Методы навигации крылатых ракет. Системы управления и наведения крылатых ракет и перспективы противодействия им Методы наведения ракет

Комплекс наземного старта с ракетой Р-12 (8К63) был самым массовым среди развернутых в составе Ракетных войск стратегического назначения. И самым ранним среди массовых. Множество процедур, связанных с подготовкой к пуску, не были автоматизированы и выполнялись вручную. Поэтому на боевых стартовых позициях располагалось значительное количество техники и сооружений. По расположению остатков последних можно примерно определить, куда могли быть нацелены ракеты стартового комплекса. В данной заметке поговорим о наведении Р-12 по азимуту.

1.

В хвостовой части ракеты установлены четыре газовых руля, два из них выделены на фото. Прицеливание ракеты по азимуту состояло в ее повороте на пусковом устройстве таким образом, чтобы рассчитанное направление стрельбы совпало с плоскостью 1-3 газовых рулей. С внешней стороны на ракетах наземного варианта расположению газовых рулей соответствует расположение аэродинамических стабилизаторов.

Отчитывается необходимый угол путем установления оптической связи между теодолитом, установленным на бетонный монолит с точно известными координатами, и соответствующим устройством в приборном отсеке ракеты. При повороте пускового стола меняется, соответственно, и направление на теодолит.

2.


Бетонный монолит, применяемый в качестве подставки для теодолита.
В свою очередь, его местоположение контролируется с помощью сооружений аналогичной конструкции, координаты которых также точно известны. Таким образом, на позиции находится несколько бетонных монолитов, но непосредственно для наведения ракеты используется только один. Теодолит, закрепленный на нем, направляется на угломер, установленный в приборном отсеке ракеты.

3.

Теодолит

4.

Угломер

5.

Угломер установлен в приборный отсек на ракете. Личный состав работает с ним, находясь на верхней площадке установщика . Размеры площадки ограничены, что ограничивает и сектор наведения по азимуту. ()

6.


Макет стартовой позиции в 19 ракетной бригады Вооруженных Сил Украины. На фото подписаны:
1. Монолит - основание для теодолита;
2. Люк приборного отсека ракеты.

В связи с размерами установщика 8У210 и ракеты на транспортировочной тележке 8Т115, они всегда располагаются на осевой линии разметки старта вдоль нее. Приборный отсек ракеты расположен таким образом, что основание для теодолита всегда должно находиться с правой стороны установщика. Исходя из этой информации можно вычислить, где на каждой конкретной позиции установщик занимал свое место.

7.


На схеме обозначены:
ОР - линия осевой разметки старта;
8У210 - положение установщика, черным выделена его кабина;
М - монолит, служащий основанием для теодолита;
1-4 - газовые рули ракеты;
НС - направление стрельбы ракеты;
В - выход коммуникаций шестибаллонной батареи.

8.


Выход коммуникаций из " " ракетного комплекса поздней постройки. Оно включает в себя в том числе и шестибаллонную батарею. Расположены данные люки всегда с правой стороны по ходу установщика. В комплексах ранней постройки шестибаллонная батарея является отдельным сооружением, находящимся также по правую сторону от установщика.

Ракета Р-12 располагается на транспортировочной тележке Х-образно, и сразу после установки плоскость 1-3 газовых рулей располагается под углом 45 градусов к оси "кабина установщика - ракета на пусковом столе", которая совпадает с осевой линией стартовой площадки. Полученное направление называют основным направлением стрельбы, на схеме оно обозначено ОНС.

9.


Без перестановки агрегата 8У210 либо дополнительного привлечения автовышки ракету можно наводить только в определенном диапазоне углов. По информации, полученной от опрошенных ветеранов РВСН, эти углы составляют от 13 до 21 градуса вправо, и от 21 до 23 градусов влево от ОНС. Таким образом, ширина сектора наведения по разным источникам колеблется от 34 до 44 градусов.
Прицеливание, связанное с еще большим поворотом ракеты, возможно. Но связано с дополнительными действиями, выполнение которых замедляет подготовку к пуску и превышает отведенные боевыми графиками нормативы. Поэтому каждая позиция наземного старта комплекса с ракетой Р-12 строилась под свой набор целей.

Зная сектор наведения, а также приняв во внимание тот факт, что диапазон дальностей стрельбы Р-12 составляет от 800 до 2000 км без учета вращения Земли (), можно примерно рассчитать, для поражения противника в каком районе строился каждый конкретный комплекс.

Если заметка оказалась Вам полезной, предлагаю поблагодарить ветерана РВСН Ермолина Сергея Николаевича за то, что написанное в основном плод его работы. Ваш покорный слуга только внес некоторые дополнения и постарался сделать результат максимально доступным для понимания.
Также благодарим:
- председателя организации ветеранов 19 рд Черныша Виктора Петровича и председателя организации ветеранов 44 рд Сончака Богдана Петровича за помощь в сборе информации;
- ветеранов РВСН: Петренко Анатолия Григорьевича, Полывянного Николая Борисовича, Горлакова Анатолия Ивановича, Гальчука Петра Степановича, Бибика Василия Ивановича, и многих других за большой объем консультативной помощи.

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

Радиокомандное

Хвостовая часть ракеты 9М120 «Атака» с трассером.

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

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

Используется на ракетах:

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

Телевизионно-командное

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

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

Используется на ракетах:

• AGM-142
• AJ.168

Наведение по радио лучу

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

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

Используется на ракетах:

Наведение по лазерному лучу

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

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

Используется на ракетах:

• Вихрь
• Атака

Самонаведение

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

Активное самонаведение

Активное радиолокационное

Активная радиолокационная ГСН ракеты Х-35Э.

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

Используется на ракетах:

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

Полуактивное самонаведение

Полуактивное радиолокационное

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

Используется на ракетах:

• КС Комета
• Sea Skua

Лазерное полуактивное

Лазерная полуактивная ГСН ракеты Х-29Л.

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

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

Используется на ракетах:

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

Пассивное самонаведение

Телевизионное

Телевизионная ГСН ракеты Х-59.

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

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

Используется на ракетах:

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

Тепловизионное

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

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

Используется на ракетах:

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

Пассивное радиолокационное

Пассивная радиолокационная ГСН ракеты Х-31П.

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

Используется на ракетах:

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

Автономное

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

Инерциальное

Первая ракета с инерциальной системой наведения Fi 103

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

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

Используется на ракетах:

• Fi 103
• AGM-69

Инерциально-корректируемое

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

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

Комбинированные

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

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

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

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

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

Рассмотрим физические принципы функционирования систем наведения УАСП различного типа, а также проведем сравнительный анализ их достоинств и недостатков. Различают следующие основные принципы наведения :

Командное наведение;

Самонаведение;

Автономное наведение.

При командном наведении система управления ракеты меняет ее траекторию движения на основании информации, переданной из внешнего источника. Существуют системы с передачей как непрерывной информации, так и дискретной.

На основе принципа командного наведения функционируют следующие системы наведения:

Радиокомандное;

Телевизионно-командное;

Наведение по радиолучу;

Наведение по лазерному лучу.

При радиокомандной системе наведения сигналы на рулевые машинки ракеты формируются на ЛА-носителе и передаются на ракету по радиоканалу или проводам. Является самой простой с точки зрения реализации. Управление ракетой осуществляется непосредственно оператором, который отклонением ручки управления изменяет отклонение рулей самой ракеты, тем самым контролируя её траекторию полёта. Для лучшего видимости в хвостовой части ракеты иногда размещается трассер. Современные системы радионаведения способны самостоятельно контролировать местоположение ракеты с помощью оптического датчика, который отслеживает трассер ракеты, или радиолокатора и рассчитывать траекторию полёта ракеты до поражения цели; оператору наведения остаётся только удерживать прицельный маркер на цели.

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

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

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

При системе наведения по радиолучу ракета ориентируется относительно направленного на цель фокусированного радиолуча ЛА-носителя. Бортовые датчики ракеты вырабатывают сигналы системе управления на основании углового отклонения от направления равносигнальной зоны луча. Во время наведения оператор должен удерживать на одной линии объект атаки, трассер ракеты и прицел, поэтому данный метод также называют “методом трёх точек”.

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

При системе наведения по лазерному лучу ракета ориентируется относительно направленного на цель модулированного лазерного луча. Бортовые датчики вырабатывают сигналы системе управления на основании величины горизонтального и вертикального отклонения ракеты от луча, так чтобы ракета постоянно находилось на оси лазера.

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

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

Активное самонаведение;

Полуактивное самонаведение;

Пассивное самонаведение.

При реализации активного самонаведения, в частности при применении активной радиолокационной системы наведения, ракета ориентируется на отражённый целью радиолокационный сигнал, генерированный бортовой РЛС. Разрешающая способность РЛС ракеты зависит от размера антенны, которая ограничена диаметром корпуса, поэтому ракеты с активной радиолокационной ГСН нередко используют дополнительные методы для сближения с целью на дистанцию действия бортовой РЛС. К ним относятся инерциально-корректируемый метод наведения, полуактивный радиолокационный или теленаведение.

К полуактивным системам наведения относятся:

Полуактивное радиолокационное;

Полуактивное лазерное.

При полуактивной радиолокационной системе наведения ракета ориентируется на отражённый целью радиолокационный сигнал, генерированный РЛС носителя или целеуказателя, в качестве которого чаще всего также выступает летательный аппарат. В настоящее время данный способ самонаведения используется для увеличения дальности пуска ракет с активным радиолокационным самонаведением.

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

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

К пассивным системам самонаведения относятся:

Телевизионное;

Тепловизионное;

Пассивное радиолокационное.

При использовании телевизионных систем головка самонаведения ориентируется на визуально-контрастную относительно окружающего фона часть цели. Причём линия контраста может формироваться не только контрастным цветом на общем фоне, но и падающими солнечными лучами и тенями. После прицеливания изображение цели фиксируется в памяти ракеты и по мере приближения к цели автоматически обновляется. Основным элементом телевизионной ГСН является черно-белая оптико-электронная телекамера. Телевизионное самонаведение является пассивным, что позволяет производить атаку, скрытую от противника.

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

Тепловизионная система наведения в целом аналогична телевизионной системе самонаведения, только работает не в панхроматическом, а в инфракрасном диапазоне длин волн.

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

При пассивной радиолокационной системе наведения ракета ориентируется на генерированный целью радиосигнал. Пассивные радиолокационные ГСН обеспечивают пеленгационное наведение в определенном радиочастотном диапазоне. Они наводятся не только на основной луч РЛС, но и боковые лепестки диаграммы направленности антенны. Первые ракеты с пассивной радиолокационной ГСН теряли цель при выключении источника радиоизлучения или отвороте направленного радиолуча антенны РЛС от летящей к ней ракеты. Современные пассивные радиолокационные системы наведения имеют функцию “запоминания” местоположения источника.

В автономных системах команды управления ракетой формируются на основе заложенной на борту программы. Как правило, используются на ракетах для ударов по стационарным целям или в комбинации с другими системами наведения.

На основе принципа самонаведения функционируют системы:

Инерциальные;

Инерциально-корректируемые.

Инерциальные системы характеризуются тем, что параметры полёта ракеты определяются способами, базирующимися на гироскопическом эффекте, который используется в инерциальных системах навигации. В отличие от других систем наведения данная полностью автономна, ей не нужно никаких внешних источников информации или ориентиров. Установленные на борту датчики определяют линейные ускорения и угловые скорости летящей ракеты, на основании которых рассчитывают её скорость, координаты и траекторию, а также данные для коррекции полёта. Современные инерциальные системы включают акселерометры для измерения ускорений ракеты, датчики угловых скоростей, гироскопы для определения углов тангажа, рысканья и крена, блок времени, блок начальной информации о параметрах движения и координатах ракеты во время старта и вычислительную систему для расчёта текущих координат и параметров движения ракеты на основании данных вышеперечисленных блоков.

Преимуществами инерциальной системы является полная автономность и абсолютная помехозащищённость. Основным недостатком является постепенное накопление ошибки определения текущих координат и параметров движения. Данный недостаток может быть частично компенсирован коррекцией системы.

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

Коррекция инерциального канала навигационной аппаратуры по сигналам глобальной навигационной спутниковой системы. Коррекция может выполняться по данным от одной из систем спутниковой навигации: NAVSTAR, ГЛОНАСС, Galileo и других, или их комбинации. Система наведения сравнивает рассчитанные инерциальной системой координаты с полученными приёмником спутникового сигнала и вычисляет текущую ошибку для её коррекции. Данная система коррекции уязвима из-за возможных радиоэлектронных помех противника, а также из-за возможности уничтожения самих навигационных спутников, поэтому часто она комбинируется с иными системами коррекции.

Рельефометрическая экстремально-корреляционная система коррекции использует результаты сравнения эталонного профиля рельефа с рельефом, над которым пролетает ракета в текущий момент. До пуска на борт ракеты загружают карту рельефа вдоль маршрута полёта. Во время коррекции высотомер формирует непрерывный поток данных о высоте полёта в виде последовательности превышений и понижений, которая “ищется” на карте, причём сравниваются именно последовательности относительных высот, а не абсолютные значения. После обнаружения совпадения система управления ракеты получает точные координаты маршрута во время коррекции и может рассчитать величину накопившейся ошибки, чтобы провести коррекцию траектории. В систему загружают цифровую карту местности вдоль маршрута, на базе которой “предсказывается” текущее значение высоты. Затем рассчитанное значение сравнивается с полученным от высотомера истинным значением. Разница используется для оценки текущей ошибки навигационной системы и её коррекции. Точность системы зависит от количества и размеров элементарных участков местности, над которыми измеряется высота полёта. Чем меньше размер ячейки и больше их количество в одной последовательности, тем выше точность системы. Также точность зависит от погрешности измерения высоты. В современных ракетах вместе с радиовысотомером используют лазерный дальномер, а также карты магнитных полей, что улучшает точность системы.

Оптико-электронная экстремально-корреляционная система коррекции выполняет сравнение эталонного изображения местности с изображением, полученным оптико-электронной системой ракеты. До пуска на борт ракеты загружаются изображения местности вдоль маршрута полёта ракеты, района цели, а также самой цели. Во время полёта установленная на борту камера делает снимки местности, которые “ищутся” на эталонных изображениях. После обнаружения совпадения система управления ракеты получает точные координаты на момент съёмки и может рассчитать величину накопившейся ошибки, чтобы провести коррекцию траектории. Как правило, данный вид коррекции используется на заключительном участке полёта в районе цели.

Сводные характеристики различных систем наведения управляемых АСП представлены в табл. 4.

Более подробное рассмотрение особенностей формирования фазовых координат, входящих в состав вектора относительного положения АСП и цели, а также закономерностей изменения этого вектора в зависимости от различных принципов наведения является значительным самостоятельным предметом изучения и не входит в перечень вопросов, изложенных в данной книге. В дальнейшем подробно рассматривается решение задачи прицеливания при боевом применении НАСП.

Похожая информация.

Системы наведения ракёт разделяются на командные, в которых управляющая информация передается на ракету из

внешнего пункта, и системы самонаведения, в которых относительное положение цели определяется на ракете. Изменение направления полета может производиться, например с помощью четырех независимо управляемых рулей в случае крылатых ракет или реактивной силой в случае баллистических ракет . Радиолокационное сопровождение облегчается, если возможно получить отраженный сигнал от установленных на ракетах уголковых отражателей или ответчиков. В последнем случае, если уменьшение точности по дальности недопустимо, разброс времени задержки не должен превышать 6 нсек .

Рис. 25. 22. Радиолокационное наведение и управление ракетами: а - управление по радиолинии; б - наведение по радиолучу; в - активное самонаведение методом пропорционального наведения. (См. .)

В аппаратуру ответчика на ракете , работающего на частоте входят шифраторы для опознавания, система приема команд и телеметрические блоки. Антенна ответчика должна иметь всенаправленную диаграмму; на частотах можно использовать антенные решетки, содержащие от 3 до 12 синфазных элементов, равноудаленных по периметру ракеты, с поляризацией, параллельной ее оси. Для ответчиков на борту ракеты также используются антенные щелевые решетки, которые могут давать круговую поляризацию небольшие излучающие диполи из ферритов и некоторые субминиатюрные конструкции.

При наведении по команде с помощью радиолинии используются две радиолокационные установки с автоматическим слежением, которые соответственно определяют положение ракеты и цели, как показано на рис. 25.22, а. По этим данным вычислительная машина определяет относительное положение цели и ракеты и вырабатывает команды управления, которые передаются на ракету по радиолинии. Типичная система автоматического сопровождения измеряет дальность, как описано в разд. 25.4.3, путем передачи несущей с опорной модуляцией и измерения фазы отраженного сигнала.

Производится как грубое, так и точное определение дальности; на ракете имеется когерентный ответчик. Измерение дальности производится тремя приемными станциями, расположенными в трех различных фиксированных пунктах, что позволяет вычислить пространственные координаты ракеты. Основным недостатком такого метода наведения по командам является то, что при запуске нескольких ракет необходимо во столько же раз увеличивать основной состав наземной аппаратуры, а также то, что при увеличении дальности точность наведения уменьшается.

При наведении по радиолучу на ракете с хвостовой стороны установлена антенна, которая принимает сигнал, посылаемый по лучу радиолокатора сопровождения цели с коническим сканированием, как показано на рис. 25.22, б. При отклонении ракеты от курса этот сигнал будет модулироваться согласно уравнению (25.16); луч несет также дополнительную кодированную модуляцию, которая определяет фазу сканирования. В одном случае по периметру цилиндрической ракеты через промежутки в 90° были установлены четыре антенных элемента. При любом отклонении ракеты в этих антенных элементах возникают неодинаковые сигналы, что позволяет измерить ошибки по азимуту и углу места. Эти данные в сочетании с приближенными данными о дальности ракеты используются после преобразования к декартовым координатам для выработки необходимых команд, которые управляют рулями. Для компенсации ошибок, обусловленных сдвигом луча и возможным параллаксом, имеется наземное вычислительное устройство. Обычно угол сканирования луча равен приблизительно 3°, хотя иногда на начальной стадии запуска для облегчения захвата ракеты может использоваться более широкая диаграмма направленности порядка 40°, излучаемая на несколько отличающейся частоте.

При возрастании дальности вследствие увеличения линейных размеров луча линия визирования, на которой находится наводимая ракета, становится менее точной; кроме того, возникают проблемы учета атмосферной рефракции, работы при малых углах места, угловых возмущений и сглаживания.

Ракета с самонаведением имеет радиопрозрачную носовую оболочку или обтекатель, внутри которого помещается небольшая параболическая антенна и радиолокационная установка для автоматического сопровождения, которая принимает сигналы, отраженные от цели. При активном самонаведении, как показано на рис. 25.22, в, радиолокационный передатчик и приемник находятся на ракете, и поскольку на борту ракеты габариты и вес аппаратуры ограничены, а также ограничен размер апертуры антенны, то максимальная дальность действия системы оказывается небольшой. При полуактивном самонаведении цель облучается наземным передатчиком, расположенным, например, на стартовой площадке, с которой производился запуск. В этом случае мощность передатчика и размеры антенны могут быть достаточно большими, что приводит к существенному

увеличению дальности действия. Системы обоих типов могут работать как в режиме непрерывного излучения, так и в импульсном режиме . Головка самонаведения устанавливает линию визирования на цель не относительно какой-либо оси, связанной с ракетой, а относительно пространственного фиксированного начала отсчета угла: Для этого необходима гироскопическая стабилизация антенны; в этом случае сигналы рассогласования, поступающие с радиолокационного приемника, будут вызывать прецессию гироскопа. Так как скорость прецессии пропорциональна приложенному сигналу, то этот сигнал служит мерой скорости поворота линии визирования и может быть использован для управления.

В процессе самонаведения ракета сближается с целью по траектории пропорционального сближения , для которой возможен ряд вариантов. Траектория ракеты может быть описана уравнением

где угол направления движения ракеты; угол линии визирования, причем оба угла отсчитываются относительно одной и той же пространственной оси; К - постоянная наведения.

Если то скорость поворота направления движения ракеты будет равна скорости поворота линии визирования и в результате получается обычная кривая погони; такое условие обычно приводит к большим поперечным ускорениям в конце траектории. Если то ракета движется по траектории с постоянным пеленгом, угол упреждения постоянен и угловая скорость поворота линии визирования равна нулю; в этом случае ракета движется по прямолинейному пути, но требуется большое поперечное ускорение при запуске. Практически значение К находится между 3 и 10, так что ракета летит, как показано на рис. 25.22, в, по траектории перехвата или по кривой с упреждением без резких маневров при запуске. Влияние флюктуаций сигнала цели вследствие фединга и мерцания должно быть сглажено в аппаратуре наведения, поскольку эти флюктуации при попадании в систему управления увеличивают задержку и ухудшают характеристики системы, особенно на малых дальностях. При самонаведении другими методами перехвата важное значение имеет понятие вероятности встречи . Измерение и фиксирование величины промаха при наведении на самолет можно получить с помощью установленного на ракете простого допплеровского радиолокатора.