Инерциальная навигационная система. Системы самонаведения авиационных управляемых ракет Методы управления ракетами

03.01.2024 -

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

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.

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.

Учитывая опыт боевого применения крылатых ракет, охватывающий шесть с половиной десятилетий, их можно рассматривать как зрелую и хорошо зарекомендовавшую себя технологию. За время их существования произошло значительное развитие технологий, используемых при создании крылатых ракет, охватывающих планер, двигатели, средства преодоления ПВО и системы навигации.

Благодаря технологиям создания, планера ракеты становились все более и более компактными. Теперь их можно разместить во внутренних отсеках и на внешних подвесках самолетов, корабельных пусковых установках трубного типа или торпедных аппаратах подводных лодок. Двигатели изменились от простых пульсирующих воздушно-реактивных двигателей через турбореактивные и жидкотопливные ракетные двигатели или прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) к нынешней комбинации турбореактивных двигателей для дозвуковых тактических крылатых ракет, турбовентиляторных для дозвуковых стратегических крылатых ракет и прямоточных воздушно-реактивных двигателей или смешанных турбореактивных/ракетных конструкций для сверхзвуковых тактических крылатых ракет.

Средства преодоления ПВО возникли в 1960-х годах когда системы противовоздушной обороны приобрели большую эффективность. К ним относятся низкая высота полета с огибанием рельефа местности или полёт ракеты на предельно малой высоте над поверхностью моря с целью скрыться от радаров и все чаще форма повышающая малозаметность и радиопоглощающие материалы, призванные снизить радиолокационную заметность. Некоторые советские крылатые ракеты были также оборудованы передатчиками помех оборонительного назначения, призванных сорвать перехват зенитноракетных комплексов.

Наконец, за этот период значительно развилась и разнообразилась система навигации крылатых ракет.

Проблемы навигации крылатых ракет
Основной идеей всех крылатых ракет является то, что это может быть запущено в цель вне пределов досягаемости систем противовоздушной обороны противника с целью не подвергать стартовую платформу ответной атаке. Это создает серьезные проблемы проектирования, первой из которых становится задача заставить крылатую ракету надежно переместиться на расстояние до тысячи километров в непосредственную близость к намеченной цели - и как только она будет находиться в непосредственной близости от цели, обеспечить боевой части точное наведение на цель чтобы произвести запланированный военный эффект.

Первая боевая крылатая ракета FZG-76/V-1

Первой боевой крылатой ракетой была немецкая FZG-76/V-1, более 8000 которых было применено, причем, в основном, по целям в Великобритании. Если судить по современным меркам то ее система навигации была достаточно примитивной: автопилот на базе гироскопа выдерживал курс, а анемометр расстояние до цели. Ракета выставлялась по намеченному курсу перед запуском и на ней выставлялось рассчетное расстояние до цели и как только одометр указывал, что ракета находится над целью, автопилот уводил её в крутое пикирование. Ракета обладала точностью в около мили и этого было достаточно для бомбардировки крупных городских целей, таких как Лондон. Главной целью бомбардировок было терроризирование гражданского населения и отвлечение воинских сил Великобритании от наступательных операций и направление их на выполнение задач ПВО.

Первая американская крылатая ракета JB-2 являющаяся копией немецкой V-1

В непосредственно послевоенный период США и СССР воссоздали V-1 и начали развитие своих собственных программ крылатых ракет. Первое поколение театра военных действий и тактического ядерного оружия вызвало создание крылатых ракет серии Regulus ВМС США, серии Mace/Matador ВВС США и советских серий Комета КС-1 и Комета-20 и дальнейшего развития технологии навигации. Все эти ракеты первоначально используют автопилоты на основе точных гироскопов, но также возможности корректировки траектории ракеты по каналам радиосвязи так, что ядерная боеголовка могла быть доставлена как можно точнее. Промаха в сотни метров может быть достаточно, чтобы уменьшить избыточное давление произведенное ядерной боеголовкой было ниже летального порога укрепленных целей. В 1950-х годах на вооружение поступили первые конвенциональные послевоенные тактические крылатые ракеты, прежде всего в качестве противокорабельного оружия. В то время как на маршевом участке траектории наведение продолжалось на основе гироскопа, а иногда и корректировалось по радиосвязи, точность наведения на конечном участке траектории обеспечивалась ГСН с РЛС малой дальности действия, полуактивной на самых ранних версиях, но вскоре вытесненной активными радарами. Ракеты этого поколения обычно летят на средних и больших высотах, пикируя при атаке на цель.

Межконтинентальная крылатая ракета Northrop SM-62 Snark

Следующий важный этап в технологии навигации крылатых ракет последовал с принятием на вооружение межконтинентальных крылатых ракет наземного базирования Northrop SM-62 Snark, предназначенных для автономного полета над полярными регионами для атаки крупными ядерными боеголовками целей на территории Советского Союза. Межконтинентальные расстояния представили перед конструкторами новый вызов - создать ракету способную поражать цели на расстоянии в десять раз больше, чем это могли сделать более ранние версии крылатых ракет. На Snark была установлена надлежащая инерциальная навигационная система использующая гиростабилизированный платформу и точные акселерометры для измерения движения ракеты в пространстве, а также аналоговый компьютер используемый для накопления измерений и определения положения ракеты в пространстве. Однако вскоре выявилась проблема, дрейф в инерциальной системе был слишком велик для оперативного использования ракеты, а ошибки инерциальной системы позиционирования оказались кумулятивными - таким образом, погрешность позиционирования накапливалась с каждым часом полета.

Решением этой проблемы стало другое устройство, предназначенное для выполнения прецизионных измерений географического положения ракеты на траектории её полета и способное исправить или "привязать" ошибки генерированные в инерциальной системе. Это фундаментальная идея и сегодня остается центральной в конструкции современного управляемого оружия. Так, накопленные ошибки инерциальной системы периодически сводятся к ошибке позиционного измерительного прибора.

Крылатая ракета Martin Matador

Для решения этой задачи была применена астронавигационная система или ориентация по звездам, автоматизированное оптическое устройство, осуществляющее угловые измерения известного положения звезд и использующая их для расчета положения ракеты в пространстве. Астронавигационная система оказались весьма точной, но и довольно дорогой в производстве и сложной в обслуживании. Также требовалось, чтобы ракеты, оснащенные этой системой, летели на большой высоте во избежание влияния облачности на линию визирования к звездам.

Менее известно, что успех астронавигационных систем, повсеместно послужил толчком в развитии в настоящее время спутниковых навигационных систем, таких как GPS и ГЛОНАСС. Спутниковая навигация основывается на аналогичной астронавигации концепции, но вместо звезд используются искусственные спутники Земли на полярных орбитах, а вместо естественного света искусственные СВЧ сигналы, а также используются измерения псевдо-диапазона, а не угловые измерения. В итоге эта система значительно снизила расходы и позволила осуществлять определение местоположения на всех высотах в любых погодных условиях. Несмотря на то, что технологии спутниковой навигации были изобретены в начале 1960-х годов, они стали оперативно использоваться только в 1980-е годы.

В 1960-е годы произошли существенные улучшения точности инерциальных систем, а также увеличилась стоимость такого оборудования. В результате это привело к противоречивым требованиям по точности и стоимости. Как результат возникла новая технология в области навигации крылатых ракет основанная на системе определения местоположения ракеты путем сопоставления радиолокационного отображения местности с эталонной картографической программой. Данная технология поступила на вооружение крылатых ракет США в 1970-е годы и советских ракет в 1980-е. Технология TERCOM (система цифровой корреляции с рельефом местности блока наведения крылатой ракеты) была использована, как и система астронавигации, для обнуления совокупных инерциальных системных ошибок.

Крылатая ракета Комета

Технология TERCOM относительно проста по замыслу, хотя и сложна в деталях. Крылатая ракета непрерывно измеряет высоту местности под траекторией своего полета, используя для этого радиолокационный высотомер, и сравнивает результаты этих измерений с показаниями барометрического высотомера. Навигационная система TERCOM также хранит в себе цифровые карты высот местности, над которой ей предстоит лететь. Затем с помощью компьютерной программы профиль местности, над которым пролетает ракета сравнивается с сохраненной в памяти цифровой картой высот с целью определить наилучшее их соответствие. Как только профиль согласован с базой данных, можно с большой точностью определить положение ракеты на цифровой карте, что используется для исправления совокупных ошибок инерциальной системы.

TERCOM обладала огромным преимуществом перед астронавигационными системами: она позволяла крылатым ракетам осуществлять полет на предельно низкой высоте необходимой для преодоления ПВО противника, она оказалась относительно дешевой в производстве и очень точной (до десятка метров). Это более чем достаточно для 220 килотонной ядерной боеголовки и достаточно для 500 килограммовой конвенциональной боеголовки применяемой против множества типов целей. И всё же TERCOM не была лишена недостатков. Ракета которая должна была пролететь над уникальной холмистой местностью, легко сравниваемой с профилем высоты цифровых карт, обладала превосходной точностью. Однако TERCOM оказалась неэффективна над водной поверхностью, над сезонно изменяемой местностью, такой как песчаные дюны и местностью с различной сезонной отражательной способностью радара, такой как сибирская тундра и тайга, где снегопады могут изменить высоту местности или скрыть её особенности. Ограниченная емкость памяти ракет часто затрудняла хранение достаточного количества картографических данных.

Крылатая ракета Boeing AGM-86 CALCM

Будучи достаточной для оснащенных ядерными боеголовками КР Томагавк RGM-109A ВМФ и AGM-86 ALCM ВВС, TERCOM была явно не достаточной для уничтожения обычной боеголовкой отдельных зданий или сооружений. В связи с этим ВМС США оснастили TERCOM крылатых ракет Томагавк RGM-109C/D дополнительной системой основанной на так называемой технологии корреляции отображения объекта с его эталонным цифровым образом. Эта технология была использована в 1980-е годы на баллистических ракетах Першинг II, советских КАБ-500/1500Кр и американских высокоточных бомбах DAMASK/JDAM, а также на последних китайских управляемых противокорабельных ракетных комплексах, предназначенных для борьбы с авианосцами.

При корреляции отображения объекта используется камера для фиксации местности перед ракетой, а затем информация с камеры сравнивается с цифровым изображением полученным с помощью спутников или воздушной разведки и хранящейся в памяти ракеты. Измеряя угол поворота и смещение, необходимые для точного совпадения двух изображений, прибор способен очень точно определить ошибку местоположения ракеты и использовать её для коррекции ошибок инерциальной и TERCOM навигационных систем. Блок цифровой корреляции системы наведения крылатых ракет DSMAC используемый на нескольких блоках КР Томагавк были действительно точными, но обладал побочными оперативными эффектами похожими на TERCOM, которую необходимо было программировать на полет ракеты над легко узнаваемой местностью особенно в непосредственной близости от цели. В 1991-ом году во время операции Буря в пустыне, это привело к тому ряд шоссейных развязок в Багдаде были использованы в качестве таких привязок, что в свою очередь позволило войскам противовоздушной обороны Саддама расположить там зенитные батареи и сбить несколько Томагавков. Также как и TERCOM блок цифровой корреляции системы наведения крылатых ракет чувствителен к сезонным изменениям контраста местности. Томагавки, оснащенные DSMAC также несли лампы-вспышки для освещения местности в ночное время.

В 1980-е годы в американские крылатые ракеты были интегрированы первые приемники GPS. Технология GPS была привлекательна, поскольку она позволяла ракете постоянно исправлять свои инерциальные ошибки независимо от рельефа местности и погодных условий, а также она действовала одинаково как над водой, так и над землей.

Эти преимущества были сведены на нет проблемой слабой помехозащищенности GPS, так как сигнал GPS по своей природе очень слабый, восприимчивый к эффекту "повторного изображения" (когда сигнал GPS отражается от рельефа местности или зданий) и изменению точности в зависимости от количества принимаемых спутников и тому, как они распределены по небу. Все американские крылатые ракеты на сегодняшний день оснащены приемниками GPS и пакетом инерциальной системы наведения, причем в конце 1980-х и начале 1990-х годов технологию механической инерциальной системы заменили более дешевой и более точной инерциальной навигационной системой на кольцевых лазерных гироскопах.

Крылатая ракета AGM-158 JASSM

Проблемы связанные с основной точностью GPS постепенно решаются путем введения широкодиапазонных методов GPS (Wide Area Differential GPS) при которых коррекционные сигналы действительные для данного географического положения транслируются на приемник GPS по радиоканалу (в случае американских ракет используется WAGE -Wide Area GPS Enhancement). Основными источниками сигналов этой системы являются радионавигационные маяки и спутники на геостационарной орбите. Наиболее точные технологии подобного рода, разработанные в США в 1990-е годы, способны исправить ошибки GPS до нескольких дюймов в трех измерениях и являются достаточно точными, чтобы попасть ракетой в открытый люк бронемашины.

Проблемы с помехоустойчивостью и "повторным изображением" оказались наиболее трудно решаемыми. Они привели к внедрению технологии так называемых "умных" антенн, как правило, основанных на "цифровом формировании луча" в программном обеспечении. Идея, стоящая за этой технологией проста, но как водится сложна в деталях. Обычная антенна GPS принимает сигналы со всей верхней полусферы над ракетой, таким образом, включая спутники GPS, а также вражеские помехи. Так называемая антенна с управляемой диаграммой направленности (Controlled Reception Pattern Antenna, CRPA) при помощи программного обеспечения синтезирует узкие пучки, направленные к предполагаемому месторасположению спутников GPS, в результате чего антенна оказывается "слепа" во всех других направлениях. Наиболее продвинутые конструкции антенн этого типа производят так называемые "нули" в диаграмме направленности антенны направленные на источники помех для дальнейшего подавления их влияния.

Крылатая ракетаТомагавк

Большая часть проблем получивших широкую огласку в начале производства крылатых ракет AGM-158 JASSM были результатом проблем с программным обеспечением приемника GPS, в результате которых ракета теряла спутники GPS и сбивалась со своей траектории.

Продвинутые приемники GPS обеспечивают высокий уровень точности и надежную помехоустойчивость к расположенным на земной поверхности источникам помех GPS. Они менее эффективны против сложных источников помех GPS развернутых на спутниках, беспилотных летательных аппаратах или аэростатах.

Последнее поколение американских крылатых ракет использует GPS-инерциальную систему наведения, дополняет её установленной в носовой части ракеты цифровой тепловизионной камерой, преследующей цель обеспечить возможности подобные DSMAC против неподвижных целей с соответствующим программным обеспечением и возможностью автоматического опознавания образов и против подвижных целей, таких как зенитно-ракетные системы или ракетные пусковые установки. Линии передачи данных, как правило, происходят от технологии JTIDS/Link-16, внедряемой для обеспечения возможности перенацеливания оружия в случае, когда подвижная цель изменила своё местоположение в время нахождения ракеты на марше. Использование этой функции главным образом зависит от пользователей обладающих разведкой и возможностями выявления таких перемещений цели.

Долгосрочные тенденции в развитии навигации крылатых ракет приведут к их большей интеллектуальности, большей автономности, большему разнообразию в датчиках, повышенной надежности и снижению стоимости.

Главная Энциклопедия Словари Подробнее

Система наведения высокоточного боеприпаса (СН ВТБ)

Является составной частью системы управления высокоточным оружием, и включает совокупность систем и средств, устанавливаемых как на боеприпасе, так и на средстве доставки (носителе) или вне его, и обеспечивающих непосредственное наведение боеприпаса на цель.

Задачами СН являются измерение параметров движения боеприпаса, формирование параметра управления и создание управляющей силы для устранения ошибок наведения путем сведения к нулю параметра управления.

Автономные СН ВТБ для измерения параметров собственного движения управляемого боеприпаса не требуют информации извне и при формировании параметра рассогласования (управления) сравнивают измеренные параметры с заранее подготовленными программными значениями этих параметров. К таким СН относится, например, инерциальная система наведения.

У неавтономных СН для коррекции траектории движения боеприпаса используются сигналы, поступающие от пункта управления или цели, с учетом этого они подразделяются на системы командного наведения и самонаведения. В состав системы командного наведения (СКН) входит комплекс средств, расположенных на средстве доставки (носителе) и на боеприпасе. Средства расположенные на носителе на основании информации о взаимном расположении боеприпаса и цели или обстановке в районе цели, поступающей от боеприпаса, формирует параметры рассогласования и команды управления. Формирование команд осуществляется автоматически или оператором. Для получения информации о взаимном расположении боеприпаса и цели или обстановке в районе цели на боеприпасе устанавливается устройство, которое называется головкой наведения (ГН). Для передачи информации, полученной ГН, на средство доставки, а команд управления обратно на боеприпас используется командная радиолиния или проводная линия связи. СКН предполагает наличие приемопередающих устройств, как на боеприпасе, так и на средстве доставки (носителе).

В системах самонаведения (ССН) параметр рассогласования и команды управления, необходимые для автоматического наведения управляемого боеприпаса, формируются на борту боеприпаса по сигналам, поступающим от цели. Устройство, которое выполняет эти функции, называется головкой самонаведения (ГСН). Аппаратура ГСН воспринимает излучаемое или отраженное целью электромагнитное излучение (звуковые колебание) и автоматически осуществляет сопровождение цели по угловым координатам и/или дальности, и/или скорости сближения. ССН осуществляют наведение боеприпаса на цель автоматически без вмешательства оператора.

ССН подразделяются на активные, полуактивные и пассивные. Активные ССН для определения параметров движения и формирования параметров управления используют отраженное от цели излучение, источник которого расположен на управляемом боеприпасе. Полуактивные ССН для определения параметров движения и формирования параметров управления используют отраженное от цели излучение, источник которого находится вне боеприпаса. На боеприпасе устанавливается лишь приемная аппаратура. К таким системам наведения относится, например, лазерная полуактивная ССН. Пассивные ССН для решения задач наведения используют излучение, источником которого является цель (объект поражения). Комбинированные СН включают в себя автономные и неавтономные СН.

Для определения параметров движения боеприпасов СН используют звуковые колебания или электромагнитное излучение. При использовании электромагнитного излучения СН подразделяются на радио- и оптические, причем в оптическом диапазоне используется, в основном, видимый (0,38...0,76 мкм) и инфракрасный (0,9...14 мкм) поддиапазоны.

Тип СН и, соответственно, состав входящих в нее систем и средств определяют дальность, на которой она способна решать задачи наведения управляемого боеприпаса на цель. Так, к СН малой дальности (до 10...20 км) относятся ССН: телевизионные, тепловизионные, инфракрасные (инфракрасные ГСН боевых элементов кассетных боеприпасов), радиолокационные (радиолокационные ГСН боевых элементов кассетных боеприпасов), а также радиокомандная СН. Среднюю дальность применения управляемых боеприпасов (до 200 км) обеспечивают телевизионные (тепловизионные) СКН, пассивные радиотехнические ССН, а также комбинированные СН, у которых на начальном и среднем участках траектории боеприпас осуществляет движение по программе, используя инерциальную СН (в последнее время для коррекции инерциальной системы используется космическая радионавигационная система «НАВСТАР»), а на конечном участке применяется либо телевизионная (тепловизионная) СКН, либо ССН боевых элементов по сигнатурам целей хранящихся в памяти СН (радиолокационная или инфракрасная ГСН). К СН большой дальности (свыше 200 км) относятся комбинированные СН, которые, как правило, устанавливаются на крылатых ракетах и включают инерциальную СН, комплексированную с системой «НАВСТАР» и корреляционно-экстремальными СН (радиолокационными и оптико-электронными), которые используется для наведения боеприпаса на среднем и конечном участках траектории к цели.

Инерциальная навигационная система. Системы самонаведения авиационных управляемых ракет Методы управления ракетами

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Система наведения высокоточного боеприпаса (СН ВТБ)

Свежие записи