Методика наведения в заднюю полусферу воздушной цели

Особенности наведения в стратосфере

Общий порядок действий ОБУ при наведении в стратосфере не изменяется, однако объем расчетов и количество команд наведения увеличивается. Дополнительно необходимо рассчитать дальность точки включения форсажа - Д твф (ТВФ), дальность точки начала выполнения вертикального маневра - Д вм (ТВМ), дальность точки начала выполнения прицельной горки - Д г.

Наведение в ЗПС воздушной цели, как правило, выполняется методом "Маневр".

При наведении в стратосфере необходимо рассчитать параметры наведения: I, Д выв, Д упр, дальность точки включения форсажа - Д твф, дальность начала выполнения вертикального маневра - Д вм, дальность начала выполнения прицельной горки - Д г,

Конечная скорость истребителя задается на 200 ÷ 300 км/ч больше скорости цели, но не менее иволютивной для Н оп.

При наведении в ЗПС методом "Маневр" возможно множество различных вариантов разгона истребителя и набора опорной высоты (Н оп):

1. При больших исходных дальностях между истребителем и целью истребитель закончит разгон в ТНР и разворот будет выполняться в горизонтальной плоскости с постоянным креном на конечной скорости.

2. Если участок разгона (S p) мал и не обеспечивает разгон И до заданной конечной скорости до ТНР, то разгон продолжается в развороте в ГП с постоянным креном. К моменту окончания разворота самолет должен разогнаться до заданной конечной скорости.

3. При малых исходных дальностях между истребителем и целью, когда истребителю не хватает времени занять опорную высоту, возникает необходи­мость введения дополнительного разворота и дополнительного участка для разгона и набора высоты.

4. Также возможны другие варианты разгона истребителя и набора опорной высоты.

Рассмотрим некоторые варианты разгона истребителя и набора Н оп:

1. В этом варианте параметры наведения рассчитываются следующим образом (Рис. 14.3.):

Рис. 14.3. Схема наведения в ЗПС и под БР со встречно-параллельного на попутно-пересекающихся курсах с целью, с разгоном истребителя до ТНР

и разворотом на конечной скорости

Дальность вывода:

Д выв = Lo × cos Θ – V ц × t сбл;

Lo = V и × t сбл + Д п;

Д выв = (V и × t сбл + Д п) × cos Θ – V ц × t сбл; (12.1)

где: t сбл = t вм + t обн + t оп + t з + t прц

t вм - время набора опорной высоты после окончания разворота;

Н и - высота начальная в точке окончания разворота;

Н оп - опорная высота;

Vy - вертикальная скорость;

t обн - время, необходимое для обнаружения цели летчиком по БРЛС;

t on - время опознавания цели летчиком;

t з - время, необходимое для захвата цели (перехода БРЛС в режим автоматического сопровождения цели);

t прц - время прицеливания на прицельной горке.

Время вертикального маневра:

(14.1)

Сразу после выполнения разворота, в точке окончания разворота, подается команда на выполнение вертикального маневра для набора опорной высоты, значит: Д выв = Д вм

Прицельная горка выполняется после захвата цели, перед выполнением пуска ракет, т.о. дальность начала выполнения прицельной горки равна:

Д г = (S г + Д п) × cos Θ – Vц × t прц (14.2)

где S г - путь, пройденный истребителем за время выполнения прицельной горки: S г = Vи × t прц

Упрежденная дальность разворота:

Д упр = Vц × t ур – R × (sin Θ – sin (УР + Θ)) – Двыв (12.2)

Интервал:

I = R × (cos Θ – cos (УР + Θ)) + Lо × sin Θ (12.3)

Дальность точки включения форсажа – расстояние между целью и проекцией истребителя на ЛПЦ в момент подачи команды на включение форсажа.

Д твф = Vц × t р + Д упр + S р (14.3)

где S p – путь разгона истребителя; t p - время разгона истребителя.

(14.4)

(14.5)

Vи _К – конечная заданная скорость истребителя; а – ускорение;

где Vи ₀ – скорость истребителя до включения форсажа.

1(а). При выполнении наведения методом «Маневр», для облегчения расчетов и повышения точности наведения допускается упрощение схемы наведения (Рис. 14.4.).

При больших исходных дальностях между истребителем и воздушной целью до момента выхода истребителя в ТВФ истребитель должен быть выведен на встречно-параллельный с целью курс на рассчитанный интервал (I) и в дальнейшем полет выполняется до ТНР на встречно-параллельном с целью курсе.

Положение ТВФ должно обеспечить разгон истребителя до ТНР. В данном случае истребитель закончит разгон в ТНР и разворот будет выполняться в горизонтальной плоскости, с постоянным креном, на конечной скорости.

Рис. 14.4. Схема наведения в ЗПС цели со встречно-параллельного курса,

с разгоном истребителя до ТНР, с разворотом на 180°

В этом случае параметры наведения рассчитываются следующим образом:

I = 2 × R

Д выв = Д вм = V сбл × t сбл + Д п

Д упр = V ц × t _180° – Д выв

Д твф = V ц × t p + Д упр + S p

2. Если участок разгона S p мал и не обеспечивает разгон истребителя до заданной конечной скорости до ТНР, то разгон продолжается в развороте (Рис. 14.5.)

Рис. 14.5. Схема наведения в ЗПС цели со встречно-параллельного курса,

с разгоном истребителя во время разворота, с разворотом на 180°

До точки включения форсажа (ТВФ) истребитель выводится на встречно-параллельный курс с целью на расчетный интервал. Разворот выполняется на 180° в горизонтальной плоскости с постоянным креном и разгоном самолета.

К моменту окончания разворота самолет должен разогнаться до заданной конечной скорости.

В этом случае параметры наведения рассчитываются следующим образом:

Д выв, Д вм, Д г, Д твф – так же, как в предыдущем случае;

Интервал:

где R₀ - начальный радиус разворота;

е - основание натурального логарифма;

к - постоянный коэффициент;

,

где а _Г - тангенциальное ускорение;

g - ускорение свободного падения;

β - крен истребителя в развороте.

Упрежденная дальность разворота:

Д упр = Vц × t _180° – Двыв – Lсм

t _180° - рассчитывается по значению средней скорости на развороте:

Lсм - величина смещения точки окончания разворота относительно ТНР, которая появляется вследствие выполнения разворота с разгоном самолета. При постоянном крене радиус разворота истребителя в момент начала разворота Rо будет меньше радиуса разворота в конце разворота Rк.

Величина Lсм рассчитывается:

Lсм = К × I

Для обеспечения заданного темпа разгона истребителя в развороте необходимо, чтобы скорость его в ТНР(V тнр ) была не менее 1,2 – 1,3 М.

Время и путь разгона самолета в этом случае рассчитываются:

;

где Vи₀ - скорость истребителя до включения форсажа.

Если имеется балансный участок, то истребителю задается комбинированная программа полета.

Если балансный участок равен 0, то задается форсажная программа.

3. При величине балансного участка меньше 0, когда истребителю не хватает времени занять опорную высоту, возникает необходи­мость введения дополнительного разворота (Рис. 14.6.).

Полет выполняется по форсажной программе:

- на участке полета от ИТН до начала первого разворота (Sи) истребитель должен набрать высоту разгона;

- на участке от точки окончания первого разворота до точки начала второго разворота (Sp) истребитель должен выполнить разгон до заданной скорости;

- на участке второго разворота, который выполняется для выхода истребителя на курс атаки цели.

Наведение должно обеспечить выход истребителя в исходное положение для атаки на необходимой высоте и скорости полета.

Рис. 14.6. Схема наведения в ЗПС цели с отворотом истребителя от ЛПЦ

для набора опорной высоты, с разгоном до ТНР и во время разворота

Дата добавления: 2014-01-07