/
Text
Т Е X И И Ч Е ( КИИ
ПРОЕКТ
раздел
Общая характеристика
комплекса ПВО
«Беркут»
19 5 1
м.к.№ 00287/1 2
ОГЛАВЛЕНИЕ РАЗДЕЛА I
Лист
Введение .............................. з
Глава I Общие принципы построения
комплекса ПВО . •ёДРАУ'Г.......................... /2
I. Сведения о возможном противнике ......... /з
с. Средства борьбы с бомбардировщиками...... 19
3. Принципы построения комплекса ПВО г/
Глава П Зенитные и авиационные ракеты ............. ге
Глава Ш Метод управления ракетами и
требования к его точности .......................... 56
I. О выборе метода управления полётом
ракеть в системе наземной защиты............ 37
2. Обоснование требований к точности
элементов системы управления ............... 38
Глава 1У Аппаратура управления зенитными
ракетами............................................ 43
I. Центральный радиолокатор
наведения.................................. 44
2. Центральный счётно-реша. щим
прибор................................... 71
3. Радиостанция передачи команд ............ 78
4. Бортовое оборудованье зенитной
ракеты......................................
Глава У Аппаратура управления авиацион-
ными ракетами ...................................... зг
I. Общая характеристика принятого
варианта системы воздушной защиты .......... Зз
2. Организация системы воздушной защиты .... эч
3. Состав и взаимодействие аппаратуры
управления авиационными ракетами ........... юг
4. Основные технические параметры
тип. мв 514
Лист
радиолокационной аппаратуры управле-
ния самолёта-носителя ...................... 105
5. Основные технические параметры
аппаратуры управления ракеты................... 109
S Глава У1 Аппаратура обнаружения, связи и
оповещения .............................................. иг
I • Исходные данные ............................ из
2. Дальнее о<наружение ....................... //3
3. Ближнее обнаружение......................... /Л
4. Аппаратура связи и управления............ //6
Введение
м.к.№ OO2SS/1 ц
Задача, решаемая настоящим техническим проектом, моает
быть в сжатом, но жринципиально в исчерпывающем виде ефор-.
нулирована следующим образом:
Разработка всех элементов, входящих в спетому противо-
воздушной обороны, с применением ,т:.>авляеиых ракет, обеспе-
чиваю. ,у к? вероятность поранения бомбардировщиков противника,
летящих одиночно пли в строях со скоростью 1000 км в час
п на высота 25 кы , близкую к lOCb. Существовавшие до сих
пор средства противовоздушной обороны: зенитная артиллерия,
ютребктольная авиация, не могли обеспечить такой высокой
вероятности поранения дане при действии против самолётов,
гетящих на более низких высотах и с более низкими скоростя--
ми. Теперь не, когда потолок и скорость современных бомбар-
дировщиков значительно подняты, возможности этих средств
ещё более снижены и в настоящее врет я встает вопрос о том,
будут ли вообще эти средства эффективны в предстоящей вой-
не? С друге. стороны, при наличии атомных бомб пропуск к
защищаемому объекту хотя бы одного бомбардировщика может
повлечь за собой чрезвычайно большие неприятности. Вот по-
чему одним из самых важных вопросов, стоящих перед данной
разработкой, является вопрос с том, можно ли обеспечить
вероятность поражения близкую к 100%, а также, какие требо-
вания должны быть предъявлены к точности поражения каждой
отдельной зенитной ракетой в этом случае? Для того, чтобы
ответить на эти вопросы обратимся к теории вероятности.
Еа графике рисунка 0-1 показана кривая зависимости об-
щей вероятности поражения зенитными ракетаги вражеских са-
молётов при вероятностях пора ения одиночными ракетами
равных 10, 25, 50, 70 и 90%, от числа залпов, при каждом
из которых выпускается по одной ракете для каждой цели.
Как видно из графика, дане при вероятности поражения
одиночными ракеташ, равной 90%, потребуется не меньше 2-х
залпов для того, чтобы достигнуть вероятности поражения для
все!! группы целой, близкой к ЮО^. При вероятности же пора-
жения одиночной ракетой равной 50%, понадобится, по крайней
поре, 5 залпов для того, чтобы сбить подавляющую часть само-
лётов, однако вероятность пропуска одиночных самолетов через
зону стрельбы все же останется. При этом предполагается, что
для экономии количества ракет, выпуск каждой партии их про-
извиддтся только после того, как определятся результаты по-
падания предыдущих залпов. Саго собой разумеется, что при
каждом последующем залпе по группе целей, потребуется выпус-
кать все меньшее количество ракет, почему общий расход ракет
будет в общей невелик. Однзео число повторных залпов, как
видно из рис.0-2 потребуется тем большее, чем меньше вероят-
ность поражения одппечшип ракетами. Последний факт лишшг*
раз подчеркивает всю важность требования о поражении одиноч-
ными ракетами с очень большой точностью, во всякой случае,
но меньше 70%. Получить такую точности поражения нелегко и
для дости енчя ее потребуется проведение чрезвычайно боль-
шой исследовательской работы.
Вторая трудность, с которой ы истратились при проекти-
ровании системы, заключается в том, что требуется обущестх ть
очень точную стрельбу ракетами одновременно по большому ко-
личеству целей. Все известные до сих пор радиолокационные
стахции позволяли вести стрельбу- зенитной артиллерии лишь
по одно, цели* Задача отражения массовых налётов потребовала
сосредоточения в одной место большого количества однотипных
радиолокационных станций, каждая 13 которых решала з дачу
стрельбы по одно выбранной цели из группы самолётов.
Наша первоначальная попытка решить эту задачу тривиаль-
ными истодами путем введения такого количества радиолокацион-
ных станций с автосло ениеи, какое потребуется для поражения
Число залпоб.
В каждом залпе выпускается
по f-ракете по каждой цели
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО
Рис. CM
тип. mb—513
Число выпущенных
ракет (&%%)
рис. os последовательном бЬтуске ракет
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО
тип, mb—513
M.lt.fe 00296/2 7
групповых целей, привела вас к «истеие, которая оказалась
практически или трудно реализуемой, или верное вовсе но-
рсализуеыо^«
I/ Из-за исключительно болью и трудоёмкости производ-
ства все. необходимой аппаратуры, входмца в комплекс;
2/ з-за необходимости занять почти весь диапазон
сантиметровых волн, для чего потребовалось бы кроме этого
разработать колоссальное количество ламп сайт метрового
диапазона;
V Из-за большой трудности обеспечения точности взакмо-
действия отдельных радиолокаторов, в одялрдх в систем ;
4Z 1з-за очень сложного и тяжелого по весу оборудова-
ния ракеты.
Все ото нас-оятолвно диктовало необходимость нахождения
другого прие .юного и практически реализуемого решения воп-
роса. В результате проведения большой и вдумчиво.: работы
удалось подо ти к удовлетворительному решению задачи. Рекене
было создать одну центральную радиолокационную станцию на-
ведения, определяющую координаты многих /до 20/ целей. Эта
станция дол :иа вести н бллданле в сносы сектора, ограничеп-
пом углами 54° и .Ц° с высокой скоростью повторяемости цикла
нзблюдэиия я выдав--ть координаты всех целей, находящихся в
этом секторе и ракот, выпус в?.емых по зпш целям. Для того,
чтебз возможно было координаты по азимуту и высоте получить
с очень малой прерывность по времени, порядка 0,1 сек , ре-
шено было применить две, одновременно действующие, установ-
ки, одна нз которых определяло бы координаты по авицуту, а
другая - по углу места. Антенные системы каждой установки
досты обеспечивать “листообразную” кривую излучения с углвпч
Iе - 40°. Требую ,ался вне кая скорость сканирования очень
громоздких антенных систем /10 об/сеж/ была значительно
спилена путем пргменаоля б-тп переключаемых антенн, раеполо-
itiHiMX В бареб Ив, Sjt diiituJjuA С1 60 СКОрОСТЬЕ 100 О( / dlili пол
сохранении скорости сканирования 10 рае в сек . та станция
подробно онисаив в техническом проекта, она носоднсьно прол-
ете вляет coog. жначительнмй шаг вперед в ракетно! технике и
открывает совершено новые возможности при стрельбе по груп-
повым целям.
В том виде, в иотором она представлена в настояло вре-
мя, она. конечно, несколько гр—здка, по дальнейшая прора-
оот a понвелат значительно сократить её размеры.
ИхдТзросно^ конструктивной ос. MwiinoCTb^j этой станция
является то. что первая цель s зто! станции покуп ется со-
лее дорогой ценой, значительно прввссходящзИ тс, что тре-
буется в обычной станции для определения координат одиноч-
ной сопровождаемой цели. Зато все последующие цели требу ют
же зпач«то. ьно иеньвей затраты средств, чзм в обычно- стан-
ции для одно;; цели.
*} пер э0нзчалъи01 i проекте предусмотрено выдавать косрд* •
натц для 20 цела и 20 ракет, но в дальнейшая ото число ;о-
лот тара.рваться при небольших затратах по сравнению со
стоимостью обычных радиолокащюшшх станций, предназначе i-
пых ,ля слежения ва одиночьнми целями. Основная трудность
при конструировании это* станции заключается в необходимости
добиться очень больной точности определения КО рД.НОТ, что
потребует пр менения сравнительно ело ,:ных узлов в конструк-
ции блоков, опрсдсляюф1х до ординаты. Однако ужо се час наме-
чены пути, следуя по которым, в дальнейшем окажется везло
ним значительно упростить зти блоки, ио дя отработки кх по-
надобится иного времепн; очевгдно, эту отработку нужно про-
водить параллельно с изготовлением, а может быть даже и
зжеплоатацие этих станций.
Третья трудность, с которой щпплось встретиться при
разраиотке системы, ото необходимость на ти новые законы
управления полётом зенитных ракет. Хорошо известные законы
управлепия:
lUK.fe 00296/3________________9_________________________________
а/ движение по кривой погони;
б/ движение по трехточечной траектории
оказались ыоприомлеиыми по той причине, что для этого необ-
ходимо создать ракеты,способные к большие перегрузкам: для
законов погони, порядка 10-15, а для закона трех точек,
порядка 2,5 - 3,
Эти требования совершенно не увязываются с возпашостью
конструирования самой ракеты, которая на предельных высотах
способна иметь перегрузки не более 1,5 или дане меньше.
Закон трех точек еще возможно было бы применить для
движения вдогон цели /рис.0-3/, однако, ото потребовало бы
создания ракет способных латать па значительные расстояния,
а, следовательно, и более тяжелых. При стрельбе же навстречу,
когда путь ракеты получается минимальным, перегрузка дожна
достигать указанных выше цифр, а, еле овательпо, закон трех
точек не может быть применен.
В нашем распоряжении остался лишь последний из извест-
ных законов - закон параллельного сближения. Однако этот
закон на основании практики,существующей в артиллерии,тре-
бовал выработки векторов ско^юсти целый пакеты .Опре деление
векторов скорости осуществляется обычно ди$фереицированном
сигналов управления. Однако радиосигнал управления,помимо
изменений, вызываемых смещением ракеты от правильной траек-
торией, изменяется по времени ыз-за наличия шумового уровня
в приёмнике, из-за измененей в атмосфере, а также из-за
изменений ракурса цехи и по ряду других причин. Дифференци-
рование сигналов, изменяющихся по законам вероятности не мо-
зт обеспечить точности определения векторов скорости. Воз-
можно несколько улучшить это положение путем сглаживания
сигналов, но это сопряжено с замедлением времени их отработ-
ки, причём сто зале,тени© получится равным порядна секунды
или больше, а за время в секунду ракета пролетит расстояние
в 300 метров, следовательно, получающееся улучшение по точ-
ности в смысле большого постоянства амплитуды, компенсиРУег~
ся этиа значительным з^едленнеа до времени получения сиг-
налов.
При создавшейся ситуации о ди о время казалось, что нет
выхода из этого положения, однако, углубленная проработка
вопроса позволила найти этот выгод. Было найдено, что дви-
:е1ше по линии параллельного сблн. еш:я может бить осущест-
влено и,без определения векторов скорости цели и ракзты$по
координатам, вырабатываемым радиолокациоипо: станцией после
преобразования их в прямоугольные координаты. Это открывает
совершенно новые возможноети в технике управления полётом
пакет. Найдеиные способы являются крупным достижением
коллектива инженеров КБ I. Дальне.шее подробное изучение
вопроса показало, что найденный метод,кроме указанных выше
преимуществ, дает также следующие положительные стоооны:
а/ он позволяет осуществлять наведение одновременно
большого количества ракет;
б/ он позволяет, не дожидаясь достижения выпученной
ракетой цели, отправлять к цели следующие ракеты;
в/ он не требует получения от радиолокатора абсолют-
ной точности определения координат и привязки к земным
координатам, а лишь требует получения относительной точнос-
ти определения координат цели и ракет.
Проработка этого вопроса показала, что возможно не
производить преобразование координат, получаемых с радиол^
каторов, в прямоугольные координаты, а ограничиться преоб-
разованием наклоннс-i дальности, определяемой радиолокато-
ром на г плоскости: вертикальную и горизонтальную,’причём
и это преобразование дальности возможно значительно упрос-
тить и привести к простому арифметическому действию.
Проработка этих совершенно новых методов управления
непосредственно с помощью радиолокатора, также представляет
значительный дат в технике управления. Эти методы позволяют
и.кЛ 002SS/4 ю
значительно упростить всю задачу наведения ракет на цель.
Самое главное упрощение, которое они позволяют сделать, это
возможность отказаться от применения головки самонаведения
в ракете. Бортовая аппаратура са онаведания по трудоёлкост:!
превосходит всю остальную бортовую аппаратуру в несколько
раз. Осложнения в обслуживании, ввиду применения чувстви-
тельных приёмников и сложной схемы селекции по дальности,
требуют очень квалифицированного персонала. Головка самона-
ведения в зенитной ракете для выработки угла упре депгл
долчна иметь стебилизироваиную в пространстве антенну. Это
ва»9 более усложнило бы всю аппаратуру, применяемую <а бор-
ту ракеты. Сап по ссбз факт устранения воловик са* онаводения
в ракете является заачртельпым событием, дающим перспективу
в смысле ассовссти применения зенитных ракет в системе ПВО.
Доже,если бы у ;алось наладить ря5оту головки самонаведения*
таскан это предус. ггривается идеализированной теорией,
применение её в оружии, предназначенном для кассового при е-
нення, нежелательно и протию показано по причина ., о которых
речь была выло.--------
Наконец последний из основных вопросов, который должен
был найти решение в проекте, это вопрос о по ехозащищенности
вез системы.
Разработанная радиолокационная аппаратура, ввиду отсут-
ствия ь её составе радиолокаторов с автоматическим слежением
и головки самонаведения в ракете, представляется практически
хорошо поме^озащкдвнной, Е саыои деле, при попытках со сторо-
ны в/а вских сагюлётог искать работе смете?», включением-
передатчика по:тех, угловые координаты той цели, на борту ко-
торое находится передатчик помех, продолжают вырабатываться
с той или даже Уэльией точностью. Координаты дальности, как
следует из сказанного зшэе, вырабатываются по 2-ы каналам:
по азимуту и высоте, ’ля того, чтобы прекратить выработку
координат наклоню дальности цели лрот-вник щ он оказать
б. юктивпую помеху обоим каналам. Однако на тот случай, сети
это все жо произойдет, в системе предусмотрено применение
в каждом секторе но 2-4 дальномерных станций, работающих
на 3-х сантиметровой волне. При наличии помехи от одного из
бомбардировщиков противника, дальномерная станция вырабаты-
вает его координаты дальности, дополнительно к угловым коор-
динатам, вырабатываемый центральной станцией. Ввиду высокой
направленности диаграмм излучения антенной системы централь-
ной станции, помехи от юре датчиков эффективны лишь гля той
цели, которая несет этот передатчик помех, координата доугих
целей мргут получаться и опре/'.еляться без помех. Однако Лля
этого необходимо, чтобы побочные лепестки в диаграмме направ-
ленности антенн были ниже 1%, желательно даже чтобы они были
порядка 0,1%. Упомянутая дальномерная станция, кроме своей
основной задачи, предназначена так^е в системе ПВО для авто-
сопровождения низко летящих самолётов противника на стыках
между секторами. Разработка этих станций намечена во вторую
очередь. ,
Другое место в системе, на которое в отношении помехо-
защищенности должно быть обращено большое внимание - это
станция передачи команд. В том виде, в котором она здесь
представляется, прсдуомотрено наложение 3-х методов шифрова-
ния. В дальнейшем будет дополнительно введен метод переклю-
чения длин воин. Оказать этой станции помеху при таком "глу-
боком” шифровании задача очень трудная.
Преодоление изложенных здесь основных трудностей позво-
лило подойти к решению всех узлов установок, входящих в сис-
тему. Описание запроектированных станций приводится в пред-
ставляемом техническом проекте.
Технические проект на ракету продстаьляется заводом
й 301 .a Ail. Основной трудностью в этом проекте является -
обеспечение минимального веса при требуемой перегрузке на
предельно^ высоте. Это требование - важнейшее в разработке
ракеты.
Вес первоначальной ракеты получился вьие 3-х тонн, одна-
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО Ns 1
H.K.te 00296/5 11
ко, в КБ № I намечена пути к у 1еньшению веса приблизительно
до 2-х тонн и ИИЯ0. Есть основания предполагать, что в
дальнейшем и этот вес может быть саизген, особенно после
разоаботки и применения прямоточных двигателей.
I
I
глава
Общие принципы
построения
комплекса ПВО «Беркут»
002*8/1 id
i. свдания о вога н.оа противнике
Дня определения парапету ов радиолокационных станций
разрабатываемой системы ПВО г аппаратуры управления необхо-
димо зпатъ состояние бомбаодиповечно авиации вероятных про-
тивников и перспективы её дальнейшего развития.
Изиоолее вероятным противником являются СшА, обладаю-
щие самой мойной бомоардпровично:. авиацией среди империалис-
тических агрессивных стран. Сведения о бомбардировочной
авиации С<нА далеко нс полны, а инода противоречивы, Имеют-
ся лишь приводимые здесь отрывочные данные.
В агрессивных плавах А первый удар по противнику
предполагается нанести бошбардиротжо.. его административных
н промышленных центров с нои адью бомбердировциков дальнего
действия, несущих бомбы большой разрушительной силы, в том
числе и отошлю бомбы. Поэтому американские программы воору-
жения уделяют большое внимание развитию стратегической авиа-
ции, причём до поело•него времени, по свидетельству некото-
рых руководящих деятеле.. ВС США, тя: елые бомбардировщики
дельного до ств/я резв вались в ущерб другим тинам ееМОЛё-
ТОБ.
Американская концепции яспслъзовашя стратегической
авиации основана на то., что современные реактивные истре-
Oi.тели-те юхватчики будут испытывать большие затруднения в
борьбе со скорое тиши бомбардировщиками на больших высотах,
особенно в вечное время или в условиях плохо, погоды.
Это определило основное тгп аиериканекого стратегичес-
кого бомбардировщика, который должен по идее обладать боль-
ший;! выооткоотью и скоростью, достаточно! дальностью и воз-
мояностью осуществлять полёт и бомбометание в любую погоду
и в ночное время. ля этого on дол..ей иметь:
I/ большой полётный вес и ё и:ий фюзеляж, сбсспечиваюдо'
bosiio .ность разместить достаточное количество топлива, боы-
боаул нагрузку и зпач^элыюе количество спецоборудавапия,;
2/ медную езлэвую установи обеспечиваю; ую больщую
скорость и потолок;
3/ большое насыщение радпонавггацзе шыи. и радиолокацион-
ным обору ювлше?:, doc cue чхающее полеты в любое BJ эця суток
прп 2побо погоде, цела от скаиие, опоани: ыше потребителей
противника и ведение по ниы прицельного огня при отсутствии
видимости, а тзкме оойданко скусствешшк пшех для радиообо-
рудования прот в’зкз.
Основным стратегическим Ооыоард'ф вщиком, на которы,.
ориентируется ко андов'^ по ВВС (W., яжгяетая бомбардировщик
Koi-вз >р В-’ 6. Объединенная группа начальников штабов вынесла
решение сделать В-36 в блшг и ыео вречя ochobhi м стратегичес-
ким ору леи. Начальник штаба ВВС ША генерал ] авденберг зая-
вил, что в плане организации 70 авиационных групп В-36 дол-
ов стать осповио ударно силой стратегической авиации
дальнего до ст-> гя.
Нс иепьгпг' интерес в с»г еле перспектив развития страте-
гической авиации представляет бомбардировщик Боинг В- 7, ко-
торый по своему полётному весу входит в класс средних бом-
бардировщиков, Он обладает большими потенциальными возмож-
ностям раввития, поскольку в не® наили свое огре сине послед-
ние дост. опия аэродинамики трансзвуковых скоростей и наибо-
лее передовые тенденции современного сзы-лстостросвпя. Ото
подтверг,' астся тем, что на основе опыте В-47 проектируется
тя олый бомбардиров ,лк /imacca -36/ Hot ip B-5^.
а/ Характвр^стжа цело
В результате рассмотрения .^0 ж?рск апглп ских и аие^ •
канских бомбардировщиков ионно отобрать наиболее интересные
по лётио-тактичсскиы характеристикам или по юсовости серий-
ного выпуска самолёты:
Среди io бомбардировщики
Боыг У- 9
/с;^/
риеЛЛ Боны’ В-50
/СЕА/
Рис Л. 2 Бон i£ м-47
Вылущен в большем количестве в
1951 г. Снят с производства.
Моди^шсаци! В-о9;лдст в ыассо-
воы производстве.
Еалаыен «еряйиый выпуск.
ТИП. МВ
14
Pnc.i-l Бомбардировщик Воине В-50
Рис. 1-2 Бомбардировщик Боинг В- 47
Рис.Т-3 5ом(к1Рдиро8ш1ик Ионбэйр В-56
U.K.00248/2 •
15
Трзелые бомбардировщики
Рис. 1.3 Конвэй!) Б—36 Серийный выпуск
Рис.1.4 Боинг ХВ-52 В стадии проектирования и пос-
/СшА/ тройки опытных образцов.
Англия и настоящее Бремя но ведет широких работ по
проектированию тяжелых бомбардировщиков, но необходимо отме-
тить , что английская авиационная промышленность располагает
значительным опытом постройки крупных трансконтинентальных
саноиётоз, например Брабазон и Де Хэвиле.щ "Комета”, кото-
рый монет быть использован для создания тяжелых бомбарди-
ровщиков.
Основные данные расе 'атряваемю бомбардировщиков приве-
дены в таблице Ы.
Все современные средние и тяжелые бомбардировщики обо-
рудованы радиолокационными бомбардировочными прицелами, поз-
волящиыи производить бомбометание с больших высот, радиоло-
кационными прицелами-автоматами, системами опознавания и ра-
диониььгациолними средствами, позволяющими совершать полё-
ты в любую погоду кик днем , так и ночью.
----?ляпол юты картины не обход шо-такжнпжгсыотреть воз-
кожмость применения легких двухмоторных бомбардировщиков для
бомбардировки объектов стратегического значения .Наибольший
интерес из самолётов этого класса представляет английский
реактивный двухмоторный бомбардировщик Кнглиа-' лектрис "Кан-
берра", который предполагают запустить в ыасссвое производ-
ство текло и в США.Хотя этот самолёт рассматривается в нас-
тоящее врет, я англичанами и американцами,как фронтовой бом-
бардировщик, предназначенный для поддержки наземных войск,
однако, по своим лётно-тактическиш характеристикам он может
использоваться и как средний бэмбардирэщик :
полётный вес 21000 кг
максимальная скорость 90J-970 км/час
потолок 13-14000 к
дальность 4800 км
Если считать , что оперативный радиус дэ-’ствйя' состав-
ляет 35% от максимальной дальности, то Москва и центральные
районы Европейской части Союза ССР будут в щодел'ах' досягае-
мости самолёта "Канберра" при условии, если он будет базиро-
ваться на аэродромах инляидии или Швецил.8тот сеиолёт, по
сравнению с перечисленными выло бомбардировщиками обладает
высоких! маневре иными свойствами.По своим габапитаы он зна-
чительно меньше ст^атегичс ских бомбардировщиков и иосет зна-
чительно меиьяую бомбовую нагрузку / 2000-4500 кг /.
Возникает вопрос, могут ли так называемые американские
реактивные "истребители вторжения" совершать операции в глу-
бине территории противника!
К числу таких истребителей относятся напрпиер Нак Доннел
F -88 "Вуду" и Локхид F-90, обладающие следущини данными:
изкеиыальная скорость 1000- 1100 км/час
потолок 12-11000и
дальность 300b ни
Пз этих данных видно, что проникновение этих истребите-
лей вглубь страны на расстояние более 1009 ем мало вероят-
но и, роме того, они, очевидно, но смогут нанести существен-
ного ущерба наземным тыловым объектам.
Таковы характеристики целей, против которых должна быть
рассчитана разрабатываемая система ПВО.
б/Америкянслий прогноз развития авиации
Для того, чтобы разрабатываемая система была э£,{?скт1шио5
w протяжении ряда лет,необходимо такие учесть порспвативы
развития авиации.
1е современном этапе развития авиационной техники иметь
какие-либо дальние прогнозы чрезвычайно трудно.
Поэтому здесь пы можем ли’ль привести график Ладкина /рис.1.6/
из статьи " Некоторые соображения по поводу развития авиацион
еой техники на ближайшее десятилетие", опубликованной в аме-
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО
АМЕРИКАНСКИЕ СТРАТЕГИЧЕСКИЕ БОНБАРДИРОВ’ДИКИ 1951г.
Таблица I.I
Ьарма, обозна- Фирма,марка Количсо- Полет-* Макси- Потолок Макси- Макси- Пулеметно-
чение.наи нование. не- двигателя, количество, адностъ, тяга. ТЕО внпу- цонлих самолё- тов ный вес мольная скорости на вы- соте. с бом- бовой нагруз- кой саль- ная даль- ность мольная бомбо- вамйи наг- пулечкоа вооруже- ние.
4540кг. полёта с бомб. рузкз.
укм/час/ . груз. 4540кг.
/л.с; кг/ /шт./ /кг./ /и 7 /км./ /кг/ /ш/
КМ •
Боинг В-29 Рант R -3350-29 54430 10 х 12,7 I х 20
"Супор“орт- песс" "дуплекс цик* гои" 4 X 2300 -4420 макс . 6350G UU и К770 9700 5200 9080
.ооияг Б- 50-Л; Пратт-Уитни Сориа- 54480 10 х 12,7
В-50-В. ’-4360-35 "7осп Моэйда 4 х 3560 нып ри- эр" пуск. иакс. G3b5f 10360 80и0 12700 3 х 20
Консоли^ дейтед Валти В-36-Д. Пратт-Уиони я -4360-41 6 х 3500 Дженет Эле! трик 5-47 с- 70С 16000 16 х 20
4х2540/форс/ -300 132000 Т5Г0Э 13500 16000 32700 I х 37
Боинг В-47-В "Стратожет". Дкопорал Эле! трик J —47 6 х 2360 / орс 2500/ ^.уског. с<в3аказа- с но 97 сам. зак. ЗВСЛ, до 180 83915 Г 1000 12000 I3U00 5800 SI00 2 х 12,7
18
Скоростные и Высотные характеристики
самолетов 1949 е. и прогноз характерис-
тик на 1960 г.
Рис ЬБ
м.к.И®00248/3
рикалеком журнал® "Лэронотикал Энджинири нг Ривью « 9
/сентябрь 1950 г./.Этот графт составлен с точки зрения
возможностей'-развитая в США реактцвны£~'гвигателей, ТБД с
до^игаш1ем~то1й11ва_Ъ“п1'Лиэточнь1х двигателей,- ограниченных
высотой 220С0 м.
Поэтому таиоа рассмотрение вопроса нельзя считать дос-
таточно полны;.
*.С°ВДСТВА БОРЬБЫ С Б0^1БАРДПР0В1иЖАЫИ
Основными средствами борьбы с бомбардировщиками до сих
пор являлись зенитная артиллерия и истребительная авиация.
Однако, оба эти средства в настоящее вре^я теряют свое
иначе ешл._______________ ___________________
а/Зенитная артиллерия
даш из основных недостатков зенитной артиллерии в
борьбе с высотными бомбардировщиками является ее ограничен-
ная тжжыюоть действия.Известно, гео потолок современных
бомбардировщиков превышает дальность эффективного огня зе-
нитных орудий, состоящих в настоящее время на вооружении.С
ростом скоростей бомбардировочной авиации значительно сок-
ращается время пребывания цели в зоне действительного ог.ш
зенитного орудия.
Другим крупным недостатком зенитной артиллерии явля-
ется малая вероятность поражения цели, даже при применении
систем управления огнем и наличии неконтактных взрывателей.
Принципиальный источник малой вероятности попадания снаряца
заключается в невозможности изменить полёт снарада после
выстрела в соответствии с изменившимися условиями полёта
целг^Пог мере увеличения высотности я -скорости целей, вероят-
ность поражения прогрессивно падает, что влечет за собой
значительное увеличение расхода снарядов на каждый сбитый
самолёт.
Тагом образом, зенитная артиллерия может достаточно
эффективно бороться только с бомбардировщиками малых и сред-
них высот.Она способна рассеивать боевые порядки бомбарди-
ровочной авиации и заставлять ее подниматься на большие
высоты.
б/Возможноети перехвата высотных и скоростных боыбар-
лироощиков • •
Если перехват средних бомбардировщиков типа В-29 и
В-50 еще возможен, то пеоехват скоростных и высотных бомбард
ровщиков становился чрезныч; йно трудным^-а подчас и безна-
дежным.
Защлтой бомбардировщиков типа 0-36» обладающих больной
высотностью над целью /16-17000 ы/ и относительно большими
скоростями / 700-800 км/час / на высотах, близких к потолку,
является их высотность, ограничивающая маневренность истреби-
теля, и мощное пупечное вооружение, которое в сочетании с
автоматическим радиолокационным прицелом обеспечивает сфе-
рическую защиту.С целью увеличения защити е США ведутся опы-j
ты установки на В-бб управляемых снарядов, обладающих весом
34 кг и дальностью полёта 8 км при скорое и до 2,5 Ы .Та-
кие бомбардировщики могут применяться как paccj одоточепныи
порядком , таг и в строю.
Основное защитой бомбардировщиков типа В-47 является
их высокая максимальная скорость у потолка / порядка ICXjO
км/час /, близкая к скорости саврёьонЕых истребителей -пе-
рехватчиков, состоящих на вооружении.
Высокая скорость дает возможность о сказаться от систе-
мы мощного кругового обстрела и ограничиться только защи-
той хвоста.Есть основания полагать , что, при условии устз-
. ковки более мощных И?Д, Е-47 колет обладать скоростью до
1100 1ш/час и потолком 14-15000 м.Прм этом истребители сиси
мы ПВО будут поставлены в чрезвычайно тяжелые условия по пе-
рехвату.
<ля того, чтобы перехватить бомбардировщик, сюллдавди
скоростью порядка IX0-XI00 fm/чзс на высота 14-15и00 и или
скоростью 8_‘и-850 км/час на высоте 1ь-17000 ы , необходимо
располагать истребителем, имеющим преимущество в скорости
на 300-400 км/час и ь высотности на 2000-2500 м , которая
может обеспечить маневренность на боевых высотах.
Тагам образом, речь идет об истребителе , обладающем
скоростями порядка 1300-1500 кы/час и потолком 18-19000 и
—
^.кЛЗиа48/4
при достаточной продолжительности пол ста.Возможность соз-
дишя такого истребителя проблематична сама по себе.Кроме
того, такой истребитель должен обладать высокой скороподъем-
ностью и малым временем набора скорости на больших высотах,
а мкке иметь средства автоматического вывода в район встре-
чи. Сама ле система ИБО должна иметь возможность следить за
каждый истребите лен / или группой истребителей/ на в сом про-
тк~ении боевого вылета.Е противном случае истребитель может
потерять цель после маневра даже при наличии на нем радиоло-
катора обнаружения , который не может иметь большой дальнос-
ти действия.
Кроме того , ведение боя на больших высотах выдвигает
особые требования к безопасности аварийного катапультиро-
вания лётчика и к сохранению его жизни при пробоях гермети-
ческой кабины.
Рассматривая в свете указанных требований проШюиу ис-
требителя-перехватчика, необходимо указать, что при наличии
автоматических устройств наведения роль лётчика постепенно
сводится к минимум и , з конечном счете, он даже становится
помехой.Таким образом, можно утверждать, что дальнеЯвее раз-
витие средств уничтожения бомбардировщиков должно по ти по
линии создания беспилотных систем.
Кризис, переживаемый истреоителями , не означает, что
на данном этапе следует уже отвязаться от создания истребителей
перехватчиков.
в/ Управляемые снаряды
Рассмотренные средства борьбы с бомбардировочной авиа-
цией не в состоя пи; , кам это было покавано вше, полностью
решать задачу обороны охраняемого объекта.
Для выполнения этой задачи зенитная артиллерия не рас-
полагает достаточной вероятностью попадания, поскольку полёт
ее снарядов нс/сутлравляем, и не обладает достаточной дальнос-
тью действия для борьбы с высотлши сколитами.
Возможности истребительной авиации ограничиваются противоре-
чивьии требованшиш получения высокой макет 1ально< скорости
и одновременно высокой маневренности па больших вше о тех .Кро-
ме того, наличие человека на борту такого истребителя сни-
жает испэльоованпё всех возможностей, которые могла бы обес-
печить техника , и уменьшает вероятность выполнения боевого
задания.
Таким образом, логическим развитием пр откво самолёт наго
орудия, способного обеспечить полное уничтожение боибардирл|
ков на подступах к обороняемому объекту, является создание
зенитных управляемых снарядов / ракет /, принципиально обла-
дающим высотностью, виачительно превтаащей вис от по с ть само-
лётов , к высокой вероятностью поражения.
a.tu* 12/6
: . KF RI' Ш ПЭСТРСЕШ» И( Л1ЛРХСЛ ПВО "Н В J Т”
C0GTL6!f€T2iiU G уТБОрЕДЫШШ БОрЛШТОм СТруЮ'УрШШ
GaOIIl! ’J ы Л G. I . .i Ц И Х&1ДС, •-Р'Ч У?«Х• " iJ -4»V™J
на j£c.h7. Падлзха^и прог эдш.а ос jpoiiG пршйшюв-
eh центр / . округами - с>. гсзи ш: -р. г :: адх:
С'ч.:":гаське ic-xl’ S г , потерю: шезтеп иокьуое голичост^
бо рбдпоупрсзляг!«2 езнитних panes?, способилс аХжкпшо
noj атъ вре ские скоростай ааи-лёт? па ihcotco от 5 до
$ s*•. лп ' орь о прорзагшшпс! через зоЕжицэ попса а 1
ПСЧР-НИИ Ъ'ЛЯГП Про ЧУ ОС ТрИЕШ?ТСЧ И ’ГГ,Т:руГ/Ю В ЯрвДбЛВХ )
внутреннего кольца /Г/ оаиовстн-нос. толи, восад зшлчю так-
S8 >ел юуправляехыии илшэцмоншшк pi кстеи й. Г диуе еольца Г
в радиальной направлю»* ровен 3 ;ш •
Г--; С1..:а па ;юги пз ионсов зонитвен. оо'орош ым$ра-
ь. ревпа 80 ни на высоте :и| на юныж высотах оно
меньше* а ;ды. ив пшеизз оборони > делен на ряд son аире -
ат окало 6° /для внутреннего uqhcq> и Ь - / .лм паььего
пенса/, квддея зона в шс .. лгнииснии HBiuiiA*ca саиос-
топодльь L’bOis и подразделим -1д, беюьов i> ?с ксто^
роге позволяет ь<^.е1ши огня не С целяи, цднзьришзиио про-
и. ЦШ bOHjf •
Ъ ООСТвБ OCHuBiiGTC О . •• lU TC»i L> 1£^О ;ят:
х» *ДС1*тралы* \ _ */ *е»»»- '—ср ;Л si t . И/ , ‘joeef ич!'—
,. гх5з j !» ci'pcncx'ja в продолах золи I’ п^ебитывавднй
тс ксардйма’а цаяоЕ и веп^данжгх по мим , гсет.
в. -Ннтшльммн счбТБи-j>uuщедн ;ч кбор / ,СИ1/ , оОоснен»*
ваици. «и oOor-sy коиинд упревлохмм иш рокот, з ствуюцкх
в продолах зошц по рви 1, постуииицяи с цомтрсльног© ро-
ДииЛ'А'.З'Т 1*<: 1 •
3* Ра ЙОСТСНТТ!’Передачи яоикмг» ГРПН/, ПОЗ^Ч: . ко-
иандн упрг.впс! тс (d-il ’’ в зпп равеннсн вида породожая
их на г кот •
. Эешиш' рвыоты, о орудоиап ые ил« уп ,е Оортово:
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО № 1
' --------------------------
аппаратуре :
а/ кгзс2чш:ом на cinr цвлтрблыгорс j алцолокато^
наведения;
б/ прибииюсои с ,с-:п ггорои еп?яодсю, посвупа^гг.а со
танцни пародачи коаан.;5
□/ бДОКОИ дОЯЛЧ ТЯ, СЧв IMSUf «Г П' Н'Т pi сети
обаспочпвапч ’• по’»:?ал \’с : * • :? с: тг’тс” : о
noj >дапиыш! во о:г
г/ всшштакт т- ралиовз<гдэдтэд(Шу оаеопачимвИИ1 мдЛ
боизсго заряда рачот при гблилеии о” с. целы .
Ь. Ст р'гаь:.к> иьоцаярш, системны п иксжяк устро с к
да иосжошких ракет, аппаратура предстартовой шлир hi
лиш1 (ш cs а и жглализеци:;.
Оборудоюцко В П- .. ЗЛЯТ П01Ш 013 Ю следую >
р;к ом:
Антенная устройства рздяолсжатерй нелздешт и станция
передачи помапд устппавлквпстая. с прпгюважюм с< тст
!го ггтф.лт-) .й> г^анмсо йены. об»чзс пню к ^о^кг-.чц&ц
р.? си -, и обоо».ач. дп. _ .зол . пьоги п стра>»ст < в зон
Образуй 7о повар. . остп зоны обзора и roijr ь^д s. ::i ч, сад
вешь ис; глои 55v D сх'Ог .- пр т вя а с вере но* ъ моя
стоя .. и. •? иш /put • -%., .
Аппаратная ч сть ра, дожикатирв и □ с. л, vtaimai nej
J4T U . ^.-V4,w4 *.\j . .xr Hpiik/O; , J тшеве KiJ бЮй и »
ПЯЧОСЮК) ОД . JU, ДЛИ CO-ipailOj НИ ОТ IlOLjvi . .iJ* ИД» U >С-р
v.< си^Су ya>,irt)b4 дел , Пъ . спе*х*ал*»- о l. и.>с^ь. ,
косей зтах.
бтарта /*и ixj£O v3i . ..*ч* /ПС - тд па • З
удален на ,5 ♦ ,5 .а: от ..Е и ряйые^сии в . л .. да
'ранта и в 5 рядов по ыубльо зона.
?ззоласпостн l тг. боових раочитов расстоявзь а
его. l hl пкочядргатл- кр^иятс равшш иат;
Cpo ' j »роч сданного с оис;<>удоввн.пя б кшилвкс ГШ
БХО ПТ Kd 13Н ДО. UyHKT / П/ С ПОСТОЙ ЗВЗеДОЛ
сшюлвтс i-лосмтзлв! , 4 С 'I терн. :Ссжкшдиш: Пуп :тот / *П/,
тек с J, гтва црадуп^ -доь о иалётс вра сна! ^вжцня,
. ТИП
S'
НОНСТРУ HTOPCHOE БЮРО Ns I
Uh^P/767 I " । ,
M//35__________IL _ _ C°6cekf>'™°
▲ - СКП X
- U,^n '
О - РБО
R — Обороняешь/и объект
Б — OepSb/й пс*яс зе ниГпной за щи mb/.
В Второй fja^c jон^/г>ной Забить/
Г — Внутренне кольцо &>зууииной ЗащитпЬ/.
Рис 1-7
2i.K.L'UvfcAt8/7
23
•«ощыэ которых весь комплекс может быть подготоктзя к боевым
действиям раньше, чем вражеские цели достигнут поясов оборо-
на.
Предварите .ьюе сновидение с начавшемся налёте произ-
водится радиолокаторами д. льпего бнаружсппя /?Д0/, вынесен-
пами ка расстояния порядка ЗОЭ км от обороняемого района.2ти
станции в количестве 10 штук обеепечквают обнору :ение еамо-
alfcos, идущих с любого гаправления , как только они прибли-
зится к обороняемому обьекту на дистанцию около ЗЭО ни.Дан-
ные о числе, курсе и высоте обнаруженных самолётов передаются
по телейону ни Центральных; Командный Пункт и там наносятся
на экран-планшет воздушной обстахювки.Центральный Командный
Пункт, руководящий бсовыыи действиями ьазешю"! п авиационной
систем комплекса Ш0;имеет прямую телефонную связь с 1-кя
секторская iLwniflirr-m Пунктами, нах едящимися па расстоянии
25-Зи ku от центра обороняшего района .Каждый Секторной Коман-
дный Пункт обеспечивает руководство боевыми дейстьняыи части
обоих поясов обороны ограниченной сектором с центральный,
утлой S0°.В непосретгетвенпоы близости ит GKii располагается
радиолокатор ближнего обнаружения /РБО/.Дальность действия
РБО составляет 200 кь, что обеспечивает обнаружение целей при
приблк ’энчи их нг высотах до 25 км к внешнему поясу обороны
на расстояние НУ км.Радиолокационное изображение РБО воспрот
изводится на плен-индикаторе, уста но пленном на секторном ко-
новдяом пункте, а также транслируется по радио на ДКП, где
оно используется для уточнения в^здушнс^ обстановки, получен-
ной по данным РДЭ.
Учитывая быстротечность как подготовит к боевым дей-
ствиям, так п самой боевой операции при высоких скоростях сов-
рвтлетпюй авиации, необходимо дать точную информацию о воздуш-
ной обстановке, предшествующей нс чалу боевой работы, так е
и во все зоны поясов.
Для этого изобрвя ение с план-ицщпсатора РБО, дополненное
данными о высоте обнаруживаегплх целей, транслируется по ра-
дио на каждый из центральных редиоло1саторов навсжеиия.
Такая ini^Oi нация должна помочь боевом? расчёту каждой
зоны свосвреыолно притжт» раюекие о тактике ъдаоляеяия бое-
вого задаек?»-обеепеадвяядее иаклучкео использование управ-
ляемых ракет.
Как уже указывалось зше, для по райе ин одиночных вра-
еоских самолётов, ппорвавыдхся через обе пояса нааомно! соо-
роли, ъ кошиюксе ПВО ппедусматривается использование управ-
ляемых авиационных ракет, стартуешк с самолётов-носителей.
В качестве самолёта-носителя выбран самолёт а^-4, спсциаль-
-но приспособленный для поджески 4-х авиационных ракет и уст>
Hour I необходимой специально радиоаппаратуры.
1 состав бортовой радиоаппаратуры самолёта-посителн
входят :
I.Радиолокатор обнаружения, обеспечивающий круговой об-
зор пространства в радиусе 35-40 км Драницы обзор: по дау
моста составляют в верхней полускрере 80° и нижней пояус ере
45°.
2 .Радиолокатор ввода в луч авиационной ракеты, обсспе-
чиваюци управление ею на первом этале полёта поело старта,
З .Рсдиолокатор наведения , обеспечивающий управление й
кетой по "трехточечяой” траектории сближения*
Кроме специальной ра.щоидпаратурн на борту самолёта-
носителя предусматривается аппаратуре опознавания, связи п а
ЫГ8ЦИИ, обеспечпваодая взаимное опознавание сазолётов-гюан
взлёт» полёты и посаДхсу их в любых метеорологических ус-гоии
Бортовая аппаратура авиационной ракеты включает;
a/ответчик на сигналы радиолокаторе ввода в луч и радио
локатора наведения ;
б/прискнп:с сигналов управления , обеспечивающий совиеа
с блоком автопилот! выработку команд на рули ракет»
при ОТ1ШОНЭНИИ последней с липни равносигнальной ощ
в/блок автопилота, стабилизирующий полёт ракеты в сос]
ветствми с выработанными командами ;
г/головка самонаведения , обеспечивающая уточнение трае»
_.к.СМЛ8/8 ,
— - - ... = I—t — —I ~-»WS ;
ракеты иа последней этапе сближения с целью ;
д/неконтактпы радиовзрыватель,срабатывающий при сбли-
жении ракеты с целью на расстояние до 50 метров.
В составе наземного оборудования предусматривается ап-
паратура опознавания, связи и навигации•
Взаимодействие составных частей комплекса ПВО при вра-
жеском налёте происходит по следующей схеме •
Вадиолокаторы~дилы1его обнаружения ведут непрерывную
работу по обнаружению самолётов и их опознаванию, информи-
руя .о воздушной обстановке командование ЦКП.
Если воздушная обстановка, складывающаяся на экране-плаг-
пето ЦКП / по данным РДО и системе оповещения ВНОС/ сказы-
ваётся~угрожаемой, то с ЦКП дается сигнал боев of тревоги,
по которому вся система в пределах сектора, подвергающегося
опасности, приводится в боевуэ готовность.Когда расстояние
вражеских самолётов сократится до 200 км, они будут обнару-
жил обслуживающим данный сектор РБО.Командование СКП, наб-
людая на экране выносного индикатора изображение целей, оп-
ределяет их число, курс и высоту, принимает решение и дает
приказ о вводе в боевые действия определннпых номеров зон
поясов обороны в пределах обслуовещего сектора.По этому
приказу начинается обзор пространства центральными радиоло-
каторами псъеденля и на стартовых площадках производится под-
готовка ракет к пуску.Операторы ЦРН, следя за изображением
целей на индикаторе, воспроизводящем изображение с ?БО,сос-
редо^н’пгвают свое внимание на участке индикаторов, в кото-
ром ожидается появление отметок целей.
Когда вражеские цели попадут в зону обзора центрально-
го радиолокатора наведения, операторы производят захват це- I
лей еистс1Ш1Ш_пвтонитическо1: ввдачитсис рдипат и с поиощы >
стартовых кнопок производят пуск ракеты.Ракота, ооЬеретв
вертикальный старт , с помощью программных нехапизыов,раз-
ворачивается в направлении па цель .После того, как скорость
раветы становится вше звуковой, выработанные центральным
радиолокатором наведения текущие координаты ракеты и пора-
ааемой ею ели поступают в счётно-решающий прибор, который
автоматически и непрерывно уем», от задачу выводе ракеты в
точку встречи.йэлучениыс з виде плавна :е.:ялцнхся напряже-
ний сигналы-у правлснш передаются коде через ра .юстаздию
передачи команд на ракету и воздействуют через автопилот на
сё рули высоты и направления.
Шбкп ио всей системе управления при доводив аппара-
туры должны быть сведены до 1-. сих малых значений, при кото-
рых полуоси эллипса рассеяния в картинной плоскости нс npei
ют ОД метров .При-сб кипении с целью - ус 1'ццо-ден‘ц. цо реже теJ
радиовзрыватель производит подрыв её боевого зах>яда в мо-
мент времени, соответствующий «опадай» цели в поражаемое
пространство, образованное разлётом осколков ракеты.
Дин увеличения вероятности поражения целей предусмат-
ривается воз 20, шость стрельбы по одной дели несколькими ре*|
кетами, стартуемыми с интервалами времени 10 ♦ 16 секунд.
Поражение цели устанавливается по следующие признака:;:
I.Исчезает отметка цели на индикаторах РБО.
2 .исчезают отметки цели и выпущен toll по не ракеты на
индикаторах ЦРН. с
З .Гаснут сигнальные лампы в системе автосопровоадения
цели и выпущенной по ней ракеты»
1]сли по каким-либо причинам ракета уклонилась от цели
иа расстояние , больнее предельной дальнести действия радио
взрывателя, но через некоторое время происходят самоликвад
дня ракеты путем подрыва боевого заряда взрывателем, сраба*
тывэвди* при определенном они гении скоростного напора.
Взаш.©действие средств пэрагения авиационными ракетам
самолётов противника, прорвавшихся через оба пояса зенитное
обороны осуществляется по следующс i схеме .Iio сигналу 6осбо,
тревога, получаемого с пункта наведения самолётов-носитолеЗ
приданного к ЦКП, по данный В /осуществляется взлёт саио
лётов-носителой и их вывод в зону внутреннего кольца
Санолёты-псоителп выстраиваются в зоне в патрулирую^®
группы так, чтобы в угрожаемом районе обеспечить паилучыпе
условия атаки целей.
/ Служба воздушного наблюдения оповещения и связи.
25
Дуют наведения саыолё1-ов-носитилел,иыея в свиеы распо-
ряжении данные о координатах прорвавжайеа цели и местополо-
жении всех самолётов-носителей, дает команду об атаке теы
самолётам, которые в это время оказываются в более выгод-
ной положении относительно пораг^аемых целей.
Экипаж самолета-носителя, пользуясь данъытза бортового
радиолокатора обнаружения,захватив цоль радиолокатором на-
ведения, производит последовательны старт управляемых ра-
кет .Ракеты, с помощью радиолокатора ввода в луч, совмещаются
с линией равносигнаигьной золы радиолокатора наведения.
При этом кетоде управления полётом ракеты, о обеспечи-
вается вывод ракеты на цель с точностью, необходимой для эф-
фективного действия редиовврьгватежя.Поэтому и последнем
ртапе сближения, когда ракета подходит к дели на расстоя-
ние в 3-4 хсм;вводится в де йствие головка салон -ведения.Точ-
ность команд управления, вырабатываемых го лег ко'! сапонаве-
деяия, увеличивается с уменьшением дистанции до цели, а поэ-
тому к моменту срабатывания радиовзрыва еля цель оказывается
в зоне поражаемого пространства.Если цель первой авиационной
ракетой не была поражена, то эта задача повторно решается
остальным: последовательно выпущенпыыи ракетами с самолёта-
носителя.
Авиационные ракеты, так :е Жак и зенитные, снабжены
устрояствами для автоматической оаиолжкви ^ации,срабатываю-
щими ст временного механизма.
глава
Зенитные
и авиационные ракеты
м.к. 00263/1
27
Средетвои поражения самолетов противника в комплексе
ПВО являются зенитные и авиационные ракеты.
Крупные само лоты - боЯбаадпов’даи противника, для борь-
бы против которых предназначен копплекс IEC» могут обладать
скоростью до lOOO-L.CO Kc/час. на высотах от 5 км. до 5 кы.
Поэтому зенитные и авиационные ракеты должны иметь до-
стзточпу: скорость полета, дальность и маневренность, чтобы
настигнуть быстро летящую и маневрирующую цель.
После ряда изысканий по зенитной ракете предложен еле
дующие проект зенитной ракеты.
Ракета совершает взлет по вертхясали со специального
стартового устройства - ”отола".
На рис. П.1 представлена шкета, установленная на стар-
товом устройстве.
Ракета взлетает и совершает полет без реактивных уско
рителей, т.е. только под де чтвиеы своего жвдкоетно реактив-
ного деиглтсля, создающего тягу 8 топя в теченж 45 секунд.
На рис. П.2 представлена двигательная установка ракеты
1’акста ыеджнчо набирает скорость после старта и потопу
в течение первых секунд полета она управляется специальным»
разовыми® руляыз, находящимися в детosе горячи газов
реактивного двигателя ракеты.
Когда ракета, через 9 секунд после старта, достигает
скорости около 120 м/с; и ее аэродинамические рули ужа
ногут эффективно управлять пэлэтоы, газовые рули сбрасывают-
ся вдесте с фермой их крепления и рулевыми машинами.
Узел газовых долей виден па рис. П.1 па рис. П.З
Двигаясь по наклонной траектории навстречу цели, ракета
доьтигает скорости 909 м/с к моменту окончания работы дви-
гателя и, продолжая полет по инерции, теряет скорость до
630 м/с на дальности 30 км.
Ари этой скорости ракета может соведшсть маневры с пе-
регрузкой до 1,6
Зенитная ракета имеет следуют® основные данные:
НОНСТРУНТОРСНОЕ БЮРО № 1
» •
Веса: боевая часть .................... 260 кг
аппаратура ул авлеиия,........... ISO кг.
коне Т. у кцин.................... 509 п
двигательная установка.......... 456 ”
пустая ракета...................... 386 ”
горючее.».......................... 9<1 ”
стартовый вес..................... 3327 "
четные данные:
средняя скорость.................. 492 м/с
наклонная дальность........... 30 ем.
перегрузка на высоте 20 км..... 1.6
Размеры:
длина........................ 11,^5 ы.
диаметр корпуса................. 0,65 м.
размах крыльев.................... 2.84 и.
площадь пары крыльев............ 4,65 и
Перечислению весовые и лэтные данные не являются нам-
лучшими .для заданных весов боевой части и аппаратуры управ-
ления, и пото у зенитная ракета в представленном виде пред-
назначена лишь для отработки системы.
Для боевого применения проектируется ракета со стерто
выл ускорителями, дающая значительную экономию веса при
более высоких летных данных.
На рис. П.4 представлена сбивая скорость полета ракеты
по времени.
На рис. 4.5 представлены кривые скорости, перс грузки
и др. п и во лете по вертикали.
1акота имеет боевую часть осколочпо зажигательного
ствкя. Вес боевой чести 60 кг, количество поражающих эле-
ментов - .000 шт.
На рис. 1.6 представлена боеьая часть ракеты.
На рис. И.7 представлено размещение боевс части ра
кеты и системы поконтактного радиолокационного взрывателя.
ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА РАКЕТЫ
фи 973
РАКЕТА в-зпа
Рис. 11-3
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО
30
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО
Z.
IO
31
РИС. 11-6
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО
АВТОПИЛОТ РАКЕТЫ И
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ
РулеБЬе машинки
Ферма еазоБЬи. рулей
Гaso&be рули
Замки cSpoca easo&bf* рупяй
БортоВои разъем
ГлабнЬ/и рубилЬник
Редуктор
Распределительная коротка
ПереклЬчателЬ
ЗаряднЬй штуцер
Манометр
БаллонЬ/ сэкатоео Врздуяа,
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО
фИ 970
тип mb—513
Рис. й- 8
ЭКСПЛОДТДЦИОННЫЕ РАЗЪЕМЫ РАКЕТЫ
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО Ns 1
м.к.00263/2.
33
Видны 4 поверхностные передающие и 4 прие «ныв антенны взры-
вателя.
Кроне системы взрывателя, на ракете установлена радио-
аппаратура, принимающая от наземной радиостанции команды
управления и посылающая сигналы о месте нахождения ракеты,
а так е автопилот, выполняющий кагандн и управляющий раке-
той .
На рис. П.8. представлено расположение на ракете узлов
автопилота и ели хе: и его питая ля сжатым воздухом.
Ракета доставляется к месту эксплуатации в разобранном
виде: отделы» боевая часть, отсек аппаратуры, крылья, узлы
аппаратуры в хвостовой части п источнши питания.
па рис. 11.9 представлены эксплоатацмонпые раз*емы ра-
кеты.
Конструкция ракеты выполнена из дешевых и недефицитных ,
ктерналов,приспособлена для изготовления массовыми сериями
и пригодна для экеял уатации в любых метеоусловия: па любых
возводя ix естах военных действий.
-внациозиая ракета, стартующая с самолета-носителя дол-
жна удовлетворять следующим условиям полета:
Самолет носитель пожет находиться нике цели до 10 км.
по высоте.
Наклонная дальность полита ракеты принята I, 15 кы.в
целях они:еппя .веса ракеты.
В итоге воемажно пап.авлеппс полета, близкое к верти-
кали: при стрельбе навстречу ’ели от 30 до 41 и при стрель-
бе вдогон до 57° от горизонта.
Стазу после старта ренета долам энергично искривить
geos траекторию, чтобы войти ь управляющий радиолокацион-
ные. луч, направленный па цель.
Это искривление возюжио лишь при дейся ми мощных стар-
товых ускорителей.
На рис. П.10 представлена авиационная ракета с поро-
ховыми ускорителя ли.
Ракота имеет следующие основные данные:
Веса: боевая часть......................... 100, кг.
аппарат’ ра управления.......... ' 100 "
нонет укция и двигательная
установка ...................... 370 "
пустая ракета........................ 57о "
горячее............................ 300 "
пороховые ускорители................. 370 ”
в то*’ число порох................... ,10 ”
стартовый вес....................... 1150 п
Летные тайные:
Наклонная дальность.......................... 15 км.
> средняя скорость............... S02 и/®
перегрузка па высоте...^, км. 3
Проч is данные:
тяга двигателя............................ 3500 кг.
вое я работы двигателя................ 1G сок:
длина ракеты......................... 760 ы.
диаметр корпу са............«... 0,45 и.
площадь па ы крыльев .......... 3,3 м2 •
На рис. П.П представлены кривые лзтпых данных авиа? гоп-
ной ракеты.
В части размещения оборудования авиационная пакета близ-
ка 1.к зомитной ракете.
В качестве самолвта-зоеителя для авиационных ккст на-
печен саиолзт ТУ 4, оборудованный 4-ыя подвесными устрой-
ства^ для ракет под консолями крыльев, радиолокационной
аппаратурой обнар^а вниз, опознавания цели, вводятся в туч,
к наведении окоти на цель.
’1а рис. П.12. представлен графж летных .данных самолета-
носителя.
зч
Раюта системы
В03ДУХ-В03ДУХ"
Рис.U-И Летные длиные рдкеты„Г300"
САМОЛЕТ „Т9-4С ПОДВЕСКОЙ 4? РПКЕТ Г-300
и СО СПЕЦИАЛЬНОЙ РПДИО-ЛОКПЦИОННОЙ ППППРПТУРОЙ
фИ 951
см
<л
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО
тип. mb—513
Рис. VI'12
Метод управления ракетами
и требования к его точности
co^aq/i
I 37
I. О ВЫБОРЕ МЕТОДА УП1АВЛЕНГ.Я ПОЛЕТОМ РАКЕТЫ
В СЙСТЕМ1 НАЗЕМНОЙ ЗАЩИТЫ
При создании системы противовоздушное оборони с not эцыо
управляемы:: ракет прежде всего необходимо рваить вопрос о
выборе метода управления ракет ал:.
Под методом управления принимается способ, позволяющий:
а/ установить правильно ли ракету летит по предписанной
ей траектории;
б/ в случае отклонения от траектории - измерить величи-
ну этого отклонения;
в/ поил ть на ракету такие комаяды, j оторпе вернули бы
ее на предписанную траект орию.
Следовательно, необходимо выбрать такие величины, кото-
рые характеризировали бы правильность дарения ракеты ио
предписанной траектории и на основе измерения которых, мог- -
ли бы бсть выработаны командиры и переданы на ракету с дос-
таточно!’ точностью и достаточно малым запаздыванием.
Эти величины мы назовем измеряемыми величинами, а их
отклонение от предписанных значений, - рассогласованием или
сигналом ошибки.
! Таким образом, первым требованием к методу управления
I «шляется воз’юзнэоть перед чп на ракету сигналов ошибок с
дост .точной точностью и без больше о запаздывания.
С другой стерты, метод управления должен предписывать
ракете токую траекторию и такой режим полета, который, во-
первых, не требовал бы от ракеты очень большой маневреннос-
ти и, во вторых, не мог бы вывести ракету па опасный режим
полета.
Таким образом, вторым требованием к методу управления
является возможность постройки ракеты, располагаемая манев
ревность оторои не превосходила бы потребную.
Для конструктора ракеты особенно тру яым является воп-
рос об обеспечении хорошей маневренности ла высоте 5000м.
и он пока не имеет возможности обеспечить на этой высоте
перегрузку большую 1,5.
Следовательно, метод управления должен быть таким, чтобы
попадание в цель было возможно при этой предельной перегрузке.
Специальным исследованием было установлено, что обще-
известные методы - метод кривой погони, метод пропорциональ-
ных боковых перемещений, метод трех точек, осуществляемый
при помощи автоследяцего луча с коническим сканированием,
не могут обеспечить попадания в цель, так как потребная маневр
репность ракеты в этих случаях превышает располагаемую.
Метод параллельного сблкаения, состоящий в таком уп-
равлении ракетой в той, что прямая соединяющая ракету и »ль,
перемещается в пространстве параллельно самой себе, не нак-
ладывает нс ракету невыполнимых требований в смысле манев-
ренности. Однако и в своем обычней виде он такие оказы-
вается не применят по следующим причинам:
До сих пор считали, что для геализации управления по
способу параллельного сближения нужно выработать так иавы •
ваемый "угол упреждения" при по?/ищи, хорошо известного в
практике, морской и воздушной навигации треугольника ско-
ростей.
Для построения такого треугольника необходимо знать век-
тора скоростей цели и ракеты; после получения данных о
скоростях, угол упреждения определяется из треугольника уже
при помощи счетно -решающих устройств.
Определение векторов скоростей вызывает большие затруд-
нения, т.н. для их определения необходимо дифференцировать
радиосигналы, которые по природе своей, помимо изменений,
обязанных изменению дальности и углов, изменяются по целону
ряду других причин, как то: шумовой уровень в приемнике,
изменение состоянт1я атмосферы, изменение ракурса целен и
т.д. Для возможности при этих условиях применения снос ба ди-
фференцирования радиосигналов, последние нужно предваритель-
но сгладить, что неизбежно будет сопрово-лдаться введением
запаздывания. Последнее а/ не может не понижать точности
определения сигнала ошибки, б/ вызывает большие осложнения
в устрой стве счетно- е вающего прибора.
Найденный в КБ способ решения задачи параллельного
обличения без определения векторов скоростей представляет
м.к.00283/2
значительный шаг вперед и делает возможным использование
метода параллельного сближения для решения нашей задачи.
Для осуществленья управления по методу параллельного
сближения достаточно измерение только координат ракеты и це-
ни.
Сущность предлагаемого в настоящем проекте метода модно
пояснить следующим образом.
Допустим, что при помощи радиолокатора измерены коорди-
наты ракеты и цели в каждый момент времени.
Выберем целесообразным образом какое-нибудь направле-
ше в пространстве и примем его за направление линии парад-
ельного сближения.
При помощи счётно-нешающего прибора можно в каждый мо-
ей проводить через цель /поскольку ее координаты известны/
рямую, параллельную заданному направлению. Назовем ее пря-
)й сближения.
Так как координаты ракеты в каждый момент времени так-
। известны , то счётно-решающий прибор может вычислять рас-
ояние от ракеты до линии сближения / а*, раздел П, том I,
стоящего проекта /.Счётно-решающий прибор для решения этой
тачи будет достаточно простым, при этом операции дакТферен-
рования ;[ля этой цели не требуется?
Выработанное счётно-решаюним прибором расстояние от ра-
сы до линии сближения может быть использовано для управлэ-
i , подобно тому , как используется отклонение от равносил-
ьной зоны луча с коническим сканированием.
В данном случае, счётно-решающий прибор вырабатывает
оторую команду, зависящую от расстояния до линии сбли?:е-
, первой производной и интеграла от этого расстояния,
команда передается по специальному радиоканалу на ранету
зм спешивается с командами, вырабятывяеМыми автопилотом,
ценная команда определяет отклонение рулей ракеты ; эта
энда выбирается таким образом, чтобы заставлять ракету
даться на линии сближения.
Вследствие этого ракета автоматически, в силу динамичес-
свойстт системы в целом, сама подбирает необходимый угол
аденил.
Описанный выше метод и принят в настоящем проекте» он
значительно-упрозтил всю нашу зада чу-И“ совершенно по-новоиу
поставил всю, казалось непреодолимую, чхч задачу в целом.
2. ОБОСНОВАНИЕ ТРЕБОВАНИЙ К ТОЧНОСТИ ЭЛЕМЕНТОВ
СИСТЕМЕ УПРАВЛЕНИЯ
Систему управления невозможно сделать идеально точной.
Любая система управления всегда будет работать с ошибками.
Эти ошибки могут быть двух родов .Во-первых, система управ-
ления имеет систематические ошибки, т.е. такие ошибки, ко-
торые повторяются при повторении данных условий работы сис-
темы .Во-вторых, система управления имеет случайные ошибки,
т.е. такич ошибки, которые при повторении данных условий
работы системы имеют каждый раз новое значение.
К систематическим ошибкам относятся ошибки, вызванные
производственными допусками устройств, обеспечивающих опре-
делен не координат цели и раме ты / пэперпевдику ярпость осей
системы слеженжя , ошибки следящих приводов и т.д. /* ошии-
ки статизма систем авт оснежения за целью и за ракетой, про-
порциональные первым и вторым производные от измеряемых коор-
динат цели и т.д.
К случайным относятся ошибки, вызванные улвктуациями
ег.гналив , отраженных от цели, ошибки от собственных шумов
приёцниь;об и^урийителей и т.п.
Случайные ошибки системы управления вызывают оассеиванм
ракет относительно цели. Систем этические ошибки систег'ы уп-
равления вызывают смешение центра рассеивания ракет относи-
тельно цели.
Кроме случайных ошибок системы управлениг,на рассеива-
ние ракет влияют другие случайные воздействия, испытываете
ракетой в полете.Сюда относятся турбулентность атмосферы и,
в первую очередь, пульсации скорости ветра ; неравномерност!
работы двигателя, сказывающаяся в пульсациях тяги п появле-
нии случайных боковых составляющих силы тяги; отклонения
постоянных игр ветров каждой конкретной ракеты и системы да
ления от их номиналыых значений вследствие допусков произ- I
39
водства. лшко, расчеты показывают, что рассеиэапнс замет
от всех порвчиеяяцг их причим пронебрв; хшэ надо ю сревнению
с их россе ггзалпсл а о едет за а ошибок ciotcl.! управления.
Объясняетсп это та* , что систем управления обладает сго-
собкюстью выбирать все ошибки, кроме ,разумоется, своих иоб-
ствсиынх ояабох»
Таким образом, для оценки рг ассиза ния ракет достаточ-
но оценить их рассеивание, вызываемое случаен ей -шбками
системы управления.
Работа системы управления полётом ракет состоит из
следующих основных яленеитов :
I .Измерение при помощи радгчлекациэнно 1 системы коор-
динат шкеты и цели ;
.Определение счётно-шшапта прибором составлящих
отклонения шкоты от заданной линии обликекия ht , Ьг .
ЭДгегедача команд на автопилот pt коти;
4.Отработка необходимых отклонений рулей автопилотом.
Всо перечисленные процессы неизбехно сапровадап^са
ойкбаамиЛоордмнаты цели и ракеты измеряются с с шбюш»
Вслед от о этого величины составляющих отклонения р&юзты от
гдочкой пней сбли. епия А, , h2 будут определеем с ошиб-
кой, доке в том случае, когда счётно-рошсицпй прибор рабо-
тает идеально точно.В действительности, счётко-реяаяци при- -
бор добаи т авож Oi iitfia.Iipi передаче комавд к ожибкам опре-
делеппя h,, hz добавятся О!зибкж лоредгчк х^ед.Иа-
кояец, автопилот и руловче машины добавят свий ошибки при
отработке юайхэдщшх отклонений руле . результате рули
Г кеты б'^дут в ксиддп? момеж времени уотрневлепы с окоти»
рой оажбкой, вследствие чего ракета но пслегат по идеально®
теоретжесжой траектории , а будет все время отклоняться от
сто: ?рзекгории.В результате рокота пролетит оиоло цели па
покэторог раеетояяил, которое и будет эдзибко! наведения ра-
кеты.Вследствие случайного характер- пе*>«числен.2£с о-шбок
sscтемы упревяоиия^ ошибки заведения для различных ракет бу-
дут различннии, в ^езультоте чего и образуется рассеивание
ракет отвожтельяа цехи.
Работа системы управления является сложным дин д.чсс-
2шц прописей.: -к.е того о.. 1бки схстсмя упрамейия
не остаются постоянными в процессе .т работы, a ice вре зт
изменяются. Случайные оимбыи системы упрев.’гения являются прх
этом слу^ызыш фуадмяаи времэниаОтсжа следует, что >чя
расчета расе ива имя управляемых пакет необходимо применить
теории случа ;:п>к йуяи!Ий.Это означает, что да расчета paccei
ваши ракет необходимо знать не только вслячичу о гибок пс-
темы уп авлсаия , юс срединные или средние квадратичн е от*
клозвния, зо и характер из изменения яо вуе гки, т.е. кх
коррелят дог п о фуакцми или квноиические па зло :енж /для ста-
ционарных случайных ирсцеосов ото равноценно знанию норкыро-
ъаяноП спектральной плстиости/.
Ввиду отсутствия опытных данных ш окмбйаи огкм’акы уп-
равления и, в первую очередь, по ошибкам иг. еронах коорди-
нат цел* и ракеты основ ним радиолокатором, аогла быть произ-
ведена только сугубо ориентяроиочн&я оцезко рассеивания ра-
кет, дежая пр .блиьительпог тредстевлепке о той, нак влияют
О’.ибют системы управления hl расе издание ракет и каково созт-
лопепи. iv. :;у случайными еиибкаш элементов системы упровлона
j со ос стс. уюциии отклонениями ракет от цели.
Для о 1Ивитярайочяо'’ одепзеи р со ивания /аест были приня-
ты следую *ис допущения :
I.Характер мзыенения олуньчных, о тбок измерения коорди-
нат цехи и хоз ты и ошибок счМтио- ^шакцего тц ибора является
стециояирнам случайным процессом с ооцей для всех ошибок 4юр-
мировашюГ спектральной плотностью S (j) опродезшемой гра-
сиксм на рнс.Й-1 ;
^•ошибки намерения координат цели и ракеты, оьиоки
счётно-решасЗщёгб Прибора и ошибки по зед&чи команд и отработ-
ки необхо пыых отклонений удал являются нёсвязакхпл® слу-
ча'"Оши функцию и ;
тип. mb—513
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО № 1
I.B.0C283/4
хезультаты расчета рассспвгния зсхШтнег: ракет приве-
ден^ в следующей таблице
Высота Дальность Срединное от- вероятность
полёта точки клононие ра- приведения ра-
цели встречи кеты з ист- ке ты к цштш на
В LCT— ракеты с рах» расстояние, ®
рах. целью в ш. • превышай ,сс 60 Е.
5000 10 10-41 100 >
20000 30 16-17 £4
При расчете были приняты следу цие исходные дапшо
X. Точность капе! с hili координат
рнзуется срединными отклонениями по
д.лыис/ны ^/10 ы ;
срединная ошибка определения
цели и ренеты харак.е-
углан 0,001 рад. и ио
откло®ний ракеты от
зцдаино ли ш i б’пиения h, } hz счётно-ропаида приборон
J.jQiiOim передачи команд и отдабэтки даобходимыг от-
клонсш руле/ р виэценны ошибке жеыеренми Jr, , hz xjpaic-
Tercayoiiuu С{едиппш отклоненной 10 и.
На основании приведенных в таблице ци* Р но; нэ ссе-
лить следующие выводы :
Х.Поствменная зедач - привести ракету к цеди на рас-
стояние , ю пре ишащее 60 и* в основной моает бить ренена
оорсе тегированной ;aicreuo.i упрощения ;
.При измерении угловых координат целей и ренеты со
средние. ошибкой ,001 рад и при средиина гибке сч&дю-
реиаюцего прибора 2Ь и задача нриведашш зенитной ракеты к
цели на расстояние, не презшающее 60 ы реиается с вероят-
ностью 94 / ;
3. ж проедения зенитной ракеты к целы ш расстояние,
не безгьпе S3 м с вероятностью 1 >0>3 необходимо, чтоСЬ сре-
динная оаибка измерения угловых иоординат цели и р кед бы-
ла но больше ,0007 рад, е срединная ообка счёиго-решащего
прибора - ле больше 18
Сделан.ис выводы относятся к случайным олибк и еисто-
uu управлсзшиДля оценки допустиипх систикатических ошибок
следует рассмотреть изменение вероятности приведения ренаты
в заданную область вокруг цели при смещении центр асземза-
ния относительно цели.
Заданно областью картинной плоскости, в которую необходимо
привести кету, является круг радиуса &0 м, в центре кото-
рого находится цель, ля это обл сти изменение вероятности
попадания в нее при смецеяим центра рассеивания относительно
пели характеризуется алодуьцхши цифрами для срединного откло-
нения, равного 12 «.
1 .При савпэдонии центра рассеивания с целью 100%,
.-.При ше&ении центра рассеивания относительна целя на
I срединное отклонение - 99JS ;
З .При а сценки центра рассеивания относительно цехи
н 2 срединных отклонения - 37^ j
4 .При смешении центр; рпссеивех£Ш относительно цели на
3 срединных отклонения - 9Q, .
Из этих цифр ясно, что ыакспыальлш допустили спеце-
ниеи центра ра осваивания относительно цели является смедение
на 2 срединных 'тГчопенип ,т.е. в данном случае на Ди.Отеюда
следует, что систшати’юские о ибки изменелия угловых ко гдта
раке ил и цели не делены быть больше 1,5 ыицут, с систеп эти-
чески о ОЕПики йзье екия дальностей не должны быть больше
lac.
viTu выводи относятся к всамыио позышшшш! шею; атичес-
КЙИ ОШИбКЗК.СИСТОааТИЧЗСКИв жибви, в ьянио которых взаимно
коипепсируь .ся при сближении ракеты с целью, Ш1ут быть зн -
чителыю болызе.
ля оцешш э< фектнвности стрельбы ракстиыи были прокзвв-
деиы ориентнрозючине расчеты вероятности перехения цели.Точ-
ше расчеты не ыогли быть произведены ввиду потного отсутсх-
00283/5
ti2
вия необходимых исходных дандш. о характере действия пора-
|адих элепеатов боевой части ракеты при гопа хании пх в
различные части самолета. Для ориентировочных грубых рас-
четов было прин5зо, что каждый поражающий элемент равно
ценен по свосну деьствчю на цель пуле авиационного крупно-
калиберного пулеыста УБ-1 ,7 /калибра 12,7 мы/
При это I, вероятность поражения цели получалась порядка
50 %.
Полученное значение вероятноетп поражения цеди, явно
недостаточное, является сугубо ориентировочныл, ввиду пол-
ного отсутствия опытных данных о поражающем де стали элемен-
тов боевой части по самолетам. Одна о, полученная цифра
все мо /ает основание сделать вывод о необходимости дзль-
иейаей р боты по создании боевых частейуправляемых ракет,
обладающих белее мощным поражающим действием.
глава
Аппаратура управления
зенитными ракетами
ЛЛ. 00270/1
I. ЦГ.гТРАЛЬНК РАДИОЛОКАТОР НАВЕДЕНИЯ
а. Введение.
Наведение зенитных ракет па самолёты противника в при-
нятое варианте систеыи ПВО осуществляется путем возеействия
на рули ракеты /через автопилот/ сигналов, вырабатываемых
центральный счётво*рееаюзрш прибором по данньь о координатах
целей и ракет, получасшж с центрального радиолокатора наве-
дения /ЦП1/. Тактико-технические характеристики всей аппара-
туры управления определяются в значительна степени схемой
построения основного объекта системы - центрального радиоло-
катора наведения. Так, например,, вид и размеры боевой зоны
ва различных высотах целиком определяются границами обзора
ПРИ, а последние в свою очередь связаны с его техническими
параметрами. Поэтоцу, как точная структура поясов оборони,
так н количество боевых зон в ыакдоы поясе,но югут быть
установлены раньше, чей будут выявлены основные параистры
центрального радиолокатора наведения.----
Основной ос бзньостью центрального радиолокатора наве-
дения является необходимость сочетания требований обзора
пространства в широком угле, с высокой точностью выработки
текущих координат одновременно для группы /до 20/ целей и
вкпуцоииых по ним ракет. Высокая точность измерения коорди-
нат требует повааекия частоты поступления информации т.е.
увеличения скорости обзора. Увеличение скорости обзора в
впрок еы телесном угле приводит к резкому уменьжвкию числа
мыпульсов, облучающих цель при пересечении ее лучен антенны.
Это d свою очередь приводгпг к падению энергии полезного сиг-
нала на входе следящих систем станции и вызывает необходи-
мость повышения импульспо коцпостп передатчика.
Таким образов, все параметры радиолокатора, с пре дел г -
цис границы зоны обзора и точность определения координат
оказываются сстхо ввязанными к подлежат бол.с детально^
рассмотрению с теи, «'об • поено (шло получить исходные дан-
ные для ого проектирования.
и. Выоор границ зоны обзора.
(инимально необходимые размеры рабочей зоны TH могут
быть найдены исходя из тпебоваппй непрерывности одновроиеяно-
го визирования доли и выпущенной по ней ракеты на всей участ-
ке наведения.•
, ля того, чтобы удовлетворить этому требованию необходи-
мо, чтобы траектории ракет п цели -в точен: о полётного времевв
1вписывались в границы зоны обзора.
На рис.и-I представ/оно несколько плоских траекторий
ракеты для граничных высот полёта целей в S и 25 км при crpai
бе навстречу, что будет плоть место в большинстве такт вес-
ких случаев. 7
Из рассмотрено «того рисунка видь о, что при размещений
стартовой позиции в -С-х ки от моста стсжния радиолокатора,
траектории ранет и целей укладываются в сектор шириной *25°,
биссектриса которого наклонена к горизонту под углом £0 =35°|
при отоJ необходимая дальность действия радиолокатора по це-
лям составляет около 50 км.
Эти дначения углов н могут кть приняты за основу цря
выборе границ зоны обзора по углу песта.
ширина зоны в азимутально плоскости дол :нз быть увели-|
чеза т«к. при м?ол расширяются «озмокностп стрельбы по цежи
ндумрш иа любом р8Г£грсоа а также умепЬЕсется обцее число
стах дий, обсспочивакхчоэ ввдеадую стыковку свиных зря. Одна-
ко, учитывая ряд принципиальных трудностей росмирвнзя секто-
ра обворз, а тзкже отроиясь к упи.л.:кац1!л обо1у гсва:нлн об-спо-
чиваодего обзор п; острот етва^жрвна зоны обзора г азикутоль-
пой и углжестпо! плоскостях принимается дримерио равно;!
±30°.
в. Выбор ыотода обзора прост;»вс
Р»дйого1€йдионны сбоор простраиствз в ширваом телесной
угла Q - /(a)xGSI?/0 может бить осущсствоон к. ик^пиал-
но разяичшгд. методами.
Заны ОБЛУЧЕНИЯ ЦЕНТРАЛЬНОГО РДДИОЛПНДТОРД
НАВЕДЕНИЯ U СТАНЦИИ ПЕРЕДАЧИ КОМАНД.
I
00270/г.
4G
Первы! из них основан на использовании последоватепьно-
го’’просмотр;.” нростронства точка за точкой антенно с дияг-
раыаой вгояьчатой формы и измерении мгновенных значений ко-
ординат пели через положение вектора наклонной
дальности в момент пересечения цели сканирующим лучом антен-
ны.
В этом случае время|обзор8
телесным углом 5t:
пространства ограниченного
где К ~ максимальная дальность действия отэнцжи
С - скорость света,
SL. - телесный угол сектора обзора,
цр - телесный угол раствора
диаграммы направленности антенны
j/ - ч с о лмпульсов приходящих с цели за время
пересечен.1я ее диаграммой антемны.
При использовании второго методе обзор пространства
ве-.ется одновременно в двух взаимно перпендикулярных ьопряв-
лениях двушя антеннами, диаграммы которых предельно суыены
в плоскости обзора и расширены до мойного угля обзора в
перпендикулярной плоскости. Радиоюкатор при атом имеет два
независимых канала, каждый из которых видает наклонную даль-
ность целей и одну из угловых координат.
Так как каналы привязаны общей точкой стояния обеих
антенн, то наклонные дальности,измеренные ка дым каналом
до одной и той :е цели,будут в точности равны дпуг другу,
ото обстоятельство позволяет исключить ынегозиачность
и идентифицировать угловые координаты целей по признаку об-
щей наклонной дельности. Мойно показать, что d рассматривае-
мом случае, в отличие от метода последовательного обзора,
полное время обзора пространства;
То ’ G+Jf),
т.е, будет сокращено в раз.
Таким образом, второ! метод при широкоугольном обзоре и
высоко разрешающей епоообвоесы по угловым координатам даст
значительные преимущества и позволяет получить такую скорость
поступления информаций о координатах цели, которая обеспечит
необходимую точность выработки их текущих значение.
Принцип .альяым недостатком рассматриваемого метода обзо-
ра являетсфо, что если л пределах разрешающей способности
по дальности окажется несколько целей, то захват их с стеной
автоматики станет невозможным.
Единственно возможным путем снижения этого недостатка яв-
1яется максималь ,ое лов! шение разрешающей способ, ости, в
первую очепедь, .по дальности, а также применение для режима
автосопро оданця узких стробов по всем координатам, что и
запроектировано в разрабатгваеь ой аппаратуре. В частности,
для получения повышенной разрзшаюцог. способности по дальности I
длительность зондирующего импульса пеэедатчлеа выбирается рем
ной 0,5 мксек.
г Выбор ширины сектора сканирования.
Зона обзора радиолокатора формируется системой >з двух
антенных систем, которые для уланъшения параллаксе размещаюэ-
ся в непосредственной близости друг от друга.
Одна из аптеки,о -е опочивающая обзор пространен за по углу
мъста,дил ..на иметь диаграмму направленности сжатую в верти-
кальной плоскости /для получения высоко! разревающей способ-
ности/ а рееякренную в горизонтальной плоскости/ шя облу-
чения простра.псгъа в широком а? .мутальком угле/.
Пределы изме?!ания|угл8 места при сканирована, g соответ-
сть и с выбранными границами зож обзора, должиь обеспечи-
вать получение cei^'Ope миримой около * 30е с биосектс .col
наклоненной к горизонту НА- 35°.
Вторая, азимутальная актокна,дольше иметь диаграмму ехз-
тую в горизонтальной плоскости и широкую ь вертикально> с
тем, чтобы пр и скэпровании обеспечить облучение заданной
эоны в угле места. Максимум излучения.азимутальной антенна
I 00270/3
I_______________________47_________________________
должен быть направлен под углом в горизонту равный 35°, а
пределы изменения азимутального угла при сканировании дол-
1 гны составлять 30° от биссиктрисы сектора обзора.
Точное значение пределов изменения углов при сканиро-
вании монет быть установлено из- колет -у кт ив пых особеннос-
тей антенны.
В техническом проекте, в качестве основного варианта
антенны, выбрана антенна с механическим сканированием. Эта
антенна представляет собой барабан состоящий из шести сег-
ментно-параболических излучателей взаимно смещенных па угол
GCb и поочередно, с помощью коммутатора, подключаемых к
основному волноводу. Так как переходный процесс занимает
около 10 % от полного цикла коммутации, то рабочая ширила
сектора обзора сокращаетея с ЗОо до 54е. Это еяаченю и
принято в качестве пределов для изменения углов облучения
при сканировании амкмутельмой и угломестпой антенны.
д/ Выбор ширины диет рам к антенн ъ неправ
ленпп плоскости сканирования.
ширина диаграм ы антенн в плоскости сканирования опре-
деляет собой угловую раз решающую способность радимлокатора.
С точки зрения уменьшения вероятности захвата системой авто-
матической выработки угловых координат нескольких целей,
когда будет наолюдаться резкое понижение точности, а в
некоторых случаях и срыв режима автосопронождения, диаг-
рамму направленности антенны выгодно сжимать. Однако, при
сужении диаграммы антенны начинают проявляться ограниче-
нья связанные с особенностями быстрого сканирования.
При заданной ширине сектора обзора и определенном от-
ношении периода сканирования Tq к периоду рекурентной
частоты 7^ek ширина диаграммы направленности ыошет быть
уменьшена только до известного поедала.
Положим, что антенна, диаграшыа иаправленности котооо?
/кривая I рис. 1У / описывается выражением
л 2 /+°>5
б'6та Cos fiod
где - значение угла мекду осью антенны и направлением
на цель отнесенное к полной ширин® диаграммы - Уо
производится обзор пространства в пределах угла
2 л<5 за время
где Тс - полны!, период обзора
аТс - время коммутации циклов
Если антенна в момент излучения импульса была направ-
лена на цель удаленную на рассто ж предельной дальности:
т> _ СТреА.
где: С - скорость света,
7^екГ период реку рентной частоты, то к моменту прихода
отраженного сигнала, она окажется отвернутой от
направления па дель /кривая 2 рис./£<?/на угол.
С*-_ ёТтал . о г Тек гг, о
л- с ^лС~7Г ~г
Мощность принимаемого сигнала будет определяться произ-
ведением коз фициентов усиления двух сыецениих диаграмм и
может быть найдена из уравнения
/V-3
где: А - коэффициент пропорциональности
и и- ~ . 7?-4
При этом максимальный сигнал: |
UhS./V /732.
Рис IV-2
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО Ns I
00470/4.
2,
Pmox. --A6^tC°^ iv-5
j будет получен, когда цель в момент излучения импульса будет
I н^ход..ться под углом
Пределы изменения угла, в которых будет существовать прини-
маемы! сигнал, теперь будут определяться ухе не полней аи-
pinioi диаграммы излучения 8ятенныд^1= I, а сузятся до значе-
ния
Если бы ыы имели дело с излучением только одного им-
пульсе, то при изменении лоыентэ излучения импульса /отно-
сительно поло сепия цели определяемого углами /, принимае-
мая мощность списала бы кр?вую 3 и за ес пределами была бы
равна нулю.
Однако, мы имеем дело с последователыюстиюлмнулъссв
разделенных соответствующим значением растрового угла ft' ,
э поэтому при изменении фазы цель,уходя из зоны криво
/2/ создаваемой первым импульсом,попадает в зону криво!:
/5/ второго импульса. Очевидно, что мощность отраженного
сигнала теперь ухе не может упасть до нуля, а достигнув
минимального значения!
Ртйп = А &тах CoS2<5T ft". IV‘6
когда об fcpi дальне шеи изменении угла будет возрас-
тать по кривой /Б/
Таким образом при движении цели ыо шесть принимаемого
сигнала нс сохрвяяется постоянной, а в зав .спкости от по-
ложения 1 .ели,относительно оси антенны в момент злучения
импульса убудет меняться в пределах от Ртах до р^1п>
При ато , ,,а.при оптимально-фазовом положении цели,
/ % / сигнал не будет достигать своего предельного
значения:
Р - А Ст
ripecj max.
Понижение энергетического уровня зз счет потерь при ска-
нировании мокко о ,енить коэффициентом использеванил выигрыша
антенны:
h -_Prnax , (1+ С05ЗТ У )г -
(a Pnpeg ” *
а
Колебания ощности отраженного сигнала отРтох до Pm. я.
будут происходить с частотой скольжения фазы цели. Эта час-
тоте будет меняться в пределах от нуля до Гтак-
в зависимости от скорости л курса цели, а также от измене-
ния кратности между периодом сканирования -Тс и периодом
рекурентно частоты-Трек. 7 и будет часто попадать ь по-
лосу пронуокэяия следящей системы угловой автомет.чки* Пос-
тему, при больном коз ишпвнте пульсаций иохет произойти рез-
кое нюни ’ение точности отработки данных и да о с ?ыв ре сима I
автбеонровокденмя>
Относительная величина пульсации мощности принимаемого
сигнала монет быть оценена коэффициентом:
* ii
К - 4- Ere in _ i 4 Cos2 if l~V-8
P^ax -1 (l + Cosftx)2 . -
иходя'1ую в вырэ сния W~1 и \V'8 относительную величину
растрового угла окно заменить ч. елом импульсов
ввеироизводящих точечную цель находящу: ся на предельно д-.лн
кости - Rnpeg. Учитывая, чго это имело является отно-
шением эй ективиой ширины диаграммы △<<'= l-tf' к величине
растроьог® угла будем иметь:
IPlb iy-9 I
ТИП. NB-!
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО № 1
I ООЕ70/5. 50
Таким образом, окончательное выражение для уА п К
принимает следующий вид:
h г И + С оз
(А . Zj
к-- i-^Cos2^2 w-i
(l+Cos^,)2
На рис яке приведены ривые зевкснмоо» fA- f (N)
uK-j(^) , из рассмотрения которых кд но, что коз л-
цпснт использования выигриэк антенны быстро растет, 8 К(гзф-
!яцяент пульсации быстро падает при увеличении ч ела импуль-
сов до 6-8 и затек обе коэффициента меняются у:.:е сравнитель-
но медленно.
Полагая, чти глубина пульсаций сигнала и ослебление
энергот веского уровня станции порядка 5'10 % мо ’ут сч даться
допустимыми, ЧИС Ю импульсов, В0СПрвИЗВ0ЖЯ1ЦИХ точечную
цель,может быть выбрано репным 7.
Определив минимально необходимее число импульсов иохно
расчитах-и и ширину диаграммы антенны в плоскости направле—
мин скепирования.
Учитывая, чти в соответствии С i/-2, IV-Д u IV-9
I 2a€^=jfYo
получки следующие вира .ежиесвязывающее Ширину диаграммы ан-
тенны с naps зстраы.А ра >юло сатора :
Трек.
(1 + N)
\V-12
Таким образом при звдаиних 31>эчбниях2д£ - 4°ил'=7,
дч^ повышения розришзюцей способности необходимо уменьшать
период рекурсытной частоты и увеличивать время обзора
пространства. Одяако период рекурантно?. частоты может бить
уменьшен только до известного предела, определяемого време-
нем прохождения ;ыпуяьсом двойного пути до цели, находящей-
ся на преде -гькой дальности и длительностью обратного хода
дТрек в системе иадихацин т.е.
-г _ 2 R max , л т
|рек — —£-------+ & ’ рек?.
Задавшись Rmax = JO км. идТрек= 0».*&Трек
получим:
I рек. 2^ Аоо мксек.
jpejH обзора пространства в продзлах сектора 2 дЕ также ке
может оьть значительно увел .чако. 1ц и увеличении периода
сканирования Тс-То+дТс сверх у. сен.теряется слитность
изображения на индикаторе воледеты е сильного мерцания и воз-
растает длна'аическ’/с ошибки в следящее системе выработки уг-
ловых координат. Уменьшения ошибок можно достичь только пу-
тем уменьшения периода обзора до такого значения, при которое
частоте сканирования Fc=^- оказалась бы в не сдельно
раз выше граничной частоты ЫгЬтрь следяще.. системы.
Исходя из лгих условий увеличивать период скааироваяия
сверх 0,10 сок ул нельзя, поэтому примем То=Тс-дТс =0,09сек
Подставив полученные значения для Трек и То #2^-4? получим:
ip = 5А-А-/од-8 ~
X 0,09 ~
?аним образом, полная ширина диаграмм нэнроденноати антенн
в направлении сканирования не ь.о;ет лиь выбрана ниже 2е.
Ото значение и прлкимэется □ качестве исходной величины для
расчета параметров антенна и определения угловой разрешаю-
цеи способности радиолокатора» :оторая будет равна, примерно,
ширине диаграммы надривленности на уровне половинкой мощнос-
ти т.е. около =1°
2
Ung. Л/ /732
ори
51
4 н—51 ?
00270/6
52
е. Выбор ширины диаграммы антенн в плоскости
перпендикулярной направлению сканирования
Исходными денными для выбора ширины диаграммы направлен-
ности азимутальной антенны в плоскости, парпендижулярной
направлению сканирования, является глубина рабоче ; зона на
высоте жЬ км/около 30 км/ и максимальный угол, составляе-
мый осью диаграммы угпоместной антенны с горизонтом. При
выбранном угле наклона £о = 35° и ширине сектора сканирова-
ния угломестной антенны ± 27°, этот угол составляет 62°.
Предполагаем, что взаимная ориентация антенн такова,
что их диаграшш направленности расположены соосно. При
этом, очевидно, зоны облучения обеих антенн "вписываются”
друг в друга-Наиболее полно.
Иа рис. IV-4 представлены диаграмма направленности
азимутальной антенны /лепесток проходит через точки 0A“DB /
и проекции диаграммы угломестной антенны на ижоскостё^ддя
двух крайних ее кодожений /ORuOP /
Пирину диаграммы направленности выберем такой, чтобы не
высоте 2 =• 25 км. зона облучения антенны угла места впи-
сывалось ь зону облучения азимутально. антенны, как показано
на этом рисунке.
Ес и увеличить ширину диаграммы азимутальной антенны,
то часть зоны облучения аятснюг угла места, выходящая за
пределы зоны азимутальной антенны, остается неиспользован-
но. • При сужении диаграммы направленности азимутальной ан-
тенны не используется часть ее зоны облучения.
Прежде чем перейти к определению △ 0 необходимо найти
зпроксимирлЮщее выражение для описания диаграммы направ-
ленности антенн. Наиболее точно, для всех углов вклочая
большие углы от направления максимального излучения, диаграм-
ма направленности апрокспмлруется выражением
R -- R. тех е"'39®^, (у- 43
где R™Qx- максимальная дальность действия радиолокатора
△ 6 - ширине диаграмм направленности по половине
мощности,
6 - угол отсчитываемое от оси диаграмма
Согласно рис. \V- 4 и пользуясь формулой
находим, что для в юлненея вышеуказанных условий
максимальная даль .ость де' ствия должна быть равна.
IV-/4
Величины Ri, R2}0,.u©2 находятся из треугольников △ ОСА
ил ОС В. После подстановки их в формулу W-ik получим
Rmax= ci КМ.
Принимая Rmox- 50 км. определяем ширину диаграммы нэп
рзвленност! пользуясь ара; энием fv-13
3 R.
Полученные выше значения для R-^ax ид© дапт везмо -
иость перейти к построению зон облучения уг-гоместно» и
азимутальное антенн.
л. Построение зон облучения антенных
систем
для построения зон облучено угломестяой антетпг. об-
ратимся к рис. \?-5
Диаграмма направленности угломеетной setзнны откло-
няется относительно плоскости проходящей через ось ОУ
и составляющей с горизонтом некоторый угол £Ог , на угол
д£а. равный в крайнем положении + 27°.
Диагра’лма направленности проектируется на плоскость
Х02 прямой линией, проходящей через начало соординет
/OQ(>OQ..../
'ора
ЛОЙ
1 эп
00270/7.
55
Точке Hi Н2 яересе«ениь прямых OQ uOQ, соответ-
ствующих крайним положениям диаграммы направленности антенны
угла места, со следом плоскости равной высо* Z = Z,
дают координаты X., Ха зоны облучения . Для определения
координат У|9Уа соответствующих данным X, и х2 , на оси >
диаграммы /рис. IV-5 * / откладываются величины ОН,,он2
отсекаемые следом плоскости Z -У, на прямых OQ.,OQ, соот-
ветствующих крайним положениям диаграммы направленности.
Через полученные таким образом точке Н, и На
проводятся хорды D,!), и еда 2)г перпендикулярные оси
диаграммы. Точки 2) 1,2)2 пересечения хорд с диаграмной долг
координаты У, ,
Проделав аналогичные операции для диаграмм, отклоненных
на другие углы, найдем координаты других точек определяю-
щих границы зоны облучения. Создиняя эти точка кривой, по-
лучаем зоцу облучения антенны угла песта, представленную на
рис. IV-6 ПЛОСКОСТЬЮ 2)|ЭгГ>2Д.
Прежде чем перейти к построению зон облучения азимуталь-
ной антенны, необходимо выяснить вопрос о искажении широ-
ко! диаграммы направленности, вызываемой влиянием земли.
Выбранные параметры антенной системы, такие как ширина
диаграммы ньлравлендостмд6= 42,5° и угол составляемый осью
взимутальной диаграммы с горизонтом = 35° /рис. IV-4 /
двют основания поедполагать, что влияние земли на нормиро-
вание диаграммы монет быть существенным. Влияние земли долж-
но сказаться на иска :ении нижнего края диаграммы направлен-
ности, причем оно будет те! сильнее выпечено, чем больше
наклоняется к земле ось диаграммы. Наклон оси диаграммы за-
висит от угла £>, равного 0° пои наплавлении излучения
вдоль оси X. При отклонении диаграммы вправо или влево
от этого направления, угол наклона к горизонт уменьшается.
Последнее обусловлено сканированием азимутально, диэгпатшы
вокруг оси DZ1 /в но О? / /рис |р-7 /вследствие
чего п название азимутальной антенны является условным.
Пользуясь рис. IV-7 нетрудно найти зависимость угла
наклона оси азимутальной диаграммы к горизонту £о' для
данных углов Со И С, : Со = Q7,C Sin (Sin €о Cos €,)
Минимально© значение £о , очевидно, будет при наиболь-
шее угле 6,= £7°
£о--агс Stn(o,57-o,8<3)= 30°
Для оценки степени искажения диаграммы направленности по-
строим ее для внбранлого значения угла £о = 35°
Расчет диаграммы с учетом ил^яния земли модет быть произ-
веден по формуле
lE.e,:tz-<p(e)^i*s^^(e)cos[fi(e)+^Stn^ljte)lz[if(eS^ w-is
где
^-диаграмма направленной^ антенны в свободном
пространстве.
^(е}--5ое-'-39(^)г
Y(&)- множитель, учитывающий не нулевой угол наклона
оси диаграммы к горизонту
f (е)= e-''3S
//feV- модуль коэффициента отро :ения юп вертикально
поляризованном электрическом поле, имеющем мес-
то в принятом типе азимутальной антенны.
flf@l - разовый угол коэффициента отоа екия.
/г - высота расположения а тонны над зпле...
Л - длина волн
8 - текущий угол
Чтобы на! ти модуль и фьзовыйугол коэффициента отра гения
необходимо задаться такими яиврвметрами почвы* как диэлектри-
ческая проницаемость 8 и проводимость^.Как известно, диаг-
рамма «скалается благодаря отражению эт зехш теш больше,
чек интенсивнее это отражение, т.е. чем блиг.е земля по
СВОИМ ОБО 1СТВЭЫ к проводнику.
тип. mb—513
0CL7O/8.
ля ресчетов ямбврен наибольшее значение &=1,6-1OQ,
которое может гпьть* влэ лая зеадя" и £ - 10.
Из формулы w-15 с достаточной для практики точ-
ностью следует, что проваль диаграммы определяются значения-
ми О , для которых:
+ Sin 0 - 5Г i 2$Гп iy-16
и максимумы
jd (©)+ ф- S ш 6’•= 0123Тя IV- 17
где а - любое елое число.
Пользуюсь кризйиаи зависимости лодуля и разового угла
коэффициента отражения от © , приведенными в IV-2,
зз (у-16 и rv-17 найдем углы, на которых будут
даксимуыы и минимумы диаграммы при К = I м и j\ ~ 0,09'*
Минимум при е : 0 : 2° с> | о • • • • 6 ( о I о
Максимум при е : 1° : 4° « 7,5° :
• « •
1/ оначемие £ дано в системе. СGSE
Рассч. тайная по точкам через 1 диаграмма направленности
ьз-мутьльно аитекиы при Ео » 3-г.° приведена на рис. IV-8
Азимутальная диаграмма отклоненная от направления ^эль
оси X па 27°, как уже отмечалось, наклонена к горизонту
нэ 30° и к гону е плоскость ее лепестка не вертикальна.
Если сч гать отражение от поверхности земли только рассеян-
ный, то для построения отклоненной диаграммы чотпо пользо-
ваться той со ормуло-; /|у-15/ /учитывая только £о' = 30°/
гаксинакьно отклоненная езимутальнзя диаграмма направ-
ленности с учетом ели; ь*. земли приведена тга том не рисунке.
I
l a пои зеде чего рис. |V-8 следует, что для
Э = £о-д £г=8° практически искажениями формы дпаграыш о .-
но пренебречь. При учете реальной почвы, покрыто!’ раститель-
ностью, Д'Ш которой, кэн известно, модуль коэффициенте от-
ражения имеет существенно ыепьмие значения, искажения ази-
мутальной дпегрвгяш направленности за счет отражения от зем-
ли будут меньше рассчитанных. Несмотря но это, для очень
малых углов влияние земли будет все же выра жено довольно рез-
ко, особенно при ote;iонепли диаграммы на наибольший угол
Е, 27°. йзкежмум излучения под углом места равным Iе
должен дзть мощные сигналы даже от значительно удаленных
местных предметов, расположенных в секторе обзора, что крэй-
не нежелательно. Для устранения отражений от местных пред-
метов, необходимо принять специальные меры, навример, раз-
местить в дальней зоне антенн», но достаточно бл11?ю, выоо-
ки- барьер, предвавляющ it из себя поглоцаюцую^отра.,аю-
цую поверхность, ото мероприятие должно исключить отражения
от всех местных предметов ле эщкх за указанной поверхностью.
Подробнее о мерах защиты от местных предметов изложено в
главе 0 четвертого раздела техпроекта.
Для построения зон облучения 83}5мутаяъной ажтенны об-
ратимся к р с. IV-7
При ск&ниро.’опл!- диаграмма направленности азимутальной
антенны поворачивается около осн 7'0 , «оставляющей с осьд
Z0 угол £о и отклоняете! от плоскости - - на угэл
±6,-27°
Пусть дизгрсн -а откаоненд от плоскости ХО2 на угол
6,-21° Тогда, прима яя гр8фо-8на.-ытическиу. ыэтод, шхко
построить ее проекцию на плоскость Х07 • Для этого провеет-
ся прямые, параллельные ос л 00, , через точки -A^Az.Rs
диаграмм, ie’Зщей в плоскости XOZ и ио них откладгваотся
х/ При построеии;! диаграммы учтено влияние земли нуте д
представления нижнего крен диаграммы огибающей мини-
мумов излучения.
тип. mb—513
00270/9.
60
отрезки Я, В,, Я2Вг , Л3 В3 ровные
Cos л £z Slh2 f
где&=од ОЯг ОЯ3... - радиус вектор проектируемой точки
» угол отклонения диаграммы
л£г- Угсл иежДУ направлением на
проектируемую точку и осью диг-
раммы па пра влокностп.
Соединив на.. ©иные так.ш образом точки B(iB2> В3
плавной криво! получим искомую проекцию.
Диаграмму, отклоненную от плоскости ХоИ отобразим гра-
Со-апалитичес :и на плоскость УОН Угол наклона £3
проекции оси 00, к оси 02 в плоскости 2ОУ определяется
из соотношения
4 п г - tq £i
t9t3‘CoV90-£,p) .
Для удобства построения проведем па отклонение диаграм-
ме хорды ВС^ВгСа, ВэС3... перпвшдщеулярные к
ее оси и пересекающие ось в точках Я, F2 , В> • - - соответ-
ствующих некоторым высотам, хорды проектируются на плоскос-
ть УО2 отрезками В‘С', , Сг‘ вертикальных прямых,
пересекающих ось отклоненной диаграммы в .той плоскости па
тех е высотах.
Соединяя концы отрезков получаем проекцию отклоненной
диаграммы в плоскости УОН
Рассечем теперь плоскости XOZ и У02 плоскостями
? = Const } где Z = 2z, ~ рабочие высоты
Точки пересечения проекци. отклоненных диаг-
рамм направленности со следом секуще! плоскости 2-£,
,, Lz ё плоскости ХО2 и L, Lz ё плоскости ^02. /
дадут координаты точек определяющих границы зоны облучения
азимутальное антенны в плоскости ХОУ
Проделав аналогичные операции дня дивграш направлен-
но эти, отклоненных на углы меньшие 27°; 1айд®м промежуточ-
ные точки зоны облучения.
Соединяя их кривой получим веерообразную зону облученья
азимутальной нтенны в плоскость ХОУ отмеченную на рис.
1?-6 точками. L',, С,, L', .
Спрсдэлпв таким образом зоны облучения угле ест: о* и
азимутально^ антенн можно найти границы рабочих зон радио-
локатора на различных высотах, имея в в.ду, что последняя
определяете» поверхностью, общей для зон обей:: антенн.
Рабочие зоны радиолокатора для Вжсоты 5 а .5 км. пока-
заны на рис. lV-б деркыми линиями.
Пока ом теперь, что выбранная величина утла наклона диаг-
раммы направленности азимутально* антенны равная 35° являет-
ся оптимально •
сходя из условий хорошей стыковки соседних стзнд.1 ,
ширина рабочих зон на различных высотах дельна быть приб-
лизительно одинаково • Па рис. IV-9 представлены рабочие
зоны радиолокатора для высот 5 им, 10 км, 20 км, и 25 Kt.,
откуда видноt что зоны 10 я 20 километровых высот довольно
хорошо удовлетворяют постевлвнным условиям. С рабочим:: зо :а-
ми на высотах 5 км. и 25 к . дело обсоит несколъо хуяе
вследствие больмол неравномерности их по ширине, по все е
максимальней ширина этих зон примерно одинакова. Для всех
других углов наклона антенных систем при данном R. max
соотношение мелду «бочими зонами на разных высотах ухуд-
шается. Последнее нетрудно .вдеть кз рис. 1р-5
рис. \?-6 и рис. iy-7 , на основании которых
произведено построение рабочих зол. Действительно, при узс-
лачвнии угла наклона антенных систем £о резко сокращается !
глубина и ширина 5-тя километровой рабочей зоны. Глубина !
рабочей зоны на высота 25 км остается ..яри небольшой увели- I
ченли Со приблизительно постоянно , а затем падает и только!
ширина той зоны улучшается становясь более равкоыэрпо! .
।
00*70/10-
При уменьшенном угле найлона £о возрастает глубина рабочей
зоны для высоты 5 км. и улучшается равномерность ее ширины,
ко зато резко падает глубина и ширина дельней границы зоны
на высоте 25 £ы.
Fenn оставить сектор качания диаграммы угломестно;. ан-
тенны неизменным и изменять угол наклона£0 азимутальной ан-
тенны, то при увеличении угла наклона£Огуменья«грея по глу-
бине обе рабочие зоны /5-и и 25-ти кл/; кроме того зона для
высоты 5- ем. уменьшается по ширине. При уменьшении углз£О(л
уменьшается по глубин® и ширине рабочая зоне для в соты 25км.
и с. эчолз несколько растет, а затем остается без изменения
глубина 5 км. рабочей зоны.
Не основан 1и отого но лс сделать ь. во„, что соосное рас-
пою пение диаграмм направленности антенных систем радио-
лсхатора и угол наклоне их к горизонту €о = 35° является
оптимальным.
Рис. L?-IO изображает рабочие зоны станции за 5-ти
и 25х ти километровых высотах для зь бранно . максимальной
дальности де ствия 50 к^. и для дальности де сты:..
Rwqk 45 км, 55 км. и 62,5.к. • .3 этого рисунка видно,
что при увеличении дальности действия на 10 при денной
кириде диагра ъ направленности и юзишюм раскола :ении
антенн, танеЗные размеры .^-ти^абоче. зоны существенно уве-
личиваются, в то время как размеры 5-ти км. рабочей зоны
увеличиваются слабее.
Лр 4 дальнейшем увеличении дальюсти де: ствль до 25
рабочее зоны как на о-ти, так и на 5-ти км высотах увс-~
личкваются примерно в той е пропорции. При уменьшении
дельности действия на 10 % 5-то км. рабочая зона нс i.oro
уменьшается но глубине, в то время кек рабочая зона для
высоты 25 км. катастрофически сокращается как по глубине,
так и по ширине. Отсюда можно сделать саеду Wit вывод: выб-
ранная дальность де ствия ЦРН /К та* =50 км/ является ышш-
малыю необходимой, увеличение дальности де: ствия станции
дает существенное улучшение рабочих вон, особенно для боль-
ших высот.
з. Выбор мощности пепедатчика
Импульсная модность передатчика кг> дою канала, в соот-
ветствии с лроведен^ьт в пункте "Ж " построелилны р&бо-
чих зон, дол: та обеспечить надежную работу станции на да.з-
ностях до 50-55 Hi.!.
Для расчета требуемо мощности гспохьзуе известное
уравнение радиолокации дая свободного пространстве т.н. npi
выбранных диаграммах азлучелпг; знтем^ влиянием э® дли южно
пренебречь.
п. _ П Рпр. пах Rmax (4JT)5
iV_ IB
Тогда -
где Рпрмах — иаксим.* чувств цельность пр О!. 1КЭ
п- кое^лцкент требуемого превышения мощности сиг-
налз над уровнем шумов.
^тах- максимальная дальность де ст bi я
ё - эффективная поверхность рассеяния сеыолетэ-целп
G - Коа ^лцмеит усиления антенны по модности.
Л - рабочая во па
- воэф^ядаит характеризую»^!.! потери в во .новод-
HOI- тракте.
На cl! численное значение для входящих в формулу велиг
ч гп.
Максимальна л чувстгптечь ость приеышка мо ет быть
оценена ыс .ностью шумовых флюктуаци приьедспно: к входу
дуплекс/оую его ус роиства
Рпрнах = /<и- KT-aF , ’ \у-'9
где Кт = 4-io‘2' д^с
$>1=*ошЯ'ыз1$31
0^-*аи,Ь‘ы^92'
£9
8Я^шии)1$г=1
529-^'"^!
□1-Д1 ЗИЙ
*
9 +
S i
О!
г/4
*/
9/
81
ог~
гг\
92
82
0£^
28
К
9S'
ее
ah
2h
^/fyslW^db
O&J/V'QHn
I oN 0dCH9 dOHOdOlHXdlOHOH
00270/11.
64
Для современных приемников работающих в дкапэзоне волн
3 - 10 см. вой. чипа -.ут’ового коэффициента - Аш отнесенного к
вхо.гу дуплексере иозет быть принята рэв1 oi 30 , а полоса
пропускания —zjF исходя из тэсбовзпи прохождения импульсных
поселок длительностью 0,5 мксек, долгие быть выбоана равно!
4 ип-ц При этих условиях?
Рпр гиах = О,^8'10'12 gamma.
Коэффициент усиления антенны G опр деляется углами раст-
вора диаграммы на уровне половинной -одности из следующего
вира -.ечия:
С,.-а 17-20
v Ч’-е >
г; е А - по экспериментальным данным имеет значение
2,5v3,5-io4 ;
подставляя сюда % _ ,о о о
J 2 ~ ~ , э
и принимая А ЗЮ' получим, что
I g=W=7o°
Коэдлщ ент (? характерлзующ/л величину потерь в волно-
водном тракт®, с учетом длинного волново в и наличия антен-
ного ко мут тора циклов, могет б’ ть принят равный 0,6
Эффективная поверхность рассеянии цеди - & при работе
радио окзторэ по самолету е мохет б тъ точно ^оделена
какой либо цифрой т.к. б зав’исимости от ракурса цели
меняется в очень широких пределе< /до 1000 раз./
Поэтому при расчетах обычно пользуются средним значением
этой величины,которая характеризуется 1екоторым постоянным,
независящим от ракурса цели, значением достигаемым в 50
случаев при последовательном изменении ракурса цели от 0 до
360°. Полученные таким обоазом значения -d-p.no литературным
данным состевлязт:
* для истребителя - 10 мтр.
для среднего бобмаодировщика - 50 кт?
для тяжелого бомбардировщика - 150
и в применен» к расчету дальности действия радиолокаторов
обнаружения хорошо соглесуютсм с эьспермшо т-льчы..-.’. дапнь. я.
Однако в iашеи илу чае эти данные нс могут иыть исполь-
зо аны, т.к. они, в соответствии с определением предполагают
воиможиость в 50 случаев аолюденяи уменьшение покер-, се-
ти рассеяния ни_е приведенных значение , что приело бы естес-
твенно к нарушению пенима автоматического определения. Поэ-
тому для определения знеогетическоро уровня радиолокатора
обеспечмвбжего автоматическую в 1раоот у координат,в качестве
расчетное величины эф ективлов поверхности рассеянии исобхода
выбрать такое а ачсние которое-бы обеспечивалось практически
при любом ракурсе цели.
на рис. IV-II приведена диаграмма рассеяния самолетаТУ
где пунктирной окружностью обозначена отражаемая мощность
соответствую^ я средней поверхности рассеяния.
ирная окру -.кость мечьшего диаметра лежит i.<> уровне мер-
ности которая достигается пои изменении ракурса в % слу-
чая. . Как видно из риснука поверхность рассеяния &р опреде-
ленная по внутренней окружности состав шет около ЙО от dcp
Поэтому для оценки Требуемой мощности передатчиков ЦРН
в качестве расчетной величины эффективно! поверхности рассея-
ния тяжелого бомбардировщика пшмеы &р -ЗОмтр2
Коэффициент -п превышения мощности полезного сигнала
над собственными шумами преемника яг гется одно'' из опредс-
ляющих величин при балансе ошибок в с-стеые автосопровогде-
ния. При уме гьшении этого коэ фициента шумовые флюкту^и'и
возде ствующке совместно с полезным сигналом ня дестсркминэ-
тор следяще? с стены приводят к сильному расширению зоны
неустойчивости около истинного поло. ей. я, в результате чего
увеличивается величин» нерр! лярных ошибок в в_работке
00270/12
66
1
угловых координат и дальности. Ток например, расчет лтс
ОШИб 'И ДЛЯ С СТе:.2£_ЕЗИСрСЕЛЯ угловых КиОрдИТОТ, подробно пз-
южеинын в главе ХУЛ 1у рездсла технического проекта,
показывает, что с едннпвя ошибка в измерении угловых коор-
динат д £Ср вызванная наличием на входе дискриминатора
шумовых флюктуации находится в следующей зависимости от
«ОМНОМШИ _С?Т^Г. , п a_CTI:Ci, 0ICKIyIi,:
-»уМ 1
Д Cep - Сч *?п) \/ Тс-У^х
3VTF V 2/v
где:
^о- полная ширина диаграммы антенны.
"^с — период сканирования.
/гпа>г- граничная чистота пропускали;;.
Л'ТоТрС! С Ji С ’ОТОГиЕх.
А7- число импульсов облучающих цель.
Для оценки требуемого превышения сигнала изд уровнем шума
обратимся к рис. 1у-12 где представлена кривая зави-
симости △ Cpx^fn).
Эта кри а я в числена при ^о=2°, ЗЗЛд.у.,Тс = о,1 сек и М-7
в предпола еннн, что максимальная частота пропускаемая
фильтрам следящей системы fmCTX с точки зрения отслеживания
ускорений цели составляет около 2 гц»
Из рассмотрения отсги рисунка видно, что ;сничипа сред» -
нс! ошибки быстро уменьшается до величины С,б д.у, при
повышении уровня ощностц сигнала над уровней шумов до
энечепшя п-9 и затон, при дслынд шем ноьыысшш мощности
изменяется сравнительно медленно.
Исходя кз этих сообрахоыий кос. ициептП. принят рав-
НЫИ J.
длина волю:- центрального радиолокатора i 1 сидя, с
точки зренжг, уыенъыекяп габаритов аытееных систем, должна
быть в. броне предельно коротко в освоенном диапазоне сеи-
тиыетрових волн и с зтеи точки зрения было бы цслесообраь-
1ыы остановить стон выбор io волне 3 си. диапазона.
Одне.^, если подставить в выражвкже [у-18 полученные
значения для всех входящих величин и принять Л = 3,2см.
то требуема;. импульсная компость передатчика окажется рав.оЁ
около 10 мгвт, что при современной уровне техники является
яв?о неосуо^ествимыы. Исходя из этого, а так :о г.з стр видения
снизить влияние гидрометеорелогических Лэчтороз яришиось
по те на удлинение во шы и остановиться но волнах 10 ом.
диапазона. Учитывая, что водны от 9,6 до 12 си. заняты кэ-
иэлнми станций ближнего обору? ення и радможзрывателямм
зенитных рэкет, в качестве номинала была принята волна рав-
ная 9 ci.
Определив,таких образок, значения для всех величин бхо-
дящих в уравнение радиолокациж /1?-/8/ определим требуемую
мощность передатчике.
о g-0A8-l0"'-2625-IO1G- 2-10*
П-г so-kg-io^o.ai-ю-^0,36 ' 1,э‘1
Такая импульсная мск чость моют быть обеспечена мзгне-
троном по типу № -10-2, который рассчитан па получение
модности 2 мгвт при коэффициенте усреднения равном-^^500,
что также удовлетворяется выбранными значени. ’:ТРе/с Ю'сек
и ^=0,5 мксек.
Приведенные расчеты основных параметров радиотокэторэ
подтверждают овмонность о 5еспечения границ зон обзора
требуемых для неведения зен «таых ракет на цели во все;, диа-
пазоне высот от 5 до 25 км,. Поэтому проеденные нэ ряс.
1У'9пост: оенпн нрйвильххо отобрз?:а;от границы боовх. зоны
и могут слуаслть длк в*лбора способа резцедення л количества
Центральных реднолокэторов цслеуказокия в обою? поясах зе-
нитной обороны.
”. Распого-'сние центральных редиолоя»-
торов пеБсдсп?!я в комплексе ПВО
Пои расположении центральных радиолокаторов наведения
необходимо учитывать следующие сообра гения.
0027U/13 68
I/ Станции долзны располагаться вокруг защищаемого
объекте такш образом, чтобы их рабочие зоны пересекаюсь
между собс образовывали два пояса.
2/ Число станций в поясе обороны должно быть минималь-
ным, но обеспечивающие падежное прикрытие на всех высотах
от 5 ДО 25 км.
3/ Отделенность ближней границы рабочих зон ЦРН от
центра защищаемого объекта долила быть порядка 50 км.
УчитывшДринятую тактику стрельбы навстречу, станции
должны быть ориентированы таким образом, чтобы их антенные
системы излучали в сторону противоположную направлению га
защищаемый объект. Такая ориентац я зон облучения, обуслов-
ленная условиями стрельбы оказывается благоприятной также с
точки зрения уменьшения взаимных помех ЦРН и перегрузки
генераторных ламп ответчиков ракет. Взаимные помехи ЦРН вы*
зкваются попаданием в прямой или зеркальный каналы сигна-
лов от целей или сигналов ответчиков запрошенных соединен-
ных соседними станциями.
Если задаться целью расположить станции таким образом,
чтобы пояса составленные из рабочих зон были спаоинымина
всех высотах /начиная от 5 км/, то, во-первых, для системы
потребуется очень большое количество станций и, во-вторых,
рабочие зоны соседних станций для больших высот будут очень
сильно накладываться Друг на друга. Для рационального рас-
положения станци!', необходимо знать баланс времени необхо-
димый для обх!арукения и захвата цели, пуска ракеты и сопро-
вождения ее до встречи с цельд. желательно иметь также
время на пуск второ:, и да е третьей ракеты, что требует еще
некоторого времени /3-10 сек на каждую дополнительную ра-
кету./
Основной составляющей полного баланса времени оказывает-
ся время полета ракэты. Для определения времени полета раке-
ты необходимо знать координаты цели в момент пуокэ ракеты
и характер дни ения цели. При расчетах обычно принимается
гипотеза равномерного прямолинейного движения цели курсом,
параллельным оси си тстрии рабочих зон.Координаты старта
ракеты определяются границе, рабочих зол. Для приближенного
определения полетного времени ракет наводи:шх на цели, иду-
щие на казак рабочих зон курсом параллельным оси ох , исполь-
зуем траектории расчитанные для вертикально*! плоскости, пред-
лагая, что пространственная траектория получается из плос-
костной простым наклонном на угол.сС lpuciy-13 /
Л -CLZCtgj
Таким образом время полета рэкет по ппостранстьеннок
траектории равно времени полета по плоской траектории, рас-
считанной yin высоты
? '=/‘/2+?'г
и координаты X дели, в момент пуска ракеты.
Согласно рабочим зонам цРН приведенным на рис. IV-
и данным по траекториям ракет, стартующих без ускорителей
приведены в раазделе ТГ9 применяя указанны:, способ найдем,
что
np.i Z - 5км} Х'28кп и У = 8,5км
Н'= ^25+72,3 = Ю
полетное время
Т= ^7еек
при 2-25/сп, Х-ЗЗкм и У = Ю,5км,
аналогичным образом на. дем I = 61 сек
За .то время цель пройдет от границы золы вглубь попса
обороны не высоте И =5 км. примерно на 1ч кы. и на вы-
соте- Z # 25 км. примерно на 18,5 км.
Ес in да е считать, что для пора эния достаточно одно:»
ракеты, то для прикрытия высоты 5 км. потребуется расстав-
лять станции примерно через каждые 10 км. При этом общее
тип. mb—513
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО № 1
00270/14
71
количество станций оказывается очень большим.
Рассчитывая на применение при старте ускоритеiei, кото-
рые дол шы значительно сократить полетное время ракет ,
расположение централь .ни радиолокаторов наведения в комплек-
се ПВО „Беркут " выбрано следующим:
Есе ) вн излучают в сторону радиально противоположную
направлению на защищаемый объект и образуют своими рабочим i
зонами два пояса обороню: внешни* и внутренний. Для образо-
вания поясов^ ЦРН располага этен по двум концентрическим
окружностям с центром на защищаемом объекте и радиусами 80км.
для станций образующие: внешний пояс обороны и 46- км.
внутренний. Расстояние не ду станциями внешнего пояса 14,7::м.
и число станций на пояс 34. Между станциями внутреннего поя-
са расстояние 13,1 км. и чис ю станций 22.
Таким образом в состав двух полюсов зенлтно обороны
входит 56 центральных радиолокаторе। наведения
Расположение ЦРН-в комплексе п перекрытие рабочих зон
в поясах для различных высот иллюстрируется рис. JK-15.
На рис. и/ -16 приведены точные данные о распою пении
и дано сечение зон облучения ЦРН вертикальной плоскостью.
Наиболее уязвимыми местами защиты является участки
стыков рабочие зон, соседних ЦРП на 5-ти километровой вы-
соте. Однако, близкое совпадение стыков внешнего и внут-
реннего поясов в комплексе защиты будут доволно редки.
Последнее объясняется том, что на каждые II станций внутрен-
него кольца приходится 17 станций внешнего кольца, и, сле-
довательно, по всей окружности распо юхоние станций повто-
ряется лишь два раза на диаметрально противоположных участ-
ках.
В дополнение к .проектируемой системе, для усиления мощ-
ности огня на стыках соседних зон, а также для наведения
ракет на отдельные дели намечена разработка упрощен юге
радиолокатора автоматического наведения типа сдвоенного
радио юкатора орудийной наводки. Один из лучей этого радио-
локатора будет наводиться на цель по данным ЦРН и обеспе-
чивать ее автоматическое сопровождение, а друга., луч бу-
дет отрабатывать координаты ракеты и одновременно с отим
использоваться для передачи на ракету команд управления.
Для выработки команд управления будет использоваться
счетно-режаюхций прибор, построенный по схеые, близкой к
схеые ячейки центрального счетно-решающего прибора.
Ввиду огромного объема работ по созданию основной аппа-
ратуры комплекса ПВО „Беркут" , проектирование этой допол-
нительной аппаратуры не входит в состав настоящего техни-
ческого проекта и будет выполняться во'вторую очередь.
2, ЦЕНТРАЛЬНЫ/ СЧЗТнО-РгХАЮЩ.’й ПРИБОР
r. Введение
Задача управления двадцатью зенитными ракетами, каждая
из которых предназначена для поражения отдельно-’, цели,
лощится на центральны!' счетно-решающий прибор, /ЦСРП/.
Центральный прибор состоит из 20 совершенно одинаковых
считно-решающиу секщг* , которые осуществляют выработку,
соответствующих команд , для каждого этапа проходимого ра-
кетой пути от старта до моменте ее встречи с целью.
Не первом этапе попето ракеты, счетно-решающая секция
вырабатывает управляющие сигналы, обеспечивающие ее движе-
ние по программе /по заранее заданной траектории/,пропор-
циональные величинам ку, и КУ2 /сигналы для двух руле
управления/, где:
к - табличная функция времени
Ч,иУ2- величины устах авлипаемне перед стартом на осиовти
ориентировочных данных о положении цели в пространст-
ве.
На втором этапе полета ракеты/ на этале наведения на
цель по методу параллельного сближения/ счстно-решаюпая сек-
ция вырабатывает управляющие сигналы для обоих руле» уп-
равжения пропорциональные величинам Л , н J. обеспечивао-
щко полет по курс^, требуемому для встреч! с целью и равшды
соответственно:
тип. мв—513
тип. уь—513
____ _____ ________________
00270/15
7Ц
Л = Ск fh. + Th,+ hOl)
Ла=Ск (Ьг +сГкг+И.О2) ,
h, и К2 - расстояние до вертикальной плоскости про-
ходящей через линию параллельного сбла .е-
ния и расстояние до плоскости проходящей
через линию параллельного сближения и пер-
пендикулярную ^вертикальном плоскости соот-
ветственно.
и Тг - установленные до старта постоянные вели-
чины, имеющие размерность времени.
ho, u hoa - Установлении до старта постоянные вели-
чины, имеющие линейные размерности с
коэффициентом пропорциона явности.
Переход с первого этапа полета ракеты на второй этап
производится автоматически.
Когда расстояние зенитной ракеты до цели станет рав-
ным 500 метрам ЦСРН замыкает цепь вырабатывающую команду
для боевого взвода дистанционного взрывателя, не нарушая
подачи на ракету команд наведения.
б/ Осш та/.тико-технические требования
Центральный счетно-решающий прибор должен:
э/решать задачу полностью автоматически без участия
человека;
б/ быть готовые к выдаке команд управления ракетами
через 2 минуты после его включения.
в/ После переброски на цель выдачу команд управления
ракетами, обеспечивать в течение одной секунды, считая с
моменте получения входных координат.
г/ обеспечивать работу при расстоянии до цели не
менее R.max = 50000 метрам, по углам в плоскостях верти-
кального и горизонтального сканирования
Сг-£.„ и £.-*-30° /Рис /р-17/
д/ обеспечивать выработку и^г со срединной ошибкой не
превышающей 50 метрам, включая ошибки входных величии.
ь. Принципы заложенные для решения задачи
Решение задачи осуществляется электромеханическими
средствами.
В качестве основного счетно-решающего элементе принята
индукционная машин переменного тока/ вращавшийся трансфор-
матор ВТ/.
ацентрические схемы построенные на вращающихся транс ир-
маторах, позволяют решить ряд математических уравнений•
Ошибки вращающихся травеформэторов, отобран ых по пеовому
классу точности, не превышают: при выработке линейных ве-
личин - о«1 % от максимальных значений величин снимаемых
с ВТ, ? при выработке угловых величин 3,6 минуты угла
поворота ротора.
Преобразование сигналов переменного тоса в сигналы
постоянного топа и их формирование в соответствующие ко-
манды для ракеты, производится при помощи электрических
контуров.
Ка дэя счетно-решающая секция имеет три следящих приводе,
вырабатывающих сферические координаты цели для ракеты
Со.; J3O и Z /рис. »у-|8 /
Следящие приводы вырабатывают £о и j3o только за
вре^я управления ракетой по программе.
С момента пе а хода на управление ракетой сигналами про-
но₽ционельнымм>^1фиэедыч отключаются. Электрическая схема
счетно-решаю г,его прибора предусматоивает наличие реле, для
переключения управления ракетой С программы, на управление
ракетой по курсу.
Кроме того, в приборе предусматриваются рело для пере-
ключения 2-х ступенчатых редукторов, с одной ступени скорос-
ти ис Другую, для обеспечения необходимых скоростей выработ-
ки данных следящими приводами, как в режиме слежения, так и
в релме переброски.
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО № 1
Uh6. tin 69
Ри. ti //за//
<Г/7 устано€ли8аем(*иуёол отклонения осей ОХ, у, от ОХУ
2 - Радо ус ' ё ектор [накл. ^олбности/ целик
£/. -дуеа t изгое ря но щ с/я уеол отклонения плоскости
еориз онтолЬноео сканирования от пл. О х, Z[измеряет
ся £ пл. OX,y,J
£? ~ deea измеряющая усол отклонения плоек.
ЗеятикалЬноео сканер окания от пл. ОХУ ,С-
(измеряется £ пл. Oxz)
9 '<3у^а измеряющая у рол отклонения 2 omOxZ
у г зсп У>; х = г соз 9 соз z= г cos & sin
тах=(€е - ^л) та* = +30°
Связь систем координат $ а У
с ОХ, У ; Z-
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО № 1
UhS. V/769
(р.1/ //*//3^/?
76
Pucjy-fB
р - ранегпа
ц - цель
Сферические координаты цели
для ракет bt
.. . ,
1
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО № 1
\Jh5. Р / 7 59
___77_______I
Рис /к - /9
Принципиольная схема
выработки х,У,2. not,у? и Е$.
‘)
I].
00270/16.
78
лдя контроля и проверки, счетно-рещаюций прибор имеет
школы.
г, Хох решения задачи.
Не первом этапе полета ракеты, через доданный кроме у-
I ток времени после старта включается механизм, вырабатываю-
щий сигналы пропорциональные величинам КУ. и КУг;
обуславливающие полет ракеты по программе. Эти сигналы ме-
няется по величине с изменением коэффициента к.
I. Входные координаты пели £.ц ; и ракеты
£,с , £гс, zCjпостУпающле в внде вра ения вэ-шков, централь-
ного радиолокатора наведения, преобразуются в электоические
। напри зсения, пропорциональные координатам Хц; Чц; и цели и Хс,УС)
4 ракеты в прямоугольной системе к ординат /рис. /р-77
соответ с твенно зависимоети
Уч -Zu'Sln Уц j Хм rZq -С об Уц ‘ Zn = Zi-i'Cos Уср SinEsc j
Ус-Zc Sin Ус ‘j Xc - Zc 'CosSZ-CosEze j Ec -Zc-CoS Ус Sin E^cj
Преобразование координат производится при помощи счетно-
I решающих элементов по схеме, указанной на рис. ip-19u iy-2o.
2/ По прямоугольным координатам цели и ренеты, опреде-
ляются в виде электрических напряжение - соответствующие
вектора, цсль-ракеты по формулам:
Х-Ху-Хс, У - Уц~ Ус / Х-Ящ-Zc.
В момент окончания управления ракета по программе,
происходит автомат леское п®реключени«/прк помощи реле/
на управление ракетой сигналами Л, и Лг при стро-
гой фиксации угловых координат лилии сблкжения/рис» /р-2/ /
Когда . расстояние ракеты от цели и станет равным
500 метрам, замыкается цель, вырабатывающая команду для
боевого взвода дистанционного взрывателя.
Состав аппаратуры.
Каждая секция центрального счет! о-решающего прибора,
состоит:
з/ пз 2-х преобразователе!" кооодинэт для цели и зенит-
ной ракеты, установленных непосредственно ь центральном
радиолокаторе наведения и связанных механически с веляжик
радиолокатора вырабатывающимикоординаты цели и ракеты
1% Е, и €2
б/ Масштабного блока, содержащего в себе четыре вращаю-
щихся трансформатора и устанавливающегося в радиолокаторе.
в/ Счетно-решающен секции прибора, размещающейся от
радиолокатора на расстоянии до 75 метров и связанной с радио-
лока ором электрическим кабелем.
Первичным источником питания электроэнергией централь-
ного счетно-решаюцего прибора служит сеть переменного тона
напоя гением 220/380 вольт.
Вторичными мсточникэии питания служат:
1/ Электромашинный агрегат, вырабатывающий напряжение
переменного тона 110 вольт, ч-стотор: 27 герц, для питания
вращающихся трансформаторов•
2/Выпрятитель, преобразующий переменный ток, в постоян-
ный ток напряжением -.00 вольт для питания электронных блоков.
3/ Трэноформвтор, преобразующий напряжение переменного
тока 220/380 вольт в нэпря .енке IT0 вольт для сельсинов и
вспомогательных нужд.
Общая потребляемая мощность центральным счетно-решаю-
щим прибором - 50 киловатт.
«
3. РАДИОСТАНЦИЯ ПЕРЕДАЧИ КОМАНД
а. Введение
Наземная радиостанция передачи’ команд является проме-
жуточным звеном в тепл телеуправления полетом зенитных ракет
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО
тип. мв—513
X
s.
X
4j
Л dSindo/)<£
A S <-’ 2/^o ~£^C'oS^q
^перал*
\onepaiX
ъ
1
Cx^nq Зь/paSomXu командных
C0270/I7
81
и предназначается для передача на борт 20 ракет, ста^туеиых
в боевой зоне центрального радиолокатора наведения, кодиро-
ванных радиосигналов отобразсаюцих адрес, а так е знак и ве-
личину команд управления вырабатываемых центральным счетно-
решающим прибором по данным Т^РН.
Назначение передаваемых команд состоит * следующем-
I/ Команда пароля /адрес/, с по-о-ыо котороГ происходит
распределение команд управления на 20 ранет.
2/ Две команд! управления, меняющиеся по знаку и вели-
чине, предназначенные для управления полетом и воздействую-
щие через автопилот на рули высоты и направления ракеты.
3/ Розовая гсмандэ включения дистанционного взрывателя
подающаяся при сблинепии ракеты с целью на расстояние около
500 метров.
б. Выбор метода передач-i команд
ари использовании единственного радиоканала одновремен-
ная передача 3-х команд в 20 адресов меть ьаш непрерывного
излучени, оказывается ienpлсмлсмой т.к. ато потребовало бы
наличия 60 узкополосных коузлов?трудно осуществимых приме-
ните гьно к бортовой аппаратуре и не об падающих необходимо
помехоустойчивостью. Полому для передачи команд выбран
иипульсыы' метод представляющий в отношении помехоустойчи-
вости значительные пре:шуг .ества перед методе* i епгерывного
излучения•
В принятом методе перс, очи кодировка команд ос *цествгнет-
ся:
а/ для ай есов-двуо «оследрватеяьнша сочетание ми из
3-х импульсов на 15-ти позициях^
б/ для разделения команд упрявлекия-различием в расстоя-
ние между парными ’«пульсами страдающими элементарные посылки;
в/ Д1Я величины и знака комая,-дискретным изменением
за^ер жи парных импульсов относительно послед-его импульса
кода пароля /адрещз/
Дискретность изменения яа дов команды, о ус^свлс^ <эя как
периодом повторяемости цикла передачи всех комавд в одив
адрес, так и конотиш изменением величины команды, опреде-
ляемые числим элементарных изменений задержки парпых импуль-
сов на полную величину команды, приводит к появлению ошибки
d отработке законов уп^ьв/епир»-41й^то^у—частота повторяемое11
ти команд, а так.с и число дискретных порогов для передач!
полно., команды дотшы быть выбраны из условий устойчивости
ракеты в динамике полета так, чтобы сколь либо о ,^ствепио
не была понижена точность наведения. Эти уи^ьх...» оудут удов-
летвохзсны если принять частоту повторяемости ко .анд Fk-Югц
и число порогов для передачи полной команды П. - 50.
В соответствии с выбранным методом для передачи одной
команды в один ед;-ес,. используется комбинированная «ссылка
из 10 импульсов, из них 6 иммуаьсов образуют пароль и 2 пар-
ных импульса-команды управления на рули высоты и направле-
ния. Кроме того, в конце этапа неведения подается одна
разовая команда добавляющая к< второ* посылке пароля один
имжульс для взведения дистанционного взрывателя.
Таким образом за один период передачи команд на 20
ракет должно быть передано 200 импульсов, т.е. 2000 и i-
пульсов в секунду.
Длительность кодов?х импульсов, с точки зрения возмож-
ности сужения полосы пропускания всей системы и улучшения
за счет этого помехозвщищеыности приемников команд управле-
ния, следовало бы ув личив- ть. идпэко сузить полосу пропус-
кания, можно только до известыогв предела определяемого
нестабильностью частоты передатчика и произвольным смеше-
нием частоты настро ей бортового риемпика под влиянием тем-
пературных и механических Факторов^Если оценить суммарную
нестабильность частоты радиоканала прыеа-передичэ в $0,5мгЦ|
то полосу пропускания необходимо будет взять, ио Kpsiней
мере, 2 кгц, а для оптимального использования этой полосы
длительность импульсов следует принять около I мксек.
00270/18.
82
в. Выбор границ зоны облучения
Границы пространства облучаемого радиостанцией пере-
дачи команд должны быть согласованы с зоной обзора централь-
ного радиолокатора наведения и выбран так, чтобы все ракеты
на этапе наведения находились в зоне облучения.
Для выбора границ зоны оо'лученпя обратимся к рис. \у-1
где приведено семе! ство траекторий ракет лля различных вы-
сот полета цели. Из рассмотрения рисунка можно видеть, что
ограниченная пунктирной линией зона обзора радиостанции
передачи команд по отношению к зоне обзора ЦРН модет быть
сулена т.к. нет никакой необходимости облучать пространство
за пределами где уже не иозет произойти пора гения цели.
Диаграмма направленности антенны мозет быть апрокси-
мирована выражением: \У- *3 у где
6 - текущее значение угла ото* ттываэмого от оси
диаграммы излучения антенны,
AG - ширина диагрэмг излучения на уровне 0,7
В пространстве диагремиа излучения антенны может быть
представлена телом поверхность кото >ого образована враще-
нием огибающей диаграммы вокруг оси. Оптимальные с соотно-
шения между величинами Дб, R.mox uQo -углом месть
максимума излучения, удовлетворящне условию обеспечения
пере1фытия требуемых зон могут быть найдены графическим пу-
тем методом последовательных приближений. Таким образом
были определены
R max = 45 км, Д 0 = 58°,
Рисунок W-2.2. поясняет построение диаграмм направлен-
ности антенны и иллюстрирует соотношение золы облучения
РПК с зонами ебзора ЦРП на различных высотах.
Полученные параметры принимаются в качестве исходных для
проектирования радиостанции передачи команд.
г. Выбор метода приемо-передачи
редиссигналов управления
Основным требованием к каналу приемо-передачи является
высокая лкиплоатационкая надежность, которая в своп очередь
зависит от помехоустой^ вости выбранной схемы и простоты
бортового приемного оjорудования.
Единственно приемлемым методом приемо-передачи, который
позволяет одновременно удовлетворять »тим требованиям являет-
ся метод двух частотной передачи, которых и запроектирован
в разрабатываемой системе. При испо ьзовэнии итого метода
передача радиосигналов ведется одновременно на двух часто-
тах разнесенных на постоянную величину4 F, значение ко-
торой определяет промежуточную частоту приемника. ити две
частоты могут быть получены или от 2-х генераторов с систе-
мой автоподстройки или путем ЮС % модуляции несущей час-
тоты генератора колебаниями частоты Д F , которые в свою
очередь манипулированы кодированными импульсами команд.
итот метод^сохраняя преимущества супергетеродинного
приема в отношении селективности, определяемо! полосе:'
пропускания усилителя промежуточной частоты, не требует мест-
ного гетеродина нэ борту ракеты т.к. здесь пром :уточная час-
тота выделяется смесителем из биений двух принимаемых частот
станции передачи команд.
Правда предельная чувствительность такого приемника ра-
ботающего на низком уровне гетеродинирующего напряжения ока-
зывается примерно, на 4 порядка ниже чем в нормальном прием-
нике супергетеродинного типа, но ото оостояте^ьство не имеет
существенного значения т.к. большую чувствительность реали-
зовать было бы все равно нецелесообразно исходя из условий
поиехоусто чивости.
!
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО № 1
83
Puc E-2Z
оогти/г
84
д.
in зыбо а
нот каких-либо
но ю прав ста
:• бор диапазона рабочих ьом
диапазоне волн радиостанции норе зчл команд
особо огрекичиьаацих обстоятельств» и з ись
ТОЛЬКО неокилько Об иХ ООСбрЗКи
РУ i-O-mG—
ютвуясь которыми были ыб Oil ujii .ii а он в лоцаиет о ого
диапазона /50 <• 60 с ./
С тощ зрения о сгчсян _.очетруиоо л г; борте интс. -
мм, ормирожония оятлмадьнш видов дньгро&и направлекнссти
е также уменьшения вяияжия зе.Лл/ для ибзеини.. антенны/ л
корпуса акеты/для бортовой ентеипн/ lOcriyu юлиу >адиоста1?
ция передачи к «вид следовало бы уко- ачявэть и в: >драть в
лззоне 10 си. в лн. иднвко, при надэмкых значениях чуз-
CTB.iTe.ib ости ирис; . дэ и коэ^.дфицисктов усшюяия аитеия, при
уКОООЧвИИИ ЗОЛНЫ» у с.*’1ЧПВОСТСЯ
ч.лсз затрудняемся лоз о^.ости
ноет» нсс.-цвй частоты.
С этой точки зрения ишо ин
требуемая ао-'пось передаг-
достижения ну?по. отабяль-
ЯиГО ^НШ СПО ЪЗО.а.Ъ ВО’ПШ
метрового диааазин®» :.о п за
JTOM услоиг’яется вопрос ПОСТ ОС:ШЯ
бо]'тоьо< онтенш с заданной д*кл*ра1Жх 18превлс ности.
спсльзование порот о олново. части дециметрового д ta-
li зоне/Л = 0-’Ос?/ п э юлило н виболее удачно разрешить
пп ведяпкш I отпво^пчля. Однако, jtot мопазон е ос ?ажеи
чи ющнши генераторными аш а л,
ни соптоочьно-лзыордтсдь-
о; апг. )атуро< и поэтому пришлось но* ти из в бор более
длинны волн /50 ♦ СО с:л/
6. РАСТЕТ ТРЕБУЕМОЕ С .НОСТИ ПЕ?ШГГLIRA
Как известно импульсная мощность передатчика ^требуемая
для обеспечения дальности Rmax связана с парамол?ьпй тракте
ip.cr.-n рвдачи еле, ющим соотиоя«ние*:
р. _ П • Рпр. max • max ТГ) \V ~ 2.2.
Г1 - . п х ? п
где все оооз-л:ж ля соответствуют принятым в вы. зрении 1У-18,
a G, и G2 являются coot етстъе но ix>oq >i v ш тэми усиления
антсни яередэтчииз и приемяжже. Ари -г осноа угле растворе
хиаграмш аправие но ти е1 тенны пере отчина 0е 63° ноэф-
фицив т усиления ее
Г - Зоооо _ я I
3600 " °’
участвующее значение ког£Оцяентв устло» и приеянош аа-
телдм ДЛ1. р счете следует принять р зы;ы? еджнинс, тек ж
ракурс р&гбхл на пре дольной д л мост к мо ът йать л о оп-
ЛрОх •дссперииегт по окр ;cjiG.iMO чувсяь 1Т0 ъ :о тл
ир сшшжа реботшмего в супергетеродинном уб ^.\;е при рыадх
уровнях принимай его л гетеродинирующего сигналов показад,
что п Ox .Gxi/.c слпю .6 ивд у. obi си иуыов около £0 раз
достлгйсЦ’Сх? щж входной о: id I порядка 10- ватт.
Приняв Rmax 45 хО . , = »/ Л = 0,G ытр,
л подставив в I/-22 полученные вжеееем для входящих
величин а чий ? что
Р , 10'-720.Юа /60 , ><- ,„з„
о.7-ал-/о,3б ’10 1U Samm
Ото з аеение определяет '.....: i« io.о нвобхсдицую кость яе-
едзт Фиса......«О' сквчен»'!!? хрс. эусмой ^аль ост л. <ч»г*\ iBSi/y что
в сальамх ус лъ« ях югут бить зл&чатвлыи. разбрось в
чуветвлтелжг.ости лриоамши в качестве проект ого значений
мощности следует принять ло ость дл? кз ioro парвдатчюь
рзгно 30 квт.
• Ь0Р1 '*j . Л*.,... id .. v.i РАКдТа
э/ -ССТЗЗ .’о ТО'ЮГО обо удово :т.
состав ортового оборудо« н я зенитмо ракеты входит
следующая эипаретурэ;
м.к. 00270/
85
I/ Автопилот с yze пши ладанками, обеспечив sr сгиб
ЛМ83ЦИ - П О ОПИЯ КО ПуСЗ рвКГГЫ В ППОСТЧСНСТГС, SCI И КМЬ-
п лот эксти юпсередственно после стоэт » в:токо:с’т.
вывод :8xert' на линию сблк ежия пс вэренео выбренно прег-
радив и уп в лио!гп полет ракеты ни эташ наведения в соот-
ветствии с законом зсдозесвым рвдискоизндаии.
2/ дстзвдпошшй радиозарыватель о ос .еч - -xru под ига
50СВОГО зоря ,8 пр. сближении Р8КГГМ С ОЛЬЕ.
3/ Аппаратура линии телеуправления обеспечивающая прием
. .о и .овзяпнх кома д от . аэеынои станции передачи команд и
_Х ‘ДОЯИфраЦИИе
' / Аппаратура ’чдяоглзпро^ ггяя обеспсчииаэщоя прием во -
дидувди: ’^пульсов фктрэльиого радиолокатора неведения и
посылку ОТВ )ТКЫХ Пс/ЛЬСиВ б ль» - одности и ОбСС1ЮЧС-
илп яде огр лзировзния рокетк в пределах 6oo£oU‘зояы.
5/ Источники I тин я/ та о разового де ствпя и икюр-
то’)/ обвспечявяюжие пачучокие злактраэнергин необходимо!’,
риг питания dopTOWfi аппаратур .
Кеипоно кн бортоно впп роту <. в отсеках акиты показана
го рис. IV-£3
о, Автопилот.
Автопилот АД-.>-301 в кожсксе с радиосидаемо предюз
1.&чо дяя атиюматической еивбиливвцин и управления рек >то5
с .ло’деит старте ее с зв и .о он? та пора еии! целч.
Качество 8]топ:тотз определили? его чувст ягельные олсои-
дд п тнп спо огс я] . ода,
В кечостге доттп<о сигня ов стаоидлзиц. и при.чаген . ктс-
грирувд гкрос п, спецжаль о рьзрэботойнн для автопило-
та ->зо ого дебетная, от которого ко требуется продол: д-
точа .ость работы, по зато пкюд”яшя зте гов’.. енппс тробояэ-
нип к госу гвбаритам,
В качестве силового привода выбрана пнев .атичсская руле-
мн м*«ина, достоинстве которо:. заключаются в том, что яри
побольпом весе , габаритах и производствен их затратах она
обоспачямет управление петпеб ыии но!цностя
г______________________________-
Трудност;' ос’ ’.octi’ся. я а о ю р Летающего пневыатичес- I
кого силового привода заключены» как показывает опит работ’?, I
в управляю. ;ом органе, а ^тот атоисьт обра алось особое внн- I
пение и в результате разработан сп<циа>ь”ц? струйный уплав- К
лпящии кл .и* , свободный от недостатков обгч ого припшшешото у
ЗиЛОТ .ЛК0 ОГО КЛаП8118. I
наиболее просто: схемой является с она автопилот с ссст- I
ко? оора*’ло езлзью. автопилот с пневматическим с.новый щж- I
водой в с вис с iCCTiio: обратись связью обладает необходимыми I
бнетродо ствисм, поэтому, кек наиболее простои, таиог <ло- I
пи от и д-6_. ..к для ряквты -ЗС0. I I
Автопилот 11 . ст 3 раздалыж какала для курсе, креза и
высоты. Ka xji-- кае.ал состоит из йгтегзлруюлого гироскопе, |
вырабатываю. ,vro параметры угл. л уг овс\ ско ости отклоиешм, II
а так се восп.кналлаю’чиго с.гнали ра, юс.-стеш; из усилителя, | |
рзботзк »го по переменном токе, из управлггздего клепана с I
поворотвим магнатом и п* с .аэт.люскоГ. рулевой машины. В xs- I
нале крена, гроыо того, имеется свободный гироскоп, сбеспе- I
чиввощиЬ стал^ .звертикальной плоскости ракеты при ..с (
ыэ! евр и • II
Си юзо привод питаете от балл©! о со сжатым воздухе::. !
Давление 130 ат. онллоко редуктором прсобр -зустоя в р. бочее I
давление 6 ат . Ппсвпос стсма лжючоется при старте ракеты, I I
когда срабатывает переключ тель воздухе, открывающий мягпет- I
ралъ py ieiii еоин.
Koi cT у.тивьи эвтопляст зб’лт а отдельные Злое , ;ои- I
поковке которых выбранб по сообрсхеииям удобства мои1 е и I
отпадай а раххтс, з так о с учетом специ тьных требовипи?. к
отделы ым узлам по амортизации, по установке в местах наи-
более уделе лшк о* источников вибрации, .то тс ..пер гурнын I
требования.. и пр. I
В состав комплект® автопилоте входят следующие блоки;
- глробло с I с усилите шги, интегрирующие.: гирсскоЕгя I
и модулято .'Вма; Н
- Г’ рОб 'ЭК й 2, в которой с о .тирс эн сзободнш глросксп I
креново отобкливвции; I
- распредслятельнвй коробка, со скоростным корректс oi: I
00370Д1
87
- ыссть уп являющих клапанов,
- девять рулевЕ г мадвш,
- редуктор 130/< тл,
- балле. па 15 л,
- перст: шч с. тель оздуха.
Автопилот обладает с:;сдуащ;1!Ц1 основна и порсиетриил:
х/ Максимальные утло ые с о^остп разго ото по кусу и
в: соте при упрсвяеижк от рздиско:.. нд и при выполнении лрог-
>а р.зъоэотол ров а 6°/сек. ’мкс .ч лышс угло с ско-
оети обеспеч ив вся от сигнале постоя него тона радиослс-
те ли вслячижою 50 о входное сопротивлении с Гопди.ота
1000 о .
2/ плоски*. рсз-0 от оосспсчивастсв :.а угла та’rasa от
О до 8С°. Углы разворота по курсу нс ограничены.
3/ Стабллиз-.Цйя occii рокоты на протяжение всего по-
лета обеспечивается пи параметрон от оценил искорости от-
:ло СНИП с ТОЧНОСТЬЮ X 1,5 BOiq уг Продо: ЬЫО- оск и + ,,£°
ВОК уг ПОПО СЧ’ЕХ ОС* .
/ Ае* пилот о е опочив; ст уп. .влепи и стг зллиззцпэ при
шарнирных момента pynei и але.о св до 0 :г. .
/ одность потребляемся /топялото» от первичнь:.- сточ-
ь.иков:
- iO CCT:i ECjjCUC КОГО 7 Kt 150 О
- по сети постов*! пог о тока 100 ш
в. р диовзрыватель
• диовзрыв- толь управляемой зенитном ренеты предна^пачен
для ъзр воняя Joesoro заря, а ракеты при сб... юнил ее с цельа
нв расстояние, .ост точное для э ективного пора сипя цели.
о п инцкпу дс: ствля шоварпвотелъ относитеj к типу
редлоуст о. ств с Lenpepi.Bi ыы шзлучеьиеи .. кого е. t ill го-
теэод!.!;;! он*, пс отра.жег. :г т дели ,..осзглалов.
ОСКОВ1ЛШИ j.ieucHTsjri радиовзрывате is язляютсе:
- блок агнотронных гсаерзто.ов;
- система переде>дих энтс щ;
- смете з приемных ан тем ;
- блок ког&эезтз. с.юс толе ;
- ок ус ил; теле!! 1изко1 ч стотъц
- испо шителъжв каскад.
аЛЯ СОЗДАНИЯ ПвОбХОДЮЮЙ ЦйбГрв Ш Г.Ы1 алЛС’ПЮСТ.! в
^диоъзры: xv :с юпсльзуются две пари передающих ©ьтьчн,
связанных с вукя « геймы магнетрон» или гвнерет opeis ,
которые pa* jT t не д]j зличяы ч счета' в диеш зо г
около 12 см.
Отрахеняме от цели сигналы зосприиимавтся да; ш парами
л >ие .ых антенн. Кок присз ио, так переда пе жтенип -
.одно Од..ого типе е продольны» (Uhl!.
Кихдоя пэра и, меня! / заточи связана с кого >о ж смеси-
телем, к которому R дате? гетеродинное нопря ечпе с вы-
ход со отв тствуюцего изгнетронмого генератора.
Выдал л; с я в сме-сите . апря: г ле допплеров сш час-
тот поступает в ум .чятедь низко! ч >стоты, гм 'И не и-
ходе пос. топ тиретрокш юполимтелыш ксскад.
Обтй дан обоях каш э >ндаогэрывэтеля главны! елел-
я те ъ и ;; ска так. е собре?. по тиратронно!! схеме и непос-
редственно связок с алв1;т .чсс : зепалом к-по ля-детонс’-
по огне о цепочики зривзте:г .
В раддо^-зри. G-uG-лс првдусм тро тся i>© ступеки иремл-
шнеиив.
Нер^оя пз них обеспечивается cj ? к-ш ъеим датчиком сйо-
оот ого н пора, которь\ при эст един екето скоростя
- 20 метров в евкуиду /1,2» / подюи пот к с еие чс.т.'О-
звпал и за лист огне: ую ntnonicy взрывател! •
вторая ступе ъ ярадсхрэпения ос сгс тзоте Jo toso!
Р> ДВОЗГП-JpUTypO^ С..СТСХЕ упрз^о ля, П ЭДЗКЩОВ В J< ловзры-
ветель сполнительную комоду при сближении г ту с целы)
нэ д стадию 500 £ ЮО летрог. По то кс и;. / произ о; ;к»
заыык&ниа цеп си иитсль' ою касз. г и мвдвченж гпет оз?
ни генераторов.
Саиолик wow акетн осу ствляатся с помощью в еж -
юго пе пизда, включсюдегося при отрыве ре коте от стзр»о-
. ого стол и на 65 -той-секунде полета под и ?ч-. его
00270/ 2.
88
электрозапал к бортовой сети постоянного тока.
Ниже приводятся основные технические данные радиовзры-
вателя:
I/ Рабочий диапазон. 12,2±о,1см
2/ J ЗЛучаСШЭЯ МОЩНОСТЬ. Ют1Й€т..
8/ Кирина диаграммы направленности.16°
4/ Отклонение диаграммы от оси ракеты. 55°тбо°
5/ Чувствительность приемного устро стви 10'9gm.
6/ Полоса пропускании усилителя низкой ч стоты 15ооН500Огч.
7/ Задержка в срабатывании исполнительного
каскада 10 мксек..
8/ Запаздывание в срабатывании огневой цепи 0,5Mkcek
9/ Потребление;
- по сети 115 в 400 гц 130 gm.
- по сети постоянного тока 26 в.-зоО™
г/ Аппаратуре радиоканала телеуправления.
Принцип построения и параметры, бортовой аппаратуры е-
диоканала телеуправления, в состав которой входят прием-
ное устро ств и дешифратор в основном определяется выбран-
ным методом кодирования радиосигналов и методой их пржемо-
передьчн.
2 соответствии с 2-х частотным методом передачи команд
приемные устройства выполняется по супепгетеродиныой схе-
ме без применения местного гетеродина. Так как особых тре-
бований к чувствительности этого приемника пе предъявляется,
усиления по Высокой частоте че применяется и входом прием-
ника является диодный смеситель.
Полоса пропускания антенно! системы и входных цепей
приемника выбирается из условий прохождения двух частот
f и радиост нции передачи команд, с учетом боковых
полос образуемых частотным слекторон импульсных посылок. .
При выбранных значениях промежуточной частоты
25 .и длительности импульсов 0,8 мксек.
полосе пропусканий входа примята эавной 30 мгц.
С точки зр^нгя повышения помехозащищенности полоса про-
пускания усилителя промежуточной частоты должна быть сужена
до оптимального значения Д F--y^
Однэко, учитывая нестабильность частот^ и
оцениваемую в + 0,3 мгц и возможные уходы промежуточной
частоты приемнике под влиянием те?дпературных и механических
факторов на j 0,25 лгц, полоса пропускания усилителя проме-
жуточной частоты выбрана равной 2,5 мгц.
При данном значении полосы плопускания реальная чув-
ствительность приемника мо жет оцениваться цифрой 10-** ватта
Антенна приемнике должна обеспечить возможность приема
сигналов ПК на любых ресурсах ракеты определяемых видом
траекторий в боевой зоне и из этих соображений ширина
диаграммы нвп :авленнооти принята равно* + 45е. с максимумом
усиления в направлении противоположном направлению полета
ракеты. Коэффициент усиления антенны для передней полусферы
должен обыть предельно снижем с тем, чтобы повысить защиту
капала управления от воздействия активных помех с атакуемой
цели.
Дешифратор в соответствии со своим назначением должен
выделять из всех одновременно передаваемых команд не 20 ра
кет одну команду предназначенную для данной ракеты, распреде-
лять принимаемые команды курса и направления по соответсвую-
щим каналам, а также преобразовывать импульсные команды в
плавно меняющиеся напряжения постоянного тока.
Для выполнения дешифратором перечисленных выпб функций
в состав схемы включается:
а/ электронная схемау откоывающая канал дешифраторе
то ько при воздействии па ее вход определенной комбинации
импульсов в посылке пароля.
б/ электронная схема, распределяющая кодированные ко-
манда управления по двум каналам, путем использования раз-
ности во временной задер :ке между парными импульсами команд
направления и высоты.
ТИП. MB-.il1
00 /,3.
89
ъ/ дм демодулятора кодом ком п » преобр&зч с
ПОМОЩЬЮ и .т г йруоцмк С «I . генераторов изморит® ,5,-ШГ нел-
рялскм пмпудъи омвндя в нледае »еняюэдес1 ^зтфяхеяяя
постоянного тока.
г/ О УСДТХЧЬ.Я ПОСТОЯННОГО TOJCD, ПОГ х’ЛОГЫО его
аоцность ю зпечени» требуемого гомент шл устре етва
рос ко ос в автогги iots»
д. Редиоанп х^^тура визирования
Лоо хо..ииость применения сиецпэ ъ«о. еппзпотурц ддя
ооеспсчънив визироваклж и центральными ад ;олокато >ои
наведения обус о ле а сы о. юй а <> 'тивис.. поверх-
ностью рассеяния >а«еты, которая не обеспечлвеат полу-
чения оз )Э ениых нгиалов с мощностью доот1г очно для перек-
ати требуемых дь ь госте; .
дэтому в состев iopTOHOi зппароту ы включается спе-
циальна от отчим ср >етыв8ющ1^ п и<л»лучв »д ракеты имп-
аульоаш цы! ального >адио j гора неведения.
Ст . ллурнбя с е е о* с ч i а мл чы г сс j тнну
пр тимькиэдю сигналы гп при переевчекил ее yrnoi зстко»
езннутохь о д «л* мшлучентг., пр»о п: этих сигналов
л йалозющцы’к п чье и пс сдам.к ерйоьтцвакк ь смяхрон-
0 С Ii-Jii.ini— in С?ИГ1 <’* •
иьназок и очих ол • тветч к забран близким к -
Сочим волнаы центрвльпоге ндиолокаторн наведения, что
...ет возиокность ожодъзовать бортовую вктеяну приемнике
а для передача отввттн сигкалоъ» о прием от еткнх сигн©-
iOB BCCTii НО OCliO ri- v* .H'.U.ril. (Pli.
in удобквизирования ракет ни инднг 4тооах це траль-
ного paj ©локатора ньве; емия, акетам стгртуеяых с р,.з-
.,ЬХ сЗ.п.. TtMfbiill полос ю ви. зоны прение . ссотввт-
ьт^иико . волны отличные друг от да га. Прием ответ, их
Crir.13.10ri . vAtTCH ЧСхЫ^Ь Я Пр t;..X.<.’44i f BL' О .’ОТО. и
ПиДСОЗДкИСНЫ К COCT. СГСТЪуМ’ЧВ индикатораы целен.
гдя упрощения приемников ответных сиг а оз применен
оощ, fi гетеродин, а несуще ч ответче х.оь хмбрмш теки
образом, что резвость их с частота. общего гетеродине об-
разузт проме фточ ме частоты 15*35 , 45 м 65 иг •
Такая с .а вмзяроваиня o6nsj j< ? прост ршетэенной стск-
1,ией по приему и дзет воз'эохяость д«’я ответа на запрос
за ли,-тельным • углопеииыи кзналем ЦРН ш еь на борту
общи!» прио: о тч 1ТЧИК.
. нтс на аппаратуры изировамля увтэневливеется на нл-
HiM Kpt u pa ctu i имеет диаграмму в вц.е тела вращения с
раствором 45° с мзес мумоы ус гения направленным по
оси >янеты в сто юны протльоп о <уя нспра. пению полета.
is приема сигналов на волнах ПРИ и излучения ответных
чптульеов яэ Л 8»5 с*. антенна рассчитывается не работу
в дмапатоио волн 8» 2 — 8» С-. ч.го вэя, что антенны
ЦИ1 ймо о ревличные поляризации» в бортовой антенне аппа-
ратуры лз мх-зявя нсп ъзуетеи явилоньея повярмзацен*
3 мч ствс приемника зондлруюцнх inn. пъс. в ЦР1 гею их
знечителыг'ы ю тостъ вибрзи пр емнг’" прямого усилен ш с
ч; ств '.телъчоогчю ХО ео'??'’ и пирок1 м va ыическиа див-
пэзочоп о.сою 30 д^*- входная цепа нряашшка состоит ;з 2
prjOik торов с :збо связанных с знтенио и ногруномных на
отд: детектор. Частотно:; х рзктеристика вк-^дной депи нр«зг
стзвляет собо двухгорбогус кривую с ? з осот «лвад чьк-
вимуиз 1 соответствующим р. злости вестгот д1 ух ко; элов
ЦРГи
Полосе п опускания шлдого резонатора зы>рона равно..
6 мгц. сто обеспеч. сет ^обходимуп ср’активность и в то
с время * е дгзывает потерь нрн п охо он ли импульсных
сятши» ЦРН деже и прп наличии некоторой р юстро кж»
Применение у»копалосу;ьсс рез ато о п© входе приемника
так . предохраняет детектор от перегрузи- псп льсаыи от-
ветчик.
00L7 /
90
Пеоедзгч л: отвелчлка дол и: обосначпть выдачу ответ-
ных сягнадоЕ. при возде: ствии на его вход принимаемых зл-
пульоов, с iGiitK! элы101 адер ко:. длнтель ость ответ их
п льоов должна !«ть j8B«a длительности зоидлр) хих м-
пульсов /I! т. . ,г 1лссс;ц о оси’ость от стч1я:е долга
обеспечить пздеиюе i хзиривон с .екетк зм заем диэпевоие
дальностей боевой нош .
ля оценки требуемо! ио пости ссп хьзуимсн известным
•остдо евие
- Рпр • R 2rncix f ч 5Т)2 ]У ~ 2 3
Мг&^г
Rom&
Rp-Юбт- ^эетшишгьиос» прнеьешков цРН обеспечивающая
требуемое отяоионив сигнал,© к гудеш
^mox км- Г.нкс;шадьаая дельность доЬствгг ответчике.
^,=0,5* потери в fihTc«.iu- идерном устройстве от ввчвдо*
и =o,i— потери в елееиках цент а пь. ого редяожемтере :л вс-
оси. с учетов гого, _о емгпялы ответчиков лс т
за пределсш основной полосн пропускания аптённ.
J(min=l- i:oj,„. iiuiO 'T усиления ептопл от -отч. ха для nciu-
родного ракурсе рмкеты, ксторы! деде? бить пркьят
рзь лм единице.
G2=700- коэффициент .усиления аптеш. ЦРН
jf-0,055„r вина но вы ответ! л а
под ставив принятые зиачеп^ч для входящих ? •тчитт получим:
р р _ ючо-1в-ю&- 160 , _ пг.Р
ОгпЬ" 0,5-0,1-1 -7000,784O-2'906m.
Таким оорезои импульсную ость ответчика с учетов
с»инох*о запас* Нм доз ,><>сс-- vu* !•-- цо^д ссоа! < ,я*о в. j—
ть no S . ка 1150200 ввтт.
в. ’аточппки бозтового питания
В COCT В ОбОруДО! WH С’О ГО 01 ПП )ОТуЛЙ
вхо ят батарея >зо oi'o дс стиля 1 ивввртор.
НйЗНичик для п« пучения 3- злого первме н его
внаем 12,/<-08 вольт с частого*
инверторе
тся
[ эакети
’.ъа/тор под-
тока hl прл-
.’ЭГруЗЕО?
7 герц
I/ 41.кя .. телЬ| с? xv с-ЗВо
a .GauIi.. и. и 1 .сшШ для усллптсля
обеспечь / го получение
э -топчлот , аппаратуры
влзаровання, т вупревления и радковзрцветсля.
/ подогревные цели атс .оз дня ;0. то; Ж ня. регулы.
3/ Ротоди гироскопов блока автопилота
Суммарная о лооть тгбирвечоя от йнве^
и о й 7; 0 ВаТТ.
“'цешио-- ч'ся
Bte .шве тор» pt эрабзтазасшго 0K3-K0 1Ан по cnemeib-
1шы таг.тиЕо-техничас!..о тресюьзш1дм пред1юл8Г0ется получт
рав . т 10 кг,
ьатау^и юзового ди етжя напряжение ,5 мзльте
расчлтывоетоя на обеспечение ззрнд юго ток; 10С аыпзр в
течение 2 л’ут.
’При >е сппс а таре i в готоэдю ть лледподагостсп п.оз-
воджть jto! тичес! и. 1Я это цел.! кездея бетерея бу ст
комплектоваться спицамьпо.. aiuiynoil наполженцой 1ле::т/С-
литои Эс'золваеио/. умарвичом в .'xoiicft стерта ракета,
О .идаеьлк. вее батареи < здрг б/тывчемои F.. !ШСС
по специальным ть/.Т1.. л-гсх11Ическиы требованиям - 10 *:г.
Вссо ая характеристика бортовой
опп^р тури управления
чптывож, что * влогр >ш веса аппаратуры трсоус;
восьмикратного увеличения полетного весе-ракета, пр .
разрааотке аипаратури у; еляется особое внимание возможному
00270/21 •
соЕоятени»’ весов всех входящих элементов. По предварительным
данным веса отдельных блоков аппаратуры управления будут рас-
поеггеляться следующим образом:
I/ Блок авт ПИ.1ОТЭ с рулевыми машинами АОкг.
2/ Гдловзрыватель 25кт.
3/ Радиоаппаратуру ценила визировании 31кг.
/Радиоаппаратура годов телеуправления 22,5кг.
5/ Батарея р зового деГ.отмя 10кг
6/ Инвертор $кг-
7/ Распределительная коробке с кабельной «с
ся степей. 1$ кг
Таким обр зом общиН вес бортовой аппаратуры „правления
зенитной ракеты составляет-152,5кг.
глава
Аппаратура управления
авиационными ракетами
м.к.№ 0027; /I
93
I.ОБЩАЯ XAPAK’JEPECTfKA ПРИНЯТОГО ВАРИ/«ТА ОСТЕНЫ
воздушно» злщита.
Система воздушной защиты являс.ся частью разработка о-
:.ого комплекса ПВО м Беркут*.Ес назначение - поражение
одиночных сзмолётов-бсыбарджрсвщииов противника, в случае
их прорыва через пояса зе?1ной защиты, при помощи управляе-
мых евиациоиных ракет, стартующих с сашолётов-чоситслей.
Зон? действия системы воздушной зациты-кольдо с наруж-
иым адыусош 50 км. и внутренним радиусом 20 ♦ 30 км от
центра обороняв! ого объекте.
В качестве самолётов*носителей должны быть выбраны са-
молёты, облзд^ощйе большим потолком, способностью патрули-
ровать в течении долгого времени на больших высотах, боль-
шой скороподъемностью и достаточной шаЕОврснностью.В настоя-
щее время в качество самолёта-носителя выбран эврийны тяже-
лый бомбардир jl.lk ТУ-4, снециельво цривпособленны.: для под-
вески 4-х ракет и установки необходимой радиолокационной
аппаратуры для обнаружения и опознавания саьочётив противни-
ка и для наведения па пего ракет .В дальнейшем предполагается
разработка специального самолёта-носителя, обладающего боль-
но.. высотностью и скороподъемностью по сравнению с ТУ-4.
Старт ракет предполагается поочередный, в случае необ-
ходимоотж с небольшими интервалами времени между выстрелами
/серия/.
Система расчитывается па пора енке одиночных самолё-
тов противника класса дальних боыбардирсвкцвсов, летящих на
высотах до Яо-г 25 км со егорсосью до |ооо км/чаж.Нижняя
граница высоты саиолётоз противника принимается равной 5ооо ..
Пакеты с РД и пороховыми стартовыми ускорителями pt считы-
ваются на дальность управляемого полёта до 15 •* 20 Л1.
Максимальная скорость полёта ракеты - 750 м/сек.
В ооответствии с высотностью сиыолётов 1У-4 верхняя
граница высоты полёта самолётов-ноезтелей принята - 10000ы.
Нижни предел высоты полёта cai ;лётов-носителе. е ограни-
чивается.
тип. МВ - 514
[ля обяару ения ст постов противника ,на самолётах -
носителях предусматривается станция обнаружения, обеспечи-
вающая кругсвЫПобзор ^-радиусе 35* 40 км ‘ШПУамолётам класса
дальних бомбардировщчков .Обзор по углу места оиеспечиьа-тся
до 80° в верхней зоне и до 4о в шиспед зоне.
Для наведения ракет на цель на самолете^носителе и на
борту ракеты лредуоптриваетск иадпопокациопная аппаратура
управления.Пля управления полётом ракет принят метод наве-
дения но трвхточежяой траектории.для уточнения наведения на
последнем этапе попета, в «экетах предусыад оиваюсся головки
гв томат иче ско го самонаведения •
Тля подрыва боевого заряда ракеты предусматривается
неконтактный радиоьзрыватель,расчжтанный на дистанцию сра-
батывания до 50ы.
Кроме радиолокационной аппаратуры обнаружения самолё-
тов противника и аппаратуры наведения ракет, па аамолётж-
-ноемтелях предусматривается аппаратура опознавания,связи и
навигационное оборудование, обеспечивающее взлёт,посадку и
полёты в любых втеорологичаских условиях,
Для руководства действиями л системе воздушной защиты
предусматривается связь самолётов-носителей с командным пун-
ктом , на котором имеется экран воздушной обстановки в райо-
не радиусом I5C* 200 км .Воздушная обстановка наносится до
данным наземных станций ближнего обнаружения.На командны
пункт поступает такие данные от станции дальнего обнаружения
и постов ЬхЮС страны.В оборудовании командного пункта пре-
дусматриваются также средства радиосвязи с носителями и ин-
дивидуального опознавания.
Командный пункт обеспечивает своовременный- подъем носи-
телей в воздух, вывод в угрожаемый сектор, построение в пат-
рулирующие группы, управление движением.Поскольку каждый из
носителей оборудован станцией обнаружения, это позволяет им
самостоятельно обнаруживать прорвавшиеся самолёты противника
с дистанции 35* 40 ш и атаковать их.
.организация системы воз.Ш1Н0Й защиты.
а.Организация непрерывной обороны.
М.К.С0272/2
54
На характер боевых действий в системе воздушной задан
влияет большое число факторов, как например: лётно-такти-
ческие свойства самолётов противника и своих самолётов-но-
сителей, данные управляемого реактивного спарада, {езмер
обороняемой зоны, бомбардире»очное вооружение и средства
защиты противника, тактика противника и чр.Полностью оценить
во взаимодействии все эти факторы не представляется возмож-
ным; тем более , что по некоторым из них, касающимся про-
тивника, могут быть сделаны только более или менее досто-
верные предпбложэния.Поэтому вопросы организации системы
воздушной зашиты в целом решены на данном этапе лишь в об-
щих чертах и должны в дальнейшем непрерывно уточняться.
В соответствии с исходными данными, в системе воздуш-
ной защиты самолёты-носители, вооруженные управляемыми реак-
тивными снарядами, должны осуществлять борьбу с одиночными
самолётами цротжвнмка, прорвавшимися через пояс земной защи-
ты. Самолёты противника должны быть поражены до тоги момента,
когда они достигнут границы вороньи бомбометания.При высоте
полёта 25000 петров и радиусе обороняемого объекта 10км ра-
диус воронки бомбометания будет равен, ориентировочно,25кы/
рассматриваем' свободно падающие бомбц/.Такпй образ ой~ само-
лёты-носители должны действовать внутри кольца, ограничен-
ного воронкой бомбометания и внутренней границей системы
земной защиты, имеющей радиус 50 км.1Писина кольца будет
равна 25 км.Зто расстояние самолёты противника при скорости
1000 км/час пройдут за 90 секунд.
Таким образом, сравнительно с боевыми действиями авиа-
ции в системе ПВО в прошлом, операции в проектируемой сис-
теме воздушной защиты отличаются исключительной скоротеч-
ностью.
Указанное обстоятельство требует, при наличии центра-
лизованного управления действияид носителей, также обеспе-
чения самостоятельной ориентировки экипажей носителей в
воздушной обстановке с целью дать нм возможность самостоя-
тельно обнаружить и атаковать прорвавшиеся через кольцо
514^^ ТИП. МВ 51
земной защиты самолёты противника.Для этого па каждом носи-
теле устанавливается-ста
IUII ♦
а обнаружения с круговые обзором.
Дальность действия ее равна 35* 40 кы.Очевидно, должна быть
также пролусмотрена возможность взаимного опознавания хЮ-
сителей в воздухе.
В секторах системы земной защлты, просматривавших стан-
цией обнат)уш:ен.тля>устаьгавливаеЕой на носителе, иохет ока-
заться одновременно несколько целей.Вопрос о том, следует
ли какую-либо из целей, наблюдаемых на экране станции,счи-
тать прорвавшейся, может быть решен только тогда, когда
самолёт противника выйдет за пределы действия системы зем-
ной защиты; т.е. носитель, как правило, не может получить
предупреждения о том, что нужно атаковать каке _д-либо само-
лет противника ранее, чем оя достигнет границы оистелы воз-
душной защиты.
Таким образом, оиорина в системе воздушной защиты дол-
жна быть организована с таким расчётом, чтобы обеспечива-
лись пора енпс противника , достихжого граплцк внутренней
зоны в любой момент врекени , т.е. на каждом данном участ-
ке оборона должна быть непрерывной во времени.Необходимость
обеспечения непрерывности обороны по гсеыу периметру систе-
мы воздушной защиты будет определяться конкретны® усло-
виями.
Примем, что саколёт противника считается прорваьшшея,
если оп достиг окруз нести радиусом 55км .Время, необходимое
для поражения цели, ориентировочно можно принять ревным
40 сек /25 * 30 сек - в ре; я полота рахетьц 10 сек - операции
по подготовке к выстрелу /.
Учитывая , что самолёт противника находится в 25*30 ки-
лометровом кольце системы воздушной защиты до 100 сок, на
выполнение всякого рода маневров носителя перед выстрелоы
с момента принятия решения об атаке самолёта противника, в
лучшем случае, остается 60 сек; за этот период носитель не
успеет сделать какоС-ппбо сложный маневр, кроме иоболыза
доворотов.Следователь^, при построении обороны следует ис-
ходить из теобходиаости выполнения атаки , как правило,при
и.к.00272/3
95
измене ши курса носителя лишь на этапе обнару кния“цели с
использованием, при возможности, доворотов.Наиболее вероят-
ными маршрутами патрулирования следует считать круговые и
радиольттые.
При круговом патрулировании носители доданы следовать
с определенными интервалами по окружности, концентрической
границам системы воздушной защиты.Радиус окружности патру-
лирования оказывается целесообразны!! принять равным 40 км.
Найдем, с какиы пнхервалим должны следовать носители
для обеспечения непрерывной обсроны.Скорость цели, двигаю-
щейся по радиусу к центру, равна 1000 км/час; скорость но-
сителя - 500 км/час.Расчет будем вести для превышения цели
над носителем в 10000 м.Для этого превышения зона, ь кото-
рой будет обеспечено автосопровонденыс цели /при гвтосопро-
вокдении пс дальности до 20 кы и по азимуту в пределах <80°/
имеет вид сектора окружности радиусом 17,3 ш ; раствор
сектора +, 80°.
Обратимся к рис.У-1 и У-2.Положения первого носителя
И в моменты времени 1, u t_a и т.д. обозначены через
Н«,Иа и т.д.; соответственно, положения второго носите-
ля Н” и цели Цв моменты времени f, о и т.д.обозна-
чены через Н, и т.д. и Ц/j Ц"н т.д.
Для ориентировочного расчета можно пришгь, что цель
будет поражена , если она находится в зоне автосопровошде-
ния в течение 40 сек.
Тогда интервал следования носителей может быть опреде-
лен из условия, что цель , находящаяся в секторе автосэпро-
вождения первого носителя 1-1' в течение 40 сек, должна быть
поражена также и вторым носителем !~1” .Из рис Д.1 видно,
что цель, находящаяся в момент времени Т/' в точке LJ, ,
может быть атакована носителем И1 .находящимся в точке И,;
через 40 сек, в пошепт времени , атака цели первым но-
сителем должна быть закончена ,т.к. цель подождет к грани-
це зоны автосопровопдопияиз момент времени i.3 / рис.У-2/
цель Может атаковать носитель 1-1" , переместивший»! к этому
времени в точку J-/J .Через 40 сек , в момент времени ,
второй носитель должен закончить отеку цели, которой будет
поражена до границы воронки бомбометания.
Из рие.У-I видно, что интервал ме цу осителяди, в уг-
ловые величинах , *авен 30-, т.е. обцее число носителей
увеличивается.
Дальность действия станции обнаружения должна быть тако-
ва, чтобы цели, находя неся в секторе, обороняемом данные
носителем , обнару пъались еще до подхода нх к границам сис-
темы воздушной азиаты.На рпс.У-1 изображена в плане зона
действия станции обнаружения носителя И" / при дальности
действия 40 км/ • Из рисунка видно, что при выбранной дальнос-
ти действия станции обнаружения ото условно выполняется/ Н’
- положение ш еи те ля I-I" в м эмо нт времени to , когда цель
находится в точке Цо /.
На рис.У-3 показано расположение носителей по маршруту
при радиальном патрулировании .Расчет показывает , что при тех
же исходных данных, что и для кругового патрулирования, и при
скорости разворота носителя в 1 гпад/сек, на маршруте должно
быть мигачу]: 3 носителя.
При определении шиеины полосы, обороняемой носителями
при движении от центра, исходим из предположения, что само-
лёт противника должен находиться в зоне автосопроволдения
по крайнем пере в течение ЗС сак.Не рие.У-4 изображена зола
автосопровождения и движение целей относительно носителя при
параллельных встречных курсах / превышение цели ЮиООм / и
при допустимых углах автосопровождення по азимуту + 80° и
+ 60°.
Из рисунка видно , что ширина обороняемой полосы при
пвтосопровэждепий в пиецелах £ 60° равна, пр1шеоно,12 ш;
при расширении сектора ивтосэпровэждеппя до + 89° ширина
обороняемой полосы увеличивается до 19 км, ввиду чего и были
выбраны эти пределы let осопровоадвдля .Дальнейшее расширение
/свыше + 80°/ пределов автосоприволдения уже вызывает тех-
нические затруднения.
На рис.У-5 показан случай атаки , первоначально, при
параллельных курсах / движение навстречу/; во время выиол-
КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО №
UM Л/s /6/8 ।
| 96
границ^ ЗО*Ы 0<53ОрЗ носителя
Положения цели и носителей
ёремя тоска местомахож де*ия
I целы носителя /С' носителя М*'
to-о Цо падго/rtooкак о,аз^ке Но oS^HCtpyiK ем а £
tf* 15сек Ц< начало ctmo/n ’ на. лчС^оиы/О^те
te* 55со\ U2 Нг /со^ец алзаки
f)ampyJ}<xjOO&CtliU.C л О ОХруЖЫОСтц
и
<1
носителя У
Нз Начало a/n<j«,
и"
яо^ец сстали.
Положения цели и носителей
цели
*—•*
ои зпнофоаб'н/Яс/и/ву
п^ои-ло Ш ff ty7 J W//s^
ntfOLue Ot/OAO^ ffr ga/A^mc/ou cgf ^/7 ^900:^2
* // — ftiy0<-uJO riffHOif /ъ
fiO/AC'/bOOH OH r>»f0cuj0 QtrObJW Г# 'ft ^•'7
/f# tfirausnao* tftrtu/naa# nisah ^U9Cfff
&/">*£&tye0XO*OLUJffiJ nyAOCU
nj^SLunaO^ п n^U9^f &'~*-'»3fCOiSQ{J
I
i sn odcug BOHOdoiHAdiOHOH
99
I
0 2^68 /О
-—•—।—>—।—। ЛЛ7
Лолоэ/сенир целей
Я £ moot. S r>p ?про6 оокдение еЗепах i6O° Й^тосопробоака 3 преоероос 180
Зрепя попоокен^е п0/7оо/сгнив це/7и
ip Ц'на^а/) о orc ku и Ц, начало ото- *С1/
t£=30cek конец атаки t'^O и конец атаки
— И\ illll
'^ош
WOP*?
MLTSU/nSOH
-------дт^то------------------
-0p3jfe0300^0u^90l»f nifbOj,
n гцгоЪ *”*8 OfCOL/OU
'UM Of 9 9 1 г о
*n
'Yl
(*^000'0/. &п*э rn/q
DOJ-
9^9/sN
н.к.00272/4
101
нения хвтооопров<едииш-/^»е-. 33 течение 30 сек/ носитель
разворачиваете^ в сторону цели ос скоростью 1 гоад/сск.
и этол случае ширина обороняемой полосы составляет .приьор-
но, 30 вд.
0. Управление де ;1ствяями самолётов-носителей.
Руководство действиями оаполётов-носятеле!’: в системе
воздушной защиты в целом должно осуществляться с .казенного
командного пункте, объединенного с командным пунктом систе-
ны земной защиты и получающего информацию о воздушной об-
становке в районе системы ГШ и на подступах к :е!;.
Тр&бсвакие централ -зоват зге управления вытекает из
необходимости действия нреителей в составе патрулирую^
групп и гекотаро ограниченности сведений о воздушной обста-
новке, получаемых" £" нбойТслс с помощью саисле21сыГстанцпп
обнар ущелия.
КомаддпыМ пункт системы воздушной защиты, являщи ся
составной частью центрального командного пункта, должен обес-
печивать :
а/сзсевременный подъеы носителей в воздух ;
б/оценку воз/ушно! обстановки, последовательно на под-
ступа}; к системе Пьл, в районе системы земной защиты и в
системе воздушной за: даты ; вывод носителей в утро аемыл зек-
гор и построение в патрулирующие группы ;
в/управлежие воздушный боем в системе воздушной защи-
ты в целом ;
г/управ21ение движением носителей при патрулировали^
сиену носителей при из аскодоьа ши комплекта ракет, при ио-
исп' авностях аппаратуры и т.д.
Для оиеспсчслия-репопия поставкииных задач на командной
пункте предусматривается экран воздушной обстановки в райо-
не радиусом 150 •» дОО кы.х!а экран должны быть .юнссены ха-
рактерные местные ориентиры, границы системы воздушно за-
щиты и т.д.Воздушная обстановка должна наносится на экран
ко данным пазешлк станци блтшлею обнаружения и системы
опознавания.
Местоположение самолётов противника должно указываться
за экране с точностью 2л 3 кл; при этом дохло указываться
количество самолётов в группе и высота полёта._____
Местоположение носителей должно указыватьсяЪ"точностью 29ц
при этом должен указываться индивидуальный номер носителя
и высота полёта»
Картина на экране должна быть отфильтрована от постных -.рад-
нет об, помех и т.д.При очистке изображения время запаздыва-
ния картины на экране воздушной обстановки не должно превы-
шать 10 сек»
Данные, получаемые от станций дальнего обнаружения,
позволят вывести носители в угрожаемый сектор и своевремен-
но построить патрулирующие группы.
Наличие на носителях станций обзора позволит экипажу
самостоятельно обнаруживать прорвавшиеся цели и атаковать
их.Эднако, необходимость четкого взаимодействия носителей
да обеспечения непрерывности обороны и скоротечность опе-
рации в системе воздушной защиты потребуют непрерывного кон-
троля с командного пункта за дейетвидш: носителей; при этом
предусматривается возмохзяость указания целей носителям /на-
ведение на цель/ с командного пункта по радиотелефонному
каналу.
Управление движением носитенэй производится с командно-
го пункта по даншл станций ближнего обнаружения и системы
опознавания.-----------------------------------------
Система опознавания должна обеспечивать :
а/взашшое опознавание носителей в воздухе /"свой-чу-
жой"/$
б/индивидуальное ото з нова ние носителей с наземного ко-
маддного пункта ;
Для выполнения указанных требований предусматривается
аппаратура взаимного опознавания носителей в воздухе в пре-
делах действия самолётной станции обнаружения и опознава-
ния носителей с земли при взаимодействии с наземными стан-
циями блин .его обнаружения.Аппаратура рассчитала также на
НОНСТРУНТОРСНОЕ БЮРО № 1
м. к. 00272/5 102
работу в общевойсковой системе опознавания.
Для определения позывных носителей, навлюда&^лх на
план-индикаторе наземной станции ближнего обнаружения пре-
дусматривается использование автоматического радиопеленга-
торе,раоечмтандого на работу в диапазоне связной УКВ
самолётной радиостанции / типа АРП-1 , входящего в состав
оборудования системы слепой посадки самолётов "Материк"/.
В дальнейшей с уточнением системы управления са полётами-но-
сителями, долина быть предусмотрена возможность ивдивидуель-
ного опознавания носителей / определения позывных или номе-
ра канала связи/ одновременно с определением принадлежности
самолёта " сьой-чухой".
Для передачи команд управления предусматривается двух-
сторонняя циркулярная связь командного пункта с нзеителяш.
В состав оборудования системы должна входить радиона-
вигационная аппаратура , обеспечивающая при любых кетеороло-
гичесютх условиях :
a/вылет в заданный район патрулирования, возвращение на
свой аэродром и посадку ;
б/вождение по заданным маршрутам ;
в/пенрерывное самоопределение носителей в воздухе с
целью общей ориентировки.
Самолёт 1У-4, выбранный в качестве носителя, оборудован
навигационной аппаратурой / автоматический радиокомпас А1К-
-5, навигецыопппыЗ координатор НК-46Б, аппаратуре слепой по-
садки " Материк" /, обеспечивающей вылет в заданный район,
возвращение на свой аэродром и посадку.
Стрелочный радиодальномер Д-1 , входящий в комплект ап-
паратуры "Материк”, обеспечит вождение при патрулировании
по окружности.
Б дальнейшем, с уточнением тактики использования носи-
телей, необходимо предусмотреть радионавигационную аппарату-
ру • обеспечивающую непрерывное самоопределение носителя в по-
лёте и вождение по заданным маршрутам о точностью !♦ 2км.Наи-
более просто эту задачу решают УКВ всенаправленный радиомаяк
__ тип. мв 514
и ивпульс11Ы11 радиодальномер, размещению в центре обороняе-
мой воны.Однако, несмотря-на рад преивдеотвт- ата-радионази-
гационная систимя не может быть рекомендована , т.к. наличие
в центре зоны, т.е. на территории обороняемого объекта, ра-
дист .анка непрерывного излучения нежелательно .Более прнеое-
,гым является применение секторного о КВ радиомаяка и импульсно-
го радиодальномера, расположенных вне кольца патрулирования
самолётов-носителей.При этол, однако ,необходим счётно-рспэд-
щий црибор типа автоштурмана, но использующие в качестве дат-
чиков индикаторные устройства радиомаяка и радиодальномера,
обеспечивающий получение накладного представления о положении
самолёта-носителя на местности и вождение по задашшм маршру-
там.
3. СОСТАВ И ВЗАИЫОДЕ.ЙЙВИЕ АППАРАТУРЫ УПРАВЛЕНИЙ
ДВИАЦИОИНЫЫЙ РАКЕШИ .
а. Состав и взаимодействие радиолокационной аппаратуры
самолёта-носителя.
Радиолокационная аппаратура самолёта-носителя, предназ-
начс на для выполнения следующих задач :
I.Поиск и обнаружение самолётов противника на расстоя-
ниях до 40 км /наклонная дальность / при высотах полёта про-
тивника до 250СЭ п. и максимальном превышении высоты самолёта
противника над самолётом-носителем до 10000 м.
2.Опознавание принадлежности самолётов.
3.Наблюдение за- обнаруженной целью с момента ее обнару-
жения до момента поражения цели и наблюдение за воздушной об-
становкой в районе действия самолёта-носителя.
4.Выбор цели для атаки и поражения ее ракетами.
5.Захват и -втоматичзстсое сопровождение выбранной цели
посредством сканирующего луча для обеспечения наведении раке-
ты по радиолучу и самонаведения на последнем этапе полёта
ракеты.
м.к.0и272/6
/03
6.обеспечение ввода ракеты в луч после сброса с сано-
лёта-ноодтеля и наблюдение за полётом ракеты з луче.
Вышеперечисленные задачи, поставленные перед радиоло-
кационной аппаратурой самолёта-носителя , делают ее во ыно-
воы принципиально отличной от существующих в настоящее вре-
мя само чётных радиолокационных станций и ставят ряд новых
проблем,’решение которых представляет значительные техни-
ческие трудности.
Для решения указанных выше задач предусмотрен следую-
щий состав ^ади<»генх1циепнеЧ-^нна1ютуры самолёта-нооителя.
I .Радиолокационная станция обнаружения.
2 .Радиолокационная станция сопровождения.
З .Устро ство ввода в луч.
4 .Аппаратура опознавания>
Самолётная радиолокационная стаяцня обнаружения пред-
назначена для дальнего обнаружения тяжелых бомбардировщи-
ков противника.
Станция обнаружения имеет связь с системой опознава-
ния принадлежности самолетов / система "Олектрон"/ и со
станцией сопровождения в части первоначального ручного наве-
дения на цель антенны станции сопровождения, выполняемого
по изображению на экране индикатора станции обнаружения.
Управление станцией обнаружения осуществляется «двумя
опепаторами-техническдм оператором и главным оператором.
Технический оператор наблюдает за состоянием материальной
части всего комплекса аппаратуры, проводит проверку и регу-
лировку аппаратуры и ыаблюдаеи за режимом работы аппаратуры
в полета. »
На главного оператора возлагается тактическое примене-
ние в полёте всего комплекса аадиолокационно аппаратуры и
в том числе станции обнаружение.Для выполнения этих функций
на рабочем месте главного оператора установлен дублер инди-
каторе кругового обзора и пульта управления , содержащий
основные оперативные органы управления аппапатупей.
цели £ опознает их принадлежность, решает вопрос оо атаке
обнаруженной цели, дает указание пилоту о выполнении разворота
на цель / для введения цели в зону действия станции сопровож-
дения /,в^полняет операции по захвату цели системой автосле-
хения и,наконец, осуществляет выстрел, ведя при этой наблю-
дение за полётом ракеты до момента поражения цели.
иатичзского слежения узкиг сканирующим лучом за перемещенной
самолёта противника и создания равносяг: ильной линии радиолуч!
Для наведения ракеты на цель.
Наведение ритенны станции сопровождения на цель осуществлЯ"
стоя главным оператором по индикатору станции обнаружения с
помощью соответствующих от? сток : отметки цели и метки ази-
мутального положения антенны.После наведения антенны по азиа-
ту обеспечивается автоматическое движение аптенш по углу
места и происходит автоматический захват, а зате:1 сопровож-
дение цели по направлению и дальности.
Антенна станции при автоматическом сопровождении цели
создает вращающийся остронаправленный радиолуч, образуя пав-
носигнальное направление , совпадающее с направлением на цель,
вблизи которого перемещается ракета до встречи с целью.
Для управления положением ракеты в луче в станции пре-
дусмотрено устройство, обеспечивающее передачу стабилизиро-'
ванных в пространстве опорных напряжений.Передача опорных
напряжений производится методом модуляции излучаемых импуль-
сов высокочастотной энергии по частоте их повторения.Глуби-
на этой модуляции постоянна /3%/, а саза модуляции специаль-
ным гиростабилизирующип устро зтвоп поддерживается постоян-
ной для горизонтального направления в плоскости, перпендику-
лярной равлосигнальногу направлению.Частота модуляции импуль-
сов соответствует частоте сканирования луча антенны станции
сопровождения.
Ввод ракеты в луч станции сопровождения осуществляется
специальным устройством ввода в луч, обеспечивающем созда-
ние равносигнального направления широким лучом в передней
К.01272/7
10Ц
a
я--
полусфере самолёта-носителя.Это же устройство обеспечивает
приём ответных сигналов ответчика ракеты, характер которых
позволяет сутить о полагении ракаты в луче станции сопри-
во: ления.
. Вспомогательный радиолуч устройства ввода ракете в ос-
тр явно? радиолуч, следящей за целью» первоначально направлен
по продольно л осн саиолёта-носитоля, а после выстрела быст-
ро сводится с надравнением основного радиолуча.
Совмещение равносигпальпых направлений осуществляется
следяще^ системой, охватывающей антенное устройство станции
сопровождения и нтонное устройство'станции ввода в луч,-
Управление совмещением производится автоматически с по-
мощью специального счётно-рсшзщщегс устройства, определяюще-
го направление и закон изменения скорости согласования.
Момент совмещения равносигнальных направленны станции
ввода в луч и станции сопровождения отмечается на экране ин-
дикатора сгоообразпыы изменением сорим отметки.
Для выделения на борту ракеты управляющих напряжений на
этапе ввода в луч, частота следования излучаемых импульсов
также модулируется по закону , аналогичному закону моду-
ляции не о? оты посылок станции'сопровопденш.Нги этом, для
сохраненья одного закона изменения координатной оо'гкн в
пространстве ,сканирование лучей антУМИЫХустройств станции
ввода в луч и станции сопровождения происходит синхронно
и син азно, а излучение зондирующих импульсов высокочастот-
ной энергии происходит одновременно.
Перед сбросом ракеты с саиолёта-носителя, с шпаратуры
носителя с помощью специального предстартового вычислителя
подаются на ракету команды для предстартовой установки углов
упреждения антенны самонаведения.
Аппаратура опознавания ” Электрон** специально разрабо-
тана для соп жхенпо работы со станцией обнаружения и пред-
назначена:
I/для взаимного опознавания самолётов , внабженных зап-
росчикаш-ответчпкаыи "Электрон" ;
4/для взаимного опознавания самолётов, снабженных з л-
росчиками ° Апсель" и ответчиками " Хром " »
3/для ответа на аалрасы-вазекных запросчиков типа _Р1ан-
тал".
4/для возможности опознавания сомолётов-носитблей с зем-
ли при взаимодействии с радиолокаторами типа "Перископ".
Разработанная аппаратура опознавания является так на-
зываемой подусовыощбнпдн » в ной для запроса наряду с импуль-
са:ти передатчика запросчика используются зондирующие ипуль-
сы радиолокационной станции обнаружения» а ответ происходит
в автономном диапазоне.
Индикация ответных сигналов осуществляется на индикаторах
обзора станции оонаруыения.Еслп сигнал ответа кодирован пра-
вильно» то с выхода дешифратора он подается на индикатор кру-
гового обзора в виде отметки "свой"» имеющий влд яркой друа-
ки» расположенной за дужкой эхо-сигнала.
Форма отметки ответа не зависит от установленной кодо-
вой комбинации.
б. Состав и взаимоде\cthio аппаратуры управления
ренеты.
Аппаратура управления ракете! состоит из следующей ос-
новных частей:
1/радиоапларатуры ввода в луч и наведения.
^/радиоаппаратуры самонаведения,
3/автопилота.
Бортовая радиоаппаратура управления ракетой предназначв-
на для по?[учения на всех этапах её полёта управляющих сиг-
налов для автопилота » а также №. обеспечения взвода не-
контактного радиоврзывателя и передачи ответных импульсов на
систему контроля за полетом ракеты.
Управляемы!! полёт ракеты состоит из трех этапов :
1/впода в луч.
2/наведения.
З/сзеонаведенин.
Этап вводе в луч необходим для того , чтобы ввести ра-
кету после ее горизонтального старта с самолёта-носителя в
M.K.U0272/8
105
радиолокационный луч станции сопровождения , который авто-
матически непрерывно следит за выбраткгл целью.
На самолёте-носителе имеется специальное устройство вво-
да в луч с отдельной сканирующей антенной, создающей широ-
кую диаграмму направленности.После старта азе та попадает
в этот вспомогательный луч и выводится в равносигнальную
а о ну станции сопровождения путем автоматического совмещении
равкосигпадьюго направления ст.еиции ввода в луч с равносиг-
нальньг направленном станций сопровождения.
Совмо-щениа начинается через 1,5 ♦ 2 сз$ поело старта,
т.е. после того , как ракета прошла трансзвуковую зону при
углах отклонения рулей близких к нулю.
наведение пакеты на цель осдастшяется с помощью сжа-
нирующего луча станции сопровождения ; при этом, ракета все
время находится па ли,паи визирования " самолёт-носитель-
цель” , т.е. наводится по методу совмещения / трохточечяая
траектория/.
Самонаведение осуществляется по полуактив ному методу,
т.е. используются отражен дю от цели сигналы, излучаемые
передатчиком станции сопровождения самолёта-носителя.
Переход на самонаведение происходит автоматически при
достижений стракеняыми от цели сигналами определенного уровня,
а управление ракетой производится по методу постоянного пе-
ленга, при котором между направлением 1ектора скорости раке-
ты и направлением равноскгнальпо*, личин диаграммы поправлен-
пости антенны салона во ения сохраняется постоянный угол уп-
равления.
Предварительная установка уж упреждения производится
перед стартом ракеты с помощью вичислителя на борту самолё-
та-носителя.
На всех этапах управления ракетой , при отклонении раке-
ты от равносигнального направления , импульсы, принимаемые
бортовой аппаратурой ракеты, будут модулированы по амплитуде
с частотой сканирования антенн.При этом импульсы, принимай-
те антенной самонаведения, модулируются с частотой сканиро-
вания антенны самонаведения 60 гц, отличной от частоты скани-
рованил антеннж станции сопровождения / 4и гц/.
Амплитудная модуляция принимаемых импульсов и является
сигналов ошибки, который в радиоаппаратуре ракеты преобразу-
ется в управляющие напряжения для автопилота.Амплитуда и Са-
за юд^ляции сигнала oi ибки определяются величиной и настав-
лением отклонения ракеты от равпосигнальпого направления.
Управляющие напряжения через систему автопилота воздейству-
ют на аэродинамические рули пакеты, с помощью которых изме-
няется ее траектория полёта.
При перехода управления с этапа наведения на самонаведе-
ние от автопилота автоматически отключается аппаратура наве-
дения и подключается аппаратура самонаведения.
При криблизенки ракеты к цели на диета’шлю около 600ц
11роиаходит взвод радиовзрывателя.Взвод радиовзпывателя про-
изводится с- помощью сигналов, поступающих с автоселектора
дальности канала сгнонаведения раиеж.С этого момента пе-
редатчик взрывателя облучает цель , и при достижении опреде-
ленного уровня принимаемых антенной взрывателя отраженных от
цехи сигналов- г -таг дистанции около 50 ы от цели -/ 'Wгется
сигнал подшва боевого заряда ракеты. • •
При всех режимах работы с 'ответчика ракеты выдаются от-
ветные импульсы , принимаемы® системой ввода в луч самолёта-
носителя , чем обеспечивается набдвдвни® за полйтом ракеты
в луче.
В авиационной ренете примечен по контактны.! взрыватель,
аналогичный взрывателю зенитной ракеты.
4.0СН0ВНЫЕ Тй НЙЧЕСКО ПАРАМЙТРЫ РАДИОЛиКАШЮННО
АППАРАТУРЫ УПРАВЛЕНИЯ САИОЛЁТА-ИОСЖТЕИЯ.
е Диапазон волн.
При выборе параметров аппаратуры сяотеиы воздушной защии
основным вопросом был выбор диапазонов волн, ибо от приня-
тии длим волн зависят такие вакнейшие электрические и кокструк-
Тинные характеристики аппаратуры , как :
I/дальяость действия,
ы.к.О ,272/9
106
. /разрешающая способность по угловым коордикатаи,
З/nOLOXOyCTO. ЧШЗОСТ5,
4 /го бариты и бос а антентихсиотт и всей аппаратуры
В цел017 И ДР*
Дня си ст а ы воздушной защиты еобходиыо выбрать рабо- -
ине длины вола;
I/станции обнаружения,
2/ставции точного наведения / сопровождения/
З/устройство ввод в луч и ответчика системы визи-
рования,
4/ответчнгэ системы опознавания,
и/п^те^о-пср^^ рызатс ля <---------------
утл самолётной радиолокационной аапаратуры аксимал*-
ные габариты антенн зависят от возможности её размещении
В проекте показана возможность установки на местах верней
.и рижпе! передних стрелковых турелей самолёта ТУ-4 антенных
обтекателей с предельными размерами 800 нм по’ высоте /счи-
тая от верхней особой линии фюзеляжа до вершины обтеисте-
ля / и 1600 мы по ширинеJB пределах этих разборов обтека-
телей представляется возможным разместить антенны обнару-
жил со следующими максимальными значениями епертур:гор;-
зонтакьная апертура 1100 мм и вертикальная - 600мм..запроек-
тированное разведение антенны сопревод синя з носу самолета,
исключающее затенение полк зрения пилотам, допускает при-
нятие диаметре рефлектора это антенны в 90.0 ми.
Для получения больших разрешающих способностей по углоаш
координатам необходимо применение сантиметрового диапазона.
В настоящее время гс/боуее освоенными длинами волн в oaim?-
метровом диапазоне/ в а:попе электро-вакуумных изделий, из-
мерительно аппаратуры и т.д. / являются 10-ти саитиметро
вый и 8-ю сантиметровый участии.Ввиду кра не cestui сроков
разработки еыстеыы н била рассмотрела bosw ноогь применения
л*х . этих диапазонов.
Для станции сопровождена принята рабочая длина волны
3,2 см.На этой ьолни при выпускаемых в настоящее время про-
иьшлшнисшый нагнетронах йМ-З-й с цощдаеть» в импульме по-
учдка 303 квт и указанных tins© параметрах прпёыо-передавдего
тракта мо*тю обеспечить уверенную максимальную дальность ав-
томатического точного сопровождения цели не менее 20 км.
В аьанпроекте аппаратуры саполёта-поситсля были рассмот-
рены два варканта станции обнаружения : при 10-ти си'.’рабо-
чей длине волны и при 3-х см. волне, и призедепо сопъсгпале-
ние этих вариаптоз •
Проигвь’донадрасчеты ожидаемых параметров станции ебнару-
кеиия и оспоставлеяие обеих диапазонов показшв.ют
41'0 EaL 10-5 и
сантиметровый
варианты станции обнаружения
имеют свои прошу цвета и недостатки.
3-х см. вариант станции в адслв прочих преимуществ iE.ce?
такие решающие для самолётных станций преимущества, как узкий
луч, 12СШ>Ш1С веса, габариты и потребляемые мощности.
На.основании вышесказанного для стенции обнаружения
принят Э-х сы. диапазон.Расчетная дальность обнаружения
полёту типа ТУ-4 для дан эй станции составляет около 40
Т’ KS0
по са-
ки.
Устройство ввода в луч имеет два основных режима работы:
1/Режим ввода в луч / приём-передача /,
2/Рс. им присиа ответных сигналов.
Выбор длины волны для обоих этих режимов не является кри-
тичным , потому,
односторонне*, радиолинии
оьвт быть обеспечена сравнительно легко и не требуется получи
ыие узкого лу че.Единств енпш за ныи со образе ила является
помехоустойчивость.Это соображение залзтагляот выбрать длину
волны, отличную от остальных длин волн свет емы и те совпадаю-
щую с широко применяема® в других станциях длинами волп.Этим
условиям удовлетворяет освоенный диапазон волн 12 см., кото-
рый и принят для канала ввода -в луч к системы визирования.
Ввиду нестабильности настройки приёмшДьа вводе в луч и
частоты ответчика в аппаратуре самолёта-досителя» предусмот-
рена возможность подстройки в пределах + 10 ыггц частоты пере-
датчика ввода в . уч и приёмника ответных сигналов.
При мощности передатчика в импульсе 10 •» 15 квт и поро-
и.к.0и272/10
говой чувствительности приёмника ответчика на ракете в 5(>дбм
яожет быть получена требушая давность действия аппаратуры
в репные ввода в луч порядка S4 8 кн.
Дальность действия в репные приёма порядка 20 нм обес-
печивается мощностьншередатчика ответчика в импульсе поряд-
ка 200 вт и чувствительностью приёмника станции ввода в луч
10 "‘^^вт.КоэФицзент усиления антенны при диаметре параболи-
ческого ре'лектора 280 мм составляет 2 4 3 .Ширине дияг рап-
иды направленности по половинной мощности составляет в этой
случае 30°.
б. Основные параметры"станции сопровождения.
В качестве антенны принят параболоид с вращающим ся
деуокусированнш излучателем с диаметром рефлектора 900 ш.
Усиление антенны 4800 4 5000 ; скорость вращения излучателя
2400 об/мин .Ширина диаграммы направленности по половинной
мощности 2,5°, а угол раствора'Конуса вращения 4,3°.
Чувствительность приёмника по пропаданию сигнала в шу-
мах составляет 95 дбм.Общее усиление приёмника 2,5.10$ при
полосе УПЧ-4,7 мгц.
В станции предусмотрено устройство защиты от помех, соз-
даваемых противникоы.Устройство защиты от помех с помощью
специальных компенсационных антенн значительно снижает уро-
вень помех, принимаемых как на главно]* , так и на боковых
лоиестках диаграммы направленности антенны сопровождения.
Задача автоматического сопровождения быстро движуще 1ся
цели при сравнительно узком радиолуче наведения,в условиях
дви Кения ж маневра цели требует ,• чтобы автоматика обеспе-
чивала очень высокие точности отработки данвдос управления
антенной при достаточно больших скоростях соправовдания
/по углу и дальности/.В силу этого при техническом проскти-
рсвании приняты следующие параметры системы сопровождения:
1/скорость наведения по азимуту антенны сопровождения
0,5 рад/сек с точностью до 1°.
2/скорость движения по углу места при наведении 0,5
рад/сек.
3/угловое автоматичсжоо сопровождение
с точноетью-41 -яра-скорости 0,15 рад/ешц-- -
с точностью С при .скорости 0,3 рад/оен.
при максимальной зоне автоматического сопровождения по ази-
муту не менее £ 70° и по углу места + 8bJ /вверх/ ♦ -15°
/вниз /.
4/скорость сопровождения по далью ст и до 1500 км/час при
разрешающей способности по дальности не хуже 300 м.
В качестве индикатора станции сопровождения применен
индикатор с радиально-кпугэвой разверткой, выполненный на
электронно-лучевой трубке ЛО-247.Прп захвате и сопровожде-
нии цели на индикаторе происходит мерцание неоновой лампоч-
ки н цель11.
В. Основные параметры станции обнаружения .
Помимо указанных выше данных , в станции обнаружения при-
няты следующие основные параметры : s
Ширина диаграммы направленности антенны по азимуту / по
половинкой мощности/ 2°.Ширина диаграммы направленности по
углу места переменная : при малых углах, места составляет око-
ло 3,8° и увеличивается до 12° при возрастании углов моста.
Обзор по углу'Иантенной обнаружения производится по спи-
рали / при круговом обзоре по азимуту /.Период обзора состаэ-
лявт 3,5 сек.Скорость вращения антенны по азимуту составляет
около200 °5 мин.
Каждая из двух антенн станции обнаружения работает на
два приёмо-передаы .их канала , с разносом несущей частоты
передатчиков на 240 мггц.
Частота следования импульсов каждого передатчика при
длительности излучаемого импульса 0,5 мксек и принята равно:*
1500 гц.
работа
Через- п^ульсгхиГ'станцЕи помимо уничтожения маскирую-
щего действия сигналов земли на втором такте защищает от
синхронной преднат эренпо помехи.
ы.к.00272/11
/08
г. Основные параметры аппаратуры опознавания.
Аппаратура опознавания ” Электрон” представляет собой
запросно-ответьое устройство , работающее в 3-х диапазонах.
Ответчик " Электрон* может принимать сигнала запроса
станции * Никель* или * Тантал*, состоящие из импульсов
длительностью 0,25 ♦ 1,0 мкс к в диапазоне 9200 « 9600 мггц
/пзрвы? диапазон/ и 2650 ♦ 3075 лггц / второй диапазсц/» и
импульса Ъ =1,5 мксек мощностью 500 вт на фиксированной
несущей ча<л эте в-диапасоно 650 4 678-мггп /третвь-^ианазоц/'
*{увстзитель гость приёмника запроса 1-го и П-го диапазона
- 2.10”^вт. Чувствительность приёмника Ш-го диапазона 25ыкв.
ответчик * ^лсктрон” может выдавать сигналь» ответа в третьем
диапазоне , кодированные одним из 30 кодов, установленных
для системы опознавания.
Диапазон кодовых частот 1,67 ♦ 9,0 ыггц.
•ощностъ в импульсе ответа уставляет 500 вт., при дли-
тельности импульса ответа 3 мксек.
Расчетная дальность запроса в i-м диапазоне и дальность
ответа приборов " Электрон” составляет от I до 40 км. в пре-
делах высот до 15000 и.
Опознавание осуществляется в тех ке углах обзора, что
и в станции обнару епия , т.е. по азимуту от 0° до 360° ,
по углу места от - 45° до + 80°.
д. Уточнение тактике-технических требований на аппарату-
ру самолёта-носителя.
Анализ основных требований к аппаратуре самолёта-носите-
ля, проведанный при техническом проектировании системы воз-
душной защиты , показал необходимость уточнения тактико-
тжиических требований.
Из всего вышесказанного вытекают следующие уточненные
основные таипс^о-технические требовать па разработку радго-
роЕационнэй аппаратуры самолёта-носителя системы воздушной
защиты.
514
ТИП. MB 54
I«Аппаратура саьэлёте-носителя должна обеспечивать кругэво!
обзор верхней и нижней зоны воздушного пространства с углом
места + 80° +-45°.
2.Дельность обнаружения тяжелого О-ыиардировщика против-
ника должна составлять не ыеяее 33 ♦ 40 нм при высотах поло-
та самолёта противника 5 ♦ <-5 км и своего самолета 5 ♦ 15 вы
при разнице высот полёта до 10000 м«
З.В индикаторном устройстве должен быть предусмотрен
ивдикатор кругового обзора с радиусом развертки не менее
40 км.
4.При разработке аппаратуры должна быть предусмотрена
возможность совместно! работы с аппаратурой опознавания "Jipcn-
Никель ”.Аппаратура должна обеспечивать также возможность
опознавания самолётов-носжтсле 1 с земли при взаимодействии
с радиолокаторами типа " Пормскл^.Дальность действия сис-
темы опознавания при этом должна быть fie менее дальности
обнаружения самолётов радиолокаторами.Дслжяг быть обеспече-
на возможность индивидуального опознавания не менее 30 само-
лётов.-
б.Аппаратура должна Оиеспечивать возможность простого
и надежного наведения сканирующего луча на цель.
6. Максимальная дальность овтоиатячвекоге сопровождения
цели должна быть кэ пенсе 20 км. ____________
?.Вероятные о ибки при автоматическом, сопровождении
цели не должны превышать I т.д. при скорости 0,15 рад/сек.
З.ицлс'зиыальнаЯ зона автоы тического сопровоадоьня пи
азимуту в пределах нс менее д 70°, по углу места в пределах
не ыенее + 85° до - 15°• ' I
9 . Скорост и сопровождения по дельности до 15и0 км/час
при разрешающей способности не хуже 300 ы«
Ю.Джя передачи опорных напряжений на ракету частоты
посылок импульсов в режиме сопровождения должны модули-
роваться частотой 40 герц ♦ 1% по синусоидальному закону.
ix .к .0и272/12
109
Коэг'ициент модуляции частоты посылок при этой доллен быть
в пределах 2,8 4 3,5 %.
При этой должна быть предусмотрена стабилизация коорди-
натной ci тки в пространстве с точность1? +, 3°.
Желательно оиеспечетае стабильности частоты и уазы коничес-
кого сканирования.
II .B станции сопровождения должна быть обеспечена кпат-
ковременная стабилизация частоты передатчика с точностью
t I мггц в течении не менее 30 с^к.
12 .Дальность действия аппаратуры в реьиме ввода в луч
должна составлять не менее 6 км.
Дальность действия в режиме визирования ракеты не менее
20 км.
ХЗ.Предельпые положения антенны ввода в луч по азимуту
+ 70°, по углу места от + 85° до - 20°.
14 .Ширина диаграммы направленности антенны устройства
ввода в луч должна быть не менее 30°.
15 .Для обеспечения запаса по дальности ввода в луч,
мощность передатчика устройства ввода в луч должна быть
10 квт. в импульсе.
16 .Работа канала ввода в луч и визирования - в диапазо-
не 12 см. + 5%. Годность передатчика ответчика в импульсе
200 вт. при длительности ответного импульса I мксек.
17 .Должна быть предусмотрено получение на индикаторе
станции сопровождений данных, характеризующих положение
ракеты в луче;-------------------------------------------
18 .Антенны станции сопровождения и ввода в луч должны
обеспечивать линейную поляризацию :
для станции сопровождения - горизонтальную
для станции ввода в луч - вертикальную.
I9 .B аппаратуре должны быть продуетэтрены устройства
борьбы с помехами, создаваемыми противником, устройства борь-
бы с маскирующими сигналами sei ли.Должна быть также предус-
мотрена возможность применения кодовых посылок парными зп-
пульсаии в станции сопровождения.
20 .В аппаратуре самолёта-носителя должен быть предусмот-
рен специальный автоматический вычислитель для предстарто-
вой установки углов упреждения антенны самонаведения раке-
ты.
21 .В аппаратуре должно быть предусмотрено устройство
для автоматического совмещения равносиглалышх линий устрой-
ства ввода в луч и станции сопровондения.
22 .У правление аппаратурой и обслуживание в полёте долж-
но производиться пе более , чем двумя операторами .В пульте
главного оператора помимо органов управления радиолокацион-
ной аппаратурой должны быть предусмотрены органы управления
сбросом ракеты и контроля исправности*
•
23 .Для обеспечежя возможности размещения и питания ап-
паратуры на самолете ТУ-4* а такие на самолётах меньших га-
баритов , вес* габариты и потребляемые мощности должны быть
липимальпыми•
5. ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ АППАРАТУРЫ УПРАВЛЯЯ'ЗЯ
РАКЕТЫ.
• •
а. Основные параметры аппаратуры ввода в луч и наведе-
ния.
Кек указывалось выше* устри зтво ввода в луч на само-
лете-носителе предназначается для создания равносигчзльного
направления широким лучом с помощью которого ракета вводится
в равносигнальную зону станции сопровождения.
Исходя из рассмотрения траекторий дви: ения ракеты, ши-
рила диаграыгш направленности по половинной мощности антен-
ны ввода в луч на ракете принята 90°.
Произведенный расчёт показал, что при такой ширине диаграммы
направленности коэсициент усиления / выигрыш / антенны бу-
дет порядка 3.
Так как характер траекторий ракеты на этапе ввода в луч
требует о с ел с че кия и лКсииально.1 дальности станции ввода в
луч 6*8 км, то, как показывает расчет, при мощности пере-
HQ
датчика станции ввода в луч 10 квт, чувствительность приём-
ного устройства~ввода £ луч “ракеты должна быть 5& * '5О дб.
Такую чувствительность нельзя получить, применяв прос-
той детекторный приёмник с видеоусилителем, поэтому ь ка-
чество приёмного устройства ввода в луч ракеты выбран супер-
гетеродин с чувствительностью порядка 80 дб, обеспечивающий
с большим запасен необходимую дальность действия «Полоса про-
пускания приёмного устройства выбрана жорядка 4 мггц.Дня
антенны ввода в луч, исходя из простоты конструкции антенны,
принята лине йая вертикальная поляриз&цкя.
На этапе наведения ракета должна удер-иваться на равпо-
сигналыюы направлении станции сопровождения , которое все
время совмещается с линией визирования “самолёт-носитель-
-цель ®.
Исходя из возможных положений продольной оси ракеты при
ее движении относительно направления п Самолёт -носитель-
цель” ширина диаграммы направленности по половинной мощнос-
ти антенны наведения ракеты принять 50° в горизонтальной
плоскости и 60° - в вертикальной.
Чтобы развязать канал наведения от канала ввода в луч
для антенны наведения принята горизонтальная политизация.
Произведенный расчет показал, что коэ’ициент усиления приём-
ной антенны ракеты будет порядка 8.
пнадис траекторий ракеты требует, чтобы станция сопро-
вождения обеспечивала максимальную дальность действия 20»
25 км.
Как показывает расчет, при мециостонередатчика станции
сопровождения 300 квт чувствительность приёмного устрой-
ства наведения ракеты до®;на быть порядка 40 дб.
Учитывая возможность использования гетеродина приёмника са-
монаведения в приёмнике наведения , в качестве приёмного
устройства наведения выбран супергетеродин с чувствительно-
стью повадка 70т80хДс усилителем проги «уточной частоты об-
щий для каналов ввода в луч и наведения.юкая чувствитель-
ность вполне обеспечивает необходимую дальность действия
станции сопровождения .Для обеспечения неискаженного усиле-
ния иыпу-гьслых ст налов и стабильности усиления полоса
'пропускания иряёиясга-устро.4стза наведения принята 6*7 мггц.
Мощность в импульсе ответчика принята 200 вт. при длитель-
ности ответного импульса I мксек.
б. Основные параметры аппаратуры сгиохксведения.
Для самонаведения используются отраженные от цели им-
пульсы электромагнитной энергии при облучении цели стан-
цией сопровождения.
Для обеспечения захвата цели, ширина диаграммы направлен-
ности по половинно мощности антенны самонаведения принята
10( .Как показывают расчет и эксперименты, при такой ширине
диаграммы направленности , коэ дди&нт усиления антенна самона-
ведения будет порядка 250.
Для обеспечения необходимей дальности перехода управле-
ния рекето! на самонаведение чувствительность приемного устрой"
ства самонаведения ракеты должна быть порядка 85^0 дб.
'Такая чувствительность вполне обеспечивается суперготеродия-
хйш приёмником выбранным для аппаратуры самонаведения.
Произведенный расчет показывает, что при мощности пере-
;а:?чика станции сопровождения 300 квт и чувствительности при-
ёмного устройств^ самонаведения ракеты до 85 дб, при даль-
ности от цели дс самолёта-носителя 20 км дальность перехо-
да управления ранетом на самонаведение будет порядка 4«i4f5isi.
Антенна самонаведения сканирует с частотой SO пи
Поляризация антенны со конавадзнил так ке, как и антенны
наведения принята горизонтальной.
в: Основные узлы и состав автопилота.
Автопилот в комплексе с радиооистеыох. предназначен для
автоматической стабилизации и управления ракетой с момента
сброса се с самолёта-носителя до момента поражения цели*
Качество автопилота определят его чуъетвительпш элемен-
ты и тип силового привода.
В качестве датчика сигналов стабилизации применен интег-
рирующий гироскоп, специально разработанные для автопилота
------ тип. ив-514
разового действия, от которого не трэбуется продожситоль-
аость работы , но зато предъявляются повышенные требования
к весам и габаритам.
В качестве силового привода выбрана пневматическая ру-
левая малине , достоинства которой заключаются в тог, что
при небольшие весах, габаритах и пооизводетвеют затра-
тах она обеспечивает управление потрбиыми мощностями.
Трудности осуществления надежгю работающего ииевматм*
веского силового привода яаключены , как показывает опыт
работы, в управляющем органе.Но этом элемент обращалось"
особое внимание , и в результате разработан специальный
струйный управляющий клапан, свобода* ст недостатков обыч-
но применяемого золотникового клапана.
Наиболее просто схемой является схема «зтопилота с
жесткой обратной связью .Автопилот с пневматическим сило-
вым приводом в ох© е с жесткой обратной связью обладает необ-
ходим быстроде ствием, поэтому, как наиболее простой такой
автопилот и выбрал для ракеты . ,
Автопилот имеет 3 раздельных канала для курса, крена и
высоты.Каждый канал состоит из интегрирующего гироскопа,
вырабатывающего параметры угла и угловой скорости откло-
нений. , а-также воспринимаю.,его сигналы радиосистсмы; из
усилителя, работающего на переменном токе ; из управляюще-
го клапана с поворотглж магнитом и пневматическое рулевой
малы ы»Б канапе крена , кроме того, имеется свободный ги-
роскоп обеспечивающий стабилизацию вертикальной плоскости
ракеты при маневрах ракеты.
Силовой привод питается от баллона со скатим воздухом.
Давле ие 150 ати баллона с помощью редуктора преобразуется
в рабочее давление 6 ати.Пневмосистема включается при сбро-
се ракеты, когда срабатывает специальных жиеютроиагкитный
кран, открывающий магистраль рулевых машин.
Конструктивно автопилот разбит на отдельные блоки, ком-
пановка которых выбрана но соображениям удобства монтажа и
отладки на ракете » а таю-е с учетом спец паль ттых требований
к отдельпш узлам по амортизации , по установке в мост ас
наиболее удаленным от псточнжов вибрации, по температурлш
требованиям и пр.
глава
Аппаратура обнаружения,
связи и оповещения
i?.k.L’?O 3259/1
//3
I. ИСХОДИ !Е ДАНЫЕ
Еоыплеко-лротивсзозд ушной обороны.-вклэчеет целый ряд
технических средств, служаадх для наведения зенитных и авиа-
ционных управляодас рекот.Так как, комплекс противовоздушной
обороны не ыоыет находиться постоенго в б оеьой готовности
из-за того, что это призе дао бы к быстрому износу аппара-
туры х бесполезной трате энергии на питание больного коли-
чества станций, необходима система предупреждения о подготов-
ке к боевой работе.
С это I целью в систему обороти вводится аппаратура опо-
вещения п связи.
Управление противовоздушной обороной осуществляется с
Центрального Командного Пункта, на который поступают сведе-
ния о появлении противника.
Центральный Командный Пункт яшляется гостом, в которой
сосредоточиваются все сведения о воздушной обстановке в рай-
оне обороняемого объекта , с которого ведется управление
всеми средствами противовоздушной обороны.
Сведения о появлении противника долины подаваться на
ДЕЛ за время достаточное для приведения в боевую готовность
всех средств обороны объекта.
Во время необходимое для приведения в боевую готовность
системы наземной защиты входит :
а/В еыя передачи сведе: иЧ о появлении противника па
центральный командный пункт - I минута /передаются
координаты цели и высоте полёта /;
б/вреыя передачи команды о боевой тревоге с ЦКП на
секторный командный пугает * I минута ;
в/вреш передачи команды боевой тревоги с секторного
пункте на соответствующий ceici^p кольце р жвтнык ба-
тарей - I минута ;
г/время включения и разогрева аппаратуры центрального
радиолокатора наведения, необходимое для получения
стабильных отсчётов выдававших параметров - 12 минут.
Таким образом, время необходимое для приведения в сос-
тояние боевое готовности системы газонной защиты равняется
15-ти минутам.
Во время, необходимое для приведения в GgobjE) готовность
системы авиационной защиты,входит :
а/вре’1я передачи сведений о появление противника на
центральный командный пункт - I ыи гута ;
б/вреня передачи команды о боевой тревоге на аэродром
самолётов-носгтелэ. - I минута ;
s/зрсыя необходимое для взлёта самолётов-иоснтслей и
подъема их па вне эту 8 тысяч петров - 60 шпгут.
Примем скорость современного бсыбардпровщпка равной
1000 километров в час , высоту полета 2025 километров и
время необходимее для приведения в боевую готовность систе-
мы яаземной.защиты - 15 кинут.
□предадим минимальную дистанцию до обороняемого объекта,
па которой должны обнару шваться самолёты противнике.
Согласно принятой схемы расположения ракетных батарей,
внешняя граница первого кольца батарей, удалена от центра •
обороняемого объекта на НО километров. •
ледова тельно , для системы наземной аещиты необходимо
обнаруживать самолёты за 15 мйяут до их подхода к зоне дей-
ствия первого кольца батарей , т.е. на расстоянии 400 кило-
метров от обороняемого объекта.
8. ДАЛЬНЕЕ 0БМРУ Ш1И2
Дня слу сы оповещения используются радиолокатора даль-
него обнару. опия .расположенные закрут объекта, ойоведаюаде
систему наземной защиты.
Для оювецения средств оборони системы авиационной за-
щиты используется сеть противовоздушной оборены страны, даю-
щая сведения о появлеттии против ника , которые в дальнейшей
уточняются службой оповещения.
Служба оповещения должна обеспечивать надежное обнару-
жение самолётов противника,появляющееся в круге радиусом
40Э кы, в центре которого находится обороняемый объект.
м.к.1в0023Э/2
Радиолокаторы оповещения ведут обнаружение самолётов
прсйшника , определяют пл координаты , высоту полёта и пе-
редают эти данные на ЦКП.
Для надежного облучения заданного пространства радио-
локаторы обнаружения располагаются по кольцу вокруг оборо-
няемого 0бъектао
Их расположение и число выбрано с таким расчётом,что-
бы получать облучение заданного пространства в случае вы-
хода из с поя отдельных станции кольца.
Примем в качестве стащил дальнего обнаружения радиоло-
катор с дальностью действия 300 километров по тяжелому бом-
бардировщику, что соответствует современным локационным стан-
циям дальнего обнаружения саптшютрового диапазона .Опреде-
лим необходимое число радиолокаторов дальнего обнаружения и
схему их расположения.
После рассмотрения ряда схем расположения радиолокато-
ров дальнего обнаружения выбрана схема с 10 радиолокаторами,
даюыая надежное перекрытие заданной зоны.
При этой радиолокаторы располагаются по кольцу радиу-
сом в 35G км, ь центре которого находится обороняемый объект.
Более близкое располо: епие радиолокаторов к обороняемому объек-
ту невыгодно из-за потери дальности обнаружения, хотя при
этом требуется меньпее число радиолокаторов.Увеличение ра-
диусгГйольца ведет к появлению мертвых зон илй~требует уве-
личения числа радиолокаторов.
При принятом расположении дальность ебнару .етш дости-
гает 650 километров и работа кольца но нарушается при выходе
из строя одной или нескольких не смож-щх станци» кольца.
При выходе пэ строя отдельных станций кольца дальность
обнаружения з поправлении на вышедшую из строя станцию
падает до 500 жм.При выходе из строя двух смежных станций
Дальность обнаружения в направлении на вышедшую из стооя
станцию падает до ЗОи км.
Радиолокатор дальнего обнаружения должен определять
следущие координаты цели :
наклонную дальность, азимут и угол i теста или впсоту.Коорди-
наты цели оппеде: ся~ чопосредотвеяно на эпгуанахгпндик^гор-
ных устройств радиолокаторе.Максимальная верхняя, граница по
высоте 25 км.
й.БЛИ ЛЕЕ ОБНАРУЖЕНИЕ
Функции слу..бы оповещения не ограничивается предупрежде-
нием о появлении противника.
Слу оалювечания должна еще решать задачу наблюдения за
самолётами противника па подступах к кольцу ракетных бата-
рей и давать грубое целеуказание на центральные радиолокаторы
наведения , управляющие зенитными ракетами.
задача не медгет решаться етанцик’лгдазлнего обна-
ружения по слсдущгш причинам :
а/Подступы к кольцу ракетных батарей находятся в зоно
предельных, дальностей станций дальнего обнаружения,
вследствие чего не может быть обеспечено уверенное наб-
людение самолётов;
б/Рздполокатор дальнего обнаружения не может обеспечив
необходимую разрешающую способность ;
в/Передача координат по телефону не мол от быть признана
удовлетворит алию Й из-за большой потери время и иевозм
пости иметь наглядную картину воздушно;, обстановки.
Для решения указанной зрдачи в службу оповещения введе-
ны радиолокатора ближнего обнаружения , которые ведут небл>
денив за ближней зоной и дают гпубое целеуказание на централь-
ные радиолог, торы неведения , которое имеют небольшую дальнее?!
действия и резко ограниченную зону.
Ери скоростях самолетов порядка 10Э0 км/час зона дей-
ствия радиолокаторе проходится самолётом за время ке юе 2-х
дннут.За указание время должно быть произведено обнаружен»
цели, зсг'В' г её автоматом сопровождения и наведение ракеты.
Для облегчения работы операторов центральных радиолова»
• торов наведения и для сведения к минимуму времени, необходимою
для обнаружения и захвата цели автоматом, дается грубое деле-
ТИП. МВ 514
указание самолётов, подходящих к зоне де стъия радиолока-
торов-
Учитывая большую скорость целей и то, что число целей
одновременно находящихся в зоне де* ётвия радиолокатора, го
заданию, колет доходить до 20 , необходимо вести гоубоо це-
леуказание путем передачи на центральный адиоллсатор наве-
дениях радиолокационной картины района оборо т центрального
радиолокатора наведения.
Пере 1дем теперь к определению необходимого числа радио-
локаторов, .схемы их расположения и тактико-техничесаиис тре-
бовании на радиолокатор ближнего обнару; епия.
Радиолокатора ближнего обнару. еяия должны давать надвж-
тшй обзор района расположения первого и второго кольца ра-
кетных батарей и прилета oi к ним зоны.
Прщмем, что операторы центрального радиолокатора наве-
дения должны получить целеуказание о противни;® за 5 икнут
до начало боевой работы.При этом необходимо обеспечивать об-
жор кольцевой зоны с внутренним радиусом SG километров и внеш-1
ним радиусом равным 200 км.
При заданной плотности целей необходимо для увеличения
оперативности разбить зону ближнего обнару еяия на четыре сек-
тора.
>сли принят» дальность действия радиолокаторе ближнего
обнару ея11Я равно 200 ’ , то заданное пространство надежно
перекрывается четырьмя радиолокаторам.Радиолокаторы рабо-
тают в режиме секторного поиска в угле 150°, обеспечивая
(Заиыяое 15° перекрытие облучаемых зон.Перекрытие зон прп
выходе из строг отдельных станций не предусматривается.Бес-
персбо пость работы обеспечивается установкой запасных стан-
цмй.
Ланные о целях , дальность и зилу? с радиолокаторе®
ближнего обнару ст:я подаются нп центральные радиолокаторы
наведения в виде радиолокационных изображений.Высота целей
передается методом, позволяодим осуществить привязку высоты
цели к ее пзобра ению на экранах индикаторов.
fill! MB .nl-i
Hs каждый радиолокатор наведения подаемся редиолокациоя-
пое изображение района обороны данного радиолокатора наведали
и двух смежных секторов.
Указанное выше радиолой 1циоаноо изображение на индика-
торе ЦГй получается путец увеличения маоитвба по дальности,
углу места и выбора соответствующего углового секторе*
При применении в индикаторах вращающихся отклоняй/да
катушек, увеличение углов, го масштаба и выбор осответствую-
щего углового се<тора, может быть получпо за счет редукции
и соответстжу^ого Фазирования следящей си стены.
Воздушная обстановка сыскных секторов подеется для обес-
печения взаимоде ствия соседних ракетных батарей.
Радиолокатор блиынего обнаружения должен определять сле-
дующие координаты цепи :
в/неклонкую дальность ;
б/азииут,
в/угэл места или высоту.
Координаты цели определяются непосредственно па экранах
и дшеатор 1ых у стр oil ств.
Область определения двух координат / наклонной дальности
и азимута/ должш лежать в следующих границах :
а/минимельный угол места ~ 0,5е;
б/макоимальный угол места - 40°;
в/каксимальная дальность дейся-вия - 200 км,
г/верхняя граница по васотв - 5 километров.
Область определения третьей координаты / угла места или
высоты цели/:
—_^_а/лияииадышй. угол места fe I1
б/мвксималъиый лол еста - 40°,
в/маЕсимальна? дальность - I? 1ш
дойбавия-------- -------1--------
г/верхняя граница высоты - 25км i
Продолы работы в азимутальной пйоёкостя ограничиваются
сектором -• 1ии °.
Указанные градицы Зины обнаружения определены для само-
лёта с отражающей поверхностью, эквивалетной самолету Ту-4.
М.к. 00^59/4
Н6
Ошибки в определении координат не должны прево сходить
следующих значений :
a/по наклонной дальности + I ка ,
б/ по азимуту 40*,
в/по высоте + 1,5 км .
Приведенные ошибки не долганы выходить за указанные пре-
делы в 90% всех случаев измерении.
Период обзора любого участка в заданной азимутальном
секторе при определении наклонной дальности и азимута не
должен превосходить 20 секунд.
Определение высоты должно происходить без перерыва сек-
торного или кругового обзора.Период определения высоты. 30
секунд.
Выходные устройства Станции должны сопрягаться с выход-
ными элементами чини*: пе едачи данных на КП.Псредзча данных
о высоте дожив производиться шотодэм, дающим возможность
Их.еть Ш1Н1шальное запаздывание передачи данных и привязку их
к целям.
Непригодность передачи данных высоты по телефону выясхШ-
лась в процессе технического проектирования и объясняется,
скоротечностью воздушной обстановки и возыс ностью наличия
в зоне .адиолскатора одновременно нескольких целей, что тре-
бует привязки данных высоты к целям.
Время включения радиолокатора ,развернутого на позиции
исключая запуск агрегата питания не должно превышать IU-tji
минут.
Указанным ТТТ удовлетворяет раз. абатызаемпй для комплек-
са ПВО радиолокатор типа ’ Кама *.
4. АППАРАТУРА СВЯЗИ К УПРАВЛЕНИЯ
-Упревлежнг-систекой нротмвовоздужкой обороны осуществля-
ется с помощью аппаратуры евпзт и командных пунктов.
Аппаратура связи и передачи данных должна обеспечивать
командной, оперативной и технической связью все элементы сис- •
темы противовоздушной обороны п передачу данных ст станций
обнаружения.
Управление всей системой противовоадуямМ обороны осу-
ществляется е Центрального Коыиндноюо Пушй.’в, яв, яюцегося
шестом, в которое адсредотачиваются все_сведсяия о воздушной
обстановке в районе обороняемого ооъекта.
Для передачи данных , команд,служебной связи и управле-
ния используются : обычные толес/игные линии, к.бельные линии,
радиосвязь, специальные радиолинии и аппаратура командных
пунктов.
Средства связи должны обеспечивать кадежьув связь от-
дельных элементов сжетеш*яа наиболее ответственных участках,
средства связи должны дублироваться.
Должны быть приняты меры для увеличения помехоустойчиво-
сти. средств связи.
а/Аппаратура передачи данных.
Аппаратура для передачи данных должна обеспечивать пе-
редачу адислокационного ивображепия воздушной обстановки с
радиолокаторов блккного обнару; спин типа ’* Канг" на. Це«траль-
ный Ко. гандпый Пнукт и центральные радиолокаторы данного сек-
тора.
Данные о координатах целей должны поступать на Ц£П и
радиолокаторы наводо ия с пеадодичностью получения этих дан-
ных на радиолокаторах ближнего обнаружения»
При передаче сведений о самолётах допускается увеличение
сшибки измерения косрдияет яс более 50% по сравнению с изме-
рением соответствующей координаты по индикаторам установлении
на радиолокаторе блккиего обнаружения.
Применение трансляции радиолокационного изображения воз-
душной обстановки не должно снижать более чеы на 15% дальнее»
обнаружения самолета , сравнительно с иадикатороы радиолока-
тора ближнего обнаружения.
При трансляции радиолокационного изображения с по хцью
радиолиний необходимо применение оборудования, имеющего высо-
кую помехоуото лютость.
Передача данных высоты с радиолокаторов дальнего и ближ-
него обнаружения я&лжна производиться кет ода шт, даю иыи воэ-
М.К.00259/5
117
нежность осуществлять привязку высоты целей к * с изэбра :с-
ниям, на планшете и экранах ицдикаторов.Вреыя запаздывания
переда и деиннх высоты должно быть минимальным.
б/Комаднэ-оперативные и технические линии связи-,
двухсторонней связью с дублированием долхны быть свя-
а/ЦКП - радиолокаторы дальнего обнаружения,
6/ЦК1НЖП,
з/СКП - центральные радиолокаторы ияводаниж,
г/СКП - СКП,
д/Центрельный радиолой гор невод спил - центральный
;адмолскагор иаведения,
е/Щ€П - аэродромы,
ж/ЦКП - радионавигационная станция.
Все перечислен ые линии связи должны бить дублированы раэ^-
нныи вид"!.;л связи / например , радио дублируется проводной
связь. /;
е
liL
ть
Радиосвязью обеспечивается между собой :
а/ №- саыолёты в воздухе
б/Оамолёты в воздухе - аэродром.
в/ эродром - аэродром.
i роме теле, ошюго какала желательна телемеханическая
передача поло*.онцл и курса цели :
в/Аппаратура передачи данных ,устапавлйВаоиая на
коьандных пунктах.
Центральный командный пункт дел ен иметь :
а/пжаншот, д? щий наглядное представление об общей
вэздушюЗ обстановке , получаемой по данъыи радиолокаторов
дальнего п ближнего обнаружения.Плгшнет должен быть выпол-
£-
нен в по^рпых координатах, с «снесением сетки по азимуту
через каждые 15~ и по дальмссти через 20 км до предельного
расстояния 50 Ki;
б^четыпе индикатора кюугового оозопа с изобр-л епиеп
воздушно- обстановки в каждой секторе , получаепым путсл
впотрпията?дюгая ияобря ен’тя с радиолокаторов блинного обна-
ружения;
в/шдр^тор-кругового обзора вепшоге тельного радиолска-
тора ближнего бяаруаекия;
г/экрзн с картиной местоположения Воздухе своих само-
лётов •
Перечисленная аппаратура Центрального Лоцавдноги Пункта
совместно с .еобходхшой типовой аппаратурой, входящей в сос-
тав оборудования командного пункта, должна обеспечивать :
а/оценку общем воздушной обстановки,
б/псредачу укаяаш;!v о подготовке к боезьти до .ствпяи,
о начале к прекращении боевых действий сястшы;
в/св свременнув информацию секторных о^андных пунктов
-----об "Общей воздушной обстановке —
г/индивидуадьное опознование своих самолётов, находящих-
ся в воздухе, по сигналам самолётных тветчиков,под-
держание связи с самолётами, язязь и управление ник
при предварительном выводе в угрожаемый район;
д/определенп® координат , курсы вемолётов противника и
принятие решения об их атаке своими самолётами ;
е/указаиис целей своим саиолётаы ;
ж/общео диспетчерское упр зление двяаemiei своих само-
лётов .
Секторные командныii пу.пст, размещенный в непосредственной
близости от радиолокатора ближнего обнаружение, дСс.ен иметь
изображение воздушной обете новки-своего сектора,получаемой
с этой станции.
Аппаратура секторного командного пункта должна обеспечи-
вать :
а/определение координат самолётов,находящихся в*зоне
сектора радиолокатора ближнего обнаружения;
б/передачу ио. центральны! радиолокатор наведения коорди-
нат самолётов приближаю дахая к sone действия каждоге
центрального :&диолоЕа!Гора наведения дана ого ccktctiu;
в/взьиыную «формацию о соседних ЗКП о зювдукной обста-
новке «
ы.Е.00259/6
118
г/ uu.ie требования
Все с<'едства связи, передачи дьнгых l управления дел-
а/обеспечивать надежную работу систоды ПВО в любых
метеорологических условиях независимо от вропони суток и
года ;
о’/обеспечивать высокую пл ехоуето чивость;
в/обеспечивать удобство эксплоатадди ;
г/треб вать минимальное количество об служив ающеге
Гюрсолг ла
д/требовать идж-иуы подстроек при включении и рабо-
те»