1.2. Системы наведения ракет

Лазерная полуактивная система наведения

На самолете устанавливается лазерная станция подсвета це­ли (ЛСПЦ), основным элементом которой является оптический кванто­вый генератор. Летчик, выполняя прицеливание, наводит подвижную марку (перекрестие) оптико-прицельной системы (ОПС) на цель и удерживает ее на ней в течение всего времени атаки. С помощью сле­дящей системы целеуказание от визирного устройства ОПС передается одновременно на подвижное зеркало ЛСПЦ, направляя лазерный луч на цель, и на ЛГСН ракеты, подвешенной на этом же самолете, для поворота координатора на цель. После захвата ЛГСН сигнала, отра­женного от цели, производится пуск ракеты. Ракета наводится на пятно лазерного луча, при этом осуществляется программный маневр в вертикальной плоскости (вертикальная горка (ВГ)). По решению летчика маневр ВГ может быть отключен перед пуском ракеты.

Типовая траектория ракеты в вертикальной плоскости показана на рис. 1.2. Она формируется законом управления, который для по­вышения боевой эффективности обеспечивает подход ракеты к цели под углами свыше 15° к горизонту. Траектория имеет четыре харак­терных участка.

Рис. 1.2. Типовая траектория ракет МЛ, МП

После отделения ракеты в течение секунды осуществляется отра­ботка стартовых возмущений и стабилизация ракеты относительно центра масс. Траектория полета ракеты имеет характер, близкий к прямолинейному (участок I).

В момент t (упр) (участок II) в систему управления ракетой пода­ется сигнал  (в.зад) = -27°, которым создается вертикальный маневр-кабрирование. При выполнении условия

tзадt

где задt определяется путем интегрирования постоянного сигнала угловой скорости визирования (в.зад)=const в системе управления снимается сигнал (в.зад)=-27° и ракета переходит в режим разворо­та на пикирование (участок III). Длительность участка III около 2 с.

При достижении условия (в) = -1° (участок IV) включается режим ближнего самонаведения (t(бс)). который продолжается до встречи ра­кеты с целью. Управление ракетой на этом участке осуществляется по сигналам головки самонаведения: угловой скорости линии- визиро­вания и угла пеленга цели.

Следует отметить, что хотя ручной или полуавтоматический под­свет цели должен продолжаться до конца наведения ракет, носитель имеет возможность маневрировать в пределах углов отклонения сис­темы целеуказания, чтобы уменьшить вероятность его поражения средствами ПВО атакуемого объекта.

Радиолокационная пассивная система наведения

Пассивная радиолокационная ГСН ракеты захватывает излучение РЛС на подвеске в диапазоне частот, заданном перед вылетом по предварительным данным радиоразведки. Поиск по углу осуществляет­ся либо обзорным режимом работы пассивной РГС - прокачкой подвиж­ной антенны в заданном диапазоне углов по тангажу и курсу, либо расширением поля зрения пассивной РГС с неподвижной антенной (что менее эффективно). После обнаружения и захвата цели пеленг  пе­редается в вычислитель носителя, где определяется дальность до це­ли. Когда текущая дальность станет меньше баллистической дальности полета ракеты при данных условиях полета носителя (введенных в вы­числитель высоты и скорости полета), дается разрешение на пуск ра­кеты.

После пуска самолет-носитель может совершать маневр ухода от цели, а ракета автономно наводится на цель. При этом осуществ­ляется программный маневр ракеты в вертикальной плоскости ("гор­ка"), увеличивающий дальность полета и повышающий эффективность поражения цели из-за увеличения углов подхода (13... 60°). Типовая траектория полета ракеты в вертикальной плоскости такая же, как и у ракеты МЛ (рис. 1.2). Отличие лишь в длительности второго участка, так как при пуске с больших дальностей угловая скорость линии визирования (в.) мала и угол t растет медленно, по­этому» если условие (I.I) не выполняется в течение 9 с, то угол t принимается постоянным и равным минус 27°. Даль­ность пуска при этом достигает 30...40 км.

Радиокомандная система наведения

Наведение ракеты на цель производится по методу трех точек. При этом методе ракета постоянно удерживается на линии носитель-цель, тем самым выполняется равенство углов визирования цели и ра­кеты. Существуют две системы радиокомандного наведения; ручная и полуавтоматическая [3]. Наиболее простая - ручная - не требует для наведения прицельно-визирных устройств.

В состав системы входят рукоятка управления и передатчик команд (на носителе), приемник команд и автопилот (на ракете). На одноместном самолете команды формирует летчик, пользуясь книппелем - кнопкой на рукоятке управления самолетом. Кнопка имеет две степени свободы: летчик может перемещать ее вверх-вниз и вправо-влево. Перемещение кнопки фиксируется потенциометрами или тензодатчиками, сигнал которых и является первичной командой. Выработанная команда поступает в передатчик, где она фильтруется, зашифровывается и в виде кода передается через направленную ан­тенну на ракету. Приемник ракеты принимает команды, дешифрует их и подает на вход автопилота, с помощью которого команды отрабаты­ваются ракетой. Задача оператора (летчика) - передавать команды управления на ракету, удерживающие ее на линии самолет-цель. Это достигается, если оператор видит ракету все время совмещенной с целью. Чтобы оператор без затруднений мог видеть удаляющуюся ракету и ее реакцию на управление, на ней устанавливают трассер, который воспламеняется после старта и ярко горит, обеспечивая хо­рошую видимость ракеты на всей траектории ее полета.

Рис. 1.3. Типовая траектория МР: С1, С2 ,С3,С4 - траектория самолета;

p1, p2, р3 - траектория ракеты

После пуска ракеты в процессе ее наведения самолет может пи­кировать на цель следом за ракетой, продолжать горизонтальный по­лет или маневрировать таким образом, чтобы оператор не терял из по­ля зрения ракету и цель, а ракета, находящаяся на линии визирования цели, не выходила за пределы диаграммы направленности передатчика радиокоманд. Типовая траектория ракеты в вертикальной плоскости по­казана на рис. 1.3.