Зенитные ракетные комплексы

Василии Николай Яковлевич

Гуринович Александр Леонидович

Книга состоит их четырех разделов. В первом раскрываются основные принципы построения и работы зенитных ракетных комплексов, что позволяет лучше понять материал последующих разделов, которые посвящены переносным, подвижным, буксируемым и стационарным комплексам. В книге описываются наиболее распространенные образцы зенитного ракетного оружия, их модификации и развитие. Особое внимание уделяется опыту боевого применения в войнах и военных конфликтах последнего времени.

Прим. OCR: К сожалению это лучший найденный вариант скана.

 

ЗЕНИТНЫЕ РАКЕТНЫЕ КОМПЛЕКСЫ

 

От авторов

Возникновение авиации и применение ее в военном деле повлекло за собой создание средств противовоздушной обороны. По мере развития средств воздушного нападения все более совершенными становились и средства защиты от него. Новым толчком, потребовавшим повышения эффективности средств противовоздушной обороны, послужило появление ядерного оружия, когда даже один самолет-носитель ядерного оружия, прорвав оборону противника, способен нанести ему значительный ущерб. В результате в СССР и США были разработаны и приняты на вооружение первые зенитные ракетные комплексы С-25 «Беркут» и «Найк-Аякс», имеющие примерно одинаковые характеристики. Дальнейшее развитие средств воздушного нападения и изменение взглядов на их место и роль в современной войне потребовало разработки и принятия на вооружение новых, более эффективных средств противовоздушной обороны.

Военные конфликты последних десятилетий, а особенно войны в Персидском заливе и в Югославии показали, насколько изменилась роль пилотируемых и беспилотных средств воздушного нападения при ведении боевых действий. Они превратились в основную ударную силу, при этом вторая фаза операции - наземная - так и не наступила, так как цели боевых действий были достигнуты за счет применения с воздуха высокоточного оружия. В таких условиях ход и исход войны зависит от противостояния средств воздушного нападения и средств защиты от них.

До недавнего времени информация о средствах ПВО была недоступна для широкого круга читателей, так как была скрыта грифом секретности. И только в последнее время, когда гриф секретности с многих систем был снят, стали появляться отдельные публикации, посвященные принципам работы и опыту боевого применения зенитных ракетных комплексов. Авторы книги обобщили разрозненный материал, имеющийся в отечественной и иностранной печати и представили читателю в виде отдельных статей, посвященных истории развития, устройству и опыту боевого применения зенитных ракетных комплексов. Книга будет интересна не только специалистам в области ПВО и РЭБ, но и любителям военной истории и техники, поскольку содержит много информации военно- технического и исторического характера.

Книга состоит их четырех разделов. В первом раскрываются основные принципы построения и работы зенитных ракетных комплексов, что позволяет лучше понять материал последующих разделов, которые посвящены переносным, подвижным, буксируемым и стационарным комплексам. В книге описываются наиболее распространенные образцы зенитного ракетного оружия, их модификации и развитие. Особое внимание уделяется опыту боевого применения в войнах и военных конфликтах последнего времени.

 

Основные сокращения

АП - автопилот

АРМ - автоматизированное рабочее место АСУ - автоматизированная система управления БР - баллистическая ракета БСВ - большие и средние высоты БЧ - боевая часть

ВКП - воздушный командный пункт ВКУ - видеоконтрольное устройство ВРД - воздушный реактивный двигатель ГСН - головка самонаведения

ДПЛА - дистанционно пилотируемые летательные аппараты

ДРЛО - дальнее радиолокационное обнаружение

ЖРД - жидкостный ракетный двигатель

ЗА - зенитная артиллерия

ЗАК - зенитный артиллерийский комплекс

ЗИП - запасные инструменты и приборы

ЗПРК - зенитный ракетно-пушечный комплекс

ЗРВ - зенитные ракетные войска

ЗРК - зенитный ракетный комплекс

ЗРО - зенитная ракетная оборона

ЗСУ - зенитная самоходная установка

ЗУР - зенитная управляемая ракета

ИА - истребительная авиация

КП - командный пункт

КПС - командный пункт системы

КР - крылатая ракета

КРУ - командная радиолиния управления

КСА - комплекс средств автоматизации

ЛА - летательный аппарат

MB - малые высоты

НВО - низковысотный обнаружитель

НВУ - неконтактное взрывное устройство

НУР - неуправляемая ракета

ОКС - оперативно-командная связь

ОСО - оптические средства обнаружения

ПАД - пороховой аккумулятор давления

ПБУ - пункт боевого управления

ПВО - противовоздушная оборона

ПВО СВ - противовоздушная оборона сухопутных войск

ПВРД - прямоточный ВРД

ПМВ - предельно малые высоты

ПРП - пассивный радиопеленгатор

ПРР - противорадиолокационная ракета

ПТК - передающая телевизионная камера

ПУ - пусковая установка

ПУО - пункт управления огнем

РВ - радиовзрыватель

РВЗ - рубеж выполнения задачи

РДТТ - ракетный двигатель твердого топлива

РЛИ - радиолокационная информация

РЛО - радиолокатор обнаружения

РЛС - радиолокационная станция

РПЗ - рубеж постановки задач

РПК - радиопередатчик команд

РПУ - распределительно-преобразующее устройство

РТР - радиотехническая разведка

РУК - разведывательно-ударный комплекс

РЭБ - радиоэлектронная борьба

РЭЗ - радиоэлектронная защита

РЭП - радиоэлектронное подавление'

СВ - средние высоты

СВН - средства воздушного нападения

СДЦ - селекция движущихся целей

СКР - стратегическая крылатая ракета

СКЦ - следящий координатор цели

СН - станция наведения

СНР - станция наведения ракет

СО - система огня

СОИ - средства отображения информации

СОУ - самоходная огневая установка

СОЦ - станция обнаружения целей

СП - стартовая позиция

СПУ - самоходная пусковая установка

СР - система разведки

СУ - система управления

СУБС - система управления боевыми средствами

СУВ - система управления войсками

СУРН - самоходная установка разведки и наведения

ТВД - театр военных действий

ТЗМ - транспортно-заряжающая машина

ТКР - тактическая КР

ТОВ - телеоптический визир

ТТЗ - тактико-техническое задание

ТТТ - тактико-технические требования

ТТХ - тактико-технические характеристики

УВК (УФК) - устройство выработки (формирования) команд

УР - управляемая ракета

ФАР - фазированная антенная решетка

ЦР - целераспределение

ЦУ - целеуказание

ЭВМ - электронная вычислительная машина ЭПР - эффективная площадь рассеяния

 

Системы зенитного ракетного оружия

Классификация и боевые свойства зенитных ракетных комплексов

Зенитное ракетное оружие относится к ракетному оружию класса «земля-воздух» и предназначено для уничтожения средств воздушного нападения противника зенитными управляемыми ракетами (ЗУР). Оно представлено различными системами.

Система зенитного ракетного оружия (зенитная ракетная система) - совокупность зенитного ракетного комплекса (ЗРК) и средств, обеспечивающих его применение.

Зенитный ракетный комплекс - совокупность функционально связанных боевых и технических средств, предназначенных для поражения воздушных целей зенитными управляемыми ракетами.

В состав ЗРК входят средства обнаружения, опознавания и целеуказания, средства управления полетом ЗУР, одна или несколько пусковых установок (ПУ) с ЗУР, технические сред- сва и электрические источники питания.

Техническую основу ЗРК составляет система управления ЗУР. В зависимости от принятой системы управления различают комплексы телеуправления ЗУР, самонаведения ЗУР, комбинированного управления ЗУР. Каждый ЗРК обладает определенными боевыми свойствами, особенностями, совокупность которых может служить классификационными признаками, позволяющими отнести его к определенному типу.

К боевым свойствам ЗРК относятся всепогодность, помехозащищенность, мобильность, универсальность, надежность, степень автоматизации процессов ведения боевой работы и др.

Всепогодностъ - способность ЗРК уничтожать воздушные цели в любых погодных условиях. Различают ЗРК всепогодные и невсепогодные. Последние обеспечивают уничтожение целей при определенных погодных условиях и времени суток.

Помехозащищенность - свойство, позволяющее ЗРК уничтожать воздушные цели в условиях помех, создаваемых противником для подавления электронных (оптических) средств.

Мобильность - свойство, проявляющееся в транспортабельности и времени перехода из походного положения в боевое и из боевого в походное. Относительным показателем мобильности может служить суммарное время, необходимое для смены стартовой позиции в заданных условиях. Составной частью мобильности является маневренность. Наиболее мобильным считается комплекс, обладающий большей транспортабельностью и требующий меньшего времени на совершение маневра. Мобильные комплексы могут быть самоходными, буксируемыми и переносными. Немобильные ЗРК называют стационарными.

Универсальность - свойство, характеризующее технические возможности ЗРК уничтожать воздушные цели в большом диапазоне дальностей и высот.

Надежность - способность нормально функционировать в заданных условиях эксплуатации.

По степени автоматизации различают зенитные ракетные комплексы автоматические, полуавтоматические и неавтоматические. В автоматических ЗРК все операции по обнаружению, сопровождению целей и наведению ракет выполняются автоматами без участия человека. В полуавтоматических и неавтоматических ЗРК в решении ряда задач принимает участие человек.

Зенитные ракетные комплексы различают по числу целевых и ракетных каналов. Комплексы, обеспечивающие одновременное сопровождение и обстрел одной цели, называются одноканальными, а нескольких целей - многоканальными.

По дальности стрельбы комплексы подразделяются на ЗРК дальнего действия (ДД) с дальностью стрельбы более 100 км, средней дальности (СД) с дальностью стрельбы от 20 до 100 км, малой дальности (МД) с дальностью стрельбы от 10 до 20 км и ближнего действия (БД) с дальностью стрельбы до 10 км.

Тактико-технические характеристики зенитного ракетного комплекса

Тактико-технические характеристики (ТТХ) определяют боевые возможности ЗРК. К ним относятся: назначение ЗРК; дальности и высоты поражения воздушных целей; возможности уничтожения целей, летящих с различными скоростями; вероятности поражения воздушных целей при отсутствии и наличии помех, при стрельбе по маневрирующим целям; число целевых и ракетных каналов; помехозащищенность ЗРК; работное время ЗРК (время реакции); время перевода ЗРК из походного положения в боевое и наоборот (время развертывания и свертывания ЗРК на стартовой позиции); скорость передвижения; боекомплект ракет; запас хода; массовые и габаритные характеристики и др.

ТТХ задаются в тактико-техническом задании на создание нового образца ЗРК и уточняются в процессе полигонных испытаний. Значения показателей ТТХ обусловлены конструктивными особенностями элементов ЗРК принципами их работы.

Назначение ЗРК - обобщенная характеристика, указывающая на боевые задачи, решаемые посредством данного типа ЗРК.

Дальность поражения (стрельбы) - дальность, на которой цели поражаются с вероятностью не ниже заданной. Различают минимальную и максимальную дальности.

Высота поражения (стрельбы) - высота, на которой цели поражаются с вероятностью не ниже заданной. Различают минимальную и максимальную высоты.

Возможность уничтожения целей, летящих с различными скоростями, - характеристика, указывающая на предельно допустимое значение скоростей полета целей, уничтожаемых в заданных диапазонах дальностей и высоты их полета. Величина скорости полета цели обуславливает значения необходимых перегрузок ракеты, динамических ошибок наведения и вероятность поражения цели одной ракетой. При больших скоростях цели возрастают необходимые перегрузки ракеты, динамические ошибки наведения, уменьшается вероятность поражения. В результате уменьшаются значения максимальной дальности и высоты уничтожения целей.

Вероятность поражения цели - численная величина, характеризующая возможность поражения цели при заданных условиях стрельбы. Выражается числом от 0 до 1.

Цель может быть поражена при стрельбе одной или несколькими ракетами, поэтому рассматривают соответствующие вероятности поражения Р; и Рп .

Целевой канал - совокупность элементов ЗРК, обеспечивающая одновременное сопровождение и обстрел одной цели. Различают ЗРК одно- и многоканальные по цели. N-канальный по цели комплекс позволяет одновременно обстреливать N целей. В состав целевого канала входят визир и устройство определения координат цели.

Ракетный канал - совокупность элементов ЗРК, обеспечивающая одновременно подготовку к старту, старт и наведение одной ЗУР на цель. В состав ракетного канала входят: пусковое устройство (пусковая установка), устройство подготовки к старту и старта ЗУР, визир и устройство определения координат ракеты, элементы устройства формирования и передачи команд управления ракетой. Составной частью ракетного канала является ЗУР. ЗРК, состоящие на вооружении, являются одно- и многоканальными. Одноканальными выполняются переносные комплексы. Они позволяют одновременно наводить на цель только одну ракету. Многоканальные по ракете ЗРК обеспечивают одновременный обстрел одной или нескольких целей несколькими ракетами. Такие ЗРК имеют большие возможности по последовательному обстрелу целей. Для получения заданного значения вероятности уничтожения цели ЗРК имеет 2-3 ракетных канала на один целевой канал.

В качестве показателя помехозащищенности используются: коэффициент помехозащищенности, допустимая плотность мощности помехи на дальней (ближней) границе зоны поражения в районе постановщика помехи, при которой обеспечивается своевременное обнаружение (вскрытие) и уничтожение (поражение) цели, дальность открытой зоны, дальность, начиная с которой цель обнаруживается (вскрывается) на фоне помех при постановке постановщиком помехи.

Работное время ЗРК (время реакции) - интервал времени между моментом обнаружения воздушной цели средствами ЗРК и пуском первой ракеты. Оно определяется временем, которое затрачивается на поиск и захват цели и на подготовку исходных данных для стрельбы. Работное время ЗРК зависит от конструктивных особенностей и характеристик ЗРК от уровня подготовки боевого расчета. Для современных ЗРК его величина находится в пределах от единиц до десятков секунд.

Время перевода ЗРК из походного положения в боевое - время с момента подачи команды на перевод комплекса в боевое положение до готовности комплекса к открытию огня. Для ПЗРК это время минимальное и составляет несколько секунд. Время перевода ЗРК в боевое положение определяется исходным состоянием его элементов, режимом перевода и видом источника электропитания.

Время перевода ЗРК из боевого положения в походное - время с момента подачи команды на перевод ЗРК в походное положение до окончания построения элементов ЗРК в походную колонну.

Боевой комплект (бк) - количество ракет, установленных на один ЗРК.

Запас хода - предельное расстояние, которое может пройти автотранспортное средство ЗРК, израсходовав полную заправку топлива.

Массовые характеристики - предельные массовые характеристики элементов (кабин) ЗРК и ЗУР.

Габаритные характеристики - предельные внешние очертания элементов (кабин) ЗРК и ЗУР, определяемые наибольшей шириной, длиной и высотой.

Зона поражения ЗРК

Зона поражения комплекса - область пространства, в пределах которой обеспечивается поражение воздушной цели зенитной управляемой ракетой в расчетных условиях стрельбы с заданной вероятностью. С учетом эффективности стрельбы она определяет досягаемость комплекса по высоте, дальности и курсовому параметру.

Расчетные условия стрельбы - условия, при которых углы закрытия позиции ЗРК равны нулю, характеристики и параметры движения цели (ее эффективная отражающая поверхность, скорость и др.) не выходят за заданные пределы, атмосферные условия не мешают наблюдению за целью.

Реализуемая зона поражения - часть зоны поражения, в которой обеспечивается поражение цели определенного типа в конкретных условиях стрельбы с заданной вероятностью.

Зона обстрела - пространство вокруг ЗРК, в котором обеспечивается наведение ракеты на цель.

Рис. 1. Зона поражения ЗРК: вертикальное (а) и горизонтальное (б) сечение

Зона поражения изображается в параметрической системе координат и характеризуется положением дальней, ближней, верхней и нижней границ. Основные ее характеристики: горизонтальная (наклонная) дальность до дальней и ближней границ d d (D d ) и d(D), минимальная и максимальная высоты H mn и Н max , предельный курсовой угол q max и максимальный угол места s max . Горизонтальная дальность до дальней границы зоны поражения и предельный курсовой угол определяют предельный параметр зоны поражения Р пред т. е. максимальный параметр цели, при котором обеспечивается ее поражение с вероятностью не ниже заданной. Для многоканальных по цели ЗРК характерной величиной также является параметр зоны поражения Р стро , до которого количество проводимых стрельб по цели не менее, чем при нулевом параметре ее движения. Типичное сечение зоны поражения вертикальной биссекторной и горизонтальной плоскостями показано на рисунке.

Положение границ зоны поражения определяется большим количеством факторов, связанных с техническими характеристиками отдельных элементов ЗРК и контура управления в целом, условиями стрельбы, характеристиками и параметрами движения воздушной цели. Положение дальней границы зоны поражения определяет потребную дальность действия СНР.

Положение реализуемой дальней и нижней границ зоны поражения ЗРК может также зависеть и от рельефа местности.

Зона пуска ЗУР

Чтобы встреча ракеты с целью произошла в зоне поражения, пуск ракеты необходимо производить заблаговременно с учетом подлетного времени ракеты и цели до точки встречи.

Зона пуска ракет - область пространства, при нахождении цели в которой в момент пуска ракет обеспечивается их встреча в зоне поражения ЗРК. Для определения границ зоны пуска необходимо из каждой точки зоны поражения отложить в сторону, обратную курсу цели, отрезок, равный произведению скорости цели Vii на полетное время ракеты до данной точки. На рисунке наиболее характерные точки зоны пуска соответственно обозначены буквами а', 6' в' г' д'.

Рис. 2. Зона пуска ЗРК (вертикальное сечение)

При сопровождении цели СНР текущие координаты точки встречи, как правило, вычисляются автоматически и отображаются на экранах индикаторов. Пуск ракеты производится при нахождении точки встречи в границах зоны поражения.

Гарантированная зона пуска - область пространства, при нахождении цели в которой в момент пуска ракеты обеспечивается ее встреча с целью в зоне поражения независимо от вида противоракетного маневра цели.

Состав и характеристики элементов зенитных ракетных комплексов

В соответствии с решаемыми задачами функционально необходимыми элементами ЗРК являются: средства обнаружения, опознавания ЛА и целеуказания; средства управления полетом ЗУР; пусковые установки и пусковые устройства; зенитные управляемые ракеты.

Для борьбы с низколетящими целями могут применяться переносные зенитные ракетные комплексы (ПЗРК).

При использовании в составе ЗРК («Пэтриот», С-300) многофункциональных РЛС они выполняют роль средств обнаружения, опознавания, устройств сопровождения ЛА и наводимых на них ракет, устройств передачи команд управления, а также станций подсвета цели для обеспечения работы бортовых радиопеленгаторов.

Средства обнаружения

В зенитных ракетных комплексах в качестве средств обнаружения ЛА могут использоваться радиолокационные станции, оптические и пассивные пеленгаторы.

Оптические средства обнаружения (ОСО). В зависимости от места расположения источника излучения лучистой энергии оптические средства обнаружения подразделяются на пассивные и полуактивные. В пассивных ОСО, как правило, используется лучистая энергия, обусловленная нагревом обшивки ЛА и работающими двигателями, либо световая энергия Солнца, отраженная от ЛА. В полуактивных ОСО на наземном пункте управления располагается оптический квантовый генератор (лазер), энергия которого используется для зондирования пространства.

Пассивное ОСО представляет собой телевизионно-оптический визир, в состав которого входят передающая телевизионная камера (ПТК), синхронизатор, каналы связи, видеоконтрольное устройство (ВКУ).

Телевизионно-оптический визир преобразует поток световой (лучистой) энергии, идущей от ЛА, в электрические сигналы, которые передаются по кабельной линии связи и используются в ВКУ для воспроизведения переданного изображения ЛА, находящегося в поле зрения объектива ПТК.

В передающей телевизионной трубке оптическое изображение преобразуется в электрическое, при этом на фотомозаике (мишени) трубки возникает потенциальный рельеф, отображающий в электрической форме распределение яркости всех точек ЛА.

Считывание потенциального рельефа происходит электронным лучом передающей трубки, который под действием поля отклоняющих катушек движется синхронно с электронным лучом ВКУ. На сопротивлении нагрузки передающей трубки возникает видеосигнал изображения, который усиливается предварительным усилителем и по каналу связи поступает на ВКУ. Видеосигнал после усиления в усилителе подается на управляющий электрод приемной трубки (кинескопа).

Синхронизация движения электронных лучей ПТК и ВКУ осуществляется импульсами строчной и кадровой разверток, которые не смешиваются с сигналом изображения, а передаются по отдельному каналу.

Оператор наблюдает на экране кинескопа изображения ЛА, находящихся в поле зрения объектива визира, а также визирные метки, соответствующие положению оптической оси ТОВ по азимуту (b) и углу места (e), в результате чего могут быть определены азимут и угол места ЛА.

Полуактивные ОСО (лазерные визиры) по своей структуре, принципам построения и выполняемым функциям почти полностью аналогичны радиолокационным. Они позволяют определять угловые координаты, дальность и скорость цели.

В качестве источника сигнала используется лазерный передатчик, запуск которого осуществляется импульсом синхронизатора. Световой сигнал лазера излучается в пространство, отражается от ЛА и принимается телескопом.

Радиолокационные средства обнаружения

Узкополосный фильтр, стоящий на пути отраженного импульса, уменьшает воздействие посторонних источников света на работу визира. Отраженные от ЛА световые импульсы попадают на светочувствительный приемник, преобразуются в сигналы видеочастоты и используются в блоках измерения угловых координат и дальности, а также для отображения на экране индикатора.

В блоке измерения угловых координат вырабатываются сигналы управления приводами оптической системы, которые обеспечивают как обзор пространства, так и автоматическое сопровождение ЛА по угловым координатам (непрерывное совмещение оси оптической системы с направлением на ЛА).

Средства опознавания ЛА

Средства опознавания позволяют определить государственную принадлежность обнаруженного ЛА и отнести его к категории «свой-чужой». Они могут быть совмещенными и автономными. В совмещенных устройствах сигналы запроса и ответа излучаются и принимаются устройствами РЛС.

Антенна РЛС обнаружения «Top-M1» Оптические средства обнаружения

Радиолокационно-оптические средства обнаружения

На «своем» ЛА устанавливается приемник запросных сигналов, принимающий закодированные сигналы запроса, посылаемые РЛС обнаружения (опознавания). Приемник декодирует запросный сигнал и при соответствии этого сигнала установленному коду выдает его в передатчик сигналов ответа, установленный на борту «своего» ЛА. Передатчик вырабатывает закодированный сигнал и посылает его в направлении РЛС, где он принимается, декодируется и после преобразования выдается на индикатор в виде условной метки, которая высвечивается рядом с отметкой от «своего» ЛА. ЛА противника на запросный сигнал РЛС не отвечает.

Средства целеуказания

Средства целеуказания предназначены для приема, обработки и анализа информации о воздушной обстановке и определения последовательности обстрела обнаруженных целей, а также передачи данных о них на другие боевые средства.

Информация об обнаруженных и опознанных ЛА, как правило, поступает от РЛС. В зависимости от вида оконечного устройства средств целеуказания анализ информации о ЛА осуществляется автоматически (при использовании ЭВМ) или вручную (оператором при использовании экранов электронно-лучевых трубок). Результаты решения ЭВМ (счетно-решающего прибора) могут отображаться на специальных пультах, индикаторах или в виде сигналов для принятия оператором решения об их дальнейшем использовании либо передаваться на другие боевые средства ЗРК автоматически.

Если в качестве оконечных устройств используется экран, то отметки от обнаруженных ЛА отображаются световыми знаками.

Данные целеуказания (решения на обстрел целей) могут передаваться как по кабельным линиям, так и по радиолиниям связи.

Средства целеуказания и обнаружения могут обслуживать как одно, так и несколько подразделений ЗРВ.

Средства управления полетом ЗУР

При обнаружении и опознавании ЛА анализ воздушной обстановки, а также порядок обстрела целей осуществляет оператор. При этом в работе средств управления полетом ЗУР участвуют устройства измерения дальности, угловых координат, скорости, формирования команд управления и передачи команд (командная радиолиния управления), автопилот и рулевой тракт ракеты.

Устройство измерения дальности предназначено для измерения наклонной дальности до ЛА и ЗУР. Определение дальности основано на прямолинейности распространения электромагнитных волн и постоянстве их скорости. Дальность может быть измерена локационными и оптическими средствами. Для этого используется время прохождения сигнала от источника излучения до ЛА и обратно. Время может быть измерено по запаздыванию отраженного от ЛА импульса, величиной изменения частоты передатчика, величиной изменения фазы радиолокационного сигнала. Информация о дальности до цели используется для определения момента пуска ЗУР, а также для выработки команд управления (для систем с телеуправлением).

Устройство измерения угловых координат предназначено для измерения угла места (е ) и азимута (b ) ЛА и ЗУР. В основу измерения положено свойство прямолинейного распространения электромагнитных волн.

Устройство измерения скорости предназначено для измерения радиальной скорости движения ЛА. В основу измерения положен эффект Доплера, заключающийся в изменении частоты отраженного сигнала от движущихся объектов.

Устройство формирования команд (УФК) управления предназначено для выработки электрических сигналов, величина и знак которых соответствуют величине и знаку отклонения ракеты от кинематической траектории. Величина и направление отклонения ЗУР от кинематической траектории проявляются в нарушении связей, обуславливаемых характером движения цели и методом наведения на нее ЗУР. Меру нарушения этой связи называют параметром рассогласования A(t).

Величина параметра рассогласования измеряется средствами сопровождения ЗРК, которые на основании A(t) формируют соответствующий электрический сигнал в виде напряжения или тока, называемый сигналом рассогласования. Сигнал рассогласования является основной составляющей при формировании команды управления. Для повышения точности наведения ракеты на цель в состав команды управления вводятся некоторые сигналы коррекции. В системах телеуправления при реализации метода трех точек для сокращения времени вывода ракеты в точку встречи с целью, а также уменьшения ошибок наведения ракеты на цель в состав команды управления могут вводиться сигнал демпфирования и сигнал компенсации динамических ошибок, обусловленных движением цели, массой (весом) ракеты.

Устройство передачи команд управления (командные радиолинии управления). В системах телеуправления передача команд управления с пункта наведения на бортовое устройство ЗУР осуществляется посредством аппаратуры, образующей командную радиолинию управления. Эта линия обеспечивает передачу команд управления полетом ракеты, разовых команд, изменяющих режим работы бортовой аппаратуры. Командная радиолиния представляет собой многоканальную линию связи, число каналов которой соответствует числу передаваемых команд при одновременном управлении несколькими ракетами.

Автопилот предназначен для стабилизации угловых движений ракеты относительно центра масс. Кроме того, автопилот является составной частью системы управления полетом ракеты и управляет положением самого центра масс в пространстве в соответствии с командами управления.

Пусковые установки, пусковые устройства

Пусковые установки (ПУ) и пусковые устройства - специальные устройства, предназначенные для размещения, прицеливания, предстартовой подготовки и пуска ракеты. ПУ состоит из пускового стола или направляющих, механизмов наводки, средств горизонтирования, проверочно-пусковой аппаратуры, источников электропитания.

Пусковые установки различают по виду старта ракет - с вертикальным и наклонным стартом, по подвижности - стационарные, полустационарные (разборные), подвижные.

Стационарная пусковая установка C-25 с вертикальный стартом

Переносной зенитный ракетный комплекс «Игла»

Пусковая установка переносного зенитного ракетного комплекса «Блоупайп» с тремя направляющими

Стационарные ПУ в виде пусковых столов монтируются на специальных бетонированных площадках и перемещению не подлежат.

Полу стационарные ПУ при необходимости могут разбираться и после транспортировки устанавливаться на другой позиции.

Подвижные ПУ размещаются на специальных транспортных средствах. Применяются в мобильных ЗРК и выполняются в самоходном, буксируемом, носимом (переносном) вариантах. Самоходные ПУ размещаются на гусеничных или колесных шасси, обеспечивая быстрый переход из походного положения в боевое и обратно. Буксируемые ПУ устанавливаются на гусеничных или колесных несамоходных шасси, перевозятся тягачами.

Переносные пусковые устройства выполняются в виде пусковых труб, в которые устанавливается ракета перед пуском. Пусковая труба может иметь прицельное устройство для предварительного нацеливания и пусковой механизм.

По количеству ракет, находящихся на пусковой установке, различают одинарные ПУ, спаренные и т. д.

Зенитные управляемые ракеты

Зенитные управляемые ракеты классифицируются по количеству ступеней, аэродинамической схеме, способу наведения, типу боевого заряда.

Большинство ЗУР могут быть одно- и двухступенчатыми.

По аэродинамической схеме различают ЗУР, выполненные по нормальной схеме, по схеме «поворотное крыло», а также по схеме «утка».

По способу наведения различают самонаводящиеся и телеуправляемые ЗУР. Самонаводящейся называется ракета, на борту которой установлена аппаратура управления ее полетом. Телеуправляемыми называют ЗУР, управляемые (наводимые) наземными средствами управления (наведения).

По типу боевого заряда различают ЗУР с обычными и ядерными боевыми частями.

Самоходная ПУ ЗРК «Бук» с наклонный стартом

Полустационарная ПУ ЗРК С-75 с наклонным стартом

Самоходная ПУ ЗРК С-300ПМУ с вертикальным стартом

Переносные зенитные ракетные комплексы

ПЗРК предназначены для борьбы с низколетящими целями. В основу построения ПЗРК может быть положена пассивная система самонаведения («Стингер», «Стрела-2, 3», «Игла»), радиокомандная система («Блоупайп»), система наведения по лазерному лучу (RBS-70).

ПЗРК с пассивной системой самонаведения включают в себя пусковую установку (пусковой контейнер), пусковой механизм, аппаратуру опознавания, зенитную управляемую ракету.

Пусковая установка представляет собой герметичную трубу из стеклопластика, в которой хранится ЗУР. Труба герметична. Снаружи трубы располагаются прицельные приспособления для подготовки пуска ракеты и пусковой механизм.

Пусковой механизм («Стингер») включает в себя электрическую батарею питания аппаратуры как самого механизма, так и головки самонаведения (до пуска ракеты), баллон с хладагентом для охлаждения приемника теплового излучения ГСН во время подготовки ракеты к пуску, коммутирующее устройство, обеспечивающее необходимую последовательность прохождения команд и сигналов, индикаторное устройство.

Аппаратура опознавания включает в себя антенну опознавания и электронный блок, в состав которого входят приемопередающее устройство, логические схемы, вычислительное устройство, источник питания.

Ракета (FIM-92A) одноступенчатая, твердотопливная. Головка самонаведения может работать в ИК и ультрафиолетовом диапазонах, приемник излучения охлаждается. Совмещение оси оптической системы ГСН с направлением на цель в процессе ее сопровождения осуществляется с помощью гироскопического привода.

Пуск ракеты из контейнера производится с помощью стартового ускорителя. Маршевый двигатель включается, когда ракета удалится на расстояние, при котором исключается поражение стрелка-зенитчика струей работающего двигателя.

В состав радиокомандных ПЗРК входят транспорт- но-пусковой контейнер, блок наведения с аппаратурой опознавания и зенитная управляемая ракета. Сопряжение контейнера с расположенной в нем ракетой и блоком наведения осуществляется в процессе подготовки ПЗРК к боевому применению.

На контейнере размещены две антенны: одна - устройства передачи команд, другая - аппаратуры опознавания. Внутри контейнера находится сама ракета.

Блок наведения включает в себя монокулярный оптический прицел, обеспечивающий захват и сопровождение цели, ИК-устройство измерения отклонения ракеты от линии визирования цели, устройство выработки и передачи команд наведения, программное устройство подготовки и производства пуска, запросчик аппаратуры опознавания «свой-чужой». На корпусе блока имеется контроллер, применяемый при наведении ракеты на цель.

После пуска ЗУР оператор сопровождает ее по излучению хвостового ИК-трассера с помощью оптического прицела. Вывод ракеты на линию визирования осуществляется вручную или автоматически.

В автоматическом режиме отклонение ракеты от линии визирования, измеренное ИК-устройством, преобразуется в команды наведения, передаваемые на борт ЗУР. Отключение ИК-устройства производится через 1-2 с полета, после чего ракета наводится в точку встречи вручную при условии, что оператор добивается совмещения изображения цели и ракеты в поле зрения прицела, изменяя положение выключателя контроля. Команды управления передаются на борт ЗУР, обеспечивая ее полет по требуемой траектории.

В комплексах, обеспечивающих наведение ЗУР по лазерному лучу (RBS-70), для наведения ракеты на цель в хвостовом отсеке ЗУР размещаются приемники лазерного излучения, которые вырабатывают сигналы, управляющие полетом ракеты. В состав блока наведения входят оптический прицел, устройство формирования лазерного луча с изменяемой в зависимости от удаления ЗУР фокусировкой.

Системы управления зенитными ракетами Системы телеуправления

Системами телеуправления называются такие, в которых движение ракеты определяется наземным пунктом наведения, непрерывно контролирующим параметры траектории цели и ракеты. В зависимости от места формирования команд (сигналов) управления рулями ракеты эти системы делятся на системы наведения по лучу и командные системы телеуправления.

В системах наведения по лучу направление движения ракеты задается с помощью направленного излучения электромагнитных волн (радиоволн, лазерного излучения и др.). Луч модулируется таким образом, чтобы при отклонении ракеты от заданного направления ее бортовые устройства автоматически определяли сигналы рассогласования и вырабатывали соответствующие команды управления ракетой.

Примером применения такой системы управления с телеориентированием ракеты в лазерном луче (после ее вывода в этот луч) является многоцелевой ракетный комплекс ADATS, разработанный швейцарской фирмой «Эрликон» совместно с американской «Мартин Мариэтта». Считается, что такой способ управления по сравнению с командной системой телеуправления первого вида обеспечивает на больших дальностях более высокую точность наведения ракеты на цель.

В командных системах телеуправления команды управления полетом ракеты вырабатываются на пункте наведения и по линии связи (линии телеуправления) передаются на борт ракеты. В зависимости от способа измерения координат цели и определения ее положения относительно ракеты командные системы телеуправления делятся на системы телеуправления первого вида и системы телеуправления второго вида. В системах первого вида измерение текущих координат цели осуществляется непосредственно наземным пунктом наведения, а в системах второго вида - бортовым координатором ракеты с последующей их передачей на пункт наведения. Выработка команд управления ракетой как в первом, так и во втором случае осуществляется наземным пунктом наведения.

Рис. 3. Командная система телеуправления

Определение текущих координат цели и ракеты (например, дальности, азимута и угла места) осуществляется радиолокационной станцией сопровождения. В некоторых комплексах эта задача решается двумя радиолокаторами, один из которых сопровождает цель (радиолокатор 7 визирования цели), а другой - ракету (радиолокатор 2 визирования ракеты).

Визирование цели основано на использовании принципа активной радиолокации с пассивным ответом, т. е. на получении информации о текущих координатах цели из радиосигналов, отраженных от нее. Сопровождение цели может быть автоматическим (АС), ручным (PC) или смешанным. Чаще всего визиры цели имеют устройства, обеспечивающие различные виды сопровождения цели. Автоматическое сопровождение осуществляется без участия оператора, ручное и смешанное - с участием оператора.

Для визирования ракеты в таких системах, как правило, применяются радиолокационные линии с активным ответом. На борту ракеты устанавливается приемопередатчик, излучающий ответные импульсы на импульсы запроса, посылаемые пунктом наведения. Такой способ визирования ракеты обеспечивает ее устойчивое автоматическое сопровождение, в том числе и при стрельбе на значительные дальности.

Измеренные значения координат цели и ракеты подаются в устройство выработки команд (УВК), которое может выполняться на базе ЭЦВМ или в виде аналогового счетно-решающего прибора. Формирование команд осуществляется в соответствии с выбранным методом наведения и принятым параметром рассогласования. Выработанные для каждой плоскости наведения команды управления шифруются и радиопередатчиком команд (РПК) выдаются на борт ракеты. Эти команды принимаются бортовым приемником, усиливаются, дешифруются и через автопилот в виде определенных сигналов, определяющих величину и знак отклонения рулей, выдаются на рули ракеты. В результате поворота рулей и появления углов атаки и скольжения возникают боковые аэродинамические силы, которые изменяют направление полета ракеты.

Процесс управления ракетой осуществляется непрерывно до ее встречи с целью.

После вывода ракеты в район цели, как правило, с помощью неконтактного взрывателя решается задача выбора момента подрыва боевой части зенитной управляемой ракеты.

Командная система телеуправления первого вида не требует увеличения состава и массы бортовой аппаратуры, обладает большей гибкостью по числу и геометрии возможных траекторий ракеты. Основной недостаток системы - зависимость величины линейной ошибки наведения ракеты на цель от дальности стрельбы. Если, например, величину угловой ошибки наведения принять постоянной и равной 1/1000 дальности, то промах ракеты при дальностях стрельбы 20 и 100 км соответственно составит 20 и 100 м. В последнем случае для поражения цели потребуется увеличение массы боевой части, а следовательно, и стартовой массы ракеты. Поэтому система телеуправления первого вида используется для поражения целей ЗУР на малых и средних дальностях.

В системе телеуправления первого вида воздействию помех подвержены каналы сопровождения цели и ракеты и линия радиоуправления. Решение проблемы повышения помехоустойчивости данной системы иностранные специалисты связывают с использованием, в том числе и комплексно, различных по диапазону частот и принципам работы каналов визирования цели и ракеты (радиолокационных, инфракрасных, визуальных и др.), а также радиолокационных станций с фазированной антенной решеткой (ФАР).

Рис. 4. Командная система телеуправления второго вида

Координатор (радиопеленгатор) цели устанавливается на борту ракеты. Он осуществляет слежение за целью и определение ее текущих координат в подвижной системе координат, связанной с ракетой. Координаты цели по каналу связи передаются на пункт наведения. Следовательно, бортовой радиопеленгатор в общем случае включает антенну приема сигналов цели (7), приемник (2), устройство определения координат цели (3), шифратор (4), передатчик сигналов (5), содержащих информацию о координатах цели, и передающую антенну (6).

Координаты цели принимаются наземным пунктом наведения и подаются в устройство выработки команд управления. От станции сопровождения (радиовизира) ракеты в УВК также поступают текущие координаты зенитной управляемой ракеты. Устройство выработки команд определяет параметр рассогласования и формирует команды управления, которые после соответствующих преобразований станцией передачи команд выдаются на борт ракеты. Для приема этих команд, их преобразования и отработки ракетой на ее борту устанавливается такая же аппаратура, как и в системах телеуправления первого вида (7 - приемник команд, 8 - автопилот). Достоинства системы телеуправления второго вида заключаются в независимости точности наведения ЗУР от дальности стрельбы, повышении разрешающей способности по мере приближения ракеты к цели и возможности наведения на цель требуемого числа ракет.

К недостаткам системы относятся возрастание стоимости зенитной управляемой ракеты и невозможность режимов ручного сопровождения цели.

По своей структурной схеме и характеристикам система телеуправления второго вида близка к системам самонаведения.

Системы самонаведения

Самонаведением называется автоматическое наведение ракеты на цель, основанное на использовании энергии, идущей от цели к ракете.

Головка самонаведения ракеты автономно осуществляет сопровождение цели, определяет параметр рассогласования и формирует команды управления ракетой.

По виду энергии, которую излучает или отражает цель, системы самонаведения разделяются на радиолокационные и оптические (инфракрасные или тепловые, световые, лазерные и др.).

В зависимости от места расположения первичного источника энергии системы самонаведения могут быть пассивными, активными и полуактивными.

При пассивном самонаведении энергия, излучаемая или отражаемая целью, создается источниками самой цели или естественным облучателем цели (Солнцем, Луной). Следовательно, информация о координатах и параметрах движения цели может быть получена без специального облучения цели энергией какого-либо вида.

Система активного самонаведения характеризуется тем, что источник энергии, облучающий цель, устанавливается на ракете и для самонаведения ЗУР используется отраженная от цели энергия этого источника.

При полуактивном самонаведении цель облучается первичным источником энергии, расположенным вне цели и ракеты (ЗРК «Хок»).

Радиолокационные системы самонаведения получили широкое распространение в ЗРК из-за их практической независимости действия от метеорологических условий и возможности наведения ракеты на цель любого типа и на различные дальности. Они могут использоваться на всем или только на конечном участке траектории зенитной управляемой ракеты, т. е. в сочетании с другими системами управления (системой телеуправления, программного управления).

В радиолокационных системах применение пассивного способа самонаведения весьма ограничено. Такой способ возможен лишь в частных случаях, например при самонаведении ЗУР на самолет, имеющий на своем борту непрерывно работающий радиопередатчик помех. Поэтому в радиолокационных системах самонаведения применяют специальное облучение («подсвечивание») цели. При самонаведении ракеты на всем участке ее траектории полета к цели, как правило, по энергетическим и стоимостным соотношениям применяются полуактивные системы самонаведения. Первичный источник энергии (радиолокатор подсвета цели) обычно располагается на пункте наведения. В комбинированных системах применяются как полуактивная, так и активная системы самонаведения. Ограничение по дальности активной системы самонаведения происходит за счет максимальной мощности, которую можно получить на ракете с учетом возможных габаритов и массы бортовой аппаратуры, в том числе и антенны головки самонаведения.

Если самонаведение начинается не с момента старта ракеты, то с увеличением дальности стрельбы ракетой энергетические преимущества активного самонаведения по сравнению с полуактивным возрастают.

Для вычисления параметра рассогласования и выработки команд управления следящие системы головки самонаведения должны непрерывно отслеживать цель. При этом формирование команды управления возможно при сопровождении цели только по угловым координатам. Однако такое сопровождение не обеспечивает селекцию цели по дальности и скорости, а также защиту приемника головки самонаведения от побочной информации и помех.

Для автоматического сопровождения цели по угловым координатам используются равносигнальные методы пеленгации. Угол прихода отраженной от цели волны определяется сравнением сигналов, принятых по двум или более несовпадающим диаграммам направленности. Сравнение может осуществляться одновременно или последовательно.

Наибольшее распространение получили пеленгаторы с мгновенным равносигнальным направлением, в которых используется суммарно-разностный способ определения угла отклонения цели. Появление таких пеленгационных устройств обусловлено в первую очередь необходимостью повышения точности систем автоматического сопровождения цели по направлению. Такие пеленгаторы теоретически не чувствительны к амплитудным флюктуациям отраженного от цели сигнала.

В пеленгаторах с равносигнальным направлением, создаваемым путем периодического изменения диаграммы направленности антенны, и, в частности, со сканирующим лучом, случайное изменение амплитуд отраженного от цели сигнала воспринимается как случайное изменение углового положения цели.

Принцип селекции цели по дальности и скорости зависит от характера излучения, которое может быть импульсным или непрерывным.

При импульсном излучении селекция цели осуществляется, как правило, по дальности с помощью стробирующих импульсов, открывающих приемник головки самонаведения в момент прихода сигналов от цели.

Рис. 5. Радиолокационная полуактивная система самонаведения

При непрерывном излучении сравнительно просто осуществить селекцию цели по скорости. Для сопровождения цели по скорости используется эффект Доплера. Величина доплеровского смещения частоты сигнала, отраженного от цели, пропорциональна при активном самонаведении относительной скорости сближения ракеты с целью, а при полуактивном самонаведении - радиальной составляющей скорости цели относительно наземного радиолокатора облучения и относительной скорости сближения ракеты с целью. Для выделения доплеровского смещения при полуактивном самонаведении на ракете после захвата цели необходимо произвести сравнение сигналов, принятых радиолокатором облучения и головкой самонаведения. Настроенные фильтры приемника головки самонаведения пропускают в канал изменения угла только те сигналы, которые отразились от цели, движущейся с определенной скоростью относительно ракеты.

Применительно к зенитному ракетному комплексу типа «Хок» она включает радиолокатор облучения (подсвета) цели, полуактивную головку самонаведения, зенитную управляемую ракету и др.

Задачей радиолокатора облучения (подсвета) цели является непрерывное облучение цели электромагнитной энергией. В радиолокационной станции используется направленное излучение электромагнитной энергии, что требует непрерывного сопровождения цели по угловым координатам. Для решения других задач обеспечивается также сопровождение цели по дальности и скорости. Таким образом, наземная часть системы полуактивного самонаведения представляет собой радиолокационную станцию с непрерывным автоматическим сопровождением цели.

Полуактивная головка самонаведения устанавливается на ракете и включает координатор и счетно-решающий прибор. Она обеспечивает захват и сопровождение цели по угловым координатам, дальности или скорости (или по всем четырем координатам), определение параметра рассогласования и выработку команд управления.

На борту зенитной управляемой ракеты устанавливается автопилот, решающий те же задачи, что и в командных системах телеуправления.

В состав зенитного ракетного комплекса, использующего систему самонаведения или комбинированную систему управления, входят также оборудование и аппаратура, обеспечивающие подготовку и пуск ракет, наведение радиолокатора облучения на цель и т. п.

Инфракрасные (тепловые) системы самонаведения зенитных ракет используют диапазон волн, как правило, от 1 до 5 мкм. В этом диапазоне находится максимум теплового излучения большинства воздушных целей. Возможность применения пассивного способа самонаведения - основное преимущество инфракрасных систем. Система делается более простой, а ее действие - скрытым от противника. До пуска ЗУР воздушному противнику труднее обнаружить такую систему, а после пуска ракеты создать ей активную помеху. Приемник инфракрасной системы конструктивно может быть выполнен намного проще приемника радиолокационной ГСН.

Недостаток системы - зависимость дальности действия от метеорологических условий. Тепловые лучи сильно затухают при дожде, в тумане, в облаках. Дальность действия такой системы также зависит от ориентации цели относительно приемника энергии (от направления приема). Лучистый поток из сопла реактивного двигателя самолета значительно превышает лучистый поток его фюзеляжа.

Тепловые головки самонаведения получили широкое распространение в зенитных ракетах ближнего боя и малой дальности.

Световые системы самонаведения основаны на том, что большинство воздушных целей отражает солнечный или лунный свет значительно сильнее, чем окружающий их фон. Это позволяет выделить цель на данном фоне и навести на нее зенитную ракету с помощью ГСН, осуществляющей прием сигнала в диапазоне видимой части спектра электромагнитных волн.

Достоинства данной системы определяются возможностью применения пассивного способа самонаведения. Ее существенный недостаток - сильная зависимость дальности действия от метеорологических условий. При хороших метеорологических условиях световое самонаведение невозможно также в направлениях, где в поле зрения угломера системы попадает свет Солнца и Луны.

Комбинированное управление

Под комбинированным управлением понимается сочетание различных систем управления при наведении ракеты на цель. В зенитных ракетных комплексах оно применяется при стрельбе на большие дальности для получения требуемой точности наведения ракеты на цель при допустимых массовых значениях ЗУР. Возможны такие последовательные комбинации систем управления: телеуправление первого вида и самонаведение, телеуправление первого и второго вида, автономная система и самонаведение.

Применение комбинированного управления обуславливает необходимость решения таких задач, как сопряжение траекторий при переходе с одного способа управления на другой, обеспечение захвата цели головкой самонаведения ракеты в полете, использование одних и тех же устройств бортовой аппаратуры на различных этапах управления и др.

В момент перехода на самонаведение (телеуправление второго вида) цель должна находиться в пределах диаграммы направленности приемной антенны ГСН, ширина которой обычно не превосходит 5-10°. Кроме того, должно быть осуществлено наведение следящих систем: ГСН по дальности, по скорости или по дальности и скорости, если предусмотрена селекция цели по данным координатам для повышения разрешающей способности и помехозащищенности системы управления.

Наведение ГСН на цель может производиться следующими способами: по командам, передаваемым на борт ракеты с пункта наведения; включением автономного автоматического поиска цели ГСН по угловым координатам, дальности и частоте; сочетанием предварительного командного наведения ГСН на цель с последующим поиском цели.

Каждый из первых двух способов имеет свои преимущества и существенные недостатки. Задача обеспечения надежного наведения ГСН на цель в процессе полета ракеты к цели является достаточно сложной и может потребовать применения третьего способа. Предварительное наведение ГСН позволяет сузить диапазон поиска цели.

При комбинации систем телеуправления первого и второго вида после начала функционирования бортового радиопеленгатора в устройство выработки команд наземного пункта наведения может поступать информация одновременно от двух источников: станции слежения за целью и ракетой и бортового радиопеленгатора. На основе сравнения сформированных команд по данным каждого источника представляется возможным решить задачу сопряжения траекторий, а также повысить точность наведения ракеты на цель (снизить случайные составляющие ошибок путем выбора источника, взвешиванием дисперсий сформированных команд). Такой способ комбинации систем управления получил название бинарного управления.

Комбинированное управление применяется в случаях, когда требуемые характеристики ЗРК не могут быть достигнуты применением только одной системы управления.

Автономные системы управления

Автономными системами управления называются такие, в которых сигналы управления полетом вырабатываются на борту ракеты в соответствии с предварительно (до старта) заданной программой. При полете ракеты автономная система управления не получает какой-либо информации от цели и пункта управления. Такая система в ряде случаев используется на начальном участке траектории полета ракеты для вывода ее в заданную область пространства.

Элементы систем управления ракетами

Управляемая ракета - беспилотный ЛА с реактивным двигателем, предназначенный для поражения воздушных целей. Все бортовые устройства размещены на планере ракеты.

Планер - несущая конструкция ракеты, которая состоит из корпуса, неподвижных и подвижных аэродинамических поверхностей. Корпус планера обычно цилиндрической формы с конической (сферической, оживальной) головной частью.

Аэродинамические поверхности планера служат для создания подъемной и управляющих сил. К ним относятся крылья, стабилизаторы (неподвижные поверхности), рули. По взаимному расположению рулей и неподвижных аэродинамических поверхностей различают следующие аэродинамические схемы ракет: нормальная, «бесхвостка», «утка», «поворотное крыло».

Рис. б. Схема компоновки гипотетической управляемом ракеты:

1 - корпус ракеты; 2 - неконтактный взрыватель; 3 - рули; 4 - боевая часть; 5 - баки для компонентов топлива; б - автопилот; 7 - аппаратура управления; 8 - крылья; 9 - источники бортового электропитания; 10 - ракетный двигатель маршевой ступени; 11 - ракетный двигатель стартовой ступени; 12 - стабилизаторы.

Рис. 7. Аэродинамические схемы управляемых ракет:

1 - нормальная; 2 - «бесхвостка»; 3 - «утка»; 4 - «поворотное крыло».

Двигатели управляемых ракет делятся на две группы: ракетные и воздушно-реактивные.

Ракетным называется двигатель, который использует топливо, полностью находящееся на борту ракеты. Для его работы не требуется забора кислорода из окружающей среды. По виду топлива ракетные двигатели разделяются на ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ) и жидкостные ракетные двигатели (ЖРД). В качестве топлива в РДТТ используются ракетный порох и смесевое твердое топливо, которые заливаются и прессуются непосредственно в камеру сгорания двигателя.

Воздушно-реактивные двигатели (ВРД) - двигатели, в которых окислителем служит кислород, забираемый из окружающего воздуха. В результате на борту ракеты содержится только горючее, что позволяет увеличить запас топлива. Недостаток ВРД - невозможность их работы в разреженных слоях атмосферы. Они могут применяться на ЛА при высотах полета до 35-40 км.

Автопилот (АП) предназначен для стабилизации угловых движений ракеты относительно центра масс. Кроме того, АП является составной частью системы управления полетом ракеты и управляет положением самого центра масс в пространстве в соответствии с командами управления. В первом случае автопилот выполняет роль системы стабилизации ракеты, во втором - роль элемента системы управления.

Для стабилизации ракеты в продольной, азимутальной плоскостях и при движении относительно продольной оси ракеты (по крену) используются три независимых канала стабилизации: по тангажу, курсу и крену.

Бортовая аппаратура управления полетом ракеты является составной частью системы управления. Ее устройство определяется принятой системой управления, реализованной в комплексе управления зенитными и авиационными ракетами.

В системах командного телеуправления на борту ракеты устанавливают устройства, составляющие приемный тракт командной радиолинии управления (КРУ). В их состав входят антенна и приемник радиосигналов команд управления, селектор команд, демодулятор.

Боевое снаряжение зенитных и авиационных ракет - сочетание боевой части и взрывателя.

Боевая часть имеет боевой заряд, детонатор и корпус. По принципу действия боевые части могут быть осколочными и осколочно-фугасными. Некоторые типы ЗУР могут оснащаться и ядерными боевыми частями (например, в ЗРК «Найк-Геркулес»).

Поражающими элементами боевой части являются как осколки, так и готовые элементы, размещенные на поверхности корпуса. В качестве боевых зарядов применяют бризантные (дробящие) взрывчатые вещества (тротил, смеси тротила с гексогеном и др.).

Взрыватели ракет могут быть неконтактными и контактными. Неконтактные взрыватели в зависимости от места положения источника энергии, используемой для срабатывания взрывателя, подразделяются на активные, полуактивные и пассивные. Кроме того, неконтактные взрыватели подразделяются на электростатические, оптические, акустические, радиовзрыватели. В зарубежных образцах ракет чаще применяются радио- и оптические взрыватели. В отдельных случаях одновременно работают оптический и радиовзрыватель, что повышает надежность подрыва боевой части в условиях электронного подавления.

В основу работы радиовзрывателя положены принципы радиолокации. Поэтому такой взрыватель представляет собой миниатюрный радиолокатор, формирующий сигнал подрыва при определенном положении цели в луче антенны взрывателя.

По устройству и принципам работы радиовзрыватели могут быть импульсными, доплеровскими и частотными.

Рис. 8. Структурная схема импульсного радиовзрывателя

В импульсном взрывателе передатчик вырабатывает высокочастотные импульсы малой длительности, излучаемые антенной в направлении цели. Луч антенны согласован в пространстве с областью разлета осколков боевой части. При нахождении цели в луче отраженные сигналы принимаются антенной, проходят приемное устройство и поступают на каскад совпадений, куда подается строб-импульс. При их совпадении выдается сигнал подрыва детонатора боевой части. Длительность строб-импульсов обуславливает диапазон возможных дальностей срабатывания взрывателя.

Доплеровские взрыватели чаще работают в режиме непрерывного излучения. Сигналы, отраженные от цели и принятые антенной, поступают на смеситель, где выделяется частота Доплера.

При заданных значениях скорости сигналы частоты Доплера проходят через фильтр и подаются на усилитель. При определенной амплитуде колебаний тока этой частоты выдается сигнал подрыва.

Контактные взрыватели могут быть электрическими и ударными. Они находят применение в ракетах малой дальности при высокой точности стрельбы, что обеспечивает подрыв боевой части при прямом попадании ракеты.

Для повышения вероятности поражения цели осколками боевой части принимаются меры по согласованию областей срабатывания взрывателя и разлета осколков. При хорошем согласовании область разлета осколков, как правило, совпадает в пространстве с областью нахождения цели.

 

ПЕРЕНОСНЫЕ ЗЕНИТНЫЕ РАКЕТНЫЕ КОМПЛЕКСЫ

 

«Блоупайп»

(ВЕЛИКОБРИТАНИЯ)

В начале 60-х годов Великобритания приступила к созданию переносных ЗРК (впоследствии названных «Blowpipe»), обеспечивающих защиту поля боевых действий от самолетов. Первые испытания ракет комплекса прошли в 1965 г., и в сентябре 1966 г. ракетная система официально была представлена на аэрошоу в Фарнборо.

В 1968 г. по заказу Министерства обороны Великобритании началось производство ПЗРК «Блоупайп». В начале 1972 г. после заводских испытаний ПЗРК принят на вооружение британской армии.

Основное назначение ПЗРК «Блоупайп» - борьба с воздушными целями, но он может применяться и против наземных целей на дальностях до 3000 м.

В 1979 г. прошла успешные испытания перспективная система наведения для комплекса «Блоупайп». Дальнейшее развитие системы позволило создать комплекс «Blowpipe Mk.2», который больше известен под названием «Джавелин».

На вооружении ПВО британской армии имеются батальоны противовоздушной обороны, вооруженные ПЗРК «Блоупайп», в каждом насчитывается два взвода, по три отделения с четырьмя ПЗРК в каждом.

К концу 1989 г. выпущено 19 000 ракет «Блоупайп» и 16 000 ракет «Джавелин».

ПЗРК «Блоупайп» состоит из ракеты в транспортно-пусковом контейнере и прицельного блока.

Ракета «Блоупайп» представляет собой тонкую трубу длиной 1,4 м, в центральной секции находится боевая часть. В носовой части расположено оборудование системы наведения и взрыватель, в хвостовой части размещается ракетный двигатель.

Первоначальное движение (в течение 0,2 секунды) ракета получает за счет работы ускорителя.

Для уменьшения дымового эффекта на втором этапе используется специальное топливо и осуществляется отвод газов через специальные отверстия.

Между первой и второй ступенями смонтирована специальная перегородка, которая предотвращает преждевременный запуск второй ступени. В носовой части имеется четыре аэродинамических крыла дельтовидной формы, в хвостовой части - четыре крыла для обеспечения стабилизации и для аэродинамического управления. В обоих случаях крылья имеют сверхзвуковой аэродинамический профиль.

Если в течение первых пяти секунд на борт ракеты не поступают команды наведения, то в ней срабатывает самоликвидатор.

Ракета «Блоупайп» необычна тем, что ее нос свободно вращается независимо от остальной части. Транспортно-пус- ковой контейнер, в котором она находится, сконструирован с минимизацией отдачи. В нем размещается многоразовое пусковое устройство, источник питания для прицельного блока, система наведения и электрические контакты.

Прицельный блок представляет автономное устройство, состоящее из огневого блока и блока наведения (управления). На ТПК размещается пистолетная рукоятка, находятся передатчик, устройство сбора данных, монокулярный прицел и оптическая ИК-система. Система управления включает спусковой механизм, управляемый рукой джойстик, переключатель выбора вида взрывателя и передатчик команд наведения.

Информация о приближающейся цели поступает по радиоканалу системы оповещения или в результате визуального осмотра стрелком горизонта.

ПЗРК «Блоупайп» изготавливается к применению менее чем за 5 секунд путем подсоединения ТПК к прицельному блоку. Левой рукой стрелок удерживает носовую часть, правой рукой сжимает рукоятку с пусковым механизмом. При этом ТПК лежит на правом плече стрелка.

Стрелок захватывает цель своим монокулярным прицелом, имеющим пятикратное усиление, оценивает дальность и делает поправку на направление и силу ветра. Затем стрелок включает оборудование, выбирает частоту передатчика команд и тип используемого взрывателя (контактный или неконтактный).

В дополнение к монокулярному прицелу к прицельному блоку подсоединен датчик, определяющий положение ракеты относительно линии визирования. Ракета «Блоупайп» имеет флаерсы (сигнальные огни), которые обеспечивают наблюдение за полетом и автоматическое ИК-сопровождение. Сигнал ошибки вырабатывается датчиком и посылается на ракету с помощью передатчика команд, имеющегося на ПЗРК.

Приемник на ракете принимает эти сигналы и передает на блок управления, и ракета автоматически отрабатывает их с помощью рулей. Эффективная дальность действия ракеты ограничивается скоростью и маневренными возможностями на конечном участке полета после отключения второй ступени двигателя. Автоматическая система наведения действует более эффективно, чем стрелок, и позволяет уничтожать цели на ближней границе. Для целей на дальней границе зоны поражения автоматическое наведение осуществляется в течение 2-3 секунд, а затем происходит ручное наведение с помощью джойстика стрелка.

В целях безопасности для стрелка предусмотрено защитное обмундирование.

При нажатии на спусковой механизм запускается генератор, который запитывает ТПК и ракету, а затем - гироскоп ракеты. Ракета стартует с помощью стартового двигателя, аналогичного ПЗРК «Джавелин», который работает, находясь в ТПК, и выключается при выходе из него. Основной двигатель запускается на безопасном расстоянии от стрелка, и ракета развивает сверхзвуковую скорость. Стрелок наводит ракету на цель, используя для этого ручной джойстик.

Стрелок удерживает ракету на линии визирования цели до момента их встречи. Когда для наведения ракеты используется джойстик, то нет необходимости точно сопровождать цель. Оператору достаточно удерживать ее в поле зрения монокуляра.

Когда нельзя использовать автоматическое наведение ракеты, стрелок отключает ее перед пуском и использует только ручное наведение.

Боевая часть ракеты «Блоупайп» подрывается либо от контактного или неконтактного взрывателя. Боевая часть фугасного типа способна пробивать броню легкобронированного шасси. При завершении стрельбы вместо пустого контейнера к прицельному блоку присоединяется целый ТПК, а пустой может использоваться вторично.

Весной 1986 г. несколько комплексов «Блоупайп» попали афганским моджахедам и никарагуанским контрас. Моджахеды использовали «Блоупайп» как противотанковое средство, а также уничтожали с его помощью бронетранспортеры.

«Блоупайп» использовали Аргентина и Великобритания в 1982 г. во время Фолклендского конфликта, причем Аргентина с его помощью сбила один самолет «Харриер».

ПЗРК «Блоупайп» требует большего времени на обучение, чем американский комплекс «Ред Ай». Производитель считает, что комплекс «Блоупайп» имеет большую эффективность, чем американский комплекс «Ред Ай» или советский ПЗРК «Стрела-2».

Первый экспортный контракт был подписан с Канадой в 1973 г.

Находится на вооружении в Афганистане, Аргентине, Канаде, Чили, Эквадоре, Малайзии.

На вооружении таиландских ВВС имеется модификация ПЗРК «Блоупайп» - LCNADS - это спаренная пусковая система с оптическим прицелом, которая может размещаться на легком шасси или наземно.

Ракета комплекса «Блоупайп» может использоваться с прицельным оборудованием комплекса «Джавелин».

Серийное производство завершено.

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Дальность поражения, км:

максимальная 3,5

минимальная 0.7

Высота поражения, км:

максимальная 2,5

минимальная 0,01

Длина, м:

ракеты 1.35

ракеты в ТПК 1.4

Диаметр ракеты, м 0,076

Масса, кг:

ракеты 11.0

ракеты в ТПК 14,5

прицельного блока 6,2

боевой части 2,2

Максимальная скорость ракеты, М около 1

Тип боевой части осколочно-фугасный

с контактным и неконтактным взрывателями Метод наведения ИК-наведение,

затем командное по линии визирования (CLOS) Пусковая установка переносная,

одноствольная с ручным захватом

 

«Джавелин»

(ВЕЛИКОБРИТАНИЯ)

ПЗРК «Джавелин» предназначен для отражения удара широкого класса средств воздушного нападения, летящих на малых высотах, а также для защиты своих войск на поле боя с использованием более эффективной, чем ИК-ГСН, полуавтоматической системы наведения (SACLOS - Semi-Automatic Command to Line of Sight). Дальность поражения высокоскоростных атакующих самолетов способствует уничтожению этих целей до рубежа бомбометания. ПЗРК «Джавелин» может быть использован для уничтожения вертолетов, а в крайних случаях - и для уничтожения наземных целей.

В 1979 г. по заказу министерства обороны Великобритании путем модернизации ПЗРК «Блоупайп» начал создаваться новый ПЗРК «Джавелин».

Серийное производство комплекса «Джавелин» начато в 1984 г., и в середине этого же года ПЗРК был использован Королевскими ВМС Великобритании для обеспечения противовоздушной защиты кораблей, находившихся в районе Ближнего Востока, от атакующих с воздуха целей типа «камикадзе».

По сравнению с «Блоупайп» ПЗРК «Джавелин» имеет новую, большей массы боевую часть, а также более мощный ракетный двигатель. Его высокий удельный импульс объясняется использованием нового топлива, что позволяет увеличить дальность поражения целей. Работу стрелка значительно облегчает новая полуавтоматическая система наведения.

Новый монокулярный прицел ПЗРК «Джавелин» создавался с учетом его применения на комплексе «Блоупайп».

По сообщениям прессы, в середине 90-х годов произошла замена ПЗРК «Джавелин» новым ПЗРК «Старбэст» («Star- burst»). Теперь комплекс «Джавелин» используется в учебных целях.

ПЗРК «Джавелин» состоит из ракеты, находящейся в ГПК, и прицельного оборудования. Контейнер, снаряженный в заводских условиях ракетой, обладает минимальным весом и сконструирован по принципу уменьшения отдачи при выстреле. На нем размещены спусковое устройство, батарея для запитки ракеты и прицельное устройство. Передняя крышка контейнера, выполненная из пластмассы, срывается под давлением газов, образующихся при запуске двигателя. Дополнительно к ПЗРК «Джавелин» может придаваться аппаратура системы опознавания «свой-чужой» и ночной прицел.

Длина ракеты составляет 1,4 м. Боевая часть размещена по центру корпуса ракеты. Оборудование системы наведения находится в передней части корпуса, а двигатель - в хвостовой. Имеются четыре крыла дельтовидной формы, размещенных на свободно вращающемся кольце, в носовой части ракеты и четыре крыла в хвостовой части корпуса. При размещении ракеты в ТПК консоли передних крыльев складываются, а раскрываются после ее выхода из контейнера. Благодаря свободному вращению крыльев и расположению их под некоторым углом к продольной оси ракеты обеспечивается ее аэродинамическая устойчивость в полете.

Прицельный узел находится в собственном контейнере с правой стороны от спускового механизма. Этот контейнер содержит стабилизированный прицел, обеспечивающий ручное сопровождение цели, и телевизионную камеру, с помощью которой осуществляется полуавтоматическое наведение ракеты на цель по методу трех точек.

Команды от телевизионной камеры в цифровом виде обрабатываются микропроцессором и передаются на борт ракеты по радиолинии. На ТПК имеется предохранитель.

После подсоединения прицельного устройства к контейнеру ПЗРК «Джавелин» менее чем за 5 секунд готов к боевому применению.

Информация о возможности воздушной атаки поступает стрелку с помощью радиолинии по сети оповещения, или цель обнаруживается самостоятельно при обзоре пространства. Стрелок наблюдает за целью в монокулярный прицел и при достижении ею дальней границы зоны пуска приводит в действие спусковой механизм. Стрелок должен выбрать частоту, на которой передатчик будет посылать команды наведения, на ракету.

После нажатия спускового механизма запускаются две термобатареи, подается питание на прицельное устройство и ракету. После срабатывания пирозаряда, под воздействием образуемых газов раскручивается ротор гироскопа, а затем запускается стартовый двигатель (работает 0,2 секунды до вылета ракеты из ТПК). На безопасном расстоянии от стрелка начинает работу маршевый двигатель, разгоняющий ракету до скорости Ml,6. При отсутствии или пропадании сигналов наведения ракета самоликвидируется. В это время на экране телевизионной камеры появляется круглая красная метка.

В отличие от комплекса «Блоупайп» в ПЗРК «Джавелин» система наведения автоматически ведет ракету по линии визирования в течение всего полета ракеты. Это обеспечивается с помощью миниатюрной телекамеры, принимающей излучение горящих в хвостовой части ракеты флаерсов. На экране телекамеры отображаются отметки от цели и ракеты, их координаты обрабатываются микропроцессорным вычислительным устройством, а затем команды управления передаются на борт ракеты. В поле зрения оптического прицела проецируется прицельная метка, которую стрелок при помощью джойстика совмещает с целью. Подрыв боевой части осуществляется с помощью контактного или неконтактного взрывателей.

По утверждению производителя комплекса, его боевая эффективность была продемонстрирована в 1985 г., когда 10-я батарея ПВО уничтожила 8 целей типа «Skeet» восемью ракетами «Джавелин».

Серийный выпуск завершен, произведено более 16 000 ракет.

ПЗРК «Джавелин» находитсяна вооружении восьми стран, включая Канаду, Иорданию, Южную Корею, Оман, Перу, Ботсвану.

Фирмой Shorts создана многозарядная пусковая установка LML (Lighweight Multiple Launcher), предназначенная для уничтожения нескольких целей. Все системы LML используют три стандартных ракеты «Джавелин» в ТИК, стыкуемых со стандартным прицельным узлом. Многозарядная пусковая установка располагается на треножнике либо размещается на шасси. .Находится на вооружении армии Великобритании.

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Дальность поражения максимальная, км:

самолетов 4,5

вертолетов 5,5

Дальность поражения минимальная, км 0,3

Высота поражения, км:

максимальная 3,0

минимальная 0,01

Длина ракеты, м 1,39

Диаметр ракеты, м 0,07

Размах крыльев ракеты, м 0,27

Масса, кг:

ракеты 12,7

боевой части 2,74 .

взрывчатого вещества 0,6

ракеты в ТПК 15,4

ракеты в ТПК в полевых условиях 19,0

прицельного блока 8,9

Поле зрения ТВ камеры, мм:

широкое 5,75x4,5

узкое 0,9x0,9

Максимальная скорость ракеты, М около 1,6

Источники питания постоянного тока

(27,5-35,5 В) для ТПК и три перезаряжаемые батареи для прицельного блока

 

«Starburst»

(ВЕЛИКОБРИТАНИЯ)

Фирма Shorts создавала ПЗРК «Starburst» с середины 80-х годов (первоначальное название «Джавелин S15»). Он представляет собой вариант ПЗРК «Джавелин» с улучшенной помехозащищенностью.

Разработанный по заказу министерства обороны Великобритании ПЗРК сохранил все достоинства предшественника. Вдобавок, у него появилась лазерная оптическая система наведения, созданная для системы «Starstreak». Это позволило увеличить вероятность поражения цели.

В 1986 г. комплекс был принят на вооружение британской армией, тогда же сделаны первые поставки. Оперативное развертывание началось в начале 1990 г., когда «Starburst» заменил ПЗРК «Джавелин» и поступил на вооружение регулярных и резервных армейских подразделений.

В простой конфигурации ПЗРК «Starburst» состоит из двух частей: ракеты в ТПК и присоединенного прицельного устройства.

Однако в основном используется трехкомпонентная система. Она получила наименование LML (Lightweight Multiple

Launcher) - легкой многоканальной пусковой установки, увеличившей огневую мощь комплекса. В зависимости от конфигурации LML, «Starburst» может использоваться как наземная, а также на транспортных средствах или во флотском варианте.

В 1994 г. было объявлено, что кувейтское министерство обороны решило закупить ракетную систему «Starburst», включающую тепловизоры фирмы «Pilkington», позволяющие вести боевые действия днем и ночью.

Ракета «Starburst» твердотопливная, двухступенчатая. Боевая часть осколочно-фугасная. Взрыватель двух типов: контактный и неконтактный. Команды управления ракетой принимаются находящимся в головной части ракеты блоком. Баллистическая стабильность обеспечивается хвостовыми стабилизаторами, в которых размещаются два лазерных приемопередатчика системы наведения. Последние действуют как ретрансляторы между блоком наведения, помещенным в головной части ракеты, и блоком управления.

Каждый из блоков приемопередатчика включает лазерный приемник, сигнальный процессор и передатчик, которые размещены в малом цилиндрическом контейнере. Причины наличия двух электрически связанных контейнеров - избыточность системы для предотвращения любых возможных эффектов экранирования.

Приемопередатчик команд управления на борт ракеты установлен в носовой части контейнера. Оптические сигналы данных обнаружения принимаются малыми антеннами, соединенными с блоком управления. Он представляет собой блок от ПЗРК «Джавелин» с измененным программным обеспечением.

Ракетный контейнер одноразовый, имеет цилиндрическую форму. На нем размещен электрический разъем, для того чтобы сигналы от пускового механизма подавались на электрические цепи ракеты. В пусковом контейнере передняя крышка выбрасывается давлением газа, когда ракетный гироскоп запущен.

Прицельный блок с размерами 408x342x203 мм состоит из системы управления и системы наведения, которая не требует регулировок и проверок, имеет оптическую стабилизиро

ванную систему, передатчик команд наведения, шестикратный монокулярный оптический прицел и устройство ручного ввода метки. Все это находится в собственном герметичном корпусе, выполненном из легких сплавов.

Блок управления состоит из легкого корпуса, в котором находится герметически закрытое отделение (с переключателем компенсации ветра и электронным оборудованием, необходимым для обработки информации управления), монтируемая снаружи батарея питания и система ручного управления, в которую входит джойстик, спусковой механизм, переключатель выбора вида взрывателя и кнопочный переключатель выбора высоты. В бою, когда артиллерист получает целеуказание, он обнаруживает цель с помощью прицела и сопровождает ее, перемещая оружие так, чтобы цель совпадала с маркером прицельного устройства. При этом автоматически вычисляются углы упреждения по азимугу и углу места. При вхождении цели в зону пуска стрелок приводит в действие спусковой механизм.

Ракета вылетает из транспортно-пускового контейнера с помощью стартового двигателя, на безопасном расстоянии от стрелка запускается вторая ступень двигательной установки. Наводчик продолжает сопровождать цель, совмещая точку прицеливания с целью при помощи джойстика. Команды наведения ракеты формируются в точном соответствии с координаторами маркера прицельного устройства. При достижении цели боевая часть ракеты подрывается с помощью контактного или неконтактного взрывателя. Если после пуска установлено, что цель - «свой самолет», стрелок имеет возможность выдать ракете команду на самоликвидацию.

Разработан набор тренажеров, предназначенных для обучения расчета.

Модификации комплекса:

• «Starburst LML» - легкая многоканальная пусковая установка (LML), похожая на LML «Джавелин». Использует три стандартных контейнера с ракетами «Starburst». Комплектуется устройствами прицеливания и при необходимости - аппаратурой опознавания. Вес LML 30,3 кг, максимальная высота 2,616 м, угол 45°, радиус поворота 0,927 м.

• «Starburst VML» (Vehicle Multiple Launcher), установленный на шасси автомобиля повышенной проходимости «Land Rover» (4x4), представляет собой пусковую установку, по конструкции похожую на «Джавелин», за исключением того, что используются три стандартных ТПК «Starburst», а также устройства прицеливания и управления «Starburst».

«Starburst NML» состоит из легкой трубчатой пусковой установки и двух ракетных контейнеров, каждый из которых содержит четыре боеготовых ракеты «Starburst» в ТПК. Управление пусковой установкой по углу и азимуту осуществляется с помощью электрических приводов. Для обнаружения целей используются оптическая и теплови- зионные камеры, что позволяет обеспечить применение комплекса как днем, так и ночью.

В результате совместных разработок фирм Radamec Defence Systems и Shorts Missile Systems Ltd. создан морской вариант комплекса, получивший название «Starburst SR2000». Он комбинирует пусковую установку «Starburst» с шестью ракетами на стабилизированной платформе с электрооптической системой слежения «Radamec 2400». Таким образом формируется объединенная система с телеуправляемыми ракетами и системой обнаружения «Radamec 2400», которая может сопровождать цели на дальностях более 12 км, что позволяет ракетам захватить самолеты и вертолеты на предельных дальностях. Система также может поражать противокорабельные ракеты и эффективно использоваться против надводных кораблей.

ЗРК «Starburst» на гусеничном шасси

Самоходная система «Starburst» может быть размещена на бронированном гусеничном шасси МПЗ (США), АМХ-10Р (Франция). На пусковой установке размещаются 8 ЗУР в ТПК. Поворотная платформа перемещается по углу и азимуту с помощью электрических приводов. Для обнаружения и сопровождения целей используются пассивные оптическая и тепловизионные камеры, которые интегрированы в единый блок. Тепловизионная камера позволяет производить обнаружение целей в ночных условиях.

«Starburst» модернизируется начиная с момента поставки в вооруженные силы. Компания Shorts разработала и внедрила ряд систем: на ракете установлен радиолокационный взрыватель Thomson-CSF, что увеличивает радиус поражения осколочно-фугасной боевой части (испытания усовершенствованного взрывателя проводились в 1991-1992 гг.); заменены перезаряжающиеся никель-кадмиевые батареи на непереза- ряжающиеся, что исключает необходимость иметь большой запас батарей и перезаряжающее устройство; установлен съемный ночной прицел (успешные испытания были проведены с прицелом «Simrad KN200», снабженном усилителем изображения) .

«Starburst» использовался во время операции «Буря в пустыне», где было развернуто 10 батарей 40-го полевого полка Королевской артиллерии, сохранивших стопроцентную эксплуатационную готовность в течение войны.

Комплекс состоит на вооружении Великобритании, Кувейта, Малайзии и Канады.

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Дальность поражения максимальная, км ‹ 4,0 Масса, кг:

ракеты 8,5

ракеты в ТПК 15,2

боевой части 2,74

Длина ракеты, м 1,39

Размах крыльев, м 0,19 Скорость ракеты, М более 1,0

 

«Starstreak»

(ВЕЛИКОБРИТАНИЯ)

В декабре 1986 г. Министерство обороны Великобритании заключило контракт с фирмой Shorts на создание и начальное производство высокоскоростной ракетной системы «Starstreak HVS» в трех вариантах: бронированный, размещаемый на переносной пусковой установке и однотрубный.

Детальный анализ существующих и вероятных средств воздушного нападения, проведенный фирмой Shorts, показал, что основную угрозу войсковым подразделениям на поле боя представляют сверхзвуковые средства воздушного нападения и малозаметные атакующие вертолеты. Таким образом, высокоскоростная ракета (HVM - High Velocity Missile) призвана была уничтожить любую цель до рубежа использования ею своего вооружения.

Начиная с 1982 г., после подписания контракта, фирма Shorts выполнила более 100 испытательных пусков высокоскоростной ракеты. ПЗРК «Starstreak» дополняет британский комплекс ПВО «Рапира» и, по сравнению с ним, требует меньше времени на развертывание. Есть противоречивые сведения о принятии ПЗРК «Starstreak» на вооружение. По некоторым данным, комплекс «Starstreak» пока находится в разработке.

Все три варианта «Starstreak» используют базовую модель ракеты, которая находится в транспортно-пусковом контейнере. Она имеет двухступенчатый твердотопливный двигатель, соединенный с полезной нагрузкой. В ее качестве используются три стреловидных копья, размещенных впереди второй ступени двигателя. Каждый из них имеет свой контур управления и наведения. Более половины длины и массы копья составляет снаряжение, включающее в себя бронебойный сердечник и заряд взрывчатого вещества.

Прицельный узел включает в себя легкосплавный герметичный оптический прицел со стабилизированной лазерной системой и монокулярный прицел (все они используются для захвата и сопровождения цели), а также герметичный блок управления, размещенный в литой форме, которая содержит источник питания (с одной литиево-сульфидной батареей) и электронные блоки, необходимые для обработки данных и управления.

Блок управления имеет джойстик, пусковой механизм, общий включатель, включатель компенсации ветра и прибор учета уровня высоты.

В ходе боя наводчик захватывает цель своим монокулярным прицелом и запитывает прицельный блок источником питания. Прицельная метка находится в центре поля обзора наводчика, который удерживает выбранную цель в перекрестье прицела. Упреждение по азимуту и углу места гарантирует, что ракета уничтожит цель путем попадания, в том числе и в заднюю полусферу.

После окончания предпусковых операций захвата наводчик нажимает на спусковой механизм. От источника питания запускается стартовый ускоритель. Ракета вылетает из ТПК, стартовый двигатель при этом отключается. Ускоритель разгоняет ракету до высокой скорости, чтобы она имела достаточное вращение для создания центробежной силы, развертывающей стабилизаторы. Ускоритель отделяется от ракеты после ее вылета из ТПК на безопасном расстоянии от стрелка. Менее чем через секунду полета включается основной двигатель и разгоняет ракету до скоростей, лежащих в диапазоне от М3 до М4. После отключения основного двигателя датчик давления напора автоматически отстреливает три стреловидных копья.

Стреловидные копья наводятся с помощью лазерного луча, формируемого прицельным узлом с помощью двух лазерных диодов, один из которых сканирует в горизонтальной, а другой - в вертикальной плоскостях.

Стреловидное копье имеет длину 0,45 м и диаметр 0,02 м, обладает кинетической энергией, достаточной для пробития корпуса цели, а затем взрывается внутри ее с нанесением максимального ущерба. На всей дальности полета стреловидные копья обладают достаточной маневренностью для уничтожения целей, летящих с перегрузкой до 9g.

После пуска оператор продолжает совмещать цель с прицельной меткой, используя для этого джойстик. По некоторым данным, введение дополнительного программного обеспечения позволяет удерживать углоизмерительный прибор на цели автоматически.

Ракета с тремя стреловидными копьями

После завершения стрельбы оператор вместо пустого ТПК присоединяет к прицельному узлу новый.

Базовая модель ракеты «Starstreak HVM» является системой, пригодной для хорошей погоды, если только информация о цели не поступает от других источников, например от THORN EMI Air Defense Alerting Device (ADAD), который принят на вооружение британской армией в 1987 г.

Модифицированная легкая многозарядная пусковая установка состоит из трех стандартных комплексов «Starstreak», расположенных «светофорно» (вертикально). Переносной прицельный узел монтируется на поворотном устройстве, которое может быстро разворачиваться на 360 градусов. Данная система может находиться на земле или располагаться в траншее.

Модификация ракеты «Starstreak» - ракета класса «воздух-воздух» «Helstreak».

Многозарядная пусковая установка

В сентябре 1988 г. фирма Shorts заключила соглашение об оснащении ракетным вооружением ближнего боя вертолет АН-64 «Apache». Эта система под названием «Helstreak» состоит из одной или нескольких спаренных бортовых ракетных установок (весом по 50 кг каждая) и передатчика системы наведения. Ракетная система крепится к подвеске с помощью стандартного 14-дюймового сбрасывающего механизма. Ракета «Helstreak» адаптировалась и на другие вертолеты.

В 1991 г. был представлен вариант комплекса «Starstreak» для использования на морской многопусковой системе. Две установки по три ракеты на каждой могут обслуживаться с одного рабочего места.

Ракета поступает в армию Великобритании в модификации, смонтированной на шасси.

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Дальность поражения, км:

максимальная 7,0

минимальная 0,3

Длина ракеты в ТПК, м 1,39

Диаметр ракеты, м 0,12 Масса, кг:

ракеты в ТПК 12,0

ПЗРК в боевом положении 250

боевой части 2,74

взрывчатого вещества 0,6

Максимальная скорость ракеты, М около 4

Тип двигателя двухступенчатый,

твердотопливный

Система наведения лазерное наведение

по лучу

Пусковая установка однозарядная,

переносная

Вероятность поражения цели

одной ракетой 0,96

Боевой расчет, чел. 2

 

FN-6

(КИТАЙ)

Переносной зенитный ракетный комплекс предназначен для поражения самолетов и вертолетов на малых и предельно малых высотах. Обстрел цели ведется как на догонных, так и на встречных курсах. Комплекс производится фирмой China National Precision Machinery Import amp; Export Corporation (CNPMIEC).

Предполагается, что комплекс FN-6 состоит на вооружении Народно-освободительной армии Китая (НОАК).

Двухступенчатая твердотопливная ракета выполнена по аэродинамической схеме «утка». Она включает тепловую головку самонаведения, рулевой отсек с аппаратурой управления полетом, боевую часть осколочно-фугасного действия, двухступенчатую двигательную установку для выброса ракеты из пусковой трубы и обеспечения полета к цели. Стартовый двигатель отпадает после того, как ракета вылетает из пусковой трубы, затем запускается маршевый двигатель. Ракета имеет четыре стабилизатора в хвостовой части и четыре руля в передней части.

Пусковая труба, выполненная из стекловолокна, используется для хранения, переноски, прицеливания и пуска ракеты.

В головной части комплекса находится баллон с хладоген- том для глубокого охлаждения теплового приемника головки самонаведения и батарея питания. Головка самонаведения имеет форму пирамиды, в которой находится детектор ИК- излучения с четырьмя ячейками. Предполагается, что она способна осуществлять наведение ракеты при помехах в ИК- диапазоне.

По специальному заказу ПЗРК комплектуется оптическим прицелом и аппаратурой опознавания «свой-чужой». Прицел и запросчик крепятся в головной части комплекса.

Так же как и предыдущие версии ПЗРК, этот комплекс может устанавливаться на гусеничных машинах, вертолетах, кораблях. Одна из последних версий имеет четыре ракеты с оператором, находящимся ниже уровня палубы.

FN-6 способен поразить цель, совершающую маневр с перегрузкой до 4g с вероятностью не менее 0,7.

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Дальность поражения, км:

максимальная 5,0

минимальная 0,5 Высота поражения, км:

максимальная 3,5

минимальная 0,015 Максимальная скорость поражаемых целей, м/с:

навстречу 300

вдогон 360

Вероятность поражения 0,7

Масса комплекса, кг 16

Длина ракеты,м 1,49

Диаметр ракеты, м 0,07

 

«Стрела- 2»

(РОССИЯ)

Переносной зенитный ракетный комплекс «Стрела-2» (SA-7a «Grail» Mod.0 по классификации США/НАТО) предназначен для поражения маловысотных самолетов и вертолетов на дальностях до 4 км.

Работы по созданию переносного зенитного ракетного комплекса (ПЗРК) «Стрела-2» начались в 1960 г. К этому времени поступила ограниченная информация о том, что в США еще в 1958 г. началась разработка носимого ЗРК с ракетой, оборудованной пассивной тепловой головкой самонаведения. Более того, в конце 50-х годов по американскому телевидению была показана стрельба ракетой по воздушной цели из пусковой трубы с плеча стрелка. Этот факт свидетельствовал о реальной возможности создания носимого зенитного ракетного оружия. Как известно, такое оружие в США было создано в 1965 г. под названием «Ред Ай».

Головным разработчиком комплекса стало конструкторское бюро СКВ ГКОТ. Главный конструктор Б. И. Шавырин. После его кончины в 1965 г. главным конструктором стал С. П. Непобедимый.

Разработка требований к комплексу «Стрела-2» и его проектирование проходили путем проведения глубоких научных исследований (в НИИ-3 ГАУ) и выдвижения смелых технических идей в промышленности. Конструирование переносного ЗРК началось с «мозговой атаки»: Б. И. Шавырин и группа специалистов на две недели отрешились от текущих дел и в ходе обмена идеями сформировали облик будущего комплекса «Стрела-2», а также разработали предложения по проекту ТТТ к комплексу.

Позже поступившие из-за рубежа сведения о комплексе «Ред Ай» подтвердили большое сходство технических предложений по созданию переносного ЗРК «Стрела-2» с его зарубежным прототипом. Конструкторы разных стран независимо друг от друга признали наиболее целесообразными одинаковые технические решения.

Важнейшим элементом ЗУР переносимого комплекса была тепловая головка самонаведения (ТГСН), разработка которой была поручена ОКБ-357 Ленинградского совнархоза (в дальнейшем оно вошло в состав Ленинградского оптико-механического объединения - ЛОМО). Главным конструктором головки стал Пиккель, которого впоследствии сменил О. А. Артамонов. В разработке тепловой ГСН участвовал коллектив сотрудников Государственного оптического института (ГОИ).

К тому времени тепловые ГСН уже использовались в отечественной ракетной технике. Основной трудностью в разработке тепловой ГСН для ЗУР 9М32 было создание устройства гиро- стабилизации (координатора головки) с малыми массо-габаритными характеристиками. Была создана тепловая ГСН массой не более 1,2 кг в требуемых для ракеты габаритах. Наведение ЗУР производилось по методу пропорциональной навигации, не требующему от ракеты больших поперечных перегрузок.

Сложной оказалась и задача создания двигательных установок ракеты. Ее старт должен был осуществляться из пусковой трубы с плеча стрелка-зенитчика из положений стоя, с колена, из окопа. Комплекс должен был также позволять производить пуски ЗУР из люков бронетехники, движущейся со скоростью до 20 км/ч. Нужно было исключить поражение стрелка-зенитчика струей продуктов сгорания двигателя. Выход был найден в реализации схемы с запуском маршевого двигателя ЗУР на безопасном для стрелка расстоянии (с использованием специально разработанной пиротехнической задержки) после вылета ЗУР из пусковой трубы. Выброс ЗУР из трубы достигался задействованием выбрасывающего заряда, полностью сгорающего в пусковой трубе.

Необходимо было обеспечить продолжительность работы маршевого заряда двигателя, соизмеримую с полетным временем ракеты. Очень легкая ЗУР с притупленным обтекателем тепловой ГСН быстро тормозилась после окончания работы двигателя. С учетом требований по высокой маневренности ЗУР при наведении на цель пассивный участок ее полета мог использоваться только в минимальной мере. Для снижения аэродинамического сопротивления ракету выполнили в большом удлинении и малом диаметре - 76 мм. После длительной отработки удалось создать заряд смесевого топлива с увеличенной поверхностью горения за счет применения кратерной формы торца. Необходимая скорость горения (до 40 мм/с) достигалась за счет армирования заряда металлическими проволочками для ускоренного прогрева внутренних слоев топлива, обеспечивающего их быстрое воспламенение.

Для снижения массы аэродинамических рулей и рулевых машинок впервые в Советском Союзе была успешно применена одноканальная система управления самонаводящейся ЗУР. Аэродинамические рули на выполненной по схеме «утка» ЗУР были установлены только в одной плоскости, а трехмерное управление достигалось вращением ракеты при соответствующем преобразовании сигналов от тепловой ГСН к рулям. Для размещения ЗУР в пусковой трубе малого диаметра рули, утапливались в корпус ракеты, а четыре перьевых стабилизатора укладывались в пространстве за срезом сопла. При старте рули и стабилизаторы раскрывались пружинными устройствами.

Малогабаритная ЗУР оснащалась легкой боевой частью (1,17 кг), способной нанести существенный ущерб цели только при прямом попадании. При использовании тепловой ГСН с малой чувствительностью ракета наводилась вдогон, так что наиболее вероятным случаем становился подход к цели с малыми углами к ее поверхности. При соударении происходило быстрое разрушение ракеты. В этих условиях для эффективного поражения цели во взрывательном устройстве ЗУР впервые был использован импульсный высокочувствительный магнитоэлектрический регенератор, в схеме которого применялись полупроводниковый усилитель и реактивные контакты, обеспечивающие его своевременное действие при ударе по прочным преградам.

После государственных испытаний комплекса на Донгуз- ском полигоне ПЗРК «Стрела-2» в январе 1968 г. был принят на вооружение.

Переносной ЗРК «Стрела-2» (9К32) состоит из ЗУР 9М32, размещенной в пусковой трубе (транспортно-пусковом контейнере) 9П54 с пристыкованным к ней источником питания, и пускового механизма 9П53.

ЗУР состоит из следующих основных отсеков:

• тепловой ГСН, предназначенной для захвата цели до старта, слежения за ней и формирования команд для наведения ракеты на цель;

• рулевого отсека с аппаратурой управления полетом;

• боевой части осколочно-фугасно-кумулятивного действия проникающего типа с контактным взрывательным устройством, имеющим две ступени предохранения и механизм самоликвидации;.

• двухступенчатой двигательной установки, предназначенной для выброса ракеты из пусковой трубы, придания ей вращения, разгона до скорости 430-450 м/с и поддержания ее в полете.

Пусковая труба служит укупоркой для ракеты, обеспечивает прицеливание и пуск ЗУР. На пусковой трубе закреплены блок вращения гироскопа тепловой ГСН, механический прицел с лампочкой светового сигнала, информирующего о захвате цели головкой самонаведения, механизм бортового разъема, плечевой ремень для переноски и источник питания одноразового действия, обеспечивающий подготовку пуска и старт ракеты.

Пусковое устройство (блок автоматики) многоразового действия включает в себя электронный блок, механизм пуска, блокировок и сочленения с пусковой трубой, а также зуммер. Электронный блок необходим для раскрутки гироскопа тепловой ГСН, а также для выдачи информации о захвате цели ГСН посредством звучания зуммера и загорания лампочки.

Боевая работа переносного ЗРК «Стрела-2» происходит следующим образом. После визуального обнаружения цели стрелок-зенитчик переводит комплекс в боевое положение и включает источник питания. После выхода головки самонаведения в рабочий режим и раскрутки ротора гироскопа (примерно 5 секунд) он прицеливается и при получении звуковой и световой информации о захвате тепловой ГСН цели начальным нажатием спускового крючка производит разарре- тирование гироскопа, в результате чего головка начинает отслеживать цель. Нажатием спускового крючка до отказа оператор производит пуск ракеты. При этом срабатывает выбрасывающий ракету двигатель, который выталкивает ее из трубы со скоростью до 30 м/с и сообщает требуемое вращение. После вылета из трубы на ракете раскрываются рули и стабилизаторы. Затем вырабатывается, сигнал для включения взрывательного устройства в рабочий режим, воспламеняется пиропредохранитель и снимается первая ступень предохранения взрывателя. Через 0.3 секунды после выброса ракеты запускается маршевый двигатель. Затем снимается вторая ступень предохранения взрывателя, после чего он находится в полностью взведенном состоянии.

Ракета в полете вращается с угловой скоростью 15 об./с, поддерживаемой за счет соответствующего наклона плоскости установки стабилизаторов.

При встрече с целью взрывательное устройство подрывает боевую часть. В случае промаха по истечении 11-14 секунд срабатывает самоликвидатор ракеты.

Комплексы «Стрела-2» применялись в основном зенитными ракетными взводами, состоящими из трех отделений стрелков-зенитчиков (по числу рот в батальоне). Отделение стрелков-зенитчиков состояло из 3 человек, каждый из которых имел пусковое устройство и две ЗУР (в возимом боекомплекте отделения). Один из стрелков-зенитчиков являлся командиром отделения.

Управление боевой работой осуществлялось командиром отделения. С помощью имеющейся у него малогабаритной переносной радиостанции Р-147 он получал боевые распоряжения и данные целеуказания от начальника ПВО полка, производил целераспределение между стрелками отделения и с помощью той же радиостанции выдавал целеуказания по ориентирным направлениям стрелкам, имеющим малогабаритные радиоприемники (Р-147П). При отсутствии управления от начальника ПВО полка командир отделения самостоятельно нацеливал стрелков-зенитчиков.

В 1968 г. была проведена модернизация комплекса «Стрела-2» теми же разработчиками.

Испытания модернизированного переносного ЗРК, получившего название «Стрела-2М» (9К32М), проводились с октября 1969 г. по февраль 1970 г. Комплекс «Стрела-2М» (SA-7b «Grail» Mod.l) принят на вооружение в 1970 г.

Практически при тех же массо-габаритных характеристиках средств комплекса были значительно улучшены его боевые и эксплуатационные возможности:

• автоматизированы процессы захвата цели ГСН и пуска ракеты по скоростным воздушным целям при стрельбе на догонных курсах, что облегчило боевую работу стрелка- зенитчика, особенно при стрельбе с подвижных объектов;

• осуществлена селекция подвижной цели в условиях неподвижных естественных помех;

• обеспечено исключение ошибки стрелка в определении ближней границы зоны пуска;

• стало возможным поражение целей, летящих со скоростью до 260 м/с на догонных курсах;

• обеспечена стрельба на встречных курсах по вертолетам и самолетам с поршневыми двигателями, летящими со скоростью до 150 м/с;

• увеличена зона поражения на догонных курсах реактивных самолетов (по высоте и по дальности).

Ракета 9М32М эксплуатировалась в пусковой трубе 9П54М. Вновь разработанный пусковой механизм 9П58 имел увеличенное число контактов стыковки с пусковой трубой и, соответственно, не обеспечивал применение ЗУР 9М32.

Помехоустойчивость тепловой ГСН комплекса «Стрела-2М» при работе на облачном фоне улучшилась. Обеспечивалась стрельба при нахождении цели на фоне сплошной (слоистой), легкой (перистой) и кучевой облачности менее трех баллов. Однако при кучевой подсвеченной солнцем облачности более трех баллов, особенно в весенне-летний период, зона действия комплекса значительно ограничивалась. Минимальный угол на солнце, при котором было возможно отслеживание воздушных целей головкой самонаведения, составлял 22-43°. Линия горизонта в солнечный день также ограничивала зону поражения комплекса углом места, большим 2°. В остальных условиях горизонт не влиял на результаты стрельбы. Комплекс не был защищен от ложных тепловых помех (отстреливаемых самолетами и вертолетами тепловых ловушек).

Результаты боевого применения ПЗРК «Стрела-2» в Египте, куда были направлены первые серийные образцы комплекса и группа военных технических специалистов, оказались весьма эффективны. С июля 1968 г. по июнь 1970 г. было произведено 99 пусков ракет. При этом 36 самолетов были повреждены или сбиты. В 1969 г. за один день боевых действий десятью ракетами комплекса было сбито 6 самолетов Израиля, в то время как всеми другими средствами ПВО Египта за этот же день было уничтожено лишь 4 самолета. В боях с 6 по 23 октября 1973 г. арабские стрелки-зенитчики, по их данным, сбили 23 израильских самолета, в боях с 8 апреля по 30 мая 1973 г. - восемь. Средняя эффективность комплексов составила 0,15-0,2. Нанесенный противнику военно-экономический ущерб от применения переносного ЗРК «Стрела-2» многократно превышал стоимость израсходованных ракет.

В течение двух месяцев в 1974 г. силами сирийской ПВО было сбито 11 израильских воздушных целей.

Комплекс поставлялся во Вьетнам, чтобы противостоять американскому массовому использованию вертолетов. В период с 1972 по 1975 гг. было произведено 589 пусков ракет «Стрела-2» и «Стрела-2М». При этом отмечено 204 попадания, когда цель была повреждена или сбита.

ПЗРК «Стрела-2» применялся и во время конфликта на Фолклендских островах (аргентинскими ВВС), во время ирано-иракского конфликта, в Анголе (МПЛА и кубинские войска против ЮАР) и т. д.

Комплекс поставлялся во многие страны мира: Алжир, Афганистан, Бенин, Ботсвану, Буркина-Фасо, Венгрию, Гайану, Гану, Гвинею, Гвинею-Бисау, Германию, Йемен, Заир, Замбию, Зимбабве, Индию, Иран, Ирак, Иорданию, Камбоджу, Кубу, Катар, КНДР, Кувейт, Лаос, Ливан, Ливию, Мавританию, Мали, Монголию, Мозамбик, Намибию, Никарагуа, Нигерию, Оман, Перу, Сальвадор, Сейшельские острова, Сирию, Съерра-Леоне, Судан, Танзанию, Финляндию, Чад, Уганду, Эфиопию, Южная Африку.

Комплекс производился по лицензии в: Болгарии, Египте, Чехии, Китае, Польше, Румынии, Югославии. Китай и Египет производили свои варианты ПЗРК, представляющие собой модернизированные варианты «Стрела-2».

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

 

«Стрела-3»

(РОССИЯ)

Переносной зенитный ракетный комплекс 9К34 «Стрела-3» (SA-14 «Gremlin» по классификации США/НАТО) предназначен для поражения самолетов и вертолетов на дальностях до 4,5 км. Комплекс способен поражать цели на встречных и догонных курсах.

Боевое применение комплекса «Стрела-2» показало, что его эффективность недостаточна. Многие поврежденные самолеты возвращались на свои базы и вновь вводились в строй после ремонта, продолжавшегося всего несколько часов. Это происходило потому, что ракеты попадали в хвостовую часть самолета, в которой находилось мало жизненно важных систем и агрегатов, а мощность боевой части ЗУР была недостаточна для создания большой зоны разрушений конструкции цели.

Результатом дальнейшего развития переносных ЗРК типа «Стрела-2» и «Стрела-2М» стал комплекс «Стрела-3», который имеет улучшенные боевые и технические характеристики, обеспечивает борьбу с самолетами и вертолетами, летящими на встречных курсах со скоростями до 260 м/с и маневрирующими с перегрузками до 3g, а также с летящими на догонных курсах со скоростями до 310 м/с и маневрирующими с перегрузками до 5- 6g.

К числу новых технических решений и более высоких боевых и эксплуатационных характеристик комплекса относились, во-первых, принципиально новая тепловая головка самонаведения с глубоким охлаждением до температуры - 200° С, обеспечивающим чувствительность на два порядка выше чувствительности ГСН комплекса «Стрела-2М». Это позволило проводить стрельбу на встречных курсах по самолетам и вертолетам, а также значительно расширить зону поражения по высоте и параметру при стрельбе на догонных курсах. Во-вторых, удалось обеспечить работоспособность комплекса при стрельбе на догонных курсах в любых фоновых ситуациях. А в-третьих - разработать пусковой механизм, который позволял автоматически провести пуск ракеты по цели, находящейся в зоне пуска, при стрельбе на встречных курсах.

Комплекс «Стрела-3» был максимально унифицирован с комплексом «Стрела-2М», что упрощало постановку его на серийное производство и освоение в войсках.

Разработка переносного ЗРК «Стрела-3» (9К34) с ЗУР 9М36 была начата в 1968 г. одновременно с ЗРК «Стрела-2М». Создание глубокоохлаждаемой головки самонаведения было поручено новому соисполнителю - КБ киевского завода «Арсенал» (главный конструктор головки И. К. Полосин).

Испытания этого комплекса проходили на Донгузском полигоне с ноября 1972 г. по май 1973 г. Во время испытаний были выявлены и устранены погрешности, связанные с недостаточной надежностью элементной базы бортовой аппаратуры ЗУР. В 1974 г. комплекс был принят на вооружение. В ходе испытаний были подтверждены и выявлены следующие значительные преимущества переносного ЗРК «Стрела-3» по сравнению с комплексом «Стрела-2М»:

• за счет использования в ракете более чувствительной тепловой ГСН обеспечивалось ведение стрельбы по реактивным и турбовинтовым самолетам на встречных курсах на дальностях до 2500 м и на высотах от 30 до 3000 м;

• существенно повышена защищенность тепловой ГСН от фоновых помех при стрельбе на догонных курсах;

• расширены возможности стрельбы в сложных метеоусловиях (дождь, снег, туман) и в условиях запыленности воздуха (при визуальной видимости цели).

В комплексе «Стрела-3» обеспечивается более высокая надежность пуска ракеты по цели с реактивным двигателем на встречном курсе за счет определения автоматом захвата и пуска границы зоны пуска по излучению от цели. Внешними отличиями комплекса стал шар-баллон у блока питания под пусковой трубой.

Наведение ракеты на цель осуществляется по методу пропорционального сближения.

Ракетная часть комплекса была практически полностью заимствована от ЗУР «Стрела-2М».

В состав переносного зенитного ракетного комплекса входят боевое оборудование, включающее пусковую трубу 9П59 с пусковым механизмом 9П58М и зенитной управляемой ракетой 9М36, средство обнаружения целей - пассивный радиопеленгатор 9С13, средство опознавания - наземный радиолокационный запросчик 1РЛ247, средство связи - радиостанция Р-147 у командира отделения и приемник Р-147П у стрелков зенитчиков.

Для проверки технического состояния и параметров зенитных ракет и пускового устройства используются средства технического обслуживания, включающие комплект контрольно-проверочной аппаратуры 9Ф387.

Для подготовки стрелков-зенитчиков служат учебно-тренировочные средства, включающие полевой тренажер стрелков-зенитчиков 9Ф620М, тренировочно-практический комплект 9Ф629, комплект контроля пуска 9Ф631.

ЗУР 9М36 выполнена по аэродинамической схеме «утка» и состоит из четырех скрепленных между собой отсеков - головного, рулевого, боевого и двигательной установки.

Аэродинамические рули установлены в одной плоскости, а трехмерное управление достигается вращением ракеты со скоростью 15-20 оборотов в секунду при соответствующем преобразовании сигналов от тепловой ГСН к рулям. Для размещения ЗУР в пусковой трубе малого диаметра рули утапливаются в корпус ракеты, а четыре перьевых стабилизатора укладываются в пространстве за срезом сопла. При старте рули и стабилизаторы раскрываются пружинными устройствами.

В головном отсеке ракеты размещается следящий координатор цели, устройство выработки команд, электронная часть

(усилитель автопилота), система стабилизации оборотов ротора гироскопа, система охлаждения фотоприемника.

Следящий координатор цели (СКЦ) предназначен для непрерывного автоматического определения угла рассогласования между оптической осью координатора и линией «ракета-цель», слежения за целью и выработки сигнала, пропорционального угловой скорости линии визирования «ракета-цель», СКЦ состоит из координатора цели и электронного блока.

Рулевой отсек предназначен для размещения элементов энергопитания ракеты, автопилота и коммутирующих элементов. В корпусе рулевого отсека размещены пороховой аккумулятор давления (ПАД), обеспечивающий питание горячими газами рулевой машинки, и турбогенератор, преобразующий энергию горячих газов ПАД в электроэнергию, стабилизатор-выпрямитель, обеспечивающий выпрямление и стабилизацию питающих напряжений, датчик угловых скоростей с усилителем, рулевая машинка с рулями, блок взведения, формирующий сигнал на электровоспламенитель взрывателя после раскрытия рулей на электровоспламенитель порохового управляющего двигателя (ПУД), розетка бортразъема, обеспечивающая электрическую связь бортовой аппаратуры ракеты с пусковой трубой.

Боевой отсек является несущим отсеком ракеты и выполнен в виде неразъемного соединения, включающего боевую часть и взрыватель.

Боевая часть осколочно-фугасного-кумулятивного действия предназначена для поражения воздушных целей и состоит из корпуса с кумулятивной воронкой, боевого (разрывного) заряда и детонатора.

Взрыватель предназначен для выдачи детонационного импульса на подрыв боевой части при встрече ракеты с целью или по истечении времени самоликвидации. Взрыватель состоит из предохранительно-детонирующего устройства, механизма самоликвидации, зарядного конденсатора, контактного датчика цели (магнитный индукционной генератор), пускового электровоспламенителя, электродетонатора двойного действия, детонатора взрывателя и двух контактных групп.

Предохранительно-детонирующее устройство служит для обеспечения безопасности в обращении с ракетой до момента его взведения после пуска ракеты. Оно включает пиротехнический предохранитель, поворотную втулку и блокирующий (инерционный) стопор.

Двигательная установка представляет собой стартовый и однокамерный двухрежимный маршевый двигатель на твердом топливе. Стартовый двигатель обеспечивает выброс ракеты из пусковой трубы на безопасное для стрелка-зенитчика расстояние - 5,5 м, после чего запускается маршевый двигатель. Скорость вылета ракеты из трубы - 28 м/с. Маршевый двигатель обеспечивает разгон ракеты до скорости 470 м/с и поддержание скорости в полете.

Пусковая труба 9П59 выполнена из стеклопластика и предназначена для хранения ракеты, осуществления прицеливания и пуска ракеты. Она способна выдержать до 5 пусков.

Пусковой механизм 9П58М служит для подготовки к пуску и безопасного пуска ракеты. В его корпусе установлены электронный блок, телефон, стопорное устройство, вилка разъема, пусковой крючок и контактная группа. Телефон выдает звуковой сигнал при нахождении цели в поле зрения ТГСН. Электронный блок предназначен для разгона ротора гироскопа ТГСН, автоматического арретирования и разарре- тирования гироскопа, обработки и оценки сигналов информации и коррекции поступающих с ТГСН, выдачи сигналов звуковой и световой информации при наличии цели в поле зрения ТГСН, передачи напряжений на пусковые устройства.

Пассивный радиопеленгатор (ПРП) 9С13 («Поиск») предназначен для раннего обнаружения воздушных целей, летящих с включенными бортовыми импульсными радиолокационными станциями. ПРП способен обнаруживать воздушные цели на дальностях не менее 12 км в секторе 50x45°.

НРЗ С2 1РЛ247 предназначен для опознавания госпринадлежности цели по принципу «свой-чужой» в системах опознавания «Кремний-2», «Кремний-2М», «Пароль» в третьем частотном диапазоне. Опознавание целей может производиться на дальностях 7-8 км на высотах до 5 км, время опознавания составляет не более 3 секунд.

НРЗ 1РЛ247 не имеет функциональной связи с пусковым механизмом и в случае наличия ответа цели «я-свой» не способен автоматически производить блокировку пуска.

Радиостанция Р-147 и радиоприемник Р-147П предназначены для приема оповещения о воздушной обстановке и управления огнем стрелков-зенитчиков. Радиостанция работает в диапазоне 44-52 МГц и обеспечивает дальность оповещения до 1 км.

Комплекс поставлялся в следующие страны: Анголу, Венгрию, Вьетнам, ГДР, Сальвадор, Индию, Ирак, Иорданию, Кубу, Ливию, Никарагуа, КНДР, Перу, Польшу, Сирию, ОАЭ, Словакию, Финляндию, Чехословакию, ЮАР, Югославию.

В Польше производится по лицензии.

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Дальность поражения, км:

максимальная 4,5

минимальная 0,5 Высота поражения, км:

максимальная 3,0

минимальная 0,015 Вероятность поражения 0,31-0,33

Длина ракеты, м 1,47 Максимальная скорость поражаемых целей, м/с:

навстречу 260

вдогон 310 Масса, кг:

боевых средств в боевом положении 16

ракеты 10,3

пускового устройства без ракеты 2,95

боевой части 1,17

пассивного радиопеленгатора 2,5

НРЗ 2,3

Время самоликвидации, с 14-17 Диапазон рабочих температур, 'С -38 - +50

Средняя маршевая скорость полета ракеты, м/с 470

Длина ПЗРК в боевом положении, м 1,5

Время перевода ПЗРК в боевое положение, с 12

 

«Игла-1», «Игла»

(РОССИЯ)

Переносной зенитный ракетный комплекс 9К38 «Игла» (SA-18 «Grouse» по классификации США/НАТО) предназначен для поражения самолетов и вертолетов на малых дальностях и высотах. Комплекс способен поражать как маневрирующие, так и неманеврирующие цели на встречных курсах и вдогон.

Разработка комплекса была начата в 1971 г. в КБМ (Конструкторское бюро машиностроения) г. Коломна, главный конструктор С. П. Непобедимый. Перед разработчиками ставилась задача существенного повышения эффективности боевого применения ПЗРК в условиях использования противником ИК-ловушек, увеличения дальности стрельбы по целям на встречных курсах, более достоверного определения государственной принадлежности (опознавания) цели, а также предварительного нацеливания стрелков-зенитчиков на приближающиеся самолеты и вертолеты противника пунктами управления ПВО в тактическом звене.

С целью обеспечения ускоренного оснащения сухопутных войск высокоэффективным оружием одновременно с продолжением разработки комплекса «Игла» были развернуты работы по созданию упрощенного переносного ЗРК «Игла-1» (SA-16 «Gimlet») с применением в ЗУР доработанной тепловой ГСН от ракеты комплекса «Стрела-3».

Испытания ПЗРК 9К310 «Игла-1» проводились в период с 15 января по 9 июля 1980 г. Комплекс был принят на вооружение в марте 1981 г.

По сравнению с переносным ЗРК «Стрела-3» вероятность поражения одной ракетой истребителя F-4, летящего со скоростью 310 м/с, при стрельбе навстречу увеличилась с 0,09 до 0,59, вдогон (при скорости цели 260 м/с) - с 0,07 до 0,44. Максимальные скорости поражаемых целей увеличились с 310 до 360 м/с при стрельбе навстречу, с 260 до 320 м/с - вдогон. Верхняя граница зоны поражения возросла с 2200 до 2500 м.

Для улучшения динамики наведения ЗУР в упрежденную точку встречи с целью в тепловую ГСН были введены дополнительная схема, формирующая команду для разворота ракеты на начальном участке полета, и электронный переключатель режимов «вдогон-навстречу». Для обеспечения послестартово- го разворота в рулевом отсеке ракеты были установлены миниатюрные импульсные твердотопливные двигатели.

Ракета наводится на цель по методу пропорционального сближения.

Серийное производство боевых средств комплекса 9К310 велось на Ковровском заводе им. В. А. Дегтярева.

ПЗРК «Игла-1» состоит из боевого оборудования (пусковая труба 9П322 с пусковым механизмом 9П519-1 и зенитная управляемая ракета 9М313), средств опознавания и целеуказания (переносной электронный планшет 1Л15-1 и наземный радиолокационный запросчик 1Л14-1), средств связи (радиостанция Р-157 и приемник Р-157П).

Для проверки технического состояния и параметров зенитных ракет и пускового устройства используются средства технического обслуживания, включающие подвижный контрольный пункт 9В886 и комплект контрольно-проверочной аппаратуры для баз и арсеналов 9Ф387М.

Для подготовки стрелков-зенитчиков служат учебно-тренировочные средства, включающие полевой тренажер стрелков-зенитчиков 9Ф634, тренировочно-практический комплект 9Ф634, комплект контроля пуска.

ЗУР 9М313 выполнена по аэродинамической схеме «утка» и представляет собой тело цилиндрической формы со сферическим обтекателем. Для снижения аэродинамического сопротивления впереди тепловой ГСН был размещен небольшой конический обтекатель, закрепленный на трех наклонных стержнях, образующих своеобразный «треножник».

Ракета состоит из четырех скрепленных между собой отсеков - головного, рулевого, боевого и двигательной установки. Ракета опирается центрирующими поясками, определяющими калибр, на внутренние стенки трубы.

В головном отсеке ракет размещается следящий координатор цели (СКЦ), устройство выработки команд (УВК), электронная часть (усилитель) автопилота, система стабилизации оборотов ротора гироскопа, система охлаждения фотоприемника.

В качестве фотоприемника используется охлаждаемый до температуры -200° С фоторезистор на базе сурмянистого индия, максимум спектральной чувствительности которого лежит в диапазоне 3,5-5 мкм. Для охлаждения этих фоторезисторов используется сжатый азот. Глубокое охлаждение фоторезистора позволило повысить чувствительность ТГСН к излучению газовой струи реактивного двигателя и понизить чувствительность к отраженной солнечной энергии.

Переносный зенитный ракетный комплекс «Игла»

Рулевой отсек предназначен для размещения элементов энергопитания ракеты, автопилота и коммутирующих элементов. В корпусе рулевого отсека размещены пороховой аккумулятор давления (ПАД), обеспечивающий питание горячими газами рулевой машинки, и турбогенератор, преобразующий энергию горячих газов ПАД в электроэнергию, стабилизатор-выпрямитель, обеспечивающий выпрямление и стабилизацию питающих напряжений, датчик угловых скоростей с усилителем, рулевая машинка с рулями, блок взведения, формирующий сигнал на электровоспламенитель взрывателя после раскрытия рулей и на электровоспламенитель порохового управляющего двигателя, розетка бортразъема, обеспечивающая электрическую связь бортовой аппаратуры ракеты с пусковой трубой.

В ракете установлен пороховой управляющий двигатель, вырабатывающий горячие газы для газодинамического управления полетом ракеты на начальном участке.

Боевой отсек является несущим отсеком ракеты и выполнен в виде неразъемного соединения, включающего боевую часть, взрыватель, взрывной генератор.

Боевая часть осколочно-фугасно-кумулятивного действия предназначена для поражения воздушных целей и состоит из корпуса с кумулятивной воронкой, боевого (разрывного) заряда и детонатора. В боевой части использовано взрывчатое вещество с повышенным фугасным действием.

Взрыватель предназначен для выдачи детонационного импульса на подрыв боевой части при встрече ракеты с целью или по истечении времени самоликвидации. Взрыватель, кроме того, обеспечивает передачу детонационного импульса от заряда боевой части к заряду взрывного генератора.

Предохранительно-детонирующее устройство служит для обеспечения безопасности в обращении с ракетой до момента его взведения после пуска ракеты. Оно включает пиротехнический предохранитель, поворотную втулку и блокирующий (инерционный) стопор.

Взрывной генератор предназначен для создания детонационного импульса для подрыва топливного заряда двигательной установки и создания дополнительного поля поражения.

Труба предназначена для прицеливания, пуска ракеты и предохранения стрелка-зенитчика от воздействия пороховых газов стартового двигателя при пуске. Одновременно она служит укупоркой для ракеты при переноске, транспортировании и хранении, а также направляющей при пуске ракеты. В процессе эксплуатации ракета из трубы не извлекается и покидает трубу только при пуске. Труба изготавливается из стекловолокна. В ее состав входят: блок вращения, механический прицел, механизм бортразъема, розетка для стыковки пускового механизма, колодка подсоединения зональных цепей стартового двигателя, обойма крепления плечевого ремня. Блок вращения закреплен на передней части трубы и совместно с блоком разгона и синхронизации пускового механизма предназначен для разгона ротора гироскопа ТГСН.

На блоке вращения трубы установлены антенны наземного радиозапросчика. Так как трубы допускают многократное использование, то число красных полос, нанесенных на блок датчиков, свидетельствует о количестве произведенных из данной трубы пусков ракет.

Механический прицел состоит из откидывающихся передней и задней стоек и предназначен для прицеливания. На передней стойке закреплена мушка с отверстием. На задней стойке расположены целик с лампой световой информации, загорание которой свидетельствует о попадании излучения цели в поле зрения ТГСН, и диафрагма, которая закрывает лампу при пусках в сумерки во избежание ослепления стрелка-зенитчика.

Передний и задний срезы трубы закрыты легкосъемными крышками. В передней крышке размещены магнитопровод (кольцо из металла), являющийся арретиром ротора-магнита.

Пусковой механизм предназначен для подготовки к пуску и пуска ракеты. В пусковой механизм встроен запросчик 1Л14-1, обеспечивающий опознавание целей и автоблокировку пуска ЗУР по своему самолету. Однако из-за большой ширины диаграммы направленности антенны, а также из-за наличия задних лепестков этой диаграммы, запросчик может сработать от ответчика своего самолета, пролетающего вблизи переносного ЗРК, и заблокировать пуск ракеты по противнику. В таких случаях стрелок может отключить блокировку пуска.

Переносной электронный планшет 1Л15-1 предназначен для своевременного оповещения стрелков-зенитчиков о месте нахождения, направлении движения и госпринадлежности («свой-чужой») воздушных целей. Планшет способен отображать воздушную обстановку в радиусе 12,8 км. Число одновременно отображаемых целей - 4, максимальное расстояние до пункта передачи информации - 15 км. Источником информации для планшета могут являться пункты управления ПВО в звене «дивизия-полк».

Выпускались модификации «Игла-IE» и «Игла-1М», которые отличались тем, что остатки топлива при подрыве боевой части не подрьшались. Кроме того, «Игла-1М» не имела радиолокационного запросчика, а «Игла-IE» имела запрос- чик с параметрами, определяемыми страной-заказчиком.

В 1982 г. были проведены испытания комплекса «Игла», который был принят на вооружение в 1983 г.

ПЗРК является дальнейшим развитием комплекса «Игла-1» и отличается от последнего повышенной эффективностью за счет применения двухканальной головки самонаведения 9Э410, разработанной АО «ЛОМО» (главный конструктор головки О. А. Артамонов). Головка самонаведения способна различать истинные и ложные цели в условиях постановки искусственных помех в инфракрасном диапазоне. ГСН имеет повышенную чувствительность, что повышает дальность стрельбы по целям на встречных курсах.

Комплект ПЗРК «Игла»

Тепловая головка самонаведения 9Э410 имеет два канала - основной и вспомогательный.

Фотоприемник основного канала представляет собой фоторезистор на основе сурмянистого индия, охлажденного до температуры -200° С. Система охлаждения фотоприемника такая же, как и у «Иглы-1». Максимум спектральной чувствительности фотоприемника основного канала лежит в диапазоне 3,5-5 мкм, что соответствует спектральной плотности излучения газовой струи реактивного двигателя.

Фотоприемник вспомогательного канала представляет собой неохлаждаемый фоторезистор на базе сернистого свинца, максимум спектральной чувствительности которого лежит в диапазоне 1,8-3 мкм, что соответствует спектральной плотности излучения помех типа ложных тепловых целей.

Схема переключения ГСН 9Э410 принимает решение по правилу: если уровень сигнала фотоприемника основного канала больше уровня сигнала вспомогательного канала, то это цель, если наоборот - помеха.

Применение новой тепловой ГСН позволило применить для снижения аэродинамического сопротивления не «треножник», использовавшийся на ракете комплекса «Игла-1», а изящную иглоподобную конструкцию.

Комплект тренажерного оборудования

Комплекс обеспечивает поражение воздушных целей на встречных и догонных курсах, отстреливающих с промежутками времени от 0,3 с и более тепловые помехи с превышением суммарной мощности излучения над мощностью излучения цели до шести раз. При отстреле целями тепловых помех на встречных и догонных курсах одиночно или залпами (до шести штук в залпе) средняя вероятность поражения цели одной ЗУР 9М39 за пролет зоны поражения составляла 0,31 при стрельбе навстречу и 0,24 при стрельбе вдогон. В таких помеховых условиях комплекс «Игла-1» был практически неработоспособен.

Позднее, в основном для ВДВ, был разработан вариант переносного ЗРК «Игла-Д» с ЗУР и пусковой трубой, который транспортируется в виде двух секций, соединяемых перед боевым применением. Это позволило улучшить «десантируе- мость» комплекса и обеспечить удобство его переноски.

Был также разработан блок, обеспечивающий применение двух ЗУР в пусковых трубах, для использования в наземных пусковых установках и в качестве вооружения вертолетов в комплексе «Игла-В».

Спаренная опорно-пусковая установка «Джигит»

Пуск ракет с установки «Джигит»

Для обеспечения одновременного применения двух ЗУР разработан вариант комплекса с турелью («Джигит»), в котором стрелок-зенитчик размещается во вращающемся кресле и вручную осуществляет наведение пусковой установки на цель.

Кроме того, был разработан вариант переносного ЗРК «Иг- ла-Н» с более мощной боевой частью. Масса комплекса возросла на 2,5 кг. За счет небольшого снижения таких показателей, как скорости поражаемых целей на встречных и до- гонных курсах (до 340 и 280 м/с соответственно), вероятность поражения целей увеличена на 25-50%.

Переносной ЗРК «Игла-1» экспортировался за рубеж, применялся в локальных боевых действиях.

По опубликованным данным, большинство потерь авиации многонациональных сил в войне 1991 г. связано с применением иракцами переносных ЗРК. Ими, в частности, было сбито четыре самолета вертикального взлета и посадки AV-8B «Харриер».

Комплекс поставлялся в следующие страны: Анголу, Болгарию, Ботсвану, Венгрию, Вьетнам, Индию, Ирак, КНДР, Кубу, Ливию, Никарагуа, ОАЭ, Перу, Руанду, Саудовскую Аравию, Сирию, Словакию, Финляндию, Эфиопию, Югославию.

В Болгарии и КНДР производится по лицензии.

ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ