Файл: Верба В.С. - Авиационные комплексы радиолокационного дозора и наведения (Системы мониторинга) - 2008.pdf

алгоритм может использовать крейсерскую скорость программную ско­
рость V

N

 или скорость атаки V

a

. 

Расчет траектории начинается с определения параметров неустановив­

шихся участков профиля полета. На основании этих параметров вычисляется 
поправка в полетное время, которая вместе со значением балансной скорости 
передается в программы формирования траектории в горизонтальной плоско­
сти. Эти программы с учетом метода наведения, параметров движения цели и 
истребителя, параметров зоны возможных атак и рекомендованных параметров 
атаки строят горизонтальную проекцию траектории. В ходе построения воз­
можны ситуации, когда цель невозможно перехватить с использованием про­
граммной скорости. Эти ситуации выявляются при помощи алгоритмов гори­
зонтальной плоскости, что приводит к появлению признака нерешения по ско­
рости. После изменения параметров задача возвращается к алгоритму выбора 
программной скорости и процесс формирования траектории повторяется. Если 

подобрать удовлетворительные параметры не удается, боевой расчет КП (ПН) 
оповещается о нерешении задачи по скорости. 

Сформированная траектория оценивается на реализуемость по топливу и 

набору высоты. Невозможность решения задачи по этим параметрам также 
может изменить параметры наведения и вызвать повторное формирование тра­
ектории. 

В результате решения штурманской задачи [11] определяются путь ис­

требителя и время полета до рубежа перехвата, направления и углы разворо­
тов, курс полета истребителя, путь и время разгона, положение точки вклю­
чения форсажа, длина балансного участка пути, положение точки вертикаль­
ного маневра. 

Реализация летчиком сформированной на пункте управления пространст­

венной траектории имеет некоторые особенности. 

На первом этапе наведения до прихода команды «Вертикаль» истребитель 

выполняет полет в вертикальной плоскости по базовой программе набора вы­

соты и скорости в соответствии с заданным значением программной скорости и 
командой «Форсаж». Разовые команды отображаются на индикаторе. Полет на 
перехват по базовому профилю при ручном управлении летчик осуществляет 
следующим способом. Если команда «Форсаж» поступает непосредственно по­
сле взлета, то это означает, что программа будет ближняя, и летчик на форсаже 
набирает высоту разгона. Если же команда «Форсаж» сразу не поступает, то 
программа дальняя или средняя. Летчик в этом случае на бесфорсажном режи­
ме набирает высоту, стремясь выйти на ее крейсерское значение. При приеме 
команды «Форсаж» на участке бесфорсажного набора высоты до выхода на 
крейсерскую высоту, что свидетельствует о формировании ПН для истребителя 
средней программы, летчик включает форсаж и на форсажном режиме набира­
ет высоту разгона. Если при достижении крейсерской высоты команда 

«Форсаж» не поступает, летчик переводит самолет в горизонтальный полет на 
крейсерской высоте и скорости, поскольку программа получилась дальняя. В 
момент поступления команды «Форсаж» летчик выполняет команду и на фор­
сажном режиме набирает высоту разгона. При любой программе полета после 
выхода на высоту разгона летчик выполняет разгон до программной скорости. 
После разгона до этой скорости он осуществляет набор высоты, соответствую­
щей данной программной скорости, и остается на этой высоте до прихода ко­
манды «Вертикаль». Следует отметить, что данная команда может поступить 
до выхода на указанную высоту. 

Второй этап наведения начинается после прихода команды «Вертикаль» 

и ее вида (атака по усмотрению летчика, атака снизу, атака сверху). При этом 
на борт выдается заданное значение скорости атаки У

зад

 = V

a

. После этого лет­

чик осуществляет сход с базового профиля на высоту атаки цели. 

5.2.2. Методы наведения в горизонтальной плоскости 

Среди известных методов наведения истребителей в горизонтальной плос­

кости [3, 12] наибольшее применение находят метод маневра, метод перехвата 
и прямой метод. 

При прямом методе (метод погони) требуется все время совмещать про­

дольную ось истребителя с направлением на цель (рис. 5.2), где точки 0

С

 и 0

Ц 

соответствуют положению истребителя и цели; V

c

 и У

ц

 - скорости наводимого 

самолета и цели; - текущие координаты цели и самолета. Из 

рис. 5.2 следует, что требуемый курс 

(5.3) 

где все координаты z

u

, z

c

 и х

ц

, х

с

 формируются на основании измеренных в РЛС 

дальностей Д

ц

, Д

с

 и азимутов (р

ц

, (р

с

 цели и самолета по правилу: 

(5.4) 

Преимуществами метода прямого наведения является его инвариант­

ность к дальности и высоте полета цели и самолета, простота информацион­
но-вычислительной системы и хорошее сопряжение со всеми методами само­
наведения. 

При наведении на движущиеся ВЦ прямой метод в общем случае обес­

печивает полет самолета по криволинейной траектории (кривой погони). Если 
перехват цели выполняется из задней полусферы (ЗПС), то кривизна траекто­
рии будет незначительной и наводимый самолет сможет выполнять маневры 
преследования с допустимыми поперечными перегрузками. Если же перехват 
осуществляется из передней полусферы (ППС), то на конечном участке 

траектории ОУ все равно должен быть выведен в ЗПС (рис. 5.2). При этом 
может возникнуть ситуация, когда выполнить такой разворот с допустимыми 
перегрузками невозможно. В итоге либо возникнут недопустимо большие 
ошибки наведения, либо наводимый самолет разрушится при движении по 
требуемой траектории, отмеченной на рис. 5.2 точками 0

С

 ,1,2,3,4,... 

Рис. 5.2 

Следует отметить, что наведение по криволинейным траекториям приво­

дит к уменьшению дальности действия системы наведения в целом и увеличе­
нию времени наведения. Однако наиболее значительным недостатком прямого 
наведения является ограничение направлений перехвата движущихся ВЦ толь­
ко задней полусферой. 

Метод маневра (метод прямой с разворотом) обеспечивает вывод истре­

бителя в зону обнаружения цели бортовой РЛС или ОЭС под заданным углом 
ψ

κ

 на заданном расстоянии 0

СК

0

ЦК

 (рис. 5.3), где точки 0

СО

 и 0

ЦО

 соответствуют 

положению самолета и цели в начале дальнего наведения, в то время как 0

СК

 и 

0

ЦК

 - в момент его окончания. Траектория наведения при этом методе состоит 

из трех участков: отрезка прямой 0

СО

А

Ь

 дуги с радиусом R и отрезка прямой 

А

2

0

ск

. Расчет этих участков выполняется по довольно сложным формулам, для 

реализации которых необходимо оценивать дальности до цели и истребителя, 
их азимуты и скорости. Кроме того, необходимо знать допустимые радиус раз­
ворота и диапазон углов ±ψ

κ

, дальность рубежа захвата 0

СК

0

ЦК

 и суммарное вре­

мя, затрачиваемое на вывод самолета в точку 0

СК

. 

Достоинство метода - его хорошее сопряжение со всеми методами са­

монаведения и возможность использования как радиолокационных, так и опти-

Рис. 5.3 

ко-электронных визирных систем. Последнее обусловлено тем, что истреби­
тель может быть выведен на рубеж захвата в ЗПС, в которой ОЭС имеют наи­
большую дальность захвата по факелу двигателя. Кроме того, данный метод 
позволяет вывести истребитель в заданное относительно цели положение и тем 
самым обеспечивает наибольшую эффективность применения оружия, а также 
осуществить обход опасных или запретных для полетов зон воздушного про­
странства. 

Недостатки метода - большое время, затрачиваемое на выход самолета 

на рубеж захвата, большой расход топлива, что сокращает время на ведение 
воздушного боя, ограничения на ракурсы перехвата, обусловленные необхо­
димостью вывода самолета в ЗПС, сложность расчетов траектории и ее вы­
полнения. 

В ряде случаев может быть предусмотрен метод наведения, содержащий 

два участка полета по дугам окружностей [3, 7]. 

Метод перехвата представляет собой разновидность метода параллельно­

го сближения [7]. Особенностью является то, что по методу параллельного 
сближения наводится не сам истребитель, а некоторая фиктивная точка А, рас­
положенная по вектору скорости V

c

 на расстоянии Д

3

 захвата цели бортовой 

визирной системой (рис. 5.4). Это означает, что в процессе дальнего наведения 
прямая АОц перемещается параллельно самой себе. Такой прием обеспечивает 
нахождение истребителя в точке 0

СК

 на рубеже захвата Д

3

 в тот момент, когда 

точка А «встретится» в упрежденной точке встречи 0

ут

 с целью. 

Используя координаты цели х

ц

, z

n

 и самолета х

с

, z

c

 и учитывая, что упреж­

денная дальность Д

у

 равна сумме Д

3

 и расстояния 0

С

0

СК

, пролетаемого истреби­

телем за время наведения t

H

, определим систему уравнений 

Рис. 5.4 

(5.5) 

с тремя неизвестными ψ

τ

, t

H

 и Д

у

. 

При получении (5.5) полагалось, что цель и истребитель движутся равно­

мерно и прямолинейно со скоростями V

4

 и V

c

 и курсовыми углами ψ

4

 и ψ

τ

 со­

ответственно. Решая эту систему при условии, что прямоугольные координаты 
определяются по правилу (5.4), вычисляют ψ

τ

, t

H

 и Д

у

. 

Достаточно просто решение системы (5.5) получается при условии, что 

истребитель наводится на встречных либо догонных курсах. В такой ситуации 
с учетом (5.4) из (5.5) можно получить [12] 

(5.6) 

где 

; (5.7) 

Из (5.6) и (5.7) следует, что для реализации метода перехвата необходимо 

оценивать дальности и азимуты цели и истребителя, а также скорости V

n

 и V

c

 и 

курсовой угол цели \|/

ц

. Последнее требует достаточно длительного сопровож­

дения цели.