Система наведения. Системы управления и наведения крылатых ракет и перспективы противодействия им

Изобретение относится к области систем вооружения, а более конкретно к функционально самостоятельным модулям, обеспечивающим обнаружение, сопровождение, обработку координат различных наземных, наводных и воздушных целей, а также наведение на эти цели объекта вооружения. Технический результат - повышение эксплуатационных свойств ЗРК. Обеспечивается обнаружение цели в условиях “молчания”, т.е. когда система не может быть обнаружена по излучению его РЛС или лазерных приборов. Обеспечивается нечувствительность системы к средствам радиочастотного подавления противника и к другим факторам, снижающим эффективность работы РЛС. Обеспечивается возможность обнаружения множества целей в секторе кругового обзора, оценка оператором их досягаемости и выбор наиболее предпочтительной для боевой работы. Обеспечивается возможность панорамного контроля над окружающим пространством как до, так и после выбора оператором цели или группы целей для боевой работы. Обеспечивается работа системы в комбинированном (полуавтоматическом) режиме с сохранением возможности приоритетного воздействия оператора на любом этапе наведения, вплоть до момента включения объекта вооружения на боевую работу. Уменьшается время измерения дальности цели. Увеличивается точность наведения объекта вооружения на цель в режиме сопровождения (слежения). В системе применены цифровые или цифроаналоговые азимутальный и угломестные следящие приводы, инфракрасная оптико-электронная система кругового обзора, тепловизор, дальномер, бортовой компьютер, мониторы и пульты управления экипажа. Структура системы построена с учетом наиболее гибкого и эффективного сочетания современных средств инфракрасной оптики, автоматики и вычислительной техники с возможностями и боевым опытом экипажа. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области систем вооружения, а более конкретно к функционально самостоятельным модулям, обеспечивающим обнаружение, сопровождение, обработку координат различных наземных, наводных и воздушных целей, а также наведение на эти цели объекта вооружения. Изобретение может найти применение в зенитных ракетных и зенитных пушечно- ракетных комплексах (ЗРК и ЗПРК), противотанковых ракетных комплексах (ПТРК), а также в составе комплексов вооружения боевых кораблей.Известно техническое решение, обеспечивающее обнаружение цели и наведение на нее объекта вооружения, примененное в полковом самоходном ЗРК “Стрела - 1”. Это решение основано на визуальном обнаружении цели оператором и наведении на нее объекта вооружения по азимуту и углу места с помощью оптического визира посредством управления оператором силовыми приводами азимута и угла места (Р.Д.Ангельский, И.В.Шестов “Отечественные зенитные ракетные комплексы”, М., ООО “Издательство Астрель”, 2002 г., стр. 171). Обладая несомненными достоинствами, указанное техническое решение не обеспечивает автоматическое обнаружение целей в круговом (панорамном) секторе обзора, выдачу оператору данных о расстояниях до целей и их скоростях, а также автоматическое наведение объекта вооружения на цель, выбранную оператором. Перечисленные недостатки ограничивают эффективность ЗРК “Стрела - 1” в условиях современного боя.Известно техническое решение, примененное на ЗПРК “Тунгуска”, включающее азимутальный и угломестный следящие приводы наведения объектов вооружения, РЛС обнаружения цели кругового обзора с азимутальным приводом, РЛС сопровождения цели, аппаратуру обработки информации целеуказания, аппаратуру управления приводами, бортовой компьютер (Р.Д.Ангельский, И.В.Шестов “Отечественные зенитные ракетные комплексы”, М., ООО “Издательство Астрель”, 2002 г., стр. 206). Необходимым условием эффективной боевой работы данной системы наведения объекта вооружения на цель является облучение цели радиолокационными импульсами, что влечет за собой возможность обнаружения комплекса устройствами радиолокационной разведки противника. Кроме того, метод радиолокации, применяемый в данной системе, не достаточно эффективен при обнаружении целей, в которых используется технология “Стеллс”.Наиболее близким к изобретению по совокупности существенных признаков является техническое решение, примененное в зенитном пушечно-ракетном комплексе по RU 2131577 (прототип), который содержит тепловизор; приводы наводимого объекта вооружения, несущие на своем рабочем органе наводимый объект вооружения; бортовой компьютер; инфракрасную оптико-электронную систему с азимутальным приводом, антенну с передатчиком команд ЗУР, блок выработки команд управления ЗУР, линии связи бортового компьютера с инфракрасной оптико-электронной системой и тепловизором и другие структурные элементы комплекса. В этом комплексе используются ЗУР, управляемые по радиолучу, который является демаскирующим фактором и делает возможным обнаружение комплекса средствами радиоэлектронной разведки противника. Кроме того, при работе станции в автономном режиме угол одновременного обзора по азимуту инфракрасной оптической системы целеуказания ограничен, что определяется конструкцией комплекса, предусматривающей в случае необходимости контроля за панорамой воздушного пространства разворот всей азимутальной платформы оператором и сканирование воздушного пространства по секторам. Это приводит к значительному увеличению времени поиска и, как следствие, к снижению боевой эффективности ЗРК.Целью изобретения является повышение эксплуатационных свойств ЗРК и ЗПРК в условиях современного боя.При использовании изобретения достигаются следующие технические результаты:1. Обеспечивается обнаружение цели в условиях “молчания”, т.е. когда комплекс не может быть обнаружен по излучению его РЛС или лазерных приборов.2. Обеспечивается нечувствительность системы к средствам радиочастотного подавления противника и к другим факторам, снижающим эффективность работы РЛС.3. Обеспечивается возможность обнаружения множества целей в секторе кругового обзора, оценка оператором их досягаемости и выбор наиболее предпочтительной.4. Обеспечивается возможность панорамного контроля над окружающим пространством как до, так и после выбора оператором цели или группы целей для боевой работы.5. Обеспечивается работа системы в комбинированном (полуавтоматическом) режиме с сохранением возможности приоритетного воздействия оператора на любом этапе наведения, вплоть до момента включения объекта вооружения на боевую работу. Так, возможно оперативное изменение выбора цели, в случае появления новых, более опасных целей (например, неожиданное появление, в соответствии с известной противотанковой тактикой, “подскочившего” вертолета противника).6. Уменьшается время измерения дальности цели.7. Увеличивается точность наведения объекта вооружения на цель в режиме сопровождения (слежения).Указанные технические результаты достигаются тем, что система наведения объекта вооружения на цель включает в себя основание, укрепленный на основании главный азимутальный цифровой или цифроаналоговый следящий привод, механически связанную с рабочим органом этого привода азимутальную платформу, имеющую возможность поворота в азимутальной плоскости, включает также укрепленный на азимутальной платформе угломестный цифровой или цифроаналоговый следящий привод, укрепленные на рабочем органе этого привода тепловизор и дальномер, включает в себя укрепленный на азимутальной платформе угломестный цифровой или цифроаналоговый следящий привод наводимого объекта вооружения, несущий на своем рабочем органе наводимый объект вооружения, включает в себя бортовой компьютер, инфракрасную оптико-электронную систему кругового обзора с собственным азимутальным приводом, а также включает в себя мониторы и пульты управления, которые образуют рабочее место экипажа; при этом бортовой компьютер отдельными электрическими или оптоэлектронными каналами связан с инфракрасной оптико-электронной системой кругового обзора, с тепловизором, с дальномером, с мониторами, с пультами управления, с цифровыми блоками каждого цифрового или цифроаналогового следящего привода и с наводимым объектом вооружения.Обозначенная сущность изобретения связана с заявленными техническими результатами следующим образом.Технические результаты 1-4 достигаются тем, что в системе наведения объекта вооружения на цель применена инфракрасная оптико-электронная система кругового обзора, функционирующая в совокупности с другими элементами системы в соответствии со своим назначением и техническими возможностями.Технический результат 5, в совокупности с другими техническими результатами, достигается тем, что приоритетность цели определяется оператором, азимутальное и угломестное наведение дальномера и тепловизора осуществляются автоматически, целесообразность боевой работы по цели определяется оператором, захват цели в прицел осуществляется оператором или автоматически, а наведение объекта вооружения на цель осуществляется с помощью цифровых или цифроаналоговых следящих приводов.Технический результат 6 в совокупности со всеми другими техническими результатами достигается тем, что в системе применен отдельный угломестный цифровой или цифроаналоговый следящий привод тепловизора и дальномера. Этот привод обладает высоким быстродействием, т.к. совокупные инерционные свойства дальномера и тепловизора (как механических объектов) невелики, поэтому процесс определения дальности цели занимает меньше времени по сравнению с техническим решением, в котором дальномер наводится на цель угломестным приводом объекта вооружения.Технический результат 7 достигается благодаря выполнению структуры системы по двухканальной схеме. Канал предварительного наведения азимутальной платформы, дальномера и тепловизора осуществляется с использованием координат одной (выбранной) цели, которые вырабатываются инфракрасной оптико-электронной системой кругового обзора (ОЭСКО). Эта информация обновляется с низкой частотой (0.5 Гц для системы “Феникс”) и поэтому для осуществления непрерывного сопровождения цели потребовался бы экстраполирующий вычислительный алгоритм, который вносит дополнительную погрешность. Увеличение точности, связанное с исключением указанной погрешности, достигается тем, что тепловизор наводится каналом предварительного наведения в сектор пространства, содержащий выбранную цель, после чего координаты цели определяются по сигналу от тепловизора, причем этот сигнал квантуется с высокой частотой и по сравнению с быстродействием приводов может считаться непрерывным.На фиг.1 изображена функциональная схема системы наведения объекта вооружения на цель.На фиг.2 изображена компоновочная схема системы наведения объекта вооружения на цель, дающая представление о внешнем виде системы.Система наведения объекта вооружения на цель (фиг.1 и 2) содержит главный азимутальный цифровой (Герман-Галкин С.Г. и др. “Цифровые электроприводы с тиристорными преобразователями”, Ленинград, Энергоатомиздат, Ленинградское отделение, 1986, стр. 8, рис. 1-3) или цифроаналоговый (Справочник по автоматизированному электроприводу под ред. В.А.Елисеева и В.А.Шинянского, М.: Энергоатомиздат, 1983, стр. 356) следящий привод 1. Этот привод укреплен на основании 2, в качестве которого может выступать рама мобильного средства, несущего на себе систему. С рабочим органом главного азимутального следящего привода 1 механически связана азимутальная платформа 3, на которой расположены и укреплены угломестный цифровой или цифроаналоговый следящий привод 4 тепловизора и дальномера и угломестный цифровой или цифроаналоговый следящий привод 5 наводимого объекта вооружения. Азимутальная платформа 3 имеет возможность поворачиваться в азимутальной плоскости. Тепловизор 6 (http://dic.academic.ru/misc/enclp.nsf/ByID/NT0000B836, а также журнал Степанов P.M., Станская Т.Е., Меркин С.Ю. “Портативная тепловизионная камера длинноволнового ИК диапазона для широкого круга применений”, ж. “Прикладная физика” №3, 1999) и дальномер 7 (например, лазерный дальномер разработки НИИ “Полюс” г. Москва, http://www.polyus.msk.ru/RU/lrfru.html) укреплены на рабочем органе угломестного следящего привода 4 тепловизора и дальномера. Наводимый объект вооружения 8 укреплен на рабочем органе угломестного следящего привода 5 наводимого объекта вооружения. Система также включает в себя бортовой компьютер 9, укомплектованный интерфейсами внешних устройств, инфракрасную оптико-электронную систему кругового обзора (ОЭСКО) 10 с собственным азимутальным приводом 11 (это может быть система “Феникс” разработки ЗАО “Оптико-электронные технологии оборонительных систем” г.Москва, http://www.redstar.ru/2001/05/19_05/4 _03.html). Монитор 12, монитор 13, пульт управления 14 и пульт управления 15 образуют в совокупности рабочее место экипажа. Бортовой компьютер 9 с помощью отдельных электрических или оптоэлектронных каналов через входящие в его состав интерфейсы связан с инфракрасной оптико-электронной системой кругового обзора 10, с тепловизором 6, с дальномером 7, с цифровыми блоками каждого из следящих приводов 1, 4, 5, с наводимым объектом вооружения 8, с мониторами 12 и 13 и с пультами управления 14 и 15.Система наведения объекта вооружения на цель работает следующим образом: инфракрасная оптико-электронная система кругового обзора 10 вращается относительно азимутальной оси с заданной частотой, что обеспечивается ее собственным азимутальным приводом 11. При этом обеспечивается круговой обзор окружающего пространства в телесном угле, определяемом диаграммой направленности ОЭСКО. Собственное тепловое излучение объектов, попадающих в сектор обзора ОЭСКО, фиксируется ее чувствительными элементами и преобразуется в информационный сигнал, который по электрическому или оптоэлектронному каналу поступает в бортовой компьютер 9. В бортовом компьютере производится обработка информационного сигнала, в результате чего определяются координаты азимута и угла места объекта. За один оборот ОЭСКО 10 определяются координаты множества объектов, расположенных в секторе обзора ОЭСКО (система “Феникс” определяет до 100 целей). Программно-аппаратные средства бортового компьютера 9 обеспечивают графическое изображение всех указанных объектов на экране монитора 12 в виде отметок на координатной сетке экрана. Командир экипажа выбирает из числа обнаруженных объектов цель и наводит с помощью пульта управления 14 на графическое изображение цели изображение курсора, после чего кнопкой пульта 14 дает сигнал-команду “Цель выбрана!”. По этой команде на цифровой блок главного азимутального следящего привода 1 от бортового компьютера 9 поступает сигнал, пропорциональный координате азимута выбранной цели, а на цифровой блок угломестного следящего привода 4 тепловизора и дальномера поступает сигнал, пропорциональный координате угла места выбранной цели. Следящие приводы 1 и 4 отрабатывают заданные координаты, в результате чего поворачивается азимутальная платформа 3 и поднимается рабочий орган угломестного следящего привода 4 тепловизора и дальномера, а тепловизор 6 и дальномер 7 оказываются наведенными в сектор пространства, содержащий выбранную цель. Сигнал с тепловизора 6 поступает в бортовой компьютер 9, где производится выделение изображения, определение координат и их производных попавшей в зону обзора цели, а графическое изображение этой цели появляется на экране монитора 13, что обеспечивается программно-аппаратными средствами бортового компьютера 9. После этого бортовой компьютер 9 выдает сигнал-команду на дальномер 7, который производит определение дальности цели и передает полученную информацию в бортовой компьютер 9. С этого момента на входы цифровых блоков следящих приводов 1 и 4 с бортового компьютера 9 поступают сигналы, пропорциональные текущим координатам цели, и указанные следящие приводы обеспечивают сопровождение цели, т.е. удержание оптической оси тепловизора 6 в направлении на цель. По данным о координатах, о производных этих координат и о дальности цели бортовым компьютером 9 производится полный расчет курсовых параметров цели и определение ее досягаемости объектом вооружения. На мониторах 12 и 13 при этом появляется информация, достаточная для принятия решения о целесообразности боевой работы по данной цели. Например, это может быть такая информация: цель встречная азимут 30, угол 15 дальность 5000, вход в зону через 10 секунд. Или такая информация: цель догон азимут 30, угол 15 дальность 2000, выход из зоны через 10 секунд. На основании этой информации командир принимает решение о целесообразности боевой работы по цели. При этом он или переключается на другую цель, или отдает устную команду оператору на уничтожение цели. Получив такую команду, оператор с помощью пульта управления 15 совмещает графическое изображение курсора-прицела с графическим изображением цели на экране монитора 13 и кнопкой пульта 15 подает сигнал-команду для наведения объекта вооружения на цель. Этот сигнал поступает на вход цифрового блока угломестного следящего привода 5 объекта вооружения, который наводит объект вооружения 8 на цель по углу места. После прохождения сигнала-команды наведения сигналы, поступающие на цифровые блоки следящих приводов 1 и 5 от бортового компьютера 9, содержат баллистические поправки, учитывающие скорость, дальность, высоту цели, угол встречи, тип наводимого объекта вооружения и др. Эти поправки вносятся баллистическим вычислителем, который программно реализован на бортовом компьютере 9. Предусматривается режим, по которому после совмещения изображения курсора-прицела с изображением цели на экране монитора 13, происходит “захват” цели, т.е. привязка управляющих сигналов, поступающих на вход цифровых блоков следящих приводов 1 и 5 к текущим координатам цели с учетом баллистических поправок. Окончание наведения объекта вооружения 8 на цель определяется по критерию минимального рассогласования задающих воздействий, поступающих с бортового компьютера 9, с сигналами обратных связей следящих приводов 1 и 5. Сигнал об окончании наведения преобразуется бортовым компьютером в информационное сообщение “Готов!” на экране монитора 13. Если в качестве объекта вооружения используется артиллерийская ствольная система, то после этого оператор кнопкой пульта управления 15 приводит в действие объект вооружения, т.е. начинает обстрел цели. В это время командир следит за информацией на мониторе 12 и в случае появления новых, более опасных, целей в круговом секторе обзора (например, при появлении в соответствии с известной противотанковой тактикой “подскочившего” вертолета противника) или при получении по линии связи приоритетного целеуказания от дивизионной станции обнаружения может принять решение об изменении выбора цели на любом этапе работы. Это обеспечивается приоритетом пульта управления 14, реализованным с помощью программно-аппаратных средств бортового компьютера 9. В том случае если в качестве объекта вооружения используется зенитная ракета, оснащенная инфракрасной головкой самонаведения и встроенной системой телеметрического контроля готовности (например, ЗРК “Стингер”, Н.Л. Волковский “Энциклопедия современного оружия и боевой техники”. Том 2, изд. “Полигон”, СПБ, 1997, стр. 199), то с пульта управления 15 одновременно с сигналом-командой наведения поступает сигнал-команда на приведение зенитной ракеты в состояние боевой готовности. Захват цели инфракрасной головкой самонаведения определяется по сигналу с этой головки, который через программно-аппаратные средства бортового компьютера 9 преобразуется в информационное сообщение “Вижу цель” на экране монитора 13. Получение такого сообщения является для оператора свидетельством боевой готовности системы. Кнопкой пульта управления 15 подается сигнал-команда на запуск зенитной ракеты.Программно-аппаратные средства бортового компьютера 9 предусматривают возможность перенастройки конфигурации рабочего места экипажа таким образом, чтобы управление системой было возможно с одного (любого) из пультов управления и с одним (любым) монитором. Необходимость такой перенастройки может возникнуть по оперативным или организационным причинам. Структура системы построена с учетом наиболее гибкого и эффективного сочетания современных средств инфракрасной оптики, автоматики и вычислительной техники с возможностями и боевым опытом экипажа.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Система наведения объекта вооружения на цель, содержащая тепловизор, привод наводимого объекта вооружения, несущий на своем рабочем органе наводимый объект вооружения, бортовой компьютер, инфракрасную оптико-электронную систему с азимутальным приводом, причем бортовой компьютер соединен с инфракрасной оптико-электронной системой и тепловизором, отличающаяся тем, что она снабжена основанием, укрепленным на основании главным азимутальным цифровым или цифроаналоговым следящим приводом, механически связанной с рабочим органом главного азимутального следящего привода азимутальной платформой, выполненной с возможностью поворота в азимутальной плоскости, дальномером, укрепленным на азимутальной платформе угломестным цифровым или цифроаналоговым следящим приводом, мониторами и пультами управления, которые образуют рабочее место экипажа, причем на рабочем органе угломестного следящего привода укреплен тепловизор и дальномер, а привод наводимого объекта вооружения укреплен на азимутальной платформе и является угломестным цифровым или цифроаналоговым следящим приводом, при этом инфракрасная оптико-электронная система выполнена с круговым обзором, а бортовой компьютер отдельными электрическими или оптоэлектрическими каналами связан с инфракрасной оптико-электронной системой кругового обзора, тепловизором, дальномером, мониторами, пультами управления и с цифровыми блоками каждого цифрового или цифроаналогового следящего привода.2. Система по п.1, отличающаяся тем, что конфигурация рабочего места задана программой бортового компьютера, в зависимости от состава экипажа и выполнена с возможностью перенастройки.3. Система по п.1, отличающаяся тем, что в состав бортового компьютера входят интерфейсы всех внешних устройств, к которым компьютер подключен.4. Система по п.1, отличающаяся тем, что при использовании в качестве объекта вооружения ракеты с головкой самонаведения, бортовой компьютер соединен отдельным электрическим или оптоэлектронным каналом с головкой самонаведения ракеты.

Зенитный ракетный комплекс.

Введение:

Зенитный ракетный комплекс (ЗРК) - совокупность функционально связанных боевых и технических средств, обеспечивающих решение задач по борьбе со средствами воздушно-космического нападения противника.

Современное развитие ЗРК, начиная с 1990-х, в основном направлено на увеличение возможностей поражения высокоманевренных, низколетящих и малозаметных целей. Большинство современных ЗРК, проектируется также, с расчётом на по крайней мере ограниченные возможности по уничтожению ракет малой дальности.

Так, развитие американского ЗРК «Patriot» в новых модификациях начиная с PAC-1 было в основном переориентировано на поражение баллистических, а не аэродинамических целей. Предполагая аксиомой военной кампании возможность достижения превосходства в воздухе на достаточно ранних стадиях конфликта, США и ряд других стран рассматривают как основного оппонента для ЗРК не пилотируемые самолёты, а крылатые и баллистические ракеты противника.

В СССР и позднее в России, продолжалось развитие линейки зенитных ракет С-300. Был разработан, ряд новых комплексов, включая принятую на вооружение в 2007 году ЗРС С-400. Основное внимание при их создании уделялось увеличению количества одновременно сопровождаемых и обстреливаемых целей, совершенствованию способности поражать низколетящие и малозаметные цели. Военная доктрина РФ и ряда других государств отличается более комплексным подходом к ЗРК большой дальности, рассматривая их не как развитие зенитной артиллерии, но как самостоятельную часть военной машины, совместно с авиацией обеспечивающую завоевание и удержание господства в воздухе. Противоракетной обороне от баллистических ракет уделялось несколько меньше внимания, но в последнее время ситуация переменилась.

Особое развитие получили военно-морские комплексы, среди которых на одном из первых мест стоит система оружия «Иджис» с ЗУР «Стандарт». Появление УВП Mk 41 с очень высоким темпом пуска ракет и высокой степенью универсальности, за счёт возможности размещения в каждой ячейке УВП широкой гаммы управляемого оружия способствовало широкому распространению комплекса. На данный момент ракеты «Стандарт» состоят на вооружении флотов семнадцати государств. Высокие динамические характеристики и универсальность комплекса способствовали разработке на его базе противоракет и противоспутникового оружия SM-3, на данный момент составляющих основу противоракетную оборону (ПРО) США.

История:

Первая попытка создать управляемый дистанционно снаряд для поражения воздушных целей была предпринята в Великобритании Арчибальдом Лоу. Его «воздушная цель» (Aerial Target), названная так для введения в заблуждение немецкой разведки, представляла собой радиокомандно управляемый винтовой аппарат с поршневым двигателем ABC Gnat. Снаряд предназначался для уничтожения цеппелинов и тяжелых германских бомбардировщиков. После двух неудачных запусков в 1917 году, программа была закрыта из-за малого интереса к ней командования ВВС.

В 1935 году, Сергей Королев предложил идею зенитной ракеты «217», наводящейся по лучу прожектора при помощи фотоэлементов. Работы над снарядом велись некоторое время до стадии отработки.

В самом начале Второй Мировой Войны Великобритания активно рассматривала различные проекты создания зенитных ракет. Из-за нехватки ресурсов, впрочем, большее внимание было уделено более традиционным решениям в виде пилотируемых истребителей и усовершенствованных зенитных орудий, и ни один из проектов 1939-1940 года не был доведен до практического применения. С 1942 года в Великобритании велись работы над созданием зенитных управляемых снарядов Brakemine и Stooge, также не завершенные в связи с окончанием военных действий.

Первыми в мире зенитными управляемыми ракетами, доведенными до стадии опытного производства, были создаваемые с 1943 года в Третьем рейхе ракеты «Рейнтохтер», Hs-117 «Шметтерлинг» и «Вассерфаль» (последняя к началу 1945 года была испытана и готова к запуску в серийное производство, которое так и не началось).

В 1944 году, столкнувшись с угрозой со стороны японских камикадзе, ВМФ США инициировал разработку зенитных управляемых снарядов, предназначенных для защиты кораблей. Были запущены два проекта - дальнобойная зенитная ракета Lark и более простая KAN. Ни одна из них не успела принять участия в боевых действиях. Разработка Lark продолжалась до 1950 года, но хотя ракета успешно прошла испытания, она была сочтена слишком устаревшей морально и никогда не устанавливалась на корабли.

Состав:

средства транспортировки зенитных управляемых ракет (ЗУР) и заряжания ими пусковой установки;

пусковая установка ЗУР;

зенитные управляемые ракеты;

средства разведки воздушного противника;

наземный запросчик системы определения госпринадлежности воздушной цели;

средства управления ракетой (может находиться на ракете - при самонаведении);

средства автоматического сопровождения воздушной цели (может находиться на ракете);

средства автоматического сопровождения ракеты (самонаводящимся ракетам не требуется);

средства функционального контроля оборудования;

Классификация:

По театру военных действий:

корабельные

сухопутные

Сухопутные ЗРК по мобильности:

стационарные

малоподвижные

мобильные

По способу движения:

переносные

буксируемые

самоходные

По дальности

ближнего действия

малой дальности

средней дальности

большой дальности

По способу наведения (см. способы и методы наведения)

с радиокомандным управлением ракетой 1-го или 2-го рода

с наведением ракет по радиолучу

с самонаведением ракеты

По способу автоматизации

автоматические

полуавтоматические

неавтоматические

Способы и методы наведения ЗУР:

Телеуправление первого рода

Телеуправление второго рода

Станция сопровождения цели находится на борту ЗУР и координаты цели относительно ракеты передаются на землю

Летящая ЗУР сопровождается станцией визирования ракеты

Необходимый маневр рассчитывается наземным счётно-решающим прибором

На ракету передаются команды управления, которые преобразуются автопилотом в управляющие сигналы рулям

Теленаведение по лучу

Станция сопровождения цели находится на земле

Наземная станция наведения ракет создает в пространстве электромагнитное поле, с равносигнальным направлением, соответствующим направлению на цель.

Счетно-решающий прибор находится на борту ЗУР и вырабатывает команды автопилоту, обеспечивая полет ракеты вдоль равносигнального направления.

Самонаведение

Станция сопровождения цели находится на борту ЗУР

Счетно-решающий прибор находится на борту ЗУР и генерирует команды автопилоту, обеспечивающие сближение ЗУР с целью

Виды самонаведения:

активное - ЗУР использует активный метод локации цели: излучает зондирующие импульсы;

полуактивное - цель облучается наземной РЛС подсвета, а ЗУР принимает эхо-сигнал;

пассивное - ЗУР лоцирует цель по её собственному излучению (тепловому следу, работающей бортовой РЛС и т. п.) или контрасту на фоне неба (оптическому, тепловому и т. п.).

Двухточечные методы - наведение осуществляется на основании информации о цели (координат, скорости и ускорения) в связанной системе координат (системе координат ракеты). Применяются при телеуправлении 2-го рода и самонаведении.

Метод пропорционального сближения - угловая скорость вращения вектора скорости ракеты пропорциональна угловой скорости поворота линии визирования (линии «ракета-цель»)

Метод погони - вектор скорости ракеты всегда направлен на цель;

Метод прямого наведения - ось ракеты направлена на цель (близок к методу погони с точностью до угла атаки α

и угла скольжения β, на которые вектор скорости ракеты повернут относительно ее оси).

Метод параллельного сближения - линия визирования на траектории наведения остается параллельной самой себе.

2. Трехточечные методы - наведение осуществляется на основании информации о цели (координат, скоростей и ускорений) и о наводимой на цель ракете (координат, скоростей и ускорений) в стартовой системе координат, чаще всего связанной с наземным пунктом управления. Применяются при телеуправлении 1-го рода и теленаведении.

Метод трех точек (метод совмещения, метод накрытия цели) - ракета находится на линии визирования цели;

Метод трех точек с параметром - ракета находится на линии, упреждающей линию визирования на угол, зависящий от

разности дальностей ракеты и цели.

В пример хочу привести ЗРК "Оса".

«Оса» (индекс ГРАУ - 9К33, по классификации МО США и НАТО: SA-8 Gecko («Геккон»)) - советский автоматизированный войсковой зенитный ракетный комплекс. Комплекс является всепогодным и предназначен для прикрытия сил и средств мотострелковой (танковой) дивизии во всех видах боевых действий.

Разработка автономного самоходного войскового зенитного ракетного комплекса "Оса" (9К33) началась в соответствии с Постановлением СМ СССР от 27 октября 1960 г. Впервые ставилась задача разработки автономного комплекса с размещением на одном самоходном плавающем шасси (боевой машине) как всех боевых средств, включая радиолокационные станции и пусковую установку с ракетами, так и средств связи, навигации и топопривязки, контроля, а также источников электропитания. Новыми были и требования по обнаружению воздушных целей в движении и поражению их огнем с коротких остановок. Вес ЗУР не должен был превышать 60-65 кг, что позволяло бы двум военнослужащим осуществлять вручную операции по заряжению пусковой установки.

Основным предназначением комплекса было прикрытие от низколетящих целей сил и средств мотострелковых дивизий. Одновременно Постановлением задавалась разработка корабельного ЗРК "Оса-М" с использованием ракеты и части радиоэлектронных средств комплекса "Оса".

Разработка комплекса "Оса" и в СССР шла очень не просто. Неоднократно срывались сроки отработки узлов ракеты, шасси и всего комплекса. В итоге к 1962 году работы фактически так и не вышли из стадии экспериментальной лабораторной отработки основных систем. Эта неудача была предопределена излишним оптимизмом в оценке перспектив развития отечественных твердых топлив и элементной базы бортовой аппаратуры системы управления. На стадии разработки тактико-технических требований комплекс носил наименование "Эллипсоид"

ЗРК 9K33 "Оса" состоял из:

боевой машины 9А33Б со средствами разведки, наведения и пуска, с четырьмя зенитными управляемыми ракетами 9М33,

транспортно-заряжающей машины 9Т217Б с восемью ЗУР,

средств контроля и технического обслуживания, смонтированных на автомобилях.

Боевая машина 9А33Б размещалась на трехосном шасси БАЗ-5937, снабженном водометом для движения на плаву, с мощным ходовым дизельным двигателем, средствами навигации, топопривязки, жизнеобеспечения, связи и электропитания комплекса (от газотурбинного агрегата и от генератора отбора мощности ходового двигателя). Обеспечивалась авиатранспортабельность самолетом Ил-76 и перевозка по железной дороге в пределах габарита 02-Т.

Размещенная на боевой машине 9А33Б за транспортно-пусковыми контейнерами РЛС обнаружения целей представляла собой когерентно-импульсную РЛС кругового обзора сантиметрового диапазона со стабилизированной в горизонтальной плоскости антенной, что позволяло производить поиск и обнаружение целей при движении комплекса. РЛС осуществляла круговой поиск вращением антенны со скоростью 33 об./мин, а по углу места - пререброской луча в одно из трех положений при каждом обороте антенны. При импульсной мощности излучения 250 кВт, чувствительности приемника порядка 10Е-13 Вт, ширине луча по азимуту 1°, по углу места - от 4° в двух нижних положения луча и до 19° в верхнем положении (общий сектор обзора по углу места составлял 27°) станция обнаруживала истребитель на дальности 40 км при высоте полета 5000 м (27 км - на высоте 50 м). Станция была хорошо защищена от активных и пассивных помех.

Установленная на боевой машине РЛС сопровождения цели сантиметрового диапазона волн при импульсной мощности излучения 200 кВт, чувствительности приемника 2x10Е-13 Bт и ширине луча 1° обеспечивала захват цели на автосопровождение на дальности 23 км при высоте полета 5000 ми 14 км при высоте полета 50 м. Среднеквадратичное отклонение автосопровождения цели составляли 0.3 д.у. (делений угломера т.е. 0.06°) по угловым координатам и 3 м по дальности. Станция имела систему селекции движущихся целей и различные средства защиты от активных помех. При сильных активных помехах возможно сопровождение с помощью телевизионно-оптического визира и РЛС обнаружения.

Комплекс обеспечивал поражение целей со скоростью 300 м/с на высотах 200-5000 м в диапазоне дальностей от 2,2-3,6 до 8,5-9 км (с уменьшением максимальной дальности до 4-6 км для целей на малых высотах - 50-100 м). Для сверхзвуковых целей, летящих со скоростью до 420 м/с дальняя граница зоны поражения не превышала 7,1 км на высотах 200-5000 м. Параметр составлял от 2 до 4 км. Рассчитанная по результатам моделирования и боевых пусков ЗУР вероятность поражения цели типа F-4С ("Фантом-2") одной ракетой составляла 0,35-0,4 на высоте 50 м и увеличивалась до 0,42-0,85 на высотах более 100 м.

Самоходное шасси обеспечивало средние скорости движения комплекса по грунтовым дорогам днем - 36 км/ч, ночью - 25 км/ч при максимальных скоростях по шоссе до 80 км/ч. На плаву скорость достигала 7...10 км/ч.

Ракета 9М33

Масса ракеты,кг 128

Масса боевой части,кг 15

Длина ракеты,мм 3158

Диаметр корпуса,мм 206

Размах крыла, мм. 650

Скорость полета ЗУР,м/с 500

Зона поражения, км

По дальности 2..9

По высоте 0,05..5

По параметру 2-6

Вероятность поражения истребителя одной ЗУР 0,35..0,85

Максимальная скорость поражаемых целей,м/с до 420

Время реакции,с 26-34

Время развертывания,мин 3-5

Число ЗУР на боевой машине 4

Год принятия на вооружение 1972

Эксплуатация и испытания:

В ЗРК "Оса" при относительно небольшой дальности удалось обеспечить высокое энергетическое отношение отраженных от цели сигнала к помехам, что позволяло даже в условиях интенсивных помех использовать для обнаружения и сопровождения цели радиолокационные каналы, а при их подавлении - телевизионно-оптический визир. По уровню помехозащищенности ЗРК "Оса" превосходил все войсковые зенитные комплексы первого поколения. Поэтому при применении ЗРК "Оса" в боевых действиях в южном Ливане в начале восьмидесятых годов противником наряду со средствами радиоэлектронного противодействия широко использовались разнообразные тактические приемы, направленные на снижение боеспособности комплекса, в частности, массовый пуск имитирующих боевые самолеты беспилотных летательных аппаратов с последующей атакой ударной авиации на позиции израсходовавших боекомплект ЗРК,

Комплекс также использовался Ливией 15 апреля 1986г. против американских бомбардировщиков, но, по сообщениям иностранной печати, ни одна цель не была сбита.

Во время боевых действий 1987-88гг. в Анголе против южноафриканских ВВС также использовался комплекс "Оса". Были сбиты два дистанционно пилотируемых летательных аппарата и самолет визуального наблюдения.

Перед началом операции "Буря в пустыне" специальное подразделение многонациональных сил с использованием вертолетов проникло на территорию Кувейта, захватило и вывезло ЗРК "Оса" со всей технической документацией, заодно пленив и боевой расчет, состоящий из иракских военнослужащих. По сообщениям прессы, в ходе боевых действий в начале 1991 года иракским ЗРК "Оса" была сбита американская крылатая ракета.

Системы управления, при которых ракета меняют свою траекторию движения на основании информации, переданной из внешнего источника. Существуют системы с передачей как непрерывной информации, так и дискретной. Как правило, используется на ракетах малой дальности.

Радиокомандное

Хвостовая часть ракеты 9М120 «Атака» с трассером.

Система наведения, в которой управляющие сигналы на рулевые машинки ракеты формируются на самолёте-носителе и передаются на ракету по радиоканалу или проводам. Является самой простой с точки зрения реализации. Первые управляемые ракеты Hs 293 использовали данную систему наведения, причем как в варианте с передачей сигналов по радио, так и по проводам. Управление ракетой осуществлялось непосредственно оператором, который отклонением ручки управления изменял отклонение рулей самой ракеты, тем самым контролируя её траекторию полёта. Для лучшего видимости в хвостовой части ракеты размещался трассер. Современные системы радионаведения способны самостоятельно контролировать местоположение ракеты с помощью оптического датчика, который отслеживает трассер ракеты, или радиолокатора и рассчитывать траекторию полёта ракеты до поражения цели; оператору наведения остаётся только удерживать прицельный маркер на цели.

Преимуществом системы радионаведения является независимость от погодных условий и времени суток, а также высокая помехозащищённость канала связи и относительно высокая скрытность. К недостаткам относиться ограничение манёвренности носителя после пуска и необходимость визуального обнаружения цели до пуска.

Используется на ракетах:

• Hs 293
• Штурм-В · Атака · Х-23 · Х-25МР
• AGM-12
• AS.11 · AS.12 · AS.15TT · AS.20 · AS.30

Телевизионно-командное

В целом аналогична радиокомандной системе наведения. Основным отличием является установленная на борту ракеты телевизионная камера, с помощью которой оператор наведения осуществляет контроль полёта ракеты. Оператор наведения получает в реальном режиме времени изображение местности, над которой пролетает ракета, и управляет полётом, ориентируясь по заметным ориентирам. После обнаружения цели оператор ориентирует ракету в её направлении. Как правило, данная система управления является элементом комбинированной системы наведения, в которой возможен выход ракеты в район цели с помощью автономной инерциальной системы наведения и самонаведение после обнаружения цели телевизионной ГСН.

Преимущества системы аналогичны радиокомандной системе, однако она не стесняет в манёвре носитель после пуска и имеет значительно большую дальность действия, так как отсутствует необходимость визуального сопровождения полёта ракеты. Основным недостатком является узкое поле зрения телевизионной ГСН, которая в сочетании с высокой скоростью полёта приводит к потере ориентировки оператором наведения.

Используется на ракетах:

• AGM-142
• AJ.168

Наведение по радио лучу

Наведение, при котором ракета ориентируется относительно направленного на цель фокусированного радиолуча самолёта-носителя. Бортовые датчики-потенциометры ракеты вырабатывают сигналы системе управления на основании углового отклонения от направления равносигнальной зоны луча. Во время наведения пилот должен удерживать на одной линии объект атаки, трассер ракеты и прицел, поэтому данный метод также называют «методом трёх точек».

Недостатком подобной системы наведения является ограниченность зон возможных пусков ракеты, отсутствие возможности для манёвра носителя во время наведения, невысокая точность попадания.

Используется на ракетах:

Наведение по лазерному лучу

Наведение, при котором ракета ориентируется относительно направленного на цель модулированного лазерного луча. Бортовые датчики вырабатывают сигналы системе управления на основании величины горизонтального и вертикального отклонения ракеты от луча, так чтобы ракета постоянно находилось на оси лазера.

Преимущества и недостатки системы наведения по лазерному лучу аналогичны полуактивной лазерной системе самонаведения, за исключением более высокой скрытности, так как потребная мощность лазера для теленаведения намного меньше.

Используется на ракетах:

• Вихрь
• Атака

Самонаведение

Системы, при которых информация для изменения траектории полёта ракеты выдаётся автономно на борту ракеты от её головки самонаведения. Головка самонаведения использует излучаемую или отражённую энергию цели. Различают активное самонаведение — первичный источник энергии находиться на борту ракеты, полуактивное — источник энергии находиться вне ракеты и пассивное — источником энергии служит сама цель.

Активное самонаведение

Активное радиолокационное

Активная радиолокационная ГСН ракеты Х-35Э.

Система наведения, при которой ракета ориентируется на отражённый целью радиолокационный сигнал, генерированный бортовой РЛС. Первые активные радиолокационные ГСН могли обнаруживать только относительно крупные радиоконтрастные цели, например, корабли, поэтому в первую очередь нашли применение на противокорабельных ракетах. Прогресс в разработке малогабаритных высокочастотных РЛС позволил создавать ракеты с малогабаритной РЛС миллиметрового диапазона, которые могут различать малоразмерные цели, например, танки. Тем не менее, дальность действия РЛС ракеты зависит от размера антенны, которая ограничена диаметром корпуса, поэтому ракеты с АРЛС ГСН нередко используют дополнительные методы для сближения с целью на дистанцию действия бортовой РЛС. К ним относятся инерциально-корректируемый метод наведения, полуактивный радиолокационный или теленаведение.

Используется на ракетах:

• К-10С · КСР-2 · КСР-5 · Х-15С · Х-25МА · Х-31А · Х-35 · Х-38МА
• AGM-114L

Полуактивное самонаведение

Полуактивное радиолокационное

Система наведения, при которой ракета ориентируется на отражённый целью радиолокационный сигнал, генерированный РЛС носителя или целеуказателя, в качестве которого чаще всего также выступает летательный аппарат. Обособленно полуактивное радиолокационное самонаведение использовалось только на ранних противокорабельных ракетах. В настоящее время данный способ самонаведения используется для увеличения дальности пуска ракет с активным радиолокационным самонаведением.

Используется на ракетах:

• КС Комета
• Sea Skua

Лазерное полуактивное

Лазерная полуактивная ГСН ракеты Х-29Л.

Системы, в которых головка самонаведения ориентируется на центр отраженного пятна лазерного излучения с носителя или воздушного или наземного авианаводчика. Получая отраженную лазерную энергию, головка самонаведения определяет угловые координаты цели, на основании которых система управления ракеты в соответствии с заданной программой полёта вырабатывает команды управления движением. С момента пуска до поражения лазер должен удерживаться на цели оператором наведения. При использовании авианаводчика возможна стрельба по не наблюдаемой с носителя цели, в этом случае захват цели возможен на траектории полёта ракеты.

Достоинством полуактивной лазерной системы наведения является высокая точность попадания ракеты в цель, что позволяет поражать одиночные манёвренные малоразмерные объекты. К недостаткам относится зависимость от погодных условий, а также состава и загрязнённости атмосферы. Особенность системы требует постоянного подсвета цели лазером, поэтому самолёт-носитель ограничен в манёвре после пуска ракеты либо требуется использование наземного авианаводчика или другого самолёта, который будет осуществлять целеуказание.

Используется на ракетах:

• С-25Л · Х-25МЛ · Х-29Л · Х-38МЛ
• AGM-65E · AGM-114A/B/C/F/K
• AS.30L

Пассивное самонаведение

Телевизионное

Телевизионная ГСН ракеты Х-59.

Системы, в которых головка самонаведения ориентируется на светоконстрастный тёмный или светлый относительно окружающего фона край цели. Причём линия контраста может формироваться не только контрастным цветом на общем фоне, но и падающими солнечными лучами и тенями. После прицеливания изображение цели фиксируется в памяти ракеты и по мере приближения к цели автоматически обновляется. Основным элементом телевизионной ГСН является черно-белая оптико-электронная телекамера. На советских ракетах использовалась аналоговая телекамера с телевизионным стандартом 625 строк на 550 линий, в современных телевизионных ГСН используется ПЗС-матрица. Телевизионное самонаведение является пассивным, что позволяет производить атаку скрытую от противника.

Достоинством телевизионной системы наведения является высокая точность попадания ракеты в цель, что позволяет поражать одиночные манёвренные малоразмерные объекты. К тому же телевизионная система после пуска является автономной, поэтому никак не ограничивает носитель в манёвре, что реализует принцип «выстрелил-забыл». К недостаткам относится сильная зависимость от погодных условий, а также состава и загрязнённости атмосферы. Телевизионная система самонаведения эффективно работает только при ярком контрастном свете.

Используется на ракетах:

• Х-25МТ · Х-29Т
• AGM-65A/B · AGM-65H/K

Тепловизионное

В целом аналогична телевизионной системе самонаведения, только работает не в панхроматическом, а в инфракрасном диапазоне длин волн. Иногда тепловизионные системы самонаведения ракет «воздух-поверхность» путают с инфракрасной системой наведения ракет «воздух-воздух», однако эти системы имели принципиальное отличие. Изначально тепловизионная система ракеты «воздух-поверхность» формировала изображение цели, в отличие от ИКГСН ракеты «воздух-воздух», которая наводилась на тепловое пятно. Современные инфракрасные системы самонаведения обоих типов ракет принципиальных отличий не имеют - обе формируют изображение цели с помощью камеры на базе матрицы ПЗС.

Достоинства и недостатки аналогичны телевизионной системе наведения. Однако тепловизионная система самонаведения может работать при низкой освещённости и ночью.

Используется на ракетах:

• Х-25МТП · Х-29ТД · Х-38МТ
• AGM-65D/F/G

Пассивное радиолокационное

Пассивная радиолокационная ГСН ракеты Х-31П.

Система наведения, при которой ракета ориентируется на генерированный целью радио сигнал. Пассивные радиолокационные ГСН обеспечивают пеленгационное наведение во всех радио частотных диапазонах. Они наводятся не только на основной луч РЛС, но и боковые лепестки диаграммы направленности антенны. Первые ракеты с ПРЛС ГСН теряли цель при выключении источника радиоизлучения или отвороте направленного радиолуча антенны РЛС от летящей к ней ракеты. Современные пассивные радиолокационные системы наведения имеют функцию «запоминания» местоположения источника, а также способны перенацеливаться на более опасные для самолёта-носителя источники радиоизлучения, такие как РЛС подсвета цели.

Используется на ракетах:

• КСР-11 · Х-15П · Х-25МП/МПУ · Х-27ПС · Х-28 · Х-31П · Х-58
• AGM-45 · AGM-88

Автономное

Системы, которые вырабатывают команды управления ракетой на основе заложенной на борту программы. Как правило, используются на ракетах для ударов по стационарным целям или в комбинации с другими системами наведения.

Инерциальное

Первая ракета с инерциальной системой наведения Fi 103

Системы, в которых параметры полёта ракеты определяются способами, базирующимися на свойстве инерции тел. В отличие от других систем наведения данная полностью автономна, ей не нужно никаких внешних источниках информации или ориентиров. Установленные на борту датчики определяют ускорения летящей ракеты, на основании которых рассчитывают её скорость, траекторию, координаты, а также данные для коррекции полёта. Первая стратегическая крылатая ракета Fi 103 была оснащена простейшей инерциальной системой, позволяющей только поддерживать прямолинейный полёт и в расчётное время переводить ракету в пике. Современные инерциальные системы включают акселерометры для измерения ускорений ракеты, гироскопы для определения углов тангажа, рысканья и крена, блок времени, блок начальной информации о параметрах движения и координатах ракеты во время старта и вычислительную систему для расчёта текущих координат и параметров движения ракеты на основании данных вышеперечисленных блоков.

Преимуществами инерциальной системы является полная автономность и абсолютная помехозащищённость. Основным недостатком является постепенное накопление ошибки определения текущих координат и параметров движения, который частично решается коррекцией системы.

Используется на ракетах:

• Fi 103
• AGM-69

Инерциально-корректируемое

Инерциальные системы с возможностью коррекции накопленной ошибки определения координат и параметров движения с помощью внешних источников информации. Нередко методы коррекции используют комбинированно, повышая точность системы.

• Коррекция навигационной аппаратурой потребителя глобальной навигационной спутниковой системы — коррекция, выполняемая по данным приёмника одной из систем спутниковой навигации или их комбинации. Современные ракеты могут использовать данные систем NAVSTAR, ГЛОНАСС, Galileo и других. Система наведения сравнивает рассчитанные инерциальной системой координаты с полученными приёмником и вычисляет текущую ошибку для её коррекции. Данная система коррекция уязвима из-за возможных радиоэлектронных помех противника, а также из-за возможности уничтожения самих навигационных спутников, поэтому на стратегических крылатых ракетах она комбинируется с иными системами коррекции. Система используется на ракетах:
  • Х-101
  • AGM-86C
• Рельефометрическая экстремально-корреляционная система коррекция) — коррекция, выполняемая по результатам сравнения эталонного профиля рельефа с рельефом, над которым пролетает ракета в текущий момент. До пуска на борт ракеты загружают карту рельефа вдоль маршрута полёта. Во время коррекции высотомер формирует непрерывный поток данных о высоте полёта в виде последовательности превышений и понижений, которая «ищется» на карте, причём сравниваются именно последовательности относительных высот, а не абсолютные значения. После обнаружения совпадения система управления ракеты получает точные координаты маршрута во время коррекции и может рассчитать величину накопившейся ошибки, чтобы провести коррекцию траектории. Ранние системы коррекции по рельефу местности не позволяли загружать карты рельефа на весь маршрут из-за ограничений памяти, поэтому в систему управления загружали карты отдельных зон. Их размеры выбирали таким образом, чтобы при максимальном значении вероятной ошибки ракета гарантированно пролетала над зоной коррекции. Между ними ракета летела только с помощью инерциальной навигационной системы. Позднее появился усовершенствованный вариант - англ. Terrain Profile Matching, который способен непрерывно отслеживать местоположение ракеты. В систему загружают цифровую карту местности вдоль маршрута, на базе которой «предсказывается» текущее значение высоты. Затем рассчитанное значение сравнивается с полученным от высотомера истинным значением. Разница используется для оценки текущей ошибки навигационной системы и её коррекции. Точность системы зависит от количества и размеров элементарных участков местности, над которыми измеряется высота полёта. Чем меньше размер ячейки и больше их количество в одной последовательности, тем выше точность системы, также точность зависит от погрешности измерения высоты. В современных ракетах вместо радиовысотомера используют лазерный дальномер, что улучшает точность системы. Вдоль маршрута полёта над морем вместо карт рельефа используют карты магнитных полей. Система используется на ракетах:
  • Х-55 · Х-65
  • AGM-86B · AGM-129
• Оптико-электронная экстремально-корреляционная система коррекции) — коррекция, выполняемая по результатам сравнения эталонного изображения местности с изображением, полученным оптико-электронной камерой ракеты. Принципиально не отличается от коррекции по рельефу местности. До пуска на борт ракеты загружаются изображения местности вдоль маршрута полёта ракеты, района цели, а также самой цели. Во время полёта установленная на борту камера делает снимки местности, которые «ищутся» на эталонных изображениях. После обнаружения совпадения система управления ракеты получает точные координаты на момент съёмки и может рассчитать величину накопившейся ошибки, чтобы провести коррекцию траектории. Как правило, данный вид коррекции используется на заключительном участке полёта в районе цели. Система используется на ракетах:
  • Х-55ОК · Х-101
  • AGM-86C

Комбинированные

Системы, в которых сочетаются в качестве элементов вышеописанные системы управления. Как правило, на начальном и среднем участках траектории полёта ракеты используют автономное и теленаведение, на конечном участке - самонаведение.

НАУКА И ВОЕННАЯ БЕЗОПАСНОСТЬ № 3/2008, стр. 60-64

ОПЫТ ЗАРУБЕЖНЫХ ГОСУДАРСТВ

Подполковник С.М. СЫРОКВАШ ,

В.И. МЕХЕДА ,

научный сотрудник Научно-исследовательского института

Вооруженных Сил Республики Беларусь

Приводятся состав и функции подсистем наведения и управления, рассматриваются способы наведения крылатых ракет и принцип функционирования бортового оборудования, порядок боевого применения, возможные способы воздействия на системы управления и наведения крылатых ракет.

Анализ результатов войн и военных конфликтов последнего десятилетия позволяет сделать вывод о том, что решающую роль в решении военных задач в ходе их сыграло высокоточное оружие (ВТО).

Опыт участия вооруженных сил США в военных конфликтах последних десятилетий подтверждает, что Пентагон активно продвигается в направлении развития ВТО, стремясь в совершенстве овладеть им и придать ему значение основного оружия поражения. Так, если в ходе операции «Буря в пустыне» (1991 г.) доля ВТО в общем количестве примененных антииракской коалицией авиабоеприпасов составляла всего 7 %, то в ходе войны против Югославии этот показатель достиг уже более 90 %.

Характер разработок и применения ВТО показывает, что одним из основных его видов являются крылатые ракеты (КР), использующие различные способы наведения (рис. 1, табл. 1). Решающим фактором успешного применения КР является их детально продуманная конструкция и бортовые информационно-управляющие системы - системы управления и наведения (рис. 2).

КР позволяют с заданной точностью поражать цели на расстоянии до 5 тыс. км, оставляя при этом неуязвимыми их носители - боевые корабли, подводные лодки и стратегические бомбардировщики. Всё возрастающее количество применяемых вооруженными силами США КР свидетельствует, что эта тенденция сохранится и в будущем.

Анализ возможностей США позволяет предположить, что к 2010 г. они будут иметь такое количество высокоточных непилотируемых средств поражения воздушного и морского базирования, которого будет достаточно для проведения непрерывной бесконтактной стратегической воздушно-космическо-морской ударной операции в течение 30 и более суток.

При этом КР и ВТО, в целом, «подтягивают» за собой активное развитие систем обеспечения их применения и доставки. Тем самым в ближайшие годы на рынке вооружений сформируется спрос на КР воздушного и морского базирования и средства их доставки, а также навигационные средства, системы разведки, управления и средства обороны от массированных налетов КР.

1. Способы наведения крылатых ракет и принцип функционирования бортового оборудования

Важнейшим фактором, позволяющим реализовать боевые возможности КР, является их система управления и наведения. Главным элементом данной системы являются бортовые радио- и оптико-электронные средства КР, применяемые на различных этапах их полета.

Применение на КР различных подсистем управления и наведения обеспечивает заданные точностные параметры при поражении объекта (табл. 2).

Последовательная эволюция бортовых систем управления и наведения в направлении комбинирования качеств бортовых подсистем позволила добиться повышения точности выхода КР к цели и ее поражения. Основываясь на опыте применения КР в локальных конфликтах, ВС США продолжают систематически проводить модернизацию систем управления и наведения КР.

В результате ряда модернизаций достигнуто значительное повышение точностных характеристик КР за счет внедрения системы коррекции траектории полета по контуру рельефа местности TERCOM (Terrain Contour Matching), оптической корреляционной системы конечного самонаведения DSMAC (Digital Scene Matching Area Correlator) и DSMAC2A, а также оснащения их аппаратурой коррекции местоположения системы спутниковой навигации GPS NAVSTAR.

Комбинирование и применение различных подсистем управления и наведения КР позволяет реализовать несколько способов ее наведения на цель. Комплектация КР зависит от типа (степени важности и защищенности) поражаемого объекта и соответствия критерию «стоимость - эффективность».

Инерциальное наведение представляет собой автономный способ управления полетом, основанный на свойстве инерции тел, без использования внешних источников информации.

Командное наведение ракеты осуществляется путем выдачи управляющих сигналов по радиоканалу, с борта самолета-носителя или спутника. Для этого в состав оборудования ракеты включаются дополнительные радиоэлектронные средства (РЭС).

Самонаведение ракеты на цель осуществляется с использованием демаскирующих излучений объекта (цели) в различных физических полях. Для этого на ракете устанавливаются головки активного, полуактивного или пассивного самонаведения. Обычно используются тешювизионные, лазерные, инфракрасные, радиолокационные головки самонаведения.

В настоящее время инерциальное наведение остается основным способом управления полетом ракеты. Однако в ходе управления ракетой инерциальным способом, под воздействием внутренних технических и внешних физических факторов, реальная траектория полета ракеты постепенно отклоняется от заданной. Ошибки, накапливаемые за время полета, приводят к тому, что ракета отклоняется от цели на значительные расстояния. Так, за один час полета ракеты типа Tomahawk отклонение траектории полета может составлять около 800 м. Поэтому на практике траектория полета ракеты периодически корректируется. Коррекция траектории полета ракеты осуществляется бортовым компьютером на основе информации, поступающей от дополнительно установленных на ней оптико- и радиоэлектронных датчиков: радиолокационного высотомера, приемника GPS, радиолокатора, лазерного локатора, электронно-оптического устройства съемки местности.

Рассмотрим механизмы коррекции траектории полета крылатой ракеты.

Рис. 1. Состав и функции подсистем наведения и управления крылатых ракет

Так, в 1981 г. на крылатой ракете был впервые реализован механизм коррекции траектории полета по контуру рельефа местности TERCOM. Для этого в состав системы управления ракетой был включен бортовой радиовысотомер, а программное обеспечение бортового компьютера дополнено набором эталонных карт районов по маршруту полета.

Корреляционная подсистема AN/DPW-23 TERCOM состоит из ЭВМ, радиовысотомера и набора эталонных карт районов по маршруту полета. Ширина луча радиовысотомера 13 - 15°. Диапазон частот 4 - 8 ГГц.

Принцип работы подсистемы TERCOM основан на сопоставлении рельефа местности конкретного района (нахождения крылатой ракеты) с эталонными картами рельефа местности по маршруту ее полета. Определение рельефа местности осуществляется путем сравнения данных радио- и барометрического высотомеров. Устойчивость работы TERCOM и необходимая точность определения места крылатой ракеты достигаются путем выбора оптимального числа и размеров ячеек, чем меньше их размеры, тем точнее отслеживается рельеф местности, а следовательно, и местоположение ракеты. Однако из-за ограниченного объема памяти бортового компьютера и малого времени для решения навигационной задачи, принят нормальный размер 120x120 м.

Вся трасса полета крылатой ракеты над сушей разбивается на 64 района коррекции протяженностью по 7 - 8 км и шириной 2 - 48 км. Допустимая погрешность измерения высоты рельефа местности для надежной работы подсистемы TERCOM должна составлять 1 м. В результате применение данной подсистемы наведения обеспечивает круговое вероятностное отклонение (КВО), равное 80-150 м.

Комплексирование инерциальной и корреляционной подсистем наведения AN/DPW-23 TERCOM получило условное обозначение TAINS (ИНС + TERCOM).

В1986 году был реализован механизм электронно-оптической корреляции DSMAC (Digital Scene Matching Area Correlator) траектории полета КР.

В состав подсистемы входит цифровая камера на ПЗС-матрицах, которая снабжена усилителем сигнала второго поколения, а для применения в плохих метеоусловиях и в ночное время установлена ксеноновая вспышка. Диапазон рабочих частот матрицы составляет 0,6 - 1,3 мкм, разрешающая способность камеры 0,25 - 0,4 м.

В DSMAC используются эталонные цифровые «картинки» предварительно снятых районов местности по маршруту полета. Как правило, подсистема начинает работать на заключительном этапе полета после последней коррекции по TAINS.

В 1993 г. электронно-оптическая корреляционная подсистема DSMAC была модернизирована. В результате модернизации была создана телевизионно-оптическая корреляционная подсистема DSMAC-2A, в которой использовалась тепловизи-онная сканирующая цифровая видеокамера с увеличенными зоной обзора местности (до 70s) и памятью с заложенными эталонными цифровыми «картинками» районов.

Следующий шаг совершенствования механизма коррекции траектории полета КР был связан с использованием данных о местоположении ракеты от спутниковой навигационной системы GPS NAVSTAR.

В настоящее время на последних модификациях КР дополнительно осуществляется командное наведение ракеты на объект поражения за счет использования телевизионной подсистемы. При телеуправлении оператор наблюдает цель до момента ее поражения, совмещает изображение цели с отметкой от ракеты. Существует разновидность телеуправления, так называемое телеуправление второго рода, когда на исполнительном элементе имеется ГСН, которая передает изображение цели по радиоканалу на индикатор оператора комплекса ВТО. Если в процессе полета КР с помощью космических или самолетных средств разведки будет выявлено, что назначенная ей для поражения цель уничтожена другими КР, то по командам оператора, по линии системы GPS NAVSTAR или с самолетов дальнего радиолокационного обнаружения данная КР может быть перенацелена на другую цель.

Рис. 2. Применение подсистем управления и наведения КР

На заключительном этапе полета для повышения точности попадания КР в цель реализуется способ самонаведения, который обеспечивается за счет использования различных типов ГСН.

Самонаведение применяется на заключительном этапе полета для обеспечения заданной точности попадания.

Лазерные (активные) ГСН реализуют самонаведение или командное наведение.

Все оптоэлектронные ГСН используют в качестве информации собственное излучение объектов (целей) в оптическом диапазоне длин волн. По физической природе построения и функционирования оптоэлектронные ГСН различаются: тепловизионные, телевизионные, светоконтрастные, инфракрасные и лазерные. По способу наведения - самонаведение или телеуправление.

Комбинированные или комплексные ГСН состоят из разнородных систем как конструктивно, так и информационно, построенные на основе совокупности радиолокационных и нерадиолокационных (магнитометрических, телевизионных, инерциальных и т.п.) датчиков.

Таким образом, в настоящее время разработанные и применяемые на КР системы наведения и управления обеспечивают необходимую точность поражения объектов противника с круговым вероятностным отклонением не более 3 м. В связи с этим дальнейшее направление модернизации КР, вероятно, будет связано с созданием радиоэлектронного оборудования высокой надежности и помехозащищенности, обеспечивающего надежный прием сигналов коррекции полета и команд управления.

2. Возможные способы воздействия на системы управления и наведения крылатых ракет

Большинство военных специалистов полагают, что отставание средств зашиты от уровня развития КР не является бесперспективным. Для успешной борьбы с КР необходимо вначале решить проблему, основу которой составляют вербальные и математические модели применения КР, их систем управления и наведения, а также сценарии функционирования систем противодействия. Важнейшим условием создания эффективной системы противодействия КР является также правильное определение критериев оценки эффективности противодействия их ударам. Опыт войн показывает, что главным критерием является все же не количество уничтоженных воздушных целей, а количество сохраненных защищаемых (прикрываемых) объектов. Тем самым в решении задач снижения эффективности ударов КР должны участвовать истребители, маловысотные ЗРК и ЗА, ПЗРК, ведущие огонь по визуально видимым целям и поэтому не подверженные радиоэлектронным помехам, а также средства РЭБ. По мнению экспертов, важнейшим условием эффективного решения задач активного противодействия ударам КР является снижение времени на обнаружение КР и их носителей, принятие решения на проведение мероприятий по их огневому и радиоэлектронному поражению. Достижение данной цели обеспечивается использованием автоматизированных систем сбора, обработки данных видов разведки и распределения полученной информации между всеми органами управления и средствами противодействия.

Способы противодействия системам управления и наведения КР подразделяются на активные, которые применяются на всем маршруте полета КР, и пассивные - применяемые в основном на заключительном участке полета. Активное и пассивное противодействие осуществляется комплексно, как собственным системам управления и наведения КР, так и системам КР, использующим внешние источники управления и наведения (РЭС управления, связи и передачи данных линий «КР -спутник-ретранслятор (ЛА-разведчик) - ПУ», «ПУ - КР», систему спутниковой радионавигации NAVSTAR).

Активными способами воздействия на системы управления и наведения крылатых ракет являются огневое и радиоэлектронное поражение.

Анализ характеристик и возможностей систем управления и наведения КР показывает, что достоинства и количество применяемых радио- и оптико-электронных средств являются и их недостатками. Поскольку данные средства имеют свои приемные тракты полезных сигналов, они же становятся потенциальными объектами не только огневого, но и радиоэлектронного поражения (радиоподавления и оптико-электронного подавления).

Критически важным параметром, обеспечивающим высокую эффективность КР, является точность попадания ударного элемента в цель. Тем самым данный параметр выбран в качестве основного критерия для определения основных радиоэлектронных объектов и целей, воздействие на которые не обеспечивает выполнение заданных точностных параметров при нанесении удара. Это влечет за собой снижение эффективности применения КР и в конечном итоге срыв выполнения боевой задачи.

Проведенный анализ тактико-технических характеристик бортовых РЭС КР, порядка применения систем ВТО в ходе военных конфликтов последних лет позволяет выявить их основные уязвимые компоненты.

1. Радиоэлектронные средства, используемые для управления и радиотехнического обеспечения применения КР:

РЭС управления полетом, связи и передачи данных систем управления КР;

бортовые РЛС систем радиолокационного обнаружения и управления.

2. Бортовые радиоэлектронные средства КР:

головки самонаведения КР, функционирующие в различных физических полях электромагнитного спектра;

приемные устройства систем радионавигации;

бортовые РЭС корреляционных инерциальных систем наведения (типа TERCOM, INS), оптическая корреляционная система конечного самонаведения DSMAC.

Таким образом, по мнению зарубежных специалистов, возможными активными способами воздействия на системы управления и наведения крылатых ракет и радиоэлектронными средствами, используемыми для их управления и радиотехнического обеспечения, являются:

радиоэлектронное подавление РЭС управления полетом, связи и передачи данных систем управления КР;

радиоэлектронное подавление бортовых РЛС разведывательных радиолокационных систем и средств;

оптико- и радиоэлектронное подавление электронных элементов головок самонаведения КР;

радиоподавление приемных устройств различных систем радионавигации, систем наведения и коррекции маршрута полета.

Одним из перспективных направлений зарубежными специалистами отмечается также возможное воздействие на электронные элементы средствами, реализованными на новых физических принципах и использующими передовые достижения в области волновой теории.

Нельзя забывать о значительной роли в процессе воздействия на системы управления и наведения крылатых ракет проводимых мероприятий пассивной защиты объектов.

К таким мероприятиям пассивной защиты объектов от ударов КР можно отнести:

применение мер радио- и оптической дезинформации;

применение химических составов с широким диапазоном маскирующего действия для снижения оптической заметности войск и объектов;

применение радиопоглощающих материалов и маскирующих пенных покрытий для снижения заметности войск и объектов;

организацию режимно-охранных мероприятий в зонах и районах, прилегающих к важным объектам, местам сосредоточения войск;

эффективное выполнение требований скрытого управления войсками;

максимальное использование защитных и маскирующих свойств местности.

Результаты расчетов показывают, что проведение работ, связанных с использованием для защиты войск и объектов только средств подавления систем радионавигации, РЭС управления КР, бортовых РЛС систем радиолокационного обнаружения, обеспечивает снижение эффективности применения высокоточных средств поражения не менее чем в два раза путем увеличения показателей кругового вероятного отклонения ГСН, снижения возможностей средств разведки по обнаружению объектов, наведения КР и средств доставки.

Таким образом, направление создания и развития средств подавления РЭС радионавигационных и радиолокационных систем КР, линий управления ими, средств активного и пассивного противодействия электронным элементам ГСН является наиболее перспективным в борьбе против КР.

ЛИТЕРАТУРА

1. Василин Н.Я. Крылатые ракеты. Аналитический сборник. - Мн.: НИИВСРБ, 2003. - С. 18-24.

2. Краснов А. Боевое применение крылатых ракет воздушного базирования // Зарубежное военное обозрение. - 2001. - № 2. - С. 30-35.

4. [Электронныйресурс]. - Режим доступа: http://www.militaryparitet. сот-//Стратегические крылатые ракеты морского базирования, 2008.

5. [ Электронный ресурс]. - Режим доступа: http://www.km.ru// BGM-109.

6. [Электронный ресурс]. - Режим доступа: http://www.fas.org/ man/dod-101/sis/smart/jassm.htm.

7. [Электронный ресурс]. - Режим доступа: http://www.fas.org/ man/dod-101/sis/smart/AGMm-84.htm.

8. [Электронный ресурс]. - Режим доступа: http://www.fas.org/ man/dod-101/sis/smart/AGM-86c.htm.

9. [Электронный ресурс]. - Режим доступа: http://www.fas.org/ man/dod-101/sis/smart/BGM-109.htm.

10. [Электронныйресурс]. - Режим доступа: http://www.tgplanes.

com/- Tgplanes Avintinn Director

Для комментирования необходимо зарегистрироваться на сайте

Владельцы патента RU 2263874:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в комплексах вооружения телеуправляемых ракет. Технический результат - предотвращение перекрывания оптических линий связи "носитель - ракета", "носитель - цель" дымовым шлейфом собственного разгонного двигателя ракеты. Сущность изобретения заключается в том, что формируют и запоминают сигнал программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении линии визирования цели. Измеряют угловую скорость движения продольной оси ракеты. Устанавливают пороговое значение ошибки между сигналом текущей измеренной угловой скорости продольной оси ракеты и соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости. Сравнивают до захвата ракеты на сопровождение сигнал измеренной угловой скорости продольной оси ракеты с соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости продольной оси ракеты, и если ошибка между этими сигналами больше установленного порогового значения, то сообщают продольной оси ракеты дополнительную угловую скорость движения, равную разности между соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости и сигналом измеренной угловой скорости продольной оси ракеты. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в комплексах вооружения телеуправляемых ракет.

Известны способы управления ракетой, включающие два участка наведения: первый участок связан с выводом ракеты на кинематическую траекторию наведения, второй участок - с наведением ракеты по кинематической траектории в соответствии с принятым методом наведения. На первом участке с помощью стартового двигателя осуществляется разгон ракеты до необходимой скорости движения, при этом ракета до попадания в информационный луч управления и захвата на сопровождение пеленгатором или до выхода на кинематическую линию наведения не управляется или управляется по программе (, стр.329-330). Программное управление на этом участке строится на основе измерений углового положения или угловой скорости продольной оси ракеты. На втором участке - управление строится на основе измерений координат ракеты относительно заданного направления полета.

Управление ракетами на разгонном участке сопровождается дымообразованием от собственного двигателя, что в случае использования системы теленаведения с визированием цели и (или) ракеты оптическими и оптико-электронными пеленгаторами на этапе наведения, связанном с выводом ракеты на линию визирования цели (ЛВЦ), затрудняет слежение за целью, ослабляет сигналы по линии связи "носитель - ракета", снижает помехоустойчивость оптико-электронной системы управления и может привести к срыву наведения ракеты (, стр.29-31).

Известные способы управления ракетой, позволяющие повысить помехоустойчивость оптических линий связи (ОЛС) в условиях дымообразования собственных двигателей, основываются на разнесении траектории активного участка полета ракеты с ЛВЦ.

Наиболее близким к предлагаемому способу является способ управления ракетой, включающий запуск ракеты под углом к ЛВЦ, разгон ракеты с помощью стартового двигателя, пеленгацию ракеты по факелу двигателя, формирование корректируемой программной команды управления на участке траектории полета ракеты с работающим двигателем и передачу программной команды управления на ракету для вывода ее на ЛВЦ ().

Известный способ управления на участке полета ракеты с работающим двигателем после встреливания ее в информационный луч пеленгатора и захвата на сопровождение за счет корректировки программной команды управления в зависимости от качества сигнала пеленгации ракеты (например, величины выходного сигнала фотоприемного устройства) или значений измеряемых параметров движения ракеты (например, угловой скорости ракеты относительно ЛВЦ) обеспечивает угловую ориентацию ракеты и ее траекторию полета, при которых снижается возможность затенения ЛВЦ и линии визирование ракеты дымовым шлейфом от собственного разгонного двигателя. Следовательно, повышается надежность оптических линий связи (ОЛС) "носитель - ракета" и "носитель - цель", что повышает помехоустойчивость системы управления и благоприятно сказывается на точности наведения ракеты.

Схема, поясняющая условие перекрывания ОЛС "носитель - ракета" дымовым шлейфом факела двигателя собственной ракеты, приведена на чертеже, где обозначено:

ϕ - угол линии визирования ракеты относительно ЛВЦ;

r - дальность до ракеты;

V - скорость ракеты;

ϑ - угол наклона продольной оси ракеты относительно ЛВЦ;

Угол наклона траектории ракеты относительно ЛВЦ;

χ - угловой размер дымового шлейфа факела двигателя ракеты относительно его продольной оси;

ζ - угол между продольной осью дымового шлейфа (ракеты) и линией визирования ракеты.

Из чертежа видно, что отсутствие перекрывания ОЛС "носитель - ракета" дымовым шлейфом факела собственного двигателя ракеты имеет место при выполнении условия, что угол ζ между продольной осью ракеты и ее линией визирования больше половины углового размера дымового шлейфа χ, т.е.

В известном способе управления условие (1) превышение угла ζ над угловым размером дымового шлейфа факела двигателя χ обеспечивается в процессе вывода ракеты корректируемой, по факту наличия пеленгации ракеты, программной командой управления, т.е. при этом и к моменту входа ракеты в информационный луч пеленгатора для захвата ее на сопровождение также требуется выполнение соотношения (1). Так как стрельба ракетами сопровождается рассеиванием траекторий, связанным с действием случайных и систематических возмущающих факторов, то в процессе захвата ракеты пеленгатором на заданной дальности может оказаться, что условие (1) не выполняется из-за отсутствия необходимой ориентации продольной оси ракеты относительно ее линии визировании.

Дело в том, что при старте ракеты и на начальном разгонном участке полета (до захвата ракеты на сопровождение) на ракету действуют, в основном (кроме силы тяги разгонного двигателя), систематическое возмущение силы тяжести и случайное возмущение, получаемое ракетой при потере силовой связи с пусковой установкой.

При сходе с пусковой установки за время движения по направляющим ракета (ее продольная ось) получает угловую скорость вращения вокруг центра масс:

Систематическую составляющую скорости, направленную к ЛВЦ (вниз), за счет действия силы тяжести, величина которой может определятся, например, соотношением (, стр.382)

где m - масса ракеты при сходе;

g=9.81 м/с 2 - ускорение силы тяжести;

Θ 01 - угловое положение ракеты относительно горизонта;

1 2 - расстояние между центром масс ракеты и ее крайней (задней) точкой контакта с направляющей пусковой установки;

Р 0 - сила тяги разгонного двигателя при сходе ракеты;

J "   z - приведенный момент инерции ракеты;

Δt - время (длительность) схода ракеты;

Случайную составляющую любого поперечного направления относительно ЛВЦ, определяемую воздействием газовых потоков разгонного двигателя ракеты, потерей соосностей (наличием так называемых технологических эксцентриситетов) ракеты и ее двигателя, ракеты и направляющей пусковой установки, колебанием пусковой установки вследствие упругих свойств ее конструкции, движения носителя ракеты и т.п.(, стр. 370). Например, наличие эксцентриситета тяги разгонного двигателя Δε вызовет угловую скорость вращения ракеты вокруг центра масс , определяемую, например, соотношением

где J z - момент инерции ракеты.

После схода ракеты на траектории полета продольная ось ракеты разворачивается с угловой скоростью, определяемой угловой скоростью, полученной при сходе, а также угловой скоростью разворота относительно центра масс под воздействием силы тяжести на этом участке полета

где V - скорость ракеты;

Θ 02 - угловое положение ракеты относительно горизонта;

g=9.81 м/с 2 .

Суммарная угловая скорость движения от указанных воздействий будет определять в текущий момент времени угловую ориентацию ракеты относительно ее линии визирования, а следовательно, и выполнение условия (1) незатенения ОЛС дымовым шлейфом, в том числе и на момент захвата ракеты на сопровождение, т.е. определять возможность пеленгации ракеты. Угловая скорость разворота ракеты, определяемая весовым возмущением, направлена на создание благоприятного, с точки зрения незатенения ОЛС, угла между осью дымового шлейфа (ракеты) и ее линией визирования. Угловая скорость, вызванная другими случайными факторами старта и полета ракеты, в зависимости от своего направления может как способствовать созданию благоприятного для пеленгации угла ориентации ракеты, так и препятствовать его образованию.

В одном случае, при наличии к моменту захвата ракеты составляющей случайной скорости ее разворота, совпадающей с направлением скорости разворота ракеты от весового возмущения, т.е. к ЛВЦ, будет обеспечиваться благоприятное условие захвата ракеты с точки зрения необходимого угла пеленга ракеты. Но далее, после захвата на сопровождение, сильно возмущенная ракета может совершать колебательное движение, которое в силу своей неодносторонности относительно линии визирования ракеты приведет к последующему затенению и прерыванию ОЛС с ракетой или к возможному преждевременному выходу ракеты, с работающим разгонным двигателем, на ЛВЦ, т.е. к затенению ОЛС с целью и срыву управления.

Во втором случае, при наличии к моменту захвата ракеты составляющей случайной скорости, противоположной направлению скорости разворота ракеты от весового возмущения, т.е. от ЛВЦ, захват ракеты на сопровождение на заданной дальности вообще может быть невозможен в силу затенения ОЛС из-за недостаточного к моменту захвата угла между продольной осью ракеты и ее линией визирования, т.е. невыполнения соотношения (1).

Следует также учитывать, что при стрельбе ракетой по высотным целям, по мере увеличения угла ЛВЦ относительно горизонта, влияние силы тяжести на систематический разворот продольной оси ракеты к моменту захвата будет уменьшаться (в соответствии с соотношением (4)) и угол ориентации ракеты на момент захвата будет определяться, в основном, случайными силовыми факторами взаимодействия ракеты с пусковой установкой при старте. В этом случае практически всегда одна из ОЛС "носитель - ракета" или "носитель - цель" будет перекрыта дымовым шлейфом факела двигателя.

В условиях реального полета, при возможном превалировании воздействия случайных возмущений над систематическими, величина априори назначенной программной команды управления для углового разворота ракеты может оказаться избыточно завышенной или заниженной с точки зрения выполнения условия незатенения (1). В связи с этим дальность захвата ракеты на сопровождение пеленгатором выбирают такой, чтобы к моменту захвата угловое движение продольной оси ракеты от действия случайных возмущений затухло, а угол между продольной осью ракеты и линией ее визирования, образующийся под воздействием силы тяжести ракеты и случайных воздействий на предшествующем времени полета, превышал половину углового размера дымового шлейфа, т.е. не было затенения ОЛС. Это приводит к увеличению дальности захвата, дальности вывода ракеты, мертвой зоны комплекса вооружения и, следовательно, к снижению эффективности стрельбы и ограничению применения комплексов вооружения управляемых ракет с оптико-электронными системами управления.

Задачей предлагаемого изобретения является предотвращение перекрывания ОЛС "носитель - ракета" дымовым шлейфом факела двигателя ракеты в момент ее предполагаемого захвата пеленгатором на сопровождение и на участке вывода, предотвращение срыва наведения ракеты и уменьшение дальности ее вывода на ЛВЦ.

Поставленная задача достигается за счет того, что в способе управления ракетой, включающем запуск ракеты под углом к ЛВЦ, разгон ракеты с помощью стартового двигателя, пеленгацию ракеты по факелу двигателя, формирование корректируемой программной команды управления на участке траектории полета ракеты с работающим двигателем и передачу программной команды управления на ракету для вывода ее на ЛВЦ, формируют и запоминают сигнал программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ, измеряют угловую скорость движения продольной оси ракеты, устанавливают пороговое значение величины ошибки между сигналом текущей измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты и соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ, сравнивают до захвата ракеты на сопровождение сигнал текущей измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты с соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ, и если ошибка между этими сигналами больше установленного порогового значения ошибки, то сообщают продольной оси ракеты дополнительную угловую скорость движения, равную разности между соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ и сигналом измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты.

В предлагаемом способе управления решение задачи основывается на сочетании операций управления угловым положением ракеты до захвата и начала выделения ее координат пеленгатором, направленных на парирование случайных угловых движений ракеты вокруг центра масс, и операций управления угловым положением ракеты под воздействием корректируемой программной команды управления на участке вывода, которые определяются реальной угловой ориентацией ракеты, ее дымового шлейфа и условиями прохождения сигнала по ОЛС.

Управление угловой скоростью продольной оси ракеты в зависимости от сложившегося реального углового движения определяет возможность индикации ракеты в заданный момент захвата ее на пеленгацию, позволяет обеспечить выполнение условия незатенение ОЛС дымовым шлейфом собственной ракеты (1) и исключить их прерывание. Заданный момент захвата (дальность захвата) ракеты на сопровождение определяется теперь только углом разворота ракеты под действием возмущения, эквивалентного действию систематического весового возмущения, независимо от условий стрельбы, в том числе и от углового положения ЛВЦ относительно горизонта (угла места обстреливаемой цели). Поэтому предлагаемый способ в условиях собственных дымовых помех обеспечивает дальность надежного захвата ракеты, не зависящую от изменяющихся условий стрельбы.

Сравнение заявляемого технического решения с известными позволило установить соответствие его критерию "новизна". При изучении других известных технических решений в данной области техники признаки, отличающие заявляемое изобретение от прототипа, не были выявлены, и поэтому они обеспечивают заявляемому техническому решению соответствие критерию "изобретательский уровень".

Управление ракетой осуществляется следующим образом. Ракета запускается под углом к ЛВЦ. Предварительно для данного типа ракеты, запускаемой с соответствующего типа пусковой установки, формируют, например, в соответствии с соотношениями (2) и (4) и запоминают в памяти системы управления как функцию времени полета ракеты сигнал программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от действия силы тяжести при сходе ракеты и на дальнейшем участке полета (t) при горизонтальном положении ЛВЦ. Также заранее устанавливают пороговое значение величины ошибки Δ п (t) между сигналом текущей измеряемой угловой скорости движения продольной оси ракеты (t) и соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести (t) при горизонтальном положении ЛВЦ.

Пороговое значение ошибки угловой скорости Δ п (t) как функции времени полета ракеты определяется допустимым, с точки зрения возможного парирования к заданному моменту захвата ракеты, текущим приращением угла между продольной осью ракеты и линией ее визирования ζ от действия случайных возмущений относительно запомненного текущего значения данного угла, образующегося от воздействия силы тяжести ракеты и обеспечивающего незатенение линии визирования ракеты на дальности захвата.

После старта ракеты в процессе ее полета измеряется, например, гироскопическим датчиком угловых скоростей угловая скорость продольной оси ракеты (t). Затем определяется ошибка между сигналом текущей измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты (t) и соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ (t)

Далее сравнивают сигнал полученной ошибки Δ(t) с установленным текущим пороговым значением ошибки Δ п (t), и если в некоторый момент времени t i ошибка Δ(t) между сигналом текущей измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты и соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ больше установленного для этого момента времени t i порогового значения ошибки Δ п (t), т.е. если

то сообщают продольной оси ракеты дополнительную угловую скорость движения Δ i (t i), равную разности между соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ (t) и сигналом измеренной угловой скорости движения продольной оси (t i)

где t i - момент времени выполнения условия (6) выхода угловой скорости движения продольной оси ракеты (t) за пороговое (допустимое) значение.

Таким образом, в результате такого воздействия (7) продольная ось ракеты будет иметь угловую скорость вращения относительно центра масс

т.е. с этого момента времени t i угловая скорость продольной оси ракеты для текущего времени будет соответствовать программной угловой скорости продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ . Это обеспечит к моменту захвата благоприятную угловую ориентацию оси ракеты и ее дымового шлейфа относительно линии визирования ракеты, определяемую систематическим возмущением, эквивалентным действию силы тяжести, и выполнение условия (1) незатенения линии визирования ракеты.

Реализация угловой скорости разворота Δ i (t i), дополнительно сообщаемой ракете, может быть выполнена, например, посредством дискретно срабатываемых микродвигателей коррекции, устанавливаемых в поперечной плоскости ракеты на определенном расстоянии относительно центра масс ракеты. Импульс тяги I таких двигателей будет определяться соотношением

где F - сила тяги двигателей коррекции;

Δt г - время работы;

J - момент инерции ракеты;

L - расстояние от места установки двигателей до центра масс ракеты;

Δ i (t i) - необходимая дополнительная угловая скорость разворота оси ракеты.

При больших значениях угла ЛВЦ относительно горизонта воздействие весового возмущения на угловую скорость разворота ракеты в реальном полете уменьшается в соответствии с (4), но за счет придания ракете регулируемой по текущему времени дополнительной скорости углового разворота в соответствии с соотношениями (5)-(8) реальная скорость и угол ориентации ракеты к момента ее захвата будут обеспечивать условие (1) незатенения линии визирования ракеты.

Таким образом, управление ракетой с корректировкой угловой скорости разворота ее продольной оси относительно центра масс позволяет обеспечить выполнение условия незатенения ОЛС "носитель - ракета" дымовым шлейфом факела стартового двигателя собственной ракеты на момент захвата ее на сопровождение и тем самым уменьшить дальность вывода и предотвратить срыв наведения ракеты в условиях реального управляемого полета.

Предлагаемый способ управления ракетой позволяет повысить помехоустойчивость ОЛС к дымовым помехам собственной ракеты, уменьшить мертвую зону и повысить эффективность комплексов вооружения телеуправляемых ракет, что выгодно отличает его от известных.

Источники информации

1. А.А.Лебедев, В.А.Карабанов. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. -М.: Машиностроение, 1965.

2. Ф.К.Неупокоев. Стрельба зенитными ракетами. - М.: Военное издательство, 1991.

3. Патент РФ №2205360, МПК 7 F 42 B 15/01.

4. А.А.Дмитриевский. Внешняя баллистика. -М.: Машиностроение, 1979.

Способ управления ракетой, включающий запуск ракеты под углом к линии визирования цели, разгон ракеты с помощью стартового двигателя, пеленгацию ракеты по факелу двигателя, формирование корректируемой программной команды управления на участке траектории полета ракеты с работающим двигателем и передачу программной команды управления на ракету для вывода ее на линию визирования цели, отличающийся тем, что формируют и запоминают сигнал программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении линии визирования цели, измеряют угловую скорость движения продольной оси ракеты, устанавливают пороговое значение величины ошибки между сигналом текущей измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты и соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении линии визирования цели, сравнивают до захвата ракеты на сопровождение сигнал текущей измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты с соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении линии визирования цели и, если ошибка между этими сигналами больше установленного порогового значения ошибки, то сообщают продольной оси ракеты дополнительную угловую скорость движения, равную разности между соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении линии визирования цели и сигналом измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в комплексах вооружения телеуправляемых ракет