Ракеты малой дальности и ближнего маневренного боя

Первой отечественной РМД, нашедшей применение в авиации ПВО, была ракета К-5 (РС-1-У). Более известна ее модернизация К-5МС (РС-2-УС). Ракета наводилась по радиолучу (методу "трех точек" или "трехточки") и обеспечивала поражение слабо маневрирующих целей при атаке из задней полусферы (ЗПС) при ограниченных ракурсах подхода. Для уменьшения кривизны траектории ракеты после пуска и ввода ее в луч самолет-носитель переходил на траекторию параллельного сближения с целью. Хвостовой приемник формировал сигналы, пропорциональные отклонению ракеты от равно-сигнального направления диаграммы направленности антенны БРЛС, сопровождающей цель. Для привязки принятой информации к каналам управления ракета с помощью свободного гироскопа и элеронов стабилизировалась по крену. Качество процесса удержания ракеты на линии носитель-цель определялось соответствующим подбором коэффициента усиления от указанного отклонения до перегрузки ракеты и наличием низкочастотной дифференцирующей составляющей в передаточной функции контура стабилизации от заданной до реализованной перегрузки. Ограниченность зон возможных пусков (ЗВП), а также жесткие ограничения на маневрирование носителя в процессе наведения ракеты заставили в дальнейшем отказаться от наведения по радиолучу. Значительное расширение возможностей перехвата целей из ЗПС было достигнуто благодаря оснащению ракеты ИГС. Ракета Р-55, использовавшая основные конструктивные решения ракеты РС-2-УС, за счет применения ИГС несколько расширила ЗВП и позволила истребителю с момента пуска маневрировать произвольно. Некоторое снижение ее максимальной дальности пуска связано с ростом лобового сопротивления из-за применения полусферического обтекателя ИГС, необходимого для исключения пеленгационных ошибок (искажений углового положения цели, возникающих при прохождении луча через обтекатель). В 1957 г. начались работы по воспроизведению образца американской РМД AIM-9B "Сайдуиндер". Ракета К-13 (Р-ЗС после запуска в серию) явилась родоначальником семейства Р-ЗС, Р-ЗР, Р-13М, Р-13М1. Эта линия доминировала до начала 70-х годов, когда на вооружение была принята ракета Р-60. В ракете "Сайдуиндер" были заложены, а в ракетах семейства К-13 воспроизведены оригинальные технические решения, позволившие отказаться от использования автопилотных датчиков линейного ускорения и угловой скорости. Наиболее характерной особенностью облика этих ракет явились малый диаметр (127 мм) и большое относительное удлинение корпуса (более 20). Ракета за счет предельного смещения крыльев назад обладает высокой собственной устойчивостью; рули, максимально смещенные вперед, эффективны, причем выбором положения осей вращения обеспечена их высокая статическая устойчивость под действием шарнирного момента; рулевой привод не имеет обратной связи по отклонению руля и реагирует моментом на команду. Благодаря шарнирному моменту, сдерживающему отклонение рулей под действием команды, угол атаки ракеты оказывается обратно пропорциональным скоростному напору, а перегрузка - соответствующей команде независимо от условий полета. Естественно, что приведенные рассуждения приблизительны, так как на зависимость перегрузки от команды влияют центровка ракеты, сильно меняющаяся по мере выгорания топлива, число М, определяющее моментные характеристики, угол атаки, влияющий на эффективность рулей. Тем не менее характеристики такого контура стабилизации, охваченного обратной связью по шарнирному моменту, оказались приемлемыми в достаточно широком диапазоне условий. Чрезвычайно эффективным оказалось применение так называемых рол-леронов - рулевых поверхностей с встроенными маховиками-гироскопами, раскручиваемыми от набегающего потока и создающими искусственное демпфирование ракеты (относительно продольной оси для ракет Р-ЗС, Р-ЗР, относительно всех трех осей для Р-13М и Р-13М1). Рулевой привод ракет выполнен на горячем газе с регулятором типа сопло-заслонка. Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) имеет моноблоковый пороховой заряд с звездообразным каналом, обеспечивающим большое отношение поверхности горения к площади проходного сечения для пороховых газов. На ракетах Р-13М и Р-13М1 используются охлаждаемые азотом ИГС. На ракете Р-ЗС головная часть имеет форму полусферы, на последующих входной зрачок ИГС существенно меньше миделя ракеты, поэтому головная часть имеет оживальную форму с полусферой на носике. Ракеты Р-ЗС и Р-13М осуществляют захват цели только при сопряжении продольной оси ракеты и направления на цель с точностью 1,25°, что требует соответствующего управления самолетом-носителем. Ракета Р-13Р оснащена импульсной полуактивной головкой с коническим сканированием диаграммы направленности. Поле захвата составляет свыше 10°, что несколько облегчает пилотирование. Главным достоинством ракеты Р-13Р является ее всепогодность; на малых высотах из-за отражений от подстилающей поверхности ее возможности ограничены. В состав условий, разрешающих пуск ракет семейства К-13, наряду с захватом цели ИГС входят ограничения по дальности и текущей перегрузке носителя. Смысл ограничения по дальности совпадает с принятым для всех ракет класса "воздух-воздух": D < dpn="" (d="" -="" текущая="" дальность="" носитель-цель;="" dp„="" -="" вычисленная="" в="" соответствии="" с="" характеристиками="" ракеты="" и="" условиями="" применения="" дальность="" разрешения="" пуска).="" самолет-носитель,="" выполняющий="" наведение="" по="" погоне="" (совмещающий="" продольную="" ось="" ракеты="" с="" направлением="" на="" цель),="" маневрирует="" с="" тем="" большей="" перегрузкой,="" чем="" больше="" ракурс="" цели,="" а="" следовательно,="" и="" ошибка="" прицеливания.="" при="" фиксированном="" ракурсе="" перегрузка="" носителя="" растет="" по="" мере="" уменьшения="" дальности.="" ограничение="" текущей="" перегрузки="" самолета-носителя,="" при="" которой="" еще="" разрешается="" пуск,="" используется="" в="" качестве="" боковой="" границы="" зоны.="" ракета="" р-13м1="" имеет="" ограниченную="" возможность="" приема="" целеуказания="" по="" пеленгу="" (±12°).="" это="" несколько="" облегчает="" пилотирование="" истребителя="" перед="" пуском.="" в="" принципе="" после="" захвата="" и="" разарретирования="" игс="" самолет-носитель="" может="" построить="" упреждение="" и="" пустить="" ракету="" при="" допустимых="" ошибках="" прицеливания,="" имея="" в="" момент="" пуска="" существенно="" большие="" перегрузки,="" ограниченные="" только="" безопасностью="" отделения="" ракеты.="" на="" основании="" опыта="" учений="" и="" реальных="" воздушных="" боев="" в="" индокитае="" в="" середине="" 60-х="" годов="" были="" выдвинуты="" требования="" поражения="" противника="" в="" ближнем="" высокоманевренном="" воздушном="" бою="" при="" пуске="" ракеты="" с="" большими="" ошибками="" прицеливания,="" в="" том="" числе="" и="" на="" малых="" дальностях="" (»="" 300="" м).="" впервые="" такой="" ракетой,="" причем="" имеющей="" вдвое="" меньшую="" массу,="" чем="" последующие="" аналоги,="" стала="" ракета="" р-60,="" в="" которой="" была="" применена="" неохлаж-даемая="" игс,="" имеющая="" угол="" прокачки="" координатора="" ±45°,="" угол="" целеуказания="" ±12°="" и="" угловую="" скорость="" слежения="" до="" 30="" град/с.="" на="" ракете="" р-60м="" была="" применена="" игс="" с="" термодинамическим="" охлаждением;="" она="" принимает="" целеуказание="" в="" пределах="" углов="" прокачки="" и="" имеет="" мгновенное="" поле="" захвата="" ±2,5°.="" на="" ракете="" в="" основных="" каналах="" используется="" автопилот="" классической="" схемы="" с="" обратными="" связями="" по="" угловой="" скорости="" и="" перегрузке="" и="" приводом="" на="" горячем="" газе.="" важнейшим="" фактором,="" позволившим="" использовать="" на="" ракете="" ближнего="" маневренного="" боя="" столь="" малую="" боевую="" часть,="" явилась="" оптимизация="" системы="" наведения="" в="" расчете="" на="" наихудшее="" поведение="" цели.="" достигнутые="" к="" этому="" времени="" точность="" измерения="" координат="" цели="" игс="" и="" характеристики="" контура="" стабилизации="" позволили="" обеспечить="" такое="" быстродействие="" системы="" управления="" от="" угловой="" скорости="" линии="" визирвания="" до="" перегрузки="" ракеты,="" при="" котором="" цель,="" маневрирующая="" с="" перегрузкой="" до="" 6,="" не="" способна="" изменением="" ее="" величины="" и="" направления="" уйти="" от="" поражения.="" ракета="" р-60м="" способна="" атаковать="" цель="" на="" встречно-пересекающихся="" курсах.="" зарубежный="" аналог="" ракеты="" р-60-мк.1="" "мажик"="" (франция),="" принятый="" на="" вооружение="" в="" 1975="" г.,="" обладал="" сходными="" тактико-техническими="" характеристиками,="" однако="" французская="" ракета="" имела="" вдвое="" большую="" начальную="" массу.="" требование="" поражения="" целей="" ракетой="" малой="" дальности="" при="" атаке="" из="" ппс="" было="" впервые="" выполнено="" в="" середине="" 70-х="" годов="" с="" принятием="" на="" вооружение="" в="" сша="" ракеты="" aim-9l="" "сайдуиндер".="" отечественной="" ракетой="" ближнего="" маневренного="" боя,="" удовлетворяющей="" этому="" требованию,="" стала="" созданная="" в="" 1983="" г.="" ракета="" р-73.="" до="" настоящего="" времени="" р-73="" остается="" лучшей="" в="" мире="" ракетой="" этого="" типа.="" построенная="" по="" схеме="" "утка"="" с="" элеронами="" ракета="" оснащена="" всеракурсной="" игс="" с="" углами="" прокачки="" координатора="" ±60°,="" возможностью="" принятия="" целеуказания="" ±45",="" высокой="" помехозащищенностью.="" в="" ракете="" применена="" система="" управления="" вектором="" тяги,="" в="" которой="" в="" качестве="" рабочих="" органов="" используются="" интерцепторы.="" благодаря="" газодинамическому="" управлению="" на="" активном="" участке="" полета="" ракеты="" («="" 5="" с),="" она="" выводится="" на="" большие="" углы="" атаки="" (до="" 40°),="" что="" обеспечивает="" энергичный="" разворот="" вектора="" скорости="" для="" исправления="" начальной="" ошибки="" пуска.="" в="" маневренном="" воздушном="" бою="" при="" атаке="" цели="" под="" ракурсом="" 90"="" на="" высоте="" 1="" км="" при="" ошибке="" пуска="" 40°="" и="" маневре="" цели="" с="" перегрузкой="" 8="" в="" сторону="" увеличения="" пролета="" ближняя="" граница="" звп="" составляет="" 0,6="" км.="" в="" этих="" же="" условиях="" ближняя="" граница="" для="" ракеты="" aim-9l="" "сайдуиндер"="" составляет="" 1,5="">

Ракеты средней дальности

Первой отечественной самонаводящейся ракетой, принятой на вооружение, была ракета средней дальности Р-8М (табл. 2.5.2). Ракета построена по схеме "утка" с элеронами, оснащена модульными головками самонаведения (импульсной полуактивной радиолокационной и пассивной инфракрасной), автопилотом и радиовзрывателем. Ракета обеспечивала атаку цели в ЗПС на ракурсах 0 -е- 3/4 при прямом прицеливании и пуске с упреждением. При модернизации (ракета Р-8М1) на ракете установлен новый автопилот, в котором предусмотрена настройка параметров на два диапазона высот: 0,5...8 и 8...23 км, а также модернизированная ГСН. Дальнейшее продолжение линии Р-8М - ракеты средней дальности Р-98 и Р-98М - обеспечивают поражение цели в ЗПС и ППС с целеуказанием до ±60° в случае РГС и ±30° в случае ИГС. В РГС ПАРГ-15 ракеты Р-98 введена обращенная к земле компенсационная антенна для улучшения соотношения сигнал - фон и повышения дальности действия на малых высотах. Это потребовало стабилизации ракеты по крену в схеме X независимо от крена самолета в момент пуска. Существенно большие возможности по дальности пуска и предельным превышениям цели до 5...6 км были достигнуты в ракете Р-4 (К-80) и до 7...8 км в ракете Р-4М (К-80М). Диапазон высот поражаемых целей ракеты Р-4М составил 0,5...21 км. В отличие от предшествующих разработок РСД ракеты Р-4 и Р-4М были построены по нормальной схеме. РГС упомянутых выше ракет использовали для измерения углового рассогласования метод конического сканирования. Достоинство этого метода-простота построения, однако этот метод не защищен от легко создаваемых совмещенных с целью амплитудных помех. При известной противнику частоте сканирования амплитудная помеха выбивает головку из режима слежения. Отрицательное воздействие на помехозащищенность РГС оказывало связанное с применением конического сканирования использование автоматического регулирования усиления (АРУ). Случайный разброс частот сканирования требует использования амплитудной модуляции помехи спектром. При этом, естественно, падает воздействие помехи, срывов слежения не происходит, однако вызванные ею пролеты недопустимо велики. Для повышения помехозащищенности в РГС вводилась случайная от экземпляра к экземпляру частота сканирования (ПАРГ-15). Это должно было заставить противника расширить спектр модулирующего сигнала и тем самым снизить уровень спектральной плотности воздействия, определяющего дисперсию пролета. В РГС ПАРГ-10ВВ (ракеты Р-4М) коническое сканирование организовано электронным переключением положения луча относительно оптической оси антенны по случайному закону. Все эти решения оказались малоперспективными и в более поздних разработках, внедрявшихся с начала 70-х годов, не использовались. Последней импульсной РГС отечественных ракет средней дальности была ПАРГ-12ВВ ракеты Р-40. Эта головка отличается тем, что в ней впервые использовался моноимпульсный метод измерения углового рассогласования, при котором воздействие амплитудных помех максимально ослаблено. Применение логарифмических приемников исключило опасность "ослепления" головки, свойственного головкам с АРУ при значительных перепадах мощности помехи. Неодинаковость логарифмических приемников вызывала возникновение колебаний на выходе угломера при так называемой череспериодной помехе. Это воздействие удалось значительно ослабить благодаря коммутации приемников по случайному закону. Головка ПАРГ-12ВВ обладает развитой логикой и высокой защищенностью от совмещенных с целью помех. Для формирования четырехлепестковой диаграммы направленности, необходимой для организации моноимпульсной обработки, а также обеспечения максимальных (до 70°) отклонений равносиг-нального направления в РГС ПАРГ-12 применена двухзеркальная антенна Кассегрена. Подвижное зеркало антенны облучается потоком, неподвижным относительно ракеты. При этом равносигнальное направление диаграммы направленности поворачивается на удвоенный угол отворота зеркала. В РГС на базе синусно-косинусного вращающегося трансформатора был создан вычислитель, преобразующий заданные перегрузки в.связанную систему координат с учетом разгона и торможения ракеты. Это позволило построить наведение по методу пропорциональной навигации в антенной системе координат, когда проекция полной перегрузки ракеты на плоскость, перпендикулярную линии дальности, пропорциональна произведению оценки угловой скорости линии дальности на скорость сближения. Рекордные пеленги сопровождаемой цели и наведение в антенной системе координат сделали возможным перехват скоростной цели при больших ракурсах. При разработке системы управления ракеты Р-40 для ограничения перегрузки использована так называемая система переменной структуры, сопоставляющая с заданным порогом сумму текущей перегрузки и ее производных и при превышении порога обнуляющая команду. В связи с разработкой ракеты Р-40 с РГС существенно обострился вопрос о синхронных ошибках обтекателя и антенной системы. Упомянутая выше антенна Кассегрена оказалась весьма нестабильной по величине пеленгаци-онной ошибки, градиент которой по пеленгу ограничивает высотность ракеты. Для контроля синхронных ошибок головок в производстве была разработана система измерений, основанная на использовании прокачного стенда, на который устанавливается головка, и корреляционного алгоритма выделения ее реакции на колебания основания. Внедрение этой системы способствовало совершенствованию антенных систем и обтекателей ракет средней дальности. В ИГС ракеты Р-40 применены принципы обработки сигнала, обеспечивающие высокую степень защиты от ложных тепловых помех. ИГС принимает целеуказание в пределах +55°. Чрезвычайно интересна компоновка ракеты Р-40 (табл. 2.5.3) и конструктивные решения, принятые при ее разработке. Двигатель размещен вблизи центра масс. Это делает несущественной разбежку центровки, что облегчает формирование контура стабилизации на старте и на пассивном участке полета ракеты. Двигатель имеет два сопла, развернутых вдоль корпуса для создания продольной тяги. За счет разноса дистанционного взрывателя и боевой части почти на всю длину ракеты упростилась задача выбора задержек для обеспечения высокой эффективности боевого снаряжения. Для защиты аппаратуры и боевой части от кинетического нагрева и обтекающих кормовую часть ракеты продуктов сгорания топлива в ракете используется охлаждение аппаратуры фреоном с борта самолета-носителя и теплоизоляция внутренней поверхности корпуса. В качестве конструкционного материала корпуса ракеты был выбран титановый сплав ВТ-4. Ракета Р-40 разрабатывалась как высотная с наивысшим среди ракет класса "воздух-воздух" значением минимальной нагрузки на крыло. Это позволило обеспечить максимальную высоту перехватываемой цели до 27...30 км. Ракета Р-23 построена по нормальной схеме с дестабилизаторами, расположенными на корпусе головки самонаведенния. Размеры и положение деста-билизаторов зависят от формы и массы головки таким образом, чтобы сохранить неизменными моментные характеристики ракеты. Ракета Р-23 создавалась для истребителя МиГ-23, БРЛС которого впервые оснащалась системой селекции движущейся цели (СДЦ). Для обеспечения наведения ракеты на цель на фоне подстилающей поверхности была разработана РГС непрерывного излучения, селектирующая подвижную цель на фоне земли благодаря доплеровскому смещению отраженного от нее сигнала. РГС-23 осуществляет последовательный поиск цели по частоте, обнаружение и сопровождение монохроматического сигнала, измерение мощности шумоподобного сигнала, разделяя по величине угловых флюктуации сосредоточенный по углу источник шумовой помехи и распределенные по углу отражения от подстилающей поверхности. При атаке цели в ЗПС на фоне земли эти отражения загрубляют головку, снижая дальность захвата цели, однако анализ угловых флюктуации защищает РГС от ложных захватов. Следящий по частоте селектор скорости удерживает сигнал цели в полосе измерителя угловых рассогласований. Шумоподобный сигнал, действующий на частоте цели, попадает в эту же полосу, причем при воздействии узкополосной шумовой помехи угловое сопровождение восстанавливается благодаря поиску по частоте. В РГС-23 применен чрезвычайно эффективный метод построения моноимпульсного приемника, известный в литературе как "фильтр-ограничитель-фильтр" или схема SHOU. Существо этого метода состоит в том, что суммарный сигнал и сдвинутые на 90° относительно него промодулированные разностные сигналы суммируются, усиливаются и ограничиваются. В результате формируется сигнал, модулированный по фазе так, что индекс модуляции пропорционален угловой ошибке. Данный способ был использован во всех последующих разработках отечественных головок самонаведения ракет средней дальности. При его применении практически невозможно вызвать появление ошибок измерения углового рассогласования с помощью амплитудной модуляции излучаемого целью сигнала. Аналогичная по своим задачам американская ракета AIM-7E2 "Спэрроу", разрабатывавшаяся примерно на 10 лет раньше, а также ее более поздняя модификация AIM-7F "Спэрроу" использовали метод конического сканирования. Моноимпульсный метод обработки в зарубежных ракетах класса "воздух-воздух" появился почти на 10 лет позже, чем в ракете Р-23: в ракете "Скай Флеш" (Великобритания)- в 1978 г., в ракете AIM-7M "Спэрроу " (США)-в 1981 г., в ракете "Супер 530Д" (Франция) - в 1986 г. При создании ракеты Р-23 возникла необходимость захвата цели на траектории. Эта необходимость вызвана тем, что сигнал подсвета, излучаемый БРЛС, содержит шумовую составляющую, исключающую возможность обнаружить сигнал цели до отлета ракеты на достаточное расстояние. Кроме того, пока ракета не окажется между БРЛС и целью, доплеровская частота изменяется немонотонно, и организовать слежение за сигналом цели достаточно трудно. Перед пуском на борту истребителя вычисляется и передается на ракету заданный пеленг, под которым была бы видна цель, если бы ракета была пущена в упрежденную точку. Для исправления начальной ошибки прицеливания, уменьшения угловой скорости линии визирования, облегчения захвату цели на траектории ракета Р-23 управляется на начальном участке полета с помощью так называемой стартовой ("английской") поправки, обнуляющей разность заданного и текущего пеленгов цели. При малых ошибках пуска принятые меры для организации захвата на траектории позволили увеличить в полтора раза допустимую дальность пуска ракеты по сравнению с потенциальной дальностью захвата головки. При максимальных ошибках, особенно в ЗПС цели, разница между дальностями пуска и захвата существенно меньше. Формирование закона управления в ракете Р-23 традиционно: заданная перегрузка в связанной системе координат пропорциональна произведению угловой скорости на скорость сближения. Оригинальным решением является использование на больших высотах интегродифференцирующего фильтра, ослабляющего воздействие синхронных ошибок РГС. Ракета Р-24 является модернизацией ракеты Р-23, причем в части системы управления - модернизацией чрезвычайно глубокой. Впервые в системе управления ракеты Р-24Р применены принципы инер-циального управления, когда после пуска до захвата цели, благодаря интегрированию ускорений ракеты, корректируются заданная перегрузка и угловое положение антенны головки. Это осуществляется с помощью модели кинематических соотношений, построенной во вращающейся системе координат, использующей линию дальности в качестве оси Х- дифференциального уравнения, связывающего угловую скорость линии визирования с проекцией перегрузки ракеты на ортогональную ей плоскость. Коэффициентами этих уравнений являются относительная дальность и скорость сближения, которые также вычисляются в результате интегрирования соответствующей проекции перегрузки. Необходимые для вычислений начальные условия по угловой скорости линии дальности формируются в вычислителе ракеты в процессе отработки углового целеуказания, когда ракета еще находится в подвеске. Функционирование вычислителя, в результате которого прогнозируется угловая скорость линии дальности, начинается с момента схода, причем в модели используются измерения перегрузки ракеты в проекциях на антенные оси, а также измерение угловой скорости ракеты относительно продольной оси ракеты. В результате, несмотря на отсутствие захвата цели головкой, в процессе отработки стартовых возмущений и при разгоне ракеты вырабатывается оценка угловой скорости линии дальности, необходимая для управления ракетой и антенной головки. Применение инерциального управления до захвата цели головкой позволило полностью использовать возможности ракеты по исправлению ошибок пуска. При этом соотношение между допустимой дальностью пуска и дальностью захвата оказалось независимым от ошибок пуска. В системе управления ракеты Р-24Р модель кинематических соотношений во вращающейся системе координат, связанной с линией дальности, используется и после захвата в качестве фильтра для оценивания угловой скорости. Таким образом, в системе управления ракеты Р-24Р для фильтрации и формирования управлений впервые применяется фильтр калмановской структуры, использующий в качестве ядра фильтра модель объекта- кинематические соотношения, связывающие угловую скорость линии дальности и относительное ускорение. Модернизированная ракета Р-24 (Р-24М) отличается существенно более высокой помехозащищенностью, а также появлением принципиально нового режима - наведения на зависший над землей вертолет. В связи с угоном истребителя МиГ-25П и заменой на нем БРЛС была проведена модернизация ракеты Р-40 (Р-40Д). Модернизация состояла в том, что на ракете была установлена головка самонаведения ракеты Р-24Р. При этом, несмотря на больший мидель ракеты, для обеспечения захвата на траектории пришлось сохранить размеры антенны РГС-24. В противном случае ширина диаграммы направленности оказалась бы меньшей, и условия захвата стали бы более сложными. Головка самонаведения ракеты Р-40Д была последней из радиоголовок, на которой применялась силовая гиростабилизация антенны. На первых ракетах средней дальности использовался двух-, а начиная с ПАРГ-10 - четырех-гироскопный стабилизатор. На всех последующих РГС применяется индикаторная стабилизация с установкой на антенне датчиков угловой скорости или трехстепенных управляемых гироскопов типа МГТУ.