЛС, КРУ и систем передачи данных
[27, 47]. Скрытность этих элементов системы радиоуправления xapaKTe
ризуется совокупностью показателей: излучаемой мощностью, шириной
rлавноrо луча диаrpаммы направленности, длительностью излучения,
показателями неопределенности (рандомизации) излучения И Т.д. По
этому основными путями повышения скрытности в СКРУ являются
уменьшение мощности и длительности излучаемоrо сиrнала, ширины
диаrpаммыI направленности, применение радиоволн, распространяю
щихся лишь в пределах прямой видимости, изменение рабочей длиныI
волныI по случайному закону, использование широкополосных, в том
числе шумоподоБныIx сиrналов.
Вопросы, связанныIe 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
кационноrо наблюдения за воздушной обстановкой во MHoroM обеспе
чивается за счет избыточности частотноrо диапазона созданноrо радио
локационноrо поля в результате использования РЛС различных диапа
зонов волн. Наиболее слабым звеном являются КРУ. При действии на
них преднамереннъJX помех большоrо уровня изменяется крутизна cpeд
ней амплитудной характеристики, появляется раз баланс, в пределе
наступает размыкание контура радиоуправления. Одной из простейших
мер по борьбе с преднамеренными помехами является перестройка в
101

полете рабочей частоты КРУ. Так как летчик на борту самолета заrру..
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..
малЬНЪJМ участием летчика в управлении КРУ. Для этоrо предваритель..
но на земле приемник КРУ настраивается на фиксироваННЪJе 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
N р = (f max  f min ) / fK'
rде fK  разнос соседних несущих частот, который в предельном случае
равен ширине спектра излучаемоrо наземной аппаратурой КРУ радио..
сиrнала; f max и f min  верхние и нижние частоты диапазона, отведенноrо
для передачи команд. В полете при поступлении на борт истребителя
команды перехода на новые радиоданныIe летчику остается лишь нажать
снопку на пульте управления, что не требует от Hero особых затрат
в)емени и внимания, либо этот переход делается автоматически.
Из мер по повышенmo помехоустойчивости КРУ можно указать
на использование передающих и приемных антенн с узкими диаrpам"
мами направленности, передатчиков повышенной мощности с наиболее
помехоустойчивыми сиrналами излучения, уменьшение полосы пропус..
кания приемника, применение помехоустойчивоrо кодирования, специ..
альныIx методов обработки сиrналов.
Аналоrичные рассуждения относительно рассмотренных ТТП
можно провести и дЛЯ СКРУ ракетами.
Точность СКРУ обычно оценивается ошибками наведения само..
летов и ракет. ПрИЧИНЬJ ошибок и методика их анализа в скру те же,
что и в радиоэлектронных системах самонаведения. Кроме Toro, 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 уrломерных и дальномерных
устройствах, которые служат в качестве источников информации для
формирования требуемоrо значения курса Ч'т истребителя, возникает
ошибка L\Ч'нlо В появлении этой ошибки при формировании Ч'т можно
леrко убедится, если проанализировать, например, уравнение (17.3) при
методе поrони и уравнение (17.6) при методе перехвата. Анализ этих
уравнений показывает, что \VHI является достаточно сложной функцией
координат цели и истребителя, а также значений Дц, L\<p ДC и <pc,
характеризующих небаланс дальномера и уrломера, измеряющих отно"
102

сительные координаты самолета и цели. Вместе с тем по мере возраста..
ния де при фиксированных значениях Дц, <Рц, ДЦ, q>ц, дe и q>c ошиб..
ка чаще Bcero- возрастает. Одновременно образуется неизменная во вре..
мени ошибка ЧJнъ обусловленная наличием небаланса в измерителе
фактическоrо курса Чf.
Результирующая ошибка Ч'нlЧ'н2 вызывает поrpешность K наве..
дения истребителя по курсу. Характерным при этом является полет истре..
бителя с постоянной во времени ошибкой ЧJнlЧJн2' Ошибку наведения
истребителя, причиной которой является поrpешность Ч'нlЧ'н2, можно
найти в результате анализа динамической структурной схемыI котура
дальнеrо наведения при учете действия возмущений Ч'нl и Ч'н2. К подоб..
ным же качественныIM 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 уrла Е вц то направление, на
котором должна быть ракета, отклоняется на неизменный по величине
уrол EЦH относительно линии пункт управления  цель. При несбалан..
сированном измерителе уrла Е вр возникает постоянная по величине
ошибка ДЕрн. Это вызывает появление неизменяющеrося во времени
дополнительноrо уrла между требуемым и фактическим направлениями
полета ракеты.
Коrда коэффициенты передачи измерителей уrлов Е вц И Е вр отли"
чаются от номинальныIx значений, возрастают ошибки определения Е вц И
Е вр , что вызывает увеличение промаха ракеты или приводит к неустой"
чивости контура командноrо радиоуправления.
Расфазирование измерителей в моноимпульсных уrломерах вы..
зыаетT уменьшение коэффициентов передачи пеленrационныIx уст..
ройств, входящих В состав измерителей уrлов Е вц И Е вр , что является
причиной динамических ошибок уrломерноrо устройства и роста про..
маха paKeThI.
Характерной особенностью СКРУ является появление ошибок
наведения при нарушении юстировки взаимноrо положения антенн,
входящих в состав измерителей уrлов Е вц И Е вр . Сущность юстировки
сводится к тому, что напряжение (20.32) при сбалансированных уrломе..
рах должно быть равно нулю, коrда Ецв==Е рв . Если при этом uлв;сО, то
реryлЩ)ованием передаточныIx функций уrломеров Фц(р) (или Фр(р))
добиваются равенства UЛв нулю.
Отклонения Фц(р) и Фр(р) от номинальных значений приводят к
изменению динамических свойств контура наведения и, следовательно,
k возрастанию ошибок наведения ракеты, в частном случае контур на..
ведения может стать неустойчивым.
103

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 (дд) собст
венно системыI радиоуправления и ДД входящих в систему элементов:
РЛС, КРУ и истребителя. В общем случае значения их ДД MOryт И не COB
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
летнотехническими 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
r:KPY, реализующей этап наведения и обеспечивающей наведение ис
ТiJебителя с момента поступления боевых задач с кп на ПН, должна
соответствовать ДД системът целераспределения на момент назначения
наведения. Напомним, что на этапе целераспределения для каждоrо
истребителя должныI быть определеныI: метод наведения; полусфера
атаки; скорость и высота ее выполнения; вид проrpаммы полета на пе
рехват, характеризуемый расчетным моментом включения форсажа;
координаты расчетной точки встречи; время до взлета перехватчика и
время ero полета до расчетной точки встречи с целью.
Координаты расчетных точек встречи истребителей и целей pac
считываются таким образом, чтобы удовлетворить двум противоречи
вым требованиям: с одной стороны, максимизировать число поражае
мьух целей, а с друrой  минимизировать rлубину их проникновения на
территорию обороняемоrо района. Однако выход в эти точки истреби
телей может и не состояться в связи с оrpаничениями по расходу топли
ва. Поэтому для каждоrо истребителя строят rpаницы 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 ero располаrаемому запасу. Эти rpаницы, определяющие TaK
тический радиус действия истребителя, зависят от ряда факторов: лет
ных характеристик истребителя и системы ero вооружения, высоты и
скорости полета цели, метода наведения и режима полета истребителя,
типа используемоrо топлива и др. Влияние HeKoTopLIX из этих факторов
учесть трудно. Например, цели MoryT маневрировать и на парирование
этих маневров необходимо оставлять некоторый резерв топлива.
104

Процедура нахождения точки встречи облеrчается тем обстоя..
тельством, что обычно планируемую траекторию полета истребителя
составляют из ряда типовых участков.
Точные rpаницы
 зон достижимости по запасу тоrшива, получаемы
e
в результате IpOмоздких вычислеНИЙ, описываются достаточно сложными
кривыми, которые для удобства на практике аппроксимируются окружно"
стями со смещенны
ии относительно аэродрома центрами. Радиус окруж
ности и смещение центра зависят от условий наведения. При методе пря
Moro наведения смещение центра окружности равно нулю [4].
Для нахождения rраницы требуемой ЗОНЪJ обнаружения воздуш
ных целей наземныIии РЛС необходимо rpаницу зоны
, достижимую по
топливу, отодвинуть на величину, равную произведению скорости V ц
цели на время, протекающее от момента обнаружения цели до момента
выхода истребителя в точку встречи. Потребная дальность обнаружения
вычисляется на основе данныIx о местоположении (координатах) РЛС и
максимально удаленной от нее точки, расположенной на rранице зоныI
обнаружения.
Для Toro, чтобы перехват состоялся на предельны
x по топливу
расстояниях, истребитель должен быть поднят в тот момент, коrда цель
выйдет на rpаницу зоны подъема, удаленную от rраницы зоны дости..
жимости по топливу на величину V цt н , rде t H  время наведения, склады
вающееся из времени, минимально необходимоrо для выхода истреби
теля на высо1У и скорость, времни сближения истребителя с целью и
времени полета пущенной с истребителя paKeThI до цели. rраницы зоныI
подъема также аппроксимируются окружностями. Наличие потреБныIx
зон подъема или обнаружения обеспечивает правильный выбор про
rpaмMы полета на перехват и определение момента взлета. Если точка
фактическоrо положения цели лежит внутри окружности зоныI подъема,
то истребитель надо немедленно поднимать в воздух или подавать ко..
манду на запуск двиrателя, если используются потреБныIe зоныI обнару
жения.
После взлета истребителя начинается процесс командноrо HaBe
дения с ПН, при этом метод наведения, полусфера атаки, высота и CKO
рость выполнения атаки считаются заданными. Рациональные резервы
топлива на парирование возможноrо маневра цели вычисляются заранее
и учиты
аютсяя 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 выхдаa 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 BpeMe
105

ни полета истребителя до точки встречи с целью и, в результате, мини
мум rлубины её проникновения на обороняемую территорию.
Для нахождения минимальной ДД нужно построить rpаницы зо
ны
, предельной по пути набора истребителем высотъ, и скорости атаки
цели. Кривая, описьmающая rpаницы этой ЗОНЪJ, является эвольвентой [4].
Выше упоминалось о том, что М СКРУ в существенной степени за..
висит от М РЛС. В связи с этим расположение и параметры РЛС должныI
быть выбраны таким образом, чтобы обеспечить требуемые зоныI обнару..
жения воздушных целей. Для оценки реальной дальности действия РЛС
используют формулы
, приведенны
e в литературе по радиолокации. При
размещении РЛС следует учитъmатъ возможность затенения областей Ha
бтодения за счет различноrо рода возвышенностей. Особенно остро данная
проблема стоит в rорной местности. Значительную помощь в решении
указанной проблемы MoryT оказать авиационные комплексы дальнеrо pa
диолокационноrо обнаружения и наведения.
Дальность действия КРУ зависит от мноrих 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 исполъзуемоrо радиосиrнала;
способ обработки сиrнала в радиоприемном устройстве.
Предельная ДД КРУ, работающих в диапазоне ультракоротких
волн, определяется дальностью прямой видимости [72]:
Дтах == ДПВ == 4, 12 C.JН; + H2 )'
rде Н. и Н 2  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 Н 2 ==Н п , rде
Н л  высота полета, и Н . «Нп, то приведенное выражение упрощается и
дальность прямой видимости ДПВ  4, 12 .JН: . 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 rолосом до мо"
мента установления связи по КРУ.
Дальность действия СКРУ первоrо вида ракетами «вп» опреде..
ляется примерно так же, как и дальность действия ССН самолетов
(916.1), применяющих ракеты с полуактивными prc. М скру BToporo
106

вида находится аналоrично дд дЛЯ ССН самолетов с ракетами, OCHa
щенными комбинированными системами наведения.
При расчете зон возможных пусков ракет «вп» с командны
M на..
ведением учитываются характеристики самолета"носителя, тип СКРУ,
показатели ракеты, её взрывательноrо устройства и боевой части, усло
вия боевоrо применения. Расчет и построение зон возможнъlX пусков
(ЗВП) проводят в неподвижной системе координат с началом в центре
цели при допущении, что скорость цели равна нулю. Возможность TaKO
ro 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 «BB» (рис. 16.2) не зависят от полусферы атаки и в
вертикальной и rоризонтальной плоскостях их сечения являются сим..
метричнъJМИ относительно показанных соответственно на рис. 16.2,а,б
вертикальной оси Н и перпендикуляра к оси д, проведённоrо в точке
расположения цели.
Следует также заметить, что при действии СКРУ по наземным
(морским) целям понятие полусферы атаки теряет сой смысл.
21.3. устоЙЧивость СКРУ
21.3.1. АнАЛИЗ УСТОЙЧИВОСТИ СКРУ САМОЛЕТАМИ
Анализ устойчивости контура командноrо 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 полаrать, что для малых интер
валов времени коэффициенты
Vцt" Дц
= Кцl , = К ц 2 ,
Дз + Vct" Д + Vct" Д + Vct"
можно считать постоянным.. Кроме Toro, для упрощения последующе
ro анализа можно считать Ту==О и передаточную функцmo от ЧJкру к ЧJс
аппроксимироватъ инерционным звеном, для KOToporo
1
Ч'с= т l Ч1КРУ'
ч1 р+
rде Т \v  постоянная времени.
учитыIая также равенство jбс==VсР\Vс, 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..
де
=К
с
(21.1 )
(21.2)
107

менатель передаточной функции замкнутоrо контура управления. KOH
тур управления, соответствующий схеме на рис. 21.1, относится к клас
су дискретных систем радиоавтоматики. Для анализа дискретных сис..
тем используют аппарат Zпреобразований [58].
I        -Т--       ..       T            ,
I КWНЕМАТWЧЕСКОЕ I WЭНЕРWТЕ(lЬНО 8ЫЧWС(lWТЕ(lЬНАЯ I
I Э8ЕНО I СИСТЕМА :
UE(lb п
I n        T"      ,
I I KP I
I
I
I
I
I
I
; РйЦ 
t- ;
I 1 i
I 
I р 2а с Ф С
I I
КWНЕМАТWЧЕСКОЕ I .OPMWP08TE(lb
I Э8ЕНО I ПАРАМЕТРО8
I CAHO(lETn I РАссоr(lАСО8АНWЯ I
L.       ..         .J.       ..J.            
1
T'I'P+1
УСР
J БС
C W CAMO(lET
Рис. 21.1
в рассматриваемом контуре входным воздействием является бо
ковая переrpузка цели или однозначно связанная с ней величина (см.
рис. 21.1)
[ Кц2 К ц1 ) .
\v I = 2  Jбц + 1tК ц l .
Р Дц рУ ц
Следует отметить, что на доrонны
x курсах слаrаемое ПК ц1 (21.3)
следует не учитывать. В качестве ВЪJходноrо сиrнала контура можно
рассматривать курс самолета
(21.3 )
\Vс(Z)==Фк(Z)\JI1(Z), (21.4)
rде 'Vl(Z), 'Vc(z) и Фк(z)  Zпреобразования входноrо и ВЪJходноrо воз
действий и Zпередаточная функция котура управления.
Напомним [58], что задержка сиrнала на время Т имеет Zпреоб
разование Z-I, а звено (le-pT) описывается выражением (zl)/z. Тоrда z
преобразование передаточной функции контура управления имеет вид
z1 { 1 }
z Z p(TIjIP + 1)
ФJ(Z) = { } ,
1 z  1 Z 1 УсКс
+ Z p(Tljlp + 1) рДс
rде Z{.}  оператор Zпреобразования.
(21.5)
108

По таблицам Zпреобразований [58, 76] находим
Z { 1" } = z(1  е a) .
р(Тч/р + 1) (z  l)(z  ea) ,
{ Ук } [ Tz z1:II(1ea) ]
Z с с ==к 't"
p2(vp+l)ДC у (z1)2 (z1)(zea)'
(21.6)
(21.7)
Ук V
rде Ку == с с = с  коэффициент передачи контура HaBeдe
Де Дз + Vct"
ния истребителя по скорости, а==Т /Т\I1. Подставляя (21.6) и (21.7) в
(21.5), получим передаточную функцию контура управления самолетом
Фк(Z)= (Z1)(1ea) . (21.8)
b 2 z + btz + Ь о
Здесь: b]==K v Т Kv Т\I1( 1 e-a)( 1 +е- а ); ь о ==( 1 Kv T)e-а+к v Т\I1( 1 e-a); b 2 ==1. Из..
вестно [58, 76], что процесс командноrо радиоуправления истребителем
будет устойчивым, если коэффициенты знаменателя (21.8) будут удов"
летворять следующим условиям:
Ь о +Ь]+Ь 2 >0, (21.9)
bob] +Ь 2 >0, (21.1 О)
b2bo>0. (21.11)
Складывая все коэффициенты
 b i в соответствие с условием (21.9), имеем
Kv Т( 1 e-a»o.
Отсюда следует, что условие устойчивости выполняется при любых
положительных значениях Kv, Т И Т\I1. На основе (2].] О) и (21.11) полу
чим два неравенства:
(1KvT)ea+2 КVТЧ1(1еа)кvТ+2+еа>0 ,
1 (1 Kv T)ea Kv Т Ч/ ( 1 e-a»o.
Поскольку в реальных условиях период поступления команд Т
существенно больше постоянной времени Т ЧJ' то а» 1 и e-ao. Тоrда
выражения (21.12) приближенно можно записать в виде
(21.12)
2Kv Т Ч1Кv Т+2>0,
] "Kv Т o.
(21. 13)
(21 . 14)
109

Для больших и средних дальностей ДЗ величина
Кv==Vс/(ДЭ+V«CtH) < 1 и последнее неравенство выполняется всеrда, а из
(21.13) следует, что период формирования команд должен выбираться
из условия
2
Т<2ТЧ' +. (21.15)
Kv
При малых значениях коэффициента передачи по скорости пери
од Т<2/к у . Например, для К у ==О,1 c. 1 И Т ЧJ==О,5 с период передачи команд
управления не должен превышать 21 с. Обычно Т выбирают с ДBYKpaT
ным запасом (T10 с).
Следует подчеркнуть, что требуемый период Т передачи команд
во MHoroM и определяет период обзора наземных РЛС.
21.3.2. АНАЛИЗ УСТОЙЧИВОСТИ СКРУ
РАКЕТАМИ «ВОзДУХ....ПОВЕРхНОстъ»
Анализ устойчивости СКРУ ракетой «вп» будет проведен по
методике, изложенной в 94.1, на основании структурной схемы, которая
приведена на рис. 20.5. Исследование этой схемы будет проводиться с
использованием принципа «замороженнътх» коэффициентов при сле
ДУЮЩИХ допущениях:
оценивание уrлов Ецв и Е рв визирования цели и ракеты осуществ
ляется одним уrломером, который имеет передаточную ФУНКЦИЮ
к
ф (р) == ф (р) == у ,
ц р ТуР + 1
rде Ку и Ту  коэффициент передачи и постоянная времени уrломера;
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 КПIо т. е. Wк(р)==к пк ;
проrpаммная дальность в (20.32) оценивается настолько точно,
что можно считать оправданным равенство ДПРДР'
На основе этих допущений схема, приведенная на рис. 20.5, уп
рощается до вида, показанноrо на рис. 21.2. Для удобства дальнейшеrо
анализа на этой схеме был осуществлен формальный перенос части
jnyв/р2 др  BToporo кинематическоrо звена КЗ2 через узел У 1, а звена
уrломера  через сумматор Ll (рис. 20.5). Поскольку передаточная
функция параллельных звеньев равна сумме их передаточных функций,
то результирующая функция Wпув(р) звеньев, на вход которых воздейст
вует сиrнал jnyв, будет определяться соотношением
110

1 1  Дц  Др
WПУВ(Р)= 2 2 2 .
Р Др Р Дц Р ДцДр
Тоrда структурная схема контура наведения, приведенная на рис. 2] .2,
может быть преобразована в схему, показанную на рис. 2].3. На этой
схеме использовано обозначение
К 1 ==КУКПДКПК. (21. 16)
Следует отметить, что последняя схема, в отличие от предыду
щих, имеет только один вход, что позволяет упростить ее анализ.
h B
Др
 Jn& 1 Е цв
р2Дц
6Е
.

JnB
1
р2Др
J pB
1
р2Др
Рис. 21.2
jnВo
Дц Др Е ,
р2 ДцДр
, U HCP
I
к , Др
T Р+1
Ut<8
Wэз<Р)
Е 2
1 J pB
р2Др
Рис. 21.3
Передаточная функция полученной структуры от jnyв к Ь В опреде
ляется соотношением
ф ( ) = (Дц  Др)Др . 1
hP 2 К Д W ()
Р ДцДр 1 + 1 р 33 Р
р2(т у Р+ I)Др
(Дц  Др) т у р+ 1
 .
3 2 .
Дц т у р + р + К) W 33 (р)
(21.1 7)
111

Анализ (21.17) позволяет сделать следующие заключения:
величина комплексноrо коэффициента передачи зависит не толь..
ко от параметров системы наведения (ТУ, KI, Wзз(р)), но и от условий ее
применения, которые обусловлены значениями дц и дtДp;
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.
Wэз(р )==Кфз(Т фзр+ 1). (21.18)
Следует отметить, что в ручном режиме наведения роль форси..
рующеrо звена может выполнять оператор, осуществляющий управле..
ние ракетой. Используя (21. 18) в (21.17), получим
(Дц  Др ) Ту р+ 1
Фh (р) = . з 2
Дц ТуР +р +Кl к фз(Т фз р+l)
(Дц  Др ) Ту Р+ 1
..... .
з 2 '
Дц Т у Р + Р + К з р+ К2
(21.19)
rде
К2==Кll<фз, КЗ==К2 Т фЗ8 (21.20)
Анализируя (21.19) и (21.20), можно заключить, что необходи..
мым и достаточным условием устойчивости контура наведения является
выполнение требований
кз>О, К2>0,
кз>Т у К 2.
(21.21 )
(21.22)
Если для реализации KJ и Кфз используются электронные усилите..
ли, которые в процессе усиления изменяют фазу (знак) сиrналов на
противоположный, то количество этих усилителей должно быть таким,
чтобы выполнялось условие (21.21). Из (21.22) следует, что постоянная
времени ТУ уrломера должна удовлетворять условию
Кз
Ту <  = т фз , (21.23)
К2
полученному с учетом соотношений (21.20). Оrраничение (21.23) свиде..
тельствует о том, что выбор уrломера дЛЯ СКРУ ракетой «ВП» не мо"
112

жет быть произвольным и он должен обладать вполне определенным
быстродействием.
21.4. точность скру
21.4.1. ДИНАМИЧЕСКИЕ ОШИБКИ СКРУ САМОЛЕТАМИ
Динамические ошибки систем командноrо управления самолета..
ми обусловливаются их инерционностъю и существенно зависят от
характера изменения траектории движения цели и пункта управления.
Динамическими ошибками скру самолетами являются поrрешности
наведения по курсу (L\\Vд==\Vт\Vс) и высоте (L\Нд==НтН) при условии, что
в системе отсутствуют какиелибо случайные по меховые воздействия.
При высококачественном выполнении системы
 радиоуправления вза
имное влияние каналов незначительно, вследствие чеrо L\\vд и Hд 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 боковоrо движения, воспользуемся динамической
структурной схемой, показанной на рис. 21.1, и аппаратом Z..преобра..
зований. Вычислим сначала Zпреобразование для текущей ошибки как
разность между z..преобразованиями для требуемоrо \VТ<Z) и текущеrо
\Vc(Z) курсов: \Vд(Z)== \VT(Z)"\VC(Z). Как следует из рис. 21.1
К ц lЧJ ц (Z) + К ц 2<Рц(Z)
\VT(Z) = 
1 (z  1) Z { Ку }
+ Z р2(т ljI р+ 1)
 (z  1)(z  еа)[КЦI\jJ ц(z) + К Ц 2<i>ц(Z)] .
b 2 z 2 + b 1 z + Ь о '
(z  1)(1  еа)[КЦI\jJц(Z) + К Ц 2<i>ц(Z)]
Ч'с(Z) = 2 ·
b 2 z +b1z+b o
(21.24)
(21.25)
Здесь Ч'ц(Z) и <рц(Z)  Z"преобразования величин Чfц и <рц. Разность (21.24)
и (21.25) определяет Z..преобразование текущей ошибки
113

  (z 1)2 [ ]
\Vд(Z)\Vт(z),,\Vс(z) 2 К ц1 ЧJ ц (Z)+Кц2срц(z) .
b 2 z +b}z+b O
(21.26)
Выполнив обратное Zпреобразование, можно найти зависимость
АЧJд от времени и параметров контура радиоуправления. В частности,
можно получить ошибки в конце процесса командноrо управления при
замене всех параметров в (21.26) на их конечныIe значения.
Установившееся значение Ч'ду ошибки Ч'д получается из (21.26)
по формуле [58]:
. z  1
ЧJ ду = 11т ЧJ д(z).
Z} Z
(21.27)
Пусть в момент времени t==O курс цели ЧJц изменился на величину
ЧJцО, а уrол визирования цели с пункта управления при этом будет изме
няться по линейному закону q>ц==q>цо+ООцОt со скоростью (ОцО, rде <рцо 
начальное значение уrла визирования цели. В этом случае
ч/ц(z) = ч/цо( z z 1 ). Q)u(z) = Q)Uo( z z 1)+ О)цО (zi
и на основании (21.27) убеждаемся, что для линейноrо закона измене
ния <рц во времени установившееся значение динамической ошибки
равно нулю.
Рассмотрим случай, коrда курс цели изменяется по линейному
закону Ч'ц = Ч'цО + Ч1 цо t со скоростью ЧJцО. При этом уrол визирования
цели с ПУ будет изменяться по квадратичному закону:
05 . 2 .
<рц == <РцО + (Оцоt + , (Оцоt , rде ОО цО  уrловое ускорение линии визиро
вания цельпункт управления. Zпреобразования для этих уrлов прини
мают вид:
( z ) Tz. T 2 z(z+1)
СРц (z) = СРцО  + ООцО 2 + ООцО 3 '
z1 (zl) 2(zl)
\jIц(Z) = \jIЦО( z  1 ) + ЧJцО (z )2 ·
Подставляя выражение (21.28) и (21.29) в (21.26), получим Zпре
образование текущей ошибки управления. Далее находим установив
шееся значение ошибки управления:
(21.28)
(21.29)
114

К ц2 Т ООцО
\II =
't' ду Kv(l  ea) .
(21.30)
Так как Кц2==Дц'(ДЭ+V с t н ) , кv==Vс/(Дз+Vсtн), а уrловое ускорение
линии визирования пропорционально боковой переrpузке цели
(jбu == ДООцо), получаем окончательное выражение для установившейся
динамической ошибки:
 = т .
\jI ду V c (1  е a) Jбц ·
(21.3 1 )
Отсюда следует, что для уменьшения ошибки необходимо увели..
чить частоту (F==I/T) передачи команд управления. Коrда дискретность
передачи команд Т»Т W (а»I), получается ЧJду==ТjбцNс. Следователь..
но, малая динамическая ошибка будет иметь место для контура с малым
значением Т '1'.
21.4.2. ФЛУКТУ АционныE ОШИБКИ СКРУ САМОЛЕТАМИ
При отсутствии естественных и орrанизованных помех основную
роль в образовании флуктуационных ошибок наведения самолета иrpа..
ют внутренние шумы приемнъJX устройств, амплитудные и уrловые
флуктуации сиrналов, принимаемьJX радиолокационныIии измерителя..
ми, шумы квантования измерителей и КРУ. Если в системе КРУ участ
вует оператор, то необходимо принимать во внимание ero ошибки. Все
перечисленныIe флуктуационныIe ошибки можно считать аддитивныIи,,
а их средние значения нулевыми. Учитывая эти факторы и то, что Флук"
туационны
e ошибки практически не искажают динамические свойства
радиозвеньев, а параметры системы кру медленно изменяются во Bpe
мени, можно при анализе случайных воздействий линеаризовать ypaB
нения контуров наведения и использовать принцип «замораживания»
переменныIx коэффициентов. Поскольку методика расчета Флуктуаци..
ониых ошибок (п. 5.5.2) для каналов боковоrо и продольноrо движения
самолетов одинаковая, то для конкретности рассуждений оrраничимся
анализом ошибок систем наведения самолетов по курсу при методе
перехвата.
При использовании наземньJX аналоrовых измерительнъJX систем
и дискретнъJX КРУ Флуктуационные ошибки наведения истребителей с
наземных командныIx пунктов обусловливаются шумом квантования 'Vтф
требуемоrо курса, вносимыIM КРУ, и флуктуациями уrлов Ч'ц, <рц визиро..
вания цели и ее курса, которые обозначаются Ч'цф, <Рцф соответственно. В
дальнейшем будем считать, что полезные сиrналы Ч'ц, <Рц на входе СКРУ
115

отсутствуют и имеют место только случайные ошибки <Рцф, Ч/цф и Ч/тф,
распределенные по rayccoBcKOМY 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 сиrналом считается
Флуктуационная ошибка Ll\Vф наведения самолета по курсу.
4J ucp
ц)цср
1 TP
....е
р
1
TЦJP+1
ЧJ<р
ОКf1ЮЧ
Кс
У С
рас
Рис. 2].4
в конце наведения самолета, коrда tи==О, Кц2==Дц/ДЗ и
КцI==V цtj(ДЗ +У сtи)==О, на входе скру действуют два случайных воздей..
б Дц
ствия «>цф и "'тф, которые можно о ъединитъ в одно «>ф = Дз «>цф + "'тф ,
приложенное в точке «а» схемы на рис. 21.4. Последнее выражение
получено с учетом переноса \vтф через вычитающее устройство в точку
«а». Поскольку математические ожидания случайных уrлов <Рцф и \Vтф
равны нулю, то математическое ожидание ошибки Ll\Vф также равно
нулю и при rayccoBcKOM законе распределения ошибок <Рцф и Ч/тф до ста..
точно определить лишь дисперсию D ф уrла LlЧ/ф.
Анализируемый контур управления является нестационарным.
Поэтому дисперсия D ф зависит от времени. В теории прерывистых сис..
тем автоматическоrо управления оперируют с относителъны
M временем
t o T 9/ T, которое изменяется от нуля до единицы
, а вместо D ф используют
Dф(t от ). В связи С тем, что наземные радиолокационны
e измерители и
КРУ являются существенно более широкополосными, чем контур
управления в целом, то в пределах полосы пропускания последнеrо
можно считать помеховые воздействия <Рф белыми дискретны
ии шума..
ми с дисперсией Dч>ф. Правомочность этоrо утверждения усиливается
наличием в составе КРУ Бключа, значительно расширяющеrо спектр
ВХОДНЫХ воздействий. При такой постановке задачи дисперсия Bыoд
ной Флуктуационной ошибки определяется выражением [76]:
116

о (t OT ) == 2Dlpф +Т фк (ro, t OT )фк (ro, t OT ) dro,
Ф - 21tj  j<x> (1 + ro )(1  (О)
rде Фк(ro,t от )  преобразование дискретной передаточной функции путем
замены z в формуле для Фк(z,t от ) на мнимую переменную
ro==(z l)/(z+ 1). Передаточную функцию Фк(z,t от ) называют модифициро
ванным Zпреобразованием и находят по специальным таблицам [76].
На основе рис. 21.4 по таблицам модифицированных Z"преобразований
получим
2
Ф ( ) = a 2 z + at Z + ао
к Z, t OT 2 '
b 2 z + b1z+ Ь о
(2] .32)
rде ai и b i  коэффициенты, зависящие от относительноrо времени [76].
После rpомоздких преобразований (2] .32) в предположении независи
мости <Рцф и \Vтф, а также при Ку Т «1 и Ку Т \11«1 получим [43, 76]:
о (t ) == ] [ д о + О J[ 1  ea + 2eatoт ( eatoT  ea  1 ) .
Ф ОТ ] a Д 2 <рЦ \vт 
+е 3
(21.33)
Анализ (21.33), rде О<рц и D чrr  дисперсии случайныIx флуктуаций
уrлов <Рцф и \Vтф, позволяет сделать следующие BыoдъI::
в конце этапа наведения (tи==О) дисперсия ошибок Dф(t от ) возрас
тает особенно при малых значениях ДЗ (больmоrо отношения ДJДз);
при уменьшении времени передачи команд Т (a==T/T,v) уменьша..
ется и ошибка наведения Dф(!от).
21.4.3. ДИНАМИЧЕСКИЕ ОШИБКИ скру РАКЕТАМИ
«ВОЗДУХПОВЕРХНОСТЪ»
Оценка динамической составляющей h д промаха (17.9) ракеты
«вп» при ее наведении на цель по трехточечному методу (17.1 О) 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 rоризонтальной
плоскостях идентичны и не влияют друr на друrа.
Последнее дает возможность оrpаничиться рассмотрением точ
ности наведения лишь в одной, например, вертикальной плоскости.
117

Используя (21. 19), получим выражение
. Дц  Др Ту р+ 1
h вд = Jпув 3 2 ' (21 .34)
Дц Ту Р + Р + Кз р+ К2
для мrновенныIx значений динамической h вд ошибки наведения ракеты в
вертикальной плоскости. Анализ (21.34) позволяет сделать следующие
выводы.
Если ПУ (самолетноситель) перемещается с постоянной CKOpO
стью Uпув==О), 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 BTO
poro порядка, в которой уrол Е2 отслеживает yrол Е(. В системе с аста..
тизмом BToporo порядка ошибка слежения L\е==ЕlЕ2==ЕцвЕрв пропорцио..
нальна второй производной Ё} отслеживаемоrо уrла El. Если jnYB==O, то
jпув / Дц = Ё] = О, L\E==O И hв==ДрLlЕ==О.
Если ПУ перемещается с ускорением jпув, то при jпув==сопst воз
никает ошибка слежения E, величина которой по мере убывания Д.
возрастает пропорционально уrловому ускорению Ё} = jпув / Дц . Увели..
чение LlE, наряду с ростом ДnpДр, при водит К возрастанию параметра
рассоrласования (17.10), что адекватно увеличению чувствительности
системы наведения к отклонениям Е рв от Ецв.
Значение динамической ошибки h Bдy в установившемся режиме
определяется на основании (21.34) при условии, что р==о. Тоrда
Ь вду = jпув Д;  Др . (21.35)
ц К 2
Принимая во внимание (21.16) и (21.20), можно утверждать, что
величина Ь вду тем меньше, чем больше коэффициент передачи (усиле
ния) контура радиоуправления в целом. Следует отметить, что Ь вду не
зависит от быстродействия уrломера.
В качестве техническоrо приема, приводящеrо к уменьшению
динамической ошибки, можно рекомендовать увеличение коэффициен"
тов усиления СКРУ, а в качестве тактическоrо  полет ПУ с постоянной
скоростью, при которой jпув==О. Аналоrичные выводы можно сделать и
для rоризонтальноrо канала управления.
21.4.4. ФЛУКТУ Ационны
E ОШИБКИ скру
РАКЕТАМИ«ВОЗДУХПОВЕРХНОСТЪ»
Анализ флуктуационных ошибок в вертикальной плоскости paKe
той «вп» 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 h вф , являются ту..
МЪ' Uкф 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 сиrналы в СКРУ отсутствуют Gпув==О).
Принимая во внимание сделанныIe допущения, структурную схему,
показанную на рис. 21.3, можно преобразоватъ к виду, изображенному на
рис. 21.5. На основании этой схемы можно получить выражение
hвф ==U кфФф(Р) (21.36)
для флуктуационной составляющей промаха h вф в вертикальной плоско..
сти, в котором
Фф(р) =  Wэз(р)Др /2 ДР р2
1 + Wэз(Р)КIДр /р Др (Т у р+ 1)
передаточная функция СКРУ по флуктуационной ошибке.
(21.37)
U ИСР
j
W ээ (Р) Р8
1
р2Др
h BCP
Дp
u. и
К,Др
TP+l
Рис. 21. 5
Учитывая (21.18), на основании (21.37) получим
Кфз(Т фз р+ 1)/p2
Ф Ф (р) =  1 ] =
р2(т у р+ 1) + кфз(Т фз р+ l)к\ /р2(т У р+ 1)
Кфз Т фз Т у р2 + Кфз (Т фз + Т у) р+ Кфз
Т 3 2
У Р + Р + Кз р+ К 2
rде были учтеныI обозначения (21.20).
Поскольку математическое ожидание входноrо воздействия Uкф
равно нулю, то и математическое ожидание промаха (21.36) также будет
равно нулю.
,
(21.38)
119

Для вычисления дисперсии D hф Флуктуационноrо промаха hвф
воспользуемся соотношением (5.54)
Dhф ==G вхFэф Kax '
в котором
G = K Т
ВХ 6(2N  1)2
спектральная плотность шумов квантования в кру с ким, определяе..
мая выражением (19.25);
1 ею . 2
АF эф = 2 Фф(Jro)1 dro 
2пК mах 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==О. Тоrда
Ктах = I Ф ф (jro) l . = Кфз =,
Jro==p==O К2 Кl
rде было учтено равенство (21.20). Подставляя (21.40) и (21.42) в
(21.39), получим
K Т Fэф
D =
hф 6(2 N  1)2 Kf ·
Анализ (21.43) позволяет прийти к следующим заключениям.
Дисперсия случайной составляющей промах а, обусловленная
ошибками квантования команд по уровlПO, не зависит от условий при..
менения и определяется только параметрами скРу.
для уменьшения этой дисперсии можно рекомендовать уменьшение
веЛИЧИНЪJ К..  максимально возможной команды, уменьшение Т  периода
дискретизации команд по времени, сужения L\F эф  эффективной полосы
пропускания СКРУ и увеличение количества N  разрядов используемо..
ro кода.
Следует отметить, что увеличение Kl не приводит к уменъшеmпo
Dhф, так как одновременно в значительно большей степени увеличится
эффективная полоса пропускания (21.41). На практике значение к. выбира..
ется исходя из компромиссноrо требования обеспечения приемлемоro
уровня как динамических (21.20), (21.35), так и флуюуационных ошибок.
Аналоrичные выводы MOryт быть сделаны и для rоризонтальноrо
канала СКРУ ракет «вп».
120
(21.39)
(21.40)
(21.41 )
(21.42)
(21.43)

r ЛАВА 22. ОПТИМИЗАЦИЯ КОНТУР А
ДАЛЬНЕrо НАВЕДЕНИЯ ИСТРЕБИТЕЛЯ
Оптимизацию контура дальнеrо наведения истребителя проведем
путем синтеза системы командноrо управления истребителем методами
СТОУ. Поскольку решение задачи будет носить, в основном, методиче
ский характер, то введем достаточно большое число допущений.
Будем полаrать, что управление истребителем по курсу выолня
ется в режиме бортовоrо 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 Де, Дц И азимуты <Ре, <рц самолета
и цели. Смысл этих обозначеНИЙ поясняется рис. ] 7.7.
Предположим далее, что наведение самолета происходит соrлас..
но методу перехвата (17.6), (17.7). На борту самолета измеряются ero
курс Ч'е, скорость У е И рассчитывается требуемый курс \I1т.
Как будет видно из дальнейшеrо, введение указанных выше дo
пущений позволит синтезировать алrоритмы фильтрации и управления,
целиком реализуемые на борту самолета. указанны
e алrоритмы MOryT
синтезироваться в непрерывной, дискретной или смешанной формах,
что обусловлено двумя особенностями построения СКРУ истребителя.
Первая особенность связана с необходимостью аналоrовоrо (непрерыв
Horo) 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: аналоrовый, дискретный и комбинированы
..
Аналоrовый синтез может быть выполнен для системы с КРУ, на выхо"
Де которой установлен экстраполятор нулевоrо прорядка, который за
поминает поступающие данные на период Т передачи команд, и сrла..
живающий фильтр нижних частот (ФНЧ). дискретныIй синтез приrоден
в ситуации, коrда экстраполятор и ФНЧ размещаются между оптималь
НЪУМ реryлятором и ПРИВОДОМ рулей самолета. При комбинированном
синтезе оптимальный фильтр оценивания предполаrается дискретны
,, а
оптимальный реryлятор  непрерывным, что возможно при преобразо..
121

вании дискретных оптимальных оценок в непрерывные величины с по
мощью соответствующих экстраполяторов и ФНЧ. Ниже будут pac
смотрены два варианта процедур синтеза аналоrовой и дискретной сис
тем наведения.
22.1. СИНТЕЗ КВАЗИОПТИМАЛЬНОЙ АНАлоrовой
СИСТЕМЫ ДАЛЬНЕrо НАВЕДЕНИЯ ИСТРЕБИТЕЛЯ
22.1.1. ВЫБОР и ОБОСНОВАНИЕ ИСХОДНЬLХ МОДЕЛЕЙ
В общем случае к исходным моделям относятся уравнения co
стояния и наблюдений (измерений). Набор фазовых координат и связи
между ними в модели состояния системы цельПУ 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 opraHoB и типовых
измерителей;
однозначное соответствие между фазовыми координатами абсо
лютноrо движения цели и истребителя и их движения относительно ПУ,
допускающими учет в функционале качества требований точности Ha
ведения и ero экономичности;
формирование на борту значений Чfт требуемоrо курса по правилу
(17.6), для чеrо необходимо знание <рц, Чfц, <Ре и Дц, ДС, ус, V ц;
возможность декомпозиции для упрощения синтезируемых алrо
ритмов фильтрации.
С учетом этих требований и введенныIx ранее обозначений одна
из наиболее простых моделей состояния системыI целъПУистребитель
может быть представлена в виде совокупности уравнений:
jбц = a jjбц + jц ,
ц = jбц /у ц ,
jбц(О) j бцо;
\v ц( О )==ЧJ цо;
(22. 1 )
(22.2)
. Дц У ц
<Рц =  Дц <Рц + Дц \lfц,
у = 8у8) + y ,
ЧJ с = gy / У С ,
. дС У С 
<Ре =  Де <Ре + Де \lfе +e ,
q>ц(О}=q>цо;
(22.3)
У(О) ==У О;
ЧJс(О)==ЧJсо;
(22.4)
(22.5)
<Ре(О)== <Рео.
(22.6)
122

В этой модели уравнения (22.1), (22.2) и (22.4), (22.5) отображают эво
люции собственных фазовых координат цели и истребителя, а ypaBHe
ния (22.3) и (22.6) учитывают связь фазовых координат собственноrо и
относительноrо движения. При этом использование модели Зинrера [28]
для отображения ускорения цели (22.1) дает возможность обеспечить
большой диапазон возможных законов изменения курсовых уrлов Чfц
цели (22.2) за счет вариации коэффициента маневренности CXj и спек
тральной плотности G jц возмущений jц.
Уравнения (22.4) и (22.5), определяющие связь между уrлом 8)
отклонения элеронов и курсом \I1с самолета, удовлетворяют условию
управляемости (2.27) [45], в соответствии с которым в каждой rруппе
функционально связаннъlX координат, как минимум, должна управлять
ся наиболее высокая производная. Следует отметить, что выражения
(22.2) и (22.4), (22.5) получеНЪJ 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) полаrалась равной нулю. Соотношения (22.3) и (22.6) для относи
тельноrо движения следуют из кинематических уравнений (22.1 О),
(22.9).
Анализ полученной модели состояния позволяет сделать сле..
дующие заключения.
Модель является адаптивной к изменению условий применения,
поскольку в ней учитываются изменения дальностей дu, де и скоростей
V Ц'J УС.
В составе уравнений (22.1Н22.6) можно, как минимум, выделить
две rруппы функционально не связаннътх координат, определяемых
соотношением (22.1Н22.3) дЛЯ цели и (22.4}{22.6) дЛЯ ОУ. Эта oco
бенность предопределяет возможность декомпозиции вектора состояния
для упрощения алrоритмов фильтрации.
Наличие уравнения (22.5) дает возможность оценивать точность
наведения по правилу d ЧF 'Vт'Vс, rде ЧJт  требуемый курс, формируе
мый в соответствии с методом перехвата (17.6). Следует подчеркнуть,
что знание ошибки наведения d'V дает возможность формировать в
функционалах качества требования к точности, в то время как ypaBHe
ние (22.4) дает возможность учесть в нем и требование к экономичности
управляющих сиrналов ОЭ.
Для упрощения предстоящих процедур синтеза алrоритмов
управления (реryлирования) и фильтрации будем полаrать, что выпол
няются следующие условия.
Возмущения jц, y и C представляют белые шумы с известными
спектральными плотностями G jц , G y и G c . Дальности дц и де до цели и
123

самолета, измеряемые наземными РЛС с высокой точностью, передают..
ся кру на борт истребителя без дополнительных поrрешностей.
Скорость у с самолета измеряется на ero борту без искажений.
Скорость V ц цели вычисляется на борту истребителя с высокой точно..
стью по правилу:
У ц = ( .J x2 + z2 )/Т,
rде дх и L\z 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 rруппе функционально связанны
x координат модели
состояния должны как минимум наблюдаться нулевые производные. С
учетом этих требований модель (22.1}--{22.6) будет наблюдаема, если
используются измерители:
z 1 ==цcpц +q>ц;
Z2==cq>c +q>c;
ZЗ==К'V'Vс +'V.
(22.7)
(22.8)
(22.9)
в этих выражениях: Z. и Z2  сиrналы, поступающие на борт истребителя
по КРУ (резулътатыI измерений наземныIии РЛС пеленrов цели и само..
лета); Z3  сиrнал бортовоrо измерителя курса; Кq>ц, Kq>c И К Ч1  коэффици"
енты передачи соответствующих измерительных каналов; ;(рц, ;q>c И \V
центрированные белые шумы измерений с известныlии односторонними
спектральными плотностями а(рц, Gq>c и G'V. Необходимо отметить, что
;<рц и ;<рс должны учитывать не только поrpешности измерений назем..
ных РЛС, но и шумы квантования КРУ.
Поскольку исходные модели (22.1Н22.9) линейные, все возму..
щения rауссовские, то при использовании квадратичноrо функционала
качества (1.5) [45] будут справедливы выводы теоремы разделения
(п.2.1.3). В соответствии с этими выводами синтез реryлятора и опти..
малъноrо фильтра может быть осуществлен раздельно.
22.1.2. СИНТЕЗ ОПТИМАлъноrо РЕrYЛЯТОРА
Оптимальный реryлятор должен вырабатывать сиrнал управле..
ния в виде отклонения элеронов, обеспечивая отслеживание уrлом ЧJс
требуемоrо уrла \VT' и осуществлять стабилизацию наводимоrо истреби..
теля по крену. В соответствии с этими задачами координатами требуе..
мой фазовой траектории являются ЧJт, определяемый соотношением
(17.6), и ут==О.
124

Для выполнения этих требований необходимо, чтобы для HaBO
димоrо самолета был сформирован сиrнал управления 8), оптимальный
по минимуму функционала качества (1.5) [45]
{[ ] Т [
О  У g11
I=My I.JITI.JIC g21
g12 ][ о = у ] + f8;kБdt } ,
g22 Ч' т \V с о
(22.1 О)
rде gll, g12==g21 И g22  коэффициенты штрафов за точность слежения и
стабилизации, а k B  коэффициент штрафа за величину сиrнала управле
ния 8).
Сравнивая (22.4), (22.5) с (2.7), а (22.1 О) с (1.5), получим:
Хт==[О Ч'т]Т; Ху==[У \Ve]T; u==8 э ;
Ву= [ а о у ] ; Q= [ gll gI2 ] ; K==ko. (22.11)
g 21 g 22
Используя (22.11) в (3.35) [45], получим сиrнал управления
8э==кlВQ[хт  Ху] ==KYy+K\l/\II.
(22.12)
Здесь:
Y == y ,
" "
\V = Ч'т  Ч'у 
(22.13)
ошибки стабилизации и слежения по курсу, а
кУ == a y gl1
k '
ё
КЧ' = a y g12 
k ё
(22.14)
коэффициенты передачи ошибок dy и d\V.
Анализ (22.12)22.14) позволяет сделать следующие выводы.
Величина сиrнала 8) управления зависит не только от ошибок dy
и d\V, но и от соотношения штрафов qll/K o и qI2/KB за точность и эконо
мичность наведения. Эти соотношения необходимо выбирать таким об
разом (см. п.З.5.l), чтобы при максимально возможнътх ошибках dy и
d\V одноrо знака уrол отклонения элеронов не превЪJШал предельно
допустимой величины.
Для формирования сиrнала управления необходимо иметь
фильтр, вырабатывающий оптимальнъте оценки  ц, <Р ц , <Ре, w е И У .
22.1.3. СИНТЕЗ квАзиоптlfмАлы
оrоo ФИЛЬТРА
Синтез фильтра выполним на основе моделей (22.1 )---{22.6) обоб
щенноrо вектора состояния
125

х Т = [jбц ЧJ ц <Рц У ЧJе <Ре]
и вектора наблюдения
z т = [Zt Z2 ZЗ]
(22.15)
. .
при условии, что Дц, ДС, Дц, Де, V ц и V с оцениваются точно. Напом
ним, что измерения Zt и Z2, наблюдаемые на выходе ЭkстраПQлятора с
ФНЧ, ВХОДЯЩИМИ в состав дешифратора КРУ, представляют в данной
ситуации аналоrовые процессы.
Так как исходные модели линейные, а шумы белые, то для синте
за фильтра может быть использован алrоритм оптимальной линейной
фильтрации (3.61 НЗ .63) [45], для реализации KOToporo необходимо
решать систему уравнений размерностью (3.65)
N  N (N +l)N  6 7.6  27
у  + 2  +2 ,
(22.16)
rде N  размерность вектора состояния х. Для сокраще,НИЯ выисли
тельных затрат воспользуемся принципом декомпозиции исходноrо
вектора состояния (22.15). На основе этоrо принципа в составе векторов
состояния (22.1}--{22.6) и наблюдения (22.7Н22.9) можно выделить три
rpуппы подвекторов, которые дают возможность произвести раздельное
оценивание фазовых координат. В состав таких rрупп включим сле
дующие уравнения:
.
jбц = аjjбц + ju;
. 1.
ЧJ ц = v Jбц;
ц
(22.17)
.
.  Дц V ц .
<Рц   Дц <Рц + Дц \JI ц ,
Zl==l<ц»u<Pu +<PЦ'
(22.18)
А
" "
позволяющие синтезировать фильтр координат Jбц' Ч1 ц ' <Рц движения
цели;
у=а у 8) +y;
\jI с =  ; у;
с
(22.19)
Z3==K\II\Ve +\II'
(22.20)
126

дающие возможность сформировать оценки W е И У в фильтре фазовых
координат самол.ета и
.  Де У с " .
<Ре   Де <Ре + Де \jIe + ,",е ,
(22.21 )
Z2==e'Pe +;Q>e,
(22.22)
приводящие к оценке <Ре в фильтре азимута самолета. Здесь уравнение
(22.21) записано с учетом оценки ЧJ е ' сформированной в фильтре фазо..
вых координат самолета, а значения Дц, Де, V ц, V е формируются С высо"
кой точностью в друrих фильтрах наземноrо и бортовоrо оборудования.
Разбиение оптимальноrо фильтра на три подфильтра дает воз..
можность по сравнению с (22.16) уменьшить количество решаемых
уравнений до числа
4.3 2.] 3.2
N Y1 ==3++1++2+=16.
2 2 2
Сопоставляя (22.17), (22.18) с (2.13) и (2.16) [45], получим
х == [jбц ч1 ц'Рц]Т , z==z},
a.
J
F== 1/У ц
О
о о
о о
У ц / Дц  Дц / Дц
Н==[О О ц].
(22.23 )
Использование (22.23) в (3.61)3.63) приводит к следующему ал..
rоритму оценивания
"
." "
jбц == аjjбц + КфцlZI' jбц(О) == О ;
(22.24)
" 1"
фц==jБЦ+Кфц2ZI' Фц(О)==Ч1 ц О;
У ц
(22.25)
':' Дц " v ц " ( О )
<Рц == CPц +Ч'ц + КфцЗZI' сР ц == 'РцО;
Дц Дц
(22.26)
"-
i\Zl ==ZIц 'Р ц ;
(22.27)
127

2D 31
Кфцl = Кq>ц ,
Gq>ц
2D 32
Кфц2 = Кq>ц ,
Gq>ц
 2D33 .
Кфц3  Кq>ц ,
Gq>ц
(22.28)
. 2к;ц 2
D 11 =.....2a. j D 11  D 31 +0,5G jц , D 11 (O)==D 110 ;
Gq>ц
. 0]1 2Kц D О
D 21 =.....(1 j 0 21 .....   0320з] , 21(0)==;
V Ц G <РЦ
. 2 2к;ц 2
D 22 =D21  D з2 ,
V ц Gq>ц
D 22 ( 0)== D 22o ;
(22.29)
. V ц Дц
D 31 =----а j D 31 +D21 D31
Дц Дц
2
2Кq>ц
D з1 D зз ,
Gq>ц
D з1 (О)==0;
. 2
. D 31 У ц Дц 2к<рц
D 32 =+D22 D32..... 0320зз, D з2 (О)==0;
У ц Дц Дц Gq>ц
2У ц 2к;ц 2
D33 = ..... 032  D зз , Dзз(О)==Dззо.
Дц G <рц
При нахождении системы (22.29) была учтена симметричность
маТРИЦЪJ D, из которой следует, что D 12 ==D 21 , D 13 ==D з1 , D 2з ==D з2 .
Особенностью полученноrо алrоритма (22.24Н22.29) является
необходимость текущеrо вычисления коэффициентов матрицы D
(22.29), так как их значения зависят не только от времени, но и от Teкy
щих значений Дц, Дц и V ц.
Поступая аналоrичным образом, можно получить алrоритмы
функционирования:
для фильтра собственны
x фазовых координат самолета
"
у = (1у О з + КфсlZЗ , у(О) = Уо ;
(22.30)
 g " " (О
\Ус = y + Кфс2ZЗ' \Ус ) = \Усо;
V c
(22.31 )
"
ZЗ==ZЗК\II \у с ,
rде D э формируется в реryляторе (22.12);
(22.32)
128

для фильтра азимута самолета
  Де" У с " А
<Ре  <Pe +\Ve + Кф а L.l Z 2,
Де Де
4>е (О) = <РсО ;
(22.33)
Z2==Z2a 4>с ·
(22.34)
в полученных алrоритмах Кфсl, Кфс2 И Кфа  коэффициенты усиле..
ния невязок (22.32) и (22.34) вычисляются по формулам (3.62), (3.63). В
общем случае коэффициенты Кфсl И Кфс2 MOryт быть вычисленыI один раз
и запомнеНЪJ в БЦВМ.
Совокупность уравнений (22.24К22.34) определяет алrоритм
функционирования квазиоптимальноrо фильтра. Квазиоптимальность
алrоритма обусловлена выполненной декомпозицией исходноrо опти..
мальноrо фильтра, а также использованием упрощеННЪJХ моделей кине..
матики относительноrо 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, Де,
V ц и Zl, Z2 В алrоритмах 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 первичнъJX измерителей
(22.7}--{22.9) и динамики самолета (22.4}--{22.6), алrоритмов формиро
вания сиrнала управления (22.12) и квазиоптимальныIx оценок (22.24
(22.34), а также учитывает алrоритм вычисления оценки требуемоrо
курса WT (17.6). Схема содержит каналыI измерений, фильтрации и
управления. Для передачи данных используется КРУ. В канал фильтра
ции входят три фильтра: фильтр фазовых координат цели, фильтр фазо
BLIX координат самолета и фильтр азимута самолета. Символ «И» слу
жит для обозначения интеrраторов. На схеме для упрощения не отмече
ны начальные условия, вводимые в интеrpаторы перед началом вычис
лений. Показанная на структурной схеме КРУ вырабатывает сиrналы Zl
и Z2, используемые для получения невязок (22.27) и (22.34). Измеренные
ПОЗИЦИОННЪJМ rироскопом мrновеННЪJе значения Z3 используются для
образования невязки (22.32).
СиrНaJ1Ы невязки L\Zl усиливаются с коэффициентами кфцi (i = 1,3 )
и поступают в каналы вычисления оценок Jбц' W u И <Р ц ' Коэффициен
ты Кфцi усиления невязок, зависящие от текущих значений Дц, Дц и V ц,
129
51878

наземны
e
из мериrеJIИ
икру
Z2
,...: К ЧJц
Фильтр I
азимута I
самолета :
L.
ИЦ)С "
ЧJ с
r,
I L
I  1
I
. I
I.J I
I 
I
I
Кера
Датчик ЦJ
Цlc
Динамика
самолета
5з
"
Цlц
И LfJц
К ЧJс
V u
Сц
К ц 1
4J
ильтр Ф аз оных С
координат цезm
ИЦ)ц
"
ЦlT
,..
Цlc
ЦJ
"
'?
9
V c
И
Фильтр
фаз оных
КQординат
самолета О э
L Реаупяmар

а7
Рис. 22.1
не MOryT быть определены заранее и должны вычисляться в процессе
формирования оценок. Это обстоятельство отличает полученныIй
фильтр параметров движения цели от традиционноrо фильтра Калмана.
В качестве начальноrо условия <Р ц (О) принимается значение азимута
цели, передаваемое через кру в начале процесса дальнеrо наведения.
В фильтре координат собственноrо движения самолета невязка
Аz з (22.32) после усиления поступает на интеrpаторы курса и крена. На
вход интеrратора курса приходит также сиrнал y , а на ВХОД интеrpа
У С
тора крена  корректирующий сиrнал с реryлятора ау8 э .
В фильтре фазовых координат самолета невязка AZ 2 (22.34), YM
ноженная на коэффициент кфа, поступает на интеrратор оценки <Ре, куда
130

v "
также подается сиrнал Ч1е С фильтра фазовых координат самолета.
Де
Коэффициент Кфа усиления невязки зависит от текущих значений Де ,
де И V е И не может быть вычислен заранее.
Сформированные в фильтрах оценки Ф ц' <Р ц и <Ре используются
для выработки оценки WT требуемоrо уrла курса по правилу (17.6). На
основании ошибок 8Ч'==Wт 4>c И 8.1 У в реryляторе вырабатывается
сиrнал управления, обеспечивающий перемещение 8] элеронов опти..
малЬНЪJМ образом.
Отметим, что при кратковременнътх пропаданиях сиrналов Zl и Z2
процесс управления будет продолжаться за счет использования экстра-
полированных в фильтрах фазовых координат цели и азимута самолета
оценок Ф ц' <Р ц и <Ре, а также оценок ФеИ У , формируемых в фильтре
фазовых координат самолета.
Анализ структурной схемы синтезированной СКРУ истребителя
позволяет сделать следующие выводы.
Синтезированная система представляет собой мноrомерную, не-
стационарную и мноrоконтурную следящую систему.
Мноrомерность определяется наличием нескольких входных (Zl,
Z2 И Zз) и несколько вьтходнътх ( Ф ц, <Р ц , <Ре, W е И У ) сиrналов.
Не стационарность объясняется присутствием в фильтрах пере..
менныIx коэффициентов усиления невязок, большинство из которых
изменяются от своих наибольших значений в момент начала наведения
до существенно меньших в установившемся режиме. Кроме Toro, неста-
ционарность обусловлена переменными коэффициентами Дц, Дц, v ц,
Де , де И V е моделей (22.17), (22. 19), (22.21), используемых для проrно-
за <рц, Чlц, <Ре и ЧJс.
В структурной схеме можно выделить несколько типов контуров.
Три из них, образоваННЪJе цепями формирования невязок Zl (22.27),
L\Z2 (22.34) и L\zз (22.32), являются ТИПИЧНЪJМИ дЛЯ фильтровых систем.
Четвертый контур замыкается через реryлятор и самолет, как объект
управления. Пятый контур образуется цепями подачи из реryлятора
сиrнала 8з в фильтр фазовых координат самолета. Особенность этоrо
сиrнала заключается в том, что он формируется не только по наблюдае-
мым координатам <рц, <Ре и Ч'е, но И по оцениваемым Ч'ц и у.
Мноrоконтурный тип следящий системы дает возможность одно-
временно обеспечить высокую точность, устойчивость и помехозащи..
щенность контура дальнеrо наведения.
131

22.2. СИНТЕЗ КВАЗИОПТИМАЛЬНОЙ
ДИСКРЕТНОЙ СИСТЕМЫ ДАЛЬНЕrо НАВЕДЕНИЯ
ИСТРЕБИТЕЛЯ
22.2.1. ВЫБОР И ОБОСНОВАНИЕ ИСХОДНЫХ l\fОДЕЛЕЙ.
СИНТЕЗ АлrОРИТМА ФУНКЦИОНИРОВАНJIЯ РЕп' ЛЯТОРА
Принимая во внимание, что в современных РЭСУ основная часть
обработки информации осуществляется в цифровой форме, а также тот
факт, что команды координатной поддержки (ЧJц, <рц, <Ре и Дц, Дц, ДС,
Де, V J, передаваемые на борт истребителя через КРУ, поступают с
достаточно большим интервалом Т, синтезируем дискретны
й вариант
контура дальнеrо наведения истребителя, аналоrичноrо контуру, pac
смотренному в 922.1. При этом для решения задач воспользуемся дис
кретными алrоритмами СТОУ.
Поскольку предполаrается использовать цифровую систему об
работки, то необходимо иметь исходные модели в виде системы разно
стнъух уравнений, адекватнътх аналоrовым (дифференциальным) ypaB
нениям (22.1 Н22.6): ·
jбц (k)==(I(1j't)jбц (k1)+'t;jц(k1), jбц(О) j бцО; (22.35)
\j!ik) = \j!ц(k  1) +2.. jбц (k  1) ,
У ц
\v ц( О )==ЧJ цо;
(22.36)
( Дц ) '[Уц
ер (k)== 1't ер (kI)+\l1 (kl)
ц Дц ц Дц 't' Ц ,
ерц(О)==ерцо;
(22.37)
y(k) == y(k  1) + 'tа у 8 э (k  1) + 't;y(k  1), у(О)==Уо;
(22.38)
'tg
\j!c(k) = \j!c(k  1) vy(k  1), \j!ц(О)=\j!цо; (22.39)
с
<Pc(k)=(I :: ) <Pc(kl)+ i \j!c(kl)+'t(kl), <рс(О}=<Рсо о (22.40)
в уравнениях (22.35Н22.40) t==t(kt(k 1)  шаr дискретизации.
Состав измерителей оставим тем же, что и в непрерывной систе
ме. Однако модель наблюдения подлежит уточнению в связи с дискрет
ны
M характером поступления информации от КРУ и датчика курса ca
молета:
132

z 1 ( n )==цq>ц( n )+<pц( n );
Z2( n )==к.pcq>c( n )+<pc( n );
zз( K)==K'I'\Vc(k)+'Vc(k),
(22.41 )
(22.42)
(22.43)
rде qщ(П), срс(п), \Vc(k)  дискретные белые шумы измерителей с нуле
вым математическим ожиданием и известными дисперсиями О<рц, Dqx:,
D\VC. Особенностью измерений является то обстоятельство, что измере
ния Zl 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, rде s» 1.
Синтез реryлятора необходимо выполнять на основе общеrо за
кона вычисления сиrнала управления, минимизирующеrо функционал
(2.22) [45]. В приложении к рассматриваемой задаче можно использо
вать функционал качества (22.10), записанный в дискретной форме:
1 М {[ О  y(k) ] T [ gll g12 ][ О  y(k) ] + 'I:IK/)O;(i) } .
= с \jI т (k)  \jI с (k) g21 g22 \jI т (k)  \jI с (k) i=]
(22.44)
Дальнейшая процедура синтеза реryлятора принципиально не OT
личается от проделанной в 22.2. Отличие состоит лишь в том, что MaT
рица Ву == [ta y О]Т, а сиrнал управления находится из соотношения
(3.39). Поэтому алrоритм формирования сиrнала управления (22.12)
запишется в виде:
8з (k) ==  к 1i\у(k) + "[K \V(k),
(22.45)
у  a y Qll K \V == a y Q12 фф
rде к д  2 ' д 2  коэ ициенты пере
Кб + (-ra y ) qll Кб + (-ra y ) Ql1
дачи; у(k) ==у э(k), \V(k)==Ч1тэ(k\Vсэ(k), а уэ(k), \Vn(k), \vсэ(k)  экстрапо
лированные на kй момент времени значения крена, требуемоrо и фак
тическоrо курса самолета соответственно, формируемые на основе oцe
нок фазовых координат вектора состояния.
Анализ управления, проведенныIй для (22.12), полностью спра
ведлив и для соотношения (22.45).
22.2.2. СИI-IТЕЗ АлrОРИТМА ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ
КВАЗИОПТИМАЛьноrо ФИЛЬТРА
оnтималъныIй фильтр должен формировать оценки обобщенноrо
вектора состояния, фазовые координаты
 KOToporo определяются Moдe
133

лями (22.35К22.40). Особенностью оцениваемоrо процесса является
ero нестационарность, что обусловливает необходимость вычисления
текущих значений коэффициентов матрицы ошибок фильтрации OДHO
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
обобщенноrо вектора состояния аналоrично тому, как это было сделано
в п. 22.1.3. Однако для получения более широкоrо представления о воз
можностях различных фильтров вектор состояния разобьем на два под
вектора Хt==[jбц ЧJц <pJT И Х2==[У Ч'с <Рс]Т, компоненты
 KOTOpLIX оцениваются
в раздельных фильтрах фазовых координат цели и самолета COOTBeTCT
"
венно. В фильтре фазовых координат цели вырабатываются оценки jбц'
W ц И <Р ц , что требует решения системы из П у t==3+0,5х3х(3+1)==9 ypaB
нений. Фильтр фазовых координат самолета оценивает у, <Ре и w с И В
нем также решается система из П у 2==9 уравнений. В результате общее
fИСЛО решаемых уравнений уменьшается с 27 до 18.
Вначале синтезируем фильтр фазовых координат цели. Модели
для боковоrо ускорения jбц И уrлов рыскания Ч'ц и азимута <рц определе
ны уравнениями (22.35К22.37). Наблюдение процессов изменения jбц,
Ч'ц и <рц осуществляется с помощью РЛС, измеряющей азимут цели.
Данные измерений передаются на борт истребителя по кру с периодом
т и поступают в виде сиrнала Zt (22.41) в БЦВМ, rде реализуются алrо
ритмыI фильтрации.
Сопоставляя (22.35К22.37) с (2.20), (3.128) [45], а (22.41) с
(3.129), получим
Хl==[jбц Чlц q>JT; в==о. о==О. xl (k  1) == [jц(k  1) О]Т;
, ,
Н==[О О J; и( к )==[tpJ; Dи==DtpЦ; (22.46)
1 a.. О О D jб О О
J
tl(k,k 1) = /Yц 1 О ; D x1 = О О О .
О tVц/ 1t/ О О О
Задача синтеза фильтра решается на основе использования
(22.46) в (3.130Н3.137) [45] при условии, что параметры фильтра не
корректируются в зависимости от результатов проrноза. В результате
алrоритмы оценивания параметров движения цели получаются в виде
системы следующих уравнений:
134

" "
jбц(k) == (1  'tClj)jбц(k  1) + Кфцll'
"
jбц (О) = О ;
\j!ц(k) = \j!ц(k I)+ Jбц(k 1)+Кфц21' ф ц (О) = 'l'цО ;
У ц
(22.47)
" ( '[Дц ) " '[У ц " А ( О )
q>ц(k)= l q>ц(kl)+'+'ц(kl)+Кфцз8zl' <Рц =<J>цО'
Дц Дц
rде
ZI(П)==ZI(П)к.рц[ (1  Tц )4>ц(П  1) + ц фц(п  1)]'
(22.48)
а n==mT/, <<т, (т==О, 1, 2...).
Спецификой фильтра является то, что экстраполяция по моделям
(22.35)22.37) осуществляется с очень малым промежутком времени ,
в то время как ее коррекция выполняется с существенно большим про
межутком времени Т»'! по мере постуrтения измерений Zr по КРУ.
Синтез фильтра фазовых координат самолета выполняется на oc
новании модели (22.38Н22.40) при условии, что уравнениями набто
дения являются (22.42) и (22.43). Тоrда, 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:
Х2==[У ЧJс <рс]Т;
1
Ф(k,kI)= -rg/Vc
О
О
1
'[У С / де
B==['t<Xy О О]Т;
О
О
1 -rдe / де
(22.49)
о==8.
э,
;x2(k1)==[-ry(k1) О 'tc(kl) ]Т;
Н 2 == [ О О
О Кч!
z(k) == [z21(n) zз(k)f;
Kq>c ]
О '
знание которых необходимо для осуществления синтеза фильтра. Сле
дует отметить, ЧТО
{ Z2' при n == mT/-r, m == 0,1,2...
z21 ==
О, при п"* mT/-r.
135

Используя (22.49) в (3.130Н3.137), получим алrоритм функцио"
нирования фильтра параметров движения самолета в ВИде системы
уравнений:
1(k) = 1(k  1) + 't<хуьэ(k  1) + K c1 L\z2 + К с 2 3' 1(0) = 'Уо ;
" " k 'tg " (k
\vc(k)=\vc( 1)'Y 1)+Kc3&z2 +Kc4L\z3,
У С
Фс(О) =\IIcO; (22.50)
" ( 'тде I: (k 1) 'tV c "
<!>e(k)= l де j"e  + де \JIe(k1)+1<c5+1<c6&3'
[(1 ТДе ) " ТУ е " ]
Z2=Z21Klpe  Де <!>e(nl)+ Де \JIe(nl);
Az3 = zз(k)  Kljle[ \Ve(k  1)   y(k  1)].
"
<Рс (О) = <РсО ;
(22.51 )
rде учтена специфика формирования измерения Z21 и независимость
параметров фильтра от результатов проrноза.
В полученных алrоритмах (22.47) и (22.50) коэффициенты
 КФЦi
(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 алrоритм функционирования квазиоптимальноrо
дискретноrо фильтра. Ero особенностью является необходимость специ..
алъноrо соrласования моментов поступления измереНИЙ z2 и ZJ.
22.2.3. СТРУКТУРНАЯ СХЕМА КВАЗИОПТИМАЛЪНОЙ ДJIСКРЕТНОЙ
систЕмы
 ДАЛЪНЕrо НАВЕДЕНИЯ
Структурная схема синтезированной системы дальнеrо наведения со..
ставлена на основе моделей первичных измерителей (22.41Н22.43),
уравнений, описывающих динамику самолета (22.38Н22.40), алrорит
мов формирования сиrнала управления (22.45) и квазиоптимальны
x
оценок (22.47), (22.48) и (22.50), (22.51). Она приведена на рис. 22.2 и
имеет MHoro общеrо 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 интеrраторов установлены
 элементы
 суммиро
вания и временной задержки на t.
136

НА3ЕМИЫЕ
..'MEPllтenl
.. !РУ
Z2
ТЧ.I ЦJ
В э
,
: tK ,
б J:; ) Рёау';яmор -  -   - -  - ...J
Рис. 22.2
Фильтр фазовых координат цели имеет 1)' же СТРУК1Уру, что и
аналоrовый фильтр на рис. 22.1, но с учетом указанной специфики дис..
кретных систем.
В фильтре фазовых координат самолета невязки Z2 и Z3 (22.51)
после усиления ПОС1Упают на сумматоры крена, курса и азимута. На
вход сумматора крена подается сиrнал управления Lау8э(k 1), сумми..
руемый со взвешенной невязкой КсlZ2+Кс2ZЗ и оценкой y(k  1). На
137

входе сумматора курса складываются экстраполированный на kй MO
мент времени сиrнал \Ve)(k)== Wc(k  1)  Tg y(k  1) и взвешенная невязка
У С
Ke3Llz2+Ke4Llz3. Аналоrичная процедура выполняется при формировании
оценки 4>c(k), при этом в качестве экстраполированноrо значения при
нимается сиrнал \Vеэ(k)== ( 1  '(дс ) Фс (k  1) + '(у с "'с (k  1), а в качестве
Де Де
взвешенной невязки  сумма Ке5LlZ2+КсбZЗ. Так как уrлы ЧJе и <Ре являют
ся функционально зависимой парой параметров и имеются в наличии
независимые измерители курса и азимута самолета, то в фильтре ocy
ществляется взаимная коррекция формирователей оценок Фс и 4>с He
вязками AZ 2 и Аz з после умножения их на коэффициентыI Ке3 И Кеб.
Сиrнал управления 8) образуется соrласно (22.45), при этом экст
раполированное значение требуемоrо курса самолета
\Vтз(k)==Кцl[1t\Vцэ(k)] + Кц2<рцэ(k)  Кс<рсз(k)
формируется путем BecoBoro суммирования экстраполированных значе..
ний \Vцз(k), <рцз(k), <Реэ(k).
Выводы, вытекающие из анализа структурной схемыI (рис. 22.2),
о мноrомерности, не стационарности и мноrоконтурности получаются
такими же, как и в п. 22.1.4. Вместе с тем можно отметить следующие
отличия.
Особенностью paccMoтpeHHoro контура является необходимость
специальноrо синхронизирующеrо устройства (на схеме не показано),
которое должно соrласовывать во времени моменты прихода дискрет
ных измерений Z. и Z2, поступающих по КРУ с большим периодом Т, и
измерений курса Zз, формируемых с малым интервалом времени Т.
Спецификой дискретноrо контура наведения является зависи
мость ero параметров от интервала Т. Поскольку сиrналы 8 э (k) форми
руются дискретно, а для управления самолетом нужны непрерывные
сиrналы 8)(t), то дискретные управляющие воздействия преобразуются
в аналоrовые. Это преобразование выполняется в экстраполяторе или
ЦАП. Следует отметить, что это преобразование целесообразно выол
нять на входе реryлятора. В такой ситуации может быть использована
аналоrовая процедура (22.12) формирования сиrнала управления.
Таким образом, результаты синтеза квазиоптимальных систем
дальнеrо наведения истребителей свидетельствуют о том, что эти сис
темы MOryT быть достаточно просто реализованы на практике.
138

АВ ТОНОМНЬIЕ
И комБинировАнныIE
систЕмыI НАВЕДЕНИЯ

r ЛАВА 23. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
ОБ АВТОНОМНЫХ И комБинировАнныIx
СИСТЕМАХ НАВЕДЕНИЯ
23.1. ОСОБЕННОСТИ ПОСТРОЕНИЯ
АВТОНОМНЫХ СИСТЕМ НАВЕДЕНИЯ
Назначение, области применения и классификация автономнъух
систем наведения (АСН) рассмотренъ, в п. 1.1.2 [45]. Поскольку АСН
самолетов и ракет имеют сходны
й принцип построения, то особенности
их функционирования будут рассмотрены на примере обобщенной
структурной схемы, приведенной на рис 23.1.
r     !СОИТ ..,
I I Х сц
I Автономные
I да '['1tики I
А А
I ХС cц
Хцуl
I
Х ц
:КВ1
БG

хс
Сам OJI е 1('
(РаК6!'а)
Х ц I
I
I
I ИНДИR8.!'ор
I
I I
L. ПIlС ...    ."
I', В
Летчик
Х 1Сокт
PHt. 23.1
Координаты цели в виде вектора Х ц вводятся в запоминающее
устройство вычислительной системы, rде хранятся в течение Bcero вре..
мени наведения. На основе Х ц и оценок Хс текущих координат самолета
и Х сц относительноrо движения, формируемых автономнъJМИ датчика..
ми, в ВС вычисляются параметры рассоrласования r,B управления са..
молетом (ракетой) в rоризонтальной (по курсу) и вертикальной (по BЫ
соте или танrажу) плоскостях. Оценки :Х:с текущих координат получа
ются в процессе, так называемоrо счисления пути, oCHoBaHHoro на дву"
кратном интеrpировании ортоrональных составляющих ускорений ОУ,
140

либо однократном интеrpировании аналоrичных составляющих CKOpO
сти в заранее выбранной системе координат. Конкретный вид функцио
нальной связи Х ц , ХС и Х сц с r,B определяется используемыми методами
наведения ЛА по курсу и высоте (танrажу), которые и обусловливают
состав автономнъlX датчиков. Следует отметить, что в АСН самолётов
заранее введенные координаты цели MoryT быть оперативно изменены
экипажем, либо по командам целеуказания Х цу с пункта управления.
Сформированные в ВС параметры рассоrласования r,B поступа
ют в СА У и в индикатор. При этом в автоматическом режиме (1.3)
индицированные параметры рассоrласования используются только для
контроля процесса управления, в то время как в ручном и директорных
режимах по ним осуществляется управление самолетом. Оценивание
фазовых координат собственноrо и относительноrо движения ЛА осу-
ществляется с помощью автономнъlX датчиков различной физической
природы. Приведение показаний датчиков к единому масштабу и фор
мирование при необходимости сиrналов Х К взаимной коррекции ocy
ществляется в ВС. Для удобства понимания процедур формирования
координат Х сц относительноrо движения на рис 23.1 показано кинемати
ческое звено КЗ 1. Напомним, что основным признаком автономных
датчиков является отсутствие информационноrо 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 rотовности аппаратуры ракеты к примененmo определяется
совокупностью сиrналов контроля Х коfП , поступающих в аппаратуру ca
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 HaBeдe
ния (КСН) самолётов последовательноrо типа на первом этапе исполь
зуется автономное управление. При этом процедуры формирования па
раметров рассоrласования аналоrичны тем, которые были рассмотрены
в 23 .1. Если автономное наведение продолжается достаточно долrо, то
ошибки управления, обусловленныIe поrpешностями счисления пути и
уходом rироскопов, MOryT стать настолько большими, что цель не будет
141

х JCOвт
r""'""'
иве
Ав,.оиомвые
да!'чики
Х ц
Ml
с Х Р
" n.c
Хсца
Борorовая
аппара"ура
РСБН (КРУ)
(Ра.ке,.а)
Х ц Х цу
Х опр
i.
СА'У
(СУР)
Са.моле!'
к82
I
I
i сцl
I
I
I
БРЛС
(prc)
ic
Индика.,.ор
Ле!'чик
Х ц
ХС
....
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 друrой физической
природы
 (астроинерциальным, оптоэлектронным, радиотехническим и
т.д.). Достаточно часто для этих целей используются радионавиraцион
ная система ближней навиrации (РСБН) и БРЛС. В последнем случае
заранее по маршруту полета, в пределах дальности действия БРЛС вы..
бираются радиолокационные ориентиры с точно известныIии rеоrpафи
ческим координатами. В качестве таких ориентиров выбираются объек"
ты, однозначно идентифицируемые по радиолокационному изображе
нию (желеЗНОДОРОЖНЪJе мосты, небольшие острова, характерные изrибы
рек и т.д.). Измерив дальность до этих ориентиров и их бортовые пелен
rи, можно точно определить свое местоположение, используя ero для
дальнейшеrо счисления пути. При этом счисленны
e до этоrо с помощью
автономной системы координаты сбрасываются. Поскольку автономная
система обычно функционирует в прямоyrолънъlX координатах, а БРЛС .....
в полярнъlX, то В ВС осуществляется пересчёт радиолокационны
x изме..
рений ориентиров в вектор Х р сиrналов радиокоррекции автономнъlX
датчиков уже в прямоуrольной системе координат. Одновременно в ВС
142

по счисленным координатам :Х:е вычисляется дальность до цели и её
бортовой пеленr, объединённые в вектор X  [Да <1>а J. в соответствии с
этими данными осуществляется включение БРЛС и поиск цели вблизи
значений Да И <Ра, что позволяет значительно сократить время, затра
чиваемое на её обнаружение.
После захвата цели БРЛС на сопровождение начинается этап ca
монаведения. При этом параметры рассоrласования формируются в
соответствии с выбраННЪJМ методом самонаведения на основе оценок
фазовых координат относительноrо Х сцр и собственноrо -Же движения,
формируемых БРЛС и автономными датчиками. Процедура преобразо
вания абсолютных фазовых координат цели и ЛА в относительные KO
ординаты, измеряемые в БРЛС, отображается на структурной схеме
кинематическим звеном К32. Следует подчеркнуть, что на этапе caMO
наведения в ВС на основании показаний автономных датчиков по
прежнему формируется вектор Ха, который используется для KoppeK
цИИ БРЛС. В общем случае использование сиrналов коррекции Ха по
зволяет повысить точность радиолокационных измерений, увеличить
время памяти и уменьшить зону повторноrо поиска цели по дальности и
уrлам при пропадании отраженных от неё сиrналов. Управление caMO
лётом на этапе самонаведения, как и на этапе aBToHoMHoro 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 распространённътх вариантов комбинированных
систем управления является комбинация автономной системыI, исполъзуе
мой на начальном участке, СКРУ  применяемой на среднем участке и
ССН, которая управляет ракетой в конце наведения [29]. В таком вариаmе
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 различныIx этапах
используются различные методы наведения. Так, на этапе командноrо
радиоуправления используются методы, рассмотренные в 17.317.5, в
то время как при самонаведении используются методы, изложенные в
rлаве 7. В связи с этим ниже основное внимание будет уделено методам
aBToHoMHoro наведения.
143

В автономных системах используются две rруппы методов наве..
дения. При использовании одной из них наведение осуществляется по
фиксированным траекториям, которые рассчитываются заранее дО BЫ
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 применяемоrо оружия и т.д. В
таких условиях более рациональныIM является применение методов Ha
ведения по нефиксированным траекториям, коrда заранее определяется
лишь класс траекторий, а их конкретный вид уточняется в соответствии
с конкретными условиями применения.
23.3.1. МЕТОДЫ ABTOHOMHOrO НАВЕДЕНИЯ по КУРСУ
Маршрутный метод используется для наведения самолётов и ракет
«Brn) большой дальности по фиксированной траектории. В качестве такой
траектории обычно используют участок ортодромии, проходящий через
исходныIй (ипм) и конечныIй (кпм) пункты маршрута. В качестве конеч
Horo пункта маршрута может быть использована и цель. Под ортодромией
понимается часть дyrи болъmоro кpyra, центр KOToporo совмещён с цeH
тром Земли. Напомним, что ортодромии определяют кратчайшее расстоя
ние между двумя точками на сферической поверхности.
Траекторное управление при маршрутном методе сводится к yдep
жанmo ЛА на выбранной ортодромии. Суть тaKoro управления поясняется
рис. 23.3. На этом рисунке в ортодромической системе координат ОипмХoZо,
в которой ось ОIП1МХо проходит через цель с координатами (x О), точкой
Ооу показано текущее положение ОУ (Хоу, Zoy). Из рисунка видно, что в
качестве параметра рассоrласова
ния, реализующеrо цель маршрут
Horo управления, может быть ис
пользована величина боковоrо
отклонения самолёта или ракеты
от ОрТОДРОМИИ
M == ZrZoy == Zoy. (23. ] )
При получении (23.1) Бы
ло учтено, что требуемое значе
нне z,. боковоrо отклонения
должно быть равно нулю. Для
144
Хоу
,Ооу
Zoy
ОИПJII
Рис. 23.3
Z01
Zo

повышения точности и устойчивости управления вместо (23.1) обычно
используют ero модификацию
M = Zoy + kzzoy, (23.2)
в котором
Zoy =VпsiпЧ/п = vпч/п =VП(\VОК <Xc), (23.3)
V n  модуль путевой скорости, 'Vп  уrол доворота, ЧJОК  ортодромиче-
ский курс, а. с  уrол сноса, k z  весовой коэффициент.
При достаточно точном управлении ЛА подходит к цели с уrлом
доворота 'VпО.
Из (23.2), (23.3) и рис. 23.3 следует, что для реализации марш-
pYTHoro метода необходимо иметь систему счисления пути, вычисляю-
щую координату ZoY' rирополукомпас, измеряющий курс ЧJОК и ДИСС, В
котором оцениваются V n И ас. Достоинствами метода являются просто-
та ивс, реализующей алrоритм тpaeIcropHoro управления, хорошее
сопряжение с методами самонаведения. К недостаткам относятся: низ
кая точность при отсутствии радио коррекции, обусловленная накопле
нием ошибок счисления и уходом измерительнътх осей rирополукомпа-
са при длительном полёте; методические ошибки при неточном задании
опорной ортодромии.
Курсовой метод используется при наведении самолётов и ракет
«вп» по нефиксированны
M траекториям. Суть траекторноrо управле
ния заключается в совмещении продольной оси ЛА с направлением на
цель. Из рис. 23.3 видно, что при таком алrоритме параметр рассоrласо-
вания может быть вычислен по формуле
Zoy
K =Er Ч/ОК =arctg
Х ц  Хоу
rде Er  уrол визирования цели в rоризонтальной плоскости, который не
может быть измерен автономными датчиками.
Необходимо отметить, что курсовой метод по своему смыслу
совпадает с прямым методом самонаведения, анализ достоинств и He
достатков KOToporo был выполнен в п. 7.3.1. Как следует из (23.4), для
реализации кypcoBoro метода достаточно иметь систему счисления пу-
ти, в которой формируются оценки хоу и ZoY' и курсовую систему (rиро-
полукомпас), измеряющую ортодромический курс. Курсовой метод
является достаточно удоБны
M для применения в комбинированнътх
системах управления. Это объясняется ero хорошим сопряжением со
всеми методами самонаведения в комбинированны
x системах последо-
вательноrо типа и простотой формирования сиrналов взаимной коррек-
ции в системах параллельноrо типа.
 Ч/ ОК ,
(23.4)
145

Путевой метод также используется при наведении самолётов ира..
кет «вп» по нефиксированным траекториям. В процессе ero реализации с
направлением на цель совмещается вектор путевой скорости. Из рис. 23.3
видно, что в такой ситуации параметр рассоrласования при использовании
автономных датчиков может быть сформирован по правилу
Zyo Zyo
8 п == qr == Er  ЧJп == arctg  arctg,
Х ц  Хуо Хуо
(23.5)
в котором qr  уrол упреждения. Этот метод, аналоrичныIй методу поrо
ни в системах самонаведения, позволяет уменьшить ошибки управле
ния, обусловленные боковым ветром, что выrодно отличает ero от кур..
cOBoro метода. Однако алrоритм функционирования ивс, реализующий
путевой метод, более сложен, так как требует оценивания скоростей Zoy
и Хоу изменения текущих координат ЛА. При использовании путевоrо
метода в комбинированных системах наведения он обладает такими же
свойствами, что и курсовой метод.
В процессе наведения ракет «BB» с комбинированными систе..
мами управления на подвижные цели на автономном участке использу
ется метод пропорциональноrо наведения (7.32), (7.33). Однако необхо..
димы
e для ero реализации оценки скорости сближения V сб И уrловой
скорости линии визирования ro 1,2 формируются на основе экстраполя
ции движения ракеты лишь путём интеrpирования различнъlX проекций
её собственноrо ускорения.
В заключение отметим, что алrоритмы (23.2)(23.5) используют..
ся лишь при ручном управлении самолётом. В режимах директорноrо и
автоматическоrо управления ЛА эти параметры рассоrласования преоб..
разуются в требуемые значения крена по правилам
у тм == f M (8 м ), У тк == f K (8 к ), У тп == f п (8 п ),
в которых функционалы f M , f x , f п MOryT учитывать инерционные свойст"
ва самолётов, ракет и САУ, сур аналоrично тому, как это выполняется
в системах самонаведения (п. 7.3.3).
23.3.2. мЕтоды
 НАВЕДЕНИЯ ПО ВЫСОТЕ И ДАЛЬНОСТИ
Чаще Bcero 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 возможнъJX вариантов TaKoro профиля
полёта для ракеты «вп» показан на рис. 7.15. Для первоrо и тpeThero
участков параметры рассоrласования формируются по прави.лу
146

э=э.тэ.,
(23.6)
а для BToporo используется алrоритм
H=HTH,
(23.7)
rде 8 т , Н Т и 3, Н  требуемые и фактические значения уrла танraжа и
высоты. В процессе реализации (23.6) и (23.7), 3 т и Н т задаются заранее,
а 8 и Н измеряются (оцениваются) с помощью позиционноrо rироскопа
и баро.. или радиовысотомера. При выборе Н т необходимо учиты
атьь
два противоречивых требования. С уменьшением высотьт возрастает
вероятность преодоления ПВО, но одновременно увеличивается расход
топлива. При выборе больших значений Н т 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
cBepxмaJIыIx высотах может выполнятся nyтёM манёвра в вертикальной
плоскости в режиме следования рельефу местности (рис. 23.4,а), либо
путём манёвра в rоризонтальной плоскости в режиме обхода препятст"
вий (рис 23.4, б).
а)
б)
Рис. 23.4
Следует отметить, что при полёте на MaJIЪYX и сверхмалых высотах
использовать для TpaeIcropHoro 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, caMoro самолёта и специфики управления подъ
ёмной силой (см. п. 5.2.1). В связи с этим в системах маловысотноrо
полёта обычно используется управление по закону
=HTHy,
(23.8)
rде Ну  высота над упреждённой точкой по направлению полёта, KOTO
рую будет иметь ЛА при условии сохранения направления полёта, имею..
щеrося на данный момет времени (рис. 23.5). Эта точка отстоит от ЛА на
147

/
/
Рис. 23.5
ДЦ =  Z20Y +(Х ц Xoy)2 .
определённом расстоянии,
которое зависит от скорости
ero полёта, ero инерционныIx
свойств и специфики управле
ния подъёмной силой.
Управление по далъ
ности базируется на контроле
текущеrо расстояния дц до
цели. Из рис. 23.3 видно, что
(23.9)
На основе вычисленных значений дц осуществляется изменение
режима работы системы наведения (изменение BЪJCOТЪ' и скорости полё
та, включение БРЛС, аэс или друrих датчиков, переход в режим само..
наведения и т.д.).
23.4. мЕтодыI НАВЕДЕНИЯ САМОЛЁТОВ
ПРИ ИСПОЛЬЗОВАНИИ ИМИ СРЕДСТВ ПОРАЖЕНИЯ
Если в качестве средств поражения используются ракеты «ВП»,
то управление самолетом целесообразно выполнять по курсовому MeTO
ду. Это объясняется тем, что при курсовом методе продольная ось pa
кет, совпадающая по направлению с продольной осью самолёта, при
мерно направлена на цель, что обеспечивает наименьшее время и затра
ты энерrии на дальнейшее управление средствами поражения и их наи
большую дальность действия. Высота полёта самолётаносителя в Ta
кой ситуации выдерживается постоянной.
При выполнении бомбометания неуправляемыми бомбами ocy
ществляется прицеливание по направлению (боковая наводка) и дально
сти (продольная наводка). Суть боковой наводки состоит в обеспечении
такой линии боевоrо пути (рис. 23.6,а), при которой линия разрывов
ЛИНИЯ
пути
ц
линия
разрывов
..-...:... ..-..е:_ "._
О е. '. "'"", -.....
..........., ,..  ..,.. ........
с ''\'-, ._'" е"
'-, -... '.... ...., '.
"\. ,..,  '-' "
\ ." ",
I I ,. / ,. ,. .1 .1 /6 .' t ,; cf { i 11- i
ц
а)
Рис. 23.6
148
б)

бомб проходит через цель. Боковая наводка выполняется по параметру
рассоrласования, называемому также параметром управления, который
характеризует разность боковых отклонений между требуемой и факти
ческой линиями разрьmа бомб. На рис. 23.6 точки ОС и Оц отображают
расположение самолёта и цели, ус, V п , W  соответственно векторы
воздушной, путевой скорости и скорости ветра, штриховые линии COOT
ветствуют проекциям траекторий бомб в rоризонтальной и вертикаль
ной плоскостях, значками «Х» обозначены точки разрывов бомб. При
целивание по дальности состоит в определении такой дальности 
сброса бомб, при которой они долетают до цели (рис. 23.6,б). Продоль
ная наводка выполняется по параметру сиrнализации, который пред
ставляет разность между фактической дальностью до цели и её требуе
мыIM значением. Бомбы сбрасываются в тот момент, коrда параметр
сиrнализации становится равным нулю. На практике используется дoc
таточно большое число различнъlX алrоритмов вычисления параметров
рассоrласования и сиrнализации, конкретный вид которых зависит от
приёма бомбометания (с кабрирования, с rоризонтальноrо полёта и с
пикирования) и от состава датчиков информации.
149

r ЛАВА 24. СИСТЕМЫ Р АДИОУПР АВЛЕНИЯ
МАЛОВЫСОТНЫМ ПОЛЁТОМ
24.1. НАЗНАЧЕНИЕ И РЕШАЕМЫЕ ЗАДАЧИ
Полёт на малых и сверхмалых высотах позволяет существенно по--
выситъ вероятность преодоления ПВО противника. Повышение этой веро--
ятности объясняется рядом причин, основнъlМИ из которых являются:
уменьшение дальности обнаружения низколетящих целей (нлц)
наземными РЛС и соответственно сокращение времени на подrотовку и
осуществление их перехвата;
ухудшение точности или срыв сопровождения НЛЦ по направле..
нию наземными РЛС за счет эффекта «маневрз»;
появление эффектов затенения и антипода.
Уменьшение дальности обнаружения и располаrаемоrо 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 V ц уrловая скорость линии визиро..
вания (ЛВ) изменяется примерно по rиперболическому закону обратно
пропорционально дальности до цели вплоть до значения (jJ==V JНц, rде
Н ц высота полёта цели. rеометрия взаимноro расположения НЛЦ и на..
V ц Н V ц земной РЛС, а также эпюры
изменения уrла и уrловой
скорости ЛВ во времени
при полёте цели на РЛС
t(д) показаны на рис. 24.1. В
общем случае в законе из..
менения уrлов визирования
<рц НЛЦ будут содержаться
t(Д) ПрОИЗ80дные, порядок ко..
торых превышает порядок
астатизма систем сопрово"
ждения по направлению,
о t ) что адекватно иите..
нсивному манёвру по на-
Рис. 24.1 правлению. В результате в
150

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 уrловая CKO
рость лв может достиrатъ нескольких радиан в секунду. Так, при
V ц 300 м/с и Н ц ==100 м, {J)tFVJНц==3 рад/с. Бессрывное сопровождение
такой цели по направленmo в РНП антенной с механическим приводом
практически невозможно. В процесс е автоматическоrо сопровождения
цели в режиме обзора (АСЦРО) также возможен срыв сопровождения
по направлению за счёт нарушения процедуры идентификации резулъ
татов радиолокационных измерений при резком возрастании уrловой
скорости лв (см.  14.4 [46]).
Эффект затенения имеет место тоrда, коrда НЛЦ попадает в об
ласть радиотени изза наличия препятствий на пути распространения
радиоволн УКВ диапазона. Суть этоrо эффекта поясняется рис. 24.2.
При нахождении в области радиотени нлц не обнаруживается назем
ными рлс. Эффект антипода обусловлен тем, что отраженный от НЛЦ
радиосиrнал может поступать к рлс не только напрямую от цели по
линии ОцОр (рис. 24.3), но и за счёт переотражений от земли по трассе
Оц О] Ор, что адекватно наличию целиантипода в точке Оа. Этот сиrнал
приводит к ухудшению точности измерений координат НЛЦ, а при Ha
ведении на неё средств поражений  к их перенацелеванию на землю.

O
A НЛЦ

O/fJf
7
Рис. 24.2
Рис. 24.3
151

Давая определённыIe преимущества при преодолении ПВО, мало..
высотный полёт (МВП) приводит к существенному снижению безопас..
ности ero выполнения за счёт резкоrо увеличения опасности столкнове..
пия с землёй. Полёт на малых и сверхмалых высотах над пересечённой
местностью при rлазомерном определении расстояний до наземных
препятствий практически невозможен. Для выполнения TaKoro полёта
используются специальные автономные РЭСУ, включающие в свой
состав ИВС, СА У и ЛА, как объект управления (рис. B.l) [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 искусственнъlX пр е пятств ий в ППС и формирования сиrнала управле..
ния для их облёта или обхода по определённыM траекториям в верти..
кальной или rоризонтальной плоскостях.
В общем случае РЭСУ МВП должны обеспечивать:
обнаружение пр е пятств ий в ППС на удалениях, достаточнъlX для
выполнения безопасноrо маневра в вертикальной или/и rоризонтальной
плоскостях с учётом инерционности СА У иЛА;
требуемую (заданную) высоту полёта Н Т над слабопересеченной
местностью;
пролёт вершин пр е пятств ий на высоте Н т с нулевым уrлом на..
клона траектории (8=0);
проrнозирование опасных ситуаций и увод с опасной высоты.
Следует подчеркнуть, что последние три задачи должныI выпол"
няться С учетом реальнъlX оrpаничений на величину вертикальной пере..
rpузки
nymin < пу < Путах
И реализуемых уrлов наклона траектории
(24.1 )
E>min < E> < E>.nax.
(24.2 )
Выполнение условий (24.1) и (24.2) предопределяет оrpаничения
на безопасно преодолеваемые уrлы наклона рельефа q>pS;q>pmax И перепа..
дов высот рельефа Ир < Н ртах (см. рис. 24.4).
Облёт вершин препятствий с 8==0 обеспечивает наилучшие усло..
вия для выполнения дальнейшеrо 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 иноrда называют системами ПрОфЮIьноrо полёта.
152

Рис. 24.4
Проrноз опасных ситуаций сводится к упреждающему определе..
нию уrлов наклона рельефа
<рр><рртах (24.3)
и перепада высот
Нр>Нртах. (24.4)
Последняя задача решается путём постоянноrо контроля расстоя"
ний до вершины
 препятствия. При выполнении условия (24.3) или (24.4)
осуществляется маневр на кабрирование с максимально возможной
переrpузкой Путах (участок АВ на рис. 24.4). Аналоrичны
й маневр вы-
полняется и при уводе ЛА с опасной высоты в случае полёта с ошибкой
по высоте H==HTH, превышающей предельно допустимую для данноrо
типа РЭСУ. Для обеспечения TaKoro увода ИВС должна осуществлять
постоянный контроль текущей Bыотъ'
 полёта.
Кроме Toro, РЭСУ МВП должна осуществлять:
обеспечение устойчивости и управляемости в полете с высоким
уровнем доверия летчика средствам автоматики;
оценивание всех фазовых координат, исполъзуемыIx в законах
управления облетом или обходом препятствий;
обеспечение для пилота сохранения «чувства самолета» и зри..
тельноrо контроля;
надежный контроль работоспособности с быстрым выявлением
отказавших элементов.
Все задачи РЭСУ МВП должны решаться с безусловныIM обеспе
чением требований безопасности полёта в любое время rода, суток и в
любых метеоусловиях. Выполнение этоrо требования предопределяет
мноrоканальный принцип построения иве с использованием РЛС дЛЯ
определения расстояний до препятствий и радиовысотомеров для кон..
троля текущей высоты.
153

Необходимо отметить, что при использовании для обнаружения
НЛЦ комплексов воздушноrо радиолокационноrо дозора типа АВАКС с
импульснодоплеровской 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 оrраничения на преодолеваемые уrлы
наклона рельефа и перепады ero высот.
Среди различных типов РЭСУ МВП более простыии и надежны
ми являются системы с облетом препятствий в вертикальной плоскости,
которые и будут рассмотрены в первую очередь.
24.2. ОСОБЕННОСТИ ФОРМИРОВАНИЯ ПАРА МЕТРОВ
Р ACCOr ЛАСОВАНИЯ ПРИ ПРОФИЛЪНОМ ПОЛЁТЕ
Профильный полёт, при котором траектория полёта самолёта
примерно повторяет профиль рельефа, имеет место при полёте над сла
бопересечённой местностью, коrда дЛЯ РЭСУ МВП выполняются усло
вия (24.1) и (24.2). rлавными задачами ИВС во время TaKoro полёта
являются обнаружение препятствий на линии пути и формирование
параметра рассоrласования, поступающеrо в СА У для управления ca
молётом. Эти задачи решаются с помощью специальной РЛС, именуе
мой также радиолокатором предупреждения столкновений (РПС). Осо..
бенности функционирования РПС и способы формирования параметров
рассоrласования подробно рассмотрены в [26]. Следует отметить, что на
практике вместо (23.8) используют две ero модификации: дальномер
ную и уrломерную. При дальномерном способе (рис. 24.5) параметр
рассоrласования формируется по закону
dд==К д (ДTД)'
(24.5)
в котором: к д  коэффициент пропорциональности;
Дт=Vсt у (24.6)
 требуемая упреждённая дальность, выбираемая таким образом, чтобы
ЛА, движущийся со скоростью ус, успел среаrировать на изменение
упреждённой высоты Ну; t y  требуемое время упреждения, зависящее
от типа ЛА и используемоrо в нём способа управления подъёмной си
лой. Если L\Д>О, то формируется команда на набор высоты (кабрирова
ние), если L\д<О  то на пикирование.
При использовании уrломерноrо способа параметр рассоrласования
y  ( <PT)
(24.7)
154

формируется в процессе сравнения текущеrо уrла <р визирования пре
пятствия с ero требуемыIM значением <Рт, при котором Д==ДТ. В (24.7) К<р 
коэффициент пропорционалъности.
Если Д<ДТ (рис. 24.5), то антенна РПС поворачивается в сторону
уменьшения модуля уrла <р до тех пор, пока не выполнится условие
Д==ДТ. Разность между первоначальным значением (рис. 24.5)
<р==а+Н,.IДт
(24.8)
и соответствующим зна
чением <Рт и представляет
собой сиrнал рассоrласо
вания. На первый взrляд
кажется, что использова
ние дальномерноrо спосо
ба является более пре..
дпочтительныI,, так как
требует измерения (оцени..
вания) только дальности, в
то время как в уrломерном
способе необходимо ещё измерять уrлы атаки а и поворота антенны <р.
Следует подчеркнуть, что в настоящее время отсутствуют выокоточ
ныIe датчики измерения уrла атаки, что приводит к необходимости YBe
личивать допустимые значения Н т . Однако, несмотря на отмеченные
недостатки, на практике чаще используют уrломерный способ, посколь
ку он позволяет более полно учесть все требования к траектории полета,
изложенные в  24. 1.
Нецелесообразность использования дальномерноrо способа объ
ясняется спецификой управления подъёмной силой самолёта с помо
щью рулей высоты (управляемых стабилизаторов), особенности KOTOpO
ro были рассмотрены в п. 5.2.1. Напомним, что при необходимости Ha
бора высоты рули отклоняются вверх (рис. 5.1) [45]. В этом случае ca
молёт вначале перемещается вниз (рис. 5.2), что при выполнении МВП
само по себе опасно. Одновременно он начинает поворачиваться BOKpyr
поперечной оси, увеличивая тем самым уrол атаки и величину подъём
ной силы. В результате самолёт начинает набирать высоту только через
некоторое время t зап . Интервал t З8П наряду с запаздыванием СА У и ис
полнительных opraHoB и определяет величину t y в (24.6). Для систем
управления, использующих дальномерныIй способ, важным является то,
что увеличение уrла атаки, имеющее место на интервале Оtзап (рис. 5.2),
приводит к уrловому перемещению антенны в пространстве. В резуль
тате перемещения луча антенны увеличивается текущая дальность д,
приближаясь к значению Дт, что вызывает уменьшение параметра pac

"".'I:...,
Рис. 24.5
155

соrласования (24.5). На рис. 24.5 этот факт иллюстрируется изменением
текущей дальности от значения ДI<Дт до значения д2==Дт при перемеще..
нии антенны из положения 1.....1 в положение 22.
Получается парадокс: при отклонении рулей высоты вверх само..
лёт перемещается вниз и при этом снимается команда на набор высоты.
В итоrе самолёт начинает перемещаться вверх только в опасной близо..
сти от препятствий, коrда
при малых значениях Д
изменения уrла атаки уже
не CMOryT привести к её
значительному увеличе..
пию. Траектория полёта в
процессе облёта препятст"
вия при использовании
дальномерноrо способа
показана на рис. 24.6
пунктирной линией.
При такой траектории высота Н над вершиной может быть суще..
ственно меньше Н Т и уrол е наклона траектории не равен нулю. В такой
ситуации, если самолёт не столкнётся с вершиной препятствия, то после
её пролёта имеет место увеличение высоты
 Н>Н т , что может привести к
преждевременному ero обнаружению противником. Следует отметить,
что использование пространственной стабилизации антенны РЛС дЛЯ
ликвидации отмеченноrо выше недостатка не позволяет кардинально
решить проблему обеспечения безопасности, так как при малых Н Т
ошибки стабилизации сравнимы с требуемыми уrлами <Рт. Увеличение
Ну приводит к утрате преимуществ маловысотноrо полёта.
При использовании уrломерноrо способа (24.7) антенна РЛС от..
слеживает <Рт, при котором Д==ДТ независимо от уrловоrо положения
продольной оси самолёта. В связи с этим полёт будет осуществляться
без опасноrо сближения с препятствием по траектории, показанной на
рис. 24.6 сплошной линией. Кроме Toro, по Ау можно судить о величине
уrла наклона рельефа, что позволяет учесть реальные возможности са..
молёта (24.1) и (24.2) по ero облёту.
,
,
Н>Н Т "
,
Рис. 24.6
24.3. СТРУКТУРНАЯ СХЕМА иве ПРИ ПРОФИЛЪНОМ
ПОЛЁТЕ
в общем случае характер рельефа местности, над которым вы..
полняется маловысотный полёт, может быть самым разнообразным.
При этом по маршруту полёта MoryT попадаться участки местности, для
которых параметр рассоrласования Ау, сформированный по закону
156

(24:7), не удовлетворяет оrраничениям (24.1) и (24.2). В таких условиях
используются друrие алrоритмы TpaeKTopHoro управления. Так, при
облёте вершин препятствий удобно использовать закон
L\n ==ПутПУ'
(24.9)
в то время как при пикировании над задним скатом препятствия целесо..
образно формировать параметр рассоrласования по правилу
L\э ==э. т э..
(24.1 О)
Кроме Toro, для контроля текущей высоты и ЭI<стренноrо увода самолё..
та вверх при больших ошибках управления используется параметр pac
соrласования
H==HTH. (24.11)
В (24.9)(24.11): пут, Э т , Н Т И nY' 3, Н  соответственно требуемые и те..
кущие значения переrрузки, танrажа и высоты.
Поскольку заранее предсказатъ характер рельефа местности, над
которой будет пролетать самолёт, невозможно, то в ИВС одновременно
формируются все виды параметров рассоrласования. В такой ситуации
используется тот алrоритм TpaeI<TOpHOro управления, который обеспе..
чивает наибольшую безопасность полёта. Структурная схема такой
мноrоканальной ИВС совместно с друrими составныIии частями РЭСУ
МВП приведена на рис. 24.7.
r
'ИВС т. vт
: л 8-)n 
а.
Д!
У
Дальио- Д Д
ССУ
мер Да
РВ
q>
н
Самолё'I
......_......................
Рис. 24.7
Вычислитель проrpаммноrо движения (ВПД) по введённым в не..
ro величинам Н т , У С И & формирует требуемые значения дт (24.6), <рт и
ПУТ' 3 т , необходимые для одновременноrо вычисления всех параметров
157

рассоrласования (24.7), (24. 9)(24.11), которые поступают в вычисли..
тель сиrналов траекторноrо управления (ВСТУ). Здесь на основе теку..
щих оценок уrла <р наклона антенны, поступающих из уrломера, и те..
КУЩИХ значений П у , Э и Н, измеряемых в автономных датчиках (АД) и
радиовыотомереe (РВ), формируются параметры рассоrласования Y' n
И э, H. В устройстве выбора экстремума (УВЭ) из всех этих парамет
ров рассоrласования выбирается тот, который обеспечивает наиболь
ший уrол кабрирования при наборе высоты или наименьший уrол пики
рования при ее уменьшении. Отселектированный таким образом пара..
метр рассоrласования  поступает в устройство обеспечения безопасно
сти (УОБ), rде выполняется ero проверка на соответствие условиям
(24.1) и (24.2) и допустимым ошибкам Ндоп управления по высоте. Ес..
ли все оrраничения выполняются, то  выдается в систему отображения
информации при ручном управлении (p) и в САУ, в директорном или
автоматическом режиме (д,A). Если же хотя бы одно из оrpаничений не
соблюдается, то в УОБ формируется, индицируеМЪJЙ в СОИ, признак
опасности (ПО) и выдается команда оп В СА У на кабрирование с мак..
симально возможной переrpузкой. Типовая смена законов управления,
обеспечиваемая в УВЭ выбором соответствующеrо параметра рассоrла..
сования, иллюстрируется рис. 24.8.
HT)8==O
.... .....  ЭТ

I "
I '"
I
I
I
п I I I
kуправление ПО А)' ) управление пoonJправление ПоАl<управпение по А у

'"
Рис. 24.8
При полёте над слабо пересечённой местностью (участок 1) следя"
щая система уrломера (ССУ) автоматически отслеживает направление, на
котором ДДT. В этом случае УВЭ селектирует алrоритм траекторноro
управления (24.7), в соответствии с которым самолёт совершает профиль..
ный полёт в режиме следования рельефу местности на высоте HHT.
Если впереди по маршруту появляется вершина препятствия, то
ССУ переходит в режим её сопровождения. При этом профильныIй по..
158

лёт сохраняется до тех пор, пока дальность ДВ до вершиныI на станет YДOB
летворять равенству Дв==КIДт, rде в зависимости от типа самолёта и исполь
зуемых средств управления подъёмной силой 0,3Kl0,7. С этоrо момента
времени траектория облёта вершины
 выполняется по дyre окружности,
радиус которой определяется значением nyr в (24.9) (рис. 24.8, участок 11).
Такой полёт будет продолжаться до тех пор, пока уrол танrажа (пики
рования) не станет равным требуемому значению э. т , после чеrо начина
ется управление по закону (24.1 О). В свою очередь, такое управление
(участок 111) будет иметь место до выполнения условия ДДT' После
этоrо параметр рассоrласования будет вновь формироваться по правилу
(24.7) (участок IV). Следует отметить, что при полёте над слабопересе
чённой местностью MOryT использоваться и более сложные комбиниро
ванные законы управления, в которых наряду с L\y с соответствующими
весами учитываются (24.5) и (24.11).
Минимальные значения Н т , вводимые в ВПД дЛЯ вычисления
(24.7), (24.8) и (24.11), определяются высотой необнаруживаемЪJХ с по
мощью РЛС препятствий (отдельных деревьев, линий электропередачи
и т.д.) и максимальными ошибками вычисления упреждённой высоты
Ну (рис. 23.5). Обычно HтminIOO м. При полёте над ровной морской или
пустынной поверхностью предельно минимальная высота полёта orpa
ничена высотой засасывания в двиrатель самолёта водяных брызr или
мелких предметов с земной поверхности. При выборе значений t y в
(24.6) приходится удовлетворять противоречивым требованиям. С oд
ной стороны, увеличение t y (ДТ) позволяет снизить требования к быст
родействию САУ, ОУ и использовать дЛЯ МВП самолёты с менее разви
той механизацией крыла. С друrой стороныI, увеличение Дт приводит К
уменьшению уrла встречи луча антенны с земной поверхностью и
уменьшеНИIО коэффициента отражения радиоволн в сторону РЛС, что
вызывает ухудшение условий обнаружения препятствий. Кроме Toro,
при уменьшении этоrо уrла возрастает уровень относительных ошибок
измерения уrловоrо положения антенны. В результате снижается чувст
вительность РЭСУ МВП к изменению профиля рельефа местности.
Дальномеры, используемые в иве (рис. 24.7), измеряют либо
дальность до определённой упреждённой точки на земной поверхности
по маршруту полёта, либо дальность до вершиныI препятствий. Измере
ние дальности до упреждённых точек на земной поверхности может
выполняться различныIии способами [26]. Один из наиболее простыIx
состоит в измерении дальности по равносиrнальному направлению
(РСН). Суть этоrо способа иллюстрируется рис. 24.9. Антенна РЛС
формирует в вертикальной плоскости двухлепестковую диаrpамму Ha
правленности (рис. 24.9,а). В результате суммарноразностной обработ
ки сиrналов, отраженныIx от земли, на выходе приёмника разностноrо
159

канала будет иметь место сиrНaJ1,
оrибающая KOToporo показана на рис.
24.9,6 кривой линией аЬс. Xapatcretr
ным признаком для этоrо сиrнала
является наличие нуля в РСН, по
сколъку в этом направлении сиrналыI,
принимаемые по первому и второму
лепесткам диаrpаммы направленно
сти, одинаковы по величине. По это
t му признаку формируется импульс
uд, отстоЯЩИЙ от импульса запуска
передатчика OlPдO на время
tз 2 ДК:Jс. Вот за этим импульсом в
дальнейшем и осуществляется aBTO
) t
матическое слежение, как и в обыч
ном следящем дальномере.
Измерение дальности ДВ дО
вершины препятствий основано на
выделении в сиrнале, отраженном
от земли, среза, обусловленноrо
появлением радиотени. Принцип
измерения поясняется рис. 24.10.
Если луч BToporo лепестка диа
rpаммы направленности в процессе
движения самолёта попадает на
вершину препятствия (рис. 24.1 О,а),
то изза радиотени сиrнал на Bыo
де приемника (рис. 24.10,б) скачко
образно упадёт и будет равен нулю
со всех направлений правее точки В
вершины (рис. 24.10,а,б). В момент
появления среза U пр м формируется
) t
импульс и в (рис. 24.1 О,в), за KOTO
рым и выполняется автоматическое
слежение.
Степень астатизма следящей системы обычно выбирают равной
двум, чтобы при кратковременных пропаданиях отражённых сиrналов
дальномер продолжал функционировать в режиме слежения. Специфи
кой ССУ является необходимость учёта уrла крена у (рис. 24.7), изме
ряемоrо автономными датчиками (позиционныIM rироскопом). Необхо
димость поперечной стабилизации антеннъ, РЛС обусловлена тем, что
при наличии крена луч антенны уходит в сторону от направления полё
а)
u
б)
о
а'
UД 
В) U!8I1
.
· U д
>0
2A.v. и
ап 
Рис. 24.10
в
а)
U П
б)
О
с
а
:в
B) 0
О
2Дв
an- "'""с
 u.
Рис. 24.1 О
160
с

та. В связи с ЭТ,им дальномер будет измерять расстояние до упреждён"
ной точки поверхности, расположенной в стороне от направления полё..
та, что может оказаться весьма опасным при выполнении профильноrо
полёта. При отсутствии развязки антенны рпе от уrловых колебаний
ПА необходимо увеличивать минимальное значение Н Т и вводить до..
полнительное оrpаничение на уrлыI крена в процессе полета самолёта.
Анапиз чувствительности иве к точности измерителей, выпол"
ненный для (24.6)(24.8) по методике, которая была рассмотрена в 8.5
[46], позволяет получить соотношение
11 fj, = kq> (11<p  11(X.  T 11 у с ) .
V c t y
Здесь Д/1  ошибка формирования параметра рассоrласования (24.7), обу..
словленная ошибк'ами измереНИЙ уrла атаки да, скорости самолёта ду с и
yrломера <p. Исследование Д/1 в реальном диапазоне ошибок измерений
a, ду, и <p даёт возможность прийти к заключению, что наибольШИЙ
вклад в Hero вносит ошибка измереНИЙ L1a. Для уменъшения влияния этой
ошибки целесообразно использовать специальные процедуры оценивания
уrла атаки по тем или ИНЪJМ алrоритмам фильтрации. В рассмотренной
иве (рис. 24.7) эта задача решается специалънъJМ устройством оценивания
уrла атаки (УОУ А) по результатам измерений а и Э.
в заключение отметим, что основными направлениями развития
рэеу мвп являются:
совершенствование (оптимизация) алrоритмов TpaeKTopHoro уп
равления ПА, основанное на применении более сложных, комбиниро..
ванных законов формирования параметров рассоrласования с исполъзо..
ванием существенно больmеrо объёма информации от датчиков различ..
ной физической природы;
использование opraHoB непосредственноrо управления подъём..
ной силой (нупе), позволяющих существенно сократить время реак"
ции самолёта на отклонение рулевых opraHoB Сп. 5.2.1);
применение рпе миллиметровоrо диапазона, дающее возмож"
ность обнаруживать малоразмерНЪJе препятствия (отдельные rруппът
деревьев, линии электропередач и т.д.) и повышать точность измерения
дальности до препятствий и уrлов поворота антенны.
24.4. ОПТИМИЗАЦИЯ АлrОРИТМА TPAEKTOPHOrO
УПРАВЛЕНИЯ МВП ПРИ ПРОФИЛЪНОМ ПОЛЁТЕ
Целью оптимизации является получение более адаптивноrо алrо..
ритма TpaeKTopHoro управления МВП в вертикальной плоскости, при
полёте над малопересечённой местностью, что позволит снизить мини..
161
61878

мальную требуемую высоту полёта и повысить ero безопасность. Про..
цедура оптимизации будет проведена на базе одноrо из самых простых
алrоритмов СТОУ, oCHoBaHHoro на минимизации локальноrо Функцио"
нала качества (1.5) [45]. При этом следует подчеркнуть, что конкретный
вид алrоритма TpaeKTopHoro управления будет зависеть от выбранных
моделей состояния и функционала качества. Ниже будет синтезирован
один из возможных, наиболее простых алrоритмов тpaeKTopHoro 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, решаемъJX системой управления МВП, реальнъJX возможно..
стей исполнительных устройств, и возможности информационноrо обеспе..
чения полученноrо закона с помощью существующих датчиков. В методи..
ческих целях для упрощения задач синтеза будут использоваться упрощен..
ные модели состояния, базирующиеся на линеаризованных уравнениях,
полученнъJX при следующих предположениях:
канал управления тяrой 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 инерционноrо звена
а. ==  + а оэ 8 ( 24.12 )
Т Т рв'
О О
rде Т 02d/ Q) о;
управление антенной РПС осуществляется инерционным приво..
дом (11.26), (11.27) [46];
скорость самолёта измеряется (оценивается) с высокой точно..
стью В системе воздушных сиrналов либо с помощью доплеровскоrо
измерителя скорости и уrла сноса (ДИСС).
С учётом сделанных допущений модель состояния может быть
получена в виде системы уравнений:
.
Д==V,
.
V == jn + jp n ,
Д(О) == Да;
V(O) == V a ;
jpn (О) = о;
(24.13 )
(24.14)
(24.15)
.
jpn = anjpn + рп'
162

.. jп 8 дв  
Jn ==+UT +jп'
Т, дв т дв
jn (О) == о;
(24.16)
.
Н==У В 8сп8сп,
Н(О) == НО;
(24.17)
.
У В == jB + jPB'
У В (о) == У вО ;
(24.18)
.
jPB == aBjpB + PB'
jPB (О) == о;
(24.19)
.
jB == VcaJT v + jB'
jB (О) == о;
(24.20)
. а 88
а = +8PB +a'
То То
а(О) == аО;
(24.21 )
.
q> = ro ав ,
<р(0) == <рт;
(24.22)
. со ав Ь 
СО аВ ==  + иO) + ф'
т т
ro ав (О) == сОавО.
(24.23 )
в этих уравнениях: Д и V текущая дальность до упреждённой точки земной
поверхности (рис. 23.5) и скорость сближения с ней; jрп и jп  составляющие
продольноrо ускорения, обусловленные изменением' рельефа местности и
тяrой двиraтеля; адв, Т да и б т  соответственно коэффициент передачи, по..
стоянная времени и сиrнал управления канала тяrи двиrателя самолёта; Н 
высота полёта самолёта; V в  вертикальная составляющая скорости; б еп и
Clcn  yrол отклонения спойлера и коэффициент ero эффективности; jB и jPB 
вертикапъные составляющие ускорения, обусловленные отклонением руля
высоты и изменением рельефа; а п и а в характеризуют ширину спектра
флуктуаЦИЙ продольной и вертикальной составляющих ускореНИЙ jpn И jPB;
рп, jп И PB' jB' a  центрированныIe белые myмыI с известными спектраль..
ными rтотностями. смыIлл 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 rруппе функционально связанныIx координат необходимо как
минимум измерять наименьшие производные. Тоrда для формирования
всех оценок модели состояния необходимо измерять дальность д, YCKO
рения jn И jB высоту Н, уrол атаки а и уrол поворота антенны <р. С учё
163

том вышесказанноrо модель наблюдений (измерений) может быть пред
ставлена в виде системы уравнений:
2Д (24.24 )
zl =+ди;
с
z2 = кпjп + jпи; (24.25 )
z3 =кнН+ни; (24.26)
z4 = KBjB + jBB ; (24.27)
Zs = каа + аи ; (24.28)
z6 = К<р<Р + <ри . (24.29)
Следует отметить, что Zt может быть сформировано в РПС путем
измерения времени запаздывания сиrнала ид, отражённоrо от зеIНОЙ
поверхности в РСН (рис. 24.9). Сиrналы Z2 и Ц MoryT быть получены с
помощью акселерометров, сориентированных по РСН и местной верти
калИ. РаДИОВЪJсотомер может измерять высоту Н по алrоритму (24.26).
Уrлы атаки (Zs) и поворота антенны (ц) MOryт быть измерены датчика
ми уrла атаки (ДУ А) и уrловоrо положения (ДУП) антенны. Следует
подчеркнуть, что значения Zs можно получить с помощью специальноrо
фильтра. В наблюдениях (24.24)(24.29) все шумы представляют цен..
трированные rауссовские процессы с известными односторонними
спектральными плотностями. Поскольку исходные модели состояния и
наблюдений линеЙНЪJе, возмущения rауссовские, то при использовании
квадратичных функционалов задачи синтеза оптимальноrо фильтра и
оптимальноrо реryлятора MOryT решаться раздельно (п. 2.1.3) [45].
24.4.2. СИНТЕЗ РЕrYЛЯТОРА СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ МВП
В составе системы управления МВП реryлятор решает две зада
чи: формирует сиrналы управления рулевыми орrанами (TpaexтopHoro
управления) и антенной, а также сиrнaJJыI 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 сиrнал управления, оптимальный
по минимуму функционала (1.5), в котором:
Хт==[Дт У Т jрпт jпr Н т У вт jPBT jBT а,. <Рт (Оавт]Т;
Ху==[Д V jрп jп Н V в jPB jB а <р (Оав]Т;
(24.30)
(24.31 )
164

qll q12
'12 1 '122
О О
'l41 Cl42
'151 О
Q= О О
О О
О О
О О
О О
ql \1 ql \2
О.
о
qзз
О
О
О
О
О
О
О
О
q14
'124
О
'l44
О
О
О
О
О
О
О
ql5
О
О
О
'155
'165
О
CJg5
'l95
О
О
о
о
о
о
'156
q66
О
CJg6
'l96
О
О
u = [от Осп Орв umf;
k 11
О
К=
О
О
о о о
k 22 О О
О k33 О
О О k44
о
о
о
о
о
о
'Ь7
О
О
О
О
о
о
о
о
'158
'lб8
О
CJg8
qg8
О
О
о
о
о
о
'159
'lб9
О
CJg9
'l99
qlQ9
q) \9
о
о
о
о
о
о
о
о
'l9.10
ql Оl О
ql \1 О
qll
СЦl1
О
О
О
О
О
О
'l9,11
ql Оl )
ql \11
(24.32)
(24.33)
(24.34)
Кроме Toro, сопоставляя (24.13)(24.23) с (2.7), получим
О О О а дв О О О О О О О
о о о
вТ =
у о о о
о о о о
Т дв
О
О
асп
о
о о о
о о о
о
аБэ
То
о о
о о
о ОООООЬ
Т
(24.35)
Составляющие вектора х т (24.30) выбираются исходя из смысла
решаемых задач. Так, например, ДТ определяется соотношением (24.6);
V т и Н т назначаются из требований безопасности преодоления ПВО
противника и соображений экономичности полёта; jpnт==O, jnт==O, V вт==О,
jPBT==O, jBT==O, Шавт==О; требуемое значение уrла атаки выбирается равныIM
уrлу атаки в rоризонтальном полёте а.т==а. о ; <РТ рассчитывается по усло..
вию (24.8) при Д==ДТ-
165

При выборе состава коэффициентов qij матрицы штрафов Q
(24.32) принимаются во внимание следующие обстоятельства. Наличие
коэффициентов qll и QlO,10 предопределено непосредственной необхо
димостью выполнения профильноrо полёта по алrоритмам (24.5) и
(24.7). Следует отметить, что возможность использования правила
(24.5) наряду с (24.7) обусловлена применением спойлеров в качестве
opraHoB непосредственноrо управления подъёмной силой. Наличие KO
эффициента штрафа q55 по ошибкам текущей высоты вызвано требова
нием обеспечения безопасности полёта. Использование коэффициентов
q22, q44, Q66, q77, Qss, q99 И ql1,11 предопределяется реалЬНЪJМИ оrpаниче
ниями на величину продольной V и вертикальной V в скоростей, про
долъноrо jп И вертикалъноrо jB ускорений, уrла атаки а и уrловой CKOpO
сти Ш ав перемещения антенныI. Величинъ[ этих штрафов выбираются из
условия недопущения выхода значений mтрафуемы
x фазовых координат
за пределы
 допустимъlX значений. Коэффициентами взаимных штрафов
Q12==Q21, Q14==Q41, Q24==Q42 И Т.д. учитывается взаимное влияние функционально
вязанных фазовых координат (24.13)24.23) друr на друra.
Коэффициенты k 11 , k 22 , k зз и 144 матрицыI К (24.34) штрафов на
экономичность системы выбираются таким образом, чтобы сиrналы
управления Б т , Б еп , Б рв И ит не превышали своих предельно допустимых
значений при максимально возможных ошибках управления.
Используя (24.30)(24.35) в (3.35) [45], получим алrоритм функ
ционирования реryлятора РЭСУ МВП:
Бт==КтIL\Д+Кт2L\ V+К т4 L\jп;
Б еп == I<cп 1 L\Д + I<c п5 L\Н + I<c п6 L\ V в + К еп8 L\ j в + I<c п9 L\а;
Брв  l(рв5L\II+Крв6L\Vв+Крв8L\jв+JCрв9L\а+Крвl0L\<р;
и оо == Коо 1 L\Д + K oo2 L\ V + K oo9 L\a+ 1(00 1 oL\<p+ ко 11 L\ro,
(24.36)
(24.37)
(24.38)
(24.39)
rде
"
LЩ=дrд
"
L\V == V T  У,
"
L\jп == ..jп,
"
Llli = Н-Т  н,
" "
L\ V B = У вт  у в , L\jB == ..jB'
" "
L\a=ao a, L\<p==<PT <p, (24.40)
"
L\ro = ro ав  т ав ,
а коэффициенты передачи соответствующих ошибок определяются co
отношениями
к  а дв q41
т1  ,
т дв k 11
к  а дв q42
т2  ,
т дв k 11
к  а дв q44
т4  ,
т дв k 11
166

К аспq51 К асп q55
сп 1 = , сп 5 =
k 22 k 22
К асп q58
сп 8 = ,
k 22
к  а8э q96
рв6  Т k '
О 33
к  абэ q9,10
р вI0  Т k
о 33
к  bqll,9
(1)9  Т k '
44
К асп q56
сп 6 = ,
k 22
К асп q59 К
сп9 = , рв5 =
k 22
к  а8э q98
р 88  Т k '
О 33
к  ь q 11,1
001  Т k '
44
к  bqll,IO
0010  Т k
44
абз q 95
,
Т Ok33
(24.41 )
к  а8э q99
р 89  Т k '
О 33
к  ь q 11,2
002  Т k '
44
к  ь qll,11
(о 11  Т k 44
Анализ (24.36)(24.41) позволяет сделать следующие заключения.
Реryлятор представляет собой мноrоканальную взаимосвязанную
систему с ООС по всем управляемым координатам.
Для функционирования реryлятора необходимо иметь оптималь..
" "" " " " " "
ный фильтр, формирующий оценки Д, У, jрп, jп, Н, У в , jPB' jB'
а., , Ф ав ' И вычислитель, определяющий значения требуемых коор"
динат Дт, Н Т , <РТ И сиrНaJIЫ управления от, Осп, Орв И иоо,
Величина сиrналов управления зависит: от динамических свойств
исполнительных opraHoB адв/Тдв, асп, аБэ.rrо, Ь/Т; ошибок управления АД,
AV, Аjп, АН и т.д. И от соотношения штрафов на точность и экономич"
ность Q41/kll, QSllk22, qgJk зз , qll,g/lч4 и Т.д. Выбором этих соотношений в
РЭСУ МВП накладываются оrpаничения на диапазоны AXi (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 инътх поrpеmностей управления.
Сиrнал (24.36) управления тяrой обеспечивает в основном стаби..
лизацию скорости полёта. Следует отметить, что при пролёте возвыше..
ний рельефа, коrда AД==ДTД>O, AV==VTV>O автоматически увеличива..
ется тяrа двиrателя. В то же время при полёте над снижающейся по..
верхностью тяrа двиrателя уменьшается.
В (24.37) основную роль иrpают первые два слаrаемые, которые
учитывают изменение упреждённой дальности и текущей высоты. При
167

выполнении условий L\H==HTH>O или L\Д>О спойлеры убираются и ca
молёт практически MrHoBeHHo получает приращение подъёмной силыI и
соответственно высоты. Третье и четвёртое слаrаемые в этом управ
ляющем воздействии выполняют роль корректирующих (демпфирую
щих) сиrналов. Следует подчеркнуть, что спойлеры в отличии от рулей
высоты не MoryT вызывать длительные и значительные по величине
приращения подъёмной силы, а следовательно, и приращения BЪYCOThI.
Кроме Toro, при убраннътх спойлерах уже невозможно получить поло
жительные приращения высоты. В связи с этим спойлеры целесообраз
но использовать лишь в первые моменты после обнаружения препятст
вий, коrда значения уrла атаки ещё малы. После Toro, как за счёт рулей
высоты уrол атаки значительно увеличился (а>ао) и начался уверенный
набор высоты, спойлеры опять возвращаются в исходное положение.
Такой возврат обусловлен влиянием в (24.37) слаrаемоrо К сп9 L\а. После
этоrо спойлеры опять rотовы к быстродействующему управлению вы..
сотой полёта.
Величина отклонения рулей высотыI (24.38) определяется в oc
н JBHOM первым и пятым слаrаемым. При этом необходимо учесть, что
уrлы <р, отсчитываемъте от строительной оси самолёта, имеют отрица
тельные значения. В силу этоrо при появлении препятствия L\q»O и рули
высоты будут предопределять выполнение набора высоты. Остальные
слаrаемые выполняют роль демпфирующих сиrналов, снижая влияние
перереryлирования.
Сиrнал управления антенной (24.39) формируется в основном на
основе первоrо, TpeTLero и четвёртоrо слаrаемыI.. остальныIe компонен
ты выполняют роль корректирующих сиrналов для повышения быстро
действия и точности отработки уrлов наклона антенны q>=q>T при Д==Дт.
24.4.3. СИНТЕЗ КВАЗИОПТИМАльноrо 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 = [Z1 z2 z3 z4 Zs z6 r . (24.42)
Поскольку модели линейные, шумы белые, то для сипreза фильтра
может быть использован алrоритм оптимальной линейной фильтрации
(3.61Н3.63). Следует отметить, что ДЛЯ реализации этоrо aлrоритма по
модели (24.13Н24.23) нужно решать систему уравнеНИЙ размерностью
(3.65)
N) N +O,5N(N+ 1)==11 +0,5.11.12==77, (24.43)
rде N== 11 размерность вектора состояния (24.31).
168

Решение системы уравнений такой высокой размерности с помо
щью существующих бортовых ЭВМ представляет определённые TPYД
ности. В связи С этим для упрощения процедуры синтеза и алrоритма
фильтрации используем метод декомпозиции исходных векторов co
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 НУЖНЪJе
оценки вектора (24.31) с наименьшими въIчислительныMии 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
измеренmo (24.29) можно оценить <р и Юав. В свою очередь, оценки а
уrла атаки можно получить по модели (24.21) и наблюдению (24.28).
" " "
Аналоrичным образом можно получить оценки Н, V и jPB по модели
"
(24.17)(24.19) и измерениям zз (24.26) при наличии оценок jB' Точно
так же можно оценить Д, V и jрп по уравнениям (24.13)(24.15) и Ha
"
блюденmo (24.24) при наличии оценок jп .
На основе этих рассуждений ниже будет проведён синтез шести
фильтров:
фильтра продольноrо ускорения (ФПУ) на основе уравнений
.
jп  jJТдв+адвБJТдв+jп,
jп(О)==О;
Z2==кqjп +jпи,
в котором Б т вычисляется в реryляторе (24.36);
фильтра уrла атаки (ФУ А) по моделям
а  rrо+аьэБрвrrо+а, а(О)==ао;
Z5==Каа+аи,
для KOTOpOrO Бра формируется по правилу (24.38);
фильтра вертикальноrо ускорения (ФВУ) на основе выражений
(24.44)
(24.45)
. А А
jB == Vca/T v + jB'
z4 == KBjB + jви'
jB (О) == о;
(24.46)
" "
rДе У С формируется в СВС либо ДИСС, а а  в ФУ А;
169

фильтр привода антенны (ФПА) по представлениям:
.
ер == о) ав ,
«>(0) == «>т;
Ш ав == Фав / т + Ьи ro / Т + ro' (Оав (О) == ЮавО;
Z6 == Kq>«> + q>и'
rде и(а) вычисляется по закону (24.39);
фильтр текущей высоты (ФТВ)  по уравнениям:
(24.47)
н == У В  а сп 8 сп ,
Н(О) == Н Т ;
. А
У В == jPB + jB'
Ув(О) == У ВО ;
(24.48)
.
jPB == a.BjPB + PB'
jPB(O) == о;
Z3 == КИИ + ни ,
(24.49)
А
для KOToporo 8 сп вычисляется в реryляторе (24.37), а jB в  ФВУ;
фильтр дальности до препятствия (ФДП), на основе модели:
.
Д == У,
Д(О) == До;
. А
V == jp п + jп,
У(О) == У О ;
(24.50)
.
jрп == а.пjрп + рп'
рп(О) == о;
Zt == 2Д/с + ди,
(24.51 )
А
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
N д1 ==3( 1 +0,5.1.2)+(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:
А А А
jп == jп /Т дВ + а дв 8 т /Т дВ + kфjп2' jп(О) == о;
(24.52)
170

L\ z 2 = Z2  кпjп ;
"
L\zS = Zs  Ка.а;
(24.53)
(24.54)
(24.55)
&=..atr o +аоо8 рв /Т о +kфхs, ЩО)==а о ;
" " " "
jB =  Уса/Т v + k фjв L\ Z 4' jB (О) = о;
А
L\ z 4 = z4  KBjB ;
(24.56)
(24.57)
.
 = Ю ав + kф<рl6;
(24.58)
.
" "
Ю ав = Юав / Т + Ьи ro / То + k ф q> 2 L\ Z 6;
L\z6 = z6  K<p . (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 V B jpJ, о== [8 сп jJ ,"
a
в
..а сп О
О 1
О О
т
О 1
F= О О
О О
О
1
К Н
в
н О
О
Используя эти векторы и матрицыI в (3.61) [45], получим алrо..
ритм оценивания:
"
. "
Н = У в  а сп 8 сп + k фн1 L\zз,
"
Н(О) == z3 (О) / К Н ;
;.. " "
V = jPB + jB + k фн2 L\ Z з,
"
Ув(О) = У во ;
(24.60)
.
" "
jPB = aBjpB + k фнз L\ Z з,
"
jPB (О) = о;
"
L\z3 = z3 KHH.
(24.61)
АналоrичныM образом можно получить алrоритм Функциониро"
вания фильтра дальности до препятствий:
171

"
Д(О) == CZO) ;
"
д = v + kфд1L\Zl'
.
""" ""
V = jрп + jп + k фд2 L\ Z l, У(О) = У а ;
(24.62)
,, "
jрп = апjрп + kфдзL\Zl' jрп(О) = о;
"
l = Zl  2Д / с .
(24.63)
Здесь коэффициенты усиления невязок k фjп , a, k фjв , kфq>l, q>2, k фн1 , k фн2 ,
k фнЗ И k фд1 , k фд2 , k фдЗ рассчитываются по формулам (3.62) и (3.63) [45].
Соотношения (24.52)(24.63) определяют алrоритм Функциони
рования квазиоптимальноrо фильтра иве системы управления мвп.
Квазиоптимальность алrоритма объясняется следующими причина ми. В
результате декомпозиции исходноrо вектора состояния (24.31) в полу
ченных фильтрах были утрачены взаимные связи и корректирующие
поправки, обусловленнъте невязками (24.53), (24.55), (24.57) и (24.59),
(24.61), (24.63). Кроме Toro, полученный алrоритм фильтрации базиру
ется на использовании коэффициентов усиления невязок, выисленнъJx
для вполне определённой (усреднённой) статистики возмущений. При
изменении условий функционирования, связанных с изменением BЫCO
ты, скорости полёта и типа рельефа местности, принятая статистика не
будет соответствовать той, которая была заложена при синтезе фильтра.
Отмеченная особенность приводит к ухудшеflrnnO реальной точности
оценивания по сравнению с теоретической, рассчитанной по формуле
(3.63) для выбранной статистики.
Следует отметить, что в рассмотренном aпrорпrме только первичные
датчики (24.24Н24.29) реализуются аIПIара1)'РНО, а все остальны
e операции
MOryт вьmолняться aлrоритмически в эвм.
24.4.4. СТРУКТУРНАЯ СХЕМА КВАЗИОПТИМАЛЪНОЙ
СИСТЕМЫ РАДИОУПРАВЛЕНИЯ МВП
СТРУК1УРная 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),
алrоритмов формирования сиrналов управления (реryлятора) (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, мноrоканальную, МAoroKoH
1Урную и мноrомерную систему управления.
172

lT'
ИВС;...... . . ....... I 1 C,...,..''" I <:. _ _II
I 1 ! : · 1 I
: 1/ : ".1" : : I : U ! : : jn: :
I ! I I.п.. I КАНАЛ IЙ .
I АКСЕЛЕРо- I ФПУ i I .Jn !,  I j IIPодолънь i '
I I Z2 1" ! 1 1 1 :/ "YIIPАВЛЕНИЯ 1 'OT КАНАЛ i 1
::мЕТРЫ !" (24.52) j 1 : тяrой 1 1 !' САМОЛЕТА i I
I (24.25) (24.27) : (24.53)  I 1 i (24.36) : 1 : (24.13)-(24.16) !
: Ir\, I Z6: ;п: : I : 'o1'.fi '1' 1 1 ! V С I I Д I
I 1 . I I . I i
: I IH
ilL....
i 1,.. 1
! I Д 1
;, Ф ДII l'
:,; ; 1 1
z., (24.62) ;': v il
, (24.63) . :
1 : I n. I 1
: l' I I Jp п I 1
'.' I I 1
.11': I I 
1 J., "-' II 1
1 IIA 1
1 1 Н 1
Z 3 1, ФТВ 1  vв 
: '" (24.60), i I 1
(24.61) Р :
Т /!' ;iJ.B I i
. I
..
1
!
I Л
!чJ
1
J,Vc
: ДАТЧИК
I ВОЗДYIШlОЙ
СКОРОСТИ
1 1 
1 I
1 1
IЛ
! Vc ,
1'"
ФВ'У
(24.56)
(24.57)
I l'
.
ДАТЧИК
YrЛА
АТАКИ
(24.28)
'1"
а
1
1
1
ZS!
"
'"
Ф'УА
(24.54)
(24.55)
-v
r,..
J л
'\.
I
Iп ДАЛЬноМЕР
q РПС
(24.24)
н I РАДИОВЫСО-
9 ТОМЕР
I (24.26)
I
1 ДАТЧИК 'Yrло-
: Boro ПОЛОЖ.
АнтЕнныI
(24.29)
"
,/
zь ФПА
"
1.... (24.58)
(24.59)
,/, l'
i
; ИЗМЕРИТЕЛИ
 .      . J
""
1
1
ФИЛЬТРЫ i
. I
; i IjB :
 1 ВЕРТИКАЛЬН. I
uCn y КАНАЛ 1
1  САМОЛЕТА I
I 1 (24.17)-(24.21) :
1 1
I i CL
1 I
i I
I
I "'1
i I I .1 '\,. КАНАЛ
I I ""1/
i 1 Нi, УПРАВЛЕНИЯ
i 11  CIIоЙЛЕРлми
i I 1 t7 (24.37)
i I I! 1ут /l'fТ
!I. i lv;. IД
i 1 I I
i · 1 1 \11
! I 1 л ! КАНАЛ YIIP АВ-
! 1 1 С( !, ЛЕНИЯ РУЛЕМ . 
j 1 1 ' ВЫСОТЫ rr--
i I 1: (24.38)
!I 1 I.IV/
1
I
I
I
I
I
1
I
     IJ
I
I
. .
I
1 1
1 .
1 ,
.L -+-..
i 1
1 1
1
1
I
1
I
i"
iffiSA
1
1
1
I
I
 I       I'
I I I
I I
1 I I
j, ПРИВОД II
i" АНТЕННЫ : I
1 ( ) I I
1 24.22 , (24.23) 1
1 I I
1 tp I1
1 I
1 i I
РErYЛЯТОРЫ' . оБъЕктыI : 1
. ..........J 1 YmАВЛЕНИЯ I1
       ...:. '":'',=,':"' ':"'::..I
... 
1 Л "
! ,. V, /
1
!, КАНАЛ
;/ YIIP АВЛЕВИЯ
1, приводом
:" (24.39)
1
1
1
Рис. 24.11
Иерархический способ предопределяется ВКJПOчением в состав
РЭСУ систем более низкоrо уровня: ив С, СА У и ЛА как объекта
173

управления. В свою очередь, в состав иве входят: датчики  источники
первичныIx измерений ZlZ6; квазиоптимальные фильтры, формирую..
щие оценки всех требуемых координат состояния (24.13)(24.23), и pe
ryлятор, вычисляющий сиrналы и(а) управления антенной. Следует отме..
тить, что реryляторы, вырабатывающие сиrналы управления Б т , Б сп и Бра
входят в состав СА У в качестве подсистем. Самолёт как объект управ..
ления представлен продольным и вертикальным каналами.
Мноrоканальность РЭСУ обусловлена одновременным использо
ванием четырёх взаимосвязанных каналов управления тяrой, спойлера
ми, рулями высоты и антенной РЛС. При этом в рамках каждоrо канала
можно выделить несколько контуров: фильтровые, которые образуются
цепями ООС в процессе формирования невязок Z2 (24.53), Z5 (24.55),
ц (24.57), ц (24.59) и Zз (24.61), Zl (24.63); КОН1)'ры, замыкающиеся
через исполнительные орrаны объектов управления и первичные изме..
рители; контуры реryляторов, которые создаются при формировании
ошибок (24.40) сиrналов управления (24.36)(24.39). Специфичными дЛЯ
РЭСУ являются контуры, которые замыкаются цепями подачи из pery..
ляторов в фильтры комбинированных сиrналов коррекции Б у , Б сп и Бра и
и(а). Следует отметить большое количество взаимных связей между раз..
личными каналами управления, обусловленных учётом в (24.36)(24.39)
оценок, формируемых в дрyrих каналах.
MHoroMepHocTb системыI МВП предопределяется наличием боль..
шоrо числа входных (ZlZ6) и выходных Оп, ус, д, Н, У а , ja, а) сиrналов.
Более подробно остановимся на функционировании синтезиро..
ванных алrоритмов в процессе преодоления препятствий в направлении
полета. Пусть до появления препятствия самолёт летел над ровной по
верхностью со скоростью V с. При этом спойлеры установлены в среднее
положение Б спо , а рули высоты  в положение Б рао , обеспечивающее по..
лёт самолёта с уrлом атаки (ХО. При появлении препя;тствия, коrда Дl<Дт,
д>o (рис. 24.5), в каналах управления спойлерами (24.37) и антенной
(24.39) возникают управляющие сиrналы Б сп и и т . Под действием этих
сиrналов спойлеры начнут убираться, вызывая практически MrHoBeHHoe
увеличение подъёмной силы, а антенна начнёт перемещаться вверх до
положения, при котором Д==Дт. Возникающее при этом рассоrласование
<p 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 BOKpyr поперечной оси приводит к увеличению
уrла атаки и соответственно приращению подъёмной силы, которое
будет сопровождаться набором высоты. Возникающее в такой ситуации
174

приращение уrла атаки a=aoa вызывает возвращение спойлеров
(24.37) к их первоначальному значению Бело. При этом сопутствующие
потери подъёмной силы компенсируются её приращением за счет от..
клонения руля высоты. Возвращение спойлеров к значению Бело ускоря"
ется за счёт уменьшения ошибок H и д.
Особенности построения рассмотренной РЭСУ, обусловленные
её мноrоканальностью и мноrоконтурностью, предопределяют высокую
степень её адаmации к условиям полёта, высокую точность и безопас..
ность полёта. Адаmация к условиям полёта обеспечивается использова..
нием в законах управления (24.36)(24.39) большоrо объёма информа..
ции о линейныIx и уrловых перемещениях самолёта относительно пре..
пятствий по направлению полёта. Высокая точность выдерживания тре..
буемой траектории облёта препятствий обеспечивается использованием
большоrо числа сиrналов скоростной коррекции в сиrналах управления
(24.36)(24.39) за счёт учёта в них ошибок по линейным скоростям и
ускорениям и уrловым скоростям. Высокая безопасность полётов реали..
зуется соrласованным управлением тяrой, спойлерами и рулями высо"
ты, а также учётом в сиrналах управления (24.37) и (24.38) ошибок H
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 уrломерпый 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 МВЛ В РЕЖИМЕ ОБЛЕТ А..ОБХОДА
ПРЕПЯТСТВИЙ
Выполнение пространственноrо маневра в процессе одновремен..
Horo выполнения обхода..облета препятствий является еще более эффек"
тивныIM 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,
коrда невозможно четко формализовать правила переработки информа..
ции и выработки решений. В таких ситуациях имеют место более слож..
ные процедуры взаимодействия летчика с ИВС, с управляемы
M сам оле..
том, а также требуется более сложныIй состав измерителей с комплекс..
ным обобщенным представлением информации.
175

(........-.. .-........ ...- .-... ..... -...... -. ......... ..-......................:
IS I
.  ........ .
 со) :
---.. & :
  :

4(
:. с:
....... 
\.. .... ------.... .. ---.... ... ... ... ....-............ ...... ...... ..... ...... ....'
-_.._--_..__.._.._---.......__.._--------.._.._-_...._-_._..----------..
 ! I tl  2 :
1;1111 ' J ill. 
!tl*1 1 1 i
"' I  j I
j  li.
\ · I " -  
м 
!  g[!]g. 11 1. ·  
l' ОоооооО
j \: " r 
 I
 М ff  
--. ...
I
J 

м
fOJ
=

L___---_---___--_-----_-__------.
176

Вариант структуры РЭСУ МВП самолёта на базе человеко"ма
шинноrо интеrрированноrо бортовоrо комплекса ближайшей перспек
тивы представлен на рис. 24.12. В состав РЭСУ входят: инерциальная
навиrационная система (ИНС); система воздушных сиrналов (СВС); РВ;
БРЛС; бортовая система оБороныI (БСО); бортовая база даннъух цифро
вой картоrpафической информации (ББД ЦКИ); наземный комплекс
подrотовки полетных данных (НК ППД); блок TpaeKTopHoro управления
(БТУ); автопилот (АП); система дистанционноrо управления (СДУ);
каллиматорный индикатор (КАИ) (на лобовом стекле); мноrоФункцио
нальныIй индикатор (МФИ); блок лоrики и совокупность информацион
ноуправляющих модулей.
В зависимости от задач и условий полета (деньночъ, 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 режимыI МВП; высоту эшелона Ну; характер
траектории МВП или режим отслеживания рельефа (<<Облёт»  в верти
кальной плоскости, «Обход»  в rоризонтальной плоскости, «Оrибание»
 пространственный полёт по эквидистанте рельефа); режим «комфорт
ности» или степень точности отслеживания складок рельефа (<<жёсткий»
или «мяrкий»); режим информационноrо 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 навиrационных элементов полета также может использоваться
информация от РВ и цифровые карты рельефа местности (ЦКРМ). В
МВП MOryT быть примененыI следующие режимы информационноrо
обеспечения: «ЦКРМБРЛСРВ», «БРЛСРВ», «ЦКPMPB», «РВ».
основныIии информационными режимами функционирования
РЭСУ при выполнении всех видов МВП являются режимы ЦКPM
БРЛСРВ и БРЛСРВ. В режиме ЦКРМБРЛСРВ 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. 926.2), так и за счет использования корреляционноэкст
ремальноrо принципа навиrации (926.3). В последнем случае цифровая
карта используется в качестве эталонной, а радиолокационное изобра
жение земной поверхности  в качестве текущей карты. Кроме Toro,
использование БРЛС дает возможность повысить безопасность полета
за счет обнаружения различныIx искусственны
x сооружений. которые
отсутствуют на цифровой карте. Следует подчеркнуть, получение циф
ровой карты является достаточно трудоемкой и дороrостояшей опера
177

цией, поэтому производится достаточно редко. В зависимости от спосо..
ба выполнения МВП, БРЛС работает в различных режимах. При выпол
нении профильноrо полета антенна устанавливается неподвижно в ази
мутальной плоскости, осуществляя просмотр земной поверхности толь
ко по направлению полета. В режимах «Обхода» и «Оrибание» антенна
осуществляет сканирование земной поверхности в оrраниченном ceKTO
ре, давая возможность определить направления на участки с самой Ma
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 подrотовки Kaд
ров индикации дЛЯ МФИ и КАИ.
Режимы «ЦKPMPB» и «РВ» предполаrается использовать крат..
ковременно при жёстких требованиях к скрытности функционирования
на отдельных участках выполнения полетноrо задания над слабопересе
ченной местностью, а также как резервные  при отказе БРЛС.
Следует отметить, что в режиме ЦКPMPB упреждающая ин
формация о препятствиях снимается с цифровой KapThI, а высотомер
используется не только для формирования сиrнала управления, но и для
контроля текущей высоты полета в качестве реrистратора опасноrо
сближения с земной поверхностью.
В режиме ручноrо управления МВП лётчик воздействует на орrанът
управления самолётом посредством СДУ. При этом основу осведомленно
сти о полётной СИ1)'ации будут составлять неинструмеmальная информа
ция (непосредственное наблюдение закабинноrо пространства), а также
кадры индикации, отображенныIe на КАИ и мФи. В данном режиме ин
формация от БРЛС (и от ББД ЦКИ) используется для отображения навиra
ционнотактической обстановки в JUIaHe на МФИ и перспективной обста
новки на КАИ. Летчик может управлять индикацией по своему усмотре..
нию: например, может оставить на КАИ лишь пилотажную информацmo, а
перспективную обстановку набтодатъ на мФи.
В режиме автоматическоrо управления формирование траектории
осуществляется модулем текущей оптимизации траектории МВП по ин
формации БРЛС, ЦКРМ, РВ и БСО (предупреждение об облучении cpeДCT
вами ПВО). Отслеживание траектории осуществляется САУ путём после
довательноrо формирования и отработки команд управления БТУ, АП и
СДУ. Лётчик контролирует развитие полётной ситуации в основном по
информации КАИ и МФИ, т.к. режим автоматическоrо управления пред
полаraется использовать в СМУ и при значительной заrpузке пилота бое
вой работой. На самолёте с двумя членами экипажа использование режима
автоматическоrо управления МВП маловероятно.
В качестве наиболее вероятноrо следует рассматривать режимы
полуавтоматическоrо управления самолётом, в которых лётчик И aBTO
178

матика работают одновременно. Соrласование сиrналов управления от
лётчика и автоматики, а также определение их пропорций осуществляет
специальный блок лоrики в структуре САУ. Информационное обеспе..
ченне аналоrично 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 друrой стороны,
требованиям устойчивости и точности автоматическоrо управления
мвп.
Во всех режимах управления МВП функционируют модули оце..
нивания навиrационныx элементов полёта и активноrо обеспечения
безопасности полёта.
Модуль активноrо обеспечения безопасности полёта выполняет
страхующие функции и в зависимости от проrноза степени нарушения
условий безопасности может вмешиваться в управление в «мяrкой» или
«жесткой» форме. «Мяrкая» форма вмешательства реализуется в виде
речевой (звуковой), тактильной и световой сиrнализации лётчику об
опасном сближении с препятствиями. К этой же форме относится фор..
мирование и выдача информации в контуры ручноrо и автоматическоrо
управления об оrpаничениях на навиrационные и пилотажные парамет..
ры (вертикальную скорость и уrол наклона траектории, переrрузки, уrол
крена и т.д.). «Жесткая» форма в режимах ручноrо и автоматическоrо
управления реализуется путём принудительноrо включения режима
увода с опасной высоты при отсутствии реаrирования 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..
можныIe отказы автоматики увода парируются аппаратным резервиро"
ванием и возможностью её «пересиливания» лётчиком по каналам руч"
Horo управления.
В режиме полуавтоматическоrо управления модуль активноrо
обеспечения безопасности полёта функционирует в соответствии с
принципами телеоцентрическоrо (целецентрическоrо) подхода. Так, при
недостаточно точном слежении лётчиком за заданной высотой эшелона
маловысотноrо полёта модуль активноrо обеспечения безопасности
может скорректировать Н Т в сторону увеличения, изменить пропорцию
сиrналов ручноrо и автоматическоrо управления путём воздействия на
блок лоrики СА У или изменить структуру и параметры функционала
(изменить цель управления) в модуле текущей ОJПимизации траектории
МВП дЛЯ перехода с «жесткоrо» на более «мяrкий» режим отслежива..
ния складок рельефа в вертикальной и rоризонтальной плоскостях.
По результатам оценивания навиrационныx элементов полета
модуль подrотовки цифровой карты осуществляет подrотовку соответ"
179

ствующих ее участков, которые используются как для информационно"
ro обеспечения режимов ЦКРМБРЛСРВ и ЦКPMPB, так и для теку"
щеrо отображения на индикаторах.
Во всех режимах обеспечения безопасности полёта проrнози"
рующая информация, поступающая от БРЛС, имеет наивысший при..
оритет по уровню доверия. «Вне очереди» обрабатываются также сиr..
налы любоrо датчика, содержащие информацию о внезапно возникших
уrрозах (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 друrих
инструментальнъJX 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 подrотовки, она представляет собой
проектирование и проrраммирование (штурманский расчет) желаемой
траектории полета. Как правило, маршрут пр о кл адът в ается по водосто..
кам и направлениям наименьших высот рельефа.
Вторая из указаннъJX задач чаще решается непосредственно в по..
лете. В то же время, в отдельных случаях существует необходимость
оперативноrо перепроектирования траектории в максимально короткий
срок, коrда ЛА уже находится в воздухе. Эта задача решается с помо"
щью специальноrо модуля оперативной коррекции полетноrо задания
по внешним целеуказаниям от экипажа или извне по каналам связи.
17.S Независимо от Toro, rде эта
КIIМ
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 промежуточнътм (ППМ)
и конечным (КПМ) пунктами
Е. ICК 17.S маршрута показан на рис. 24.13
пунктирной линией. .
х. 101
14.0
10.5
7.0
З,S
0.0
3.S
1.0
1O,S
14.0
Рис. 24.13
180

Формирование траектории полета в боковом канале на предельно
малой высоте на режиме «вписывания» ЛА в рельеф местности путем ro..
ризонтальных маневров или путем пространственноrо маневрирования
(обхода и оrибания рельефа на н т ) может быть описано ФУНКЦИЯМИ трех
уровней. Эти функции реализуются в трех котурах: предварительной про..
кладки маршрута; текущей ОIПимизации траектории полета; траекторноrо
управления (рис. 24.14).
Требования
полетноrо задания
Информация об
уrpoзах
Пилотажный уровень
управления
Прокладка
маршрyrа
ОlПИМlfЗация
траектории
полета над
меCПIОСТЬЮ
Траекторный
уровень
управления
Модель
ПА
rрубая цифровая
карта
Точная
цифровая карта
........................... ..............................................................
Обработка Датчики
данных
........................................................................
База данных о местности
и препятствиях
Инерциальная
навиrационная система
\...
у
I
J\..
J\.....

..1
у
2
Рис. 24.14
Здесь первый уровень..... nnyрманский расчет полета ЛА (выбор траектории
движения или синтез условий текущеrо формирования та"ких траекторий).
Два дрyrиx уровня представляют собой собственно aлrоритм тpaenopHoro
управления, целью KOToporo является выдерживание требуемой траекто..
рии, заданной на первом уровне, и процедуру пилотирования ЛА, в процес..
се отработки сиrналов траекторноrо уровня. Как правило, штурманский
расчет при наличии цифровой карты рельефа местности заключается в
выборе промежуточнътх пунктов маршрута и расчете временноrо rpафика
движения вдоль выбранноrо маршрута.
Для автоматизации штурманскоrо расчета траектории полета ЛА
MOryT использоваться алrоритмы линейноrо, нелинейноrо и стохастиче..
cKoro проrpаммирования. Для задач вариационноrо 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 вариационноrо исчисления наиболее общим методом
формирования маршрута является динамическое проrpаммирование. Оп..
181

тимизация возможных отрезков траектории, узлами которых являются
характерные точки маршрута, дает возможность определить наилучший по
выбранному критерию вариант полета. MeтoДbI этоrо типа позволяют най
ти rлобальный экстремум назначенноrо критерия. Однако при использова
нии методов динамическоrо проrpаммирования возникает целый ряд тpyд
ностей. Наибольшее влияние на качество решения оказывает вид rpафа,
заданный в некоторой области поиска. для достижения rлобальноrо экс
тремума необходимо увеличение количества узлов, особенно при синтезе
траекторий пространственноrо облета рельефа.
Существуют алrоритмы, сочетающие идеи динамическоrо про
rраммирования и метода «ветвей и rpаниц». Особенностью метода
«ветвей и rpаниц» является то, что множество рассматриваемых вершин
rрафа неизвестно заранее, хотя в каждый момент решения это множест
во оrраничено. Вершины образуют дерево с корнем в начальной точке,
ветви дерева растут в направлении оптимальной траектории. Беспер..
спективныIe ветви быстро обнаруживаются и удаляются из рассмотре..
ния. Таким образом, метод «ветвей и rpаниц» находит локально опти..
мальную траекторmo.
К числу методов математическоrо проrpаммирования относятся
метод «матриц Шимбела» и алrоритмический метод Дейкстры. В MeTO
де «матриц ШимбеЛа» аналоrично динамическому проrpаммированию
рассчитываются стоимости движения между парами узлов некоторой
сети, в каждой из которых задается функция обстановки. В качестве
узлов сети, также включаются верmиныI мноrоуrольников, аппроксими"
рующих rpаницыI запретны
x зон. Из стоимостей составляется симмет
ричная целочисленная матрица, простым анализом которой определяет..
ся оптимальный маршрут. Для сети из k узлов минимизация матрицы
Шимбела требует k 3 (1og(k  1)+ 1) коротких операций.
Алrоритм Дейкстры позволяет определять кратчайшие, в смысле
оптимизируемоrо функционала, пути из данной вершины ко всем дру..
rим вершинам связанноrо ориентированноrо rpафа.
В ряде случаев краевые задачи достаточно просто решаются пря..
мыми вариационными методами, основоположником которых является
л. Эйлер. Наиболее известны прямые методы Эйлера, Ритца, КаJПОрО
вича, rалеркина. Основной недостаток прямых методов заключается в
том, что экстремум функционала отыскивается не на всем классе допус
тимых кривых поставленной вариационной задачи, а только на оrpани
ченном классе, образованном множеством так называемых опорныIx
функций. Для определения параметров опорных функций в прямых
методах используются численные методы оптимизации, а именно, раз
личны
e варианты
 rpадиентнъlX методов поиска, которые не rарантиру
ют достижение rлобальноrо экстремума.
182

к друrим трУДНОСТЯМ всех алrоритмически формализованных MeTO
дов оптимизации относится следующее. Планируя маршрут на этапе МВП,
штурман должен учесть большое число факторов различной природы при
наличии зачастую противоречивых критериев выбора алътернативньтх уча..
стков маршрута. Кроме Toro, задача планирования полета является нечет
кой по постановке, что затрудняет ее решение только традиционными Me
тодами оптимизации. Построение единоrо функционала оптимизации, со..
ответствующеrо всем возможныIM критериям (см. rл. 3 [45]), определение
ero коэффициентов, введение большоrо количества функций штрафа дела
ют оптимизацию малоэффективной. Возможности диалоrовой работы
штурмана с такой системой крайне оrpаничены1.
Наиболее перспективным в решении задач автоматизации штурман
cKoro расчета на земле и при переШlанировании маршрута в полете пред
ставляется нетрадиционныIй подход. Исходной посьткой возникновения
TaKoro подхода, было приближение действий автоматическоrо планиров
щика к неформальнъlМ действиям, которые проделъmает опытъIйй штурман
при прокладке сложной трассы. Результаты всевозможнътх математических
алrоритмов оmимизации, а также, поддающиеся формализации методыI
ручной про кладки маршрута, используются при формировании нечетких
линrвистических переменнъlX и обрабатываются системой лоrическоrо
вьшода, что позволяет rоворитъ о ее принадлежности к 2uбрuдНblМ cucтe
MCl.;W искусственно интеллекта. При этом структура лоrических выводов
может быть традиционной для экспертнъlX систем или использовать обо
лочки нейросистем (нейрокомпъютеров).
В настоящее время существуют системы выработки решений без
ВЬNислений целевой функции, получение которой основано оБЬNНО на
полной формализации задачи. В таких системах учитъmаются смыIловыыe
связи слов или знаков, заменяющих их, посредством которых представлена
задача. Например, получила известность структура, являющаяся результа
том объединения редуцированнътх нейронов  'Концептуальная рефлектор
ная дyra Соколова Е.Н., ставящая в соответствие определенныIM сиrналам 
определенныIe реакции. В основе нейронной орraнизации лежит принцип
кодирования номером канала, закточаюЩИЙся в том, что определенныIM
параметрам сиrнала на входе и определеннъlМ реакциям на выходе систеМЪJ
ставятся в соответствие специализированные нейроны.
Исследования в области теории принятия решений привели к
осознанию Toro факта, что задачи принятия сложныIx решений форму
лируются на профессиональном языке (подмножестве eCTecTBeHHoro
языка), отражающем специфику конкретной задачи. Следствием этоrо
является использование в процессе поиска наилучшеrо решения поня
тий и отношений снечеткими rpаницами, высказываний с мноrознач
ной шкалой истинности. В тех случаях, коrда иная информация, кроме
183

нечеткой, недоступна, задание rpаниц «волевым» порядком или искус..
ственное введение однозначности может означать оrpубление исходных
данных, и может способствовать получению пусть четкоrо, но неверно..
ro результата. Выходом из этоrо затруднения в системах снечеткими
переменны
ии является диалоrовый режим работы с лицом, принимаю..
щим решение (в данном случае  штурманом).
Обработка нечеткой информации в задачах принятия решений
обеспечивается применением линrвистическоrо подхода, при котором
линrвистическая переменная определяется кортежем (р, т(р), и, а, м),
rде р  наименование линrвистической переменной; Т(Р)  множество
ее значений или термов, представляющих собой наименования нечетких
переменнъJX, областью определения каждой из KOTOpLIX является мно"
жество U (множество Т(Р) еще называют базовым терммножеством
линrвистической переменной); G  синтаксическая процедура, опи..
сывающая процесс образования из множества Т(Р) новых, осмысленнъlX
для данной задачи выбора альтернатив значений линrвистической пе..
ременной; М  семаlПическая процедура, позволяющая приписать каж..
дому новому значению, образуемому процедурой G, некоторую ceMaH
тику путем формирования соответствующеrо нечеткоrо множества, т.е.
отобразить новое значение внечеткую переменную.
описанныIe выше методы Ш1)'рманскоrо расчета представляют
собой поиск «rpубой» (предварительной) траектории, доставляющей
rлобальный экстремум некоторому критерию (возможно не формализо..
ванному) в заданной области.
рассмотренныIe подходы к прокладке маршрута основываются на
априорной информации об окружающей среде. При этом простая миними"
зация отклонеНИЙ от такой «предварительной» траектории не будет отве..
чатъ всем потребностям практики. для эффективноrо решения задачи
управления ЛА на этапе МВП необходима текущая оптимизация траекто..
рин в реальном времени полета ЛА, назьmаемая совмещенныIM 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..
мальноrо локальноrо управления в реальном времени. Особое место
среди них занимает rpуппа методов, развивающих идею управления с
проrнозированием [11, 17, 50]. Одним из наиболее перспективных для
решения задачи тpaerropHoro управления на этапе МВП является при
менение метода синтеза локальнооптимальных управлений с проrнози"
рующими моделями [39]. Пример использования этих алrоритмов в
режиме обхода препятствий показан на рис. 24.13 сплошной линией.
184

r ЛАВА .25. КОМБИНИРОВАННЫЕ СИСТЕМЫ
РАДИОУПРАВЛЕНИЯРАКЕТ«ВОЗДУХВОЗДУХ»
25.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О КОМБИНИРОВАННЫХ СИСТЕМАХ
РАДИОУПРАВЛЕНИЯРАКЕТ«ВОЗДУХВОЗДУХ»
Комбинированные системы радиоуправления (п. 1.1.3) применя..
ются в ракетах «BB» большой И средней дальности для всепоrодноrо и
BcepaKypcHoro поражения обширноrо класса воздушных целей: манев..
рирующих и неманеврирующих; высоко.. и низколетящих с большими и
мaJJыIии ЭПО И Т.д. В частности, такие системы используются для HaBe
дения американских ракет AIМ..54 «Феникс», AIM120 AMRAAJvI и
российских ракет Р..27Р, р.. 77 [29]. КСН ракет «воздухвоздух» «(BB»)
позволяют реализовать большие дальности пуска, существенно превы"
шающие дальности захвата цели rоловкой самонаведения ракеты, высо"
кую точность наведения на маневрирующие цели и высокую помехоза..
щищенность. Несмотря на обилие возможных комбинаций автономных
и неавтономных систем в современнъух КСН ракет «BB» получили наи..
большее распространение комбинации радиокомандноrо и aBToHoMHoro
наведения на начальньтх участках полета и радиолокационноrо самона..
ведения в конце управления (AIM..54, AIM 120, Р..27Р, p 77) [29]. При
этом самонаведение может включать этап полуактивноrо наведения в
начале и активноrо  в конце управления. Пассивное самонаведение
обычно используется при перенацеливании ракеты на близкорасполо..
женный источник радиопомех.
В общем случае КСН ракет «BB» MoryT работать в четырех ре..
жимах: целеуказания (ЦУ), автономном, радио командном и самонаве..
дения. При этом используемые методы наведения должныI обеспечить
всеракурсный перехват целей независимо от режима раБотыI, а алrорит"
мы функционирования иве не должны быть чувствительными к смене
режимов.
В автономном режиме работы рэсу, имеющем место в ситуаци..
ях, коrда дальность пуска до незначительно превыmает дальность захва..
та Дз цели радиолокационной rоловкой самонаведения (prC), обычно
используется метод пропорциональноrо наведения (7.33). При этом
оценки V сб , &1,2 И П I ,2, необходимые для ero реализации, формиру..
185

ются В вычислителе путем решения тех или иных кинематических ypaB
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
иjl.2 в поперечных плоскостях управления 1l и 22 (рис. 7.9) при yc
ловии, что соблюдается вполне определенная rипотеза движения цели
(например, с постоянной скоростью) по состоянию на момент пуска. В
результате TaKoro наведения ракета должна быть выведена в зону YBe
peHHoro захвата цели.
Если дп»дз, то за время длительноrо aBToHoMHoro наведения
цель может начать маневрировать, изменив тем самым закон cBoero
первоначальноrо 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 prc. Для уменьше
ния ошибок наведения при маневрах цели на автономных участках
большой протяженности используется режим командноrо наведения. В
этом режиме из бортовой аппаратуры истребителя в prc поступают
сиrналы радиокоррекции (РК). В качестве сиrналов радиокоррекции
периодически передаются закодированныIe значения ошибок наведения
по положению и производные этих ошибок по времени. Последние
"
нужны для Toro, чтобы можно было корректировать значения V сб и
&1,2 В интервалах времени между поступлениями команд РК. Кодиро
вание передаваемых команд осуществляется для повышения помехоза
щищенности радиоканала. Сиrналы РК передаются путем дополнитель
ной модуляции сиrнала подсвета цели (спц).
На основе раскодированных сиrналов РК траектория ракеты KOp
ректируется таким образом, что цель не выходит за пределы зоныI захва
та prc. После Toro как ракета приблизится к цели на расстояние д < дз,
включается prc, цель берется на автоматическое сопровождение и Ha
чинается этап самонаведения. В этом режиме обычно используется
метод пропорциональноrо наведения со смещением (7.48), а основным
поставщиком информации для Hero является prc (98.2) [46].
Режим ЦУ в комбинированны
x рэсу ракет «BB» имеет то же
предназначение, что и в системах самонаведения (98.2). Отличие COCTO
ит лишь В наличии дополнительных команд, используемых в качестве
начальных условий для решения кинематических уравнений, которые
используются для экстраполяции пространственноrо положения и CKO
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 MOryT отличаться от экстраполированных значений.
Кроме Toro, в состав ИВС необходимо включать аппаратуру синхрони
зации и раскодирования команд радио коррекции.
Среди возможнътх комбинаций автономнътх и неавтономныIx 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 рассоrласования (7.33), реализующий Me
тод пропорционалъноrо наведения, и осуществлять подrотовку аппаратуры
к переходу в режим самонаведения. Суть этой подrотовки состоJП В прове
денни поиска, обнаружения и анализа сиrнала цели для ее далънейшеrо
автосопровождения по скорости и направлению. Для определенности в
дальнейшем будем полаraтъ, что в РЭСУ используется показанныIй на
рис. 8.2 прерьmистыIй сиrнал подсвета цели.
25.2.1. ФОРМИРОВАНИЕ ПАРАМЕТРА РАссоrЛАСОВАНИЯ
R АВТОНОМНОМ РЕЖИМЕ
В процессе формирования параметра рассоrласования (7.33) в aB
тономном режиме принимают участие автономные датчики, устройство
пере счета координат, вычислитель псевдокинематическоrо звена (ПКЗ)
и собственно вычислитель параметра рассоrласования. Функциональ
ныIe связи между этими устройствами показаныI на структурной схеме
ИВС, приведенной на рис. 25.1. Кроме перечисленнъlX устройств на
этой схеме еще изображены приемник отраженныIx сиrналов, автоселек
тор скорости, управитель уrломера и анализатор сиrналов, которые
принимают участие в процессе поиска, обнаружения и анализа сиrна
лов. Необходимо отметить, что в автономном режиме переключатели
Пl и П2 находятся в положении «Автономное наведение» (АН).
В качестве автономных датчиков в ИВС используются акселерометры и
rироскопы. С помощью rироскопов осуществляется стабилизация в
пространстве платформы, на которой размещаются антенна и акселе
рометры. Такое размещение дает возможность существенно уменьшить
влияние уrловых колебаний ракетыI на точность и устойчивость сопро
вождения цели по направлению, а также на точность измерения YCKope
ний акселерометрами. Кроме Toro, с помощью rироскопа осуществляет
ся измерение крена paKeyыI у.
187

:::::::::::::::::::::::::::::::::
1
I
I
11
jax
ja12
,
r ироплатформа"
автономные ДarlllDl
....
СРl,2 У cтpoAC'IВO Д n 1,2 в сур
пересчer&. коор.динат
r-. ... . .. .. .. -. .. -.. ... ... ... .. . -,.. - ... . .. ........................  
Аос
IIPИEМНИR:
ОТР .АЖЕННЬDC
СИI1iAЛОВ
ИНТ v
Vсба
"
Да
Vцyl,2 1
ИНТ Vl 1 I g
А у,А z;
Па I 2 .
Вычислитель ПКЗ '.
. ....-... ..... ......... ... .-- ----i
l\ix;vцy
ИНТ.
д1х.Дцу ,
..... ... 'Т'. .....
ДУЛ
от приеМКВRI
С.l'кanа
ОИВХРО...&ЦИ:В:
п2
I
I
.
Д nai.2
АН
..
СН
....
g V сб (6\.2 +  6)1,2 )
.
: А .01.2
Вычислитель .
Vuy
АВТО СЕЛЕКТОР
СКОРОСТИ
пар а.метра
рассоrласоваиИ1l I
i _ _ . . . . _ _ . . .  . .. ... _ . . . . _ . .. _ _ . . . ..J
Рис. 25.1
Размещенные на rироплатформе акселерометры измеряют три
составляющие ускорений jax И jal,2 В антенной (визирной) системе коор"
динат OXaYaZa (рис. 25.2), ось ОХ а которой совпадает с осью антенны
.
Если ось антенны (равносиrнальное направление) направлена на цель,
то jax И jal,2 отображают ускорения по линии визирования и по нормалям
Уа К ней, что дает возможность
экстраполировать текущие
значения скорости сближения
V 00, дальности Д и скоростей
V 1,2  нормальных к линии
рсн визирования.
в общем случае оси ан..
Ха тенной системы не совпадают с
осями связанной системы ко..
ординат, в которой ось ОХ
направлена вдоль продольной
оси ракеты, а оси ОУ и OZ
Za
Рис. 25.2
188

совпадают с плоскостями управления 11 и 22 (рис. 7.9). Поскольку
управляющие сиrналъl вычисляются в IUIоскостях управления, то для pea
лизации (7.33) -измеренные значения параметров рассоrласования nal,2
"
необходимо пересчитатъ в оценки переrpузок ll1,2 в связанной системе
координат. эта задача решается с помощью специальноrо устройства пере
счета координат (рис. 25.1). Пересчет осуществляется через триrонометри
ческие функции уrлов визирования q>1.2 и крена антенны Уа.
А
Оценки V сб и &1,2' необходимые для получения параметров pac
соrласования (7.33), формируются в вычислителе ПКЗ, экстраполирую
"
щим V сб И &1,2 В процессе решения тех или иных кинематических
уравнений. В наиболее простом варианте, использованном в CTPYKТYP
ной схеме на рис. 25.1, эти уравнения имеют вид:
"
V сба == jax'
"
V сба (О)==У цу ;
"
. "
Да == Vсба'
"
Да (О) == Дцу;
(25.1 )
"
V a1 2 == jal 2,
, ,
"
У а1 ,2 (О) == У цу1 ,2 ;
(25.2)
" "
Фа1 2 == У а1 2 / Да ,
, ,
(25.3)
причем операции по вычислению V сба , Да И \т а1 2 выполняются инте
,
rpаторами ИНТ v, ИНТ д, ИНТ vl,2. Начальные условия V цу, V цyl,2, И Дцу
для (25.1), (25.2) поступают в интеrраторы вычислителя ПКЗ в режиме
целеуказания по результатам измерений БРЛС.
Оценки Ша} 2 поступают не только в вычислитель параметров
,
рассоrласования (рис.25.1), но и в управитель уrломера, rде преобразу
ются в напряжение Ud<p. Под действием этоrо напряжения осуществляет
ся прецессия rироплатформы (а вместе с ней антенны) от первоначаль
ных уrлов q>цyl,2, введенных в качестве команд ЦУ, в направлении ожи
даемоrо положения цели. Этим обеспечивается адекватность измеряе..
мьух ускорений jax И jal,2 ускорениям по линии визирования и нормалям к
ней, на которой базируется экстраполяция (25.1)(25.3). Кроме Toro, это
обеспечивает прием сиrналов, отраженньJX от целей, после начала этапа
поиска и обнаружения.
Следует отметить, что пересчет координат и решение уравнений
(25.1 )(25.3) MOryт быть реализованы не только аппаратурно в виде специ
альных устройств (рис. 25.1), но и алrоритмически в БЦВМ ракеты.
189

25.2.2. поиск, ОБНАРУЖЕНИЕ И АНАЛИЗ РАДИОСИПIАЛОВ
Этапы поиска, обнаружения и анализа радиосиrналов, отражен
ных от цели, являются подrотовительными для взятия ее на автоматиче
ское сопровождение, после чеrо РЭСУ переводится в режим caMOHaBe
дения. указанныIe этапыI реализуются в процессе cOBMeCTHoro функцио
нирования автономнътх датчиков, вычислителя ПКЗ, приемников OTpa
женноrо и синхронизирующеrо сиrналов, автоселектора скорости,
управителя уrломера и анализатора сиrналов. 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 OTCYТ
ствует, так как в течение Bcero mпервала автономноrо наведения происхо
дит ориентирование антенныI в направлении цели. Это ориентирование
выполняется путем изменения уrловоrо положения антенны по закону
"
«>1,2 = «>ЦУl,2 + ОО а1 ,2 t,
"
rде <Рцуl,2  уrлы целеуказания, поступающие в ракету из БРЛС; (Оаl,2 
оценки уrловых скоростей линии визирования, выдаваемые в управи
тель уrломера вычислителем ПКЗ (рис. 25.1).
Поиск по скорости сблmкения осуществляется путем изменения по
пилообразному закону частоты fyr управляемоrо rетеродина (рис. 25.3)
относительно частоты ==ба/л, определяемой оценкой V сба , которая фор
f yr мируется в вычислителе ПКЗ (рис. 25.1) на
f основе измереНИЙ ускорения jax. Если
yrmax
дальность пуска дп<дз, то V сба V цу. При
изменении fyr (рис. 25.3) по тому же закону
будет изменяться и промежуточная частота
fnpЗ (10.24). В итоrе при не которой частоте
t fyri промежуточная частота fnpЗi==fynfnp2
попадает в полосу проnyскания узкополос
Horo усиmпеля промежуточной частоты
(УУПЧ) (рис. 10.7), амrтитудночастотная характеристика KOToporo приве
дена на рис. 25.4,а. Следствием этоrо события является появление на BЫXO
де фильтра напряжения, которое поступает на узкополосныIй частотный
детектор (ЧД) (рис. 10.7). Поскольку нуль дискриминационной характери
стики ЧД (рис. 25.4,б) соответствует частоте fnpЗо настройки фильтра, то
выходное напряжение детектора
Uчд=Кчд( f прЗ " f прЗо ),
rде кчд  коэффициент детектирования, при изменении f yr rетеродина
будет повторять дискриминационную характеристику (рис. 25.4,б,в).
f yrmm
О
t n
Рис. 25.3
190

При превышении напряже...
нием Uчд HeKoToporo пороrа U n1
изменение частоты fyr (поиск) пре..
кращается и начинается стадия
обнаружения и анализа вы..
деленноrо сиrнала. Обнаружение а)
выполняется в два этапа. На пер"
вом, реализуемом при выполнении
условия uЧД>U п1 , обнаружение
осуществляется с низкой досто"
верностью, характеризуемой веро.. б)
ятностью правильноrо обнаруже...
ния Рп о= О,6. Достиraется это за Рис. 25.4
счет выбора достаточно низкоrо пороrа U n1 , величина KOToporo несколько
превышает уровень собственных шумов приемника отраженныIx сиrналов.
Выбор TaKoro пороrа дает возможность обнаруживать слабые сиrналы,
отраженные от достаточно удаленных целей. Однако при таком пороrе
возможныI и ложны
e обнаружения, обусловленные превышением пороrа
случайными собственными шумовыми выбросами приемника. Обнаруже..
иие далеко расположенных целей, хотя и недостаточно достоверное, дает
запас времени на анализ и накопление выделенных сиrналов. Накопление
необходимо для повышения вероятности обнаружения до величины
РпоО,9, при которой практически достоверно можно быть убежденныIM в
том, что обнаружен полезный сиrнал, а не шумовой выброс. Накопление
обеспечивается тем, что сиrн3лыI, отражеННЪJе от цели, имеют реryлярный
характер, в то время как шумы  случайны.
Необходимость специальноrо анализа выделенноrо сиrнала, пе..
ред тем как принять достоверное решение о ero обнаружении, обуслов"
лена следующими причинами. В процесс е длительноrо aBToHoMHoro и
командноrо этапов наведения в результате маневра цели ее скорость
может существенно отличаться от той, которая была введена в иве в
режиме целеуказания, и в дальнейшем экстраполировалась по алrорит'"
му (25.1). По этой причине в полосу пропускания узкополосноrо фильт..
ра (рис. 25.4,а) MOryT попадать совсем друrие сиrналы. К таким сиrна..
лам прежде Bcero относятся отражения от земли. Такая ситуация имеет
место тоrда, коrда осуществляется перехват маловысотной цели, высота
полета которой меньше высоты ракеты, и лепестки диаrpаммы направ"
ленности антенны pre направленыI в сторону земли. Кроме Toro, на
вход приемника MOryT поступать и сиrнaJJыI, излучаем'ые постановщи..
ком помех. В связи с отмеченными особенностями анализ первоначаль..
но выделенноrо сиrнала проводится, как правило, на ero принадлеж..
насть постановщику помех, земле либо цели.
Uчд
t
I
u чд :
I
fпрз
191

Как было отмечено в 98.2, анализ сиrнала на ero принадлежность
постановщику помех про водится по энерrетическому признаку, OCHO
ванному на том, что прямой сиrнал помехи во MHoro раз превышает
слабый сиrнал, отраженный от цели. Принятие решения о принадлеж
насти обнаруженнь сиrналов к постановIЦИКУ помех принимается в
tl oc том случае, коrда этот сиrнал превыша
U ет очень высокий пороr u пз , который
п3
не может быть превышен ни сиrналом
цели, ни сиrналом, отраженным от зем
ли. Качественно этот процесс иллюст
рируется рис. 25.5, на котором U oc 
видеосиrнал на выходе приемника, а t M
 время подсвета цели. В такой ситуа-
ции накопление сиrналов прекращается
и возобновляется режим поиска, в KO
тором частота fyr управляемоrо reTepo
дина будет продолжать изменяться по
пилообразному закону (рис. 25.3).
Анализ сиrнала на принадлежность земле проводится по двум
признакам: энерrетическому и частотному. Суть энерrетическоrо при
знака состоит в превышении анализируемым сиrналом достаточно BЫ
cOKoro пороrа U п2 <U пЗ поскольку сиrнал, отраженный от земли, превы
шает сиrнал, отраженный от цели. Исследование по частотному призна
ку необходимо для Toro, чтобы исключить из анализа вариантыI превы
шения пороrа U п2 активной помехой.
В основе частотноrо анализа лежит то обстоятельство, что ширина
спектра ДОJUIеровских частот сиrнала земли во MHoro раз превышает шири..
ну спектра этих частот сиrнала, отраженноrо от цели. Это обусловлено тем,
что суммарная ширина лепестков диаrраммы направленности антенны,
направленнътх на землю, определяется yrлом ев, во MHoro раз преВЫПIаю
щим величину yrла е ц , который обусловлен дальностью до цели и ее raба
ритами. Качественно это различие показано на рис. 25.6 и 25.7, rде SЗ и Su
соответственно спектральные плотности сиrналов доплеровских частот,
отраженнъJX от земли и от цели. Используя эту особенность, можно выде-
лить сиrнал, отраженный от земли, в фильтре с АЧХ Кф==fl(f) (рис. 25.7),
нижняя rpаничная частота f нr KOToporo превышает максимально возмож
ную частоту fцм сиrнала, отраженноrо от цели. В итоre, решение о том, что
выделенныIй сиrнал принадлежит земле, принимается при одновременном
вьmолнении двух условий: при превышении им пороra U n2 (рис. 25.5) и
появлении сиrналов на Bьoдe фильтра с полосой пропускания
L\fпз==fвrfнr (рис. 25.7). В такой ситуации накопление сиrнала прекраща
ется и возобновляется режим поиска.
U п2
.  помеха
СJImал
1земли
f\
снmал
"" ,.(целн
.&.

... ..t я " .t H "'t
r .... ,
U п1
U п1
Рис. 25.5
192

SЗ'SЦ' К Ф
f
о
Рис. 25.6
Рис. 25.7
Если в результате анализа будет установлено, что сиrнал не при..
надлежит ни земле, ни постановщику помех, то в течение определенно..
ro времени продолжается ero накопление. Решение о том, что накапли..
ваемый сиrнал принадлежит цели (второй этап обнаружения) принима..
ется в том случае, если он превышает пороr UпJ2<Uп2 (рис. 25.5). При
этом величина пороrа выбирается таким образом (Uп12>Uпl), чтобы
обеспечить высокую достоверность обнаружения.
После завершения BToporo этапа обнаружения в автоселекторе
замыкается цепь автоматическоrо слежения за доплеровской частотой
F дрц (910.5), выделенный сиrнал поступает в уrломер для сопровожде..
ния цели по направлению и РЭСУ переходит в режим самонаведения.
Если в интервале времени t п (рис. 25.3) не будет принято решение
о наличии цели, то поиск осуществляется во все увеличиваемся диапа..
зоне изменения частот f yr вплоть до значения f ymax и fуппin.
25.3. ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ КОМБИНИРОВАННОЙ ИВС
В РЕЖИМЕ САМОНАВЕДЕНИЯ
Режим самонаведения начинается на дальности Дз после обнару..
жения цели prc и перехода на ее автоматическое сопровождение по
скорости сближения и направлению соответственно автоселектором
скорости и следящим радиолокационныIM уrломером. В этом режиме
параметр рассоrласования формируется в соответствии с методом про..
порциональноrо 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 перекточатели Пl и П2 находятся в положении СН (само..
наведение).
Оценки т 1 ,2 уrловой 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 jaJ,2 В антенной стабили..
зированной системе координат (рис. 25.2).
71878
193

Оценки L\&l,2 приращений уrловой скорости, обусловленных Ma
невром цели, поступают из управителя комплексноrо следящеrо уrло
А
мера, принцип работы KOToporo рассмотрен в 911.3. Оценка V сб CKOpO
сти сближения, вычисляемая на основе измерения доплеровской часто
ты, выдается в вычислитель параметра рассоrласования из автоселекто
ра, описанноrо в 910.5. Сравнение сформированных на основе оценок
V сб , &1 2 И L\ m 12 требуемых переrpузок с их действительныIии значе
. .
ниями n a l,2 и дает возможность определить управляющие сиrналы L\nal,l,
под действием которых после пересчета их из антенной системы KOOp
динат в связанную СУР управляет ракетой в режиме самонаведения.
Заканчивается самонаведение на некоторой дальности дк, после KO
торой ракета совершает неуправляемый полет. Конкретное значение этой
дальности во MHoroM зависит от типа используемоrо сиrнала подсвета цe
ли. При использовании непрерывных (прерывистътх) сиrналов дк обуслов
ливается допустимой величиной флуктуационной ошибки оценивания
уrловой скорости, непосредственно определяющей значение допустимоrо
промаха. Наличие этой ошибки обусловлено, так называемыми уrловыми
шумами отраженньтх радиосиrналов, причиныI возникновения которых и их
влияние на РЭСУ были рассмотрены в п. 5.2.4.
25.4. ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ КОМБИНИРОВАННОЙ иве
в РЕЖИМЕ ЦЕЛЕУКАЗАНИЯ
Режим целеуказания имеет место в процессе cOBMecrnoro функцио
нирования аппара1УРЫ самолетаносителя и ракеты на интервале времени
от ero взлета и до применения оружия. Совместное функционирование
осуществляется с помощью специальных блоков и линий связи. По этим
линиям из аппара1УРЫ истребителя в раке1)' подаются команды подrотов
ки, командыI целеуказания, а также командыI, предупреждающие прежде
временныIй пуск paKeThI. Из ракетыI в аппара1УРУ самолетаносителя посту
лают сведения о типе ракеты и месте ее подвески, а также сиrналъl, KOTO
рые характеризуют степень ее rотовности к применению.
Команды подrотовки начинают формироваться сразу после взле
та истребителя [15]. По этим командам в аппаратуру ракеты подаются
питающие напряжения, в первую очередь на rетеродины приемников и
на rироскопы. Целесообразность ранней подачи питания на rетеродины
обусловлена необходимостью устранения выбеrа их частоты, который
возникает в начальныIe моменты работы. Выбеr, представляющий собой
достаточно значительное отклонение частоты rенерации от ее номи
нальноrо значения, самостоятельно устраняется по истечении HeKOTOpo
ro промежутка времени, после чеrо rетеродиныI rенерируют BыcoKocTa
194

бильные колебания, которые поступают в смесители приемников. rиро
скопы начинают выполнять свои функции по пространственной стаби
лизации антеlJНЫ только через некоторое время, которое затрачивается
на достижение ими определенной скорости вращения. По командам
подrотовки выполняются также наСтрОЙl<а приемнъJX устройств и про
верка работоспособности основныIx узлов ракеты. Кроме Toro, из борто
вой аппаратуры истребителя в сур ракеты поступают разовые команды,
характеризующие конкретные условия ее применения, например тип
перехватываемой цели (большая, средняя, малая, rрупповая, вертолет),
высота ее полета, ракурс перехвата (передняя  ППС либо задняя  зпс
полусферы).
Командът целеуказания начинают поступать в ракету только по
сле взятия цели на автоматическое сопровождение БРЛС истребителя. В
полуактивной prc с прерывистым сиrналом подсвета цели целеуказа
ния осуществляются по уrлам q>цyl,2, скорости сближения V цу, нормаль
ным составляющим скорости V цyl,2 И дальности . В соответствии со
значениями уrлов <Pцyl,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 V цу устанавливается такая час
тота f yr управляемоrо rетеродина (рис. 1 0.7), которая обеспечивает по
падание промежуточной частоты (10.24) в полосу пропускания fп уз
кополосноrо фильтра (рис. 25.4,а), либо задает начальное значение час
тоты Fo, относительно которой осуществляется поиск отраженноrо сиr
нала (рис. 25.3). Первая ситуация имеет место тоrда, коrда дальность
пуска ДП не превышает дальность захвата ДЗ цели prc, а вторая возни
кает при выполнении условия ДП> Дз.
Сиrналы управления для уrломера и автоселектора по отработке
команд ЦУ формируются в компараторах блоков связей, rде осуществ
ляется сравнение передаваемых из самолета сиrналов с теми, которые
имеют место в prc.
в вычислитель ПКЗ (рис. 25.1), наряду с целеуказаниями по CKO
рости V цу И V цуl,Ъ поступают сиrналы дальности Дцу, которые исполь
зуются в качестве начальных условий при решении уравнений экстра
поляции (25.1) и (25.2). Процессы настройки аппаратуры prc и OTpa
ботки команд ЦУ контролируются по отображаемым на световом табло
либо в системе единой индикации (СЕИ) выдаваемьух из ракетыI COOT
ветствующих сиrналов и команд [15]. После окончания всех этапов
подrотовки в иве формируется команда, свидетельствующая о rOToB
ности ракеты к применению. Эта команда также высвечивается на ин
дикаторе СЕИ в виде условноrо обозначения.
195

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 ДрпUп дальностей. Примернътй
вид разрешенных зон пуска, как функций высоты Н и направления Чfк
перехвата, показан на рис. 16.2. При этом на рис. 16.2,а приведено сече..
ние зон пуска в вертикальной плоскости ЧJ==о, а на рис. 16.2,б  сечение
в rоризонтальной плоскости H==H 1 .
ДО высот H<H 1 максимальная разрешенная дальность пуска orpa..
ничена баллистической дальностью полета ракеты в плотных слоях
атмосферы. На высотах H>Hl она оrpаничена дальностью действия
БРЛС истребителя. Поскольку в ппс скорость сближения превышает
скорость сближения в ЗПС, разрешенная дальность Дрmах превышает
аналоrичную дальность в зпс. Минимальная дальность Дрmiп рассчиты
вается исходя из необходимости обеспечения безопасной дальности
отворота (выхдаa из атаки) самолетаносителя. После Toro, как текущее
местоположение истребителя относительно цели будет удовлетворять
условиям (8.]) и (8.2), формируется команда, разрешающая ее пуск, и
летчик может применять оружие по выбранной цели.
Необходимо отметить, что командъ' ЦУ продолжают поступать в
аппаратуру paKeThI вплоть до момента пуска. В полуактивных prc эти
команды после пуска запоминаются в течение определенноrо времени
пока ракета не удалится на некоторое расстояние от истребителя, после
чеrо начинают использоваться по назначению.
25.5. ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ КОМБИНИРОВАННОЙ иве
В РЕЖИМЕ КОМАндноrо НАВЕДЕНИЯ
Режим командноrо наведения используется в тех случаях, коrда
дальность пуска настолько велика, что в результате возрастания ошибок
aBToHoMHoro режима не обеспечивается захват цели радиолокационной
rоловкой самонаведения. При использовании режима командноrо наве..
дения, именуемоrо также режимом радиокоррекции, в бортовой аппара..
туре самолетаносителя формируются команды, которые с помощью
радиосиrналов передаются на ракету и корректируют процесс вычисле..
ния параметра рассоrласования. Параметр рассоrласования, как и в
автономном режиме, вычисляется в соответствии с методом пропор..
циональноrо наведения (7.33). Однако оценки V сб и о) 1,2 формируются
уже с учетом поправок, переданных с борта истребителя и учитываю..
щих маневр цели.
196

Один из возможных способов
формирования сиrналов поправок
(коррекции) прясняется рис. 25.8.
Пусть в момент пуска ракеты
истребитель находился в точке Осо, а
цель  в точке Оцо. При этом по О
со
априорныIM сведениям полаrалосъ,
что ДnFDКение цели определяется
вектором скорости V цо, а движение
самолета  вектором ус. Проекции У цо и у с на линию визирования Осо-
Оцо и на нормаль к ней определяют скорость сближения и поперечные
скорости V цyl.l, которые, наряду с измеренной БРЛС дальностью , по
С1)'Пают в экстраполятор (25.1)25.3) в качестве начальнъJX условий.
Аналоrичные уравнения решаются и в БЦВМ истребителя. При решении
уравнеНИЙ (25.1H25.3) формируются оценки V сб и &1.2 , которые исполь
зуются для вычисления параметра рассоrласования (7.33). Через некоторое
время самолет будет находиться в точке ОС, а цель, в соответствии с rипоте
зой Vцо==сопst,  в точке Оцl. На самом деле, цель, дnижущаяся со CKOpO
стъю V ц, находится в этот момент времени в точке 00.2. Реальное положение
цели относительно истребителя определяется вектором Дрлс, модуль и уrло
вое положение KOToporo измеряются БРЛС. Определив с помощью счисле
ния пути вектор L п (рис. 25.8), представляющий пройденный истребителем
за время t путь, можно вычислить вектор
Дист==Lп+Дрлс,
характеризующий истинное положение цели относительно точки пуска
ракеты.
Зная измеренное БРЛС расстояние Дцу до цели на момент пуска и
вычислив на основе знания V цо расстояние ОцоОцl, можно определить
проrнозируемый относительно точки пуска вектор

Дп Дцу +О цо Оцl .
Тоrда вектор l ошибок проrнозирования положения Оцl относительно
действительноrо положения Оц2 может быть вычислен по формуле
fil
Рис. 25.8
11 1 ДИ ст" дп.
Проекции /x, /Y' /z вектора l 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 V сб и & 1.2 В ин
тервалах между поступлениями поправок /x, /Y' /z на борту истреби
197

. . .
теля формируются и скоростны
e 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)
1==Vц"VЦо.
. . .
вычисленныIe сиrналы поправок А/ х , А/у, A/z и А/ х , А/у, A/z перед
передачей на борт ракеты кодируются (шифруются). Наиболее целесо..
образныIM является использование мноrоэтапноrо кодирования (919.4).
В общем случае, в процессе шифрации используются: квантование по
право к по уровню, цифровое двоичное кодирование уровней, замена
каждоrо нуля и единицы цифровоrо двоичноrо кода более сложными
кодами, выполненными, например, на основе Мпоследовательностей, а
также постановка в соответствие каждой элементарной посылке M
последовательности колебаний поднесущих частот. Этими колебанию..fИ
Т"fоднесущих частот модулируются по частоте, фазе или амплитуде
С'jерхвысокочастотные сиrналы подсвета цели, которые передаются на
ракету. Использование мноrоэтапноrо кодирования позволяет сформи
ровать радиосиrнал, обладающий большой шириной спектра и постоян
ством спектральной плотности в пределах этой шириныI. Последнее
обусловливает сходство сиrналов радиокоррекции с белыми шумами,
что затрудняет их обнаружение, обеспечивая тем самым высокую
скрытность. Рассредоточение полезной информации в широкой полосе
частот сиrнала затрудняет их имитацию противником, что также повы
шает помехоустойчивость.
Если в РЭСУ используется прерывистый сиrнал (рис. 8.2), то Ka
. . .
ждая из команд ошибок А/ х , А/у, A/z И А/ х , А/у, A/z поочередно передает
ся в течение одноrо интервала t и подсвета цели. Радиосиrналът, coдep
жащие информацmo об ошибках, принимаются на ракете антенной син
хронизирующих сиrналов 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 сиrналы, адекватно отображающие кванто..
. . .
ванные значения ошибок ы х , Ы у , А/zи A/x,A/y,A/z, которые подаются в
вычислитель пкз (рис. 25.1). Поправки Ы Х и А/ х , поступая в экстраполятор
А А ..
(25.1), корректируют оцеmcи V сб и Д. Приращения А/у и A/z, подавае
А
мые в экстраполятор, поправляют оценки V 1 2 , а соответственно и &12
, ,
(25.3). В итоrе параметр рассоrласования (7.33) будет вычисляться на OCHO
198

ве более точнъlX значений V сб и &),2 , В которых учитьmается маневр цели.
Следствием такой коррекции является существенное увеличение времени
(дальности) управления ракетой, при котором она выводится в область
пространства относительно цели, обеспечивающую ее захват prc.
25.6. КВАЗИОПТИМАЛЬНАЯ КОМБИНИРОВАННАЯ ИВС
ДЛЯ ОБЕСПЕЧЕНИЯ ПЕРЕХВАТА
ИНТЕНСИВНО МАНЕВРИРУЮЩИХ ЦЕЛЕЙ
Рассмотренные ранее ИВС комбинированных систем управления
ракет «BB» 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 чувствительныIй элемент, управитель и исполнительное YCT
ройство функционируют В рамках одноrо следящеrо кольца, не позво
ляет одновременно обеспечить высокие точности, быстродействие и
устойчивость функционирования. Используемые следящие измерители
имеют низкий порядок астатизма (не выше BToporo). Поэтому при ин
тенсивном маневре цели, коrда появляются производные отслеживае
мых параметров третьеrо и более высокоrо порядков, в этих измерите
лях возникают нарастающие во времени динамические ошибки. Если
маневр продолжается достаточно долrо, то ошибки выходят за пределы
линейноrо участка дискриминационных (пеленrационных) характери
стик и происходит срыв автоматическоrо сопровождения цели, а COOT
ветственно, и наведения ракеты.
Экстраполяция пространственноrо 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 уrловых шумов на точность управления
на конечном участке (п. 5.2.4) [45].
В процессе перехвата ИМЦ требуются достаточно большие уrлы
упреждения, при которых антенна prc разворачивается на большие
уrлы. Следствием этоrо является усиление влияния на точность оцени
вания уrлов и уrловых скоростей ошибок обтекателя. Кроме Toro, ин
тенсивное маневрирование цели предопределяет наличие значительных
199

величин производных уrлов танrажа и рысканья, вызывающих появле
ния существенных синхронных ошибок оценивания уrловых скоростей
линии визирования (п. 5.2.3).
проведенныIй анализ позволяет придти к заключению, что в ивс
paKeThI, предназначенной для поражения ИМЦ, должны
 использоваться:
метод наведения, учитывающий маневр цели и самой ракеты;
мноrоконтурные следящие измерители, позволяющие OДHOBpe
менно обеспечить высокие показатели быстродействия, устойчивости и
точности оценивания, в том числе и составляющих относительноrо и
абсолютноrо ускорений;
специальны
e процедуры обработки сиrналов, снижающие влия
ние уrловых шумов и ошибок обтекателей.
Кроме Toro, необходимо отметить следующее обстоятельство.
Участки самонаведения ракет «BB», как правило, имеют достаточно
малую протяженность, которая может оказаться недостаточной для
ликвидации больших промахов наведения. В связи с этим необходимо
Ipинимать специальныIe меры и по повышению точности наведения в
aJToHoMHOM и радио командном режимах. Для этоrо целесообразно ис
пользовать специальныIe методъ' 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 сиrналов радио коррекции, за счет
включения в них составляющих ошибок ускорений.
Весьма перспективныIM направлением синтеза алrоритмов функ
ционирования комбинированной ивс, в которой были бы учтеныI cдe
ланные выше рекомендации, является использование математическоrо
аппарата статистической теории оптимальноrо управления. Аппарат этой
теории (rл. 3) позволяет получить алrоритмы функционирования ивс,
совместно наилучшие как по точности, так и экономичности наведения
ракет на ИМЦ в условиях реальнъlX оrраничеНИЙ на величины
 сиrналов
управления и быстродействие исполнительнъlX opraHoB. Процедура по
лучения таких алrоритмов может быть выполнена двумя способами.
При использовании одноrо из них оптимальная ивс синтезиру
ется как единое целое на основе мноrомернъlX моделей состояния BЫCO
кой размерности, учитывающих более сложны
e законы
 взаимнъlX пере
мещений ракеты и цели в трехмерном пространстве и заданны
e (управ
ляемые) части всех следящих измерителей, сур и самой ракеты. При
этом оптимизация ивс должна выполняться в процессе поиска мини
мума сложноrо функционала качества, в котором одновременно учиты

ваются требования точности наведения ракеты на ИМЦ, требования к
точности автоматическоrо сопровождения следящими автоселекторами
дальности, скорости и уrломером и экономичности всех этих процессов.
200

Решение этой задачи затруднительно из-за влияния «проклятия размер-
ности» (93.2) и оrраничений на объем памяти и быстродействие борто-
вой ЦВМ ракеты.
В связи с этим более реальныIM является подход, основанныIй на
раздельной, независимой оптимизации метода наведения на ИМЦ и
следящих измерителей, обеспечивающих ero реализацию. Такой под
ход, называемый в дальнейшем квазиоптимальным, дает возможность
воспользоваться результатами синтеза метода наведения на ИМЦ (п.
7.5.2) и алrоритмов функционирования следящих измерителей, pac
смотренных в rл. 1 О и 11. Ниже, при получении состава и алrоритмов
функционирования ивс, будет использован именно такой подход. Ero
квазиоптималъность обусловлена отсутствием учета взаимноrо влияния
следящих измерителей, формирователя параметра рассоrласования,
сур и ракеты, как ОУ. При этом будет полаrаться, что применяется
метод наведения (7.67), (7.68) и в ракете используется двухчастотная
импульсно-доплеровская активная prc (APrC). Применение APrC дает
возможность более эффективно использовать результатыI АСЦРО в
БРЛС истребителя и повысить степень автономности процесса HaBeдe
ния ракеты на имц. Для обеспечения приемлемой стоимости ивс
целесообразно применять в APrc не Фазированную антенную решетку
(ФАР), а обычную зеркальную антенну с rироприводом. Способность
такой антенны сопровождать по направлению ИМЦ должна обеспечи
ваться сиrналом управления, в котором необходимо учитывать не толь-
ко ошибки по уrлу, но и по уrловой скорости. Кроме Toro, для сокраще-
ния времени, затрачиваемоrо на захват цели, на траектории целесооб
разно осуществлять подслеживание за ней по направлению и на aBTO
номном участке траектории. Для этоrо необходимо в автономном и
радиокомандном режимах управлять антенной не только по уrловой
скорости ЛВ, но и по ее производной. При этом для снижения влияния
переходныIx процессов после захвата цели, а также для улучшения ди-
намических свойств следящей системы уrломера и увеличения времени
ero памяти эти сиrналы целесообразно сохранить в качестве корректи-
рующих и в режиме самонаведения.
Использование двух несущих частот в APrC дает возможность
улучшить показатели обнаружения, повысить помехозащищенность и
существенно снизить влияние уrловых шумов на последнем участке
наведения на ИМЦ (п. 5.2.4 [45]). Кроме Toro, в уrломерном канале
целесообразно использовать компенсацlПO ошибок оценивания уrлов и
уrловых скоростей, вносимыIx обтекателем, на основе заранее снятой
картыматрицы ошибок пеленrации.
Возможность сопровождения ИМЦ по дальности и скорости
обеспечивается использованием законов управления (10.38) и (10.73).
201

Информационное обеспечение этих законов осуществляется COOTBeTCT
вующими квазиоптималЬНbIМИ фильтрами, алrОРИТМbI функционирова
ния которых приведеНbI в п. 10.6.1 и 10.6.2. Отличительной чертой этих
фильтров является возможность формирования оценок относительнъlX и
абсолютнъlX ускорений и их производных как для цели, так и ракетът.
Раздельное оценивание радиальнъlX скоростей и ускорений в различныIx
фильтрах на основе как времени запазДbIвания (п. 10.6.1), так и допле
ровской чаСТОТbI (п. 10.6.2) обусловлено требованиями устойчивости по
отношенmo к уводящим по дальности и скорости помехам [27,47].
С учетом сделаннъlX ранее замечаний и предложений ниже будут
рассмотренът особенности функционирования квазиоптимальной KOM
бинированной иве ракеты «BB», предназначенной для перехвата
имц. При этом будет считаться, что иве функционирует в четътрех
режимах: целеуказаний, автономном, радиокомандном и caMOHaBeдe
ния, назначение и условия применения которых аналоrичны тем, KOTO
рые были рассмотренъ, в 25.125.5.
25.6.1. ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ КВАЗИОПТИМАЛЬНОЙ иве
в АВТОНОМНОМ И РАДИОКОМАНДНОМ РЕЖИМАХ
Процедура формирования параметров рассоrласования в различ
нъrx режимах, в том числе и в автономном, может быть проилтостриро
вана структурной схемой, приведенной на рис. 25.9. Показанные на
этом рисунке устройство пересчета координат и rироплатформа с aH
тенной и автономными датчиками выполняют те же функции, что и в
рассмотренной ранее (25.2) ивс.
В автономном режиме, который имеет место, коrда дальность
пуска незначительно превышает дальность захвата, ивс формирует
параметр рассоrласования по закону (7.67), (7.68) и выполняет подrо
ТОВКУ аппаратуры к переходу в режим самонаведения. В приложении к
ракете «BB» метод самонаведения (7.67), (7.68) преобразуется к виду
 = здо v ro + J   J  ( 254 )
1,2 До  дк сба а 1,2 цl,2 1,2 · ·
Информационное обеспечение (25.4) на автономном участке
"
осуществляется следующим образом. Значения до и jцl,2 поступают в
формирователь параметра рассоrласования (ФПР) в качестве команд
целеуказаний Дцу и jцyl,2. Собственные ускорения jt,2 подаются в ФПР
после преобразований в устройстве пересчета координат собственных
ускорений jat,2, которые измеряются акселерометрами, либо оценивают
"
ся в специальном фильтре. Оценки V сба И Фа) 2 экстраполируются по
,
более совершенньтм моделям:
202

lllx' .tJz.у)Фцуl,2
lllx' dly, !!J z ' Д
J a
Ul,2

I
"'="
Jl,2
r..y, .iцyl,2, 
Aix, У цу
ЭКСТР АПОЛЯТОР
(Вычислитель IЖЗ)
25.
А
Фаl 2
ФIIP
(7.4), (7.49), (7.67), (7.68)
ro 1.2 lP 1,2 jш,
.6.1,2
вСУР
квАзиоптимАльныЕ
ФИЛЬТРЫ И РErYЛЯТОР
YrЛОМЕРА
11
\1 сб
Рис.1S.9
А
V сба = jax + jцyx,
А
Vсба(О) = V цу;
А
. "
Да = Vсба'
"
Да(О) = Дцу;
(25.5)
"
 2 V сба " 1 G  ) " (О)
Ю а l,2 = iI.a Ю а l,2 + Да цyl,2  JI,2' Ю а l,2 = Юцуl,2'
учитывающим их зависимость от дальности до цели, скорости сближе..
нии 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 Ю а l2 И c1 a12
, ,
одновременно поступают и в реryлятор и фильтр уrломера (рис. 25.9).
Под действием этих сиrналов реryлятор формирует напряжения иl.2,
вызывающие прецессию rиpоплатформы с размещенной на ней антен-
203

ной в направлении перемещения цели. Этим самым обеспечивается
хорошее сопряжение aBToHoMHoro режима с самонаведением, поскольку
позволяет при переходе обойтись без дополнительноrо поиска цели по
направлению.
В радиокомандном режиме, который используется в ситуациях,
коrда дальность пуска значительно превышает дальность захвата, по
прежнему используется закон наведения (25.4). Информационное обес
печение этоrо метода отличается лишь тем, что значения дальности,
скорости сближения и уrловых скоростей, вычисляемых в экстраполя
торе (25.5), периодически корректируются поправками по положению
.. .
AZ x , AZy, AZ z и скорости AZ x , AZy и AZ z , передаваемыми с помощью спе
циальнъJX радиосиrналов с истребителя, аналоrично тому, как было
рассмотрено в 925.5. Спецификой радиокомандноrо режима рассматри"
.. ..
ваемой ИВС является передача дополнительных поправок AZ x , AZy и
AZ z по ускорению, которые корректируют в (25.5) ускорения jцyl,2 и jцyx.
После Toro как ракета приблизится к цели на расстояние
л
Да = КзДз,
(25.6)
rде к з  коэффициент, несколько превышающий единицу, начинается
подrотовка ИВС к переходу в режим самонаведения. В процессе подrо
А
товки осуществляется поиск цели по Д и V сб относительно значений Д а
И V сба на момент выполнения условия (25.6). Анализ обнаруженноrо
сиrнала на ero 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 ИПС
В РЕЖИМАХ САМОНАВЕДЕНИЯ И ЦЕЛЕУКАЗАНИЯ
функциональныIe связи ИВС в режиме самонаведения иллюстри
руются структурной схемой, показанной на рис. 25.9. В этом режиме
параметр рассоrласования в большинстве случаев формируется по пра
вилу (7.67), (7.68). При этом  определяется значением ДЗ захвата цели,
поступающим из комплексноrо MHoroKoHтypHoro автоселектора дально
" "
сти АСД. Оценка V сб = У ОТ формируется в фильтре комплексноrо MHO
rOKoHтypHoro 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) BpeMeHHoro
и частотноrо дискриминаторов и акселерометра, измеряющеrо собст
204

венное ускорение ракеты jax. В свою очередь, сиrналы дискриминаторов
получаются в процессе обработки сиrнала и cYMMapHoro канала прием
"
ника ПРМ. Н"апомним, что корректирующие сиrналыI jax = ас предот
вращают срыв сопровождения цели по дальности и скорости при пуске
ракеты с расстояния дпдз 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 rироплатформе и соориентирован
ным по РСН, практически совпадающим с направлением на цель. Необ
ходимо подчеркнуть, что мноrоконтурные автоселекторы дальности и
скорости одновременно решают задачи селекции сиrналов цели по Bpe
мени запаздывания и ДОJUIеровской частоте. Следует отметить, что при
использовании в APrC квазинепрерывноrо сиrнала подсвета цели в
ИВС может быть использована модификация АСД без устранения Heoд
нозначности отсчета дальности. Достоинством MHoroKoHтypHbIX aBToce
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 уrломер в составе ИВС решает три задачи: выпол
няет пространственную селекцию цели по направлению, осуществляет
развязку антенны от уrловых колебаний ракеты и формирует оценки
<1>12 бортовых пеленrов, уrловых скоростей сО12, их производных сО 1 2
, "
"
и поперечных ускорений jц1,2 цели. Выполнение всех этих задач ocy
ществляется в процессе cOBMecTHoro функционирования моноимпульс
ной антенны с приводом (rироплатформой), дуп антенны, приемников
cYMMapHoro U L и разностныIx UL\1,2 сиrналов, предварительноrо фильтра
(пФ), квазиоптимальных фильтров, реryлятора и корректора ошибок
обтекателя (КаО).
Пространственная селекция цели осуществляется за счет направ
ленных свойств антенны. Поскольку малоразмерныIe антенны ракет
«BB» имеют широкую диаrрамму направленности, в пределах которой
MOT одновременно находиться несколько целей, то в уrломер для
сопровождения цели поступают сиrналы, предварительно отселектиро
ванные по дальности и скорости. Высокая точность селекции цели по Д
и V сб дает возможность сопровождать одиночную цель даже в составе
достаточно плотной rруппы.
Силовая стабилизация антенныI осуществляется за счет Toro, что
rироплатформа сохраняет свое положение в пространстве независимо от
уrловых колебаний ракеты. Перемещение антенны по направлению
205

(прецессия rироплатформы) в процессе слежения за целью выполняется
под действием управляющеrо сиrнала
UI 2 = К({) <PI 2 + КО) cot 2 + Кro1ЮI 2 + К ю2 &1 2 + КroЗ&l 2,
, , , , , ,
(25.7)
синтезированноrо на основе алrоритмов СТОУ по методике, изложен-
ной в  11.5 [46].
Следует отметить, что сиrнaJJы
 (25.7) были полученыI при ис
пользовании более сложных моделей, чем в  11.5, путем минимизации
функционала качества ЛётоваКалмана (1.4). Для реализации (25.7)
необходимо знать ошибки сопровождения d<p = <РОТl 2  <Раl 2,
, ,
Аro = ОО от l,2  &з1,2 по уrлу и уrловой скорости, аналоrичные (11.35), и
. ..
оценки 001,2' &1,2, &1,2  уrловой скорости ЛВ и ее производных. Все
эти компоненты учитываются в законе управления с весовыми коэффи-
циентами КСР, кт, I<wl, К ш2 И К шЗ , зависящими от динамических свойств
привода и соотношения штрафов на точность слежения и величину
сиrналов управления. Наличие в (25.7) последних трех слаrаемых по
зволяет предотвратить появление больших ошибок слежения при ин..
тенсивном маневрировании цели на малых расстояниях. Кроме Toro, их
учет обеспечивает переход от aBToHoMHoro подслеживания (п. 25.6.1) к
автоматическому сопровождению цели в режиме самонаведения без
существенных переходнъlX процессов.
Все необходимые для реализации (25.7) оценки формируются в
квазиоптимальных фильтрах, алrоритмы функционирования KOTOpLIX
сходны с рассмотренны
ии в п. 11.5.4. качественны
M отличием является
формирование оценок А<Рушl,2 уrловых приращений, обусловленных
уrловым шумом. Наличие этих оценок дает возможность скомпенсиро
вать влияние yrловых шумов и существенно повысить точность сопро..
вождения ИМЦ на малых расстояниях и тем caмым уменьшить даль
ность дк неуправляемоrо полета ракеты (п. 5.2.4). первичны
ии измери
телями для квазиоптимальных фильтров являются моно импульсный
пеленraтор, дуп, акселерометры и rироскопы. При этом сиrналы пе..
ленraтора, 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 возможнъJX
алrоритмов KOToporo приведен в п. 5.2.4, также дает возможность суще-
ственно снизить влияние уrловых шумов. На втором этапе осуществля
ется компенсация ошибок измерений пеленrатора, вносимых обтекате..
лем антенны (п. 5.2.3). Этот этап, выолняемъJйй в КОО, также позволяет
206

повысить точность первичных измерений уrловых координат и снизить
влияние синхронных ошибок на точность оценивания уrловых скоро..
стей. Применение- таких разнообразных и достаточно сложных приемов
по повышению точности уrломерноrо канала APrC, связаннъJX с ис..
пользованием алrоритмов СТОУ, компенсацией уrловых шумов и оши
бок обтекателей, обусловлено ero превалирующим влиянием на точ
ность формирования параметров рассоrласования по сравнению с дpy
rими измерителями (98.8 [46]).
Сформированные в квазиоптимальных фильтрах уrломера oцeH
А
ки 4>1,2' &1,2 И jцl,2  уrлов, уrловых скоростей и поперечных YCKope
ний цели поступают в формирователь параметров рассоrласования
ФПР. Необходимо отметить, что в зависимости от обстоятельств в ФПР
MOryт формироваться параметры рассоrласования 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 97.4 и п. 7.3.1. Назначение ре..
жима целеуказаний и смысл команд, поступающих из истребителя в
ракету, аналоrичны рассмотренным в 925.4. Отличием является исполь
зование дополнительнъrx команд ЦУ по составляющим ускорений цели
jцyx, jцyl.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 рассоrласова..
ния в момент начала полета ракеты.
207

r ЛАВА 26. комБинировАнныIE СИСТЕМЫ
Р АДИОУПР АВЛЕНИЯ САМОЛЕТОВ..
БОМБАРДИРОВЩИКОВ И РАКЕТ
«ВОЗДУХ..ПОВЕРХНОСТЬ»
26.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О КОМБИНИРОВАННЫХ СИСТЕМАХ
РАДИОУПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОВ..БОМБАРДИРОВЩИКОВ
И РАКЕТ «ВОЗДУХ..ПОВЕРХНОСТЪ»
rлавной задачей самолетовомбардировщиков является уничтоже..
ние удаленных наземных и морских целей, используя широкий набор
средств поражения, среди КОТОРЫХ основную роль иrpают ракеты «воз..
дух....поверхность» большой дальности действия. Решить данную задачу,
используя только неавтономны
e или только автономны
e системы наведе..
ния невозможно из..за недостаточной дальности действия первых (опр е де..
ляемой дальностью действия БРЛС, оrpаничиваемой дальностью прямой
видимости) и низкой точности вторых. Поэтому при наведении самоле..
тов....бомбардировщиков и ракет класса «Brn) на неподвижны
e наземны
e и
относительно малоподвижны
e морские цели широко используются комби..
нированныIe системыI наведения (КСН). Принцип раБоты
 КСН самолетов..
бомбардировщиков и ракет «Bт) во мноrом идентичен. В связи с этим ос..
новные aлroритмы и режимы
 ра60ты
 РЭСУ этих ЛА будут рассматривать..
ся в обобщенном виде с указанием особенностей, характерных только для
самолетов....бомбардировщиков или ракет «вп».
Информационно"вычислительные системыI КСН этих ЛА пред
ставляют совокупность совместно функционирующих вычислителей,
автономных и иеавтономиых датчиков информации. При этом автоном"
НbIe датчики, как правило, функционируют В составе инерциальныx на..
виrационны
x систем (ИНС), а неавтономные  в составе БРЛС или PfC,
либо альтернативных им оптоэлектронных и тепловизионнъlX систем.
Объединение в единой ивс автономнъух и неавтономных датчиков в
значительной степени устраняет недостатки, свойственны
e каждому из
них в отдельности при сохранении положительных свойств. Так, даль..
ность действия КСН практически оrpаничивается 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.
208

Современные КСН MOryT работать в четырех режимах: автоном"
ном, коррекции, целеуказания и самонаведения.
Автономны
й 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.З) фор..
мируются параметры рассоrласования, поступающие в САУ, и осуществ
ляется подrотовка ракет к пуску. При управлении по курсу параметрbl pac
соrласования вычисляются на основе координат текущеrо местоположе
ния, получаемых в результате Вblполнения специальной процедуры, назы..
ваемой счислением пути. В общем случае счисление пути вьmолняется в
ортодромической системе координат OoXoZo по алrоритму
t t
Ха = ХО + JWxdt, Za = Zo + JWzdt. (26.1)
о о
Здесь: Ха И Za  счисляемыIe автономной системой текущие координаты;
ХО и zo  координаты точки вылета самолета (пуска ракеты); W x и W z 
проекции путевой скорости на соответствующие оси ортодромической
системы координат.
Информация о W x и W z может быть получена разЛИЧНЪJМИ спосо
бами: либо от ДИСС, либо путем интеrрирования составляющих YCKO
рений jx И jz, измеряемых акселерометрами, либо от датчика воздушной
скорости.
В современнътх КСН значения W x и W z , 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.
Ха
ине
ДИСС
W u
Z...
+
С2
Рис. 26. t

Сиrналы с дИСС W I , W 2 И W з , соответствующие значениям про..
екции путевой скорости на ero три луча, поступают на пре06разователь
координат, куда от aBToHoMHoro датчика (ИНС) подаются уrлы \V курса,
у крена и Э танrажа. На основе данных сиrналов в пре06разователе ко..
ординат вычисляются составляющие путевой скорости W дх и W дz. Неза..
висимо аналоrичные составляющие путевой скорости W ах И Waz вычис"
ляются В инс на основе уrлов ЧJ, у и .э и ускорений jx, jz. Из W дх и W ax ,
Wдz И W az В соответствующих вычитающих устройствах формируются
разности 8Wдах==WдхWах и 8Wдаz==WдzWаz, которые далее подаются в
фильтр нижких частот (ФНЧ), rде и формируются корректирующие по..
правки 8 W х и 8 W z в соответствии с алrоритмом
Ll W x== W дахФнч(Р),  W z== W даzФнч(Р).
(26.2)
Здесь Фнч(р)==l/(Т ф р+l)  передаточная функция фильтра нижних частот
с верхней rраничной частотой I/Т ф . Полученные поправки (26.2) выда..
ются в инс ДЛЯ коррекции и в сумматоры С I и с 2 , на выходе которых
А "-
формируются оценки W x и W z , поступающие в алrоритм (26.1) счис..
ления пути. Возможны и друrие вариантыI комплексирования.
Подrотовка ракет «вп» к применению заключается в подаче пи..
тающих напряжений в ИВС ракеты, заблаrовременной раскрутке rиро..
скопов и проверке исправности ее аппаратуры.
Следует отметить, что с течением времени в (26.1) происходит
накопление ошибок, обусловленныIx неточностями оценивания W x и W z
и ошибками численноrо интеrpирования. В связи с этим периодически,
через определенное время, включается так называемый режим коррек..
ции, позволяющий освободиться от накапливающихся ошибок авто..
HOMHoro счисления. Коррекция осуществляется на основе определения
cBoero местоположения по информации, поступающей от друrих, как
правило, более точных датчиков, функционирующих на друrих физиче..
ских принципах. Наиболее часто для коррекции используют радиолока..
ционные системы ближней навиrации (РСБН), БРЛС (Prc), корреляци..
онноэкстремальные системы (КЭС), астроинерциальные системы
(АИС) и спутниковые навиrационные системы (СНС). Как правило,
продолжительность этапа коррекции весьма незначительна. Вычислен..
ные откорректироваННЪJе (точныI)) значения координат местоположения
поступают в (26.1) в качестве новых начальных условий, после чеrо
продолжается автономное счисление пути.
В зависимости от типа используемой ракеты «вп» режим ЦУ
выполняется поразному. Если используется ракета с APrc, то состав
поступающей в нее команд ЦУ аналоrичен тому, который используется
в ракетах «BB» (25.4). Если используется ракета «вп» с корреляцион
210

ноэкстремальной 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 MOryT выполняться несколько раз. Следует отметить, что для
повышения точности этих ЦУ в самолетеносителе 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 «вп» этот режим является основным на KO
нечном участке наведения. Спецификой этоrо режима является то, что,
как правило, при ero выполнении в неавтономные датчики поступают
специальны
e сиrналы 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 высокоточноrо HaBeдe
ния для улучшения детальности и точности радиолокационноrо изо
бражения земной поверхности, позволяющих лучше селектировать ма..
лоразмерныIe наземнъrе цели и повысить точность измерения их коорди
нат, начинают широко использоваться режимы доплеровскоrо обостре
ния луча и искусственноrо синтезирования апертуры антенны [624].
Спецификой этих режимов является необходимость полета наво"
димоrо ЛА под определенным, достаточно большим уrлом к цели, в то
время, как для ее поражения необходимо, чтобы линия пути этоrо ЛА
проходила через цель.
Для устранения этоrо противоречия используются более сложны
e
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 траекторноrо управления наво"
димыми ЛА при использовании активноrо синтезирования апертуры
антеннъ, или доплеровскоrо обострения луча рассмотрен в п. 7.5.4, а при
использовании полуактивноrо синтезирования  в п. 7.5.5. [46].
Поскольку не автономные и автономныIe датчики MOryт работать в
различнъlX системах координат, то вычислитель комбинированной ИВС,
кроме формирования параметров рассоrласования выполняет дополни
тельны
e функции по пересчету и масштабированию взаимных сиrналов
поправок как в режиме коррекции, так и в режиме самонаведения.
В зависимости от состава ИВС различают радиолокационно
инерциальны
,, корреляционноэкстремальны
,, мноrопозиционны
,, aCT
роинерциально"доплеровские КСН и др. Однако из Bcero мноrообразия
211

возможных комбинаций автономных и неавтономных датчиков инфор
мации на практике нашло применение оrраниченное число наиболее
рациональных. Выбор и обоснование облика ивс для такой системы
управления представляет собой довольно сложную задачу, которая pe
шается применительно к конкретным типам ОУ и условиям их боевоrо
применения.
26.2. Р АдиолокАционно..инЕрциАльныIE КСН
САМОЛЕТОВ..БОМБАРДИРОВЩИКОВ И
РАКЕТ «ВОЗДУХ..ПОВЕРХНОСТЬ»
радиолокационноинерциальныIe КСН используются для HaBeдe
ния самолетовбомбардировщиков и ракет «вп» большой дальности с
APrC. В процессе формирования параметра рассоrласования в данных
системах реализуется принцип взаимной коррекции двух типов систем
датчиков: автономных и HeaBTOHOMHЪJX. В качестве автономной исполь
зуется инерциальная навиrационная система, которая формирует (счис
ляет) текущие координаты центра масс ОУ. Результаты счисления ис
пользуются для выработки параметров рассоrласования, на основе KO
торых осуществляется управление летательным аппаратом, и коррекции
не автономных датчиков (НД), в качестве которых используются БРЛС
самолета или prc ракеты. В свою очередь, ИД также используются для
коррекции инс.
Как правило, инс работает непрерывно в течение Bcero времени
полета ОУ. Иеавтономный датчик включается лишь эпизодически. По
результатам измерений НД формируются корректирующие сиrналы,
которые списывают накапливающиеся ошибки счисления координат
ЛА. Кратковременность включения ИД повышает скрытность работы
сис.темы радиоуправления в целом, а, следовательно, ее помехозащи
щенность. Перерывы в функционировании ид MOryT оказаться вынуж
денными, например, за счет нарушения ero работы преднамеренно соз
данными помехами [18, 21, 87]. При завершении коррекции ИИС НД
выключается, и управляющий сиrнал дЛЯ СА У самолета или системы
управления ракетой вычисляется уже по скорректированным данным.
В зависимости от режима работы КСН корректирующие сиrналъl,
поступающие от ИНС, иrрают различную роль. В автономном режиме
корректирующие сиrналы иrрают для рлс роль команд целеуказаний. В
соответствии с целеуказаниями по уrлу антенна неработающей БРЛС
поворачивается примерно в направлении цели или ориентира, а по цe
леуказаниям дальности устанавливается центр просматриваемой по
дальности зоны
 земной поверхности. Это дает возможность существен
но сократить время, затрачиваемое на поиск радиолокационноrо ориен
тира (цели) для проведения коррекции.
212

в режиме самонаведения корректирующие сиrналы по уrлам и
дальности поступают в следящие измерители БРле (prC). Это дает
возможность повысить их устойчивость, точность и помехоустойчи
вость. Последнее, в частности, достиrается за счет увеличения времени
памяти следящих измерителей и возможности сужения их полосы про-
пускания без увеличения динамических ошибок.
Одним из обязательных компонентов радиолокационноинерци
альной иве является преобразователь координат, выполненный аппа
ратурно или проrраммно. Необходимость преобразователя обусловлена
тем, что БРле (pre) работает в полярнъrх координатах, измеряя Ha
КЛОННУЮ дальность до цели (ориентира) и ее бортовые пеленrи в верти
каль ной и rоризонтальной плоскостях, в то время как ине счисляет те-
кущие координаты ЛА в прямоуrольной, как правило, ортодромической
системе. Для пояснения принципов пересчета результатов измерений из
одной системы координат в друryю рассмотрим rеометрические COOT
ношения на рис. 26.2, которые характеризуют процесс наведения лета-
тельноrо аппарата на наземную цель (ориентир) с известнъrми коорди
натами Х ц , Zц. На рис 26.2,а точками Оц, Ор и Оа В ортодромической сис
теме координат OoXoZo показано расположение цели (хц, О), реальное
расположение ПА (х р , Zp) и ero расположение (Ха, Za) по результатам
счисления автономной системы. На 26.2,6 показано расположение ПА и
цели в вертикальной плоскости, проходящей через отрезок ОрОц (рис.
26.2,а). Кроме Toro, на рис. 26.2,а,б показаныI измеряемые с помощью
rиростабилизированной платформы ине уrлы ортодромическоrо курса
ЧJок и танrажа Э, оцениваемые с помощью БРле (pre) наклонная даль-
ность Дн и бортовые пеленrи цели <Pr И <РВ В rоризонтальной и верти-
кальной плоскостях и измеряемая баровысотомером (радиовыотоме--
ром) высота н.
ХО
Х р
о
н
х
Хрц
xtd
°0 Ор Дr ОиХ р
а) б)
Рис. 26.2
213

Если бортовые пеленrи цели <f>r И <Р. невелики, то их связь с уrла..
ми визирования цели Er И Ев цели в rоризонталъной и вертикальной
плоскостях определяется соотношениями (рис. 26.2)
E r  <Pr +\11 ОК,
Е в 9р в+Э.
(26.3)
Используя счисленные в ИНС тем или иныIM способом текущие
координатыI Ха И Za, можно определить свое положение относительно
ориентира (цели) с заранее известными координатами x Zц:
Xa ц Х ц " Ха,
Zaц==Za"Zц.
(26.4)
На основании (26.3), (26.4) и рис. 26.2 можно получить соотно"
шения:
z
<Рт == Ет  \11 01( == arctg.....!!!..  \v 01( ;
Х ац
(26.5)
Дна ==
COSE ra COSE 8a
Х ац
.
,
(26.6)
<Рва == Ева  S ,
(26.7)
rде
н
Ева = arctg  '
2 2
Х ац + zaц
по которым с помощью автономных датчиков вычисляются корректи..
рующие сиrналы по уrлам <f>ra, <Рва и наклонной дальности дна дЛЯ БРЛС
(prC). Из (26.4)--{26.8) следует, что при формировании корректирую..
щих сиrналов дЛЯ БРЛС (prC) необходимо, чтобы в ННС счислялись
текущие координаты ха И Za, измерялись уrлы курса ЧJОIC, танrажа Э и вы..
сота полета Н.
Если БР ЛС (prC) измеряет наклонную дальность дк до цели
(ориентира) с известными координатами Х ц и zц и ее бортовые пеленrи
<f>r, <Рв (рис. 26.2), то это дает возможность определить свои текущие
скорректированные координатыI по правилу
(26.8)
Xp ==X цXp ц==X цДН COS(<PBS) COS(<Pr+\VoK);
zp==Jt. COs( <рвэ.) sin( <Рr+\Vок)+Zц.
(26.9)
(26.10)
Эти координаты и используются в ИНС в качестве новых начальных
условий.
214

Обобщенная струК1УРНая схема комбинированной радиолокацион
но"инерциальной ИВС, включающей в свой состав ИНС, ДИСС, BЫCOTO
мер, бортовую' РЛС (БРЛС) и вычислитель (ЦВМ), по казана на рис. 26.3.
ВЫСОТО:мЕР l Xpoi I цj
;to   Ii    ZOit.,
цвм
I II I
a I f)lSa = arctg V I  1J
I х 2 + z2
W aII
I
I
(о, I
BCA
(Овцу
(Оnжy
r
Zaц
 = arctg х aII  Vl ox
-,
БРЛСI
I
Хац
Два = COSEraCOS Ева
Х р = Х ц  ДИ cos( (ОВ  1Э) COS(fO r + Vl ои )
Zp = Zц + ДК COS(9'B ) sm«(Or + V'OE)
Z
Р
х
....
Х цу Zuy
Рис. 26.3
I
.J
Рассмотрим функционирование комбинированной ИВС в процес
се управления самолетомбомбардировщиком в rоризонталъной 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 Хо, zo точки вьтета (исходноrо пунк
та маршрута  ИПМ) дЛЯ реал изац ии (26.1), координатыI радиолокаци
ОННЫХ ориентиров (Xpoi, Zpoi, i = 1, 1 ро ) и основной и запасных целей (Xцj,
Zщ j = 1, J ц). После взлета ин С счисляет в автономном режиме по
алrоритму (26.1) текущие координаты Ха, Za В ортодромической системе
координат, ось которой проходит через цель (промежуточный пункт
маршрута  ППМ). Эти координаты поступают в ЦВМ, rде формирует
ся параметр рассоrласования (23.4), соответствующий курсовому MeTO
ду наведения. Кроме Toro, по этим координатам в ЦВМ по правилам
(26.5)(26.8) вычисляются команды целеуказания БРЛС, в соответствии
с которыми ее антенна разворачивается в направлении ближайшеrо pa
215

диолокационноrо ориентира (цели) на уrлы q>ra И <Рва. Одновременно по
формуле (23.9) вычисляется расстояние ДЮ до ориентира. После Toro
как выполнится условие Дро<Дрлс, rде д.,лс  максимальная дальность
обнаружения цели, осуществляется ручное или автоматическое включе..
ние панорамной БРЛС. При этом БРЛС осуществляет обзор земной по..
верхности в секторе, биссектриса KOToporo (метка азимута  МА) опре..
деляется значением <Pra (26.5), а метка дальности  МД  значением ДНа
(26.6). Если при этом просмотр земной поверхности осуществляется с
помощью луча типа cosec 2 <pB в вертикальной плоскости [26], то целеука..
зания (26.7) не используются. При обзоре поверхности в телескопиче..
ском режиме уrол 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 KOToporo вы..
бран мост через реку, и положением электронноrо перекрестия, обра..
зуемоrо метками дальности МД и азимута МА, показано на рис. 26.4,а.
Если продолжительность aBToHoMHoro участка была достаточно велика,
то из..за ошибок счисления пути значения <Pra 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,б). Это дает возможность
более точно наложить перекрестие на ориентир.
мпм
а)
б)
Рис. 26.4
Выполнив эту операцшо, штурман нажимает кнопку «Привязка». После
этоrо результаты
 измерения наклонной дальности ДН и бортовых пелен..
rOB <Pr И <Рв поступают в ЦВМ, которая по пр ав илу (26.9) и (26.10) фор..
мирует для ине корректирующие сиrналы.
216

Если в качестве ориентира используется малоразмерный, мало
контрастный объект, то для улучшения детальности изображения MOryT
быть использованы режимы синтезирования апертуры антенны или дo
плеровскоrо обострения луча (ДОЛ). Однако в этой ситуации самолет
должен лететь под некоторым уrлом к такому объекту.
Сама процедура коррекции инс может выполняться различными
способами: либо на основе алrоритмов оптимальной линейной фильт
рации в ЦВМ, либо так называемыми инвариантными фильтрами, KOTO
рые обычно реализуются аппара Za, (х )
турно. Структурная схема одноrо Кл  Z"
zp К![ .,.
из распространенных вариантов р
таких фильтров показана на (Х р )
рис. 26.5. Если коррекции нет
(ключ кл разомкнут), то счис..
ленны
e координаты za (Ха) посту
пают в вычислитель. При выполнении коррекции, коrда ключ Кл замк
нут, появляется рассоrласование Zp"Za (XpXa), которое накапливается ин
TerpaTopoM с передаточной функцией Ки/р до тех пор, пока ZK (х к ) не
станет равным zp (Х р ). Сиrнал
Zк=ZаР/(Р+Ки)+ZpК'/(р+к и ) (26.11)
и поступает в ЦВМ в качестве скорректированной координаты Zз.
Аналоrичное соотношение можно получить и для координатыI Х".
После выполнения процедуры коррекции ивс вновь переходит в aBTO
номны
й режим (счисления пути). Режим коррекции включается в трех
ситуациях: либо при выполнении достаточно продолжительноrо полета
для компенсации накаJШивающихся ошибок счисления, либо перед Ha
чалом поворота (изменения курса), либо перед выдачей команд
целеуказания ракетам «вп».
Состав команд ЦУ ракетам «вп» зависит от дальности их CKa
и типа используемых в них систем наведения. Если в ракете использу
ется радиолокационноинерциальная система наведения (например,
X22, Россия [29]), то в качестве команд целеуказания используются
бортовые пеленrи целей <P r <Prцy И <Рв==СРвцу И наклонная дальность ДН==ДЦУ'
измеряемые БРЛС самолетаносителя. Для крылатых ракет большой
дальности (X55, Россия [29] и AGM86B, США), использующих для
коррекции корреляционно"экстремальны1e системы, в качестве команд
целеуказания используются откорректированные координаты точки
пуска (отцепки ракеты) Хр ==Х цу и Zp==Zцy (рис. 26.3).
В радиолокационно..инерциальных ивс ракет «вп» счисление
пути и формирование команд ЦУ активной prc осуществляется так же,
как и в рассмотренной выше самолетной КСН. Специфичными являют
(хх)
Рис. 26.5
217

ся: автоматический поиск сиrналов поражаемой цели по уrловым коор"
динатам и дальности относительно значений <Pra, <Рва, Дна (26.5)(26.8),
которые использовались в качестве команд ЦУ, и последующий анализ
захваченных на автосопровождение сиrналов, направленный на выявле..
ние достоверности захвата нужной (rлавной) цели. Кроме этоrо, можно
выелитьь 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 рассоrласования в режиме самонаведения формируются по более
сложным законам, представляющим, как правило, разновидности мето..
да последовательнътх упреждений (7.51.) и (7.74), (7.88) [46]. В связи с
этим в иве на этапе самонаведения должны, в общем случае, формиро..
ваться оценки дальности, скорости сближения, уrла сноса, бортовых
пеленrов, уrловых скоростей и поперечных ускорений в rоризонтальной
и вертикальной плоскостях. При этом постоянное использование в сле..
дящих измерителях APre корректирующих сиrналов (26.5) (26.8) по..
зволяет существенно улучшить устойчивость, точность и помехозащи..
щенность процесса наведения в целом.
26.3. КОРРЕЛЯЦИОННО..ЭКСТРЕМАЛЪНЫЕ СИСТЕМЫ
НАВЕДЕНИЯ РАКЕТ «ВОЗДУХ..ПОВЕРХНОСТЬ»
Корреляционно"экстремальные системыI управлеЮIЯ используются в
качестве составных частей комбинированнъlX систем наведения крылатыIx
ракет «Brn) большой дальности на наземнъте неподвижнъте цели. Наведе..
ние с помощью КЭС осуществляется по информации, извлекаемой из recr
физических полей, параметры которых тесно связаны с определенными
участками земной поверхности. К таким полям относятся: rpавитационное,
радиационное, маrнитное; поля распределеНИЙ радиолокационноrо, Terтo..
Boro и оrrrическоrо контрастов, а также рельефа местности по маршрYl)'
полета. Управление ракетой осуществляется путем определения ее место..
положения в процессе сравнения текущеrо (снятоrо в полете) распределе..
ния поля с эталонным (заранее снятътм) распределением этоrо же поля,
привязка KOToporo к местности выполнена с высокой точностью.
Поскольку распределения текущеrо и эталонноrо полей по мар"
труту 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 этоrо поля, координаты
 KOToporo известны с высокой точностью.
Отмеченные выше особенности и предопределили название типа систе..
МЫ наведения как корреляционноэкстремальной.
218

Процедура, связанная с распознаванием по полученной реализации
измерений (образу) участка эталонной карты, соответствующеrо MeCТH
СТИ, над которой. пролетает ракета, предопределила использование друrоrо
названия: системыI управления с распознаванием образов [57].
Для Toro чтобы тот или ИНОЙ вид поля можно было использовать
в целях навиrации, 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 дoc
таточно просто получать эталОННЪJе карты; обладать ярко выраженной
зависимостью параметров от местоположения. ПроведеННЪJе исследова
ния [12] показали, что для достаточно точной корреляционной привязки
ЛА к вполне определенному участку земной поверхности параметры
используемоrо поля должны удовлетворять условию
D п 4
> ,
Dд+Dк+D L
rде Dn  дисперсия изменения параметров поля по маршруту; D д  дис
персия ошибок измерения параметров поля используемыми датчиками;
D K  дисперсия ошибок первичноrо эталонноrо картоrрафирования;
Dr  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 техноrенная деятельность человека не спо
собна существенно изменить ландшафт земной поверхности. Высота
рельефа достаточно просто, с высокой точностью и скрытностью изме
ряется по разности показаний барометрическоrо и радио высотомеров.
Изменения рельефа по земной поверхности хорошо изучены, поэтому
эталонные карты достаточно просто MOryT быть получены либо по TO
поrрафическим картам, либо по фотоснимкам, получаемым в процессе
аэро или космических съемок местности. Кроме Toro, 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 OKea
нов. По этим причинам кэе наведения по рельефу местности находят
широкое применение в ракетах как воздушноrо (AGM86B, AGM109H,
США и X55, Россия [29], так и наземноrо (BGM 1 09G, США) и MOp
CKoro (BGM109A,B,C, США) базирования.
В наиболее простом варианте для определения местоположения
по рельефу MOryT быть использованы ero бинарны
e текущие реализации
(26.12)
219

и эталонные карты местности. Процедура получения бинарной эталон..
ной карты сводится к следующему. В процессе подrотовки к полету
участок реальной эталонной карты разбивается на IxJ прямоуrольников,
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 h cpij (i = 1, 1, j = 1, J) каждоrо элементарноrо участка карты.
Если выполняется условие
h cpij > Нср, (26. 13)
то этому участку карты присваивается значение 1, если же
hcpij<Hcp, (26. 14)
то  нуль. В результате получают
рабочую эталонную кар1У в виде
матрицът, элементыI которой состоят
из единиц и нулей в зависимости от
выполнения условий (26.13) и
(26.14). возможныIй вид такой MaT
рицы показан на рис. 26.6,а.
В процессе полета снима..
ется реализация текущеrо рельефа
hp (рис. 26.6,б), которая KBaнтyeT
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 этоrо 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 различны
ии способами.
Самый простой из них  это поочередное сравнение бинарной
(текущей) реализации (рис. 26.6,в) со всеми участками эталонной мат..
рицы аналоrичноrо размера со сдвиrом на один элемент по строкам и
столбцам. Однако этот способ требует очень высокоrо быстродействия
ЭВМ. В противном случае на поиск затрачивается MHoro времени. Дру"
rой способ основан на использовании rpадиентнътх методов поиска экс"
тремума функционала качества [12], характеризующеrо степень совпа..
дения текущей реализации рельефа и ее эталонноrо аналоrа. Следует
1 1 1 О 1 О О 1 . 1 О 1
1
О О 1 1 О 110 1 111
О 1 1 1 О 1 1 1 1 1 1 О
1 1 О О О О О О 1 1 О О
... . . . ... ... ... . . . ... ... 
t "'" .а. .а. .а. "'" u "'" .а. .а. .а. '" u 
1 О О О 1 О О 1 1 1 1 1 Х
О о IП 1 1 1 П П П 1 1 1
О О 1 1 1 О О 1 1 О О 1
1 1 О О 1 1 О 1 1 О О 1
Z  I I I I I I I I I
h.Z
а)
6)
I I I
I I
..........
I I I
О I I I I I I I I I
I I I I I I I I I I
х
в)
Рис. 26.6
220

отметить, что в качестве TaKoro функционала MOryT быть использованы
не только взаимнокорреляционная функция, но и существенно более
простые в вычислительном отношении взвешенные суммы модулей
разности текущих и эта
лонных высот рельефа ли Фij(t х )
бо взвешенны
e суммы
квадратов этих разностей
[12]. В таких случаях кри
терием совпадения Teкy
щей реализации и эталона
является минимум исполь
зуемоrо функционала.
Пример фраrмента Teкy -z
щих значений Функциона
ла Фij в виде квадратичной Рис. 26.7
формы разностей текущей
и эталоннътх высот рельефа на момент времени t K показан на рис. 26.7.
Нахождение экстремума используемоrо функционала дает воз
можность определить ошибки наведения x и Z (рис. 26.6,а и 26.7) и по
ним сформировать сиrналы управления, соответствующие тому или
иному методу наведения.
Для Toro чтобы исключить влияние постоянных ошибок измере
ния высоты баро и радиовысотомерами на точность определения Me
стоположения, MOryT использоваться разновидности КЭС, в которых
сравниваются не текущие и эталонны
e высоты рельефа, а их прираще
ния (rрадиенты) [12].
Кроме paccMoTpeHHoro способа определения местоположения по
рельефу, MOryT быть использованы
 и друrие, в том числе основанны
e на
площадной (двумерной) корреляции оптическоrо рабочеrо изображения
участка местности, полученноrо в полете, с ero эталонны
M фотоизобра
жением.
Следует отметить, что все разновидности корреляционноэкстре
мальных способов точноrо определения cBoero местоположения не MO
ryT использоваться в течение Bcero времени полета на большие расстоя
ния. Это обусловлено необходимостью использования эталонныIx карт
очень больших размеров и, соответственно, длительноrо поиска экстре
мума выбранноrо функционала качества, в результате чеrо полученные
сведения о своем местоположении будут устаревшими. В связи с этим
на практике находят пр именение комбинированные системы наведения,
включающие в свой состав автономную, основанную на счислении пути
навиrационную систему, и различныIe виды корреляционно
экстремальных систем, используемых для коррекции.
221

Структурная схема одноrо 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.
l1xo
r..............
I ЦВ:М XX
I ЗYI'К .АВФПЭ дz
АВПР
д
вСУР
ИДНС
Рис. 26.8
в такой системе основным по продолжительности режимом ра..
боты является автономное управление, которое выполняется по счис..
леннътм в инерциально..доплеровской навиrационной системе (ИДНС)
координатам Ха, Zd (26.1). Однако точности современныIx инерциальных
датчиков (акселерометров и rироскопов) 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 YCT
ройство эталонных карт (ЗУ ЭК) вводятся матрицы участков местности,
по которым целесообразно выполнять коррекции. Количество, размеры
этих карт и элементарных участков внутри них MoryT быть различными.
Так, в системе TERCOM, используемой в KpbтaTLIX ракетах США раз..
личноrо базирования, используется до 20 эталонных карт размерами оТ
20х 1 О км для начальны
x коррекций до 1 х 1 км И менее. При этом разме..
ры элементарныIx участков карт MOryт изменяться от 122х 122 м до
зохзо м [12]. Коррекции по рельефу выполняются либо после накапли..
ваRИЯ 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. примерныIй 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.
222

При достижении района первой коррекции (N!!l на рис. 26.9) по KO
ординатам X ПОС1)'пающим из ИДНС транзитом через алrоритм KoppeK
цИИ АК в виде значений Х К , включается радиовысотомер РВ и начинает
формироваться текущая реализация высоты рельефа hp (рис. 26.6,б), KOTO
рая преобразуется в АЦП в бинарные отсчеты, ПОС1)'Пающие в запоми
нающее устройство текущей карты (ЗУТК) ЦВМ. Сформированная в ЗУТК
бинарная последовательность текущей высоты рельефа (рис. 26.6,в) посту
пает в алrоритм вычисления функционала и поиска экстремума АВФПЭ,
куда одновременно предъявляется и первая эталонная карта (рис. 26.8). По
сле нахождения экстремума функционала полученные ошибки X и Z
(рис. 26.6,а, 26.7) передаются в алrоритм коррекции АК, куда также пода
ются счисленныIe в ИДНС координаты Ха И Zз. скорректированныIe значе
ния Х К и zк ПОС1)'пают в ЗУЭК и РВ ДЛЯ определения момента следующей
коррекции и в алrоритм вычисления параметра рассоrласования (АВПР).
Сформированные в АВПР в соответствии с тем или иным методом HaBeдe
ния параметры рассоrласования  направляются в сур, въrзьmая cooтвeT
ствующие изменения траектории полета. После выполнения коррекции
опять начинается автономный полет (рис. 26.9) до следующеrо района KOp
рекции (N!!2 на рис. 26.9) и т.д. Все дальнейшие процедуры коррекции BЫ
полняются аналоrично.
N!!l
.()..,
N2 
х
Х .
,,( х Хл
Л:ХХ)()СХХ)
N х >\cVY'
'<х )( У
"\с )( х
VN
v
" ;
/
.
i
I
I
Рис. 26.9
После проведения последней коррекции в ЦВМ начинает рассчи
тываться дальность до цели. При подлете к цели на определенном pac
стоянии Дцl включается оптическая система (ОС), формирующая изо
бражене 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 зталонноrо и текущеrо изображения, максимум которой
дает возможность с высокой точностью определить ошибки наведения
XOK' ZoK и осуществить наведение ракеты на цель. При этом управление
ракетой осуществляется до полноrо совмещения рабочеrо и зталонноrо
изображений. Примером рассмотренной системы оптической корреляции
является система SMAC (США), используемая в качестве дополнения к
223

системе ТERCOM. Пр именение SMAS позволяет уменьшить круrовую Be
роятную ошибку (КВО) наведения от величины 100... ]50 м, имеющую ме..
сто в КЭС ТERCOM, дО значений, определяемыIx единицами метров, реа..
лизуя тем самым идею высокоточноrо оружия. Необходимо, однако, отме..
титъ, что система оптической корреляции обеспечивает такую высокую
точность только в дневное время при хорошей видимости.
В целом к достоинствам комбинированных систем наведения
крылатых ракет «вп» с различными видами КЭС можно отнести: все..
поrодность; высокую точность наведения; хорошую помехоустойчи"
вость; очень большую дальность действия (до 4000 км И более); полет
по траекториям любой конфиryрации; малую радиолокационную замет..
ность. Крылатые ракеты с такими системами наведения специально соз..
давались для предотвращения потерь самолетовносителей, осуществ"
ляющих пуск ракет за пределами зон ПВО противника. Высокая поме..
хозащищенность обеспечивается прежде Bcero 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 мrновенно пролетает зону их действия.
Особо следует отметить относительно малые размеры и вес этих ракет.
Бомбардировщик В.. 1 В может нести 14 крылатых ракет на внешних
подвесках и 8  на барабане в бомбоотсеке. В США рассматривается
вариант снаряжения самолета B 747 этими ракетами, который сможет
ИХ нести до 100 единиц. Одновременный пуск большоrо количества ра..
кет, подходящих к цели с разных направлений, вызывает эффект «роя»,
приводящий к информационной переrpузке даже самых совершенных
систем ПВО из..за их оrраниченной пропускной способности.
К недостаткам комбинированнътх систем наведения с КЭС можно
отнести: оrраничние класса целей только неподвижными объектами;
оrраничения на тип местности, по которой можно осуществлять KOp
рекцию, исключающие длителънътй полет над морем, тундрой и пусты..
ней; влияние сезонных изменений ландшафта; достаточно высокую
сложность подrотовки эталонньтх карт и высокие требования к объему
памяти и быстродействию БЦВМ [46].
26.4. КОМБИНИРОВАННЫЕ систЕмы
 НАВЕДЕНИЯ
ПРОТИВОКОР АБЕЛЪНЫХ РАКЕТ
26.4.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О КОМБIJНИРОВАННЫХ СИСТЕ1\1АХ
НАВЕДЕНИЯ ПКР
rлавной задачей КСН противокорабельных ракет (ПКР) с обыч..
ной боевой частью является обеспечение наведения и попадания ракеты
224

в корпус (ниже уровня верхней палубы) заданноrо к поражению Haд
водноrо корабля  морской цели (МЦ), а еще желательнее  в область
повышенной уязвимости ее высокопрочной конструкции (задача высо"
коточноrо избирательноrо наведения), т.к. без проникновения обычной
боевой части внутрь корпуса МЦ не может быть решена задача ее Ha
дежноrо поражения или долrосрочноrо вывода из строя. Ранее были
разработаны ПКР с поражением МЦ ниже ватерлинии [89], коrда КСН
вблизи МЦ направляла пкр в воду на небольшую rлубину для попада..
ния в слабо защищенную подводную часть корпуса. Кроме управляе..
мых ракет, предназначенныIx для поражения надводных МЦ, существует
друrая разновидность управляемых ракет  противолодочныIe управляе
мые ракеты (ПЛУР) дЛЯ поражения друrоrо класса МЦ  подводныIx ло..
док. Принципы работы комбинированных СН ПЛУР, как особой разно..
видности ПКР, будут рассмотрены отдельно.
пкр относят к классу высокоточноrо оружия, и они фактически
реализуют современныIй принцип ракетной атаки  «выстрелпораже
ние», обеспечиваемый соответствующей КСН. комбинированныIe СН
рассчитаныI на то, что современные и перспективныIe ПКР имеют боль..
шую дальность полета и практически реализуют принцип «пустил
забыл», который требует полной автономности и автоматизации работы
ивс, без какоrо..либо контакта с самолетомносителем после пуска.
Хотя, следует отметить, что в последних разработках зарубежных пкр
[34] допускается командная коррекция маршрута их полета. Условия
боевоrо применение пкр большой дальности действия выдвиrают Tpe
бования по обеспеченmo всепоrодности, круrлосуточности и возможно
сти стрельбы в любое время rода и, практически, в любой точке земноrо
шара. Кроме зтоrо КСН должна обеспечивать наведение пкр на МЦ,
которые MOryT находиться как в открытом море, так и вблизи береrа,
например, в портах, бухтах, шхерах и пр.
В [46] рассмотрена обобщенная структурная схема ИВС комби
нированной СН пкр, в которой информация от автономных и HeaBTO
номных датчиков различной физической природы обрабатътвается неза..
висимо друr от дpyra, либо объединяется и обрабатывается совместно.
В процессе функционирования в ивс на основе добываемой и доступ..
пой информации формируется вектор l1 параметров рассоrласования
между требуемыми и текущими фазовыми координатами ПКР, которые
поступают в сур в качестве управляющих сиrналов, затем на рулевые
opramI и на управление двиrателем ПКР, замыкая тем самым котур
управления.
В данном параrpафе в основном рассмотреныI специфические во..
просы функционирования комбинированной СН и ее ИВС при атаке
225
81878

ПКР морских надводных целей, освещенные в открытой отечественной
и иностранной литера1)'ре.
Номенкла1)'ра и работа автономных датчиков ИВС ПРК подроб..
но изложеныI в 8.3 [46] и при освещении работы ИВС управляемых ра..
кет, предназначенных для уничтожения наземны
x 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 rпкР рассмотрим работу и
соответствующий аппаратный состав ИВС комбинированной СН дЛЯ
формирования управляющих сиrналов при проведении paKeTHoro удара.
В [48] показано, что современные КСН ПКР MOryT работать в следую
щих режимах, соответствующих этапам применения: подrотовки, авто..
HOMHoro наведения, коррекции, целеуказания и самонаведения.
Боевое применение ПКР основано на комбинированном исполь
зовании двух типов ИВС: ИВС самолетаносителя и ИВС ракеты. В Ka
бине самолета система управления ero вооружением обычно содержит
пульт управления, обеспечивающий интерфейс человекмаmина, и со..
держащий: индикатор БРЛС, на котором также индицируется состояние
ракеты и осуществляется визуализация основных этапов процесса вы..
бора цели и подrотовки ракеты к пуску; блок управления вооружением
и вычислитель управления пуском. Информация в систему управлеия
orHeM поступает из иве носителя.
МЦ обладает подвижностью и маневренностью и постоянно из..
меняет свое местонахождения в море. Поэтому обычно отсутствует
возможность заблаrовременноrо, 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 самолетаносителя.
Основными отличиями авиационных ПКР от корабельных следует
считать специфику ввода целеуказания перед стартом, учитыIающих на..
чалъную скорость самолета (вертолета), исключающую необходимости
cтapToBoro ускорителя, и высо1У Н ero полета, обеспечивающую, в ряде
случаев, большую дальность радиоrоризонта  до нескольких сотен кило..
метров. Дальность радиоrоризонта, определяющую возможную дальность
целеуказания ПКР, можно оценить по приближенной формуле:
Д13О.JН,км. (26.15)
Способность БРле обнаруживать МЦ на расстояниях, близких к
радиоrоризон1)', 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
226

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.
обнаруженныIe БРЛС носителя МЦ отображаются на экране
индикатора. После этоrо оператор выбирает раке1)' или ракетът, формирует
и вводит в них полетное задание, которое далее используется иве каждой
ракеты и содержит данные, рассмотренные в [46], и затем инициирует про..
цесс пуска. При формировании полетноrо задания дЛЯ ПКР целесообразно
использовать следуюЩИЙ состав даннътх от БРЛС самолетаносителя: тип
цели  одиночная или rpупповая; состав, время обнаружения; элементыI
движения rpупповой цели (скорость и rенералъны
й курс цепrpа rpупповой
цели на момент обнаружения); rеоrpафические 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 самолетовносителей [30]. Количество
ракет в залпе зависит от важности и защищенности МЦ. Поэтому
одновременно к пуску MOryT rотовить 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 различнъlX МЦ. БоеКОМJUJект одноrо современноrо
самолетаносителя предоставляет возможность поражения rруппировки
противника, включающей до трех кораблей классов эсминец, крейсер.
Высокая плотность налета ПКР при массированной атаке приво
дит к превышению пропускной способности стрельбовыx каналов ин
дивидуальной и коллективной системыI пво и увеличению вероятности
ее прорыва. Для достижения высокой плотности налета с помощью
ИВС ПКР на траектории полета производится формирование наиболее
эффективных боевых порядков rрупп ракет, пуск которых осуществлен
с рубежей вне зоны поражения системы пво. Маршрут полета каждой
ПКР рассчитывается и проrpаммируется в зависимости от расположе
ния МЦ в rруппировке. Для повышения эффективности залпа в пер
спективныIx ПКР в процессе полета планируется использование системы
обмена информацией между ракетами (СО ИР) (трансляционно"
командная радиолиния, линии связи передачи данных и коррекции по..
лета ракетыI) [30]. В случае необходимости летчик по радиокомандной
линии связи может изменять запроrраммированную 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 pac
считанной в ИВС траектории.
227

Непосредственно перед пуском в процессе
cOBMecTHoro с носителем полета в пкр произво"
дится предстартовая подrотовка, блок..схема алrо..
ритма которой в укрупненном виде показана на
рис. 26.10. В процессе этой подrотовки система
управления подrотовки пуском ракет осуществляет
нет контроль исправности ее аппаратуры, выставку
ИНС и формирование и ввод в иве полетноrо за
дания. Подrотовка ракеты к пуску из «холодноrо»
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..
нет ся ее стартовый (для вертолетноrо пуска) или мар..
шевый (для самолетноrо пуска) двиrатель и ракета
направляется в сторону цели, после чеrо и начина
ется этап маршевоrо aBToHoMHoro наведения в со..
ответствии с полетным заданием.
Примерный вид возможнъrx траекторий по
лета ПКР в вертикальной и rоризонтальной плос..
костях приведены на рис. 26.11,а и 26.11 ,б, соот"
ветственно. Здесь показанът различные варианты траектории пкр в за
висимости от требуемой дальности полета и типа атакуемой цели. На
рис. 26.11,а показаныI три траектории: 1  маловысотная, 2  с баллисти
ческим участком на средней дальности и маловыотнъIмM полетом на ко..
:контроль
IIСПРАВНОСПI
noдrOTOBK-\
САД
Рис. 26.10
. , ..... 1. ..- I · · . ..А  · · . . . . . .
... а...
.
. .
,
:
'4 f
. .
1/.... 2/....
.......-. ....."..
.
..
.
.
.
.
.
..
.
3 /....
.
.....
.
.
.
..
. " .
а)
. . . I . . . . . . . . . I I  I
. . . 1. ,/2
....-.'.........' .'.' . -............ ......,...: -, , ; /. :-. . ,-:--. . ,
. . .. . .
-. .. .
. . .
228
б)
Рис. 26.11

нечном участке, 3  пикирующая. На рис. 26.11,б для rоризонтальной
плоскости показаны прямолинейная траектория I и траектория 2 с про
тивозенитныIM маневром в виде змейки с переrрузками более 10g на KO
нечном участке полета, как, например, у ПКР «Москит» [89]. Для сни
жения заметности современныIe ПКР используют маловысотныIй полет
на высоте 5..10 м над rpебнями волн на большей части траектории.
Перед пуском ПКР в иве самолета (вертолета)  носителя ПКР,
решается ряд задач формирования и ввода в иве ПКР полетноrо зада
ния. В частности решается задача оценки досяrаемости МЦ при назна..
чении зоны
 разрешенных пусков, коrда оценивается способность иве
пкр обнаруживать МЦ в области возможноrо положения цели (ОВПЦ)
и возможность долетать до нее в случае обнаружения с учетом необхо
димости выполнения специальных маневров для создания оптимальных
условий по уrлам подхода к МЦ и выполнения противозенитных MaHeB
ров, которые требуют соответствующеrо расхода топлива и оrраничи"
вают максимальную дальность пуска ПКР. Вторично задача о досяrае
мости МЦ решается уже в иве ракеты на конечном участке полета, KO
rда принимается решение об атаке конкретной цели из rруппы обнару
женных с учетом оrpаничений по допустимым боковым переrрузкам
ПКР, Т.е. при переходе в режим самонаведения.
В качестве основныIx тактических показателей, определяющих
эффективность ПКР, используются: досяrаемость, избирательность,
точность наведения и помехозащищенность.
<Dормирование полетноrо задания rnкp производится с учетом
динамики ее движения и накопления ошибок навиrационной системой.
Кроме Toro, проводится анализ пролетности траектории, который co
стоит в оценке Toro, что при движении по выбранной траектории ПКР
не встретит препятствий в виде естественноrо (остров, мыс) либо искус
cTBeHHoro (нефтедобывающая платформа) происхождения. В качестве
исходной информации при этом возможно использование данных reo
информационных технолоrий, в которых применяется картоrрафиче
ский материал в виде цифровых карт местности, содержащих сведения
и о высоте ее рельефа и наличии искусственнъlX сооружений над MOp
ской поверхностью на планируемой траектории полета. При этом, из..за
малой высотъ, полета, следует учитывать дискретность представления
высот рельефа местности. Эти же данные MoryT позволить оценить воз
можность обеспечения прямой радиовидимости и отсутствие затенения
при стрельбе по МЦ, находящейся вблизи береrа, а также сформировать
опорныIe очертания береrовой линии в полетном задании ПКР при
стрельбе по МЦ в порту и в сложных физикоrеоrpафических условиях.
Параметры выбранной траектории в ортодромической системе коорди"
нат содержат координаты исходноrо пункта маршрута и, при необходи
229

мости, координаты ППМ дЛЯ облета препятствия в rоризонтальной
плоскости или точек набора необходимой безопасной высоты, а также
координаты точки включения APrC. Требуемая оперативность подrо..
товки полетноrо задания на борту самолетаносителя может быть обес
печена только при большой степени автоматизации этоrо процесса на
основе высокоскоростных БЦВМ.
После старта ПКР осуществляется выведение ее на маршевую
фиксированную траекторmo и обеспечение сближения с ОВПЦ. На этом
этапе полет проходит с выключенной rоловкой самонаведения ([СН) в
большинстве случаев на высоте 5... 1 О м на основе информации, полу
.чаемой от систеМЪJ автономных датчиков (САД), состав и работа KOTO
рой подробно рассмотреныI в [46]. На этапе MapmeBoro полета КСН pa
ботает в режиме коррекции, коrда ивс в режиме aBTOHoMHoro HaBeдe
ния вырабатывает сиrналы управления, пропорциональные рассоrласо
ванию между текущей и требуемой траекториями, и проводит KoppeK
цию траектории для обеспечения движения ПКР по заданной TpaeKTO
рин, если обнаружено отклонение от нее.
Ржим коррекции с использованием APrC, работающей с синте
зированием апертуры антенныI [46], может эффективно и широко при
меняться в КСН на маршевом участке полета при стрельбе по МЦ в
сложных физикоrеоrрафических условиях и вблизи береrа, коrда фор
мируемые детальные радиолокационные изображения местности позво
ляют делать необходимые повороты
 в ППМ для облета препятствий.
На расстояниях, достаточных для уверенноrо приема сиrналов от
МЦ, включается rCH ПКР и КСН переходит в режим целеуказания. В
настоящее время в качестве не автономных датчиков первичной инфор
мации ивс ПКР при контакте с целью в режимах целеуказания и caMO
наведения, используют датчики различной физической природы, как
радиоэлектронные так и оmикоэлектронные, телевизионные (ТВ), теп
ловизионные (ТПВ), лазерны
,, а также их комбинации. В зависимости
от способа формирования сиrнала подсвета цели, как показано в [45,46,
48], различают радиолокационные системы самонаведения с активными
 APrC, полуактивными  ПАРrс и пассивными  прrс rоловками ca
монаведения. ПАРrс распространены в основном среди РЭСУ ПКР Ma
лой и средней дальности, и здесь не рассматриваются, а принципы их
построения изложены в [46, 48]. Информация от датчиков различной
физической прИРОДЪJ обрабатывается в ивс ПКР независимо дрyr от
друrа, либо объединяется и обрабаТЬJвается совместно.
В табл. 26.1 [22] приведены сведения 06 OCHOBHLIX типах ПКР
большой дальности действия авиационноrо базирования и типах rCH,
которые они используют.
230

Таблица 26.1
Тип rCH Тип ПКР
Россия: 3М..80Е Москит, Х..31А, X..15C, Х..35У, Х..59М,
Х..65СЭ, 3M55 Яхонт.
США: AGM..84A Harpoon, AGM..84D Harpoon.
Великобритания: Sea Eagle.
APrC Франция: АМ.39 Exoset.
Италия: Marte Mk.2, Marte Mk.2A, Marte Mk.2B.
rермания: AS..34 Konnoran, Konnoran..2.
Япония: ASM..l (Туре 80), ASM..2 (Туре 93).
Швеция: RBS.15F, RВS.15 Mk.II, Rb. 04Е.
Китай: YJ..6 (CI01), VJ..2 (С802), HV..4VJ..6 (С601), VJ..l
(С801), VJ..62 (С611).
Израиль: Gabriel 111 A/S.
Тайвань: Hsuin Fen 2, Hsuin Fen 2 Mk. 11.
Россия: 3М..80Е Москит, Х..58, Х..31П, 3М..55 Яхонт.
прrс США: HARМ AGM.. 88А.
Франция: Армат.
Япония: ASM2 Т е 93 .
Таблица 26.1 (продолжение
Тип rCH Тип ПКР
ТВ rCH Россия: Х..59М.
Тайвань: Hsuing Feng 2, Hsuing Feng 2 Mk. 11, Hsuing Feng 2
Mk.III.
тпвrсн США: AGM..119B Penguin Мk.2, AGM..119B Penguin Mk.3.
Норвеrия: Penguin Mk.l, Penguin Mk.2, Penguin Мk.2 mod
7, Penguin Mk.3.
Япония: ASM2 (Туре 93).
APrC + Россия: X32.
ТПВ Тайвань: Hsuing Feng 2, Hsuing Feng 2 Мk. II,Hsuing Feng 2
Мk.III.
APrC + Россия: 3M80E Москит (ASM..MSS), 3М..55 Яхонт.
прrс
В IЖР средней и большой дальности действия наибольшее рас..
пространение получили ивс, содержащие активные и пассивные ра..
диолокационныIe rCH, как наиболее удовлетворяющие условиям боево
ro применения, соответствующие требованиям по обеспечению всепо..
rодности, круrлосуточности и возможности стрельбы в любое время
rода и практически на любой широте земноrо шара.
231

Поэтому в дальнейшем будем рассматривать их более подробно,
чем остальные типы. прrс обладает тем преимуществом перед APrC,
что она не излучает зондирующих сиrналов и средствами разведки
невозможно обнаружить факт атаки пкр с пРrс. Поэтому, в принципе,
прrе может быть включена непрерывно после пуска IЖP, однако ее
работоспособность зависит от Toro, на какой диапазон частот настроен
ее приемник. Кроме Toro, для работы в диапазоне УКВ необходимо
обеспечивать дальность прямой видимости при наблюдении источника
излучения на мц. Более детально ИВС противорадиолокационных ра..
кет (ПРР) с ПРrс рассмотрены далее, а здесь остановимся на работе
иве с Arpc, которые в основном работают сантимеТРОВQМ и
миллиметровом диапазонах длин волн.
26.4.2. КОМБИНИРОВАННАЯ СИСТЕМА НАВЕДЕНИЯ ИКР
С АКТИВНОЙ РАДИОЛОКАЦИОННОЙ rCH
При подлете к ОВПЦ КСН переходит в режим целеуказания, для
уточнения точки прицеливания. Необходимость этоrо режима обусловлена
t'eM, что за время aBToHoMHoro полета IЖP, движущаяся цель может из..
менить положение относительно точки началъноrо ЦУ. Причем непредска..
зуемый характер маневрирования мц вносит существенную неопре..
деленность между ее положением на момент пуска ПКР и ме..
стоположением на момент включения APrC, что требует соответствующей
коррекции точки прицеливания. Обновленные координаты положения мц
ПОС1)'пают в котур управления IЖP. В режиме ЦУ APrC осуществляет
осмотр ОВЩ обнаружение и измерение координат находящихся в ней
цели. Если обнаружено более одной МЦ то APfe выбирает назначенную
для поражения мц среди друrиx целей, производит оценку ее текущих фа..
зовых координат и корректирует на основании этих данных полетное зада
ние. Затем КСН осуществляет коррекцию маршевой траектории полета
IЖP для дальнейшеrо полета в режиме aBToHoMHoro наведения в направле..
нии на новую уточненную точку встречи с мц на этапе самонаведения.
Для реализации режима ЦУ на расчетной дальности от ОБПЦ на
маршевой траектории в заданны
й момент времени Т ВМ включается
APrc, которая имеет следующие реЖИМЪJ работы: включение (ВКЛ),
поиск, пауза, захват и автосопровождение (АС). Упрощенная блок..
схема алrоритма смены режимов APre, работающей в составе КСН в
режимах целеуказания и самонаведения приведена на рис. 26.12.
В режиме ВКЛ в APfe подается питание, и аппаратура выводит
ся на рабочий режим, производится установка параметров приемника,
заданноrо уrловоrо положения антенныI и др. устройств, проводится
контроль rотовности ее к работе: излучению зондирующих сиrналов и
приему и обработке сиrналов, отраженных от мц. Этот режим занимает
время порядка 1 мин.
232

После включения APrC переходит в режим поиска.
Он.а производит поиск МЦ на морской поверхности, в про..
цессе KOToporo APrc осуществляет сканирование лучом
антенныI в широком секторе (ШС) уrлов по азимуту. В ре..
зультате обработки принятых отраженнъJX сиrналов в ИВС
на основе обновленнъJX данныIx о местоположении задан..
ной МЦ формируются уточненные параметры целеуказа..
ний для СУР. Дальность включения APrc от ОВПЦ обыч..
но составляет несколько десятков километров и зависит от
потенциальньJX возможностей rCH, типа МЦ и заданной
вероятности её обнаружения.
Основными типовыми мц при нанесении удара
морской авиации высокоточными ПКР с APrC являются:
одиночные надводные боевые корабли: авианосец,
крейсер, эсминец, фреrат, корвет, ракетный катер, вертоле..
тоносец, десантный корабль, транспортдок, подводная
лодка в надводном положении;
суда: rpузовой транспорт, войсковой транспорт, уни"
версальный транспорт, танкер;
стационарныIe нефтедобывающие платформы;
rpупповые надводныIe цели: авианосная rруппа, ко..
Рис.26.12 рабельная ударная rpуппа, rpуппа ракетньух катеров, по..
ходныIй ордер десантньтх кораблей, ордер конвоя.
Сами корабли в зависимости от типа и класса различаются свои..
ми размерами. Средние параметры основнъух классов кораблей пр ив еде..
ны в табл. 26.2 [37, 71, 82].
Таблица 26.2
Тип корабля ттп
Размеры, м Скорость Средняя ЭПО,
длина/ширина/ хода, О'ц, ThIC. кв. М
высота узлы/м/ с л==3 см / 8 мм
Авианосец (АВ) 300 / 80/ 40 30 / 15 50 / 80
Крейсер (КР) 250 / 25 / 30 35 / 18 15 /3 О
Фреrат (ФР) 180 / 19 / 25 30 / 15 1 О / 20
Эсминец (ЭС) 150 / 15 / 20 30 / 15 5/10
Корвет (КРВ) 130/ 15 / 15 30/ 15 1,5/2,0
ракетныIй катер (РКА) 50/8/10 40 / 20 0,5 / 0,8
Десантный корабль 150 / 25 / 20 20 / 1 О 5/8
233

Время Т пол подлета дО ОВПЦ дозвуковыx ПКР, имеющих скорость
У р около 300 м!с, на большие дальности (300 км и более), ориентировочно,
без учета пространственных маневров, составляет 1 о. . .20 мин. Изза He
предсказуемоrо маневрирования МЦ ОВПЦ имеет большой радиус
R овпц неопределенности относительно точки начальноrо цу в момент
пуска ПКР, что, в отличие от стрельбы по неподвижным наземныIM цe
лям, требует соответствующей коррекции траектории полета ПКР на
конечном участке.
Просмотр зоны поиска в овпц необходимо орrанизовать не
только с учетом маневренности мц, но и с учетом неопределенности
собственноrо положения ПКР, зависящей от дальности полета до, даль-
ности вклЮчения APrC Двкл относительно ожидаемоrо положения мц и
накопленной ошибки R.t5IПfС оценки собственных координат в безплат-
форменной инерциальной навиrационной системе (БИНС). Эта ошибка
ориентировочно оценивается величиной инс==О,О 1 до и может составить
расстояние в 1...2 км без учета корректировки по дaнным СНС. reoMeT
рические соотношения, принимаемые в расчет при анализе процесса
поиска в пределах ОВПЦ приведены на рис. 26.13, rде д и бл уrлы
скольжения на дальней дц и ближней д6л rpаницах сектора обзора,
ДЗп==2 Roвпц  протяженность зоны поиска по дальности, равная ДЗП .
Проекция на морскую поверхность расстояния между ожидаемым
расположением ПКР и целью определяет размеры ОВПЦ в тобой точке
траектории полета. Оценка максимальноrо значения этой проекции на
момент включения APrC соответствует наиболее неблаrоприятному co
отношению по вкладам обеих независимъJX составляющих накапливаю-
щейся пространственной неопределенности расположения ПКР и мц,
коrда они имеют максимальны
e значения и взаимно дополняют друr
друrа. Верхняя rpаница интервала возможных абсолютных значений Te
куrцей неопределенности представляет собой наиболее aдeKBaT xa
рактеристику овпц в такой антаrонистической динамичной системе,
как пкРмц.
При этом можно считать, что плотность вероятности неопреде
ленности тождественно равна нулю вне пределов ОВПЦ, и может быть
произвольной внутри нее. Это упроrцает решение задачи назначения
размера ОВПЦ [53] для rарантированноrо попадания мц в пределы зо
ны поиска и существенно сокращает необходимый объем информации
от источника предстартовоrо ЦУ об элементах движения цели, напри
мер, по определению rенеральноrо курса и скорости движения мц.
Таким образом, размеры ОВПЦ (зоны поиска), определяются
уходом движущейся цели из точки начальноrо ЦУ и ошибками БИНС,
накопленнътми за время Т пол полета ПКР. Величину радиуса ОВПЦ
R овпц можно оценить по формуле
234

Roвпц==Rух+Rt>инс, (26.16)
rде Ryx==V цТ поп  радиус ухода МЦ при скорости V ц ее хода за время
Тпол==ДO/Vр; R бинс  радиус области неопределенности положения ПКР,
обусловленны
й ошибками БИНС.
Так при скорости мц V ц ==15 М!С Roвпц может доходить до величи..
ны 10...15 км. В результате ОВПЦ имеет форму крут с радиусом
10.. .15 км (рис. 26.13,б). Знание размеров ОВПЦ дает возможность op
rанизации в иве ПКР режима поиска для обнаружения маневрирую
щей МЦ на момент включения rCH.
а)
ДБЛ
двкп
д
I
I
б).
Рис. 26.13
235

Если полет по маршевой траектории для обеспечения скрытности
происходил на высоте 5... 1 О м, то для обнаружения МЦ в ОВПЦ на пре
дельной дальности, определяемой ТТП rCH, в заданной в полетном
задании точке траектории осуществляется подъем ПКР на высоту пря
мой видимости дальней rpаницы дц овпц. 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 «ropкy», на Bep
шине которой включается rCH и иве реализует режим поиска МЦ в
пределах ОВПЦ.
Величина расчетной максимальной дальности обнаружения МЦ,
а соответственно и дальности включения, составляющая для APfC He
сколько десятков км [3], зависит от потенциальных возможностей [СН,
типа МЦ и условий наблюдения (волнения моря, наличия дождя на
трассе распространения радиоволн и др.).
Просмотр поверхности участка ОВПЦ производится относитель
но узкой диаrpаммой направленности антенны (ДНА), имеющей ширину
80,5 == 60л/d, rрад (26.17)
rде 80,5  ширина ДНА по уровmo половинной мощности; л  длина
волны; d  мидель (диаметр) антенныI. Для реальных значений парамет
ров ПКР в сантиметровом диапазоне длин волн 80,5==5... 1 О rpад. Для
реализации просмотра участка морской поверхности ОВПЦ, протяжен
ностью в rоризонтальной плоскости L\ДЗп==20..30 км, APfC осуществля
ет сканирование ДНА по азимyIy в пределах заданноrо, достаточно ши
pOKoro сектора, имеющеrо величину ч>п==2Roвпц/ДОби, охватъmающеrо всю
ОВПЦ. Размеры этоrо уrловоrо сектора Ч>П оrpаниченыI предельно дo
пустимыми уrлами сканирования ДНА и поrpеmностями обтекателя (п.
5.2.3) [45]. В зависимости от типа антеннъ, возможно электронное (Ha
пример, в APfC ПКР «fарпун» [34]) или механическое сканирование
луча антенны (например, в АРrС35Э ПКР Х35Э [8]). Предельный ceK
тор сканирования ДНА обычно составляет 900 ( + 450).
Теперь можно обосновать требования к необходимой максималь
ной дальности обнаружения МЦ в ОВПЦ, уходящей от ПКР с макси
мальной скоростью V ц по направлению полета ПКР. Величина послед
ней автоматически выдвиrает требование к минимально допустимой
дальности обнаружения определяемой расстоянием 30...35 км, находя
щейся на дальнем дц краю ОБПЦ с наименьшей ЭПО, например РКА
(см. табл. 26.2), по которой возможно применение ПКР при стрельбе на
максимальную дальность. Если APfC не обладает такими показателями,
то просмотр дальней зоны ОВПЦ может быть осуществлен при COOTBeT
ствующем сокращении расстояния за счет подлета ПКР к rpаницам
ОВПЦ, (т.н. режим «наползания»). Что касается ближней rраницы д6л
236

ОБПЦ, то ее просмотр и анализ не вызывает трудностей. Но, надо иметь
ввиду, что есть оrраничения по досяrаемости обнаруженной на ближней
rранице ОВПЦ, т.к. оrраниченная маневренность ПКР может оказаться
недостаточной для доворота на нее.
Таким образом, после включения APrc осуществляет обзор
ОВПЦ с поиском в широком секторе и обнаружением находящихся в
нем МЦ. В этот момент происходит первый дистанционный контакт
APrC с целью, находящейся в пределах овпц.
После завершения процедуры осмотра ОВПЦ поиск в широком
секторе прекращается и в ивс формируются оценки вектора состояния
т . .
цели Х ц ==[Д Д q>r,B ror,B], в котором Д и Д  дальность до мц и
скорость сближения с ней, q>r,B И ror,B  бортовые пеленrи и уrловые
скорости линии визирования в rоризонтальной и вертикальной плос
костях. Эти оценки являются новыми данны
и,, используемыми для цe
леуказания системе наведения ПКР, учитывающими пространственные
перемещения МЦ с момента ввода полетноrо задания перед стартом.
При однократном просмотре в процессе поиска в широком секторе на
основе анализа сиrналов можно оценить уrловые координатыI, даль
ность и радиальную скорость (по доплеровской частоте в коrерентной
APrC) каждой мц, находящейся в овпц. При неоднократном скани
ровании ОВПЦ с помощью вторичной и третичной обработки информа
ции в ивс можно получить также оценки друrих элементов движения
целей, например курса движения.
ОДИНОЧНЪJе плавания МЦ редки и для ведения боевых действий
формируются корабельные соединения, содержащие rлавныIe и вспомо
rательные корабли (охранение), территориально разнесенны
e дpyr от
друrа 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 rpуппе, т.е. ИВС должна обладать свойствами избирательности
для нанесения максимальноrо ущерба и достижения наибольшей эф
фективности атаки. Возможность обнаружить и классифицировать цель
определяется как техническими показателями APrC, так и специфич
ныии войствами цели [24, 83].
На относительно больших дальностях первоrо KpaTKoBpeMeHHoro
включения APrC мц любоrо класса можно рассматривать как cocpeдo
точенную (точечную) цель. Однако, в современных рлс использующих
сверхширокополосные зондирующие сиrНaJIЫ 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
237

тате чеrо МЦ уже не является точечной и может наблюдаться «дробле
ние» отраженноrо от нее сиrнала по элементам разрешения по дальности.
В этих условиях основным классификационным параметром MO
жет быть мощность принимаемоrо APfC отраженноrо сиrнала, которая
определяется размерами  классом МЦ (см. табл. 26.2). Следует oтмe
тить, что применение методов снижения радиолокационной заметности
существенно снижают достоверность этоrо метода классификации.
Оценка скоростных характеристик современных кораблей, Ha
пример по доплеровской частоте, также не дает достоверных результа
тов по классификации, Т.К. величина доплеровскоrо смещения частоты
V
fдц ==2....2!.. cosa cos у (26.18)
л
сиrнала цели, определяется мноrими независимыIии случайнътми факто
рами. Здесь: а  уrол между направлением вектора V ц скорости движе..
ния МЦ и проекцией вектора скорости ПКР на rоризонтальную плос
кость, у  уrол между направлением вектора скорости ПКР и линией
визирования мц.
Частотные свойства сиrнала движущейся МЦ наиболее эффек
тивно используются в APrC, применяющей коrерентную обработку
сиrналов, которая внедряется в перспективные ПКР [3,6,34,51,59,91],
поэтому рассмотрим их более подробно. Плотность распределения доп
леровской частоты
 fдц сиrнала цели можно оценить по плотности pac
пределения вероятностей радиальных составляющих (26.18) скоростей
мц. Для большинства случаев можно считать, что ПКР движется в Ha
правлении мц на малой высоте и у имеет малую величину, тоrда можно
положить cosy = l и из рассмотрения исключить.
Используя полученные в [70,73] выражения для плотности Bepo
ятности радиальных скоростей произвольно маневрирующей цели в
предположении, что скорость цели V ц и уrол а независимые величины,
и что уrол а имеет равномерное распределение в интервале от п до +1t,
а скорость цели V ц равновероятна в пределах от нуля до ее максималь
Horo значения V цmax, и, учитывая линейную зависимость между ради
альной скоростью y цели и доплеровской частотой fдц (26.18), можно
получить выражение для плотности вероятности p(fюJ доплеровской
частоты сиrnала МЦ в виде соотношения
1
р( fдJ ==
1tf дцmax
ln [[ 1 + 1  :,;ц ) f дцmax ] ,
f дцmax f дц
при fдц < fдцmax.
(26.19)
238

rрафик произведения плотности вероятности p(fюJ на величину
fдцmax представлен на рис. 26.14. Для мц разных типов величины fдцrnax
различны и при л.==3 см составляют соответственно дЛЯ РКА
fдцmах3400 rц СУ цmax==50 м!с), а дЛЯ КР и ЭМ  fдцmax 1 000 rц
(v цmax== 15 м/с). Как видно из рис. 26.14 в процессе наблюдения за дви"
жущимися мц наиболее вероятны малые значения fдцrnax, что оказывает
большое влияние на рабо1)' коrерентнъJX APrC, реализующих спектралъ
ную обработку сиrналов, и не влияет на работу некоrерентнъJX APrC.
6
р(fдц)fдцmaх
4
3
2
1
О
0,01
........
... .......... .....
..... ... ...
  ..........
I ............... ---....
.....
..... ......
--- ......
....... ---
,
0.05
0,1
0,5 I r l o.1
дцтах
Рис. 26.14
Ширина доплеровскоrо энерrетическоrо спектра сиrнала мц df ц ,
находящейся на расстоянии Д от ПКР, обусловленная ее собственныIM
движением, определяется по формуле [81]
t == 2У ц .!::. sin 2 а. ( 26.20 )
Ц А Д ,
rде L  видИмый линейнътй размер цели.
Оценочнъте значение df ц , для а == 900 при Д == 10...25 км в санти"
метровом диапазоне с учетом даннъух табл. 26.2 составляют: дЛЯ РКА 
13 fц, дЛЯ ЭМ  12 rц, дЛЯ КР  15 rц. Приведеннъте 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 первоrо включения APrc пред
ставляет собой нелеrкую задачу, особенно при учете требования обна
руживать ц при волнении моря до 6 баллов и в условиях дождя до 4..8
ммlч. Рассмотрим фоноцелевую обстановку и условия работът КСН
ПКР с точки зрения оценки энерrетических и спектральных параметров
обрабатываемых APrc сиrналов, определяющих основные количест..
веннъте показатели режимов обнаружения и автосопровождения мц.
Важнейшей энерrетической характеристикой любоrо радиолока
ционноrо объекта является ero эффективная площадь отражения. ЗПО
МЦ  тела сложной формы, зависит от линейных размеров L, формы и
материала объекта, от направления облучения объекта, от длины волны
239

и ее поляризации. Поле отражения от тел сложной формы слаrается из
полей, рассеянных отдельными (локальными) участками (областями)
облучаемой части их поверхности.
Архитектура надстроек кораблей и морских судов любоrо типа
весьма сложная, сами они несут различные надпалубные механизмы и
устройства. В качестве примера на рис. 26.15 приведен внешний вид
контура крейсера УРО «Тикандероrю> [37, 71, 82], из KOToporo видно
насколько сложна ero конструкция, что обусловливает сильную изре..
занность диаrpаммы переотражений в обеих плоскостях. Эта диаrpамма,
как правило, имеет максимальное значение при облучении по нормали к
борту и минимальное при облучении с носа и под острыми кормовыми
уrлами. При этом разница в ЭПО при облучении с носа и с борта дости"
raeT 8 дБ, а при изменении уrла облучения на 300 эта разница в ЭПО
может составить 10 дБ.
.J
.. ...
.
с:::::а
I  ПУ УРО а8рnyН» RGM84A; 1  117 мм АУ Mk 45 mod о; 3  кр RGM84A (ЗУР RIM7H), УПУ мk 16 mod о;
4  АИ РЛk AN/SPYI; 5  АИ РЛС AN/SPG-63; 6  АИ РЛС ОВЦ AN/SP8-49; 7  АИ РНС «Тосап; 8.. АИ ста.
цпй РТР; 9  V110ми АУ Mk 15; 10  АИ системы 0003И8.8ИИ8; 11.. АИ РЛС ОНЦ AN/SPS55; 11.. ЛИ РЛС
AN/SPQ-9 (ОНЛЦ); 13  ЗYr RIM67 (ЗУР RIM66Q, УПУ Mk 16 mod о; 14  103 АУ Mk 71 mod о.
Рис. 26.1 S
Таким образом, особенностью МЦ является мноrолепестковость
диаrpаммы отражения с rлубокими (десятки децибел) перепадами меж..
ду экстремумами и со средним периодом чередования лепестков диа..
rpaMMbI, близким к значению ЛIL. Эффект мноrолепестковости диа..
rpаммы отражения МЦ усиливается из..за интерференции сиrналов на
входе антенны APrc, предопределенной мноrолучевостью трасс рас..
пространения радиоволн между МЦ и APrC, которая обусловлена мно"
жеством возможных путей прохождения отраженных сиrналов между
элементами конструкции МЦ и антенной APrC с учетом их переотра..
жений от морской поверхности.
Друrой отличительной особенностью объектов, относящихся к
МЦ, являются rабаритные размеры, составляющие сотни и тысячи длин
волн, поэтому в различныIx диапазонах работы APrc следует ожидать
различных значеНИЙ ЭПО и, соответственно, характеристик обнаруже..
240

ния И точности оценок их фазовых координат. Например, в табл. 26.2
показано, что средняя ЭПО О'ц на л.==8 мм превосходит среднюю ЭПО на
л.==3 см для надводных кораблей различных типов в 1 ,52 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 OTCYTCT
вин волнения, тоrда как максимальная ЭПО при тех же условиях обыч
но больше или равна той, которая соответствует случаю отсутствия
волнения. Флуктуации величиныI ЭПО, вносимые волнением поверхно
сти моря, становятся меньше, коrда величина уrла скольжения  луча
антеннъ, приближается к настильным значениям.
Надводные корабли как радиолокационные объекты, в отличие от
воздушных целей, наблюдаются на фоне подстилающей морской по
верхности и работа APrC происходит в присутствии на входе антенны
не только сиrналов от МЦ, но и пассивных помех  отражений от MOp
ской поверхности (фона). Пассивные помехи оказывают существенное
влияние на показатели работы APrC, и, соответственно, всей РЭСУ в
целом. Поэтому при анализе работы КСН МЦ обязательным является
учет этоrо отличия.
Пассивная помеха от морской поверхности образована суммой
сиrналов, отраженных от большоrо количества элементарных отражате
лей, скорости движения и конфиryрация KOTOpbIX изменяются во BpeMe
ни случайным образом, и представляющих собой поверхностно..расп..
ределенные объекты, расположенные в пределах одновременно отра..
жающей площадки, размеры которой определяется выражением
S  д e С'tи ( 26.21 )
п  0,5 2 А '
COSfJ
rде ТВ  длительность зондирующеrо импульса (после сжатия при ЛЧМ
или ФКМ); Д  дальность до центра отражающей площадки; J3  уrол
наклона оси луча антенны в вертикальной плоскости относительно ro
ризонтальной поверхности (рис. 26.13,a).
Отражательные свойства подстилающей поверхности характери
зуются так называемой удельной эффективной площадью отражения
(УЭПО)  O'(L Величина УЭПО морской поверхности зависит от CKOpO
сти И направления ветра, уrлов визирования, ДЛИНЪJ волныI и поляриза
ции облучающей электромаrнитной волныI. УЭПО определяется обычно
на основе экспериментальных измерений в натурныIx условиях с ис
пользованием специальных радиолокационных измерителей.
В зоне уrлов  в несколько rpaдycoB и менее, при которых в ОС..
новном работает APrC, величина crо лежат в диапазоне минус 30-----60 дБ,
как показано на рис. 26.16 [19], rде 1  море спокойное (волны высотой
241

Ov, дБ
O,31 м); 2  умеренное
волнение (волны высотой
11,5 м) для л==3 см. Из рас..
смотрения зависимостей
рис. 26.16 видно, что при
маловысотном полете на
больших дальностях, коrда
уrол скольжения р меньше
одноrо rpaдyca, величина 0"0
меньше 60...70) дБ и пас
-70 2 3 4 6 8 . rpад сивная помеха оказывает
0.1 0.2 0.4 0.6 1.0
меньшее влияние на работу
APrC, чем внутренний шум
приемника. Коrда ПКР при
ближается к мц, величина 0"0 возрастает на несколько десятков ДБ и влия
ние пассивной помехи превалирует над влиянием внутреннеrо шума.
Существенное влияние на характер уrловой зависимости УЭПО
оказывает рефракция и брызrообразование, которое значительно повы
шает величину УЭПО в области малых уrлов. Значения УЭПО моря
возрастают по мере увеличения MopcKoro волнения до HeKoToporo опре
деленноrо значения, после KOToporo рост веЛИЧИНЪJ УЭПО практически
прекращается (при скорости ветра более 15 м/с). Существенно, что при
работе APrC на малых уrлах р в отраженном от морской поверхности
радиолокационном сиrнале наряду с myмоподобной составляющей по
являются пики (всплески), превышающие на 10...15 дБ средний (шумо
вой) уровень сиrнала. Эти всплески обусловливаются возникновением
отражений от выходящих из зоны радиотени крупных rpебней волн. В
результате плотность распределения амплитуды отражений от морской
поверхности описывается лоrарифмически нормальным законом с «тя
жеЛЪJМИ» хвостами, что требует при обнаружении МЦ использования
более сложных алrоритмов обнаружения.
Отражения от водной поверхности в сильной степени зависят от
взаимноrо расположения направления облучения и направления распро
странения волн, от степени волнения моря. УЭПО при волнении моря 3. . .4
балла при направлении радиолокационноrо .луча поперек волн 0'.L на 3...5
дБ больше, чем при тех же yrлах р и направлении луча вдоль волн 0"\1, при
волнении моря 3. . .5 баллов соотношение о' .JO"II составляет 1,5...2 дБ.
УЭПО дЛЯ морской поверхности монотонно возрастает при YBe
личении р в среднем на 1 дБ/rрад. При малых Рвеличина 0'0 возрастает с
увеличением волнения от 1 балла до 3 баллов на 8 дБ, дальнейшее YBe
личение волнения до 5 баллов не дает заметноrо увеличения 0'0.
60
 ;';'
1 l'
/
, ,
I
// 

;/ 2
1111
. ........ ) .. .................... . . .... ....    .
7. , ..
I
/ I I
O
50
Рис. 26.16
242

Рассмотрим теперь спектральные характеристики пассивной по..
мехи, необходимые для анализа работы коrерентных APrc. Ширина
энерrетическоrо спектра пассивной помехи от фона  l\f пв , обусловлен
ная движением элементов поверхности моря и зависящая от степени
волнения моря, определяется по формуле
2,12 
L\f nB = А V н 1/3 ,
(26.22)
rде Н 1/3  действующая высота морской волны, обусловливающая диа..
пазон изменения Аf пв в пределах 80...200 rц.
Диапазон возможных значений ширины
 энерrетическоrо спектра
Аf пв пассивной помехи WТЯ сантиметровоrо диапазона длин волн хараI<Тери
зуется величиной 200...400 rц, которая зависит от степени волнения моря,
направления излучения относительно фронта морской волныI И от скорости
ПКР и мало зависит от yrла скольжения [79]. Ширина энерreтическоrо
спектра Аf пбл пассивной помехи, ПОC1)'I1aIOщей по боковым лепесткам ДНА,
ориеlПИpОВОЧНО 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 fдцmax. На
рис. 26.17 приведены возможные соотношения энерrетических спектров
сиrнала МЦ, движущейся с различныIии скоростями (например, кривые
2 и 3 дЛЯ КР и РКА, имеющих соответствующие f д тах кр И
f д тах РКА), И пассивной помехи (кривая 1). Доплеровскую поправку, BЫ
званную движением ПКР, компенсируют в коrерентной APrC как в
обычных бортовых KorepeHTHbIx рлс [80]. Из сопоставления приведен
S(f')
2
3
о
Са мaxt, rц
r,цмахе 2
Рис. 26. t 7
243

ных выше числовых значений f дцmах и fпв следует, что спектр пассивной
помехи перекрывает наиболее вероятный диапазон доплеровских частот
сиrнала 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 коrерентной APrc со спектраль
ной обработкой сиrналов наблюдается сильное влияние пассивной по
мехи на дальность обнаружения и точность автосопровождения мц.
Однако, есть участки спектра сиrнала 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 коrерентной APrc, использующей спектральныIe методы обра
ботки сиrналов. В такой ситуации доплеровекая фильтрация обеспечи
вает хорошее выделение сиrнала мц из входной аддитивной смеси с
пассивной помехой.
Мощность принимаемоrо сиrнала от пассивной помехи, можно
оценить по формуле
р иА 200 sст и G 2 ( <p)ao(  <р)
р == '
пп 1281tЗ дЗ (  q> )cos(  <р) ,
(26.23)
rде q>  текущий уrол визирования в вертикальной плоскости элемента
разрешения на морской поверхности относительно максимума ДНА; р 
уrол скольжения в направлении максимума ДНА.
Введение в формулу (26.23) зависимостей от yrлов р И q> позволяет
рассчитыIатьъ величиныI УЭПО при изменении yrла визирования анализи
pyeMoro элемента разрешения на поверхности моря в пределах всей про
сматриваемой ОБПЦ. Так, например, в пределах ширины ДНА, равной 10°,
в зависимости от уrла q> в пределах зоны поиска по дальности диапазон из
менения УЭПО морской поверхности составляет около 20 дБ.
Результирующий динамический диапазон изменения мощностей
обрабатываемых сиrналов цели и пассивной помехи имеет величину
более 100 дБ  поэтому необходимо предусмотреть меры по соrласова
нию диапазона изменения мощности пассивной помехи и оrpаниченно..
ro динамическоrо диапазона приемника, а также для стабилизации
уровня ложных TpeBor и стабилизации друrих показателей APrc. Эту
задачу обычно решают применением систем обычной автоматической
реryлировки усиления (АРУ), АРУ по шумам, реализацией адаптивных
реryлировок, соответствующих пороrов обнаружения и адаптивноrо
управления мощностью передатчика.
Отношение мощностей сиrнала цели и пассивной помехи опреде
ляется выражением
244

h ф ::::  :::: 2cos((3  <р )0' ц
Р пп Д( ,<p )8 0 ,scr и CJ о (  <р)
(26.24)
Анализ соотношения (26.24) в пределах зоны работы APrC на
различных этапах наведения показывает, что для различных типов МЦ
и определенных выше значений J3 и Д, обнаружение МЦ затруднено из
за влияния пассивной помехи. В связи с этим требуется применение
специальных мер по улучшению энерrетическоrо отношения сиrнал 
помеха перед обнаружением, например, с помощью методов оптималь
ной фильтрации и спектральной селекции полезноrо сиrнала из смеси
принимаемых сиrналов.
проведенныIй анализ [75] показывает, что дальность обнаружения
APrc зависит от параметров ее приемопередающеrо тракта, типов МЦ,
случайных факторов процесса наблюдения  метеоусловий, скорости и
направления движения цели и ДР., а также от типа траектории полета
ракеты, определяющей уrол скольжения луча антенны.
Рассмотренные выше особенности образования сиrналов МЦ и
пассивной помехи и их обработки в APrc необходимо учитывать во
всех режимах работы APrc на этапах ЦУ и самонаведения.
После осмотра ОВПЦ APrc выключает излучение, но остается в
«rорячем» режиме ожидания момента следующеrо поиска. После этоrо
наступает пауза в ее работе, а ДЛЯ уменьшения дальности обнаружения
пкр противником она снижается на малую высоту 5..1 О м. Если в
ОВПЦ обнаружено несколько МЦ, составляющих rpупповую цель, то
для каждой из них производится оценка элементов движения цели, про..
водится анализ принятых APrc сиrналов для классификации, распозна
вания и выбора из состава rpУППЪJ 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
rнозируемое местоположение атакуемой цели до следующеrо включе
ния APrc происходит по обновленным данным ЦУ под управлением
ивс, обеспечивающей автономное наведение ПКР по данны
M САД. В
соответствии с лоrикой раБОТЪJ APrC, блоксхема алrоритма функцио
нирования которой приведена на рис. 26.18, следующее включение
APrc и последующая непрерывная ее работа производится после BЫXO
да ПКР изпод радиоrоризонт дальность до KOToporo можно опреде
лит для любоrо типа МЦ по выражению (26.13). В такой ситуации у
противника остается мало времени на обнаружение пкр и орrанизацию
эффективноrо противодействия [55]. Обычно это происходит на даль
ности 1 о. ..20 км ДО мц.
245

НАЧАЛО
поиск УС
BКJI
ОЦЕНКА ЭДЦ
СЕЛЕКЦИЯ
ЗАДАННОЙ
1ttu
поиск
шс
01.(оНКл
эдц
ЗАХВАТ
НА ,,\С
с F..JIККЦltя
1ЛДАННОЙ
МЦ
ПЛУЗА
Рис. 26.18
ЛСС
лсд
АСН
(8,1)
КОНЕЦ
Так как за время подлета ПКР, от момента предыIущеrоo ЦУ во
время поиска в широком секторе, МЦ не может уйти на большое рас..
стояние, то APrC после повторноrо включения на излучение пере во-
дится в режим поиска в узком секторе (УС) (по азимуту  10...20 rрад и
в оrpаниченном диапазоне дальности  2..3 км, относительно ожидае-
мой дальности дО МЦ), что повышает помехозащищенность APrc 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 момеlПа принятия решения об обнаружении заданной МЦ,
после чеrо APrc переходит в режим захвата ее на автосопровождение.
246

Захват выбранной МЦ осуществляется по скорости (частоте),
дальности и уrлам в обеих плоскостях пеленrации с последующим ав-
томатическим сопровождением по этим координатам. Автоматическое
сопровождение по скорости (АСС), по дальности (АСД) и по направле-
нию (АСН) в вертикальной и rоризонтальной плоскостях выполняется с
помощью следящих систем, обычно имеющих астатизм не выше втор 0-
ro порядка. Если захват не произошел, то APfC вновь переходит в ре-
жим поиска в УС (рис. 26.18).
С момента захвата МЦ APrc 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 Toro, как rCH приближается к такой крупноrабаритной
цели как корабль, возрастает ошибка сопровождения по уrловым коор"
динатам из..за влияния уrловоrо шума, обусловленноrо мерцанием ра..
диолокационноrо сиrнала, отраженноrо от пространственно разнесен..
ных разЛИЧНЫХ элементов конструкции МЦ (п. 5.2.4 [45]). Для сниже..
ния влияния уrловоrо шума наряду с использованием мноrочастотноrо
зондирующеrо сиrнала, в качестве меры по поддержанию точности со..
провождения и обеспеченmo встречи ракеты с целью в некоторых раз..
работках рассматривается возможность перехода на конечном участке
траектории к радиометрическому режиму, коrда МЦ селектируется на
фоне морской поверхности по контрасту собственноrо излучения с ис..
пользованием методов радиотеплолокации [54].
В процессе автосопровождения в APrc качество обрабатыIаемьIx
сиrналов подтверждается контрольнъlМ обнаружителем. Как было показано
ранее, для обеспечения требуемых характеристик обнаружения необходи..
мо значительное превышение сиrнала от МЦ над пассивной помехой и
внутренним шумом приемника. Оценка тaKoro превыmения возложена на
контрольныIй обнаружитель; который выдает признак обнаружения полез..
Horo сиrнала, если есть сиrнал цели большой аммИlYДЫ, при обработке
KOToporo мqжно формировать оценки координат МЦ в следящих системах
с малой ошибкой. Если есть пропадание сиrнала от МЦ либо из..за замира..
пия, либо существует значительное воздействие естественнъух или предна..
меренных помех, то он выдает признак необнаружения полезноrо сиrнала и
следящие системы АСС, АСД и АСН переходят на рабо1)' по памяти по
соответствующим координатам И на выхдд поступают экстраполированные
значения координат. По окончании времени памяти APrC осуществляет
поиск в УС для осуществления повторноrо захвата МЦ. Работа перечис..
ленных следящих систем в обычном режиме слежения и в режиме памяти
достаточно подробно описана в предыдущих rлавах [45, 46] и здесь не
рассматривается, т.к. не имеет существенных особенностей.
247

При большом отношении сиrнал/помеха в ИВС APrC присутст..
вует сиrнал от цели, несущий всю доступную информацию о ее фазовых
координатах X ==[Д Д <Pr,B O)r,B]. На основе информации, извлеченной
из радиосиrналов, каналы оценивания координат цели и их производ"
ных непрерывно формируют в ИВС формуляр оценок, требуемых для
используемоrо закона наведения. Для aлrоритма управления типа (7.48)
требуемые фазовые координаты определяются вектором
Х ц = [д V сб <Pr,B ror,B Aror,B jцr,Bf, а для алrоритма управления типа
(7.74, 7.75) фазовые координаты определяются вектором оценки отно"
сителъноrо положения ПКР и МЦ ХОТИ = [д д <Pr,B ror,B jцr'B]' кото-
рые непрерывно поступают в вычислитель параметров рассоrласования
ивс, рассмотренный в 8.3 [46].
В отдельнъlX ПКР при срыве режима автосопровождения по от..
раженному сиrналу из..за воздействия мощных активных помех преду"
смотрен переход в режим самонаведения на станцию активных помех
(САП). Тоrда APrC работает в режиме автосопровождения источника
излучения только по направлению в обеих rтоскостях пеленrации, рас..
смотренном подробно ранее 8.2 [46], а КСН реализует разновидности
прямоrо метода наведения для наведении ПКР на САП.
Существуют ПКР, например 3М..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 УЧlПыватъ в законе наведения.
Кроме Toro, под изменяющуюся динамику полета необходимо адаrrrиpo--
ватъ параметры следящих систем АСС, АСД и АСН.
На самом последнем перед встречей с целью участке полета ПКР
сиrналы управления не формируются и полет ПКР происходит ПО экст"
раполированныIM данныIM или с фиксированными рулями.
26.4.3. ПРИМЕНЕНИЕ ПАССИВНЫХ rCH
В коl\lБинировАнных СИСТЕМАХ НАВЕДЕНИЯ ИКР
Создание и развитие ПРР с пассивными радиолокационны
ии ro..
ловками самонаведения связаны с оснащением ими специализирован..
ных авиационных комплексов, предназначеннъJX для ведения поисково..
ударных действий на морском театре военньух действий и реализации
концепции «разведкаудар». Такие авиационные KOMrтeKcы имеют
оборудование для aBToHoMHoro поиска, распознавания, определения ме..
сто положения МЦ и немедленноrо нанесения удара по ним ПРР [25].
248

Ими вооружены самолеты А..6, А..7, P4, F/A..18, Торнадо и др. (США);
Яryар, Мираж и др. (Франция), Миr..29, Cy24, Су..27, Су..зз и др. (Рос..
сия) [29]. основныIe типыI прр приведены в табл. 26.1.
Пассивные rCH применяются в ПРР при стрельбе как по MOp
ским, так и по наземным целям, и не имеют существенных отличий по
принципам построения от систем, рассмотреннъух в [46].
прrс может производить только оценку уrловых координат и
уrловой скорости линии визирования цели, поэтому её наведение может
осуществляется по разновидностям прямоrо метода, рассмотренныIM в
[46], с применением соответствующих автономных датчиков, входящих
в САД. Следует подчеркнуть, что оценка дальности по изменению
уровня сиrнала при ее изменении выполняется с низкой точностью.
Кроме Toro, мощность принимаемоrо сиrнала может искусственно из
меняться по случайному закону. Для повышения точности трианryля..
ционныIx методов оценки дальности до источника излучения необходи..
мо осуществлять в процессе полета маневрирование ракеты, но это тре..
бует значительных временных и энерrетических затрат. Однако такой
подход рассматривается в перспективныIx зарубежнъJX разработках как
один из ВОЗМОЖНЪJx вариантов [92]. Ниже рассмотренъ, только целевая
обстановка и условия раБотыI ПРrс в качестве исходныIx предпосылок
для анализа использования ПРР при стрельбе по МЦ.
Надводный корабль  МЦ, как объект удара ДЛЯ крылатых ракет,
является источником и носителем нескольких десятков реrистрируемыx
первичнъJX и ВТОрИЧНЪJx 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 rлавньJX демаскирующих при..
знаков надводноrо корабля, заключающим в себе достаточную инфор"
мацию о ero 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 MOryT использоваться для высокоточноrо 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 учитыIать,, что в настоящее время на вооружении HaДBOД
249

ных кораблей основных морских держав находится более 120 типов pa
диостанций, радиопередатчиков и РЛС различноrо функциональноrо
назначения, использующих различные частотные диапазоны, виды пе
редач, режимы раБотыI, излучаемые мощности и частоты повторения
импульсов. Поэтому, в информационном плане, активно действующая
МЦ является в большинстве случаев достаточно пространственно KOH
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
электромаrнитных волн на крейсере УРО «Тикандероrа» [37], что rOBO
рит о возможности эффективноrо применения ПКР с прrс по мц.
Диапазон длин волн излучений ПРП и ПРЛП мц простирается от
2...5 мrц до 15...20 rrц. в памяти ИВС ПРР одновременно хранятся
данные о параметрах нескольких источников излучения на атакуемой
мц, поэтому при прекращении излучения одноrо из них ПРrс перехо
дит на сопровождение по излучению друrоrо источника, находящеrося
на борту этой мц, и процесс сопровождения одной цели и, COOTBeTCT
венно, наведения на мц не прекращается.
Источником излучения, по которому может осуществляться пе
ленrация в ПРrс и наведение ПРР, может быть также станция активных
помех, расположенная на атакуемом корабле, излучающая обычно МОЩ
ные подавляющие или имитирующие сиrналы.
Антенная система ПРrс содержит несколько приемныIx антенн,
например, спиральноrо типа [23], расположенных под обтекателем ПРР,
реализующих обычно фазовый метод моноимпульсноrо измерения yr
ловых координат источника. Мноrоканальный приемник прrс изrотав
ливается широкополосным, обеспечивающим измерение фазы, ампли
туды, частоты и др. параметров сиrнала цели с высокой точностью.
прrс работает в двух режимах: поискабнаружения и caMOHa
ведения. При достаточной высоте полета самолетаносителя обнаруже
ние с классификацией источника излучения и захват ero на автосопро
вождение может осуществляться прrс до пуска  под крылом носите
ля. В принципе, прrс может осуществить обнаружение и захват мц
после aBToHoMHoro участка полета по данным, заложенным в полетное
задание перед пуском. В системах автоматическоrо сопровождения цe
ли по уrлам формируются оценки уrлов мц и их производныIx В rори
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 APrc, например X31A с
250

APrc и Х3 I..П с ПРrс. Поэтому дальности пуска и траектории полета прр
на маршевых участках aBToHoMHoro наведения аналоrичныI рассмотренныIM
ранее, а на этапе самонаведения реализуется метод прямоrо наведения.
Следует заметить, что в связи с MaJIым миделем (диаметром) ракеты
 не более OO мм, аJПенная система ПРrс имеет малую базу и, соответст..
венно, широкие до десятков rpaдyCOB ДНА в обеих IШоскостях пеленrации.
Это приводит к тому, что на обычной для ПРrс дальности обнаружения
мц порядка 100...200 км [23, 69] ДНА перекрывает большую площадь
морской поверхности. Тоrда, с учетом возможности наблюдения не оди
ночноrо корабля, а соединения кораблей, на каждом из KOTOpLIX работает
по несколько источников радиоизлучения, и расстояния между которыми
от 300 м до 2...3 км, в ПРrс одновременно MOryт приниматъся сиrналъJ от
источников, расположенных на взаимно удаленных мц. Поэтому в IlPrC
реализованы меры высокой информационной селективности (избиратель
ности) по всем доступным для оценки параметрам принимаемых сиrналов
(несущей частоте, длительности сиrнала, 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 различноrо класса, что существенно снижает возможности по
классификации и селекции мц заданнъlX типов по источникам их электро
маrнитнъlX излучеНИЙ.
26.4.4. комБинировАнны
E СИСТЕМЫ НАВЕДЕНИЯ
ПРОТИВОЛОДОЧНЬРАКЕТ
В ведущих странах мира уделяют значительное внимание разви"
ТИIO средств борьбы с атомными и дизельными подводными лодками.
Для этоrо используют авиационны
e плур с дальность стрельбы от 50
до 150 и более км (<<Си Ланс», США; «Супер Икара», Анrлия; «Милас»,
Франция; и др.) [60, 61, 69]. ПЛУР используются для доставки боевой
части (БЧ) в тот район, rде обнаружена подводная лодка. Они представ
ляют собой баллистические или крылатые ракеты, имеющие отделяе..
мую БЧ в виде противолодочной самонаводящейся торпеды
 или rлу..
бинной бомбы, расположенные либо внутри ракеты, либо под ее фюзе..
ляжем. Поэтому ПЛУР можно рассматривать как боевой беспилотнътй
летательный аппарат, запускаемый с самолета"носителя, с автономным
или командным радиоуправлением, который атакует подводную цель
боевым зарядом со сложной системой терминальноrо управления.
На маршруте доставки ПЛУР от самолета (вертолетаносителя
до точки сбрасывания БЧ её информационно"вычислительная система
обеспечивает автономное управление полетом по данным САД, состав
которой аналоrичен САД ИВС пкр для маршрутноrо участка полета,
251

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 первоrо вида
может осуществляться с вертолетов системыI 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 rлубине.
Торпеда поrружается, автоматически включается подводный маршевый
двиrатель и начинает функционировать иве торпеды (rлубинной бом..
бы), датчики которой работают уже в друrой физической среде  в воде.
Система автономных датчиков  ИНС и rлубиномер, также как и в ПКР
определяют пространственное положение, осуществляет уrловую ста..
билизацию торпеды и управляют ее пространственным движением в
автономном режиме до момента обнаружения подводной лодки. Неав"
тономные rидроакустические датчики сканируют подводное простран
ство в активном или пассивном режимах поиска подводной лодки.
Радиус обнаружения подводной лодки  до 2 км. При обнаружении
субмариныI начинается режим самонаведения подводной paKeThI
торпеды под управлением ивс, ocHoBным датчиком информации для
которой является rидроакустическая rCH. Торпеда начинает сближение
с целью в соответствии с заданным методом наведения на скорости
До 115 км/час.
rидроакустическая [ен может работать в активном и пассивном
режимах, принцииы функционирования КОТОРЫХ в основном совпадают
с аналоrичныIии ринципами радиолокационных [СН, рассмотренныIии
в [46]. rCH постоянно следит за подводной лодкой, корректируя движе..
ние ракетыторпеды. Подводные ракеты способны поражать субмарины
на rлубинах до 600...800 м. Заряд БЧ имеет мощность в тротиловом эк..
виваленте около 100 Kr. 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 автономныIx инеавто..
номных датчиков различной физической природы.
252

к преимуществам ппур по сравненIПO с друrими 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 Toro места, rде она была обнаружена средствами внешней противо
лодочной разведки; начало функционирования всех подсистем торпеДЪJ
происходит в непосредственной близости от цели, что способствует yc
пешному проведению атаки; возможность боевоrо применения практи"
чески при любых поrодных условиях днем и ночью; малое время peaK
ции комплексов; ведение залповой стрельбы, повышающей вероятность
поражения подводной лодки. Приведенные данные rоворят о перспек
тивности ПЛУР, как одноrо из видов авиационноrо оружия на морском
театре военных действий.
26.4.5. ОСНОВНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ РАЗВИТИЯ рАдиолокАцliонных
rCH пкр
в наСТОЯlцее время во всех ведущих странах проводятся большие
работы с целью создания новых образцов следующеrо поколения ПКР, в
том числе с prc, обеспечивающими высококачественную селекцию целей,
увеличенную скорость обработки данных и лучшую помехозащищенность
[710, 56]. Одно из основнътх направлеНИЙ таких работ  применение в pa
диолокационных rCH антенн с электронньJМ управлением луча. Ожидает
ся, что реализация этоrо направления позволит добиться Toro, что rCH HO
Boro поколения будут удовлетворять требованиям в отношении малозамет
ности и стойкости к рэп. Новые rCH с электронным управлением луча,
реализуемым в ФАР, отличаются повышенной скоростью уrловоrо скани
рования, адаптивностью процесса формирования луча и возможностью
обеспечения высококачественноrо АСЦРО.
Рассматриваются две концепции построения такой rCH дЛЯ ПКР:
одна базируется на применении электронноrо управления лучом
антенны миллиметровоrо диапазона в интеrральном 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;
друrая основана на использовании цифровоrо формирования лу
ча антенны сантиметровоrо диапазона, что обеспечивает улучшенное
управление мощностью и защиту от рэп.
Наибольшее внимание разработчики rCH пкр HOBoro поколения
уделяют в настоящее время созданию двухрежимнъJX rоловок, в KOTO
рьух используются одновременно РЛС сантиметровоrо или миллиметро
Boro диапазонов и оптический, ТВ, ИК или ультрафиолетовый датчики.
253

Вместо APrC миллиметровоrо диапазона в двухрежимных rCH
можно использовать лазерный локатор. Исследования западных фирм
показали, что сочетание лазерноrо локатора с ИК датчиком, форми
рующим изображение, обеспечивает в двухрежимной rCH улучшение
характеристик на этапах поиска и сопровождения. Добавление активно
ro лазерноrо локатора с высоким пространственныM 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.
лазерны
e rCH традиционно уступали радиолокационным в даль
ности действия, степени независимости от поrодных 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 сиrна
лов, повысило у тпв rCH способность подавления помех от фона. В то
же время преимущество радиолокационных rCH в дальности действия
стало ослабевать с появлением МЦ с малой ЭЛО, буксируемых ложных
целей и т.п. Радиолокационно-----инфракрасные rCH (с пассивным ИК 
датчиком) уже начали использовать в американских пкр (RAM и др).
Считается, что объединение пассивноrо и активноrо датчиков в
одной rCH не представляет значительных трудностей; сложнее избе
жать ухудшения характеристик одноrо из датчиков изза влияния друrо
ro, но в целом преимущества двухрежимных rCH очевидны, особенно
для пкр. Применение более сложных и дороrих двухрежимных rCH
оправдывается достиrаемым при этом увеличением боевой эффективно
сти пкр, действующих в условиях значителъноrо фона отражений от
местны
x предметов, особенно при наведении на корабли в сложнъlX фи
зико-rеоrpафических условиях.
ик датчик двухрежимной rCH может находиться как снаружи
HocoBoro обтекателя ПКР, так и внутри ero (у так называемых rCH с
«единой апертурой»). В последнем случае обеспечивается аэродинами
чес кое совершенство формы пкр, но датчик маскирует часть апертуры
радиолокационной антенны. В условиях применения APrC такая схема
расположения FП< датчика может оказаться неработоспособной ввиду
BLIcoKoro уровня мощности радиоизлучения от антенны APrC (обычно
порядка 250 Вт), в потоке KOToporo оказывается ИJ( датчик.
Поэтому в ряде конструкЦИЙ двухрежимных rCH, например ПКР
«сянофыH 11» ВМС Тайваня, в rCH Sprint франкоrерманской разра
ботки с прrс и ИК системой  этот датчик имеет боковое расположе
ние на пилоне. При этом у тайванской ракеты ИК датчик, называемый
254

«модулем автоматическоrо распознавания и сопровождения цели по ее
изображению», находится вне HocoBoro обтекателя радиолокационной
антенны и имеет вид небольшоrо обтекаемоrо прилива на борту сразу за
обтекателем. ИК датчик rси Sprint находится внутри HocoBoro конуса
ракеты, в стенке KOToporo устроено боковое ИК окно, защищенное от
аэродинамическоrо HarpeBa скачком уплотнения, создаваемым rоловной
частью ПКР.
Серьезной проблемой rCH с «единой» апертурой является необ..
ходимость наиболее эффективноrо совмещения в одном изделии
свойств обтекателя радиолокационной антеннъ, и окна дЛЯ ИК и элек..
тронно...оптических датчиков (например, для оптическоrо окна наилуч..
шей формой является полусфера, обеспечивающая меньший уровень
искажений, тоrда 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 rCH 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 всеrда был обращен в сторону цели), и
зто 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 оптикоэлектронноrо датчи..
ка и ero карданноrо подвеса.
Соrласно проведенным исследованиям, для APrc и прrс в каче..
стве конформной может быть использована антенна на открытыIx объ..
емных резонаторах, питаемая микрополосковой линией; для прrс ре..
комендуется применение конформной спиральной антенной решетки,
изrотовленной способом печатноrо монтажа непосредственно на носо..
вом обтекателе. Уrлы обзора, обеспечиваемые конформными антенна..
ми, MOryT HaMHoro превосходить те, которые допускаются карданныIM
механизмом.
Одной из самъlX больших проблем, связанных с созданием эффек"
тивных в боевой обстановке двухрежимныIx rси, 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 rCH, у KOTOpLIX будет обеспечено полно..
ценное слияние даннъlX, ожидается не ранее 2010.....2015 rr.
Необходимо отметить, что в настоящее время ведутся интенсив..
ные работы по использованию в радиолокационных rCH режимов син"
255

тезирования апертуры антенны для обеспечения высокоточноrо HaBeдe
ния ракеты на конечном участке траектории [49].
Большое значение придается в настоящее время проблеме YMeHb
тения ЭПО антенныI радиолокационной rCH. Рассматриваются, в част
ности, такие способы достижения этоrо, как установка антеннът с элек
тронныIM сканированием так, чтобы ее механическая ось была смещена от
осевой линии ракеты, обработка краев антенны радиопоrлощающим Ma
териалом, размещение радиопоrЛОЩaIOщеrо материала за антенной и Т.д.
В более отдаленной перспективе ожидается объединение в одной
rCH возможностей излучений в двух или более разЛИЧНЪJx областях
электромаrнитноrо спектра и создания мноrоспектральнъJX rCH для по
вытения эффективности боевоrо применения существующих ПКР. В
ближайшее время MOryT быть созданы трехканалЬНblе rCH  радиоло
кационные, ИК и лазерные.
К числу перспективных разработок относят также создание ли
нии передачи данньух, по которой от rCH 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 среднеrо радиуса действия AGM84 «rарпун блок 2»,
путем установки линии передачи данных на ПКР. Эта линия передачи
даннъух позволит операторам вертолетов SH60 «Си XOK»/МH60 «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 KOMaH
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 моrла бы в полете оперативно управляться
оператором для идентификации цели и последующей ее атаки. Системы
обмена информацией между ракетами (трансляционно"командная pa
диолиния, линии связи и передачи сиrналов радиокоррекции) [30] и ли
нии передачи данныIx 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. Функциональнъте свя
зи между источниками информации в перспективных ПКР приведены
на структурной схеме, показанной на рис. 26.19. Объединение инфор
мации от пассивных и активны
x датчиков в комплексной мноrорежим
ной rCH дает текущую информацию как о самой МЦ, так и об OKPy
256

пАссивныЕ АКТИВНЫЕ
lIA ТЧИЮI JlA ТЧИКИ
IIPrC APrC
ТIIВ rCH (см, мм)
тв rCH ЛАЗ rCH
,Ir ..
снс IroМIIJIEI(СНАЯ РК
rcн
.. .

винс  САД  СЛИЯНИЕ ....
..
дl\Hных .....

 
РВ ОПОРНЫЕ СОИР
ИЗОБРАЖЕНИЯ
.4. .
ДАННЫЕ ОБРАЗ
МАРШРYfА ЦЕЛИ
ПОЛЕТА
Рис. 26.19
жающем ее пространстве. Данные, получаемые в САД, несут информа..
цmo о текущих собственных фазовых координатах ПКР. Данные, по..
ступающие по линии РК и СОИР, несут информацию о дистанционно
передаваемых с носителя или друrих ПКР командах управления. Сведе..
ния, заложенные в память ИВС перед пуском, информируют об опор..
ных (эталоннъlX) изображениях атакуемъlX целей и изображениях под..
стилающей поверхности по маршруту полета ПКР, которые использу..
ются В корреляционно"экстремальныx 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 ив С приближается к,
так называемым, интеллектуальным системам [9].
91878
257

r ЛАВА 27. АлrоритмыI ТР AEKTOPHOrO
YUРАВЛЕНИЯСАМОЛЕТОМ
В РЕЖИМЕ УКЛОНЕНИЯ ОТ УПР АвляЕмыx
СРЕДСТВ ПОРАЖЕНИЯ
Снижение потерь боевых самолетов является одним из основных
направлений совершенствования авиационной техники [31]. В рамках
этоrо направления используется совокупность различных приемов и
технических решений, к наиболее употребляемыIM из КОТОРЫХ относят
ся: использование средств РЭП, включая СВЧ оружие функциональноrо
поражения [18, 21], применение разЛИЧНЫХ ловушек, orHeBoro уничто
жения уrpожающих 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 OCHOBНЪ является использование маневров уклонения (противора
кетнъlX, противозенитнъJX, противоистребительных.. Универсальность
этоrо 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
rpаммные и адаптивные. При использовании эмпирическоrо варианта
решение о начале и виде маневра принимает летчик, управляющий са..
молетом, как правило, в ручном режиме. Эффективность TaKoro уклоне..
ния зависит от опыта, интуиции и реакции летчика. Проrраммные Ma
невры уклонения выполняются, как правило, в принудительном порядке
при достижении определеннъ рубежей до средств ПВО или опреде
ленном расстоянии до управляемоrо средства поражения (УСП). При
использовании адаптивных маневров, выполняемыI,, как правило, в
автономном режиме, их вид зависит от текущеrо взаимноrо расположе
ния защищающеrося самолета и УСП [2].
О важной роли, которую иrрают маневры уклонения при реше
нии задач снижения боевых потерь самолетов, свидетельствует тот
факт, что в США с конца 80x rодов разрабатывается проrpамма ICASS,
в рамках которой режимы уклонения являются одними из самьух при..
оритетных [31]. Воздушный бой с современными истребителями про
тивника предусматривает такое мноrообразие оборонительных и Hacтy
пательнъ маневров, способов выбора моментов пуска управляемых
258

ракет, способов выбора моментов и типов помеховоrо противодействия
информационным каналам противостоящеrо самолета и атакующей
ракеты противника, что успешное ero проведение требует безусловной
интеллетcryальной поддержки.
Исследования задач уклонения в иrpовой постановке проводились в
работах [16, 88]. для случая линейной дифференциальной иrpы на плоск<r
сти получено, что оптимальной стратеrией преследования является полет
по кривой поrони, а оптимальной стратеrией самолета..цели ..... убеraние по
линии визирования. Все эти выводы относятся к линейны
M моделям caM<r
лета и ракетъу. В нелинейной иrpe преследования выполнить сmпез опти..
мальнъlX стратеrий в замкнутой форме не удается.
Аналитические исследования задачи уклонения рассматривалисъ
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 переrpузкой включает в
себя периодические переключения с одноrо оrpаничения на друrое.
Эффективность маневров уклонения базируется на двух особен..
ностях систем наведения ракет: на инерционности самих ракет и их
систем управления и на специфике обработки сиrналов в rоловках са..
монаведения. В соответствии с первой особенностью всеrда имеет ме..
сто запаздыIаниеe реакции ракеты на маневр поражаемой цели. Приве..
деннъуе исследования показали [42], что использование факта запазды
'
вания реакции УСП особенно эффективно, если интеНСИВНЪJЙ маневр
уклонения выполняется за 1...2 с до подхода ракетъ, к дальности д.с
окончания управления (дальности ослепления) (п. 5.2.4 [45]). Однако
следует подчеркнуть, что в современных ракетах с полуактивными rCH
д.co за счет формирования сиrналов управления на основе информа..
ЦИИ, полученной в вычислителе псевдокинематическоrо звена на основе
обработки результатов измерений составляющих собственноrо ускоре..
ния ( 25.2, 25.3). PaKeThI с активными rоловками самонаведения также
имеют очень малые дальности окончания самонаведения. Кроме Toro,
современнъте ракетъ, класса «воздух"воздух» обладают очень большим
диапазоном располаrаемых переrpузок, позволяющим реаrиpоватъ на
маневр преследуемоrо объекта с очень малым запаздыванием [74].
Более целесообразны
M 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 ero обнаружения в prc, либо возникают производны
e отслежи..
BaeMLIX дальностей, скоростей и уrлов с порядком, превыmающим по..
рядок астатизма следящих измерителей paKeThI. Поскольку на ракетах
используют измерители с астатизмом, не превышающим второй поря..
259

док [46], то достаточно выполнить маневр, в процессе выполнения KO
Toporo появляются производные дальности, скорости и бортовых пелен
rOB TpeTbero порядка. При выполнении TaKoro маневра в следящих из
мерителях с астатизмом BToporo порядка возникают нарастающие во
времени динамические ошибки. При оrраниченной ширине рабочих
участков дискриминационных (пеленrационны
)) характеристик Hapac
тание динамических ошибок в конечном счете приводит к СРЫВУ сопро..
вождения.
Особенно актуальна задача уклонения при наведении УСП с теп
ловыми rCH в заднюю полусферу. Это обусловлено трудностью обна..
ружения такой ракеты изза отсутствия радиоизлучения. Кроме Toro,
при наведении УСП в заднюю полусферу затруднено применение про
тив них средств orHeBoro поражения.
В связи с этим весьма актуальной является задача разработки ал
rоритмов TpaeKTopHoro управления самолетом в режиме уклонения от
средств поражения, наводимых в заднюю полусферу. Следует отметить,
что в процессе решения этой задачи MOryT быть использованы
 различ
ныIe процедуры формирования требуемых траекторий уклонения с раз
личным количеством фазовых координат (дальности, скорости и борто
вых пеленrов), для которых реализуются третьи и более высокие произ..
воднъте при использовании различнъJX opraHoB управления.
Более простой разновидностью этоrо варианта уклонения от
управляемьJX средств поражения является обеспечение полета самолета
по такой траектории, при которой конечный промах (7.54) превышает
заданное значение, определяемое эффективныIM радиусом поражения
боевой части ракеты.
Мноrовариантность описания процедур TpaeKTopHoro управления
в режиме уклонения приводит к чрезвычайному разнообразию исполь..
зуемьJX методов синтеза управления.
Выбор методов синтеза управления в режиме уклонения во MHO
rOM обусловлен как формой описания математической модели самолета
и ракеты, так и классом управления, получаемоrо в процессе ero синтеза.
Как правило, модель самолета и ракеты описывается обычными диффе
ренциальныIии уравнениями в виде (13.11). Наиболее широко исполь
зуемым методом синтеза управления динамическими системами являет
ся метод, получаемый в процессе решения известноrо уравнения Белл
манаСтратоновича [90].
В приложении к линейныIM системам данный метод имеет He
сложную физическую интерпретацию, обладает простотой и наrлядно
стью процедуры оптимизации. Однако все известные процедуры синте
за [45] обладают двумя существенными недостатками. Вопервых, уп
равления, получаемые в результате решения краевой двухточечной
260

задачи, являются функцией времени, Т.е. u==u(t). BOBTOpЫX, реализация
ero в реальном масштабе времени является весьма сложной проблемой.
В настоящее время при разработке систем автоматическоrо
управления различноrо назначения все большее распространение полу
чает метод синтеза управления, основанный на критерии минимума
обобщенной работы [35, 77]. Этот метод, разработанный А. А. KpaCOB
ским, позволяет существенно снизить потребные вычислительные за
траты при синтезе управления нелинейными системами и обеспечить
равный объем вычислений для каждоrо «шаrа» управления.
Анализ различнътх подходов к синтезу управления по критерию
минимума обобщенной работы показывает, что использование их в
задаче уклонения самолета от УСП является достаточно проблематич
ным. Это связано, прежде Bcero, с необходимостью решения сложноrо
функциональноrо уравнения и невозможностью учета особенностей
построения ИВС ракеты непосредственно в законе управления самоле
том. Кроме Toro, не все постановки задачи управления самолетом в
режиме уклонения от УСП MOryT быть сведеныI к оптимизации одноrо
формализованноrо функционала качества.
Весьма перспективным направлением решения задачи уклонения
является использование математическоrо аппарата концепции обратны
x
задач динамики [38, 84].
27.1. ОСНОВНЫЕ СООТНОШЕНИЯ МЕТОДА СИНТЕЗА
УПРАВЛЕНИЯ НА ОСНОВЕ КОНЦЕПЦИИ
ОБРАТНЫХ ЗАДАЧ ДИНАМИКИ
Основные процедуры синтеза управления рассмотрим для нели
нейноrо 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
i(t) == f(x, а, о, t),
(27. 1 )
rде x(t)  n"мерны
й вектор состояния; u(t)  mлинейныIй вектор управ
ления; а  qмерный вектор параметров; f(.)  известная, непрерывно
дифференцируемая по своим apryMeHTaM векторфункция.
Требуется найти управление u(x,t), переводящее систему (27.1) из
произвольноrо начальноrо состояния x(to)==Xo в заданное конечное состоя
ние X(tk) ==X k по «траектории» уЖ<t) с минимумом функционала качества.
1 == Ф(х, у ж' о, t),
(27.2)
261

rде y.(t)  заданная траектория движения, размерность которой COOT
ветствует числу степеней свободы системы (27.1), определяемому коли
чеством компонент вектора управления.
На координаты вектора состояния x(t) накладъJваются дополни..
тельныIe оrpаничения в виде [84]
Fт(х,уж,t)==О, (27.3)
rде F T  векторная функция, размерность которой совпадает с размерно
стью вектора желаемыIx координат состояния y.(t).
Пусть в момент времени t==to справедливо условие (27.3), тоrда
оно должно выполняться и при t>to. Если (27.3) не выполняется, то оно
преобразуется к виду
Нт F т (х, у ж , t) == о . (27.4)
t ---+ Q()
Смысл оrpаничений (27.3), (27.4) заключается в следующем. При Haxo
ждении объекта управления на некоторой rиперповерхности
Fу(х,уж,t)=О он будет находиться на ней при любом t>1o. С друrой
с'{оронъУ, если в начальныIй момент объект расположен либо «ниже»,
либо «выше» rиперповерхности, т.е. F T (х, У Ж' t) * О , 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
риодическоrо характера изменения ошибки, либо условиями физиче
ской реализуемости управления u(t).
Решение задачи. Рассмотрим случай, коrда система является He
линейной по уравнению
x(t) == <1>1 (х)+ <1>2 (х, о), (27.5)
rде CPI(X), CP2(X,U)  известные векторозначные функции. Функционал
качества (27.2) запишем в интеrpальной форме
t k
1 == JФт(х, Уж' u)dt, (27.6)
t o
в которой Фт(Х,Уж,U)  неотрицательная функция.
Не нарушая общность рассуждений, выберем оrpаничения (27.3)
в виде разности между вектором Уж и соответствующими компонентами
вектора x(t) [84]
FТ(Х'УЖ)==[ХПlУЖl Хп2Уж2 ХпmУжmr. (27.7)
Заметим, что в (27.7) индексы nj у компонентов вектора x(t) удовлетво
ряют условиям О<Пj <n , nj*ni, если j;ti.
262

Предположим, что любая из управляемых координат Xnj, j = 1, m
связана с соответствующим управлением Ui, i = 1, m r"мерным диффе..
ренциальным уравнением, rде r== n/m. Тоrда оrраничение (27.4) может
быть представлено в виде BeKTopHoro линейноrо дифференциальноrо
уравнения порядка r
F (r) А F (rl) А F  О
т + r1 т + ... + о т  ,
rде А j, j = О, (r  1)  любые матрицы размерности тхт, обеспечи..
вающие устойчивость решения (27.8).
Задачу поиска оптимальноrо управления будем решать в два эта..
па. На первом этапе синтезируется управление в виде параметрической
функции векторов x(t) и уж(t) в предположении, что матрица параметров
Р == [Ао А 1 А 2 ... Ar1 r
(27.8)
известна точно. Второй этап связан с параметрической оптимизацией
управления О(у.,х,р) исходя из минимума функционала (27.6).
Первый этап. Учитывая вид объекта управления (27.5), оrpани..
чение (27.8) можно записать в виде [84]
r
Dr +ArJDr) +...+AJD) + АоFт(х,уж) = L'Yj, (27.9)
j=l
rде
О} = Id(FT(x,y ж));
02 = Id (I d (FT(x, уж )))= Id (01);
0r = Id(Id(Id...(Id(Fт(х,уж)}..)))= Id(OrI);
Id  оператор дифференцирования, определяемый соотношениями
Id (FT(x, уж» = BFT(x, Уж) = BF T [<PI(X,t)+<P2(X,U)],
дt ах
IiDt)== дF T [ арl (<PI(X, t)+<J>2(X,U))+ ар2 (<pt(x, t)+<P2(X,U))+ ар2(х,о) ... ] ,
ах ах ах дU
Yj == AjY), j = Lf, причем Л r == Е.
263

Разрешая (27.9) относительно неизвестноrо вектора u(t) и ero
ПРОИЗВОДНЫХ,получаем
u (r 1) (t ) + В r  2 U (r  2) ( t) + ... + Во <1> 2 (х, о) = q (х, у ж ) ,
(27. 1 О)
rде: Bj, j = 1, (r  2)  матрицы порядка тхm, полученны
e из (27.9); Во
 матрица порядка тхm; q(х,уж)  вектор размерности т. Матрицы Bj и
вектор q(х,уж) получеНЪJ приведением подобнъrx членов при преобразо
вании (27.9).
Уравнение (27.10) представляет собой векторное нелинейное
дифференциальное уравнение порядка r относительно искомоrо управ
ления u(t). Если вектор CP2(X,U) линейный по управлению, то уравнение
(27.10) можно записать в виде системы Коши
ii(t) = Bii(t) + Cyq(x, у ж),
(27. 11 )
rде u(t) = Ы u(t) ... O;1 (t)[  вектор размерности mxrxl, первые m
к')мпонент KOToporo и представляют искомый вектор уравнения
U(t)==Ul(t); В  матрица, имеющая форму матрицы Фробениуса, причем
ненулевые элементы
 последних m  строк составлены
 из матриц B j ; Су 
матрица; q(х,уж)  правая часть исходноrо вектора управления.
Заметим, что для HeKoToporo класса задач функцию F(х,уж) мож
но выбрать так, что аналитическая связь между реryлируемой коорди
натой и управлением обеспечивается уже при решении уравнения
F(x, у ж)+ AoF(x, У ж) = о.
Если управление u(t) входит линейно в правую часть уравнения
состояния, т. е.
x(t) = <1>1 (х)+ Су (x)u(t),
(27. 12)
то уравнение (27.11) преобразуется к виду
aF Су (x)u(t)= АоF(х,уж) aF ['Рl(х)уж(t)].
ах ах
aF
Матрица Cy(X) имеет свой полный paHr, так как система (27.12)
ах
является управляемой, следовательно, матрица
(27.13)
Q(x)=CT(x{ : J : с(х),
представляющая собой матрицу rpaMa, имеет обратную матрицу.
264

Тоrда уравнение (27.13) можно разрешить относительно искомо..
ro управления
o(t) = QI(X)cT(X{ : Т[  AoF(x, у ж) : [<J>l (x) Уж]]. (27.14)
Упр авление (27.11) является функцией неизвестных А j'
j = О, r  2 , которые определяются в результате оптимизации функцио"
пала качества (27.2). Следует заметить, что оно определяет только
структуру закона управления. Получение конкретных значений сиrна..
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. Друrими словами, рассматривается система,
число степеней которой совпадает с числом управляемых координат.
Тоrда произвольную выходную координату x(t) при условии, что
уж==сопst, можно описать линейным дифференциальным уравнением вида
i(t) = Алх(t)+ ЬУЖ, (27.15)
rде Ал.  матрица Фробениуса, у котор ой элемеJпы
 последней строки
определяются параметрами Лj, j = О, n  1; Ь  вектор"столбец, все эле..
ментыI KOToporo равныI нулю, кроме последнеrо.
Реmение (27.15) можно записать в виде
Оl 1  )
1.....1 k.t
Х 1 = LL cjt J е J +с о ,
j=1 i=1
(27.16)
rде lj  величина кратности jro корня, k j  корни характеристическоrо
уравнения n..ой степени. Заметим, что величиныI 1 j удовлетворяют усло..
8И1О  1 j = n . В общем случае коэффициенты Cj, k j  функции парамет
j=1
ров Ар, р = 0,0  1 и начальных условий.
При определении параметров Ар подставим решение (27.16) в
(27.6). В этом случае функциональное уравнение преобразуется в пара..
метрическое, оптимизация KOToporo не представляет трудности. Неиз..
вестные коэффициенты находятся из реmения системы нелинейных
уравнений
dI(л.) = О
дл.. ' j = 0,1,2,... ·
J
265

в вычислительном ШIане реализация закона управления нелинейныIии
системами существенно IIроще, чем, например, дJIЯ метода динамическоrо
проrpаммирования. Основным достоинством метода обратнъlX 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 функцmo, то
ero оптимальное значение в общем случае определяется решением
уравнения (27.11).
27.2. УРАВНЕНИЯ СОСТОЯНИЯ ОБЪЕКТА
Сmпез управления на основе концепции обратнътх задач динамики
базируется на том, что объект управления описьmается системой обыкно"
венных диффереIщиалъных управлеНИЙ. Задача уклонения от УСП предо..
пределяет необходимость выполнения самолетом достаточно энерrичньтх
маневров в процессе полета. Это обстоятельство диктует потребность, во..
первых, достаточно полноrо описания движения самолета, во"вторых, уче..
та реалъных оrpаничеНИЙ на фазовые координаты
 и управление.
Кроме Toro, специфика режимов уклонения предопределяет необхо
димостъ использования модели силовой установки самолета и наводимой
paKeThI. В дальнейшем считается, что самолет представляет собой твердое
тело, а ракета апnpоксимируется некоторой передаточной функцией.
27.2.1 МОДЕЛЬ КИНЕМАТИЧЕскоrо ЗВЕНА «САМОЛЕТ..РАКЕТА»
При определении MaTeMa
тической модели движения сис..
темы самолет..ракета принимают
следующие допущения: маневры
уклонения совершаются в rори..
зонтальной плоскости; масса
самолета I:Iзменяется в зависимо..
сти только от режима работы
двиrателя; управление ЛА осу..
ществляется через уrол крена
самолета и тяry силовой уста..
новки или ручку управления
двиrателем.
rеометрия взаимноrо по..
ложения самолета и ракеты, оп
ределяющеrо связь их координат а6солютноrо и относительноrо движе
ния, показана на рис. 27.1.
Тоrда в замкнутом виде уравнения движения самолета и ракеты
определяются следующей системой
х
Ер
z
Рис. 27.1
266

д = У С COS(Ep \jIJ У р COS(Ep \jIp),
V с = q (n хс ..... sin е с ) ,
У р = q(n xp  sine p ),
.
Ер = Юр ,
Юр =  2Дro р + [У р sin (Ер  ч1 p) 'У с sin (Ер  ч1 с)] +
+ [v с cos (Ер  ч1 c}v с  V р cos (Ер  ч1 p}v р] } д I (27.17)
. q .
\v с = nyc Sln у с ,
vccose c
. q .
ч1 р =..... nyp Sln у р ,
vpcose p
. .
<Ре = юс ..... \JI с ,
. .
<Рр = Юр ..... \If р ,
rде vc, V p  скорости полета самолета и ракеты. Соответственно; ЧIса ЧIр
 путевые уrлы самолета и ракеты; Охс, Охр  продольны
e переrpузки,
действующие на самолет и ракету; Ус, Ур  уrлы крена самолета и ракеты;
Ер  уrол линии визирования «самолет"ракета»; СОр  уrловая скорость
линии визирования; Д  относительная дальность; q==9,81 м!с 2  ус коре..
ние свободноrо падения.
Отметим, что вектор состояния системы (27.17) может быть пол..
ностью измерен либо восстановлен. Действительно, если измеряются Д,
Д , <Рс И <Ре, то уroл визирования Ер может быть вычислен по результа..
там косвенных измерений. Кроме Toro, считаем, что координаты движе..
пия самолета vc, Чlс, П хс , Ус, е с  измеряются, а ракеты V p , ЧIр, Охр, 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 приближенноrо представ..
ления её динамических и статических характеристик. Модель (15.1)
адекватно отражает реальныIe свойства объекта в достаточно малом
диапазоне изменения тяm силовой установки. Одним из OCHOBmlX тре..
267

бований, предъявляемых к моделям силовой установки, является точное
описание взаимосвязи тяrи и положения ручки управления От (дрос..
сельных характеристик) и динамических характеристик.
Для задач динамики полета, сопровождающихся интенсивныIM
изменением скорости, в качестве модели силовой установки используют
соотношение [85]
Р д (t) = a(ko T (t)  Р д (t))+ b(ko T (t)  Р д (t) У , (27.18)
rде Р д  эффективная тяrа, полностью используемая для создания уско"
рения самолета; k==k(H,M,OT)  коэффициент усиления, зависящий от
высоты Н, числа М полета и положения ручки управления двиrателем
от; а, Ь  коэффициенты, значения которых отражают динамические
свойства объекта.
Уравнение (27.18) имеет смысл только при выполнении условия
kOT  Р д < Р дmах  р дмr'
rде Рдмr  тяrа полетноrо малоrо rаза; Р дтах  максимальное значение
тяrи двиrателя.
Ошибки в определении тяrи на динамических режимах опреде..
ляются точностью представлений коэффициентов а(Н,М) и Ь(Н,М), а на
статических режимах  коэффициентом k==k(H,M,b T ).
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 Bcero используют разновидности
метода пропорциональноrо наведения [46]. Достоинствами МПН, пре..
до пр еделяю щим и ero широкое использование, являются всеракурсность
и всевысотностъ применения, а также практически прямолинейная тра..
ектория наведения [46].
При использовании классической разновидности этоrо метода
параметр рассоrласования для одной плоскости управления формирует..
СЯ по правилу (7.32)
d = jT  jp = N o VсБЮр  jp,
в котором: jTjp  соответственно требуемое и фактическое поперечное
ускорение в плоскости управления; N o  навиrационный параметр; V сб 
скорость сближения ракетъ, с целью; Юр  уrловая скорость линии вязи..
рования цели в плоскости управления.
Следует отметить, что модель ракеты «в"в», определяемая ypaB
нениями (15.38HI5.46) и соответствующей им структурной схемой,
268

приведенной на рис. 15.6, требует учета специфических особенностей pe
жимов уклонения целей. С одной стороны, она является излишне полной,
поскольку в процессе наведения на уклоняющуюся цель вполне достаточно
использовать о ней более простыIe представления, основанныI,, в частности,
на аппроксимации всей совокупности уравнеНИЙ (15.38НI5.45) эквива..
лентным инерционным звеном. При таком подходе в качестве операторной
модели может быть использовано соотношение
jp (р ) == jT (р) т 1 l '
рэР +
(27.19)
rде Т рэ  постоянная времени эквивалентноrо звена, значение которой
зависит от типа ракеты; р  параметр преобразования Лапласа.
С друrой стороны, уклонение предопределяет необходимость
учета изменений скорости ракеты в процессе перехвата. В общем случае
скорость полета ракетъ, зависит от режима работы ее двиrателя. Обычно
имеют место три скоростных режима.
Первый режим свя
V p
зан с увеличением скорости
за счет активноrо использо..
вания энерrии топлива.
Второй режим изменения
скорости обусловлен ис
пользованием ero остатков.
Третий режим характеризу V 1
ет уменьшение скорости
ракетъ, в процессе преодо
ления сопротивления воз
духа, которое зависит от
высоты полета, ее reoMeT"
рических размеров и начальной скорости. Типовой rpафик изменения
скорости полета ракеты приведен на рис. 27.2.
для типовой ракеты класса «воздух"воздух» аналитическое описание
процесса изменения скорости полета может бьпъ представлено в виде
1
11
tм
о
to
t рд
t
Рис. 27.2
V o + F]t,
У р == у о +F]t +F2(t to),
У О Fз  ttрд,
еслиt < t o ;
если t o < t < t рд ;
если t > t рд '
(27.20)
rде F 1 , F 2 , F3  баллистические коэффициенты разrона на начальном и
маршрутном участках и торможения на конечном этапе; to  время aK
269

тивноrо участка; !рд ==1:о +t м  время работы двиrателя ракеты; t  время
маршрутноrо полета; V о  начальная скорость ракеты, равная скорости
полета носителя.
Баллистические коэффициенты MOryт 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 дic окончания
управляемоrо 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 д.с закон управления ракетой может формиро..
ваться следующими способами.
Первый способ связан с «замораживанием» измереНИЙ о пара..
метрах движения цели..самолета. В этом случае имеем:
. ( ) { No VсБQ)р1,2, еслиД > Дk;
JTl,2 t =
N О V сб (Дk)mРl,2(дk1 еСЛИДДk.
Здесь величины
 V сб<ДС) и Ю р l,2(дic) определяются как V сб(t)==V сб,
при Д==дic, Ю Р I.2(t)==Ю Р I.2 при Д==дic, 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 проrнозированием скорости сближения V сб и уrловой скорости
линии визирования Юр ( 25.2, 25.3) по моделям, которые, как правило,
описываются либо линейными, либо квадратичными функциями време..
ни. Коэффициенты этих функций вычисляются на интервале времени,
коrда текущая дальность до цели, или в данном случае до самолета,
больше дас.
Для задачи уклонения наиболее неблаrоприятным является закон
управления ракетой в виде (27.21). Поэтому в дальнейшем будет иссле..
доваться только данный подход к проrнозированию ускорения ракеты.
(27.21)
27.3. AлrоритмыI YDРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ
в зависимости от условий полета самолета и paKeThI, а также от
располаraемых opraHoB управления в rоризонтальной плоскости воз..
можны два основных варианта управления уклонением.
Первый вариант управления предполаrает уклонение самолета за
счет срыва автоматическоrо сопровождения самолета..цели измерителя..
ми ракеты.
270

Второй вариант управления направлен на достижение заданноrо
промаха в процесе маневра уклонения в одной плоскости.
Как правило, измерители дальности и уrлов ракеты обладают аста-
тизмом не выше BToporo порядка. В таких измерителях ошибки сопровож-
дения пропорциональны вторым производным отслеживаемых координат
(дальности и yrлов). Если в законе изменения дальности между наводимой
ракетой и самолетом-целью и бортовоrо пеленra цели с ракеты будут иметь
место третьи и более высокие производны
,, то в дальномере и уrломере
ракеты появятся нарастающие динамические ошибки сопровождения. П<r
скольку временной дискриминатор и пеленraтор ракеты имеют оrpаничен-
ные линейные участки (см. рис. 3.3), то срыв сопровождения по дальности
или уrлам, обусловливаемыIй нарастающими динамическими ошибками,
становится лишь вопросом времени.
Следует подчеркнуть, что реализация TaKoro 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 уrловым
координатам, заданную величину промаха при управлении только боко-
вым ускорением и при одновременном управлении скоростыо полета
самолета и боковым ускорением.
27.3.1 СИНТЕЗ YDРАВJlЕНИЯ САМОЛЕТОМ, ОБЕСПЕЧИВАЮЩЕrо
НА РАКЕТЕ СРЫВ СОПРОВОЖДЕНИЯ ПО ДАЛЬНОСТИ
Целью синтеза является разработка TaKoro 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 полаrаться, что в ракете, наводимой по
методу пропорциональноrо наведения (27.21), используется активная
радиолокационная rоловка самонаведения, в состав которой входит
дальномер со следящей системой с астатизмом BToporo порядка.
В математическом плане постановка задачи формулируется сле
дующим образом. Для объекта (27.17) требуется определить управление
УС такое, чтобы обеспечить а 3 Д/ дt 3 =1; о. Учитывая, что уrол курса са-
молета Ч'с в rоризонтальном полете определяется решением уравнения
d\jl с q ·
=   n ус Sln у с ,
dt У е
(27.22)
271

целесообразно записать уравнение, связывающее дальность Д(t) с уrлом
крена 'Ус. Продифференцировав в (27.17) уравнение для Д(t), в предпо..
ложении, что у с и У р постоянны, получаем
Д(t) = yc sin(E p ЧJс)(Ёр \jJc)+ У р sin(E p ЧJр)(Ёр \jJp).
с учетом (27.22) уравнение для Д(t) преобразуется к виду
jj;(t)=Vcropsin(&p 'VJqnycsin(&p 'Vc)sinyc +
+Vpsin(&p'Vp(rop p nypSin Y p } (27.23)
Уравнение (27.23) в дальнейшем будем рассматривать как уравнение
объекта управления. Заданное значение а 3 Д/ дt 3 может бъnъ обеспечено
выбором некоторой функции Д,(t), например, в виде полинома
at 2 at 3
Дт(t) = До + Vot +  +  (27.24)
2 6
или в виде rармонической функции
Дт(t) = до + Ао sin OOot , (27.25)
rДе а, а, Уо, Ао, 0)0  известные величины, обеспечивающие требуемый
закон изменения Дт(t); до  начальное значение дальности.
Нетрудно видеть, что оба закона изменения Д,(t) обеспечивают
ненулевые третьи производные, определяемые соответственно соотно"
mениями
it(t) = а;
... 3
Д(t) = Aoooo cosOOot .
При достаточно малых значениях 0)0 оба закона изменения Д,(t) являют
ся эквивалентными. Поэтому в дальнейшем при синтезе управления
конкретный вид ДТ<t) не определяется, а записывается в виде
Дт(t)=fт(t).
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
t k
1 = J[д(t) ДТ (t)]2 dt (27.26)
о
при оrраничении вида
F(д'Дт)=Д(t)Дт(t)=О, (27.27)
272

или
lim F(Д,дт)=О, (27.28)
too
rде дт определяется (27.24) или (27.25).
С учетом модели объекта (27.23) закон стремления к нулю функ
ции рассоrласования (27.28) можно записать в виде уравнения
a 2 F аР
------т + л'l ......... + л'оF(д, дт) = о , (27.29)
дt дt
rде /ч, ло  любые положительные извеСТНЪJе числа. Раскрывая (27.29) с
учетом (27.23) и (27.27), получаем
 qnyc sin(E p  \jI Jsin Ус + u(t) + "'\ tД(t)  Дт(t) J+
+ ло[д(t)  Дт(t)] itT(t) = о, (27.30)
rде
u(t) = У р sin(E p \jIpXrop \jIР) V C sin(E c \jIc}rop,
. q .
а \v р =nypSlnYp.
У р
Уравнение (27.30) является по отношению к ус трансцендентныI..
Соrласно методики, изложенной в 927.1, решение (27.30) может быть
получено в двух редакциях в зависимости от Toro, что принято за
управление либо Ус, либо sinyc. Если выбрать в качестве управления
sinyc, то оно имеет аналитическое решение:
sin у tт = в;1 ["'О (д(t)  дт(ф + "'1 (Д(t)  Дт(t)+ u{t) JtT(t»)], (27.32)
rде Ву = qn ус sin(E p  \V с), а Уст  требуемый уrол крена самолета.
В процессе управления может возникнуть ситуация, коrда Ер=ЧJс.
Такое взаимное расположение самолета и ракеты (рис. 27.1) означает,
что любой уrол крена самолета в данный момент времени не приводит к
изменению дальности. В этом случае предлаrается коэффициент В
представлять в виде
{ qn ус sin( Ер  \у с), если
В =
у С ..
sln \ус' если
rде С, !J.  заданные постоянныIe параметры.
Выбор конкретных значений С и !J. не имеет принципиальноrо
характера. Это связано с тем, что при условии ЕрЧJс требуется макси
мальное значение уrла крена ус для выполнения условий (27.25) или
(27.31)
IEPI > 1\jI с + I,
IE р I < 1\jI с + I,
(27.33)
273

(27.23). В зависимости от типа самолета максимальный уrол крена мо"
жет достиrать значение :1:90°. Следовательно, значение С может быть
выбрано достаточно большой величиной, т. к. В момент времени to раз..
ность Д(toДт(to) может достиrать достаточно большой величиныI.
Закон управления (27.32) определен с точностью до неизвестныx
параметров ЛО и Лl. Друrими словами, он определяет только структуру
формирования сиrнала управления sinYcT' но не определяет ero количе..
ственнъух значений. Таким образом, получением уравнения (27.32) за..
канчивается первый или структурны
й этап синтеза закона управления.
Второй илu параметрuческий этап синтеза закона управления
связан с поиском таких значений коэффициентов ЛО и л'1, которые обес..
печивают экстремальное значение функционала (27.26).
Если ввести обозначения
y(t)==(tT(t),
то закон управления (27.32), записанный относительно Уст, примет вид
ус = аrсsiп{в;l[лоМ(t)+ ЛI Д Д(t)+ u(t) 'цт (t)ll. (27.34)
Подставив (27.32) в (27.23), получим
jt(t) =  Устр sin(&p  '" c) qnyc sin(&p  ",с)х
х в;) [лоМ(t)+ л)ДД(t)+ u(t) 'цт (t)] +
+ У р sin(&p "'p{ ООр  p Пур Sin Y p ),
С учетом (27.31) уравнение (27.35) преобразуется к виду
Д(t)+ ЛI8Д(t)+ л' 0 8Д(t) = О .
(27.35)
(27.36)
Для задач управления характерно общее требование к процессам
устранения начальных ошибок по апериодическому закону. Это означа..
ет, что коэффициенты л'о и Лl должны
 удовлетворять условию
А} > 2Ji:; .
(27.37)
с друrой сторонът, решение (27.36) должно бьпь устойчивым. Следова..
тельно, справедливы следующие неравенства ЛО > о; "'1  О .
Условие (27.37) обеспечивает устойчивый апериодический xa
рактер процессов устранения начальноrо рассоrласования по закону
274

M(t) = C]e K1t + C 2 e Kzt ,
(27.38)
л, +  л 4ло л,   л 4ло
rne К 1 = . K 2  .
2 '  2 '
л, +л 4ло л, +л 4ло
С, = 2  л 4ло ; С 2 = 2.J л 4ло ·
Заметим, что решение (27.38) raрантирует выполнение требова--
ния L\Д(t)---+О при условии, что К.<О и К 2 <0.
Подставляя (27.38) в (27.26), имеем
1 = tj(cfe2Klt + 2C 1 C 2 e(K 1 +Kz)t + Ce(2Kzt) )dt .
о
(27.39)
Обычно величина tk существенно больше времени переходных
процессов. Тоrда в установившемся режиме Функционал (27.39) с уче..
том неравенств K1<0 и К 2 <О можно представить в виде
1 = C + 2С 1 С 2 + ci .
2Kl К. + К 2 2К 2
Интеrpал (27.39) или ero решение (27.40) формально можно запи--
сать в виде функции двух переменных
(27.40)
1 = I(л о , л.).
(27.41 )
Тоrда из (27.41) можно получить два уравнения относительно не..
известных параметров, решение которых и определяет оптимальные
значения  и Лl
дI(ло, Лl) = о.
ало '
дI(ло,л,) = о.
ал.
(27.42)
Здесь следует отметить, что оптимальные значения А.о и ЛI полу
чены без учета энерrетических возможностей самолета и оrpаничений
на отклонения рулевых opraHoB. Учет этих факторов в системе (27.42)
практически невозможен. Следовательно, решение (27.42) следует рас--
сматривать как некоторое начальное или нулевое приближение пара--
метров ЛО и Л. к оптимальныIM значениям. Это обусловлено, прежде
Bcero, тем, что Функционал (27.26) не отражает в полной мере цель
управления. Если целью управления является обеспечение неравенства
нулю it(t), то необходимо Функционал (27.26) трансформировать к виду
275

tk
1 = J[д(t) Дз (t)]dt .
о
Проведеннътй анализ (27.32) позволяет сделать следующие за..
ключения.
Сиrнал управления, обеспечивающий в ракете срыв сопровождения
по дальности, характеризует систему с отрицательными обратными связя"
ми по дальности, скорости сближения к относительному ускорению.
Сиrнал управления зависит от ошибок соответствия текущих
значений дальности и двух ее производны
x их заданны
M значениям.
Вес ошибок управления зависит от динамических свойств самолета,
определяющих в (27.32) конкретные значения Ао и л't и условий примене
ния, определяемъlX конкретными значениями Д, Д, Д, Ер, ЧJс и Т.д.
Для формирования сиrнала управления (27.32) необходимо, что
бы в ИВС самолета выислялисьь оценки дальности до ракеты, скорости
сближения с ней, уrла визирования ракеты, ее курса и ее производной,
уrла визирования самолета и ero курса, а также скорости полета ракеты
и самолета и уrловой скорости линии визирования самолета с ракеты.
В заключение отметим, что для реализации маневра уклонения от
ракеты в ЗПС на самолете необходимо иметь РЛС заднеrо обзора.
27.3.2. СИНТЕЗ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ, ОБЕСПЕЧИВАЮЩЕrо
СРЫВ СОПРОВОЖДЕНИЯ по уrловыM КООРДИНАТАМ
Рассмотрим решение задачи синтеза управления самолетом,
обеспечивающеrо заданное изменение уrла визирования <рр самолета с
ракеты, при котором d 3 Ч>р / dt 3 *- О .
Дифференциальное уравнение для уrла визирования ракеты <Рр,
соrласно (27.17), определяется разностью
Фр=ЮрФр. (27.43)
В качестве сиrнала управления уrлом <рр принимаем боковое ус..
корение jrc самолета. Для обеспечения связи <Рр с управлением jrc про..
дифференцируем уравнение (27.43)
.. . ..
<Рр = Юр Ч'р.
Подставляя в (27.44) уравнение для Юр из (27.17) получаем
.. 2Д [у .. У .. ]д l
<Рр = дroр + р S1П <Рр  е S1П <Ре 
COS <Рр . COS <Рр . ..
д Jre + Д J rc \JIр.
(27.44)
(27.45)
276

Задачу синтеза управления jrc можно сформулировать в следую
щем виде: требуется найти такой закон изменения jrc, который обеспе
чивал бы неравенство нулю d 3 q>p / dt 3 .
В терминах метода обратных задач динамики эта процедура фор
мулируется следующим образом. Для объекта (27.45) необходимо найти
такое управление jrc, чтобы Функционал качества
t k
Ir == JL(<Pp,jrct
о
(27.46)
был минимальныIM при выполнении дополнительноrо оrpаничения
lim F(<p p ,<p )= О, (27.47)
too РТ
в котором функция L(q>p, jrc) является скалярной и не отрицательной.
Представим функцию F(<pp' <р рт) В виде разности между текущими <рр
и заданным <Ррт значениями:
F ( <J> р , <J> рт ) == <J> р  <р рт .
(27.48)
Уравнение(27.47) с учетом модели состояния (27.45) может быть
представлено в виде
aF 2 aF ( )
+ fЗ1 + f30 F \<PP'<PPT = о.
at дt
Подставив (27.45) в (27.49) получим
2 Д [ .. .. ]  1 COS <Р р .
rop + У р sln <Рр  У С Sln <Ре Д  Jrp +
Д Д
COS <Ре · .. .. А ( . . ) А ( ) о
+ Д J rc  \fI р  <Ррт +....1 <Рр  <Ррт +....0 \<J>p  <Ррт == ·
(27.49)
Если в канале управления ракетой реализуется закон пропорцио
нальноrо сближения, то закон управления самолетом определяется
уравнением
jrc == ([130(<PP <Ррт)131(ФР фрт)].д1 соsА\fIрNОVсбroр +
+ 2Дro р  [У р sin <Рр  ус sin <Рс]+ <РртД  \jiрд}соs1 <ре'
(27.50)
277

Закон управления можно упростить, если принять У р = о а
\v р = Ер  q>p . Тоrда имеем
jrc ={[   (!Рр !ppт)  (Ф р фрт)]СОS!ррNоVсБЮР +
+ 2Дю р  сОрД + <РрД + УС sin !PJcos l !Ре. (27.51)
Анализ законов управления (27.50) и (27.51) позволяет прийти к
следующим заключениям.
Область применения получаемоro закона оrpаничена СИ1Уациями,
при, которых q>c = Ер  ЧJ с #{90 0 , 270 0 }. Если это условие не вьmолняется,
то необходимо вводить ДОПОJJЮПeльные оrpаничения, аналоrичны
e (27.33).
Сиrнал управления зависит от ошибок соответствия q>p и Ф р их
требуемым значениям q>PT и Фрт' которые MOryт быть сформированыI по
правилам, аналоrичныIM (27.24) и (27.25).
Вес ошибок управления dq> = q>p  q>pт и dФ = Фр  Фрт зависит от
динамических свойств самолета, определяющих значения РО и Pt, и от
условий применения, определяющих конкретные значения фазовых
координат.
. для реализации попученноro закона управления необходимо, чтобы
в ИВС самолета формировались оценки бортовоrо пеленra самолета с раке..
ты, ero npoизводной, yrловой скорости линии визирования, дальности,
скорости сближения и yrлов визирования ракеты, самолета и их курсов.
Как и в п. 27.3.1, при уклонении от ракеты, наводимой в ЗЛС, не..
обходимо иметь РЛС задней полусферы.
27.3.3. ИССЛЕДОВАНИЕ ЭФФЕКТИВНОСТИ AJIrОРИТМА УКЛОНЕНИЯ
САl\fОЛЕТА, ОБЕСПЕЧИВАЮЩЕrо СРЫВ ErO СОПРОВОЖДЕНИЯ
по ДАЛЬНОСТИ
Исследование эффективности алrоритма уклонения самолета,
обеспечивающеrо срыв ero сопровождения по дальности, проводилось
по результатам cOBMecTHoro моделирования кинематических уравнений
(27.17), учитывающих связи параметров абсолютноrо и относительноrо
движения самолета и ракеты, уравнения силовой установки самолета
(27.18), модели ракеты (27. 19}--(27.21) и алrоритма тpaercropHoro управ..
ления (27.32). Для получения более наrлядноrо представления о траек"
ториях полета в прямоуrольной системе координат кинематические
уравнения (27.17) дополнялись уравнениями счисления пути, как для
самолета, так и ракеты:
278

хс =Vcsinq>c' Хс(О)=ХсО;
Zc = У С cosq>c, Zc(O) = ZcO;
Х р =Vpsinq>p, Хр(О)=Х ро ;
zp =Vpcosq>p, zp(O)=zpo.
(27.52)
Целью моделирования являлось выяснение возможности выпол"
нения маневра, обеспечивающеrо в ИВС ракетъ, срыв автоматическоrо
сопровождения цели по дальности, определения возможных оrpаниче..
пий по условиям применения и потенциальных показателей эффектив..
ности системы управления уклонением.
Моделирование Пр080ДИЛОСЬ при условии, что выполняются сле..
дующие допущения:
ракета наводится в заднюю полусферу по методу пропорцио..
налъноrо наведения до дальности  окончания управляемоrо полета;
инерционность ракеты определяется в (27.19) величиной, эквива
лентной постоянной времени Т рз, которая варьировалось в поле воз
можных значений;
на ракете установлен дальномер с астатизмом BToporo порядка с
дискриминатором, ширина 2дmax линейноrо участка дискриминацион"
ной характеристики KOToporo определяется длительностью зондирY1Q"
щеrо импульса активной prc: 2дmах==0,5Сtи, rде С  скорость света, а t и
 длительность импульса;
закон изменения требуемой дальности определяется соотношени
ем (27.24), коэффициенты KOToporo выбирались с учетом реальных
энерrетических возможностей самолета и ракеты;
имеют место оrpаничения на величину поперечньтх переrpузок са..
молета и paKeтыI, при этом диапазон располаrаемътх переrpузок paKeтыI в
несколько раз превышает аналоrичныIй диапазон переrpузок самолета;
маневр уклонения осуществляется только за счет крена самолета
без изменения тяrи, при этом диапазон уrлов крена не превышает зна..
чение :1:900.
,
все фазовые координаты, используемые в ивс самолета и paKe
ты, измеряются (оцениваются) точно;
срыв сопровождения в дальномере ракеты происходит, если Te
кущая ошибка сопровождения Д превышает половину линейноrо уча..
стка дmax дискриминационной характеристики дальномера.
Эффективность исследуемоrо алrоритма управления уклонением
оценивалась совокупностью показателей, к которым относятся: теку..
щий промах, текущая ошибка сопровождения самолета цели по дально..
сти, время достижения заданноrо эффекта (срыва сопровождения) и
279

величины текущих продольных и поперечны
x ускорений (переrрузок)
самолета и ракеты.
Моделирование выполнялось в диапазоне дальностей пуска 5()"",100 км
при скорости полета самолета 0,1,2 М и скорости полета ракеты 35 М.
ИсследованИя проводились в два этапа. На первом этапе исследо..
вались законы изменения крена самолета, вид получаемых траекторий
1 уклонений, законы нарас..
mYc тания динамических оши..
0,.5
бок измерений дальности в
ИВС ракеты. На втором
этапе анализ иров ал ись
текущие значения пара..
метров собственноrо дви
жения самолета при нали..
чии реальных оrpаничений
на тяry двиrателя и ОТЮIО"
нения рулевых opraHoB.
Анализ результатов
первоrо этапа исследований
показал, что противоракет..
ный маневр самолета C
о провождается предельными
о 1-10' 2.104 ).104 4104 '104 6.104 z... 1-10' yrлами крена с последую-.
щим ero изменением в дру"
ryю 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
60 t,c 70 на рис. 27.4. Необходимо
отметить, что приведенный
на рис. 27.4 маневр выпол"
няется при d 3 дr/dt=3M/c 3 .
Однако, изза оrраничений
по крену на практике были
реализованы меньшие зна..
60 чения скорости изменения
ускорения, эволюции ко..
TOpLIX во времени при
о
1--
I
10 20 1]0 40 .30   t,c PfJ
/
,.5
.1
Рис. 27.3
8.1()4
.x,.
1111
Тр8саор"
".......
plDТ..
х
6.104
."
4.10.
/
1.10.
/
Рис. 27.4
-2,5
Д (О.
М!cJ
о
'- ........
"
-2,5
V 2 > V 1
-5
о
50
10
20
зо
40
Рис. 27.5
0.75
АД
.АДIrU
0,25
о
о
40
t,c
20
Рис. 27.6
280

различных скоростях полета ракеты приведены на рис. 27.5. rрафики
изменения динамической ошибки сопровождения дальномером ракеты
уклоняющеrося самолета приведены на рис. 27.6.
Следует отметить, что время достижения заданноrо эффекта (cpы
ва сопровождения) при прочих равнъlX условиях зависит от длительно
сти зондирующеrо импульса prc ракеты. Так при средних и малых
дальностях пуска и достаточно больших длительностях зондирующих
импульсов динамическая ошибка дальномера не успевает вырасти до
значений Дmax (см. рис. 27.6), обеспечивающих срыв сопровождения, и
ракета успевает поразить цель. rрафик зависимости текущеrо промаха
Ь, определяемоrо 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 со про..
вождения по дальности. 70
Целью BToporo эта Ь,М
па исследования являлось 50
выяснение в еличи НЪУ воз 40
зо
можноrо уменьшения 20
скорости самолета, обу.. 10
словленноrо неизменно
стью тяrи при маневре, и
определение величин по..
перечныIx ускорений caMO 500
лета, при которых COBep 
шается маневр уклонения 400
в rоризонтальной плоско
сти. На рис. 27.8 приведен 300
пример зависимости CKO о 10 20 30 40 50 60 70 t,c 90
рости полета сwмолета от
времени маневра, а на
рис. 27.9 зависимость от jn;.
11 с. 2
времени текущеrо боково
ro ускорения. Анализ pe
-2S
зультатов исследования
-50
BToporo этапа позволяет о 1 О 20 30 40 50 60 10 t,c 90
прийти К заключению, что
скорость полета самолета
падает не более чем на тридцать процентов от первоначальной, что
позволяет уверенно выполнять маневр, а веЛИЧИНЪJ боковых ускорений
не ВЬJXодят за пределы допустимых значений.
В целом, по результатам ПрОБОДИМЫХ исследований можно сде..
лать следующие выводы.
о
эо
ээ
ЭВ
Э9
42
45 t,c 48
Рис. 27.7
Рис. 27.8
50
о

 / 
 
Рис. 27.9
281

Рассмотренный алrоритм тpaeIcropHoro управления дает возмож"
ность в процессе уклонения от ракеты, наводимой в злс, реализовать
значения d 3 Д/dt * о , что приводит к нарастанию динамических оmи..
бок в дальномерном канале усп.
Маневр уклонения, выполняемый в rоризонтальной плоскости
при фиксированной тяrе двиrателя, не приводит к значительной потере
скорости полета самолета и выполняется в диапазоне располаrаемых им
переrpузок.
Рассматриваемый алrоритм имеет оrраничения на условия при..
менения, обусловленныIe отсутствием требуемоrо эффекта уклонения
при Ер==ЧJс.
В рамках заданнъlX оrpаничений, накладъmаемъlX на тяry двиra..
теля и диапазон уrлов крена, возможен срыв сопровождения по дально..
сти в ИВС наводимой ракеты. Как правило, в реальном располаrаемом
временном интервале наведения усп возможность срыва определяется
шириной рабочеrо участка характеристики временноrо дискриминатора
prc (длительностью ее зондирующих импульсов).
27.3.4. ИССЛЕДОВАНИЕ ЭФФЕКТИВНОcrи АлrОРИТМА
УКЛОНЕНИЯ САМОЛЕТА, ОБЕСПЕЧИВАЮЩЕrо СРЬШ ErO
СОПРОВОЖДЕНИЯ ПО НАПРАВЛЕНИЮ
Эффективность рассматриваемоrо способа уклонения исследова..
лась в процессе cOBMecTHoro моделирования кинематических уравнений
(27.17), уравнений силовой установки самолета (27.18), уравнеНИЙ раке..
ты (27. 19H27.21), aлrоритма управления (27.50) и уравнеНИЙ счисления
(27.52).
Целью моделирования являлось выяснение возможности выпол"
нения эффективноrо маневра уклонения самолета от ракеты за счет
срыва в ней автоматическоrо сопровождения по уrловыM координатам,
определение возможных оrpаничений, накладыIаемьIx на самолет, и
определение потенциальнъlX показателей эффективности системы
управления самолетом.
Моделирование проводилось при условии, что соблюдаются все
общие допущения, принятыIe в п. 27.3.3. Кроме Toro, считалось, что на
ракете установлен уrломер с астатизмом BToporo порядка с моноим..
пульсны
M пеленrатором, у KOToporo ширина линейноrо участка пелен..
rационной характеристики 2Aq>max==0 определяется шириной диаrpаммы
направленности ameHНbI.
Закон изменения требуемоrо бортовоrо пеленra самолета с paKe
ты аппроксимирован соотношением
<l>pT(t) = со sin(root + <1>0)'
282

в котором Со, то, <1»0 постоянныIe коэффициенты, выбираемые с учетом ре..
альнъlX энерrетичесI<ИX возможностей самолета и ракеты. При этом счита..
ЛОСЬ, что срыв сопровождения по направлению самолета.. цел и в уrломере
ракеты происходит тоrда, коrда текущая ошибка слежения q> превышает
половину линейноro участка q>rnax пеленraционной характеристики.
Как и в п. 27.3.3, эф.. 7tIl
фективность разработанноro 1c(t)
алroритма оценивалась те.. nl4
кущим промахом ракеты,
текущей ошибкой сопрово--
О
ждения по yrлу, временем
достижения срыва, и вели..
чиной продольных и попе.. .n14
речных ускорений самолета.
Моделирование проводилось -n/2
при тех же начальных уело--
виях, что и В п. 27.3.3, и в
рамках тех же этапов с уче.. зоооо
том специфики уrломеров. х, м
Результаты исследо..
ваннй, проводившихся на
первом этапе, свидетелъст"
вуют о том, что по..
прежнему для реализации
уклонения необходимо
совершать маневр с ире..
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 ракетъ, на рис. 27.12,а,б.
20000
15000
10000
5000
О
О
35000
Хрll
25000
20000
15000
10000
5000
О
О
'WAY/#//////#////#A.
БО
t.c
W////////////dA'//
W//////
Рис. 27.10
5000 10000 15000 20000
Z, м 30000
Рис. 27.] 1
эоооо
Zp.M
20000
15000
10000
5000
о
о
20
а)
30 t,c 40
10
10
20
б)
зо t,c 40
Рис. 27.12
283

Необходимо отметить, что исследуемый маневр выполнялся при
значениях со==16, Фо==21t/Т о , Т о ==20 с, <1>0==0 и 130==0,1 c.t, 13.==0,1 с. 2 , обеспе..
чивающих требуемый закон изменения курса.
Однако из..за оrраничений по крену и тяrе на практике были реа..
лизованы меньшие значения третьей производной бортовоrо пеленrа
ракеты и соответственно несколько друrой закон изменения курса са..
молета. rрафики текущих изменений курса самолета и относительных
динамических ошибок сопровождения цели по уrлу приведены на рис.
27.13 и 27.14 соответственно.
1.0
'Н:t
рад
0,6
0,2
..... 
0.4
\
о
о
40
50 t,c 60
10
20
30
Рис. 27.13
0.75
Ч> ро1И
0,2
о
20
40
t,c
Рис. 27.14
1
q>p01ll
j,/
V > Vсб l
0,75
0,5
0,2

о
1
2
3
4
Рис. 27.15
284
Представляет инте
рес анализ зависимости
максимальной ошибки
сопровождения уrломером
ракеты от отношения мак..
симально возможных бо..
ковых ускорений ракеты и
самолетацели. rрафик
зависимости относитель..
ных ошибок А<рротю отнор"
мированных к величине
ошибки срыва A<Pmax, от
отношения jбр/jбс при раз..
личныIx скоростях сбли..
жения представленыI на
рис. 27.15.
Из анализа рисунка
следует, что чем больше
скорость сближения и чем
50 больше располаrаемая
поперечная переrрузка
ракеты, тем сложнее обес..
печить на ней срыв сопро..
вождения по направлению.
Следует подчерк
нуть, что оrpаничения по
тяrе самолета и ero крену,
эквивалентные оrраниче..
ниям по боковой пере..
rpузке, равной 5 едини..
цам, не позволяют обеспе..
чить требуемый темп на..
растания ошибки сопро..
5

вождения по направленшо. В результате при nyсках ракет со средних и
малых дальностей динамическая ошибка не успевает нарасти до значений,
приводящих к срыву сопровождения в реальном диапазоне линейных уча
стков пелешационных характеристик и ракета способна поразить цель.
rрафик зависимости текущеro промаха h для средней дальности пуска
приведен на рис. 27.16. 20
На втором этапе ис Ь.М
следовалась зависимость
собственных фазовых ко- 10
ординат самолета, способ
ных влиять на возмож
ность осуществления Ma
невра уклонения.
К таким координа
там прежде Bcero относятся 400
собственная скорость само-- V с, МС"'
лета и ero поперечныle ус..
корения. Поскольку проти
воракетныIй маневр выпол
няется в roризонтальной
rтоскости при постоянной
тяre, то это неизбежно при
водит к уменьшеншо скорости полета самолета (рис. 27. 17). Значительная
потеря скорости rpозит самоле1)' потерей управляемости.
Достаточно большие значения поперечных переrpузок, появ
ляющиеся во время маневра, MOryт привести к ухудшенmo состояния
экипажа и ухудшенmo прочности самолета. проведенныIe исследования
показали возможность выполнения маневра уклонения в диапазоне
располаrаемых переrpузок самолета.
По результатам всех выполненных исследований можно прийти к
следующим заключениям.
Рассмотренный алrоритм дает возможность в процессе уклонения
от ракеты, наводимой в ЗПС, обеспечить d 3 <Р р / dt '* О, что приводит К
нарастанию динамических ошибок в уrломерном канале prc.
Рассматриваемый алrоритм не является BcepaKypcНbIM. При
А<рс={90 0 , 270 0 } траектории уклонения не реализуются.
В диапазоне уrлов крена и оrpаничений на тяry двиraтеля удается
достичь в ИВС ракеты срыва сопровождения по направленmo только
при больших дальностях пуска.
В целом для улучшения показателей эффективности маневров укло
нения, приводящих к срыву сопровождения по дальности, скорости и на..
о
20
t. с
30
10
Рис. 27.16
300
200
О
40
t,c
60
20
Рис. 27.17
285

правл е нИIO , можно рекомендовать выполнение пространственноro ма..
невра с управлением не только креном самолета, но и тяroй ero двиraтеля.
27.4. АЛrоРитмы УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ
В РЕЖИМЕ УКЛОНЕНИЯ, ОБЕСПЕЧИВАЮЩИЕ
ПРОМАХ НЕ МЕНЕЕ ЗАДАННоrо
Один из возможных способов уклонения самолета от УСП опреде..
ляется из условия достижения заданной величиныI промаха h(t). При этом
возможны
 два вариaкra построеlOOl системы управления. Первый  пред"
полaraeт, что маневрирование самолета осуществляется в roризонталъной
rшоскости при неизменном значении тяrи силовой установки. В такой си..
1)'ации скорость полета самолета может изменяться только за счет измене..
ния нормальноro ускорения, обеспечивающеro неизменность BblCOThI поле..
та. Второй вариант связан с одновременныIM использованием двух управле..
пий  управления yrлом крена и тяroй силовой установки посредством
изменения положения ручки управления двиraтелем.
Задачу уклонения от ракеты будем решать в предположении, что
ракета наводится в ЗПС методом пропорциональноrо наведения. Выбор
данноrо метода наведения обусловлен там, что он является достаточно
эффективным и широко применяется на практике.
27.4.1. АлrоРитмы УПРАWIЕНИЯ
БОКОВЫМ УСКОРЕНИЕМ САМОЛЕТА, ОБЕСПЕЧИВАЮЩИЕ
ЗАДАННЫЙ ПРОМАХ
Задача уклонения может быть решена, если обеспечить маневри..
рование самолета, приводящее к возникновенmo промаха h(t.J в конеч..
ный момент tk, не менее допустимоrо для данноrо типа ракеты.
Величина промаха в первом приближении может быть вычислена
(7.54) по формуле
д20)
h (t )  р . (27.5 З)
V сб
Полаrаем, что задачей управления является обеспечение величины про..
маха на менее 110. Тоrда функцию рассоrласования (27.7) в данном слу..
чае определим в виде соотношения
д20)
F(x)=h(t)ho = р bo.
V сб
(27.54)
Если в дифференциальное уравнение для yrловой скорости 
линии визирования подставить выражение (27.17) для ч1 с в виде
286

. q . Jre
ЧJ е = v ПуеSlПУе = y '
с с
то получаем, что боковое ускорение jrc самолета и О>р связаныI диффе..
ренциальным уравнением первоrо порядка.
Тоrда закон стремления функции рассоrласования (27.54) к нулю
также определяется дифференциальныIM уравнением первоrо порядка
F(X)+AoF(x)=O, (27.55)
в котором Ао любое положительное число, обеспечивающее устойчи"
вость решения (27.55).
Подставив (27.4) в (27.55), получим
( . 2. T 2. [ 2 )
2д,цсо р + Д COp)V сб  Д СОр V сб Д СОр
2 +Ао bo =0. (27.56)
V сб V сб
С учетом уравнения (27.17) системы «самолет"ракета» уравнение
(27.56) можно записать в виде:
2Дro р [ус COS(&p \jIJ Ур cos(&p \jIp)]+ д2 {2Дrop +
б V сб
+ [У р sin(&p  \jI р)  у с sin(&p  \jI J] + ус cos(&p  \jI JjJ с 
{ \. }. I д2 сор . [ Д2 сор )
VрСОS\ЕрЧJр}ЧIрД  2 Vеб+А О bo =0.
V сб V сб
(27.57)
Для rоризонтальноrо полета ес = о и ер =о , а значение нормальной
переrpузки П ус определяется уrлом крена, тоrда уравнение для курсов о..
ro уrла самолета определяется связью
.
· Jre
ЧJ с ==.
У е
В итоrе уравнение (27.57) с учетом (27.58) преобразуется к виду
Д ( . ) д [ .. .. ] д2сор .
Vrc  Jrp +  V p Sln СРр  У е SIП ере  2 V еб +
V еб V еб V еб
[ Д2 со )
+ Ао р  Ьо = О .
V еб
(27.58)
287

Разрешя ero относительно jrc, получим выражение для ypaBHe
ния в виде
. . ( Д 2 ro р ) V сб Дro Р. ( .. .. )
Jrc  Jrp  л'о  ho  + V сб + у с Sln <Ре  У р Sln Ч>р .
V сб Д V сб
(27.59)
Проанализируем кратко закон (27.59) управления боковым ус ко..
рением самолета. Предположим, что скорости полета самолета и ракеты
при маневрировании в rоризонтальной плоскости остаются неизменны
ми, а разности уrлов линии визирования и уrлов курса самолета и раке..
ты достаточно малы. Эти допущения позволяют закон управления
(27.59) преобразовать к более простому виду
· .  ( Д2 roр h ) Vсб
Jrc == Jrp  /\'0  О .
V сб Д
(27.60)
Из (27.60) следует, что чем больше заданное значение промаха ho,
тем больше потребное значение боковоrо ускорения самолета, необхо
димоrо для ero реализации. При условии, что текущий промах равен
заданному значению Ьо, ускорение самолета jrc должно быть равныIM
текущему ускорению paKeThI.
Если учесть, что располаrаемые ускорения ракеты в несколько
раз превышают предельно допустимые боковые ускорения самолета, то
задача обеспечения любоrо произвольноrо заданноrо значения промаха
ЬО является трудно разрешимой.
Если в системе управления ракетой реализован МПН, то закон
управления (27.60) примет вид
jrc = N o V сБООр  л.оДООр + л.оh о V сб = (N o V сб  л.од}roр + л.оh о V сб .
Д Д
v
Тоrда при Л О = N о , поперечное ускорение самолета равно
Д
2
. N Vсб h
J rc == о 2 О .
Д
Следовательно, чем меньше скорость сближения v сб , тем меньше
потребное ускорение самолета, необходимое для обеспечения заданноrо
промаха Ьо. В предположении, что скорость самолета в процессе укло"
нения остается неизменной скорость сближения уменьшается изза
уменьшения скорости полета ракеты (рис. 27.2), т. е.
288

Vсб(tрд) > Vсб(tk),
rде !рд  момет времени, соответствующий максимуму скорости ракеты
(рис. 27.2); tk  время окончания атаки.
Если скорость полета самолета в момент времени t PA не является
максимальной, то за счет ее увеличения можно существенно снизить
скорость сближения. Уменьшение V сб , как следует из формулы (27.60),
позволяет значительно снизить требования к потреБныIM значениям
боковоrо ускорения самолета.
Для управления самолетом в rоризонтальной плоскости исполь
зуется не непосредственно боковое ускорение, а уrол крена, который
может быть вычислен как
sin У = Jrc
ст
gnyc
или
УСТ = arctg J rc .
g
в формуле (27.61) учтено, что значение nyc в rоризонтальном по
лете должно быть равно l/cosyc. е учетом реальных оrраничений на
нормальную переrрузку самолета формула (27.6]) преобразуется к виду
(27.61)
arctg Jrc , если nyc < Пусдоп'
УСТ = g
(27.62)
У спред ,
если n ус > n усдоп ,
rде nycAon  предельно допустимое значение переrрузки самолета.
Предельный уrол крена t cnp определяется равенством
.. 1
У спр = slgn Jrc arccos .
n усдоп
Здесь функция sign(.) используется для определения стороны (Ha
правления) маневрирования самолета в соответствии со знаком pacco
rласования
д2 ro
b = р  Ьо .
у с
Реализация данноrо способа управления предполаrает, что в иве
самолета имеется информация не только о собственных координатах, но
и координатах движения ракеты: продольном jxp и боковом jrp ускорени
289
IO1878

ях и уrле <Рр. Кроме Toro, должны быть известными и координаты отно"
сителъноrо движения Д(t), OOp(t), vсб(t) и ее производная.
Алrоритм управления вида (27.59), при ero использовании на са..
молете, накладывает только одно оrpаничение vсб:д), которое реально
всеrда выполняется.
27.4.2. Алrоритмы УКЛОНЕНИЯ С УПРАВЛЕНИЕМ КРЕНОМ
И СКОРОСТЬЮ ПОЛЕТА САМОЛЕТА
В предположении, что полет совершается в rоризонтальной плос..
кости при малых уrлах атаки и установки двиrателя относительно про
дольной оси ОХ самолета, уравнение для скорости V с запишется в виде
vс(t)==J...[рд X(Vc,nyJ],
m
(27.63)
rде: m  масса самолета; X(V с,П ус )  лобовое сопротивление, зависящее
от скорости полета (CKOpocTHoro напора) и нормальной переrpузки; Р д 
эффективная тяrа силовой установки, определяемая уравнением (27.] 8).
Управляющим сиrналом в задаче изменения скорости полета
можно считать либо непосредственно тяry, либо ручку управления дви"
rателем.
Так как уравнение (27.18), связывающее отклонение ОТ с р д, является
динамическим с достаточно большой «постоянной» времени, то для учета
ее в законе управления CKopocтнoro полета более предпочтительно исполь..
зоватъ от. В этом случае модель изменения скорости у с будет определяться
уравнениями (27.63) и (27.18). Лобовое сопротивление Х в общем случае
связано с подъемной силой У через поляру самолета
2
Х=АС 2 pV c S
у 2 '
(27.64)
rде: 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 переrpузкой, можно представить в виде
2mgn yc
Су = 2 . (27.65)
РУс S
Тоrда лобовое сопротивление X(Vc,nyc) будет определяться выражения..
ми (27.64) и (27.65).
Как и прежде, полаraем, что функция рассоrласования определя..
ется соотношением
290

д2 со
F] = р  Ьо ,
V сб
но при условии возможности управления скоростью сближения. Вклю..
чение в вектор управления дополнительный компоненты позволяет
увеличить число степеней свободы. Для канала скорости функцию рас..
соrласования можно определить разностью
F 2 == У С  V cr ,
rде V СТ  требуемая скорость полета.
Учитывая, что связь между уrловой скоростью Юр и jrc определя..
ется дифференциальным уравнением первоrо порядка, целесообразно
процесс синтеза закона управления скоростью полета разделить на два
этапа. На первом этапе определяется заданное значение тяrи, а затем с
учетом уравнения (27.18) на втором этапе определить потребное откло-
нение РУД.
Определим законы изменения jrc И Р д С учетом равенства нулю
функции рассоrласования
[ F ] д2сор
] b
F== == V о.
F 2 сб
V сб  V сз
в данном случае объект управления можно в формализованном виде
представить связью
x(t) = С(х, п).
(27.66)
rде х = [Юр vcf  вектор состояния; u = Urc Рд]'  вектор управления; f
 двумерная функция, определяемая правой частью дифференциальноrо
уравнения (27.17) для Юр и уравнением (27.63).
Запишем закон Нт F(X) = о в виде
tao
ax) + ЛF(х) = о,
(27.67)
[ Ан О ]
rде Л =  любая устойчивая матрица.
О Л22
Уравнение (27.67) с учетом (27.66) и возможности представления
(х,о) в виде линейной функции вектора u заменится соотношением
291

aF(x) Byu(t) == lF(x) aF(x) f(x),
дх дх
aF(x)
rде ах  матрица частных производных.
Если система (27.66) управляема по Калману [77], тоrда матрица
Q==BT aFT(x) aF(x) В
У дt дt у,
представляющая собой матрицу rpaMa [33], имеет свой полныIй paHr,
равныIй размерности вектора управления. Следовательно, вектор уп..
равления u(t) может быть вычислен по формуле
u(t)==QIB; aF(X) [ AF(x) ax) f(X)J.
(27.68)
в скалярной форме уравнение для заданноrо значения jrc В (27.68)
аналоrично уравнению (27.59), а сиrнал управления скоростью полета
может рассчитываться по закону
р дт == Л22m[Vс (t)  VT(t)] Х  mVcT(t),
(27.69)
rде m  текущая масса самолета.
Требуемое значение тяrи Р дт пропорционально рассоrласованию
F 2 , лобовому сопротивлению и скорости изменения Уст, а требуемое
отклонение 8 т определяется из уравнения
(Р д  р дт ) + Л Т (Р Д  р дт ) == о ,
с учетом модели двиrателя (27.18), в ВИДе
Бт(t)==КI [ рд  а 2 2 +(pд PДT) ] '
2Ь 4Ь Ь
(27.70)
rде k, а, Ь  параметры модели двиrателя.
Из выражения (27.70) следует, что управление 8(t) учитывает не
только сиrнал рассоrласования Vc(tV](t), но и параметры модели дви"
rателя в явном виде.
Синтез требуемоrо боковоrо ускорения самолета, реализующеrо
заданный промах Ьо, аналоrичен рассмотренному в п. 27.4.1, поэтому
закон управления jrc определяется, как и прежде, формулой (27.59).
292

Реализация управления скоростью полета (29.69), (27.70) и боко-
вым ускорением (27.59) предполаrает измерения или оценивания в иве
самолета следующих координат движения ракеты: скорости полета и ее
ускорения; боковоrо ускорения; уrлов курса Ч'р и Ер И момента пуска
ракеты в ЗПС. Из координат относительноrо движения необходимо
оценивать Д(t), Фр(t) и Vсб(t).
Вычисление потребных координат собственноrо движения само-
лета не вызывает особых затруднений за исключением измерения теку-
щеrо значения тяrи Р д(t) силовой установки. Обычно поступают сле-
дующим образом. Либо закон управления (27.70) преобразуется к зако-
ну, коrда правая часть представляет собой сумму слаrаемых, зависящих
от скорости полета, продольноrо ускорения, уrла атаки самолета и дру"
rих кинематических параметров. Либо закон (27.70) дополняется инте..
rральныIM слаrаемы,, которое «компенсирует» ошибки, связанныIe с
вычислением Рд(t) из модели движения с учетом поляры самолета.
Оrpаничения, связанные с реализацией этих законов управления,
определяются следующими условиями:
а
Vсб*О, PДT < 
2Ь
Последнее условие связано с устойчивостью решения уравнения
(27.18).
27.4.3. АнАЛИЗ ЭФФЕКТИВНОСТИ АлrОРИТМА
УКЛОНЕНИЯ САМОЛЕТА, ОБЕСПЕЧИВАЮЩЕrо ЗАДАННЫЙ ПРОМАХ
Исследование работоспособности системы уклонения проводится
для двух вариаlПОВ управления. Первый вариант связан с использовани-
ем закона управления (27.59), обеспечивающеrо заданный промах за
счет активноrо маневрирования в rоризонтальной плоскости при усло-
вии неизменности тяrи силовой установки. Во втором случае сиrналами
управления служат боковое ускорение и тяrа силовой установки, выра-
женная через уrол отклонения руд. Для обоих вариантов управления
предполаrается, 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 активноrо 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 взаимноrо положения на плоскости ракеты и самолета
в виде расстояния между ними
293

Д=  (xp XcY +c ZpY ,
(27. 71 )
rде хс, zc Хр, zp  текущие координаты самолета и ракеты, полученные
как решение (27.52).
Однако в случае, коrда Д Дnin, эта величина и определяет факти..
ческую величину промаха. Поэтому и предлаrается одновременно с
оценкой h(t) использовать (27.71). Анализ характера изменения h(t) и
Д(t) позволяет в качестве обобщенноrо использовать критерий вида
L пр = miп[h(t),Д(t)].
Результаты моделирования процесса уклонения при условии, что
дic==O и ошибки измерения отсутствуют, приведены на рис. 27.18 и 27.19.
На рис. 27.18 приведены rрафики изменения заданных значений боко..
вьух ускорений самолета и текущих ускорений ракеты в относителънъlX
единицах. В качестве нормирующеrо значения бьто выбрано макси..
малъно допустимое значение боковоrо ускорения самолета Ucmaxl. Прак"
тически при любых значе..
ниях истахl величина
-: Jrp
30 Jrp = t; I находилась в
IJ с тах
пределах (1,2 ... 1,2), т. е.
потребное значение боко..
Boro ускорения ракеты,
необхоое дЛЯ «KOM
пенсации» маневра само..
лета, было больше при..
мерно на 20% текущеrо
ускорения самолета.
Изменения продоль..
ных координат самолета хс
о и ракеты Х р для одноrо из
о 5 10 15 20  30 35 40 t,c 45 вариaпrов уклонения при..
ведены на рис. 27.19.
я всех вариантов
исследования, вне зависимости от начальнъlX условий, заданную вели..
чину промаха Ьо для закона управления типа (27.59) при идеальных
характеристиках ракеты дic==O, Т рэ==О (27.19) достичь не удается.
На следующем этапе проводились исследования при наличии за..
паздывания в СА У ракетыI при отработке заданноrо боковоrо ускорения
jтp и существовании некоторой конечной дальности д.с (рис. 5.6) [45],
начиная с которой информация о самолете..цели отсутствует.
294
2
20
jrc' jrp
1
о
.1
jrc
.2
Рис. 27.18
10'104
Хс,Хр
м
5.104
ХС
Рис. 27.19

Реальные характеристики сур ракеты учитывались соrласно ее
модели (27.19), а особенность системы управления, связанная с наличи...
ем дic, может быть учтена в законе управления самолетом посредством
выбора величины требуемоrо промаха ho.
Требуемая величина ho может быть определена из формулы (1.20)
поражения цели одной ракетой [45]:
1
Рl = D '
l+
2
R эф
rде Dh  дисперсия промаха; R эф  эффективный радиус поражения.
Из (27.73) следует:
Оь  R C ;l ). crh  Rэф 1 p ' ,
rде О'ь  СКО промаха.
Если потребовать, чтобы вероятность Рl находилась в пределах
(0,3...0,5), то O'b( 1.. . 1,5)R эф . При rayccoBcKOM законе распределения
промахов обычно полаrают, что
Ь Т = 30'h  (3 ...4,S)R эф .
Общая картина из
200
мепения Д(t) и OOp(t) на KO AДmin'
м
печном участке уклонения 100
представлена на рис. 27.20. so
Из rрафиков видно, что на О 45
so
конечном участке СОр xa
100
рактеризуется сложным lS0
законом изменения, в KO 200
тором содержатся ее BЫ
сокие производные. При
этом минимальная дальность между самолетом и ракетой, хараI<Тери
зующая фактический промах, составляет не менее 25 м. Эти результаты
получены в предположении, что дic==зоо м, а скорость самолета не более
250 м!с. Увеличение скорости полета самолета приводит к увеличению
промаха.
В табл. 27.1 приведены
 зависимости Дnin И h(Дnin) от величины дic
ракеты, rде величина Дnin определяет минимальную дальность между
ракетой и самолетом. В последней rpафе приведено значение текущеrо
промаха h(to) в момент времени 10, который соответствует дальности до
самолета, равной Дnin.
46
40
.%
20
10
t,c
48 О
-10
-20
-30
....0
Рис. 27.20
295

Таблица 27.1
д.с, км 200 300 500
L\Дnin, М 18 26 39
h( Д L\дmiп), М 41 61 137
1БО
A.
11
120
80
40
О
47 47.25 47,S 47.75 48 48.25 48.5 t,c 49
Рис. 27.21
20
Ь.к
О
20
40
"БО
47 47.25 47.5 47.75 48 48,25 48.5 t,C 9
Рис. 27.22
40
Дmiо,
м
30
20
10
О
7tI8
Рис. 27.23
7tl4 "'t 3w1
296
Результаты, приве
денные в табл. 27.1, свиде
тельствуют о том, что, во..
первых, при любом значе
нии дk:;eO наблюдается
ненулевой промах, BO
вторых, увеличение дk
приводит к увеличению
промаха.
Результаты модели
рования при OДHOBpeMeH
ном управлении боковым
ускорением и скоростью
полета самолета представ
лены на рис. 27.21 и 27.22.
На рис. 27.21 изо
бражеНЪJ rpафики Дnin(t)
для дальности пуска paKe
ТЪУ, равной 5000 м при
курсовых уrлах полета
самолетаносителя в MO
мент пуска ракеты, равных
Ч'р(to)==о и Ч'р(to) п /4. Заме
ТИМ, что пуск ракеты при
Ч'р( to)==1t/ 4 выолнялсяя в
некоторую упрежден
точку, рассчитанную co
rласно [46]. Эпюра Teкy
щеrо промаха h(t), COOT
ветствuцая уrлу
Ч'р(to)==1t/4, изображена на
рис. 27.22.
Увеличение дально
сти пуска приводит к yвe
личению и д..un И h(t) для
различных курсовых уrлов
полета самолетаносителя.
Это связано с тем, что
скорость сБЛJDКения с
увеличением дальности Д
пуска уменьшается за счет
уменьшения текущей CKO

рости полета ракеты (см. рис. 27.2) и увеличения скорости полета caMO
лета..цели. для современных самолетов 4..ro поколения, обладающих
ВЫСОКОЙ тяrовооруженностью, 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 Дnin для различных начальных курсовых уrлов пуска
приведена на рис. 27.23. Здесь для различных значений дk при началь
ной дальности пуска, равной 5000 М, приведены результаты моделиро
вания с одновременны
M 80
управлением и скоростью Дmiп,
полета, и боковым ускорени.. 11
ем самолета. 60
Зависимость величины
Дnin от начальной дальности
до при фиксированном зна..
чении ЧJр(!о) представлена на
рис. 27.24. Из рисунков сле..
дует, что увеличение далъно"
сти пуска и значения д.с при..
водят к росту Дnin, а, следо..
вательно, и более успешному
маневру уклонения.
Траектории движения
самолета в режиме уклонения зоооо
приведены на рис. 27.25 и ХС)М
27.26, которые представляют 215000
собой зависимости Xc(Zc) для 24000
rоризонталъной IUJоскости. 22000 
П р оцесс укл онения (р ис. 20000
20000 21000 22000 23000 24000 ZC)M 26000
27.25) отличается от анало..
rичноrо процесса (рис. 27.26)
тем, что в первом случае само.. 22500
лет имеет большую энерrо
вооруженность, чем во вто" Хс. М
ром. Это приводит к тому, что 21 soo
темп нарастания скорости 21000
(рис. 27.25) существенно вы.. 20500
ше, чем для траектории, при.. 20000
веденной на (рис. 27.26). Это 20000 21000 22000
обстоятельство позволяет
условно траекторию манев..
о
5000
15000
Др. 11 20000
10000
Рис. 27.24
с
Рис. 27.25
23000
Zc' м 25000
Рис. 27.26
297

400
рирования в режиме YK
лонения от УСП с использова
нием двух управлений разде
лить на два этапа ШJИ участка.
На первом этапе (участок
«АВ» рис. 27.25, рис 27.26)
набтодается достаточно бы
строе изменение скорости
полета Vc(t) самолета (рис.
15 t. с 20 27.27), приводящее к yмeнъ
шению скорости сближения.
Этому участку соответствует
малая уrловая скорость линии визирования ЮР' Второй этап (участок «ВС»
рис. 27.25, рис. 27.26) сопровождается существенным изменением уrловой
скорости сближения Vсб(t). Это позволяет представить маневр уклонения в
виде последовательности двух взаимосвязаннъ этапов  ухода и непо
средственно боковоrо уклонения в виде «убеrающей» змейки. эти резулъ
таты достаточно хорошо соrласуются с выводами работ [41, 88].
Для успешноrо выполнения уклонения при пуске УСЛ в заднюю
полусферу на борту самолетацели необходимо иметь информационную
систему, позволяющую определить момент пуска ракет, оценивать
дальность, скорость сближения, уrол визирования самолета с ракеты.
Кроме Toro, необходима информация о координатах собственноrо дви
жения самолета и paKeThI. Это, прежде Bcero, боковые и продольнъте
ускорения и скорости полета.
Наличие на борту перечисленной выше информации позволяют
самолету успешно выполнить уклонение при пуске УСП в задlDOЮ по
лусферу.
В заключение следует отметить некоторые основныIe результаты
исследований.
Все предложенные способы управления, в KOTOpLIX учитываются
реальные характеристики ракеты, дают возможность ракете обеспечить
уклонение ЛА от средств поражения, наводимых в ЗПС.
Эффективность алrоритмов управления, обеспечивающих Heнy
левое значение третьих производныx по дальности и уrловым коорди
натам, зависит как от свойств ИВС ракеты, так и от располаrаемых про
дольныIx и боковых ускорений самолета.
Наиболее эффективными являются алrоритмы уклонения, обес
печивающие заданный промах для ракеты с реальными характеристи
ками. Величина промаха в этом случае пропорциональна дic.
Одновременное использование управления продольныIM и боко
вым ускорениями самолета в режиме уклонения от УСП представляет
собой наиболее эффективныIй путь решения данной задачи.
V c .
м/с
300
250
200
О
5
10
Рис. 27.27
298

ЗAКJПOЧЕНИЕ.
IIEРСIIEКТИВЫ РАЗВИТИЯ АВИАЦИОIПIЫХ СИСТЕМ
Р АДИОYIIP АВЛЕIШЯ
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..
лаrаемых направлениях развития систем радиоуправления самолетами и
ракетами различнъlX 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 далънеrо и ближнеrо наведения, а также при
менения оружия. Несомненно, следует ожидать и далънеЙlПеrо улучшения
показателей ракет «воздух воздух» и «воздух ..поверхность».
проведенныIй 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 Toro, даль..
нейшее развитие получит разработка специальнъlX opraHoB управления
двиrателем и аэродинамическими свойствами самолета, обеспечиваю..
щих ero сверхманевренность. Важность этоrо направления обусловлена
значительныIM расширением тактических возможностей истребителя за
счет сокращения времени ero выхода в зону применения оружия и су..
щественноrо увеличения ее размеров, большей возможности получения
позиционноrо 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 боевоrо применения, а также на расширение
информационны
x возможностей БРЛС (prC), в том числе и за счет ис..
пользования новых информационных технолоrий.
Повышение боевой эффективности предопределяет ряд принципи"
альных решений, к которым, прежде Bcero, относятся:
299

необходимость разработки комплекса единых взаимосвязанных
алrоритмов управления траекторией полета, режимами работы БРЛС,
аЭС, средств РЭП и оружием;
разрешение противоречий между возможностями самолета и воз-
можностями визирных систем и летчика;
обеспечение эффективноrо функционирования в сложной помехо-
вой обстановке.
Разработка единых алrоритмов управления самолетом, оборудова
нием и оружием имеет два аспекта. С одной стороны эти алrоритмы
должны повысить степень адаптации мноrоФункциональноrо самолета,
как боевоrо комплекса, к быстроизменяющейся обстановке как при
атаке целей так и защите от средств поражения. С друrой стороны они
должны существенно упростить летчику процедуры принятия адекват-
ных решений и управления самолетом, позволяющие снизить количест-
во ero ошибочных действий и соответственно повысить эффективность
боевоrо применения МФС.
Высокий уровень ошибочных решений летчика обусловлен целым
рядом причин, среди которых можно выделить: информационно-----
психолоrические переrрузки; дефицит времени на принятие решения;
выполнение маневров на пределе физических возможностей с кратко-
временной потерей адекватности реакции.
Информационно-----психолоrические переrpузки обусловлены боль-
шим объемом информации, перерабатъmаемой в условиях дефицита
времени, и оrpомной ответственностью за последствия принимаемых
решений. Отсюда следует необходимость разработки интеллектуальных
систем, облеrчающих летчику принятие решений в любой обстановке.
Суть противоречий между возможностями самолетов и возможно-
стями авионики и летчика сводится к тому, что последние, к сожале-
НIOO, не MOryт 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 мноrоцелевоrо сопровождения из информационноrо
в боевой для всех ракет, обеспечения бессрывноrо, высокоточноrо со-
провождения сверхманевренны
x целей со cBepxMaHeBpeHИLIX носителей
большинство направлений решения этой задачи носит комплексный
характер и требует совместных усилий самолетостроителей, специали-
стов по динамике полета, управлению и информационнъJМ системам.
Эти направления включают: разработку процедур информационноrо
обеспечения алrоритмов тpaeKTopHoro управления, снижающих дис-
комфорт экипажа при использовании непосредственноrо управления
подъемной и боковой силами и управления вектором тяrи; выдачу ко-
300

манд целеуказаний для пуска ракет при любом пространственном положе
нии самолета и использование «умны
» маневров, позволяющих улучшить
показатели БРЛС без изменения ее технических характеристик.
Наличие реальных оrраничений физических возможностей летчика
делает настоятельно необходимым разработку беспилотных боевых
самолетов, спосоБны
x 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 беспилотноrо боевоrо самолета США RQ..IA «Предатор»
(Хищник) при уничтожении rруппировок талибов в ropax Афrанистана
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 информационноrо обеспечения, в рамках кото..
poro инвариантныIe к метеоусловиям БРЛС будут иrpать все возрас..
тающую роль.
Необходимость усиления адаптации мноrофункциональноrо caMO
лета к усложняющимся условиям применения и усложнение помехово-----
сиrнальной обстановки предопределяют необходимость расширения
информационных возможностей всех типов визирных систем, включая
БРЛС. Расширение информационных возможностей подразумевает
увеличение объема информации, извлекаемой из радиосиrналов, улуч..
шение показателей обнаружения, разрешения и точности оценивания
фазовых координат абсолютноrо и относительноrо движения целей и
cBoero самолета. OCHoBmle направления решения задачи расширения
информационных возможностей БРЛС включают в себя:
использование сложных, мноrочастотныx зондирующих сиrналов,
дающих возможность одновременно улучшить показатели обнаруже..
ния, разрешения по дальности, скорости, помехозащищенности, улуч
шения точности оценивания и т.д.;
разработку более совершенных алrоритмов обработки сиrналов,
обеспечивающих увеличение объема извлекаемой информации, вклю
чая оценивание высоких производных дальности, скорости сближения и
уrловых координат;
более полное использование эффектов вторичной модуляции, воз..
никающей в момент переотражения радиолокационнъJX сиrналов, в том
числе и для распознавания типа облучаемой цели;
увеличение информативности систем индикации;
расширение состава внешних источников информации, в том чис..
ле и систем дальнеrо радиолокационноrо обнаружения, спутниковых
301

навиrационных систем, наземны
x радиомаяков и автоматизированных
систем управления;
повышение эффективности способов и средств помехозащиты,
включая активную помехозащиту;
использование алrоритмов тpaeJcropHoro управления наблюдением;
применение мноrопозиционнъJX датчиков информации.
Среди всех этих направлений особоrо внимания заслуживают два
последних. Относительно новым, но мноrообещающим направлением
расширения информационных возможностей БРЛС является использо..
вание алrоритмов TpaeIcropHoro управления наблюдением. Суть этоrо
направления состоит в использовании таких траекторий полета, которые
наряду с решением основнъlX боевьJX задач, обеспечивают наиболее
блаrоприятные условия для радиолокационноrо наблюдения. Использо
вание таких траекторий дает воозможность улучшить мноrие показате
ли БРЛС (разрешающую способность, точность, помехозащищенность)
без изменения их технических характеристик при весьма незначитель
НЪУХ изменениях в aлrоритмах обработки сиrналов.
Необходимо отметить, что алrоритмы
 тpaeKTopHoro управления
MOryT быть использованы не только для улучшения показателей своих
БРЛС, но и для ухудшения показателей БРЛС (ОЭС) противника, в том
числе и rоловок самонаведения ракет, реализуя высокоэффективны
e
траектории уклонения. Следует подчеркнуть, что возможность разра
ботки таких траекторий лежит в плоскости практической реализации не
только за счет использования хорошо отработанноrо математическоrо
аппарата теорий оптимальноrо управления, фильтрации и идентифика
ции, но и за счет использования высокопроизводительньJX БВС и суще
ствующих opraHoB непосредственноrо управления подъемной и боковой
силами и высокоэнерrетических двиrателей с управляемътм вектором
тяrи, которые обеспечивают высокоточную отработку требуемых зако"
нов управления. Однако для реализации таких алrоритмов тpaeIcropHoro
управления потребуются совместные усилия не только разработчиков
БРЛС, но и специалистов в области систем и opraHoB управления.
Следует подчеркнуть, что использование мноrодиапазонны,, MHO
rопозиционныx систем наведения, давая возможность улучшить целый
комплекс точностныIx показателей, требует существенноrо усложнения
алrоритмов управления и обработки информации. Это усложнение обу
словлено, прежде Bcero, введением более BhIcoKoro уровня иерархии
построения систем наведения, в рамках KOToporo необходимо решать
проблемы соrласованноrо управления местоположением позициями и
динамикой их изменения, взаимной синхронизацией аппаратуры, иден..
тификацией измерений, поступающих от различных целей, взаимноrо
обмена информацией и т.д..
302

Необходимость ведения успешной борьбы с большим количеством
сверхманевренных целей потребует решения целоrо комплекса разно
образных задач, связанных с применением более эффективных по кри
терию точностьэкономичность 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 caMoro
истребителя, но и маневр цели. Весьма перспективным является синтез
законов наведения на основе алrоритмов теории оптимальноrо управле
ния. Необходимо подчеркнуть, что для информационноrо обеспечения
таких методов требуется оценивать большее количество фазовых KOOp
динат относительноrо и абсолютноrо движения истребителя и цели,
включая составляющие их собственных ускорений.
Большое внимание будет уделено разработке и внедрению алrо
ритмов высокоточноrо и устойчивоrо сопровождения интенсивно Ma
неврирующих целей. Вероятней Bcero решение этой задачи будет ocy
ществляться в двух направлениях. Первое основано на использовании
мноrоконтурных следящих систем с оцениванием составляющих OTHO
сительноrо ускорения и ero производных. Второе базируется на aBTOMa
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. Друrое, связано с улучшением алrоритмиче
cKoro обеспечения всех этапов этоrо режима: формирования первичных
измерений; завязки и экстраполяции траекторий; идентификации pe
зультатов измерений; коррекции траекторий по идентифицированным
измерениям и ранжирования целей по степени их важности.
Можно предположить, что вместо алrоритмов <х, фильтрации с
идентификацией в стробах отождествления будут использоваться KBa
зиоптимальны
e алrоритмы аналоrодискретной фильтрации с бесстро
бовой идентификацией измерений по результатам оценивания парамет
ров используемой модели состояния или анализа обновляющеrо про
цесса. Следует отметить, что качественное повышение точности
АСЦРО невозможно без решения двух проблем: существенноrо YMeHb
шения интервалов поступления измерений от каждой цели и повышения
точности первичны
x измерений. Решение первой проблемът невозможно
заз

без использования проrраммируемоrо обзора на основе использования
ФАР. Вторая проблема может быть решена на основе внедрения комби
нированных обзорноследящих режимов. В этих режимах по..прежнему
используется проrраммируемый обзор, при котором луч антенны уста..
навливается в ожидаемых направлениях цели, пропуская своБодныIe от
них зоны
. Однако для просмотра используется четыIехлепестковыый
луч, дающий возможность осуществлять моноимпульсную пеленrацию
целей, а время облучения увеличивается до величины, позволяющей
сформировать несколько измерений. В течение этоrо времени фактиче..
ски реализуется режим СОЦ, обеспечивающий устранение ошибок со..
провождения до малых значений, характерных для сопровождения оди..
ночной цели. После этоrо луч перебрасывается на друryю цель и т.Д.
Пути совершенствования РЭССН ракет «BB» 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 «BB» следует ожи..
дать за счёт совершенствования их ивс, направления развития которых
во MHoroM 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 «BB» с активными prc, позво
ляющими реализовать принцип «пустилзабыл». Использование ракет с
активными prc дает возможность наиболее полно реализовать пре..
имущества автоматическоrо сопровождения целей в режиме обзора
бортовыми РЛС истребителей, предопределяя тем самым возможность
вести одновременныIй бой с несколькими целями одному истребителю.
Улучшить целый комплекс показателей ИВС ракет «BB» позволя
ет одновременное использование нескольких частот сиrналов подсвета
цели. Применение мноrочастотноrо СПЦ при прочих равных условиях
дает возможность увеличить дальность обнаружения целей и повысить
помехозащищенность prc. Однако наиболее важным является возмож"
ность существенноrо снижения влияния уrловых шумов на точность
наведения за счёт усреднения первичных измерений уrловых координат
по частотам. В свою очередь, снижение влияния уrловых шумов дает
возможность уменьшить дальность неуправляемоrо полёта в конце
самонаведения, а соответственно повышать точность управления.
Следует ожидать разработки алrоритмов перенацеливания ракет на
друryю цель в процессе полета и процедур выполнения радиокоррекции
с различных самолетов.
Перехват интенсивно маневрирующих целей сопровождается по..
лётом ракет с большими уrлами упреждения при весьма значительных
304

уrловых скоростях танrажа и рысканъя. Это обусловливает появление
достаточно больших ошибок измерения уrлов и уrловых скоростей
линии визирования, вносимых обтекателем антенны. В связи с этим
необходимо принимать специальны
e меры по компенсации ошибок
оценивания уrлов и уrловыx скоростей линии визирования, обуслов..
леннъlX преломлением радиоволн в обтекателе антенны
.
для обеспечения индивидуальноrо поражения целей в составе мот..
ной rpуппы требуется дальнейшее улучшение разрешающей способности
по дальности, скорости сближения и уrловым координатам. Необходимо
отметить, что улучшение разрешающей способности по дальности и скоро..
сти за счёт соответствующеrо выбора СПЦ практически себя исчерпало.
Весьма перспективным приёмом улучшения разрешения по скорости (доп..
леровской частоте) является использование алrоритмов тpaeIcropHoro
управления набтодением, при котором траектория полёта к цели оптими..
зируется по минимуму функционала качества, учитывающеrо не только
ошибки управления и экономичность, но и требование обеспечения наи..
лучmеrо разрешения. Следует отметlПЪ, что наилучших результатов в этом
направлении следует ожидать при использовании полуактивных prc. Объ..
ясняется это дополнительной модуляцией спц, получаемой при маневре
истребителя, облучающеrо цель.
В ИВС бомбардировщиков и ракет «в..т> следует ожидать интен..
сивноrо 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 искусственноrо синтезирования апер"
туры антенны и доплеровскоrо обострения луча.
К основным направлениям совершенствования систем командноrо
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, оnтимизацmo методов и котуров
наведения в целом, возможность перенацеливания пущенных ракет.
Ожидаемое расширение сферы применения СКРУ на ракеты клас..
са «ВОЗДУХВОЗДУХ» обусловлено тем, что известные системы наведения
с радиокоррекцией по некоторым причинам не MOryT обеспечить пере..
хвата воздушных целей на расстояниях в сотни километров. Потреб
ность в получении таких дальностей возникает при поражении особо
важнъlX воздушных целей, например самолётов ДРЛО. В связи с этим
представляется целесообразным использование принципов и методов
командноrо наведения истребителей для построения систем радио..
управления ракетами, функционирующими в подобных ситуациях.
305

в связи с широким развитием техники «Стелс» достаточно остро
стоит проблема обнаружения и оценивания координат малозаметных
воздушныIx целей с помощью РЛС, входящих в состав СКРУ. Примени
тельно к скру истребителями достаточно перспективныIии можно счи
тать использование РЛС различных диапазонов волн и пр именение
мноrопозиционных радиолокационных систем. Последние обладают и
друrими весьма существенными достоинствами: возможностью созда
ния зоны действия требуемой конфиryрации с учётом ожидаемой pa
диолокационной обстановки; высокоточным измерением пространст
BeHHoro 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 первоrо вида имеют дальность дейст"
вия, оrраниченную дальностью визуальной видимости, что объясняется
наличием в составе визирнъlX устройств оптикоэлектроннъlX средств.
Эти средства, кроме Toro, плохо работают в условиях тумана, дождя,
cHera, 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 повые
ния их скрытности является уменьшение интенсивности, длительности
излучения и ширины
 диаrраммы направленности антенн, изменение по
случайному закону рабочей длины
 волны, использование широкополос
ных (в том числе шумоподобных) сиrналов, применение радиоволн
укв диапазона, распространяющихся лишь в пределах прямой видимо
сти. Из мер по повышению помехозащищенности КРУ можно указать
на использование передающих и приёмньJX антенн с узкими диаrрам
мами направленности, передатчиков повышенной мощности с наиболее
помехоустойчивыми классами сиrналов, уменьшение полосы пропуска
ния приёмников, применение специальных методов обработки сиrналов
и помехоустойчивоrо кодирования.
В качестве помехоустойчивых перспективныI кодьу БЧХ, Рида
Соломона, каскадные коды. Наряду с внедрением упомянутых, ДOCTa
точно сложны
x кодов, исправляющих пакеты ошибок, можно ожидать
применения простых корректирующих кодов, исправляющих в OCHOB
ном одиночные ошибки в сочетании с «перемежением» информацион
306

ной последовательности командных символов. При реализации данноrо
подхода выполняется разнесение ошибок пакета по различным словам
набора команд в. результате переупорядочивания символов с помощью
перемежителя (инте рл ив ера), устанавливаемоrо 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 сиrналыI, которые MOryт быть получены либо с помощью
псевдослучайной перестройки рабочей частотыI, либо с помощью псевдо-
шумовых сиrналов с переменной струк1урой или путём их сочетания. Во
всех случаях помехоустойчивость к орraнизованны
M помехам повышается
блаrодаря примененmo псевдослучайной последовательности, в соответст-
вии с которой дискретно по случайному для противника закону меняется
либо рабочая частота, либо фаза псевдоmyмовоrо сиrнала.
Успехи, достиrнутые в области адаптивнъJX антенньух решёток,
свидетельствуют о перспективах их широкоrо внедрения в приёмные
установки КРУ. Формирование rлубоких провалов в диаrраммах на-
правленности приёмных антенн в направлении на источники помех
приводит к существенному повышению помехоустойчивости радио
электронных систем.
В HeKoTopLIX 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
алrоритмов 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 друryю цель. Предполаrа-
ется, что реализация данной идеи позволит существенно сократить чис
ло ракет, потребнъJX для поражения целей.
Задача перехвата воздушныIx 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 ситуационноrо управления, теории искусственноrо интеллекта
и теории нечетких множеств, дающих возможность реализовать, так
называемые, интеллектуальные системы как наземноrо, так и воздушно-
ro базирования.
307

АВ
АВПР
АД
АИС
АН
АП
APrC
АРУ
АС
АСД
АСН
АСС
АСУ
АСЦРО
АЦП
АХ
АЧХ
ББД ЦКИ
БИНС
БРЛС
БСО
БТУ
БЧ
«BB»
ВВС
«вп»
ВПД
ВИН
ВС
ВСТУ
rCH
ДИСС
ДВ
ДВС
дд
ДК
З08
ПЕРЕЧЕНЬ СОКРАЩЕНИЙ
авианосец
алrоритм вычисления параметра рассоrласования
автономный датчик
астроинерциальная система
 автономное наведение
автопилот
 активная радиолокационная rоловка самонаведения
автоматическая реryлировка усиления
автосопровождение
автоселектор дальности
автономные системы наведения
автоселектор скорости
автоматизированная система управления
 автоматическое сопровождение цели в режиме обзора
 аналоrоцифровой преобразователь
амплитудная характеристика
 амплитудночастотная характеристика
бортовая база данных цифровой картоrрафической информа
ции
безплатфор:менная инерциальная навиrационная система
бортовая радиолокационная станция (система)
бортовая система обороны
блок траекторноrо управления
боевая часть
«воздух  воздух»
военновоздушные силы
 «воздухповерхность»
вычислитель nporpaMMHoro движения
 временной интервал напряжение
вычислительная система
вычислитель сиrналов траекторноrо управления
rоловка самонаведения
доплеровский измеритель скорости и уrла сноса
 датчики высоты
датчик воздушной скорости
дальность действия
 датчик команд

ДН
ДНА диаrpамма направленности антенны
ДОЛ доплеРОБское обострение луча
ДРЛО дальнее радиолокационное обнаружение
ду декодирующие устройство
ду А  датчик уrла атаки
дуп датчик уrловых положений
ДIllP АЗС дешифратор aдpecHoro запросноrо сиrнала
ДIllP ЗК дешифратор запросноrо кода
ДIllP КН  дешифратор команд наведения
ДIIIP ННК  дешифратор номера набора команд
ДIllP ОК дешифратор ответноrо кода
ДIllP РК дешифратор разовых команд
звп зона возможных пусков
зпс задняя полусфера
ЗУТК запоминающее устройство текущей карты
ЗУЭК запоминающее устройство эталонных карт
ИДНС инерциально-доплеровская навиrационная система
ИД РЛС импульсно-доплеровская РЛС
ивп измерительно-вычислительная подсистема
ИВС информационно-вычислительная система
ИНС инерциальная навиrационная система
ИК исполнительный код
имц
ИНС
ипм
ИСК
КАИ
КВА
КИМ
кп
КПМ
КР
КРВ
КРУ
КО
КаО
КСН
кэе
дальнее наведение
интенсивно маневрирующая цель
инерциальная навиrационная система
исходный пункт маршрута
измерительная система координат
каллиматорный индикатор
круrовая вероятная ошибка
кодово-импульсная модуляция
командный пункт
конечный пункт маршрута
крейсер
корвет
командная радиолиния управления
кодообразователь
корректор ошибок обтекателя
комбинированная система наведения
корреляционно-зкстремальная система
309

ЛА
ЛЗ
лв
МА
МВП
МД
МПМ
МУП
МФИ
МЦ
НВИ
НК ППД
НЛЦ
ННК
НУПС
ОВПЦ
ОЗУ
ОК
ОКр
ООС
ОС
ОУ
ОЭС
ПАРrс
ПВО
пим
ПЛУР
ПМ
ПМУ
ПН
ПКЗ
ПКР
ПО
ППМ
ппс
ПР Д
прrс
ПРЛП
ПРМ
310
летательный аппарат
линия зацержки
линии визирования
метка азимута
маловысотный полёт
метка дальности
микроплан местности
механизм управления перекрестием
мноrоФункциональный индикатор
морская цель
напряжениевременной интервал
 наземный комплекс подrотовки полетных данных
 низколетящая цель
номер набора команд
непосредственное управление подъемной силой
область возможноrо положения цели
оперативное запоминающее устройство
 опорный код
оптический коррелятор
отрицательная обратная связь
оптическая система
объект управления
 оптико..электронная станция (система)
 полуактивная радиолокационная rоловка самонаведения
противовоздушная оборона
позиционно"импульсная модуляция
противолодочная управляемая ракета
план местности
 простые метеоусловия
 пункт наведения
 псевдокинематическоезвено
 противокорабельная ракета
признак опасности
 промежуточный пункт маршрута
передняя полусфера
 передатчик
 пассивная радиолокационная rоловка самонаведения
первичное радиолокационное поле
 приемник

ПРП
ПРР
ПУ
ПФ
РВ
prc
РК
РКА
РПС
рсн
РСБН
РЛС
РО
РУД
РЭСУ
САД
САЗО
САП
САУ
СВС
СДУ
СЕИ
СКРУ
сму
СН
снс
СОИ
СОИР
СПЦ
ССН
ССУ
СТО У
СУР
ТВ
тrп
тв
УВЭ
УОБ
УОУА
первичное радиотехническое (связное) поле
противорадиолокационная ракета
пункт управления
предварительный фильтр
радиовысотомер
радиолокационнаяrоловкасамонаведения
радиокоррекция
ракетный катер
радиолокатор предупреждения столкновений
равносиrнальное направление
радиолокационная система ближней навиrации
радиолокационная станция (система)
радиолокационный ориентир
ручка управления двиrателем
радиоэлектронная система управления
система автономных датчиков
система активноrо запросаответа
станция активных помех
система автоматическоrо управления
система воздушных сиrналов
система дистанционноrо управления
система единой индикации
система командноrо радиоуправления
сложные метеоусловия
самонаведение
спутниковая навиrационная система
система отображения информации
система обмена информацией между ракетами
сиrнал подсвета цели
система самонаведения
следящая система уrломера
стохастическая теория оптимальноrо управления
система управления ракетой
телевизионный
тактико-технические показатели
тепловизионный
устройство выбора экстремума
 устройство обеспечения безопасности
 устройство оценивания уrла атаки
311

УПЧ
УУПЧ
УС
УФК
УЭПО
ФАР
ФВУ
ФД
ФДП
ФИМ
ФКМ
ФНЧ
ФПА
ФПР
ФПУ
ФР
ФРМ
ФСК
ФТВ
ФУА
ЧД
ЦАП
ЦКРМ
ЦУ
ШР АОС
ШРОК
ШР ППИ
ШРРК
ШС
ЭВМ
ЭОК
ЭПО
ЭС
312
 усилитель промежуточной частоты
 узкополосный усилитель промежуточной частоты
.... узкий сектор
.... устройство формирования команд
.... удельная эффективная площадь отражения
.... фазированная антенная решетка
.... фильтр вертикальноrо ускорения
.... фазовый детектор
.... фильтр дальности до преПJIТСТВИЯ
.... фазоимпульсная модуляция
.... фазокодовая манипуляция
.... фильтр нижних частот
 фильтр привода антенны
.... формирователь параметра рассоrласования
.... фильтр продольноrо ускорения
.... фреrат
.... фазоразностный модулятор
 формирователь сиrналаквитанции
.... фильтр текущей высоты
.... фильтр уrла атаки
.... частотный детектор
.... цифро..аналоrовый преобразователь
.... цифровая карта рельефа местности
.... целеуказание
.... шифратор aдpecHoro oTBeтHoro сиrнала
.... шифратор oTBeтHoro кода
.... шифратор параметров полетной информации
.... шифратор разовых команд
.... широкий сектор
.... электронно"вычислительная машина
.... эталон ОlПической карты
.... эффективная площадь отражения
.... эсминец

ЛИТЕРАТУРА
1. Авиационные комплексы радиолокационноrо дозора и наблюдения основ..
HLJX капиталистических стран (обзор по материалам иностранной печати).
Юод ред. Е.А. Федосова. M.: НИЦ, 1990.
2. Авиация ПВО России и научнотехнический проrресс. Боевые комплексы и
системы вчера, сеrодня, завтра. тод ред. Е.А. Федосова. M.: Дрофа, 2001.
3. Активная радиолокационная rоловка самонаведения АРrС..35Э. Фирмен..
ны
й проспект ОАО «НПП «PaдapMMC», 2002.
4. АндреевскиЙ В.В., rорОlценко ЛБе Управление полетом и эффективность
авиационноrо комплекса. M.: Машиностроение, 1974.
5. Антипов В.Н., Исаев С.А., Лавров А.А., Меркулов В.И Мноrофункциональ..
ные радиолокационные комплексы истребителей. M.: Воениздат, 1994.
6. АНlпонов r.H, Апанасенко В.М Противокорабельные ракеты ВМФ: «На..
циональное оружие России в обеспечении безопасности rосударства. Уроки
ХХ века и перспективы развития. Пб.: Тр. 5 НПК «Защита и безопас..
ность», 2002.
7. Анцев rB.; Сарычев В.А., Тупиков В.А., Турнецкий Л.С. Бортовые информа..
ционно"управляющие системы
 высокоточноrо оружия. Морская радиоэлек..
троника,2002,N21.
8. Анцев r.B., Сарычев В.А., Тупиков В.А., Турнецкий Л.С. Особенности интел..
лектуалъных военных радиоэлектронных систем.  Морская радиоэлектро..
ника, 2003, N!!4.
9. Анцев r.B., Сарычев В.А., Тупиков В.А., Турнецкий Л.С. Принципы построе..
ния бортовых информационноуправляющих систем высокоточноrо оружия
HOBoro поколения.  Радиотехника, 2001, N!!8.
10. Анцев r.B., Сарычев В.А., Тупиков В.А., ТурнецкиЙ Л.С. Системы управления
летающими роботами.  rироскопия и навиrация, 2002, N!!4.
11. Бек В.В., ВиUlняков Ю.С., Махлин А.Р. Интеrpированные системы терми..
нальноrо управления. M.: Наука, 1989.
12. БеЛО2Ла30в ИН, Джанджzава r.и, Чи2ин r.л. Основы навиrации по reo..
физическим полям. M.: HaYK 1985.
13. Берлекэмп З.Р. Алrебраическая теория кодирования. тер. с анrл. M.:
Мир, 1971.
14. Блейхуlп Р. Теория и практика кодов, контролирующих ошибки. тер. с
анrл. M.: Мир, 1986.
15. Боевая авиационная техника: Авиационное вооружение. /Под ред. Д. И
rладкова. M.: Воениздат, 1987.
16. Брайсон А., Хо Ю..Ши. Прикладная теория оптимальноrо управления. M.:
Мир, 1972.
313

17. Буков В.н. Адаrnивные проrнозирующие системы управления полетом. 
М.: Наука, 1987.
18. Вакин С.А., Шустов Л.Н Основы радио противодействия и радиотехниче-
ской разведки. M.: Советское радио, 1968.
19. Васин В.В., rри20ринРябов В.В., Дудник П.И, Степанов Б.М Радиолока-
ционные устройства (теория и принципы построения). тод ред. В.В. rpuzo
ринаРябова. M.: Сов. радио, 1970.
20. Васин В.В., Степанов Б.М Справочник-задачник по радиолокации. M.:
Сов. радио, 1977.
21. Викулов О.В., Добыкин В.Д, Дроzалин В.В. и др. Современное состояние и
перспективы развития авиационных средств радиоэлектронной борьбы. 
Зарубежная радиоэлектроника, 1998, N212.
22. Военная авиация. Кн. 2. MH.: 000 «Попурри», 1999.
23. rоловки самонаведения Л-1113, 1123, 1133 для противорадиолокационной
ракеты Х-31П.  Фирменный проспект ФrYП «ЦКБ Автоматики», 2003.
24. rорелик А.Л, Барабаш Ю.Л, Кривошеев О.В. и др. Селекция и распознава
ние на основе локационной информации. Шод ред. А.Л. rорелика. M.: Pa
дио и связь, 1990. .
25. rорчица r., Локарев А. Боевое применение противорадиолокационных
ракет класса «воздух-земля».  Зарубежное военное обозрение, 1989, N212.
26. Дудник П.И, Чересов Ю.И Авиационные радиолокационные устройства.
....М.: ВВИЛ, 1986.
27. Защита от радиопомех. тод ред. МВ. Максшtова. M.: Сов. радио, 1976.
28. Зинzер Р.А. Оценка характеристик оrnимальноrо фильтра для слежения за
пилотируемой целью.  Зарубежная радиоэлектроника, 1971, N28.
29. Зуенко Ю., Коростелев С. Боевые самолеты России. M.: 3лакос, 1994.
30. Ефремов В.А. Противокорабельные ракеты fНПЦ «ЗвездаСтрела»  высо-
коточное оружие MopcKoro боя. .... Морская радиоэлектроника, 2002, N23.
31. Канащенков А.и., Меркулов В.И, Самарин О.Ф. Облик перспективных
бортовых радиолокационных систем. Возможности и оrpаничения. M.:
ИПРЖР, 2002.
32. Кларк Дж., Кейн Дж. Кодирование с исправлением ошибок в системах
цифровой связи. тер. с анrл. M.: Радио и связь, 1987.
33. Корн т, Корн т. Справочник по математике. M.: Наука, 1980.
34. Кочубей С. Совершенствование противокорабельноrо paKeтHoro комплекса
«rарпун».  Зарубежное военное обозрение, 1990, N7.
35. Красовский А.А., Буков В.Н, Шендрик В.С. Универсальные алrоритмы
оптимальноrо управления непрерывными процессами. M.: Наука, 1977.
36. КрасовскиЙ А.А., Ермилов А.С. Боевое применение и эффективность пило-
тажнонавиraционных комплексов летательных аппаратов. M.: ВВИЛ,
1989.
314

37. Крейсеры ВМС иностранных rосударств. Справочные данные.  Зарубеж..
ное военное обозрение, 1998, N28.
38. Крутько П.Д. Обратные задачи динамики. линейны
e модели.
M.: Наука, 1987.
39. Кулабухов В.С. Локально"оптимальное проrнозирующее управление дина..
мическими объектами.  Авиакосмическая техника и технолоrия (Aerospace
Technology), 2002, N!!2.
40. Курuлкин В.В., Меркулов В.И, Шуклин А.И. Способ наведения летательных
аппаратов на наземные объекты. Патент РФ N22161654 от 27.03.2001.
41. Кухта А.И., Локшин Б.я. Об одной иrровой задаче npocтpaHCТBeHHoro
наведения.  Некоторые задачи динамики управляемых тел. M.: Наука,
1989.
42. ЛОКК А.С. Управление снарядами. M.: roc. изд. технико"теоретической
литературы, 1957.
43. Максимов МВ., rорzонов r.и, Чернов В.С. Авиационные системы радио..
управления. M.: ВВИА, 1984.
44. Максимов МВ., Меркулов В.И Радиоэлектронные следящие системы. Син"
тез методами теории оптимальноrо управления. M.: Радио и связь, 1990.
45. Меркулов В.И, ДРOZaJlин В.В., Канащенков А.И. и др. Авиационные системы
радиоуправления. т .1. Принципы построения систем радиоуправления. Ос..
новы синтеза и анализа. тод. ред. А.И Канащенкова и в.и Меркулова. 
М.: Радиотехника, 2003.
46. Меркулов В.И, Дроzалин В.В., Канащенков А.И и др. Авиационные системы
радиоуправления. т .2. Радиоэлектронные системы самонаведения. тод.
ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. M.: Радиотехника, 2003.
47. Меркулов В.И, Чернов В.С., Дроzалин В.В. u др. Защита радиолокационных
систем от помех. Состояние и тенденции развития. тод ред. А.И Канащен"
кова и В.И Меркулова. M.: Радиотехника, 2003.
48. Меркулов В.И, Чернов В.С., Саблин В.Н и др. Авиационные системы ра..
диоуправления. ч. 3. Системы командноrо радиоуправления. ч. 4. Авто..
номные и комбинированные системы наведения. Шод ред. В.И Меркулова.
M.: Радио и связь, 1998.
49. Меркулов В.И., КУРШlкuн В.В., Шуклин А.И Алrоритм траекторноrо управ..
пения ракетой «воздух"поверхность», использующей синтезирование апер"
туры антенны.  Радиотехника, 2000, N!! 3.
50. Моисеев А.т. Метод оптимально"проrнозируемоrо управления.
 Техническая кибернетика, 1992, N!! 6.
51. Моноимпульсная rоловка самонаведения противокорабельной крылатой
ракеты «Яхонт».  Фирменный проспект ЦИНИ « rранит», 2003.
52. Myrrep В.М. Основы помехоустойчивой телепередачи информации. Л.:
Энерrоатомиздат, 1990.
315

53. Небылов А.В. rарантирование точности управления. M.: Наука, Физмат-
лит, 1998.
54. Николаев A.r., Перцов С.В. Радиотеплолокация (пассивная радиолокация).
тод ред. А.А. КрасовСКО20. M.: Сов. радио, 1964.
55. Новичков Н Российская противокорабельная ракета «Яхонт предлаraется
на экспорт». Jane's Defense Weekly, 1997, Н!!5.
56. Об основных направлениях дальнейшеrо развития ракетных радиолокаци-
OHHLIX rCH. International Defense Review, 1995, IX т.28, NQ9.
57. Основы радиоуправления. тод ред. В.А. Вейцеля M.: Радио и связь, 1995.
58. Первачев С.В. Радиоавтоматика. M.: Радио и связь, 1982.
59. Противокорабельная ракета 3М-54Э. Фирменный проспект ОКБ «Новатор»,
2003.
60. Противолодочная ракета 91РТ2. фирменны
й проспект ОКЕ «Новатор», 2003.
61. Противолодочная ракета 91 РЭ 1. Фирменный проспект ОКБ Новатор», 2003.
62. Радиолокационные станции воздушной разведки. тод ред. r.C.
Кондратенкова. M.: Воениздат, 1983.
63. Радиолокационные станции обзора Земли. тод ред. тс. Кондратенкова. 
М.: Радио и связь, 1983.
64. Радиолокационные станции с цифровым сmпезированием апертуры аlПен-
ны. тод ред. В. т. rоряинова. M.: Радио и связь, 1988.
65. Радомиров Н. Ракеты класса «воздух-земля» с телевизионными системами
наведения.  Зарубежное военное обозрение, 1974, N!!6.
66. РЛС с синтезированной апертурой для повышения точности наведения
ракет.  Электроника, 1977, т. 50, NQ7.
67. Родин В., Heвeдo.lНcKий С. Самолетная система «Авакс».  Зарубежное во-
енное обозрение, 1981, NQ6.
68. Саблин В. Н. Разведывательно-ударные комплексы и радиолокационные
системы наблюдения земной поверхности. M.: ИПРЖР, 2002.
69. Сер2еев К. Противолодочные ракетные комплексы.  Зарубежное военное
обозрение, 1989,N!!7.
70. Сколник М Введение в технику радиолокационных систем. тер. с анrл.
под ред. К.Н. Трофимова. M.: Мир, 1965.
71. Современные боевые корабли. тер. с анrл. А.В. Бушуева. А.А. Жеребилова.
моленск: Русич, 2002.
72. Сосновский А.А., Хайл"ович ИА. Радиоэлектронное оборудование летатель-
HLIX аппаратов. Справочник. M.: Транспорт, 1987.
73. Соловьев ИВ., Корольков ТН, Бараненко А.А. и др. Морская радиоэлектро-
ника. Справочник. тОД ред. В.А. Кравченко. Пб.: Политехника, 2003.
74. Соколовский r. Ракеты класса «воздух-воздух».  Военный парад, 1998, Н!!9.
75. Справочник по радиолокации. Тl. тОД ред. М Сколника. M.: Сов. радио,
1976.
316

76. Справочник по радиоэлектронным системам. Т2. /Под ред. Б.У. КривиЦКО20.
M.: Сов. радио, 1978.
77. Справочник по теории автоматическоrо управления. /Под ред. А.А. Kpacoв
СКО20. M.: Наука, 1987.
78. Тактические крылатые ракеты. Фирменный проспект rнпц «НПП «Звезда
Стрела», 2000.
79. Тверской тн, Терентьев ТК., Харченко ИП. Имитаторы эхо-сиrналов
судовых радиолокационных станций. л.: Судостроение, 1973.
80. Фельд.л.tан ю.и, Тидаспов Ю.Б., rомзин В.Н Сопровождение движущихся
целей. тод ред. Ю. И. Фельдмана. M.: Сов. радио, 1978.
81. ФU1lкельштейн М.И Основы радиолокации. M.: Радио и связь, 1983.
82. Фолкнер Кит. Боевые корабли. M.: АСТ, Астрель, 2002.
83. Фомин Я.А., Тарловский ТР. Статистическая теория распознавания образов.
M.: Радио и связь, 1986.
84. Харьков В.П. Структурно-параметрический метод СИJПеза управления динами-
ческими системами. Изв. АН СССР. Техническая кибернетика.. 1991, N2.
85. Харьков В.П. , ruзатуллин О.Ф., Колпаков В.Ф. Разделение тяrи и лобовоrо
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 быстродействующеrо радиолока-
ционноrо уrломера на основе методов обратных задач динамики.  Радио-
техника, 1997,N8.
87. Цветнов В.В., Демин В.П., Куприянов А.И Радиоэлектронная борьба: ра-
диоразведка и радиопротиводействие. M.: Изд-во МАИ, 1998.
88. Шинар Дж., Ротштейн Н., Безнер э. Исследования оптимальноrо про-
cTpaHcTBeHHoro маневра ухода от преследователя, описываемоrо линеари-
зованными уравнениями кинематики.  Ракетная техника и космонавтика,
1979, N12.
89. Широкорад А.Б. История авиационноrо вооружения. Краткий очерк. /Под
общ. ред. А.Е. Тараса. MH.: Харвест, 1999.
90. Ярлыков М.С:'., Миронов МА. Марковская теория оценивания случайных
процессов. M.: 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.
317

Серия
«Авиационные системы радиоуправления»
в 3..х томах
Том 3
Системы командноrо 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 Дроrалин
Владимир Никитович Аmипов
rеорrий Владимирович Анцев
Владимир Серrеевич Кулабухов
Владимир Николаевич Лепин
Валентин Александрович Сарычев
Вячеслав Николаевич Саблин
Олеr Федорович Самарин
Владимир Алексеевич Тупиков
Леонид Серrеевич Турнецкий
Виталий Петрович Харьков
Изд. N!! 8. Сдано в набор 22.03.2003.
Подписано в печать 19.05.2004. Формат 60х90 1/16.
Бумаrа офсетная. rарнитура Тайме.
Печать офсетная
Печ. л. 20. Тираж 1000 экз. Зак. N2 1878
Издательство «Радиотехника».
107031, Москва, К-3 1, Кузнецкий мост, д. 20/6.
Тел.lфакс: 921-48-37; 925- 78-72, 925..92-41.
E..mai1: iprzhr@online.nl
www. webcenter.ru j......iprzhr /
Отпечатано в 000 ПФ "Полиrрафист".
160001, r. Волоrда, ул. Челюскинцев, д. 3.

ВНИМАНИЕ
,
.
Вышли в свет
в серии «Авиационные системы радиоуправления»
моноrpафии:
1. Меркулов в.и, Лепuн В.Н ч. 1. Теоретические основы синтеза и анализа
авиационньтх систем радиоуправления. Ч.2. радиоэлектронны
e системы
самонаведения.  М.: Радио и связь, 1997.
2. системыI командноrо радиоуправления. Ч.4. Автономнъуе и ком6иниро
ванны
e системы наведения /Под ред. В.И Меркулова.  М.: Радио и
связь, 1998.
3. Радиолокационные измерители дальности скорости. Том.1 / Под ред.
В.НСаблина.  М.: Радио и связь, 1999.
4. Канаlценков А.И, Меркулов В.И, Самарин О.Ф. Облик перспективных
бортовых радиолокационных систем. Возможности и оrpаничения.  М.:
ИПРЖР,2002.
5. Защита радиолокационны
x систем от помех. Состояние и тенденции
развития / Под ред. А.И. Канаи/енкова и в.и Меркулова.  М.: Pa
диотехника, 2003.
6. АвиационныIe системы радиоуправления. В 3x томах. Т. 1. Принципы
построения систем радиоуправления. Основы синтеза и анализа.
Изд. 2e, перераб. и доп. / Под ред. А.И Канащенкова и В.и. Меркулова
M.: Радиотехника, 2003.
7. Авиационные системы радиоуправления. В 3x томах. Т. 2. Радиоэлек
тронныIe системы самонаведения. Изд. 2e, перераб. и доп. / Под ред.
А.И КаНalценковаиВ.И МеркуловаМ.: Радиотехника, 2003.
8. АвиационныIe системыI радиоуправления. В 3..х томах. Т. 3. Системы
командноrо радиоуправления. Автономные и комбинированные
системы наведения. Изд. 2e, доп. и перераб. / Под ред. А.И Кантцен"
кова и B./If. ftvfеркулова М.: Радиотехника, 2004.

ВНИМАНИЕ
,
.
Планируется выпустить
в серии «Авиационные системы радиоуправления»
в в 2004---2005 rr. моноrpафии:
1. радиолокационны
e системы
 мноrоФункционалъных самолетов.
В 2x томах.
2. радиолокационны
e измерпreли дальности и скорости. В 2x томах.
3. радиолокационны
e уrломеры. В 2x томах.
4. Помехозащищенность авиационнъlX систем радиоуправления.
В 2x томах.
5. Мноrопозиционнъте системыI радиоуправления.
6. Автоматическое сопровождение воздушных объектов в режиме обзо-
ра.
По всем вопросам, связанным с заказом
и приобретением книr,
обращайтесь в Издательство «Радиотехника»
НАШ АДРЕС:
107031, r. Москва, Кузнецкий мост, д. 20/6
тел.lфакс: (095) 925..78..72, 92148..37
http://www.webcenter.ru/iprzh r/
E..mail: iprzhr@online.ru