авторефераты диссертаций БЕСПЛАТНАЯ БИБЛИОТЕКА РОССИИ

КОНФЕРЕНЦИИ, КНИГИ, ПОСОБИЯ, НАУЧНЫЕ ИЗДАНИЯ

<< ГЛАВНАЯ
АГРОИНЖЕНЕРИЯ
АСТРОНОМИЯ
БЕЗОПАСНОСТЬ
БИОЛОГИЯ
ЗЕМЛЯ
ИНФОРМАТИКА
ИСКУССТВОВЕДЕНИЕ
ИСТОРИЯ
КУЛЬТУРОЛОГИЯ
МАШИНОСТРОЕНИЕ
МЕДИЦИНА
МЕТАЛЛУРГИЯ
МЕХАНИКА
ПЕДАГОГИКА
ПОЛИТИКА
ПРИБОРОСТРОЕНИЕ
ПРОДОВОЛЬСТВИЕ
ПСИХОЛОГИЯ
РАДИОТЕХНИКА
СЕЛЬСКОЕ ХОЗЯЙСТВО
СОЦИОЛОГИЯ
СТРОИТЕЛЬСТВО
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ
ТРАНСПОРТ
ФАРМАЦЕВТИКА
ФИЗИКА
ФИЗИОЛОГИЯ
ФИЛОЛОГИЯ
ФИЛОСОФИЯ
ХИМИЯ
ЭКОНОМИКА
ЭЛЕКТРОТЕХНИКА
ЭНЕРГЕТИКА
ЮРИСПРУДЕНЦИЯ
ЯЗЫКОЗНАНИЕ
РАЗНОЕ
КОНТАКТЫ


Pages:     | 1 || 3 |

«Государственный научный центр Российской Федерации Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем (ФГУП "ГосНИИАС") ...»

-- [ Страница 2 ] --

Решение о разработке новой ракеты малой дальности. было принято ВВС ФРГ в 1994 г. Весной 1996 г. был подписан меморандум о разработке с опреде лением долевого участия между странами: ФРГ (45,5%), Италией (19,9%), Нор вегией (3,5%), Швецией (18,2%), Кaнадой (3,9%) и Грецией (9%). Позднее были определены следующие фирмы-разработчики и степень их ответственности:

- ФРГ - фирма BGT - основной контрактант (система наведения, блок чув ствительных элементов, блок охлаждения);

- Италия - фирмы Алениа Маркони Системз ( НДЦ, блок коммутации);

Лит тон Италиа (инерциальный блок);

Фиат/Авио (двигатель);

- Швеция - SААВ Дайнэмикс АВ (блок коммутации, блок связи с носите лем, процессор сигналов, контейнер);

- Канада - фирма Ханиуэлл Канада (блок рулевых приводов);

- Греция - фирмы INTRACOM SA (энергоблок, аппаратура аэродромных испытаний, блок телеметрии);

Грик Поудер энд Картридж Компани (БЧ, ПИМ);

Хелленик Аэроспэйс Индастри (отрывной разъем, учебная ракета, пусковые испытания);

- Норвегия - Наммо Реуфосс (двигатель).

Планировались следующие этапы разработки:

- середина 1996 г. - весна 1997 г. - разработка концепции;

- середина 1997 г. - начало 2001 г. - полномасштабная разработка, начало боевых пусков;

- начало 2002 г. - соглашение о серийном производстве;

- конец 2003 г. - первые поставки серийных ракет, начальная оперативная готовность [33 - 35].

Ракета IRIS-T выполнена по нормальной аэродинамической схеме с крыльями малого удлинения (типа несущих ребер), хвостовыми рулями и сис темой газодинамического управления.

На рис. 2.11 приведена компоновочная схема ракеты, на рис. 2.12 - схема комплектации ракеты [27].

Отсек наведения содержит ИГС, разработанную фирмой BGT. ИГС имеет оптическую систему, размещенную на кардановом подвесе, и матрицу чувстви тельных элементов 128 х 128, расположенную в фокальной плоскости. Матери ал чувствительных элементов - антимонид индия, рабочий диапазон 3…5 мк.

Максимальный угол прокачки координатора составляет +/-90°, угол поворота по крену - несколько оборотов по 360° [28, 29, 36]. Использование матрицы чувст вительных элементов и процессора обработки сигнала позволило обеспечить высокую разрешающую способность ИГС с возможностью распознавания об раза цели.

Отсек системы наведения содержит инерциальный блок, обеспечиваю щий ракете захват цели ИГС на траектории, и процессор первичной обработ ки сигналов. Блок системы охлаждения матрицы чувствительных элементов подобен блоку ракеты AIM-9L "Сайдуиндер". В корпусе отсека размещены электробатарея, вторичный источник питания и блок связи с носителем.

Рис. 2.11. Схематический чертеж ракеты IRIS-T:

1 - отсек наведения;

2 - отсек управления;

3 - двигатель;

4 - БЧ;

5 - взрыватель.

Рис. 2.12. Комплектация ракеты IRIS-T:

1 - отрывной разъем;

2 - отсек неконтактного взрывателя;

3 – БЧ;

4 - двигательный отсек;

5 - отсек управления;

6 – контейнер;

7 - оборудование для полевых испытаний и телеметрический отсек;

8 - учебные ракеты;

9 - блок сопряжения с самолетом носителем;

10 - блок питания;

11 - баллон с охлаждающим газом;

12 – аппаратура;

13 - блок датчиков инерциальной системы;

14 – ГСН;

15 - отсек наведения.

В качестве НДЦ применен РВ, работающий в узком участке частотного диапазона Ku (соответствует 1,74...1,95 см). Две щелевые антенны РВ распо ложены на корпусе отсека. По данным /36/, ракета может оснащаться также активным лазерным взрывателем.

Рис. 2.13. Сравнительные размеры ЗВП ракет IRIS-T, AA-11 (Р-73), AIM-9L.

БЧ ракеты массой 11,4 кг имеет два слоя осколков разного размера и мас сы и рассчитана на поражение различных типов целей.

На ракете установлен доработанный ракетный двигатель твердого топ лива ракеты AIM-9L "Сайдуиндер", у которого задняя крышка с утопленным соплом заменена сопловым блоком с газоводом. Корпус двигателя выпол нен из стали. В двигателе используется малодымное (безметалльное) твер дое топливо НТРВ. Заряд имеет цилиндрический канал на 2/3 его длины, переходящий в канал звездообразного сечения. На корпусе двигателя рас положены три бугеля, аналогичных бугелям ракет "Сайдуиндер" и обеспе чивающих подвеску ракеты на штатные АПУ. Крылья также крепятся на корпусе двигателя.

Отсек РП содержит четыре дифференциально работающих бесщеточ ных электродвигателя постоянного тока, передаточный механизм поворота рулей, узлы крепления рулей, а также термоэлектробатареи. Каждая пара, состоящая из аэродинамического и газодинамического руля, работает син хронно от одного привода. Для размещения узлов крепления аэродинами ческих и газодинамических рулей на корпусе отсека расположены четыре продольных короба. Задние концы коробов выступают за срез сопла. Уста новленные на консолях коробов газовые рули полностью расположены за срезом сопла.

Внешний вид компоновки ракеты позволяет судить о значительно снижен ном, по сравнению с компоновками ракет AIM-9L и IRIS, аэродинамическом сопротивлении, что позволило существенно расширить зоны возможных пус ков ракеты IRIS-T. На рис 2.13 показано относительное расширение ЗВП ра кеты IRIS-T по сравнению с ракетами AIM-9L и AA-11 Archer (Р-73), достигаемое за счет лучших аэробаллистических характеристик (со стороны задней полусферы цели) и большей дальности захвата ИГС (в передней по лусфере цели).

Основные данные ракеты IRIS-T Длина - 3,0 м. Взрыватель - радиолокационный или активный ла Диаметр - 127 мм. зерный.

Размах оперения - 0,35 м. Наведение - инерциальное + матричная (128 х 128) Масса - 87 кг. ИГС с углами прокачки координатора +/-90°.

Боевая часть - 11,4 кг, осколочная. Двигатель - РДТТ с системой ГДУ.

2.4. Ракеты "Питон-4", "Питон-5" (Израиль) Ракета "Питон-4" относится к оружию 4-го поколения и разработана фир мой Рафаэль на базе предшествующей модификации ракеты "Питон-3". Ос новной задачей при разработке считалось достижение превосходства по тактическим характеристикам над российской ракетой Р-73.

Ракета "Питон" принята на вооружение самолетов израильских ВВС в 1993-94 гг. и использовалась в боевых действиях. Ракета совместима со все ми боевыми самолётами, применяющими ракеты "Сайдуиндер" AIM-9. Ракета поставляется в Чили, Сингапур, а также предлагается Индии [37].

На рис. 2.14 приведён общий вид ракеты "Питон-4". Ракета выполнена по сложной "мультиповерхностной" аэродинамической схеме "утка". Такая схема была разработана для обеспечения высокой угловой скорости разворота с большой боковой перегрузкой без использования системы газодинамического управления. В носовой части ракеты установлены четыре дестабилизатора и четыре треугольных руля управления по тангажу и курсу. Следом за рулями расположены два элерона, управляющие креном, которые смещены относи тельно плоскости рулей на 45°. На двигателе установлены аэродинамические поверхности в виде несущих ребер. В хвостовой части корпуса находятся че тыре трапециевидных крыла, установленные на вращающейся обойме (по добно французской ракете "Мажик"), чтобы исключить влияние косого обдува на моментные характеристики ракеты по каналу крена. Аэродинамические и энергетические возможности ракеты обеспечивают ей разворот на 180° за 3 с на начальном участке полета [38].

На ракете используется ИГС с двухспектральным ФПУ и цифровой обра боткой сигнала. Конструкция координатора ИГС обеспечивает углы прокачки до +/-75° и углы принятия целеуказания до +/-60°[39]. Система управления ракетой полностью цифровая. Ракета имеет активный лазерный взрыватель и эффективную осколочную боевую часть, начальную массу 105 кг, диаметр корпуса 0,16 м, длину 3,0 м, размах оперения 0,64 м.

На рис. 2.15 показано сравнение типовых зон гарантированного пораже ния ракеты "Питон-4" и типовой ракеты 3-го поколения "Питон-3". "Питон-4" расширяет зону гарантированного поражения до большей части передней полусферы своего самолета, что обеспечивает летчику большое преимуще ство в ближнем бою перед любой существующей ракетой, независимо от ти па самолета, участвующего в бою.

На рис. 2.16 представлены траектории, которые ракета может реализовы вать, используя свою сверхманевренность при атаке цели с большими пелен гами на боковых ракурсах (на пролете).

Ракета "Питон-4" используется в двух основных стадиях воздушного боя: пере хвата и ближнего боя. На стадии перехвата ракета используется со своих макси мальных дальностей с применением БРЛС носителя для обнаружения цели и прицеливания. На стадии ближнего боя ракета действует в пределах дальностей визуальной видимости против высокоманевренных целей, которые могут исполь зовать средства ИК-противодействия. В процессе ближнего боя ракета должна обеспечить летчику возможность уничтожить цель за минимальное время по принципу "первым выстрелил – первым поразил". Это качество достигается за счет:

- возможности применения ракеты при больших пеленгах цели;

- высокой скорости отработки системой управления углов целеуказания;

- больших гарантированных зон пусков.

На рис. 2.17 показано сравнение продолжительности боя при использова нии ракет 2-го поколения "Шафрир-2", 3-го поколения "Питон-3" и ракеты 4-го поколения "Питон-4".

Рис. 2.14. Схематическое изображение ракеты "Питон-4".

Рис. 2.15. Расширение гарантированной ЗВП ракеты "Питон-4" в сравнении с ракетами 3-го поколения.

Рис. 2.16. Траектория ракеты "Питон-4" при пуске с минимальной дальности при встречно-параллельном движении.

Рис. 2.17. Изменение условий пуска и времени, необходимого для применения ракет поколений 2, 3, 4:

1 - "Шафрир" (прямое прицеливание, время, в течение которого возможно применение ракеты, 5 - 7 мин);

2 - "Питон-3" (ракурс - 90°, пеленг - 15°, время, в течение которого возможно приме нение ракеты, 3 мин);

3 - "Питон-4" (ракурс - 135°, пеленг 60°, время, в течение которого воз можно применение ракеты, - 30 c).

Рис. 2.18. Внешний вид ракеты "Питон-5".

В ракете "Питон-4" предусмотрены меры, обеспечивающие возможность поражения вертолетов:

- способность обнаружения вертолета при действии естественных помех;

- наведение при применении вертолетом организованных помех;

- эффективность боевой части при действии по защищенной цели.

Внешние размеры ракеты "Питон-4" (длина, размах крыльев, расположение узлов подвески) аналогичны ракетам "Сайдуиндер" AIM-9, что обеспечивает меха ническую совместимость с самолетами, применяющими ракеты "Сайдуиндер".

Ракета "Питон-5", созданная фирмой Рафаэль на основе последовательной модернизации ракеты "Питон-4", представляет собой ракету нового, 5-го поколе ния. Эта ракета, представленная на выставке "Ле-Бурже-2003"(рис. 2.18) и счи тающаяся наиболее перспективной в своем типе, прошла летные испытания в июне 2003 г. Серийное производство ракеты в полном объеме начнется в 2004 г., принятие ракеты на вооружение израильских ВВС намечено на начало 2005 г.

В ракете "Питон-5" сохранены ракетный двигатель, боевая часть и аэроди намическая конфигурация ракеты "Питон-4". Время работы энергоблока ракеты "Питон-5" увеличено до 80 с (по сравнению с 40 с для ракеты "Питон-4").

Фирма Рафаэль рассматривала возможность использования системы управления вектором тяги, но пришла к выводу, что существующая аэроди намическая компоновка лучше, так как она обеспечивает ракете более высо кую энергию (отсутствует потеря тяги на устройствах газодинамического управления) и более высокую маневренность на конечном участке наведе ния.

Ракета "Питон-5" оснащается ИГС, в которой используется новая двух диапазонная матрица чувствительных элементов 320 240. Конструкция ИГС обеспечивает углы отклонения координатора более чем на 100°, обработка сигналов проводится в реальном времени набором быстродействующих про цессоров сигналов. ИГС обеспечивает обнаружение и сопровождение цели с ее изображением "размером в пиксель", с низким уровнем ложных тревог, что позволит ИГС обнаруживать за пределами визуальной видимости цели с низ кой ИК-заметностью в неблагоприятных условиях фона и помеховой обста новки. Использование чувствительных элементов двойного диапазона и двойных каналов обработки информации обеспечивает высокие возможности по преодолению ИК-противодействий, что делает ракету "Питон-5" практиче ски защищенной от ИК-помех противника.

В системе управления ракеты используется инерциальная навигационная система с применением волоконно-оптических датчиков, обеспечивающая высокую точность управления и целеуказания на маршевом участке траекто рии при атаке целей в режиме захвата ИГС после пуска.

Благодаря использованию инерциальной системы управления, матричной ИГС с большими углами отклонения координатора и захватом цели на траек тории и увеличенного вдвое времени управляемого полета ракета "Питон-5" имеет существенно более высокие летно-технические характеристики в срав нении с предшествующей моделью "Питон-4".

При проведении летных испытаний был осуществлен пуск ракеты по це ли, прикрытой ИК-помехами в виде трассеров, с дальности около 28 км. В первый момент ИГС захватила и сопровождала помеху, а затем осуществила выбор истинной цели. Для обеспечения отстройки от помех БЦВМ ИГС ана лизирует сигнал от объекта в обоих спектральных диапазонах, а также ис пользует гипотезу поведения цели, реализованную в программном обеспечении. Захват истинной цели ИГС был осуществлен на дальности 9, км [40].

При атаке целей за пределами визуальной видимости ракета "Питон-5" может самостоятельно выбирать положение, позволяющее обнаруживать с высокой точностью цели на увеличенной дальности [41].

Как сообщается, ракета "Питон-5" будет иметь дальность пуска более 20 км и сможет осуществлять полет на скорости, соответствующей М = 4. Ракета оборудована БЧ массой 11 кг со сверхвысоким поражающим действием [42].

Фирма Рафаэль предлагает ракету "Питон-5" на внешний рынок наряду с ракетой "Дерби" с радиолокационной системой наведения.

Основные данные ракет "Питон-4", "Питон-5" Длина - 3,0 м. Наведение: "Питон-4" - двухспектральная ИГС с углами Диаметр - 160 мм. прокачки координатора +/-75°;

"Питон-5" - инерциальное Размах оперения - 0,35 м. + двухспектральная матричная (320 240) ИГС с углами Масса - 105 кг. прокачки координатора +/-100°.

Боевая часть - 11 кг, с высоким по- Двигатель - РДТТ.

ражающим действием. Время работы энергоблока: "Питон-4" - 40 с, "Питон-5" Взрыватель - активный лазерный. 80 с.

2.5. Ракеты MICA EM и MICA IR (Франция) Политика Франции в области вооружения класса "воздух - воздух" харак теризуется проведением национальных программ разработки и производст ва.

Ракеты MICA ЕМ и MICA IR (Missile D Interception et de Combat Aerien) с модульными АРГС и ИГС являются оригинальной разработкой, отражающей концепцию универсальной ракеты, объединившей в себе качества двух пред шествующих ракет - средней дальности "Супер-530" и малой дальности "Ма жик-2". Ракеты обеспечивают задачи перехвата и ведения дальнего воздушного боя (режим BVR), задачи ближнего маневренного боя, а также задачи обороны носителей.

Ракета принята на вооружение в 1998 г. в варианте с ИГС и в 1999 г. - в ва рианте с АРГС. Ракетой вооружаются самолеты "Мираж" 2000-5/9, "Рафаль", "Мираж" F1, "Мираж" III, "Мираж" V, "Си Хариер", "Ягуар". Возможно также воо ружение самолетов "Хок", F-16 и вертолетов.

B 2004 - 05 гг. планируетcя сдать на вооружение ракету MICA в варианте корабельной ЗУР с вертикальным стартом, который обеспечивается наличи ем на ракете системы ГДУ [43].

Ракета поставляется на экспорт в Катар, ОАЭ, Тайвань.

Основным контрактантом является объединенная европейская фирма MBDA, в которую входят:

- германская EADS LFK;

- французская EADS Аэроспасьяль МАТRА Миссиль;

- англо-французская МАТRА ВАЕ Дайнэмикс;

- англо-итальянская Алениа Маркони Системз.

На рис. 2.19 представлен внешний вид ракет. Ракеты MICA EM и IR вы полнены по нормальной аэродинамической схеме с комбинированным аэро газодинамическим управлением. В качестве газодинамических органов управления использованы газовые рули. Применение системы газодинами ческого управления обеспечивает вывод ракет на большие углы атаки в на чальный момент полёта для исправления больших ошибок пуска, а также возможность пуска при малых скоростях полета носителя, в том числе с вер толетов.

Ракета МICA оснащена инерциальной системой наведения с линией пе редачи данных и взаимозаменяемыми АРГС и ИГС.

Щелевая антенна АРГС размещена на кардановом подвесе, обеспечи вающем большие углы прокачки. Средняя выходная мощность передатчика составляет несколько десятков ватт. Импульсно-доплеровская АРГС работа ет в диапазоне частот J (20 ГГц;

длина волны - 1,5 см). Система наведения обеспечивает дальность пуска ракеты более 60 км и многоцелевой режим атаки: одновременно шесть - восемь целей [27, 44].

Рис. 2.19. Ракеты MICA модификаций ЕМ с АРГС и IR с ИГС.

Ракета MICA EM обеспечивает боевое применение в двух характерных режимах:

- в инерциальном с использованием линии передачи данных с конечным наведением от АРГС;

- в инерциальном без использования линии передачи данных с конечным наведением от АРГС.

Во втором режиме ракета применяется в соответствии с принципом "пус тил и ушел"/"выстрелил и забыл", обеспечивая выполнение одного из основ ных требований к оружию этого типа.

ИГС ракеты, сопрягаемая с инерциальной системой и линией передачи данных, обеспечивает захват цели на траектории. Это позволяет получить большие дальности пусков и возможность применения при пеленгах, превос ходящих углы прокачки координатора. ИГС оснащена ФПУ типа "линейка", ко торое выполнено в виде двух рядов чувствительных элементов, работающих в двух спектральных диапазонах. Блок обработки сигналов построен на спе циальных интегральных микросхемах, обеспечивающих высокое быстродей ствие [45].

Двигатель ракеты – однорежимный РДТТ, оснащён четырьмя газовыми рулями, расположенными на срезе сопла. Топливо – модифицированный баллистит. Время работы двигателя – около 3 с.

Электрический рулевой привод и энергоблок размещены в хвостовом от секе. Привод обеспечивает дифференциальную работу каждой пары аэроди намических и газовых рулей. Энергоблоки аппаратурного отсека и рулевого привода обеспечивают время управляемого полета ракеты 60 с.

Совмещение в ракете MICA функций оружия средней дальности и оружия ближнего маневренного боя, наличие модификаций с АРГС и ИГС, реализа ция автономных режимов применения в соответствии с принципами "пустил и ушел"/"выстрелил и забыл", малые габариты и масса делают ракету весьма привлекательной на рынках вооружений, особенно в регионах Ближнего и Среднего Востока, Южной и Юго-Восточной Азии. Благодаря отмеченным ка чествам ракета MICA может составить реальную конкуренцию сразу двум российским ракетам: РВВ-АЕ и модернизированной Р-73.

Вопрос сопряжения с носителями российского производства является решаемой технической задачей. На выставке "Ле-Бурже-2003" было подписа но предварительное соглашение между Францией и Россией о вооружении российских самолетов Су-27/Су-30 ракетой MICA EM. В случае заключения соглашения фирма EADS гарантирует обслуживание ракет в течение срока их эксплуатации, доставку запасных частей, материально-техническое обес печение и сотрудничество в будущих программах модернизации. Фирма MBDA будет оказывать поддержку при экспорте оружия [46].

Основные данные ракеты MICA Длина - 3,1 м. Наведение - инерциально-командное + взаимо Диаметр - 165 мм. заменяемые (модульные) ГСН:

Размах оперения - 0,56 м. MICA EM - АРГС, MICA IR - ИГС.

Масса - 112 кг. Двигатель - РДТТ с системой ГДУ.

Боевая часть - 12 кг, осколочно-фугасная. Дальность пуска - 60 км.

Взрыватель - активный радиолокационный.

2.6. Ракета V3E A-Darter (ЮАР) Разработка ракет рассматриваемого типа ведется в ЮАР с начала 60-х годов отделением Кентрон фирмы Денел.

С 1995 г. отделение Кентрон проводит разработку ракеты нового, 5-го по коления V3E A-Darter (рис. 2.20). Ракета предназначена для вооружения са молетов ВВС ЮАР "Атлас Чита", "Атлас Импал", "Мираж F1AZ".

На рис. 2.21 представлена конструктивная схема ракеты V3E A-Darter с указанием основных агрегатов. Ракета выполнена по нормальной бескрылой аэродинамической схеме с четырьмя хвостовыми аэро- и газодинамическими рулями и четырьмя ребрами, размещенными на корпусе. По конфигурации ракета подобна французскому варианту ракеты MICA-SRAAM, представляв шемуся на конкурс по программе ASRAAM. Ракета имеет длину 2,98 м, диа метр 166 мм, массу 89 кг, размах рулей 488 мм.

Ракета оснащена тепловизионной ИГС, разработанной фирмой BGT для раке ты IRIS, и инерционной системой наведения. Конструкция координатора ИГС обеспечивает углы прокачки до +/- 90°. Организация захвата цели осуществляется по целеуказанию от БРЛС или НСЦ, а также автономным поиском цели ИГС. Пуск ракеты с больших дальностей за пределами дальности действия ИГС обеспечи вается за счет участка инерциального наведения с захватом цели ИГС на траекто рии. Разрешающая способность и цифровая система обработки видеосигнала ИГС позволяют определять образ и идентифицировать тип цели. Система поме хозащищенности ИГС обеспечивает защиту от различных видов помех.

В качестве НДЦ применены активный лазерный или радиолокационный взрыватели, обеспечивающие высокую помехозащищённость и возможность перепрограммирования. Ракета оснащена осколочной БЧ малой массы.

В качестве двигателя применен малодымный двухрежимный РДТТ с вы соким суммарным импульсом. Комбинация аэро- и газодинамических рулей (каждая пара работает от одного привода) дает возможность выводить ракету на большие углы атаки, развивать перегрузку до 100 ед. и осуществлять ме нее чем за 2 с разворот на 180°.

Первые управляемые пуски ракеты были проведены в 2002 г. Ракету пла нируется принять на вооружение в 2006 г.

Для пусков ракеты используется стандартное пусковое устройство ракет AIM-9 "Сайдуиндер" LAU-7. Сопряжение ракеты с носителями осуществляет ся в соответствии с требованиями стандартов MIL-STD-1760 и 1533.

Рис. 2.20. Внешний вид ракеты A-Darter.

Рис. 2.21. Компоновка ракеты A-Darter:

1 - блок электроники ГСН;

2 - инерциальный измерительный блок, автопилот;

3 - ребра;

4 - хвостовые рули;

5 - газовые рули;

6 - сервоприводы;

7 - двигатель;

8 - БЧ;

9 - взрыватель;

10 - блок питания;

11 - тепловизионная ГСН.

Основные данные ракеты V3E A-Darter Длина - 2,98 м. Взрыватель - активный лазерный или радиолокационный.

Диаметр - 166 мм. Наведение - инерциальное + многоэлементная (32 х 2) Размах оперения - 0,488 м. ИГС с углами прокачки координатора +/-90°.

Масса - 89 кг. Двигатель - РДТТ с системой ГДУ.

Боевая часть – осколочная.

2.7. Ракета 611 (Украина) Ракета 611 разрабатывается Киевским государственным конструкторским бюро "Луч" при участии более 30 других фирм. Эта ракета является, по суще ству, продолжением разработки российской ракеты К-30 КБ "Вымпел", работы над которой были начаты в СССР в 1986 г. с целью создания модификации ракеты на замену ракеты Р-73.

Рекламирование этой разработки стало сенсацией выставки "Аэросвит-21".

В рекламном проспекте КБ "Луч", выпущенном в сентябре 2002 г., показана ра кета, имеющая длину 2,9 м, диаметр 170 мм и стартовую массу около 95 кг (рис.

2.22). Ракета выполнена по нормальной аэродинамической схеме с четырьмя длинными узкими крыльями и четырьмя трапециевидными воздушными рулями в хвостовой части. Двигатель ракеты оснащен соплом с устройством управления вектором тяги, что должно обеспечить высокую маневренность.

Система наведения ракеты будет включать в себя инерциальную систему управления на начальном и среднем участках траектории и тепловизионную матричную ИГС для самонаведения на конечном участке [47].

2.8. Проект новой ракеты семейства PL (КНР) Сведения о разработке в Китае новой ракеты семейства PL были пред ставлены на выставке "Эршоу Чайна-2002". Эта ракета должна прийти на смену используемым сегодня ракетам данного типа PL-5, -6, -8, -9 китайского производства. Принципиально новыми качествами разрабатываемой ракеты должны стать оснащение ее матричной тепловизионной ИГС и системой га зодинамического управления. Разработку матричной ИГС осуществляет Ляо янский Центр оптико-электронной технологии.

Рис. 2.22. Ракета 611.

По мнению разработчиков, создание ракеты с подобной ИГС поставит ее в один ряд с такими зарубежными ракетами нового поколения, как американ ская AIM-9X и европейская ASRAAM. Благодаря использованию матричной ИГС будет обеспечена высокая помехозащищенность от применяемых про тивником ложных тепловых целей. Опытный образец такой ИГС уже создан китайскими специалистами и подготовлен к испытаниям.

Применение на ракете комбинированной системы аэрогазодинамического управления обеспечит ей значительно более высокие, чем у существующих ракет, маневренные характеристики.

Рекламирование проводимой разработки имеет целью привлечь к уча стию в ней зарубежных партнеров, обладающих необходимыми технология ми. Китайская оборонная промышленность имеет богатый опыт копирования западных разработок при создании собственных систем вооружения. В связи с этим признается весьма вероятной возможность появления в ближайшее время новой ракеты этого типа китайского производства.

2.9. Проект перспективной ракеты двойного назначения DRAAM (США) ВВС США осуществляют крупную программу, имеющую целью разрабо тать управляемую ракету класса "воздух - воздух" двойного назначения ма лой/средней дальности DRAAM (Dual Role Air to Air Missile) для замены ракет AMRAAM, AIM-9X, а также ракет HARM (рис. 2.23). Предполагается оснастить ракету DRAAM комбинированной ГСН в виде РГС с конформной антенной решеткой, имеющей дополнительный ИК-канал. Ракета будет иметь систему реактивного управления, возможно, в виде боковых двигателей для повыше ния маневренности.

Рис. 2.23. Внешний вид ракеты двойного назначения DRAAM.

Поставлена задача создания управляемой ракеты, которая могла бы пе рехватывать цели в замкнутой сфере вокруг самолета-носителя. Эта ракета могла бы иметь аэродинамические поверхности очень небольших размеров, что позволило бы увеличить количество управляемых ракет, размещенных внутри самолетов F-22 и JSF.

Летные испытания в свободном полете экспериментальной ракеты DRAAM должны были состояться в 2001/2002 фин. г. Летные испытания этой ракеты с применением модифицированного оборудования ракеты AMRAAM были запланированы на 2003 г. [13].

3. РАКЕТНОЕ ВООРУЖЕНИЕ КЛАССА "ВОЗДУХ - ВОЗДУХ" СРЕДНЕЙ/БОЛЬШОЙ ДАЛЬНОСТИ 3.1. Ракеты семейства AMRAAM AIM-120(США) и программы их развития Ракеты AMRAAM различных модификаций (AIM-120А, AIM-120В, AIM-120В+, AIM-120C, AIM-120C-5) являются в настоящее время основным оружием класса "воздух - воздух" истребителей США, стран-участниц НАТО и стран проамерикан ской ориентации (всего около 18 государств). Завершено перевооружение парков истребителей этих стран (F-4F, F-14D, F-15, F-16, F/A-18, "Торнадо", Си Хариер, JAS-39 "Грипен", JА-37 "Вигген") указанными ракетами взамен ракет "Спэрроу" AIM-7F, AIM-7M с их размещением на тех же пусковых установках LAU-17A, LAU 92. Осуществляется комплексирование ракет AMRAAM с самолетами F-22, "Ев рофайтер", "Хариер-II+".

Серийное производство ракет AMRAAM первой модификации AIM-120A (рис. 3.1) начато в США в 1988 г. Ракета находится на вооружении с 1989 - 90 гг.

Выпущено около 10 000 ракет отмеченных модификаций. Стоимость образца AIM-120A составляла 275 тыс. долл. Ракета была опробована в боевых усло виях в Ираке, Боснии и Косово, где показала высокую эффективность.

Ракеты AMRAAM используются в войсковых и корабельных ЗРК "Хоук AMRAAM", NASAME, HMMWV, NUMVEE (Норвегия).

Концепция ракеты AMRAAM сложилась в результате:

- крупномасштабных учений по программе AIMVAL/ACEVAL, проводив шихся ВВС и ВМС США на авиационной базе Неллис (шт. Невада) в 1977 г. и призванных определить требования к ракетам 4-го поколения;

- анализа военно-стратегической обстановки, сложившейся в Европе в сере дине 70-х годов в период жесткого противостояния военных блоков ОВД и НАТО.

В ходе учений AIMVAL/ACEVAL было показано, что самолет, применяющий ракету "Спэрроу" AIM-7F с полуактивной радиолокационной системой наведения и вынужденный осуществлять непрерывное радиолокационное сопровождение це ли, неизменно оказывался в зоне пуска целью ракет с ИГС типа "Сайдуиндер" AIM 9L, обладающих качеством автономности. В результате большинство имитиро ванных атак заканчивалось взаимным поражением самолетов: сначала поражался самолет, вооруженный ракетой "Сайдуиндер" AIM-9L, а через несколько секунд поражался самолет, применивший ракету "Спэрроу" AIM-7F.

Учения выявили необходимость тактики ведения воздушного боя, при ко торой решающее значение придается наведению ракеты без непрерывного сопровождения цели радиолокационной станцией истребителя. Было показа но, что первые 15 с решают исход воздушного боя, в течение которых необ ходимо применить ракету и выйти из-под ответной атаки противника.

Одним из основных выводов учений была рекомендация вооружить ис требители управляемыми ракетами, имеющими эффективную дальность пус ка не менее 80 км и не требующими непрерывного радиолокационного сопровождения цели после пуска, что позволит истребителю избежать риска поражения ракетами с ИГС [35].

Рис. 3.1. Внешний вид ракеты AMRAAM AIM-120A.

AIM-120A AIM-120C Рис. 3.2. Схемы ракет AMRAAM AIM-120A и AIM-120С:

1 - антенна АРГС;

2 - блок электроники;

3 - инерциально-навигационный блок;

4 - неконтактный датчик цели;

5 - рулевые приводы;

6 - приемник линии радиокоррекции;

7 - двигатель;

8 - боевая часть;

9 - передатчик и батареи электропитания.

Рис. 3.3. Схема наведения ракеты AIM-120:

1- командно-инерциальное наведение;

2 - инерциальное наведение;

3 - дальность автономного наведения;

4 - активное самонаведение.

Анализ баланса военно-воздушных сил в Европе в середине 70-х годов, показывавший существенное численное превосходство тактической авиации ОВД над авиацией НАТО, приводил западных военных специалистов к выво ду о необходимости создания многоканального оружия класса "воздух - воз дух" и вооружения им всех существующих истребителей с возможностью размещения на них повышенных боекомплектов. Многоканальное оружие по зволяло противостоять численно превосходящему противнику меньшим ко личеством собственных самолетов.

Таким образом, к концу 70-х годов сложилась концепция оружия, расши ряющего тактические возможности авиационного комплекса за счет следую щих качеств:

- наведения ракеты без непрерывного сопровождения цели, что позволя ло истребителю в ряде случаев не пользоваться бортовой РЛС и осуществ лять отворот после пуска для выхода из-под ответной атаки. Если пуск ракеты осуществлен, когда цель уже находилась в пределах дальности дей ствия активной РГС, то в этом случае полностью выполняется принцип "пус тил и забыл";

- обеспечения повышенной скрытности действий, при которых сигналы излучений самолета-носителя сводятся к минимуму или полностью устраня ются, благодаря чему снижается вероятность воздействия радиоэлектронных помех противника на систему радиоуправления вооружением или примене ния им противорадиолокационных ракет;

- возможности пуска одновременно нескольких ракет по нескольким це лям при работе БРЛС в режиме обзора, позволяющем обеспечить многока нальность применения, подобно ракетам "Феникс" AIM-54, но для ракет значительно меньшей массы и более низкой стоимости;

- разрешения сложной проблемы совместимости ракеты с БРЛС самоле тов, имеющих различные параметры излучений.

Начало разработки ракеты AMRAAM с технико-экономическим обоснова нием проекта относится к 1976 г. Разработка осуществлялась на основе наи более целесообразной с точки зрения вооруженных сил США организации, состоящей в поэтапном конкурсе. Из пяти фирм (Рейтеон, Хьюз, Форд Аэро спейс, Дженерал Дайнемикс, Нортроп), участвовавших на первом этапе в ис следовании концепции и предварительной разработке, были выбраны две Рейтеон и Хьюз, которые продолжили разработку, участвуя в конкурсе на вто ром этапе. В период 1976 - 79 гг. были разработаны опытные образцы ракет, прошедшие к концу 1981 г. конкурсную оценку с облетами и испытательными пусками. Полная инженерная разработка с изготовлением 126 ракет для про граммы испытаний была завершена в 1988 г. [48].

Ракета AMRAAM AIM-120A выполнена по нормальной аэродинамической схеме, имеет калибр корпуса "7" (178 мм), длину 3,65 м, размах крыльев 533 мм, размах рулей 635 мм, стартовую массу 157 кг (рис. 3.2).

Ракета оснащается двухрежимным РДТТ, в котором используется мало дымное топливо типа НТРВ [4].

Особенностью компоновки ракеты является использование легкосъемных треугольных крыльев малой площади, установленных близко к центру корпуса, и развитых хвостовых рулей, площадь которых значительно превосходит площадь крыльев. Такая компоновка обладает статической устойчивостью за счет момен та от закрепленных рулей и является статически неустойчивой при освобожден ных рулях. Балансировочные режимы характеризуются тем, что рули работают при положительных местных углах атаки и создают положительную подъемную силу, складывающуюся с подъемной силой крыла с корпусом. Для вывода раке ты на углы атаки не требуется преодоления шарнирного момента рулей приво дом. При освобождении рулей (снятии тормозного момента) ракета в силу неустойчивости сама выходит на углы атаки, а рули стремятся установиться по потоку. После достижения ракетой углов атаки, соответствующих заданной пе регрузке, рули затормаживаются приводом.

Данная особенность использована как способ минимизации энергопо требления приводом. Другим примененным на ракете способом снижения энергозатрат на управление рулями является использование в рулевом при воде самотормозящейся передачи в виде шариковой пары "винт - гайка".

Отмеченные технические решения, а также применение в рулевом приво де электродвигателей с высокой удельной мощностью позволили решить в ракете AMRAAM проблему управления аэродинамическими рулями большой площади при минимальных размерах рулевого отсека, содержащего привод и источники электропитания.

Система неведения ракеты строится на базе использования активной ра диолокационной головки самонаведения и командно-инерциального управле ния.Активная РГС работает в едином с БРЛС носителей частотном диапазоне Х (3 см). Выбор этого диапазона был сделан исходя из требований обеспече ния пассивного наведения на помехи БРЛС своим самолетам-носителям. В АРГС используется генератор зондирующего сигнала с использованием ЛБВ, имеющий выходную мощность 500 Вт. Дальность захвата АРГС цели с ЭПР = 3 м2 составляет 16…18 км [32, 49].

Все функции обработки РЛ-информации, фильтрации, формирования инерциального базиса и управления осуществляются единой многопроцес сорной БЦВМ. Элементы системы управления, включая АРГС, инерциальный блок, БЦВМ, источники питания, интегрированы в единый аппаратурный блок, что позволило рационально использовать вычислительные возможности БЦВМ и создать компактный отсек управления с возможностями его даль нейшей миниатюризации.

Приемник сигналов коррекции выполнен в виде отдельного малогабарит ного блока, расположенного в хвостовой части ракеты и связанного с отсеком управления витой парой.

На ракете используется радиолокационный взрыватель и боевая часть массой 22 кг стержневого типа с несвязанными стержнями [4].

Для ракеты AMRAAM предусмотрены три четко различимых этапа наве дения (рис. 3.3): командно-инерциальный, автономный инерциальный и активный по информации от АРГС на конечном участке траектории [50].

Сумма автономного инерциального и активного участков определяет дальность полностью автономного наведения.

После выбора летчиком цели для атаки данные о ее координатах автома тически подаются в инерциальный блок ракеты. До момента пуска ракеты для самолета и ракеты используется общая инерциальная система отсчета коор динат. После пуска ракеты последующее местоположение цели известно только на самолете. Если цель продолжает полет без маневрирования, раке та будет лететь в инерциальном режиме наведения до подхода к цели на дальность включения АРГС. Если же цель начнет маневрировать, то инфор мация о ее координатах, находящаяся в запоминающем устройстве ракеты, корректируется с самолета-носителя. Это производится путем использования низкоуровневых боковых лепестков излучения самолетной БРЛС управления вооружением.

Командно-инерциальная система наведения обеспечивает возможность одновременного наведения до восьми ракет на восемь различных целей.

Время, оставшееся до включения АРГС ракеты, отображается на индикаторе летчика, позволяя ему после захвата цели прекратить коррекцию данных о цели и отвлечься от процесса атаки, например, для совершения маневра ук лонения от ракеты противника.

Если в какой-то момент цель окажется в положении, когда для нее исклю чена возможность выйти из зоны захвата головкой самонаведения ракеты, самолет-носитель может прекратить коррекцию данных о цели и ракета про должит полет с инерциальным наведением до достижения дальности захвата АРГС. Таким образом, инерциальный участок сложится с участком активного наведения, увеличив полную дальность автономного наведения.

Режим работы АРГС выбирается в зависимости от условий полета цели.

При атаке удаленных целей в верхней полусфере наилучшим является ре жим с высокой частотой повторения импульсов, а для атаки целей в нижней полусфере предпочтительным является импульсно-доплеровский режим со средней частотой повторения импульсов.

Указанные режимы используются при атаке "чистых" (не прикрытых поме хами) целей. Если противник пользуется для самоприкрытия средствами по давления БРЛС, пуск ракеты может быть произведен в режиме пассивного наведения на радиолокационную помеху. В течение времени своего полета ракета может включаться в этот режим и выключаться из него несколько раз.

При атаках целей с малых дальностей ракета пускается в режиме немед ленного включения в работу АРГС. Этим обеспечивается режим полностью автономного наведения.

Использование ракетой рассмотренных режимов применения предпола гает наличие на самолете-носителе вычислительного устройства, моделирующего процесс наведения ракеты и работу ее бортовых систем, определяющего необходимость посылки на ракету сигналов коррекции и формирующего информацию для принятия летчиком решений по пилотиро ванию самолета после пуска ракет.

Взаимодействие системы управления ракеты и бортовых систем носителя строится, исходя из концепции ведения воздушного боя, сформированной в процессе учений AIMVAL/ACEVAL, согласно которой самолет, пустивший ра кету в условиях боя, не должен обеспечивать радиолокационное сопровож дение цели в течение всего времени наведения ракеты, а стремиться как можно раньше перевести ее в режим автономного инерциально-активного наведения и выйти из-под ответной атаки противника. С ракеты на носитель может поступать так называемая "тактическая телеметрия" о режимах работы систем ракеты, например, о факте захвата цели АРГС.

Основные данные ракеты AIM-120A Длина - 3,65 м. Взрыватель - активный радиолокационный.

Диаметр - 178 мм. Наведение - командно-инерциальное +АРГС.

Размах оперения - 0,63 м. Двигатель - РДТТ.

Масса - 157 кг. Дальность пуска - 50 км.

Боевая часть - 22 кг, осколочная стержневая.

Сразу после принятия на вооружение в 1989-90 гг. ракеты AMRAAM AIM 120A были начаты работы по ее модернизации.

В модификации AIM-120В усовершенствованы система наведения и уро вень помехозащищенности, введен дополнительный пассивный режим наведе ния, внедрено программное обеспечение более высокого уровня.

В модификации AIM-120В+ сокращена на 127 мм длина головного отсека за счет уменьшения объема электронных блоков и повышения степени интеграции.

На этот же размер увеличена длина РДТТ при сохранении прежней длины ракеты.

Модификации AIM-120В и AIM-120В+ предназначены для поставок на экспорт.

Начиная с 1991 г., выполняется программа Р3I (Preplanned Product Improvement Program) - дальнейшего поэтапного коренного усовершенствования ракеты AMRAAM.

Модификации AIM-120С (с дополнительными номерами), разрабатывае мые по этой программе, характеризуются уменьшенным размахом крыльев (до 445 мм) и рулей (до 447 мм) для возможности внутрифюзеляжного раз мещения на самолете F-22 (см. рис. 3.2). Выделяются следующие этапы про граммы, их стоимость и содержание:

Этап 1. 1991 - 95 гг., стоимость 101 млн долл. Изменения в аэродинамике и конструкции (уменьшен размах крыльев и хвостовых рулей для возможно сти внутреннего размещения), усовершенствования системы управления, применение сигнального процессора - модификация AIM-120С3. Оснащение улучшенным двигателем и более эффективной БЧ - модификация AIM-120С (11-я партия). Стоимость ракеты 11-й партии - 340 тыс. долл.

Этап 2. 1995 - 98 гг., стоимость 240 млн долл. Повышение помехозащищен ности, изменения в конструкции боевой части и взрывателя, укорочение отсеков управления и рулевых приводов, увеличение на 5 дюймов длины двигателя модификация AIM-120C5 (12-я партия). Стоимость ракеты 12-й партии снижена до 229 тыс. долл. [9]. В течение ближайших десяти лет предполагается продажа в другие страны еще порядка 10 000 ракет AIM-120C5 с увеличенным двигате лем.

Этап 3. 1998 - 2004 гг., стоимость 250 млн долл. Блок наведения на новой технологической основе, язык программирования высокого уровня, усовер шенствование АРГС и радиоэлектронной защиты, возможность поражения новых типов целей - модификация AIM-120C6. На этом же этапе будет раз работана, по существу, новая ракета модификации AIM-120C7, которую пла нируется продемонстрировать в 16-й партии в IV кв. 2003 г.

Разработка усовершенствованной линии передачи данных является од ной из важнейших составляющих работ по программе P3I, на которые выде ляются значительные средства. Ракеты AIM-120C (с последующими номерами), модернизированные по программе Р3I, имеют новую линию пе редачи данных.

Началась подготовка четвертого этапа программы Р3I усовершенствова ния ракеты. В результате будет создана модификация AIM-120C8, получив шая обозначение ERAAM (Extended Range Air-to-Air Missile) [4].

Ракета ERAAM разрабатывается на основе интеграции возможностей предыдущих модификаций и применения нового двухимпульсного РДТТ.

Двухимпульсная программа тяги двигателя должна предотвратить выход ра кеты на недопустимые по кинетическому нагреву скорости полета и увели чить баллистические дальности пусков при оптимальном управлении паузой между импульсами.

ВВС США финансируют программу модернизации АРГС с целью оснаще ния ее встроенным пассивным каналом (Passive Adjunct Seeker Antenna) в диапазоне частот излучений БРЛС истребителей противника [4]. В систему управления планируется внедрить коммерческий процессор Power PC фирмы Моторола, что обойдется дешевле, по сравнению со специализированным процессором, выполняемым на заказ.

Ракета ERAAM рассматривается как возможная альтернатива ракете FMRAAM или как переходная модель на пути к ее созданию. Все перспектив ные технологии в части системы наведения, предусмотренные для ракеты FMRAAM (см. подразд. 3.2), будут использоваться и для ракеты ERAAM.

В отличие от ракет с КРПД, ракета ERAAM имеет меньший поперечный габаритный размер, такой же, как на модификации AIM-120C, определяемый размахом руля 447 мм, что полностью отвечает требованиям внутрифюзе ляжного размещения на перспективном истребителе F-22.

Фирма Рейтеон в рамках программы Р3I разрабатывает способ обеспече ния пуска ракет с большим смещением линии визирования от оси самолета HOBS (High Off-Boresight) с тем, чтобы ракета могла более полно использо вать возможности БРЛС и ИК-системы с большим углом обзора. Начались летные испытания модификации такой ракеты в испытательном центре авиа базы Эглин ВВС США. Разработка модификации HOBS не требует внесения изменений в подсистемы ракеты, а использует только модифицированное программное обеспечение системы управления полетом для расширения возможности маневрирования с разворотом в сторону или назад относитель но направления полета носителя.

По мнению представителей фирмы Рейтеон, с переходом к самолетам с системами кругового обзора и аппаратурой с более высокими возможностями получения и обработки информации выдвигается задача обеспечения боль шей маневренности ракет и возможности приема целеуказания от внешних источников. Таким образом, ракеты линии AIM-120С будут встраиваться в систему, реализующую новые тактики групповых воздушных боев, соответст вующие NCW-технологии ведения боевых действий.

3.2. Проект ракеты FMRAAM (США) Проект ракеты FMRAAM представляет собой конкурсную разработку по программе ракеты большой дальности BVRAAM. Разработка осуществлялась при широкой международной кооперации с участием фирм:

- Рейтеон Системз Лимитед (RSL) - основной контрактант, комплексиро вание систем;

- Рейтеон Миссайл Системз - АРГС;

- Шортс Миссайлз Лимитед (SMS) (Великобритания) - проектирование, разработка и изготовление подсистем ракеты, испытания систем управления и электронного оборудования;

- Томсон Торн Миссайл Электроникс (Германия) - неконтактный датчик цели и его сопряжение с боевой частью;

- DIEHL (Германия) - боевая часть, предохранительно-исполнительный механизм;

- Аэроспасьяль Миссайл (Франция) - ПВРД;

- Атлантик Рисерч Корпорейшн - твердотопливный стартовый двигатель и сопряжение его с ПВРД;

- Фоккер Спесиал Продактс - рулевой привод.

Технические подходы к созданию ракеты FMRAAM и ее ключевые осо бенности изложены менеджером программы BVRAAM фирмы Рейтеон Миссайл Системз доктором Дональдом М. Таргоффом [6] и состоят, в основном, в следующем.

Программа BVRAAM - это программа с фиксированной ценой, которая предусматривает разработку, испытания, производство и поддержку эксплуа тации ракеты. Для выполнения данного требования в ракете FMRAAM объе динены проверенная практикой технология системы наведения, взрывателя и боевой части ракеты AMRAAM последних модификаций с новой технологией комбинированного ракетно-прямоточного двигателя (рис. 3.4). Этот подход минимизирует затраты на разработку, испытания, производство и эксплуата цию ракеты. Использование компонентов AMRAAM упрощает проблемы на чала производства и уменьшает технический риск разработки. Для ракеты FMRAAM будет использоваться вспомогательное оборудование, имеющееся в семнадцати странах для ракеты AMRAAM, и она будет использоваться со всех самолетов, использующих ракеты AMRAAM.

Внешние геометрические размеры ракеты ограничены тем, что она долж на соответствовать форме истребителя "Еврофайтер" и поэтому должна быть близка к размерам ракеты AMRAAM. Если объединить это требование с тре бованиями большой дальности пуска, то решение может быть достигнуто только при использовании КРПД.

В ракете FMRAAM электронный блок ракеты AMRAAM будет повторно пе рекомпонован (но не перепроектирован) и уменьшен по длине, чтобы осво бодить место для большего количества топлива.

Рис. 3.4. Ракета FMRAAM как эволюция ракеты AMRAAM:

1 - РДТТ;

2 - рулевые приводы;

3 - односторонняя cинхронная линия передачи данных;

4 - изме нения для FMRAAM;

5 - укороченный блок электроники;

6 - топливный бак;

7 - бессопловой ус коритель;

8 - двусторонняя асинхронная линия передачи данных;

9 - рулевые приводы, другая форма рулей.

Разработка прямоточного двигателя требует компромисса между скоро стью на ближней дальности и максимальной дальностью пуска. Ускоритель должен быть достаточно мощным, чтобы ракета набрала скорость, достаточ ную для запуска прямоточного двигателя. Как только это выполнено, может быть определен запас маршевого топлива и оценены максимальные дально сти пуска ракеты, обеспечиваемые двигателем. Дополнительное улучшение характеристик двигателя и ракеты при пусках с малых дистанций может быть достигнуто, если окажется возможным полностью использовать все топливо.

Поскольку двигатель не имеет трубы газовода, то нет традиционного объ ема для размещения приводов управления рулями. Система приведения в действие рулей должна быть расположена в обтекателях за окончанием кон струкции собственно воздухозаборников. Требуется специальный механизм, чтобы передать вращение на верхние аэродинамические рули вокруг корпуса двигателя.

Воздухозаборники двигателя должны иметь крышки с обеих сторон.

Внешние крышки устраняют возможность попадания посторонних предметов в воздухозаборники и уменьшают аэродинамическое сопротивление ракеты в подвеске под самолетом. Внутренняя крышка располагается там, где воздух входит в камеру ускорителя. Эта крышка должно быть прочная и герметичная в течение всего времени работы ускорителя. После отработки ускорителя внутренние и внешние крышки открываются и воздух поступает в освободив шуюся камеру ускорителя, выполняющую роль камеры сгорания прямоточно го двигателя.


Канал двухсторонней асинхронной линии передачи данных является важ нейшим элементом для этой ракеты. Самолет-носитель или другой взаимо действующий объект посылают по этой линии данные о цели на ракету во время ее полета, обновляя информацию о положении цели. Кроме того, су ществуют ошибки прицеливания и пусковой установки, а также дрейф инер циальной системы ракеты, возрастающий по времени. Передача сообщений в процессе полета корректирует ракету и значительно уменьшает размер об ласти обнаружения цели, которая должна быть захвачена РГС ракеты. По обратному каналу передачи данных с ракеты на самолет-носитель передает ся информация от бортовых систем ракеты в реальном времени.

Важным качеством РГС является способность наводиться на цели, кото рые создают помехи. Так как почти все БРЛС истребителей работают в диа пазоне X (длина волны 3 см), это вынуждает использовать РГС, работающую на близкой к БРЛС самолета частоте, иначе РГС ракеты должна быть более сложной, мультиспектральной.

Для выполнения требований по всеракурсному применению и пораже нию низколетящих целей в дополнение к стандартному режиму высокой частоты повторения в АРГС ракеты дополнительно введен режим средней частоты повторения. С использованием сложной обработки сигнала в АРГС ракета может отслеживать и поражать цели в условиях сильных по мех и применения передовых контрмер. Все ракеты идентичны в части ис пользования АРГС полной отведенной полосы частот, при этом не возникает никаких проблем с селективностью. Ракеты, запущенные против целей в составе группы, используют автономную обработку информации, чтобы обеспечить выбор своей цели.

Другие ключевые особенности ракеты включают оптимальные алгоритмы наведения, чтобы максимизировать дальность и повысить вероятность пора жения цели.

На ракете применяется радиолокационный взрыватель с высоким разре шением с алгоритмами программного обеспечения в реальном времени для выбора наилучшей точки подрыва.

Ожидаемые новые качества ракеты BVRAAM, создаваемой на основе раз вития ракеты AMRAAM, показаны в табл. 3.1.

Конструктивная схема ракеты FMRAAM представлена на рис. 3.5.

Ракета оснащена КРПД на жидком топливе, имеющем два воздухозабор ника, расположенных снизу в плоскости рулей. На хвостовой части двигателя размещены рули со своими рулевыми приводами, электробатареями и вто ричным источником питания.

Двигатель ракеты имеет стартовую (разгонную) ступень с зарядом твер дого топлива и маршевую ступень, использующую в качестве топлива керо син. В вытеснительной системе, обеспечивающей поступление распыленного керосина в камеру сгорания, используются пороховые газы от специального газогенератора и мягкий вытеснительный мешок, отделяющий газы от керо сина. Поступление в камеру сгорания необходимого по условиям полета ко личества керосина обеспечивается регулятором расхода, размещенного перед камерой сгорания.

При разработке ракеты FMRAAM соблюдается принцип преемственно сти с предыдущими образцами ракет серии AMRAAM. У ракеты FMRAAM будет унифицировано до 73% блоков и до 96% аппаратуры с ракетами пре дыдущих образцов. Фактически ракеты FMRAAM и AMRAAM будут образо вывать модульную систему ракет, отличающихся типом двигательной установки.

Система наведения ракеты FMRAAM будет повторять системы наведения последних образцов ракет AMRAAM: AIM-120C7, AIM-120C8 ERAAM. К мо менту окончания разработки система наведения будет содержать многоре жимную пассивно-активную РГС, двухстороннюю линию передачи данных и систему управления от взаимодействующих авиационных средств, включая самолеты системы AWACS.

Принятие на вооружение ракеты FMRAAM запланировано на 2008 г.

[14, 15].

Т а б л и ц а 3. Область Содержание совершенствования совершенствования Навигация - внешний источник навигационной информации;

- высокоточная бортовая навигационная система Передача данных - прием данных от многих источников;

- адаптивная защищенная VLPI асинхронная связь;

- канал передачи данных от датчиков ракеты для объе динения в сеть Двигатель - возможность регулирования скорости;

- расширенные ГЗВП во всем диапазоне ведения боя;

- поражение целей без ограничения их перегрузок Система наведения - управление энергией излучения (А/C);

- способность использования излучения противника;

- предпочтительное скрытное применение;

- командное переключение;

- установление приоритетной цели, опознавание цели Помехозащищенность - расширенный диапазон обнаружения цели;

- выбор точки прицеливания с высокой точностью;

- высокая помехозащищенность;

- эффективное действие по всем целям;

- вероятность поражения цели более 0, Прочее - развитие на режим ПРО Рис. 3.5. Конструктивная схема ракеты FMRAAM:

1 - антенный блок ГСН;

2 - электробатареи;

3-– передатчик;

4 - электронный блок;

5 - гирои нерциальный блок;

6 - радиовзрыватель;

7 - БЧ;

8 - КРПД;

9 - рулевой привод с энергоблоком;

- антенны системы радиокоррекции;

11,12, 13 - передний, средний и задний бугели.

Основные данные ракеты FMRAAM Длина - 3,65 м. Наведение - инерциальное с 2-сторонней линией передачи Диаметр - 178 мм. данных +АРГС с пассивным режимом.

Размах оперения - 0,626 м. Двигатель - КРПД на жидком топливе маршевой ступени.

Масса - 185 кг. Дальность пуска - более 100 км.

Боевая часть - 22 кг.

Взрыватель - радиолокационный.

3.3. Проект ракеты "Метеор" (Европа) Ракета "Метеор" была принята к разработке по программе BVRAAM груп пой фирм, возглавляемой Бритиш Аэроспейс, в 1996 г. в качестве оружия ХХI в.

для перспективного европейского истребителя "Еврофайтер" и для вооруже ния истребителей "Рафаль" фирмы Дассо и JAS-39 "Грипен" фирмы SAAB.

В основу ее проектной концепции был положен конструктивный задел по проработкам ракет S-225R, S-225XR этой же фирмы и франко-германский проект ракеты А3М, в работах по которым приняли участие фирмы Швеции, Италии, Испании.

В 1999 г. был образован консорциум "Метеор" под руководством фирмы MBD (Великобритания). Произошло слияние европейских разработок S 225XR и А3М с целью противостояния конкурирующему американскому про екту ракеты FMRAAM [15, 16].

На заключительном этапе конкурса сложилась следующая кооперация фирм - разработчиков ракеты:

- MBDА (Великобритания) - основной контрактант, общее руководство раз работкой ракеты, комплексирование;

- GEC-Маркони (Великобритания) - активная РГС на базе модернизиро ванной АРГС ракеты MICA;

- Диль (Германия) - боевая часть;

- SAAB Бофорс Дайнэмикс (Швеция) - неконтактный взрыватель;

- Брайен Хеми (Германия) - субконтрактант по разработке двигательной установки, маршевый прямоточный двигатель твердого топлива, система ре гулирования и контроля;

- Ройал Орднанс Рокет Моторс (Германия) - стартовый бессопловой ра кетный двигатель твердого топлива;

- Протак - системы поджига двигателя и предохранения;

- Боинг (США) - интегрирование систем.

В разработке принимают участие фирмы: французская MATRA, итало британская Алениа Маркони Системз, германская DASA, испанские EADS CASA и Индра Системз.

Осуществление проекта ракеты "Метеор" вступило в решающую фазу в мае 2000 г., когда МО Великобритании по результатам конкурса выбрало для своих самолетов "Еврофайтер" именно эту ракету, а не американский вари ант FMRAAM. Ракета "Метеор" выбрана также Францией, Германией, Итали ей, Испанией, Швецией для оснащения своих истребителей.

После заключения МО Великобритании контракта стоимостью 1,85 млрд долл. с фирмой MBDA на реализацию проекта ракеты "Метеор" создание этой ракеты перешло на этап полномасштабной разработки.

Долевое участие европейских стран в программе "Метеор" составляет:

Великобритания - 34,6%, Германия - 21%, Франция - 12,4%, Испания и Шве ция - по 10%.

Основной контрактант по программе "Метеор" фирма MBDA в течение по следних двух лет затратила на предварительные работы 102 млн долл. соб ственных средств.

Фирма MBDA планирует использовать ракету "Метеор" как основное средство в конкурентной борьбе с американской фирмой Рейтеон за рынки вооружений.

Однако, по мнениям экспертов, фирма MBDA может добиться успеха только в том случае, если ей удастся убедить в превосходстве своих ракет не только европей ские, но и американские ВВС. Если ракетами "Метеор" будут вооружаться только европейские самолеты, то они обречены на неизменно второе место после амери канских ракет семейства AMRAAM в мировом рейтинге продаж.

Тем не менее, программа "Метеор" является одним из крупнейших воен ных проектов Европейского Союза и нацелена прежде всего на создание не зависимого от США европейского промышленного и научного потенциала управляемых ракет.

Предполагается, что поставки ракет "Метеор" могут начаться в 2008 г.

Производство более 2500 ракет оценивается в сумму 3,4 млрд долл. [51].

Разработка ракеты "Метеор" проводилась в соответствии с требованиями МО Великобритании SR(A) 1239. В разработке ракеты "Метеор", так же, как и в разработке ракеты FMRAAM, проявляется стремление обеспечить ее двой ное назначение, объединив качества ракет средней и большой дальностей.

Ракета "Метеор" (рис. 3.6) выполнена по нормальной несимметричной аэ родинамической схеме с КРПД на твердом топливе маршевой ступени с дву мя подфюзеляжными воздухозаборниками прямоугольного сечения. Ракета имеет диаметр 178 мм, длину 3657 мм (как у ракет AMRAAM), размах рулей менее 629 мм.

Конструктивная схема ракеты "Метеор" представлена на рис. 3.7 [15].

Рис. 3.6. Геометрическая схема ракеты "Метеор" (в окончательном варианте крылья убраны, размах рулей уменьшен).

Рис. 3.7. Компоновка ракеты "Метеор" и состав ее агрегатов:

1 - АРГС;

2 - неконтактный датчик цели;

3 - блок батарей;


4 - КРПД;

5 - рули;

6 - механизм ру левых приводов;

7 - блок связи;

8 - БЧ;

9 - блок электроники и питания;

10 - инерциальный из мерительный блок;

11 - обтекатель.

Система наведения ракеты создается на основе использования пассивно активной РГС, инерциальной системы управления и двухсторонней линии пе редачи данных.

Разработка пассивно-активной РГС ведется на базе модернизации АРГС ракеты MICA EM (и ЗУР ASTER) фирмы GEC-Маркони. Эта АРГС работает в диапазоне частот J (10…20 ГГц, длина волны около 1,5 см). Возможными на правлениями модернизации АРГС являются совершенствования структуры зондирующего сигнала и использование двухдиапазонного режима работы, вероятно, с введением кратного 3-см диапазона для пассивного наведения на излучения целей.

Рассматривается также вариант АРГС фирмы DASA, разрабатывавшейся для ракеты А3М. Эта АРГС работает в диапазоне частот К (28…40 ГГц, длина волны около 8 мм), средняя мощность излучения 400 Вт, расчетная даль ность захвата цели с ЭПР 3 м2 составляет 30 км [18, 19].

Особенностью системы управления является применение на среднем участке траектории двухсторонней линии передачи данных. По этой линии производится прием уточненных кинематических параметров цели, вычис ленных БРЛС самолета-носителя, для формирования на их основе на борту ракеты математической модели объекта поражения и обратная передача на носитель (или в единую сеть) данных от бортовых систем ракеты. По этой же линии на ракету в процессе ее полета к цели могут поступать скорректиро ванные данные целеуказания от взаимодействующих самолетов, информа ционно связанных с ней посредством единой NCW-сети, создаваемой в соответствии с развитием в западных странах централизованно-сетевой тех нологии обеспечения боевых действий (NСW) [24].

В системе наведения используются блоки инерциальной системы, вклю чая волоконно-оптические гироскопы, разработанные для европейской раке ты ASRAAM [25].

На ракете применена боевая часть несущего типа, близкая по массе к боевой части ракеты AMRAAM.

Ракета оснащается комбинированным ракетно-прямоточным двигателем с твердотопливным прямоточным контуром. Два подфюзеляжных нерегули руемых воздухозаборника расположены снизу в плоскостях рулей. Четыре руля установлены у заднего среза ракеты: два верхних - непосредственно на корпусе двигателя и два нижних - на обтекателях, находящихся в следе воз духозаборников. Верхние рули имеют утолщения для подшипников узла по ворота. Под обтекателями располагаются рулевые приводы, энергоблоки, антенны и приемопередающая аппаратура линии передачи данных. На кор пусе двигателя расположены три бугеля механической стыковки с пусковым устройством. Конфигурация и расположение бугелей такие же, как у ракеты AMRAAM. В первоначальном варианте ракета имела два верхних крыла, кре пящихся на корпусе двигателя с помощью устройств типа "ласточкина хво ста".

Двигатель представляет собой сочетание разгонного РДТТ и маршевого ПВРД с высокой степенью интеграции элементов конструкции. Стартовый за ряд твердого топлива располагается в камере бессоплового РДТТ. В газоге нераторе размещается высокоэнергетичное маршевое твердое топливо.

После выгорания стартового топлива и достижения ракетой скорости полета, достаточной для запуска маршевой ступени, продукты газификации маршево го топлива через регулирующее устройство поступают из газогенератора в освободившуюся камеру стартовой ступени, где происходит их дожигание с использованием кислорода воздуха. Регулятор расхода маршевого топлива позволяет изменять количество горючих газов, поступающих в камеру сгора ния в восьмикратном размере.

Двигатель спроектирован при ведущей роли фирмы ВС по техническим требованиям, сформулированным фирмой MBD в декабре 1996 г. При разра ботке двигателя использован двадцатилетний опыт работ фирмы ВС по РДТТ и РПД и участие в программах:

- EFA - экспериментальный РПД в калибре 240 мм;

- ANS - РПД для противокорабельной ракеты;

- AMPT - англо-немецкая разработка РПД для AMRAAM;

- A3M - Немецкая Национальная Программа по РПД для ракет средней дальности;

- DEM - Немецкая Национальная Программа для ракеты "Метеор".

На рис. 3.8 представлена рекламируемая No Escape Zone ракеты "Метеор" в сравнении с другими ракетами средней дальности. Эффектив ность ракеты "Метеор" в условиях воздушного боя в сравнении с эффектив ностью существующих ракет качественно иллюстрируется рис. 3.9.

Рис. 3.8. Расширение гарантированных зон возможных пусков ракеты "Метеор".

Рис. 3.9. Условная боевая эффективность ракеты "Метеор".

Для проведения испытаний основных компонентов ракеты Франция наме рена предложить открытый в 2001 г. полигон Шефрен (г. Саклей). Этот поли гон был специально построен для испытаний силовой установки с ПВРД ракеты класса "воздух - поверхность" ASMP.

Зарубежные специалисты считают, что ПВРД имеют тенденцию к загло ханию из-за быстрых изменений параметров воздушного потока в воздухоза борниках. На полигоне Шефрен станет возможным проведение исследований по влиянию этих изменений на допустимую область режимов полета ракеты без затрат на реальные летные испытания. Использование полигона должно привести к значительному уменьшению количества летных испытаний двига тельной установки, хотя и не позволит полностью отказаться от них. По мне нию специалистов, требования к ПВРД ракеты "Метеор" будут значительно более строгими, чем к ПВРД ракеты ASMP, и проверка характеристик двига теля является важнейшим пунктом разработки ракеты.

К испытаниям первого образца ракеты "Метеор" намечено приступить в 2008 г., принятие на вооружение ожидается к 2010 г. В случае удачного за вершения работы над ракетой руководство ВВС Великобритании планирует разместить заказ на производство около 1000 шт. [52].

Окончательный вариант ракеты "Метеор" был продемонстрирован на вы ставке "Ле-Бурже-2003" (рис. 3.10). Группа, работающая над этой програм мой, отделение Миссайл Системз фирмы MBDA и отделение Дайнэмикс фирмы SAAB Бофорс, внесла фундаментальное изменение в способ полета ракеты, что окажет существенное воздействие на ее функционирование.

Рис. 3.10. Полноразмерная модель УР "Метеор" в экспозиции фирмы MBDA на выставке "Ле-Бурже-2003".

Новая конфигурация ракеты не имеет крыльев, является более гладкой и более оптимальной по сравнению со всеми ранее продемонстрированными вариантами. Специалисты фирмы MBDA установили, что концепция создания подъемной силы корпусом без крыльев, впервые осуществленная в програм ме ракеты ASRAAM, дает ракете "Метеор" ряд весьма существенных пре имуществ. Из конструкции ракеты удалены практически ненужные несущие поверхности, а размеры хвостовых рулей немного уменьшились. Корпус вход ного диффузора ПВРД стал более обтекаемым и в задней части сужается в направлении к корпусу ракеты. Ракета будет совершать полет с выполнением разворота по крену на маршевом участке. На конечном этапе полета ее новая конструкция и сложная система управления полетом обеспечат мгновенный переход к управлению со скольжением и разворотом.

Дальнейшее развитие конструкции ракеты определяется результатами пред варительного обзора проекта (PDR), который состоялся в 2003 г. после подпи сания в декабре 2002 г. контракта на разработку с фиксированной ценой 2, млрд долл. Контракт подписал заготовительный орган МО Великобритании DPA (Defence Procurement Agency) от имени правительств Франции, Германии, Ита лии, Испании, Швеции, Великобритании. Обзор PDR подтвердил, что новая бес крылая аэродинамическая компоновка является весьма прогрессивной.

После утверждения обзора PDR фирма MBDA начала подготовку к созда нию натурного образца для испытаний на совместимость с самолетом. Пре дусматривается также создание модели ракеты в уменьшенном масштабе для испытаний в аэродинамической трубе, запланированных на осень 2003 г.

При отработке программного обеспечения фирма MBDA намерена исполь зовать технологию ракеты ASRAAM. Важным контрольным рубежом станут испытания ПВРД ракеты с имитированием условий полета в аэродинамической трубе, запланированные на вторую половину 2004 г.

Первый пуск ракеты "Метеор" должен состояться в середине 2005 г. Он должен быть проведен со шведского истребителя "Грипен" над полигоном Видсель на севере Швеции [46].

Основные данные ракеты "Метеор" Длина - 3,65 м. Наведение - инерциальное с двухсторонней ли Диаметр - 178 мм. нией передачи данных +пассивно-активная РГС.

Масса - 185 кг. Двигатель - КРПД на твердом топливе маршевой Боевая часть - осколочно-фугасная, масса 22 ступени с глубиной регулирования 8.

кг. Максимальная дальность - более 100 км (125… Взрыватель - радиолокационный или лазерный. 150 км).

Разработчиками ракеты "Метеор" предусматривается ее дальнейшее со вершенствование в направлениях использования в АРГС перспективных форм зондирующего сигнала и введения двойного частотного диапазона, по вышения поражающего действия боевой части, использования других усо вершенствований, которые могут появиться в будущем.

3.4. Ракеты "Дерби" (Израиль), V4 R-Darter (ЮАР) Ракета "Дерби" средней дальности с АРГС разрабатывалась израильской фирмой Рафаэль совместно с фирмой Кентрон ЮАР с конца 80-х годов. В 2001 г. ракета демонстрировалась на выставке в Ле-Бурже. Ракета принята на вооружение ВВС Израиля (самолеты "Кфир", F-16C/D) и некоторых других стран. Существует большой потенциальный рынок сбыта ракеты в Южной Америке, так как США отказывают экспортировать в этот регион ракеты AMRAAM.

Ракета "Дерби" (рис. 3.11) выполнена по схеме "утка" с рулями сравни тельно большой площади и расположенными на хвосте стабилизаторами, ус тановленными на вращающейся обойме. За АРГС размещён отсек рулевого привода, обеспечивающий управление ракетой по трём каналам. Аппаратур ный отсек содержит блоки обработки сигналов АРГС, электроники, инерци ального наведения, взрыватель.

Система наведения – комбинированная, содержит АРГС, инерциальную систему и линию передачи данных. Система помехозащищённости выполне на на современном уровне и может быть перепрограммирована для защиты от новых видов помех. Целеуказание может осуществляться от БРЛС, тепло пеленгатора или нашлемной системы целеуказания. Заявленная максималь ная дальность пуска ракеты составляет 63 км.

Рис. 3.11. Ракета "Дерби":

1 - АРГС;

2 - блок электроники;

3 - инерциальный измерительный блок;

4 - боевая часть;

5 - двигатель;

6 - хвостовое оперение;

7 - неконтактный взрыватель;

8 - рули;

9 - обтекатель.

Ракета "Дерби" предлагается в настоящее время на экспортном рынке для применения в качестве ЗУР. Предполагается разместить боекомплект из четырех ракет на многоцелевом колесном автомобиле HMMWV фирмы АМ Дженерал (США), состоящем на вооружении израильской армии [32].

Ракета V4 R-Darter разработки фирмы Кентрон, являющаяся модификацией ракеты "Дерби", принята на вооружение самолетов ЮАР в 2000 г. Этой ракетой вооружаются самолеты ВВС ЮАР "Чита";

возможна поставка в другие страны, в том числе в Чили, для вооружения самолетов F-5E/F. Характеристики ракеты V R-Darter практически полностью повторяют характеристики ракеты "Дерби" [31, 53].

Основные данные ракет "Дерби", R-Darter Длина - 3,62 м. Взрыватель - неконтактный.

Диаметр - 160 мм. Наведение - инерциальное с линией Размах оперения - 0,64 м. передачи данных +АРГС.

Двигатель - РДТТ.

Масса - 118…120 кг.

Дальность пуска - 63 км.

Боевая часть - осколочно-фугасная, вес 11 кг.

3.5. Ракета PL-12 (SD-10) (КНР) Ракета PL-12 средней дальности разрабатывается авиационной промыш ленностью Китая параллельно с закупкой российских ракет РВВ-АЕ в ком плекте с самолетами Су-30 МКК.

Ракеты PL-12 (рис. 3.12) будут использоваться в качестве основного воору жения типа BVR китайских истребителей J-10 [54]. В экспортном варианте под обозначением SD-10 ракета будет использоваться для вооружения китайско пакистанского легкого ударного истребителя FC-1. Впервые ракета PL-12/SD- была представлена на натурном макете именно этого самолета.

Проект ракеты PL-12 реализуется при значительной российской поддержке.

Ракета имеет большое количество комплектующих российского происхождения, а ее характеристики во многом схожи с характеристиками ракеты РВВ-АЕ.

Ракета выполнена по нормальной аэродинамической схеме с плоскими хвостовыми рулями, несмотря на то, что прототипом этой ракеты служит рос сийская ракета РВВ-АЕ, имеющая решетчатые рули.

Диаметр ракеты PL-12 составляет 203 мм, длина - 3,85 м, масса - 180 кг.

Технологии используемых на ракете активной РГС, инерциального наве дения, линии коррекции и взрывателя разработаны в России.

Рис. 3.12. Внешний вид ракеты PL-12 (SD-10).

Ракетный двигатель твердого топлива разработан и изготовлен в КНР и имеет двухрежимный профиль тяги в отличие от однорежимного профиля тя ги ракеты РВВ-АЕ.

Ракета PL-12 может совершать полет к цели по навесной траектории, что обеспечивает более широкие зоны пусков в сравнении с российской ракетой РВВ-АЕ.

Разработка ракеты PL-12 продвинута достаточно далеко, и, по всей види мости, испытания этой ракеты уже состоялись [51, 53].

ЧАСТЬ АНАЛИЗ РЕАЛИЗУЕМОСТИ ОСНОВНЫХ ТЕНДЕНЦИЙ СОВРЕМЕННОГО РАЗВИТИЯ УР КЛАССА "ВОЗДУХ – ВОЗДУХ" 4. ПЕРСПЕКТИВНЫЕ ТЕХНОЛОГИИ, ИСПОЛЬЗУЕМЫЕ ПРИ СОЗДАНИИ И ЭКСПЛУАТАЦИИ РАКЕТ КЛАССА "ВОЗДУХ - ВОЗДУХ" 4.1. Направления технологического развития разрабатываемых ракет Можно выделить следующие новые технологии, практически внедряемые в существующие разработки ракет:

- применение бескрылых и малооперенных аэродинамических ком поновок по нормальной схеме с малыми значениями аэродинамического со противления и малыми запасами статической устойчивости (неустойчивых с освобожденным рулем) для достижения больших балансировочных углов атаки при положительных значениях подъемной силы рулей в балансировоч ных режимах;

- применение для ракет малой дальности комбинированных аэрогазо динамических систем 3-канального управления с интеграцией аэродина мических и газовых рулей в единых малогабаритных хвостовых отсеках с использованием общих электрических рулевых приводов с высокой удельной мощностью. Конструкции таких отсеков показаны на рис. 4.1. Применение 3 канального управления в ракетах этого типа в значительной мере связано с использованием матричных ФПУ в ИК-головках самонаведения, требующих для своей работы жесткой стабилизации крена;

- применение для перспективных ракет средней/большой дальности но вых типов двигательных установок - двухимпульсных ракетных двигате лей твердого топлива с управляемой паузой между импульсами и комбинированных ракетно-прямоточных двигателей;

- применение высокоточных инерциальных систем для наведения ра кет малой/средней и средней/большой дальностей в инерциальном и ко мандно-инерциальном режимах до захвата цели ГСН. Для повышения точности инерциальных систем в них используются волоконно-оптические гирометры. Возможно использование на ракетах средней/большой дальности информации от спутниковых навигационных систем для повышения дальности и точности инерциально-командных участков наведения и образования на ракетах, самолетах-носителях и взаимодействующих самолетах единых согласованных систем координат;

- высокая степень интеграции бортовых систем ракет средней/большой дальности с бортовыми системами самолетов носителей и взаимодействую щих средств при их объединении в общую информационную сеть за счет ис пользования двухсторонних асинхронных линий передачи данных.

Вопросам построения линий передачи данных "самолет - ракета - самолет взаимодействующие средства" придается особое значение. По неподтвер жденным данным, для их создания могут использоваться связные диапазоны и устройства;

3 Рис. 4.1. Конструкции интегрированных хвостовых отсеков аэрогазодинамического управления ракет:

1 - AIM-9X;

2 - IRIS-T;

3 - MICA;

4 - A-Darter.

- применение на ракетах средней/большой дальности активных РГС, имеющих пассивные режимы наведения на источник помех БРЛС своего самолета-носителя и на излучения БРЛС истребителей противника. Такие РГС могут быть как одночастотными (AMRAAM, FMRAAM), так и двухчастот ными с кратным отношением частот активного и пассивного каналов ("Ме теор"). За счет использования пассивных режимов в таких РГС могут быть решены вопросы помехозащищенности от совмещенных с целью помех и ра ботоспособности при мощных встречных излучениях, особенно при примене нии на самолетах БРЛС с АФАР;

- использование в АРГС режимов излучения СЧП, ВЧП, адаптируемых к условиям применения, сложных структур зондирующего сигнала и развитых методов цифровой обработки принятого сигнала для достиже ния высокой помехозащищенности участка активного наведения;

- применение практически на всех ракетах малой/средней дальности нового поколения ИГС с матричными (с количеством элементов 128 128 и 320 240) ФПУ и цифровой обработкой сигнала, обеспечивающих распознавание образа целей и их идентификацию, с большими (до +/-90°) углами отклонения координа торов (рис. 4.2). Развитие методов идентификации целей по заданным признакам позволит в перспективе решить актуальную для западных стран задачу снижения риска поражения самолетов союзников. Общая картина по основным характери стикам ИГС перспективных ракет представлена табл. 4.1;

Рис. 4.2. Формирование образа цели ИГС:

1 - УР ASRAAM (с отстройкой от ЛТЦ);

2 - УР IRIS-T;

3 - УР A-Darter.

- использование в системах наведения ракет (AMRAAM последних моди фикаций, ASRAAM) коммерческих процессоров взамен процессоров, раз рабатываемых на заказ, в целях снижения стоимости;

- миниатюризация бортовой аппаратуры ракет: головок самонаведе ния, инерциальных систем, рулевых отсеков, достигаемая за счет интеграции элементов аппаратуры, использования новой элементной базы, применения в системах управления единых многопроцессорных БЦВМ.

Т а б л и ц а 4. Характеристика AIM-9X ASRAAM IRIS-T A-Darter "Питон-5" На вооруж. На вооруж.

Состояние Испытания Испытания Испытания с 2002 г. с 2002 г.

Матрица Матрица Матрица Матрица Линейка Тип ФПУ 128128 128128 128128 232 двухспек тральная ± 90° в одной Углы отклоне ± 90° ± 80° ± 90° ± 100° ния координа- пл. + пов. по тора, град. крену Формирование Обеспечи- Обеспечи- Обеспечива- Обеспечива- Обеспечи образа цели вается вается ется ется вается Захват цели на траектории при " " " " " управлении от ИСУ Отдельные, наиболее интересные направления дальнейшего развития технологий ракет класса "воздух - воздух" представлены ниже.

4.2. Направления развития ГСН, предназначенных для действий по воздушным целям В развитии ГСН ракет класса "воздух - воздух" следует выделить ближ нюю и дальнюю перспективу.

Ближняя перспектива развития ГСН состоит в следующем:

- для радиолокационных ГСН в - создании пассивно-активных РГС для наведения в пассивном режиме на излучения станций помех БРЛС своего самолета и на излучения БРЛС самолетов противника. В активном режиме считается перспективным использование сложных структур зондирующего сигнала для повышения скрытности работы и помехозащищенности. Это на правление реализуется при создании последних модификаций ракет AMRAAM и перспективных ракет по программам FMRAAM, "Метеор";

- для инфракрасных ГСН - в создании матричных с количеством элемен тов в ФПУ до 128 128 и более ИГС с цифровой обработкой сигнала для по вышения помехозащищенности и распознавания цели, в том числе для идентификации цели "свой - чужой". Это направление реализуется при соз дании ракет ASRAAM, AIM-9X, IRIS-T и других перспективных ракет малой дальности и двойного назначения.



Pages:     | 1 || 3 |
 





 
© 2013 www.libed.ru - «Бесплатная библиотека научно-практических конференций»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.