Книга
← К списку книгЗагрузка разделов…
активнаАктивные записи участвуют в каталоге и синках. Неактивная книга скрыта, но не удалена из базы.
Книга
Предисловие
Противовоздушная оборона состоит из комплекса мероприятий и боевых действий по отражению нападения воздушного противника, защите центров и промышленноадминистративных районов страны, важных объектов и группировок войск. Решение этих задач возлагается на Военно-Воздушные Силы России.
Очевидно, что эффективное противодействие средствам воздушного нападения в настоящее время и в ближайшем будущем должно базироваться на развитой системе противовоздушной обороны и ее мобильной составляющей - истребительной авиации.
Потенциальные преимущества истребительной авиации заключаются в обеспечении больших рубежей перехвата, возможности прикрытия больших площадей территории страны, высокой степени мобильности и реакции по наращиванию средств ПВО для отражения угроз воздушного противника на наиболее опасных направлениях, что весьма актуально для России. Истребители относятся к наиболее развивающемуся классу боевых самолетов. Трудно перечислить все достижения в области аэродинамики, самолетостроения, радиолокации, электроники и во многих других областях науки и техники, воплощенные в конструкции и системах истребителя.
Следует согласиться с авторами книги, утверждающими, что от степени использования результатов научно-технического прогресса непосредственно зависят совершенство авиационной техники и эффективность ее применения. На протяжении всей истории развития отечественной истребительной авиации научные, технические и технологические достижения определяли уровень проводимых опытно-конструкторских работ по созданию образцов авиационной техники и возможности принимаемых на вооружение комплексов.
Глубокого обсуждения научно-технических разработок, проблем и тенденций развития истребительной авиации России в широких научных кругах открыто не проводилось. Представляемая книга заполнит этот пробел. Внимание читателей будет сосредоточено на боевом применении авиационных комплексов перехвата, на характеристиках оборудования, на функциональных возможностях авиационных систем. Эти аспекты впервые в открытой печати подверглись научному анализу, проведенному коллективом авторов, непосредственно участвовавших в разработках отечественной авиационной техники.
Предлагаемая книга отличается широтой охвата и глубиной рассмотрения научных и технических проблем. В ней освещаются принципы, заложенные в боевые комплексы и бортовые системы. Описана история создания авиационных комплексов перехвата, вооружения, средств обнаружения, наведения и управления. Рассказывается о разработчиках этой техники, о вкладе ученых и конструкторов в ее совершенствование. Читателям предоставляется возможность ознакомиться с техническими характеристиками самолетов, бортового специального оборудования, вооружения, автоматизированных систем управления боевыми действиями истребителей.
Рекомендуя предлагаемую монографию, полагаю, что она будет весьма полезна при изучении основ боевого применения истребителей-перехватчиков, функционирования бортовых систем, а также при анализе развития боевой авиации и научных проблем создания высокоэффективных авиационных комплексов. Книга содержит большой объем справочно-информационного материала, который крайне необходим для инженеров и военных специалистов.
Авторы создали книгу, необходимую и доступную широкому кругу читателей, интересующихся достижениями научно-технического прогресса в боевой авиационной технике.
Главнокомандующий ВВСгенерал армии
Корнуков
Развитие российской истребительной авиации определяется научно-техническим прогрессом
Из отзывов рецензентов
Большие успехи в развитии авиации и расширяющееся ее использование вызывают возрастание интереса к специальной научной и справочной литературе среди специалистов и многочисленных любителей авиации.
Предлагаемая вниманию читателей книга, созданная в Государственном научно- исследовательском институте авиационных систем совместно с другими российскими НИИ и КБ под научным руководством и редакцией академика Е. А. Федосова, уникальна тем, что впервые в нашей стране подготовлено издание, охватывающее огромный спектр вопросов - от развития способов боевого применения и организации боевых действий авиации ПВО до научных и технических достижений и разработок новейших комплексов наведения и перехвата.
Книга начинается с раздела о роли авиации в системе ПВО страны; убедительно и логично показан вклад истребительной авиации в решение насущных задач противовоздушной обороны в послевоенный период. Обоснованно раскрываются проблемы совершенствования организационной структуры, тактики и способов боевого применения истребительной авиации в решении сложнейших задач в различных условиях обстановки. Представлена единая система управления авиацией ПВО на всех этапах полета; описываются структура, назначение и состав технических средств; поднимаются вопросы взаимодействия авиационного комплекса с АСУ.
Приводятся общие научные и методические основы создания, развития и применения истребительной авиации; раскрываются методы исследования боевых возможностей и эффективности комплексов перехвата. Заслуживает внимания то, что авторы книги не только ставят проблемы расширения боевых характеристик и повышения эффективности вооружения, но и показывают их решение в работах ГосНИИАС и других научных организаций России; дается обоснование эффективности применения авиационных комплексов. Наглядно, в полном объеме приведены характеристики и показана эволюция требований к истребителям-перехватчикам. Заслужено и справедливо освещается роль ОКБ им. А. И. Микояна и ОКБ им. П. О. Сухого в создании авиации ПВО и в развитии авиации России в целом. Показан рост боевых возможностей истребителей, диапазонов высот и скоростей, зон возможных действий, параметров и характеристик вооружения, в том числе по этапам развитая авиации ПВО.
Книга весьма актуальна и своевременна, так как показывает и анализирует реальные боевые действия российских истребителей в локальных войнах и военных конфликтах, о чем в открытой печати до недавнего времени было не принято рассказывать, обобщает боевой опыт отечественной истребительной авиации.
В данном труде всесторонне рассмотрена реализация научно-технических достижений на борту каждого типа современных и новейших авиационных комплексов пе-
рехвата. Приведенные сравнительные оценки возможностей нашей авиации с самолетами ведущих мировых авиационных держав свидетельствуют о превосходстве нашей авиационной техники над зарубежной по многим техническим параметрам и боевым характеристикам.
Авторы книги предлагают и обосновывают пути и методы совершенствования систем управления как элемента единого совместно с самолетом комплекса при решении задач ведения боевых действий. Столь детальное рассмотрение АСУ актуально для современных интегрированных Военно-Воздушных Сил в связи с необходимостью привести всю имеющуюся и вновь создаваемую систему в единый орган управления.
Достаточно подробно представлена авиационная техника, состоящая на вооружении авиации ПВО в настоящее время. Квалифицированно и профессионально анализируются тактико-технические характеристики истребителей-перехватчиков 4-го поколения МиГ-31 и Су-27, их бортовые информационно-прицельные системы, системы управления вооружением, управляемое ракетное вооружение класса "воздух-воздух", рассматриваются способы и идеология боевого применения.
Больше трети объема книги посвящено перспективам развития авиационных систем и комплексов. В последнем разделе, отражающем результаты глубоких научноприкладных исследований, рассматриваются вопросы совершенствования бортовых информационных систем, автоматизации управления при решении различных задач, ведения боевых действий в сложной радиоэлектронной обстановке, использования интеллектуальных систем; большое внимание уделяется повышению бортового интеллекта перспективных истребителей для решения задач перехвата и воздушного боя.
Материалы книги подготовлены специалистами, принимавшими прямое участие в разработке, испытаниях и освоении истребителей разных поколений, их бортовых систем и систем управления боевыми действиями, что повышает полезность и значимость всей книги.
Книга представляет большой познавательный интерес по вопросам развития отечественной и зарубежной истребительной авиации. Научную ценность имеют также описание современных боевых алгоритмов, изложение способов, видов и методов ведения боевых действий и воздушных боев в различных тактических ситуациях, наличие обширного графического и справочного материала.
Книга интересна не только для читателей, имеющих отношение к авиации ПВО и се применению, и не только как изложение проблем становления и развития истребительной авиации. Монография полезна для широкого круга специалистов, занимающихся проблемами боевого применения авиации и обеспечивающих средств, в том числе для преподавателей, студентов и слушателей гражданских и военных ВУЗов, командного, летного и штурманского состава авиационных частей, а также для разработчиков конкретных систем и комплексов.
В. М. Кутахов, профессор, доктор технических наук, заслуженный деятель науки РФ генерал-лейтенантВ. М. Кутахов, профессор, доктор технических наук, заслуженный деятель науки РФ генерал-лейтенантА. Т. Силкин профессор, доктор военных наукА. Т. Силкин профессор, доктор военных наукС. А. Колядин профессор, доктор технических наук,
В. М. Кутахов, профессор, доктор технических наук, заслуженный деятель науки РФ генерал-лейтенант
В. М. Кутахов, профессор, доктор технических наук, заслуженный деятель науки РФ генерал-лейтенант
А. Т. Силкин профессор, доктор военных наук
А. Т. Силкин профессор, доктор военных наук
генерал-майор заслуженный деятель науки РФ генерал-майор
Введение
Вся история развития боевой авиации в нашей стране свидетельствует о противостоянии уровня совершенствования ударных и оборонительных авиационных средств. В конце 40-х годов равновесие между ними было нарушено появлением бомбардировщиков большой дальности, носителей ядерного оружия. Чаще стало нарушаться воздушное пространство СССР. Авиация ПВО стала оснащаться реактивной техникой - в конце 40 - начале 50-х годов поступают истребители МиГ-15, МиГ-17, Як-25, но они могли бороться лишь с дозвуковыми воздушными целями. В середине и в конце 50-х принимаются на вооружение первый сверхзвуковой истребитель МиГ-19 и истребители-перехватчики Су-9, Су-11.
В 60-е годы боевая мощь авиации ПВО возрастает после появления высотных сверхзвуковых перехватчиков Су-15, Як-28П, Ту-128. Совершенствуются структура и средства управления авиацией; поступают на боевое дежурство авиационные комплексы перехвата, включающие истребители-перехватчики, управляемые ракеты класса "воздух-воздух" и наземные системы наведения.
В конце 60 - начале 70-х годов в США создаются новейшие средства воздушного нападения и разведки, принимаются на вооружение стратегические бомбардировщики FB-111, В-70 и высотный скоростной стратегический разведчик SR-71. В середине 70-х годов появляется стратегический бомбардировщик В-1А, ведется разработка истребителей F-14, F-15 и F-16. Совершенствуются способы преодоления средств ПВО, в боевые порядки ударных самолетов включаются истребители сопровождения.
Для противодействия подобным средствам нападения требовались и новые средства перехвата. На рубеже 60-70-х годов авиация ПВО начинает оснащаться специализированными высотными скоростными перехватчиками МиГ-25 и истребителями МиГ-23, способными бороться с низколетящими целями. Эти истребители вооружаются новыми ракетами средней дальности Р-23, Р-40 и высокоэффективными ракетами ближнего боя Р-60.
В 70-е годы начинают разрабатываться и поступать на вооружение ПВО страны истребители четвертого поколения, решающие боевые задачи в широком диапазоне условий применения. Перехватчики дальнего действия МиГ-31 и истребители общего назначения Су-27 способны уничтожать носители стратегических крылатых ракет на больших удалениях, а также малоразмерные и высотные цели. Уже к середине 80-х годов перед авиационными комплексами перехвата ставится общая задача защиты направлений от групповых налетов бомбардировщиков с крылатыми ракетами большой дальности, эскортируемых истребителями сопровождения.
Истребительная авиация ПВО всегда развивалась как комплекс противодействия современным средствам воздушного нападения. Традиционное противоборство "брони и снаряда" здесь проявлялось в увеличении рубежей перехвата (ответ на пуски с ударных самолетов противника крылатых ракет вне зоны наземной ПВО), в росте высот боевого применения (ответ на появление высотных самолетов-разведчиков), в повышении маневренных характеристик (ответ на появление истребителей сопровождения в боевых порядках ударных самолетов), в совершенствовании бортовых информационных систем и вооружения (ответ на возросшие возможности ударной и истребительной авиации потенциального противника).
Самолет-истребитель при решении задачи завоевания господства в воздухе сталкивается не только с бомбардировщиком противника (задача перехвата), но и с истребителем противника, который прикрывает налет бомбардировщиков (задача воздушного боя). Поэтому летные характеристики истребителя-перехватчика, безусловно, превосходят летные характеристики бомбардировщика, но при этом и не уступают аналогичным летным характеристикам истребителя сопровождения.
Логика развития самолета-истребителя - это обеспечение превосходства над возможным и с- требителем противника. Обеспечить это превосходство можно только при гармоничном разе и- тии всех компонентов самолета: планера, двигателя, оборудования, вооружения и бортового интеллекта. Попыткахусилить какой-либо один из параметров (скорость, высотность, маневренность, дальность стрельбы, незаметность) в ущерб другим параметрам, как правило, прив о- дит к потере боевой эффективности самолета.
Очень жесткая соревновательность идет по всему спектру параметров самолета, двигателя, оборудования, вооружения. Истребитель - это флагман новейших технологических достижений и передовых наукоемких технологий в авиации, это сгусток идей и технологических прорывов. Все новейшие легкие сплавы, композиционные и жаропрочные материалы в "горячих" зонах двигателя, последние достижения в аэродинамике и газовой динамике, новейшие открытия в р а- диоэлектронике, оптоэлектронике, информатике, теории управления и вычислительной технике, технологические достижения в микроэлектронике и спецхимии энергонасыщенных материалов - быстро "внедряются" в конструкции самолета-истребителя, в его системы и подсистемы. Самолет-истребитель - это действительно двигатель научно-технического прогресса авиации и в какой-то мере технических систем в целом.
К настоящему времени российскими издательствами выпущено немалое количество книг, справочников, обзоров и рекламных проспектов с описанием российской военной авиации. В большинстве из них даются выходные параметры авиационных комплексов, систем -и вооруж е- ния, в основном относящиеся к тактико-техническим и летным характеристикам разных поколений нашей авиационной техники. Хорошо изданные и иллюстрированные, такие книги представляют интерес для круга людей, интересующихся авиацией, не являющихся специалистами в близких к ней областях. В подобной литературе, написанной чаще всего журналистами или и с- ториками, отсутствуют ответы на важные вопросы - как развивались и за счет чего получены те или иные параметры авиационной техники и как практически используются передовые достижения в боевых действиях. И уж совершенно не представлены перспективы развития авиации и пути создания новых разработок.
Если взять научно-техническую литературу, отражающую вопросы боевой авиации, то сл е- дует отметить в основном общетеоретический характер материала по проектированию, разработке, испытаниям и эксплуатации истребителей, авиационных систем и ракетного вооружения, без привязки к конкретным авиационным комплексам и их характеристикам.
В предлагаемой книге предпринята попытка дать четкое представление о боевых возможн остях как прошлых (представив их развитие), так и современных авиационных комплексов и главное - показать, как достигаются эти возможности, какова роль внешних и бортовых сист ем в обеспечении и совершенствовании боевых характеристик авиационных комплексов перехвата. Вводятся и разъясняются основные боевые показатели, в том числе:
зоны возможного перехвата воздушных целей,
зоны действия перехватчика,
рубежно-временные характеристики,
зоны возможных атак,
зоны возможных пусков.
Приводятся графические и количественные данные по некоторым из этих зон, характеризующих возможности ряда конкретных авиационных комплексов, состоявших на вооружении авиации ПВО страны. Даются материалы по боевому применению и вооружению специализированных перехватчиков и истребителей МиГ-25, МиГ-23, МиГ-31, Су-27, а также по их бортовому алгоритмическому и индикационному обеспечению, в разработке которого авторы книги принимали непосредственное участие.
Достаточно подробно представлены на описательном и математическом уровне различные способы и методы, относящиеся к боевому применению авиации ПВО, в том числе:
способы выхода в боевое соприкосновение;
способы ведения групповых и полуавтономных действий;
виды боевых порядков;
методы поиска воздушных целей;
методы наведения истребителей внешними системами;
методы координированного наведения;
методы самонаведения истребителей;
методы наведения ракет класса "воздух - воздух";
методы управления при атаке противодействующих целей;
методы и законы траекторного управления истребителем на боевых режимах;
способы интеллектуальной поддержки принятия решения экипажем.
Только использование достижений научно-технической революции позволило создан, высокоэффективную технику и авиационные системы, обеспечивающие решение задач ПВО, успе ш- ное противоборство с весьма совершенной техникой возможного противника в сложной боевой обстановке. Да и сама истребительная авиация явилась основой дальнейшего развития фундаментальных и прикладных наук в различных областях знаний. В книге раскрываются значение и роль научно-технического прогресса в достижении передовых или опережающих показателей истребительной авиации ПВО в ее развитии и совершенствовании. Показано, как решались в российских научно-исследовательских институтах и конструкторских бюро научные и технич е- ские проблемы:
расширения боевых возможностей истребителей и повышения эффективности систем и вооружения (ГосПИИ авиационных систем);
совершенствования автоматизированного управления боевыми действиями авиационных комплексов перехвата (Московский НИИ приборной автоматики);
создания и развития авиационных комплексов радиолокационного дозора и наведения (Московский НИИ приборостроения);
разработки и развития способов боевого применения авиации ПВО (2-й Центральный НИИ Минобороны РФ);
развития бортовой радиолокации истребителей и перехватчиков (НИИ приборостроения и НИИ радиостроения);
создания самолетов для ПВО и реализации новых технических решений (ОКБ им. А. И. Микояна и ОКБ им. П. О. Сухого).
Историко-техническая часть киши дает возможность читателю понять, какой путь прошла инженерная мысль в развитии боевой истребительной авиации и в ее применении; как создавались, отрабатывались и испытывались такие элементы авиационных боевых комплексов, как бортовые радиолокационные станции, управляемые ракеты класса "воздух - воздух", методы прицеливания и наведения, системы управления вооружением, системы радиопротиводействия, системы автоматического управления истребителем; какие трудности и проблемы преодолевались при разработке совершенной для своего времени авиационной техники. Впервые широко освещается применение истребителей МиГ-21, МиГ-23, МиГ-25 в реальных боевых действиях и обобщается опыт локальных войн при участии российской истребительной авиации с указанием решаемых з а- дач, способов действий и боевых порядков. Описываются авиационные комплексы перехвата 80 90-х годов МиГ-31, Су-27 и реализация на их борту научно-технических достижений.
Представляя авиационный ракетный комплекс перехвата в виде единой системы, материал книги достаточно полно отражает автоматизированное управление боевыми действиями истребительной авиации с использованием наземных и воздушных пунктов наведения. Изложены принципы автоматизации управления, структура АСУ, входящие в нее подсистемы и основные решаемые задачи; даются физические и математические понятия различных методов и подходов, используемых в наземных и воздушных АСУ, в том числе: целсраспределения, перенацел и- вания, поиска, наведения, полуавтономных действий, предотвращения столкновений. Описываются работа авиационного комплекса радиолокационного дозора и наведения А-50 и его боевое применение, включая организацию групповых действий истребителей.
Обобщив отечественный и зарубежный опыт разработки авиационных комплексов и бортовых систем, авторы пришли к выводу: боевые характеристики перспективных и модернизируемых комплексов в основном будут определяться степенью использования достижений научно- технического прогресса и уровнем интеллекта, заложенного в бортовых системах. От этого зависят объем и качество решения задач, совершенство авиационного комплекса и возможности его применения в сложных условиях.
В связи с этим в заключительной части книги представлены оригинальные материалы исследований и проработок по перспективным направлениям создания авиационной техники и бортовых систем. Сюда включены результаты исследований по совершенствованию бортовых информационных и вычислительных систем (радиолокационных и оптико-локационных систем, комплексов радиоэлектронного противодействия, систем спутниковой навигации, типовых комплексов радиосвязи, цифровых вычислительных машин и систем), по автоматизации управления самолетом при перехвате воздушных целей, по расширению возможностей ведения дальнего ракетного воздушного боя, по многоцелевой атаке, по ведению боевых действий в сложной и н- формациопной обстановке, по использованию интеллектуальных систем при боевом применении перспективного истребителя, по организации интегрированного комплекса бортового оборудования.
Боевое применение истребителей-перехватчиков рассматривается или упоминается во многих книгах и статьях, в том числе в зарубежных источниках, но в настоящее время нет книги, по которой можно было бы составить достаточно полное представление о бортовых системах современных истребителей, о новейших методах и способах боевого применения и перспективных направлениях совершенствования авиационных боевых комплексов, о путях дальнейшего дв и- жения науки и техники при новых разработках и модернизации авиационных систем. В насто я- щей книге ставится задача восполнить этот пробел. Авторы старались представить ее содержание в виде гармоничного сочетания историко-научного очерка развития истребительной авиации и ее применения с научно-техническим материалом по современным и перспективным авиационным комплексам и автоматизированным системам управления боевыми действиями. Большое внимание уделяется описанию конкретных достижений, реализованных в авиационных боевых комплексах, касающихся в первую очередь их боевого применения, боевых возможн о- стей и интеллектуального уровня борта в решении боевых задач.
Материалы книги написаны специалистами российских НИИ и ОКБ, непосредственно владеющими научно-техническими проблемами создания и применения авиационной техники ПВО. Книга создана под научным руководством и редакцией академика Е. А. Федосова; оперативное руководство и составление выполнил Л. Е. Баханов. Участие каждого из авторов в написании разделов распределилось следующим образом:
раздел 1 - В. В. Гиндранков, В. А. Максимович;
раздел 2 - В. К. Бабич, Л. Е. Баханов, Г. П. Герасимов, В. Ф. Левитин, Ю. Ф. Полушкин, Е. А. Федосов;
раздел 3 - Л. Е. Баханов, В. К. Гришин, В. Ф. Левитин, В. В. Слатин, Б. Е. Федунов:
раздел 4 Л. Б. Горощенко;
раздел 5 - В. С. Зинич, В. И. Карпеев;
раздел 6 - Л. Е. Баханов, В. С. Зинич, В. В. Слатин, Е. А. Федосов, Б. Е Федунов, Л. Е. Широков.
Другие авторы материалов, использованных в книге, указаны в примечаниях к соответствующим разделам. Большая работа по редактированию рукописи и оформлению ее для издания проведена коллективом под руководством Л.Ф. Прорехиной.
Книга рассчитана на широкую аудиторию читателей, включающую научную и техническую общественность, инженеров, студентов и преподавателей вузов, военных специалистов, а также людей, интересующихся техническими и научными вопросами истребительной авиации.
Авторы надеются на интерес читателей и будут рады обсудить с ними проблемы, затрон у- тые в этой книге.
раздел
Авиация в системе ПВО России
Рассматриваются общие вопросы состояния и применения авиации в системе ПВО РФ. Выделены проблемы боевого применения авиационного комплекса перехвата и его взаимодействия с единой системой управления авиацией ПВО. Прослеживается развитие в послевоенный период способов боевого применения (от дежурства на аэродроме и в воздухе до полуавтономных и групповых действий), описываются задачи и организация боевых действий авиации ПВО. Представлены единая система управления авиацией ПВО на всех этапах полета, иерархическая структура, назначение и состав технических средств, информационный обмен при выполнении боевой задачи, поднимаются проблемные вопросы взаимодействия авиационного комплекса с АСУ.
Истребительная авиацияи ее боевое применение’
Развитие способов боевого применения истребителей
Анализ состояния, развития и совершенствования истребительной авиации (ИА), форм и способов ее боевого применения показал, что боевое применение истребительных авиационных частей и подразделений, их тактика и ее сердцевина - воздушный бой как форма боевого применения - это процесс сложный и многогранный, требующий строгого научного подхода для познания особенностей и закономерностей его развития в различных условиях тактической обстановки [1 Л—1.3].
Практически с самого начала зарождения ИА способы ее боевого применения при прикрытии объектов от ударов с воздуха разрабатывались с учетом совместного применения с зенитной артиллерией, действовавшей в своих зонах ответственности. Истребители вводились в бой до зоны огня зенитной артиллерии, нанося удары по воздушному противнику на дальних подступах к объекту. Совершенствовались организационная структура и способы боевого применения авиации ПВО. Непосредственное прикрытие важнейших объектов возлагалось на специально выделенные части истребительной авиации, которые выполняли свои задачи во взаимодействии с зенитными частями. Основным способом боевых действий ИА ПВО являлся ввод истребителей в бой из положения "дежурство на аэродроме" и "дежурство в воздухе".
Уже накануне Великой Отечественной войны в нашей стране были выработаны и проверены на учениях и в боевой обстановке, а также закреплены в боевых уставах основные положения боевого применения истребительной авиации при выполнении ею боевых задач. В Великой Отечественной войне ИА стала одним из важнейших родов войск ПВО и основным средством борьбы с воздушным противником на дальних подступах к прикрываемым объектам.
При решении задач противовоздушной обороны объектов в ходе войны ИА ПВО применяла следующие способы боевых действий:
патрулирование в воздухе;
вылеты на перехват из положения "дежурство на аэродроме";
"свободная охота";
непосредственное сопровождение своих самолетов и эшелонов в пути.
* В написании подразд. 1.1 принимал участие В. В. Слюняев.
Наиболее эффективным оказалось патрулирование наших истребителей в зонах, расположенных на вероятных маршрутах полета авиации противника. При отражениихударов бомбардировщиков, прикрытых истребителями, боевой порядок наших истребителей строился из ударной и сковывающей групп. Последняя находилась выше первой на 400...500 м. Схема воздушного боя была следующей. Сковывающая группа связывала боем истребители противника. В это время ударная группа одновременной атакой расстраивала боевой порядок бомбардировщиков, разбивая его на мелкие группы и одиночные самолеты, после чего уничтожала врага атаками пар и звеньев истребителей.
Опыт войны показал, что прикрытие объектов способом дежурства на аэродроме для ИА ПВО является наиболее целесообразным, эффективным и экономичным.
Дежурство на аэродромах заключалось в нахождении истребителей на аэродромах постоянного базирования и засадах на площадках в различных степенях боевой готовности. Степени боевой готовности определялись конкретной воздушной обстановкой и возможностью своевременного оповещения истребителей о противнике.
Как подтверждает боевой опыт, успех вылетов истребителей на перехват и уничтожение противника из положения "дежурство на аэродроме" зависел от своевременности оповещения истребителей и от хорошо налаженного наведения на противника. Применение истребителей ПВО из засад широкого распространения в ИА ПВО в период ВОВ не получило, хотя умелая организация засад на маршрутах полета самолетов противника всегда приносила успех. Ограниченное применение данного способа объясняется тем, что командование ИА соединений ПВО, назначая истребители в засады, не всегда могло обеспечить их средствами связи и оповещения. Выполнение боевой задачи истребителями ПВО способом "свободная охота" в ходе боя было ограниченным. Это связано с тем, что истребители ПВО выполняли задачи по прикрытию определенного объекта и не имели свободы действий. Полеты самолетов- "охотников" на свободный поиск противника давали положительный результат лишь при действиях в прифронтовой полосе. Этот способ стал применяться, когда на вооружении ИА ПВО появились новые самолеты, превосходящие по своим тактико-техническим данным самолеты противника, а советские летчики приобрели значительный боевой опыт. "Свободная охота" велась в основном парами в определенных районах над территорией, занимаемой противником. "Охотники" самостоятельно вели поиск вражеских самолетов и, максимально используя внезапность первой атаки, наносили авиации противника чувствительные потери.
При обеспечении боевых действий бомбардировочной и штурмовой авиации истребители ПВО применяли следующие способы боевых действий:
непосредственное сопровождение или прикрытие бомбардировщиков и штурмовиков в районе их действий и на маршрутах вероятного появления истребителей противника;
подавление и уничтожение истребителей противника на аэродромах и блокирование их с воздуха.
В послевоенном развитии ИА ПВО можно выделить несколько периодов. Каждый из них имеет свои особенности, но общая их черта - использование во
всех областях авиационного дела последних достижений науки и техники, неуклонное наращивание боевой мощи в соответствии с требованиями времени.
В первые послевоенные годы одной из наиболее серьезных проблем было состояние материальной части ИА ПВО. Боевое оружие, с которым была одержана победа над фашистской Германией и милитаристской Японией и которое в большинстве своем превосходило по качеству оружие врага, в послевоенный период устарело, утеряло свое превосходство и не соответствовало требованиям противовоздушной обороны. Уже к концу 1946 г. скорость бомбардировщиков США и Великобритании достигла 600...630 км/ч, а высота полета 12... 13 км. Это ставило их в один ряд с самолетами ИА. Кроме того, бомбардировочная авиация США и Великобритании, имея радиолокационное оборудование, могла совершать полеты в любых погодных условиях, а также ночью, в то время как наши истребители не могли вести боевые действия в сложных метеоусловиях и ночью.
В связи с этим обращалось внимание на перевооружение ИА ПВО такой авиационной техникой, которая позволяла бы решать боевые задачи в любых метеорологических условиях днем и ночью. В марте 1946 г. по решению Совета Министров СССР были приняты меры по обновлению самолетного парка ПВО.
Иностранные истребители, а они в ИА ПВО к этому времени составляли 65% самолетного парка, стали заменяться истребителями отечественного производства. На вооружение ИА ПВО стали поступать истребители Ла-9. Новый самолет имел максимальную скорость полета 690 км/ч и дальность полета 1735 км. В 1946 г. на вооружении ИА ПВО появились первые реактивные истребители Як-15 и МиГ-9. В последующем эти самолеты совершенствовались и создавались новые образцы реактивных истребителей. В 1950 г. на вооружение поступил истребитель МиГ-15.
К концу 1952 г. реактивные истребители составили 85,5% всех истребителей ПВО. К этому времени на вооружении ИА ПВО были истребители Як-15, Як-176, МиГ-9, МиГ-15, МиГ-17, МиГ-15бис, Як-25, МиГ-19. По своим тактико-техническим данным реактивные истребители значительно превосходили истребители с поршневыми двигателями.
Сразу же после окончания войны в ИА IIBO формируются полки составом до 52 самолетов. Создаются истребительные авиационные полки (иап), состоящие из трех эскадрилий, в каждой по 12 самолетов (три звена по четыре самолета). Полки сводились в истребительные дивизии, обычно состоявшие из трех иап. Создавались также истребительные авиационные корпуса и воздушные истребительные армии, не имевшие постоянного штатного состава.
В основу боевого применения ИА ПВО был положен принцип массирования ее для обороны важных центров страны. Соединения ИА ПВО, оборонявшие крупные центры страны, располагались в нескольких полосах на удалении 250...400 км от прикрываемых объектов, что давало возможность наносить последовательные удары по противнику. В эшелонированном построении системы ПВО предусматривалось применение авиации в первом эшелоне на дальних подступах к обороняемым объектам. Кроме того, считалось, что в связи с появлением ядерного оружия возрастает значение борьбы с небольшими группами авиации противника и даже с одиночными самолетами.
В этот период определяется место истребительной авиации в противовоздушной операции, при этом ей отводилась решающая роль. На нее возлагалось выполнение следующих основных задач:
в дневное время:
полное уничтожение на дальних подступах мелких групп и одиночных самолетов;
нанесение мощных ударов по большим группам авиации противника с целью их разгрома и уничтожения до подхода к обороняемым объектам и районам;
в ночное время:
уничтожение самолетов противника в радиолокационных полях наведения и световых прожекторных полях;
преследование и уничтожение самолетов противника на обратных маршрутах полета;
борьба с беспилотными средствами воздушного нападения.
Исходя из возможностей ИА, ее роль в войсках ПВО еще более возросла. В некоторых районах ПВО было создано по нескольку воздушных армий ПВО.
В послевоенные годы большое значение уделялось совершенствованию и развитию тактики истребительной авиации. При этом учитывался опыт Великой Отечественной войны и опыт войны в Корее (1950-1953 гг.), а также послевоенный уровень развития средств воздушного нападения. Главным в совершенствовании тактики ИА было повышение эффективности управления в целях наиболее полного использования боевых возможностей поступивших на вооружение реактивных истребителей. Однако коренных изменений в боевом применении ИА ПВО в первые послевоенные годы не произошло. Так же, как и во время войны, основными способами боевых действий были перехват из положения "дежурство в воздухе" и из положения "дежурство на аэродроме". Боевые порядки состояли из нескольких групп тактического назначения. Большая часть истребителей (до 2/3) выделялась в ударную группу, предназначавшуюся для уничтожения бомбардировщиков противника. Создавались и группы прикрытия, передовая и др. Основным видом боя считался групповой воздушный бой.
Большое внимание уделялось действиям истребителей в составе частей и соединений. Отрабатывались различные способы атаки больших групп бомбардировщиков значительными силами истребителей. Однако опыт войны в Корее показал, что боевые порядки соединений и частей маломаневренны и слишком сложны в управлении. Применявшиеся в этой войне реактивные истребители действовали, как правило, звеньями и шестерками. Опыт войны в Корее подтвердил возрастающую роль первой и, в некоторых случаях, единственной атаки. В связи с этим резко повысились требования к боевой выучке летчиков в области техники пилотирования, огневой подготовки и грамотного использования информационно-прицельных систем. Этот опыт внимательно и всесторонне изучался и широко использовался в дальнейшем при выполнении боевых задач.
Период коренной перестройки Вооруженных Сил под влиянием военнотехнической революции (1954-1961 гг.) характеризуется бурным развитием средств воздушного нападения (СВН). Необходимость надежной защиты от СВН противника в условиях применения оружия массового поражения требовала поиска и создания эффективного вооружения ИА ПВО. Только за период 1946-1961 гг. на вооружение авиации ПВО страны поступило свыше 20 типов и модификаций истребителей, росло их количество. Так, если в 1954 г. было 2940 самолетов, то в 1958 г. - уже 4900.
В 1955-1956 гг. на вооружении ИА ПВО состояли в основном истребители МиГ-15 и МиГ-17 различных модификаций; одновременно в значительном количестве начинают поступать сверхзвуковые истребители МиГ-19П. В 1958-1960 гг. был разработан и принят на вооружение авиационный ракетный комплекс перехвата (АРКП) Су-9-51. Самолет Су-9 обладал высокими летно-тактическими характеристиками (максимальная скорость 2200 км/ч, практический потолок - более 20 000 м).
В середине 50-х годов остро встала проблема борьбы с маловысотными целями. Для борьбы с такими целями в 1954 г. был создан истребитель Як-25, обладавший околозвуковой скоростью полета (1090 км/ч) и рекордной для того времени продолжительностью полета (2,5 ч). В последующие годы на базе этого самолета был создан многоцелевой самолет Як-28.
Большие скорости сближения потребовали увеличения дальностей обнаружения воздушного противника, лежащих за пределами оптической видимости. На истребителях стали устанавливаться бортовые радиолокационные станции с дальностью обнаружения до 20 км (РП-9У). Их применение обеспечило не только возможность действия в любых метеорологических условиях и ночью, но и перехват и уничтожение воздушных целей на сверхзвуковых скоростях. Таким образом была решена проблема всепогодного истребителя. В связи с этим отпала необходимость в обеспечении действий ИА ПВО зенитными прожекторами.
Для данного этапа характерно применение на самолетах-перехватчиках МиГ-17 и МиГ-19 управляемого вооружения класса "воздух-воздух" (К-5М) с телеуправляемыми системами наведения. Позже были созданы ракеты РС-2У, РС-2УС. Применение управляемых ракет класса "воздух-воздух" позволило увеличить дальность (до 2...6 км) и точность стрельбы, вывести атакующие истребители из-под оборонительного пушечного огня цели и тем самым повысить их боевую эффективность.
Увеличение скоростей полета, освоение бомбардировщиками и самолетами тактической авиации противника полетов на малых и предельно малых высотах, применение средств радиопротиводействия резко усложнили применение истребительной авиации. Скорости целей и истребителей-перехватчиков уравнялись, в силу чего атака в заднюю полусферу была ограничена, а атака в переднюю полусферу при огромных скоростях сближения требовала применения БРЛС с большой дальностью обнаружения воздушных целей. Применению истребителей-перехватчиков на малых высотах осложняло мешающее воздействие земли на работу БРЛС.
Эти проблемы нашли свое решение в разработке новых АРКП. В последующих поколениях истребителей-перехватчиков были изысканы способы
обнаружения целей на больших дальностях и на фоне земли и создано новое поколение ракет класса "воздух-воздух".
В эти годы дальнейшее развитие получила теория противовоздушной операции. Основным содержанием ее считались бои и сражения, проводимые авиацией ПВО во взаимодействии с зенитно-ракетными войсками и зенитной артиллерией по единому плану.
Сражения и воздушные бои рассматривались как ряд одновременных и последовательных боев, проводимых по единому замыслу и плану при отражении удара воздушного противника. Группировки войск округа (армии) ПВО для ведения операции стали создаваться на основном воздушном направлении, а не для прикрытия отдельных объектов, как это было раньше. Основу построения группировки составляли несколько эшелонов истребителей. Группировка войск создавалась с таким расчетом, чтобы можно было наиболее полно использовать возможности каждого рода войск и уничтожать воздушного противника на максимальном удалении от обороняемых объектов. Резерв, как правило, выделялся от ИА ПВО. Истребительная авиация являлась самым маневренным и мощным родом войск ПВО страны. Она предназначалась для уничтожения воздушного противника на дальних подступах к обороняемым объектам.
С 1960 г. в войсках ПВО страны ИА была представлена организационно истребительными авиационными полками, которые входили в состав соединений и объединений ПВО.
Основными способами боевых действий, которыми ИА решала свои задачи, были:
перехват из положения "дежурство на аэродроме" в готовности № 1;
перехват из положения "дежурство в воздухе";
самостоятельный поиск и уничтожение воздушного противника, "охота".
Качественный скачок в развитии авиационной техники и средств обеспечения ее боевого применения оказал значительное влияние на изменение характера воздушного боя и условий его ведения. Если в годы войны поиск воздушного противника осуществлялся визуально, воздушный бой носил групповой характер, а истребитель по одной цели мог произвести несколько атак, то с появлением реактивных истребителей, с ростом скоростей и совершенствованием вооружения и информационно-прицельных систем наведение одиночных истребителей-перехватчиков на цель стало производиться с земли с использованием АСУ, бой фактически сводился к одной атаке. На основе анализа боевых возможностей ИА был сделан вывод о том, что для успешного уничтожения воздушного противника необходимо было создать следующее соотношение сил:
для истребителей-перехватчиков с пушечным вооружением - 1:3,5;
для истребителей-перехватчиков с ракетным вооружением - 1:1,5.
В авиации широко внедрялся опыт войны в Корее, который подтвердил необходимость использования в бою небольших групп, а также роль и место первой атаки.
Взаимодействие ИА ПВО с другими родами войск ПВО страны и ИА других родов Вооруженных Сил организовывалось путем распределения зон, 18
секторов, высот, задач и назначения рубежей взаимодействия. Группировка истребителей ПВО создавалась так, чтобы обеспечивалась возможность сосредоточения ее сил на главном направлении действия противника.
Вооружение истребителей-перехватчиков ракетами класса "воздух- воздух" и оснащение бортовыми РЛС с большой дальностью обнаружения дало возможность атаковать самолеты противника в ППС и под большими ракурсами и повысило вероятность поражения и результативность атаки.
В конце 60 - начале 70-х годов на вооружение ИА ПВО поступают более совершенные комплексы перехвата Як-28П-8М, Су-15-98, Ту-128-С4, МиГ-23М и МиГ-25-40. Этот период характеризуется достижением военностратегического равновесия между СССР и США (1962-1972 гг.).
Развитие авиации ПВО в этот период идет в направлениях:
увеличения скорости, высоты и дальности полета;
вооружения истребителей более совершенными управляемыми ракетами класса "воздух-воздух";
создания АРКП, включающих в себя самолет-истребитель, ракеты и аппаратуру наведения;
создания специальных истребителей-перехватчиков (для действия на малых и предельно малых высотах, на больших высотах и в стратосфере), а также истребителей дальнего действия.
По мере поступления более совершенных истребителей-перехватчиков развивались и совершенствовались способы боевого применения ИА. Исходя из боевых возможностей, истребители-перехватчики использовались для ведения боя ночью и в сложных метеоусловиях.
Истребители использовались малыми группами (пара, звено, эскадрилья) в боевых порядках "фронт", "пеленг", "клин". Возрастала роль первой атаки. Основными способами боевых действий были:
перехват из положения "дежурство на аэродроме";
перехват из положения "дежурство в воздухе";
самостоятельный поиск и уничтожение воздушного противника в приморских районах при действии истребителей вне радиолокационных зон.
Управление и наведение истребителей осуществлялось с КП частей и соединений. При наведении наряду с планшетным способом наведения широко стала применяться аппаратура "Лазурь" и наведение голосом с помощью выносных индикаторов кругового обзора. В 60-х годах широко стало применяться автоматизированное наведение с формированием команд аппаратурой "Каскад" и АНИП-68 и передачей их на борт по телекодовой радиолинии. Основной проблемой, решаемой авиацией ПВО, являлась проблема уничтожения самолетов противника на малых и предельно малых высотах.
Следующим этапом развития ИА ПВО и способов ее боевого применения является период сохранения паритета с США и НАТО (1973-1986 гг.). Авиация ПВО в это время переживает процесс качественных изменений. На вооружение поступают истребители 4-го поколения, способные решать боевые задачи в широком диапазоне условий боевого применения. Принятые на вооружение истребители дальнего действия (МиГ-31) и истребители общего на-
значения (Су-27) способны уничтожать носители стратегических крылатых ракет (СКР) на удалении 1200...2500 км, а также малоразмерные и высотные цели. Эти истребители успешно ведут воздушный бой со всеми типами истребителей США и НАТО.
Развитие форм и способов боевого применения авиации 11ВО идет прежде всего в направлении повышения ее активности [1.1, 1.3]. Именно активность авиации, ее маневренность и возможность сосредоточивать усилия позволяют встречать самолеты противника и крылатые ракеты на рубежах, выгодных обороне. Новый этап развития авиации ПВО был закреплен Боевым уставом, излагающим основные положения подготовки, ведения боевых действий и их обеспечения с учетом развития техники и опыта локальных войн (введен в действие в августе 1984 г.). Согласно уставным положениям, авиация, являясь основной маневренной ударной силой ПВО, уничтожает средства воздушного нападения в полете на максимальных дальностях от обороняемых объектов, перед зонами и в зонах зенитных войск. На вооружении авиации ПВО состояли различные по боевому предназначению и боевым возможностям истребители, транспортные и специальные самолеты. Истребители ПВО делились на истребители общего назначения и дальнего действия. Истребители общего назначения предназначались для уничтожения средств воздушного нападения противника во всем диапазоне высот и скоростей полета и были способны вести ближний и дальний воздушный бой. Истребители дальнего действия предназначались для уничтожения средств воздушного противника за пределами досягаемости других средств ПВО и, в основном, для ведения дальнего воздушного боя.
Организационно ИА в войсках ПВО была представлена истребительными авиационными полками и авиационными полками истребителей дальнего действия. Полк состоял из трех авиационных эскадрилий и организационно входил в состав корпуса (дивизии) ПВО.
Истребительный авиационный полк (авиационный полк истребителей дальнего действия) уничтожал самолеты, вертолеты и беспилотные средства противника в воздухе при выполнении задач противовоздушной обороны объектов (районов) страны, препятствуя прорыву воздушного противника в глубь страны, при прикрытии i руппировок войск, сил флота, аэродромов, а также подразделений и частей других родов авиации в воздухе от атак истребителей противника. Кроме того, он мог привлекаться к выполнению задач по уничтожению (подавлению) наземных и надводных объектов противника, а также к ведению воздушной разведки. Место и роль иап ПВО в боевых действиях корпуса (дивизии) ПВО определялись их положением в оперативном построении ПВО.
Основной формой боевого применения иап ПВО является воздушный бой. Кроме того, боевые задачи авиация ПВО могла выполнять также, осуществляя специальные боевые полеты.
В современном воздушном бою можно выделить противоборство сторон на дальностях, превышающих дальность визуальной видимости, и противоборство при визуальной видимости. В первом случае - дальний воздушный бой (ДВБ) - полет, обнаружение, опознавание, сближение и маневрирование выполняются с использованием БРЛС и с применением ракет большой и
средней дальности. Во втором случае - ближний воздушный бой (БВБ)- маневрирование осуществляется с большими перегрузками, полным использованием маневренных возможностей самолета, вооружения и физических данных летчика. Атака выполняется с применением ракет малой дальности или пушечного вооружения. ДВБ и БВБ - это две фазы одного воздушного боя, закономерно перерастающие из одной в другую. Однако не исключается, что воздушный бой может начаться и закончиться в одной фазе. Характер и особенности воздушного боя раскрываются через его закономерности, принципы, правила и этапы ведения. В дальнем воздушном бою истребители могут применять тактические приемы, обеспечивающие им скрытый выход ударной группы в область возможных пусков ракет. К таким тактическим приемам могут быть отнесены "лобовой удар", "удар во фланг", "удар вдогон". Для осуществления этих тактических приемов истребители выполняли предбоевое маневрирование и строились в боевой порядок групп тактического назначения, отвечающий замыслу боя (рис. 1.1.1).
В ближнем воздушном бою в зависимости от взаимного положения истребители могут находиться в положении атакующих или обороняющихся. В соответствии с этим боевые маневры в ближнем бою могут быть наступательными и оборонительно-наступательными. К наступательным относятся такие известные боевые маневры, как "винт", "угол", "крыша", "вилка". Они применяются при соответствующем взаимном положении истребителей и противника. К оборонительно-наступательным маневрам можно отнести боевые маневры "узел", "аркан", "крыша", "крюк", "ракушка".
Можно привести и некоторые типовые приемы оборонительных и наступательных боевых маневров, которые применялись в боях во Вьетнаме и Ливане:
"хорд терн" - энергичный координированный разворот с максимальной перегрузкой для выхода из области возможного применения оружия противником;
"брейк" - быстрый и внезапно выполняемый энергичный разворот с максимальной перегрузкой и потерей скорости для увеличения углового перемещения самолета относительно атакующего противника;
"сирое" ("ножницы") - оборонительный маневр, в котором выполняется ряд последовательных доворотов в разные стороны в целях перехода к атаке после проскакивания атакующего;
"вертикал сплит" - нисходящий оборонительный маневр с вращением в вертикальной плоскости;
"дефексив спирал" - спираль, выполняемая в качестве оборонительного маневра с целью принудить противника, выходящего в атаку на малой скорости сближения, перейти к обороне;
"дефексив сплит" - оборонительное расхождение пары в разных плоскостях. Применяется для того, чтобы заставить атакующих перейти к обороне;
"лоу спид" - маневр, применяемый для быстрого догона цели, позволяющий атакующему оставаться с внутренней стороны разворота противника;
"хай спид" - маневр, при котором осуществляется набор высоты за счет избытка скорости для сохранения выгодного положения для атаки или исключения затягивания в маневр "ножницы";
"лафбери" - преследование противника по кривой потони.
12 кмАЗ... 5 км12 кмАЗ... 5 кмРис. 1.1.1. Боевой порядок групп истребителей в исходном положении для завязки дальнего воздушного бояРис. 1.1.1. Боевой порядок групп истребителей в исходном положении для завязки дальнего воздушного боя
12 кмАЗ... 5 км
12 кмАЗ... 5 км
Рис. 1.1.1. Боевой порядок групп истребителей в исходном положении для завязки дальнего воздушного боя
Рис. 1.1.1. Боевой порядок групп истребителей в исходном положении для завязки дальнего воздушного боя
В основу подготовки авиационных частей и подразделений авиации ПВО были положены следующие принципы:
постоянная высокая боевая готовность;
способность вести боевые действия с применением различного оружия;
сосредоточение основных усилий авиации на направлениях действий главных сил воздушного противника в решающий момент;
поражение воздушного противника на максимальных дальностях от обороняемых объектов;
непрерывность воздействия по противнику до полного уничтожения;
активность, решительность и внезапность действий;
экономия сил и средств;
своевременный маневр частей, подразделений;
заблаговременное создание резервов, их умелое использование и своевременное восстановление;
организация и поддержание непрерывного взаимодействия истребительной авиации и зенитно-ракетных войск;
всестороннее обеспечение боевых действий авиации;
централизованное управление авиацией с широким применением АСУ;
учет и использование морального и психологического факторов в интересах выполнения поставленных боевых задач.
Авиационные части ПВО при выполнении боевых задач применяли следующие способы боевых действий.
При решении задач ПВО:
одновременный ввод в бой и уничтожение воздушного противника основными силами из положения "дежурство на аэродроме" или "дежурство в воздухе";
последовательный ввод в бой и уничтожение воздушного противника (звеньями, парами, экипажами) из положения "дежурство на аэродроме" или "дежурство в воздухе";
полуавтономный поиск (полуавтономные действия) и уничтожение воздушного противника;
самостоятельный поиск и уничтожение воздушного противника в заданном районе или полосе ("охота").
Ввод в бой истребителей ПВО мог осуществляться одновременно из различных исходных положений.
Прикрытие авиации ВВС и флота ИА ПВО осуществляла на маршрутах полета к цели, в районах действий, на обратном маршруте или только на отдельных участках маршрута. При этом применялись следующие способы боевых действий:
расчистка воздушного пространства;
заслоны в воздухе;
патрульное сопровождение;
блокирование аэродромов базирования истребителей противника.
При уничтожении наземных (морских) объектов истребители ПВО применяли следующие способы боевых действий:
одновременный удар всем составом или частью сил полка по одному или нескольким заранее заданным объектам в назначенное время;
последовательные удары подразделениями и одиночными самолетами по одному или нескольким заранее заданным объектам в назначенное время или по вызову из положения "дежурство на аэродроме".
При решении боевых задач ИА ПВО применяла сомкнутые, разомкнутые и рассредоточенные боевые порядки. Боевые порядки состояли из групп различного тактического назначения: основной (ударной), которая могла состоять из различных типов истребителей, групп обеспечения и резерва. Основными формами боевых порядков были "колонна", "клин", "пеленг", "фронт", "змейка" и др. Основу их построения составляла пара.
В целях обеспечения своевременного вылета частей, подразделений и отдельных экипажей на выполнение боевой задачи устанавливались три степени готовности к боевому вылету: готовность № 1, 2 и 3.
Организация управления истребителями ПВО оказалась главной проблемой. Она должна была обеспечить эффективность использования возможностей авиационных частей (подразделений) и условий выполнения задач в установленные сроки и в любой обстановке.
Для осуществления управления авиационными частями и подразделениями авиации ПВО была создана система управления, которая включала в себя органы управления, пункты управления, автоматизированные системы управления, а также другие специальные системы и средства автоматизации. В этот период с целью повышения оперативности и надежности управления принимается на вооружение АСУ "Рубеж". Источниками радиолокационной информации для АСУ частей ИА ПВО являлись АСУ КП соединений ПВО и автоматизированные источники подразделений и частей радиотехнических войск.
Большое внимание уделялось тактическому взаимодействию истребительной авиации и зенитно-ракетных войск. Взаимодействие между ними осуществлялось распределением усилий по зонам боевых действий, а при действии в одной зоне - по воздушным целям, высотам, времени, рубежам, секторам (полосам) в интересах выполнения боевой задачи и обеспечения безопасности истребителей. Взаимодействие между истребителями и их частями заключалось в совместных согласованных действиях по уничтожению воздушного противника по направлениям, рубежам, воздушным целям, высотам и времени действия. Взаимодействие в одной зоне - наиболее сложный способ взаимодействия, но при нем достигалось надежное поражение противника за счет одновременного воздействия большого количества активных сил, полноты использования их боевых возможностей, усиления одного рода войск другим в случае применения противником сильных помех и создания наиболее трудных условий для применения им мер противодействия.
В основу строительства авиации ПВО на новом этапе закладывается принцип разумной достаточности для обороны страны. Состав ее на театре военных действий должен быть таким, чтобы отразить агрессию противника. Следует отметить, что во всех случаях начала войны инициатива будет принадлежать противнику, так как он первым нанесет удар с воздуха. В связи с этим резко возрастает роль авиации ПВО, ее боевой готовности, вопросов взаимодействия с ИА фронтов и округов, так как длительное время придется совместно вести
боевые действия. На этом этапе усилия истребительной авиации ПВО предусматривается сосредоточить на главных стратегических воздушных направлениях: на обороне г. Москвы и на непосредственной обороне важнейших группировок вооруженных сил и экономических объектов [1.1-1.3]. С этой целью авиация ПВО должна иметь мощную авиационную группировку, вооруженную истребителями, способными уничтожать самолеты - носители крылатых ракет на рубежах пуска ракет (за 2...3 тыс. км), крылатые ракеты в полете, а также средства нападения, изготовленные по технологии "Стеле".
Особенность боевых действий авиации ПВО будет состоять в том, что придется отражать удары и уничтожать неослабленного противника по существу только после пересечения им государственной границы. Следовательно, авиации ПВО в зонах поражения зенитно-ракетных комплексов придется взаимодействовать с силами и средствами ПВО Сухопутных войск и ИА ВМФ. Самыми важными вопросами для авиации ПВО будут завоевание господства в воздухе и перехват стратегической инициативы. Для этого авиация ПВО должна активно вести воздушные бои и сражения. В качестве резерва главнокомандующего войсками в этих условиях могут выделяться несколько иап (8-9), вооруженных истребителями МиГ-31, Су-27 и их модификациями. Управление - с передового воздушного пункта на базе АК РЛДН. Эти иап составят мобильное соединение, предназначенное для решения задач на любом стратегическом направлении. На театре военных действий резерв может составлять также несколько иап. Особо важное значение приобретают действия ПВО в операциях, сражениях и боях. Таковы основные взгляды на боевое применение авиации на новом этапе в соответствии с оборонительной военной доктриной, принятой в начале 1987 г.
Организация боевых действий авиации ПВО
В 80-е годы становится недостаточным рассматривать отдельно взятый тип истребителя или системы управления, их характеристики и боевые возможности. Возникла необходимость в рассмотрении совокупности совместно используемых воздушных и наземных средств, функционально объединенных для выполнения единой боевой задачи, названной авиационным комплексом перехвата. Он включает в себя истребитель с его системами и устройствами (авиационные средства поражения, пилотажно-навигационная система, система управления вооружением и др.), средства наземного обслуживания и контроля индивидуального назначения, а также наземные и воздушные средства управления, наведения и целеуказания. Правильные сочетания возможностей бортового оборудования и вооружения с наземными и воздушными средствами управления позволили обеспечить высокую эффективность и неуязвимость самолета в боевых условиях.
Истребительные авиационные комплексы ПВО при решении боевых задач применяют различные способы боевых действий [1,4-1.6]. Способ боевых действий - это порядок применения сил и средств при выполнении боевой задачи. Каждый способ боевых действий зависит от условий обстановки и применяемых видов оружия. Ему присущи свои особенности организации и ве-
дения действий. Способ боевых действий содержит один прием или совокупность основных приемов. К ним относятся:
сосредоточенные действия, рассредоточенные полеты по времени и в пространстве - в зависимости от направления (места) приложения усилий;
одновременные действия, одновременный ввод в бой, последовательные действия, последовательный ввод в бой - в зависимости от распределения усилий по времени;
действия по заранее заданным объектам, по выявленным в ходе боевых действий объектам, по самостоятельно отыскиваемым объектам ("охота"), полуавтономный поиск (полуавтономные действия)- в зависимости от полноты информации об объектах действий;
действия по плану (в назначенное время), действия по вызову, действия немедленно по готовности - в зависимости от требуемой срочности действий;
действия из положения дежурства на земле (на аэродроме), действия из положения дежурства в воздухе, действия из засад на земле и в воздухе - в зависимости от исходного положения сил;
действия всем составом, действия частью сил - в зависимости от количества участвующих сил.
При выполнении боевой задачи могут использоваться один или несколько способов боевых действий. Выбор целесообразного способа (способов) боевых действий определяется множеством факторов и зависит в первую очередь от ожидаемой тактики авиации противника, боевых возможностей своих истребителей, состояния информационной системы и системы управления. Основным критерием для выбора того или иного способа боевых действий является своевременное воздействие на воздушного противника на заданном рубеже. Поскольку информационная система и система управления находятся под огневым и помеховым воздействием противника, их состояние и боевые возможности меняются в зависимости от степени этого воздействия. Каждому состоянию информационной системы и системы управления соответствует свой способ ведения боевых действий, при котором в конечном счете достигается максимум эффективности боевых действий истребителей.
Воздушный бой истребительных комплексов включает следующие этапы: сближение с обнаруженным противником, одну или несколько атак, боевое маневрирование между атаками и выход из боя. Воздушному бою предшествует поиск противника. Поиск воздушного противника осуществляется с помощью бортовых технических средств, визуально или в их сочетании. Независимо от содержания и полноты информации о воздушной обстановке, получаемой от внешних источников (наземных или воздушных пунктов управления), экипажи непрерывно ведут поиск в течение всего полета. Ответственность в групповом полете за поиск противника в ППС возлагается на ведущего группы. Ведомые экипажи отвечают главным образом за поиск противника на флангах и в ЗПС. Все летчики несут ответственность за взаимное наблюдение непросматриваемых секторов соседних самолетов и за безопасность пилотирования в групповом полете. Влияние поиска на исход боя признавалось всегда. Можно вспомнить известное выражение: "Первый увидел -
победил". Следует отметить ряд новых моментов при выполнении поиска сверхзвуковыми истребителями ПВО.
Во-первых, ответственность за его исход уже поровну делится между летчиком и пунктом управления, поскольку самолетные средства поиска и наземная или воздушная система оповещения и наведения имеют различные возможности по обнаружению цели и установлению ее принадлежности. Налаженное взаимодействие и четкое распределение обязанностей между ними предопределяют успех боя.
Во-вторых, способы ведения поиска стали резче разделяться на поиск в зоне радиолокационного поля своих радиолокационных средств (наземных или воздушных) и вне его. В первом случае истребители находятся под контролем пунктов управления. Основным видом информации, используемой для управления и наведения на цели, является регулярная информация о противнике и истребителях, а основными способами ведения боевых действий являются групповые и одиночные действия с централизованным управлением группой или одиночным истребителем соответственно с командного пункта или пункта наведения. Экипажи истребителей обычно получают информацию до момента обнаружения противника. У летчиков достаточно времени на анализ обстановки и принятие обоснованного решения. Положение значительно усложняется, когда предстоит покидать пределы радиолокационного поля наземных и воздушных РЛС. В этих условиях можно рассчитывать только на бортовые радиолокационные средства. Основным видом информации, используемой для управления, является косвенная информация, а основным способом ведения боевых действий являются автономные действия (самостоятельный поиск и уничтожение воздушного противника).
В-третьих, опыт локальных войн показал, что для успешного ведения поиска воздушного противника его надо не только видеть, но и своевременно обнаруживать. Истребители должны выдерживать соответствующие обстановке боевой порядок и режим полета. Для расширения поисковых возможностей истребителей и занятия ими тактически выгодного положения разработаны способы самостоятельного поиска целей в заданном районе. Среди них можно выделить такие, как "заслон", "треугольник", "баттерфляй".
"Заслон" (рис. 1.1.2)- самый простой способ поиска. Он обеспечивает наиболее равномерное распределение поисковых усилий по фронту:
Xny=f(So63,S),
где Хпу - плотность поисковых усилий; Sofn - просматриваемая при поиске относительная площадь, представляющая собой произведение ширины полосы обзора БРЛС, времени обзора, скорости сближения и числа самолетов в поисковой группе; S - суммарная относительная площадь, представляющая собой произведение ширины полосы поиска, времени поиска и скорости полета цели.
Данный способ применяется для нахождения целей парой или отрядом истребителей и представляет собой полет с поиском на встречно-пересекаю- щихся курсах с оптимальным углом поиска по прямоугольному маршруту с двумя разворотами на 180° и равными дистанциями между истребителями,
Рис. 1.1.2. Поиск целей способом "заслон"
обеспечивающими нужное перекрытие индивидуальных полос обзора (см. также 4.4.1). Если для поиска используется отряд (звено), то на маршруте находятся три истребителя, выполняющих поиск на высотах 6000...7000 м. Четвертый - ударный истребитель - в зоне дежурства в воздухе на высоте 7000...8000 м просматривает верхнюю полусферу. Место зоны дежурства рассчитывается таким образом, чтобы обеспечивался вывод ударного истребителя в исходное положение для атаки по обнаруженной поисковой группой
цели на любом участке маршрута.Способ "треугольник" (рис. 1.1.3) предполагает использование поисковой группы и группы наращивания усилий (по три самолета в группе), выполняющих полет по треугольным маршрутам. Поисковая группа с равными дистанциями между самолетами осуществляет поиск целей на фоне земли на встречно-пересекающихся курсах на двух участках большого маршрута. При этом размеры активных участков могут быть различными, чем обеспечивается нужное распределение поисковых усилий по фронту. Направление наклона маршрута поиска определяет и направление распределения поисковых усилий по плотности. На пару с каждым истребителем поисковой группы (1-4, 2-5, 3-6) по второму (меньшему) маршруту выполняют полет истребители группы наращивания усилий, имеющие задачу уничтожить цели, обнаруженные, но не атакованные их напарниками из поисковой группы, и производят поиск в верхней полусфере. Синхронность действий истребителей группы наращивания усилий и поисковой группы достигается смещением второго маршрута по налету. При этом скорость полета поисковых истребителей составляет 1100 км/ч, а истребителей наращивания усилий - 900 км/ч и менее из-за различной длины маршрутов поиска. Способ обеспечивает высокую плотность воздействия по противнику при непропорциональном распределении поисковых усилий относительно оси полета.
Наиболее компактным способом, позволяющим более полно использовать поисковые возможности, является способ "баттерфляй" (рис. 1.1.4). Он предусматривает действия поисковой группы на маршруте поиска (три истребителя) и группы наращивания усилий в зоне дежурства (1-2 истребителя). Поисково-ударная группа выполняет полет на равных дистанциях между истребителями по маршруту поиска, по форме напоминающему восьмерку. Это позволяет рационально распределить поисковые усилия по фронту в полосе до 320 км с наибольшим уплотнением в центре боевого порядка и глубиной до 200 км. Группа наращивания усилий ведет поиск целей на средних и больших высотах из зоны дежурства в воздухе, расположенной за основным маршрутом поиска, и наращивает усилия поисково-ударной группы.
Эти способы поиска позволили реанимировать старый способ боевых действий "свободная охота" и придать ему дальнейшее развитие и признание с использованием новых технических возможностей.
Ниже рассмотрены основные этапы воздушного боя и происшедшие изменения в них с поступлением на вооружение нового поколения истребительных авиационных комплексов ПВО.
Сближение - боевой маневр как этап воздушного боя, выполняемый истребителем (группой) с момента обнаружения цели до занятия исходного положения для атаки. Скрытность и стремительность - два основных элемен- таэтого этапа воздушного боя, обеспечивающих внезапность атаки и уничтожения воздушного противника. Они полностью сохранили свое значение в воздушных боях истребительных комплексов ПВО. Однако способы занятия наиболее выгодного для атаки положения изменились. Другим стало содержание этапа, так как условия для стремительного сближения улучшились, а для обеспечения его скрытности ухудшились. Основными факторами, оказывающими непосредственное влияние на стремительность сближения, являются большая дальность обнаружения противника, высокая тяговооруженность
Рис. 1.1.3. Поиск целей способом "треугольник"
Рис. 1.1.4. Поиск целей способом "баттерфляй"
самолета, тактическая выучка летчика, надежность системы оповещения. Только учет этих факторов дает право надеяться на достижение стремительности как первого элемента успешного сближения с противником. Второй элемент сближения - скрытность. Под этим следует понимать комплекс мероприятий, который лишает противника возможности получить точные данные о воздушной обстановке. Способы обеспечения скрытности на этапе сближения значительно изменились. Маскировка на фоне облаков и солнца, использование темного времени суток уже не могут обеспечить неожиданной атаки противника. Наличие на истребителе станции предупреждения об облучении (станции радиотехнической разведки) позволяет летчику определить факт облучения его самолета РЛС противника, тип атакующего средства, степень опасности со стороны атакующего средства и принять решение на выполнение противоракетного (противосамолетного) маневра, на применение оружия или помех. Все это значительно усложняет достижение элемента скрытности в современном воздушном бою. В ближнем воздушном бою сближение (если противники видят друг друга) заканчивается борьбой за выигрышную позицию и занятием тактически выгодного положения для атаки. В дальнем воздушном бою (ДВЕ) при сближении (если противники не видят друг друга) важную роль играет целеуказание от наземного или воздушного КП. Кроме того, успех скрытного сближения с целью (противником) зависит от наличия специальных самолетов электронного противодействия, обеспечивающих радиоэлектронное подавление радиоэлектронных систем цели. В целом успешное сближение в ДВЕ зависит от дальности обнаружения воздушной цели ЕРЛС и ее помехозащищенности, разрешенной дальности пуска и возможностей управляемого вооружения, полноты и эффективности боевого обеспечения, уровня тактической подготовки летчика и боевого расчета КП, а также рационального построения боевого порядка группы перед боем и в процессе боя.
Атака - наиболее ответственный этап воздушного боя. Атака цели включает маневр в сторону цели, прицеливание, пуск ракет или стрельбу из пушек. Внезапность и стремление уничтожить противника с первой атаки были и остаются одним из основных принципов ведения наступательного боя, а по отношению к атаке - ее главными элементами. Вопрос достижения внезапности атаки в условиях получения информации противником о воздушной обстановке весьма сложен. Он решается в групповых боях. Если для достижения скрытности сближения и сохранения в тайне замысла боя требуется применить предбоевые и боевые порядки, то внезапность атаки возможна лишь за счет перестроения самого боевого порядка. Новым в тактике воздушного боя следует признать изменение задач, выполняемых группами различного тактического назначения. В противоборстве сторон в бой первой чаще всего вступает демонстративная группа, в задачу которой входит обеспечение условий для проведения внезапной атаки ударной группы. Чаще других при демонстрации ложных намерений применяют следующие тактические приемы: расчленение боевого порядка противника, увлечение его за собой к району расположения ударной группы и размыкание звена на пары по направлению и высоте после имитации лобовой атаки. В наиболее выгодных условиях в бой вступает ударная группа. Атака требует тщательной подготовки летного состава и расчета КП. Обяза-
тельными элементами подготовки атаки являются планирование и розыгрыш различных вариантов группового воздушного боя, определение посильных задач группам различного тактического назначения, порядка взаимодействия, установление рубежей ввода в бой, направления атак и его обеспечения.
Исходя из боевых задач, выполняемых истребителями ПВО, рассмотрим некоторые особенности и способы ведения воздушного боя с различными типами средств воздушного нападения противника.
Принципиальными особенностями ведения боя со стратегической авиацией противника группами истребителей ПВО являются:
комплексное совместное использование информационных средств каждого борта и группы с максимальных дальностей обнаружения самолетов противника;
сближение с противником в бою по согласованным траекториям на предельных параметрах боевых порядков истребителей в группах;
согласованное применение ракет основного боекомплекта с максимальных дальностей, в том числе с реализацией режима передачи управления пущенными ракетами в группе;
при необходимости организация повторной атаки в ЗПС целей с применением дополнительного вооружения;
снижение собственных потерь за счет использования бортовых средств радиоэлектронного противодействия, режимов противоракетной обороны, рациональных боевых порядков и маневра, скрытности функционирования информационных средств.
Организация боевых действий в смешанных группах построена адекватно возможностям истребителей и их систем:
командиром объединенной группы (КОГ) целесообразно назначать летчика на истребителе дальнего действия, командирами групп (КГ), ведомыми в группах, - летчиков на истребителях как общего назначения, так и дальнего действия;
обмен информацией о собственном положении и целях и передача команд управления осуществляются с помощью аппаратуры передачи данных. телекодовой связи и радиотелефона.
Командир объединенной группы планирует совместные боевые действия, осуществляет целераспределение и контроль ведения боя. Ведомые после обнаружения целей собственными БРЛС или получения целей для атаки от КОГ (КГ) проводят бой с противником в соответствии с указаниями командиров групп и рекомендациями инструкции по боевому применению.
Отличительными особенностями ведения боя смешанной группы истребителей с группой стратегической авиации противника являются:
совместное использование информационно-прицельных средств и средств управления оружием в разных частотных диапазонах для обеспечения высокой помехоустойчивости радиоэлектронных систем группы в условиях радиоэлектронной борьбы;
нанесение первого ракетного удара в ППС с максимальных дальностей истребителями дальнего действия и эффективное ведение маневренного
боя на средних и малых дальностях самолетами общего назначения с дезорганизованными фрагментами налета противника;
организация постановки помех радиоэлектронным системам противника одновременно в нескольких частотных диапазонах для снижения собственных-потерь истребителей.
После выхода истребителей ПВО, действующих в составе объединенной группы, в боевое соприкосновение с противником КОГ анализирует воздушную обстановку по данным командиров групп, обнаруживает противника, уточняет задачи всем группам на ведение боя и выполняет целераспределе- ние. Группы истребителей ведут бой с одиночными и групповыми назначенными целями в соответствии с рекомендациями по одному из заранее разработанных вариантов боя. Примеры таких тактических приемов приведены на рис. 1.1.5. КОГ контролирует и корректирует ход групповых боев, при необходимости вступает в бой во главе своей группы.
Атака СБ парой МиГ-31 с разных направлений, исключающих одновременный обстрелАтака СБ парой МиГ-31 с разных направлений, исключающих одновременный обстрелРис. 1.1.5. Тактические приемы ведения дальнего воздушного боя истребительных комплексов ПВО со стратегической авиациейРис. 1.1.5. Тактические приемы ведения дальнего воздушного боя истребительных комплексов ПВО со стратегической авиацией
Атака СБ парой МиГ-31 с разных направлений, исключающих одновременный обстрел
Атака СБ парой МиГ-31 с разных направлений, исключающих одновременный обстрел
Рис. 1.1.5. Тактические приемы ведения дальнего воздушного боя истребительных комплексов ПВО со стратегической авиацией
Рис. 1.1.5. Тактические приемы ведения дальнего воздушного боя истребительных комплексов ПВО со стратегической авиацией
Выбор истребителями ПВО способов ведения борьбы с тактической авиацией противника, обеспечивающей действия ударных самолетов, определяется в значительной степени соотношением тактических возможностей истребителя данного типа и самолетов противника в одиночном бою, возможностью наращивания преимущества истребителя за счет взаимодействия в составе группы (рациональные боевые порядки и наряд истребителей, передача управления пущенной ракетой взаимодействующему истребителю с уклоне-
нием от атакующих ракет противника, взаимная и групповая защита средствами радиоэлектронного противодействия, пассивные методы локации), а также возможностью противника по обеспечению боевых действий его средств воздушного нападения в составе группировки.
Анализ воздушных боев в локальных войнах показывает, что основные принципы ведения воздушного боя, применения того или иного маневра в воздушном бою из арсенала Великой Отечественной войны остаются в силе с учетом достижения технического совершенства истребителей. Следует также отметить широкое применение типовых приемов (боевых маневров), модели которых разрабатывались (проектировались) заранее и отрабатывались в ходе тренировки. Каждый соответствовал конкретной наступательной или оборонительной исходной ситуации, носил короткое и звучное название, которое использовалось как команда, подаваемая ведущим в воздухе. Методика применения стандартных приемов позволяет упорядочить действия летчика и выработать автоматические рефлексы на знакомые вводные при острой нехватке времени. Благодаря быстрому реагированию на заученную обстановку становилось возможным обдумывание последующих действий в бою, которые уже не поддаются моделированию из-за большого разнообразия.
В дальнем воздушном бою с истребителями прикрытия авиационные комплексы могут применять тактические приемы, обеспечивающие им скрытный выход в область возможных пусков ракет большой дальности. Примерами таких тактических приемов могут быть следующие.
"Лобовой удар" отряда (звена) истребителей (рис. 1.1.6). Первая пара истребителей выполняет координированную атаку целей с интервалом J = 50...60 км, чем обеспечивается нанесение упреждающего удара, затрудняется возможность маневра самолетов противника по фронту для уклонения от ракет большой дальности истребителей и навязывания истребителям ближнего маневренного боя, снижается эффективность средств радиоэлектронной борьбы противника. Вторая пара отряда (звена) выполняет одновременную атаку во фланг самолетов противника под ракурсом 2/4э-3/4 в боевом порядке "фронт" J = 3...5 км. Принижение между парами АН = 3...5 км.
Рис. 1.1.6. "Лобовой удар" отряда (звена) истребителей ПВО
Рис. 1.1.7. "Лобовой удар" пар истребителей ПВОРис. 1.1.7. "Лобовой удар" пар истребителей ПВО
Рис. 1.1.7. "Лобовой удар" пар истребителей ПВО
Рис. 1.1.7. "Лобовой удар" пар истребителей ПВО
"Лобовой удар" пар истребителей (рис. 1.1.7). Пары истребителей выполняют последовательную атаку с одного (разных) направления в боевом порядке "фронт пар" с интервалом J = 50...60 км между парами. Боевой порядок самолетов в парах- "колонна самолетов" с дистанцией между ними D = 30...60 км. Кроме рационального боевого порядка истребители применяют следующие меры наращивания тактического преимущества в группе: помеховое прикрытие атакующих ведущих истребителей с борта ведомых, передача управления пущенными ведущими истребителями ракетами ведомым и уклонение ведущих от атакующих ракет противника, триангуляционный метод определения дальности в условиях помех.
"Удар во фланг" пар истребителей (рис. 1.1.8). Первая пара осуществляет имитацию атаки целей путем принудительного включения режима БРЛС "подсвет" без пуска ракет с последующим маневром по фронту в обход зоны досягаемости ракет противника, увлекая за собой самолеты противника, тем самым создавая благоприятные условия для атаки второй пары. Первая пара следует в сомкнутом боевом порядке "пеленг" (J = 300...500 м и D = 800... 1000 м), вторая - в боевом порядке "фронт" с J = 3...5 км. Разнесение пар по высоте составляет АН = 3... 5 км.
Рис. 1.1.8. "Удар во фланг" пар истребителей ПВОРис. 1.1.8. "Удар во фланг" пар истребителей ПВО
Рис. 1.1.8. "Удар во фланг" пар истребителей ПВО
Рис. 1.1.8. "Удар во фланг" пар истребителей ПВО
Против истребителей противника, превосходящих по тактическим возможностям истребительные комплексы, ДВЕ ведется увеличенным нарядом сил (тремя парами, двумя отрядами (звеньями)). Пары действуют в боевом порядке "фронт" с интервалами между ними J = 50...60 км. Самолеты в парах эшелонируются с разностью высот АН = 6 км. Такой боевой порядок исключает возможность одновременного обстрела одним истребителем противника двух и более истребителей, создает условия для осуществления различных тактических приемов ДВЕ.
Стремление уничтожить противника с первой атаки было и остается основным принципом воздушного боя. С первой атаки было уничтожено три четверти самолетов как в Великой Отечественной войне, так и в локальных войнах. Однако не исключается, что ДВЕ после первой атаки может закономерно перерасти в ближний воздушный бой (ЕВЕ) - во вторую фазу воздушного боя. Другим вариантом начала ЕВЕ может быть вариант, когда противник неожиданно появляется на небольшой дальности, исключающей немедленное применение оружия.
Одним из важных этапов воздушного боя с тактической авиацией противника является боевое маневрирование между атаками (фактически это и есть сам ЕВЕ), т. е. быстрое изменение направления и высоты полета, смена фигур пилотажа в высоком темпе, предельные перегрузки, огонь с коротких дистанций. Главным принципом, обеспечивающим возможность построения активной обороны при маневрировании, считается более высокая тяговоору- женность самолета. Для достижения победы в ЕВЕ маневренность и управляемость самолета должны обеспечивать более быстрое наведение бортового оружия, чем у противника. При наличии автономного оружия типа "выпустил и забыл" это преимущество должно быть таким, чтобы противник был уничтожен до того, как он успел применить свое оружие.
Ведение борьбы с самолетами связи, управления, разведки, радиоэлектронной борьбы истребителями ПВО имеет ряд особенностей и требует от летного состава высокой боевой выучки и тактической подготовки. Это связано с тем, что они, как правило:
находятся вне зон видимости наземных РЛС;
совершают барражирование вдоль линии фронта (государственной границы), находясь над своей территорией;
обладают наиболее полной информацией о противнике и широким спектром средств радиоэлектронной борьбы;
имеют сильное авиационное прикрытие.
Для ведения борьбы с данным типом целей основной формой противоборства сторон является групповой воздушный бой с применением групп различного тактического назначения (ударные, демонстративные, завязки боя с истребителями прикрытия). Групповые действия осуществляются группами смешанного состава, где истребители дальнего действия, как правило, ведут ДВЕ и осуществляют управление объединенной группой, а истребители общего назначения ведут как дальний воздушный бой, так и ближний маневренный бой. Основной задачей истребителей ударных групп является обнаружение и скрытый выход в область возможных пусков ракет большой даль-
ности. В настоящее время имеется ряд тактических приемов борьбы с данным типом целей. Типичным примером может служить тактический прием воздушного боя "этажерка" (рис. 1.1.9).
Этот прием стал возможен благодаря наличию на борту истребителя МиГ-31 многоканальной РЛС и аппаратуры, позволяющей координировать действия всей группы (объединенной группы) по времени, высотам и направлениям выхода в боевое соприкосновение с самолетами противника. Ударные группы осуществляют сближение с целью по согласованным траекториям на предельных параметрах боевых порядков. Первая пара выполняет полет в стратосфере на высоте, близкой к максимальной, при сверхзвуковой скорости и проводит координированную атаку цели сверху вниз. Вторая пара осуществляет полет к цели на предельно малых высотах для данного типа самолета на максимально допустимой скорости, используя рельеф местности и наиболее уязвимые участки прикрытия для обнаружения цели и атаки ее снизу вверх. Остальные самолеты группы, эшелонированные по высоте, ведут бой с истребителями прикрытия, дезорганизуя боевые порядки противника и создавая условия для прорыва третьей ударной группы во главе с командиром группы к цели. Количественный состав групп зависит от важности цели и определяется решением командира.
Рис. 1.1.9. Тактический прием "этажерка"
Способы выхода группы истребителей в боевое соприкосновение с целями - командное наведение, бортовое наведение, бортовой поиск ведущего группы (ведомые истребители при этом занимают и выдерживают, в том числе автоматически, боевой порядок группы по командам ведущего). Атаки целей истребители группы осуществляют по целеуказанию с ведущего группы (в результате произведенного ведущим целераспределения)- 1x1, IxN, 2x1, 2xN или самостоятельно (по разрешению, согласованию с ведущим)- 1x1, 1хМ. Атака 2x1 может выполняться следующими способами:
одновременно (последовательно) с разных (одного) направлений, в том числе при целеуказании с одного истребителя на другой по аппаратуре передачи данных с включением на нем БРЛС на дальности до цели, сравнимой с максимально возможной дальностью применения оружия (^вклБРЛС ~ Dpmax )’
под прикрытием помех с взаимодействующего истребителя;
с передачей управления ракетой в полете взаимодействующему истребителю;
с имитацией атаки одним нз истребителей путем принудительного включения режима БРЛС "подсвет" без пуска ракеты;
с применением триангуляционного метода определения дальности при атаке цели - постановщика активных помех.
Боевые порядки ударных групп строятся так, чтобы обеспечить:
применение режимов триангуляционного и кинематического методов определения дальности;
возможность передачи управления ракетой в полете взаимодействующему ис гребителю;
возможность прикрытия помехами атакующего истребителя с борта взаимодействующего истребителя;
реализацию режима "Сброс" - автоматической передачи с борта истребителя на наземный (воздушный) пункт управления информации о целях, сопровождаемых БРЛС истребителя и принятых на борту ведущего от ведомых.
Система способов выхода в боевое соприкосновение с воздушным противником авиационных подразделений (в том числе смешанных групп) является единой для действий как по пилотируемым (самолетам стратегической и тактической авиации), так и по беспилотным средствам воздушного нападения противника, в том числе по стратегическим крылатым ракетам (СКР). Основной особенностью применения этой системы в условиях борьбы со стратегическими крылатыми ракетами является доминирующее использование режимов бортового наведения и бортового поиска, поскольку вероятность получения регулярной информации о малоразмерных целях на предельно малых высотах от радиолокационных постов или АК РЛДН в АСУ всех уровней крайне ограничена.
Основными особенностями выполнения атак стратегических крылатых ракет являются:
использование однородных групп истребителей;
использование главным образом многоканальных БРЛС для обнаружения и сопровождения целей, а также информационного взаимодействия в группе и с внешними системами;
выполнение атак в зонах ответственности при прямолинейном полете истребителей на встречных курсах со стратегическими крылатыми ракетами и с применением главным образом ракет большой дальности;
пространственное уклонение от зоны подрыва стратегических крылатых ракет на параметре, на превышении или на маневре.
Основным способом уничтожения целей типа СКР является атака в ППС под ракурсом 0/4 ч- 1/4 с превышением над целью до 10 км на скорости 950... 1050 км/ч. Наведение на цель, как правило, осуществляется из зоны дежурства в воздухе, а при достаточной глубине оповещения - заблаговременным выводом истребителя в исходную точку наведения. При недостаточном радиолокационном поле или полном его отсутствии целесообразна организация самостоятельного поиска СКР группами истребителей дальнего действия в заданном районе. Помимо описанных ранее способов самостоятельного поиска целей "заслон", "треугольник", "баттерфляй" целесообразно использовать способы поиска целей, показанные на рис. 1.1.10.
Рис. 1.1.10. Способы самостоятельного поиска целей: ИТН - исходная точка наведения; ЗДВ зона дежурства в воздухе; Руб. обн., Руб. захв., Руб. пуска - рубежи обнаружения, захвата, пуска
Пара истребителей осуществляет поиск СКР по двум прямоугольным маршрутам в заданном районе с двумя разворотами на 180°. Маршруты симметричны относительно вероятной оси полета цели. Поиск осуществляется на
встречно-пересекающихся курсах, построенных так, чтобы угол их пересечения совпадал с оптимальным углом поиска. Поиск может осуществляться парой или отрядом (звеном) в зависимости от необходимого наряда сил. Траектория истребителей при поиске на крейсерской скорости "прямолинейная" или "змейка".
Для повышения эффективности истребителей при поиске и атаке обнаруженных СКР в боевой порядок отряда включают поисково-ударную и ударную группы, расположенные в районе поиска в два эшелона с организацией двух зон дежурства в воздухе. Дистанция между парами выбирается из условий обеспечения устойчивой связи по аппаратуре передачи данных, безопасности при пуске ракет и возможности передачи взаимодействующему истребителю вновь обнаруженной цели для атаки. На этапе самонаведения на цель истребитель выполняет горизонтальный полет. После атаки реализуется тактический отворот от цели на угол 45...50°, выдерживается заданный пеленг до окончания подсвета цели, после чего выполняется отворот в сторону от цели с максимальной перегрузкой.
Таким образом, если говорить в целом о воздушных боях современных истребителей ПВО со средствами воздушного нападения противника, то они значительно отличаются от воздушных боев периода Великой Отечественной войны и последующих локальных войн. Существенно вырос диапазон высот и скоростей полета истребителей, а следовательно, расширились пространственные рамки воздушного боя, что заставило пересмотреть методы управления им.
Использование аппаратуры передачи данных и определения координат привело к дальнейшему расчленению боевых порядков и наложило отпечаток на организацию взаимодействия между группами различного тактического назначения; появилась возможность строить боевые порядки вне визуальной видимости, а также применять группы смешанного состава.
Совершенствование ракет как большой дальности, так и ближнего воздушного боя привело к увеличению области возможных атак, альтернативой этому стало появление режимов сверхманевренности истребителей.
Оснащение истребителей многоканальными РЛС большой дальности позволило значительно расширить диапазон высот и скоростей уничтожаемых целей. Помешать этому призваны средства радиоэлектронной борьбы, использование которых прочно вошло в тактику воздушного боя.
В настоящее время новые требования предъявляются к тактическому мышлению летчика, к быстроте его реакции на поток различной информации. Конечно, автоматизация решения ряда боевых задач избавила летчика от многих процессов, связанных с немедленной реакцией и управлением, но не освободила от необходимости думать. Воздушный бой остался борьбой умов, и, чтобы одержать победу, воздушный боец должен постоянно пополнять свой тактический арсенал новыми знаниями для противопоставления противнику более эффективной атаки.
Выбор наивыгоднейших тактических приемов и боевых маневров стал наиболее успешно осуществляться в ходе моделирования воздушного боя. Моделирование боевого полета, и особенно главного его этапа - воздушного
боя, предоставляет возможность выбора такого варианта, который позволил бы с наибольшей эффективностью выполнить поставленную боевую задачу. Оно позволяет определить целесообразные варианты завязки дальнего и ближнего боя, выполнения боевого маневра, а также выхода из боя. Однако важно вспомнить, что летчик - составная часть системы авиационного истребительного комплекса. Организуя воздушный бой, необходимо учитывать, что его ведет человек с присущим ему интеллектом, его способностью принимать обоснованные решения в нестандартной обстановке. Самолет может обладать большими возможностями, но они используются ровно настолько, насколько позволяют уровень подготовки и опыт летчика.
Способы боевого применения истребителей ПВО 80-90-х годов базируются на принципах и способах боевого применения истребителей предыдущих поколений, являются их дальнейшим развитием, связанным с новыми качествами и дополнительными боевыми возможностями, обусловленными как доработками старых, проверенных годами авиационных систем, так и внедрением принципиально новых, использующих современные технологии, систем.
Перспективой дальнейшего развития истребительных комплексов ПВО и их боевого применения является многофункциональность. Современные взгляды на использование авиации ПВО предусматривают их применение не только для завоевания превосходства в воздухе, но и для борьбы со средствами нападения как в ближнем космосе (гиперзвуковые самолеты, баллистические ракеты), так и по наземным (морским) целям.
Взаимодействие АКП с единой системойуправления авиацией ПВО
Единая система управления авиацией ПВО
Структура единой системы управления
Единая система управления авиацией ПВО обеспечивает управление авиационным комплексом перехвата (АКП) на всех этапах его полета, начиная от подготовки и выполнения взлета, полета в зоне аэродромных средств, выполнения заданной боевой задачи и завершая приводом самолета в зону аэродрома и обеспечением его посадки.
Управление АКП на разных этапах его полета производится с различных командных пунктов (КП), входящих в единую систему управления и имеющих локальную зону ответственности, с передачей управления между ними по мере выхода АКП из их поля воздушной связи.
Процесс управления с наземных КП боевыми действиями истребительной авиации можно разделить на три основных этапа - предварительное планирование, непосредственное планирование, реализация плана.
В соответствии со структурой управления войсками и опытом боевого применения истребительной авиации система управления боевыми действиями авиации ПВО должна иметь иерархическую структуру, обеспечивающую распределение задач управления между КП различных уровней и подчинение младших КП старшим. При этом на старшие КП возлагается задача предварительного планирования, а на подчиненные младшие и истребители - задачи непосредственного планирования и реализации плана. В качестве типовой может быть рассмотрена структура единой системы управления истребительной авиацией зоны ПВО, представленная на рис. 1.2.1.
АСУ состоит из отдельных элементов с комплексами средств автоматизации (КСА), объединенных каналами передачи данных. Единая система управления имеет, как правило, четыре горизонтальных уровня иерархии:
первый уровень - центр боевого управления авиацией зоны ПВО;
второй уровень - центр боевого управления авиацией района ПВО;
третий уровень - центр боевого управления авиацией;
четвертый уровень — пункт боевого управления авиацией, пункт наведения (ПН), командно-диспетчерский пункт аэродромной зоны или стартово-командный пункт аэродрома базирования.
Рис. 1.2.1. Типовая структура единой системы управления авиацией ПВО (КСА комплекс средств автоматизации, КП командный пункт)
В зависимости от состава группировки средств района ПВО система управления может быть и трехуровневой, без центра боевого управления авиацией с организацией прямых связей центра боевого управления авиацией района с пунктом боевого управления авиацией (ПН) и команднодиспетчерским пунктом или стартово-командным пунктом.
На верхнем уровне управления производится предварительное планирование, основными задачами которого являются:
обеспечение частей через материально-техническую службу и тыловые пункты управления самолетами, боеприпасами, топливом и т. п.;
задание необходимой степени боеготовности частей;
назначение резерва;
задание основных параметров автоматизированного управления боем (степени воздействия, параметров отбора целей).
Непосредственное планирование боевых действий ИА производится в центрах боевого управления авиацией района ПВО и его частей. Основными задачами этого планирования являются:
приведение частей в заданную степень боевой готовности;
вскрытие замысла противника и формирование общей тактики отражения налета на прикрываемом участке;
планирование боевых действий истребителей по конкретным целям с формированием необходимых нарядов истребителей;
отбор целей для боевых действий центра боевого управления авиацией;
управление боевыми действиями пункта боевого управления авиацией (ПН) с передачей управления АКП им при необходимости;
организация взлета (посадки) истребителей через командно-диспетчерский пункт или стартово-командный пункт.
Реализация планов, т. е. непосредственное управление экипажами истребителей с обеспечением определенной безопасности их полетов, производится с пункта боевого управления (ПН) через узлы воздушной радиосвязи, обеспечивающие радиотелефонную связь и передачу на борт информации.
Современные истребители имеют большие радиусы действия и для непрерывного управления ими в зоне ПВО должно быть создано на основе совмещенных с пунктом наведения и вынесенных радиостанций поле воздушной радиосвязи, обеспечивающее устойчивый телекодовый и радиотелефонный обмен с бортами.
Система управления ИА ПВО должна обеспечивать рациональные сочетания централизованного управления с автономным функционированием отдельных элементов АСУ. Все старшие КП авиации района ПВО (центр боевого управления авиацией района, центр боевого управления авиацией) наряду с основными задачами по управлению боевыми действиями подчиненных средств (отбору для них целей и координации их действий) имеют возможность непосредственно управлять истребителями, решая задачи пункта боевого управления (пункта наведения).
Для того чтобы истребители могли эффективно вести боевые действия, необходимо, во-первых, постоянно поддерживать их боеготовность и готовность аэродромов, во-вторых, обеспечивать быстрое выполнение распоряжений КП, управляющего боевыми действиями истребителей, на перевод их в заданные степени боеготовности, на взлет и, наконец, в-третьих, обеспечить с помощью аэродромных средств полет истребителей в аэродромной зоне и их посадку. В структуре единой системы управления решение указанных задач возлагается на стартовый командный пункт аэродрома, командно-диспетчерский пункт и средства автоматизации батальона аэродромно-технического обслуживания.
Для обеспечения самолетовождения в условиях отсутствия командного управления истребителями со стороны ПН в зоне полетов ИА должно быть создано поле навигации с использованием наземных и космических систем.
Безопасность полетов в системе управления обеспечивается радиолокационным контролем трасс истребителей, учетом расхода топлива при выпол-
нении боевых задач, планируемым обходом опасных зон и взаимодействием со средствами радиоэлектронного противодействия и ЗРК при планировании и реализаций боевых задач.
Радиолокационное обеспечение элементов системы управления поступает от КП частей радиотехнических войск различных уровней и аэродромных РЛС.
Принципы функционального взаимодействияединой системы управления с АКП
Единая система управления истребительной авиацией при управлении АКП должна обеспечивать выполнение им поставленной боевой задачи и сохранение его живучести. Взаимодействие между управляющим КП единой системы управления и АКП осуществляется путем обмена данными и неформализованными сообщениями по телекодовой радиолинии и радиотелефонной связи на основе рационального разделения задач между наземными КП и экипажем истребителя в соответствии с их информационным обеспечением.
Взаимодействие между АКП и единой системой управления имеет место, начиная с момента постановки задачи и в течение всего полета - от взлета до посадки. В зависимости от этапа выполнения и вида боевой задачи характер взаимодействия различен.
На этапе подготовки к вылету средства автоматизации отдельного батальона аэродромно-технического обслуживания обеспечивают заправку истребителей топливом и боекомплектом, подготовку самолетов и экипажей к повторному вылету, готовность аэродрома к выполнению полетов.
В соответствии с распоряжениями центра боевого управления авиацией формируются наряды истребителей и приводятся в заданную степень боеготовности, выдается команда на запуск двигателей и выруливание, взлет (по готовности), данные о режиме полета и курсе отхода от аэродрома после взлета.
На этапе взлета и полета в аэродромной зоне управление АКП производится с командно-диспетчерского пункта или стартово-командного пункта аэродрома базирования с использованием радиотелефонной связи. Контроль полета АКП в аэродромной зоне осуществляется на стартово-командном (командно-диспетчерском) пункте с помощью аэродромных РЛС с необходимой корректировкой маршрута в интересах безопасности. Сбор истребителей группы после взлета производится ее командиром в заданном районе аэродромной зоны.
После отождествления на радиолокационном узле РТВ трассы истребителя руководитель полета сообщает на борт радиоданные телекодовой связи и радиосвязи принимающего управление центра боевого управления авиацией (пункта боевого управления) и передает команду летчику о переходе на связь со штурманом наведения центра боевого управления авиацией (пункта боевого управления).
Современные пункты наведения при взаимодействии с истребителями обеспечивают решение следующих задач:
дежурство в воздухе;
наведение на воздушную цель из положения дежурства на аэродроме или из зон дежурства в воздухе;
проводка по маршруту;
проводка по маршруту для расчистки воздушного пространства;
вывод на назначенный рубеж для последующего сопровождения других родов авиации;
вывод в район топливозаправщика;
поиск по пеленгу на постановщик активных помех;
привод на аэродром посадки;
организация приема-передачи управления;
обеспечение безопасности полета.
Управление полетом истребителя осуществляется либо способом командного наведения с выдачей на борт заданных значений курса, скорости и высоты полета, либо способом полуавтономных действий, когда на борт передается информация о цели, а команды, определяющие полет АКП, формируются на борту.
Пункт боевого управления (ПН) обеспечивает выдачу команд по радиолинии управления для одиночного истребителя или для ведущего (командира) группы. Управление внутри группы (информационное, траекторное, огневое и помеховое взаимодействие) осуществляет ее командир. Вопрос о распределении задач между наземным пунктом боевого управления и бортом истребителя при организации наведения постоянно уточняется по мере совершенствования бортовых технических средств. Для существующих комплексов задача наведения в основном решается на наземном пункте боевого управления, имеющем сравнительно высокое информационное обеспечение, мощные вычислительные ресурсы и более низкую загруженность лиц боевого расчета по сравнению с бортом (летным экипажем). Функциональное взаимодействие между АКП и наземной системой управления происходит следующим образом. После занятия на пункте боевого управления (ПН) канала наведения по истребителю и появления его реальной трассы на борт передаются приращения географических координат его условной точки (относительно опорной) и способ вывода в боевое соприкосновение. Через 40...50 с поступает информация о типе боевой задачи, а через 60 с после этого - координаты истребителя по данным информационного поля системы управления.
При типе боевой задачи "дежурство в воздухе" вывод в зону осуществляется либо курсовым способом, либо маршрутным управлением. Полет производится на крейсерской скорости и заданной высоте в соответствии с переданными командами "Вертикаль-4" и величинами V, \р, Н. При задании фигуры барражирования четырьмя координатными точками облет производится в порядке возрастания их номеров.
При типе боевой задачи "наведение" и способе выхода в боевое соприкосновение "командное наведение с координатной поддержкой" наряду с курсовым набором (V, \|/, Нц) на борт с темпом 60 с поступает координатная поддержка по цели. Задача выполняется поэтапно. На первом этапе, до прихода команды "Вертикаль", истребитель выполняет полет в вертикальной плоскости по базовой программе набора высоты и скорости в соответствии с заданным значением программной скорости и командой "Форсаж". Команда "Полусфера атаки" формируется всегда по прогнозируемому направлению атаки в момент решения задачи наведения методом "Маневр". Команда "Раз-
ворот" формируется только на этапе преднамеренного разворота. Разовые команды отражаются на экране табло бортовой системы индикации. Второй этап наведения выполняется после прихода команды "Вертикаль" и ее вида (атака по усмотрению пилота, атака снизу, атака сверху). При этом на борт выдается величина Узад = Уатаки. Третий этап наведения характеризуется выдачей на борт команд целеуказания БРЛС и включения ее излучения. О результатах атаки летчик сообщает по радиосвязи или в составе спец-информации.
При типе боевой задачи "наведение’’ и способе выхода в боевое соприкосновение "бортовое наведение" на борт выдается только регулярная координатная поддержка по сопровождаемой воздушной цели. Сближение с целью и последующая атака выполняются истребителем самостоятельно.
При типе боевой задачи "наведение” способ выхода в боевое соприкосновение "бортовой поиск" назначается пунктом боевого управления или самостоятельно выбирается истребителем в случае прекращения поступления команд с земли (более 60 с) или их нерегулярной выдачи.
При типе боевой задачи "проводка по маршруту" (маршрутном управлении) истребитель самостоятельно формирует траекторию полета, используя информацию о маршруте, переданную ему пунктом боевого управления (ПН). Проводка по заданному маршруту может производиться также курсовым способом путем передачи на борт У!ал, \|/.)ал, H^. Траектория полета при этом формируется пунктом боевого управления (пунктом наведения) на основании введения в него точек маршрута. Скорость и высота полета по маршруту может быть переменной (в допустимых пределах) и определяется заданными значениями. В процессе проводки по маршруту команды целеуказания не вырабатываются. Маршрут может вводиться на аэродроме взлета в процессе предполетной подготовки в виде географических координат 8-9 пунктов, один из которых можно оперативно менять в полете по указанию штурмана наведения пункта боевого управления, получаемому летчиком по радиотелефонной связи.
При типе боевой задачи "расчистка воздушного пространства" воздушное пространство задается координатами точек начала и конца.
При типе боевой задачи "сопровождение" вывод на назначенный рубеж для последующего сопровождения самолетов других родов авиации производится методом командного наведения или маршрутного управления. При маршрутном управлении точка рубежа отражается на индикаторе тактической обстановки пилота. При подходе к сопровождаемой группе по указанию пункта боевого управления летчик включает излучение БРЛС для обзора воздушного пространства. Приборное наведение заканчивается при установлении контакта летчика истребителя с командиром сопровождаемой группы самолетов, который руководит его дальнейшими действиями.
В боевой задаче "координированное наведение" по решению пункта боевого управления может быть организовано одновременное наведение нескольких истребителей (групп), находящихся в различных каналах наведения, на одну воздушную цель. При этом для повышения эффективности атаки и для парирования маневра цели наиболее рациональной является организация координированной атаки, когда на пункте боевого управления обеспечивается траекторное взаимодействие нескольких истребителей (групп) для реализации одновременного выхода в атаку с заданными ракурсами.
При типе боевой задачи "привод" для реализации привода на аэродром посадки пункт боевого управления формирует траекторию вывода истребителя из точки текущего положения до точки передачи управления аэродромным средствам.
Боевая задача "пеленг помехопостановщика" решается пунктом боевого управления при измерении наземным источником радиолокационной информации только азимутального угла (пеленга) на постановщик помех. Пункт боевого управления передает на борт только команды наведения с заданием режима командного наведения. Истребитель, отрабатывая \|/заД, Vw, Нзад, выводится по кратчайшему расстоянию на линию, параллельную текущему пеленгу на постановщик помех. При достижении расстояния до линии пеленга, меньшего дальности обнаружения БРЛС, истребителю передаются команды целеуказания со значениями команд, равными е = О, р = yw. Летчик включает излучение, и истребитель осуществляет поиск и обнаружение постановщика помех бортовыми средствами.
При типе боевой задачи "вывод на топливозаправщик" для организации топливозаправки истребитель выводится в назначенный район.
В процессе полета АКП при выполнении поставленных боевых задач с борта может выдаваться по запросу пункта боевого управления информация о воздушной обстановке по данным БРЛС при использовании командной радиолинии управления (КРУ) типа "Радуга-75" (СВПК) или системы обмена данными (СОД) ТКС-2М.
При запросе пункта боевого управления с борта АКП также может выдаваться полетная информация (бортовой номер, барометрическая высота и остаток топлива) или специнформация о боекомплекте и ходе боевых действий либо по обратному каналу систем активного запроса-ответа (САЗО) через наземную станцию КРУ типа "Радуга-75", либо в более полном объеме через обратный канал системы обмена данными ТКС-2М.
При передаче управления истребителем другому пункту боевого управления передающий пункт предварительно доводит до сведения летчика радиоданные канала КРУ и радиотелефонной связи (номер канала голосовой связи), подлежащие установке на борту самолета. В зависимости от типа командной радиолинии управления или системы обмена данными и бортового оборудования истребителя перестройка телекодовой аппаратуры происходит автоматически или вручную. Для автоматической перестройки с пункта боевого управления выдается на борт набор команд взаимодействия с новыми радиоданными. На борту истребителя прохождение команд взаимодействия сопровождается звуковым сигналом в шлемофон пилота и соответствующей индикацией на пульте аппаратуры, что обращает внимание пилота на необходимость проверки прохождения команд наведения. Ручная перестройка осуществляется пилотом в соответствии с данными от пункта боевого управления (ПН), полученными по радиотелефонной связи.
В процессе управления истребителями на пункте боевого управления решаются задачи, связанные с обеспечением безопасности управляемых самолетов. Контроль нахождения истребителя в поле команд и голосовой радиосвязи осуществляется по всем истребителям, находящимся в каналах управления, и при выявлении возможности выхода истребителя из зоны действия станции КРУ принимается решение о выдаче команд через вынесенную станцию или передаче управления другому пункту боевого управления.
Контроль достаточности топлива на борту осуществляется на пункте боевого управления автоматизированно. При появлении на автоматизированном рабочем месте (АРМ) оператора ПН справки о нехватке топлива для перехвата и возвращения на аэродром посадки оператор выясняет у летчика фактический остаток топлива и, в случае необходимости, переводит истребитель на привод или меняет аэродром посадки на ближайший к рубежу перехвата.
При реализации привода пункт боевого управления (ПН) формирует траекторию вывода истребителя из точки текущего положения до точки передачи управления аэродромным средствам посадки. Профиль полета содержит участок снижения (набора) с высоты атаки на крейсерскую высоту и участок снижения на высоту передачи управления аэродромным средствам посадки с одновременным торможением, переход на который производится по команде "Снижение" с пункта наведения. При этом в наборе команд выдается V = У1ЮЙ Н = Нпос. Управление полетом в горизонтальной плоскости производится курсовым способом.
В случае потери связи с ПН или по его решению возможно выполнение привода истребителя автономно с помощью бортовых средств и систем дальней и ближней навигации.
Современные системы управления средствамипротивовоздушной обороны
Интенсивное развитие средств воздушного нападения, возрастающая сложность задач и стоимость борьбы вызвали необходимость создания комплексной системы противовоздушной обороны, обеспечивающей управление боевыми действиями зенитно-ракетных войск (ЗРВ), истребительной авиации (ИА), радиотехнических войск (РТВ) и частей радиоэлектронной борьбы (РЭБ). В последнее время к этому добавляются задачи тактической противоракетной обороны [1.7].
Единая система управления авиацией ПВО может рассматриваться как составная часть современной комплексной системы обороны.
В качестве основного системообразующего средства автоматизации управления при создании системы воздушной обороны крупных регионов применяется комплекс аппаратуры автоматизации командного пункта соединения ПВО "Универсал-1Э". Данный комплекс является по существу средством управления оружием - истребителями-перехватчиками и зенитно-ракетными системами (комплексами) - непосредственно или через автоматизированные КП соответствующих частей (подразделений).
Многофункциональный комплекс "Универсал-1Э" предназначен для автоматизации управления с командного пункта соединения ПВО боевыми действиями подчиненных частей и подразделений зенитно-ракетных войск, истребительной авиации, радиоэлектронной борьбы и радиотехнических войск (рис. 1.2.2). Он обеспечивает:
сбор, обработку и обобщение радиолокационной информации о воздушной обстановке от подчиненных и взаимодействующих командных пунктов:
управление резервами и боевой готовностью средств соединения ПВО;
расчет соотношения сил в налете и выработку рекомендаций на принятие решений на всех уровнях управления по отражению ударов средств воздушного нападения;
Су-27
МиГ-31
АК РПЛН
Станция передачи команд
'Радуга-75П'
А
КП зенитно-ракетной бригады (объектовой ПВО)
ЗРС С-300ПМУТ С-300ПМУ2
Пункт наведения ИА
Рубеж-2МЭ
Поляна-Д4М1
КП зенитно-ракетной бригады (войсковой ПВО)
'ЗРС' Бук-М 1 -2 С-300ВМ
КП системы ПВО
Универсал-13
КП радиотехнической части
'Фундамент-Э'
РЛС "Небо-СВ' "Обзор-ЗМ" "Гамма-С1Е"
'Бастион-Э'
КП ПВО'округа (воздушной армии)
О
"Универсал-1Э’
КП соседних соединений
КП
Станции помех СПН-2, СПН-4
управление боевыми действиями истребительной авиации, частей зенитно-ракетных войск и радиоэлектронной борьбы путем распределения их усилий по целям, направ лениям и зонам боевых действий;
получение боевой информации подчиненными командными пунктами;
управление отдельными пунктами наведения ИА, в том числе АК РИДЫ А-50;
управление групповыми полуавтономными действиями истребителей типа МиГ-31 и Су-27;
безопасность полетов истребительной авиации;
взаимодействие с вышестоящими и соседними КП;
оповещение КП других видов Вооруженных Сил и гражданской обороны;
комплексную и автономную тренировку лиц боевого расчета.
В состав комплекса "Универсал-1Э" входят кабины: боевого управления, управления истребительной авиацией, диагностики и регистрации информации, комплексной аппаратной связи, а также две дизель-элекростанции. Перевозка осуществляется своим ходом с использованием тягачей, железнодорожным, авиационным и водным транспортом.
Боевое управление подчиненными частями ведется в реальном времени. Благодаря высокой надежности и стойкости к внешним воздействиям, наличию автономных систем энергоснабжения и жизнеобеспечения возможна длительная непрерывная работа с поддержанием комфортных условий для обслуживающего персонала в любых условиях эксплуатации.
С командного пункта соединения ПВО, оснащенного комплексом аппаратуры автоматизации "Универсал-1Э", осуществляется управление различными частями и подразделениями:
зенитными ракетными частями, оснащенными аппаратурой автоматизации "Байкал-1Э", "Сенеж-Э", "Сенеж-М1Э", "Вектор-2ВЭ", - до 12;
авиационными частями, оснащенными аппаратурой автоматизации "Рубеж-МЭ", "Эталон", - до 4;
пунктами наведения авиации, оснащенными аппаратурой автоматизации "Рубеж-2МЭ", "Сплав", "Сенеж-Э", "Сенеж-М1Э", "Вектор-2Э", АК РЛДН А-50, - до 7;
подразделениями радиоэлектронной борьбы, оснащенными аппаратурой автоматизации, - до 3;
радиолокационными частями (подразделениями), оснащенными аппаратурой автоматизации "Нива-Э", - до 3;
группами авиационно-ракетных комплексов перехвата Су-27, МиГ-31 в режиме полуавтономных действий (с помощью одной-двух станций "Радуга-СПК") - до 10.
Основные тактико-технические характеристики комплекса ”Универсал-1Э"
Количество одновременно управляемых частей ЗРВ. ИА. РЭБ, РТВ 20
одновременно обрабатываемых воздушных объектов 300
автоматизированных рабочих мест 15
Время приведения в боевую готовность, мин 5
Диапазоны обработки информации о воздушных объектах по дальности, км 3200
по высоте, км 100
по скорости, км/ч 6000
Автоматизированная система управления истребительным авиац и- онным полком "Рубеж-МЭ" предназначена для управления боевыми действиями иап как в составе территориальной автоматизированной группировки, так и в локальных группировках (рис. 1.2.3). Она обеспечивает:
централизованное приведение средств в боевую готовность;
прием, обработку и отображение на экранах автоматизированных рабочих мест воздушной обстановки;
автоматический прием от вышестоящего командного пункта распоряжений и выдачу на него докладов о боевой готовности и боевых действиях полка;
автоматизированное решение штурманских задач, задач целераспределе- ния и перенацеливания, автоматизированную выдачу на стартовые командные пункты аэродромов иап команд и распоряжений на боевые действия истребителей-перехватчиков;
управление и приборное наведение истребителей-перехватчиков на воздушные цели, привод самолетов на аэродромы базирования иап;
контроль за безопасностью полетов истребителей;
взаимодействие с соседними КП иап или КП зенитной ракетной бригады;
автоматизированную выдачу команд управления источниками информации:
тренировку боевых расчетов без привлечения летных средств;
вывод отчетных документов на печатающее устройство и фоторсгистрацию.
Рис. 1.2.3. Пункт наведения АСУ "Рубеж-МЭ"
В состав системы "Рубеж-МЭ" входят: командный пункт "Рубеж-1МЭ". пункт наведения "Рубеж-2МЭ" (до 2), стартовый командный пункт "Рубеж- ЗМЭ" (до 3) и автономная электростанция.
Количественно-технические данные системы "Рубеж-МЭ":
одновременно управляемых истребителей-перехватчиков всех типов - до 20:
аэродромов базирования истребителей-перехватчиков - до 3;
одновременно управляемых вынесенных пунктов наведения - до 2;
одновременно обрабатываемых воздушных объектов - до 76;
время приведения в боевую готовность из дежурного режима - 3 мин;
автоматизированных рабочих мест в кабине боевого управления - 4.
Назначение и состав технических средств АКПи наземной системы управления,участвующих во взаимодействии
Во взаимодействии АКП с наземной АСУ (ПАСУ) участвуют средства связи и дешифрации команд наведения, обеспечивающих управление боевыми действиями истребителей, и специальное оборудование для их ориентации в пространстве и обеспечения посадки.
Управление боевыми действиями ИА производится с помощью системы воздушной радиосвязи и передачи команд, которая, в общем случае, должна обеспечивать:
передачу на борт истребителя команд управления и прием с борта ответных сообщений;
необходимую достоверность и имитостойкость телекодовой информации и разборчивость голосовой речи в условиях организованных помех;
возможность работы в закрытом режиме;
обслуживание одной радиолинией достаточно большой авиационной группировки с необходимой пропускной способностью канала;
возможность ретрансляции сообщений за пределы радиогоризонта.
Существующие и перспективные средства воздушной связи и передачи данных соответствуют этим требованиям в различной степени. Характерной особенностью современного состояния средств воздушной радиосвязи является наличие в составе НАСУ и на бортах истребителей двух типов передачи телекодовой информации: командных радиолиний управления (КРУ) и систем обмена данными (СОД).
Существующие и разрабатываемые КРУ представляют собой односторонние радиолинии передачи данных (команд наведения) в направлении "пункт наведения —> борт" и не имеют обратного канала передачи данных на ПН, который реализуется другими линиями связи. Технические средства КРУ не могут ретранслировать сообщения, что ограничивает область управления истребителем.
Для приема команд наведения, передаваемых по КРУ, на борту находится радиоприемное устройство и аппаратура дешифрации (аппаратура радиоуправления), решающая следующие задачи:
прием команд от НАСУ;
декодирование, преобразование и отображение команд наведения и управления на индикаторных (пилотажных) приборах с выдачей в бортовые вычислители, в том числе БЦВМ СУВ и ЦВТУ САУ.
Бортовая аппаратура КРУ "Радуга" дополнительно обеспечивает:
прием и декодирование сигналов запроса станций САЗО;
запуск шифратора самолетного ответчика;
передачу полетной информации.
В качестве обратного канала, применяемого при работе с некоторыми КРУ, используют самолетный ответчик с радиопередающим устройством системы госопознавания. В настоящее время в истребительной авиации ПВО применяются находящиеся в эксплуатации КРУ "Лазурь-М", "Бирюза", "Радуга- СПК-68", "Радуга-САЗО-СПК-75". В разработке находится "Радуга-СВПК".
Основные их характеристики приведены в табл. 1.2.1.
Таблица 1.2.1
Характеристики командных радиолиний управления
Общие сведения
"Лазурь-М"
"Бирюза"
"Радуга-
ПК-68"
"Радуга- СПК-75П"
"Радуга- СВПК"
Зона действия:
- по дальности, км - по азимуту, град - по высоте, км
350
360
30
400
360
40
400
360 40
400
360
40
400
360
40
Максимальный объем команды, двоичные разряды
54
80
45
96
96
Количество обслуживаемых истребителей
3
12
12
30
36
Темп передачи команд, с
4,5
5
5
5 ... 10
10
Количество пунктов управления (наведения), одновременно использующих станцию
1
1
1
3
3
Условная помехозащищенность
-
1
4
8
20
Вид диаграммы направленности
Ненаправленная
Направленная
Как видно из табл. 1.2.1, наиболее помехозащищенными являются КРУ типа "Радуга" с направленной диаграммой антенны. Перспективными разработками этого семейства являются станция радиовизирования, передачи команд и приема информации "Радуга-СВПК", включающая систему С АЗО-ГО и аппаратуру передачи данных, и станция "Радуга-СПК-75П".
Станция передачи команд на борт истребителя-перехватчика "Раду- га-СПК-75П" предназначена для определения координат (дальность, азимут)
и передачи команд управления истребителям типа МиГ-31, Су-27, МиГ-25, МиГ-23, оснащенным бортовой аппаратурой наведения "Спектр-1", БАН-75. Используется в составе территориальной, локальной автоматизированной группировки, оснащенной системой управления истребительной авиации "Рубеж-М(Э)". Станция передачи команд "Радуга-СПК-75П" (рис. 1.2.4)- вторичный адресный радиолокатор в составе командного пункта или пункта наведения - решает следующие задачи:
принимает от трех КП (ПН) телекодовую информацию, преобразует ее и хранит до момента передачи истребителям;
производит поиск по индивидуальному номеру управляемого истребителя, определяет факт его нахождения в диаграмме направленности антенны, уточняет местоположение и определяет момент излучения;
передает истребителю предназначенную для него информацию;
получает по ответному каналу квитанцию о прохождении на борт истребителя команд, производит повторную передачу при отсутствии квитанции;
определяет по ответному сигналу полярные координаты истребителя, пересчитывает их в прямоугольные и выдает на КП;
по запросу с КП (ПН) получает специальную информацию (индивидуальный номер, барометрическую высоту, запас топлива и др.) и выдает ее на КП (ПН);
определяет пеленги на источники активных помех;
осуществляет оперативную командную связь с тремя КП (ПН).
Рис. 1.2.4. Антенна наземной станции командной радиолинии управления "Радуга-СПК-75П"
Станция обеспечивает точность измерения дальности - 150 м, точность измерения азимута - 1 град, точность получения барометрической высоты - 40 м; темп обзора- 10 с; количество одновременно управляемых истребите-
лей - 30. "Радуга-СПК-75П" включает антенно-поворотное устройство, высоковольтный прицеп, технический прицеп (пост), машину запасного имущества, дизельную электростанцию.
Перспективным средством для построения системы воздушной связи являются системы обмена данными (СОД), уступающие по помехозащищенности и имитостойкости радиолинии "Радуга”, но позволяющие организовать разветвленную сеть обмена данными между пунктом боевого управления (пунктом наведения) и истребителями в различных диапазонах радиоволн с возможностью автоматической ретрансляции сообщений. Все СОД - радиотехнические системы с ненаправленным излучением, что существенно упрощает их конструкцию. В табл. 1.2.2 приведены основные характеристики существующих и разрабатываемых систем обмена данными. Как видно из табл. 1.2.2, наибольшей эффективностью обладает система ОСНОД, находящаяся в стадии технической проработки и предварительных испытаний.
Таблица 1.2.2
Характеристики систем обмена данными
Характеристики
АПД-518
ТКС-2 (ТКС-2М)
ОСНОД
Назначение
Межсамолетный обмен теле кодовой информацией
Типовой комплекс связи для обмена те- лекодовой информацией
Объединенная система связи, обмена данными, навигации и опознавания
Виды сетей обмена данных
СОД между самолетами с возможностью выдачи данных с ведущего на ПБУ
СОД между самолетами, между ПБУ и самолетами
Сеть обмена всеми видами информации между самолетами, между самолетами и ПБУ, между ПБУ
Возможность закрытия
Нет
Есть
Есть
Количество обслуживаемых абонентов
4
20 (пять групп по четыре)
1800
Объем сообщения, бит
900
1000
2048
Возможность автоматической ретрансляции сообщений
Нет
Есть
Есть
Диапазон частот
ДМВ
ДКМВ, МВ-ДМВ
ДМВ
* ТКС-2М отличается от ТКС-2 цикло1раммой работы и составом передаваемой информации.
Применение терминалов систем ОСНОД в НАСУ позволит существенно уменьшить количество связного оборудования и, в основном, обеспечит выполнение всех требований, предъявляемых к системе воздушной связи. Однако разработанный образец бортового терминала превосходит по массогабаритным характеристикам бортовой терминал ТКС-2. \
Бортовой комплекс ТКС-2 включает в себя радиоприемопередающее устройство, аппаратуру передачи цифровой информации со спецвычислителем, который ^связан с пилотажно-навигационным комплексом и БЦВМ.
Задачи обмена НАСУ - борт с использованиемкомандных радиолиний управления и систем обмена даннымиЗадачи обмена НАСУ - борт с использованиемкомандных радиолиний управления и систем обмена даннымиАппаратура АПД-518 имеет аналогичное построение, но, являясь малоинформационной, широкого применения не получила. Задачи, решаемые КРУ и СОД по информационному взаимодействию пункта боевого управления (ПН) с истребителями, приведены в табл. 1.2.3.
Задачи обмена НАСУ - борт с использованиемкомандных радиолиний управления и систем обмена данными
Задачи обмена НАСУ - борт с использованиемкомандных радиолиний управления и систем обмена данными
Решаемые задачи
S & я
2
S
00 so
я км
ч я Ом
in
я Ur
d Я
Ом
к и
я U
d я Ом
ос
V,
4
■К
<
н
и
Н
0 X и 0
Передача на борт команд наведения
4-
+
+
+
4-
-
-
4-
4
Передача на борт воздушной обстановки
-
-
-
-
+
-
+
4-
4
Передача на борт информации для маршрутного управления
-
4-
-
+
+
4-
4
Передача на борт типов боевых задач
-
-
-
-
+
+
4
Автоматизированный переход на другой тип КРУ
-
+
-
+
+
-
-
Передача на борт формализованных сообщений
-
-
-
4-
4-
4-
4
Радиотелефонная связь (цифровая)
-
-
-
-
-
-
4
Передача в НАСУ с борта информации о воздушной обстановке
-
-
-
+
+
4-
4-
4-
4
Передача в НАСУ с борта полетной и специальной информации
-
-
-
+
+
4-
4-
4-
4
Передача в НАСУ с борта донесений о ходе выполнения боевой задачи
-
-
-
-
-
+
4
Передача в НАСУ с борта формализованных сообщений
-
-
-
-
-
4-
4-
4
Таблица 1.23
Организация в существующих и разрабатываемых пунктах боевого управления (ПБУ) или пунктах наведения (ПН) радиотелефонной связи с истребителями строится на одних и тех же принципах: использование каналов с фикси-
рованной настройкой - в пределах радиогоризонта - в диапазонах МВ-ДМВ, вне пределов - в диапазоне ДКМВ. При этом виды излучения и сетка частот бортовых и наземных радиостанций одинаковы, что обеспечивает связь штурманов наведения с самолетами различных видов Вооруженных Сил.
К недостаткам существующих средств радиотелефонной связи можно отнести:
необходимость для каждого штурмана наведения иметь свою радиостанцию МВ - ДМВ-диапазонов;
неудовлетворительную стойкость к воздействию организованных помех;
невозможность работать в закрытом режиме на немодернизироваиных самолетах.
Перспективным средством радиотелефонной связи являются терминалы ОСНОД, которые позволяют организовать помехозащищенную закрытую связь одновременно в четырех радиосетях, что обеспечивает снижение числа радиосредств ПАСУ.
При работе истребителей на малых высотах или на больших удалениях от пунктов боевого управления (наведения) существенным требованием является устойчивость и непрерывность связи.
Возможность ретрансляции сообщений в системах обмена данными ТКС-2 и ОСНОД требует наличия летательных аппаратов на границах зоны приема, что не всегда приемлемо. Более рациональным направлением следует считать внедрение разработок по организации радиотелефонной связи через спутниковый канал или радиосеть ДКМВ-диапазона с адаптацией.
Информационный обмен АКП с единой системойуправления при выполнении боевой задачи
Пункт боевого управления в процессе выполнения боевой задачи осуществляет формирование и передачу на борт истребителя команд, определяющих программу полета для вывода в зону возможных атак (район боевых действий) и обеспечивающих прицеливание (захват цели) системой бортового оружия. Передача информации от пункта боевого управления на борт истребителя осуществляется по радиолинии передачи цифровой информации различными наборами команд. Она организуется таким образом, что за один сеанс связи передается один набор команд. Набор команд представляет совокупность плавных и разовых команд, признаков, необходимых для выполнения самолетом поставленных задач, а также ряд служебных сообщений. Для передачи командной информации разработан ряд унифицированных наборов команд, структура которых различна для разных типов КРУ.
В существующих КРУ для командного наведения используются следующие наборы команд: наведения, целеуказания, привода, перенацеливания, взаимодействия. Наборы команд для организации полуавтономных действий АКП- приращения географических координат условной точки, координат АКП, координат и параметров движения цели.
В перспективных КРУ предлагаются новые наборы команд, уточняющие информационное взаимодействие с АКП и унифицированные по разрядной сетке входящих в них параметров с информационными массивами ТКС-2 аналогичного назначения. К ним относятся наборы:
маршрутного управления (координаты точки маршрута);
распоряжений на боевые действия (типов боевых задач);
воздушного объекта (данные с пункта управления о тактической воздушной обстановке для предупреждения летчика о приближении самолетов противника или своих истребителей и воздушная обстановка с борта по данным БРЛС);
параметров района полуавтономных действий;
формализованных (стандартных) сообщений для вывода на индикатор и бортовую аппаратуру речевых сообщений.
Основные команды, используемые в унифицированных наборах:
наведения - заданный курс (<|/зад ), заданная скорость (Узал), высота полета цели (Нц) или заданная высота для истребителя (Нзад), разовые команды для выполнения вертикального маневра ("В"); признаки - включения форсажа ("Ф"), излучения БРЛС ("И"), направления преднамеренного разворота ("Р"), полусферы атаки ("П");
целеуказания- дальность истребитель-цель (L), скорость сближения с целью (Vl), азимут цели (|3), угол места цели (е), разовые команды дальности истребитель-цель ("DP"), все пилотажные команды набора наведения;
привода - заданный курс (ч/зад), заданная скорость (Узад), заданная высота полета (Нзад), признак выключения форсажа ("Ф"), признак снижения до высоты передачи истребителя аэродромным средствам контроля и посадки ("СН"), признак преднамеренного разворота ("Р");
перенацеливания — заданный курс (тр.^), заданная скорость (Узад), высота полета цели (Нц), признаки включения форсажа ("Ф"), направления преднамеренного разворота ("Р"), полусферы атаки ("П"); признаком перенацеливания является номер набора команд перенацеливания;
взаимодействия — номер радиоволны взаимодействия (NB), номер шифра истребителя (Nm), номер разноса частот (Np);
приращения географических координат — приращения широты (Аф) и долготы (АЛ) условной точки начала координат относительно опорной, способ вывода в боевое соприкосновение (СВБС - КН, БН, БП), количество целей (п), полусфера атаки ("П");
координат АКП - прямоугольные координаты X, Y, Н истребителя относительно условной точки, способ вывода в боевое соприкосновение (СВБС), полусфера атаки;
координат и параметров движения цели - прямоугольные координаты X, Y, Н относительно условной точки, составляющие вектора скорости V,, Уу , способ вывода в боевое соприкосновение (СВБС), количество целей (п) в группе, полусфера атаки.
Темп передачи команд наведения на борт истребителя определяется этапом наведения и производительностью используемого КРУ (СОД). На ближнем этапе наведения, когда курс истребителя может интенсивно меняться, тем более на этапе целеуказания БРЛС при атаке в переднюю полусферу, темп передачи на борт должен быть достаточно высок (5...10 с). Напротив, на дальнем этапе наведения и при отсутствии маневра цели курс истребителя меняется мало и темп передачи может быть низким (20.. .30 с).
Производительность радиолинии передачи команд (обмена данными) ограничивается числом обслуживаемых истребителей, которое определяется в соответствии с возможностями КРУ (СОД) и требованиями контура наведения по темпу передачи команд. При использовании системы обмена данными типа ТКС-2 или ОСНОД организуется двухсторонний обмен информацией между пунктом управления и истребителем.
Обмен данными производится по принципу "запрос-ответ" путем временного разделения между пунктом боевого управления и командиром группы и частотного разделения различных групп. Организацию временного разделения осуществляет пункт управления путем поочередной передачи сообщений абонентам.
Бортовая система управления в зависимости от типа формуляра обрабатывает информацию, формирует текст сообщения на индикаторное устройство и готовит ответное сообщение в соответствии со значением признака "Вид ответа".
Информация обратного канала от АКП на пункты боевого управления в системе ТКС-2М более расширена и детализирована. Существенно увеличен перечень аварийных сообщений об отказах бортовых систем, донесений о характере и результатах боевых действий, о составе бортового оружия. В массиве сетевого объекта наряду с данными о ведущем истребителе (координаты, курс, скорость, остаток топлива) приводятся данные по составу группы, признаки строя полета, готовности к атаке и т. п.
Проблемные вопросы взаимодействия АКП - ПАСУ
В настоящее время идет непрерывное развитие принципов функционального взаимодействия АКП с ПАСУ, связанное с совершенствованием средств цифровой связи, бортовых информационных и управляющих систем.
Создаваемые новые системы обмена данными АКП — ПАСУ несовместимы с существующими радиолиниями управления и требуют дополнительной специальной аппаратуры на борту и земле. Отсутствие унификации технических средств и информационных наборов команд ведет к усложнению борта и наземной системы управления. Большая разнотипность командных радиолинии управления и систем обмена данными не обеспечивает в ряде случаев автоматизированный переход с одной системы на другую, что нарушает принцип автоматизированного управления и требует ручных операций.
Проблемным вопросом является объем комплексирования на борту радиоприемопередающих устройств. При использовании в канале КРУ и системе
СОД для обмена в группе одного и того же приемника пропадает связь с пунктом боевого управления при переходе на внутригрупповой обмен. Равным образом теряется командная информация при переключении радиотракта телекодовой связи на радиотелефонную связь летчика.
Одним из новых способов является маршрутное управление истребителем- перехватчиком, при котором полет на навигационном этапе сочетается с получением по КРУ точек маршрута. В то же время ряд авиационных комплексов в режиме "Навигация" не воспринимает команды по КРУ типа "Радуга", что заставляет пользоваться радиотелефонной связью.
Проблемным вопросом является повышение информативности состава обмена АКП с НАСУ в условиях ограниченной производительности канала передачи и требований новых способов управления.
Рост возможностей современных БРЛС по обнаружению воздушных целей расширяет применение АКП в качестве источника радиолокационной информации для системы единого радиолокационного поля.
Список литературы к разделу 1
Корнуков А. М Теория строительства новых ВВС. Независимое военное обозрение, 1998, № 10.
Федосов Е. А. Военная авиация в начале XXI века. - Вестник авиации и космонавтики, 1999, весна.
Болдырев Ю. Объединенная ПВО: проблемы и решения. Военный парад, 1996, № 6.
Абрамов В. Н., Москвителев Н.И., Дуров В. Р. Боевое применение и боевая эффективность авиационных комплексов войск ПВО страны, - М.: Воениздат, 1979.
Дуров В. Р. Боевое применение и боевая эффективность истребителей-перехватчиков.- М.: Воениздат, 1972.
Справочник офицера противовоздушной обороны / Под ред. Г. В. Зимина. - М.: Воениздат, 1981.
Безель Я. Современные системы и средства противовоздушной и тактической противоракетной обороны. - Военный парад, 1999, № 1.
Для защиты от воздушного нападения. - Военный парад, 1999, № 4.
Создание, развитие и применение авиации ПВО в послевоенный
С историко-научных позиций освещается развитие и применение авиации ПВО в послевоенный период (50-70-е годы), использование научнотехнических достижений в истребителях 2-го и 3-го поколений. Приводятся общие научные и методические основы создания истребительной авиации, в том числе методы исследования боевых возможностей и эффективности комплексов перехвата. Рассмотрена общая часть проблемы повышения боевой эффективности истребителей, в том числе разработка аналитических оценок показателей эффективности перехвата и воздушного боя, точности стрельбы и прицеливания; освещена история создания прицелов, отработки пушечного и ракетного вооружения. Показан рост боевых возможностей истребителей, диапазонов высот и скоростей, зон возможных действий, зон возможного перехвата, роль в этом научно-методической базы. При рассмотрении характеристик самолетов, состоявших на вооружении войск ПВО страны в послевоенный период, обращается внимание в первую очередь на их боевое применение и анализ боевых показателей. Приводятся летные, тактико-технические данные и характеристики вооружения истребителей ПВО начального этапа и специализированных перехватчиков 3-го поколения. Описываются реальные боевые действия российских истребителей в локальных войнах; обобщается боевой опыт российской истребительной авиации.
Общие научные и методические основысоздания и применения истребительной авиации
Послевоенный период создания и развития самолетостроения в СССР, и в частности авиации ПВО, характеризуется глубокой научно-технической революцией, знаменующей собой наступление эпохи реактивной, а в последующем ракетоносной авиации. В период с 1945 по 1975 год были разработаны и приняты на вооружение истребители 2-го и 3-го поколений. В эти годы в самолетных ОКБ совместно с НИИ и КБ было создано более 10 типов истребителей различного назначения и десятки их модификаций.
Реактивный истребитель с жесткими требованиями по массе, прочности, эффективности воплотил в себе передовые достижения научно-технического прогресса и сам явился основой дальнейшего развития фундаментальных и прикладных наук в различных отраслях знаний.
Научно-техническая базаприкладных разработок в авиации
Научно-технической базой создания и развития реактивной ракетной истребительной авиации явились значительные достижения в таких областях науки и техники, как аэродинамика, прочность авиационных конструкций, авиационное материаловедение, двигателестроение, радиотехника, радиолокация, вычислительная техника, эффективность и системные исследования.
В области аэродинамики были разработаны общие принципы компоновки скоростных околозвуковых и сверхзвуковых самолетов, практические решения при проектировании отдельных элементов самолета (крыла, фюзеляжа, оперения). В ЦАГИ были созданы специальные профили крыла, которые позволили достигнуть больших скоростей полета и обеспечить хорошие свойства самолета на других режимах, особенно при посадке. Интенсивные работы, проводимые ЦАГИ и другими НИИ, дали возможность в короткие сроки решить проблемы по преодолению затягивания самолета в пикирование, улучшению управляемости, устранению колебаний различных видов и т. д.
Основное внимание при решении вопросов прочности было обращено на учет влияния сжимаемости воздуха при нормировании нагрузок и при решении проблем аэроупругости, а также на разработку методов расчета на прочность стреловидного крыла.
Движение летательного аппарата со сверхзвуковой скоростью полета вызывает кинетический нагрев их поверхностей до высоких температур. Поэто-
му вопросы прочности и жесткости конструкции при высоких температурах стали важнейшими при разработке истребителей. В авиационные конструкции начали внедряться новые материалы (титан и сталь).
Потребовалась разработка вопросов, связанных с определением температурных полей в конструкции летательного аппарата и с решением проблем термоупругости и длительной прочности, вызванных ползучестью материала при высоких температурах. В этот период складываются четыре раздела инженерной науки о прочности и неизменяемости конструкции летательного аппарата: нормы прочности, аэроупругость, статическая прочность, выносливость.
Развитие реактивной авиации поставило новые задачи по созданию конструкционных материалов. Достижения в области создания жаропрочных сплавов стали реальностью в результате многочисленных теоретических, экспериментальных и технологических работ. Особое место отводится теоретическим вопросам, в первую очередь проблемам физики металлов и металловедению. Ведутся работы по созданию материалов для реактивных двигателей. В 50-е годы были созданы полимеры и другие связующие вещества, на основе которых разработаны многие типы теплостойких полимерных материалов для изделий авиационной техники.
. Одной из важных проблем была разработка стеклопластиков конструктивного и радиотехнического назначения, отвечающих высоким требованиям прочности, радиопрозрачности, сохранения стабильных свойств в течение длительной эксплуатации. Различные типы легких пенопластов на основе полистирола. полихлорвинила, полиуретана и др., разработанные в ВИАМе, нашли широкое применение в конструкции самолетов.
Достижения в разработке новых конструкционных материалов явилось базой для создания в середине 40-х годов отечественных газотурбинных двигателей (ТРД, ТРДФ) для военных самолетов [2.1]. Первым отечественным ТРД стал двигатель конструкции А. Л. Люльки ТР-1 с тягой 1350 кгс, прошедший Государственные испытания в 1947 г. Двигатель имел осевой компрессор, кольцевую камеру сгорания, одноступенчатую турбину. На базе этого двигателя позднее были созданы ТРД АЛ-3, АЛ-5 с тягой 4500 ... 5000 кгс.
В ОКБ В. Я. Климова с участием ЦИАМ в 1948 г. был создан ТРД ВК-1 с тягой 2700 кгс, который стал самым массовым двигателем и устанавливался на истребителях МиГ-15, МиГ-17. На этом двигателе впервые была применена форсажная камера, что существенно улучшило характеристики истребителя.
В ОКБ, руководимых А. М. Люлькой, А. А. Микулиным, В. А. Добрыниным, совместно с ЦИАМ реализуются оригинальные научно-технические решения:
в начале 50-х годов впервые применены сверхзвуковые ступени компрессора (АЛ-7, РД-9);
уменьшено число ступеней в компрессоре при одновременном уменьшении его миделя (РД-11 -300);
использованы осевые компрессоры, в том числе двухвальные.
В 1953-1954 гг. был внедрен в серийное производство ТРДФ РД-95, развивавший тягу 3300 кгс. Этот двигатель также имел сверхзвуковую первую ступень компрессора и рекордно малый удельный вес (отношение массы к тяге двигателя), у = 0,2.
Шестидесятые годы характеризуются созданием двухконтурных двигателей с малой или умеренной степенью двухконтурности. Тяга наращивается путем увеличения степени повышения давления, степени двухконтурности и температуры газов перед турбиной. Основным техническим достижением в этот период, помимо появления двухконтурных двигателей, было внедрение воздушного охлаждения турбин, что позволило на 150... 175 К увеличить температуру газов перед турбиной и стало главным фактором прогресса авиа- двигателестроения.
Если в двигателях 50-х годов температура газов перед турбиной была 900... 1100 К, то в 1977 г. она возросла до 1350... 1450 К, что улучшило характеристики двигателя и уменьшило удельные расходы топлива. За эти годы расход топлива снизился с 1,35 до 0,65 кг топлива/кгс тяги ч (на дозвуковой скорости), а удельный вес двигателя уменьшился с 0,4 до 0,13...0,15 кг/кгс. Габариты двигателя в результате уменьшения числа ступеней компрессора и турбины сократились примерно в три раза, срок службы между ремонтами возрос в 10 раз [2.1, 2.2].
По мере роста ЛТХ истребителей повысились требования к точности управления траекторией полета самолетов с широкими диапазонами изменений высоты, скорости, дальности. В условиях роста информационнологической загрузки экипажа и усложнения техники ручного пилотирования выполнение этих требований шло путем введения в систему управления полетом бортовых вычислительных машин, выполняющих стандартные математические и логические функции. Точность управления траекторией полета зависит от точности определения текущих параметров полета и точности выработки величин воздействия на органы управления. Полнота и достоверность сведений, поставляемых информационной моделью, повышается за счет прогресса по трем направлениям:
совершенствование датчиков параметров;
широкое использование принципов комплексирования датчиков;
улучшение обработки данных.
Первые два направления начали формироваться еще в 50-е годы. Были разработаны приборы, имеющие повышенные точности измерения параметров: радиовысотомеры малых (РВУМ и РВ-5) и больших (РВ-17) высот, автоматический радиокомпас (АРК-15), барометрические высотомеры ВМ-15 и УВИД, указатель числа М и скорости (УСИМ), центральная гировертикаль МГВ-1СУ и др. Характерной чертой в этот период явилось повышение точности информации, связанной с широким применением вычислительной техники для обработки данных. Специализированные вычислительные устройства стали базой, на которой отдельные датчики объединялись в системы, логически замкнутые и выполняющие определенные функциональные задачи:
система высоты и скорости СВС, в которой электромеханическое счетнорешающее устройство по сигналам датчиков первичных параметров и
ручных задатчиков давления и температуры воздуха у поверхности земли вычисляет и выдает на индикатор и в автоматическую систему следующие сигналы: истинную воздушную скорость, относительную высоту полета, число М, истинную температуру, относительную плотность воздуха, скоростной напор;
автоматические навигационные координаторы типа НВУ, НВ, ННУ, в которых счетно-решающее устройство вычисляет текущее положение самолета на основе координат исходного места и сигналов датчиков скорости и направления полета.
В 60-е годы на самолетах получают распространение системы полуавтоматического управления, в которых директорная информация предъявляется на командно-пилотажном приборе (КПП).
Ускорился также процесс автоматизации функций принятия и исполнения решений. Продолжилась автоматизация всех этапов и задач полета: взлет, набор высоты, полет по маршруту, наведение на цель, атака, выход из атаки, выход в район аэродрома, заход на посадку, посадка.
В послевоенный период для истребителей интенсивно развиваются информационно-прицельные системы и системы вооружения, вначале стрелково-пушечного, а затем и управляемого ракетного. В это время была создана серия полуавтоматических стрелковых прицелов типа АСП, использующих гироскопический принцип определения скорости линии визирования, и дальномер с базой на цели. Помимо угловой скорости и дальности до цели автоматически учитывались скорость и высота полета, углы атаки и скольжения. С развитием радиоэлектроники они автоматически связывались с радиодальномерами. Все это обеспечивало решение задач воздушной стрельбы из пушек в условиях визуальной видимости [2.3, 2.4].
Разработанные информационно-прицельные системы, основанные на радиолокации и инфракрасной технике, позволяли обнаруживать воздушную цель, определять государственную принадлежность, рассчитывать ее координаты и выполнять стрельбу в любых метеоусловиях, днем и ночью на больших дальностях. Радиолокационные средства непрерывно совершенствовались в направлении повышения дальности, помехозащищенности, точности, снижения массы и габаритов.
В 40-50-е годы были созданы и приняты на вооружение новые авиационные пушки калибров 23, 30 и 37 мм, не уступающие по своим характеристикам лучшим зарубежным образцам.
Советские ученые разработали теорию лафета авиационного автоматического оружия, теорию авиационных пушек и боеприпасов, методы наземной отработки оружия на самолетах. Были созданы моделирующие стенды и установки, учитывающие полные уравнения динамики полета самолетов. Широкие исследования по ближнему воздушному бою позволили расширить зоны возможных атак при стрельбе из пушек. Основные сравнительные характеристики пушечного вооружения приведены в табл. 2.1.1.
Показателем качества этого вида авиационного вооружения являлась величина т] = (q V Q /2g) (n/60)/Q ,
где q - масса снаряда; Vo - начальная скорость снаряда; п - темп стрельбы; g - ускорение силы тяжести; Q - масса оружия.
Характеристики пушечного вооруженияХарактеристики пушечного вооружения
Характеристики пушечного вооружения
Характеристики пушечного вооружения
Страна
Тип пушки
Год принятия на вооружение
Калибр, мм
Масса снаряда, г
Начальная скорость снаряда, м/с
Скорострельность, выстр/мии
Масса, кг
Показатель качества, кгм/с/кг
оружия
секундного залпа
СССР
Н-37
1947
37
735
690
400
103
4,9
1150
НР-23
1949
23
200
690
850
39
2,84
1760
НР-30
1955
30
410
78
900
66
6,15
2880
США
Велико-
М-39
1952
20
103
100
1500
77
2,58
1700
британия
Аден
1952
30
276
600
1000
90
4,6
940
Таблица 2.1.1
В 50-60-е годы благодаря достижениям в радиоэлектронике, радиолокации, оптикоэлектронике, элементной базе, теории автоматического управления на истребителях начинает внедряться управляемое ракетное вооружение класса "воздух-воздух". Разрабатываются и принимаются на вооружение управляемые ракеты 1-го и 2-го поколений (табл. 2.1.2).
Таблица 2.1.2
Характеристики ракет класса "воздух-воздух” 1-го и 2-го поколений ■
Ракета
Тип ГСН
Начальная масса, кг
Масса
БЧ. кг
Тип БЧ
Максимальная дальность пуска, км
Высотность по цели, км
Превышение цели при пуске. км
Ракурс атаки
РС-2УС (Р-55)
РК (ТГС)
83
13
ОФ
5...7
20
0,5
зпе
Р-13(М)
РГС, ТГС
85
11
СТ
15
22
5
зпе
Р-8 (М, Ml)
РГС, ТГС
275
40
ОФ
14
23
5
зпе
Р-98 (М)
РГС, ТГС
300
40
ОФ
20(25)
23...24
5...6
ппс, зпе
Р-23 (Р-24)
РГС, ТГС
225(224)
34
СТ
25(50)
22...24
4...8
ппс, зпе
Р-4 (М)
РГС,ТГС
480...500
53,5
ОФ
25
21
7...8
ппс, зпе
Р-40(Д)
РГС, ТГС
350
40
ОФ
35...60
27...30
7...10
ппс, зпе
Р-60 (М)
ТГС
44(43,5)
3(3,5)
ст
10
20
1...3
зпе, ппс
В таблице введены обозначения: БЧ - боевая часть; РК - радиокоррекция; РГС - полуактивная радиолокационная головка самонаведения; ТГС - тепловая головка самонаведения; ОФ - осколочно-фугасная БЧ; СТ - стержневая БЧ.
В середине 50-х годов на вооружение принимается первая управляемая ракета РС-1-У (РС-2-У). Метод наведения ракеты - трехточка (по радиолучу). Ракета обеспечивала поражение целей в любых метеоусловиях при атаке цели со стороны задней полусферы под ракурсами Уд -р 2/4 до высот 20 км. В последующем на базе ракеты РС-2-УС был разработан и принят на вооружение вариант ракеты с тепловой ГСН (Р-55).
В конце 50 - начале 60-х годов разрабатываются и принимаются на вооружение несколько самонаводящихся ракет малой дальности типа Р-13 и Р-8, которые претерпели несколько этапов модернизации с целью повышения их боевых возможностей. Ракеты комплектовались полуактивной радиолокационной и тепловой головками самонаведения. Благодаря реализации в этих ракетах самонаведения по методу пропорциональной навигации и двухтипных ГСН расширились возможности по поражению высотных и маневрирующих целей, при стрельбе под ракурсами и в условиях радиоэлектронного противодействия.
В середине 60-х годов разрабатываются и принимаются на вооружение ракеты класса "воздух-воздух" 2-го поколения. Это всеракурсные ракеты средней дальности Р-98, Р-4, Р-40 и их модификации с возможностью поражения целей на высотах до 27...30 км. Ракеты также комплектовались полуактивной радиолокационной и тепловой головками самонаведения и имели повышенные характеристики при работе в условиях помех. Возможности ракет по поражению маловысотных целей (Нц < 500 м) были ограничены и определялись условиями визуальной видимости.
В 60-70-е годы с принятием на вооружение ракет Р-23, Р-24 и Р-40Д (модернизация ракеты Р-40) расширились возможности по поражению маловысотных целей в любых метеоусловиях. Однако они ограничивались в основном задней полусферой атаки.
Опыт боевых действий во Вьетнаме и на Ближнем Востоке поставил в повестку дня вопрос о необходимости уточнения взглядов на дальнейшее развитие ракетного вооружения класса "воздух-воздух".
В 70-х годах развивается 3-е поколение управляемых ракет, оптимизированное для ведения дальних и ближних воздушных боев. Более четко определился типаж управляемых ракет, включающих ракеты малой, средней и большой дальности пуска.
Проблемы расширения боевых характеристикистребителей, повышения эффективности вооружения
и их решение в работах ГосНИИАС
Рассматривается общая часть всеобъемлющей проблемы повышения боевой эффективности истребителей и то, как она решалась в работах НИИ-2 (ГосНИИАС).
Вопрос об обоснованном выборе обликовых параметров и структур объектов становился в послевоенные годы особенно актуальным в связи с прогрессом техники, когда область реализуемых проектных решений в пространстве параметров и характеристик оружия начала бурно расширяться. Потребовалось введение новой численной меры - показателей боевой эффективности оружия (включая в это понятие и боевой самолет). Очевидно, что эти показатели тесно связаны с видом боевой операции, проводимой самолетом.
В начальный период после войны основным оружием истребительной авиации являлись пушки, и любая боевая операция включала в себя воздушную стрельбу. Задачи ст рельбы и поражения целей содержали массу случайных факторов, поэтому в качестве показателей эффективности операции рассматривались вероятностные характеристики, такие, как вероятность поражения цели W, математическое ожидание ущерба, причиненного цели, и пр.
Математическая сторона определения этих характеристик в задачах стрельбы и поражения привлекла внимание математиков, в частности академика А Н. Колмогорова. Большая методическая работа велась на факультете авиационного вооружения ВВИА им. Н. Е. Жуковского. В этот период с НИИ-2 МАП активно сотрудничали профессор В. С. Пугачев (впоследствии академик АН СССР), профессор Е. С. Вентцель - автор многих монографий по исследованию операций и теории вероятностей. Разработанные ею таблицы вероятностей широко использовались в текущей работе. Входами в таблицу служили параметры:
п - общее число выстрелов в группе (например, в очереди);
со - среднее необходимое число попаданий для поражения цели;
р - вероятность попадания в цель при одном выстреле;
ц - мера зависимости между выстрелами в группе.
Для получения параметров р и ц были применены только численные и весьма сложные методы анализа; оценка со требовала проведения эксперимента по отстрелу целей и их элементов.
Исследования по методическим вопросам определения показателей боевой эффективности при стрельбе и их приложения к выбору оружия и по многим другим новым для авиационной промышленности проблемам были развернуты с первых лет существования НИИ-2.
Аналитические оценки показателей W боевой эффективности составляли только малую часть общей задачи повышения боевых возможностей самолетов в новых условиях полета. Эффективность зависела от многих факторов, и ее анализ требовал больших массивов исходной информации, которой в нужном виде в то время не было. Получение достоверных данных с одновременным улучшением ряда характеристик выливалось в большую комплексную проблему. Основными ее составляющими для боевых самолетов 50-х годов являлись:
боевые траектории: перехват, воздушный бой;
действие боеприпасов по целям: боевая живучесть целей, эффективность боеприпасов;
точность стрельбы: баллистика снарядов, рассеивание снарядов, прицелы.
Очевидно, что боевые траектории создаю! возможность для успешного применения оружия, точность и режим стрельбы определяющим образом влияют на W через параметры р и ц, действие боеприпасов по целям получает оценку в показателе W через обобщенный параметр со.
Проведенные исследования показали, что решающее влияние на дальность и эффективность воздушной стрельбы оказывает не увеличение калибра оружия и начальной скорости снаряда (как это было в наземной артиллерии), а точность прицеливания (при подходящем техническом рассеивании снарядов и знании их баллистики).
Особенно сложной была проблема расчета и построения угла упреждения при стрельбе по подвижной маневрирующей цели. Стало ясно, что поправку на упреждение нужно вводить не глазомерно, с помощью элементарных прицельных устройств, а автоматически, на основе измерения параметров движения истребителя и цели.
Разработка теории прицела, основанного на использовании свободного гироскопа с электромеханической коррекцией угловой скорости прецессии, была проведена В. Е. Рудневым и И. А. Богуславским. Исследовалась также динамика наводки перекрестия прицела на подвижную цель, демпфирования линии визирования, сделано несколько изобретений (в том числе новая оптическая схема, не имевшая систематических ошибок, метод увеличения диапазонов углов упреждения и др.). Для повышения эффективности воздушной стрельбы потребовалась также разработка математических зависимостей, описывающих решение задач стрельбы применительно к возможностям существующих датчиков информации и структурных схем прицелов; эти зависимости получили название "рабочих формул" прицелов. В 1951 г. И. Л. Фельдштерном были разработаны и внедрены в тесном сотрудничестве с КБ заводов "Геофизика" и "Арсенал" рабочие формулы для стрельбы неуправляемыми реактивными снарядами (НРС).
В промышленности продолжались работы по усовершенствованию прицелов серии АСП при учете все большего числа параметров, от которых зависит точность решения задачи стрельбы (на большую дальность) как при неподвижном, так и при подвижном закреплении оружия на самолете. В 50-е годы НИИ-2 становится ведущей организацией по составлению рабочих формул для всех прицелов, устанавливаемых на самолет с любым составом вооружения, и новых систем датчиков информации, в том числе радиолокационных систем углового сопровождения цели. Можно констатировать, что возникло и начало развиваться новое прикладное научное направление - разработка рабочих формул воздушной стрельбы и их реализация в прицельных системах самолетов. В дальнейшем эти исследования вылились в одно из важнейших направлений составления бортовых алгоритмов стрельбы и пуска как неуправляемых снарядов, так и управляемых ракет.
Проблема повышения боевой эффективности самолетов в условиях роста скорости и высоты полета связана с изучением воздушного боя и перехвата как важнейших операций, из которых можно было извлечь дополнительные, а возможно, основополагающие требования к истребителям. Задача исследования движения самолета в воздушном бою существенно сложнее обычных траекторных задач динамики полета в силу следующих особенностей:
анализу должно подлежать относительное движение по отношению к маневрирующей цели; фазовые траектории в этом движении весьма сложные, как и законы управления этим движением;
граничные условия на конце траектории должны отвечать условиям применения оружия, что представляет сложную задачу (особенно в том случае, когда цель препятствует выполнению этих условий);
движение стеснено дополнительными ограничениями, связанными с требованием непрерывного получения информации о цели и безопасности от ее огня.
В этих условиях выработать правильную, с учетом действий противника, алгоритмическую основу движения, да еще при ограниченных вычислительных средствах, было весьма сложно. Поэтому бой в целом как двусторонняя операция еще не исследовался, а изучались его элементы - обнаружение цели, сближение, атака, стрельба и выход из атаки. Предварительные исследования проводились на кинематическом уровне, что позволяло получать решения в замкнутом виде, исследовать основные их закономерности и решать оптимизационные задачи с учетом ограничений на отдельные параметры и характеристики (скорость и высота полета, нормальная перегрузка и се производная и др.). Основные усилия были сосредоточены на разработке и изучении методов сближения и атаки цели, летящей как прямолинейно, так и произвольно маневрирующей либо совершающей вираж в случайный для перехватчика момент времени. Был детально обследован известный в общем метод прямого наведения, изучен и продвинут новый метод полета в "мгновенную" точку встречи с целью, метод повторения траектории цели, метод сближения, основанный на соединении простых по форме отрезков траектории (например, "прямая с разворотом") и др.
В практику проектирования вошло понятие "зона возможных атак" (ЗВА) и разработаны методы ее расчета. При исследовании этапов атаки и стрельбы учитывалась связь ЗВА с типом и особенностями прицела, методами решения задачи прицеливания. Натурным летным экспериментом была подтверждена допустимость использования простых кинематических методов при исследовании сближения и атаки, в частности, по установлению границ ЗВА при различных скоростях и высотах полета. Дальнейшие исследования показали, что большинство методов сближения с ростом скорости полета приводят к резкому уменьшению размеров ЗВА при неподвижном закреплении оружия на истребителе (например, при сверхзвуковой скорости полета цели ЗВА вырождалась в узкий конус за хвостом цели с углом при вершине в несколько градусов). Достигнутое увеличение дальности стрельбы с прицелами-автоматами улучшало возможности атакующего истребителя, как и метод заградительной стрельбы, не требующий синхронного сопровождения цели линией визирования (аппаратно он был воплощен в прицельной системе "Сокол" Г. М. Кунявским). Но это все не снимало проблемы уменьшения ЗВА с ростом скорости полета.
Кардинальное решение проблемы (в условиях пушечного вооружения), очевидно, состояло в таком размещении подвижной пушечной установки (ППУ) на одноместном истребителе, чтобы ее можно было прицельно направлять в сторону цели и этим дополнять маневр самолета. Задача разбивалась на две части: эргономическую проблему одновременного пилотирования летчиком самолета и управления наведением оружия и конструкторскую задачу размещения на небольшом самолете подвижной прицельной станции и ППУ с вращением вокруг двух осей. Была предложена идея и разработана ручка управления самолетом с шарнирно закрепленной в верхней части рукояткой. При этом поступательными перемещениями кисти руки летчик, как обычно, управлял самолетом, а вращением кисти через дистанционную систему направлял прицел (а с ним и оружие) на цель.
Результаты работ по использованию подвижной пушечной установки на истребителе можно обнаружить в проекте системы "Ураган-5" (1959 г.) и в проектах ряда современных истребителей. Но "в металле" ППУ для стрельбы по воздушным целям была реализована лишь на экспериментальном истребителе МиГ-17СН. Однако летные испытания самолета в учебных воздушных боях с обычными истребителями не обнаружили его решающих преимуществ. Причины этого состояли в основном в эргономических ошибках, допущенных при разработке ППУ.
Эпопея с подвижной пушечной установкой поучительна с точки зрения наблюдения за законами развития техники. Из пушечных установок было выжато все, что можно, но все равно это было "старое" оружие, а "новое" стало уже формироваться в виде управляемых ракет (УР) класса "воздух-воздух". Ракеты чуть было не вытеснили пушечное вооружение, но после ряда негативных моментов, возникших в ходе реальных боевых действий, пушки вернулись на истребители. Однако конструкторы самолетов не стремятся тратить боевую нагрузку на слишком сложные в компоновке и тяжелые пушечные установки как оружие с ограниченными возможностями.
Летные эксперименты по воздушному бою с подвижными пушками и "отвязанной" от оси самолета линией визирования, а также расчетные методы определения в этих условиях ЗВА истребителей оказались полезными при разработке ракет класса "воздух-воздух". Но первые образцы управляемых ракет, расширяя ЗВА по углам и по дальности, оставались "привязанными" к атаке из задней полусферы цели. Область атак из передней полусферы оставалась неисследованной и недоступной.
Дальность эффективной воздушной стрельбы при лобовой атаке резко возрастала, но возможность ее проведения определялась уже дальностью безопасного от столкновения с целью выхода из атаки. С переходом к реактивной авиации возможность лобовых атак аппаратно исключалась рядом исследователей из-за роста скорости сближения. Однако лобовая атака имела большие тактические преимущества по рубежам перехвата, внезапности, скоротечности. В. Е. Рудневым была предложена тактика встречной атаки истребителя по методу прямого наведения с переходом на прямолинейный полет с выходом под цель в непосредственной близости от нее. И. А. Богуславский разработал общую теорию перехвата и прицеливания на встречно-пересекающихся курсах и, в частности, метод наведения в фактическую точку встречи.
Таким образом, работы рассмотренного цикла позволили провести в НИИ-2 систематическое изучение вопросов воздушного боя, методов сближения с подвижной целью и атаки истребителя. Разработаны аналитические методы исследования движения самолета в пространстве фазовых координат с учетом связи с целью и введен ряд новых понятий и определений, характеризующих боевые возможности истребителя; исследованы технические и тактические возможности расширения ЗВА истребителя, суженных ростом скорости и высоты полета целей; предложен и разработан метод исследования воздушного боя с помощью стендов полунатурного моделирования.
Линия перехода от отдельных задач прицеливания и построения УР класса "воздух-воздух" к совокупности проблем воздушного боя и перехвата стала
приобретать практические очертания с началом разработки авиационных систем ПВО "Ураган-1" и "Ураган-5". Эти системы разрабатывались ОКБ им. А. И. Микояна как авиационные комплексы объектовой ПВО особо важных промышленных районов.
Система "Ураган-1" решала достаточно узкую задачу автоматизации процесса атаки перехватываемой цели после ее захвата БРЛС. Она включала в свой состав истребитель И-75, его бортовое оборудование (БРЛС "Алмаз", авиационный стрелковый прицел, счетно-решающий прибор, автопилот) и вооружение (пушки, неуправляемые реактивные снаряды, ракету класса "воз- дух-воздух" К-5, управляемую по лучу БРЛС). Как ее продолжение в 1954 г. в ОКБ А. И. Микояна начала создаваться система "Ураган-5", которая решала задачу построения единой замкнутой системы перехвата воздушных целей, включающей наземные и бортовые средства информации и управления с максимальной автоматизацией процесса боевого полета перехватчика после его взлета до выхода из атаки и возвращения на аэродром вылета. В наземную часть системы "Ураган-5" входили несколько обзорно-следящих РЛС, канал активного запроса-ответа для определения координат наводимого перехватчика, цифровая управляющая машина наведения и пункт наведения. Все методическое, экспериментальное и научно-техническое сопровождение систем "Ураган" велось в НИИ-2 большим коллективом специалистов под руководством Е. И. Чистовского. Разработка системы "Ураган-5" была приостановлена в 1962 г. на начальном этапе летных испытаний в связи с ее сложностью и накопившимся запаздыванием процесса создания. Тем не менее работы по этим системам оставили заметный след и послужили заделом для новых разработок и перспективных исследований.
В этой связи можно отметить создание в институте базы полунатурного моделирования (ПНМ), серьезное начало которого было положено работами по системе "Ураган-5" - первой по-настоящему сложной системы, разработка которой без ПНМ была бы невозможна. В состав комплекса ПНМ входили: опытные образцы бортовой аппаратуры перехватчика, участвовавшие в решении боевых задач (БРЛС, счетно-решающий прибор, автопилот); макет кабины летчика с индикацией и органами управления перехватчиком и режимами работы бортового оборудования; вынесенный относительно стенда рупорный имитатор радиолокационных сигналов цели, закрепленный на подвижной каретке с двумя степенями свободы перемещения; вычислительная система комплекса ПНМ на базе аналоговых вычислительных машин "Электрон" для решения дифференциальных уравнений движения самолета, кинематических уравнений связи с целью и выработки сигналов управления стендом, радиолокационным имитатором и режимами работы бортовой аппаратуры перехватчика.
Научные результаты и технические решения, полученные при создании и отработке системы "Ураган-5", легли в основу последующих авиационных комплексов перехвата, в том числе:
необходимость высокой степени автоматизации процессов управления и наведения при перехвате;
требование наличия единой территориальной системы информационного обеспечения (наземной АСУ);
обязательность отработки на комплексе ПНМ бортовых систем перехватчика при боевом применении.
Значительный вклад в методологию создания и отработки полунатурным моделированием сложных авиационных систем и комплексов перехвата внесен работами П. В. Познякова.
Вся история боевой авиации, длительный опыт отечественных и зарубежных разработок показывают, что ведущую роль в прогрессе новой авиационной техники играют качество и эффективность бортовых радиоэлектронных комплексов. Этот же опыт свидетельствует, что наиболее длительный технологический цикл проектирования, изготовления, отработки и испытаний нового авиационного боевого комплекса приходится на бортовые системы, на бортовое радиолокационное оборудование. Стоимостные затраты на бортовой комплекс постоянно растут и достигают 50 % стоимости всего авиационного комплекса.
Обеспечить высокий уровень реальной эффективности авиационного комплекса, правильно сформулировать и выбрать направления научно- экспериментальных исследований, внедрить результаты в промышленность, определить требования к серийному образцу и модификациям, разработать методику моделирования, сокращенный технологический цикл отработки бортовых систем - эти задачи были поставлены и решались в ГосНИИАС под руководством Е. А. Федосова. Именно он организовал создание уникальной базы по отработке систем управления ракет и боевых самолетов, внес основополагающий вклад в теорию систем наведения и в динамическое проектирование сложных многоуровневых систем управления [2.2, 2.4-2.6].
После совместной работы над системой "Ураган-5" плодотворно продолжалось научно-техническое сотрудничество института с ОКБ им. А. И. Микояна. При создании последних поколений истребителей и перехватчиков (МиГ-25, МиГ-23, МиГ-31 и их модификаций) ГосНИИАС принимал широкое участие на всех этапах разработки и испытаний, в первую очередь, в формировании комплекса бортовых радиоэлектронных систем. С середины 70-х годов установилось также тесное сотрудничество с ОКБ им. П. О. Сухого при разработке истребителя Су-27.
В целом исследования института сыграли заметную роль в создании 4-го поколения авиации ПВО (МиГ-31 и Су-27) и в доведении бортовых систем и вооружения до заданного уровня. Полунатурное моделирование завершалось выдачей заключений (промежуточных и итоговых), подтверждавших отработанность комплексов и их готовность к проведению летных испытаний в проверенных режимах применения. Сопровождение и анализ Государственных летных испытаний этих самолетов на базе ГЛИЦ ВВС им. В. П. Чкалова в г. Ахтубинске также проводились под руководством института. Практически все технические решения, определяющие облик и функции бортового радиоэлектронного оборудования истребителей и их вооружения, были приняты промышленностью в стенах института или при его существенном влиянии на их принятие.
В заключение необходимо отметить основной универсальный принцип, используемый в работах ГосНИИАС по направлению истребительной авиации, - это комплексность во всех аспектах:
участие во всем цикле создания новых образцов авиационной техники: на этапе разработки концепций - формирование облика бортового комплекса; на этапе НИР - руководство работами совместно с промышленностью; на этапе проектирования - формирование структур боевых комплексов, создание бортовых алгоритмов и программ; при наземной отработке- использование методов полунатурного моделирования; на этапе испытаний - участие в летной отработке, анализ результатов, сопровождение испытаний моделированием;
комплексирование бортовых систем и систем вооружения;
интеграция бортовых систем: управления оружием, навигации, пилотирования, обороны, управления группой;
проведение исследований и отработка всех этапов выполнения боевой задачи - формирование полетного задания, полет по маршруту, групповые и одиночные полуавтономные действия, атака, применение оружия, выход из атаки, возвращение;
разработка методов применения авиационного вооружения, логики управления бортовыми системами, алгоритмов и программ, диспетчеров обмена информацией в БЦВС;
поисковые и экспериментальные исследования совместно с промышленностью по наиболее ответственным бортовым системам авионики: радиолокации, оптико-локационным системам, навигационным системам, системам автоматизированного управления самолетом, системам подготовки и пуска оружия, системам индикации, нашлемным системам, вычислительным системам (универсальные и специализированные бортовые машины, вычислительные комплексы, каналы обмена информацией);
использование исследовательских инструментов- мощной универсальной вычислительной базы, стендовой базы комплексов полунатурного моделирования, средств летных испытаний и анализ их результатов;
применение совокупности научных дисциплин и методов комплексных исследований бортовых систем и систем вооружения: теория автоматического управления в широком смысле (системы автоматические, эргатиче- ские, иерархические, детерминированные, стохастические, экспертные и др.); теория и методы оптимизации процессов управления, ситуационного управления в сложных многосвязных системах; прикладная теория стрельбы, наведения, самонаведения; методы комплексной обработки информации; методы программирования и отработки программ для БЦВС; теория и методы исследования операций, эффективности систем, принятия решений в условиях неопределенности; методы моделирования сложных динамических процессов, постановки экспериментов и обработки результатов; методы создания интеллектуальных систем поддержки экипажа и обучения летного состава.
Исследование боевых возможностейи боевой эффективности авиационных комплексов перехвата
Общие вопросы анализа
боевых возможностей и эффективности
Боевые возможности характеризуются показателями и свойствами, от которых зависит способность истребителя и всего авиационного комплекса выполнять поставленные боевые задачи [1.5, 1.6,2.5, 3.2].
Боевые возможности истребителя-перехватчика можно условно разделить на группы:
Пространственные возможности (области боевого применения), определяющие области пространства (геометрического и параметров движения истребителя и цели), в которых могут быть выполнены боевые задачи. К ним относятся:
рубежи поражения целей (рубежи перехвата);
диапазон высот, скоростей и ракурсов перехватываемых целей (зоны возможного перехвата);
зоны гарантированного перехвата и зоны возможных действий перехватчиков;
" зоны возможных атак по начальным дальностям, скоростям, ракурсам и пеленгам;
зоны возможных пусков ракет;
зоны гарантированного и эффективного пуска ракет;
зоны преимущества в воздушном бою по высотам, скоростям, ракурсам.
Временные возможности по выполнению боевых задач количественно характеризуются следующими показателями:
время достижения заданной боевой готовности;
время взлета по команде с КП;
время выхода на заданную высоту и скорость полета при заданном режиме работы двигателей;
время барражирования на заданном удалении;
время достижения заданного рубежа перехвата;
время реализации отдельных маневров в горизонтальной и вертикальной плоскостях.
Условия выполнения боевых задач:
ночью и в сложных метеоусловиях;
фон (земля, облака, море и т. д.);
применение организованных помех;
при маневре цели;
при огневом противодействии.
Часть показателей возможностей выполнения боевой задачи в различных условиях и ситуациях может носить качественный характер - возможно или невозможно выполнение всего боевого задания или частной задачи. Другая их часть (например, влияние помех или маневра цели, а также области и зоны
возможных результатов) имеет вероятностный характер и оценивается числовыми характеристиками случайных величин.
Качество, степень и уровень выполнения истребителем-перехватчиком функций и задач, для которых он предназначен, характеризуются боевой эффективностью. Вид показателя боевой эффективности определяется характером боевой задачи или ее части. Наиболее употребляемыми показателями эффективности боевого применения истребителей являются:
при действиях по одиночной воздушной цели:
вероятность уничтожения цели в заданных условиях;
отношение или разность вероятностей поражения цели и своего истребителя;
при действиях по групповой воздушной цели:
вероятность поражения всех целей;
вероятность сбитая не менее заданного числа целей;
математическое ожидание числа сбитых целей.
Определение отдельных показателей боевых возможностей может быть проведено тремя способами: в летных испытаниях, с помощью математического и полунатурного моделирования, расчетными методами. Полная оценка боевых возможностей авиационного комплекса дается при применении всех способов в тесном их взаимодействии.
Определение показателей боевой эффективности осуществляется только методами статистического моделирования, основанными на исходных данных и точностных характеристиках, подтвержденных летным или полунатурным экспериментом. Этот вывод делается исходя из следующих соображений:
для получения достаточно достоверных значений эффективности необходимо проведение большого количества реализаций (полетов и пусков); требования к тому же большого числа режимов и условий боевого применения делают задачу трудноразрешимой по времени и затратам;
в натурном эксперименте практически невозможно, с одной стороны, во всех полетах выдерживать постоянство условий задачи (например, высота и скорость, маневр цели, ее ракурс и т. д.) и, с другой стороны, осуществлять необходимый разброс параметров самолета и его оборудования (погрешности измерения, ошибки управления и т. д.);
условия проверяемой задачи ограничены возможностями целей-мишеней по высотам, скоростям, уязвимости.
В простейших условиях (например, при перехвате одиночной неманеврирующей цели под малыми ракурсами) оценка эффективности производится расчетно-экспериментальным методом.
Летные испытания применяются для определения качественных возможностей выполнения боевой задачи, а также показателей боеготовности и временных затрат. Кроме того, летные испытания служат для получения необходимых характеристик математических моделей элементов комплекса (самолета, бортовой РЛС, ГСН ракет и т. д.), подтверждения их эквивалентности реальным образцам и качественного подтверждения результатов моделирования процессов наведения и атаки на фоне подстилающей поверхности, при применении маневров цели и организованных помех.
С помощью моделирования, кроме оценки эффективности, определяются области боевого применения, а также исследуется воздействие помех на комплекс и его элементы. Наряду с выполнением этих оценочных задач моделирование применяется для определения областей параметров полета целей и перехватчика при решении задач способом летных испытаний, для отработки отдельных элементов более сложных моделей и систем, для тренировки летных экипажей перед полетами.
Расчетный метод является основным при предварительной оценке эффективности и отдельных показателей боеготовности до начала испытаний комплекса. На основании экспериментально полученных данных расчетным методом определяются в процессе испытаний оценки отдельных показателей боевых возможностей для заданных условий. Широко применяются расчеты при подготовке летных экспериментов и моделирования, а также при обработке их результатов, в том числе при приведении к стандартным условиям, при вторичной и статистической обработке.
Адекватность результатов моделирования обеспечивается достоверностью исходных данных, получаемых путем летного эксперимента, и корректностью используемых математических моделей, описывающих элементы комплекса (цель, самолет, ракета, БРЛС, САУ и т. д.), проверяемой также в летных испытаниях. Требования использования результатов натурных экспериментов учитываются при разработке моделей и методик моделирования.
Критерием оценки или показателем боевой эффективности является число или совокупность чисел, характеризующих степень приспособленности истребителя к выполнению той или иной боевой задачи. Оценка боевой эффективности проводится на следующих стадиях разработки авиационного комплекса: формирование облика, эскизное проектирование, техническое проектирование, летные испытания и доводка.
Организации промышленности и Министерства обороны при проведении исследований по оценке эффективности разрабатываемых и модернизированных авиационных комплексов использовали единую систему показателей и частные методики оценки. При этом согласовывались расчетные условия боевых действий истребителей, а также технические характеристики самолета, оборудования, вооружения, наземных систем и исходные данные.
Исследования по оценке боевой эффективности проводятся на иерархических уровнях:
- большие группы истребителей (полк, эскадрилья);
- малые группы истребителей (звено, пара);
- одиночные истребители;
- подсистемы истребителя и их математическое обеспечение.
Исследования на первом уровне проводятся с целью выработки рациональных способов боевых действий, проведения сравнительного анализа истребительных комплексов и уточнения требований к характеристикам отдельных подсистем истребителя.
На втором уровне осуществляется оценка эффективности истребителя- перехватчика в групповом воздушном бою с противником. Перед исследователями на этом уровне ставятся задачи отработки требований к техническим средствам обеспечения групповых действий и оценки эффективности этих средств, а также выработки тактики воздушных боев.
На третьем уровне оценивается боевая эффективность одиночного истребителя; исследования проводятся с целью выбора технических решений при разработке и модернизации истребителей, определения соответствия их характеристик заданным требованиям, сравнительного анализа истребителей и их подсистем.
На четвертом уровне проводится оценка степени совершенства отдельных подсистем и их математического обеспечения по частным показателям в типовых условиях боевого применения.
Представляется полезным коротко охарактеризовать некоторые частные показатели боевых возможностей истребителей-перехватчиков.
Под рубежом перехвата воздушной цели понимается дальность от аэродрома, которую способен достичь самолет при выполнении всех этапов полета с выходом в боевое соприкосновение, атакой, пуском ракет и возвращением на аэродром вылета в случае полного израсходования топлива на борту с учетом обязательных затрат и гарантированных запасов. Обычно определяют два типа максимальных по топливу рубежей перехвата: "форсажный" и "бес- форсажный". Конкретная величина рубежа R зависит от режима полета цели (ее высоты и скорости), конечных условий атаки и в большой степени определяется профилем полета, траекториями наведения и выхода перехватчика в условия применения оружия.
Более общим показателем является рубежно-временная характеристика (зависимость tR®) авиационного комплекса, которая характеризует пространственно-временные возможности истребителя. При этом каждому располагаемому рубежу R ставится в соответствие затрачиваемое на его достижение время tR.
Одной из основных характеристик, определяющих боевые возможности авиационного комплекса перехвата, является зона возможного перехвата в плоскости (Нц -:- V„) - область высот и скоростей полета перехватываемых с заданной вероятностью целей. Эта область зависит от множества характеристик комплекса и систем дальнего наведения. На больших высотах наиболее сильно зона возможного перехвата зависит от качества этапа внешнего наведения истребителя в АСУ, летно-технических характеристик самого перехватчика, располагаемой перегрузки ракет, а также от дальности захвата БРЛС и поэтому носит вероятностный характер. При заданном типе цели и заданном уровне вероятности перехвата граница этой зоны рассчитывается с помощью статистического моделирования процессов наведения истребителя и ракеты. На средних высотах в ППС граница зоны определяется возможностями цели по скорости полета и характеристиками АКП практически не ограничивается; при перехвате цели с задней полусферы эта зона определяется в основном предельными возможностями (ограничениями) истребителя по скорости или числу М полета. На малых высотах полета цели предельные скорости перехватываемых целей зависят от возможностей БРЛС по подсвету целей на больших вертикальных пеленгах.
Зона гарантированного перехвата описывается границами, определяемыми относительно исходной точки боевого дежурства истребителя-перехватчика или аэродрома вылета. Дальняя граница этой зоны рассчитывается как минимум из двух рубежей: максимального рубежа перехвата по запасу топлива Rmax т и рубежа перехвата по дальности оповещения RdOu- Ближняя гра-
ница зоны гарантированного перехвата соответствует минимальной дальности оповещения, при которой возможен перехват цели. Разновидностью этой зоны является зона возможных действий АКП, зависящая не только от рубежа перехвата и дальности оповещения, но и от параметров полета цели и бокового смещения траектории движения цели относительно аэродрома вылета перехватчика. Для расширения зоны возможных действий перехватчика используются режимы и профили, максимизирующие среднюю скорость полета на перехват.
Зоной возможных атак (ЗВА) в общем случае называется многомерная область начальных параметров атаки (Уц0, Нц0, Vo, Но, Do, qo, Фо, Пуц0 и т. д.), из которых с заданной условной вероятностью возможно осуществление успешных атак цели. Частным случаем ЗВА является связанная с целью область пространства в координатах начальной дальности D, ракурса q и превышения АН, из которой реализуется атака. Под успешной атакой понимается маневр истребителя после "захвата", в процессе которого он по имеющейся информации о параметрах полета цели в соответствии с инструментованным в бортовой прицельной системе (СУВ) методом наведения выходит в индицируемую зону разрешенных пусков на время, не менее заданного, производит пуск ракет, осуществляет облучение цели на этапе полета ракеты с радиолокационной ГСП и безопасный выход из атаки.
Под зоной возможных пусков (ЗВП) понимается область условий по взаимному положению истребитель-цель, при пуске из которой ракета может долететь до цели и уничтожить ее или пролететь с допустимым промахом. В зависимости от типа применяемых ракет границы ЗВП определяются: максимальной энергобаллистической дальностью пуска Dpmax, минимальной дальностью пуска Dpmin, дальностью захвата цели ГСП, диапазоном углов целеуказания ГСН, ошибками прицеливания (наведения) АВ, АГ и т. п. Существует несколько форм представления зоны возможного пуска. Ее удобно отображать в полярных координатах относительно цели с учетом максимальных пеленгов и системных ограничений. На практике для представления ЗВП используется ряд систем координат, например (D -^ ф), (Нц -^ D), (D -г- q). Аппроксимации зон возможного пуска для реализации в бортовых алгоритмах применения ракет представляют собой зоны разрешенного пуска (ЗРП). Именно в соответствии с ЗРП индицируются летчику разрешенные дальности пуска и формируется команда "Пуск разрешен".
Оценка эффективности групповых действий
В качестве наиболее обобщенных показателей эффективности истребителей при групповых действиях рассматриваются:
математические ожидания потерь целей и истребителей в результате воздушного боя;
математическое ожидание уничтоженных целей, не оказывающих огневого противодействия.
Эти показатели формируются техническими возможностями бортового радиоэлектронного комплекса, бортовой системы вооружения и управления истребителей, организацией и реализацией групповых действий командиром объединенной группы в конкретных тактических ситуациях.
Основные показатели эффективности определяются по результатам испытаний с привлечением результатов натурного эксперимента, полунатурно- го и математического моделирования.
Расчетные варианты групп истребителей выбираются в соответствии с уставными положениями по составу авиационных подразделений и частей ПВО (пара истребителей, звено, эскадрилья, полк), а также с учетом возможностей истребителей по ведению действий в смешанных и объединенных группах. Звено считается состоящим из одного ведущего и трех ведомых истребителей; предусматривается возможность действия звена парами в отдельных тактических ситуациях, при этом ведущий звена реализует режим командира объединенной группы, а ведущие пар— режимы командиров групп. Истребители действуют автономно или полуавтономно объединенной группой, состоящей из нескольких групп (до 6) различного тактического назначения (поисковых, поисково-ударных, ударных, авиационного прикрытия, наращивания усилий и т. д.), в условиях, когда наземные средства не могут обеспечить поканальное наведение групп истребителей в режиме централизованного управления.
Оценка качества выполнения и эффективности групповых действий проводится с использованием многоуровневой системы математических и полу- натурных моделей с учетом реализации различных способов действий на множестве тактических ситуаций. При этом учитываются основные этапы боевых действий истребителей, их летно-технические данные, характеристики бортового радиоэлектронного комплекса и вооружения. Адекватность основных положений методики экспресс-оценки эффективности реальным условиям боевых действий истребителей достигается за счет учета основных факторов действий, в числе которых:
меры и средства противодействия воздушного противника;
состав наряда истребителей (групп);
способы боевых действий и методы управления;
характер взаимодействия в группе и между группами при решении конкретной тактической задачи.
Система моделей соответствует иерархии уровней исследования общей боевой эффективности авиационного комплекса. Как правило, основные результаты моделирования на моделях более низкого уровня являются исходными данными для моделей более высокого уровня.
Четвертый уровень- это математические и полунатурные модели подсистем истребителя, бортового радиоэлектронного комплекса и вооружения. Используются довольно подробные модели подсистем, позволяющие оценивать качество их функционирования и определять вероятность поражения различных типов целей при помеховом и маневренном противодействии в различных условиях боевого применения.
С помощью этих моделей определяются тактико-технические возможности подсистем истребителя и его вооружения:
вероятности поражения типовых целей в различных условиях боевого применения;
зоны разрешенных пусков и области поражения ракет;
зоны обнаружения и сопровождения целей бортовыми РЛС, в том числе при их многоканальное™;
качество функционирования подсистем и вооружения в условиях радиоэлектронного противодействия, маневра, использования различных высот и скоростей полета и др. показатели.
Третий уровень - это математические и полунатурные модели одиночного истребителя, в которых оценивается его функционирование совместно с бортовым радиоэлектронным комплексом и вооружением. На этих моделях рассчитывается эффективность истребителя и его боевые возможности как боевого комплекса с учетом загрузки летного экипажа для различных методов управления и точности внешней радиолокационной информации о целях. В качестве основных показателей эффективности рассматриваются:
вероятность поражения цели, не оказывающей огневого противодействия, или математическое ожидание числа пораженных целей при многоканальном обстреле:
Мц = КнРбс[1-(1-Р1р)пр] ^,
ПР
где К„ - коэффициент надежности истребителя и его систем за время боевого вылета; РБС - вероятность выхода в боевое соприкосновение (обнаружение цели); Р1р - вероятность поражения целей одной ракетой; пр - количество ракет, выпущенных по данной цели; пБК - количество ракет в боекомплекте;
вероятности поражения истребителя и цели в условиях воздушного боя.
Для дальнего ракетного боя используются области тактических возможностей в координатах дальностей пуска ракет истребителем и целью. В области равных возможностей (ОРВ) вероятности поражения истребителя и цели соответственно равны:
рОрВ=1_(1_рЦр)ПР;
Р°РВ= 1 - (1 - Р”р)"Р .
В области тактического преимущества (ОТП) истребителя вероятности поражения цели и истребителя следующие:
р°™ = (1-Р^пг[1-(1-Р;*р)]ПГ;
р"тп=(1 -р;лр)п“ [1-(1-ргр)]п%
где Р "р, Р )р - вероятности поражения одной ракетой истребителя и цели.
Второй уровень — это математические и полунатурные модели групповых действий малых групп однотипных истребителей (пара, звено). Оценка эффективности группы истребителей на этих моделях выполняется с учетом реализации способов и этапности боевых действий, методов управления, способов ведения группового воздушного боя, в том числе при взаимно-групповой и групповой защите средствами радиоэлектронного противодействия, передаче управления пущенной ракеты взаимодействующему истребителю, многоканального обстрела с учетом загрузки командира группы и летных экипажей.
В качестве основных показателей эффективности рассматриваются математическое ожидание числа уничтоженных целей, не оказывающих огневого противодействия, и математическое ожидание потерь противоборствующих
сторон в условиях группового воздушного боя. При этом учитывается, что в групповом бою каждый истребитель решает одну или несколько задач, характерных для боя:
обеспечение информацией собственных бортовых систем или систем взаимодействующих истребителей;
самонаведение автономное или по согласованным траекториям;
обстрел целей ракетами автономно или во взаимодействии с другими истребителями группы;
реализация индивидуальной, взаимной или групповой радиоэлектронной защиты.
В процессе решения перечисленных задач истребитель может пребывать относительно самолета противника в различных областях тактических возможностей противоборствующих сторон: равных возможностей, тактического преимущества истребителя, тактического преимущества противника. Каждая из этих областей характеризуется соотношениями потерь, причем их математическое ожидание зависит от форм и способов боя, состава и мер противодействия противника.
Первый уровень - это модели групповых действий в составе групп истребителей различного тактического назначения. Оценка эффективности на этих моделях проводится с учетом основных факторов, принятых в моделях третьего уровня. Вместе с тем учитываются вопросы управления и взаимодействия в объединенной группе истребителей. Выходными данными для этих моделей являются боевые потенциалы групп истребителей различного тактического назначения. Показатели эффективности те же, что и для моделей второго уровня.
Сквозное моделирование - метод исследования эффективностиавиационного комплекса перехвата
Рассматриваются вопросы организации моделирования для оценки эффективности авиационного комплекса перехвата. Начиная с разработки комплекса авиационного перехвата МиГ-25П с ракетой Р-40, материалы по оценке эффективности (вероятности поражения цели) формировались методом так называемого сквозного моделирования. Сквозное моделирование состоит в моделировании серии реализаций процессов перехвата от обнаружения цели наземными средствами или самолетом РЛДН до воздействия на нее поражающих элементов боевого снаряжения ракеты.
Сложность модели элементов комплекса, необходимость адекватного воспроизведения систем и воздействий, невозможность существенного сокращения числа учитываемых факторов без потери достоверности моделирования заставляют при подобных исследованиях использовать самые подробные математические модели, а в некоторых случаях прибегать к услугам по- лунатурного моделирования и даже натурному эксперименту - полету истребителей на перехват с последующим моделированием пусков ракет. Исходом каждой такой реализации является поражение или непоражение цели одной из пущенных по ней ракет.
Число реализаций, необходимое для получения с заданной точностью оценки эффективности комплекса перехвата - вероятности поражения цели в одной атаке, - не зависит от числа случайных факторов, учитываемых при моделировании, и определяется только самой эффективностью.
В принципе, современные универсальные вычислительные машины позволяют создать единую модель, описывающую динамику наведения истребителя, ракеты и цели с учетом случайных параметров и процессов, протекающих в системах управления и наведения, воспроизводящую работу взрывателя и действие поражающих элементов боевой части по конструкции и агрегатам цели. Применение методов блочного программирования дает возможность разделить функции при создании моделей отдельных систем комплекса. Однако сложность организации исследования из-за громоздкости такой модели, необходимость анализа полученных результатов специалистами, требующими подробной информации по соответствующим их специальности вопросам, заставляют искать пути разделения процесса атаки цели на этапы, с тем чтобы исследование каждого этапа проводилось на моделях, связанных между собой только на уровне конечных и начальных условий. Это облегчает труд при создании моделей, позволяет упростить их размещение в универсальных вычислительных машинах, обеспечивает квалифицированный анализ результатов, создает условия для проведения сравнительных исследований отдельных этапов при фиксированном наборе начальных условий.
Необходимой предпосылкой такого разделения является многоэтапность процесса атаки цели, когда последующие этапы зависят от предыдущих, но не оказывают практически на них влияния. Подобных процессов в технике, природе, да и в общественной жизни достаточно много, например прогноз климатических изменений, оценка реальности сроков строительства крупного сооружения с учетом случайных факторов (погоды, темпа поставок и т. д.).
Процесс применения управляемого ракетного вооружения обычно представляет собой цепь последовательных этапов, на каждом из которых определяющей эффективность является только часть систем авиационного комплекса. Применительно к перехватчику, оснащенному ракетами класса "воздух- воздух", можно указать:
этап дальнего наведения по информации внешних АСУ, заканчивающийся захватом цели бортовой радиолокационной станцией (БРЛС), теплопе- ленгатором или обнаружением визуально;
этап самонаведения истребителя, в ходе которого осуществляется пуск ракет и, если это необходимо, формирование команд радиокоррекции;
этап наведения ракеты до пролета или прямого попадания;
этап функционирования неконтактного взрывателя, заключающийся в анализе сигналов, отраженных от цели , естественных и организованных помех, заканчивающийся формированием команды на подрыв боевой части;
этап взаимодействия поражающих элементов боевой части с конструкцией цели.
Системы, основные функции которых определяет один из этапов, могут воздействовать и на другие. Последовательными оказываются только начала этапов, концы этапов могут существенно перекрываться.
Так, одновременно происходящие процессы наведения самолета-носителя и ракеты относятся к разным этапам. Влияющие на поведение ракеты колебания луча БРЛС относительно направления на цель или передаваемые на ракету команды радиокоррекции, с одной стороны, и процесс наведения собственно ракеты, с другой, относятся к двум последовательным этапам: наведения истребителя и наведения ракеты. Поведение БРЛС и команды коррекции предпо-
лагаются не зависимыми от реакции на них ракеты. В свою очередь поведение ракеты в значительной мере зависит от указанных отклонений и команд. Система управления ракеты не участвует в процессе дальнего наведения, частично задействована в процессе самонаведения перехватчика (прием целеуказания, возможно, захват цели головкой самонаведения, выработка команды готовности к пуску) и "присутствует" в формировании команды на подрыв боевой части. При исследовании самонаведения истребителя в условиях помех необходимо учитывать поддержку, осуществляемую системой дальнего наведения.
В подобных условиях, когда этапы атаки цели перекрываются, удобно при исследовании ракеты использовать упрощенную модель истребителя, а при исследовании самолета-носителя - упрощенную модель ракеты. Схема исследования процесса атаки цели истребителем показана на рис. 2.1.1. Благодаря последовательности этапов ее удается свести к схеме рис. 2.1.2. Предполагается, что процесс атаки состоит из п этапов, причем каждый i-й этап заканчивается состоянием, характеризующимся вектором Cj, компоненты которого cjk - в общем случае зависимые случайные величины (координаты, определяющие взаимное положение истребителя, ракеты и цели; состояние аппаратуры управления; команды, сформированные в процессе предыдущих и закончившегося этапов).
Входом i-го этапа является вектор Aj 4 , компоненты которого a jlk характеризуют начальные условия и параметры системы, зависящие от предыдущих этапов (связь векторов А и С поясняется далее). Кроме того, на i-м этапе на систему воздействует вектор В, случайных возмущений - параметров и сигналов, определяющих наряду с Ан| исход i-ro этапа.
।।
Рис. 2.1.1. Этапы процесса атаки цели авиационным комплексом перехвата
Рис. 2.1.2. Условное представление процесса перехвата в виде последовательности одинаковых по форме процедур
В отличие от вектора А^, состоящего только из случайных величин, вектор В; может содержать в качестве компонент случайные функции времени, например ошибки измерения, вызванные внутренними шумами головки самонаведения, либо случайные функции фазовых координат, например ошибки преломления, вносимые обтекателем, под которым размещена антенна головки самонаведения. Вектор В, статистически независим от вектора Аы. Вектор Ао определяет исходную ситуацию процесса атаки, вектор Сп - конечное состояние, результат многоэтапного процесса.
Любая оценка эффективности многоэтапного процесса оказывается условной в том смысле, что она может быть справедливой только по отношению к определенным статистическим характеристикам вектора Ао и набора векторов Bj(i = 1, 2,..., п), характеризующих как условия наведения, так и свойства цели, а также параметры и свойства исследуемого комплекса (естественно, что структура и номинальные значения параметров комплекса принимаются заданными).
При этом непринципиально, с какого этапа начинается исследование. Это может быть и режим дежурства на аэродроме или в воздухе, и начало самонаведения истребителя, и пуск ракеты. Важно только, чтобы вектор Аобыл описан статистически для всех своих компонент.
Понимая под эффективностью авиационного комплекса вероятность выполнения боевой задачи (например, поражения цели в одной атаке, обеспечение невхода цели в заданную зону и т. п.), будем считать, что вектор Сп всегда характеризуется только двумя состояниями: 1 - при выполнении задачи и О - при ее невыполнении.
Необходимо отметить, что при оценке эффективности атаки цели с применением нескольких ракет успешной считается атака при поражении цели хотя бы одной из них. Обозначив С„ результат действия одной ракеты (где X = 1,2, ... - индекс, присваиваемый данной ракете), определяем успех атаки, как дизъюнкцию [2.7] Cn = UC„.
Общепринятые в 60-е годы методы оценки эффективности сводились к перемножению вероятностей успеха на каждом из этапов процесса перехвата. При этом исследование каждой из вероятностей (вероятностей дальнего наве-
дения, самонаведения перехватчика и т. д.) проводилось практически без учета реального распределения входных данных каждого из этапов, зависящего от предыстории процесса перехвата. Определение вероятности захвата цели БРЛС, наведения перехватчика и пуска ракеты из зоны осуществлялось без учета особенностей дальнего наведения. Исследование наведения ракеты велось при произвольных дальности и начальных ошибках пуска. Вероятность поражения цели рассчитывалась для не имеющих обоснования условий подхода ракеты.
Задача обоснования статистических исходных данных на входе каждого из этапов (совместных законов распределения входных воздействий этапа А;-|) и совместной плотности распределения координат на выходе предыдущего этапа Bj, т. е. на выходе нелинейной нестационарной системы высокого порядка, какой является реальная динамическая система авиационного комплекса, может быть решена только приближенно. При этом объем вычислений оказывается тем большим, чем выше число случайных факторов, учет которых представляется необходимым. Это следует из разработанных для приближенного вычисления совместных законов распределения разнообразных интерполяционных методов [2.7-2.9].
Исключение, как было сказано ранее, составляет последний этап задачи оценки эффективности комплекса перехвата, на котором всегда используется достаточно простое предположение о законах распределения компонент вектора Ао: поражение или непоражение цели - исходы, смысл которых достаточно просто определить.
Последовательным воспроизведением при моделировании этапов каждой реализации процесса перехвата можно свести его к процессу с двухальтернативным исходом, причем не все реализации должны доводиться до конца, если на одном из промежуточных этапов удается установить, что произошел отказ и продолжение моделирования не даст положительного исхода.
Исследование эффективности авиационного комплекса перехвата, при котором каждая реализация в случае отсутствия отказов на промежуточных этапах доводится до поражения или непоражения цели, получило название сквозного статистического моделирования [2.10].
Как правило, срыв атаки (невыполнение боевой задачи) может выявиться на любом этапе. Например, при дальнем наведении истребителя из-за ошибки внешнего целеуказания цель может оказаться вне зоны поиска БРЛС; из-за неблагоприятного стечения обстоятельств (поздний захват цели, большие ошибки наведения, маневр пели) истребитель может не выйти в зону разрешенных пусков ракеты; из-за случайных комбинаций аппаратурных ошибок ракеты и ошибок пуска либо из-за активного маневра цели величина пролета может исключить возможность срабатывания взрывателя. Часто срыв атаки связан с такими нарушениями процесса наведения, как срыв слежения головки из-за выхода на предельный пеленг, разрушение ракеты из-за недопустимого выброса перегрузки и т. д. Во всех реализациях процесса атаки, характеризующихся тем, что, начиная с (i +1)-го этапа процесса, выполнение боевой задачи становится невозможным, значения вектора С; относятся к множеству
отказов ( будем называть его Si). Такие значения вектора Cj в дальнейшем обозначаются Dj: С, —> D^D, eSj.
Значения С,, являющиеся допустимыми для последующего этапа, обозначаются, как уже отмечалось, А,: С, —> А;; Aj ё Sj.
Вектор Сп принимает только два возможных значения: An £Sn- выполнение боевой задачи; Dn eSn - невыполнение боевой задачи (отказ на п-м
этапе атаки). Сумма множеств Sj всех этапов S = ^Sj составляет множество i=i
всех видов отказов в процессе атаки.
Вероятность отказа на i-м этапе при отсутствии отказа до (i - 1)-го этапа включительно обозначим 1 - Pj, тогда вероятность выполнения боевой задачи
окажется равной Р = П ₽i ■
i-1
Понятие "отказ" на i-м этапе не всегда удается сформулировать корректно. Границы допустимых значений размыты, и только при очень больших отклонениях можно с уверенностью прекратить исследование данной реализации процесса атаки на i-м этапе. Однозначно вопрос об отказе решается там, где в силу сложившихся обстоятельств в системе не формируется состояния, обеспечивающего переход на следующий этап, например не формируется команда "Пуск разрешен", разрушается ракета и т. д.
Продолжение исследования сомнительных по исходу i-ro этапа реализаций в конце концов позволит решить вопрос об исходе атаки в целом. Однако на каждом этапе можно указать условие Fj(Cj) > 0, исключающее возможность поражения цели в данной атаке при любых вероятных значениях набора Bj(j> i). Как следует из опыта, очень редко встречаются ситуации, когда вероятность Pj успеха на данном этапе постоянна при любых значениях вектора А;_], вероятность Pj является функцией плотностей распределения векторов Aj_] и В,.
Плотность распределения вектора Ао задается вне рамок исследования процесса атаки, знание плотности распределения вектора Ап необходимо только в той мере, в какой она используется для определения вероятности Рп.
Известно [2.11], что при условии независимости опытов статистические характеристики оценки вероятности u / N (и - число успехов в N опытах) определяются только числом опытов и самой вероятностью Р. Для оценки эффективности по частоте успешных атак совершенно несущественно число случайных величин и процессов, воздействующих на каждом этапе.
Оценка вероятности по частоте появления события подчинена биномиальному закону, определяемому только числом опытов и вероятностью Р. Математическое ожидание оценки имеет вид М\и / А] = Р, дисперсии D = M[(u/n)2]-P2 = P(1-P)/N.
При сквозном статистическом моделировании свойства двухальтернативного процесса сохраняются. По существу такое моделирование представляет собой способ воспроизведения многоэтапного процесса. Исходные данные для сквозного статистического моделирования проще всего обосновать в случае, если первый этап воспроизводит обнаружение цели наземными средствами или автономные действия истребителя. При этом законы распределения компонент вектора Aj нс зависят от свойств систем комплекса, а определяются только тактической обстановкой, в которой он действует.
Трудности обеспечения точности оценок вероятности в процессе статистических испытаний известны. Для того, чтобы по частоте Р с достоверностью (доверительной вероятностью) а = ( 1 - 2Р) утверждать, что истинное значение вероятности Р отличается от Р не более чем на Д, необходимо, чтобы выполнялось условие А = g2P(l - P)/N , где g2 - так называемый доверительный уровень двусторонней границы:
2Р
0,2
0,1
0,05
g2
0,7
1,64
2,71
Задавшись точностью оценки А= 0,1 для а = 0,9 и Р = 0,5, получаем N = 41. Удовлетворившись а = 0,8 при А = 0,1, находим N = 17. При Д = 0,15 и а = 0,9 N = 18. Противоречие между стремлением получить высокую точность оценок и исследовать как можно большую область возможных применений комплекса в ближайшие годы не будет преодолено, так как в процессе изучения систем наведения и совершенствования модели одновременно с ростом быстродействия вычислительных машин и повышением эффективности использования машинного времени растет число учитываемых факторов, а также вариантов начальных условий и "поведений" цели. Особенно это проявляется при создании моделей информационных устройств ( головок самонаведения, бортовых станций), позволяющих вести исследования разнообразных видов помеховых противодействий, развивающихся не менее быстро, чем возможности вычислительной техники. В этих условиях необходимо использовать все доступные средства для устранения указанного противоречия.
Одна из возможностей содержится в следствии теоремы Пуассона [2.11], утверждающей, что с увеличением числа независимых опытов в группе условий средняя частота события сходится к средней по условиям вероятности. Это свойство позволяет объединять малые группы реализаций, полученные в относительно близких условиях, например по возможному диапазону высот полета данного типа цели. При этом за счет увеличения числа групп опытов точность и достоверность оценки эффективности возрастают, хотя эти результаты будут характеризовать только средние по условиям свойства системы.
При анализе возможностей ракеты или комплекса часто в условиях, близких к граничным, встречаются случаи, когда первые несколько реализаций атаки заканчиваются отрицательным исходом. Аналогичная ситуация возникает тогда, когда при исследовании простых условий атаки несколько первых реализаций оканчиваются поражением цели.
Как следует из анализа свойств биномиального закона распределения для малого числа испытаний [2.12], верхняя доверительная граница Рь при N испытаниях и К успехах определяется уравнением
ECiXa-Pb)^!-», i=o
где a - доверительная вероятность.
В случае, если в N испытаниях К = О, уравнение вырождается в
Рь= l-t^l^a.
При этом на основании N последовательных неудачных опытов можно утверждать с достоверностью а, что истинная вероятность нс превосходит Рь. Так, если удовлетвориться a = 0,9, значения Рь при различных N окажутся равными
N
1
; 2
3
4
5
6
7
8
Рь
0,9
: 0,68
0,54
0,44
0,37
0,32
0.28
0.25
В тех случаях, когда верхняя доверительная граница Рь меньше допустимой эффективности (заданной для данных условий), моделирование может прекращаться. Так, при заданной эффективности 0,6 достаточно первых трехчетырех неудач подряд, для того чтобы отказаться от продолжения моделирования в выбранных условиях. Полученный вывод справедлив и тогда, когда Рь - верхняя оценка непоражения. Здесь при заданной эффективности 0,4 достаточно трех-четырех успехов подряд для утверждения, что она обеспечена. При заданной эффективности, равной 0,6, достаточно пяти-шести успехов подряд.
Анализ распределения вероятностей для U успехов из N опытов дает дополнительные возможности. В ряде случаев может оказаться целесообразным увеличить количество исследуемых ситуаций, ограничив группы реализаций, например, пятью. В каждой отдельной ситуации при четырех успехах из пяти опытов это гарантирует, что с достоверностью 0,9 вероятность Р > 0,398, а в трех из пята - Р > 0,248. Такая информация подтверждает "работоспособность" комплекса или ракеты (в том смысле, что с ними противнику необходимо считаться) и позволяет перейти к другим ситуациям, с тем чтобы после накопления информации оценить среднюю эффективность по набору ситуаций. При меньшем числе успехов в пяти опытах о работоспособности в указанном выше смысле сказать ничего определенного нельзя, так как даже при отсутствии успеха с достоверностью 0,9 можно утверждать, что его вероятность не выше 0,37, но, естественно, она может оказаться равной и нулю. В подобных случаях необходимо увеличивать количество опытов.
Итак, принцип сквозного статистического моделирования сложного многоэтапного процесса с передачей результатов моделирования с этапа на этап при двухальтернативном исходе позволяет ограничиться числом реализаций, определяемым ожидаемой вероятностью успеха и необходимой достоверностью ее оценки. Если заданные вероятности успеха больше 0,7, моделирование может прекращаться при четырех подряд неудачных реализациях. Если заданные вероятности успеха равны 0,2-0,3 (что означает работоспособность системы в данных условиях), моделирование может прекращаться при четы-
рех подряд успешных реализациях. Обследование эффективности системы в диапазоне условий применения целесообразно проводить малыми группами реализаций (четыре-пять) с последующим осреднением результатов.
С начала 70-х годов сквозное статистическое моделирование было основным методом оценки эффективности комплексов перехвата при подготовке материалов в акты Государственных испытаний. При испытаниях перехватчика МиГ-25 впервые была организована серия реальных полетов на перехват с фиксацией условий пуска и последующим моделированием наведения ракет.
Сквозное статистическое моделирование использовалось для оценки эффективности модификаций истребителей МиГ-23, причем при исследовании истребителя МиГ-23С, вооруженного ракетой Р-24, проводилось полунатур- ное моделирование самонаведения истребителя, при котором на динамическом стенде устанавливалась не только ЕРЛС, но и головка самонаведения РГС-24, участвующая в воспроизведении подготовки ракеты к пуску и зарядке вычислителя ракеты начальными данными, необходимыми для управления на инерциальном участке полета до захвата. Полет ракеты моделировался математически.
При отработке перехватчика МиГ-31 эффективность ракеты Р-33 исследовалась изолированно от оценки самонаведения истребителя. При моделировании ракеты использовались статистические данные по точности оценивания угловой скорости линии визирования в ЕРЛС перехватчика, определяющие вероятность захвата цели головкой в конце инерциального участка. По- видимому, сквозного моделирования здесь не потребовалось, так как при столь больших дальностях пуска ракеты практически исчезает зависимость точности наведения от ошибок прицеливания. Тем не менее и здесь принцип сквозного моделирования был бы необходим при оценке помехозащищенности комплекса с учетом воздействия помех на режим подсвета цели и работу хвостового канала головки.
Сквозное статистическое моделирование применялось при оценке эффек- тивности истребителя Су-27. Здесь при математическом и полунатурном моделировании самонаведения истребителя пришлось накапливать команды радиокоррекции, необходимые для исследования процесса наведения ракеты. То же самое делалось при оценке ракеты РВВ-АЕ в контуре наведения истребителя МиГ-29С.
Развитие задач и возможностейистребительной авиации
Послевоенный период развития авиации ПВО условно включает в себя два этапа создания истребителей (2-го и 3-го поколений): 1946-1960 гг. и 1960-1970 гг.
Период 1946-1960 гг. характеризуется:
быстрыми темпами развития ракетной авиации;
освоением сверхзвуковых скоростей полета;
разработкой и принятием на вооружение всепогодных истребителей- перехватчиков за счет оснащения их бортовыми РЛС;
разработкой и оснащением истребителей-перехватчиков ракетным управляемым вооружением класса "воздух-воздух".
В начале этого периода на вооружении авиации ПВО состояли истребители, которые использовались во фронтовой авиации ВВС (МиГ-9, Як-15, МиГ-15, МиГ-17, Як-25). Часть истребителей МиГ-17 и Як-25 оснащаются бортовыми РЛС, вооружение - пушечное. Боевые возможности этих истребителей обеспечивали уничтожение дозвуковых воздушных целей в пределах высот полета истребителей с атакой в заднюю полусферу под ракурсами 0/4 т- 2/4.
В 40-е годы и в начале 50-х годов на вооружении США и других стран НАТО находились в основном дозвуковые ударные средства: стратегический бомбардировщик В-47, тактический бомбардировщик "Канберра" В(1) Мк.8, истребители-бомбардировщики F-84G, F-86H и др. Состоящие на вооружении авиации ПВО нашей страны истребители и истребители-перехватчики МиГ-15, МиГ-17, Як-25, МиГ-19 вели успешную борьбу с этими целями.
В 50-60-е годы продолжается совершенствование ударных и обеспечивающих средств воздушного нападения. В 1955 г. на вооружение принимается стратегический бомбардировщик В-52 (Vmax = 960 км/ч, Нпот = 17 км), несколько позднее - стратегические бомбардировщики В-58 (Vmax =2200 км/ч, НПот= 18 км), "Вулкан-2", "Валиант", "Виктор-2" (Vmax = 1000... 1200 км/ч, Нпот до 17 км), истребители-бомбардировщики F-10IA, F-104A, F-105B (Vmax до 2200 км/ч, Нпот = 14... 16 км), палубные бомбардировщики и штурмовики А-ЗД, А-4М (Vmax ДО 1100 км/ч, Н|1ОТ до 15 км), а в 1956 г. на вооружение принимается разведывательный самолет U-2 (Vmax= 855 км/ч, Нпот = 20...24,4 км).
Таким образом, в рассматриваемый период значительно возрастает диапазон возможных высот и скоростей полета ударных средств, в том числе на боевых режимах полета. Продолжают совершенствоваться способы преодоления ПВО путем использования малых высот полета, усиления средств радиоэлектронной борьбы и огневого подавления объектов ПВО. Благодаря вооружению стратегической авиации управляемыми ракетами класса "воздух- земля" типа "Хаунд Дог", "Блю Стил" и др., становится реальным нанесение ударов по военно-промышленным объектам без захода ударных средств в зону действия средств ПВО. Тактическая авиация также вооружается ракетами класса "воздух-воздух".
Состоящие на вооружении авиации ПВО истребители-перехватчики уже не обеспечивали эффективной борьбы с новыми целями. Необходимы были боевые комплексы с соответствующими ТТХ и системами вооружения. И такие средства разрабатываются параллельно с совершенствованием ударных средств воздушного нападения. При этом авиация ПВО окончательно переходит на сверхзвуковые самолеты с ракетным вооружением. Прослеживается явная тенденция разработки истребителей-перехватчиков ближнего действия и дальних перехватчиков, способных уничтожать воздушные цели на максимально удаленных рубежах, в идеале до пуска стратегическими бомбардировщиками управляемых ракет класса "воздух-земля".
В 1953-1960 гг. разрабатываются и принимаются на вооружение специализированные истребители-перехватчики, решающие только задачи авиации ПВО (МиГ-19, Су-9, Су-11). Они оснащаются более совершенными бортовы-
ми РЛС и ракетным вооружением класса "воздух-воздух". Принятие на вооружение этих истребителей означало переход авиации ПВО на сверхзвуковые скорости полета. Их боевые возможности обеспечивали перехват сверхзвуковых целей при атаке в заднюю полусферу с увеличением ракурса атаки до % и превышения цели над истребителем в момент пуска до 3.. .5 км.
В этот период определяются взгляды на задачи авиации ПВО как средства зональной обороны при централизованном управлении в наземных системах.
Начали формироваться представления об авиационном ракетном комплексе перехвата (АРКП), включающем сверхзвуковой истребитель, бортовую информационно-прицельную систему, управляемое ракетное вооружение и наземную систему управления и обладающем высокой скоростью, скороподъемностью, высотностью, всеракурсностью и всепогодностью действий. Были обоснованы принципиальные положения о необходимости выдвижения рубежей перехвата и наличии в составе авиации ПВО двух типов истребителей- перехватчиков. Определяется роль и значение авиационных средств в общей системе ПВО и формулируется техническая политика развития вооружения.
Период 60-70-х годов характеризуется:
разработкой и принятием на вооружение новых специализированных истребителей-перехватчиков;
дальнейшим повышением ЛТХ истребителей, характеристик бортовых систем и вооружения;
ростом боевых возможностей и эффективности истребителей-перехватчиков при поражении высотных и маловысотных целей на дальних рубежах, в условиях организованных помех и маневра цели, при огневом противодействии;
принятием на вооружение ракет класса "воздух-воздух" 2-го поколения;
повышением степени автоматизации боевого вылета.
В 1960 -1967 гг. на вооружение авиации ПВО принимаются истребители- перехватчики Су-15, Як-28П, а также дальний перехватчик Ту-128. За счет оснащения этих истребителей более совершенными бортовыми РЛС с повышенными дальностями действия и ракетным вооружением класса "воздух- воздух" 2-го поколения стал реальным перехват воздушных целей под любыми ракурсами в передней и задней полусферах.
В 1967-1970 гг. на вооружение авиации ПВО принимаются истребители- перехватчики МиГ-23М, МиГ-25П, ведется модернизация Су-15, Як-28П, МиГ-23М, МиГ-25П, Ту-128. В результате возросли боевые возможности ПВО по перехвату высотных (Нц = 28...30 км) и маловысотных целей (Нц = 0,04 ... 0,05 км), по обеспечению всеракурсности атаки, а также возможности ведения дальнего и ближнего боя (МиГ-25ПД, МиГ-23П, Су-15ТМ), в том числе за счет довооружения ракетой малой дальности Р-60(М).
Интенсивное развитие авиации ПВО в рассматриваемый период было не самоцелью, а ответом на развитие средств воздушного нападения США и других стран НАТО и улучшение способов их боевого применения. Уже с середины 50-х годов ударные силы стратегической, тактической и палубной авиации начинают широко использовать не только средние и большие, но и малые и предельно малые высоты полета, радиоэлектронное противодействие, огневое подавление средств ПВО, сложные боевые порядки и маневр.
Шло совершенствование авиационных крылатых ракет класса "воздух- поверхность". Развитие средств воздушного нападения предъявляло к авиации ПВО новые требования по возможности уничтожения:
самолетов-носителей авиационных крылатых ракет на малых и предельно малых высотах и на дальних подступах к обороняемым объектам;
авиационных крылатых ракет с малыми эффективными поверхностями рассеивания;
самолетов-носителей и авиационных крылатых ракет в сложной помеховой обстановке;
самолетов тактической и палубной авиации, прикрываемых истребителями сопровождения.
Поэтому при разработке новой авиационной техники и организации боевых действий учитывалась необходимость обеспечения:
действий истребителей-перехватчиков на внешних направлениях путем наращивания и реализации максимальной дальности полета;
возможности ведения групповых полуавтономных и автономных действий;
поражения воздушных целей в широком диапазоне высот и скоростей полета, эффективных отражающих поверхностей и характеристик радиоэлектронного противодействия;
уничтожения помехопостановщиков, высотных разведчиков, групповых и неразрешенных целей;
_• ведения воздушного боя.
Отдельно ставилась задача разработки дальнего перехватчика для создания глубокоэшелонированной обороны и уничтожения самолетов-носителей до пуска крылатых ракет на дальних рубежах. Организация противосамолет- ной обороны на северном и северо-западном направлениях на базе дальних перехватчиков диктовалась следующими соображениями:
для основных сил стратегической авиации США кратчайшим расстоянием до административных и промышленных центров СССР были эти направления;
имелись значительные трудности экономического и организационного характера по созданию высокоэффективной группировки ПВО этих районов на базе ЗРК и ближних истребителей-перехватчиков;
эффективность ПВО на базе дальних перехватчиков выше, чем на базе ближних истребителей-перехватчиков.
Перед дальними перехватчиками в качестве основной ставилась задача по уничтожению самолетов-носителей до пуска ими крылатых ракет путем реализации групповых полуавтономных и автономных действий по информации оповещения, получаемой от средств дальнего обнаружения. Основным способом боевого применения считались действия дальних перехватчиков из положения "дежурство на аэродроме или в воздухе" по информации от наземных РЛС, АК РЛДН, самих дальних перехватчиков или при комплексном использовании этой информации в зависимости от складывающейся обстановки.
Таким образом, в этот период военно-политическая обстановка поставила в повестку дня необходимость оснащения авиации ПВО истребителями ближнего и дальнего действия.
С учетом боевых действий во Вьетнаме и на Ближнем Востоке значительное внимание уделяется вопросам повышения эффективности истребителей в условиях воздушного боя как за счет совершенствования бортовых информационно-прицельных систем, так и путем довооружения ракетами ближнего боя (Р-60). Реализуются значительные меры по повышению помехозащищенности систем вооружения, и, в частности, в бортовые РЛС внедряются моноимпульсные методы углового стробирования, повышается энергетический потенциал станций, используется перестройка несущей частоты, вводятся системные меры защиты от уводящих и пассивных помех, внедряются дополнительные дальномерные каналы и др. Разрабатываются и принимаются на вооружение наземные АСУ управления боевыми действиями авиационных комплексов перехвата.
Рис. 2.1.3. Рост максимальной скорости Рис. 2.1.4. Рост максимальной дальности полетаполета
Рис. 2.1.5. Рост дальности обнаруженияРис. 2.1.6. Рост дальности пуска ракет
РЛСкласса "воздух-воздух"
7 - 4094
В итоге за послевоенный 25-летний период значительно возросли ЛТХ истребителей-перехватчиков и характеристики их систем вооружения, определяющие боевые возможности и эффективность [2.13-2.20]. Так, максимальная скорость истребителей и дальность полета увеличились более чем в три раза, практический потолок и скороподъемность - в полтора раза, дальность обнаружения цели бортовыми РЛС и дальности пуска ракет- в 5... 10 раз (рис. 2.1.3-2.1.6).
Боевые характеристики перехватчиков 3-го поколения
Боевые возможности истребителей-перехватчиков в большой степени определяются высотно-скоростными характеристиками и режимами полета. На рис. 2.1.7 даны эксплуатационные диапазоны высот и скоростей полета перехватчиков 3-го поколения Су-15ТМ, МиГ-23П, МиГ-25ПД, достигаемые на режиме "полного форсажа" при наличии на каждом самолете по две управляемые ракеты Р-98М, Р-24, Р-40 соответственно.
Рис. 2.1.7. Диапазоны высот и скоростей полета самолетов Су-15ТМ, МиГ-23П, МиГ-25ПД
Основными показателями авиационного комплекса перехвата как транспортной системы по доставке полезной нагрузки в целевые условия применения являются рубежные и временные характеристики. Под рубежом перехвата R понимается радиус полета самолета при заданном запасе или остатке топлива на борту и при выходе перехватчика в определенные конечные условия для целевых действий (поиска, обнаружения, наведения, атаки и др.). Обычно рубеж перехвата рассчитывается из условия полного израсходования имеющегося топлива (с учетом запасов и обязательных затрат), в связи с чем этот параметр называется максимальным по топливу рубежом. При его расчете
учитывается необходимость обеспечения возвращения перехватчика на аэродром базирования. Другим основным показателем транспортных возможностей является время tR прибытия на максимальный по топливу рубеж. Оно также определяется запасом топлива GT, режимом работы двигателя, конечными значениями высоты Нк и числа М полета.
При боевом применении авиации ПВО используется несколько типов базовых программ полета на перехват воздушных целей. Первый тип - форсажный применяется при ближнем перехвате, когда располагаемое время на перехват цели достаточно лишь для набора потребных (конечных) величин высоты и скорости для выполнения атаки. Второй тип программ - комбинированный используется при дальнем перехвате, когда располагаемое время позволяет реализовать дозвуковой крейсерский участок полета (помимо сверхзвукового) для увеличения рубежей перехвата. Третий тип - крейсерский используется при перехвате целей, летящих на высотах Нц = 10... 13 км со скоростями Vu> 1100 км/ч, а также при перехвате низковысотных целей на больших удалениях (подробнее о типовых программах см. п. 4.2.2).
Рис. 2.1.8. Профиль полета самолета МиГ-25П на перехват воздушной цели
В качестве примера на рис. 2.1.8 показана в координатах "высота Н - путь L" траектория полета перехватчика МиГ-25П на максимальный рубеж при выполнении форсажного профиля перехвата цели, летящей со скоростью Уц= 2500 км/ч на высоте Нц = 27 км. Указаны величины остатка топлива GT и времени t полета в различных точках профиля. Достижение потолка производится по программам САУ набора-разгона на режиме "Полный форсаж" (ПФ).
В табл. 2.1.3 приведены рубежные и временные характеристики перехватчиков 3-го поколения для трех профилей полета. В качестве рубежей пе- рехвага даны располагаемые по топливу максимальные рубежи (в ППС цели).
Таблица 2.1.3
Рубежные и временные характеристики перехватчиков 3-го поколения
А КП
Тип программы полета
Условия перехвата
Рубеж перехвата, км
Время достижения рубежа, мин
Боевая нагрузка
Нц, КМ
Уц, км/ч
Нк, КМ
Ук, км/ч
Су-15-98М
Форсажный
21
2500
17
2000
295
11,4
2хР-98М
Комбинированный
20
2500
15
2000
400
21,4
Крейсерский
12
1000
9,5
900
590
36,4
Ту-128-С-4М
Форсажный
<21
2000
12,5
1300
490
24,8
2хР-4
Комбинированный
<21
2000
12...13
1300
810
52,2
Крейсерский
< 16
1000
8...9
930
1070
71,5
МиГ-23П
Форсажный
10...18
< 1600
-
-
130
8,7
2хР-24
Комбинированный
10...18
< 1600
-
-
170
12,3
Крейсерский
1
< 1250
-
-
285
29,6
МиГ-25П-40
Форсажный
<27
<3000
20
2500
400
13,2
4хР-40
Комбинированный
11,5
1850
8
1500
580
37,4
Крейсерский
0,8
800
0,5
960
600
45,4
Одним из показателей боевых возможностей авиационного комплекса перехвата является зона действия истребителя, которая определяется рубежновременными характеристиками (R, tR) самолета, расположением аэродрома базирования (АБ), боковым пролетом (БП) цели, а также внешним информационным оповещением (Доп) о цели. Фактически эта зона представляет собой область, внутри которой возможен перехват цели, летящей со скоростью Уц при оповещении Доп. Размеры зон действия существенно зависят от профиля полета, применяемого истребителем при выполнении транспортной операции. На рис. 2.1.9 приведены такие зоны возможных действий р = р ( Доп, БП, R, tR, Уц) для перехватчиков 3-го поколения при использовании ими форсажных профилей полета. Эти зоны рассчитаны для следующих условий: начальная дальность оповещения Доп = 600 км; скорость цели Уц = 1500 км/ч; высота полета цели Нц= 15 км.
ц
Рис. 2.1.9. Зоны возможных действий перехватчиков при форсажных профилях полета
Еще одним показателем боевых возможностей авиационного комплекса следует считать зону возможного перехвата, представляемую в виде диапазона высот и скоростей перехватываемых целей. Она строится отдельно для передней (ППС) и задней (ЗПС) полусфер атаки цели. Зона возможного перехвата обычно приводится наряду с ЛТХ как одна из стержневых характеристик конкретного АКП. Эти зоны для комплексов перехвата, состоявших на вооружении, даны в подразд. 2.2 (см. рис. 2.2.1-2.2.6).
Автоматизированное управление боевыми действиями
Начиная с истребителей-перехватчиков 3-го поколения, авиация ПВО страны переходит на автоматизированное управление и наведение от наземных АСУ, сохраняя при этом и передачу команд по радио голосом. Борт самолета оснащается командной радиолинией управления, с помощью которой осуществляется взаимодействие АКП с наземной АСУ (см. подразд. 1.2).
Управление боевыми действиями истребителей может осуществляться с применением АСУ "Воздух-1", "Луч" и неавтоматизированным способом. Аппаратура управления и наведения систем "Воздух-1" и "Луч" позволяет автоматизировать решение задач по наведению истребителей на воздушного противника и передаче выработанных команд на борт истребителя.
В состав наземных систем управления входит аппаратура автоматизированного решения задачи наведения истребителей. Наведение истребителей может осуществляться с применением аппаратуры АПН-IM, АНИП-68 и
АСУ "Вектор", "Сенеж", "Рубеж". Системы "Вектор", "Сенеж", "Рубеж" применяются в соединениях ПВО, полностью или частично оснащенных средствами автоматизации АСУ "Луч", а АПН-1 М- в системе "Воздух-1". Кроме того, все перечисленные средства могут применяться и в соединениях ПВО, не оснащенных средствами АСУ.
АСУ "Вектор" предназначена для автоматизированного управления огнем зенитной ракетной бригады (полка) смешанного состава и автоматизированного наведения на воздушные цели истребителей с пункта наведения, совмещенного с автоматизированным командным пунктом бригады (полка).
АСУ "Сенеж" представляет собой систему, созданную на базе АСУ "Вектор", и является модификацией последней.
АСУ "Рубеж" предназначена для обеспечения автоматизированного управления боевыми действиями иап.
Автоматизированное наведение перехватчиков 3-го поколения выполнялось с применением следующей аппаратуры: Су-15-98 - АПН-1; Су-15-98М, МиГ-25, МиГ-25ПД- АПН-1 М, АНИП-68, "Вектор", "Сенеж"; Ту-128-С-4, Ту-128-С-4М, МиГ-23П-АПН-IM, АНИП-58, "Вектор", "Сенеж", "Рубеж".
Роль научно-методической базы и прикладных исследований
В послевоенные годы значительное развитие получила научно-методическая база, используемая на различных этапах создания истребителя-перехватчика: обоснования облика и ТТХ, разработки, испытаний, модернизации и эксплуатации. Широко применяются модели различных бортовых систем и вооружения на основе аналоговой, аналого-цифровой и цифровой техники. Все это значительно сокращает сроки создания авиационной техники и повышает ее качество. Большая заслуга в разработке концепции авиации ПВО, отработке и испытаниях авиационных систем, бортового оборудования и вооружения методами полунатурного и математического моделирования, в том числе на динамических стендах, принадлежит ГосНИИАС и другим научным организациям.
Наиболее полно и результативно участие ГосНИИАС в создании авиационной техники ПВО проявилось в научно-техническом сопровождении авиационно-ракетного комплекса перехвата МиГ-25 и истребительного комплекса МиГ-23.
По системам бортового радиоэлектронного оборудования самолета МиГ-25 сопровождение заключалось в разработке эскизного проекта, структуры построения системы управления вооружением (СУВ), алгоритмов автоматического (при наземном наведении в системе "Воздух-1") и полуавтоматического (при самонаведении и выходе из. атаки) управления перехватчиком, логики и алгоритмов управления режимами работы СУВ и применения средств вооружения. Указанные задачи решались в аналоговом счетнорешающем приборе в составе БРЛС "Смерч" и в САУ-155П. Сопровождение включало также исследования и отработку режимов боевого применения методами математического и полунатурного (с опытными образцами аппаратуры) моделирования, вопросы построения управляемой ракеты Р-40 и ее системы управления.
При создании комплекса полунатурного моделирования КПМ-1550 истребителя-перехватчика МиГ-25, где впервые использовалась гибридная аналого-цифровая вычислительная система, было найдено много новых технических решений по сопряжению аналоговой и цифровой частей комплекса. Разработанная идеология построения математической модели на ЦВМ с учетом точности и устойчивости решения дифференциальных уравнений легла в основу всех последующих цифровых моделей при полунатурном моделировании в реальном времени. При оценке эффективности комплекса МиГ-25 стало широко применяться статистическое моделирование процессов перехвата.
Исследования по самолету МиГ-23 и его модификациям, проведенные на основе научно-методической и стендовой базы ГосНИИАС, обеспечили получение следующих результатов:
впервые на истребителе МиГ-23 был разработан метод несинхронной стрельбы из пушечной установки с использованием информации бортовой РЛС;
впервые реализован комбинированный метод самонаведения истребителя при применении ракет средней дальности Р-23; этот метод, объединяющий методы "прямого сближения" и "кривой атаки", минимизировал расход перегрузки истребителя и сигнала ошибки наведения при пуске ракет, расширил зоны возможных атак цели (впоследствии комбинированный метод самонаведения был реализован на истребителе МиГ-29);
выведены новые алгоритмы, описывающие зоны разрешенных пусков ракет, обеспечивающие реализацию возможностей ракет при вссракурсном пуске, а также пуске со значительным превышением и принижением по высоте полета цели;
впервые реализована используемая в дальнейшем на всех отечественных самолетах идеология последовательных пусков двух ракет для поражения маневрирующих целей;
разработаны и реализованы в аналоговом вычислителе АВМ-23 два варианта управления полетом самолета на боевых режимах: для истребителей МиГ-23М, МиГ-23МЛ, МиГ-23МЛМ- полуавтоматическое управление, формируемое в САУ-23 с использованием информации АВМ-23, при котором управляющие сигналы отображаются на индикаторе у летчика и выполняются его воздействием на органы управления; для варианта перехватчика МиГ-23П при наземном наведении в системе "Воздух-1" - ди- ректорное управление от САУ-23, что позволило максимизировать рубежи перехвата. Кроме того, на МиГ-23 впервые введено полуавтоматическое управление силовой установкой через сектор газа.
Последующее участие в создании и отработке авиационных комплексов МиГ-31, Су-27 и их модификаций таких научных организаций, как ГосНИИАС, ЦАГИ, 30 ЦНИИ МО РФ, 2 ЦНИИ МО РФ, МИНИНА, НИИП и ряда других институтов России показали решающую роль научно-технического и военнонаучного сопровождения при разработке образцов авиационной техники военного назначения. Главной задачей такого сопровождения является оценка концептуальных и технических решений, закладываемых в создаваемые образцы техники, выработка рекомендаций, направленных на обеспечение высокой боевой эффективности, боевой готовности, безопасности полетов и совершен-
ства образцов, внедрение в них достижений научно-технического прогресса, развитие способов боевого применения. Научно-техническое и методическое сопровождение включает: оценку эффективности и экспертизу мероприятий промышленности по реализации рекомендаций и устранению недостатков, выявленных на этапах создания, испытаний и эксплуатации авиационной техники; оказание научной помощи исполнителям в решении технических проблем; оценку боевой эффективности комплексов; синтез бортовых алгоритмов систем управления вооружением и систем наведения оружия, стендовую отработку этих систем; участие в испытаниях на боевое применение; оперативнотактическая, военно-техническая и эксплуатационная оценка качества реализации требований технического задания и др.
Научно-методическая база используется на всех этапах жизненного цикла образца авиационной техники и наиболее широко - на стадиях создания научно-технического задела, формирования концепции и при проведении опытно-конструкторских работ. Создание научно-технического задела осуществляется с целью получения и накопления знаний в области авиационной науки и техники, теоретической проработки и экспериментальной проверки новых идей и технических решений, отработки перспективных технологий. Формирование концепции авиационного комплекса включает обликовые исследования, разработку аванпроекта и подтверждение технической реализуемости концепции. На этапе опытно-конструкторских работ при научно-техническом сопровождении и при участии научных коллективов проводятся: составление эскизного проекта; разработка технического проекта и изготовление макета; создание документации и опытного образца; наземная и стендовая отработка; летно-конструкторские и Государственные (совместные) испытания.
Уникальные научно-производственные возможности российских институтов и конструкторских бюро, высокая квалификация специалистов, накопленные инженерами и учеными глубокие знания в областях разработки и комплек- сирования бортового оборудования специального назначения, авиационных комплексов и систем вооружения нашли применение при реализации программ создания истребительной авиации 4-го поколения. Примером значительной роли прикладных научных разработок и методической базы явились работы по авиационным комплексам МиГ-31 и Су-27. Над созданием этих авиационных комплексов перехвата, и поныне состоящих на вооружении ВВС России, и их бортовых систем трудились большие коллективы научных, конструкторских и производственных организаций страны. В целом ряде институтов и конструкторских бюро решались научно-технические проблемы разработки систем, интеграции борта, идеологии боевого применения, отработки и испытаний.
Совместный груд инженеров, конструкторов, ученых, испытателей обеспечил высочайшие летные, боевые и тактические характеристики комплексов перехвата 4-го поколения, сохранившие передовой уровень до настоящего времени.
Опыт разработки авиационных комплексов и бортовых систем различных поколений показывает, что только при полном использовании результатов научно-технического прогресса, методической базы и научно-технического задела возможно создание совершенной и высокоэффективной боевой техники.
Истребители и перехватчики,состоявшие на вооружении войск ПВО страныв послевоенный период
Авиация ПВО в послевоенный 25-35-летний период прошла значительный путь создания и развития истребителей 2-го и 3-го поколений: от первых реактивных истребителей, вооруженных пушками и способных вести боевые действия днем в простых метеоусловиях, до всевысотных, всепогодных, ракетоносных истребителей-перехватчиков с максимальной автоматизацией процесса перехвата, обеспечивающих борьбу практически со всеми воздушными целями, состоящими на вооружении западных стран в тот период [2.5, 2.13- 2.17]. Трудом тысяч ученых и конструкторов были разработаны современные боевые самолеты, воплотившие в себе новейшие достижения научно- технического прогресса. Многие типы отечественных истребителей принимали участие в локальных войнах и конфликтах и показали хорошие боевые качества. Авиация ПВО совместно с другими родами войск обеспечивала надежную противовоздушную оборону страны.
Истребители ПВО начального этапа
Первенцами советской реактивной авиации в послевоенные годы стали истребители Як-15 и МиГ-9. Первый полет на обоих самолетах был совершен 24 апреля 1946 г. Оба истребителя выпускались серийно. Истребитель Як-15 с одним двигателем РД-10 (тяга 900 кгс) при взлетной массе 2635 кг достигал скорости 800 км/ч и имел дальность полета 720 км. Вооружение включало две пушки НС-23 калибра 23 мм. Истребитель МиГ-9 с двумя двигателями РД-20 (тягой по 800 кгс каждый) при взлетной массе 5000 кг достигал скорости 911 км/ч и имел дальность полета 800 км. Вооружение включало одну пушку Н-37 и две пушки НС-23 калибров 37 и 23 мм соответственно.
Истребители МиГ-15 и МиГ-17
В 1948 г. в массовое серийное производство был запущен истребитель МиГ-15. Истребитель МиГ-15 - первый отечественный истребитель со стреловидным крылом (угол стреловидности 35°). Фронтовые истребители МиГ-15, а также дальнейшие их модификации - МиГ -15бис (начало серийного производства 1949 г.), МиГ-17 (серия с 1949 г.), МиГ-17Ф (серия с 1951 г.)- длительное время были на вооружении авиации ПВО. Основное их назначение -
перехват воздушных целей днем в простых метеоусловиях. Имелась возможность подвески двух бомб для действия по наземным целям совместно со стрелково-пушечным вооружением.
Истребители представляли собой цельнометаллические свободнонесущие среднепланы со стреловидным крылом и стреловидным оперением, имели герметичную кабину, катапультирующее кресло и аэродинамические тормозные щитки. На этих самолетах впервые применена гидравлическая система уборки и выпуска шасси, а также бустерная система управления элеронами.
Летно-технические характеристики истребителей МиГ-15 и МиГ-17
Экипаж, чел
МиГ-15
..1
МиГ-15бис 1
МиГ-17 1
МиГ-17Ф
1
Взлетная масса, т
..4,8
4,9...5,0
5,2
5,34
Количество и тип двигателей
1хТРД РД-45
1хТРД ВК-1
1хТРДВК-1
1хТРДВК-1Ф
Тяга двигателя, кгс
2270
2700
2700
3380
Максимальная скорость полета, км/ч ..
..1050
1060
1094
1145
Практический потолок, км
15,2
15,5
15,6
16,6
Скороподъемность у земли, м/с
..46
46
47
-
Максимальная эксплуатационная
перегрузка
..8
8
8
8
Максимальная дальность полета, км ...
..1050
1076
1114
1145
Вооружение истребителей включало три пушки (1хН-37, 2хНР-23) с боекомплектом 40 и 80 патронов на каждой соответственно. Стрельба по воздушным целям велась с использованием оптического прицела АСП-17. Пушечное вооружение было размешено на опускаемом с помощью встроенной лебедки лафете, что значительно облегчало эксплуатацию.
В 1948 г. завершилась работа над новым одноместным истребителем под двигатель ВК-1. При создании нового самолета, получившего название МиГ-17, конструкторы, оставив в принципе оправдавшую себя схему МиГ-15, стремились добиться заметного увеличения скорости с сохранением маневренных качеств. Истребитель МиГ-17 (рис. 2.2.1) - дальнейшая модификация истребителя МиГ-15бис. На МиГ-17 установлено новое крыло с большим углом стреловидности (45°), что повлекло за собой увеличение площади крыла, длины самолета, изменение площади хвостового оперения и привело к увеличению взлетной массы. Истребитель МиГ-17Ф с форсажным двигателем стал первым в мире серийным истребителем, превысившим скорость звука в горизонтальном полете. Эти истребители располагали возможностью уничтожения днем в простых метеоусловиях воздушных целей, летящих с дозвуковой скоростью полета, при атаке в заднюю полусферу. Высотность уничтожаемых целей ограничивалась практическим потолком истребителя.
Для повышения боевых возможностей по уничтожению воздушных целей днем и ночью в простых и сложных метеоусловиях в конце 40 - начале 50-х годов разрабатываются бортовые РЛС. В 1949 г. на базе серийного самолета МиГ-15бис создается истребитель-перехватчик с РЛС "Торий", а в 1951 г. на базе серийного самолета МиГ-17Ф создается вариант истребителя-перехватчика с РЛС "Коршун". Обе модификации были выпущены малой серией.
В 1950 г. на базе серийного истребителя МиГ-15бис разрабатывается истребитель-перехватчик с РЛС "Изумруд". Истребитель был в серийном производстве, вооружение его включало две пушки НР-23.
Рис.2.2.1. Истребитель МиГ-17
В 1952 г. на базе серийного истребителя МиГ-17 была разработана модификация истребителя-перехватчика МиГ-17ПФ с РЛС "Изумруд", на котором в дополнение к пушечному вооружению размещались управляемые ракеты РС-2У. С этого времени управляемое ракетное вооружение утверждается как боевое оружие истребителей-перехватчиков.
На истребителях, оборудованных РЛС и пушечным вооружением, прицеливание при стрельбе по воздушным целям выполнялось с помощью прицелов типа АСП.
Благодаря оснащению истребителей бортовыми РЛС стало реальностью выполнение перехвата воздушных целей днем и ночью в любых метеоусловиях. Кроме того, возросли вероятности вывода истребителя в боевое соприкосновение с воздушными целями при наземном наведении. Вместе с тем боевые возможности этих истребителей ограничивались перехватом дозвуковых воздушных целей (V„= 850 ... 950 км/ч) со стороны задней полусферы в пределах практического потолка полета (для истребителей со стрелково-пушечным вооружением) и небольшим превышением цели до 0,5 км относительно истребителя (для истребителей с ракетным вооружением). Возможности уничтожения целей на малых высотах были существенно ограничены, главным образом, условиями визуальной видимости.
В качестве основного способа боевого применения истребителя использовался перехват воздушного противника из положения "дежурство на аэродроме". Наведение осуществлялось с командного пункта путем передачи по радио голосом команд (курс, высота, скорость) и информации о воздушном противнике. Дублирующим способом являлся самостоятельный выход на цели.
Создание в свое время истребителей МиГ-15, МиГ-17 и их модификаций означало выход нашей военной авиации на мировой уровень. Опыт боевого применения этих истребителей в корейской войне и в конфликтах на Ближнем Востоке подтвердил это положение.
Истребитель МиГ-15 с такими же двигателями, как и у американского истребителя F-84 "Сейбр", был значительно легче (4,8 т против 6,22 т), поэтому имел лучшие тяговооруженность, скороподъемность на высотах более 8 км, потолок 15 км против 12,5 км. Высокие боевые качества истребителя МиГ-17
подтвердились во время военного конфликта на Ближнем Востоке в 1956 г. Он превосходил французский истребитель "Мистер-IV" по скорости, продолжительности полета и вооружению.
Самолеты МиГ-15, Миг-17 и их модификации для своего времени были высококачественными современными боевыми истребителями. Они выпускались большой серией, в том числе для поставок во многие страны, и показали высокую эффективность и надежность при относительно простой эксплуатации в боевых условиях. Эти истребители участвовали во многих послевоенных конфликтах и проявили хорошие боевые качества.
В 1955 г. СССР передал КНР комплект технической и технологической документации по истребителю МиГ-17, а также значительную часть необходимой для его сборки оснастки. В 1956-1959 гг. в КНР было построено 767 истребителей J-5 (F-5), характеристики которого практически идентичны МиГ-17. В 1961 г. на базе истребителя-перехватчика МиГ-17ПФ начались работы по созданию китайского варианта J-5A. Эти истребители использовались в воздушных боях с самолетами ВВС Тайваня. Только в 1958 г. были уничтожены два самолета F-84G, шесть самолетов F-86 с пулеметным вооружением и один F-86 с управляемыми ракетами AIM-9 "Сайдуиндер". В 1957 г. был уничтожен американский разведывательный самолет RB-57, в 1967 г, - истребитель F-4 "Фантом".
Истребители J-5(A) поставлялись во Вьетнам. За первые четыре месяца 1966 г. в воздушных боях было сбито 11 американских самолетов при потерях девяти J-5.
Истребитель-перехватчик Як-25
Для повышения боевых возможностей авиации ПВО по уничтожению воздушных целей в любых погодных условиях, днем и ночью, особенно на малых высотах и на вынесенных от обороняемых объектов рубежах в начале 50-х годов в ОКБ А.С. Яковлева с участием ряда других КБ разрабатывается всепогодный барражирующий двухместный истребитель-перехватчик Як-25. Он оснащается двумя ТРД РД-9 с тягой по 2600 кгс каждый. При взлетной массе 9,22 т Як-25 развивал максимальную скорость 1090 км/ч и имел дальность полета 3000 км. На нем устанавливались бортовая РЛС РП-1 с дальностью обнаружения цели с стю„> 10 м2 порядка 10 км, а также две пушки Н-37Д калибра 37 мм. Серийное производство началось с 1952 г. Расположение двигателей в мотогондолах под крылом позволило освободить в фюзеляже место для размещения РЛС, увеличить запас топлива и разместить второго члена экипажа. Наличие второго члена экипажа значительно снижало загрузку летчика при работе с РЛС во время боевого вылета, особенно при выполнении перехвата на малых высотах. По сравнению с истребителями МиГ-15 и МиГ-17 истребитель- перехватчик Як-25 располагал лучшими возможностями по уничтожению воздушных целей на малых высотах. Кроме того, он обладал рекордной для реактивных истребителей того времени продолжительностью и дальностью полета, мог длительное время барражировать в зоне на угрожаемом направлении в любых погодных условиях, днем и ночью, что в условиях ограниченного оповещения значительно повышало рубежи перехвата. Вместе с тем его боевые возможности ограничивались уничтожением целей, летящих с дозвуковой скоро-
стью, при атаке со стороны задней полусферы под ракурсом 0/4-ь 1/4 в пределах высот полета, определяемых практическим потолком.
В качестве способа боевого применения использовался не только перехват из положения "дежурство на аэродроме", но и перехват из зон барражирования. Самолет имел относительно малую взлетную массу, был прост в управлении и эксплуатации. Истребитель-перехватчик Як-25 стал прообразом дальнего перехватчика.
Истребитель МиГ-19
Истребители МиГ-15, МиГ-17, Як-25 располагали возможностями уничтожения только дозвуковых целей. Принятие на вооружение в 1954 г. истребителя МиГ-19 (рис. 2.2.2) означало переход авиации ПВО на сверхзвуковые скорости полета. Научно-исследовательский и технологический потенциал страны позволил создать сверхзвуковой самолет с крылом большой стреловидности, имеющий хорошее прицельно-навигационное оборудование и вооружение, позволяющее вести боевые действия днем и ночью в любых погодных условиях. Истребитель МиГ-19 был построен по классической схеме- среднеплан со стреловидным крылом и оперением; стреловидность по передней кромке крыла увеличилась до 58°. Для повышения эффективности управления на сверхзвуковых и дозвуковых скоростях был впервые установлен автомат регулирования управления (автоматическое отклонение стабилизатора в зависимости от скорости и высоты полета). В системе управления применялись бустеры (гидроусилители). Для уменьшения длины пробега использовался тормозной парашют. Самолет оснащался трехсекционными тормозными щитками.
Летно-техиические данные истребителя МиГ-19С
Экипаж, чел 1
Взлетная масса нормальная/максимальная, т 7,5/8,5
Количество и тип двигателей 2хТРДРД-9Б
Тяга двигателя, кге 3250
Максимальная скорость полета, км/ч 1454
Практический потолок, км 17,25
Скороподъемность у земли, м/с 120
Максимальная эксплуатационная перегрузка 6
Максимальная дальность полета с ПТБ / без ПТБ, км1800/1390
Рис.2.2.2. Истребитель МиГ-19
Истребитель МиГ-19С состоял на вооружении ВВС и авиации ПВО. В качестве прицела использовался АСП-19. Вооружение включало три пушки НР-ЗО калибра 30 мм. Это был истребитель-перехватчик для боевого применения в условиях визуальной видимости.
В дальнейшем на базе МиГ-19С разрабатываются истребитель-перехватчик МиГ-19П (1955 г.) с бортовой РЛС "Изумруд" (Do6h> 10 км по цели с а)О11 > 10 м2), вооруженный двумя пушками НР-ЗО и двумя-четырьмя управляемыми ракетами РС-1У; истребитель-перехватчик МиГ-19ПМ (1955 г.) с РЛС, четырьмя управляемыми ракетами РС-1У, но без пушечного вооружения.
Была выполнена также модификация высотного перехватчика МиГ-19СВ (1955 г.). Боевые возможности истребителей-перехватчиков МиГ-19П(М) обеспечивали уничтожение воздушных целей, в том числе в условиях отсутствия визуальной видимости, при атаке со стороны задней полусферы под ракурсами 0/4^2/4 на высотах до 17,5... 18 км. Возможности уничтожения маловысотных целей ограничивались в основном условиями визуальной видимости. Принципиальным отличием этого истребителя-перехватчика от предыдущих явилась возможность перехвата сверхзвуковых целей (Уц < 1200 км/ч). В качестве основного способа боевого применения использовался перехват из положения "дежурство на аэродроме" при поканальном наведении с индикатора наземных РЛС и передаче команд наведения по радио голосом.
Истребитель МиГ-19 и его модификации поставлялись в восемь стран мира. Он серийно производился по лицензии в Чехословакии (S-105) и Китае J-6 (F-6) с модификациями всепогодных истребителей-перехватчиков. Китайский вариант этого истребителя широко использовался в индо-пакистанской и ирано-иракской войнах.
Состоящие на вооружении ВВС и ВМС Китая истребители J-6 (F-6) в период 1964-1968 гг. сбили более 15 американских разведывательных и ударных самолетов (RF-101, F-104C, А-6) и значительное количество автоматических дрейфующих аэростатов.
Истребители-перехватчики Су-9 и Су-11
В конце 50-х годов на вооружение принимаются разработанные специально для авиации ПВО истребители-перехватчики Су-9 (1958 г.) и Су-11 (1959 г.). Продолжается дальнейшее наращивание боевых возможностей и эффективности за счет:
повышения скорости полета самолета и его высотности;
увеличения рубежей перехвата;
оснащения более совершенным прицельно-навигационным оборудованием и управляемым ракетным вооружением.
Су-9 был первым в СССР истребителем-перехватчиком, являвшимся составной частью единого авиационного комплекса перехвата, включающего самолет Су-9, бортовую систему управления ЦД-ЗОТ, управляемые ракеты РС-2-УС, наземную систему управления и наведения "Воздух". На истребителе-перехватчике отсутствует пушечное вооружение. Основное назначение
Су-9 - уничтожение воздушных целей днем и ночью в любых метеоусловиях с атакой со стороны задней полусферы. С 1956 по 1962 г. на авиазаводе им. В. П. Чкалова в Новосибирске было выпущено 1000 самолетов Су-9. Одновременно ведутся работы по модернизации истребителя-перехватчика в направлении повышения его боевых возможностей и эффективности. Разрабатывается истребитель Су-11 с модернизированным двигателем повышенной мощности, новой бортовой РЛС "Орел" и более совершенными самонаводя- щимися управляемыми ракетами класса "воздух-воздух" с полуактивной ГСН.
Рис. 2.2.3. Истребитель-перехватчик Су-11Рис. 2.2.3. Истребитель-перехватчик Су-11
Рис. 2.2.3. Истребитель-перехватчик Су-11
Рис. 2.2.3. Истребитель-перехватчик Су-11
112,6/13,61хТРДАЛ 7Ф-210 1002340/120017...18,541710"Орел" (РП-6)302хР-8(М, М-1)12...14112,6/13,61хТРДАЛ 7Ф-210 1002340/120017...18,541710"Орел" (РП-6)302хР-8(М, М-1)12...14
112,6/13,61хТРДАЛ 7Ф-210 1002340/120017...18,54
1710"Орел" (РП-6)302хР-8(М, М-1)12...14
112,6/13,61хТРДАЛ 7Ф-210 1002340/120017...18,54
1710"Орел" (РП-6)302хР-8(М, М-1)12...14
Истребитель-перехватчик Су-11 (рис. 2.2.3) представлял собой средне- план с треугольным крылом тонкого профиля и стреловидным хвостовым оперением. Хвостовое оперение состояло из классического вертикального и управляемого горизонтального оперения. На самолете использовался тормозной парашют и четырехсекционные тормозные щитки. Он оснащался трехстоечными шасси с одинарными колесами. На самолете применялся лобовой сверхзвуковой воздухозаборник, регулируемый с помощью подвижного центрального конуса.
Характеристики самолетов Су-9 и Су-11
Су-9Су-11
Экипаж, чел 1
Взлетная масса нормальная/максимальная, т 11,4 / 12,5
Количество двигателей 1хТРДАЛ7Ф-1
Тяга двигателя, кгс 9600
Максимальная скорость полета на высоте / у земли, км/ч 2120/ 1150
Практический потолок, км 20
Максимальная эксплуатационная перегрузка 4
Дальность полета, км 1800
Бортовая РЛС ЦД-ЗОТ
Дальность обнаружения цели (<тЭон - Ю м2), км 20
Управляемое ракетное вооружение (количество, тип) 4хРС-2-УС
Максимальная дальность пуска ракет, км 5... 7
Число точек подвески 4
Боевые возможности этих истребителей по диапазону высот и скоростей перехватываемых целей приведены на рис. 2.2.4.
С принятием на вооружение истребителей-перехватчиков Су-9 и Су-11 повысились боевые возможности и эффективность авиации ПВО по уничтожению скоростных и высотных целей в любых метеоусловиях днем и ночью на значительных рубежах, в том числе в условиях радиоэлектронного противодействия. Возможности уничтожения целей, летящих на высотах 0,5...1 км и ниже, были ограничены в основном условиями визуальной видимости.
Основной способ боевого применения этих истребителей-перехватчиков - перехват воздушных целей из положения "дежурство на аэродроме" при наведении с наземных пунктов.
В середине 60-х годов истребитель Су-9 был модернизирован в направлении повышения его помехозащищенности за счет установки смешанного боекомплекта ракет (2хРС-2-УС и 2хР-55 с ТГС) и вошел в состав комплекса Су-9-51. На варианте самолета Су-11 (Т-431) был установлен ряд мировых рекордов, в том числе по высоте (28 852 м) и скорости на базе 500 км (2337 км/ч).
В начале 1962 г. был принят на вооружение комплекс Су-11-8М. Этот авиационный комплекс перехвата по сравнению с комплексом Су-9-51 имел ряд преимуществ:
максимальная высота поражения целей возросла с 20 до 23 км;
обеспечена атака целей, летящих с превышением относительно перехватчика до 5 км;
на 53 % увеличена дальность обнаружения, на 70... 100 % - дальность захвата и на 50.. .75% - пуска ракет.
Истребители-перехватчики Су-9 и Су-11 оставались самыми скоростными и высотными самолетами ПВО до 1969 г. - начала производства истреби-
71002175/ 145017,822512108,52,05"Сапфир-21"30Р-ЗС, Р-13М, Р-55, Р-60УБ-16 с НАР, С-5 (96 шт.),бомбы калибра до 500 кг(8x100,4x250, 2x500)ГШ 23Л, 250 патронов71002175/ 145017,822512108,52,05"Сапфир-21"30Р-ЗС, Р-13М, Р-55, Р-60УБ-16 с НАР, С-5 (96 шт.),бомбы калибра до 500 кг(8x100,4x250, 2x500)ГШ 23Л, 250 патроновРис.2.2.5. Истребитель МиГ-21Рис.2.2.5. Истребитель МиГ-21
71002175/ 1450
17,8225
12108,52,05"Сапфир-21"30
Р-ЗС, Р-13М, Р-55, Р-60УБ-16 с НАР, С-5 (96 шт.),бомбы калибра до 500 кг(8x100,4x250, 2x500)ГШ 23Л, 250 патронов
71002175/ 1450
17,8225
12108,52,05"Сапфир-21"30
Р-ЗС, Р-13М, Р-55, Р-60УБ-16 с НАР, С-5 (96 шт.),бомбы калибра до 500 кг(8x100,4x250, 2x500)ГШ 23Л, 250 патронов
Рис.2.2.5. Истребитель МиГ-21
Рис.2.2.5. Истребитель МиГ-21
теля МиГ-25. На вооружении авиационных частей ПВО эти самолеты находились до начала 80-х годов.
Истребитель МиГ-21
В 1959 г. в серийное производство для ВВС был запущен истребитель МиГ-21 (рис. 2.2.5). Он является одним из самых массовых самолетов мира, который выпускался серийно в течение 28 лет (1959-1986 гг.). Этот самолет имел 15 основных и 30 опытных модификаций, главные из которых: фронтовой, в том числе всепогодный, истребитель, истребитель-перехватчик, разведчик. В зависимости от модификаций на истребителе устанавливались двигатели Р-11Ф-300 (тяга 5600 кгс), Р-13-300 (6600 кгс), Р-25-300 (7100 кгс).
Одной из основных модификаций явился фронтовой всепогодный истребитель МиГ-21бис, выпускавшийся с 1972 г.
Некоторые характеристики истребителя МиГ-21бис
Взлетная масса нормальная/максимальная, т8,7 / 10,4
1х Р-25-3001х Р-25-300Количество и тип двигателей
1х Р-25-300
1х Р-25-300
Тяга двигателя, кгс
Максимальная скорость на высоте / у земли, км/ч.... Практический потолок, км Скороподъемность, м/с Практическая дальность полета без ПТБ
с двумя УР Р-ЗС, км Максимальная располагаемая перегрузка Максимальная масса боевой нагрузки, т Количество узлов подвески Бортовая РЛС Дальность обнаружения цели с аЭоп^ Ю м2, км Вооружение:
управляемое ракетное неуправляемое
пушечное
8-4094
Модификациями истребителя МиГ-21 были истребители-перехватчики МиГ-21П (1961 г.) и МиГ-21ПФ (1962 г.) с РЛС "Сапфир-21" и управляемыми ракетами Р-ЗС и Р-13М с РГС и ТГС. Они располагали боевыми возможностями по уничтожению воздушных целей, летящих со скоростями до 1800 км/ч, с атакой со стороны задней полусферы, в том числе в любых метеоусловиях, в диапазоне высот 1,0 ... 20 км. В качестве основного способа боевых действий использовался перехват из положения "дежурство на аэродроме" и при командном наведении с наземных КП голосом.
Истребители МиГ-21 в различных модификациях состояли и состоят на вооружении более чем 27 стран. Они принимали участие практически во всех локальных конфликтах, имевших место в послевоенный период, и показали высокие боевые качества. Этими самолетами было установлено 17 мировых рекордов, признанных ФАИ.
2.2.2. Специализированные перехватчики 3-го пок оления
Одним из крупных недостатков АКП Су-9 и Су-11 была невозможность .уничтожения воздушных целей при атаке из передней полусферы, что существенно снижало располагаемые по топливу рубежи перехвата и возможности по уничтожению скоростных целей. Развитие средств воздушного нападения требовало реализации атак в переднюю полусферу целей. Необходимы были наращивание энергетического потенциала бортовых РЛС и разработка всера- курсных ракет. Эта задача была решена на АКП Як-28П, Су-15 и последующих комплексах перехвата.
Истребитель-перехватчик Як-28П
Авиационный комплекс Як-28П (рис. 2.2.6), который начал поступать на вооружение авиации ПВО в 1965 г., предназначался для уничтожения воздушных целей на малых и средних высотах, при атаках в переднюю и заднюю полусферы, днем и ночью в любых погодных условиях. Располагая значительными дальностями полета, он мог решать задачи дальнего перехватчика. АКП Як- 28П был создан на базе фронтового многоцелевого истребителя Як-28.
Характеристики истребителя Як-28П
215,7/18,41хТРД РД-11АФ2-30057501860 (1050 у земли)1531910 (2700 с ПТБ)"Орел-Д (ДМ)"372хР-9818875/820595/ 365215,7/18,41хТРД РД-11АФ2-30057501860 (1050 у земли)1531910 (2700 с ПТБ)"Орел-Д (ДМ)"372хР-9818875/820595/ 365Экипаж, чел
215,7/18,41хТРД РД-11АФ2-3005750
1860 (1050 у земли)
15
31910 (2700 с ПТБ)"Орел-Д (ДМ)"372хР-9818
875/820
595/ 365
215,7/18,41хТРД РД-11АФ2-3005750
1860 (1050 у земли)
15
31910 (2700 с ПТБ)"Орел-Д (ДМ)"372хР-9818
875/820
595/ 365
Взлетная масса нормальная/максимальная, т
Количество и тип двигателей
Тяга двигателя, кгс
Максимальная скорость полета, км/ч
Практический потолок, км
Максимальная эксплуатационная перегрузка
Максимальная дальность полета, км
Бортовая РЛС
Дальность обнаружения цели (<тэоп -Ю м2), км
Управляемое ракетное вооружение (количество, тип)
Максимальная дальность пуска ракет, км
Располагаемые по топливу рубежи перехвата в ППС/ЗПС, км: при Н„=10 км при Ни=18 км
Рис. 2.2.6. Истребитель-перехватчик Як-28П
Боевые возможности АКП Як-28П по диапазону высот и скоростей перехватываемых целей приведены на рис. 2.2.7.
В качестве основного способа боевого применения использовался перехват из положения "дежурство на аэродроме" или из зон барражирования при управлении и наведении от наземных КП (ПН).
По сравнению с комплексами, ранее принятыми на вооружение, Як-28П располагал значительно большими рубежами перехвата, обеспечивал уничтожение воздушных целей с атакой в переднюю полусферу, имел лучшие возможности, в том числе за счет двух членов экипажа, по уничтожению маловысотных целей. Кроме того, ведение боевых действий из зон барражирования обеспечивало перехват целей на вынесенных рубежах, особенно при недостаточной глубине радиолокационного поля оповещения.
В дальнейшем вооружение перехватчика Як-28П было существенно усилено. На двух дополнительных крыльевых пилонах разместили ракеты ближнего боя Р-ЗС. Таким образом, общее число ракет достигло четырех.
Самолет Як-28 серийно производился как перехватчик, многоцелевой истребитель, фронтовой бомбардировщик, разведчик, постановщик помех.
Рис. 2.2.7. Зона возможного перехвата истребителя Як-28П
Истребитель-перехватчик Су-15
В связи с развитием средств воздушного нападения с середины 60-х годов продолжали интенсивно совершенствоваться как истребители ближнего действия, так и дальние перехватчики. В 1965 г. на вооружение авиации ПВО принимается АКП Су-15-98, претерпевший в последующие годы несколько этапов модернизации: Су-15Т (1969 г.) и Су-15ТМ (1970 г.). Совершенствование этих комплексов шло по следующим направлениям:
расширение диапазона высот и скоростей перехватываемых целей;
обеспечение всеракурсности атаки;
повышение эффективности и помехозащищенности системы вооружения;
повышение степени автоматизации перехвата;
обеспечение возможности ведения ближнего маневренного боя и действия по наземным целям.
Основное назначение этих истребителей-перехватчиков - уничтожение маневрирующих и неманеврирующих воздушных целей днем и ночью в любых метеоусловиях, с атакой в переднюю и заднюю полусферы на малых, средних, больших высотах и в стратосфере, в том числе специальных помехопостанов- щиков, а также решение задач борьбы за превосходство в воздухе. Су-15 (рис. 2.2.8)- это первый в стране высотный истребитель-перехватчик, обеспечивающий уничтожение целей на высотах до 23 км. На самолете впервые в отечественной практике применяются бортовые плоские воздухозаборники.
Характеристики и данные истребителей Су-15
Экипаж, чел
Су-15-98 1
Су-15Т-98М
1
Су-15ТМ-98М 1
Взлетная масса нормальная / максимальная, т
16,5/17,3
17,0/17,9
17,0/17,9
Количество и тип двигателей
2 х ТРД
2 х ТРД
2 х ТРД
Тяга двигателя, кгс
Р-11Ф2С-300
6100
Р-13Ф2С-300
6500
Р-13Ф2С-300
6500
Максимальная скорость полета на высоте / у земли, км/ч
2230/ 1100
2300/1300
2300/ 1300
Практический потолок, км
18,5
18,5
18,5
Максимальная эксплуатационная перегрузка
6,3
6,3
6,3
Максимальная дальность полета, км
1100...1300
1200... 1800
1200... 1800
Бортовая РЛС
"Орел-Д-58М"
"Тайфун"
"Тайфун-М"
Дальность обнаружения цели (СТ)ОИ -Ю м2), км
(РП-15М)
40
70
70
Управляемое ракетное вооружение
(количество, тип)
2хР-98 с РГС
2хР-98М с РГС
2хР-98М+2хР-60
Максимальная дальность пуска
Ракет, км
и ТГС
18
и ТГС
25
25
Основные отличия истребителей-перехватчиков Су-15, Су-15Т, Су-15ТМ следующие. На Су-15Т (ТМ) установлены новые двигатели с повышенной тягой, бортовая РЛС "Тайфун" с увеличенной дальностью действия, повышен-
Рис.2.2.8. Истребители-перехватчики Су-15
ной помехозащищенностью, в том числе за счет дополнительного дальномерного канала, и модернизированные ракеты Р-98М. На Су-15ТМ модернизирована бортовая РЛС и в дополнение к ракетам Р-98М размещены две ракеты малой дальности Р-60 для ведения ближнего боя. Вместо ракет Р-60 могли подвешиваться два контейнера УПК-23-250 с пушкой ГШ-23Л скорострельностью 3000 выстр./мин и боекомплектом 250 патронов на каждую или обычные бомбы калибра до 500 кг.
Самолет Су-15ТМ отличался от своего предшественника Су-15 более совершенной системой радиоуправления (установлены: радиосистема ближней навигации РСБН-5С, станция предупреждения об облучении СПО-10 и система автоматического управления САУ-58). Истребитель-перехватчик Су- 15ТМ имел более широкие боевые возможности, чем Су-15. В результате замены РЛС РП-15М на РЛС "Тайфун-М" (РП-26) почти вдвое увеличилась дальность обнаружения целей. Вследствие улучшения внешней аэродинамики и установки новых двигателей Р-13-300 взамен Р-11-300 на 10 % увеличилась дальность полета у земли и на высоте.
На Су-15ТМ система автоматического управления обеспечивала автоматический полет на перехват, возвращение на аэродром, заход на посадку и выполнение предпосадочного маневра до высот 50 ... 60 м.
Боевые возможности этих комплексов по диапазону высот и скоростей перехватываемых целей приведены на рис. 2.2.9.
Благодаря наличию в боекомплекте ракеты Р-98(М) комплекс становится практически всеракурсным. На предельно малых высотах (Нц < 0,5 км) полета целей возможности по перехвату ограничиваются условиями визуальной видимости. В качестве основного способа боевого применения использовался перехват из положения "дежурство на аэродроме" при управлении и наведении в наземных системах. Максимальные по топливу рубежи перехвата цели, летящей на высоте Нц = 10 км, составляли 510 км при выводе в ППС цели и 340 км - в ЗПС.
Запущенный в серийное производство в начале 70-х годов, перехватчик Су-15ТМ на протяжении многих лет оставался одним из основных истребителей авиации ПВО страны. Было построено около 700 самолетов. Небольшая партия Су-15 поставлена в Египет.
Комплекс Су-15ТМ-98М, куда входили самолет с ракетным вооружением Р-98М и система наземного наведения "Воздух-1М", обеспечивал в директор- ном и автоматическом режимах перехват воздушных целей в диапазоне скоростей 500.. .2500 км/ч и высот 500.. .24 000 м.
В ходе серийного производства самолеты постепенно дорабатывались. Так, в частности, появилась возможность маловысотного перехвата; был установлен радиопрозрачный обтекатель оживальной формы, улучшивший характеристики РЛС.
Этот комплекс неоднократно использовался для пресечения нарушений границы СССР. Он участвовал в трех известных инцидентах с иностранными самолетами, несанкционированно вторгшимися на территорию страны; привлекался к уничтожению автоматических разведывательных аэростатов.
Перехватчик Ту-128
Наряду с созданием и развитием истребителей-перехватчиков ближнего действия в этот период шла разработка дальнего перехватчика. В 1965 г. на вооружение принимается авиационный ракетный комплекс дальнего перехвата Ту-128-С4, предназначенный для уничтожения средств воздушного нападения на дальних подступах к обороняемым объектам. Бортовое оборудование и вооружение этого комплекса позволяли выполнять перехват целей днем и ночью в любых погодных условиях на максимальных по запасу топлива удалениях от аэродрома базирования и совершать маневры при ведении автономных и полуавтономных действий.
Рис. 2.2.10. Дальний перехватчик-ракетоносец Ту-128Рис. 2.2.10. Дальний перехватчик-ракетоносец Ту-128По сравнению со стоящими в то время на вооружении истребителями- перехватчиками АКП Ту-128-С4 имел следующие преимущества: значительная продолжительность полета и насыщенность современным пилотажнонавигационным оборудованием; большие удаления рубежей перехвата; возможность ведения автономных и полуавтономных действий благодаря большой дальности действия бортовой РЛС; возможность поражения целей на больших дальностях, под любыми ракурсами и с превышением до 7...8 км.
Рис. 2.2.10. Дальний перехватчик-ракетоносец Ту-128
Рис. 2.2.10. Дальний перехватчик-ракетоносец Ту-128
В состав АКП Ту-128-С4 входили: самолет Ту-128 (рис. 2.2.10), бортовая аппаратура радиоуправления с РЛС "Смерч" (РП-С), ракетное вооружение Р-4 с РГС и ТГС, наземная автоматизированная система управления и наведения. В 1970 г. комплекс был модернизирован в направлении расширения высотности поражения целей за счет доработки ракеты (Р-4М) и РЛС (РП-СМ).
Характеристики комплекса перехвата Ту-128-С4
Экипаж, чел
Взлетная масса, т
Тип и количество двигателей Тяга двигателя, кгс Максимальная скорость полета на высоте / у земли, км/ч Практический потолок, км Максимальная эксплуатационная перегрузка Максимальная дальность полета, км Бортовая РЛС
243,652 х ТРД АЛ-7Ф210 1001630/85014,252,51400...2400"Смерч" (РП-С),"Смерч-М" (РП-СМ)504хР-4 (М)251090/8201100/990875 / 590243,652 х ТРД АЛ-7Ф210 1001630/85014,252,51400...2400"Смерч" (РП-С),"Смерч-М" (РП-СМ)504хР-4 (М)251090/8201100/990875 / 590Максимальная дальность обнаружения цели (<тэоп - Ю м2), км Управляемое ракетное вооружение, (количество, тип) Максимальная дальность пуска ракет, км Располагаемые по топливу рубежи перехвата в ППС/ЗПС, км: при Нц= 5 км при Нц = 10 км при Н u = 18 км
243,652 х ТРД АЛ-7Ф210 1001630/85014,252,51400...2400"Смерч" (РП-С),"Смерч-М" (РП-СМ)504хР-4 (М)251090/8201100/990875 / 590
243,652 х ТРД АЛ-7Ф210 1001630/85014,252,51400...2400"Смерч" (РП-С),"Смерч-М" (РП-СМ)504хР-4 (М)251090/8201100/990875 / 590
Особенностью комплекса являлось то, что в процессе перехвата самолет не совершал маневров для выхода на высоту полета цели, как это делалось в большинстве других АКП. В соответствии со сложившейся в то время идеологией перехвата считалось, что большая дальность полета ракет Р-4(М) и возможность поражения ими объектов, летящих со значительными превышениями, позволяли самолету-носителю летать на средних высотах. Благодаря этому самолет был рассчитан на перегрузки 2,0.. .2,5.
Из-за большой дальности обнаружения БРЛС не требовался точный вывод самолета на цель с помощью наземной АСУ, он мог перехватывать цель и самостоятельно. Это давало возможность применять его автономно в районах, где не было поля систем автоматизированного наведения. В зоне ожидания воздушных сил противника самолет мог барражировать 3.. .3,5 ч.
Обязанности экипажа распределялись следующим образом: летчик пилотировал самолет, осуществлял наведение на цель по командам наземной АСУ и РЛС, а также выполнял пуск ракет; штурман-оператор выполнял прокладку маршрута и самолетовождение в течение всего полета, поиск цели с помощью РЛС, проводил ее опознавание и захват, а также поддерживал радиосвязь с базовым аэродромом.
Боевые возможности по диапазону высот и скоростей перехватываемых целей приведены на рис. 2.2.11.
Рис.2.2.11. Зона возможного перехвата истребителя Ту-128
В зависимости от складывающейся тактической обстановки применялись следующие способы боевых действий Ту-128.
Перехват из положения "дежурство на аэродроме". Этот способ используется в случае, когда глубина оповещения о воздушном противнике от назем- 120
ных (корабельных) РЛС или с борта самолета РЛДН обеспечивает истребителю-перехватчику выполнение боевых задач на заданных рубежах. Это наиболее экономичный способ боевых действий по расходу сил и средств.
Перехват из положения "дежурство в воздухе". Этот способ применяется при недостаточной глубине радиолокационного поля, когда уничтожение воздушных целей на заданных рубежах не обеспечивается при вылете из готовности № 1. Дежурство в воздухе организуется на наиболее вероятных направлениях и на время ожидаемого налета воздушного противника.
Полуавтономные боевые действия применяются в условиях отсутствия сплошного радиолокационного поля. В этом случае перехват осуществляется по заданной программе, рассчитанной по начальной информации о цели в сочетании с самостоятельным поиском. Информация о воздушном противнике может поступать на борт отрывочно. Формирование траектории полета производится штурманом на борту самолета (или на борту ведущего при групповых действиях).
Автономные действия организуются при отсутствии информации о параметрах полета целей, вне радиолокационного поля. При автономных действиях поиск и уничтожение воздушного противника выполняются в полосе ответственности; полет в район предполагаемого нахождения цели и ее поиск осуществляются по программе, рассчитанной по информации, получаемой от одного из средств обнаружения. В процессе полета на перехват возможен переход от автономного способа к полуавтономным действиям в зависимости от поступающей информации о целях. Наиболее эффективны групповые полуавтономные и автономные действия с выдерживанием заданных боевых порядков. Истребители-перехватчики Ту-128 реализуют полет строем тремя способами: с помощью бортовой РЛС, визуально, с помощью навигационной аппаратуры. В последнем случае для обеспечения необходимой точности маршрута и определения собственного местоположения перед началом поиска выполнялась корректировка автономных координат по данным радионавигационной системы РСБН-2СА.
Групповые полеты требовали организации взаимодействия, что достигалось:
выводом группы в район цели;
целераспределением между перехватчиками группы;
обеспечением собственной безопасности.
Выбор того или иного способа действий определялся такими условиями:
начальной дальностью оповещения о воздушном противнике;
удалением прикрываемых объектов от аэродрома вылета и заданных рубежей перехвата;
возможностями своих и взаимодействующих КП (ПН), радио- и радиолокационных средств управления и наведения;
скоростью и высотой полета целей;
возможностями КП по одновременному наведению перехватчиков на воздушные цели.
Кроме боевых машин серийно производился учебный вариант Ту-128Ш для тренировки штурманов (1965 г.) и учебно-тренировочный вариант Ту- 128УТ(1966 г.).
Перехватчик МиГ-25
В конце 60 - начале 70-х годов в США продолжалась разработка новейших средств воздушного нападения. В 1966 г. на вооружение принимается стратегический разведчик SR-71 с максимальной скоростью полета на высотах 18 км и более, равной 3200 ... 3700 км/ч, и практическим потолком более 24 км.
В 1971 г. принимается стратегический бомбардировщик FB-111 (максимальная скорость на высоте 2330 км/ч, у земли 1350 км/ч, практический потолок 19,8 км) с бомбовым вооружением и аэробаллистическими ракетами класса "воздух-земля" SRAM. В середине 70-х годов - стратегический бомбардировщик В-1А (максимальная скорость на высоте 2330 км/ч, у земли 1200 км/ч, практический потолок 15,2 км), вооруженный маловысотными крылатыми ракетами ALCM. Ведется разработка многоцелевого истребителя 4-го поколения F-15 (серия с 1974 г.), а в последующем и его модификаций, оптимизированных для решения задач воздушного боя и ударных задач; корабельного истребителя-перехватчика F-14 (серия с 1973 г.).
Совершенствуются способы и средства прорыва ПВО с использованием всего располагаемого диапазона высот и скоростей полета пилотируемой авиации и беспилотных средств, широко внедряются огневые средства подавления ПВО управляемыми ракетами класса "воздух-поверхность", использующими в системах управления различные диапазоны длин волн и методы наведения, совершенствуются средства радиоэлектронного противодействия индивидуальной и групповой защиты. В боевые порядки средств нападения включаются истребители сопровождения с решением задач борьбы за превосходство в воздухе путем ведения дальнего и ближнего боя.
Для борьбы с такими средствами нападения необходимы были и новые средства перехвата. В конце 60-х годов в серийное производство запускается АКП МиГ-25П-40, который в 1972 г. принимается на вооружение авиации ПВО. Основное назначение комплекса - уничтожение воздушных целей днем и ночью в любых погодных условиях, в широком диапазоне высот и скоростей полета, в том числе высотных скоростных целей и специальных помехо- постановщиков.
Состав комплекса:
самолет МиГ-25П;
система радиоуправления с бортовой РЛС "Смерч-А2" (РП-25);
управляемое ракетное вооружение с РГС и ТГС;
наземная система управления и наведения.
На самолете устанавливается система автоматического управления САУ-155П, обеспечивающая автоматический полет на перехват, автоматический возврат на заданный аэродром, выполнение предпосадочного маневра и заход на посадку до высоты 50...60 м.
В 70-е годы комплекс МиГ-25П модернизируется в направлении повышения боевых возможностей по уничтожению воздушных целей как на предельно малых, так и больших высотах за счет установки новой бортовой РЛС "Сапфир-25", теплопеленгатора и доработанной ракеты Р-40Д. Принимаются меры помехозащищенности. В 1978 г. АКП МиГ-25ПД-40Д (рис. 2.2.12) принимается на вооружение. В 1980 г. выполнена последняя модернизация комплекса (МиГ-25ПМ). Он довооружается ракетой малой дальности пуска Р-60(М).
Рис.2.2.12. Перехватчик МиГ-25ПД
Характеристики комплекса перехвата МиГ-25
2хР-40РД+2хР-40ТД,4хР-40Р,40РД+4хР-60М2хР-40РД+2хР-40ТД,4хР-40Р,40РД+4хР-60ММиГ-25П-40 МиГ-25ПД-40Д
2хР-40РД+2хР-40ТД,4хР-40Р,40РД+4хР-60М
2хР-40РД+2хР-40ТД,4хР-40Р,40РД+4хР-60М
Масса взлетная нормальная, т
36,72
37.43
Количество и тип двигателей
2х Р 15Б-300
2 х Р-15 БД-300
Тяга двигателя форсаж / максимал, кгс
И 200 / 7500
И 200 / 8800
Запас топлива во внутренних баках, кг
14 570
14 570
Максимальная скорость на высоте / у земли, км/ч....
3000/ 1200
3000/1200
Практический потолок, км
20,7
20,7
Максимальная эксплуатационная перегрузка
Максимальные по топливу рубежи перехвата
в ППС / ЗПС, км:
4,5
5,0
при Нц - 10 км
-
705 / 450
при Н„ = 18 км
-
500/310
Бортовая РЛС
Смерч-Л (А2)"
"Сапфир-25"
дальность обнаружения цели (Оц= 10 м'), км...
90
100
дальность автосопровождения, км углы обзора, град:
50
75
по азимуту
+60
±56
по углу места
+6
±6
Обзорно-следящий теплопеленгатор
Дальность обнаружения ТП форсажной цели
Отсутствует
ТП-26Ш-1
в ППС, км
-
90
Экипаж, чел.
2хР-40РД+2хР-40Т,
Ракетное вооружение (количество, тип)
На комплексе МиГ-25ПД была установлена импульсно-доплеровская РЛС с селекцией движущихся целей (СДЦ) в отличие от импульсной станции на МиГ-25П и обзорно-следящий теплопеленгатор. Это позволяло обнаруживать цели на фоне земли и обеспечивало их уничтожение на предельно малых высотах полета (40.. .50 м).
Боевые возможности комплексов по диапазону высот и скоростей пере-
Рис. 2.2.13. Зоны возможного перехвата истребителя МиГ-25
В зависимости от конкретной тактической обстановки использовались следующие способы боевых действий самолета: перехват из положения "дежурство на аэродроме", перехват из положения "дежурство в воздухе", самостоятельный поиск и уничтожение воздушных целей.
Истребители-перехватчики МиГ-25П(ПД) для своего времени были наиболее совершенными боевыми средствами авиации ПВО. Они обеспечивали борьбу практически со всеми классами и типами средств воздушного нападения. Прототипу этого самолета Е-266 (1964 г.) принадлежит 25 мировых рекордов, в том числе абсолютный рекорд высоты 37 650 м (1967 г.).
Истребители-перехватчики МиГ-25П и модификации на базе самолета МиГ-25 (разведчик МиГ-25Р, разведчик-бомбардировщик МиГ-25РБ) поставлялись на Ближний Восток и в Индию. Они применялись в израильско- египетском конфликте, ирано-иракской войне, во время боевых действий в долине Бекаа (1982 г.).
По данным Aviation Week (январь 1998 г.), истребители-перехватчики МиГ-25 состоят на вооружении восьми стран. Их парк составляет 260 самолетов, из них наибольшее количество приходится на Ливию (63), Украину (86), Сирию и Алжир (по 30 самолетов). В России на сохранении находится 45 перехватчиков МиГ-25ПД.
Истребитель МиГ-23
В 1974 г. на вооружение авиации ПВО принимается многоцелевой истребитель МиГ-23М, разработанный ранее для ВВС. Это было вызвано тем обстоятельством, что в тот период в связи с вводом в строй за рубежом истребителей 4-го поколения актуальной становится задача борьбы за превосходство в воздухе. В последующие годы истребитель МиГ-23М подвергался неоднократной модернизации: МиГ-23МЛ (1975 г.), МиГ-23МЛА (1977 г.), МиГ-23П (1978 г.). Истребитель МиГ-23П был разработан специально для авиации ПВО, представлял собой облегченный вариант МиГ-23МЛ. Он предназначался для уничтожения: '
маневрирующих и неманеврирующих воздушных целей с атакой в переднюю и заднюю полусферы, днем и ночью в любых метеоусловиях, в том числе на фоне земли и радиоконтрастной облачности;
помехопостановщиков активных, пассивных и комбинированных помех;
воздушных целей в ближнем воздушном бою и в бою на средних дальностях;
наземных целей в условиях визуальной видимости.
Истребитель МиГ-23М(П) значительно превосходил по возможностям ведения маневренного воздушного боя самолеты МиГ-25П(ПД), Су-15(Т,ТМ). Отличительной особенностью истребителя МиГ-23М(П) (рис. 2.2.14) по сравнению с другими типами истребителей является установка на нем крыла с изменяемой в полете стреловидностью.
Технические характеристики комплекса МиГ-23
МиГ-23М
МЙГ-23П
Экипаж,чел
1
1
Масса взлетная нормальная, кг
15,7
14.7
Двигатель
Р-29-300
Р-35Ф
Тяга двигателя, кгс
12 300
13 000
Максимальная скорость (х=72”)
на высоте/у земли, км/ч
2500/1350
2500/1350
Практический потолок, км
17,5
18,35
Максимальная эксплуатационная перегрузка
7,5
8,5
Располагаемые по топливу рубежи перехвата
в ППС / ЗПС , км при Нц= 10... 18 км
—
320/150
Бортовая РЛС
"Сапфир-23 Д-З"
РП-24П
дальность обнаружения цели (Оц = 10 м*), км
40
70
дальность сопровождения, км
55
сектор обзора, град:
по азимуту
—
±30
по углу места
—
6
Обзорно-следящий теплопеленгатор
ТП-23
ТП-23М (26Ш-1)
Дальность обнаружения ТП, км
25...35
25...50
Оптический прицел
АСП-23Д
АСП-23ДЦМ-П
Ракетное вооружение класса "воздух-воздух"
2хР-23Р+2хР-23Т,
2хР-24Р+2хР-23Т,
2хР-23+2хК-13М
2хР-24+2хР-60(М)
или Р-60, Р-ЗС
или К-13М, Р-ЗС
Пушка двуствольная, тип / калибр / боекомплект..
ГШ-23Л / 23 / 260
ГШ-23Л / 23 / 260
Вооружение класса "воздух - поверхность"
Имеется
Имеется
Рис. 2.2.14. Истребитель МиГ-23
На истребителе МиГ-23П установлена система автоматического управления САУ-23ПМ, обеспечивающая:
директорное управление самолетом в продольном и боковом каналах в режиме наземного наведения и самонаведения с меткой тяги двигателя;
автоматическое и директорное управление на этапах "Маршрут", "Возврат", "Заход на посадку" со снижением до высот 50...60 м;
автоматический увод с заданной малой высоты, стабилизацию заданных углов крена, тангажа, курса, приведение к горизонту.
Боевые возможности истребителя по диапазону высот и скоростей перехватываемых целей приведены на рис. 2.2.15.
Рис.2.2.15. Зоны возможного перехвата истребителя МиГ-23
В результате ряда доработок, проведенных к 1984 г., существенно повысились маневренные характеристики истребителя (он получил обозначение МиГ-23МЛД); до этого уровня было доведено большинство самолетов МиГ-23МЛ и МиГ-23П. Изменения, внесенные в аэродинамику ("клыки" в корневой части крыла, вихреобразующие пластины на приемнике воздушного давления, автоматически отклоняемый носок крыла) и систему управления, обеспечили улучшение устойчивости и управляемости на больших углах атаки. На самолете МиГ-23МЛД устанавливались:
доработанная САУ с повышенным уровнем автоматизации наведения от наземной АСУ;
система ограничительных сигналов СОС-3-4, облегчающая пилотирование на больших углах атаки и предотвращающая сваливание;
аэродинамические гребни на неподвижных частях крыла с ИК-ловуш- ками для защиты самолета на малых высотах.
Летные данные и маневренные характеристики самолета МиГ-23МЛД близки к характеристикам ряда зарубежных истребителей 4-го поколения. До появления на вооружении советских ВВС и войск ПВО самолетов МиГ-29 и Су-27 истребитель МиГ-23МЛД являлся единственным истребителем, способным успешно вести воздушные бои с американскими самолетами F-15, F- 16, F/A-18. На протяжении 80-х годов МиГ-23П и МиГ-23МЛД составляли основу авиации ПВО страны.
Самолет МиГ-23 поставлялся в более чем двадцать стран мира; он участвовал и хорошо себя зарекомендовал во всех арабо-израильских конфликтах, в боевых действиях в Эфиопии, Анголе, Афганистане. И в настоящее время истребители МиГ-23 остаются на вооружении ряда стран, выполняя задачи ПВО, учебно-боевые и др. (модификации МиГ-23М, -МЛ, -МФ). Наибольшее их количество находится в Чехии (100 самолетов), Ливии и Индии (по 130 самолетов), на Украине (140). В России в составе резерва - 270 истребителей.
Самолеты "МиГ" в авиации ПВО страны*
Эволюция требований к истребителям-перехватчикам
С момента основания 08.12.39 г. ОКБ им. А.И. Микояна (АНПК "МиГ") на протяжении 60 лет его существования задача создания передовой авиационной техники для авиации ПВО являлась приоритетной как для коллектива ОКБ, так и для работающих совместно над новыми самолетами организаций Министерства обороны, институтов промышленности в областях двигателестроения, вооружения, бортового оборудования, систем наведения. Для авиации ПВО разрабатывались специализированные перехватчики; для решения задач воздушной обороны широко использовались также истребители и их варианты.
Задача создания эффективных серийных самолетов для ПВО страны была чрезвычайно сложной. В первую очередь это было вызвано необходимостью достичь превосходства над характеристиками средств нападения. Например, эффективный перехват околозвуковых бомбардировщиков возможно осуществить лишь с помощью сверхзвуковых перехватчиков, создание которых явилось дорогостоящей наукоемкой задачей. Требования к перехватчикам по высотности, скорости, составу комплекса оборудования и вооружения часто были столь высокими, что ограничиться использованием даже лучших истребителей, созданных для обеспечения превосходства в воздушных боях, или их специальных модификаций оказывалось не всегда возможным. Из 450 проектов, разрабатываемых в ОКБ, значительную часть составили либо специализированные самолеты-перехватчики и истребители, созданные по требованиям ВВС, использованные в авиации ПВО, либо их специальные модификации, разрабатываемые для решения задач ПВО (табл. 2.3.1).
Эволюция требований к специализированным истребителям-перехватчикам представлена в табл. 2.3.2.
Таблица 2.3.1 Количественные данные разработок ОКБ им. А. И. Микояна
Тип разработки
В серии
Опытных самолетов
Проектов
Всего
Специализированные самолеты- перехватчики
8
29
13
50
Истребители и их модификации, предназначенные или используемые в ПВО
23
20
4
47
В написании подраздела принимал участие А. А. Белосвет.
Год
Цель
Облик перехватчика
Способ перехвата
Перехватчики ОКБ “МиГ”
Примечание
1946
Объектовая защита от высотных СБ типа В-29, В-50, В-36 с ядерными бомбами
Реактивный дозвуковой самолет с БРЛС, пушечным вооружением н системой "слепой" посадки
Перехват в ЗПС на малых (до 100 км) рубежах "голосом" по данным наземной РЛС
И-270 (Ж) И-320
Опытные самолеты,
1952
Объектовая защита от высотных дозвуковых реактивных СБ типа В-47,В-52, "Виктор", "Вали- ент", "Вулкан" с ядерными и обычными бомбами
Реактивный сверхзвуковой самолет с БРЛС, пушечным вооружением и системой "слепой" посадки
Перехват в ЗПС на малых рубежах "голосом" по данным наземной РЛС. Начало работ по автоматизации наведения
И-3, И-7У, Е-50, 50А
не принятые на вооружение
1960
Объектовая защита от высотных сверхзвуковых (В-58) н дозвуковых бомбардировщиков с ядер- нымн н обычными бомбами, а также высотных разведчиков типа U-2, RB-57
Реактивный сверхзвуковой (М до 2,83) высотный самолет с БРЛС, ракетным вооружением, счетно-решающим прибором и автопилотом
Всеракурсный перехват на увеличенных рубежах с использованием автоматической системы наведения
И-75.Е-150, Е-152, Е-152А, Е-152М
1967
Защита территории от высокоскоростных бомбардировщиков В-70, разведчиков SR-71 и более тихоходных самолетов с ракетным ("Хаунд Дог") н бомбовым оружием
Длительный полет с высокой сверхзвуковой скоростью. Рост возможностей БРЛС, ТП, ракетного оружия н автоматизации полета
Всеракурсный перехват на значительных рубежах с использованием более совершенных РЛС, ракет и АСУ
МиГ-25П и варианты на его базе
Серия
1976
Защита регионов и направлений от бомбардировщиков типа В-1А, В-52 с крылатыми ракетами, а также высотных, сверхзвуковых (М=3) разведчиков SR-71
Сверхзвуковой самолет с большим радиусом полета, временем барражирования, РЛС с ФАР, многоканальным наведением, РБД
Автономные групповые действия или наведение от АК РЛДН или от наземной АСУ
МнГ-31, МиГ-31 Б, МИГ-31БС
1985
Защита направлений от групповых налетов СБ с крылатыми ракетами большой дальности, эскортируемых истребителями сопровождения. Определение способов перехвата гиперзвуковых, трансатмосферных и космических целей
Самолет, обеспечивающий высокие рубежи перехвата за счет роста дальности и(или) скорости полета, обеспечение борьбы с малозаметными целями
Дальнейшее расширение возможностей автономных и групповых действий
Модификации Миг-31
Установочная серия
2000
Отражение концентрированных групповых ударов истребителей, ударных самолетов, ДПЛА, самолетов РЭБ, крылатых ракет
Высокоманевренный, самолет, обеспечивающий выигрыш группового боя с истребителями противника. Высокая скорость концентрации сил на направлении удара
Групповой бой, обеспечение многофункциональности (бой, перехват, нанесение ударов по наземным и морским целям)
МФИ
Опытный самолет
Таблица 2.3.2
40944094Этапы развития требований к специализированным истребителям-перехватчикам и их реализацииЭтапы развития требований к специализированным истребителям-перехватчикам и их реализации
4094
4094
Этапы развития требований к специализированным истребителям-перехватчикам и их реализации
Этапы развития требований к специализированным истребителям-перехватчикам и их реализации
Специализированные перехватчики разработкиОКБ им. А. И. Микояна
Основные характеристики специализированных реактивных перехватчиков приведены в табл. 2.3.3, а краткое описание самолетов дается ниже.
Первым специализированным перехватчиком с использованием принципа реактивной тяги стал И-270Ж, созданный в конце 1946 г. До этого в 1945 г. был запущен в малую серию самолет И-250Н с комбинированной силовой установкой - основным поршневым двигателем, который помимо воздушного винта мог работать на привод компрессора воздушно-реактивного двигателя, и поднявшийся на несколько месяцев ранее истребитель И-300 (будущий МиГ-9) с двумя турбореактивными двигателями. На создание И-270Ж повлиял опыт достаточно успешного боевого применения самолета Me-163, трофейные образцы которого прошли испытания в летноисследовательском институте ВВС, опыт по самолету Би-1 и большое количество аналогичных проектов, выполненных как в СССР, так и в других странах. Привлекала внимание возможность относительно простого получения высоких скоростей, высот, скороподъемности, а также ожидавшаяся дешевизна постройки. Недостатки Ме-163, Би-1 предполагалось устранить за счет применения нормальной аэродинамической схемы (Ме-163 - бесхвостка, достаточно сложная в управлении), Т-образного оперения (для исключения влияния скоса потока); отсутствие регулировки тяги смягчалось наличием двух камер ЖРД с различными тягами, что давало не один, а три уровня тяги работающего двигателя. Отработка ЖРД затянулась, с появлением в серии МиГ-9 интерес к И-270 был потерян, к тому же оба построенных экземпляра получили повреждения в результате внеаэродромных посадок.
Самолет И-320 - дозвуковой перехватчик с РЛС и пушечным вооружением - был создан для участия в конкурсе, проводившемся совместно с ОКБ главных конструкторов П. О. Сухого, С. А. Лавочкина и А. А. Яковлева. В аэродинамической схеме и силовой установке учитывался, с одной стороны, опыт работ над самолетами МиГ-9 и МиГ-15, с другой стороны, была применена необычная по расположению силовая установка (двигатели размещены уступом друг над другом: один впереди с реданным соплом, второй сзади с соплом в хвостовой части фюзеляжа); экипаж располагался рядом друг с другом, приблизительно в середине фюзеляжа; РЛС размещалась над лобовым воздухозаборником. Было построено два экземпляра опытного самолета: Р-1 и Р-2; один из них после модификации получил название Р-3. Испытывали БРЛС "Коршун" и "Торий-А", выполнили большое количество полетов, однако довести РЛС по надежности и удобству управления экипажем так и не удалось, и в серийное производство был запущен построенный позднее Як-25 с РЛС "Сокол".
Проект И-350(М) - сверхзвуковой истребитель-перехватчик, по аэродинамической схеме подобный будущему МиГ-19, но с одним двигателем ТР-ЗА(АЛ-5) главного конструктора А.М. Люльки. Предусматривалась установка РЛС "Изумруд" (аналогично МиГ-17П). Вооружение - одна пушка Н-37Д и две пушки НР-23 по типу установленных на самолетах МиГ-15,
Данные
И-270Ж
И-320
И-ЗУ*
И-7У (И-75)
Е-50
Е-152А
Е-152
Е-152М
МиГ-25П
МиГ-25ПД
МиГ-31 (МиГ-31Б)
Гол
1946
1949
1956
1957
1956
1959
1961
1961
1969
1978
1979
Двигатель
РД-2М (ЖРД)
ВК-1
ВК-3
АЛ-7Ф (АЛ-7Ф-1)
АМ-9Е+ С-155 (ЖРД)
Р-ПФ-300
Р-15-
300
Р-15Б-ЗОО
Р-15Б-300
Р-15 БД-300
Д-30Ф6
Тяга, кгс
1050+400
2x2700
3440
9220
3800+1300
2x5740
10210
11200
2x11200
2x11200
2x15500
Взлетная масса, т
4,12
10,265
-
10,950
8,5
13,96
-
15,5
36,72
36,72
41
Максимальная скорость, км/ч
1000
1040
-
2050
2460
2500
2740
3000 (расчет)
3000
3000
3000
Потолок, км
18
15
-
21
25,6
19,8
22,5
22,67
20,7
20,6
Дальность полета, км
-
1100
-
1470
450
1000
2000
1730
3000
Ракетное вооружение
Пушки
2хНС-23
ЗхН-37
2хНР-ЗО
2хК-8
(на И-7У нет) 2хНР-30 (на И-75 нет)
2хНР-30
2хК-9
2хК-9
2хК-8
4хР-40
4хР-40 или 2хР-40+ 4хР-60
4хР-33+2хР-40Т или 4хР-60
ГШ-6-23
РЛС
-
"Торий-А" ("Коршун")
"Алмаз"
"Ураган-5Б"
-
ЦП
ЦП
”Ураган-5Б!' или "Орел"
"Смерч-А"
"Сапфир-25"
"Заслон"
Бортовой вычислитель
-
-
Аналоговый "Ураган- 1Д"
Аналоговый "Ураган-5Д"
-
Аналогового типа "Ураган-5Д"
Аналоговый в составе СУВ
Цифровой "Аргон-15"
КРУ и линии передачи данных
-
-
"Ураган-1Т"
"Ураган-5Т"
-
"Лазурь"
"Лазурь"
"Бирюза"
"Бирюза" и
АПД-518
Автопилот
-
-
АП-36
АП-36
-
АП-39
САУ-155П
САУ-155П-1
САУ-155МП
Основные характеристики перехватчиков
Таблица 2.3.3
* Самолет ИЗУ не летал.
МиГ-17. Первый вылет состоялся летом 1951 г. и только благодаря мастерству Г. А. Седова, пилотировавшего самолет несмотря на отказ двигателя, он завершился благополучно; программа по самолету была закрыта. Проводились проектные работы еще над двумя вариантами самолета.
С середины 50-х годов и до начала работ по самолету МиГ-31 создание специализированных перехватчиков вел назначенный заместителем главного конструктора, а затем и главным конструктором Н. 3. Матюк, под руководством которого построены три опытных самолета серии "И" (И-ЗУ, И-7У, И-75), опытные самолеты семейства Е-150 (Е-152А, Е-152, Е-152М) и серийные самолеты семейства Е-155П (МиГ-25П, МиГ-25ПД, МиГ-25ПДС), за исключением работ по опытному перехватчику Е-50, созданием которого руководил А. Г. Брунов.
Генеральные конструкторы А. И. Микоян, а затем Р. А. Беляков внесли решающий вклад в определение тематики, обоснование облика самолетов, организацию кооперации, утверждали аван- и эскизные проекты, чертежи основных агрегатов и систем, планы и очередность работ. Принимаемые ими решения носили окончательный характер.
Опытные самолеты серии "И"
. Буква У в конце номера самолета означала, что он включен в систему перехвата "Ураган", в которую помимо перехватчика входили наземная РЛС обнаружения воздушных целей, пункт выработки команд наведения, система передачи на борт перехватчика команд. В систему "Ураган-5" кроме истребителей-перехватчиков входили и зенитные ракеты "Даль", созданные в ОКБ главного конструктора С. А. Лавочкина.
На борту перехватчика для автоматизации процесса наведения устанавливались состыкованные между собой бортовая часть линии наведения (аналоговое вычислительное устройство), автопилот (система автоматического управления), бортовой радиолокатор, а на последних образцах и управляемые ракеты класса "воздух-воздух".
Аэродинамическая схема самолета - среднеплан со стреловидным крылом (угол стреловидности ~ 60°), стреловидным цельноповоротным стабилизатором, стреловидным килем; шасси с носовым колесом; РЛС размещалась в верхней передней части фюзеляжа перед кабиной пилота.
И-ЗУ (другие названия И-5, И-420) являлся модификацией истребителя И-3, отличаясь от него:
установкой БРЛС "Алмаз";
аналоговым вычислителем разработки ОКБ-857 (ныне Санкт- Петербургское объединение "Электроавтоматика");
автопшютом АП-36 разработки ОКБ-118 (ныне организация "Авионика").
Ввиду "недоведенности" двигателя самолет так и не поднялся в воздух.
И-7У по аэродинамической схеме подобен И-ЗУ, однако конструкция самолета практически полностью новая, что связано с применением более мощного двигателя АЛ-7Ф; изменилась схема уборки основных стоек шасси, вне-
дрены новые технологии создания панелей и ряда узлов конструкции. Оборудование, обеспечивающее работу в системе "Ураган-1", сохранилось.
И-75 - модернизация опытного самолета И-7У; он должен был использоваться в более совершенной системе "Ураган-5" вместо "Ураган-1". На самолете установлена более мощная РЛС, новый автопилот, вычислитель, приемник командной радиолинии, вместо пушечного вооружения использовались две ракеты класса "воздух-воздух" К-8 с полуактивной радиолокационной головкой самонаведения. Кроме того, увеличена площадь киля, поставлено новое, унифицированное катапультное кресло, введены тормозные парашюты, установлен двигатель АЛ-7Ф-1.
Самолет И-75 показал высокие характеристики, однако А.И. Микоян решил прекратить по нему работы в интересах концентрации усилий на самолетах семейства Е-150, возможности которых были значительно выше.
Е-50 и Е-50А. Базой для самолетов послужила конструкция самолета Е-2 (Е-2А) - варианта предшественника МиГ-21 со стреловидным крылом - и работы по самолету МиГ-19 с подвешенной под фюзеляжем в контейнере дополнительной силовой установкой с жидкостным реактивным двигателем (СМ-12ПМУ, СМ-50). Использовались носовая часть фюзеляжа, крыло, стабилизатор и шасси самолета Е-2, однако наличие по сути новой силовой установки - модифицированного ТРД АМ-9М - и размещение ЖРД С-155, топлива и окислителя в основном в нижней части киля позволяют говорить по сути о новом самолете с выдающимися для середины 50-х годов значениями максимальной скорости и высоты полета. К сожалению, отсутствие БРЛС, управляемого оружия, аппаратуры наведения при кратковременности полета на максимальных режимах не обеспечивало эффективного использования самолета как перехватчика. Построено три опытных самолета семейства Е-50. Самолет Е-50А характерен наличием ТРД АМ-11 и размещением ряда элементов, связанных с ЖРД, в подфюзеляжном контейнере.
Повреждение Е-50/1 при посадке и катастрофа Е-50/3, наличие опасных отказов и взрыв в процессе наземной отработки привели к прекращению работ по этому самолету.
Семейство самолетов Е-150
В состав семейства вошли:
опытный экспериментальный самолет Е-150 для отработки двигателя Р-15-300 и конструкции, обеспечивающих полет со скоростью 2800...3000 км/ч;
проект Е-151 - перехватчик с подвижной пушечной установкой в осях Можаровского. На фюзеляже установлено подвижное кольцо (перед кабиной на Е-151/1 и за кабиной - на Е-151/2), по диаметру которого расположены две пушки калибра 30 мм, вращающиеся относительно диаметра. Поворот кольца и стволов пушек обеспечивал значительный конус стрельбы; предполагалось обеспечение всеракурсного перехвата, в том числе в переднюю полусферу. Боекомплект размещался в подвижном кольце. Самолеты не были построены ввиду малой эффективной дальности стрельбы и неясности влияния отдачи пушек на устойчивость полета самолета;
опытный самолет Е-152А с двумя двигателями Р-ПФ-300 (от самолета МиГ-21) для отработки, прежде всего, РЛС ЦП и ракет К-9 (единственная попытка АНПК "МиГ" создания ракеты класса "воздух-воздух" совместно с ЦКБ "Алмаз" - разработчиком аппаратуры управления ракеты и по- луактивной радиолокационной головки самонаведения). Управление ракетой осуществлялось поворотом крыла;
опытный самолет Е-152. Построено два экземпляра; предполагалось объединить на этом самолете все достижения, реализованные на самолетах Е-150 и Е-152А. Однако из-за перехода ЦКБ "Алмаз" на другую тематику работы по БРЛС и ракете К-9 были прекращены на стадии успешной реализации примерно 60 % объема летных испытаний; на этом самолете (под индексом Е-166) установлена серия мировых рекордов скорости и высоты полета;
опытный самолет Е-152М, отличающийся от Е-152 увеличенным запасом топлива. Предполагалась установка других типов радиолокатора и ракет класса "воздух - воздух".
Самолет Е-150 - классической схемы, с фюзеляжем, близким по форме к цилиндру, среднерасположенным треугольным крылом, цельноповоротным стабилизатором и стреловидным килем. Воздухозаборник лобовой с трехступенчатым конусом и подвижной обечайкой. Шасси классической схемы с носовым колесом. На Е-150 установлен двигатель Р-15-300; на Е-152А двигатели Р-11Ф-300 расположены рядом, как на МиГ-19.
На самолете Е-152М дополнительное топливо размещалось в развитом гроте, а также в подвесном баке; предусматривалось введение дестабилизатора и крыла с законцовками увеличенной площади, хотя в летных испытаниях они не использовались. Менялось и расположение ракет - подвеска под крылом посредине консолей крыла и на законцовках крыла (последние варианты из-за недостаточной жесткости приводили к осложнениям при пуске ракет).
Изменение идеологии построения систем ПВО потребовало значительного увеличения дальности полета на большой сверхзвуковой скорости, что не могло быть реализовано на самолетах данного семейства из-за высокого кинетического нагрева дюралевой конструкции, дальнейшего роста потребного запаса топлива и необходимости размещения БРЛС со значительно большей дальностью обнаружения целей.
Семейство самолетов МиГ-25П (Е-155П)
В состав семейства вошли:
опытные самолеты Е-155П (П1 -г П5);
серийный перехватчик МиГ-25П;
самолеты МиГ-25П с модернизированными РЛС, последовательно "Смерч А-1", "Смерч А-2 (-3, -4)";
серийный перехватчик МиГ-25ПД (рис. 2.3.1);
серийные самолеты МиГ-25ПДС, полученные путем модернизации ранее выпущенных МиГ-25П;
опытные самолеты МиГ-25М, "99", МиГ-25ПДСЛ, МиГ-25ПДЗ.
Рис.2.3 1. Перехватчик МиГ-25ПД
Кроме того, в рамках семейства создан учебно-тренировочный самолет МиГ-25ПУ, а также разработан ряд проектов самолетов другого назначения (разведки и т. д.).
В процессе создания МиГ-25 были отработаны:
новая для фирмы "МиГ" аэродинамическая схема с боковыми воздухозаборниками, высокорасположенным тонким, трапециевидным крылом, двумя килями, двумя подфюзеляжными гребнями и среднерасположенным цельноповоротным стабилизатором;
. обеспечение высокого аэродинамического качества, устойчивости и управляемости в широком диапазоне скоростей и высот (до числа М = 3);
сварная конструкция из нержавеющей стали и топливная система, обеспечивающая длительный полет с высокими сверхзвуковыми скоростями, имеющие повышенную технологичность и ремонтопригодность;
высокоэффективный боевой комплекс;
автоматизация режимов полета, за исключением непосредственно взлета, посадки и снижения с больших высот.
На первых опытных самолетах устанавливалось всего лишь по две ракеты Р-40, на концах крыла имелись ласты. На серийных самолетах МиГ-25П число ракет Р-40 увеличилось до четырех, а на МиГ-25ПД и МиГ-25ПДС возможна либо подвеска четырех модифицированных ракет Р-40Д, либо двух ракет Р-40Д и четырех Р-60 (Р-60М), т. е. до шести суммарно; ласты ликвидированы, введено отрицательное поперечное "V" крыла, увеличена площадь килей и уменьшена высота подфюзеляжных гребней. Предусмотренное проектом переднее горизонтальное оперение не устанавливалось ни на опытных, ни на серийных самолетах. Несколько позднее введено дифференциальное отклонение стабилизатора, что позволило увеличить приборную скорость полета до 1300 км/ч.
На первом опытном самолете были установлены двигатели Р-15Б-300, во многом отработанные на Е-150, Е-152, Е-152М. На самолетах МиГ-25ПД и
ПДС- двигатель Р-15БД-300, коробка приводов которого обеспечивала применение новых генераторов переменного трехфазного тока (на Р-15Б-300- однофазный).
На самолете МиГ-25 М отрабатывался более мощный двигатель Р-15БФ-2-300, который (при условии доработки самолета) мог обеспечить дальнейшее увеличение допустимого числа М до 3...3,2, а также (благодаря большей тяге и экономичности) увеличить дальность и высотность полета. На самолете проекта "99" установили двигатель Д-30Ф6 (как на МиГ-31) и получили значительное увеличение дальности полета, особенно на дозвуковых режимах полета.
В основу конструкции МиГ-25 положена сварная бак-конструкция (80%): через фюзеляж, образованный 14 силовыми шпангоутами, проходят воздухозаборники, которые в начале имеют прямоугольную форму с переменным сечением (в зависимости от числа М полета и режима работы двигателя), образуемым регулируемыми верхним клином и нижней губой; в дальнейшем сечение становится круглым, с ним через уплотнительное кольцо стыкуются передние фланцы двигателей. Центральная часть крыла также представляет собой бак- конструкцию, в передней части которой установлены предкрылки из титана, а закрылки, элероны и аэродинамические гребни на верхней поверхности крыла выполнены из дюралюминия с использованием сотовых панелей.
Шасси самолета - нормальной схемы, с колесами большого диаметра основных стоек, убирается в фюзеляж; использование сложной кинематики основных стоек обеспечивает увеличение колеи колес и компактную их уборку в отсек ограниченных размеров между каналами воздухозаборников и наружной обшивкой.
Особое внимание уделено системе охлаждения, обеспечивающей нормальные температурные условия в кабине, а также в отсеках оборудования, имеющих ряд мощных тепловыделяющих элементов: РЛС, генераторы, радиопередатчики и т. д.
С целью сокращения объема испытаний в максимально возможной степени использованы отработанные или унифицированные элементы, в том числе модификация РЛС "Смерч" самолета-перехватчика Ту-128 ("Смерч А"). РЛС МиГ-25П "Смерч А" импульсного типа могли обнаруживать воздушные цели на дальности более 50 км, но лишь в свободном пространстве. Модификации с индексами от А-1 до А-4, особенно последние, имели ограниченные возможности работы на фоне земли. Коренное изменение ситуации достигнуто на самолетах МиГ-25ПД и МиГ-25ПДС, оснащенных БРЛС "Сапфир-25" (выполнена на базе "Сапфир-23" самолета МиГ-23) с увеличенным диаметром антенны и соответствующими доработками в радиотехническом тракте и параметрах аналогового вычислительного устройства. Дальность обнаружения целей достигала 100 км. На этих же самолетах был установлен теплопеленгатор, обеспечивший рост помехозащиты и возможность выполнения скрытых атак. Основными системами оборудования являлись унифицированная система "Полет-1 И" (в составе: курсовертикаль, система воздушных сигналов, радиосистема ближней навигации и система автоматического управления); бортовая часть командной радиолинии "Лазурь", впоследствии замененной на более совершенную, а также системы госопознавания и связи. Средства радиопротиводействия включали в себя лишь станцию оповещения об облучении; на самолетах
МиГ-25ПДСЛ дополнительно устанавливались станция активных радиопомех и устройство выброса ложных целей. Самолет МиГ-25ПДЗ отличался введением системы дозаправки в воздухе.
Семейство самолетов МиГ-31
Первоначально самолет Е-155М был задан в трех вариантах - перехватчика Е-155МП, ударного фронтового самолета и самолета-разведчика, однако был построен лишь первый вариант (перехватчика) и как МиГ-31 запущен в серию. На начальной стадии самолет рассматривался как дальнейшее развитие самолета МиГ-25, что не исключало проведения исследований по другим вариантам компоновки - с крылом измененной стреловидности, вариант бес- хвостки и т. д.
В состав семейства вошли:
МиГ-31 (рис. 2.3.2) - базовый серийный истребитель-перехватчик;
МиГ-31Б- модернизированный, в основном по рекомендациям акта Государственных испытаний, серийный истребитель-перехватчик;
МиГ-31БС- модификация серийных, ранее построенных самолетов МиГ-31 в облике МиГ-31Б;
МиГ-31М- коренная модернизация самолетов. Выпущена установочная партия.
Рис.2.3.2. Перехватчик МиГ-31
Опытные самолеты МиГ-31 создавались для решения специализированных задач; они явились также базой для проведения ряда научно-исследовательских работ, в том числе обеспечения наведения самолета на больших дальностях, повышения вероятности поражения низколетящих (на высотах несколько метров) целей и т. д. Проектировались самолеты со значительно увеличенными рубежами поражения целей; производство самолетов не прекращено, ведутся работы по многоцелевому варианту самолета (МиГ-31М). Проектируется самолет, обеспечивающий запуск ракет - носителей ИСЗ.
По аэродинамической схеме, размерности, типу конструкции, применяемым материалам самолет МиГ-31 близок к МиГ-25. К основным отличиям можно отнести:
новую носовую часть с тандемным расположением членов экипажа, размещением нового оборудования (прежде всего, БРЛС системы "Заслон");
установку более мощных двухконтурных двигателей Д-30Ф6;
крыло с аэродинамическими наплывами в корневой части;
четырехсекционные предкрылки, закрылки и элероны, занимающие практически весь "размах" задней кромки крыла; введение в конструкцию крыла третьего лонжерона с одновременным увеличением прочности заборников и крыла позволило увеличить приборную скорость полета; предусмотрена возможность установки подвесных топливных баков под крылом;
изменение конструкции шасси в связи с увеличением взлетной массы (основные стойки стали двухосными, что уменьшило нагрузки на плиту ВПП); передняя стойка стала убираться назад, тормозные щитки перенесены вниз и установлены перед основными стойками шасси;
измененную конструкцию нижней части фюзеляжа, где на катапультных устройствах в полуутопленном положении размещено основное оружие самолета - ракеты Р-33 большой дальности пуска; дополнительное вооружение (ракеты класса "воздух - воздух" малой и средней дальности) расположено под крылом;
установку шестиствольной пушки ГШ-23-6 калибра 23 мм.
Самолет имеет принципиально новый комплекс оборудования, в состав которого входит система управления вооружением (СУВ) "Заслон". Впервые в мире установлен радиолокатор с фазированной антенной решеткой, обеспечивающей одновременный обзор воздушного пространства в зоне ± 60° по азимуту и углу места (сопровождение целей в зоне ±70°) в свободном пространстве и на фоне земли на дальностях до 200 км. Обеспечивается одновременное сопровождение 10 целей и обстрел четырех из них. На последующих модификациях увеличены дальность действия БРЛС, дальность пуска ракет, число каналов РЛС по сопровождению и обстрелу целей; введены режимы группового применения РЛС и вооружения.
В состав СУВ включены ракеты Р-33 с дальностью пуска более 100 км (первые в стране ракеты класса "воздух-воздух" большой дальности), убирающийся в фюзеляж теплопеленгатор обзора передней полусферы. Управление и обработку информации средствами СУВ выполняет цифровая вычислительная машина; внедрен крупноразмерный электронный индикатор тактической обстановки в кабине летчика-оператора.
К числу важных новаций также относятся:
система навигации с инерциальной системой на поплавковых гироскопах;
цифровые вычислители в составе СУВ, САУ, системы навигации;
радиотехническая система ближней навигации с режимом обмена координат, обеспечивающим групповой полет самолетов и встречу с танкером;
радиосистема дальней навигации, обеспечивающая точное определение координат в длительных полетах на Крайнем Севере, где практически отсутствует сеть наземных РЛС и радиомаяков систем ближней навигации;
аппаратура спутниковых навигационных систем (на последних сериях);
обмен информацией:
в группе самолетов МиГ-31, летящих, например, фронтом на расстоянии до 600...800 км при автономных действиях с просмотром полосы до 1000 км, включая малые высоты;
при управлении группой самолетов других типов, например МиГ-25 или Су-27;
с наземными средствами ПВО;
с самолетами АК РЛДН.
МиГ-31 стал кузницей руководящих кадров. Первым главным конструктором был Г. Е. Лозино-Лозинский, затем - К. К. Васильченко, А. А. Бело- свет, Э. К. Кострубский.
Отличия самолетов МиГ-31Б и МиГ-31БС заключаются в расширенных возможностях боевого применения, в составе вооружения, во введении системы дозаправки в воздухе, а также в реализации ряда мероприятий, повышающих надежность и удобство эксплуатации.
МФИ
Особенностью этого самолета 5-го поколения (рис. 2.3.3) явилась его многофункциональность. Он предназначен для решения следующих задач:
перехвата при обеспечении высоких значений сверхзвуковых рубежей;
ведения успешного воздушного боя, в том числе в групповых действиях и при сложной радиотехнической обстановке;
нанесения ударов по наземным и надводным целям, т. е. выполнения задачи перехватчика, истребителя и ударного самолета.
Разработка многофункционального истребителя МФИ находится на стадии испытаний. 29 февраля 2000 г. шеф-пилот ОКБ Герой России В. М. Горбунов совершил первый вылет на этом самолете. Подтверждаются расчетные данные и реализуется возможность дальнейшего продвижения по программе летных испытаний.
Рис. 2.3.3. Многофункциональный истребитель проекта МФИ
Истребители "МиГ” для авиации ПВО
Практически все истребители МиГ (МиГ-1,-3,-9,-15,-17,-19,-21,-23,-25 и -29) применялись в авиации ПВО страны (см. табл. 2.3.4). В ряде случаев (на базе МиГ-17, МиГ-19, МиГ-21 и МиГ-23) создавались специальные модификации, описание которых будет приведено ниже. Из числа первых следует упомянуть:
серийные реактивные истребители МиГ-9, МиГ-15, МиГ-15бис;
два опытных варианта самолета МиГ-15 - СП-1 и СП-5 с бортовыми радиолокационными станциями "Торий" (СП-1) и "Изумруд" (СП-5), которые располагались в верхней части воздухозаборника.
Самолеты с БРЛС "Торий", "Коршун" получили отрицательную оценку во многом из-за сложности работы летчика с радиолокатором и малой надежности; "Изумруд" оценен более высоко и был с успехом позднее использован на самолетах МиГ-17 и МиГ-19.
Семейство самолетов МиГ-17
В рамках работ по самолету созданы варианты с бортовыми радиолокаторами для авиации ПВО— МиГ-17Ф, МиГ-17П, МИГ-17ПФ, МиГ-17ПФУ.
МиГ-17Ф (СП-2) использовал БРЛС "Коршун" (модификация РЛС "Торий"), имел одну пушку НР-23. Опытный самолет получил отрицательное заключение из-за сложности работы с РЛС, ее низкой надежности, сложности рулежки и взлета с подвесными топливными баками емкостью по 600 л.
МиГ-17П (СП-7) имел БРЛС "Изумруд" (РП-1) и был вооружен тремя пушками ПР калибра 23 мм. Самолет стал первым достаточно массовым истребителем с БРЛС.
2.3.4. Истребитель МиГ-17ПФ
Данные
МиГ-15
МиГ-15 бис
МиГ-17 ПФ
МиГ-19П
МиГ-21 Ф-13
МиГ-21 ПФМ
МиГ-21 МФ
МиГ-21 бис
МиГ-21-
93
МиГ-23П
МиГ-29
МиГ- 29СМТ
Год начала выпуска
1948
1950
1952
1954
1960
1964
1970
1971
1997
1977
1982
1998
Двигатель
РД-45Ф
ВК-1
ВК-1Ф
АМ-9Б
Р-11Ф-300
Р-11Ф2С-
300
Р-13-300
Р-25-300
Р-35-300
РД-33
РД-33
Тяга, кгс
2270
2700
3380
2x3250
5740
6175
6480
7100
13000
2x8300
2x8300
Взлетная масса, т
4,806
5,044
5,620
7,348
7,370
7,820
8,900
8,725
8,825
14,700
15,300
16,900
Максимальная скорость, км/ч
1031
1044
1123
1430
2175
2230
2230
2175
2500
2450
2400
Потолок, км
15,2
15,5
16,3
17,5
19
18,5
17,3
, 17,8
17,3
18,5
18
17,5
Дальность полета без ПТБ, км
1420
1330
1100
1474
1300
1300
1050
1210
1950
1500
2200
Ракетное вооружение: "воздух-воздух"
-
-
-
2хР-ЗС
2хР-ЗС
Р-ЗС или
Р-ЗР
2хРЗ или 4хК-60
2хР-27 илн
4хРВВ или
4хР-73
2хР-23
(Р-24) или 4хР-ЗС или бхР-60
2хР-27+
4хР-73 или
6хР-73
6-8 шт. типа Р-27, РВВ-АЕ, Р-73
Пушки
1хН-37+
2хНР-23
1хН-37 +
2хНС-23
1хН-37 +
2хНС-23
ЗхНР-ЗО
lx НР-30
ГШ-23 $ контейнере
ГШ-23
ГШ-23
ГШ-23
ГШ-23
ГШ-301
ГШ-301
РЛС
-
-
РП-1 "Изумруд"
-
цд-зот (РП-21)
РП-22 ("Сапфир-21")
"Копье"
"Сапфир- 23МЛ"
Н019
"Жук-М"
Бортовой вычислитель
-
-
-
-
-
-
Ц-175
Аналоговый в составе СУВ
Две Ц-100 в составе комплекса
БЦВМ
КРУ
-
-
-
-
"Лазурь"
"Лазурь-М"
"Лазурь-М"
"Бирюза"
"Бирюза"
"Бирюза"
"Бирюза"
Автопилот
-
-
-
-
-
КАП-2
АП-155
САУ-23ЕСН
САУ-23
САУ-451
САУ-917
Таблица 2.3.4
Основные характеристики истребителейОсновные характеристики истребителей
Основные характеристики истребителей
Основные характеристики истребителей
МиГ-17ПФ (СП-7Ф) отличался от МиГ-17П в основном установкой двигателя с форсажной камерой ВК-1Ф, что улучшило его динамические характеристики (рис. 2.3.4). Самолет был запущен в массовую серию, в том числе в Польше (Ыт-5П) и Чехословакии (С-104).
МиГ-17ПФУ (СП-6) — переоборудование строевых самолетов МиГ-17ПФ под новое вооружение с доработкой БРЛС. Самолет получил четыре управляемых ракеты РС-2УС (индекс опытных ракет К-5), пушечное вооружение при этом демонтировалось.
Семейство самолетов МиГ-19
На базе первого в стране сверхзвукового самолета МиГ-19 (рис. 2.3.5) для частей ПВО были созданы серийные модификации:
МиГ-19П — вариант с РЛС РП-1 и двумя пушками НР-30;
МиГ-19ПМ с РЛС "Изумруд-2", четырьмя ракетами К-5М. Под тем же названием МиГ-19П (вариант СМ-3) строится самолет с более мощными двигателями Р-3-26 и измененным конусом воздухозаборника, что обеспечило увеличение скорости полета до 1930 км/ч и высоты полета до 18 км;
МиГ-19СВ - облегченный вариант МиГ-19С с новым высотным снаряжением и форсированными двигателями АМ-9БФ и АМ-9БФ-2, которые обеспечивали потолок свыше 20 км. Создание этой модификации вызывалось необходимостью перехвата высотных разведчиков типа U-2 и RB-57, совершавших до сбития U-2 под Свердловском достаточно частые полеты над СССР.
Рис. 2.3.5. Истребитель МиГ-1911
Кроме того, были разработаны опытные самолеты:
СМ-12ПМ с двигателями Р-3-26, подвижным конусом воздухозаборника, в котором размещалась РЛС ЦД-ЗО; вооружение - две ракеты РС-2У;
СМ-12ПМУ, отличавшиеся от СМ-12ПМ размещением под фюзеляжем ракетного ускорителя РУ-013 с тягой 3 т (ЖРД); на этом же самолете проходила испытания опытная аппаратура передачи команд наведения "Горизонт", новый ответчик госопознавания и радиовысотомер;
МиГ-19СУ - дальнейшее развитие СМ-12ПМУ с установкой РЛС "Изумруд" ("Алмаз" ЦД-ЗО). Достигнута высота полета до 24 км, скорость 1800 км/ч, построено 5 самолетов;
МиГ-19С (СМ-9/ЗТ) - самолет для отработки ракеты К-13 (Р-3);
СМ-11 — самолет для отработки инфракрасной аппаратуры "Ястреб".
Семейство самолетов МиГ-21
Самолеты МиГ-21 выпускались длительное время, создано большое их количество (свыше 40 модификаций).
В качестве боевых самолетов для авиации ПВО могли использоваться специальные модификации (МиГ-21П, МиГ-21ПФ, МиГ-21ПФМ), имеющие ракетное вооружение, БРЛС и аппаратуру командной линии наведения; общие для ПВО и ВВС, такие, как МиГ-21С, МиГ-21СМ, МиГ-21МФ, МиГ-21МТ, МиГ-21СМТ, МиГ-21бис, первая крупносерийная модификация с ракетным вооружением МиГ-21Ф-13. В настоящее время ведутся работы по модернизации самолетов МиГ-21бис - МиГ-21-93, а также самолетов более ранних типов.
Характеристики ряда модификаций самолетов МиГ приведены в табл. 2.3.4.
Самолет МиГ-21Ф-13, рис. 2.3.6, начали серийно выпускать в 1960 г. (опытный самолет— в 1959 г.). Двигатель— Р-11Ф-300, вооружение— две ракеты К-13 (Р-ЗС) с инфракрасными головками самонаведения. В носовом конусе устанавливался радиолокационный дальномер СРД-5, сопряженный с оптическим прицелом АСП-5НД.
Рис. 2.3.6. Истребитель МиГ-21Ф-13
На самолеты МиГ-21П, МиГ-21ПФ, МиГ-21ПФМ при том же вооружении (на МиГ-21ПФМ дополнительно реализована возможность подвески под фю-
зеляжем пушечного контейнера с пушкой ГШ-23) устанавливались: в носовом конусе БРЛС ЦД-ЗОТ (РП-21), бортовая часть линии передачи команд наведения с земли "Лазурь" и одноканальный (по крену) автопилот КАП-2. Основное отличие- силовая установка: на МиГ-21П- двигатель Р-ПФ-300, на МиГ-21ПФ- более мощный Р-11Ф2-300 (форсажная тяга 6120 кг), а на МиГ-21 ПФМ - двигатель Р-11Ф2С-ЗОО с отбором воздуха для сдува пограничного слоя и стартовые пороховые ускорители СПРД-99 с тягой 2x2500 кг, что обеспечило сокращение длины разбега до 360...430 м, а пробега с учетом торможения колес, с выпуском тормозного парашюта и использованием системы сдува пограничного слоя - до 420 ... 500 м. Самолеты данных типов выпускались на заводах в Москве, Нижнем Новгороде, а также в Польше и Чехословакии.
На самолетах МиГ-21С, МиГ-21СМ, МиГ-21МФ, МиГ-21МТ, МиГ-21СМТ внедрена усовершенствованная БРЛС "Сапфир-21" (РП-22), которая, как правило, поставлялась совместно с трехканальным автопилотом АП-155 и модернизированной бортовой аппаратурой наведения "Лазурь-М". Если МиГ-21С имел еще пушечный контейнер, то, начиная с МиГ-21СМ, на самолете размещалась встроенная пушка. Число управляемых ракет возросло до четырех, расширилась их номенклатура за счет внедрения Р-ЗР (К-13Р- вариант с полуактивной радиолокационной головкой самонаведения), а затем в строю, по бюллетеням самолеты были доработаны под применение ракет Р-60 (Р-60М).
Если самолет МиГ-21 С имел двигатель Р-11Ф2 С-300 с форсажной тягой 6175 кг, то самолеты с МиГ-21 СМ получили двигатель Р-13 с тягой 6480 кг. На самолетах МиГ-21СМТ увеличился запас внутреннего топлива за счет размещения его в гаргроте.
Последними серийными самолетами явились МиГ-21бис (рис. 2.3.6) с двигателем Р-25-300, ракетами Р-60 (Р-60М). В настоящее время созданы модернизированные самолеты МиГ-21-93 (на базе ранее выпущенных самолетов МиГ-21бис), имеющие современную систему управления вооружением с БРЛС "Копье", современный комплекс бортового оборудования и вооружение, включающее ракеты класса "воздух-воздух" средней дальности (Р-27Р, Р-27Т, РВВ-АЕ) и малой дальности пуска Р-73.
Самолет МиГ-23
В принципе все серийные модификации этих самолетов-истребителей могли использоваться в авиации ПВО страны: МиГ-23С, МиГ-23М, МиГ-23МЛ, МиГ-23МЛД; одна из серийных модификаций- МиГ-2311 (рис. 2.3.7) - создавалась специально для авиации ПВО. Могли с успехом использоваться и последние опытные модификации (23-47) и (23-57) с повышенной маневренностью, ракетами Р-73, с наиболее мощными средствами радиоэлектронного противодействия; варианты со снижением заметности в радиолокационном диапазоне. К этому времени уже началось серийное производство МиГ-29. За длительное время выпуска самолетов сменилось несколько типов двигателей, РЛС, менялся состав вооружения (табл. 2.3.5).
Данные по модификациям истребителя МиГ-23
Модификация
Двигатель
РЛС
Вооружение
МиГ-23С
Р-27Ф-300
"Сапфир-21"
4хР-ЗС (Р-ЗР), ГШ-23
МиГ-23М
Р-29-300
"Сапфир-23 ДШ"
4хР-23(Р-24) или 4хР-3, ГШ-23
МиГ-23МЛ
Р-35-300
"Сапфир-23МЛ"
4хР-23 (Р-24) или 4хР-3, или Р-60, ГШ-23
МиГ-23МЛД
Р-35-300
"Сапфир- 23 МЛ Д"
Р-24Р, Р-24Т, Р-60, Р-73
Характеристики МиГ-2311 даны в табл. 2.3.4.
Самолеты МиГ-23 имели:
крыло изменяемой геометрии, что обеспечивало рост дальности и продолжительности полета, увеличение приборной скорости, снижение уровня перегрузок от турбулентности атмосферы;
РЛС типа "Сапфир-23", обеспечивающую обнаружение целей как на фоне земли, так и в свободном пространстве;
теплопеленгатор обнаружения воздушных целей (ТП-23);
средства радиоэлектронного противодействия (РЭП);
высокий уровень автоматизации полета;
совмещение на индикаторе лобового стекла (ИЛС) сигналов о воздушной обстановке от РЛС или теплопеленгатора и параметров, необходимых для управления самолетом;
достаточно эффективные ракеты средней дальности пуска (впервые на легком самолете) Р-23 и Р-24 с полуактивными радиолокационными (Р-23Р, Р-24Р) и тепловыми (Р-23Т, Р-24Т) головками самонаведения.
Рис.2.3.7. Истребитель МиГ-23П
10 - 4094
У самолетов МиГ-23 в авиации ПВО оказался наименьший часовой расход топлива и незначительные эксплуатационные расходы по сравнению с такими истребителями-перехватчиками, как МиГ-25, МиГ-31, Су-27, что в условиях перестройки стало фактором, определившим их долгую жизнь в авиации ПВО.
Самолет МиГ-29
Истребители МиГ-29 проектировались как универсальные для использования в ВВС и для ПВО страны.
На вооружении ВВС России состоят истребители МиГ-29 и МиГ-29С (рис. 2.3.8), построены опытные партии самолетов МиГ-29СМТ, а также ряд модификаций для флота и экспорта, опытные самолеты с базированием на укороченных ВПП (взлет с трамплина, посадка на аэрофинишер), со снижением уровня заметности.
Рис. 2.3.8. Истребитель МиГ-29Рис. 2.3.8. Истребитель МиГ-29
Рис. 2.3.8. Истребитель МиГ-29
Рис. 2.3.8. Истребитель МиГ-29
Под индексом МиГ-29 выпускались две модификации, конструктивно отличающиеся друг от друга (заводские индексы 9.12 и 9.13). Самолет 9.13 мог нести дополнительно или два подкрыльевых подвесных топливных бака, или увеличенную до 3 т бомбовую нагрузку. В табл. 2.3.4 даны характеристики самолета 9.12.
Самолеты МиГ-29С отличаются от МиГ-29 (на базе 9.13) в основном модифицированной РЛС, обеспечивающей применение ракет средней дальности с активной радиолокационной головкой самонаведения Р-77 (ее экспортный вариант - РВВ-АЕ) с возможностью подвески до шести ракет на самолет, а также одновременный обстрел двух целей этими ракетами и улучшение помехозащищенности станции.
Самолет МиГ-29М обладает значительными конструктивными отличиями и имеет:
увеличенный запас внутреннего топлива;
более мощные двигатели;
систему дистанционного управления;
новую приборную доску с двумя дисплеями;
полностью новый комплекс оборудования с многофункциональной РЛС Н-010, обеспечивающей более высокие параметры работы как по воздушным целям, так и в режиме "воздух-поверхность";
более совершенную оптико-локационную станцию, обеспечивающую большие дальности обнаружения и работу по целям в переднюю полусферу;
новый комплекс радиоэлектронного противодействия;
новый комплекс связи.
Увеличено число точек подвески до девяти, еще на 1 т возросла величина полезной нагрузки, в состав вооружения введены ракеты класса "воздух- поверхность" и корректируемые бомбы.
К сожалению, экономические трудности не позволили полностью завершить летные испытания и развернуть крупномасштабное производство, хотя все заявленные характеристики были получены и зафиксированы в положительной оценке акта предварительных Государственных испытаний.
В рамках темы по МиГ-29СМТ получены результаты, во многом превосходящие достижения МиГ-29М, использована новейшая элементная база по вычислительной технике, архитектура комплекса с мультиплексными линиями связи, применяются полноцветные, крупноразмерные индикаторы на жидких кристаллах; увеличен запас внутреннего топлива, реализована возможность дозаправки в воздухе с использованием убирающейся штанги и др. Важнейшей особенностью является возможность внедрения достижений на ранее выпущенных самолетах; ведутся работы по дальнейшему развитию МиГ-29СМТ, по результатам которых могут значительно возрасти возможности как перехватчика, так и многофункционального истребителя.
Линия универсальности самолетов закладывается в основу ведущих работ по проектированию новых самолетов, над созданием которых продолжает работу АНПК "МиГ".
Специализированные самолеты
К числу специализированных самолетов, созданных или разрабатываемых АНПК "МиГ", можно отнести:
учебно-боевые самолеты, созданные на базе боевых самолетов МиГ-9, МиГ-15, МиГ-21, МиГ-23, МиГ-25, МиГ-29 (в ряде случаев создавалось несколько модификаций учебно-боевых самолетов, например: МиГ-21 У, МиГ-21 УС, МиГ-21 УМ, МиГ-21У-99);
учебно-тренировочный самолет МиГ-AT, который может использоваться также для разведки погоды, при поисковых операциях и т.д.;
мишени на базе выработавших свой летный ресурс самолетов МиГ-15, МиГ-17, МиГ-21;
самолет МиГ-17 с линзами Люнеберга для оценки дальности действия наземных и бортовых РЛС;
самолеты-ретрансляторы.
ОКБ им. А.И. Микоянамодернизирует свои истребители
АНПК "МиГ" имеет достаточно большой опыт глубокой модернизации самолетов. Так, после перелета в 1979 г. в Японию новейшего для того времени перехватчика МиГ-25П было принято решение о разработке МиГ-25ПД и модернизации на его базе всего ранее выпущенного парка; по заказу ВВС модернизировали практически все самолеты МиГ-25. Ныне завершается работа по модернизации истребителя МиГ-21бис в МиГ-21-93, обеспечивающая существенный рост боевых возможностей при относительно небольших затратах.
Работа по модернизации прежде всего массовых боевых самолетов, состоящих на вооружении многих стран, вызвана следующими обстоятельствами:
по большинству летных характеристик эти машины не уступают истребителям 4-го поколения;
сроки службы могут быть продлены, как минимум, до 2010—2015 гг.;
самолеты освоены летным и техническим составом;
полностью имеются необходимые системы логистики (системы наземной поддержки);
по боевой эффективности модернизированные самолеты сравнимы с самолетами следующего поколения;
возможно обеспечение многофункционального применения самолета.
Подходы к модернизации самолетов
Выбор рационального варианта модернизации оказался достаточно сложным по причине того, что самолеты МиГ выпускались в течение длительного времени в качестве истребителей, перехватчиков, учебно-боевых самолетов, а некоторые — еще и ударных самолетов. В каждом семействе несколько раз менялись двигатели, радиолокаторы, конструкция планера, объем внутреннего топлива.
АНПК "МиГ" сформировал новую комплексную стратегию модернизации, опирающуюся на следующие принципы:
Использование пакетного метода модернизации, предполагающего: изменение архитектуры бортового комплекса и информационно-управляющего поля; размещение новых или модернизированных РЛС, оптико-локационных систем и вооружения; доработку по самолету и самолетным системам; установку новых систем бортовой авионики; установку систем логистики.
Выбор базовых вариантов модернизации. Для истребителей предлагаются два варианта: с максимальной боевой эффективностью и с минимальной стоимостью при обеспечении применения новых типов ракет класса "воздух- воздух".
Одновременное проведение комплекса работ по модернизации авиационной техники, мероприятий по профилактике и ремонту самолетов, продлению срока службы и ресурса, а также создание совместных предприятий по обеспечению эксплуатации, производства и поставок запасных частей и расходных материалов. 4
Пакетный метод модернизации самолетов МиГ включает ряд мероприятий по последовательному совершенствованию истребителей, оборудования, эксплуатации.
1-й пакет:
изменение архитектуры бортового комплекса, в том числе установка бортовых автоматизированных систем управления, многофункциональных дисплеев, цифровых вычислителей, мультиплексных каналов информационного обмена;
обеспечение применения управляемого оружия - Р-27Р(ЭР), Р-27Т(ЭТ), РВВ-АЕ, Р-73, Х-31А, Х-31П, Х-25МП, Х-29Т, Х-25МТ, КАБ-500КР, КАБ-500Л, Х-29Л, Х-25МЛ;
размещение новых и модернизированных РЛС, информационных систем ИНС - СНС, цифровых СВС, оптико-электронных прицелов, авиационных подвесных контейнеров с аппаратурой, новых пусковых и катапультных установок,адаптеров;
доработка планера, систем управления оружием.
2-й пакет:
продление срока службы и ресурса;
установка систем дозаправки в воздухе и обеспечения встречи с танкером;
обеспечение снижения заметности в РЛ-диапазоне;
увеличение боевой живучести;
доработка систем энергоснабжения, охлаждения и др.
3-й пакет:
установка средств РЭП (станций предупреждения об облучении, станций активных помех, систем выброса помех, дополнительных сенсоров); новых средств радионавигации, госопознавания и ответчиков УВД, аварийных самописцев, радиомаяков;
доработка планера.
4-й пакет:
создание центров планирования, анализа, радиоэлектронной борьбы, разведки; совместных предприятий по обеспечению эксплуатации;
разработка технической позиции по подготовке оружия;
изготовление дополнительного оборудования.
Ниже приводятся краткие характеристики некоторых из базовых вариантов модернизации самолетов МиГ.
МиГ-21-93. Этот вариант предусматривает установку на МиГ-21бис новой системы управления вооружением на базе многофункциональной РЛС "Копье". БРЛС "Копье" имеет следующие режимы.
При работе по воздушным целям:
обнаружение и сопровождение целей в свободном пространстве и на фоне земли (моря) с выдачей целеуказания на ракеты с тепловыми и радиолокационными головками самонаведения и СПВ;
сопровождение в режиме обзора нескольких целей и атака ракетами;
режим быстрого поиска - ближний бой.
При работе по поверхности:
картографирование действительным лучом (низкое разрешение);
картографирование в режиме синтезированной апертуры (высокое разрешение);
укрупнение масштаба выбранного участка карты;
измерение координат цели, выбранной на земле (море).
Самолет вооружается ракетами класса "воздух-воздух" средней дальности Р-27, РВВ-АЕ и малой дальности Р-73; для действий по наземным и надводным целям - ракетами Х-25М, корректируемыми бомбами КАБ-500КР. На борту устанавливаются: индикатор на лобовом стекле, нашлемная система целеуказания, многофункциональные дисплеи, инерциально-спутниковая навигационная система, цифровая система воздушных сигналов, средства радиоэлектронного противодействия, модернизируемые системы энергоснабжения, регистрации и др.
МиГ-21-98-1. В этом варианте на МиГ-21М улучшен обзор летчику и устанавливаются бортовая автоматизированная система управления и диалога с экипажем верхнего уровня (БАСУ) и малогабаритная РЛС с уменьшенной потребляемой мощностью. Состав вооружения и остального оборудования близок к МиГ-21-93. Доработки коробки приводов и установки новых генераторов не требуется.
МиГ-23-98. Является базовым вариантом модернизации всех типов истребителей МиГ-23, предполагающим установку бортовой автоматизированной системы управления, многофункциональной РЛС, модернизированных ИНС и СВС, новых средств радионавигации и РЭП. Вооружен ракетами класса "воздух-воздух" семейства Р-27, РВВ-АЕ, Р-73 (при сохранении ракет с ИК-головками самонаведения Р-24Т, Р-23Т, Р-60); управляемым оружием по наземным целям, кораблям и работающим РЛС: КАБ-500КР, Х-31А/П, Х-29Т/ТД, а также ракетами семейства Х-29М.
Один из вариантов модернизации (МиГ-23-98-1) предусматривает замену БРЛС "Сапфир-23" на БРЛС "Жук-М" (разработчик - ОАО "Фазотрон-НИИР"). В дополнение к основным режимам работы БРЛС "Сапфир-23" новая станция "Жук-М" располагает следующими возможностями. В режиме "воздух-воздух":
дальномерно-поисковый режим и сопровождение;
сопровождение на "проходе" восьми целей с одновременной атакой двух из них;
технические характеристики: дальность обнаружения цели типа истребителя - 90 км в ППС и 40 км в ЗПС; углы сопровождения ± 60° в горизонтальной и вертикальной плоскостях; средняя мощность передатчика более 1 кВт; масса 100 кг.
В режиме "воздух - поверхность":
картографирование при поиске наземной или морской цели методами реального луча, доплеровского обужения луча, синтезирования апертуры антенны;
обнаружение движущихся наземных (морских) целей;
измерение дальности до земли.
По всем самолетам МиГ-23 при модернизации проводится также комплекс мероприятий, включающий снижение заметности, установку системы дозаправки в воздухе, новой авионики, большого набора аппаратурных контейнеров, обеспечивающих расширение номенклатуры оружия.
Модернизация МиГ-31. Если самолеты МиГ-31 являются специализированными дальними перехватчиками, то модернизированный МиГ-31 стано-
вится многофункциональным истребителем, способным нести высокоточное оружие для поражения воздушных и наземных целей. Бортовая система управления вооружением (СУВ) "Заслон" и входящая в ее состав БРЛС доработаны для обеспечения режимов "воздух-поверхность".
Помимо управляемых ракет класса "воздух-воздух" большой дальности Р-37 модификация МиГ-31 оснащена ракетами средней дальности РВВ-АЕ, размещаемыми на подкрыльевых узлах, и ракетами ближнего воздушного боя Р-73; сохранены в составе вооружения и ракеты Р-40. Ударное вооружение самолета включает ракеты Х-ЗШ и Х-58, предназначенные для уничтожения радиолокационных станций системы ПВО противника. Могут быть также использованы противокорабельные ракеты Х-31А с активной ГСП, тяжелые корректируемые бомбы КАБ-1500Л/ТВ или КАБ-500КР. Максимальная масса бомбовой нагрузки достигает 9000 кг (шесть бомб ФАБ-1500).
Бортовое оборудование модернизированного самолета МиГ-31 обеспечивает возможность эффективного взаимодействия с зенитными ракетными комплексами ПВО. Кроме борьбы с воздушными и наземными целями этот самолет может использоваться и в качестве воздушного командного пункта.
Рис. 2.3.9. Оценка боевой эффективности модернизацииРис. 2.3.9. Оценка боевой эффективности модернизацииОтдельно необходимо отметить рост боевой эффективности модернизируемых самолетов. Результативность модернизации характеризуется повышением интегрального показателя - коэффициента боевого потенциала при действиях по воздушным и наземным целям и суммарно для истребителя (рис. 2.3.9).
Рис. 2.3.9. Оценка боевой эффективности модернизации
Рис. 2.3.9. Оценка боевой эффективности модернизации
по воздушным целям по наземным целям суммарная
Эффективность модернизированных самолетов МиГ-21-93 и МиГ-21-98 по отношению к прототипу МиГ-21бис по оценкам АНПК "МиГ" выше в 5-7 раз при работе по воздушным целям и в 2,5-3 раза при действиях по наземным целям. За счет модернизации БРЭО и вооружения эффективность модернизированного самолета МиГ-31 по сравнению с МиГ-31 возросла в 2,5 раза. Особо важно увеличение боевого потенциала при ведении дальнего ракетного боя, которое обеспечивается характеристиками новых РЛС и ракетами РВВ-АЕ. В этом случае по своим боевым возможностям комплексы МиГ-21-93, МиГ-21-98, МиГ-23-98 близки к F-16C и "Мираж"2000-5. Использование НСЦ, РЛС в режиме "Вертикаль", ракет Р-73 и средств РЭП значительно повышает возможности истребителя в ближнем маневренном бою.
Новые прицельные системы и управляемое оружие, более эффективное неуправляемое оружие (в том числе разовые бомбовые кассеты с самонаводя- щимися элементами), повышение точности навигации и прицеливания приводят к заметному росту боевого потенциала при действиях по наземным целям.
МиГ-29СМТ - новая модификация истребителя МиГ-29
Самолет МиГ-29 разрабатывался в соответствии с концепцией ВВС СССР 70-80-х годов, предусматривающей создание истребителей двух типов (легкого и тяжелого) в количественном соотношении от 3 : 1 до 4 : 1 в пользу легкого. При идентичности требований к маневренным характеристикам, номенклатуре оружия, составу и функциям бортовой авионики к легкому самолету предъявлялись более умеренные требования по дальности и продолжительности полета в сравнении с тяжелым и более дорогим истребителем.
Разработанный в соответствии с этой концепцией МиГ-29 построен в количестве свыше 1600 экземпляров и эксплуатируется в 25 странах. По уровню высотно-скоростных, посадочных, маневренных характеристик, степени надежности и безопасности полетов самолет МиГ-29 не уступает проходящим летные испытания зарубежным самолетам-истребителям 5-го поколения, а по ряду параметров, например тяговооруженности на режимах воздушного боя, их превосходит.
Учет значительных изменений в военно-политической обстановке, экономических возможностей стран - эксплуатантов самолетов и потенциальных покупателей, интересов ВВС России, анализ многолетнего опыта эксплуатации, учений ВВС показывает возрастающую значимость модернизации самолетов. При этом как модернизируемые, так и вновь поставляемые самолеты должны иметь:
значительно более высокие характеристики по дальности и продолжительности полета, особенно при использовании только внутреннего топлива;
многофункциональную РЛС;
современное управляемое оружие, включая ракеты класса "воздух- воздух" средней дальности с активной радиолокационной головкой самонаведения и широкий спектр высокоточного оружия для действий по наземным, морским и радиоизлучающим целям;
открытую архитектуру построения комплекса БРЭО, увеличение возможностей по диалогу с экипажем и взаимодействия с внешними информационными системами, возможность внедрения систем с искусственным интеллектом;
комплекс радиоэлектронного противодействия;
совместимость систем авионики, их соответствие стандартам инфраструктуры (радионавигация, связь, госопознавание, ввод маршрута, данные анализа полета и т. д.);
резко возросшие сроки службы и ресурс по двигателю, планеру и основным агрегатам с удешевлением и упрощением эксплуатации;
возможность подвески аппаратурных контейнеров;
расширение функций и условий боевого применения.
В течение ряда лет АНПК "МиГ" проводил техническую политику, которая заключалась в создании последовательного ряда модификаций: МиГ-29С, МиГ-29СД, МиГ-29СМ с улучшением характеристик РЛС, подвеской ракет РВВ-АЕ, Х-29Т, применением корректируемых бомб КАБ-500КР, увеличением бомбовой нагрузки до 4 т, внедрением подкрыльевых подвесных топливных баков, дозаправкой в воздухе, повышением ресурса, представляющих развитие работ по коренной модернизации - МиГ-29М (МиГ-33), которая, в
свою очередь, явилась базовой для ряда построенных (МиГ-29К) и проектируемых модификаций.
Использование идеологии МиГ-29М, опыта испытаний, современных достижений в области систем бортовой авионики и вычислительной техники позволило создать новую концепцию, сочетающую:
получение результатов по дальности полета, возможностям РЛС, интерьеру кабины, бортовой авионики, превосходящих характеристики МиГ-29М;
возможность модернизации ранее выпущенных самолетов, удешевление процесса производства и подготовки серийного выпуска.
На первом этапе создана базовая модификация, обеспечивающая решение следующих основных задач:
рост дальности и, соответственно, продолжительности полета;
создание открытой архитектуры бортового комплекса, нового информа- ционно-управляющего поля кабины;
реализация многофункциональности РЛС;
применение новых видов управляемого и неуправляемого оружия;
снижение эксплуатационных расходов.
На следующих этапах модернизации рассматриваются направления:
совершенствования двигателя с увеличением стендовой форсажной тяги, с управлением вектора тяги, с улучшением экономичности;
использования новых консолей крыльев с четырьмя точками подвески оружия на каждой, с размещением дополнительного количества топлива и повышением их несущих свойств;
внедрения новых видов оружия и более совершенной РЛС нового поколения с дальностью обнаружения целей типа истребитель 130... 150 км;
дальнейшего развития систем авионики.
В целях ускорения работ был создан ряд опытных самолетов семейства МиГ-29 для отработки новой топливной системы, информационно-управляю- щего поля, режимов "воздух-поверхность" БРЛС.
Самолет МиГ-29СМТ (рис. 2.3.10) демонстрировался на статической стоянке в 1997 г. во время Мосаэрошоу МАКС-97, а во время выставки 1LA-98 в
Рис. 2.3.10. Многофункциональный истребитель МиГ-29СМТ
Берлине - на статической стоянке и в воздухе. Презентационный полет истребителя МиГ-29СМТ (производственный индекс "9-17") в апреле 1998 г. явился началом совместных испытаний. Ниже представлены основные данные и возможности этого самолета.
Рост дальности полета обеспечен за счет введения накладных баков емкостью 1880 л в гроте. Самолет может также нести три подвесных топливных бака (ПТБ)- подфюзеляжный емкостью 1500 л и два под крылом на 1-й, 2-й точках подвески по 1150 л и иметь съемную штангу дозаправки топливом в воздухе. В результате дальность полета выросла до 2200 км (без подвесных топливных баков) и до 6500 км с подвесными баками и однократной дозаправкой. Устраняется главная претензия к МиГ-29 - недостаточная дальность действия. Становится возможным ведение воздушного боя на удалении 1550 км, а поражение наземных целей - свыше 1100 км. АНПК "МиГ" продолжает работы по дальнейшему наращиванию дальности за счет улучшения аэродинамики, размещения дополнительного топлива, роста емкости подвесных топливных баков, повышения экономичности двигателя.
Новая архитектура и интерьер кабины. Для самолетов-истребителей МиГ-29 была характерна структура специального бортового оборудования, состоящая из двух комплексов: радиолокационного и оптико-электронного прицельно-навигационного. В составе комплексов имеются ЦВМ, связанные друг с другом. В последних модификациях появились дополнительные цифровые вычислители в системах навигации, радиопротиводействия, управления оружием; происходила замена основных штатных ЦВМ на более современные.
Архитектура комплекса бортового оборудования МиГ-29СМТ основана на использовании:
центральной вычислительной системы верхнего уровня, обеспечивающей диалог с экипажем;
мультиплексного канала обмена информацией по стандарту ГОСТ 26765.52.87, соответствующему MIL-1553B, передачи телевизионной информации по стандарту ГОСТ-7849-79, соответствующему STANAG-3910;
двух крупногабаритных полноцветных жидкокристаллических индикаторов, многофункционального пульта с устройством ввода-вывода информации, в том числе картографической с помощью флеш-карт;
программной совместимости всех бортовых вычислительных средств с РС-компьютерами;■
видеорегистрации при решении широкого круга задач;
концепции пилотирования без снятия рук с органов управления, известной на Западе как принцип НОТ AS.
Для самолета МиГ-29СМТ разработано новое информационно-управ- ляющее поле кабины. Его основу составляют два многофункциональных индикатора; на них выводится прицельно-пилотажная и навигационная информация, а также данные о работе бортовых систем. На боковых панелях кабины размещены два многофункциональных пульта управления, один из которых используется для решения задач боевого применения, а другой
(с буквенно-цифровой клавиатурой) - задач навигации и управления средствами связи. В центральной части приборной доски помещен блок традиционных аналоговых пилотажных приборов. Информационно-управляющее поле кабины включает также доработанные органы управления на РУДе и РУСе для реализации принципа пилотирования без снятия рук, индикатор на лобовом стекле и нашлемную систему целеуказания. Обмен информацией осуществляется по стандарту M1L-STD-1553B.
РЛС "Жук-М" является дальнейшим развитием РЛС Н-010 "Жук". Станция может сопровождать несколько воздушных целей и обеспечивать одновременный обстрел ракетами двух из них. Основное отличие — в увеличении углов обзора по азимуту и наличии режимов "воздух-поверхность":
обзора поверхности реальным лучом;.
обзора местности в режиме доплеровского обужения луча;
обзора местности в режиме синтезированного антенного раскрыва;
селекции движущихся целей;
работы по морским целям, включая целеуказание и расчет зон возможных атак ракет класса "воздух-корабль" Х-31А и Х-35.
Функции, обеспечиваемые БРЛС "Жук-М" со щелевой антенной решеткой в режимах "воздух-воздух", включают:
обнаружение воздушных целей на встречных курсах на дальностях до 130 км;
селекцию по скорости и по дальности;
сопровождение на проходе нескольких целей (до 10 целей);
ближний бой, в том числе поиск на ИЛС по углу места и азимуту;
директорное управление при атаке нескольких целей.
Проводятся работы над дальнейшим повышением возможностей станции, например по увеличению дальности обнаружения воздушных целей. В радиолокационном прицельном комплексе РЛПК-29 вычислители серии Ц-100 заменены на современные разработки. В дальнейшем планируется установить БРЛС с фазированной антенной решеткой.
Вооружение. На самолете МиГ-29СМТ помимо арсенала, реализованного на последней версии МиГ-29СМ, могут быть использованы следующие возможности (рис. 2.3.11):
подвеска ракет Р-27 на 3-й, 4-й точках и подвесных топливных баков на 1 -й, 2-й точках;
применение ракет класса "воздух-корабль" Х-31А с дальностью пуска до 70 км и Х-35 с дальностью пуска до 130 км;
применение ракет класса "воздух-РЛС" Х-ЗШ с дальностью пуска до 110 км;
применение ракет, корректируемых бомб и снарядов с лазерными головками самонаведения Х-29Л, Х-25МЛ, КАБ-500Л, С-1ЗЛ (должен быть установлен оптико-электронный контейнер, решающий, кроме того, задачи круглосуточного обнаружения, распознавания и атаки малоразмерных целей неуправляемым оружием и навигации);
Рис. 2.3.11. Вооружение самолета МиГ-29СМТ
увеличение боевой нагрузки до 4,5 т с применением новых типов бомб, в том числе калибра 1500 кг, и неуправляемых снарядов.
В состав подвесного вооружения МиГ-29СМТ включены новые ракеты класса "воздух-воздух" средней дальности РВВ-АЕ, серийно выпускаемые в России. Прорабатываются вопросы наращивания числа подвешиваемых ракет, предусмотрена адаптация борта к перспективным российским разработкам, в том числе ракет класса "воздух-воздух" большей дальности.
Эксплуатация. Значительное снижение стоимости эксплуатации обеспечивается:
переходом на эксплуатацию по состоянию с отказом от дорогостоящих капитальных ремонтов;
внедрением модульности в конструкцию двигателя с возможностью замены модулей в условиях строевых частей;
совместимостью с концепцией логистики и инфраструктуры стран- заказчиков самолета;
внедрением новых технологий эксплуатации, оптимизацией наборов запчастей и расходных материалов.
Работы по дальнейшему росту ресурса, календарных сроков службы, эксплуатационных характеристик продолжаются.
Кроме перечисленного возможны:
поставка самолета со сниженным более чем на порядок уровнем радиолокационной заметности в ППС, что сокращает дальность обнаружения самолета МиГ-29СМТ в два раза;
усиление средств защиты от ракет с ИК-головками самонаведения;
установка съемной брони кабины пилота;
подвеска контейнеров с оптико-электронными прицельно-навигационными системами круглосуточного действия и широкодиапазонной станцией помех.
В дальнейшем развитии предусматривается размещение на борту МиГ-29СМТ комплекса средств радиоэлектронного противодействия в составе:
системы предупреждения об облучении расширенного диапазона, в том числе с функциями целеуказания противорадиолокационным ракетам (СПО-29);
широкодиапазонной станции активных радиопомех повышенной эффективности (в контейнере) (МСП-29);
системы отстрела ложных тепловых целей, дипольных отражателей и одноразовых станций помех с автоматическим управлением отстрелом СПО или летчиком;
детекторов обнаружения атакующих ракет;
аппаратуры управления и целеуказания ГСП противорадиолокационных ракет.
Реализация мероприятий по первому этапу программы МиГ-29СМТ обеспечивает (при незначительном росте стоимости самолета) существенное снижение стоимости эксплуатации и резкий рост показателей по критерию "эффективность-стоимость" (рис. 2.3.12).
Рис.2.3.12. Показатели стоимости и эффективности МиГ-29СМТ
Истребитель завоевания господства в воздухе МиГ-29 превратился в многофункциональный боевой самолет, способный эффективно решать и истребительные, и ударные задачи. Он может быть разведчиком, истребителем- перехватчиком, штурмовиком, командным пунктом. Решение разведывательных задач выполняется при использовании штатных систем оборудования за счет подвесок контейнеров с разведывательной аппаратурой и применения в качестве носителя или ретранслятора данных дистанционно пилотируемых
летательных аппаратов. На базе самолета МиГ-29СМТ возможно создание многофункционального самолета корабельного базирования.
Создание самолета МиГ-29СМТ повысило интенсивность работ и по модернизации учебно-боевого самолета МиГ-29УБ. На модернизированном самолете МиГ-29УБТ внедряется новая архитектура бортового комплекса и интерьер кабины, идентичные МиГ-29СМТ; устанавливается новая многофункциональная РЛС "Оса" с ФАР; кардинально расширяется арсенал управляемого оружия. Наличие второго члена экипажа при решении ряда задач, например обнаружения и группового применения по малоразмерным наземным целям при использовании оптико-электронного контейнера в режиме узкополосного (~1°) поля зрения, а также наведения ракет с телевизионно-командным наведением, значительно повышает эффективность боевых действий.
Летно-технические характеристики МиГ-29СМТ
Экипаж, чел 1
Силовая установка 2 х РД-33
Тяга лвигателя взлетная, кто 8300
Взлетная масса, кг: нормальная 16 900
максимальная 22 400
Масса боевой нагрузки максимальная, кг 4500
Запас топлива внутренний, кг 4775
Дальность полета, км: без ПТБ 2200
с одним ПТБ 2800
с тремя ПТБ 3500
Практический потолок, км 17,7
Скорость максимальная, км/ч 2400
Тяговооруженность (Н=0, М= 1) 1.5
Скороподъемность, м/с 330
Перегрузка максимальная 9
Количество ракет класса "воздух - воздух" 6
Некоторые итоги и перспективы
Основными вехами творческого труда коллектива ОКБ им. А.И. Микояна за почти 60 лет его истории стали массовые истребители авиации ПВО страны. Среди них необходимо отметить:
МиГ-17П, МиГ-17ПФ, МиГ-17ПФМ - первые массовые одноместные истребители с бортовой РЛС, вооруженные управляемыми ракетами класса " воздух-воздух";
МиГ-19П и его модификации — первые сверхзвуковые перехватчики большой высотности, с БРЛС, с управляемым оружием. На них получен первый опыт работы и обоснована необходимость систем автоматизированного наведения на цель;
МиГ-21 и МиГ-23 (созданы специализированные варианты для ПВО, кроме того, обеспечена возможность всепогодного круглосуточного перехвата истребителями ВВС). Для этих самолетов разработаны бортовые комплексы, включающие БРЛС, теплопеленгатор (на МиГ-23), вычислительное устройство, аппаратуру приема команд наведения, автопилот и управляемые ракеты с 158
радиолокационными и инфракрасными головками самонаведения. Обеспечено применение нескольких типов ракет на борту носителя. Самолет МиГ-23 впервые позволил обнаруживать и атаковать цели на фоне земли; он получил ракеты средней дальности;
МиГ-25 и его модификации — первый массовый перехватчик специальной постройки; выпущено около 1000 самолетов, обеспечивающих надежную защиту регионов от скоростных и высотных целей;
МиГ-31 - наиболее совершенный в мире специализированный перехватчик массовой постройки. Впервые на нем отработана БРЛС с фазированной антенной решеткой, многоканальным обстрелом целей и впервые в стране — ракеты класса "воздух-воздух" большой дальности пуска. Эффективен по всем видам целей — от высотных сверхзвуковых, до низколетящих со сниженной заметностью. Выпущено несколько сотен экземпляров. Имеет уникальные возможности по групповым действиям. Обеспечил защиту от противника стратегических направлений.
Самолеты вспомогательного назначения обеспечили подготовку и тренировку летного состава, проведение испытаний и учений.
Самолеты МиГ успешно прошли испытания Великой Отечественной войны, обеспечили неприкосновенность границ Родины, показали высокие боевые качества во время конфликтов в небе Кореи, Вьетнама, Индии, Среднего Востока.
Поставки самолетов и передача накопленного опыта значительно помогли организации ПВО многих дружественных стран.
Современное экономическое положение страны предъявляет требования, которые обусловливают:
проведение модернизации, в первую очередь МиГ-31 и МиГ-29, со значительным расширением их возможностей, с обеспечением многофункциональности, снижением заметности, уменьшением уровня потерь, в том числе из-за роста боевой живучести, при существенном снижении стоимости жизненного цикла за счет роста ресурса и перехода на эксплуатацию "по состоянию";
внедрение самолета МиГ-AT с малой стоимостью летного часа, что позволит увеличить налет летного состава и экономию ресурса боевых самолетов;
создание самолета РЛДН на базе МиГ-110, имеющего высокие возможности обнаружения малозаметных целей и многофункциональность при на порядок меньшей стоимости летного часа и уменьшенных расходах топлива;
проведение проектных и экспериментальных работ по многофункциональным боевым самолетам 5-го поколения и беспилотной технике, обеспечивающих качественное превосходство в конфликтах первой половины XXI века.
Развитие, совершенствованиеи использование в задачах ПВОистребителей ОКБ им. П. О. Сухого*
Фрагменты истории
Разработки фирмы Сухого в соответствии с требованиями ПВО
В начале 50-х годов ведущие КБ мира приступили к разработке 2-го поколения реактивных истребителей, способных значительно превысить скорость звука. За рубежом работы над созданием сверхзвуковых истребителей очень интенсивно велись такими известными американскими фирмами, как Локхид, Макдоннелл, Конвэр; французской фирмой Дассо создавался сверхзвуковой "Мираж" III, в Швеции - SAAB J-35.
В условиях разгоравшейся "холодной войны", когда с нашей страной пытались разговаривать только с позиции силы, перед авиационной промышленностью возникла настоятельная необходимость создания сверхзвуковых истребителей-перехватчиков, способных совместно с развивающимися ракетными войсками надежно защитить наши воздушные границы от сверхзвуковых высотных бомбардировщиков и разведчиков военно-воздушных сил стран НАТО.
Конструкторское бюро П. О. Сухого после четырехлетнего перерыва было воссоздано в мае 1953 г., и уже летом этого же года на рассмотрение научно-технического совета Министерства авиационной промышленности были предъявлены эскизные проекты истребителей-перехватчиков со стреловидными и треугольными крыльями После их рассмотрения принимается решение строить истребитель-перехватчик с треугольным крылом. Основные параметры, выбранные П. О. Сухим тогда, в 1953 г., поражали смелостью и дальновидностью: тяговооруженность, близкая к единице, нагрузка на крыло около 300 кг/м2. Двигатель А. О. Люльки находился в стадии проектирования, но для обеспечения заданных перехватчику характеристик нужен был именно такой мощный двигатель.
На самолете были применены такие новшества, как поворотный стабилизатор, двухкамерный гидроусилитель управления рулями, сдвижной фонарь кабины, катапультируемое кресло КС-1, за создание которого начальнику бригады была присуждена Ленинская премия. Но самым главным новшеством, характерной особенностью выбранной аэродинамической схемы было
В написании подраздела принимал участие Б. Д. Козловских.
треугольное крыло. Генеральный конструктор П. О. Сухой и его помощники выставили в пользу такого крыла следующие веские аргументы: крыло, не переставая быть стреловидным, сохраняло высокие скоростные характеристики самолета, обеспечивая при этом увеличение дальности полета, маневренности, надежности. Конструкция самолета с треугольным крылом резко отличалась от ранее изготавливаемых в серийном производстве, а именно - почти полностью отсутствовали сварные узлы, широко применявшиеся на ранее строившихся самолетах. Их заменяли крупные детали, изготавливаемые штамповкой или литьем, и эта технология являлась новейшим достижением отечественного авиастроения.
Попутно решена еще одна важная технологическая и конструктивная задача - внутри крыла помещен силовой кессон, который одновременно стал служить и топливным баком, причем топливо заливалось непосредственно в конструкцию самолета. Идея герметизированного бака-кессона широко использовалась в дальнейшем на самолетах конструкции И. О. Сухого и других КБ.
На первом истребителе-перехватчике с треугольным крылом и центральным воздухозаборником установили одну из первых авиационных радиолокационных станций "Алмаз", состоящую, по существу, из двух станций: обзорной и прицельной. Обзорная РЛС имела три антенны, которые размещались в верхней части воздухозаборника, где для них сделали огромный антенный обтекатель, выглядевший как экзотический рог. Второй "рог" антенны прицельной станции находился в нижней части воздухозаборника. В дальнейшем от этой РЛС П. О. Сухой отказался, нашли другого разработчика (КБ-1), который спроектировал РЛС ЦД-30 с одной антенной. Под эту РЛС, размещавшуюся внутри подвижного конуса воздухозаборника, были разработаны компоновки носовой части самолета, применявшиеся в новых модификациях. Однако и при такой конструкции носовой части истребителя- перехватчика не прекращались неприятные явления помпажа двигателя. Оригинальное решение этой проблемы заключалось в использовании противо- помпажных створок, которые автоматически открывались на сверхзвуковых скоростях и обеспечивали устойчивую работу двигателя. Это изобретение быстро завоевало признание во всем мире.
И еще одно оригинальное решение конструкции самолета, примененное впервые в мире в КБ П. О. Сухого, - боковые воздухозаборники истребителя- перехватчика Су-15, позволившие разместить в носовой части фюзеляжа под радиопрозрачным обтекателем мощную РЛС с большим диаметром антенны с возможностью обнаружения и сопровождения воздушных целей на большой дальности и даже на фоне земли. При этом значительно расширились боевые возможности истребителя Су-15.
Способы боевых действий перехватчиков П. О. Сухого и их развитие
Первым истребителем-перехватчиком фирмы П. О. Сухого был самолет Су-9 (заводской шифр Т-43), принятый на вооружение авиации ПВО после окончания Государственных совместных испытаний в апреле 1960 г. (рис. 2.4.1). Этот самолет являлся частью первого в стране авиационноракетного комплекса перехвата (АРКП) воздушных целей, в состав которого
кроме него входили наземная автоматизированная система наведения на цель ("Воздух-1") и система управления ракетами класса "воздух-воздух".
Наземная система наведения определяла координаты воздушных целей, вычисляла и передавала на борт перехватчика с помощью радиолинии управления "Лазурь-М" необходимые команды летчику (заданный курс, команды целеуказания, включения форсажа, включения РЛС, "накала" на ракеты, отворота от цели и др.).
Управляемые ракеты класса "воздух-воздух" Р-5 наводились по лучу от РЛС ЦД-30 в заднюю полусферу цели под ракурсом 0/4 -г %. Цель атаковывалась на высоте, равной высоте перехватчика, поэтому максимальной высотой перехватываемой цели мог быть практический потолок истребителя, составляющий 20 000 м.
Рис. 2.4.1. Истребитель Су-9
Для выхода на эту высоту со скоростью, позволяющей производить атаку в заднюю полусферу скоростной цели, ведущим инженером ГК НИИ ВВС полковником Л. Б. Горощенко была предложена и рассчитана энергетически оптимальная программа набора высоты и скорости, обеспечивающая заданное приращение полной энергии самолета за минимальное время или с минимальным расходом топлива. Учитывая требования удобства реализации базовой программы, она была аппроксимирована отрезками линий, на которых постоянным является один из следующих параметров: число М, истинная скорость V, приборная скорость У„р, высота Н.
При перехвате высотных целей истребитель Су-9 наводится на цель по курсовым командам системы наведения "Воздух-1", осуществляя полет в вертикальной плоскости по следующему профилю:
взлет на форсаже и набор высоты разгона 10...11 км на истинной скорости 900 км/ч;
разгон до приборной скорости 1100 км/ч и набор высоты на этой У„р до М = 1,9;х
набор высоты с постоянным числом М = 1,9 до опорной высоты 16 000 м;
аэродинамическая "горка" с потерей скорости до числа М = 1,6 и с выходом на высоту атаки 20 000 м.
Жизнь диктовала необходимость расширения слишком узкой зоны возможных атак (ракурсы q = 0/4 ч- ‘Л в ЗПС) и диапазона высот перехватываемых целей (Нц min, Н„ мах), поэтому следующей модификацией бортовой системы вооружения была РЛС "Орел-Д" разработки НПО "Фазотрон" с большей дальностью обнаружения и сопровождения целей, а также управляемая ракета Р-8, обладающая возможностью атаковать воздушные цели с превышением в заднюю (РГС и ТГС) и в переднюю полусферы (РГС). Однако относительно большой диаметр радиолокационной станции, расположенной в центральном конусе воздухозаборника, ухудшил аэродинамические характеристики модифицированного истребителя Су-11 (рис. 2.4.2), хотя область высот и скоростей перехватываемых целей была несколько расширена по сравнению с истребителем Су-9 за счет новой системы вооружения. Самолет Су-11 также являлся составной частью АРКП, работая в системе "Воздух-1". Серия этих самолетов была небольшой.
Рис. 2.4.2. Истребитель Су-11
На опытном самолете Т-405 (Су-9) 28 мая 1961 г. инженер-подполковник летчик-испытатель Б.М. Адрианов установил абсолютный мировой рекорд скорости полета на 100-километровом замкнутом маршруте, равный 2092 км/ч, превысив прежний мировой рекорд скорости самолета "Мираж-1 НА" на 319 км/ч. Летчик-испытатель Анатолий Кознов 25 сентября 1962 г. на самолете Т-431 (Су-9) установил новый мировой рекорд скорости, пролетев по замкнутому 500-километровому маршруту со средней скоростью 2337 км/ч, превысив прежнее достижение американцев на самолете "Фантом-2", равное 1958 км/ч. Заслуженный летчик-испытатель шеф-пилот фирмы Сухого генерал-майор авиации Герой Советского Союза В.С. Ильюшин установил мировой рекорд высоты, поднявшись 14 августа 1959 г. на самолете Т-431 на высоту 28 700 м, а 4 ноября 1962 г. он же установил абсолютный рекорд высоты горизонтального полета, равный 21 270 м.
В конце 50 - начале 60-х годов в КБ П. О. Сухого разрабатывается новый мощный истребитель, имеющий скорость, превышающую скорость звука более чем в три раза. Самолет имел заводской индекс Т-37. Этот самолет, несо-
мненно, стал бы новым достижением отечественной авиации, ведь для полетов на такой скорости предполагалось изготовление значительной части конструкции планера из титановых сплавов, так как обшивка самолета нагревалась бы до 300 °C. В сборочном цехе уже заканчивалась постройка первого самолета, однако в I960 г. работы по конструированию этого уникального истребителя-перехватчика были прекращены. "Лебединой песней" авиации назвал этот самолет П. О. Сухой на совещании руководящих работников, надеясь в душе, что ему позволят продолжить эту его разработку, но, увы... Позднее в ОКБ им. А. И. Микояна подобный истребитель-перехватчик был построен (МиГ-31).
Су-15 - основа парка истребительной авиации ПВО в 1960-1970 гг.
Первый полет на самолете Су-15 в 1962 г. выполнил летчик-испытатель В. С. Ильюшин. В марте 1965 г. Су-15 (рис. 2.4.3) был принят на вооружение авиации войск ПВО страны, первый полет серийного самолета состоялся в 1966 г.
На этом истребителе впервые применены боковые плоские сверхзвуковые воздухозаборники. В носовой части фюзеляжа была расположена импульсная РЛС "Орел-Д" (главный конструктор Г. М. Кунявский) с дальностью обнаружения и захвата воздушных целей, обеспечивающей перехват целей как в задней, так и в передней полусферах. Вооружение - управляемые ракеты Р-98 с РГС и ТГС.
Рис. 2.4.3. Истребитель-перехватчик Су-15
Первые Су-15 не имели автоматизированного управления и системы сдува пограничного слоя. В дальнейшем самолет был оборудован системой автоматизированного управления САУ-58, созданной на 3-м МПЗ под руководством О. В. Успенского; она обеспечивала полную (без участия летчика) автоматизацию процесса перехвата воздушных целей по командам системы наземного наведения "Воздух-1" с линией передачи команд "Лазурь" от взлета до захода на посадку. Самолет, его вооружение и наземные средства управления образовывали единый комплекс перехвата Су-15Т-98.
В дальнейшем для улучшения летно-технических и взлетно-посадочных характеристик на самолете была установлена система сдува пограничного слоя и модернизировано крыло; угол стреловидности составил 45°.
Истребители более поздних серий были снабжены двигателями ТРДФ Р-11Ф2СУ-300, а в дальнейшем еще более мощными Р-13-300 (с тягой каждый по 6500 кг). Вместо РЛС "Орел-Д" на ряде серий устанавливались модернизированные станции "Орел-ДМ".
В 1969 г. истребитель оснащается более мощной РЛС "Тайфун" (главный конструктор Ф. Ф. Волков), подвергшейся доработке в результате испытаний; появляется ее модификация "Тайфун-М", которая устанавливается на самолет вместе с модернизированными ракетами Р-98М.
В результате в 1970 г. появляется самолет Су-15ТМ (комплекс Су-15ТМ- 98М), строившийся большой серией. Всего было выпущено 1400 перехватчиков Су-15 различных модификаций, составивших в 60-70-е годы основу истребительного парка войск ПВО страны. .
В целях совершенствования характеристик прохождения радиолокационного сигнала конический обтекатель антенны РЛС был заменен на обтекатель оживальной формы, улучшивший условия работы станции, но несколько снизивший ЛТХ самолета.
В 1973 г. самолеты Су-15 и Су-15ТМ начали оснащаться дополнительными подкрыльевыми пилонами с управляемыми ракетами ближнего боя Р-60 и двумя контейнерами УПК-23-250 с пушками ГШ-23; были произведены доработки, позволившие подвешивать под самолетом свободнопадающие бомбы (их применение, однако, ограничивалось отсутствием специализированного прицела). Су-15ТМ испытывался также со встроенной пушкой ГШ-23 с боекомплектом 250 патронов.
Для тренировки летчиков создан двухместный самолет Су-15УТ, на котором отсутствуют вооружение и бортовая РЛС, а позже выпущена серия учебно-тренировочных самолетов Су-15УМ без радиоприцела, но с управляемыми ракетами с ТГС.
Истребители Су-15 широко использовались в качестве летающих лабораторий. Так, второй опытный самолет Т-58Д2 был переоборудован для испытания лыжного шасси, устанавливаемого вместо колес и позволяющего эксплуатировать самолет с мягкого грунта (модификация получила обозначение Т-58Л). Первый опытный самолет Т-58Д1 использовался для отработки взлета с применением подъемных двигателей РД-36-35 (самолет Т-58Д1, получивший новое обозначение Т-58ВД, демонстрировался на авиационном празднике в Тушино в 1967 г.). В середине 60-х годов два самолета Су-15Т были задействованы в программе испытаний системы дозаправки топливом в полете. На одном из самолетов под фюзеляжем подвешивался контейнер со шлангом и конусом, второй самолет нес неубирающуюся штангу-топливоприемник. В дальнейшем эта система нашла применение на самолетах Су-24, МиГ-31 и др. На самолетах Су-15 отрабатывалась прицельно-навигационная система бомбардировщика Су-24, крыло нового типа и проводился ряд других исследований.
Комплекс Су-15ТМ-98М способен перехватывать воздушные цели, летящие со скоростью до 2300 км/ч в передней полусфере и 1600 км/ч в задней полусфере в диапазоне высот 1000...23 000 м.
Истребитель Су-27.Конструкция, разработка и облик
Немного о конструкции и силовой установке
Планер самолета (рис. 2.4.4) выполнен по интегральной аэродинамической схеме. Самолет имеет свободнонесущее механизированное крыло и двухкилевое вертикальное оперение. Интегральные компоновки самолета позволили реализовать эллиптическое распределение циркуляции по размеру крыла, обеспечить прирост несущих свойств на больших углах атаки, снижение уровня волнового сопротивления на сверхзвуковых скоростях полета, а также разместить 10 000 л топлива внутри самолета, не вызывая никаких ограничений ни по предельному углу атаки, ни по эксплуатационной перегрузке.
Рис. 2.4.4. Истребитель-перехватчик Су-27
Аэродинамическая и конструктивная компоновка Су-27 характеризуется наличием статической неустойчивости в продольном канале. Эта компоновка в сочетании с системой дистанционного управления обеспечивает пилотирование самолета как устойчивого и позволяет уменьшить балансировочные потери.
Для повышения аэродинамического качества крыла специально разработана адаптивная система управления отклонением носков крыла и флаперонов, которая отклоняла их при маневрировании, непрерывно устанавливая их в оптимальное положение в зависимости от угла атаки; этим была практически ликвидирована срывная тряска самолета (ограничение по тряске самолета возросло с 12 до 24°) и обеспечена возможность ведения точного прицеливания на больших углах атаки.
Конструктивно планер самолета состоит из следующих основных элементов: головной части фюзеляжа, фюзеляжа в зоне бака, центроплана, хвостовой части фюзеляжа с двигательными отсеками, воздухозаборников с каналами,
отъемных частей крыла, двухкилевого вертикального оперения, консолей стабилизатора, гаргрота, трехопорного шасси.
Головная часть фюзеляжа включает конус, носовой, подкабинный и за- кабинный отсеки оборудования, гермокабину экипажа, нишу передней опоры шасси. Фюзеляж в зоне бака включает бак № 1, гаргрот над баком, верхнюю надстройку бака в гаргроте (топливный отсек гаргрота), передний отсек, отсеки основания опор шасси. Центроплан является силовым агрегатом и топливным баком-отсеком; на его верхней поверхности установлен гаргрот. Хвостовая часть фюзеляжа самолета состоит из двух силовых мотогондол с хвостовыми балками, соединенными между собой центральной балкой. Воздухозаборники прямоугольного сечения (с закруглениями в нижней части) расположены под фюзеляжем, переходят в канал круглого сечения перед входом в двигатели. Отъемные части крыла - стреловидной формы в плане с углом стреловидности по передней кромке 41 , с поверхностными носками и флаперонами. Горизонтальное оперение состоит из двух цельноповоротных консолей стабилизатора. Трехопорное шасси с управляемой передней опорой обеспечивает эксплуатацию самолета с аэродромов 2-го класса с бетонированными ВПП и с грунтовыми ВПП с прочностью грунта 6...8 кг/см2 при нормальной взлетной массе и 8,5 кг/см2 при максимальной взлетной массе.
Самолет оснащен двумя двухконтурными турбореактивными двигателями АЛ-31Ф с увеличенной до 1740 К температурой газа перед турбиной и раскруткой роторов высокого и низкого давления на особом режиме. Стендовая тяга на полном форсаже при особом режиме составляет 12 800 кг.
Система автоматического регулирования двигателя АЛ-31Ф состоит из гидромеханической и электронной частей. Последняя включает в себя комплексный регулятор двигателя на максимальном и форсированном режимах силовой установки. При отказе электронной части и работе двигателя на дроссельных бесфорсажных режимах регулирование обеспечивает гидромеханическая часть системы.
Из истории создания самолета Су-27
Работы по проектированию перспективного истребителя нового поколения начались под руководством П. О. Сухого в 1969 г. К середине 70-х годов была сформирована общая концепция машины, которая предусматривала создание высокоманевренного самолета, обладающего большой дальностью полета и мощным вооружением, по своим техническим данным превосходящего аналогичный по назначению американский истребитель F-15.
В конструкции истребителя, получившего в ОКБ обозначение Т-10, намечался ряд принципиально новых решений. Планер проектировался по так называемой интегральной компоновке с плавным сопряжением крыла и фюзеляжа. Самолет при этом имел некоторую степень статической неустойчивости, которая обеспечивала ему исключительные маневренные возможности. Для реализации заданных аэродинамических и динамических характеристик во всем диапазоне высот и скоростей крыло самолета имело немеханизированную переднюю кромку оживальной формы и корневой наплыв. Для обеспечения полета неустойчивого самолета была создана система дистанционного управления.
К началу разработок конструкторской документации в 1975-1976 гг. проведены исследования девяти вариантов компоновки самолета, и в начале 1977 г. был разработан комплект рабочих чертежей и построен первый летный экземпляр самолета Т-10-1, подъем которого осуществил шеф-пилот ОКБ В. С. Ильюшин. Однако при анализе летных и боевых характеристик с помощью математических моделей в "ОКБ Сухого" и НИИАС, а также на стенде полунатурного моделирования КПМ-2300 выяснилось, что истребитель Су-27 (Т-10-1) проигрывает в воздушном бою американскому истребителю F-15 примерно на 30 %. Тогда главным конструктором этого самолета М.П. Симоновым было принято решение о необходимости полной переработки проекта. Разработку второй итерации приходилось делать, несмотря на то, что серийный завод к этому времени уже наладил выпуск самолетов, и к концу 1980 г., когда был создан и запушен в реализацию улучшенный проект истребителя Су-27 второй итерации типа Т-10С, завод уже успел выпустить 10 серийных самолетов типа Т-10-1. Пришлось не только заново повторить все проектирование, но и практически полностью заменить всю оснастку на серийном заводе. Как показала жизнь, это смелое решение главного конструктора оказалось верным, что доказывает сегодняшнее признание самолета в мире.
К 1981 г. был готов опытный образец нового истребителя (Т-10С). В аэродинамическую компоновку внесены такие усовершенствования:
установлено новое крыло с прямолинейной передней кромкой, занятой адаптивным предкрылком, и острым наплывом;
изменена механизация задней кромки крыла - традиционные элероны и отклоняемые закрылки уступили место флаперонам;
уменьшено поперечное сечение фюзеляжа перед кабиной и увеличено сечение его головной части;
изменены конструкции шасси, тормозного щитка, форма мотогондол, конфигурация вертикального оперения;
выбрано лучшее место установки килей.
Состав и функционирование системы бортового оборудования
Бортовое радиоэлектронное оборудование (БРЭО) истребителя-перехватчика Су-27 представляет собой единую связанную систему комплексов и аппаратных средств, объединенных между собой связями в последовательном биполярном коде по ГОСТ 18977-79. В состав БРЭО входят следующие элементы:
Система управления вооружением СУВ С-27, которая включает:
бортовую радиолокационную станцию БРЛС-27;
оптико-электронную прицельную систему ОЭПС-27, состоящую из оптико-локационной станции ОЛС-27 и нашлемной системы целеуказания НСЦ "Щель";
систему индикации "Нарцисс" со своим вычислителем "Орбита-20";
цифровую вычислительную систему, состоящую из двух взаимосвязанных вычислителей СЦВ-1 и СЦВ-2 на базе ЦВМ Ц-100.
Пилотажно-навигационный комплекс ПНК-10 с цифровым вычислителем "Маневр-В".
Радиостанции ближней навигации и посадки РСБН, дальней навигаций "Квиток-1".
Система управления оружием СУ0-27.
Система объективного контроля учебно-боевых действий СОК УВД.
Комплекс радиоэлектронного подавления КРЭП в составе станции предупреждения об облучении “Береза” и станции активных помех "Сорбция".
Типовой комплекс связи ТКС-2П.
Бортовая аппаратура наведения БАН "Спектр-1".
Антенно-фидерная система АФС "Лоток-НР-10".
Система сбора полетной информации "Тестер-УЗ".
Комплексная информационная система сигнализации "Экран".
Система аварийной сигнализации САС-4.
Маркерный радиоприемник МРП.
Самолетные ответчики СРО-10 и СО-72.
Автоматический радиокомпас СУРА.
Система управления вооружением СУВ-27 обеспечивает поражение воздушных и наземных (надводных) целей при решении самолетом боевых задач. При этом основным источником получения информации в режимах "воз- дух-воздух" и "воздух-поверхность" является радиолокационный комплекс РЛПК-27, который решает задачи автоматического обнаружения, опознавания, сопровождения "на проходе" целей в передней и задней полусферах с выбором наиболее опасной цели.
Для решения задач поиска, обнаружения, захвата и автоматического сопровождения воздушных целей по их тепловому излучению, измерения и выдачи дальности до воздушных и наземных целей, измерения и выдачи угловых координат сопровождаемых целей используется оптико-электронная прицельная система. Для индивидуальной и индивидуально-групповой защиты самолетов от поражения наземными и воздушными комплексами ПВО противника применяются комплекс радиоэлектронного подавления типа "Катунь", "Хибины" и система взаимно-групповой защиты типа "Ятаган". .
Бортовая аппаратура системы автоматизированного наведения "Спектр-1" обеспечивает наведение истребителей на цели, перехват и прием от наземных и морских автоматизированных систем наведения команд управления и наведения самолетов на наземные и воздушные цели противника. Автономные и полуавтономные действия групп истребителей-перехватчиков Су-27 обеспечиваются с помощью бортового типового комплекса связи, который осуществляет помехозащищенную засекреченную телекодовую радиосвязь самолетов между собой и с пунктами управления АСУ.
Пилотажно-навигационный комплекс ПНК-10 производит непрерывное измерение, вычисление и выдачу пилотажной и навигационной информации, сигнализирует об опасных режимах, определяет местоположение самолета, обеспечивает автоматическое и директорное управление по маршруту и при заходе на посадку (в режиме "Навигация"), а также при дальнем наведении на воздушную цель, при самонаведении и выходе из атаки по сигналам СУВ (в режиме "Наведение"). Оборудование комплекса ПНК-10 по точности, надежности и эксплуатационным характеристикам находится на уровне аналогичных образцов зарубежной техники, а по степени автоматизации и функциональным возможностям - превосходит их. В состав ПНК-10 входят: система автоматического управления САУ-10; информационный комплекс вертикали и
курса ИК-ВК на основе инерциальной курсовертикали типа Ц-050; информационный комплекс высотно-скоростных параметров ИК ВСП на основе цифровой системы воздушных сигналов СВС-2Ц, системы ограничительных сигналов СОС-2, радиовысотомера РВ-21, приборов и датчиков; комплекс радиотехнических средств навигации и посадки; навигационный вычислитель А-313 "Маневр-В"; аппаратура индикации, управления и коммутации.
Для отображения пилотажно-навигационной, обзорно-прицельной, тактической, командной, справочной и рекомендательной информации, а также информации о состоянии находящегося на борту самолета оружия и бортового оборудования служит система отображения информации "Нарцисс", два индикатора которой - индикатор на лобовом стекле (ИЛС) и индикатор прямой видимости (ИПВ) - обеспечивают выдачу летчику всей необходимой информации. Эта информация является конечным продуктом "бортового интеллекта" истребителя, алгоритмы которого реализуются в двух его цифровых вычислителях: СЦВ-1 и СЦВ-2. Содержание "бортового интеллекта" представляет собой систему алгоритмов обработки первичной информации от датчиков (РЛС, ОЭПС, БАН и КРЭП), вторичной обработки информации, расчета и выдачи команд летчику и САУ (см. подразд. 6.5 ).
Для объективного контроля технического состояния самолета и его систем, действий экипажа с документированием результатов контроля на оперативных видах подготовки и приоритетной выдачи текстовых сообщений при контроле в полете служит система встроенного контроля и предупреждения экипажа "Экран".
Способности самолета Су-27 к совершенствованию и модификации
Как отмечают российские и иностранные специалисты, современная аэродинамическая компоновка Су-27, высокая тяговооруженность, большой запас топлива, широкий диапазон высот и скоростей полета, современное управляемое ракетное вооружение, высокоэффективный комплекс радиоэлектронного оборудования делают этот самолет одним из самых передовых и совершенных истребителей в мировой авиации настоящего времени, обеспечивают его высокую эффективность при перехвате воздушных целей и позволяют ему уверенно вести дальние и ближние маневренные воздушные бои (рис. 2.4.5).
Конструкторская мысль в ОКБ П. О. Сухого на этом не остановилась. Параллельно с основной разработкой и испытаниями авиационного комплекса Су-27 шло его совершенствование, углубление и расширение возможностей.
Особые требования были предъявлены к этапу ближнего воздушного боя с тактической авиацией противника, где стали жизненно необходимыми боевые маневры между атаками с быстрым изменением направления полета. При этом самолет должен быть способен проводить достаточно продолжительное "нацеливание" продольной оси для многократного применения оружия, иметь достаточные характеристики и возможности для занятия тактически выгодного положения для боя и выхода из него без вреда. Такими характеристиками и обладает истребитель Су-27. Они дали возможность реализовать новые режимы полета с элементами сверхманевренности. Эти режимы позволили самолету Су-27 и его последующим модификациям выполнять новые боевые маневры, получившие названия "кобра", "колокол", "мангуст", "хук", "чакра" (рис. 2.4.6).
Рис. 2.4.5. Су-27 - истребитель завоевания и удержания господства в воздухе
Сущность таких маневров состоит в энергичном (до 60...70 град/с) повороте самолета вокруг поперечной оси в нужном направлении с последующей его фиксацией; самолет выходит на сверхбольшие углы атаки (более 90°). Падение скорости компенсируется возможностью опережающего применения оружия по противнику. Использование режимов сверхманевренности практически исключает эффективный пуск ракет противником. Выход самолета на критически допустимый режим хотя бы на очень короткое время исключительно важен в воздушном бою. Появляется возможность ухода от сопровождения доплеровской РЛС путем энергичного сброса скорости самолета до околонулевых значений и фиксирования самолета в этом положении в течение нескольких секунд. Такими возможностями не обладает пока ни один самый маневренный самолет Запада.
П. О. Сухим в самолет Су-27 были заложены следующие фундаментальные качества и признаки: интегральность; задняя центровка; дистанционное управление; нижнее размещение двигательных гондол.
М. П. Симонов сформировал компоновку с совершенным аэродинамическим обликом и ввел исключительно новый элемент - адаптивное отклонение механизации передней и задней кромок крыла, что расширило функции системы дистанционного управления и приблизило поляру самолета к так называемой огибающей.
Рис. 2.4.6. Боевые маневры "колокол", "чакра", "кобра", "мангуст", "хук", выполняемые Су-27, Су-ЗОМКИ, Су-37Рис. 2.4.6. Боевые маневры "колокол", "чакра", "кобра", "мангуст", "хук", выполняемые Су-27, Су-ЗОМКИ, Су-37
Рис. 2.4.6. Боевые маневры "колокол", "чакра", "кобра", "мангуст", "хук", выполняемые Су-27, Су-ЗОМКИ, Су-37
Рис. 2.4.6. Боевые маневры "колокол", "чакра", "кобра", "мангуст", "хук", выполняемые Су-27, Су-ЗОМКИ, Су-37
На самолете Су-27 потребные для решения задач ПВО дальности полета, диапазон высотно-скоростных характеристик и высокие маневренные возможности обеспечиваются:
большой тяговооруженностью, необходимой для реализации эксплуатационных установившихся и неустановившихся виражей;
малой нагрузкой на крыло, необходимой для выполнения маневров с максимальными перегрузками и большими угловыми скоростями разворота:
большими значениями коэффициента подъемной силы Судоп ;
тонким профилем крыла с малым сопротивлением и с высоким аэродинамическим качеством;
большими внутренними объемами для размещения топлива.
Степень совершенства истребителя-перехватчика Су-27 как транспортного средства может быть оценена совокупностью критериев, условно разделенных на следующие группы [2.19]:
комплексные критерии, связывающие геометрические, весовые и энергетические характеристики самолета;
весовые критерии, характеризующие рациональность конструктивносиловой схемы, качество конструкторских и компоновочных решений;
геометрические критерии, оценивающие уровень совершенства внешней и внутренней компоновки самолета;
выходные критерии, напрямую характеризующие уровень летнотехнических параметров самолета.
Оценка совершенства истребителейОценка совершенства истребителейВ табл. 2.4.1, составленной по данным, приведенным в [2.19], сравниваются некоторые из критериев указанных групп для самолета Су-27 и наиболее удачных зарубежных истребителей, в том числе 4-го поколения - F-15А, F-15C, F-16A, F/A-18, "Мираж" 2000.
Оценка совершенства истребителей
Оценка совершенства истребителей
Группа
Критерии совершенства самолета
F-4E
F/A-18
F-16A
F-I5A
F-I5C
"Мираж" 2000
Су-27
Взлетная тяговоору- жснность, Квзл=Рф/Сюл
0,76
0,90
1,02
1,14
1,05'
0,81
1.15
л о к (U
о ы
S к
Боевая тяговооружен- ность, Кб= Рф/Св
0,93
1,06
1,15
1,26
1,41
1,10
1,29
S р- к
Тяга, приходящаяся на 1 м2 миделева сечения (конструкторский критерий), Р$=Рф/8м„я
4,1
5,1
4,7
5,3
5,3
3,8
6,4
Коэффициент плотности компоновки самолета. у„л=Спл/Ус
410
448
415
380
340
428
438
8 m
S я
X
S
Рч у
Коэффициент весового совершенства конструкции планера, 4 s GnJI/SOM
26,2
22,2
20,6
20,1
20,9
20,5
20,9
Относительная масса топлива во внутренних баках (компоновочный критерий), Сто=Ст/СПуст
0,36
0,480
0,455
0,425
0,463
0,690
0,56
1 s
Относительная площадь миделева сечения, 8МО—8МИд/8пл
0,06
0,044
0,049
0,048
0,048
0,053
0,04
&
8 s о
Относительный объем топливных баков, vT0=vr/vc
0,18
0,208
0,172
0,128
0,138
0,188
0,22
5
Относительный км- расход топлива на малой ВЫСОТе, Qumo-Чнм/8ом
0,03
0,030
0,027
0,022
0,023
-
0,02
X
m
4
Относительный км- расход топлива при полете на большой высоте, С}нбо Чнб/Gcp
0,171
0,154
0,121
0,126
0,10
Таблица 2.4.1
Из сравнения видно, что по уровню представленных критериев, характеризующих основные геометрические, весовые и аэродинамические параметры, истребитель Су-27 не уступает зарубежным истребителям 4-го поколения, а в ряде случаев превосходит их.
Усилия фирмы "ОКБ Сухого" постоянно направлены на наращивание эффективности разрабатываемых самолетов, в первую очередь Су-27, путем создания все более совершенных модификаций.
Компоновочная схема истребителя Су-27 обладает рядом признаков, придающих самолету как платформе - носителю быстро улучшающихся систем, оружия и двигателей, высокие модификационные способности. К таким признакам относятся:
интегральная схема самолета с несущим корпусом, обеспечивающая большой запас топлива и высокую плотность компоновки;
взаимное расположение центроплана и мотогондол, позволяющее в зоне между ними разместить вооружение способом "тандем" (с малым аэродинамическим сопротивлением) и создать конформные контейнеры различного назначения;
размещение двигателей в раздельных разнесенных мотогондолах с развязкой их относительно оборудования и топливных баков;
компоновка силовой установки, позволяющая использовать на самолете модификации двигателей и даже новые перспективные двигатели практически без доработок конструкции самолета;
схема фюзеляжа, обеспечивающая возможность применения на самолете бортовой РЛС увеличенного диаметра антенны, расширенной кабины с комфортными условиями для экипажа, РЛС заднего обзора и других новшеств;
схема главной опоры шасси, позволяющая со значительно меньшими доработками конструкции планера производить модификацию шасси самолета;
простая геометрическая форма топливных баков, их "развязка" с воздушными каналами и размещение двигателей в отдельных мотогондолах обеспечивают возможности для наращивания средств повышения боевой живучести самолета.
Изучение зарубежных и отечественных информационно-технических материалов по перспективным истребителям позволяет отобрать основные научно-технические новшества и усовершенствования, характерные для самолетов-истребителей 90-х годов (табл. 2.4.2). В этой таблице показана степень реализации новых научно-технических достижений в серийном самолете Су-27, в программе его модернизации и в программах дальнейшей модификации. Из таблицы видно следующее:
на серийном самолете Су-27 уже реализован ряд важных научнотехнических разработок, характерных для программ перспективных истребителей (основные из них - несущий корпус, интегральная схема, неустойчивость в продольном канале, частичная адаптивность крыла);
в ближайшей модернизации самолета реализуется большое количество нововведений, позволяющих значительно увеличить его эффективность и боевые возможности;4
дальнейшие модификации самолета охватывают большую часть известных достижений научно-технического прогресса в соответствии с требованиями разработки истребителей 5-го поколения.
Таблица 2.4.2
Новшества и усовершенствования в перспективных истребителях
Перечень новшеств и усовершенствований
Серийный самолет Су-27
Модернизации Су-27
Пути дальнейшей модификации
;Аэродинамика и компоновка
Несущий корпус
Реализовано
Дальнейшее развитие
Крыло, объединенное с фюзеляжем
н и
It II
Статическая неустойчивость
Неустойчивость в продольном канале (5 %)
Расширенная неустойчивость в продольном канале
Введение неустойчивости в путевом канале
Адаптивное крыло
Управление носком и флаперономв зависимости от а
Управление носком и флапероном в функции от а и М
Дальнейшее развитие
Непосредственное управление силами
То же
Установка ПРО с оптимизацией несущих свойств
То же
Конфигурация самолета, определяемая системой управления
Реализовано
Дальнейшее развитие
Конформное размещение оружия н дополнительного топлива
” и
Конформный контейнер для ракет класса "воздух-воздух"
Контейнер для ракет класса "воздух-воздух”, конформные баки
Силовая установка
ЭДСУ силовой установки
-
Реализуется
Управление вектором тяги
Кабина
Многофункциональные жидко-кристаллические индикаторы
-
Оснащается
Дальнейшее развитие
Управление самолетом боковой ручкой
-
Реализуется
Кабина, позволяющая экипажу переносить большие перегрузки
-
Увеличен угол наклона кресла
Дальнейшее развитие
Управление вооружением и полетом
Мультиплексный канал информационного обмена
Отсутствует
Реализуется
Дальнейшее развитие
Бортовая РЛС переднего обзора
Установлена БРЛС с механической антенной
Устанавливается многорежимная БРЛС с ФАР
Проработка БРЛС с активной ФАР н расширенными характеристиками
Бортовая РЛС обзора ЗПС
-
Реализуется
Дальнейшее развитие
Групповые полуавтономные действия
Реализованы режимы КН, БН, БП при одиночных действиях
Частично реализуются режимы группового наведения
Алгоритмизация групповых действий и рубежных задач
Автоматизация группового взаимодействия
Реализовано
Информационное, огневое, помеховое взаимодействие
Автоматизация траекторного взаимодействия
Низковысотный полет
Отсутствует
Реализуется
Автоматизация атаки нескольких целей
-
**
Электродистанционная система управления самолетом
Реализована аналоговая СДУ в одном канале
Реализация цифровой СДУ во всех каналах управления
Комплексная система управления вооружением и полетом
—
Комплексирование СУВ и КРЭП. Реализация объединенной ЭДСУ самолетом и двигателем
Объединение СУВ, КРЭП и САУ самолетом и двигателем
Использование систем интеллектуальной помощи экипажу
Отсутствует
Частично реализуются системы подсказок
Использование БОСЭС
Все это говорит о высокой модификационной способности истребителя Су-27. Восприимчивость самолета Су-27 и коллектива его разработчиков к практически любым перспективным техническим новшествам и усовершенствованиям позволила создать на его базе целое семейство новых самолетов- истребителей для уничтожения воздушных и наземных целей, для ведения радиоэлектронной борьбы и разведки. Истребитель Су-27 доказал свои замечательные возможности видоизменяться и развиваться [2.2, 2.5, 2.13—2.22].
.4.3. Многофункциональные самолетыОКБ им. П. О. Сухого — современное воплощениенаучно-технического прогресса
В условиях бюджетных ограничений наиболее приемлемым способом поддержания высокого качественного уровня истребительной авиации России явилась глубокая модернизация самолетов 4-го поколения. Модернизация - весьма экономный путь совершенствования боевой техники и оружия, обновления и продления жизни наиболее удачных образцов. К таким образцам, безусловно, относится и Су-27, составивший основу создания семейства истребителей, которые условно относят к "поколению 4,5" [2.14] или к "поколению 4+" [2.21].
Самолет Су-27 и его модификации - яркий пример непрерывного совершенствования базовой конструкции, силовой установки и бортового оборудования.
Объединенные ВВС Российской Федерации основные усилия направляют не на создание новых истребителей, а на придание существующим самолетам качеств многофункциональности, на повышение их боевых возможностей, на обеспечение применения современных большой дальности высокоточных средств поражения воздушных и наземных целей; эти тенденции и нашли отражение в создании ОКБ им. П. О. Сухого линии модификаций базового самолета Су-27.
Ниже приводятся данные по ряду новых самолетов, показанных на международных авиационных выставках и салонах [2.20, 2.21]:
Су-30 (на основе Су-27УБ) - многофункциональный двухместный боевой самолет;
Су-33 (прежнее обозначение Су-27К) - многоцелевой истребитель- перехватчик ВМФ палубного базирования;
Су-34 (прежнее обозначение Су-27ИБ) - двухместный тактический многофункциональный ударный самолет;
Су-35 (прежнее обозначение Су-27М) - многоцелевой истребитель- перехватчик ВВС, основная глубокая модернизация Су-27;
Су-37 — развитие самолета Су-35 с системой управления вектором тяги и новой БРЛС.
Все указанные самолеты имеют следующие общие свойства:
решают задачи противовоздушной обороны;
обладают возможностью применения оружия по наземным (надводным) целям;
способны в течение длительного времени осуществлять барражирование на удалении до 1 000 км от аэродрома вылета;
выполнены по аэродинамической схеме "неустойчивый интегральный триплан" с отклоняемым передним горизонтальным оперением (ПГО);
оборудованы современными российскими пилотажно-навигационными комплексами и системами управления вооружением с совершенными характеристиками и возможностями.
Размещение переднего горизонтального оперения на корневом наплыве крыла самолетов Су-ЗОМКИ, Су-33, Су-34, Су-35, Су-37 увеличило несущую поверхность на 7% площади крыла, обеспечив прирост подъемной силы на 15% и улучшение аэродинамического качества самолета.
Электродистанционная система управления на этих самолетах управляет положением ПГО, носков и флаперонов крыла, горизонтального оперения; на Су-ЗОМКИ, Су-35, Су-37 - также отклонением поворотных сопл двигателей.
Самолеты Су-30, Су-ЗОМК
Самолет Су-ЗО создан на базе учебно-боевого самолета Су-27УБ. Предназначается для авиации ПВО, обладает возможностью выполнения длительных полетов, ведения боевых действий в одиночку и группой; может также использоваться для непосредственного управления другими истребителями при ведении групповых действий в качестве воздушного командного пункта.
Самолет Су-ЗОМК является уже многофункциональным истребителем, имеющим достаточно развитые возможности работы "по земле" с использованием управляемых ракет класса "воздух-поверхность". Самолет разработан в ОКБ Сухого (главный конструктор И. В. Емельянов), изготавливается на иркутском авиационном заводе ИАПО "Иркут". На самолете оборудована двухместная кабина экипажа с тандемным расположением летчика и штурмана-оператора. Оба места кабины, закрываемой общим фонарем, имеют полное дублирование всех органов управления самолетом, двигателями, оборудованием и вооружением.
В конце 80-х годов на самолете Су-27УБ была отработана система дозаправки топливом в полете от однотипного самолета-заправщика. В 1987 г. летчиками ОКБ Н.Ф. Садовниковым и И. В. Вотинцевым был совершен дальний беспосадочный перелет по маршруту Москва-Комсомольск-на-Амуре- Москва протяженностью 13 440 км за 15 ч 42 мин летного времени с несколькими дозаправками в воздухе.
В июле 1997 г. летчик В. Ю. Аверьянов первый раз поднял самолет Су-ЗОМК. На нем установлены два двигателя АЛ-31ФП разработки АО "А.Люлька-Сатурн" (главный конструктор А. В. Андреев) с управлением вектором тяги. На двигателе этого самолета вектор тяги вращается вокруг наклонной оси; таким образом, при отклонении сопла образуются горизонтальная и вертикальная составляющие тяги.
Применение управляемого вектора тяги, включенного в контур управления самолетом, позволяет уменьшить величину минимальной скорости полета и выполнять фигуры пилотажа на малых скоростях, вплоть до околонулевых, без ограничений по углу атаки; при этом самолет гарантирован от сваливания в "штопор".
Отличительными особенностями самолета Су-ЗОМК (рис. 2.4.7) являются:
осуществление дальнего патрулирования, сопровождения и радиолокационного дозора;
применение высокоточного оружия по наземным и надводным целям без захода в зону ПВО противника;
расширенные возможности ведения воздушного боя, в том числе обеспечение атаки нескольких целей одновременно;
противодействие радиоэлектронным и оптико-электронным средствам противника.
Основное назначение Су-ЗОМК - перехват дальних целей. Бортовая система управления вооружением (СУВ) включает в себя импульснодоплеровскую помехозащищенную РЛС, позволяющую вести поиск и сопровождение целей на фоне земли, оптико-электронный локатор с нашлемной системой целеуказания. Самолет Су-ЗОМК способен в течение 10 ч беспоса- дочно барражировать в воздухе и после этого наносить удары по воздушным, наземным и морским целям.
Имеется бортовая аппаратура наведения по помехозащищенной линии КРУ, обеспечивающая вывод самолета на цель по командам внешней АСУ. Навигационное оборудование включает спутниковую навигационную систему, работающую в поле систем ГЛОНАСС и "Навстар" с автоматическим переходом на тот канал, который обеспечивает лучшую точность. Реализована возможность автоматизированного полета на малой высоте с огибанием рельефа. В каждой кабине установлены цветные жидкокристаллические индикаторы с кнопочным обрамлением, на которые выводится двух- и трехмерное изображение местности из цифровой базы данных.
Вооружение, применяемое на Су-ЗОМК, содержит:
всеракурсные управляемые ракеты среднего и ближнего воздушного боя с активными и полуактивными РГС и ИГС Р-27, Р-27Э, РВВ-АЕ, Р-73 - при работе по воздушным целям;
Рис. 2.4.7. Двухместный истребитель-перехватчик Су-ЗОМК
противорадиолокационные ракеты Х-31П, ракеты с телевизионным и лазерным наведением Х-25ЛД, Х-29Л и Х-29Т, крылатую ракету Х-59М с телевизионным наведением, обычные авиационные бомбы, а также корректируемые КАБ-500, неуправляемые авиационные ракеты - для поражения наземных и морских целей;
стандартную встроенную авиационную пушку ГШ-301 калибра 30 мм с боекомплектом 150 снарядов.
Летно-технические характеристики самолета Су-ЗОМК
Двигатели 2хАЛ-31ФП
Взлетная масса, кг: нормальная, 25000...26 000
максимальная 34000. ..38 000
Максимальная скорость полета, км/ч: на малой высоте 1350
на большой высоте 2150
Максимальное число М полета 2
Максимальная эксплуатационная перегрузка 8...9
Практический потолок, км 17,5... 18
Тяговооруженность взлетная 1,1
Дальность полета, км: с внутренним запасом топлива 3000
с одной дозаправкой 5200
с двумя дозаправками 6900
Максимальная боевая нагрузка, кг 8000
Количество точек подвески вооружения: общее 12
для размещения УР 10
Самолет Су-33
Самолет Су-33 (заводское обозначение Су-27К) разработан в фирме "ОКБ Сухого" (главный конструктор К. X. Марбашев), изготовляется серийно на авиационном заводе КнААПО (г. Комсомольск-на-Амуре), принят на вооружение ВМФ России в 1998 г. Предназначен, в первую очередь, для обороны кораблей от средств воздушного нападения противника.
Палубный самолет Су-27К спроектирован на базе истребителя Су-27. В отличие от предшественника он имеет размещенное на наплыве крыла переднее горизонтальное оперение (ПГО), оснащен складывающимися консолями крыла и горизонтального оперения, усиленным шасси и выпускаемым на посадке тормозным крюком (гаком).
На самолете Су-27К также применяются:
измененная механизация крыла (вместо флаперона используется двухсекционный закрылок);
специальное бортовое связное и навигационное оборудование, обеспечивающее полеты над морем и посадку на палубу;
система дозаправки топливом в воздухе с убирающейся штангой.
Первый полет на опытном образце корабельного истребителя (Т-10К-1) выполнил в 1987 г. летчик-испытатель В. Г. Пугачев. Он же в 1989 г. на самолете Т-10К-2 совершил первую в истории советской авиации посадку "по- самолетному" на палубу авианесущего крейсера "Тбилиси" (ныне ТАВКР
"Адмирал Флота Советского Союза Кузнецов"). С 1989 г. самолет эксплуатируется на этом авианесущем крейсере [2.22].
Основные достижения, использованные и реализованные на самолете Су-33 (рис. 2.4.8):
интегральная аэродинамическая компоновка, выполненная по схеме "триплан";
переднее горизонтальное оперение как средство комплексного улучшения аэродинамических свойств самолета, значительно расширяющее его маневренные возможности;
электродистанционная система управления по каналам тангажа, крепа и рыскания, допускающая оптимальную статическую неустойчивость самолета;
автоматически отклоняемая механизация передней кромки крыла для полета по "огибающей поляр";
развитая механизация задней кромки крыла, увеличивающая подъемную силу на посадке в 1,5 раза для снижения посадочной скорости;
автоматическая система ограничения допустимого угла атаки и предельной перегрузки при пилотировании.
Рис. 2.4.8. Палубный истребитель Су-33
На самолете установлены два двигателя ТРДДФ АЛ-31 К (с тягой по 13 300 кг), отличающихся от АЛ-31Ф повышенной коррозийной стойкостью и наличием особого форсажного режима.
В законцовке хвостовой балки под радиопрозрачным конусом расположена станция радиоэлектронного противодействия "Береза", регистрирующая облучение противником. Самолет оснащен когерентным импульснодоплеровским радиолокационным прицельным комплексом РЛПК-27 с дальностью захвата воздушного объекта 80... 100 км. Он обеспечивает поиск и сопровождение "на проходе" до 10 целей на фоне морской поверхности или суши и может одновременно наводить две ракеты на разные цели.
Оптико-локационная прицельная станция ОЛС, имеющая дневной и ночной каналы пассивного обнаружения целей, связана с нашлемной системой целеуказания НСЦ-27, облегчающей прицеливание в ближнем маневренном бою при воздействии на лещика больших перегрузок. Датчик ОЛС смещен на правый борт для улучшения обзора при дозаправке в воздухе и на этапе предпосадочного снижения.
Пилотажно-навигационный комплекс ПНК-10К включает систему автоматического управления с автоматом тяги и обеспечивает полет со счислением координат при коррекции от систем спутниковой и дальней навигации, возвращение к кораблю и заход на посадку в автоматическом режиме по сигналам системы "Резистор К-42", расположенной на корабле.
Система управления вооружением совместно с пилотажно-навигационным комплексом обеспечивает автоматическое и директорное наведение на воздушную или морскую цель по командам с корабельного пункта наведения, а также автоматический поиск и захват целей с формированием команд разрешения пуска управляемых ракет и последующий отворот.
Самолет Су-33 (Су-27К) оборудован системой управления групповыми действиями истребителей, многоканальным комплексом связи и развитой системой радиоэлектронного противодействия, в дополнение к встроенным средствам которой на внешних узлах могут подвешиваться контейнеры "Сорбция" или "Гардения". Все системы и бортовое радиоэлектронное оборудование самолета имеют высокую помехозащищенность, обеспечивающую их работоспособность в жестких электромагнитных полях, генерируемых корабельной электроникой.
Самолет Су-33 решает задачи перехвата и завоевания господства в воздухе в дальней и ближней морской зоне, обеспечивает боевые действия других видов авиации МВФ. Он также может уничтожать противолодочные самолеты, разведывательную авиацию и крылатые ракеты противника, проводить постановку морских мин.
Принципиальным отличием истребителя Су-33 как авиационного боевого комплекса от его прототипа - палубного самолета Су-27К является расширение возможностей решения ударных задач. Самолет Су-33 был продемонстрирован на Московском авиасалоне МАКС-97; в состав его вооружения помимо ракет класса "воздух- воздух" включена противокорабельная ракета ПКР ЗМ-80 "Москит", разработку которой ведет МКБ "Радуга" (дальность пуска до 120 км). В связи со значительными размерами и массой ракеты (4500 кг) предусмотрено вооружение Су-33 только одной ПКР "Москит", размещаемой на внешней подвеске между мотогондолами.
Кроме этого, в состав вооружения самолета Су-33 входят пушка ГШ-301 калибра 30 мм и до 10 управляемых ракет класса "воздух-воздух": ракеты Р-27ЭР и Р-27ЭТ увеличенной дальности действия, ракеты среднего радиуса действия Р-27Р и Р-27Т, ракеты ближнего маневренного боя Р-73.
Летно-технические характеристики самолета Су-33
Двигатели 2х АЛ-31К
Масса, кг: максимальная взлетная 33000...39 500
боевой нагрузки 6500
Максимальная скорость полета, км/ч 2300
Максимальное число М полета 2,17
Максимальная эксплуатационная перегрузка 8
Практический потолок, км 17
Тяговооруженность взлетная 1,0
Дальность полета, км 3000
Тактический радиус действия, км >1000
Время барражирования на удалении 250 км от корабля с выполнением задач ПВО, ч > 2,5
Самолет Су-34
Самолет Су-34 (заводское обозначение Су-27ИБ) создан в фирме "ОКБ Сухого" (главный конструктор Р.Г. Мартиросов), является двухместным истребителем-бомбардировщиком, который должен заменить фронтовой бомбардировщик Су-24. Самолет изготавливается на Новосибирском авиационном заводе НАНО; первый полет состоялся в Новосибирске в 1993 г. Его разработка находится на стадии испытаний систем вооружения.
Кабина обеспечивает лет чику и штурману хорошие условия взаимодействия в бою и повышенный комфорт, что важно для боевого самолета, рассчитанного на длительный полет с многократными дозаправками в воздухе. Члены экипажа располагаются рядом "плечом к плечу" (пилот слева, штурман- оператор системы управления вооружением - справа). На этом самолете впервые для такого класса машин реализована концепция комфортной кабины. Ее компоновка позволяет членам экипажа поочередно покидать кресла и занимать вертикальное положение в полный рост для отдыха. До высоты 10 000 м экипаж работает без кислородных масок.
У штурмана-оператора имеется полностью дублированное второе управление, что повышает боевую живучесть Су-34. Система активной безопасности обеспечивает уверенное выполнение фигур пилотажа у земли на максимальной скорости (до 1400 км/ч) и надежный полет на предельно малых высотах со следованием рельефу местности. В конструкцию самолета Су-34 (рис. 2.4.9) по сравнению с Су-27 внесен ряд изменений:
увеличен мидель носовой части фюзеляжа;
установлено переднее горизонтальное оперение (ПРО) на продленных корневых наплывах крыла;
полностью перекомпонована кабина экипажа, вход в которую упрощен и осуществляется по трапу через нишу передней опоры шасси;
применен новый фонарь кабины;
изменены опоры шасси и схема уборки;
радиопрозрачный обтекатель БРЛС имеет боковые кромки, плавно переходящие в наплыв ПРО, что уменьшает.степень отражения радиолокационных сигналов;
в кабине реализованы меры по защите экипажа от воздействия средств поражения противника.
За счет размещения большого количества топлива в планере Су-34 может пролететь без дозаправки до 4000 км. Имеется также стандартная система дозаправки топлива в воздухе по типу Су-30, Су-33, Су-35. В кабине Су-34 уста; новлены многофункциональные цветные индикаторы на электронно-лучевых трубках, а также коллиматорный индикатор на лобовом стекле (ИЛС).
Рис. 2.4.9. Многофункциональный самолет Су-34
Самолет оснащен многорежимной бортовой РЛС (режимы работы "по земле", "по воздуху", маловысотного полета и др.) с фазированной антенной решеткой разработки НИИРЭК холдинговой компании "Ленинец" (г. Санкт- Петербург). Заявленная дальность обнаружения воздушных целей ЕРЛС превышает 200 км. Самолет оснащается также РЛС заднего обзора.
Бортовая СУВ обеспечивает решение боевых задач с высокой степенью автоматизации. Структура бортового комплекса является раздельноинтегральной. Все информационные системы представлены в виде автономных блоков модульной конструкции. В их состав входят цифровые вычислители разработки НИИ "Аргон" и ряд программируемых процессоров. Управление системами комплекса бортового радиоэлектронного оборудования и решение задач боевого применения осуществляется с помощью центральной БЦВМ. Структура комплекса позволяет легко изменять его состав и модифицировать подсистемы-модули.
Один из основных боевых режимов - скоростной полет на малой высоте с огибанием рельефа местности. Для управления самолетом используется цифровая многоканальная электродистанционная система. Самолет оснащен системой активной безопасности, которая предотвращает выход на опасные режимы и столкновение с землей в маловысотном полете. При этом контролируется физическое состояние и действия экипажа, работа бортовых систем и остаток топлива. Обеспечивается также автоматическое возвращение на аэродром и заход на посадку.
Самолет Су-34 в отличие от Су-24 способен применять практически любое современное оружие класса "воздух-воздух" и благодаря этому может осуществлять прикрытие объектов, вести маневренный воздушный бой и решать задачи противовоздушной обороны. Самолет Су-34 пользуется наибольшим вниманием Министерства обороны России. Руководство ВВС в 1998 г. именно применительно к этому самолету впервые использовало термин "многофункциональный самолет".
На 12 узлах внешней подвески размещается вооружение самолета Су-34 общей массой до 8000 кг, в состав которого входят:
три тактические крылатые ракеты Х-59М с телевизионным командным наведением;
управляемые ракеты класса "воздух-поверхность" - до шести ракет типа Х-29, Х-25, Х-31А/П;
управляемые ракеты класса "воздух-воздух" - до восьми ракет РВВ-АЕ. до шести ракет Р-27 (Э) или Р-73;
корректируемые авиационные бомбы - три КАБ-1500 или шесть КАБ-500;
неуправляемое ракетно-бомбовое оружие - шесть блоков с НАР С-8 (120 ракет) или С-13 (30 ракет), а также шесть ракет С-25, 16 ФАБ-500, 22 ФАБ-250 или 34 бомбы ФАБ-100;
встроенная пушка ГШ-301 калибра 30 мм с боекомплектом 180 снарядов.
Самолет Су-34 прямых зарубежных аналогов не имеет. Экспортный вариант самолета под названием Су-32ФН впервые был представлен в 1995 г. на международном авиасалоне в Ле-Бурже, а также на авиасалоне МАКС-95 в Москве. Самолет имеет значительный потенциал дальнейшего развития. Ведутся работы по другим вариантам этого самолета - истребителю-бомбардировщику берегового базирования с бортовым радиотехническим комплексом "Морской змей", самолету-разведчику и самолету РЭБ. В дальнейшем планируется установить на самолете Су-34 двигатель нового поколения АЛ-41Ф.
На аэрокосмическом салоне "Фарнборо Интернэшнл-2000" самолет был представлен под обозначением Су-32.
Летно-технические характеристики самолета Су-34 (Су-32)
Двигатели 2хАЛ-31Ф
Масса взлетная, кг: нормальная 42000
максимальная 44360
Максимальная скорость полета, км/ч: у земли 1400
на высоте 1900
Максимальное число М полета 1,8
Тяговооруженность взлетная при нормальной массе0,66
Дальность полета, км: без дозаправки до4000
при одной дозаправке до7000
Масса боевой нагрузки, кг 8000
Практический потолок, км 14
Максимальная перегрузка 7
Самолет Су-35
Самолет Су-35, известный вначале под обозначением Су-27М, представляет собой модернизированный многоцелевой вариант истребителя-перехватчика Су-27. Главный конструктор разработки Н. Ф. Никитин; самолет изготавливается на авиационном заводе КнААПО ( г. Комсомольск-на-Амуре).
Модернизация самолета Су-27 столь глубокая и многосторонняя, что в итоге появился новый истребитель и новый авиационный комплекс — по устройству, оснащению, функциям и возможностям.
Прототип истребителя Су-35 был поднят в небо в 1985 г.; впервые самолет демонстрировался в 1992 г. в Белоруссии и на авиасалоне "Фарнборо-92".
Самолет Су-35 (рис. 2.4.10) является одноместным истребителем, имеющим интегральную аэродинамическую компоновку и выполненным по схеме "триплан" с поворотным передним горизонтальным оперением. Все это уменьшает балансировочное сопротивление самолета и значительно расширяет его маневренные возможности. Степень собственной статической неустойчивости самолета в продольном канале составляет 20% САХ, в то время как на исходном Су-27 она равна 5%. В этом отношении Су-35 не имеет себе равных в современной мировой авиации [2.14]. Требуемые показатели устойчивости и управляемости обеспечиваются системой дистанционного управления. Переднее горизонтальное оперение облегчает управление самолетом на больших углах атаки и приведение его к горизонтальному полету.
Рис. 2.4.10. Многофункциональный истребитель Су-35
Для Су-35 разработано новое крыло с увеличенной относительной толщиной, которое вмещает в себя большое количество топлива. Как и на Су-27, оно оборудовано механизацией в виде отклоняемых носков и флаперонов, выполняющих функции закрылков и элеронов. При полете на дозвуковой скорости кривизна профиля крыла изменяется системой дистанционного управления за счет отклонения носков и флаперонов в зависимости от угла атаки.
Конструкция самолета выполнена с использованием алюминиево-литие- вых сплавов, широко применены конструкционные материалы. Силовая установка состоит из двух ТРДДФ АЛ-31ФМ (тяга 12 500 кг) с цифровой электронной системой управления; в дальнейшем Су-35 предполагается оснастить усовершенствованным двигателем АЛ-35Ф с увеличенной до 14 000 кг тягой. В килях самолета размещены дополнительные топливные баки. Самолет оснащен убирающейся штангой-топливоприемником системы дозаправки в воздухе.
Из основных отличий от серийного самолета Су-27 можно также отметить:
применена цифровая система дистанционного управления в продольном, поперечном и путевом каналах;
в соответствии с оснащением новой СУВ изменены обводы носового радиопрозрачного конуса ft центральной хвостовой балки;
в связи с увеличением максимальной взлетной массы усилено шасси; передняя опора шасси выполнена двухколесной;
запас топлива увеличен до 10 250 кг за счет размещения в крыле и вертикальном оперении интегральных баков-отсеков.
Назначением многофункционального истребителя Су-35 является:
перехват воздушных целей при автономных и полуавтономных боевых действиях, в том числе групповых;
ведение дальних ракетных воздушных боев и ближних маневренных боев с любым воздушным противником;
нанесение высокоточных ударов по воздушным и наземным целям на большом удалении от линии фронта, в тылу противника;
поражение надводных кораблей любых размеров;
атака наземных и морских целей без захода в зону ПВО противника;
ведение борьбы с самолетами ДРЛО, воздушными командными пунктами и постановщиками активных помех.
Самолет оснащен новой системой управления вооружением, имеющей в своем составе несколько БЦВМ, многофункциональную БРЛС и оптикоэлектронную систему. Многорежимная помехозащищенная РЛС (с увеличенным по сравнению с Су-27 диаметром антенны) имеет режимы работы по воздушным целям, картографирования земной поверхности, атаки наземных (надводных) целей, следования рельефу местности. БРЛС разработки НИИ приборостроения (г. Жуковский) имеет плоскую антенную решетку с электронным сканированием по углу места и механическим - по азимуту. Эта РЛС одновременно сопровождает до 15 воздушных целей и обеспечивает атаку не менее шести из них одновременно. Оптико-электронный локатор обнаруживает с задней полусферы воздушную цель оц = 19 м2 на дальности 90 км и обеспечивает во взаимодействии с БРЛС пуск управляемых ракет на дальности 60 км.
Кабина самолета имеет комплексную систему отображения информации, в состав которой входят три монохромных многофункциональных дисплея с клавиатурой.
Вооружение истребителя Су-35, размещаемое на 12 внешних узлах, включает широкий ассортимент оружия для действий по воздушным, наземным и морским целям:
управляемые ракеты класса "воздух - воздух" Р-27ЭР, Р-27ЭТ и РВВ-АЕ с полуактивными, активными и инфракрасными ГСП;
управляемые ракеты класса "воздух - поверхность" с телевизионным, те- лекомандным, тепловизионным и лазерным наведением Х-25, Х-29 с дальностями 20 ... 60 км, Х-59 с дальностями стрельбы 120 ... 200 км;
противорадиолокационные управляемые ракеты Х-31П с дальностью стрельбы 100 км, Х-58 с дальностями 120 ... 160 км;
противокорабельные крылатые и аэробаллистические ракеты Х-31А (дальность 70 км), Х-35 (дальность до 130 км), Х-15 (дальность 150 км) и др;
авиабомбы, кассеты и НАР;
встроенную пушку ГШ-301 калибра 30 мм.
Летно-технические характеристики самолета Су-35
Взлетная масса нормальная / максимальная, кг 25 700 / 34 000
Максимальная скорость, км/ч: у земли 1400
на высоте 2440.. .2500
Максимальное число М полета2,3...2,35
Практический потолок, км 18
Максимальная боевая нагрузка, кг 8000
Максимальная эксплуатационная перегрузка9
Двигатели 2хАЛ-35Ф
Стендовая тяга двигателя, кг 14 000
Тяговооруженность взлетная > 1
Дальность полета максимальная, км: без ПТБ > 4000
с одной дозаправкой > 6500
Самолет Су-37
Многофункциональный самолет Су-37 (рис.2.4.11) является результатом дальнейшей модернизации Су-35. Создание многоцелевого сверхманевренного истребителя Су-37 стало логической реализацией концепции создания тактических самолетов "поколения 4+" и шагом на пути к разработке программы истребителя 5-го поколения. В этом самолете воплощены достижения научно- технического прогресса в области аэродинамики, авиационных материалов, двигателестроення и электроники конца 80 - начала 90-х годов. Как подчеркнул генеральный конструктор ОКБ нм. П. О. Сухого М. П. Симонов, на выставке МАКС-97 в Москве, несмотря на внешнее сходство с истребителем Су-35 по аэродинамической конфигурации и компоновке, новая машина по составу бортового оборудования и возможностям представляет истребитель качественно нового уровня.
Самолет Су-37 с двигателями, оснащенными поворотными соплами, первый раз поднял в воздух в 1996 г. летчик-испытатель "ОКБ Сухого" Герой России Е. И. Фролов. В последующих полетах он выполнил "сальто", "управляемый штопор" и другие фигуры, недоступные пока ни одному самолету мира. В том же 1996 г. самолет демонстрировался на выставке "Фарнборо-96" и "Сеул Эйршоу-96". Возможности и характеристики самолета были широко представлены на выставке МАКС-97 в Москве [2.21].
Самолет Су-37 разработан в "ОКБ Сухого" (главный конструктор В. С. Конохов), изготавливается в Комсомольске-на-Амуре на авиазаводе КнААПО.
На истребителе Су-37 впервые отработаны новые маневры, связанные с выходом на сверхбольшие углы атаки и околонулевые скорости, в частности:
разворот в плоскости тангажа на 360° ("чакра Фролова");
фиксированный (за время менее 10 с) боевой разворот;
поворот на вертикали;
"кобра Пугачева" с углами атаки 150 ... 180°;
разворот на "кобре";
переворот на "колоколе".
Рис. 2.4.11. Многофункциональный свсрхмансврснный истребитель Су-37
Демонстрация ряда новых фигур высшего пилотажа (рис. 2.4.12), выполнение которых обеспечено наличием системы управления вектором тяги, позволила зарубежным специалистам выделить летно-технические возможности, совершенствующие ведение ближнего воздушного боя:
снижение минимальных скоростей устойчивого маневренного полета до 70 км/ч;
реализация пауз продолжительностью 3...4 с в траекторном движении самолета.
Показ этих и других возможностей заставил специалистов говорить о создании сверхманевренного самолета-истребителя как о свершившемся факте.
Самолет Су-37 - первый в мире боевой самолет горизонтального взлета и посадки, оснащенный системой управления вектором тяги (УВТ) [2.21]. Усовершенствованные двигатели АЛ-31ФП с УВТ разработаны АО "А. Люлька- Сатурн" под руководством генерального конструктора В. М. Чепкина. Осесимметричное поворотное сопло двигателя отклоняется в плоскости тангажа на ±15°. При создании этого ТРДДФ реализован ряд научно-технических решений, полученных в ходе разработки двигателя 5-го поколения АЛ-41Ф, в том числе:
применение новой монокристаллической лопатки турбины;
использование сопел двигателей, способных раздельно отклоняться в вертикальной плоскости, что обеспечивает управление самолетом как по тангажу, так по крену и рысканию.
Цифровая система дистанционного управления с четырехкратным резервированием в продольном канале и трехкратным в каналах бокового движения обеспечивает автоматизированное управление всеми рулевыми поверхностями, а также отклонение вектора тяги каждого двигателя посредством перемещения летчиком боковой ручки управления самолетом (РУС). При любых маневрах безопасность полета достигается автоматическим ограничением перегрузок в
зависимости от текущей массы и режимов полета; реализован автоматический вывод из "штопора". Рукоятка управления двигателями обеспечивает пропорциональность тяги приложенному к ней усилию летчика.
К отличительным особенностям боевых действий самолета Су-37 можно отнести:
использование сверхманевренности и новых видов фигур высшего пилотажа в ближнем воздушном бою;
многоканальность бортовых информационных и прицельных систем;
проведение атаки наземных целей;
маловысотный полет с обходом препятствий и облетом местности;
противодействие радиоэлектронным и оптико-электронным средствам противника;
автоматизация всех этапов полета и боевого применения;
ведение борьбы с самолётами ДРЛО и РЭБ, а также с воздушными КП.
Рис. 2.4.12. Новые маневры, выполняемые на истребителе Су-37, а - петля на малой скорости; б - поворот на "кобре"; в - "чакра Фролова"
На этом самолете реализованы последние достижения отечественной радиоэлектроники и приборостроения:
применяется цифровая электродистанционная система управления (СДУ) полетом в трех каналах пилотирования, разработанная МНПК "Авионика" (главный конструктор В.М. Петров);
самолет оснащен новой многофункциональной БРЛС Н-011М разработки НИИ приборостроения (главный конструктор Т. О. Бекирбаев) с фазированной антенной решеткой, скомплексированиой с РЛС заднего обзора;
применяется комбинированная навигационная система, использующая лазерные гироскопы и приемники спутниковой системы навигации, разработки РПКБ г. Раменское (главный конструктор Г. И. Джанджгава);
реализовано новое индикационно-управляющее поле кабины с использованием цветных многофункциональных экранных индикаторов и широкоугольного коллиматорного авиационного индикатора КАИ на лобовом стекле;
управление истребителем осуществляется боковой ручкой и (впервые в мире на истребителе) тензометрическим РУД, разработанными в МНПК "Авионика".
В состав специального бортового радиоэлектронного оборудования самолета Су-37 (рис. 2.4.13) входит модернизированная цифровая система управления вооружением (СУВ), которая обеспечивает высокую боевую эффективность действий по всем современным и перспективным воздушным и наземным целям (включая низколетящие стратегические крылатые ракеты).
Бортовая СУВ включает в себя два основных информационных канала (радиолокационный и тепловой), реализуемых с помощью подсистем:
радиолокационная система управления РЛСУ в составе радиолокационного прицельного комплекса РЛПК, двух БЦВМ и пульта управления; основу РЛСУ составляют БРЛС переднего и заднего обзора;
оптико-электронный прицельно-навигационный комплекс ОЭПрНК, в который входят система отображения информации СОИ, оптико-локационная станция ОЛС, пилотажно-навигационный комплекс ПИК, система управления оружием СУО, нашлемная система целеуказания НСЦ, бортовая ЦВМ комплекса ОЭПрНК, пульт управления многофункциональный ПУМФ.
Цифровая многорежимная БРЛС дальнего действия обеспечивает одновременное сопровождение до 20 воздушных целей и одновременный пуск ракет класса "воздух - воздух" с активными ГСН по восьми целям. БРЛС переднего обзора обнаруживает воздушные цели с ЭПР Зм2 на дальности 140... 160 км с передней и 30...50 км с задней полусферы цели. Возможность ведения радиолокационного обзора в задней полусфере с предупреждением об угрозе в ЗПС истребителя реализована на Су-37 впервые в мире, что делает его практически неуязвимым для средств поражения, атакующих со стороны ЗПС. Дальность обнаружения наземных целей с ЭПР, равной 3000 м2, составляет 130... 170 км. Зона обзора БРЛС в передней полусфере равна ± 90° по азимуту и ±55° по углу места. БРЛС заднего обзора обеспечивает обзор по азимуту и углу места в пределах ± 60°.
БЦВМ
сои
БЦВМ ;
оэпрнк Г
Оптико-электронный прицельно-навнгацнонный комплекс (ОЭПрНК)
Система отображения информации (СОИ)
Оптико-локационная станция (ОЛС)
ЖаакащгаЕа.
Индикатор вертикальной обстановки
Система управления
оружием (СУО)
Нашлемная система целеуказания (НСЦ)
Пульт управления многофункциональный
(ПУМФ)
Индикатор тактической обстановки
Индикатор системы сигнализации
Пилотажно-иавигациониый комплекс (ПНК)
Типовой комплекс связи
(TKC)
Радиолокационная система управления (РЛСУ)
Радиолокационный прицельный комплекс (РЛПК1
БРЛС
Бортовая аппара-
" Спектр” (БАН)
Система сигнализации
переднегообзора
Перепрограммируемыйпроцессор сигналов
БЦВМ РЛПК
V
(КИСС)
Система
управления
(СДУ)
БРЛС заднего обзора
Пульт РЛСУ
Запросчик госопознавания
БЦВМ
РЛСУ
Комплекс радиоэлектронного противодействия (КРЭП)
БЦВМ
КРЭП
Система взаимной групповой зашиты
Автомат пассивных
помех (АПП)
Система активных помех (САП)
Рис. 2.4.13. Специальное бортовое радиоэлектронное оборудование перспективного многофункционального истребителя
Теплопелеигатор "МАК1
Станция радиотехнической разведки (СРТР)
При работе по поверхности БРЛС имеет несколько режимов обзора - картографирование, поиск и слежение за подвижными наземными целями, обход препятствий в маловысотном полете.
Оптико-локационная станция имеет зону действия ±60° по азимуту и +60...-15° по углу места.
Пилотажно-навигационный комплекс ПНК-10М-711 (разрабатываемый МНПК "Авионика") обеспечивает функции навигации, ручного и автоматического пилотирования от взлета до посадки днем и ночью на любых географических широтах.
Отметим основные функции, выполняемые пилотажно-навигационным комплексом:
автоматическое определение счисленных координат местонахождения и их уточнение от различных корректирующих средств;
программирование маршрута и автоматический полет по нему;
оперативный ввод маршрута полета на земле с аппаратуры ввода информации;
решение задачи и выдача на индикацию располагаемого времени и располагаемой дальности полета по информации о расходе топлива, а также времени и дальности до очередного ППМ;
автоматический полет в режимах маршрута, возвращения, захода на посадку; автоматизация управления на боевых режимах полета от внешних АСУ и от бортовой системы управления вооружением;
вычисление предельно-допустимых параметров пилотирования самолета и формирование сигналов ограничений с целью предотвращения выхода на опасный режим полета с использованием информации о запасе топлива, внешней конфигурации и др.
Летно-технические характеристики самолета Су-37
Двигатели 2хАЛ-31ФП(ФУ)
Стендовая тяга двигателя, кг 14000
Взлетная масса, кг: максимальная 34000
нормальная 25670
Максимальная скорость, км/ч: у земли 1400
на высоте 2500
Максимальное число М полета 2,35
Практический потолок, км 18
Максимальная перегрузка 9
Боевая нагрузка, кг: нормальная 1400
максимальная 8200
Возможности нового бортового комплекса обороны КРЭП Су-37 существенно расширены по сравнению с самолетом Су-27. В нем используются: станция электронной разведки; автомат сброса дипольных отражателей и ИК- ловушек; приемник системы предупреждения о радиолокационной подсветке противником; станция ИК-разведки; система взаимной групповой защиты и др.
Самолет Су-37 оснащается оружием классов "воздух-воздух" и "воздух- поверхность", размещаемым на 12 узлах подвески. Номенклатура вооружения самолета Су-37 полностью повторяет состав вооружения Су-35, приведенный выше.
Создание и развитие ракет класса"воздух - воздух" истребителей-перехватчиков*
На протяжении сорока лет параллельно тому, как создавались специализированные истребители для задач перехвата, разрабатывалось ракетное вооружение. Так, исключительно для перехватчиков были созданы ракеты класса "воздух-воздух" РС-2-УС, Р-55, Р-8М, Р-98, Р-98М, Р-4, Р-4М, Р-40, Р-40Д, Р-33, К-37. Практически все ракеты, разработанные для фронтовых истребителей, без каких бы то ни было изменений применялись на перехватчиках. Это Р-ЗС, Р-ЗР, Р-13М, Р-23, Р-24, Р-24М, Р-60, Р-60М, Р-73, Р-27(Э). Принятая на вооружение ракета Р-77 также будет применяться на перехватчиках.
Рис. 2.5.1. Ракеты класса "воздух - воздух" малой дальности
В написании подразд. 2.5 принимал участие Л. Г. Черных
Общий вид ракет малой и средней дальности, применявшихся на истребителях и перехватчиках 2-го и 3-го поколений, приведен на рис. 2.5.1, 2.5.2 соответственно.
Р-23Р
Рис. 2.5.2. Ракеты класса "воздух - воздух" средней дальности
В отечественной и мировой практике условно принято деление ракет класса "воздух-воздух" на ракеты малой (РМД), средней (РОД) и большой (РБД) дальности пуска [2.2, 2.23]. Основные характеристики российских ракет, составленные в соответствии с этим делением, приведены в табл. 2.5.1, 2.5.2, 2.5.3, а также в табл. 3.2.1 и 3.2.2.
Ограниченные по системе наведения максимальные дальности пуска в таблицах приведены для радиолокационных головок самонаведения (РГС) при цели типа истребитель; для инфракрасных головок самонаведения (ИГС) при цели типа F-15, режиме работы двигателя "максимал", Vu ~ 0,8М, Нц = 5 км, ракурсе в передней полусфере (ППС) q до 30°.
Ракеты малой дальности и ближнего маневренного боя
Первой отечественной РМД, нашедшей применение в авиации ПВО, была ракета К-5 (РС-1-У). Более известна ее модернизация К-5МС (РС-2-УС).
Ракета наводилась по радиолучу (методу "трех точек" или "трехточки") и обеспечивала поражение слабо маневрирующих целей при атаке из задней полусферы (ЗПС) при ограниченных ракурсах подхода. Для уменьшения кривизны траектории ракеты после пуска и ввода ее в луч самолет-носитель переходил на траекторию параллельного сближения с целью. Хвостовой приемник формировал сигналы, пропорциональные отклонению ракеты от равносигнального направления диаграммы направленности антенны БРЛС, сопровождающей цель. Для привязки принятой информации к каналам управления ракета с помощью свободного гироскопа и элеронов стабилизировалась по крену. Качество процесса удержания ракеты на линии носитель- цель определялось соответствующим подбором коэффициента усиления от указанного отклонения до перегрузки ракеты и наличием низкочастотной дифференцирующей составляющей в передаточной функции контура стабилизации от заданной до реализованной перегрузки. Ограниченность зон возможных пусков (ЗВП), а также жесткие ограничения на маневрирование носителя в процессе наведения ракеты заставили в дальнейшем отказаться от наведения по радиолучу.
Значительное расширение возможностей перехвата целей из ЗПС было достигнуто благодаря оснащению ракеты ИГС.
Ракета Р-55, использовавшая основные конструктивные решения ракеты РС-2-УС, за счет применения ИГС несколько расширила ЗВП и позволила истребителю с момента пуска маневрировать произвольно. Некоторое снижение ее максимальной дальности пуска связано с ростом лобового сопротивления из-за применения полусферического обтекателя ИГС, необходимого для исключения пеленгационных ошибок (искажений углового положения цели, возникающих при прохождении луча через обтекатель).
В 1957 г. начались работы по воспроизведению образца американской РМД AIM-9B "Сайдуиндер". Ракета К-13 (Р-ЗС после запуска в серию) явилась родоначальником семейства Р-ЗС, Р-ЗР, Р-13М, Р-13М1. Эта линия доминировала до начала 70-х годов, когда на вооружение была принята ракета Р-60.
Тактико-технические характеристики ракет малой дальности
Параметры
РС-2-УС
Р-55
Р-ЗС
Р-ЗР
Р-13М (Р-13М1)
Разработчик
ЦКБ "Алмаз"
ПКО "Стрела"
ММ3 "Вымпел”
Год принятия на вооружение
1959 (серия)
1967 (серия)
1962
1967 (серия)
1973 (1977 - серия)
Самолеты- носители / боекомплект
МиГ-17ПФУ/4 МиГ-19ПФ/4 МиГ-21ПФ/4 Су-9/4 Су-11/4 Су-15/4
Су-9/4
Су-11/4
Су-15/4
МиГ-21СМ/4
МиГ-21бис/6
МиГ-19/2 МиГ-21/2 МиГ-23/4 Як-28/4
МиГ-21С/2
МиГ-21СМ/4
МиГ-23/4
МиГ-21бис/4
МиГ-23М/4
МиГ-23МЛ/4
МиГ-23МЛА/4
МиГ-23П/4
Бортовая РЛС, прицельная система
РП-1;РП-9У цд-зо "Сапфир-21"
РП-9У "Сапфир-21" АСП-ПФД
РП-9У "Сапфир-21" "Квант"
"Сапфир-21"
"Сапфир-21" "Сапфир-23М" "Сапфир-23МЛА" АСП-ПФЦ АСП-17МЛ
Аэродинамическая схема
"Утка" с элеронами
"Утка" с роллеронами
Масса, кг
82,6
91
75,8
82
88(90)
Масса БЧ, кг
13
12
11,3
11.3
11,3
ТипБЧ
Осколочно-фугасная
Стержневая
Диаметр корпуса, м
0,2
0,127
Длина, м
2,50
2,70
2,84
3,42
2,87 (2,98)
Размах оперения, м
0.59
0,64
0,53
0,53
0,63 (0,59)
Энерговооруженность, кг - с/ кг
45
40
50
45
67
Время управляемого полета, с
35
35
21
21
60
Тип двигателя
РДТТ однорежимный с боковыми соплами
РДТТ однорежимный
Организация целеуказания головке
-
Наведение носителя по погоне в ЗПС фЩ=0
Наведение носителя по погоне в ЗПС фцу— 0 (фцу— ± 12 )
Тип системы наведения
Радиокоманд- ная по лучу
иге неохлаждаемая
ПАРГС
ИГС, охлаждаемая азотом
Метод наведения
Трехточка
Пропорциональное наведение
Максимальная скорость цели, км/ч
1600
1600
1800
1800
2500
Диапазон высот поражения пели, км
0,8...20
0,2...22
0,2...21
1...20
0,05...25
Максимальная дальность пуска, км, ППС / ЗПС
-/5
-/10
-/7
-/9
-/15
Минимальная дальность пуска, км, ЗПС
1,9
1,2
1,0
1,0
0,3
Перегрузка перехватываемой цели
1,5...2
3
3
2
7(8)
В ракете "Сайдуиндер" были заложены, а в ракетах семейства К-13 воспроизведены оригинальные технические решения, позволившие отказаться от использования автопилотных датчиков линейного ускорения и угловой скорости.
Наиболее характерной особенностью облика этих ракет явились малый диаметр (127 мм) и большое относительное удлинение корпуса (более 20).
Ракета за счет предельного смещения крыльев назад обладает высокой собственной устойчивостью; рули, максимально смещенные вперед, эффективны, причем выбором положения осей вращения обеспечена их высокая статическая устойчивость под действием шарнирного момента; рулевой привод не имеет обратной связи по отклонению руля и реагирует моментом на команду. Благодаря шарнирному моменту, сдерживающему отклонение рулей под действием команды, угол атаки ракеты оказывается обратно пропорциональным скоростному напору, а перегрузка - соответствующей команде независимо от условий полета. •
Естественно, что приведенные рассуждения приблизительны, так как на зависимость перегрузки от команды влияют центровка ракеты, сильно меняющаяся по мере выгорания топлива, число М, определяющее моментные характеристики, угол атаки, влияющий на эффективность рулей. Тем не менее характеристики такого контура стабилизации, охваченного обратной связью по шарнирному моменту, оказались приемлемыми в достаточно широком диапазоне условий.
Чрезвычайно эффективным оказалось применение так называемых роллеронов- рулевых поверхностей с встроенными маховиками-гироскопами, раскручиваемыми от набегающего потока и создающими искусственное демпфирование ракеты (относительно продольной оси для ракет Р-ЗС, Р-ЗР, относительно всех трех осей для Р-13М и Р-13М1).
Рулевой привод ракет выполнен на горячем газе с регулятором типа сопло-заслонка. Ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) имеет монобло- ковый пороховой заряд с звездообразным каналом, обеспечивающим большое отношение поверхности горения к площади проходного сечения для пороховых газов.
На ракетах Р-13М и Р-13М1 используются охлаждаемые азотом ИГС. На ракете Р-ЗС головная часть имеет форму полусферы, на последующих входной зрачок ИГС существенно меньше миделя ракеты, поэтому головная часть имеет оживальную форму с полусферой на носике.
Ракеты Р-ЗС и Р-13М осуществляют захват цели только при сопряжении продольной оси ракеты и направления на цель с точностью 1,25°, что требует соответствующего управления самолетом-носителем. Ракета Р-13Р оснащена импульсной полуактивной головкой с коническим сканированием диаграммы направленности. Поле захвата составляет свыше 10°, что несколько облегчает пилотирование.
Главным достоинством ракеты Р-13Р является ее всепогодность; на малых высотах из-за отражений от подстилающей поверхности ее возможности ограничены.
В состав условий, разрешающих пуск ракет семейства К-13, наряду с захватом цели ИГС входят ограничения по дальности и текущей перегрузке носителя. Смысл ограничения по дальности совпадает с принятым для всех ра-
кет класса "воздух-воздух": D < Dpn (D- текущая дальность носитель-цель; Dpil - вычисленная в соответствии с характеристиками ракеты и условиями применения дальность разрешения пуска).
Самолет-носитель, выполняющий наведение по погоне (совмещающий продольную ось ракеты с направлением на цель), маневрирует с тем большей перегрузкой, чем больше ракурс цели, а следовательно, и ошибка прицеливания. При фиксированном ракурсе перегрузка носителя растет по мере уменьшения дальности. Ограничение текущей перегрузки самолета-носителя, при которой еще разрешается пуск, используется в качестве боковой границы зоны.
Ракета Р-13М1 имеет ограниченную возможность приема целеуказания по пеленгу (± 12°). Это несколько облегчает пилотирование истребителя перед пуском.
В принципе после захвата и разарретирования ИГС самолет-носитель может построить упреждение и пустить ракету при допустимых ошибках прицеливания, имея в момент пуска существенно большие перегрузки, ограниченные только безопасностью отделения ракеты.
На основании опыта учений и реальных воздушных боев в Индокитае в середине 60-х годов были выдвинуты требования поражения противника в ближнем высокоманевренном воздушном бою при пуске ракеты с большими ошибками прицеливания, в том числе и на малых дальностях (~ 300 м).
Впервые такой ракетой, причем имеющей вдвое меньшую массу, чем последующие аналоги, стала ракета Р-60, в которой была применена неохлаж- даемая ИГС, имеющая угол прокачки координатора ±45°, угол целеуказания ±12° и угловую скорость слежения до 30 град/с.
На ракете Р-60М была применена ИГС с термодинамическим охлаждением; она принимает целеуказание в пределах углов прокачки и имеет мгновенное поле захвата ±2,5°. На ракете в основных каналах используется автопилот классической схемы с обратными связями по угловой скорости и перегрузке и приводом на горячем газе. Важнейшим фактором, позволившим использовать на ракете ближнего маневренного боя столь малую боевую часть, явилась оптимизация системы наведения в расчете на наихудшее поведение цели.
Достигнутые к этому времени точность измерения координат цели ИГС и характеристики контура стабилизации позволили обеспечить такое быстродействие системы управления от угловой скорости линии визирвания до перегрузки ракеты, при котором цель, маневрирующая с перегрузкой до 6, не способна изменением ее величины и направления уйти от поражения.
Ракета Р-60М способна атаковать цель на встречно-пересекающихся курсах.
Зарубежный аналог ракеты Р-60 Мк.1 "Мажик" (Франция), принятый на вооружение в 1975 г., обладал сходными тактико-техническими характеристиками, однако французская ракета имела вдвое большую начальную массу.
Требование поражения целей ракетой малой дальности при атаке из ППС было впервые выполнено в середине 70-х годов с принятием на вооружение в США ракеты AIM-9L "Сайдуиндер".
Отечественной ракетой ближнего маневренного боя, удовлетворяющей этому требованию, стала созданная в 1983 г. ракета Р-73. До настоящего времени Р-73 остается лучшей в мире ракетой этого типа. Построенная по схеме "утка" с элеронами ракета оснащена всеракурсной ИГС с углами прокачки
координатора ±60°, возможностью принятия целеуказания ±45°, высокой помехозащищенностью.
В ракете применена система управления вектором тяги, в которой в качестве рабочих органов используются интерцепторы. Благодаря газодинамическому управлению на активном участке полета ракеты (~ 5 с), она выводится на большие углы атаки (до 40°), что обеспечивает энергичный разворот вектора скорости для исправления начальной ошибки пуска.
В маневренном воздушном бою при атаке цели под ракурсом 90° на высоте 1 км при ошибке пуска 40° и маневре цели с перегрузкой 8 в сторону увеличения пролета ближняя граница ЗВП составляет 0,6 км. В этих же условиях ближняя граница для ракеты AIM-9L "Сайдуиндер" составляет 1,5 км.
Ракеты средней дальности
Первой отечественной самонаводящейся ракетой, принятой на вооружение, была ракета средней дальности Р-8М (табл. 2.5.2). Ракета построена по схеме "утка" с элеронами, оснащена модульными головками самонаведения (импульсной полуактивной радиолокационной и пассивной инфракрасной), автопилотом и радиовзрывателем. Ракета обеспечивала атаку цели в ЗПС на ракурсах 0 -г- 3/4 при прямом прицеливании и пуске с упреждением.
При модернизации (ракета Р-8М1) на ракете установлен новый автопилот, в котором предусмотрена настройка параметров на два диапазона высот: 0,5...8 и 8...23 км, а также модернизированная ГСП.
Дальнейшее продолжение линии Р-8М - ракеты средней дальности Р-98 и Р-98М - обеспечивают поражение цели в ЗПС и ППС с целеуказанием до ±60° в случае РГС и ±30° в случае ИГС.
В РГС ПАРГ-15 ракеты Р-98 введена обращенная к земле компенсационная антенна для улучшения соотношения сигнал - фон и повышения дальности действия на малых высотах. Это потребовало стабилизации ракеты по крену в схеме X независимо от крена самолета в момент пуска.
Существенно большие возможности по дальности пуска и предельным превышениям цели до 5...6 км были достигнуты в ракете Р-4 (К-80) и до 7...8 км в ракете Р-4М (К-80М). Диапазон высот поражаемых целей ракеты Р-4М составил 0,5...21 км. В отличие от предшествующих разработок РСД ракеты Р-4 и Р-4М были построены по нормальной схеме.
РГС упомянутых выше ракет использовали для измерения углового рассогласования метод конического сканирования. Достоинство этого метода - простота построения, однако этот метод не защищен от легко создаваемых совмещенных с целью амплитудных помех. При известной противнику частоте сканирования амплитудная помеха выбивает головку из режима слежения. Отрицательное воздействие на помехозащищенность РГС оказывало связанное с применением конического сканирования использование автоматического регулирования усиления (АРУ).
Случайный разброс частот сканирования требует использования амплитудной модуляции помехи спектром. При этом, естественно, падает воздействие помехи, срывов слежения не происходит, однако вызванные ею пролеты недопустимо велики. Для повышения помехозащищенности в РГС вводилась
случайная от экземпляра к экземпляру частота сканирования (ПАРГ-15). Это должно было заставить противника расширить спектр модулирующего сигнала и тем самым снизить уровень спектральной плотности воздействия, определяющего дисперсию пролета.
В РГС ПАРГ-10ВВ (ракеты Р-4М) коническое сканирование организовано электронным переключением положения луча относительно оптической оси антенны по случайному закону.
Тактике-технические характеристики ракет средней дальностиТактике-технические характеристики ракет средней дальностиВсе эти решения оказались малоперспективными и в более поздних разработках, внедрявшихся с начала 70-х годов, не использовались.
Тактике-технические характеристики ракет средней дальности
Тактике-технические характеристики ракет средней дальности
Паране ры
Р-8М (Р-8М1)
Р-98 Р-98М
Р-4 (Р-4М)
Разработчик
НПО "Молния"
Г од принятии иа вооружение
1961 (1963)
1965 (1975)
1965 (1973)
Самолеты-носители / боекомплект
Су-11/2
Су-15/2
Як-28П / 2
Ту-128/4
Бортовая РЛС, прицельная система
"Орел-Д" "Таиф'ун-М"
"Смерч"
Аэродинаническая схена
"Утка" с элеронами
Нормальная
Масса, кг
275
292 (301)
492 (500)
Масса БЧ, кг
40
40 (39)
53
ТипБЧ
Осколочная
Осколочно-фугасная
Дианетр корпуса, м
0,275
0,315
Длина, и
3,98
4,17(4,22)
5,36
Разнах оперении, и
1,22
1,5
Энерговооруженность, кг • с / кг
65
66
50
Тип топлива
РНДСИ-5К
РНДСИ-5К (РАМ-ЮК)
РНДСИ-5К
баллиститное
баллиститное
баллиститное
РГС
ф,„ = ±60"
фот = ±60°
Целеуказание головке
фцу = ±30°
фцу = ±53"
Тип системы
Самонаведение с захватом цели ПАРГС в подвесе.
Наведении
ИГС с охлаждением азотом
Метод наведения
Пропорциональное наведение
Максимальная скорость цели, км/ч
2000 (2500)
Диапазон высот поражения цели, км
0,5...23
0,5...23
8...21,5
(0,5...24)
(0,5...21)
Максимальная дальность пуска, км.
-/12
18/14
20/13
ппс/зпс
(-/14)
(24/14)
(25/13)
Мииимальиаи дальность пуска км,
2,0
1,8
3,0
ЗПС
(0,3)
(2,2)
Перегрузка перехватываемой цели
2,0
2,0
2,0 (2,5)
Таблица 2.5.2
Последней импульсной РГС отечественных ракет средней дальности была ПАРГ-12ВВ ракеты Р-40. Эта головка отличается тем, что в ней впервые использовался моноимпульсный метод измерения углового рассогласования, при котором воздействие амплитудных помех максимально ослаблено. Применение логарифмических приемников исключило опасность "ослепления" головки, свойственного головкам с АРУ при значительных перепадах мощности помехи. Неодинаковость логарифмических приемников вызывала возникновение колебаний на выходе угломера при так называемой череспериодной помехе. Это воздействие удалось значительно ослабить благодаря коммутации приемников по случайному закону.
Головка ПАРГ-12ВВ обладает развитой логикой и высокой защищенностью от совмещенных с целью помех. Для формирования четырехлепестковой диаграммы направленности, необходимой для организации моноимпульсной обработки, а также обеспечения максимальных (до 70°) отклонений равносигнального направления в РГС ПАРГ-12 применена двухзеркальная антенна Кассегрена. Подвижное зеркало антенны облучается потоком, неподвижным относительно ракеты. При этом равносигнальное направление диаграммы направленности поворачивается на удвоенный угол отворота зеркала.
В РГС на базе синусно-косинусного вращающегося трансформатора был создан вычислитель, преобразующий заданные перегрузки в связанную систему координат с учетом разгона и торможения ракеты. Это позволило построить наведение по методу пропорциональной навигации в антенной системе координат, когда проекция полной перегрузки ракеты на плоскость, перпендикулярную линии дальности, пропорциональна произведению оценки угловой скорости линии дальности на скорость сближения.
Заданное ускорение ракеты в плоскости, перпендикулярной ее продольной оси, Jf при этом формируется таким образом, чтобы выполнялось векторное равенство
э/ + га;,о = э/ + Л1,
где г Х^ - вектор, направленный вдоль оси Х„; J“ - заданное ускорение в антенной системе координат.
Величина оценки угловой скорости линии визирования со используется для формирования заданного ускорения по формулам:
•С =^R,>oMya;
J*y\ = J™ —1— JL ^фу Ш+ Jx\ № ——; cos^zcos#>r
J*. = J* —'J 1,
zl zaxX от p >
COS^r
обеспечивающим компенсацию продольного ускорения ракеты J хХ.
Здесь J va, Jza — заданные ускорения в антенной системе координат;
Rno - скорость сближения; J уХ, JzX - заданные ускорения в связанной системе координат; <р , (р, - углы отклонения антенны ГСН.
Рекордные пеленги сопровождаемой цели и наведение в антенной системе координат сделали возможным перехват скоростной цели при больших ракурсах.
При разработке системы управления ракеты Р-40 для ограничения перегрузки использована так называемая система переменной структуры, сопоставляющая с заданным порогом сумму текущей перегрузки и ее производных и при превышении порога обнуляющая команду.
В связи с разработкой ракеты Р-40 с РГС существенно обострился вопрос о синхронных ошибках обтекателя и антенной системы. Упомянутая выше антенна Кассегрена оказалась весьма нестабильной по величине пеленгационной ошибки, градиент которой по пеленгу ограничивает высотность ракеты. Для контроля синхронных ошибок головок в производстве была разработана система измерений, основанная на использовании прокачного стенда, на который устанавливается головка, и корреляционного алгоритма выделения ее реакции на колебания основания. Внедрение этой системы способствовало совершенствованию антенных систем и обтекателей ракет средней дальности.
В ИГС ракеты Р-40 применены принципы обработки сигнала, обеспечивающие высокую степень защиты от ложных тепловых помех. ИГС принимает целеуказание в пределах ±55°.
Чрезвычайно интересна компоновка ракеты Р-40 (табл. 2.5.3) и конструктивные решения, принятые при ее разработке.
Двигатель размещен вблизи центра масс. Это делает несущественной разбежку центровки, что облегчает формирование контура стабилизации на старте и на пассивном участке полета ракеты. Двигатель имеет два сопла, развернутых вдоль корпуса для создания продольной тяги. За счет разноса дистанционного взрывателя и боевой части почти на всю длину ракеты упростилась задача выбора задержек для обеспечения высокой эффективности боевого снаряжения.
Для защиты аппаратуры и боевой части от кинетического нагрева и обтекающих кормовую часть ракеты продуктов сгорания топлива в ракете используется охлаждение аппаратуры фреоном с борта самолета-носителя и теплоизоляция внутренней поверхности корпуса. В качестве конструкционного материала корпуса ракеты был выбран титановый сплав ВТ-4.
Ракета Р-40 разрабатывалась как высотная с наивысшим среди ракет класса "воздух-воздух" значением минимальной нагрузки на крыло. Это позволило обеспечить максимальную высоту перехватываемой цели до 27...30 км.
Ракета Р-23 построена по нормальной схеме с дестабилизаторами, расположенными на корпусе головки самонаведенния. Размеры и положение дестабилизаторов зависят от формы и массы головки таким образом, чтобы сохранить неизменными моментные характеристики ракеты.
Тактико-технические характеристики ракет средней дальностиТактико-технические характеристики ракет средней дальности
Тактико-технические характеристики ракет средней дальности
Тактико-технические характеристики ракет средней дальности
Параметры
Р-40
Р-40Д
Р-23
Р-24 (Р-24М)
Разработчик
ГосМКБ" Вымпел"
Год принятия на вооружение
1969 (серия)
1980
1973
1981 (1988)
Самолеты- носители / боекомплект
Бортовая РЛС,
МиГ-25 / 4
МиГ-29 ПД / 4
МиГ-23 / 2;
МиГ-23МЛ / 2; МиГ-23МЛД / 2; "Сапфир-23"
МиГ-23МЛ / 2 .
МиГ-23МЛД / 2;
МиГ-23П/2;
"Сапфир-23МЛ"
прицельная система
"Смерч-А"
"Сапфир-25"
"Сапфир-23МЛД ТП-23; ТП-23М
"Сапфир 23МЛД"
ТП-23М
Аэродинамическая схема
"Утка"
с элеронами
Нормальная с дестабилизаторами
Масса, кг
472
465
для РГС 216 для ИГС
для РГС
237 для ИГС
Масса БЧ, кг
52
55
25
35
ТипБЧ
Диаметр корпуса, м
Осколочнофугасная
Осколочностержневая 0,3
Стержневая
0,2
Длина, м
Размах оперения, м
6,10
5,95
1,45
4,45
1.0
4,49
Энерговооруженность , кгс/ кг
Тнп двигателя
65
6650
РДТТ однорежимный
63
Целеуказа- РГС
фцу = ± 60 0
<рщ = ±50"
Фт=±50"
ниеголовке
иге
Ф» = ±55°
фЦу = ±55°
tpUy = ±55°
<p„v = + 55 0
Тнп системы
Самонаведе-
Инерциальное на-
Самонаведение с за-
Инерциальное на-
наведения
ние с захва-
ведение. Самона
хватом ПАРГС на тра-
ведение. Самона-
том ПАРГС
ведение с захва-
ектории До захвата
ведение с захватом
Метод наведения
Максимальная
в подвесе
том ПАРГС науправление по "стар-
траекториитовой" поправке
ИГС с охлаждением азотом
Пропорциональное наведение
ПАРГС на траектории
скорость цели, км/ч
3000
2700
3000
Диапазон высот поражения цели, км Максимальная
0,5...27
0,05...30
0,05...25
0,04...25
дальность пуска, км, ппс/зпе
30/16
40/20
25/15
32 /19,5
Минимальная дальность пуска, км ,ЗПС
2.3
1.0
1.4
0.5
Перегрузка перехватываемой цели
2,5
4
5
7
Таблица 2.5.3
Ракета Р-23 создавалась для истребителя МиГ-23, БРЛС которого впервые оснащалась системой селекции движущейся цели (СДЦ). Для обеспечения наведения ракеты на цель на фоне подстилающей поверхности была раз-
работана РГС непрерывного излучения, селектирующая подвижную цель на фоне земли благодаря доплеровскому смещению отраженного от нее сигнала.
РГС-23 осуществляет последовательный поиск цели по частоте, обнаружение и сопровождение монохроматического сигнала, измерение мощности шумоподобного сигнала, разделяя по величине угловых флюктуаций сосредоточенный по углу источник шумовой помехи и распределенные по углу отражения от подстилающей поверхности. При атаке цели в ЗПС на фоне земли эти отражения загрубляют головку, снижая дальность захвата цели, однако анализ угловых флюктуаций защищает РГС от ложных захватов.
Следящий по частоте селектор скорости удерживает сигнал цели в полосе измерителя угловых рассогласований. Шумоподобный сигнал, действующий на частоте цели, попадает в эту же полосу, причем при воздействии узкополосной шумовой помехи угловое сопровождение восстанавливается благодаря поиску по частоте.
В РГС-23 применен чрезвычайно эффективный метод построения моно- импульсного приемника, известный в литературе как "фильтр-ограничитель- фильтр" или схема SHOU. Существо этого метода состоит в том, что суммарный сигнал и сдвинутые на 90° относительно него промодулированные разностные сигналы суммируются, усиливаются и ограничиваются. В результате формируется сигнал, модулированный по фазе так, что индекс модуляции пропорционален угловой ошибке.
Данный способ был использован во всех последующих разработках отечественных головок самонаведения ракет средней дальности. При его применении практически невозможно вызвать появление ошибок измерения углового рассогласования с помощью амплитудной модуляции излучаемого целью сигнала.
Аналогичная по своим задачам американская ракета AIM-7E2 "Спэрроу", разрабатывавшаяся примерно на 10 лет раньше, а также ее более поздняя модификация AIM-7F "Спэрроу" использовали метод конического сканирования.
Моноимпульсный метод обработки в зарубежных ракетах класса "воздух- воздух" появился почти на 10 лет позже, чем в ракете Р-23: в ракете "Скай Флеш" (Великобритания) - в 1978 г., в ракете AIM-7M "Спэрроу " (США)- в 1981 г., в ракете "Супер 530Д" (Франция) - в 1986 г.
При создании ракеты Р-23 возникла необходимость захвата цели на траектории. Эта необходимость вызвана тем, что сигнал подсвета, излучаемый БРЛС, содержит шумовую составляющую, исключающую возможность обнаружить сигнал цели до отлета ракеты на достаточное расстояние. Кроме того, пока ракета не окажется между БРЛС и целью, доплеровская частота изменяется немонотонно, и организовать слежение за сигналом цели достаточно трудно.
Перед пуском на борту истребителя вычисляется и передается на ракету заданный пеленг, под которым была бы видна цель, если бы ракета была пушена в упрежденную точку. Для исправления начальной ошибки прицеливания, уменьшения угловой скорости линии визирования, облегчения захвату цели на траектории ракета Р-23 управляется на начальном участке полета с помощью так называемой стартовой ("английской") поправки, обнуляющей разность заданного и текущего пеленгов цели.
При малых ошибках пуска принятые меры для организации захвата на траектории позволили увеличить в полтора раза допустимую дальность пуска ракеты по сравнению с потенциальной дальностью захвата головки. При максимальных ошибках, особенно в ЗПС цели, разница между дальностями пуска и захвата существенно меньше.
Формирование закона управления в ракете Р-23 традиционно: заданная перегрузка в связанной системе координат пропорциональна произведению угловой скорости на скорость сближения. Оригинальным решением является использование на больших высотах интегродифференцирующего фильтра, ослабляющего воздействие синхронных ошибок РГС.
Ракета Р-24 является модернизацией ракеты Р-23, причем в части системы управления - модернизацией чрезвычайно глубокой.
Впервые в системе управления ракеты Р-24Р применены принципы инерциального управления, когда после пуска до захвата цели, благодаря интегрированию ускорений ракеты, корректируются заданная перегрузка и угловое положение антенны головки. Это осуществляется с помощью модели кинематических соотношений, построенной во вращающейся системе координат, использующей линию дальности в качестве оси X - дифференциального уравнения, связывающего угловую скорость линии визирования с проекцией перегрузки ракеты на ортогональную ей плоскость.
Коэффициентами этих уравнений являются относительная дальность и скорость сближения, которые также вычисляются в результате интегрирования соответствующей проекции перегрузки. Необходимые для вычислений начальные условия по угловой скорости линии дальности формируются в вычислителе ракеты в процессе отработки углового целеуказания, когда ракета еще находится в подвеске.
Функционирование вычислителя, в результате которого прогнозируется угловая скорость линии дальности, начинается с момента схода, причем в модели используются измерения перегрузки ракеты в проекциях на антенные оси, а также измерение угловой скорости ракеты относительно продольной оси ракеты. В результате, несмотря на отсутствие захвата цели головкой, в процессе отработки стартовых возмущений и при разгоне ракеты вырабатывается оценка угловой скорости линии дальности, необходимая для управления ракетой и антенной головки.
Применение инерциального управления до захвата цели головкой позволило полностью использовать возможности ракеты по исправлению ошибок пуска. При этом соотношение между допустимой дальностью пуска и дальностью захвата оказалось независимым от ошибок пуска. В системе управления ракеты Р-24Р модель кинематических соотношений во вращающейся системе координат, связанной с линией дальности, используется и после захвата в качестве фильтра для оценивания угловой скорости. Таким образом, в системе управления ракеты Р-24Р для фильтрации и формирования управлений впервые применяется фильтр калмановской структуры, использующий в качестве ядра фильтра модель объекта - кинематические соотношения, связывающие угловую скорость линии дальности и относительное ускорение.
Модернизированная ракета Р-24 (Р-24М) отличается существенно более высокой помехозащищенностью, а также появлением принципиально нового режима - наведения на зависший над землей вертолет.
В связи с угоном истребителя МиГ-25П и заменой на нем БРЛС была проведена модернизация ракеты Р-40 (Р-40Д). Модернизация состояла в том, что на ракете была установлена головка самонаведения ракеты Р-24Р. При этом, несмотря на больший мидель ракеты, для обеспечения захвата на траектории пришлось сохранить размеры антенны РГС-24. В противном случае ширина диаграммы направленности оказалась бы меньшей, и условия захвата стали бы более сложными.
Головка самонаведения ракеты Р-40Д была последней из радиоголовок, на которой применялась силовая гиростабилизация антенны. На первых ракетах средней дальности использовался двух-, а начиная с ПАРГ-10 - четырех- гироскопный стабилизатор. На всех последующих РГС применяется индикаторная стабилизация с установкой на антенне датчиков угловой скорости или трехстепенных управляемых гироскопов типа МГТУ.
Очерк истории создания отечественногоуправляемого оружия класса ’’воздух - воздух’’*
Создание ракет класса "воздух-воздух" знаменовалось успешным решением многих проблемных вопросов, являвшихся принципиальными на своих этапах разработки все более совершенных образцов ракет. Еще в процессе работы над ракетами серии К-5 (К-5, К-5М, К-5МС) были выявлены принципиальные недостатки лучевой системы наведения (узкие зоны атак из задней полусферы цели, ограниченная дальность, возможность потери цели при ее маневре и т. д.) и необходи-
Ракета РС-2-УС (К-5МС)Ракета РС-2-УС (К-5МС)мость применения для ракет класса "воздух-воздух" систем самонаведения. Теория и практика систем самонаведения получили интенсивное развитие в ГосНИИАС благодаря усилиям молодых тогда ученых. В 1956 г. Е. А. Федосов защи
Ракета РС-2-УС (К-5МС)
Ракета РС-2-УС (К-5МС)
щает кандидатскую диссертацию по динамической точности самонаводящих- ся снарядов класса "воздух-воздух". Ей предшествуют более десяти работ, выполненных в соавторстве с другими учеными, по различным аспектам расчета и математического моделирования систем самонаведения. В процессе моделирования самонаведения всеракурсной ракеты устанавливается эмпирически, а затем обосновывается теоретически одно из фундаментальных для того времени положений теории самонаведения - связь между потребной управляющей перегрузкой ракеты и угловой скоростью линии визирования посредством коэффициента, зависящего от скорости сближения.
Постановлением ЦК КПСС и правительства СССР в 1954 г. было задано создание сразу трех самонаводящихся ракет нового поколения: К-6, К-7 и К-8, а несколько позже (в 1958 г.) - ракеты К-9. Особенно активно разрабатыва-
Составлен по материалам Давыдова А.Н., вошедшим в книгу [2.4].
лась самонаводяшаяся ракета К-8 в ОКБ-4 Минавиапрома под руководством главного конструктора М. Р. Бисновата. При разработке этих ракет были вскрыты и нашли техническое решение две сложные проблемы. Одна из них связана с созданием первого в нашей стране гиростабилизированного привода антенн головок самонаведения.
Ранее разрабатывавшиеся ракеты безуспешно пытались оснастить головками самонаведения с подвижной относительно корпуса антенной. В ходе работ по ракете возникли проблемы, связанные с отработкой силового двухгиро- скопного гиростабилизатора ГС-1. Антенна РГС, установленная на гироплатформе, не воспринимала колебаний корпуса ракеты по каналам курса и
Ракета Р-8М (К-8М)Ракета Р-8М (К-8М)тангажа, оставаясь неподвижной в пространстве. Однако, когда задавалось качание корпуса по крену, появлялся уход антенны, приводящий к ложным сигналам в контуре наведения. Наличие такого ложного сигнала приводило, как это показало моделирование,
Ракета Р-8М (К-8М)
Ракета Р-8М (К-8М)
к недопустимо большим промахам. Причины нестабильности гиростабилизатора ГС-1 были выявлены в результате теоретического анализа на основе описания движения антенны системой матричных дифференциальных уравнений. Практически проблема была решена использованием гиростабилизатора другой конструкции по схеме Берлина, в которой корпуса гироскопов были соединены шарнирной связью-"спарником".
Другая проблема была связана с явлением так называемых синхронных ошибок головки самонаведения, с которым столкнулись впервые при создании ракеты К-8. В данном случае синхронные ошибки возникали из-за разности величин преломления радиолуча при прохождении через различные участки обтекателя. Находящаяся под обтекателем антенна из-за разности величин преломления в случае колебаний корпуса ракеты начинает формировать ложный сигнал угловой скорости линии визирования (соответствующий частоте колебаний). Этот сигнал образует "паразитную" обратную связь по перегрузке, которая может быть положительной, дестабилизирующей или отрицательной, избыточно стабилизирующей, но в любом случае нарушающей нормальную работу контура наведения. Измерения градиента синхронной ошибки первых образцов обтекателей показали их значения до 0,15 град/град, что оказалось совершенно неприемлемым. Проблема обтекателя в дальнейшем для этой ракеты решалась путем повышения требований к конструкции, подбору материалов, контролю обтекателей на специальных измерительных стендах, а также путем использования оптимальной фильтрации управляющего сигнала. Последующее изучение проблемы синхронных ошибок показало, что они зависят не только от обтекателя, но в ряде случаев определяются также качеством устройств подвеса антенны (жесткость, люфты, трение), а также особенностями хода радиолуча для антенн сложной конструкции (двухзеркальных). Развитие в последнее время цифровых методов управления позволило предложить ряд методов компенсации синхронных ошибок антенных систем - табличных по запомненному портрету ошибок, введенному в память системы, и динамических.
Работы по самонаводяшимся ракетам К-6 (ОКБ-2 главного конструктора П. Д. Грушина) и К-7 (ОКБ-134 главного конструктора И. И. Торопова) не получили развития. До стадии начала летных испытаний было доведено несколько вариантов этих ракет с различными головками самонаведения и аэродинамическими схемами.
Разработка конструкции ракеты К-9 с 1958 г. проводилась в ОКБ-134, а затем (в 1959 г.) была передана в ОКБ-155. Система самонаведения создавалась в КБ-1. Ракета должна была войти в состав автоматизированного комплекса перехвата "Ураган-5Б" и применяться с истребителей-перехватчиков Е-150, Е-152-1, Е-152А, Е-152-2, Е-152М. В 1961-1963 гг. макеты ракеты К-9 прошли летные испытания, но пусков реальных ракет не было по причине закрытия работ по системе "Ураган-5".
В 1957 г. на вооружение истребителей США поступает новая самонаво- дящаяся ракета с ИК-головкой самонаведения AIM-9B "Сайдуиндер". Появление этой ракеты стало без преувеличения эпохальным событием в ракетостроении. Почти одновременно с этой ракетой на вооружении английских истребителей "Лайтнинг" появляется самонаводящаяся ракета "Файрстрик" с ИК-головкой самонаведения. Появление на вооружении зарубежных самолетов легких самонаводящихся ракет с ИК ГСН заставило руководство СССР принять решение о разработке аналогичного оружия. С этой целью был объявлен конкурс на разработку легкой самонаводящейся ракеты. В ОКБ-4 приступили к работам над ракетой К-88 с ИК ГСН в направлении глубокой модернизации ракеты К-8 с целью уменьшения ее размеров и массы. НИИ-2 (ГосНИИАС) совместно с КБ при КМЗ предложил модифицировать серийную ракету типа К-5М в самонаводящуюся К-55.
В это время произошел инцидент над Тонкинским проливом. В ряду продолжавшихся несколько лет многочисленных столкновений между истребителями КНР и Тайваня впервые в воздушном бою были применены ракеты класса "воздух-воздух". Тайваньские истребители F-105, вооруженные ракетами AIM-9B "Сайдуиндер", атаковали группу самолетов КНР вблизи материкового побережья, причем несколько ракет упали на территории КНР. Упавшие ракеты чрезвычайно заинтересовали советских представителей в дружественном тогда Китае. Найти и собрать обломки ракет было непросто, они рассеялись на площади более 100 км2. Задачу помогла решить китайская армия. В результате нашли, откопали, собрали обломки трех ракет. Обломки были переданы СССР и поступили для изучения в ОКБ-134 и в НИИ-2. Несколько позже были найдены и также поступили в нашу страну неразорвав- шиеся ракеты в достаточно хорошо сохранившемся виде. Перед нашими специалистами была поставлена задача воспроизведения этой ракеты без каких- либо отступлений от оригинала. Началось изучение обломков, макетирование и экспериментальное исследование восстанавливаемых агрегатов.
Результаты проведенных исследований, как и сама ракета "Сайдуиндер". произвели столь убедительное впечатление на военных и руководителей Ми- навиапрома, что без всяких проволочек в 1957 г. было принято постановление о "воспроизводстве" - копировании с незначительными изменениями - ракеты "Сайдуиндер" под индексом К-13. Разработка самой ракеты К-13 была поручена ОКБ-134 под руководством И.И. Торопова, создание инфракрасной ГСН (ИГС) проводилось по конкурсу НИИ-10 (ИГС-59) и ЦКБ-589 (ТГС-13К).
Создание ракеты К-13 завершилось в рекордно короткие сроки. В 1961 г. началось серийное производство, а в 1962 г. ракета под обозначением Р-ЗС с ТГС-13К была принята на вооружение истребителей МиГ-21Ф-13 и МиГ-21ПФ. Работы по воспроизведению ракеты "Сайду индер" и созданию отечественного аналога К-13 отодвинули на некоторое время реализацию предложения НИИ-2 о модернизации ракеты К-5М в самонаводящуюся К-55. Однако в 1960 г. председатель ГКАТ П.В. Дементьев предложил КБ при КМЗ, руководимому Ю. Н. Королевым, совместно с НИИ-2 создать на базе К-5М самонаводящуюся ракету К-55 с ИГС-58. Это задание было выполнено. Небольшой коллектив КМЗ под руководством НИИ-2 разработал ракету с высокими для того времени тактико-техническими характеристиками и хорошей помехозащищенностью. Система управления ракеты К-55 прошла всесторон
ние исследования с использованием методов математического и полунатурно- го моделирования. В 1967 г. ракета К-55 стала производиться серийно на КМЗ и в этом же году была принята под обозначением Р-55 на вооружение самолетов Су-9, Су-11, Су-15, МиГ-21СМ, МиГ-21бис.
Таким образом, ракета К-55 выиграла конкурс у ракеты К-88, работы по которой были прекращены. В то же время, с 1958 г. в ОКБ-4 при участии ин
ститута проводилась разработка ракеты К-80. Ракета была создана в двух
комплектациях: с радиолокационной импульсной полуактивной головкой са
монаведения ПАРГ -1ОВВ главного конструктора Н. А. Викторова и с инфракрасной головкой главного конструктора Д. М. Хорола. Эта ракета вошла в состав комплекса дальнего перехвата Ту-128-80 на базе дальнего перехватчика Ту-128 с БРЛС "Смерч" главного конструктора Ф. Ф. Волкова.
В работах по комплексу перехвата Ту-128-80 в составе системы ПВО "Воздух-1" НИИ-2 впервые было осуществлено полное научное сопровождение разработки: от математического моделирования на этапе проектирования через стендовую отработку опытных образцов аппаратуры до полунатурного моделирования по программе Государственных летных испытаний. В 1965 г. комплекс Ту-128-80 (под обозначением Ту-128-С4) с ракетой К-80 (получив
Ракета Р-4Р (К-80Р)Ракета Р-4Р (К-80Р)шей обозначение Р-4) был сдан на вооружение. Он был первым комплексом, способным осуществлять перехват на дальних рубежах в передней полусфере высот
Ракета Р-4Р (К-80Р)
Ракета Р-4Р (К-80Р)
ных скоростных самолетов-
бомбардировщиков большо
го радиуса действия, которые начали появляться на вооружении развитых капиталистических стран в конце 50 - начале 60-х годов. Для этих же целей несколько позже (1970 г.) был создан уникальный для своего времени комплекс высотного перехвата в составе самолета МиГ-25 с БРЛС "Смерч-A" и высотной ракеты Р-40 с радиолокационной полуактивной импульсной головкой ПАРГ-12 и тепловой головкой самонаведения. Большая высотность ракеты Р-40 достигалась за счет развитого крыла, ослабляющего влияние синхронных ошибок головки самонаведения, увеличенного запаса топлива, разнесенной по длине ракеты боевой части (в середине корпуса и в хвосте), а также за счет
тщательной отработки радиолокационной головки самонаведения и системы управления. Дополнительные возможности по поражению высотных целей обеспечивались вариантом ракеты с ИГС.
Интенсивное развитие системы ПВО, в том числе наличие авиационных комплексов дальнего высотного перехвата по типу Ту-128-С4, МиГ-25П-40, заставляло искать новые тактические приемы проникновения ударных самолетов на территорию противника. В качестве такого приема был выбран полет на предельно малых высотах с большими скоростями. Использовавшиеся до этого импульсные БРЛС самолетов и полуактивные РГС, работающие по отраженному сигналу этих БРЛС, оказались непригодными для обнаружения, пеленгации и наведения на низколетящие цели на фоне мощных отражений собственного сигнала от подстилающей поверхности. Пути преодоления этого недостатка в авиационных комплексах были понятны - использование принципа доплеровского сдвига частот отраженных сигналов для селекции движущейся цели относительно неподвижного фона. Техническая реализация этого принципа осуществлялась практически параллельно в СССР и США и привела к созданию сопоставимых по боевым возможностям авиационных комплексов МиГ-23М с БРЛС "Сапфир-23М" и ракетой К-23 и F-4 "Фантом" с ракетой A1M-7D, Е, Е-2 "Спэрроу".
Работы по ракете К-23 еще не успели полностью развернуться, как из воюющего Вьетнама был получен "подарок" - американская ракета А1М-7Е "Спэрроу". Во время налета на порт Хайфон был сбит американский истребитель- бомбардировщик F-4. Он упал в море и затонул на небольшой глубине, благодаря чему сохранились неразрушенными подвешенные на нем ракеты. Одна из ракет была доставлена в Москву и поступила на изучение. Другая ракета была "снята" с упавшего горящего самолета F-4 группой советских специалистов, находившихся во Вьетнаме. У ряда военных и гражданских специалистов возникла идея воспроизведения этой ракеты в отечественном образце наподобие ситуации "Сайдуиндер" К-13. Главный довод состоял в том, что на ракете AIM-7E уже использовалась головка непрерывного излучения, работающая на фоне земли, а разрабатываемая главным конструктором Е. Н. Геништой отечественная РГС-23 еще не показала своих качеств. Было принято решение о воспроизводстве - разработке ракеты К-25 как аналога AIM-7E "Спэрроу".
На основе тщательного сравнительного анализа характеристик ракет К-25 (AIM-7E) и К-23 институт НИИ-2 занял позицию отстаивания отечественной разработки. Основным аргументом при этом было то, что ракета AIM-7E представляет собой устаревшую модель и ее копирование означает шаг назад, в то время как американцы уже начали работы по модернизации AIM-7F. Другим важным аргументом было то, что в РГС-23 используется более прогрессивный моноимпульсный метод обработки радиолокационного сигнала в отличие от метода конического сканирования в РГС ракеты А1М-7Е. Правота позиции института была подтверждена временем, и в модификации А1М-7М (следующей за AIM-7F) американцы тоже перешли на моноимпульсный принцип, но с опозданием почти на десять лет. Таким образом, удалосьдо- биться продолжения работ по ракете К-23 параллельно с работами по К-25, что было продублировано постановлением от 17.11.67 г. Главным конструктором ракеты К-23 был назначен В. А. Пустовойтов. Началась параллельная конкурсная разработка двух ракет - К-25 и К-23, выполнявшаяся практически
одним и тем же коллективом (за исключением головок самонаведения). Создалась ситуация, позволявшая заимствовать оригинальные идеи, реализованные в зарубежной ракете, для улучшения собственной разработки. Однако из ракеты "Спэрроу" практически ничего заимствовано не было, хотя оригинальных технических решений в ней было использовано много. В разработке ракеты К-23 НИИ-2 участвовал с самого начала; исследования по этой ракете проводил большой коллектив специалистов под руководством Е. А. Федосова, Р. Д. Кузьминского, В. Ф. Левитина.
В 1973 г. ракета К-23 (под наименованием Р-23) была принята на вооружение истребителя МиГ-23. Параллельная разработка ракеты К-25 завершилась изготовлением нескольких опытных образцов и была прекращена в начале летных испытаний, после того как стало очевидным ее отставание по срокам и характеристикам от ракеты Р-23. Ракета Р-23 около 10 лет сохраняла превосходство по тактико-техническим характеристикам над однотипными зарубежными ракетами по уровню эффективности в сложной информационной обстановке, помехозащищенности от всех известных типов активных совмещенных помех и в условиях отражений от подстилающей поверхности при атаке низколетящей цели. Только в 1982 г. ракета AIM-7M "Спэрроу" с доплеровской моноимпульсной головкой самонаведения достигла паритетного уровня с ракетой Р-23.
В начале 70-х годов в СССР под влиянием сведений о разработке в США комплекса F-14A с ракетой А1М-54А "Феникс" началось создание собственного многоканального комплекса дальнего перехвата "Заслон" на базе истребителя-перехватчика МиГ-31 и ракеты К-33. Однако концепция отечественного комплекса "Заслон" существенно отличалась от американской. Отечественный комплекс предназначался для территориальной ПВО районов страны с редкой сетью аэродромов и наземных средств наведения. Это требовало повышенной автономности действий, больших рубежей перехвата и зон ответственности, многоканальности обстрела целей в пределах всего боекомплекта. Для обеспечения этих требований на перехватчике МиГ-31 была использована РЛС с фазированной антенной решеткой, имеющая значительно большие возможности по поиску, обнаружению, сопровождению целей и обеспечению их подсвета по сравнению с РЛС AWG-9 с механической антенной. Благодаря практической безынерционное™ переброса луча станции с ФАР в режиме подсвета нескольких целей оказалось возможным в ракете К-33 применить полуактивную РГС с обеспечением приемлемой точности наведения одновременно четырех ракет на четыре цели.
Вся система управления комплекса, включая РЛС с ФАР "Заслон" и полуактивную РГС ракеты, разрабатывалась НПО "Фазотрон" под руководством главного конструктора В. К. Гришина. По концепции построения и реализованным характеристикам комплекс МиГ-31 с РЛС "Заслон" опередил уровень зарубежной техники и до настоящего времени сохраняет лидерство, не имея близких аналогов за рубежом. Разработка ракеты К-33 была поручена КБ "Вымпел", возглавлявшемуся в то время главным конструктором А. Л. Ляпиным. Руководителем разработки был назначен Ю. К. Захаров. В 1980 г. ракета под наименованием Р-33 была принята на вооружение. Одновременно начинаются работы по ее модернизации, которые продолжались до конца 80-х годов.
Локальные войны в Корее, Вьетнаме, на Ближнем Востоке показали, что истребители противников все чаще вступают в противоборство с использованием своего ракетного вооружения. При этом имевшиеся в то время ракеты оказывались малоэффективными при действии по истребителям. Назрела необходимость пересмотра концепций вооружения класса "воздух-воздух". Гос- НИИАС был одной из первых организаций, обосновавших необходимость создания ракеты ближнего воздушного боя. Эта задача была решена созданием ракеты К-60, принятой в 1974 г. под обозначением Р-60 на вооружение практически всех существовавших в то время самолетов истребительной авиации.
Ракета Р-60Ракета Р-60Конструкторам удалось решить проблему миниатюризации и создать ракету рекордно малых массы (~45 кг) и габаритов (диаметр 120 мм, длина ~2 м).
Ракета Р-60
Ракета Р-60
Наличие у СССР ракеты ближнего воздушного боя К-60, сведения о которой просочились за рубеж, вызвало определенное беспокойство в военных кругах США. Была сделана попытка
создания собственной сверхлегкой ракеты LCLM (Low Cost Lightweight Missile), разработка которой на конкурсной основе была предложена фирмам Форд и Рейтеон. В 1977 г. несколько комплектов аппаратуры такой ракеты было поставлено центру разработки и испытаний оружия ВВС США. Ракета LCLM имела стартовую массу 36 кг, диаметр 115 мм и длину 2 м. Однако направление легких и сверхлегких ракет ближнего воздушного боя не получило дальнейшего развития ни в СССР, ни в США.
Практически одновременно с началом разработки ракеты ближнего воздушного боя К-60 начались интенсивные исследования тактики и динамики воздушных боев истребителей. На основе большого объема исследований был сделан основной вывод: эффективность авиационного комплекса в условиях ближнего воздушного боя многократно возрастает в случае, если ракета обладает качеством всеракурсности, так как подавляющее количество ситуаций приводит практически к лобовым встречам противоборствующих истребителей. Самолет, не имеющий всеракурсной ракеты, практически не способен противостоять самолету, вооруженному такой ракетой. Другой вывод касался необходимости увеличения углов целеуказания и определения требований к ближней границе зон пусков посредством анализа статистики по угловым
скоростям линии визирования.
В это время ни у СССР, ни у США и других капиталистических стран не было ракеты со всеракурсной ИГС. Тем не менее необходимость создания такой ракеты была осознана к началу 70-х годов. Несмотря на то, что ракета К-60 знаменовала собой значительное достижение отечественного ракетостроения, она не могла в перспективе быть оснащена всеракурсной ИГС, имеющей большие габариты и массу.
В целях совершенствования оружия ближнего воздушного боя истребителей первоначально была задана разработка двух типов ракет с ИГС: ракеты малой дальности с всеракурсной ИГС К-14 и малогабаритной ракеты ближнего воздушного боя с ИГС ограниченной ракурсности К-73.
Разработка ракеты К-14 поручалась КБ "Вымпел" (новое наименование ОКБ-134). Ракету планировалось создать путем модернизации ракеты P-I3M в направлении применения всеракурсной ИГС и совершенствования аэродинамической компоновки для увеличения располагаемых перегрузок.
Разработку ракеты К-73 осуществляло КБ "Молния" (новое наименование ОКБ-4). Этому коллективу, успешно завершившему создание ракеты Р-60, на
Ракета Р-73Ракета Р-73первых порах трудно было отказаться от идеи повторить на новом техническом уровне разработку легкой ракеты. Поэтому первоначально ракета К-73 была представлена как малогабаритная бескрылая ракета с чисто газодинамическим управлением, оснащаемая ИГС с термоэлектрическим охлаждением и ограниченной ракурс- ностью.
Ракета Р-73
Ракета Р-73
В данной постановке ракеты К-14 и К-73 расходились по типам, назначению и характеристикам. Однако нецелесообразность ракеты с невсеракурсной ИГС к этому времени уже была доказана ГосНИИАС, который резко возразил против создания ракеты К-73 в предложенном виде. При содействии института киевский завод "Арсенал" в лице главного конструктора А. В. Молодыка предложил разработку для ракеты К-73 всеракурсной, с чувствительным элементом на основе сурьмянистого индия, широкоугольной ИК ГСП "Маяк", способной принимать целеуказание в пределах углов пеленга ±60°. Применение этой головки на ракете К-73 (Р-73) потребовало увеличения ее массы и габаритов при том, что бескрылая компоновка и чисто газодинамическое управление сохранялись.
Первоначально постановка задач этих исследований состояла в том, чтобы определить слабые стороны уже существующих ракет, ограничивающие боевые возможности комплексов, по открытым и закрытым сведениям о зарубежных ракетах, в том числе по их фотографиям, представить их воспроизведенные характеристики и дать сравнение с характеристиками отечественных ракет, провести прогнозные оценки требований к перспективным ракетам со стороны новых авиационных комплексов с учетом развития противодействующих средств противника и, наконец, сформировать концепцию и основные обликовые характеристики ракет следующего поколения. Появляется наименование ракеты К-27, которая должна прийти на смену ракете Р-23.
В это время основным истребителем ВВС США является Г-4 "Фантом" с ракетами AIM-7E, AIM-7E-2 "Спэрроу". С советской стороны ему противостоял истребитель типа МиГ-23 с ракетами Р-23. Однако в США заканчивается создание нового истребителя F-15 и полным ходом идет разработка новой модификации ракеты A1M-7F "Спэрроу" с существенно более высокими характеристиками. В СССР начато создание истребителей нового поколения МиГ-29 и Су-27 в соответствии с концепцией развития истребительного парка страны. В части оружия класса "воздух-воздух" для этих истребителей сохраняется полная неопределенность, так как никто не берет на себя задачу определить требования и сформулировать концепцию вооружения этих истребителей.
Предложения по ракете К-27 разрабатываются в 1972-1973 гг. В конце 1973 г. концепция этой ракеты рассматривается с участием представителей всех заинтересованных организаций: ГосНИИАС, ОКБ им. П. О. Сухого, ОКБ им. А. И. Микояна, КБ "Вымпел", КБ "Молния", НПО "Фазотрон", а также
Ракета Р-27Ракета Р-27представителей ВВС; начинает разворачиваться разработка ракеты.
Ракета Р-27
Ракета Р-27
Ракету К-27 предложено было создавать по модульному принципу в части систем управления и двигательных установок. Ракета рассматривалась как оружие достижения превосходства в воздухе вновь создаваемых истребителей, в том числе в условиях дуэльных боев с истребителями F-15, использующими
ракеты AIM-7F. За счет модульности двигательных установок достигалось наилучшее соответствие базовой модификации ракеты К-27 возможностям легкого истребителя МиГ-29 и модификации повышенной энерговооруженности ракеты К-27Э возможностям тяжелого истребителя Су-27.
По системе ракет К-27/К-27Э на этапе технических предложений был организован конкурс между КБ "Вымпел" и "Молния", который был выигран КБ "Вымпел". В эскизном проекте ракета К-27/К-27Э была представлена в вариантах нормальной аэродинамической схемы и схемы "утка", управляемой по всем трем каналам развитыми по площади рулями с обратной стреловидностью по передней кромке. ГосНИИАС поддерживалась "нормальная" схема. Результаты сравнительного анализа показывали, что схема "утка" перетя- желена, переусложнена, имеет большее аэродинамическое сопротивление при нулевом угле атаки и худшее аэродинамическое качество. Однако в выборе схемы в силу ряда причин, в том числе не всегда технического порядка, победила линия КБ "Вымпел" и ЦАГИ, и ракета К-27/К-27Э была создана по существующей схеме. Жизнь показала, что схема оказалась малоперспективной, не получившей развития в последующих разработках. Парадокс состоял в том, что от нормальной схемы ракеты К-23 отечественные разработчики перешли к схеме промежуточной между "уткой" и "поворотным крылом", близкой к схеме ракеты AIM-7 "Спэрроу", а американские разработчики отказались от схемы "Спэрроу" в пользу нормальной схемы при переходе к ракете AMRAAM.
Разработка ракеты К-27/К-27Э велась под влиянием уже известных к тому времени данных о ракете A1M-7F "Спэрроу", начало серийного производства которой относится к 1975 г. При формировании характеристик системы управления ракеты К-27 проводилось их сопоставление с характеристиками ракеты AIM-7F "Спэрроу" в составе комплекса F-15 с БРЛС APG-63. Максимальная дальность действия системы наведения ракеты AIM-7F "Спэрроу" определялась как дальность захвата цели полуактивной РГС с учетом небольшого начального участка полета до захвата с помощью так называемой
стартовой (или "английской") поправки. В полуактивной РГС ракеты К-27 не удавалось достичь дальностей, равных или превосходящих дальности РГС "Спэрроу", из-за различий, в основном, в чувствительности приемников и величинах потенциала подсвета БРЛС самолетов-носителей: без достижения превосходства по системной дальности задание разработки ракеты К-27 не могло состояться. Было предложено недостатки ракеты К-27 по дальности самонаведения компенсировать, причем с большим запасом, за счет участка полета до захвата, организовав инерциальное управление с коррекцией по сигналам от БРЛС истребителя. Таким образом, на ракете К-27 впервые в отечественной и мировой практике и значительно раньше, чем в ракете AMRAAM, было реализовано инерциально-корректируемое управление с самонаведением на конечном участке.
Созданием ракет К-27/К-27Э было достигнуто существенное превосходство над ракетой США того времени AIM-7F "Спэрроу", состоявшее в следующем:
наличие модульных систем наведения с полуактивной РГС, пассивной РГС и ИГС давало ракетам тактическую гибкость применения в зависимости от боевых условий и затрудняло противнику выбор способов противодействия;
превосходство в дальности пуска, обеспечиваемое инерциальной системой управления с радиокоррекцией и полуактивной РГС, позволяло добиваться опережения в применении своих ракет и раньше начинать маневр тактического отворота;
модульность по двигательным установкам позволяла иметь легкую модификацию К-27, равную по баллистическим возможностям ракете AIM-7F, и энерговооруженную модификацию К-27Э, значительно превосходящую AIM-7F по средней скорости, дальностям отлета от своего носителя и обеспечивающую тем самым гарантированный выигрыш в дуэли с самолетами F-15 и F-18, оснащенными ракетами AIM-7F.
При создании ракет К-27/К-27Э возникало и было преодолено множество сложных технических проблем, связанных с головками самонаведения всех трех типов, инерциальной системой, линией радиокоррекции, контуром стабилизации и др. В 1984—1985 гг. ракеты под наименованиями Р-27 и Р-27Э в разных комплектациях по ГСП приняты на вооружение.
Еще в период развертывания работ по ракетам Р-27/Р-27Э стало ясно, что ряд предъявляемых к ним требований может быть реализован при модернизации ракеты Р-23 в модель Р-24 (при разработке имела наименование К-24). В это время определяется, что одной из основных тактических ситуаций применения ракет класса "воздух-воздух" следует считать действия истребителя против истребителя. Это требует от ракеты увеличения дальности системы наведения, существенного повышения средней скорости и дистанции отлета от своего самолета-носителя в момент поражения цели, возможности поражения цели в плотной группе, работоспособности на фоне подстилающей поверхности в передней и задней полусферах, повышения помехозащищенности от совмещенных и вынесенных помех всех видов, возможности поражения интенсивно маневрирующих целей, в том числе при применении ими специальных видов маневров, уменьшения минимальных дальностей пуска. Именно с учетом этих требований и производилась разработка модернизированной ракеты Р-24.
В короткие сроки ракета Р-24 была создана и поступила на вооружение модернизированных истребительных комплексов МиГ-23МЛ, МиГ-23МЛА. Сделан существенный шаг на пути к оснащению ракет класса "воздух-воздух" инерциальными системами. Была предложена и реализована схема вычислительного устройства под названием "псевдокинематическое звено", прогнозировавшего относительное движение ракеты и цели и вырабатывавшего команды управления на участке полета ракеты до захвата цели ГСН. Эта схема позволяла увеличить дальность пуска в 1,3 раза по отношению к дальности захвата ГСН. В ракете Р-24 были улучшены и остальные характеристики в плане удовлетворения перечисленным выше новым требованиям. По существу, была создана новая и очень удачная ракета, причем на основе преемственности с предыдущей моделью Р-23.
В 1976 г. на Дальнем Востоке произошло событие, в результате которого ракета Р-24 и комплекс МиГ-23МЛ с БРЛС "Сапфир-23" дали новую жизнь ракете Р-40 и комплексу МиГ-25П-40: летчик дальневосточной ПВО перегнал
Ракета Р-40ДРакета Р-40Дсвой истребитель-перехватчик МиГ-25П в Японию. Самолет не возвращали довольно долго, и было известно, что его хорошо изучили американские специалисты. Ракет Р-40 на самолете не было, но по характеристикам БРЛС и системы управления вооружением можно было найти уязвимые места комплекса и разработать эффективные меры противодействия. Таким образом, эффективность авиации ПВО была поставлена под удар. Последовало задание правительства разработать меры по пре
Ракета Р-40Д
Ракета Р-40Д
дотвращению нанесенного стране ущерба. Суть технических предложений сводилась к тому, чтобы заменить на самолете МиГ-25П БРЛС "Смерч-A" на БРЛС типа "Сапфир-23" самолета МиГ-23М, а на ракетах Р-40 заменить импульсные полуактивные головки ПАРГ-12ВВ на полуактивные РГС-24 непрерывного сигнала. Тактико-технические характеристики и эффективность такого модернизированного комплекса существенно улучшались. Уже в 1979 г. началось создание комплекса МиГ-25ПД с БРЛС "Сапфир-25" и ракетами Р-40Д.
Со второй половины 70-х годов как в США, так и в СССР интенсифицируются работы по созданию концепций вооружения класса "воздух-воздух" следующего поколения с качественно новыми характеристиками и боевыми возможностями. С этой целью в США были проведены широкомасштабные полигонные исследования по отработке концепций вооружения воздушного боя по программе AIMVAL/ACEVAL (Air Intercept Missile Evaluation / Air Combat Evaluation). По результатам выполнения программы были сделаны выводы о необходимости:
вооружить истребители управляемыми ракетами с эффективной дальностью пуска не менее 80 км, не требующими непрерывного сопровождения цели после пуска, что позволит истребителю остаться за пределами пуска ракет противника с ИГС;
иметь на вооружении ракеты, пуск которых может осуществляться одновременно по нескольким целям, не находящимся непосредственно впереди самолета.
В 1976 г. ВВС и ВМС США приступили к первой фазе разработки на конкурсной основе новой управляемой ракеты средней дальности AMRAAM (Advanced Middle Range Air-to-Air Missile) с инерциально-корректируемой системой управления и активной РГС. Конкурс на полномасштабную инженерную разработку ракеты AMRAAM выиграла фирма Хьюз. В 1984 г. ракета AMRAAM была разработана, получила обозначение AIM-120А и в 1989 г. поступила на вооружение истребителей США F-15, F-16, F-18. Основным новым качеством этой ракеты стала реализация принципа "пустил - забыл", в соответствии с которым истребитель после пуска может выходить из атаки, уклоняясь маневром от встречной атаки ракетами противника. Это достигается путем использования на ракете активной РГС, не требующей подсвета цели БРЛС самолета-носителя. Для увеличения дальности пуска за пределы дальности захвата РГС на ракете используется инерциальная система управления. Вырабатываемая инерциальной системой информация о взаимном положении ракеты и цели корректируется по линии радиокоррекции, связывающей ракету и самолет-носитель, по которой на ракету периодически передаются измеряемые БРЛС координаты цели.
Таким образом, в ракете AMRAAM реализован принцип инерциально- корректируемого управления до захвата цели РГС, примененный на ракетах Р-27/Р-27Э. Однако на ракете AMRAAM, в отличие от ракеты Р-27/Р-27Э, инерциальная система реализована в бесплатформенном виде на базе БЦВМ и отдельного гироинерциального блока. Такое решение позволило увеличить соотношение между дальностью пуска и дальностью захвата РГС до 4...6. Другим важным новым качеством этой ракеты, обусловленным использованием активной РГС в сочетании с ИСУ, стала многоканальность, т. е. возможность одновременного применения нескольких ракет с одного носителя по нескольким целям. Это свойство достигается (как и принцип "пустил- забыл") за счет автономности системы наведения с активной радиолокационной головкой самонаведения (АРГС) на конечном участке траектории. И, наконец, третьим новым качеством ракеты AMRAAM было значительное, на 1/3 по сравнению с ракетой AIM-7F "Спэрроу", снижение стартовой массы, уменьшение диаметра корпуса и внешних габаритов. Это позволило разместить ракету на легком истребителе-бомбардировщике F-16. Размещение на этом самолете ракет AIM-7F "Спэрроу" вызывало значительные трудности. На других самолетах (F-15, F-18, F-14) стало возможным увеличение боекомплекта ракет AIM-120A AMRAAM.
Исследования в нашей стране показали настоятельную необходимость создания отечественной ракеты с активной РГС. Отсутствие такой ракеты приводило к 5-7-кратному проигрышу по эффективности авиационного комплекса. Наконец, было принято решение о создании отечественной ракеты с
активной РГС в качестве ответной меры на создание ракеты AMRAAM. Разработка ракеты началась с опозданием на несколько лет по отношению к программе AMRAAM. На начальной стадии был организован конкурс технических предложений между КБ "Вымпел" и КБ "Молния". ГосНИИАС было поручено дать оценку технических предложений и на их основе определить направление разработки. КБ "Вымпел" выступило с компоновкой, близкой по всем параметрам к ракете Р-24, а КБ "Молния" предложило, по существу, уменьшенный вариант ракеты Р-40.
Несмотря на очевидные недостатки технических предложений обоих КБ, предпочтение все же было отдано проработкам КБ "Вымпел", которое к этому времени возглавил главный конструктор Г. А. Соколовский, сумевший привлечь к разработке лучших соразработчиков, смежников и четко организовать их взаимодействие.
К этому времени в связи с работами по перспективному истребителю нового поколения возникает требование внутрифюзеляжного размещения ракет на самолете-носителе. Это требование было учтено в работе над компоновкой ракеты. Треугольные крылья уже уменьшенной площади трансформируются в крылья малого удлинения типа несущих ребер, и предусматривается складывание решетчатых рулей. Таким образом, определяется принципиальный облик ракеты. Однако, несмотря на настойчивые требования института, КБ не соглашается с доводами в пользу уменьшения массы ракеты, основываясь в основном на позициях соразработчиков агрегатов. А это подрывает одно из ключевых положений концепции ракеты - уменьшение массы с целью увеличения боекомплектов при их многоканальном применении. Тогда начальником ГосНИИАС Е. А. Федосовым, принимавшим самое активное участие в формировании идеологии ракеты и организации ее разработки, предпринимается следующий ход. С использованием САПР и пакета графических программ формируется массогеомстрический облик ракеты и изготавливается так называемый директивный чертеж с указанием на нем масс и размеров всех
Ракета РВВ-АЕ
агрегатов; чертеж утверждается министром авиационной промышленности И. С. Силаевым. Жизнь подтвердила действенность такого хорошо продуманного и аргументированного волевого решения. Ракета была создана при небольших отступлениях от директивного чертежа.
Несмотря на отставание в сроках начала создания ракеты по отношению к AMRAAM, разработка отечественной ракеты базировалась на хорошем научно-техническом заделе, что позволило вести ее быстрыми темпами и почти ликвидировать временное отставание к концу разработки. Имелся также значительный опыт работ по инерциальной системе, организации линии радиокоррекции и по аэродинамике и конструкции решетчатых рулей. Огромный объем работ выпал на долю ГосНИИАС в части организации взаимодействия АРГС, ИСУ и бортового оборудования самолета-носителя, разработки математического обеспечения, создания алгоритмов управления, фильтрации и помехозащиты, проведения подробного моделирования, в том числе моделирования БЦВМ на моделях-эмуляторах.
Был решен один из самых сложных вопросов создания этой ракеты - обеспечение высокой точности наведения, достаточной для достижения заданной эффективности при небольшой по массе боевой части в условиях плохого качества сигнала, отражающего специфику АРГС. В 1994 г. после успешного завершения Государственных испытаний ракета была принята на вооружение (под обозначением РВВ-АЕ).
Российские истребители в локальных войнах
Применение российских истребителейв реальных боевых действиях
Об опыте применения российского вооружения и боевой техники в военных конфликтах за рубежом говорить в открытой печати до недавнего времени было не принято. Хотя, как известно, российские боевые самолеты, сухопутная и морская техника принимали самое непосредственное участие в событиях в Корее, Вьетнаме, на Ближнем Востоке, в других горячих точках планеты.
Истребитель МиГ-15
Пауза в боевом применении истребителей после второй мировой войны длилась всего пять лет. Не успели еще историки дописать труды о прошедших сражениях, как в небе далекой Кореи разразились новые. Был открыт счет широкомасштабным войнам, которые потрясали мир регулярно в каждом последующем десятилетии.
Многие специалисты называют эти локальные войны своеобразными полигонами для испытаний новой боевой техники. По отношению к начавшейся в июле 1950 г. войне в Корее это определение подходило в полной мере. Впервые проверяли свои боевые возможности реактивные истребители, самолеты- разведчики, истребители-бомбардировщики. Особое значение придавалось противоборству советского МиГ-15 и американского самолета "Сейбр" (F-86).
За три года войны в Корее летчики 64-го истребительного авиационного корпуса провели 1872 воздушных боя, сбили 1106 самолетов американского производства, из них 650 самолетов "Сейбр". Потери МиГ-15 составили 335 самолетов.
Самолеты МиГ-15 и F-86 "Сейбр" - представители первого поколения реактивных истребителей, мало отличавшиеся по своим боевым возможностям. Наш самолет был легче на 2,5 т (взлетная масса 5044 кг), однако увеличенная масса самолета "Сейбр" компенсировалась большой тягой двигателя (4090 кг против 2700 кг у МиГ-15). Тяговооруженность у них была практически одинаковой - 0,54 и 0,53, как и максимальная скорость 1100 км/ч. На большой высоте МиГ-15 получал преимущество в разгоне и скороподъемности, а "Сейбр" лучше маневрировал на малой высоте. Он мог также более продолжительное время находиться в воздухе, располагая 1,5 т "лишнего" топливах
Установка реактивных двигателей на самолеты и реализация в их конструкции последних достижений аэродинамики сделали "рабочим" околозвуко- 220
вой диапазон скоростного полета. Истребители вторглись в стратосферу (практический потолок самолета "Сейбр" - 12 000 м, а МиГ-15 - 15 000 м).
Разные подходы были очевидны только в вопросах вооружения. МиГ-15 имел одну 37-мм и две 23-мм пушки, "Сейбр" - шесть 12,7-мм пулеметов (в конце войны появились самолеты "Сейбр" с четырьмя 20-мм пушками). В целом анализ "анкетных" данных не позволял даже искушенному эксперту определить потенциального победителя. Ответ могла дать только практика.
Уже первые бои показали, что вопреки прогнозам технический прогресс кардинально не изменил форм и содержания вооруженного противоборства в воздухе. Бой сохранил все традиции и закономерности прошлого. Он оставался ближним, маневренным, групповым.
Во многом это объяснялось тем, что вооружение истребителей качественных изменений практически не претерпело. На борт реактивных самоле
Истребитель МиГ-15 из 351иап.Аэродром Аньдун, Северная Корея. Осень 1952.Истребитель МиГ-15 из 351иап.Аэродром Аньдун, Северная Корея. Осень 1952.тов перекочевали пулеметы и пушки с поршневых истребителей - участников второй мировой войны, поэтому "убойная" дальность и область возможных атак почти не изменились. Относительная слабость разового залпа вынуждала, как и прежде, компенсировать ее количеством "стволов"— участвующих в атаке самолетов.
Истребитель МиГ-15 из 351иап.
Аэродром Аньдун, Северная Корея. Осень 1952.
Истребитель МиГ-15 из 351иап.
Аэродром Аньдун, Северная Корея. Осень 1952.
Самолет МиГ-15 был
создан для воздушного
боя, т. е. полностью соответствовал своему целевому назначению. Конструкторы сохранили в самолете идеи, воплощенные еще в МиГ-1 и МиГ-3: ско- рость-скороподъемность-высота, что позволяло летчику ориентироваться на ярко выраженный наступательный бой. У наших летчиков не возникало сомнений в том, что они воюют на лучшем истребителе в мире.
Одной из сильных сторон самолета МиГ-15 был более высокий поражающий потенциал, что позволяло ему иметь выигрыш на основном этапе боя - атаке. Однако для победы требовалось накопить информационное и позиционное преимущество на предыдущих этапах.
Летчик (ведущий группы) мог захватить инициативу и начать диктовать самолетам "Сейбр" свои условия, если первым получал сведения о противнике. Резерв времени использовался для составления плана (замысла) боя, занятия выгодной исходной позиции, перестроения боевого порядка. В этом летчику помогал наземный командный пункт, располагавший техническими средствами дальнего обнаружения. Перед установлением ближнего зрительного контакта с "Сейбр" боевой расчет КП информировал летчика об обстановке и местонахождении всех обнаруженных целей. Самолет МиГ-15, располагая несколько большим избытком тяги (особенно на большой высоте), мог быстрее самолета "Сейбр" сократить дистанцию и подойти к противнику. Скрытность обеспечивалась камуфляжной окраской самолета ("под местность" - сверху,
"под небо" - снизу). Тактические требования обязывали умело использовать
солнце и облака, варьировать плотностью построений самолетов в воздухе.
Прямолинейный полет, совмещавший встречное сближение с атакой, стал возможным только через тридцать лет — после оснащения истребителей радиолокаторами и ракетами средней дальности. МиГ-15 сочетал сближение с крутым маневром в заднюю полусферу противника. Если "Сейбр" замечал МиГ-15 на безопасном расстоянии, то стремился навязать ему маневренный бой (особенно на малых высотах), который нашему истребителю был невыгоден.
Хотя МиГ-15 несколько проигрывал самолету "Сейбр" в горизонтальном маневре, но не настолько, чтобы отказываться от него при необходимости. Активность обороны связывалась со слетанностью пары и реализацией тактиче
ского (организационного) принципа "меча" и "щита". Функция первого - атака,
второго - прикрытие. Опыт показывал - неразрывная и согласованно дейст
вующая пара самолетов МиГ-15 неуязвима в ближнем маневренном бою.
В трехэлементном построении эскадрильи пара или звено должны были
выполнять еще одну функцию, которая считалась многоцелевой: наращивание усилий, резерв, свободный маневр. Пара держалась выше остальных са
Спустя много лет после войны в Корее МиГ-15 и F-86 "Сейбр" в одном строю [2.14]Спустя много лет после войны в Корее МиГ-15 и F-86 "Сейбр" в одном строю [2.14]молетов, имея широкий обзор, и была готова первой устранить угрозу внезапного нападения, а также поддержать "меч" или "щит" при необходимости. Продуктом творческой мысли летчиков была новая "организация" - шестерка истребителей с распределением функций, аналогичных для эскадрильи. Этот опыт был впоследствии перенят и успешно использован сирийскими летчиками на МиГ-21 в октябрьской войне 1973 г. на Ближнем Востоке.
Спустя много лет после войны в Корее МиГ-15 и F-86 "Сейбр" в одном строю [2.14]
Спустя много лет после войны в Корее МиГ-15 и F-86 "Сейбр" в одном строю [2.14]
Во время корейской войны боевые расчеты наземных командных
пунктов стали полноправными участниками воздушного боя. Решение на вылет эскадрильи принимал
обычно командный пункт корпуса после обнаружения воздушного противника
на пределе "видимости" наземных радиолокаторов, расположенных на своей (китайской) территории. Наблюдавший за обстановкой по экрану обзорной РЛС штурман наведения выводил истребители на рубеж ввода в бой. Ведущему группы давалась сначала осведомительная, а затем командная информация. Первая (о противнике) принималась к сведению, вторая исполнялась. КП стремился обеспечить МиГ-15 тактически выгодное положение перед установлением визуального контакта с самолетами "Сейбр". Зрительно обнаружив цель, ведущий принимал управление на себя; за КП оставалась функция оповещения.
Порядок ввода в бой зависел от расстановки сил противника и расстояния до него. Самолеты "Сейбр" не подчинялись стандартам, меняли структуру Цо- строения в воздухе. Поэтому наивыгоднейший вариант "удар-прикрытие-на- ращиванис усилий" мог оказаться проигрышным. Смена замысла должна была происходить мгновенно, ибо времени на раздумье не оставалось.
После вклинивания в боевой порядок самолетов "Сейбр" бой распадался на звеньевые, а затем и парные схватки. Командир эскадрильи, занятый уже "своим" противником, не мог контролировать действия всех подчиненных. Происходила преднамеренная децентрализация управления. Командиры звеньев получали самостоятельность - право принимать решения "по обстановке". Командный пункт оповещал о подходе резервов противника, следил за временем (остатком топлива) и мог выводить истребители из боя. Для прикрытия отхода высылались дополнительные силы.
Важно заметить, что все командиры дивизий и большинство командиров полков МиГ-15 участвовали в Великой Отечественной войне, владели навыками оперативного руководства.
Успех летчиков, воевавших на реактивных МиГ-15, определяли техника, возможности которой полностью соответствовали условиям боевых действий; максимальное использование сильных сторон своего оружия; рациональная тактика (теория и практика боя); налаженное взаимодействие, умение командиров распоряжаться в воздухе вверенными ему ресурсами, максимальное использование опыта Великой Отечественной войны.
Необходимо раскрыть и причины боевых потерь. Отметим, что из 335 сбитых МиГ-15 большой процент (более половины) связан со случаями благополучного покидания поврежденного (потерявшего управление) самолета летчиком. Почти все они возвращались в строй и с почтением отзывались о надежности и простоте системы катапультирования МиГ-15.
Большая доля понесенных потерь приходится па посадку. Аэродромы первой линии располагались близко к морю, а со стороны моря МиГ-15 заходить запрещалось. Вот там и сосредоточивались "Сейбр" со специальным заданием - атаковать над аэродромом. На посадочной прямой самолет находился с выпущенными шасси и закрылками, т. е. не был готов отразить атаку или уклониться от нее. Качество техники и уровень подготовки летчика теряли в этой вынужденной ситуации свою роль.
Истребитель МиГ-21
Сверхзвуковой ракетоносец МиГ-21 - ветеран локальных войн с длинным послужным списком. В его биографию занесены сражения в Юго-Восточной и Южной Азии, на Ближнем Востоке и в Африке. МиГ-21 вел спор огнем с истребителями, стратегическими и тактическими бомбардировщиками, штурмовиками и истребителями-бомбардировщиками. Проведено около тысячи боев, большинство которых - результативные.
Рекламу МиГ-21, продолжающему свое существование в новых модификациях, создавали не показы на выставках, а победы в воздухе.
Имеется возможность осветить наиболее показательные противоборства: МиГ-21 против самолетов F-4 "Фантом" 2, "Мираж" III и В-52 "Стратофортресс".
Против "Фантома". Боевая деятельность МиГ-21 началась во Вьетнаме в апреле 1966 г. Традиционный период "врастания в обстановку" отсутствовал. Воевавшему в тяжелых условиях МиГ-17 требовалась немедленная поддержка. В действительности произошел перелом, который подтверждают количественные показатели. За первые четыре месяца 1966 г. самолеты МиГ-17 сбили II американских самолетов, а сами потеряли 9 (соотношение 1,2:1).
С мая по декабрь, после ввода в бой МиГ-21, потери противника возросли: 47 сбитых самолетов против 12 самолетов МиГ. Соотношение резко изменилось и достигло 4:1.
Американское командование во Вьетнаме среагировало на неожиданный поворот событий организацией новой системы подготовки летного состава (на континенте), вводом в действие средств боевого управления воздушного базирования, оснащением боевых самолетов подвесными пушками и контейнерным передатчиком помех. После длительной оперативной паузы (1968-1971 гг.) до конца войны (январь 1973 г.) МиГ-21 воевал уже в экстремальных условиях.
За восемь лет войны северо-вьетнамские истребители (МиГ-17, МиГ-21, эпизодически - МиГ-19 китайского производства) провели в общей сложности 480 воздушных боев, сбили 350 самолетов противника и потеряли 131 (соотношение 2,3:1). Выделить отдельное число и результаты боев между МиГ-21 и "Фантомом" уже сложно, но достоверно соотношение 1,4:1 в пользу северо-вьетнамского истребителя. Казалось бы, говорить о громкой победе при таком скромном балансе нельзя. Но успех МиГ достигнут при шестикратном численном превосходстве противника.
Вьетнамская война отошла в историю. Статистики подсчитали потери, аналитики вскрыли причины, конструкторы выявили недостатки современных боевых комплексов. Однако за кадром осталось столкновение разных концепций в техническом оснащении ВВС, облике и назначении самолетов.
МиГ-21
Создатели самолета "Фантом" (основного "оппонента" МиГ-21) считали, что технический прогресс позволял совместить в одном самолете две разноплановые функции: поражение (с равным успехом) как воздушных, так и наземных целей. Идея была реализована в металле, и "Фантом" прибыл во Вьетнам с вывеской "многофункциональный". При выполнении заданий в роли истребителя он брал комплект оружия класса "воздух-воздух", а в роли бомбардировщика "воздух-поверхность". Приспособленность к ударным действиям отразилась на технических характеристиках: самолет имел далеко по "истребительную" нагрузку на крыло (490 кг/м2), которая возрастала после подвески шести авиабомб среднего калибра.
"Лишний" вес не должен был препятствовать ведению боя, который представлялся уже в ультрасовременном виде: одноразовая ракетная атака на
догоне. Маневрирование противников на коротких дистанциях (ближний бой) "резвая" теория уже отменила, сопроводив неординарные выводы снятием пушек с истребителей.
Концепции мирного времени не оправдались на войне. Ориентированного своими характеристиками на наступление "Фантом" сразу заставили обо- роняться. Собиравшийся только атаковать подвергался атакам сам. Ракеты средней дальности "Спэрроу" (1-го поколения) не применялись из-за ограничений по перегрузке самолета-носителя и по минимальной дальности пуска. Оставшиеся на борту ракеты "Сайдуиндер" с инфракрасными головками обрекали на ведение только ближнего боя с традиционными попытками зайти противнику крутыми маневрами в хвост. А маневра как раз и "не хватало".
Тяжелый "Фантом" не тянуло на вертикаль; выигрыш в разгоне, необходимый для отрыва, также не обозначался. Переход в область малых скоростей в развернувшихся ближних боях, насыщенных форсированными разворотами с торможением, быстро приводил к предштопорному состоянию. Как писали ехидные обозреватели, экипажу "Фантома" приходилось бороться на два фронта: с МиГами и со своими недостатками.
Конструктор МиГ-21 не стал совмещать несовместимые функции, оставив самолету строго целевое назначение. Не обремененный ударными задачами, МиГ-21 был "легче" самолета "Фантом" на 150 кг/м2, а значит манев-
тяговооруженности и поражающих воз-тяговооруженности и поражающих воз-F-4 "Фантом"?F-4 "Фантом"?реннее. При примерно одинаковой мож1 юстях это обеспечивало лучшую выживаемость. Остальное зависело от умения летчика использовать сильные стороны техники и от правильного выбора тактики.
тяговооруженности и поражающих воз-
тяговооруженности и поражающих воз-
F-4 "Фантом"?
F-4 "Фантом"?
численном перевесе) даже не планировался. На самом деле к руководству бычисленном перевесе) даже не планировался. На самом деле к руководству быВ зарубежных материалах о вьетнамской войне тактика самолетов МиГ часто характеризовалась как партизанская. Доля правды в этом есть, так как массовый открытый отпор воздушному агрессору (при его подавляющем
численном перевесе) даже не планировался. На самом деле к руководству бы
численном перевесе) даже не планировался. На самом деле к руководству бы
ли приняты и неукоснительно исполнялись тактические принципы внезапности и экономного расхода сил. "Классика" военного искусства лишь приспосабливалась к конкретным (специфическим) условиям локальной войны.
Нападение на сильного противника в меньшинстве читатель может назван, авантюрным, поэтому в поисках объективности обратимся к зарубежной прессе. Журнал "Aviation Week" писал следующее: "Стремление к мощности и скоротечности ударов заставляло сводить американских бомбардировщиков в плотные группы и сопровождать их истребителями. Внешняя подвеска увеличивала лобовое сопротивление и уменьшала скорость полета. Эскорт следовал на дистанции зрительной связи и прикрывал ударную группу "животом". МиГ-21 сближались сзади на "сверхзвуке" и, оставаясь неуязвимыми, атаковали ракетами стесненных в маневре "Фантомов". Коронный тактический прием МиГов был известен, но противопоставить ему эффективные меры защиты не представлялось возможным".
Следует заметить, что самолеты "Фантом" снизили темпы убывания своей численности после внедрения в сферу боя средств радиоэлектронной борьбы. Экраны радиолокационных прицелов МиГ-21 "засвечивались" нередко полностью, исключая выделение метки цели. Поэтому большинство атак в заключительном периоде войны северо-вьетнамские летчики наносили зрительно- по коллиматорному прицелу-визиру. Была еще одна причина: при включении радиолокационного прицела на излучение срабатывали бортовые средства оповещения "Фантома", расчет на внезапность атаки срывался.
Против В-52. Вооруженное столкновение сверхзвукового истребителя со стратегическим бомбардировщиком - явление уникальное. Оно происходило во Вьетнаме и не повторялось позже ни в одной локальной войне. Описание процесса нестандартного боя целесообразно предварить краткой характеристикой сложившейся в воздухе обстановки.
К концу 1972 г. шел уже восьмой год войны (седьмой- с участием МиГ-21). За это продолжительное время тактической и палубной авиации США даже массированными бомбардировками не удалось достичь поставленных целей. ПВО Северного Вьетнама не только стойко сопротивлялась, но и наращивала усилия в борьбе с агрессором.
Тогда командование США решило повысить мощность воздушных ударов, доставлять "на север" втрое большее количество бомб. Так в малой войне появились большие самолеты. После не принесшей ожидаемого результата воздушной операции "Лейнбакер-1" (март-апрель 1972 г.) была запланирована операция "Лейнбакер-2". Основное место отводилось в ней стратегическим бомбардировщикам В-52, до этого действовавшим эпизодически.
В первые сутки операции на перехват обнаруженной групповой цепи, прикрытой помехами, взлетел дежурный МиГ-21. На максимальном режиме работы двигателей (форсаж не включался с целью экономии топлива) летчик набрал высоту 6000 м, начал маневр выхода на попутные с целью курсы сзади-снизу. Противника обнаружил по навигационным огням (очевидно, американский летчик об угрозе атаки оповещен не был). Бомбардировщик находился впереди справа на удалении 15...20 км. Получив указание с КП начать атаку, летчик включил форсаж, сбросил подвесные баки и перешел на сближение с выравниванием высот. Когда до цели оставалось 10... 12 км, поступила команда включить прицел "на высокое". Через 3...5 с бомбардировщик выключил огни, а экран прицела РП-21 полностью забили помехи; метка цели скрылась на их фоне. Летчик доложил об изменении ситуации, но продолжал сближение (не отслеживая уже цель). Неожиданно рядом с плоскостью разорвалась ракета, выпущенная, очевидно, с самолета "Фантом" из группы эскорта, потом еще одна. Летчик выполнил маневр уклонения, прекратил преследование бомбардировщика.
Черёз несколько дней снова на перехват самолетов В-52 был поднят истребитель МиГ-21. Набор 10 000 м он произвел по стандартной схеме на максимальном режиме с "площадкой" на высоте 5000 м, при выполнении которой сбросил подвесные баки и включил форсаж. На втором этапе набора, примерно на высоте 6000 м, обнаружил бомбардировщик по включенным аэронавигационным огням. Не теряя световой ориентир из виду, начал расчетный, маневр с креном 35...40° на скорости 1200 км/ч, прицел РП-21 на излучение не включал. Маневр закончил на высоте 10 000 м сзади цели, сопровождаемой
визуально, на дальности 2500 м перешел на сближение при скорости 1300 км/ч, произвел грубую наводку по визиру (коллиматорному прицелу), захватил цель и пустил две ракеты. Обе попали в В-52. Выход из атаки осуществил полупереворотом, занял высоту 3000 м и благополучно произвел посадку на своем аэродроме.
На следующую ночь с полевого аэродрома, не подвергшегося бомбардировкам, поднялся на перехват истребитель МиГ-21. Наведение осуществлялось с передового командного пункта, набор высоты производился по стандартной схеме. Достигнув высоты 7000 м, летчик доложил на пункт наведения, что обнаружил аэронавигационные огни бомбардировщика. Цель следовала на эшелоне 10 000 м и находилась справа по курсу. В момент начала расчетного маневра экипаж В-52 выключил огни (хотя прицел РП-21 на излучение не включался). Предположительно, сработала служба подслушивания или система защиты хвоста. Летчик сообщил по радио о случившемся, и эю был его последний доклад. На экране РЛС пункта наведения метки самолетов пропали; по обломкам МиГ-21 и В-52, расположившимся рядом на земле, было установлено, что они столкнулись в воздухе.
Всего МиГ-21 произвели шесть ночных вылетов на перехват В-52, четыре из них сорвались, один завершился уничтожением цели и один — тараном (остальные В-52 были сбиты зенитными ракетами). Американское командование признало потери 15 стратегических бомбардировщиков В-52 за 12 суток операции.
Дассо "Мираж" IIIДассо "Мираж" IIIПротив "Миража". За пять лет до окончания вьетнамской войны самолет МиГ-21 в рядах ВВС арабских стран начал противоборство с другим рс- актвным самолетом 2-го поколения - израильским "Миражом". Новый воздушный противник качественно отличался от американского самолета "Фантом". Он относился к истребителям целевого назначения. Малая нагрузка на дельтовидное крыло (менее 300 кг/м2), встроенная 30-мм пушка, неплохие пилотажные характеристики, тепловые ракеты обеспечивали самолету "Мираж" эффективное ве
Дассо "Мираж" III
Дассо "Мираж" III
дение маневренного боя. Но израильский самолет несколько уступал МиГ-21 в тяговооруженности, что означало отставание в скороподъемности и разгоне скорости в бою. Этот разрыв увеличивался в диапазоне больших высот.
Избыток тяги в умелых руках летчика МиГ-21 позволял контролировать дистанцию до противника, т. е. быстрее сближаться или отрываться от него. Это было важно, так как длительное маневрирование с разворотливым самолетом "Мираж" обрекало на проигрыш позиции. Главным приемом в тактике противоборства являлась "серия атак" с сохранением энергии, т.с. способности к дальнейшему ускорению.
Если качества МиГ-21 как перехватчика полностью раскрылись во вьетнамской войне, то в октябрьской войне 1973 г. на Ближнем Востоке он показал себя как отличный истребитель. В течение 18 суток войны над Голански-
ми высотами и Ливаном сирийскими летчиками было проведено 260 воздушных боев, в результате которых потери противника составили 105 самолетов, а собственные - 57. При исходном равенстве сил успехи были обусловлены, прежде всего, качественной подготовкой летного состава, которая проходила по специальной программе: детально изучался противник; в полном объеме усваивались возможности МиГ-21; осваивались элементы группового маневренного боя и пилотажа на критических режимах.
За этими общими словами на самом деле скрывалось глубокое содержание. "Детальное изучение противника" сопровождалось рабочими контактами с дружественными ливийскими ВВС, имевшими в своем составе эскадрилью самолетов "Мираж". В программе подготовки к бою заимствовались упражнения и типовые приемы ("брейк", "реверс", "слип" и т. д.), отрабатывавшиеся американскими летчиками на курсах переподготовки (курсы были созданы после неудач в борьбе с МиГ во Вьетнаме). Кстати, при практическом знакомстве с одним из приемов - "ха-джи-роул" ("высота-перегрузка- бочка") обнаружилось полное сходство с приемом, изобретенным русским асом Покрышкиным в годы Великой Отечественной войны (за океаном воскресили то, что было забыто у нас).
В первую неделю войны МиГ-21 попали в свою стихию: обстановка оправдывала действия способом перехвата, хотя и опущенного на малые высоты (именно в диапазоне низких высот израильские истребители "Фантом", сопровождаемые самолетами "Мираж", наносили удары по сирийским аэродромам). Ситуация напоминала вьетнамскую, когда эскорт только "отражал", а нс нападал. Расчетливые ата-
Египет. Подготовка к вылету МиГ-21МФЕгипет. Подготовка к вылету МиГ-21МФки МиГ на подступах к прикрываемым объектам, результативный огонь новых зенитно-ракетных комплексов советского производства заставили противника отказаться от завоевания превосходства в воздухе традиционным способом уничтожения самолетов на земле. Им стала использоваться тактика преднамеренного группового маневренного боя.
Египет. Подготовка к вылету МиГ-21МФ
Египет. Подготовка к вылету МиГ-21МФ
Сирийские летчики были готовы к подобному повороту событий. Еще в
ходе напряженных предвоенных тренировок выяснилось, что, создавая самолет-перехватчик, конструктор оставил МиГ-21 необходимые пилотажные качества. На критических режимах, свойственных для затяжного маневрирования, самолет сохранял устойчивость. В запретной области "срыва" не хотел "сваливаться", если летчик не допускал грубейших ошибок. Не было и попаданий в штопор, хотя скорость иногда доводилась до близкой к посадочной.
В "позиционной" войне над Синаем в 1970 г. египетские летчики придерживались правила: "увидев "Мираж", не становись в вираж". Полностью овла-
девшие МиГ сирийские пило™ помнили о нем, но все-таки не избегали выгодных для самолета "Мираж" вариантов маневренного боя. Так как встречная атака еще не вошла в тактический арсенал истребителей из-за слабости оружия, самолеты "Мираж" расчленялись на пары, стремясь получить свободу маневра, а потом "каждый оставался с каждым". В дуэльных схватках противники крутыми форсированными разворотами стремились выиграть позицию: быстро "сжимались" радиусы и время маневров, падала скорость. МиГ-21 тянул "Мираж" вверх, у последнего на больших углах атаки начинался помпаж двигателя. Сирийскому летчику оставалось умело использовать созданное преимущество в высоте. Конечно, только мастер мог перейти из этого положения в атаку, однако безопасность (неуязвимость) гарантировалась.
Октябрьская война 1973 г. на Ближнем Востоке полностью восстановила в правах ближний маневренный групповой бой. Одиночный перехват, под который подгонялись характеристики реактивных истребителей 2-го поколения, остался лишь "для ночи и облаков".
Истребитель МиГ-23
В июне 1982 г. началась очередная война на Ближнем Востоке. Отличительная черта ее - ведение израильскими и сирийскими войсками боевых действий на территории третьего государства (Ливана). Авиация сторон решала все традиционные задачи. Боевая работа велась с основных аэродромов базирования, которые бомбардировкам на сей раз не подвергались. Удары с воздуха наносились только по объектам, расположенным на ливанской территории.
После октябрьской войны 1973 г. израильские ВВС пополнились истребителями 3-го поколения - F-15 и F-16, а также комплексами дальнего радиолокационного обнаружения (ДРЛО) "Хокай". В ряды сирийских ВВС кроме высотного перехватчика МиГ-25 поступили самолеты МиГ-23 в вариантах истребителя (МиГ-23МФ) и истребителя-бомбардировщика (МиГ-23БН). Ударную мощь нарастили самолеты Су-22 (экспортный вариант Су-17).
Сравнение боевых возможностей будущих противников показывало, что МиГ-23, имевший меньшую тяговооруженность и большую нагрузку па кры
МиГ-23МиГ-23ло, уступал F-15 в скорости разворота в любой плоскости. Не обнаруживал он и преимущества в огне — в дальности разрешенного пуска ракет с радиолокационным наведением. Ситуация напоминала начало Отечественной войны, когда наш И-16 боролся с "Мессер-
МиГ-23
МиГ-23
шмиттом". Но "ишачки" тогда не собирались сдаваться, что воодушевляло на поиски. 11ришлось вернуться к уже опробованному варианту возмещения качества количеством. При отсутствии ЭВМ с помощью навигационной линейки были вычерчены на кальке и подготовлены для облета графоаналитические модели боев 2x1, 3x2.
Назначение МиГ-23МФ маловысотный перехватчик - определяло тактику, основным содержанием которой являлось обеспечиваемая другими экипажами встречная атака с малой высоты. Готовивший атаку получал функции "демонстративный" или "обзорный". В первом случае он, образно говоря, ходил по лезвию бритвы, позволяя захватить себя противнику на сопровождение, ио не допуская захода в зону пуска. Учитывалось, что F-15 сопровождал только одну цель, закрепляя на ней узкий луч бортовой РЛС подсвета до момента подрыва ракеты. Это использовал ударный экипаж, на короткое время оказывавшийся бесконтрольным. "Обзорный" же назначался при действиях вне своего радиолокационного поля (создававшегося наземными РЛС). Его
обязанность - первым обнаружить противника и дать целеуказание ударному, "скрывавшемуся" на малой высоте.
Относительная слабость огня заставляла заботиться и о поддержке атаки третьим самолетом ("резервным"). Вводился он в боевой порядок после оценки сложившейся воздушной обстановки (отсюда и происхождение моделей 2x1 и 3x2). Учитывалось, что F-I5 также выделяют резерв, но он остается глубоко "в тылу" и подтягивается к очагу боя по указанию воздушного командного пункта "Хокай". Таким образом, четвертому экипажу из штатного состава звена (касается обеих воевавших сторон) во всеракурсном групповом бою рабочих функций не доставалось. Традиционные обязанности "щита", т. е. прикрытия, остались для ведомого только в ближнем маневренном бою.
В какой обстановке разворачивались реальные бои? Сигналом настороженности служил выход израильских комплексов ДРЛО к берегам Ливана над нейтральными водами. Вместе с ними в эшелон сил обеспечения включались
постановщики помех Боинг 707. Непосредственное прикрытие безоружных тяжелых самолетов осуществляли пара или звено F-15- все они располагались в диапазоне средних высот и наблюдались сирийскими РЛС.
Далее на траверзе Бейрута выдвигался подвижный заслон - обычно два звена истребителей F-15 и F-16. Зоны дежурства располагались ближе к берегу, но на безопасном удалении от рубежа огня зенитных средств. Формирова-
Истрсбитель Макдоннел-Дуглас F-15A "Игл"Истрсбитель Макдоннел-Дуглас F-15A "Игл"ние боевой обстановки завершалось выходом к наземным целям ударного эшелона, составными элементами которого были звенья самолетов "Фантом", построенные в колонну. Впереди - группа прорыва ПВО, за ней - носители высокоточного управляемого оружия и, наконец, бомбардировщики с неуправляемыми боеприпасами.
Истрсбитель Макдоннел-Дуглас F-15A "Игл"
Истрсбитель Макдоннел-Дуглас F-15A "Игл"
Израильские самолеты следовали над морем на высоте примерно 2000 м, поэтому не обнаруживались сирийскими РЛС в диапазоне высот до 3000 м из-за влияния горного
хребта. Перехватчикам МиГ-23 надлежало прорываться к израильским бомбардировщикам и предотвращать их удар по объектам сирийских войск, выведенных в Ливан. Но во всех разработанных вариантах прорыва выпадал важ-
ный тактический элемент - скрытность. После взлета со своего аэродрома самолеты МиГ-23 "засвечивались" израильскими воздушными КП "Хокай", едва поднявшись на высоту 100 м. Чтобы не раскрывать противнику свой численный состав, тройка (пара) МиГ-23 смыкалась вплотную и наблюдалась на экране РЛС как одна метка. На расчетном рубеже происходило размыкание, причем ударный самолет снижался почти вертикально, что делало его незаметным для РЛС. Далее в действие вводился один из отработанных вариантов (каждый летчик знал свой маневр).
Плановые "ходы" должны были завершаться встречной ракетной атакой "ударного" экипажа снизу. Если атака срывалась, то группе рекомендовалось возвращаться на свою территорию. Эскадрилья истребителей МиГ-23МФ за шесть дней ливанской войны совершила 52 самолето-вылета (6- в составе тройки, 17 - в составе пары) и провела 7 воздушных боев. Сирийское командование утвердило сбитие 6 израильских самолетов, свои потери - также 6 самолетов (два летчика погибли, четыре катапультировались из подбитых машин).
Интенсивность радиоэлектронного противодействия: в трех боях (из семи) помехи отсутствовали, в трех - сильные помехи БРЛС, в одном - сильные помехи по радиоканалу управления. Компоненты результативных атак: дальность обнаружения цели БРЛС 9...25 км, дальность пуска ракет 5...9 км.
Истребитель Дженерал Дайнэмикс F-16A "Файтинг Фолкон"Истребитель Дженерал Дайнэмикс F-16A "Файтинг Фолкон"Три самолета МиГ-23 (из шести) были сбиты в ходе прикрытия объектов в Ливане способом "дежурство в воздухе". Размещенные в долине Бекаа зенитные ракетные комплексы, окруженные горами, имели ограниченную зону радиолокационного обнаружения, что должны были возместить воздушные патрули. Простиравшаяся под ними "слепая" область в обзоре
Истребитель Дженерал Дайнэмикс F-16A "Файтинг Фолкон"
Истребитель Дженерал Дайнэмикс F-16A "Файтинг Фолкон"
наземных РЛС скрывала атаковавшие снизу израильские истребители. По докладу катапультировавшихся летчиков оборонительный маневр они предпринять не успевали.
Причиной потери еще трех самолетов МиГ-23 явилось затягивание в ближний маневренный бой после первой встречной атаки. Противник в этой
ситуации получал численное преимущество, подтягивая по указанию воздушного КП горячий резерв.
Израильтяне в очередной раз отошли от устоявшихся шаблонов. После обнаружения сирийских МиГ-23 воздушный КП "Хокай" наводил на них первыми не "дальнобойные" Г-15, а легкие истребители F-16 с оружием малой дальности. Звено F-16 по парам, вытягивавшимся в колонну, снижалось на малую высоту, затем первая пара расходилась, окаймляя МиГ-23 с двух сторон и угрожая атакой с задней полусферы (прием "сэндвич"). Возможными для МиГ-23 оставались невыгодные варианты: выйти из боя и вернуться на свою территорию; вступить в ближний бой с противником, превосходящим в маневренности. В случае продолжения полета в район нанесения удара израильскими бомбардировщиками нависла явная угроза атаки в лоб истребителями F-15 с применением ракет средней дальности.
В заключение необходимо отметить, что боевое применение МиГ-23 осуществлялось в условиях, не возникавших ранее в локальных войнах (в Корее, во Вьетнаме, а также в октябрьской войне на Ближнем Востоке). На отставание в качестве техники накладывался информационный голод.
В ливанской войне приоритетным показателем, влияющим на результаты боев, оказалось качество (в отличие от Вьетнама, где важнейшую роль играло количество). Ввод в бой МиГ-23 осуществлялся осторожно, после тщательной оценки воздушной обстановки и выявления благоприятных условий. В меньшей степени исполнителей сдерживали факторы "техника" и "оружие", в большей - недостаток информации. Без воздушных командных пунктов, с устаревшими средствами боевого управления руководить новыми самолетами во всеракурсном бою было трудно. Вслепую, за пределами своего радиолокационного поля (но в пределах радиолокационного поля противника) предыдущим поколениям истребителей воевать еще не приходилось. Участники событий воочию убедились в следующем: можно иметь самолет, оружие, летчика, но не иметь данных о противнике, изготовившемся к бою. Тогда все заложенные в боевой комплекс возможности остаются нереализованными.
Истребитель МиГ-25
Самолет МиГ-25 - последний из династии МиГов, проходивший обкатку в локальных войнах на Ближнем Востоке. Он применялся на "египетском фронте" во время арабо-израильской войны 1969 г. в качестве разведчика, а также на "сирийском" - с соответствующим оборудованием и оружием в ка
честве перехватчика.
О МиГ-25 в роли разведчика вспоминает участник событий летчик- испытатель В. Гордиенко. "Самолет МиГ-25, - рассказывает он, - по своим летно-тактическим данным в то время настолько превосходил существующие в мире истребители, что оставалась лишь теоретическая возможность его пе-
М иГ-25М иГ-25чивала эффективную работу как по воздушным, при необходимости могла бы позволить пилотучивала эффективную работу как по воздушным, при необходимости могла бы позволить пилотурехвата. В этом мы убедились, приступив к выполнению конкретных боевых задач воздушной разведки. Самолет успешно справлялся со всеми задачами. Выдержали проверку и бортовые средства радиоэлектронной борьбы, не раз спасавшие нам жизнь в, казалось бы, безвыходных ситуациях. Система вооружения МиГ обеспе- так и по наземным целям и нанести бомбовый удар по
М иГ-25
М иГ-25
чивала эффективную работу как по воздушным, при необходимости могла бы позволить пилоту
чивала эффективную работу как по воздушным, при необходимости могла бы позволить пилоту
объектам или площадям с высоты в 20 тыс.м на скорости 2300 км/ч". Как рассказывает Гордиенко, израильские пилоты на самолетах "Фантом" пытались перехватывать их, как правило, из засад или из положения "дежурство в роз- духе". Тщетно. Однажды в районе Суэцкого канала охоту за нашим самолетом устроили сразу несколько десятков истребителей. Попавшему в облаву
летчику пришлось выжимать из самолета все, на что он был способен, чтобы уйти от погони. И это удалось. Кстати, в Египте нашими военными пилотами было установлено несколько абсолютных рекордов высоты полета. К сожалению, регистрировать их было некому.
К рассказу летчика-испытателя целесообразно сделать два дополнения. При вторжении в воздушное пространство Израиля МиГ-25, набиравшие высоту более 18 000 м над своей территорией, несколько раз обстреливались зенитными ракетами комплексов "Хок". Однако все разрывы фиксировались ниже траектории полета разведчика. Не могли также пересечься пути высотного МиГ-25 и совершенно не тяготевшего к "высоте" истребителя- бомбардировщика "Фантом".
Вторая страница в боевой биографии МиГ-25 открылась через одиннадцать лет в преддверии ливанской войны 1982 г. на Ближнем Востоке. Сирийское командование вынашивало идею испытания своего высотного перехватчика. Такая возможность появилась в феврале 1981 г., когда противника также обуревала идея проверки огнем своего нового истребителя F-15, закупленного в США. Израильтяне материализовали замыслы в нескольких отработанных на практике вариантах заманивания МиГ-25 в тактическую ловушку. Демонстративные действия - провокации на вызов - переместились в диапазон околостратосферных высот (10. ..12 км), участились случаи преднамеренного нарушения воздушных границ Сирии со стороны моря.
Ниже следует описание эпизода из журнала боевых действий: " 13 февраля 1981 г. над Ливаном появилась пара израильских разведчиков RF-4C и начала перемещаться вдоль рубежа подъема на перехват в северном направлении со скоростью 1000 км/ч на высоте 12 000 м. Навстречу нарушителям по команде с центрального КП из зоны дежурства в воздухе вышел одиночный МиГ-25. На эшелоне 8000 м он начал разгон, затем занял одну с целью высоту на дистанции 110 км. Цель развернулась на обратный курс и оставила за собой плотное облако дипольных отражателей, образовавшее пятно засветки на экране РЛС наведения. МиГ-25 продолжал преследование отходящих на юг разведчиков. Через минуту из "облака" помех вышла еще одна цель (высотомер дал первую засечку на 3000 м). Это был израильский F-15, находившийся до этого в засаде за высоким горным хребтом. Расстояние между F-15 и МиГ-25 сократилось до 50 км. Сирийский летчик (полностью освоивший новую технику) обнаружить приближающегося снизу противника не мог из-за ограничения обзора нижней полусферы бортовой РЛС. Команда на отворот, поданная с земли, до летчика не дошла, так как в этот момент появились сильные шумовые помехи по радио. На встречном сближении при наборе высоты F-15 с дистанции 25 км произвел пуск ракеты и сбил МиГ-25. На месте падения самолета в его левой плоскости обнаружили крупную дыру и нашли осколки ракеты, на одном из которых можно было различить надпись "AIM-7F".
Так произошла первая в истории воздушных войн встречная ракетная атака. Как свидетельствуют записи, ее обеспечивали разведчики, предпринявшие плановый демонстративный маневр и сбросившие пассивные помехи, а также специализированный самолет радиоэлектронной борьбы, дежуривший над морем вместе с воздушным КП "Хокай" и создавший шумовые помехи, которые нарушили управление МиГ-25. Таким образом, в сферу боя вторглись новые элементы, непосредственно влиявшие на его исход. Изменилось и содержание самого боя, что потребовало своевременной реакции.
В июле 1981 г., когда девятилетняя пауза между войнами на Ближнем Востоке еще продолжалась, израильтяне в очередной провокации с нарушением границы сменили расстановку сил и порядок действий. Демонстративные маневры вместо разведчиков выполнял одиночный F-15, а два других (ударная группа) расположились в засаде вне зоны видимости сирийских наземных РЛС. Начальник штаба сирийских ВВС разработал ответный план действий, который реализовывался следующим образом.
"Верхнего" F-15 стала вызывать на себя пара МиГ-21, а два самолета МиГ-25 отправились в засаду - затененную зону в обзоре израильского воздушного КП "Хокай". F-15 "клюнул" на ложный вызов; на встречный с ним курс пункт наведения вывел один МиГ-25, в то время как второй начал маневр для нанесения удара во фланг. F-15, не меняя курса, неожиданно перешел на снижение, увлекая за собой МиГ-25. Сирийский летчик в процессе боя докладывал об обнаружении цели на расстоянии 80 км, захвате - на 40 км и о последующем срыве захвата на снижении. Метки противников на экране РЛС наведения слились, а затем пропали. Летчик МиГ-25 катапультировался "после удара" (как он доложил) и благополучно приземлился.
Второй МиГ-25 удар во фланг уже не наносил; к месту боя не успели и израильские ударные самолеты. В непредвиденной заранее ситуации быстрее разобрались на сирийском КП. Посчитав позицию более выгодной, решили перевести МиГ-25 на сближение. Цель летчик обнаружил на расстоянии 40 км, захват произвел на 25 км, пуск первой ракеты - на 18 км, второй ракеты - на 11 км (бортовые средства контроля при дешифрировании подтвердили попадание первой ракеты). Израильский летчик катапультировался над морем. Сторожевые катера подобрали спасательный жилет и пакет с сигнальными средствами, хранящийся в катапультном сиденье.
Первый результативный бой МиГ-25 продолжения не имел: самолеты этого типа сирийское командование вывело за рамки боевых действий. Причина лежала на поверхности: в стратосфере, где раскрывались характеристики МиГ-25 как перехватчика, никто не летал ("целей не было"). Несомненно, в тех условиях, на которое рассчитывались боевые возможности самолета, ему не было равных. Однако эти "условия" не нашли места в ограниченном вооруженном конфликте на Ближнем Востоке.
Боевой путь МиГов трех поколений - от "пятнадцатого" до "двадцать пятого" похож на полет истребителя с подъемами и снижениями. Успех присутствовал там, где возможности самолетов и оружия соответствовали условиям решаемых задач.
Опыт использования российских истребителейв локальных войнах
Боевые задачи
В локальных войнах, где широкое применение нашли все новые (для своего времени) авиационные боевые комплексы, истребительная авиация решала следующие боевые задачи: прикрытие войск и объектов в тактической глубине; сопровождение ударных групп бомбардировщиков (эскортирование);
обеспечение транспортных эшелонов и воздушно-штурмовых бригад [2.18, 2.24-2.26]. Подразделения и части северо-вьетнамских, сирийских и египетских ВВС, оснащавшиеся самолетами российского производства МиГ-21, МиГ-23 и МиГ-25, подавляющую часть своего боевого ресурса затратили на выполнение задачи прикрытия (сирийские истребители МиГ-21 получили некоторый опыт сопровождения ударных групп самолетов Су-22).
Способы прикрытия
В локальных войнах во Вьетнаме и на Ближнем Востоке в борьбе с авиацией противника, а также при отражении групповых (массированных) налетов истребители применяли следующие способы прикрытия войск и объектов:
перехват на заданном рубеже;
заслоны на опасных направлениях;
расчистка воздушного пространства;
действия из засад на земле и в воздухе;
свободная охота.
С учетом специфических особенностей региональных конфликтов, "географии" театра военных действий, количественного состава задействованных сил данные способы могли отличаться от "классических" и иметь свои особенности.
Уставы и наставления, регламентирующие боевую деятельность истребителей, ориентируются на ведение широкомасштабных войн и равное количественно-качественное соотношение противников. Однако длительная воздушная война во Вьетнаме, последние крупные вооруженные конфликты на Ближнем и Среднем Востоке велись или при подавляющем численном превосходстве одной из сторон, или при значительном качественном преимуществе нападавших (агрессора).
Северо-вьетнамские летчики, воевавшие на дозвуковых истребителях МиГ-17 (с пушечным вооружением) и перехватчиках МиГ-21, не смогли воспрепятствовать бомбардировкам Ханоя и Хайфона американской авиацией, находясь в шестикратном меньшинстве. Однако пары (реже звенья) МиГ-21, вступая в неравный бой с американскими самолетами "Фантом", "Тандерчиф" и "Крусейдер", добились положительного результата, что признано самим агрессором. Сирийские истребители МиГ-23, составлявшие всего десятую часть самолетного парка (остальные - МиГ-21 и МиГ-17), выдержали на равных борьбу с израильскими F-15 и F-16, хотя им не помогали ни воздушные командные пункты, обеспечивающие "дальней" информацией о противнике, ни самолеты радиоэлектронной борьбы, "ослепляющие" противника помехами.
Перехват на заданном рубеже. По своей организации и практическому исполнению этот способ мало отличался от "уставного". Заданный рубеж перехвата выносился вперед по отношению к прикрываемому объекту на расстояние, исключавшее нанесение по нему воздушного удара. Еще дальше в глубину выдвигался потребный рубеж обнаружения и рубеж подъема. Расстояние между рубежами определялось пассивным временем (запуск двигателей, выруливание, взлет) и временем сближения (набор высоты, полет к цели). Дефицит времени обрекал на применение способа дежурства в воздухе -
неэкономного и обременительного, наличие времени ("запас") позволяло организовывать дежурство истребителей на аэродроме.
Чтобы расположить рубежи обнаружения и перехвата на заданном удалении, требовалось расширить информационное поле. Поэтому система оповещения базировалась на передовые радиолокационные посты, первыми "засекавшие" воздушных нарушителей и передававшие сведения на основной пункт управления (центральный командный пункт). Его боевой расчет анализировал обстановку и поднимал дежурные истребители на перехват.
Тактика перехвата (днем всегда группового, ночью - одиночного) зависела от быстроты реакции истребителей. Позднее обнаружение противника оставляло надежду только на встречную (лобовую) атаку. Запас времени открывал относительную или полную свободу для пространственного маневра. Ракетная атака в лоб была реальной только для самолета МиГ-25, поскольку МиГ-21 не обладал оружием средней дальности, а МиГ-23 уступал F-15 в дальности пуска управляемых ракет с радиолокационным наведением. С учетом располагаемых поражающих возможностей истребителей "перехват" в обычном понимании этого способа превращался в "ввод в бой на заданном рубеже" с набором типовых тактических приемов, соответствовавших возникшим боевым ситуациям.
Наиболее часто при вводе в групповой бой перехватчиками применялись способы "клешня" и "дракон". Первый способ предполагал деление "сил отражения" на две тактические группы — отсечения и ударную. Истребители отсечения "косым" маневром отделяли эскорт противника от бомбардировщиков, а ударная группа, используя образовавшуюся "брешь", атаковала носители средств поражения класса "воздух-земля". Второй способ ("дракон") был связан уже с тройным делением истребителей и применялся при достаточно большом запасе времени. Третья тактическая группа совершала обходной маневр и наносила удар в самое уязвимое место противника - в оставшуюся незащищенной заднюю полусферу.
Опыт локальных войн свидетельствует, что эффективность перехвата в равной степени зависела как от тактико-технических характеристик и поражающих возможностей самолета, так и от информационного обеспечения - размеров создаваемого радиолокационного поля. Информационная недостаточность сводила на нет выдающиеся качества самолета и оружия, не позволяла раскрыться мастерству летного состава. Перехватчик никогда не принимал решение на взлет самостоятельно. Он поднимался на задание по команде пункта управления, "питавшегося" дальней информацией об обстановке. Опоздание с подъемом, неточные данные по ситуации, ошибочная идентификация противника, помехи - это факторы, не зависевшие от достоинств МиГ-21, МиГ-23, МиГ-25, но непосредственно влиявшие на результаты действий способом перехвата.
Заслоны и расчистка воздушного пространства. Заслон - один из способов прикрытия, применявшихся истребителями в ходе оперативного взаимодействия с ударными силами авиации. Звенья самолетов с упреждением по времени относительно бомбардировщиков "окаймляли" район расположения наземных целей на двух-трех наиболее опасных направлениях. Типовое построение - в два яруса по высоте с обеспечением взаимной поддержки. Обязательным условием являлось нахождение в своем радиолокационном поле под контролем пункта управления, наблюдавшего за обстановкой и опове-
щавшего истребителей заслона о возникающей угрозе. Подвижные заслоны выставлялись также в районах высадки вертолетных тактических десантов. Если истребители к моменту занятия исходных позиций встречали противодействие со стороны самолетов противника, то производилась расчистка воздушного пространства.
Действия из засад на земле и в воздухе. Засады - способ, пришедший из далекого прошлого, сначала исчезнувший, а затем "воскресший" в локальных войнах (вместе с другими способами партизанской борьбы). Использовали его и северо-вьетнамские истребители. Обстановка не позволяла вступать в открытый бой с численно превосходящим противником на заданных рубежах. Тогда звенья самолетов (МиГ-17, МиГ-21) в утренние сумерки скрытно, на предельно малой высоте перелетали на передовые аэродромы, считавшиеся противником не занятыми (или непригодными к эксплуатации). МиГ-21 иногда доставлялись на вертолетах Ми-6 в подвешенном состоянии на изготовленных в полевых условиях замках. Расчет строился на тактическую внезапность, нападение на противника, находившегося еще в походном плотном строю и не ожидавшего атаки. Сигнал на подъем давали "визуальные" посты наблюдения по телефону (проводной связи). МиГ-21 взлетали с ускорителями с рулежных дорожек. Несколько раз удавалось застать врасплох не готового к отражению противника и добиться результата в скоротечном бою. Немаловажно заметить, что перехваты из засад оказывали психологическое воздействие на противника. Экипажи американских самолетов ощущали угрозу нападения "раньше времени" — еще на маршрутном этапе полета к цели. Возрастало нервное напряжение, притуплявшее бдительность и сковывавшее реакцию. Пример, пришедший из другого театра войны: сирийские истребители МиГ-21 сбили израильский штурмовик "Скайхок" из положения "скрытного" дежурства на пустовавшем аэродроме вблизи Суэцкого канала.
Засады в воздухе - это вывод перехватчиков в зоны ожидания, расположенные в слепом секторе радиолокационного поля противника. Так называемая затененная зона образовывалась из-за мешающего влияния превышений местности. Горные хребты располагались на западной границе Северного Вьетнама и на границе Сирии с Ливаном, т. е. на направлениях полетов противника. Наземные радиолокационные посты не просматривали диапазон малых и нижнюю часть диапазона средних высот. В затененные зоны в периоды напряжения обстановки выводились северо-вьетнамские перехватчики МиГ-21 и сирийские МиГ-23; и те и другие добивались успеха в ходе нанесения по противнику внезапных ракетных атак.
Свободная охота. Способ применялся сирийскими истребителями МиГ-21 и МиГ-23. В периоды относительного затишья первые охотились за израильскими "Фантомами", наносившими эпизодические групповые удары по лагерям палестинцев на юге Ливана, а вторые - за беспилотными самолетами-разведчиками, фотографировавшими районы предстоящих боевых действий. Особенность "охоты" - полная самостоятельность в принятии решения летчиком; переговоры по радио, обмен информацией с КП подслушивались израильтянами. Открытое оповещении об угрозе означало прекращение задания. В целях накопления потенциала скрытности маршруты самолетов "Фантом" и беспилотных разведчиков, время их прибытия в район выполнения задания предварительно записывались и изучались; вскрывался и использовался шаблон в действиях противника.
Российские специалисты, готовившие эскадрилью МиГ-23 к бою, встретились с тем, что способы перехвата беспилотных разведчиков (использовавшихся с нарастающей интенсивностью) ранее никогда не отрабатывались. Атака беспилотных самолетов-разведчиков была возможна в основном па попутном или (реже) на встречном курсах. Эти беспилотные самолеты имеют очень малую отражающую площадь и на экране прицела перехватчика могут не просматриваться. При визуальном их обнаружении летчиком крайне затруднено прицеливание в момент начала программного маневрирования. Небольшой опыт борьбы с беспилотными разведчиками, накопленный эскадрильей МиГ-23 (сбито два самолета при достаточно большом количестве холостых вылетов), остался невостребованным.
Важно отметить, что в основе способов заслонов, засад на земле и в воздухе, а также свободной охоты лежал способ перехвата. Этот классический способ, не меняя формы, значительно трансформировал свое содержание в локальных войнах.
Боевые порядки
При каждой очередной смене поколений истребителей боевые порядки (расстановка сил перед началом группового воздушного боя) соответствовали боевым возможностям самолетов и характеру решаемой задачи. Устойчивыми оставались требования к боевому порядку. Главные из них: удобство управления и возможность быстрого перестроения при изменении обстановки, обеспечение круговой осмотрительности и дальнего поиска, надежное взаимодействие (взаимная поддержка) и свобода маневра (противоистребительно- го и противозенитного). Что менялось в боевом порядке?
Надо отметить постоянное его расчленение, что вызвано непрерывным ростом скоростей и высот полета, связанным с ним пространственным размахом маневра, а также расширением поражающих возможностей бортового оружия.
Когда самолет, оснащенный одним пулеметом, стрелял на 50 м и примерно таким же был радиус разворота, истребители сводились в плотные построения. Огнем из пушки воздушный противник поражался уже с дальности 150...700 м, ракетой же с тепловой головкой - с дальности 1800 м. Возросший радиус разворота был соизмерим с этими величинами, боевые порядки разомкнулись, но подчинялись требованию взаимной огневой поддержки. В войне во Вьетнаме неожиданно возникло еще одно требование: исключить поражение одной зенитной ракетой сразу двух самолетов. Чтобы выполнить его, надо было обеспечить свободу противоракетного маневра, т. е. выделить дополнительное воздушное пространство.
В разомкнутом строю ведомый уже не мог повторить все маневры ведущего в одной плоскости и не потерять его из виду. Были пересмотрены правила перестроения внутри группы, стала практиковаться смена пеленга на развороте и даже смена ролей при атаке (в обстановке, требовавшей немедленной реакции, ведомый, находясь ближе к противнику, атаковал его первым).
Опыт боев показал, что в процессе энергичного маневрирования постоянно сохранять огневую связь в паре стало очень трудно. Пришлось разрабатывать типовые приемы, допускавшие временный ее разрыв с последующим "плановым" восстановлением.
Преднамеренное рассредоточение самолетов перед боем за пределы зрительной связи было характерно для реактивных истребителей 3-го поколения. Иначе нельзя было полностью использовать возможности нового оружия - управляемых ракет средней дальности. Однако под угрозой оказалась взаимная огневая поддержка и даже тактическое взаимодействие.
Рассредоточенный боевой порядок включал группы различного тактического назначения, каждая из которых совершала полет на наивыгоднейшем для себя режиме. Визуальной связи между группами, как правило, не было, каждая из них действовала в соответствии с общим планом удара, разработке и реализации которого придавалось большое значение. Каждый ведущий группы, не имея зрительного контакта с соседями, должен был четко представить их маневр на всех этапах боевого полета.
Опыт, поиск и проверка оптимальных вариантов дали "картину" расстановки сил современных истребителей перед боем.
Во-первых, она выходила за рамки обычных представлений о боевом порядке как о размещении самолетов в группе на определенных дистанциях и интервалах. Необходимость рассредоточения самолетов по глубине, фронту и высоте сломала эти рамки. Однако требования к боевому порядку остались, и выполнять их приходилось в резко изменившихся условиях.
Во-вторых, стремление к рассредоточению имело свои пределы, что обусловливалось сохранением взаимодействия между элементами боевого порядка. Воздушные бои над Ливаном (как и все предыдущие) показали, что взлетавший в составе группы, но непреднамеренно оставшийся в одиночестве и потерявший связь истребитель обычно покидал ноле боя.
В-третьих, рассредоточение группы, связанной единым тактическим замыслом, в большинстве случаев предполагает сохранение устойчивого управления. Автономные (самостоятельные, ведущиеся при отсутствии информации от внешних источников о воздушной обстановке) действия доступны только "охотникам".
В-четвертых, предусмотреть возможные изменения боевого порядка на всех этапах полета истребителя, включая воздушный бой, нельзя. Однако расстановка сил перед боем подчиняется стандартизации, поэтому моделирование этого этапа не только желательно, но и необходимо. На выходе моделирования целесообразно иметь оптимальный вариант ввода в бой группы (самолета), который прямо зависит от выбранного способа решения боевой задачи.
Кардинальные изменения в боевых порядках должны произойти с вводом в строй многоканального оружия класса "воздух-воздух". Например, становится просто опасным типовое построение "фронт самолетов" при малых и средних интервалах, обеспечивающее наилучшие условия поиска.
Особенности и этапы боевого полета
Боевой полет самолета любого назначения разделяется на пять основных этапов: взлет и сбор группы; полет к цели или в район выполнения задания; бой, удар, перехват, ведение разведки; обратный маршрут; роспуск и посадка. Сохраняя подчиненность данному стандарту, боевой полет перехватчика имеет ряд характерных особенностей. Существенные коррективы вносят такие факторы, как "противник", "управление" и "информация".
Противник для перехватчика - это разнотипные цели (бомбардировщик, штурмовик, разведчик, истребитель). Под каждую цель с учетом ее активного или пассивного противодействия подбираются свои приемы, оружие, виды атак.
Управление - это процесс, в основе которого лежит решение командира. Истребителем управляет летчик, который изменяет положение самолета в пространстве; летчиком командует ведущий группы, а последним руководит орган управления. Динамичная схема с прямыми и обратными связями должна функционировать быстро и надежно. Циклы управления перехватчиками постоянно сокращаются по времени.
Информация применительно к боевому полету перехватчика - это сведения о воздушной обстановке в реальном времени, в первую очередь, о состоянии противника. От полноты и своевременности информации, содержание которой должно меняться на каждом последующем этапе полета, зависит исход (результаты) боевого задания. Летчику подается информация двух видов: осведомительная и управляющая.
Выполнявшие боевые задачи современные самолеты обладали высокими тактико-техническими характеристиками и поражающими возможностями. Однако показатели их боевой эффективности оставляли желать лучшего. Проведенный анализ показал прямое влияние слабостей "управления". Не обеспечивалось выполнение традиционных требований к нему: твердость, гибкость, непрерывность. Срывы управления, ошибки руководящего и летного состава допускались как из-за несовершенства материальной базы, так и из-за неподготовленности исполнителей.
Состояние материальной базы, обеспечивающей управление перехватчиками МиГ-23 и МиГ-25 в конфликтах на Ближнем Востоке, можно представить так: самолетами 3-го поколения приходилось руководить с помощью технических средств 2-го поколения. Отсюда нехватка или отсутствие информации о противнике (в реальном времени). Опыт однозначно показал, что перехватчик должен быть элементом динамической системы управления, в которую кроме него входят самолет дальнего обнаружения (воздушный командный пункт) и самолет радиоэлектронной борьбы (постановщик активных помех). Функционирование системы происходит в следующей последовательности:
обнаружение и идентификация противника (воздушный КП);
передача сначала осведомительной, а затем управляющей информации (целеуказания) перехватчикам;
"ослепление" противника (самолет РЭБ) в момент начала сближения перехватчиков с целью;
встречная ракетная атака перехватчика.
Рожденная боевым опытом система полностью оправдала себя и продолжает совершенствоваться. Поэтому целесообразно рассматривать боевой полет современного перехватчика с учетом наличия такой синхронно функционирующей системы.
Взлет и сбор. Производятся по команде наземного пункта управления. Летчик (командир группы) полностью занят пилотированием и контролем за полетом других экипажей. Умственное напряжение "минимальное". Оргар управления принимает решение по стандартной схеме: анализ поступающей информации-оценка обстановки-выбор оптимального варианта действий- команда перехватчикам на взлет.
Первый этап обоснованно относят к информационному. Боевой расчет КП из потока сведений об обстановке отсеивает относящиеся к выполняемой задаче, вскрывает состав и намерения противника, делает "скачок в будущее" - прогноз состояния групповой цели на рубеже перехвата с учетом количественно-качественного соотношения, определяет наряд сил "на отражение" и замысел операции. К моменту подачи команды на взлет известен резерв времени до ввода в бой, влияющий на формирование тактики (выбор оптимальных приемов).
В ходе полета к цели пункт управления отслеживает противника, определяет назначение элементов групповой цели, передает командиру перехватчиков осведомительную информацию. Если на первом этапе процесс распознавания ситуации заканчивался принятием решения на взлет, то на втором этапе формируется решение по созданию боевой организации - группы перехватчиков для совместных целенаправленных действий в предстоящем бою. Организация складывается из структуры, ее ориентации и распределения функций между составными элементами, имеющими неразрывные связи. На практике организационное решение реализуется в виде перестроения боевого порядка из походного (обычно сомкнутого) в предбоевой (разомкнутый) и получения экипажами разных тактических назначений: демонстративной, отсекающей, ударной, свободного маневра, наращивания усилий и других групп. Экипажи занимают свои места в новой структуре заученными маневрами по условной команде. После перестроения между ними сохраняется огневое или тактическое взаимодействие.
По мере сокращения дистанции до противника происходит вход в радиолокационный контакт с ним перехватчиков. Опыт реальных боев выявил две типовые ситуации, возникающие на этом рубеже. Первая (наиболее благоприятная), когда воздушный командный пункт полностью контролирует обстановку (отслеживает свои самолеты и самолеты противника) и выдает перехватчикам управляющую информацию, подлежащую немедленному исполнению. Вторая ситуация (наиболее сложная, но попадающая в разряд типовых) характерна нарушениями связи (обмена информацией) с КП, умышленным "запутыванием" обстановки противником или интенсивной постановкой помех. На командира группы перекладываются функции распознавания ситуации в предстоящем очаге боя, выбора оптимального тактического приема или варианта действий, последовательности ввода в бой экипажей с разными заданиями, определения направления главного удара - в наиболее уязвимое место противника.
Именно в данной типовой ситуации перехватчик (командир группы), занятый пилотированием самолета, испытывает пик умственного напряжения. Важно заметить, что среди причин потерь самолетов в боях во Вьетнаме и на Ближнем Востоке на первый план выдвинулись ошибочные решения, а не слабости пилотирования или групповой слетанности. Летчик вышел на предел своих психофизиологических возможностей. Даже опытному и тактически грамотному человеку оказывается не под силу требуемая быстрота мышления.
Типовые задания на перехват в настоящее время предусматривают совершение полета на полный боевой радиус с выходом из зоны контроля своих наземных или воздушных КП. Летчик преднамеренно обрекается на самостоя- гельное добывание информации с помощью бортовых поисковых средств, на
преобразование ее из осведомительной в управляющую. В этих условиях замедленная реакция на обстановку недопустима, а собственное радиолокационное поле ограничено. Отсюда возникает проблема интеллектуальной поддержки экипажа и создания бортовых экспертных систем (см. разд. 6).
Бой на средних дистанциях. Характерной чертой боя на средних дистанциях (100... 15 км) является его начало и окончание до рубежа установления зрительного контакта с противником и применение оружия класса "воз- дух-воздух" средней дальности. Летчик ориентируется в обстановке и принимает решение на вступление в бой по ее отображению на экране индикатора бортовой РЛС или других бортовых средств. В основе тактики - встречная ракетная атака, которая сливается со сближением. Энергичное маневрирование с крутыми разворотами и переменами мест с противниками исключается из этапов боя. При срыве лобовой атаки все начинается снова, с этапа поиска цели, "разорвавшей" радиолокационный контакт.
Первым переходит на сближение тот из противников, кто раньше обнаружил и идентифицировал цель. Упредить противника в начале сближения, т. е. захватить инициативу, летчику помогают электроника и автоматика. Маневр заключается в занятии позиции "строго в лоб". По мере увеличения курсового угла (ракурса) преимущества, предоставленные оружием и радиолокационной системой наведения, теряются из-за уменьшения скоростей сближения и дальности пуска ракет. Никто из противников не желает оказаться в положении мишени, поэтому сокращенные дальности поиска цели и применения оружия компенсируются налаженным оповещением об угрозе нападения и построением нестандартных боевых порядков. Не меньшее значение имеют искусственная (на фоне активных помех) и естественная (на фоне земли) маскировка.
Таким образом, бой на средних дистанциях начинается с соревнования техники: чей радиолокатор дальше "увидит", чья система "свой-чужой" раньше опознает. Недостатки электроники трудно компенсировать поражающей мощью, поскольку без информации (сведений о местоположении и характеристиках цели) дальнобойное оружие прицельно применить нельзя. Посмотрим на состав боекомплекта современного истребителя-перехватчика, несущего боевое дежурство: ракеты малой и средней дальности разделены поровну. Этим показана готовность вести как ближний, так и дальний бой в возникающей типовой ситуации.
Реализация преимуществ нового оружия в практике реальных боев встретилась с серьезными препятствиями. Итоги ливанского конфликта на Ближнем Востоке, где открылась эра всеракурсного боя, показали, что из общего количества произведенных атак только одна треть приходится на "лобовые". Две трети заняли традиционные ближние маневренные бои с применением ракет с ИК ГСП и пушек. Выяснение причин этого указало на противника, который не захотел подставлять себя под атаки с дальних рубежей. Кроме того, вскрылись и недостатки самого оружия.
Прицельный пуск производился только после захвата цели на автоматическое сопровождение и отслеживания ее полета довольно продолжительное (по меркам боя) время. Маневр уклонения (для выхода из "обнаружения" или "захвата"), предпринятый целью, не позволял начинать сближение на дистанцию эффективного огня. Не было произведено также ни одного пуска в рс-
жиме обзора нижней полусферы, мешающее влияние "земли" оказалось намного большим. Система "свой-чужой" разбиралась в принадлежности цели только при одиночном перехвате. Усложнение воздушной обстановки, перекрещивание траекторий полета "своих" и "чужих" ставило систему в тупик. Вспомнился опыт Вьетнама, когда американским самолетам "Фантом" после поражения двух своих самолетов разрешалась атака только визуально опознанной цели (по внешним признакам).
Эксперты могли убедиться, что на языке тактики новое оружие - это оружие внезапности. Неумение создать условия для неожиданной встречной атаки, застать противника врасплох скрытностью или искусным тактическим приемом оборачивается неудачей в бою. Принцип "техника - тактика" сохраняет свою объективность.
Многоканальное оружие должно сменить традиционную схему "один заход-одна атака-один пуск" на "один заход-одна атака-несколько пусков". Значительная часть усилий по перехвату перекладывается на ракету с активным наведением. Снизить эффект поражаемости может радиолокационная малозаметность самолета. Задача новой технологии скрытности - "отобрать" у атакующего значительную часть средней дистанции, перевести бой на визуальные контакты и маневрирование на коротких дистанциях, т. е. возвратиться к традиционному ближнему бою.
Ближний маневренный бой. Признаками ближнего боя, имеющего богатую историю, считаются визуальная связь между маневрирующими противниками и применение оружия малой дальности - ракет класса "воздух-воздух" с ИК-наведением и пушек. Наиболее вероятные условия начала ближнего боя:
после срыва лобовой атаки, когда противники стремятся продолжить противоборство;
в случае обнаружения противника на короткой дистанции, исключающей применение ракет средней дальности;
в случае вступления в бой перехватчика со штурмовиком или вертолетом.
Из состава смешанного боекомплекта летчик выбирает ракеты с тепловыми ГСП или пушку. Головки ракет разарретируются, направляются по подвижной линии визирования на цель, захватывают ее; прицеливание осуществляется по ИЛС, пуск - по сигналу в наушниках.
В отличие от дальнего боя, начинающегося борьбой "за информацию", в ближнем бою ведется борьба "за позицию". Наилучшее положение для атаки (применения оружия) - сзади цели под малым ракурсом на короткой дистанции. Чтобы вторгнуться в ограниченную область возможных атак, противники стремятся "переманеврировать" друг друга. Преимущество захватывает тот, кто располагает большим избытком тяги и скоростью разворота в любой плоскости.
Ближний бой основан на тесной и неразрывной связи маневра и огня. Попытки нарушить равноправие этих составляющих делались неоднократно, но приводили к отрицательным результатам. Американские самолеты "Фантом", превосходившие МиГ-21 в мощности огня, потерпели поражение в маневренных боях: чрезмерное затяжеление самолета снизило показатели выживаемости. Тяжело досталось также сирийским перехватчикам МиГ-23 в боях с легкими истребителями F-16, а высотный перехватчик МиГ-25 вообще нс вводился в подвижную обстановку боя на средних высотах.
Как показал опыт, ближний бой имеет устойчивую тенденцию к уменьшению высоты и скорости. Известно, что угловая скорость установившегося разворота, обеспечивающего длительное позиционное преимущество, лежит в диапазоне скоростей, соответствующих числам М = 0,8 ±0,1. Сверхзвуковой "бросок" предпринимался только при сближении или отрыве от противника, однако участники боя в попытках быстрейшего выхода в область атак используют форсированные развороты. Умышленное торможение в ходе форсированных, некоординированных разворотов выполняется ради увеличения мгновенной угловой скорости. Поступательная скорость падает. Высота ведения боя теряется в попытках летчиков восстановить уровень энергии, "набрать" недостающую скорость на снижении.
Результативность воздушных боевс участием российских истребителей
Первый воздушный бой между реактивными истребителями состоялся в ходе войны в Корее в 1950 г. В последующих локальных конфликтах, которые регулярно сотрясали мир во второй половине века, количество таких боев достигало уже двух тысяч. Ввод в строй новых типов самолетов, авиационного оружия, средств управления и боевого обеспечения существенно менял облик боя. На смену ближним (пушечным) противоборствам пришли сначала ракетные перехваты, а затем всеракурсные бои. Кроме того, наряду с маневром и огнем теперь используется радиоэлектронное противодействие, а управление самолетами групп различного тактического назначения осуществляется с воздушного командного пункта, а также с самолета дальнего радиолокационного обнаружения и управления авиацией.
Опыт ведения воздушных боев постоянно обобщался и анализировался. На основе оценки обстановки и достигнутых результатов определились тенденции их развития, к наиболее устойчивым из которых относятся расширение пространственных границ, увеличение темпа и сокращение продолжительности боя, уменьшение количества участвующих в нем самолетов. Особенно характерной является тенденция повышения результативности, т. е. снижение выживаемости истребителей.
Выживаемость - понятие оперативное, характеризующееся отношением количества потерянных самолетов к числу боевых самолето-вылетов, произведенных истребителями за операцию (войну в целом). По итогам второй мировой войны на один потерянный самолет приходилось около 100 самолетовылетов (коэффициент потерь 0,01). Такое же соотношение сохранилось и в войне в Корее. Однако в операции "Лейнбакер-2", завершавшей длительную воздушную войну во Вьетнаме, коэффициент потерь увеличился до 0,02, а в ближневосточных конфликтах 70-80-х годов достиг сначала 0,03, а затем 0,04.
Воздушные противники, вступавшие в жестокий спор с помощью огня, все реже возвращались на свои базы в полном составе. Нараставшие потери приводили в конечном счете к более быстрому истощению сил и сокращению продолжительности боевых действий. Так, в арабо-израильской войне на Ближнем Востоке (октябрь 1973 г.) воевавшие стороны (ВВС Сирии и Израи-
ля) при среднем боевом напряжении два вылета в сутки и коэффициенте потерь 0,03 на 24-е сутки прекратили противоборство, потеряв половину боевого состава (в ходе войны каждая сторона пополнила его 80 самолетами). В то время в воздухе примерно в равном количественном соотношении "встречались" истребители 2-го поколения МиГ-21 и "Мираж", имевшие близкие боевые возможности.
В ходе вооруженного вторжения Израиля на ливийскую территорию (1982 г.) коэффициент потерь у сирийских ВВС достиг 0,04. Силы "растаяли" быстро, в результате чего боевые действия продолжались всего неделю. На стороне Израиля в бой вступили новые истребители завоевания превосходства в воздухе - F-15A "Игл" и F-16 "Файтинг Фолкон", действовавшие совместно с самолетом дальнего радиолокационного обнаружения и управления Е-2С "Хокай".
Анализ воздушных сражений в операции "Буря в пустыне", проведенный западными экспертами, не выявил объективных показателей, по которым можно было бы судить о коэффициенте потерь. Иракские истребители, уступавшие в численности, и их экипажи, еще не полностью освоившие новую технику, не могли оказать серьезного сопротивления противнику.
В дальнейшем неоднократное воспроизведение боевых ситуаций на моделирующих комплексах, а также экспертные оценки позволили определить основные факторы, влиявшие на результаты воздушных противоборств. К их числу отнесены:
оружие (поражающие возможности авиационных комплексов);
самолет;
летчик (уровень подготовки летного состава);
боевая задача;
защита (оборонительные возможности комплексов);
боевое управление.
Оружие. Эксперты установили, что падение выживаемости (увеличение коэффициента потерь от 0,01 до 0,04) совпадает с появлением на истребителях новых систем ракетного вооружения класса "воздух-воздух". В Корее первые реактивные истребители F-86 "Сейбр" и МиГ -15 имели на борту только пулеметы и пушки. Несмотря на возрастание скорости полета и увеличение практического потолка, воздушный бой остался ближним и не претерпел значительных перемен по сравнению с периодом второй мировой войны. Поразить самолет противника можно было только со стороны хвоста и на короткой дистанции. Недостаток огня компенсировался количеством стволов и скорострельностью. Самолеты сводились в крупные группы, образовывавшие в воздухе массовые "карусели". Применить прицельно жестко закрепленное по продольной оси самолета оружие малой дальности было сложно. "Ничейные схватки" не были редкостью, а на одну результативную атаку приходилось достаточно большое число самолето-вылетов (около 100).
В ходе октябрьской войны 1973 г. на Ближнем Востоке истребители продолжали вести групповые ближние маневренные бои, однако применяли усовершенствованное оружие (во Вьетнаме управляемые ракеты имели значительные ограничения по минимальной дальности пуска и по перегрузке). Это позволяло пилоту свободнее маневрировать самолетом при подготовке и вы-
полпенни атаки. В результате на 100 самолето-вылетов стало приходиться три сбитых в воздушных боях истребителя. В начавшейся через девять лет ливанской войне в борьбу вступили реактивные истребители 3-го поколения F-15 и МиГ-23, оснащенные управляемыми ракетами средней дальности с полуак- тивной радиолокационной системой наведения. Они не заменили, а лишь дополнили в боевом строю самолеты 2-го поколения (МиГ-21 и F-4 "Фантом"). Истребители "пенсионного возраста" продолжали вести ближний маневренный бой, а новые открыли дорогу всеракурсному бою, основой которого являлась встречная ракетная атака. На новое оружие пришлась треть общего числа сбитых в той войне самолетов. Качественно изменившееся вооружение способствовало повышению результативности воздушного боя.
Самолет. Слабости авиационной техники в локальных войнах проявлялись тогда, когда ее возможности не соответствовали условиям боевого применения. Самолет МиГ-15 в Корее попал в свою стихию. Удачное сочетание маневра и огня, надежности и неуязвимости предопределило успех в ближних боях. Во Вьетнаме сверхзвуковой МиГ-21 выполнял свои прямые обязанности - перехват на скоростном догоне. Не подвели и качества "чистого" истребителя в маневренных боях с самолетами "Мираж" на Ближнем Востоке ("Мираж" - легкий самолет одного с МиГ-21 поколения). Однако "время" МиГ-21 закончилось в неравных спорах с F-15 (представителем нового поколения), превосходившим его и в оружии, и в электронике, бывшего "моложе" на двадцать лет. МиГ-23 создавался как маловысотный перехватчик, он нс мог противопоставить свою логику боя облегченному и маневренному F-I6. Выдающиеся качества МиГ-25 раскрывались на большой высоте (в стратосфере), куда противник не залетал. К групповым маневренным противоборствам в диапазоне средних высот, развернувшимся в "ливанской" войне, он оказался не готовым.
Летчик. Статистика воздушных войн утверждает, что половина из общего числа потерь летного состава понесена в первых десяти вылетах. Только затем летчик "врастает в обстановку", приобретает необходимую реакцию на внезапно возникающие угрозы, начинает осмысленно разбираться в сложных ситуациях боя. Кроме психологического фактора на причины потерь "молодых" влиял отказ от общеизвестного лозунга "учить тому, что необходимо на войне". В преддверии октябрьской войны 1973 г. было признано необходимым обучить летчиков боевому маневрированию на критических режимах, чему не уделялось внимания в мирное время. Перед конфликтом 1982 г. для летчиков МиГ-23 была разработана программа ввода в бой, не имевшая у нас аналогов. Остро ощущалось отсутствие тренажерных комплексов для отработки элементов парного и звеньевого боя. Возникла следующая ситуация: самолет и оружие готовы к всеракурсному воздушному бою, а летчик - нет. Трудно сказать, разрешилась ли эта ситуация к настоящему времени.
Боевая задача. Летчики большую часть ресурса затрачивают на выполнение задачи, которая для краткости называется "прикрытие", и меньшую на задачу сопровождения. Цель первой - не подпустить вооруженного противника к защищаемому объекту, а второй (эскортирования) - отразить нападение на охраняемые бомбардировщики, военно-транспортные самолеты и т. п. Анализ показывает, что боевая задача несет в себе большой потенциал
результативности (истребители прикрытия сбивают больше самолетов), а в ходе решения задачи сопровождения эскорт попадает в сложную обстановку повышенных угроз и, как правило, сам несет ощутимые потери.
Показательной является длительная воздушная война во Вьетнаме. Сценарий боевых действий был довольно однообразен: в течение семи лет американская авиация наносила массированные удары по городам Ханой и Хайфон, а северо-вьетнамские истребители совместно с наземной ПВО отражали налеты. Американские бомбардировщики при полете к цели и обратно сопровождались истребителями "Фантом", которые создавали вокруг них двойное кольцо, при этом поддерживалось шестикратное численное преимущество нападающей стороны. Самолеты, вступившие в бой, были сравнимы по поражающим возможностям и аэродинамическим характеристикам, однако сражавшиеся в меньшинстве "защитники вьетнамского неба", по признанию западных специалистов, бои не проигрывали и несли меньшие потери. По этому поводу в журнале "Интеравиа" отмечалось, что ВВС США встретили мощное противодействие системы ПВО Северного Вьетнама. Эскадрильи истребителей ДРВ не прибегали к массированному отражению авиации противника, а периодически вводили в бой свои силы, строго сообразуясь с обстановкой. Применение тактики подготовленных и внезапных атак в течение определенного времени стало основным фактором, обеспечившим успех стороне, "выдержавшей оборону". Летчики истребителей МиГ-21 использовали то обстоятельство, что тяжелые самолеты "Фантом" были прикованы к бомбардировщикам, а это затрудняло выполнение маневра. Атаки наносились с задних полусфер ракетами, запускаемыми на скорости, соответствующей числу М = 1,2. Такая тактика, основанная на приеме, требующем высокого мастерства, позволяла в максимальной степени использовать фактор внезапности. Крейсерская скорость истребителей F-4, прикрывающих ударные группы, достигала лишь 900 км/ч, поэтому, как отмечают специалисты ВВС, короткие удары на догоне проводились противником с наименьшим риском для собственного самолета.
Условия, в которых истребители выполняли задачу сопровождения, со временем мало изменились. Как только предпринимались попытки усилить охранение бомбардировщиков числом и качеством, сразу же начинались поиски новых приемов прорыва эскорта или связывания его боем (в интересах образования коридора, свободного для пролета к тяжелым самолетам ударной группы). По мнению экспертов, угроза со стороны перехватчиков еще более возрастет по мере оснащения их управляемыми ракетами с активной системой наведения.
В будущих воздушных боях группы "глубокого вторжения" должны предпринимать эффективные контрмеры, если хотят сохранить свою неуязвимость на достигнутом на сегодняшний день уровне. Поиск таких контрмер осуществляется путем моделирования.
Защита. Поражающие возможности реактивных истребителей 2-го и 3го поколений росли быстрее, чем их способности по защите. К авиационным пушкам последовательно добавлялись управляемые ракеты малой, а затем и средней дальности. Увеличение досягаемости и точности применения оружия рассматривалось специалистами как главный фактор повышения результативности, чему способствовал также учет слабости индивидуальной и групповой обороны. Атаковать в бою стало легче, чем защищаться. Угроза напа-
дения назревала далеко за пределами визуального обнаружения противника, внезапный ракетный удар мог быть сорван только при налаженном дальнем оповещении. Когда данные об угрозе атаки запаздывали, не спасал даже маневр уклонения.
Усиление индивидуальной защиты истребителей за рубежом связывают с обеспечением скрытности полета и устранением демаскирующих признаков. "Самолеты-невидимки" F-l 17А, впервые участвовавшие в боевых действиях в операции "Буря в пустыне", показали абсолютную выживаемость (в 1100 самолето-вылетах потерь не было). Однако западные эксперты подчеркивают, что вступление их в бой даже не планировалось, так как они не обладали достаточным боевым потенциалом; отсутствовали мощные радиолокационные станции и ракеты средней дальности класса "воздух-воздух", т. е. получалась "оборона без наступления", а это слишком дорогая затея ради радиолокационной неконтрастности. Возможная в реальных условиях встреча с современным "заметным" истребителем на дальности визуального контакта не оставляла бы шанса на победу недостаточно маневренному F-l 17А.
Способ активной защиты, применявшийся в локальных войнах, не нашел широкого распространения на практике из-за несовершенства бортовых оборонительных средств. В журнале "Флюг ревю" сообщалось об испытаниях лазерного излучателя, наводящего луч на выпущенную самолетом противника "тепловую ракету". В 13 пробных пусках УР "Сайдуиндер" лазерный перехват сработал (в пяти случаях ракеты были принудительно сведены с траектории преследования). Однако информация о моменте пуска подавалась летчику самолета-цели руководителем эксперимента, поскольку кабинные устройства пока не выдают сигналов оповещения (или команд на маневр уклонения). В боевых условиях инфракрасные ловушки выстреливались летчиком из встроенного контейнера после собственной оценки угрожаемой обстановки.
Не получил широкого распространения в локальных войнах и способ нейтрализации- применение истребителями активных и пассивных помех для усиления защиты в бою. Аппаратура радиоэлектронного противодействия не прошла еще этап миниатюризации и размещалась во внешних подвесных контейнерах, которые увеличивали лобовое сопротивление и снижали возможность маневра. Размещенные в них радиолокационные ловушки при выстреливании особого эффекта не давали; о случаях увода на них выпущенной управляемой ракеты с радиолокационным наведением зарубежная печать не сообщала.
Примеры неудачного применения истребителями средств пассивной индивидуальной защиты позволили зарубежным экспертам сделать вывод о слабости обороны в современном бою. Они считают это следствием реализации "материализованной" теории перехвата, ставившей во главу угла первую результативную ракетную атаку, а к основному варианту уклонения от нее относился скоростной отрыв, исключавший повторение ходов в бою. Еще во время войны во Вьетнаме на практике были опровергнуты эти теоретические заблуждения, но проблема эффективной защиты остается актуальной и сегодня, когда цена одной боевой потери значительно возросла. Все отмеченнйе факторы, влияющие на результативность современного воздушного боя, наполняются в настоящее время новым содержанием.
Рис.2.6.1. Примерная схема комплексирования средств РЭБ на самолете 1980 г.: 1 — автомат для сбрасывания средств РЭБ одноразового действия;
2 — приемник предупреждения о радиолокационном облучении;
3 - радиочастотный передатчик помех; 4 - индикатор
Рис.2.6.2. Предполагаемая схема комплексирования средств РЭБ на самолете 2000 г.:
1 - автомат для сбрасывания средств РЭБ одноразового применения; 2 система предупреждения о ракетной атаке; 3 — процессор для обработки данных различных бортовых датчиков; 4 — приемник предупреждения о радиолокационном облучении; 5 РЛС управления оружием; 6 — система миллиметрового диапазона длин волн; 7 - радиочастотный передатчик помех; 8 — оптико-электронный передатчик помех; 9 — многофункциональный индикатор; 10 — система предупреждения о лазерном облучении;
11 — средства РЭБ однопазового ппименения (ложные цели)
Основные направления разработки средств радиоэлектронной борьбы и способы их применения на период до 2000 г. определены предшествующим опытом (рис. 2.6.1) и достижениями в области микроэлектроники (рис. 2.6.2). Появление самолетов, выполненных по технологии "Стеле", перспективного бортового радиоэлектронного оборудования и усовершенствованных систем оружия обусловило разработку новых концепций защиты в ходе воздушного боя.
Как показал опыт воздушных боев, важнейшей предпосылкой сохранения выживаемости является предупреждение об опасности, а наиболее целесообразной реакцией на нее - маневр уклонения, сопровождающийся постановкой маскирующей или "уводящей" помехи. В настоящее время боевое авиационное командование ВВС США проводит оценку системы, сигнализирующей о приближении ракет класса "воздух-воздух" и "земля-воздух", которая ранее была разработана для стратегической и армейской авиации. Получив оповещение об угрозе, система приводит в действие аппаратуру управления ложными целями (ловушками).
Разработчики комплексной системы защиты считают, что она должна использоваться целенаправленно и экономно. Так, при возможных сбоях в оповещении и переходе на ручной режим ограниченное количество средств радиоэлектронного противодействия одноразового применения может быть израсходовано преждевременно, после чего самолет остается без защиты. Именно поэтому большое значение придается созданию эффективной системы предупреждения об атаках противника. Она должна обладать приемлемой для боя чувствительностью и дальностью действия. Однако пассивное обнаружение цели, обеспечиваемое инфракрасными и ультрафиолетовыми датчиками, имеет ограниченный радиус действия, особенно в неблагоприятных метеоусловиях. Кроме того, модельные эксперименты показали высокую вероятность ложных тревог вследствие приема сигналов от источников теплового излучения, ошибочно принимаемых за факел двигателя ракеты противника.
В США ведутся работы по совершенствованию систем постановки помех инфракрасных датчиков на базе твердотельной технологии. Продолжаются также исследования по совершенствованию ложных тепловых целей и улучшение специальных металлизированных аэрозолей для уменьшения демаскирующих признаков.
Боевое управление. Под этим термином подразумевается руководство истребителями (перехватчиками), выполняющими боевое задание. Управленческими функциями наделены наземный или воздушный командные пункты, а также командиры групп в воздухе. Они принимают сведения о воздушной обстановке, обрабатывают и анализируют их, а затем принимают решение на применение наличных сил. Опыт локальных войн показал, что результативность воздушных боев прямо зависела от "качества" принимаемых решений.
В ливанской войне 1982 г., где впервые в бой вступили реактивные истребители 3-го поколения и реальностью стала ракетная атака на встречном курсе, сирийские ВВС понесли тяжелые потери: за шесть дней было сбито около 60 самолетов (включая истребители-бомбардировщики МиГ-23БН и Су-22). Уже упоминалось о качественном превосходстве F-15 над МиГ-21 и МиГ-23МФ, однако основной причиной потерь участники событий считают информационную недостаточность.
Преобразование осведомительной информации в управляющую - основная функция боевого управления. Возросший темп современного боя обусловил тенденцию сокращения цикла управления. Однако ситуация с истребителями российского производства - участниками локальных войн - складывалась так, что ими руководили с помощью устаревших средств оповещения, контроля и наведения. В ливанской войне противник располагал комплексами воздушных командных пунктов ДРЛО "Хокай" Е-2С, а МиГ-23 и МиГ-25 взаимодействовали только с наземными КП, не охватывавшими радиолокационным полем район ведения боев (на "рабочих" высотах). В итоге информация была запоздалой, неполной или отсутствовала совсем. Не отслеживая противника, не имея данных в реальном времени о его состоянии, боевой расчет КП или командир группы переходили в "режим неопределенности". Принимаемые решения шли вразрез с обстановкой и приводили в итоге к боевым потерям. При неполной информации в современном бою заметно снижалась роль факторов "оружие", "самолет" и "летчик". Истребитель, оснащенный ракетами средней дальности, самостоятельный радиолокационный поиск не вел, а действовал в связке с воздушным КП, снабжавшим его сведениями о противнике с дальних рубежей и целеуказанием. В локальных войнах образовался на основе боевого опыта комплекс воздушного боя, составными и взаимодействующими элементами которого являлись воздушный КП, специализированный самолет радиоэлектронной борьбы и истребитель с управляемым оружием средней дальности. Совершенствование этих элементов должно происходить синхронно.
Список литературы к разделу 2
Развитие авиационной науки в СССР. Историко-технические очерки, - М.: Наука, 1980.
Авиастроение России / Под ред. А. Г. Братухина. - М.: Машиностроение, 1995.
Мубаракшин Р. В., Балуев В. М., Воронов Б. В. Прицельные системы стрельбы. М.: ВВИА им. Н.Е.Жуковского, 1973.
Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем (1946-1996). Очерки истории / Под ред. акад. Е.А.Федосова. - М.: НИЦ ГосНИИАС, 1996.
Авиация. Энциклопедия. - М.: Изд-во БРЭ, ЦАГИ, 1994.
Проектирование систем наведения / Под ред. Е.А. Федосова. - М.: Машиностроение, 1975.
Казаков И. Е., Доступов Б. Г. Статистическая динамика нелинейных автоматических систем. - М.: ГИФМЛ, 1962.
Чернецкий В. И. Анализ точности нелинейных систем управления,- М.: Машиностроение, 1968.
Пугачев В.Н. Комбинированные методы определения вероятностных характеристик,- М.: Сов. радио, 1963.
Левитин В. Ф. Сквозное моделирование - метод исследования многоэтапных динамических процессов. - Труды ГосНИИАС. Сер. Вопросы авионики, 1995, № 1.
Вентцель Е. С. Теория вероятностей. - М.: ГИФМЛ, 1958.
Ван-Дер-Варден Б. Л. Математическая статистика. - М.: ИЛ, 1960.
Зуенко Ю„ Коростылев С. Боевые самолеты России: Справочник. - М., 1994.
Ильин В., Левин М. Современная авиация. Истребители. - М.: Изд-во "Виктория". ACT, 1997.
Современная военная авиатехника. Иллюстрированная энциклопедия / Сост. В. Н. Шунков. - Минск: Изд-во Харвест, 1997.
Современные боевые самолеты. Справочное пособие / Сост. Н.И. Рябинин. Минск: Изд-во "Элайда", 1997.
Энциклопедия современного оружия и боевой техники. Т.1.- М.: Изд-во "Полигон". ACT, 1997.
Российское оружие: война и мир. - М.: Изд-во ФДВ, 1996.
Антонов В И.. Кнышев А. И.. Симонов М. П. Основные требования к истребителю 4-го поколения и их реализация в конструкции истребителя-перехватчика Су-27,- Техника воздушного флота. ЦАГИ. 1990. № 2.
Авиационная техника на международных авиасалонах 1992-1997 гг. (аналитический обзор) / Под общ. ред. Е. А.Федосова. М.: НИЦ ГосНИИАС, 1993 1998.
Третий международный авиационно-космический салон в России ("МАКС-97"): Отчет. ГосНИЦ ЦАГИ, 1997.
Морская авиация России / Под ред. А.Г. Братухина. - М.: Машиностроение, 1996.
Российское ракетное оружие 1943-1993. Справочник / Сост. А. В. Карпенко- СПб.: ТОО "ПИКА", 1993.
Бабич В.К. Истребители меняют тактику. - М.: Воениздат, 1983.
Бабич В.К. Авиация в локальных войнах. М.: Воениздат, 1988.
Бабич В.К. Цикл статей о современном воздушном бое. Зарубежное военное обозрение, 1996, №7, 8; 1997, №9, 10.
Авиационные }
КОМПЛЕКСЫ ПЕРЕХВАТА
МиГ-31 и Су-27:
НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ
Показано современное состояние авиации ПВО России. Представлены авиационные комплексы перехвата МиГ-31, Су-27 и реализация на борту каждого из них научно-технических достижений. Описаны способы выхода в боевое соприкосновение и групповые действия, автоматизированное командное наведение в наземных АСУ “Воздух-1М” и “Луч”, ракетное вооружение (управляемые ракеты большой и средней дальности Р-33, Р-27 и РВВ-АЕ) и его применение на истребителе, бортовые радиолокационные станции, системы управления вооружением (СУВ “Заслон” и СУВ С-27), системы автоматического управления (САУ-155МПи САУ-10).
Решаемые задачи, тактико-техническиехарактеристики и боевое применениеистребителей МиГ-31 и Су-27
Условия боевых действий и новыевозможности перехватчика МиГ-31
Самолет МиГ-31 (рис. 3.1.1) является специализированным перехватчиком 4-го поколения разработки АНПК "МиГ". Он предназначен для использования в системе ПВО счраны, способен выполнять длительное патрулирование и вести борьбу с аэродинамическими воздушными целями всех типов, в том числе с малоразмерными крылатыми ракетами, вертолетами и высотными скоростными самолетами-разведчиками. Условия боевых действий МиГ-31: любое время суток, сложные метеорологические условия, помеховая обстановка и интенсивное радиоэлектронное противодействие.
Самолет может использоваться в автономных и полуавтономных действиях, а также в составе 1руппы из однотипных самолетов и в качестве командира в смешанной группе при управлении действиями истребителей МиГ-23, МиГ-29, Су-27.
Истребитель МиГ-31 разрабатывался как всевысотный перехватчик, предназначенный для противодействия стратегическим разведчикам SR-71 "Блэкберд", стратегическим бомбардировщикам В-1 "Лансер" и крылатым ра-
Рис. 3.1.1. Перехватчик МиГ-31
кетам большого радиуса действия. Базой для создания самолета послужил хорошо зарекомендовавший себя перехватчик МиГ-25 (проект под названием Е-155МП был начат в 1972 г.). Вместе с тем самолет МиГ-31 имеет целый ряд принципиально новых возможностей и бортовых систем.
Он оснащен импульсно-доплеровской РЛС с фазированной антенной решеткой в составе СУВ "Заслон". МиГ-31 является первым в мире серийным истребителем с ФАР, имеющей электронное сканирование. Максимальная дальность обнаружения цели с эффективной поверхностью рассеяния (ЭПР) оц = 16 м2 составляет 200 км, дальность сопровождения цели типа самолет ДРЛО - 120 км, типа истребитель - 90 км в передней полусфере и, соответственно, 120 и 70 км в задней полусфере. РЛС позволяет одновременно сопровождать до 10 целей и атаковать четыре цели. Зона обзора, одновременного сопровождения и обстрела целей равна + 70° по горизонтали и +70...-60° по вертикали [3.1].
Истребитель МиГ-31 оснащен теплопеленгатором 8ТК на выдвижной установке, позволяющим скрытно осуществлять поиск и применять оружие, а т акже действовать в условиях интенсивных радиоэлектронных помех.
Наибольшая боевая эффективность достигается реализацией групповых действий самолетов МиГ-31, связанных между собой информационным взаимодействием с автоматическим обменом информацией. Цифровая система закрытой связи АПД-518 обеспечивает обмен радиолокационной информацией между самолетами. Такой вариант применения позволяет группе из четырех самолетов МиГ-31 контролировать воздушное пространство протяженностью по фронту 800...900 км. Возможность ведения информационного обмена позволяет применять МиГ-31 для дальнего радиолокационного обнаружения и наведения на цель самолетов типа Су-27, МиГ-29.
Сложное радиотехническое оборудование потребовало ввести в экипаж штурмана-оператора, главными задачами которого являются контроль за воздушным пространством, управление системами СУВ, выбор тактики перехвата одиночных и групповых целей.
Укажем некоторые примеры действий и условий перехвата целей истребителями МиГ-31.
Перехват маловысотной цели типа F-16, летящей на высоте Нц= 0,5... 1,5 км со скоростью V„= 700...800 км/ч (цель может маневрировать по курсу с выходом на "слепые" ракурсы), реализуется с применением ракет Р-33 и Р-60 в одной атаке при выходе в боевое соприкосновение в режиме командного наведения при радиолокационном ведущем канале с измерением дальности от БРЛС.
Перехват с задней полусферы скоростной цели типа F-14, летящей на высоте 16... 18 км со скоростью 2000 км/ч, реализуется с применением ракет Р-40ТД в режиме командного наведения от наземной АСУ при ведущем тепловом канале с определением дальности по целеуказанию АСУ.
Перехват постановщика активных помех типа В-1 А, летящего на высоте Нц = 3 км со скоростью V,, = 600 км/ч, выполняется одиночным самолетом или парой в режиме бортового поиска по разовой информации от наземной АСУ при определении дальности методами триангуляции (при действиях парой), кинематическим методом и по целеуказанию АСУ.
Перехват в передней полусфере группы целей из 10 самолетов В-1А (Н„ = 3,5...4,5 км, V„ = 800 км/ч) осуществляется звеном взаимодействующих 256
перехватчиков (или двумя парами) в режиме бортового поиска по разовой информации о головной цели от АСУ при ведущем радиолокационном канале с измерением дальности БРЛС с применением ракет Р-33.
Перехват маловысотных целей типа F-lll, F-15, ALCM (Нц= 1...2 км, Уц= 750...900 км/ч) выполняется в разрывном поле АСУ при командном наведении и бортовом поиске или по регулярной информации от АСУ в режиме бортового наведения с передней и задней полусфер для ведущего канала РЛС.
При анализе боевых возможностей перехватчика МиГ-31 необходимо подчеркнуть основные его преимущества и новые научно-технические разработки, свойственные всему комплексу и его бортовым системам:
Впервые реализован принцип полуавтономных действий при наличии прерывистой или разовой информации о цели, что позволяет применять комплекс в районах, где отсутствует сплошное радиолокационное поле информации.
Впервые реализован принцип групповых действий, обеспечиваемый автоматическим обменом информацией между перехватчиками с помощью АПД- 518, что позволяет производить построение боевых порядков группы с борта ведущего, распределять цели между перехватчиками группы.
Реализована возможность борьбы с авиацией противника в массированных налетах, в том числе с самолетами, летящими на малых высотах, при атаке в переднюю и заднюю полусферы за счет возможностей БРЛС "Заслон" по одновременному сопровождению 10 целей, пуску ракет по четырем целям в одной атаке и целераспределению между перехватчиками.
Большие зоны обзора БРЛС, дальность обнаружения и захвата целей в ППС обеспечили автономные действия перехватчика при отсутствии радиолокационного поля информации.
Реализованы новые способы борьбы с целями, оказывающими помеховое противодействие, с использованием триангуляционного и кинематического методов восстановления информации по данным наземных АСУ и борта другого самолета.
Установка на самолете двух двигателей Д-30Ф6 позволила обеспечить сверхзвуковой рубеж перехвата по запасу топлива 720 км при полной заправке (без подвесных баков) при атаке высотной цели в ППС с посадкой на аэродроме вылета.
Реализация на борту цифроаналоговой системы автоматического управления САУ-155МП с цифровым вычислителем ЦВТУ обеспечила выполнение логики взаимодействия перехватчика с наземной АСУ при командном наведении и управление самолетом в продольном и боковом каналах в автоматическом и директорном режимах.
Транспортные возможности самолета МиГ-31 были подтверждены проведенным в 1987 году перелетом по маршруту Мурманск - Северный полюс - Анадырь (Чукотка). Весь полет проходил в автоматическом режиме (за исключением дозаправки). Полет сыграл значительную роль в отработке и всего боевого комплекса, и навигации, и системы управления, и системы заправки в воздухе в сложнейших условиях Севера. МиГ-31 оказался первым истребителем, побывавшим над Северным полюсом.
Хотя самолеты МиГ-31 не применялись в реальных боевых действиях против воздушных целей, само появление этих истребителей в частях ПВО
привело к заметному изменению и воздушной обстановки, и тактики поведения иностранной авиации. Так, в начале 80-х годов значительно сократились полеты американских самолетов над нашими кораблями в северной части Атлантики и Баренцева моря после появления там МиГ-31. После того как в 1985 г. на Дальний Восток была направлена эскадрилья самолетов МиГ-31, резко уменьшилась активность американской авиации в регионе [3.1]. Косвенным следствием создания самолета МиГ-31 можно считать приостановку использования американских высотных стратегических разведчиков SR-71, поскольку они могли быть уничтожены авиационным комплексом МиГ-31.
Характеристика способов боевого применения
Боевое применение перехватчика МиГ-31 включает выполнение нескольких этапов полета, в том числе:
выход в боевое соприкосновение с целями;
самонаведение на воздушную цель (цели) с пуском ракет;
выход из атаки.
Отметим некоторые особенности реализации этих этапов.
Выход в боевое соприкосновение с целями выполняется способами командного наведения, бортового наведения и бортового поиска.
Командное наведение применяется во всех случаях, когда пункт наведения располагает регулярной информацией о целях и перехватчике или осуществляет наведение на экстраполированную, а также имитируемую цель.
Бортовое наведение применяется:
при наличии на пункте наведения регулярной координатной информации о цели и отсутствии такой информации о перехватчике, с которым имеет связь;
при сбоях команд наведения и неустойчивом решении задачи наведения, что определяется штурманом пункта наведения в случае отклонения фактических параметров полета перехватчика от заданных и нестабильности расчетного рубежа перехвата по дальности и направлению;
в дополнение к командному наведению при большой загрузке штурмана пункта наведения в процессе отражения массированного налета средств воздушного нападения.
Бортовой поиск применяется при наличии на пункте наведения информации, по которой нельзя реализовать командное и бортовое наведение, - разовой, прерывистой, априорной. Режим бортового поиска формируется также на борту в условиях:
продолжительного отсутствия информации целеуказания при командном или бортовом наведении;
прекращения информации о цели от БРЛС и АПД.
Атака воздушной цели выполняется при автоматизированном расчете траектории самонаведения по методу "кривая атаки", а также при задании штурманом-оператором высоты и ракурса подхода к цели. В процессе сближения с целью перехватчик выходит в условия применения оружия, индицируемые ему в виде максимальной и минимальной дальностей пуска ракет.
Выбором направления атаки в вертикальной и горизонтальной плоскостях достигаются эффективное огневое воздействие по цели и меньшие потери перехватчиков. Наилучшие высоты и ракурсы на дальностях D > DPmax зависят от типа атакуемой цели и вида ее противодействия.
Выход из атаки после окончания радиолокационного подсвета атакуемой цели в зависимости от тактической ситуации реализуется следующими способами окончания атаки и выхода из нее:
разворот на встречный курс относительно полета цели - применяется после атаки цели, замыкающей колонну или расположенной в средней части группы целей, рассредоточенной по фронту;
разворот от группы целей на встречно-пересекающийся курс относительно направления полета цели - применяется после атак фланговых целей рассредоточенной по фронту группы;
отворот и последующий полет от цели с разгоном по скорости - выполняется после встречного ракетного боя, а также атаки с задней полусферы целей, способных оказывать огневое противодействие;
отворот от цели для решения перехватчиком последующих задач (сбор группы, перенацеливание и др.) - применяется после атак целей, не оказывающих огневого противодействия.
Сравнительный анализ маневренных и боевых возможностейистребителей МиГ-31 и F-14A "Томкэт"
По своим функциям, решаемым задачам и многим характеристикам самолеты МиГ-31 и F-14 близки и уникальны. Оба они являются двухместными сверхзвуковыми дальними перехватчиками, осуществляют продолжительное патрулирование, ведут перехват воздушных целей на больших удалениях (рубежах). Самолеты МиГ-31 и F-14 - единственные в мире боевые истребители, оснащенные управляемыми ракетами класса "воздух-воздух" большой дальности (Р-33 и AIM-54). На борту этих самолетов размещена высокоэффективная аппаратура обеспечения боевых действий, в первую очередь системы управления вооружением ("Заслон" и AWG-9). Самолеты МиГ-31 и F-14 выпускались серийно в достаточно большом количестве и состоят на вооружении ряда стран (для 1998 года - см. табл. 3.1.1). По данным ежегодника "The Military Balance" (см. ПВО, 2000, № 2) в 1999-2000 гг. в составе авиации ПВО России насчитывается 280 перехватчиков МиГ-31.
Таблица 3.1.1
Количественный состав перехватчиков МиГ-31 и F-14, состоящих на вооружении
Самолет
Страна
Количество
МиГ-31
Россия
Казахстан
425
32
F-14A "Томкэт"
США Иран
255
25
результатом научно-технического и технологического прогресса 60-70-х горезультатом научно-технического и технологического прогресса 60-70-х гоПредставляя собой в определенной мере альтернативные разработки, решающие близкие задачи, авиационные комплексы МиГ-31 и F-14 являются
результатом научно-технического и технологического прогресса 60-70-х го
результатом научно-технического и технологического прогресса 60-70-х го
МиГ-31МиГ-31дов. Многие из достижений сохранили высокий уровень до настоящего времени. Дадим сравнительную оценку некоторых из возможностей этих комплексов по выполнению ими своих функций и задач воздушной обороны.
МиГ-31
МиГ-31
Маневренные возможности самолетов. Анализ летно-техни- :ческих и маневренных характеристик истребителей-перехватчиков МиГ-31 с четырьмя ракетами Р-33 и F-14A с шестью ракетами AIM-54A "Феникс" показал сле-
дующее’ (табл. 3.1.2).
Таблица 3.1.2
, Сравнительные оценки маневренных возможностей истребителей МнГ-31 и F-14A
Характеристика
М=1,4
М=2,2
Н=5 км
Н^Ю км
Н=17 км
МиГ-31
F-14
МиГ-31
F-14
МиГ-31
F-14
Тяговооруженность Рпф / Gpac4
1,08
1,05
0,67
0,7
0,43
0.41
Перегрузка установившегося виража ПУуст
4,5
1,7
2,9
2,2
1,6
1,27
Максимальная перегрузка ПУгпах
4,5
7.5
4,5
7,5
3,27
3,47
Скорость установившегося разворота, град/с
5,6
2,4
3,7
2,7
U
0,68
Максимальная скорость разворота, град/с
5,6
9,3
5,9
9,9
2,7
2,9
Радиус установившегося разворота, км
4,7
14,9
6,6
9,1
34,4
54,8
Удельная избыточная мощность
У,, м/с
173
34
122
71
86
29
Максимальный угол набора высоты при М = const, град
для у = 0
23
53
17
10,2
7,6
2,6
для у = 45°
21,7
4
15
7,6
3
0
разница в скоростях составляет AV=670 км/ч. На высотах полета от 5 до 13 км истребитель МиГ-31 уступает самолету F-14 в скорости; для получения превосходства по этому параметру ему необходимо иметь превышение в 3...4 км.
Располагаемые перегрузки и максимальные угловые скорости неустано- вившегося разворота у МиГ-31 меньше, чем у самолета Г-14 практически во всем диапазоне высот и скоростей.
Маневренные характеристики установившихся виражей и наборов высоты на полном форсаже на сверхзвуковых режимах у самолета МиГ-31 существенно выше, чем у F -14; на дозвуковых скоростях эти характеристики равны. Скорости установившегося разворота самолета МиГ-31 при М>1...1,2 на Н = 5... 10 км выше, чем у F-14, в 1,5...2 раза. Для получения преимущества над F-14 в горизонтальных и вертикальных маневрах самолет должен предварительно выйти на сверхзвуковые скорости.
В пространственных маневрах, сопровождающихся ростом высоты при выдерживании постоянной скорости, перехватчик МиГ-31 превосходит самолет F-14 по максимально допустимым углам крена, углу наклона траектории, а также по располагаемым величинам установившейся скорости разворота и энергетической скороподъемности.
Анализ энергетических характеристик, затрат времени и пути для достижения конечных условий при наборе высоты и разгоне показывает, что МиГ-31 превосходит F-14, но уступает ему по расходу топлива.
Сравнение самолетов с точки зрения их эффективности как транспортных средств по доставке оружия в район цели путем оценки рубежно-временных характеристик выявило преимущество самолета МиГ-31 перед F-14. Предельный рубеж перехвата при выходе в одинаковые условия у самолета МиГ-31 в 2...2,5 раза больше. Истребитель МиГ-31 достигает заданных рубежей перехвата за более короткое время, чем F-14, причем выигрыш во времени растет с увеличением радиуса R полета. Так, при R = 300, 500, 700 км выигрыш во времени составляет At = 1,1; 3,0; 26,2 мин соответственно.
Системы управления вооружением "Заслон" и AWG-9. Бортовая РЛС "Заслон" несколько уступает станции AWG-9 по энергетическим характеристикам, канальности и массе. Наиболее существенное качественное различие между этими двумя радиолокационными станциями состоит в использовании антенн с разными типами сканирования. Примененная в РЛС AWG-9 антенна с механическим сканированием позволяет либо производить обзор пространства по жесткой программе с сопровождением целей "на проходе", либо осуществлять непрерывное сопровождение одной цели. Фазированная антенная решетка с электронным сканированием в БРЛС "Заслон" обеспечивает возможность практически безынерционного перемещения луча в любую заданную точку.
Различие в типах антенн оказало влияние на общую концепцию построения СУВ AWG-9 и "Заслон". Так, в системе AWG-9 для одновременной атаки нескольких целей применяются ракеты с полуактивно-активной ГСП, поскольку антенна с механическим сканированием не может обеспечить одновременный подсвет нескольких целей с характеристиками, достаточными для наведения ракеты на последнем этапе. Напротив, в системе "Заслон" при
атаке группы целей наведение ракет производится только в полуактивном режиме. Необходимое время подсвета обеспечивается антенной с электрон-
F-14F-14ным сканированием.
F-14
F-14
Хотя БРЛС "Заслон" и уступает AWG-9 в потенциальной дальности обнаружения, наличие электронного сканирования позволяет компенсировать указанный разрыв в дальностях при захвате и сопровождении целей. Фактически слежение за траекторией цели и готовность к применению оружия в обоих системах начинается на одинаковых
дальностях.
В связи с различными типами сканирования в БРЛС "Заслон" и AWG-9 реализованы разные методы обработки информации при обнаружении цели и измерении ее дальности и угловых координат. При этом точности определения дальности и угловых параметров у БРЛС "Заслон" существенно (в несколько раз) выше, чем у AWG-9.
Оптико-электронные системы (тепловые каналы 8ТК и JR), входящие в Р-14состав СУВ самолетов МиГ-31 и F-14, имеют ряд одинаковых режимов работы: автономный, совместной работы с РЛС, обзора пространства (поиска), сопровождения одиночной цели, встроенного контроля. В обеих системах отсутствует сопровождение нескольких целей. Тепловой канал JR системы AWG-9 обеспечивает автоматическое определение числа целей в пределах разрешения РЛС (система 8ТК позволяет это делать только визуально).
Решение боевых задач комплексом А производится БЦВС системы AWG- 9 с помощью специализированных аналоговых вычислителей, центральной БЦВМ CDC-5400B, блока интерфейсов. БЦВС системы "Заслон" включает центральную БЦВМ "Аргон-15" с устройством ввода-вывода и специализированные цифроаналоговые устройства для первичной обработки информации БРЛС и 8ТК. Таким образом, системы имеют черты иерархической структуры и построены по одному принципу.
Сравнение БЦВМ CDC-5400B системы AWG-9 и БЦВМ "Аргон-15" СУВ "Заслон" показывает, что по вычислительным характеристикам, таким, как эффективное быстродействие, разрядность, объем запоминающих устройств, БЦВМ CDC-5400B превосходит БЦВМ "Аргон-15".
В целом бортовые СУВ самолетов МиГ-31 и F-14A имеют близкие характеристики. По элементам и подсистемам наибольшее отставание СУВ самолета МиГ-31 связано, в первую очередь, с массовыми характеристиками, а также с характеристиками центральной БЦВМ и оптической информационной системы. Отставание по потенциальным характеристикам БРЛС во многом компенсируется возможностями ФАР и соответствующей обработкой сигналов в одноцелевом режиме; в многоцелевом режиме БРЛС самолета МиГ-31 имеет лучшие характеристики.
Боевые возможности и эффективность авиационных комплексов МиГ-31 и F-14. Авиационные ракетные комплексы МиГ-31 и F-14 предна- 262
значены для решения широкого круга боевых задач по перехвату и уничтожению воздушных целей противника. Основными задачами являются:
перехват воздушных целей в большом диапазоне высот и скоростей их полета, применяющих маневренное и радиолокационное противодействие;
уничтожение истребителей противника в дальнем ракетном бою.
Одной из основных характеристик АКП является зона возможного перехвата (см. п. 2.1.3), отображающая возможности комплекса по перехвату воздушных целей на средних рубежах с заданной вероятностью. Комплекс МиГ-31 имеет лучшие показатели по скоростям перехватываемых целей, особенно в ЗПС, за счет более высоких скоростей истребителя. В то же время самолет F-14 имеет преимущество по высотам перехватываемых целей за счет лучших перегрузочных характеристик ракеты AIM-54A "Феникс".
Характеристики и данные перехватчиковМнГ31F14A
Двигатель Д30Ф6TF30-P-412A
Тяга форсажная / бесфорсажная , кгс 15500 / 95009480 / 5600
Запас топлива во внутренних баках, кг 155007460
Максимальная взлетная масса, т 41.. .4331.. .33
Тяговооружснность взлетная 0,760,72
Максимальная скорость на высоте / у земли, км/ч3000 / 14502350 / 1450
Минимальная скорость, км/ч 450400
Практический потолок, км 20,618,5
Максимальная перегрузка 57,5
Рубежи перехвата без ПТБ, км: форсажный 720 (М=2,35)250(М=1,5)
бесфорсажный 1250 (М=0,8)800 (М=0,8)
Система управления вооружением РП-31"Заслон" AN/AWG-9
антенна РЛС ФАРЩАР
Углы отклонения РЛС, град: по азимуту +70...-70+65...-65
по углу места +70.. .-60+60.. .-60
число сопровождаемых целей 1024
число одновременно обстреливаемых целей46
зона многоцелевого сопровождения, кв. град18200420
дальности обнаружения (а,=3м2) в ППС / ЗПС, км... 120... 130/45...60130... 140 /60
Индикация СУВ: у летчика ГШИ-70В, ИЛС + 2 индика-
ИТО-Л тора обстановки у штурмана-оператора ИТО,обзорный 2 индикатора
индикаторна ЭЛТ
БЦВМ "Аргон-15 "CDC-5400B
Оптико-электронная система 8ТКJR
Система (блок) управления оружием СУО-31AN/ASN-92
Комплекс обороны: станция предупреждения о РЛ-облучении "Береза МЛ"AN/ALR-45
устройство разбрасывания пассивных помех АПП-50AN/ALE-39
система шумовых помех -AN/ALQ-I26
Радиолиния передачи данных АПД-518, КРУ ASW-27
Вооружение: управляемые ракеты большой дальности 4х Р-336 х А1М-54А
управляемые ракеты средней дальности 2 х Р-40ТД 6xAIM-7F/E
управляемые ракеты малой дальности 4 х Р-60М2 х AIM-9
пушки (тип / калибр / число снарядов) ГШ-23-6/23/260М61А-1/20/675
бомбы -14 х Мк84
По данным ряда источников дальностцобнаружения целей БРЛС AWG-9 - до 240 км.
Анализ возможностей комплексов во встречном ракетном бою показывает, что истребитель F-14 с ракетой "Феникс" при полете на больших высотах или на близкой к самолету МиГ-31 высоте имеет преимущество, что объясняется более высокими характеристиками ракеты. При выводе перехватчика МиГ-31 с достаточными превышениями относительно F-14 и выдерживании необходимой величины пеленга в момент пуска (например, при тактическом отвороте) обеспечиваются равные условия борьбы.
Комплексной характеристикой эффективности можно считать показатель боевого потенциала, под которым понимают соотношение численности группировок, выполняющих заданный объем боевых задач, при потерях не более заданного уровня (или соотношение количества пораженных целей к потерям за время операции между двумя типами самолетов). В соответствии с оценками 2-го ЦНИИ МО соотношение коэффициентов боевого потенциала комплексов МиГ-31 и F -14А составляет 1 к 0,6...0,7.
Назначение, задачи и общие боевые характеристикиистребителя Су-27
Одноместный двухдвигательный самолет Су-27 (рис.3.1.2) относится к истребителям 4-го поколения и, по общему признанию, является одним из лучших боевых самолетов мира конца 80-х годов [3.1]. Он создавался для завоевания и удержания господства в воздухе со способностью вести как дальний ракетный перехват воздушных целей, так и высокоманевренный ближний воздушный бой. Су-27 явился ответом нашей страны на создание в США истребителя завоевания превосходства в воздухе F-15 "Игл" и в дальнейшем значительно превзошел его по боевым характеристикам и возможностям.
Самолет Су-27 отличается рядом совершенных характеристик и новым бортовым оборудованием, из которых можно отметить:
принципиально новую аэродинамическую компоновку, обеспечившую сверхвысокие маневренные характеристики самолета;
высокую тяговооруженность, создаваемую двухконтурными турбореак тивными двигателями;
большой запас топлива, позволяющий с учетом экономичности силовой установки обеспечить высокие рубежные показатели комплекса;
широкий диапазон эксплуатационных высот и скоростей полета, который дает возможность перехватывать сверхзвуковые высоколетящие цели в передней и задней полусферах;
современное управляемое ракетное вооружение, обеспечивающее высокую эффективность ведения перехвата и воздушных боев;
совершенный комплекс бортового радиоэлектронного оборудования, в первую очередь систему управления вооружением, обеспечивающую выполнение истребителем всех видов боевых действий, в том числе групповых, и применение оружия.
В целом ряде источников приводятся летные данные и некоторые характеристики истребителя Су-27 [2.13-2.19, 3.1]. Фрагменты истории его разработки и испытаний даются в подразд. 2.4 настоящей книги. Остановимся на выполняемых функциях, условиях боевых действий и общих боевых характеристиках этого самолета.
Основным назначением истребителя Су-27 является завоевание господства в воздухе при решении задач фронтовой авиации и истребительной авиации ПВО. Самолет Су-27 предназначен для ведения активных воздушных бо
ев, перехвата и уничтожения пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов противника. Летные данные, оборудование и вооружение обеспечивают полуавтономные и автономные групповые действия истребителей Су-27 как над своей территорией, так и над территорией противника за линией фронта в сложной помеховой обстановке.
В качестве вспомогательной задачи Су-27 может наносить удары по наземным целям в тактической и оперативной глубине обороны противника в условиях оптической видимости.
Обеспечивается выполнение
Рис. 3.1.2. Истребитель-перехватчик Су-27Рис. 3.1.2. Истребитель-перехватчик Су-27всеракурсных атак воздушных целей на всех высотах боевого применения ис- гребителя, в том числе на фоне земли, водной поверхности и облачности, днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, при наличии организованных помех бортовым радиоэлектронным средствам и вооружению, а также
Рис. 3.1.2. Истребитель-перехватчик Су-27
Рис. 3.1.2. Истребитель-перехватчик Су-27
наземным системам наведения.
На формирование облика истребителя и концепции его применения оказали влияние особенности ожидаемых действий противника, среди которых:
массированные удары тактической авиации по войскам и объектам фронта и стратегической авиации по объектам территории страны; такие удары характеризуются высокой плотностью налета в полосе прорыва нашей системы ПВО;
групповые действия самолетов тактической, авианосной и стратегической авиации в боевых порядках групп различного состава (от подразделений самолетов до эскадрильи), прикрываемых истребителями и помехами;
групповые воздушные бои истребителей, действующих в различных боевых порядках; над своей территорией истребители противника поддерживаются наземными АСУ, самолетами ДРЛО и помехами;
действия истребителей из состояния высокой боевой готовности, в том числе из положения дежурства в воздухе, что обеспечивает непрерывность воздействия с наращиванием сил по боевым порядкам нашей авиации, решающей задачи над территорией противника;
применение авиации на таких режимах полета (по высоте и скорости), которые максимально способствуют преодолению наземных средств нашей ПВО (большие и малые высоты) и обеспечивают решение задач самолетами групп различного тактического назначения.
Характер ожидаемых боевых действий авиации противника потребовал от нашей истребительной авиации нанесения массированных ударов, а от
авиационных частей и соединений, вооруженных самолетами Су-27, - выполнения полуавтономных и автономных боевых действий наступательного свойства, обеспечивающих создание превосходства или равенства в силах на решающих направлениях и рубежах воздействия истребителей противника.
Широкий диапазон высотно-скоростных параметров (практический потолок 18,5 км, максимальная скорость полета 1400 км/ч у земли и 2500 км/ч на высоте) необходим самолету Су-27 для выполнения операций:
перехвата (уничтожения) ударных самолетов тактической, авианосной и стратегической авиации противника;
успешного преодоления наземных средств ПВО противника;
сопровождения своих ударных, разведывательных и других самолетов на их скоростях и высотах.
Высокая маневренность (перегрузка до 9, скороподъемность 250...280 м/с, тяговооруженность 1,1... 1,2, время разгона от V = 600 км/ч до V = 1100 км/ч на Н = 1 км - 13...14 с, скорость разворота - до 21...22 град/с и др.) нужна самолету Су-27 для получения превосходства в ближних воздушных боях с истребителями F-14, F-15, F-16, а также для своевременного выхода на исходный рубеж для атаки при перехвате воздушных целей типа SR-71, F-14, F-l 11, В-1.
Большая практическая дальность полета (до 3900 км при полной заправке топливом), а также большие радиусы боевых действий (крейсерский рубеж - до 1400 км) необходимы самолету Су-27 для решения боевых задач ПВО как в условиях фронта, так и при действиях истребителей в периферийных и внутренних районах страны.
Имеющееся на истребителе Су-27 вооружение обеспечивает поражение воздушных целей в дальнем и ближнем маневренном воздушных боях при автономных и полуавтономных групповых действиях. Это достигается применением:
всеракурсной ракеты средней дальности Р-27Э с повышенной энерговооруженностью (94 с), превосходящей по своим характеристикам РСД А1М-7 "Спэрроу" во всем диапазоне условий ее применения; ракета Р- 27Э позволяет в равных тактических условиях наносить упреждающий удар или добиваться равного исхода с воздушным противником в дальнем ракетном бою;
всеракурсной высокоманевренной ракеты ближнего воздушного боя Р-73, превосходящей ракету AIM-9L "Сайдуиндер", и автоматической одноствольной пушки ГШ-301 (калибра 30 мм с боезапасом 150 патронов, скорострельностью 1500 выстр/мин), которые в сочетании с высокими маневренными характеристиками истребителя и при наличии на борту радиолокационной обзорно-прицельной системы и оптико-электронной прицельной системы позволяют с высокой эффективностью поражать истребители F-15, F-14 и F-16 в ближнем воздушном бою.
Истребитель Су-27 имеет бортовое радиоэлектронное оборудование, позволяющее во всех условиях боевого применения вести групповые действия как автономно, так и при взаимодействии с наземными АСУ типа "Рубеж-М", "Воздух- 1М", "Луч-2", авиационным комплексом РЛДН "Шмель" и комплексом МиГ-31. Для этого на самолете устанавливается система управления воо-
ружением СУВ С-27, функционально связанная со специальным оборудованием, включающим пилотажно-навигационный комплекс ПНК-27, типовой комплекс связи ТКС-2, комплекс радиоэлектронного противодействия КРЭП.
Высокие боевые характеристики СУВ и всего авиационного комплекса Су-27 обеспечиваются, в частности, такими параметрами и возможностями бортовых информационных систем:
бортовая радиолокационная станция БРЛС способна гарантированно обнаруживать воздушные цели типа истребитель на дальностях 80... 100 км в ППС и 30...40 км в ЗПС;
БРЛС сопровождает "на проходе" до 10 целей и обеспечивает одновременный пуск ракет по двум целям;
оптико-электронная прицельная система ОЭПС обнаруживает воздушные цели на дальностях 50 км в ЗПС и 15 км в ППС.
Реализация всех видов боевых действий истребителем Су-27 стала возможной благодаря:
всеракурсному обнаружению воздушных целей бортовыми информационными системами и обстрелу их управляемыми ракетами;
высокой помехозащищенности БРЛС и ОЭПС;
взаимодействию информационных систем;
сохранению обзора пространства во всех режимах работы БРЛС, в том числе при применении ракет с тепловыми ГСП и в условиях радиопротиводействия;
автоматической обработке тактической, навигационной, пилотажной информации и выдаче ее для отображения в систему индикации;
автоматизированному обмену информацией между ведущим и ведомым в боевых порядках группы;
возможности нанесения одновременных и последовательных залповых ударов каждым видом ракетного вооружения;
автоматизации управления истребителем на этапах дальнего наведения (в режимах командного наведения, бортового наведения и бортового поиска) и при самонаведении на воздушную цель.
Идеология боевого применения современныхистребителей ПВО*
Боевые задачи воздушной обороны
В 80-е годы на вооружение авиации ПВО поступают истребители 4-го поколения МиГ-31 и Су-27, способные решать боевые задачи в широком диапазоне боевого применения. Совершенствуется система управления истребительной авиацией. На вооружение поступают автоматизированные системы управления истребительными авиационными комплексами "Луч-2", "Рубеж", "Рубеж-М". Более совершенными становятся средства воздушной радиосвязи.
П. 3.1.3 написан Гиндранковым В.В.. Слюняевым В.В., Герасимовым Г.П.
Наряду с развитием наземных систем управления мощный импульс получает направление, связанное с развертыванием комплексов воздушного базирования на базе АК РЛДН А-50. Развитие систем управления, с одной стороны, и авиационной техники, с другой, позволило реализовать концепцию уничтожения самолетов стратегической авиации - носителей крылатых ракет при их действиях на северном стратегическом воздушном направлении до рубежей их пуска. Особую роль при реализации этой концепции сыграло принятие на вооружение авиационной системы дальнего перехвата.
Находящиеся в строю истребители МиГ-31 и Су-27 располагают новыми по сравнению с предшествующими истребителями (МиГ-23, МиГ-25, Су-15) боевыми и информационными возможностями. Они имеют:
большие поисковые возможности бортовых радиолокационных прицелов (радиолокационных станций) по фронту и диапазону высот, по дальности и количеству обнаруживаемых и сопровождаемых целей;
возможность работы со всеми существующими пунктами управления (наведения), а также с перспективной межвидовой авиационной инфор- мационно-управляющей системой;
возможность передачи в НАСУ и АК РЛДН координат сопровождаемых целей.
Значительно увеличились дальности действия истребителей, появилась возможность дозаправки истребителей в воздухе. Эти новые качества позволили принять за основу боевого применения авиационных комплексов групповые автономные и полуавтономные действия. Такие действия позволяют при ограниченной информации о противнике от внешних источников реализовать различные тактические приемы ведения борьбы со средствами воздушного нападения путем рационального использования информационных и огневых возможностей бортовых систем истребителей, наземных РЛС, АК РЛДН, средств локации космического базирования, загоризонтных РЛС и рационально распределить функцию управления боевыми действиями истребителей между НАСУ различного уровня, воздушными пунктами управления и бортовыми средствами управления самих истребителей.
Основными боевыми задачами при ведении боевых действий истребительными авиационными комплексами ПВО являются:
противовоздушная оборона объектов (районов);
воспрещение прорыва воздушного противника в глубь территории страны;
прикрытие группировок войск, сил флота и аэродромов;
прикрытие подразделений, частей других родов авиации в воздухе от атак истребителей противника.
Кроме того, они могут привлекаться к выполнению задач по уничтожению воздушных десантов, а также к ведению воздушной разведки.
Все эти задачи решаются в условиях радиоэлектронного и огневого противодействия со стороны противника, использования им всех мер преодоления ПВО (полет на предельно малых и предельно больших высотах, маневрирование, действия крупными группами под прикрытием истребителей и ложных целей, использование самолетных средств дальнего обнаружения, радиоразведки, управления).
Отсюда вытекают функциональные требования, стоящие перед истребительными комплексами ПВО:
уничтожение носителей стратегических и тактических крылатых ракет;
уничтожение ударных самолетов тактической и авианосной (палубной) авиации;
уничтожение самолетов управления, разведки, радиоэлектронного подавления;
уничтожение стратегических (тактических) крылатых ракет воздушного, морского, наземного базирования на всей глубине их проникновения.
Решение боевых задач истребителями при действии как над своей территорией, так и в районе линии фронта или за линией фронта (ударные задачи по наиболее важным воздушным объектам) связано с преодолением мер противодействия противника. При отражении воздушных ударов истребители МиГ-31 и Су-27 решают задачи по налету, заранее организованному в боевые порядки групп различного тактического назначения (ударные группы самолетов, группы подавления средств ПВО, группы истребителей сопровождения, самолеты радиоэлектронной борьбы и др.). При частичном или полном подавлении наших наземных (воздушных) информационных средств и систем управления истребители действуют при низком качестве информации о воздушном противнике или отсутствии таковой. Кроме того, это может иметь место при использовании противником малых высот полета, средств радиоэлектронного противодействия, малозаметных летательных аппаратов и других способов прорыва.
Для уменьшения эффективности ударов воздушного противника по военно-промышленным объектам истребители, совместно с истребителями- бомбардировщиками и штурмовиками, будут также решать боевые задачи по уничтожению самолетов радиолокационного дозора и наведения, разведывательно-ударных комплексов, специальных помехопостановщиков, действующих или в составе воздушного налета, или в районе линии боевого соприкосновения, или за линией фронта в глубине своей территории.
Групповые действия истребителей ПВО
Для эффективного решения боевых задач системе мер противодействия воздушного противника противопоставлена система скоординированных по времени и пространству способов действий истребителей ПВО МиГ-31 и Су-27. Это достигается организацией групповых действий самолетов в наземных (воздушных) системах управления, в том числе полуавтономных и автономных боевых действий. Под групповыми действиями понимаются скоординированные действия пары и более истребителей (групп истребителей) против одной или нескольких целей (групп целей). Групповые действия характеризуются:
общими замыслом и боевыми порядками для группы истребителей (групп истребителей);
организацией траекторного, информационного, огневого и помехового взаимодействий между истребителями группы (группами истребителей);
управлением действиями истребителей группы (групп истребителей) с наземных (воздушных) пунктов управления и с борта ведущего (командира групп).
В случае отсутствия сплошного радиолокационного поля, когда управление и внешнее наведение истребителей затруднены, организуются полуавто- номные боевые действия, заключающиеся в том, что истребители (группы) выводятся в район поиска, используют информацию о координатах воздуш
В полете - группа истребителей Су-27В полете - группа истребителей Су-27ного противника с пунктов управления и с помощью бортовых средств обнаруживают и уничтожают его. Автономные боевые действия (самостоятельный поиск и уничтожение воздушного противника) заключаются в том, что истребители (группы) выводятся в район вероятного нахождения противника и самостоятельно с помощью
В полете - группа истребителей Су-27
В полете - группа истребителей Су-27
бортовых средств обнаруживают и уничтожают воздушные цели.
Боевые порядки при групповых действиях определяются решаемыми боевыми задачами и могут включать "фронт", "колонну", "пеленг", "клин" истребителей, пар, звеньев, эскадрилий. В боевых порядках могут быть группы
различного тактического назначения:
основная (поисково-ударная, ударная) - для непосредственного решения боевой задачи;
группы обеспечения (наращивания усилий, радиоэлектронной борьбы, демонстрационных действий и др.) - для создания благоприятных условий действий основной группы;
резервная - для решения внезапно возникающих боевых задач.
Между истребителями группы (группами истребителей) организуются следующие виды взаимодействия:
траекторное- согласование между истребителями (группами) их пространственно-временного положения и траекторий полета;
информационное - обмен информацией между истребителями группы (групп) об обнаруженных целях, об их взаимном положении, а также передача команд управления с борта ведущего - ведомым, с борта командира группы или командира объединенной группы - ведомым; информационное взаимодействие может включать передачу команд управления с наземных пунктов командирам групп и передачу информации об обнаруженных целях с борта командира группы в наземные (воздушные) пункты управления;х
огневое - согласование между истребителями (группами) способов выполнения атаки, способов ведения огня, последовательности и момента пуска ракет и т.д.;
помеховое (радиоэлектронное) - согласование между истребителями (группами) способов обеспечения взаимно-групповой и групповой обороны средствами радиоэлектронного противодействия и вопросов электромагнитной совместимости.
Групповые действия организуются между истребителями как однотипными, так и разнотипными (например, МиГ-31 и Су-27), а также в объединенных группах различного тактического назначения (истребители ПВО, истребители-бомбардировщики, штурмовики).
В настоящее время авиация ПВО представлена двумя типами авиационных комплексов: общего назначения (Су-27) и дальнего действия (МиГ-31). Данное обстоятельство явилось исходной предпосылкой для совместного использования авиационных сил смешанного состава. Совместное применение разнотипных истребителей позволяет существенно расширить боевые возможности смешанных групп в сравнении с однотипными и повысить их помехоустойчивость в условиях радиолокационного противодействия (рис. 3.1.3).
Рис.3.1.3. Боевые действия смешанной группы истребительных авиационных комплексов ПВО
В зависимости от выполняемой задачи боевые действия истребительные авиационные комплексы ПВО могут вести группами в составе от 2 до 24 самолетов. Между истребителями группы (между командирами групп в объединенной группе) обеспечивается информационное, огневое и помеховое взаимодействие. Управление группами осуществляется через командира группы (командира объединенной группы) (рис. 3.1.4).
Рис. 3.1.4. Виды взаимодействия истребительных авиационных комплексов ПВОРис. 3.1.4. Виды взаимодействия истребительных авиационных комплексов ПВО
Рис. 3.1.4. Виды взаимодействия истребительных авиационных комплексов ПВО
Рис. 3.1.4. Виды взаимодействия истребительных авиационных комплексов ПВО
При групповых действиях в зависимости от состояния внешнего информационного ноля (регулярная, нерегулярная или разовая радиолокационная информация о воздушном противнике) могут быть реализованы различные способы управления истребителями (группами):
централизованное с пунктов управления в режиме командного наведения;
бортовое управление в режиме бортового наведения;
бортовое управление в режиме бортового поиска.
Уровни управления, средства управления и объекты управления приведены в табл. 3.1.3.
Категории управления в групповых действиях
Таблица 3.1.3
Уровень управления
Командир полка
Командир объединенной группы
Ведущий
Командир экипажа
Средства управления
АСУ пап
СУВ КОГ или АК РЛДН
СУВ ведущего
СУВ истребителя
Объекты управления
Объединенные группы
Группы истребителей
Ведомые истребители
Истребитель
Командир группы (КОГ или КГ) осуществляет централизованное управление своими подчиненными путем выдачи на их борта управляющей инфор- 272
мации высокого уровня обобщения. Командир объединенной группы, командиры групп и ведомые формируют собственные траектории и команды управления, подаваемые в САУ и на индикацию летчика для Су-27 или штурмана-оператора для МиГ-31.
Степень (полнота) реализации групповых действий применительно к конкретному истребителю определяется информационными возможностями его бортовых активных и пассивных средств обнаружения и разведки целей, возможностями вычислительного комплекса и программного обеспечения, характеристиками комплекса средств связи, радиоэлектронного противодействия и вооружения.
Процесс ведения групповых действий современными истребителями ПВО разделяется на этапы решения боевых задач (см. табл. 3.1.4), каждому из которых соответствуют и способы действий.
Таблица 3.1.4
Этапы и способы групповых действий
Этапы боевых действий
Основные способы боевых действий истребителей
Степень готовности к боевым действиям
Дежурство на аэродроме в боевой готовности. Дежурство в воздухе в заданном районе
Принятие решения на боевые действия
Групповые действия при централизованном управлении.
Групповые полуавтономные действия.
Групповые автономные действия
Выход в боевое соприкосновение с противником
Командное наведение.
Бортовое наведение.
Бортовой поиск
Атака воздушных целей с пуском ракет (воздушный бой)
По целеуказанию ведущего группы.
По рекомендации алгоритма целераспределения.
Одновременная или последовательная атака одиночной или групповой цели с одного или разных направлений, обстрел целей одиночно или серией ракет.
Повторная атака
Выход из атаки (воздушного боя)
По командам КП (ПН).
По указанию ведущего. Самостоятельно
Возвращение на аэродром и восстановление боеготовности
По командам КП (ПН). По указанию ведущего. Самостоятельно
Наиболее сложными этапами, от которых зависит эффективность истребителей при групповых действиях, являются этапы от выхода в боевое соприкосновение до выхода из боя. Главные факторы, определяющие реализацию потенциальных возможностей истребителей на этих этапах:
возможность выдерживания ведомыми заданного положения в боевом порядке, контроль относительного положения и перемещения самолетов в группе (или групп) и режимов их полета;
возможность качественного решения задач отождествления целей, селекции, выбора целей для атаки, целераспределения, выбора способа атаки;
возможность оперативного решения указанных задач, определяемая высокой степенью автоматизации;
обеспечение электромагнитной совместимости радиоэлектронных средств на бортах взаимодействующих истребителей;
качество функционирования бортовых радиоэлектронных средств в условиях организованных помех.
В зависимости от состояния информационной системы и системы управления может быть реализован один из следующих способов выхода в боевое соприкосновение истребителей с воздушным противником при групповых действиях:
выход группы перехватчиков в боевое соприкосновение по информации и при управлении с наземных командных пунктов или с борта АК РЛДН, выведенных предварительно в зоны дежурства на угрожаемых направлениях по внешней информации от всех видов разведки;
выход группы перехватчиков по информации поисково-ударной группы, выведенной предварительно в зоны дежурства по внешней информации;
выход группы перехватчиков методом бортового наведения или бортового поиска в зонах вероятного пролета воздушного противника по информации от различных средств разведки.
При действии ударных групп истребителей по информации с наземных систем управления или с борта АК РЛДН реализуется способ командного наведения групп путем передачи на борт ведущих групп команд наведения (в этом случае ведомые выдерживают заданный боевой порядок).
При неустойчивой работе каналов наземных (воздушных) систем управления выполняется бортовое наведение ударных групп путем передачи на борт ведущего координатной информации параметров полета целей. В случае нерегулярной или разовой информации о воздушном противнике ударные группы реализуют способ бортового поиска.
Этап выхода в боевое соприкосновение заканчивается обнаружением и захватом бортовыми радиоэлектронными средствами истребителей самолетов противника. Об обнаруженных целях экипажи истребителей докладывают и передают информацию по телекодовым каналам связи: ведомый - ведущий - командир объединенной группы - наземный пункт управления.
На этапе выхода в боевое соприкосновение наземный (воздушный) КП формирует состав группы и режим ее полета, а ведущий группы с помощью бортового радиоэлектронного комплекса, вычислительного комплекса и индикационного обеспечения выполняет следующие функции:
управляет сбором группы (совместно с КП);
реализует заданный способ выхода в боевое соприкосновение (КН, БН, БП), боевой порядок группы и параметры полета;х
обнаруживает цели и организует информационный обмен в группе;
передает на наземные пункты управления информацию о внешней обстановке.
На этапе принятия решения на ведение боя и в процессе боя ведущий оценивает воздушную обстановку, выбирает рациональный способ ведения боя, выбирает цели для атаки, производит целераспределение, уточняет способы взаимодействия, определяет способ ведения огня, координирует действия истребителей на основе принятого решения, информирует ведомых об угрозах, уточняет боевые порядки, выполняет атаку выбранной цели, реализует конкретные приемы боя.
Примеры организации групповых действий показаны на рис. 3.1.5-3.1.8.
Рис. 3.1.5. Самостоятельный поиск целей парой истребителей в заданном районеРис. 3.1.5. Самостоятельный поиск целей парой истребителей в заданном районеОбласть возможного нахождения целейОбласть возможного нахождения целейРис.3.1.6. Поиск целей парой истребителей по разовой информацииРис.3.1.6. Поиск целей парой истребителей по разовой информацииОбласть возможного нахождения целей
Рис. 3.1.5. Самостоятельный поиск целей парой истребителей в заданном районе
Рис. 3.1.5. Самостоятельный поиск целей парой истребителей в заданном районе
Область возможного нахождения целей
Область возможного нахождения целей
Рис.3.1.6. Поиск целей парой истребителей по разовой информации
Рис.3.1.6. Поиск целей парой истребителей по разовой информации
Для реализации групповых действий истребителей используется соответствующее аппаратурное, алгоритмическое и индикационное обеспечение. Аппаратурное обеспечение представлено в виде средств определения взаимных координат истребителей и комплекса связи и передачи данных для информационного обмена между истребителями (группами) в целях организации всех видов взаимодействий.
Рис 3.1.7. Поиск целей парой истребителей в полосе ответственности
Вероятное направление полета целейВероятное направление полета целейРис. 3.1.8. Действия объединенной группы истребителейРис. 3.1.8. Действия объединенной группы истребителей
Вероятное направление полета целей
Вероятное направление полета целей
Рис. 3.1.8. Действия объединенной группы истребителей
Рис. 3.1.8. Действия объединенной группы истребителей
Боевые алгоритмы СУВ обеспечивают функционирование бортовых информационных средств, формирование заданных параметров наведения в соответствии со способом выхода в боевое соприкосновение, поиск целей группой, обобщение информации о целях, целераспределение, организацию обмена информацией между командиром объединенной группы (командиром группы) и ведомым, организацию комплексного радиоэлектронного и огйево- го противодействия и взаимодействия.
Телекодовые системы связина борту самолетов МиГ-31 и Су-27*
На борту перехватчика МиГ-31 установлена усовершенствованная аппаратура радиовизирования и управления "Радуга-Борт-МБ" (КРУ) и телекодо- вая система обмена данными в группе АПД-518.
Бортовая аппаратура КРУ предназначена для решения следующих задач:
приема и декодирования сигналов запроса наземных станций САЗО;
приема информации о целях и перехватчике, команд наведения и управления перехватчиком, передаваемых наземными автоматизированными системами управления;
декодирования и преобразования принятой информации для выдачи в бортовые системы обработки и отображения.
Из аппаратуры "Радуга-Борт" информация, полученная от наземной АСУ, поступает для отработки в САУ-155МП, в БЦВС "А-15" системы "Заслон" и для отображения на табло сигнализации прицельно-пилотажного индикатора ППИ-70В.
Внешними источниками информации для аппаратуры КРУ являются автоматизированные системы типа "Рубеж-М", "Луч-2" и "Воздух-1М", оборудованные радиолиниями "Лазурь-М" и "Радуга-СПК".
Информация по радиолиниям "Радуга-СПК" и "Лазурь-М" поступает в аппаратуру КРУ в виде наборов команд, содержащих данные наведения, целеуказания, разовые команды, координатную поддержку по целям для полуавтоном- ных действий. Темп передачи наборов команд по радиолинии "Лазурь-М" составляет 1,5...4,5 с, по радиолинии "Радуга-СПК" -5 с. Информация в систему "Заслон" из аппаратуры КРУ поступает в виде цифрового последовательного кода, аналоговых сигналов и разовых команд.
Конструктивно бортовая аппаратура КРУ состоит из следующих блоков:
приемника сигналов системы передачи команд;
дешифратора сигналов радиоуправления, передаваемых наземными станциями;
блока связи;
щита управления пилота.
Бортовая аппаратура передачи данных (АПД) предназначена для обмена информацией между взаимодействующими перехватчиками. Передача информации через АПД-518 выполняется в следующих направлениях:
от ведущего группы - ведомым перехватчикам;
от ведомых перехватчиков - ведущему;
от ведущего одной группы - ведущему другой группы;
от ведущего перехватчика в наземную АСУ.
Передача сигналов осуществляется по радиоканалам аппаратуры "Ради- кал-ПД". Источником и потребителем информации, передаваемой по линии АПД, является БЦВС системы "Заслон".
П. 3.1.4 написан В. С. Зиничем.
В состав АПД-518 входят:
блок ввода и кодирования информации;
блок декодирования и вывода информации;
блок управления;
аппаратура "Радикал-ПД".
Собственных органов управления (щитков, пультов и т. д.) АПД-518 не имеет, она получает сигналы управления режимами работы от переключателей, расположенных на пульте системы "Заслон" и пульте аппаратуры определения взаимных координат “Радикал-ОВК”.
Блок управления вырабатывает сигналы управления вводом-выводом информации, процессом ее передачи и приема по радиоканалу, а также процессом самоконтроля и автоматизированного контроля АПД-518. Обмен информацией между взаимодействующими перехватчиками выполняется в соответствии с циклограммами. При этом реализованы два режима работы:
совмещенный (АПД + ОВК), при котором АПД-518 и "Радикал-ОВК" работают по совмещенной циклограмме обмена информацией;
автономный (АПД), при котором аппаратура АПД-518 работает по автономной циклограмме.
В совмещенном режиме определенный в такте ОВК пеленг ведомого (ведущего) используется в БЦВС системы "Заслон" для определения стороны абонента в такте передачи данных передающей антенны аппаратуры "Радикал-ПД" - левой или правой.
Автономный режим предназначен для обеспечения выполнения задания в случае отказа аппаратуры "Радикал-ОВК", при этом решаются те же задачи, что и в совмещенном режиме, но меняется характер циклограммы.
В совмещенном режиме перед тактом передачи информации на i-й перехватчик определяется "сторона" данного перехватчика, по которой передающие антенны имели определенную направленность; в автономном режиме работы возникает необходимость передачи одних и тех же данных за два полутакта в правую и левую антенны. В совмещенном и автономном режимах работы обмен информацией между перехватчиками осуществляется по одной из циклограмм взаимодействия:
"группа", по которой выполняется обмен информацией между ведущим и ведомым в группе из трех-четырех перехватчиков;
"парный обмен", по которой производится обмен информацией между ведущим и ведомым в паре;
"обмен ведущих", по которой осуществляется обмен информацией между ведущими различных звеньев;
"один", по которой возможна периодическая передача информации в НАСУ одиночным перехватчиком.
Обмен информацией и межсамолетная навигация осуществляются на частотном канале, отведенном для данной группы. Общая программа обмена информацией внутри группы регулируется синхронизатором блока управления ведущего группы, работающего в непрерывном режиме. Для синхронизации
циклограммы ведомых служит информация, принятая от ведущего. Передача информации от ведомого ведущему производится сразу по окончании приема ведомым от ведущего пакета, содержащего координаты движения перехватчиков и целей.
Во всех режимах работы АПД-518 циклограммы составлены из одних и тех же элементов - тактов определения взаимных координат ОВК и тактов передачи данных, чередующихся в определенной последовательности.
Совокупность тактов, обеспечивающих однократное последовательное выполнение всех необходимых операций для данной циклограммы, составляет цикл работы ОВК и передачи данных. В циклограмме "группа" цикл обмена состоит из трех тактов определения взаимных координат и передачи данных и одного такта передачи данных в наземную систему. По циклограмме "группа" ведущий после обмена с двумя ведомыми может осуществить передачу информации в ПАСУ. По циклограмме "парный обмен" ведущий может передавать информацию в ПАСУ в каждом третьем такте определения взаимных координат - передачи данных.
При обмене ведущих связь в группе с ведомыми и возможность связи с НАСУ прерывается. В режиме "один" возможна передача пакета данных в НАСУ. Операции ОВК и передачи данных на ведущем выполняются в следующей последовательности:
такт ОВК (определение пеленга фс и дальности рс ведомого относительно ведущего);
такт передачи информации ведомому;
такт приема информации от ведомого.
Значение пеленга используется в БЦВС системы "Заслон" для определения стороны передачи информации ведомому в такте передачи данных. На ведомом операции определения взаимных координат и передачи данных производятся в обратной последовательности.
Основными факторами, ограничивающими длительность обмена информацией в автономном режиме, являются допустимая нагрузочная способность передатчика "Радикал-ПД" и необходимость двукратной передачи каждого пакета одному и тому же абоненту (в сторону правого и левого бортов).
В циклограммах "группа", "парный обмен", "обмен ведущих" цикл обмена ведущего состоит из двух тактов передачи данных ведомому, двух тактов возможной передачи в НАСУ и передаваемых в правую и левую антенны.
На самолете Су-27 установлены два типа телекодовой аппаратуры: для связи с НАСУ (КРУ) и для межбортового обмена тактической информацией в группе и в объединенной группе (ТКС-2).
Аппаратура связи с НАСУ содержит каналы "Лазурь", "Бирюза" и "Радуга", соответственно обеспечивающие передачу тех наборов команд, которые свойственны данным каналам. Задачи и устройство аппаратуры связи с НАСУ аналогичны задачам и устройству аппаратуры “Радуга-Борт”, установленной на самолете МиГ-31.
Телекодовая аппаратура передачи данных ТКС-2 обеспечивает двухуровневый обмен тактической информацией в объединенной группе. На верхнем уровне осуществляется обмен между командиром объединенной группы и командирами групп. Всего в объединенной группе может быть до четырех
групп, каждая из которых может состоять из четырех самолетов. При работе КОГа с командирами групп используется временное разделение. При этом аппаратура ТКС-2 работает на частоте межгруппового обмена. Командиры групп обмениваются со своими ведомыми на своей частоте. КОГ имеет трех ведомых и является командиром собственной группы. Осуществляется двухсторонний обмен формулярами данных по специальной циклограмме.
Цифровая информация, циркулирующая по телекодовой линии, формируется в кодограммы. В состав кодограммы входят: синхропосылка аппаратуры ЗАС “Лань”, служебно-адресная часть, имитостойкая вставка, служебная открытая информация и формуляр передаваемых данных. Формуляр данных включает произвольный набор из унифицированных символов. В перечень унифицированных массивов данных входят: массив управления обменом, массив воздушного объекта, массив наземного объекта, массив приращения географических координат, массив данных самолета, массив радиоданных, массив донесений и распоряжений, массив контрольного времени.
Каждый массив данных идентифицируется своим типом. Информация для каждого абонента сети размещается в формуляре начиная с массива управления обменом, содержащего адрес абонента. При выдаче данных в систему управления вооружением С-27 ТКС упаковывает слово, принятое по радиолинии, в слова последовательного кода СУВ.
Автоматический обмен информацией осуществляется путем временного разделения абонентов внутри одной группы или ведущих групп по принципу "запрос-ответ" (обмен производится только по запросу инициатора обмена) и частотного разделения абонентов каждой группы. Управляющее слово включает: количество самолетов в группе; количество передаваемых целей; номер самолета для индикации; признак смены условной точки; квитанцию получения условной точки; количество самолетов в группе, занятых атакой.
Ракетное вооружение самолетов МиГ-31, Су-27и его применение
Ракеты класса "воздух-воздух" - основное оружие истребителей МиГ-31 и Су-27 при решении ими задач противовоздушной обороны.
Перехватчик МиГ-31 (рис.3.2.1) имеет на вооружении:
четыре ракеты большой дальности Р-33;
четыре ракеты малой дальности Р-60;
шесть ракет ближнего маневренного боя Р-73.
В качестве дополнительного вооружения могут подвешиваться две ракеты средней дальности Р-40Т.
Рис.3.2.1. Перехватчик МиГ-31 и его ракетное вооружение
На модернизированном истребителе МиГ-31М предполагается применять шесть ракет большой дальности Р-37.
Истребитель Су-27 в режимах перехвата и атаки воздушных целей использует четыре всеракурсные ракеты средней дальности Р-27 с радиолокационной ГСН (Р-27Р) и тепловой ГСН (Р-27Т), а также шесть ракет ближнего маневренного воздушного боя Р-73. В состав вооружения включены и ракеты
\
Рис.3.2.2. Ракетное вооружение истребителя Су-27
увеличенной дальности - "энергетические" Р-27ЭР и Р-27ЭТ, что значительно повышает возможности самолета при ведении дальнего ракетного воздушного боя (рис. 3.2.2).
Ракетное вооружение класса "воздух-воздух" модернизированного самолета Су-35 составляют: шесть ракет Р-27Р (Р-27ЭР) или Р-27Т (Р-27ЭТ), шесть ракет Р-73, 12 ракет РВВ-АЕ.
Рис. 3.2.3. Ракеты класса "воздух - воздух" истребителей МиГ-31 и Су-27
Тактико-технические характеристики ракет малой дальностиТактико-технические характеристики ракет малой дальностиОбщий вид, конструкция и габариты ракет класса "воздух-воздух" истребителей МиГ-31 и Су-27 представлены на рис. 3.2.3, а основные сведения о них и их тактико-технические характеристики - в табл. 3.2.1,3.2.2.
Тактико-технические характеристики ракет малой дальности
Тактико-технические характеристики ракет малой дальности
Параметры
Р-60Р-60М
Р-73
Разработчик
НПО "Молния"
Год принятия на вооружение
19731979
1983
Самолеты-носители /
МиГ-21 бис/4; МиГ-23 М/4;
МиГ-23 МЛ / 4; МиГ-29 / 6;
боекомплект
МиГ-23 МЛ / 4 ; МиГ-23П / 4; Су-15 / 4; Су-24 / 2; Су-25 / 2;
Як-38/2; МиГ-31 /4
Су-27 / 6; Су-35 / 6;
Су-34 / 8; Су-33 / 6;
МиГ-29СМТ / 6; МиГ-31 / 6
Бортовая
АСП-23 ДЦ; "Сапфир-21" ;
АСП-23 ДЦ; "Сапфир-23МЛ";
прицельная система
"Сапфир-23 М"; "Сапфир-23 МЛ"; СУВ "Заслон" ; ТП-8ТК
СУВ С-29; СУВ "Заслон";
СУВ С-27; ТП-8ТК ; НСЦ
Аэродинамическая
"Утка" с дестабилизаторами
"Утка" с дестабилизаторами
схема
и роллеронам и
и элеронами
Масса, кг
43,544
105
Масса БЧ, кг
3,03.5
7,8
Тип БЧ
Стержневая
Диаметр корпуса, м
0,12
0,17
Длина,м
2,1
2,9
Размах оперения, м
0.39
0,51
Энерговооруженность , кг с/ кг
57
74
Тип двигателя
РДТТ однорежимный
РДТТ двухрежимный
Целеуказание
Наведение с упреждением в ЗПС
Наведение с упреждением,
головке
Фцу = ± 12 0фцу = + 20 0
фцу = ±45 11
Тип системы
ИРСИГС с термо
электрическим
Всеракурсная ИГС,
наведения
неохлаждаемая
охлаждением
охлаждаемая азотом
Метод наведения
Пропорциональное наведение
Максимальная скорость цели, км /ч
2500
2700
Диапазон высот поражения цели, км Максимальная
0,03...20
0,03...20
дальность пуска в ППС / ЗПС, км
Минимальная
-/8
9/12
дальность пуска в ЗПС, км
0,30,25
0,3
Перегрузка перехватываемой цели
68
12
Таблица 3.2.1
Параметры
Р-27Р-27Э
РВВ-АЕ
Р-33
Разработчик
ГосМКБ" Вымпел"
Год принятия на вооружение
19871990
1994
1981
Самолеты- носители / боекомплект
МиГ-29/4;
МиГ-29СМТ/4;
Су-27/4: Су-35/4;
Су-34/4; Су-33/6
МиГ-29С/6-8;
МиГ-29СМТ / 6-8;
Су-35 /10-14;
Су-34/12; Су-33/10-14
МиГ-31/4
Бортовая при* цельная система
СУВ С-29; СУВ С-29М;
СУВ С-27; СУВ С-27М
СУВ С-29М;
СУВ С-27М
СУВ "Заслон"
Аэродинамическая схема
"Утка" с дестабилизаторами
Нормальная с решетчатыми рулями
Нормальная
Масса, кг
253354
177
520
Масса БЧ, кг
39
21
47
ТипБЧ
Стержневая
Мультикумулятивная Стержневая
Осколочная
Диаметр корпуса, м
0,230.23 / 0,26
0,20
0,38
Длина, м
3,964,56
3,60
4,15
Размах оперения, м
0,770,8
0,7 (складывающееся)
1,12
Энерговооруженность, кг-с/ кг
6294
79
73
Тип РДТТ
Одно-Двухрежим-режимный
ный
Однорежимный
Двухрежимный
Целеуказание головке
Ф„, = ± 500 для РГС; Фо, = ± 55 0 для ИГС
ф1(у = ±180"
фц, = ± 60 0
Тип системы наведения
Ииерциально-коррскти- русмое наведение; самонаведение с захватом ПАРГС на траектории; ИГС, охлаждаемая азотом
Инсрциально-корректи- руемое наведение; са- з монаведсиие с захватом
АРГС на траектории
Инерциальное наведение; самонаведение с захватом ПАРГС на траектории
Метод наведения
Пропорциональное наведение
Максимальная скорость цели, км/ч
3500
3600
3700
Диапазон высот поражения цели, км
0,03...250,03...27
0.02...25
0,05...28
Максимальная дальность пуска в ППС / ЗПС, км
60/1870/43
60/20
120/40
Минимальная дальность пуска в ЗПС, км
0,5
0,3
2,5
Перегрузка перехватываемой цели
8
12
3...4
Таблица 3.2.2
Тактико-технические характеристики ракетсредней и большой дальностиТактико-технические характеристики ракетсредней и большой дальности
Тактико-технические характеристики ракетсредней и большой дальности
Тактико-технические характеристики ракетсредней и большой дальности
Управляемая ракета большой дальности Р-33
Ракета большой дальности Р-33 (рис. 3.2.4) оснащена только радиолокационной головкой самонаведения. Она рассчитана на многоканальное наведение, разрабатывалась исключительно для истребителя, имеющего на борту РЛС с фазированной антенной решеткой, позволяющей осуществлять полуактивное наведение нескольких ракет на несколько целей одновременно. При этом самонаведение каждой из пущенных ракет выполняется в прерывистом режиме, так как подсвет целей осуществляется последовательно, причем часть времени тратится на сохранение обзора и организацию захвата новых целей.
Полуактивная РГС ракеты Р-33 оснащена вычислителем, прогнозирующим угловую скорость линии визирования, аналогичным установленному в ракете Р-24Р. Вычислитель- модель кинематических соотношений относительного движения - получает начальные условия (относительную дальность, скорость сближения и проекции угловой скорости линии дальности) в полет
ном задании.
Особенность вычислителя ракеты Р-33, в отличие от вычислителя ракеты Р-24Р, состоит в том, что он начинает свою работу с момента окончания отработки системой стабилизации стартовых возмущений. Поэтому полет ракеты до момента включения вычислителя должен привести ракету в заранее назначенную точку, а на борту истребителя должны вычисляться оценки дальности, скорости сближения и угловой скорости линии дальности спустя 2 с после схода. Начальное положение антенны (угловое целеуказание) также должно прогнозироваться на са
молете-носителе перед пуском на указанный момент.
В процессе полета ракеты до захвата ориентация антенны определяется оценками угловой скорости ЛИНИИрис 3 2 4 Ракета Р-33
дальности, вырабатываемыми вычислителем с учетом текущей измеренной перегрузки ракеты. Теми же оценками угловой скорости определяется формирование заданной перегрузки.
В головке используется индикаторный гиростабилизатор, построенный на базе датчиков угловой скорости. Захват цели головкой самонаведения может происходить спустя треть полетного времени ракеты. Это достигается, в частности, благодаря высокой точности оценивания угловой скорости линии визирования БРЛС носителя (ошибки составляют 0,01...0,03 град/с).
Доплеровская головка самонаведения отличается строгим согласованием всех протекающих в ней процессов с интервалами подсвета назначенной для нее цели, равными 20 мс. В течение указанного времени производится поиск цели по частоте, а в процессе сопровождения выполняется измерение частот-
ной расстройки и углового рассогласования. Все остальное время до следующего интервала подсвета головка "заперта" для приема и сигналы, формируемые ею, вычисляются в результате прогноза по предыдущим измерениям.
В головке реализован способ пеленгации с обработкой сигнала двухканальным приемником, реализующим метод так называемого скрытного конического сканирования с компенсацией. В каждом канале независимо от других в качестве нормирующих устройств используются схемы АРУ. Точность измерения угловых координат цели головкой, в том числе и при амплитудных помехах, приближается к точности моноимпульсной системы.
Дальность захвата головкой цели типа Ту-16 составляет около 90 км, что с учетом инерциального наведения до захвата обеспечивает возможность пуска с дальности порядка 120... 130 км.
Система самонаведения после захвата последовательно имеет две структуры:
с момента захвата на большей части пути используется модель кинематических соотношений в качестве фильтра измерений угловой скорости (вместо ускорения цели на вход модели подается разность измерения угловой скорости и ее оценки);
затем она строится как стационарная (замкнутый контур углового сопровождения головки формирует измерения угловой скорости линии визирования, которые пропускаются через стационарный фильтр и после умножения на измеренную скорость сближения образуют заданную перегрузку).
Некоторое уменьшение требований к величине градиента синхронной ошибки достигнуто благодаря применению отрицательной обратной связи по скорости изменения угла отклонения антенны.
Ракета Р-33 построена по нормальной схеме. Ее конструкция традиционна, а на компоновку и аэродинамические формы повлияла необходимость конформной подвески ракеты под фюзеляжем самолетов МиГ-31.
Характеристики ракеты большой дальности Р-37 и ее системы управления лучше, чем ракеты Р-33: выше располагаемые перегрузки, допустимые дальности пуска, помехозащищенность, особенно при наведении на низколетящие и групповые цели.
Ракета Р-37, главным образом за счет некоторого повышения энерговооруженности и существенного увеличения времени работы энергоблока, принципиально нового построения системы управления, обеспечивает возможность пуска с дальности свыше 300 км.
Ракета может применяться как с модернизированного истребителя МиГ-31, так и с истребителей Су-27, Су-35 при условии доработки их программного обеспечения.
Управляемые ракеты средней дальностиР-27(Р-27Э) и РВВ-АЕ
Ракеты Р-27 и Р-27Э построены по схеме, средней между схемами "утка" и поворотное крыло (рис. 3.2.5). Обе ракеты разрабатывались одновременно, причем так, что они отличаются только двигателями и положением установленных на них крыльев. Разница в массе и форме РГС и ИГС компенсируется
дестабилизаторами. Характеристики ракет выбраны таким образом, что система стабилизации, ее структура и настройки для всех вариантов ракеты Р-27 одинаковы.
Необычная форма рулей (их размах существенно больше размаха крыльев) позволила увеличить углы атаки, при которых сохраняется управляемость ракеты по крену.
Ракета Р-27 (Р-27Э) явилась первой ракетой с инерциально корректируемой системой наведения. В ней удалось ослабить влияние ошибок в задании самолетом-носителем оценок относительного движения на момент пуска (исключить необходимость окончания переходного процесса после захвата цели БРЛС) и, практически независимо от маневра цели, обеспечить превышение дальности пуска в 2,5 раза над дальностью захвата цели головкой.
Ракета создавалась тогда, когда на ней еще не использовалась БЦВМ, поэтому было необходимо свести вычисления на борту ракеты к минимуму. Это достигнуто тем, что инерциальная система ракеты построена на базе трехстепенного гиростабилизатора антенны, сохраняющего свое положение в пространстве с момента пуска до захвата цели и выступающего в качестве гиро- стабилизированной платформы, несущей на себе датчики линейных ускорений.
Рис. 3.2.5. Ракета Р-27
Перед пуском с истребителя в вычислитель ракеты вводится информация об углах, задающих такое положение антенны в пространстве, при котором ось Ха антенны выставляется в направлении упрежденного на момент захвата цели положения линии дальности ракета - цель, а оси Ya и Za направлены в верхнюю полусферу симметрично относительно вертикальной плоскости, содержащей ось Ха. Положение антенной системы координат ракеты выступает в качестве единой инерциальной системы координат ракеты и носителя. Оно запоминается и на ракете, и на носителе.
Кроме того, в вычислитель вводятся проекции векторов относительных дальности и скорости на оси антенной системы координат (рис. 3.2.6). Они служат в качестве начальных условий при интегрировании показаний установленных на антенне датчиков линейных ускорений. По существу, здесь используется та же модель кинематических соотношений, но в неподвижной
Инерииально-коррекi *р)емыйрежим
системе координат. После пуска ракеты самолет-носитель с помощью БРЛС продолжает измерять относительные координаты цели.
Интегрирование ускорений носителя с той же методической погрешностью в вычислении проекций ускорения силы тяжести, что и в переданных на ракету перед пуском, позволяет определять оценки координат цели в инерциальной системе координат. Сопоставление оценок с экстраполированными по ранее переданным на ракету данными образует поправки к данным о цели, причем уточнение сведений о цели, сформированных на носителе, передается на ракету в проекциях на оси инерциальной системы. Эти поправки передаются на ракету по каналу радиокоррекции. В результате в каждый момент времени на ракете формируются оценки векторов дальности и относительной скорости.
Ракета управляется таким образом, чтобы обнулялись проекции вектора дальности на оси Ya и Za антенной системы координат, в результате чего ось Ха антенны оказывается наилучшим образом направленной на цель.
Заданное ускорение ракеты в плоскости, перпендикулярной оси Ха, для этого поддерживается равным
Т1
/»
где Я - постоянный коэффициент; /j и ix - проекции оценок векторов относительных дальности и скорости соответственно; Тр1 - оценка времени, оставшегося до разрешения захвата цели.
Эта зависимость близка к закону пропорциональной навигации
где То - время, оставшееся до встречи; сумма /j + / То представляет собой пролет, который путем деления на 10 превращается в произведение скорости сближения на угловую скорость линии дальности.
Коэффициент 1,5 при составляющей lv обеспечивает совмещение оценки вектора дальности с осью Хо - параллельное сближение с выводом ракеты на линию, заданную осью Ха, причем этот вывод приурочен к моменту разрешения захвата.
На рис. 3.2.6 обозначено: lA, iv — оценки линейного рассогласования и его производной - проекции оценок векторов относительных дальности и скорости на плоскость, перпендикулярную оси Хл, вводятся перед пуском в полетном задании и уточняются в процессе полета до захвата командами радиокоррекции; JPL - текущее значение проекции ускорения ракеты на плоскость, перпендикулярную оси Ха, измеряется датчиком линейных ускорений, установленным на антенне; j\ - заданное ускорение ракеты в плоскости, пер
пендикулярной оси Ха; J„ - оценка ускорения цели; qM , qM - измерение и оценка угла наклона (азимута) линии дальности; qA — угол наклона (азимут) антенны; кь к], к3 — коэффициенты фильтрации; Тр, - время, оставшееся до разрешения захвата цели головкой; То — время, оставшееся до встречи; Тц- предполагаемая инерционность цели; Л- навигационная постоянная; а - коэффициент, обеспечивающий частичную компенсацию ускорения цели;
IR I - скорость сближения.
Угловой дискриминатор представлен сумматором, формирующим раз
ность qt- qA= qM- q^, представляющую собой одновременно измеренную ошибку слежения и невязку фильтра. Ключ на выходе дискриминатора замыкается командой "Захват по углу".
После захвата цели модель кинематических соотношений в неподвижной системе координат преобразуется в модель во вращающейся системе координат, связанной с линией дальности. Эта модель воспроизводит преобразование относительного ускорения в произведение угловой скорости линии визирования на скорость сближения QIR 1.
Представив время То, оставшееся до встречи, как t„- t, где /„- момент встречи, а / - текущее время, и пренебрегая переменностью скорости сближения, можно перейти от соответствующего данной модели уравнения
— [П|Я |(t0-t)]-Q |/? | = J°
dt
к более привычному
— [Ql^ |(t0-t)]-2Q |Л I = J^,
dt
где j” - проекция относительного ускорения на плоскость, перпендикулярную дальности.
Принятая форма уравнения удобна потому, что в момент захвата линейное рассогласование /± практически обнулено (оценка дальности ракета- цель совпадает по направлению с осью Ха и i i оказывается равной QIЛ I (t0 -1)] - начальному условию на интеграторе модели, действующей на этапе самонаведения).
В процессе самонаведения в РГС используется калмановский фильтр, причем гиростабилизатор антенны выступает в качестве интегратора, формирующего оценки азимута и угла места линии дальности (см. рис. 3.2.6). Это позволило наиболее естественно реализовать управление антенной в моменты перерывов информации, защитить РГС от вынесенных по углу источников помех. Коэффициенты фильтрации кь к2, к3 выбраны постоянными, но включаемыми после захвата неодновременно (сначала по положению, затем по скорости и ускорению).
Для реализации управления в антенной системе координат в контуре стабилизации используются обратные связи по линейному ускорению (перегрузке) в проекциях на оси Уа и Zo, для чего применяются упомянутые выше датчики, установленные на антенне.
Чтобы при маневрировании ракета не вышла на предельные углы относительно антенны, застабилизированной в пространстве, и не разрушила инерциальный базис, в контуре стабилизации используется так называемый кворум-элемент (устройство, выбирающее алгебраическое среднее из трех сигналов), в котором ошибка регулирования по ускорению подменяется ошибкой удержания ракеты на предельном пеленге. При этом на вход разомкнутого по ускорению контура стабилизации подается среднее значение трех величин:
Кф (фтах — ф)? Kj (J — J), Kq> (— фтах ф)-
Пока (фтах ~ ф) И (- фтах ~ ф) ОСТЗЮТСЯ боЛЬШИМ ПОЛОЖИТСЛЬНЫМ И боЛЬшим по модулю отрицательным числами, управление ракетой ведется так, чтобы по возможности обнулялась разность (J - J). При приближении пеленга к положительному или отрицательному предельному значению алгоритм плавно переключается на обнуление меньшей из разностей (фтах - ф) или (-фтах - Ф)- Это происходит потому, что разность (J - J) перестает при этом быть средней из трех перечисленных величин. При смене знака заданного ускорения разность (J* - J) снова оказывается средней из величин и становится определяющей для процесса регулирования ускорения ракеты. Бортовая РЛС поочередно формирует квазинепрерывный сигнал для обеспечения сопровождения цели и непрерывный подсвет для полуактивной головки.
Российская ракета средней дальности РВВ-АЕ (рис. 3.2.7) предназначена для многоканального наведения (применение по нескольким целям с одного истребителя) и оснащена активной радиолокационной головкой самонаведе-
ния, что позволило сделать ее наиболее универсальной по применению, так как с самолетом после пуска она связана только каналом передачи команд радиокоррекции. Ракета имеет также инерциальную систему управления (ИСУ) и приемник команд радиокоррекции, позволяющий корректировать данные о координатах цели.
Габариты и масса ракеты, ее конструкция (крылья малого удлинения и складывающиеся решетчатые рули) обеспечивают:
возможность применения на легких самолетах-носителях;
большой боекомплект на средних и больших самолетах-носителях;
возможность конформного или внутреннего размещения.
Ракета создавалась главным образом для того, чтобы обеспечить возможность применения практически с любого самолета, оснащенного средствами измерения координат цели (радиолокационными или оптическими), причем отказ от полуактивного наведения позволил при наличии соответствующих возможностей БРЛС осуществить наведение нескольких ракет на несколько целей.
Рис. 3.2.7. Ракета РВВ-АЕ
При пуске ракеты с дальности, меньшей полутора дальностей захвата цели, ракета полностью автономна. АРГС выступает здесь в качестве датчика информации о цели, ИСУ решает задачи системы стабилизации ракеты, инерциальной навигации для вычисления текущих координат ракеты, формирования закона управления на всех этапах наведения, целеуказания АРГС в процессе захвата, вторичной обработки измерений координат цели в процессе самонаведения.
В отличие от ракеты Р-27Р траекторное управление ракетой РВВ-АЕ и угловое целеуказание головке осуществляются независимо. Данные о координатах и скорости цели передаются на ракету перед пуском в полетном задании и на траектории по каналу радиокоррекции.
Высокая степень внедрения цифровой вычислительной техники, точные датчики информации об угловой скорости ракеты и линейном ускорении, совершенные алгоритмы позволили реализовать бесплатформенную инерциальную навигационную систему, точность которой достаточна для превышения дальности пуска над дальностью захвата в 4-5 раз.
Существенное усложнение характера измерений координат цели, вызванное необходимостью "запирать" приемник АРГС на время излучения импульса, преодолено в ИСУ при вторичной обработке измерений непрерывным вычислением коэффициентов фильтра калмановской структуры в функции текущей точности измерений.
Высокие характеристики АРГС достигнуты благодаря применению:
щелевой антенны;
моноимпульсного приемника;
цифрового панорамного обнаружителя;
высококачественного двухканалыюго гиростабилизатора с индикаторным приводом;
БЦВМ, организующей перед захватом настройку порогов обнаружителя и компенсацию уходов нулей аналоговых элементов контуров слежения, формирующей отработку целеуказания по частоте и углу, логику обнаружения и совместно с ИСУ - процесс слежения за сигналом цели по частоте и углу.
Применение ракет класса "воздух-воздух"на истребителе
Информационное взаимодействиеракетного вооружения с истребителем
При подготовке ракеты к пуску на самолет-носитель передаются разовые команды, подтверждающие исправность аппаратуры и выход на режим источников бортового питания.
Информация о захвате цели поступает на борт истребителя от всех ракет, кроме тех случаев, когда БРЛС мешает головке самонаведения захватывать цель, как это свойственно РГС непрерывного излучения. Команда "Боевая кнопка", включающая бортовые источники питания, и команда "Пуск", запускающая двигатель, передаются всем типам ракет.
Без передачи информации, связанной с условиями наведения с борта самолета, обходились только первые самонаводящиеся ракеты, рассчитанные на применение в ЗПС цели при пуске по фо. Наиболее совершенной из них была ракета Р-ЗС, так как ее система управления не требовала данных о высоте полета.
Стремление облегчить задачу прицеливания самолета привело к появлению целеуказания по углу. Системы стабилизации ракет используют информацию о высоте и скорости полета.
Импульсные радиолокационные головки требовали в подвеске передачи с борта самолета-носителя стробирующих импульсов для запуска систем слежения хвостового и головного приемников.
Обеспечение всеракурсности атаки потребовало информации о скорости сближения. Не измеряющим ее инфракрасным головкам она нужна для формирования заданной перегрузки на входе контура стабилизации. Радиолокационными головками непрерывного излучения эта информация используется в качестве целеуказания.
Появление захвата цели головкой на траектории привело к организации управления ракетой и головкой по сигналам, переданным на ракету перед пуском и в процессе ее полета.
В ракете Р-23 ошибка пуска истребителя корректировалась после старта ее разворотом на заданный угол относительно гиростабилизированной головки, выставленной в сторону цели, поэтому на ракету с борта самолета-носителя передавался заданный пеленг цели, использовавшийся им при наведении.
Ракетам Р-24 и Р-33 нужны начальные условия по дальности, скорости сближения и угловой скорости линии визирования для решения в полете уравнений относительного движения. Жесткие требования по точности этой информации привели к тому, что к моменту пуска ракеты должен закончиться переходный процесс на выходе фильтров, обеспечивающих вторичную обработку на борту истребителя. Это требование оказалось существенно ослабленным при появлении на ракетах Р-27Р и РВВ-АЕ системы радиокоррекции, исправляющей данные, введенные в полетном задании перед пуском.
Организация системы радиокоррекции стала возможной после того, как на самолете-носителе и ракете удалось создать согласованные в пространстве системы координат, в которых осуществляется обмен информацией о координатах цели. В передаваемом перед пуском полетном задании ракете сообщается текущее состояние матрицы перехода из связанной ракетной системы в инерциальную систему координат, выбранную самолетом-носителем. В этой системе передаю'1ся проекции относительной дальности и скорости сближения, данные о координатах и скорости самолета. По каналу радиокоррекции на ракету поступают уточненные данные о цели.
Наличие цифровой связи ракеты с истребителем в подвеске и на траектории позволило передавать ракете данные об особенностях условий пуска: типе цели, характере траектории, точности информации, наличии разведанных помех и т.д.
Обобщая сказанное, подчеркнем основные принципы информационного сопряжения ракеты с бортовым оборудованием самолета.
Для организации подготовки и очередности пуска ракет па истребителе формируется временная диаграмма обмена информацией и реализуются алгоритмы пуска. Информация о состоянии ракет и приближении зоны разрешенного пуска отображается летчику на индикаторах.
Перед пуском на ракету передаются данные, необходимые для обеспечения работы ее системы управления - условия полета истребителя и координаты цели.
Функционирование ракеты с инерциально-корректируемым участком полета обеспечивается линией радиокоррекции. По этой линии передается информация, уточняющая параметры движения цели и условия наведения.
Формирование, передача и прием начальной информации (полетного задания) и команд радиокоррекции после пуска производятся в единой для самолета и ракеты системе координат.
Для обеспечения безопасности старта ракеты и парирования возмущений с борта самолета на ракету поступают заданные значения предварительного отклонения рулей и уводящих перегрузок.
Обмен информацией между истребителем и ракетой осуществляется по трем каналам - цифровому (полетное задание), аналоговому (команды подготовки и пуска) и высокочастотному (команды радиокоррекции).
Зоны разрешенного пуска и формирование команды "Пуск разрешен"
После проведения подготовки ракеты, контроля ее аппаратуры и формирования команды "Пуск разрешен", т. е. после входа цели в зону разрешенного пуска ЗРП, летчик нажатием боевой кнопки на ручке управления самолетом РУС осуществляет пуск ракеты.
Зона разрешенного пуска представляет собой аппроксимацию зоны возможных пусков ЗВП (см. п. 2.1.3), реализованную в БЦВМ системы управления вооружением истребителя.
Команда "Пуск разрешен" вырабатывается автоматически при нахождении текущей дальности истребитель-цель D в диапазоне разрешенных дальностей DPmax, DPmin и выдерживании допустимого пространственного пеленга цели, определяемого отклонением ГСП ракеты, т. е. при выполнении условий
Dptnin — D < DPmaxb
COS фгл COS фвл ^ Сгсн ,
где DPmaxi= DPmax- tcxVc6jl- максимальная дальность пуска по неманеврирующей цели; tcx — время схода ракеты; УсбЛ — скорость сближения истребителя с целью; ф,л, фви - углы пеленга, измеряемые БРЛС или ОЛС. Максимальная дальность пуска по маневрирующей цели определяется как DPmax2 = Dpmax F • • (Н, q, югл) - tcxVc6n. Минимальная дальность пуска DPmin характеризует ближнюю границу зоны разрешенного пуска, вычисляемую исходя из времени выбора ракетой ошибки пуска. Максимальная разрешенная дальность пуска Dpmax рассчитывается в зависимости от максимального полетного времени ракеты и средней скорости сближения ракеты с целью.
Идеальной зоной разрешенного пуска можно считать такую область, которая полностью совпадает с зоной возможного пуска. Однако обеспечить такое совпадение при реализации ЗРП в алгоритмах боевого применения СУЕ истребителя не представляется возможным; кроме того, параметры движения
цели измеряются бортовыми системами с определенными ошибками. В связи с этим зона разрешенного пуска аппроксимирует ЗВП изнутри с некоторым запасом, исключающим в реальных информационных условиях формирование команды "Пуск разрешен" вне зоны возможного пуска. С другой стороны, уменьшение ЗРП ведет к неполному использованию возможностей ракеты и всего авиационного комплекса.
Существует два принципиально разных способа алгоритмизации в БЦВМ зоны разрешенного пуска:
аналитический расчет аппроксимированной ЗВП в виде зависимости от параметров движения цели (ее скорости Vu, высоты Нц) и истребителя (V, Н), а также их относительного состояния (ракурса q, пеленга <р, дальности D, скорости сближения Vc6n);
моделирование полета ракеты к цели после старта в каждый текущий момент времени.
Достоинства первого способа:
возможность достаточно простой реализации, не требующей больших ресурсов БЦВМ;
возможность непрерывного определения ЗРП и ее индикации летчику.
Его недостатки:
весьма трудно сформулировать зависимости ЗРП от условий атаки, обеспечивающие приемлемую аппроксимацию ЗВП,
в алгоритмах расчета дальностей пуска сложно учитывать тип цели и ее маневр.
Аналитический способ определения на борту зон разрешенного пуска был реализован в аналоговых вычислителях (счетно-решающих приборах) истребителей 3-го поколения; этот же способ используется в алгоритмах БЦВМ систем управления вооружением истребителей МиГ-31 и Су-27.
Второй способ основан на упреждающем моделировании на борту истребителя наведения ракеты на цель, осуществляемом с определенным периодом. В результате моделирования рассчитываются конечные условия подлета ракеты к цели и величина промаха, т. е. нахождение истребителя в зоне возможного пуска. Весьма перспективным и совершенным является сочетание обоих указанных способов.
В дуэльной ситуации ракетного воздушного боя цель характеризуется многообразием поведения. Ее маневры направлены, с одной стороны, на сокращение ЗВП ракет нашего истребителя, а с другой стороны, способствуют повышению эффективности применения собственных ракет. Для разрешения возникающей конфликтной ситуации применяются методы теории игр. Поведение противоборствующих самолетов, определяемое в результате решения игровой задачи, используется в перспективных системах применения ракет класса "воздух-воздух" при построении на борту зон разрешенного пуска.
Применение ракет на истребителе обеспечивается представлением летчику сведений о нахождении цели относительно зоны разрешенного пуска в текущий момент времени. Границы ЗРП отображаются на прицельно-пилотаж-
ном индикаторе в виде отметок DPmax, DPmin на шкале дальности. Для этого в цифровом вычислителе СУВ истребителя реализуются алгоритмы пуска каждого вида применяемой ракеты в зависимости от типа цели, условий атаки или боя, расчетного поведения цели.
Определение зоны пуска на борту производится после взятия цели на обслуживание (ибо нет смысла вычислять ЗРП на больших удалениях от нее, поскольку это приводит к необоснованным потерям процессорного времени). Степень близости к этой зоне оценивается специальным алгоритмом упрощенного представления ЗРП.
Обеспечение режима применения ракет
Аппаратно применение ракет на истребителе обеспечивается бортовой системой управления вооружением (СУВ) и бортовой системой управления оружием (СУО).
Алгоритмическое обеспечение СУВ в режиме применения ракет включает алгоритмы: назначения целей на атаку; расчета ЗРП по каждой атакуемой цели; формирования разрешения на пуск; вторичной обработки информации; расчета целеуказания; формирования полетного задания; радиокоррекции; управления СУ О при подготовке и применении ракет; индикационного обеспечения применения ракет; управления истребителем для выхода в условия применения и наведения ракет.
Коротко обозначим функциональное назначение некоторых из указанных алгоритмов.
Алгоритм назначения целей на атаку формирует приоритетный ряд целей (массив сопровождения), массив атакуемых целей, номер главной атакуемой цели, номер обстреливаемой в данный момент цели. Летчик может вручную назначить цель на атаку, и она становится первой (главной) атакуемой и обстреливаемой целью.
Вторичная обработка информации о целях используется для формирования полетного задания ракете, сигналов радиокоррекции и выведения истребителя в точку пуска ракеты. Координаты целей, назначенных на атаку, пересчитываются для передачи на ракету в декартову систему координат с центром в фиксированной на момент пуска точке.
Алгоритм полетного задания формирует плавные и разовые команды в инерциальную систему управления ракеты в зависимости от условий полета цели и истребителя, в том числе параметры перехода из связанной системы координат ракеты в инерциальную систему координат самолета, координаты истребителя и их производные, относительные координаты цели, предварительные отклонения рулей ракеты.
С борта самолета-носителя на участке инерциального управления по каналу радиокоррекции передается информация, содержащая текущие координаты и составляющие вектора скорости цели в инерциальной системе координат самолета. Алгоритм обеспечивает расчет и кодирование информации радиокоррекции на этапах подготовки и наведения ракеты на цель.
Управление истребителем при атаке целей обеспечивает его выход в зону разрешенного пуска и траекторию последующего сближения внутри 296
этой зоны по методу самонаведения с выдерживанием ряда ограничений (см. подразд. 6.2).
Процессы подготовки и применения оружия можно разделить на две части:
назначение целей на атаку, выбор ракет для применения, самонаведение истребителя, расчет зоны разрешенного пуска, выдача команд на пуск ракет и наведение пущенных ракет на цели; все эти задачи решаются в цифровом вычислителе СУВ (в БЦВМ боевого применения);
непосредственное электрофизическое сопряжение, выдача команд на подготовку и пуск ракет; эти процессы выполняются в СУ О во взаимодействии с бортовым радиоэлектронным оборудованием самолета.
В число задач, решаемых системой управления оружием, входят: выбор оружия для применения; назначение варианта применения; подготовка ракет к применению; формирование пусковых команд в соответствии с очередностью разгрузки и ее состоянием.
Система управления оружием при подготовке и пуске выбранных к применению ракет реализует следующие функции:
в процессе подготовки ракет - выдача питания на ракеты, обеспечение безопасности отделения, выдача в БЦВМ СУВ информации о состоянии ракет на точках подвески в ходе управления подготовкой;
в процессе пуска ракет - формирование команд на тактический или аварийный пуск, выдача в БЦВМ СУВ информации о состоянии ракет на точках подвески и о протекании процесса пуска.
Управление ракетой осуществляется по двум каналам: по энергетическому каналу производится управление коммутацией питающих напряжений и формирование силовых команд, обеспечивающих подготовку и пуск ракеты; по информационному каналу - передача информации, обеспечивающей целеуказание и нормирование полетного задания.
Действия летчика при применении ракет класса "воздух-воздух"
В режиме применения ракет большой и средней дальности летчик решает следующие задачи: вход в один из режимов применения; назначение целей на обслуживание; назначение способа разгрузки ракет; назначение типа обслуживаемых целей; выбор момента применения ракет, осуществление пуска и контроль его реализации; выход из режима применения ракет.
Оценив категорию цели (одиночная или групповая) и ее маневренные способности, летчик выбирает одноцелевой или многоцелевой режим применения (для МиГ-31), режим непрерывной пеленгации или режим сопровождения на проходе (для Су-27).
При назначении целей на обслуживание основным (штатным) является режим атаки главной цели. К ней алгоритмически присоединяются остальные цели, которые можно обслужить одновременно. Летчик имеет возможность переназначить главную цель, атакуемую цель, обстреливаемую цель. Переназначает и вводит новую цель летчик одним из способов: по номеру, стробированием, по приоритетному ряду.
При включении режима применения ракеты назначается способ разгрузки "одиночно". По результатам анализа информации на индикаторах или в соответствии с внешними командами летчик может изменить способ разгрузки. Возможны способы - "одиночно", "серия по 2", "серия по 4", когда сходят соответственно одна, две или четыре ракеты при одном нажатии боевой кнопки на одну из целей.
Если автоматически назначается средний тип всех целей, то летчик имеет возможность изменить тип обстреливаемой в данный момент цели.
В соответствии с индикацией зоны разрешенного пуска летчик принимает решение о моменте применения ракет. После нажатия боевой кнопки на ручке управления самолетом летчик контролирует процесс схода ракеты и в случае "несхода" производит аварийный пуск или сброс при помощи соответствующих органов на пульте СУ О.
Рис. 3.2.8. Ракета Р-73
После завершения режима применения ракет, получения извне нового задания или изменения тактической обстановки летчик может выйти из этого режима путем переключения на другой.
Рассмотрим действия летчика при применении ракет малой дальности на примере использования ракеты Р-73 (рис. 3.2.8) на самолете Су-27. В этом случае основной задачей прицеливания является наведение поля захвата ГСН на цель. Такая задача решается автоматически при работе с БРЛС или ОЭПС либо вручную, путем совмещения с визуально видимой целью прицельной марки и соответствующего пилотирования самолета. При работе по визуально видимой цели с применением нашлемной системы целеуказания летчик обеспечивает целеуказания ОЭПС, БРЛС и ГСН путем совмещения с целью зоны захвата, отображаемой на отражателе коллиматорного визира на шлеме. После попадания цели в поле захвата ГСН ракеты происходит автоматический захват цели и головка переходит на ее автосопровождение. Достижение истребителем зоны разрешенного пуска индицируется летчику загоранием лампы "Пуск разрешен". Команда на пуск ракеты дается летчиком путем нажатия боевой кнопки.
Бортовые радиолокационные станции
Развитие бортовой радиолокации истребителейи перехватчиков
История развития бортовых радиолокационных станций для самолетов- истребителей в России (СССР) начинается с конца 40-х годов. Первое поколение БРЛС представляло собой импульсные радиолокационные станции, выполненные на электронных пальчиковых лампах и обеспечивающие перехват воздушных целей, летящих выше истребителя. Первой была БРЛС "Изумруд" (главный конструктор Тихомиров В. В.). Коллектив НИИ-17, разработавший БРЛС "Изумруд", впоследствии был выделен в самостоятельное ОКБ-15, переименованное далее в НИИ приборостроения им. В. В. Тихомирова.
Бортовая РЛС "Изумруд" устанавливалась на самолетах МиГ-15 и МиГ-17. Она предназначалась для обнаружения и сопровождения воздушных целей и выдачи целеуказания стрелково-пушечному вооружению истребителя. БРЛС имела две переключаемые антенны (обнаружения и сопровождения целей), дальность обнаружения ею целей типа Ту-4 составляла 15 км.
Бортовая РЛС "Изумруд-2" для самолета МиГ-17ПФ являлась развитием БРЛС "Изумруд", имела одну антенну, которая могла последовательно работать в режимах обзора, захвата и сопровождения целей. Дальность обнаружения воздушных целей этой БРЛС возросла вдвое за счет большего диаметра антенны и большей мощности передатчика. Было несколько модификаций БРЛС "Изумруд-2". Одна из них (БРЛС "Изумруд-5") на самолете МиГ-17ПФ предназначалась для выдачи целеуказания ракетам класса "воздух-воздух" К-5 и наведения их командным методом.
Параллельно в НИИ-17 разрабатывались БРЛС для самолетов типа "Як" и "Су". В частности, была создана БРЛС "Сокол" (главный конструктор Слепуш- кин А.Б.) для самолета Як-25, а затем в развитие ее - БРЛС "Орел" для самолета Су-11. Эти БРЛС имели большие размеры антенны и большую мощность передатчика, что обеспечивало обнаружение цели типа Ту-4 на дальности 35...40 км. БРЛС предназначались для управления стрелково-пушечным вооружением самолета и пуска ракет с тепловыми и полуактивными импульсными головками самонаведения типа К-40Т и К-40Р. Модификации БРЛС "Орел" разработки ОКБ-339 (главный конструктор Кунявский Г.М.) были установлены на самолетах Як-28 и Су-15.
Ко 2-му поколению (1956-1970 гг.) относятся БРЛС с применением полупроводниковых приборов и микроминиатюрных электронных ламп типа
"дробь". Эти БРЛС в отличие от 1-го поколения имели меньшие массу и габариты, большие возможности по сопряжению с оружием самолета. Ко 2-му поколению относятся БРЛС типа "Алмаз" различных модификаций разработки НИИ приборостроения (главный конструктор Тихомиров В. В.), осуществляющих управление ракетами К-7 с полуактивными радиолокационными ГСН, в частности на самолете Су-9. К этому поколению относятся БРЛС ЦД-30 разработки КБ-1 для Су-9, БРЛС "Сапфир-21" для МиГ-21 и БРЛС "Смерч" для Ту-128 разработки ОКБ-339 (переименованного в 1962 г. в НИИ радиостроения). Ко второму поколению принадлежат также БРЛС развития линии "Смерч" НИИ радиостроения (главный конструктор Волков Ф. Ф.): "Смерч-А" для самолета МиГ-25 и "Тайфун" для новой системы управления вооружением истребителя Су-15М.
3-е поколение (1970-е годы) составляют импульсные БРЛС, обеспечивающие обнаружение целей, летящих на фоне земли, при атаке истребителем сверху вниз. Такая задача впервые ставилась в нашей стране, но для ее решения отсутствовал необходимый научно-технический задел. В качестве основы решения был выбран метод селекции движущихся целей (СДЦ) с применением внешней когерентности сигналов, отраженных от земной поверхности и движущейся цели. В системах с внешней когерентностью опорный сигнал создается за счет отражений зондирующих импульсов БРЛС от протяженных местных объектов на поверхности земли. Отраженные сигналы от этих объектов могут на 30...80 дБ превышать уровень внутренних шумов приемника и маскировать полезный сигнал.
Выделить цель методом СДЦ возможно, когда отраженные сигналы занимают один разрешенный импульсный объем и радиальная скорость цели такая, что соответствующая ей доплеровская частота не кратна частоте повторения зондирующих импульсов. При кратности таких частот отраженный от цели сигнал не пульсирует и аппаратурно компенсируется как когерентный сигнал постоянной амплитуды отражений от местных объектов на поверхности земли. Неразличимости цели способствуют также нестабильность работы аппаратуры и внешние причины, связанные с флюктуацией амплитуды и фазы отраженного сигнала.
Для реализации этого решения НИИ радиостроения была задана разработка БРЛС "Сапфир-23" для самолета МиГ-23 (главный конструктор Куняв- ский Г. М.). После подключения к этим работам НИИ приборостроения и создания в 1969 г. НПО "Фазотрон" главным конструктором БРЛС "Сапфир-23" становится Фигуровский Ю.Н.
Основные трудности в создании режима СДЦ возникли при обеспечении необходимого уровня шумов передающего устройства и динамического диапазона приемного устройства. Первое приводило к появлению большого числа ложных отметок цели, а второе загрубляло чувствительность БРЛС, что не позволяло выделять слабые сигналы цели на фоне мощных сигналов, отраженных от земли.
Решение этих задач потребовало концентрации усилий специалистов многих научных и производственных организаций. К разработке системы "Сапфир-23" привлекается группа специалистов НИИ приборостроения во главе с заместителем Генерального конструктора объединения Гришиным В. К., которая совместно со специалистами НИИ радиостроения проводит отработку и
испытания этой системы. По результатам испытаний доработано большое количество блоков БРЛС, в том числе передающих и приемных каналов. В 1976 г. самолет МиГ-23 с системой "Сапфир-23" был принят на вооружение.
БРЛС 3-го поколения с режимом СДЦ выполнены на полупроводниковых элементах и микромодулях, практически без применения электронных ламп; в них реализован подсвет цели непрерывным излучением для доплеровских радиолокационных ГСП, обеспечивающих поражение целей, летящих на малых высотах (ниже истребителя). Кроме того, они сопрягались через системы самолета с наземными системами наведения и обеспечивали захват и сопровождение цели по данным наземных АСУ. Это - БРЛС разработки НИИ радиостроения типа "Сапфир-23" для самолетов МиГ-23 различных модификаций и "Сапфир-25" для самолета МиГ-25.
К современному, 4-му поколению относятся импульсно-доплеровские БРЛС, обеспечивающие обнаружение и сопровождение воздушных целей на фоне земли и в свободном пространстве при атаке целей в переднюю и заднюю полусферы без ограничений по условиям атаки. Элементная база БРЛС 4-го поколения выполнена на микросхемах и микросборках с использованием бескорпусных полупроводниковых приборов. Широкое применение здесь находят цифровая вычислительная техника и цифровые линии связи.
На рубеже 70-х годов в ряде капиталистических стран, и в первую очередь в США, начались разработки нового поколения БРЛС с режимом квази- непрерывного излучения (КНИ) зондирующих импульсов. Этот режим наряду с увеличением энергии отраженного сигнала за счет накопления ее от пачки зондирующих импульсов имеет особенности, характерные для импульснодоплеровских систем. В этих системах обеспечивается частотная селекция сигналов, отраженных от цели и подстилающей поверхности.
Импульсно-доплеровские БРЛС по сравнению с импульсными станциями с режимом СДЦ обладают существенно лучшими характеристиками по обнаружению цели на встречных курсах на фоне земли. Для решение таких задач в режиме КНИ посредством выбора частот повторения зондирующих импульсов выделяется для частотного спектра отраженного сигнала подвижной цели поддиапазон доплеровских частот, свободный от отражений подстилающей поверхности. Фактически создаются условия обнаружения цели на фоне собственных шумов приемника БРЛС.
Импульсно-доплеровские РЛС, как известно, используют метод станций, работающих на непрерывном излучении. Спектр доплеровского сигнала, отраженного от поверхности земли с летящего объекта, представлен на рис. 3.3.1. На нем значению мощности сигнала 8(ГД) в области доплеровской частоты Гд = 0 соответствуют высотные отражения от точек подстилающей поверхности вблизи нормали, которая проведена с самолета на землю. Области частот Г,1ГЛ соответствуют отражению по оси луча антенны РЛС, скользящего по поверхности земли со скоростью перемещения самолета в горизонтальной плоскости.
Как видно на рис.3.3.1, при скоростях сближения с целью, больших скорости самолета, отсутствуют сигналы, отраженные от земли, поэтому при атаке сверху вниз в переднюю полусферу цели отсутствует загрубление чувствительности приемника и дальность обнаружения цели РЛС оказывается такой же, как и в свободном пространстве.
Рис. 3.3.1. Спектр доплеровского сигнала отражения от земли при непрерывном излучении РЛС
При атаке в заднюю полусферу цели имеет место загрубление чувствительности приемника за счет сигналов, принимаемых по боковым лепесткам диаграммы направленности антенны. При этом чем ниже высота полета самолета, тем больше загрубление приемника и, следовательно, меньше дальность обнаружения цели.
Поскольку для РЛС самолета не представляется возможным реализовать метод непрерывного излучения, так как невозможно разместить две антенны в носовой части самолета, был предложен импульсно-доплеровский метод с высокой частотой повторения (ВЧП) излучения зондирующих импульсов. Этот метод заключается в том, что при атаке в переднюю полусферу цели выбирается частота повторения импульсов Fn , большая чем максимальная доплеровская частота цели.
Периодически излучаемые зондирующие когерентные импульсы можно рассматривать как сумму гармонических составляющих с частотами fk = f0 + + kFn, где fo - несущая частота РЛС, а к - любое целое число. Каждая составляющая с частотой fk подобна непрерывному зондирующему сигналу; максимальное и минимальное доплеровское приращение частоты сигналов, отраженных от подстилающей поверхности, образуется как 2VJXk и -2Vc/^k соответственно, где Хк = c/fk, а с - скорость распространения радиоволн. При этом
Рис. 3.3.2. Спектр доплеровского сигнала отражения от земли при квазинепрерывном излучении РЛС
Рис. 3.3.3. Исключение вертикальной составляющей сигнала отражения от земли
значение мощности доплеровского сигнала отражения от земли по каждой составляющей модулирируется в соответствии с огибающей спектра зондирующих импульсов ST. В результате этого спектр отраженного от земли доплеровского сигнала имеет вид, показанный на рис. 3.3.2.
При атаке с задней полусферы цели применяется метод средней частоты повторения (СЧП) излучения зондирующих импульсов. При этом анализируются доплеровские частоты ниже "пика земли" (Рдгл). Получается неоднозначное измерение дальности до цели и скорости сближения с ней. Весь интервал однозначной дальности для выбранного периода повторения зондирующих импульсов разбивается на равные интервалы ADP, соответствующие разрешающей способности РЛС по дальности, и в каждом из них производится частотный анализ в диапазоне доплеровских частот цели. Иллюстрацией разбиения временной оси для "нарезки" интервала однозначного определения дальности до цели является рис. 3.3.3.
Если исключить определенное количество участков по дальности, соответствующих высоте полета самолета, при которой загрубление приемника не обеспечивает необходимую дальность обнаружения цели, то при снижении самолета дальность, на которой осуществляется прием отражений от земли, не будет уменьшаться, как и дальность обнаружения цели. При изменении частоты повторения зондирующих импульсов обеспечивается обнаружение цели на участках дальности, где были "заперты" приемники РЛС.
Отсутствие в режиме КПП средней частоты повторения импульсов в доплеровском диапазоне частот зон, свободных от отражений подстилающей поверхности, осложняет процесс обнаружения цели. Он становится зависимым от типа подстилающей поверхности. Причем, в силу наличия селекции по дальности и скорости, режиму КНИ СЧП свойственно собирать фон подстилающей поверхности от отдельных ее участков, которые, естественно, по- разному отражают зондирующие сигналы БРЛС.
В режиме КНИ СЧП при п неоднозначности по дальности до цели в отраженном сигнале от подстилающей поверхности имеется столько же колец равных дальностей с шириной 0,5сти и расстоянием между ними D = 0,5сТ,„ где т„ и Ти - длительность и период повторения зондирующих импульсов. Эти кольца пересекаются с полосой приема постоянных доплеровских частот (изодоп), по ширине равной полосе пропускания фильтра в системе селекции цели по скорости АЕД.
Отражения от подстилающей поверхности с площадок пересечения колец равных дальностей и полос изодоп образуют шумовой сигнал, проникающий по боковым лепесткам антенны; на его фоне происходит обнаружение в приемном канале отраженного сигнала от цели. Количество таких площадок при неоднозначности по дальности п =3 и неоднозначности по скорости сближения с целью q=2 иллюстрирует рис. 3.3.4. Предполагается, что самолет летит на неизменной высоте, начало координат совмещено с самолетом и вектор его скорости совпадает с осью ОХо. В зависимости от того, какая подстилающая поверхность оказывается в этих площадках, имеет место разное отношение сигнал/шум. Наиболее неблагоприятным оказывается случай, когда на этих площадках имеются блестящие точки земли. Такими характерными точками являются крыши домов городов. Спокойному фону отражений от подстилающей поверхности соответствует сухая степь.
Рис. 3.3.4. Прием сигналов отражений от участков подстилающей поверхности
Характерной БРЛС с таким режимом квазинепрерывного излучения ВЧП является станция прицельной системы AWG-9 (см. [6.5]) американского самолета F-14, принятого на вооружение в 1974 г. С антенной в виде плоской волноводной щелевой антенной решетки диаметром 0,9 м, передатчиком на лампе бегущей волны со средней выходной мощностью 2,4 кВт и параметрическим усилителем на входе приемника, имеющим коэффициент шума 4,9 дБ, БРЛС AWG-9 обеспечивала обнаружение цели с эффективной поверхностью рассеяния ац = 3 м2 на встречных курсах на фоне земли при дальности до 185 км. Обнаружение цели на максимальной дальности БРЛС AWG-9 осуществляется с поиском по скорости без измерения значения дальности. Непосредственное измерение дальности до цели производится по запаздыванию импульсной последовательности с линейной частотной модуляцией несущей частоты. В режиме линейно-частотной модуляции частота зондирующих импульсов равномерно изменяется во времени на интервале такта излучения в диапазоне нескольких десятков килогерц. Без включения этого режима смещение частоты отраженных импульсов обусловлено лишь радиальной скоростью сближения с целью. При линейно-частотной модуляции формируется дополнительное смещение частоты в зависимости от дальности до цели. В этом случае сравнительно низкая точность измерения дальности до цели (1...2 км)
обусловлена принципом практически мгновенного измерения дальности. При этом снижаются потенциальные характеристики станции и измерение значения дальности обеспечивается по цели с ЭПР ац = 3 м2 начиная со 150 км.
В БРЛС AWG-9 организован режим сопровождения "на проходе" при сканировании антенны в азимутальной плоскости ±10, ±20, ±30, ±40 и ±65° одной, двумя, четырьмя или восемью строками (шириной около 2,5°) по углу места. N-кратное увеличение обозреваемой зоны по азимуту в градусах по сравнению с минимальной зоной приблизительно в №’25 раз сокращает максимальную дальность обнаружения цели. В каждой из зон станция AWG-9 может сопровождать до 24 воздушных целей и по шести из них выдавать целеуказание для организации одновременного пуска до шести ракет.
Полностью цифровой БРЛС импульсно-доплеровского типа являлась станция прицельной системы APG-63 самолета F-15. Основные особенности функционирования БРЛС APG-63:
использование режима КПП ВЧП, обеспечивающего в зоне ±30° по азимуту и 10° по углу места обнаружение цели с ЭПР ст = 3 м2 на встречных курсах на фоне земли при дальности 80... 100 км;
реализация режима КПП средней частоты повторения со сжатием импульсов на базе фазокодовой модуляции, обеспечивающего обнаружение цели с ЭПР Пц = 3 м2 на встречных и догонных курсах на фоне земли при дальности 40....50 км;
организация сопровождения "на проходе" до 10 целей при сканировании антенны, захват одной из целей и ее сопровождение с непрерывным подсветом для наведения ракет с полуактивными радиолокационными ГСП;
введена двухстрочная зона обзора с вертикальным сканированием луча в пределах -5...+45° вдоль продольной оси самолета для захвата цели посредством накренения самолета в ближнем маневренном бою с последующим переходом в режим непрерывной пеленгации цели при угловой скорости линии визирования до 20 град/с.
В БРЛС APG-63 использовалась такая же антенна, как и в БРЛС AWG-9 с гидроприводом, обеспечивающим отклонение луча в диапазоне ±60° по азимуту и углу места со стабилизацией положения антенны по крену, тангажу и рысканию. В этой станции установлены передатчик со средней мощностью 1 кВт и приемник с коэффициентом шума 4...6 дБ. Введен цифровой процессор сигналов, выполняющий обработку по алгоритму быстрого преобразования Фурье и по алгоритмам сжатия сложномодулированных импульсов.
Для измерения дальности обнаруженных целей в ППС и в ЗПС в режиме КНИ СЧП применялся способ оценки времени задержки отражения зондирующих сигналов. Использование в нем сжатия импульсов с введением фазокодовой модуляции позволяло сузить на порядок длительность импульсов и при эквивалентной их длительности 1 мкс иметь потенциальную точность измерения дальности ~150 м. Однако применение при КНИ СЧП зондирующих импульсов с частотой повторения ~10 кГц обусловливает неоднозначность определения дальности до цели и в общем случае неоднозначное измерение ее скорости. Эта неоднозначность разрешается при вобуляции частоты повторения зондирующих импульсов. Осложнение здесь вызывает наличие "пиков земли" и "альтиметра", в зоны которых не должны попадать стробы селекции по дальности режима КНИ СЧП.
Благодаря межкадровой обработке информации по обнаруженным целям, а также введению компенсационного канала приема и системы подавления мешающих отражений в области доплеровских частот в БРЛС APG-63 обеспечен низкий уровень ложных тревог при обнаружении цели.
Развитие отечественной радиолокации последней трети XX века шло в тех же направлениях, что и за рубежом. От конического сканирования луча при пеленгации целей (60-е годы) был совершен переход к многорежимной работе с реализацией режима внешней когерентности (70-е годы), режима внутренней когерентности и цифровой обработки данных (80-е годы) при работе по воздушным целям. Наращивается и уровень интеграции разрабатывавшихся систем: в 70-х годах радиолокатор комплексируется с теплопелен- гатором, в 80-х и 90-х годах создаются уже интегрированные радиолокационные прицельные комплексы и радиолокационные системы управления.
В таблице 3.3.1 приведены некоторые технические характеристики российских бортовых РЛС последних лет. Основные российские разработчики радиолокационных систем для истребителей и перехватчиков - НИИ приборостроения и НИИ радиостроения - находятся на передовых позициях мирового уровня среди компаний и фирм, работающих в этой области, во многих случаях являясь лидером в создании СУВ боевых самолетов.
В НИИ приборостроения были разработаны пошедшие в серию РЛС истребителей МиГ-31 и Су-27. Впервые в мировой практике на истребителе МиГ-31 была установлена ФАР с электронным сканированием луча, что обеспечило многоцелевой обстрел во всем диапазоне углов сопровождения целей. При создании БРЛС самолета Су-27 были реализованы: режим средней частоты повторения, измерение дальности до цели в режиме обзора, режим сопровождения "на проходе" воздушных целей. Из последних работ института следует отметить разработку совместно с Рязанским приборным заводом РЛПК "Оса" 'с миниатюрной ФАР "Скат-m" для легких фронтовых истребителей и работы по программе серийного освоения ФАР для истребителя Су-30МКИ.
В НИИ радиостроения (ОАО "Фазотрон-НИИР"), являющемся ведущим разработчиком бортовых РЛС и систем управления вооружением истребителей легкого и среднего классов, создано несколько типов бортовой радиолокационной техники и систем, в том числе РЛС и СУВ С-29 для самолета МиГ-29 (1986 г.), модернизированная СУВ С-29С самолета МиГ-29С (1993 г.). Объединением "Фазотрон" создано и изготовлено: семейство РЛС "Копье" ("Суперкопье", "Москит"), предназначенное для установки на самолеты МиГ-21-93, МиГ-23-98 и др.; семейство РЛС "Жук", ориентированное на модернизацию самолетов Су-27, МиГ-29 и др. Кроме того, ведутся работы по новому семейству РЛС с ФАР для оснащения легких истребителей типа МиГ-21 (РЛС "Фараон"), для средних истребителей - РЛС "Сокол-Ф" на основе РЛС "Жук". Разработка всех этих РЛС позволяет оснастить ими разрабатываемые и модернизируемые самолеты, придавая новые качества и расширяя функции авиационных комплексов, существенно увеличивая их боевую эффективность.
В современных условиях российские радиолокационные фирмы не потеряли свой научно-технический потенциал и продолжают успешно работать на внутреннем и международном рынках.
Наименование
БРЛС- 8Б
Н-001
Н-019
Копье- ИИ
Москит-23
Н-019М Топаз
Оса
Н-010 Жук
н-оюм Жук-27 (Жук-М)
Сокол
Радиолокационный прицельный комплекс
СУВ "Заслон"
СУВ С-27
СУВ С-29
СУВ "Копье"
СУВ "Москит"
СУВ С-29М4
РЛПК "Оса"
СУВ С-29С
С-27К (С-29УМ)
СУВ "Сокол"
Истребитель
МиГ-31
Су-27
МиГ-29
МиГ-21-93
МиГ-23-98
МиГ- 29СМТ-1
МиГ- 29УБТ, МиГ 21
МиГ-29С
Су-33, Су-27КУБ (МиГ-29СМТ-2)
Су-ЗОМК, Су-37
Тип антенны
ФАР
Кассегрена
ЩАР
ЩАР
ЩАР
ФАР
ЩАР
ЩАР
ФАР
Дальность обнаружения целей, км.
ППС
180...200
100
70
57
90
90
85
70...80
НО...130
170...180
ЗПС
60...80
40
40
25...30
40
40
40
35...50
40...65
60...80
Сц, М2
19
3
3
5
5
5
5
3
5
5
Зона со- провождения, град.
Азимут
±70
±60
±60
±40
±60
±70
±60
±85
±85...90
±70
Угол места
-60 + +70
±60
-45 + +60
±40
±60
-40 + +50
±60
-40 + +55
-40 + +55...60
±70
Количество сопровождаемых целей
10
10
10
8
10
10
8
10
10...20
24...30
Число одновременно атакуемых целей
4
1
1
2
2...4
2
4
2
2...4
6...8
Средняя мощность передатчика, Вт
2500
1000
1000
1000
>1000
700
1200
1200...1500
2000
Потребляемая мощность, кВт
31
8,5
8,5
3,6
8,5
12
12
Масса, кг
100...160
100
380
120
250
220...260
245
Надежность, ч / отк.
55
100
120
150
400...550
120
120...200
200
307
Технические характеристики российских БРЛС
Таблица 3.3.1
БРЛС перехватчика МиГ-31:разработка, испытания, принципы
Разработка импульсно-доплеровской БРЛС в составе системы управления вооружением "Заслон" самолета МиГ-31 в 1968 г. была передана НИИ приборостроения, который успешно выполнил к этому времени заказ по созданию зенитно-ракетного комплекса "Куб", проводил глубокую модернизацию его РЛС, имел опыт работы с системами непрерывного излучения.
Научно-техническое руководство созданием системы "Заслон" осуществлял Гришин В. К.(заместитель генерального конструктора объединения "Фазотрон", затем генеральный конструктор). Решение комплексных вопросов выполнялось под руководством главного конструктора разработки Федотчен- ко А. И.
Впервые в стране при разработке БРЛС системы "Заслон" была применена антенна с электронным сканированием луча на базе фазированной антенной решетки (ФАР). Цифровая система обработки информации сигнала и обмен информацией в системе осуществлялись с применением бортовой цифровой вычислительной машины. Эта БРЛС впитала самые последние достижения отечественной технологии. Дальность обнаружения ею цели типа F-16 в ППС составляет120 км и по цели типа В-1В - 200 км [3.9 - 3.13].
Новизна БРЛС системы "Заслон" состояла в следующем:
в качестве антенны использована пассивная ФАР с электронным сканированием в обеих плоскостях с углом отклонения луча ±70° по азимуту и -60°...+70° по углу места;
реализован режим КНИ высокой частоты повторения импульсов с частотой следования порядка 200 кГц;
введено двухпороговое обнаружение цели (вальдовское различение гипотез), в среднем вдвое сокращающее время ее обнаружения;
использована комбинированная временная диаграмма обзора пространства, дискретного сопровождения до 10 целей и непрерывного подсвета до четырех атакуемых целей;
по дискретно сопровождаемым целям реализована проводка в зоне прозрачности отраженных сигналов цели с точным определением дальности;
введена моноимпульсная пеленгация в дискретные моменты сопровождения цели, характеризуемая высокой точностью определения углового положения цели.
В состав БРЛС системы "Заслон" входят следующие блоки: антенна с системой электронного отклонения луча (рис. 3.3.5), передающее устройство, приемное устройство, задающий блок с системой синхронизации, система сопряжения с бортовой аппаратурой, цифровая вычислительная система, система объективного контроля.
В связи с отсутствием аналогов, технического опыта и необходимостью первыми решать сложные задачи, в процессе испытаний и при разработке аппаратуры выявились недостатки, устранение которых производилось путем изменения принятых технических решений и изготовления нового варианта аппаратуры.
Рис. 3.3.5. Фазированная антенная решетка ЕРЛС "Заслон"Рис. 3.3.5. Фазированная антенная решетка ЕРЛС "Заслон"Основные трудности при разработке фазированной антенной решетки возникли в обеспечении малого уровня шумов передающих устройств и большого динамического диапазона приемных устройств, захвата и сопровождения цели по дальности. В процессе работы менялись и идеи, и конструкция аппаратуры. Было спроектировано, изготовлено и испытано последовательно семь вариантов фазированной антенной решетки. У лучших изготовленных ФАР коэффициент использования поверхности антенны составлял 0,45...0,5 в широкой полосе частот при среднем уровне первых боковых лепестков 23...30 дБ и фоне 42...45 дБ. Были созданы теоретические основы построения ФАР и разработаны новые методики их проектирования, составлены программы расчета ФАР на ЭВМ.
Рис. 3.3.5. Фазированная антенная решетка ЕРЛС "Заслон"
Рис. 3.3.5. Фазированная антенная решетка ЕРЛС "Заслон"
Разработка передающих устройств производилась с учетом опыта, полученного при создании комплекса "Куб", в котором головка самонаведения ракеты работала на непрерывном излучении и канал
подсвета имел низкий уровень шумов. В отличие от канала подсвета комплекса "Куб", передатчик БРЛС должен был работать в импульсном режиме и в значительно большей полосе несущих частот. Уровень шумов требовался еще меньший. Проблема состояла в том, что гармоники сигнала, сведенные с частотой повторения импульсов, попадали в доплеровский диапазон приемника и создавали эффект ложной цели.
Следует отметить, что используемые в передающем устройстве БРЛС электронно-ламповые приборы не обладали достаточной надежностью. Производились непрерывные доработки этих приборов и передающего устройства по устранению выявленных недостатков. В процессе создания БРЛС было разработано, изготовлено и испытано четыре варианта передающего устройства.
Принципиальной особенностью приемного устройства в импульснодоплеровской БРЛС является то, что приемник должен без искажения одновременно усиливать слабые сигналы, соответствующие отражению от цели, и
сильные сигналы, отраженные от земли, причем отношение этих сигналов составляет 108-10|6раз. Для обеспечения этого режима динамический диапазон приемника должен быть не менее 80 дБ. Отсутствие требуемого динамического диапазона приводит к потере чувствительности приемника, в результате БРЛС "не видит" цель, летящую на малых высотах, особенно малоразмерную.
При разработке аппаратуры было выяснено, что существенные потери динамического диапазона возникают при просачивании сигнала передатчика в цепи первого гетеродина приемника, причем загрубление чувствительности происходит на 30...40 дБ. Эта проблема явилась одной из основных при раз-
работке приемного устройства. Много проблем возникало с наличием ложных сигналов. Устранение этих явлений производилось в основном экспериментальным путем, что потребовало много сил и времени. Выявленные недостатки в процессе испытаний были в основном устранены в четвертом варианте приемного устройства, который прошел все испытания и был запущен в серийное производство.
Бортовая вычислительная система в СУВ была построена на использовании одной БЦВМ "Аргон-15", которая также решала все задачи БРЛС. НИИ приборостроения разработал сопряжение с БЦВМ, все линии связи с бортовыми системами были цифровыми. Уникальность разработки, отсутствие необходимых знаний и методик приводили к возникновению ошибок, наложению сигналов различных уровней.
В ГосНИИАС в радиобезэховой камере с затуханием переотражений от стен не менее 40 дБ был установлен действующий комплект БРЛС и сопряженный с ее задающим блоком частот штатный имитатор отраженного сигнала от цели "Укроп". Установка БРЛС на подвижном основании и рупора имитатора на подвижной каретке "дороги" на расстоянии друг от друга более 25 м обусловило благоприятные условия физического моделирования процессов функционирования системы.
Создание в радиобезэховой камере на базе универсальной ЭВМ системы относительного перемещения цели и истребителя, управление с ее помощью подвижным рупором и трехстепенным стендом с расположенными на нем блоками БРЛС определило облик комплекса полунатурного моделирования (КПМ) системы "Заслон". С помощью КПМ стало возможным имитировать весь этап полета самолета с включенной БРЛС от обнаружения цели до применения по ней оружия. Это позволило проводить как предполетное, так и послеполетное моделирование для анализа результатов летных испытаний. Более того, получение хорошей сходимости результатов летных испытаний с материалами полунатурного моделирования радиолокационных процессов определило возможность замены части натурных работ испытанием аппаратуры на КПМ.
Практически полностью с помощью КПМ "закрывались" работы по оценке помехозащищенности БРЛС. Одновременно с проведением оценочных работ создавались и отрабатывались элементы помехозащиты БРЛС нового поколения. Наиболее сложные работы этого плана были связаны с введением в БРЛС компенсационного канала, обеспечивающего сопровождение цели в условиях действия мощных не совмещенных с целью помех. К началу проведения таких работ была создана и отлажена специальная аппаратура формирования помех и решены методические вопросы оценки помехозащищенности БРЛС.
Отработка системы в целом производилась комплексными подразделениями НИИ приборостроения с участием представителей ГосНИИАС и разработчиков аппаратуры. Порядок разработки в основном соблюдался по всему технологическому циклу: настраивались и сдавались заказчику блоки БРЛС, затем настраивались системы, далее они моделировались в НИИ приборостроения и затем в ГосНИИАС, отработка производилась на летающих лабораториях и боевых самолетах.
Для испытаний аппаратуры системы "Заслон" были использованы две летающие лаборатории на базе самолетов Ту-104, разработанные НПО "Взлет". На первой из них решались чисто радиотехнические задачи: отработка управления ФАР, процессов поиска и обнаружения целей. Летные испытания аппаратуры на первой летающей лаборатории начались весной 1973 г. Вторая летающая лаборатория начала полеты осенью 1975 г. Она была сориентирована на испытания в целом системы "Заслон", хотя на первых порах тоже отрабатывались радиотехнические вопросы, в частности вопросы захвата цели и дискретного ее сопровождения. На последующих этапах проводилась отработка сопряжения БРЛС системы "Заслон" с подвешиваемыми под крылом самолета ракетами. На летающих лабораториях была произведена отработка БРЛС в летных условиях, включая пуски ракет. Несмотря на это, аппаратура, установленная на боевых самолетах, оказалась неработоспособной. Как потом было выяснено, большое значение имело размещение аппаратуры на борту.
Первые полеты самолета МиГ-31 с БРЛС системы "Заслон" были выполнены в 1976 г., а в начале 1978 г. был совершен полет с обнаружением и сопровождением 10 целей. Проведение летных испытаний БРЛС системы "Заслон" проходило очень сложно. Требовалось переоборудование полигона в г. Ахтубинске с тем, чтобы на встречных курсах цели и истребителя дальность начального их вывода составляла более 200 км. Устанавливалась новая телеметрическая аппаратура внешнетраекторных измерений положения сближающихся объектов. Существенны были вопросы обеспечения безопасности от столкновения, поскольку оценивались также характеристики сопровождения цели на минимальной дальности, и пролеты цели относительно носителя составляли около 1 км.
Большие трудности при проведении летных испытаний БРЛС были связаны с оценкой ее тактико-технических характеристик в многоцелевой обстановке. Навстречу истребителю двигалось несколько целей, выдерживающих между собой определенные расстояния. Эти расстояния должны были быть такими, чтобы цели не выходили из зоны обзора БРЛС, особенно наклоненной вниз при маловысотном полете целей. Такие полеты, как правило, выполнялись комбинированными, т.е. с совмещением многих задач по оценке характеристик БРЛС.
В конце 1980 г. были закончены Государственные совместные испытания самолета МиГ-31. Принятый в 1981 г. на вооружение самолет МиГ-31 с БРЛС системы "Заслон" спустя многие годы не имеет себе аналогов в отечественной и зарубежной авиации.
БРЛС истребителя Су-27:создание, отработка, характеристики
В 1976 г. государственными органами было принято решение о создании самолета Су-27, имеющего БРЛС, не уступающую по тактико-техническим характеристикам станции прицельной системы APG-63 самолета F-15. Почти все отмеченные выше особенности БРЛС APG-63 вошли в техническое задание на разработку БРЛС самолета Су-27; кроме того, были заданы дополнительные
функции, реализация которых обеспечивала превосходство над прототипом. Эти функции определялись техническим заданием разработки нового типа антенны, работающей как щелевая антенная решетка в горизонтальной плоскости и как фазированная антенная решетка в вертикальной плоскости.
Электронное перемещение луча в вертикальной плоскости позволяло в режиме обзора при горизонтальном механическом сканировании луча практически мгновенно направлять его на ранее обнаруженные цели. Это обеспечивало при многострочном обзоре регулярное, в 2-3 раза более частое, чем только механическое, сканирование, а также обращение антенны к ранее обнаруженным целям. Радикально решался вопрос повышения точности прогнозирования положения цели в режиме сопровождения "на проходе" (СнП).
Значительное повышение точности режима СнП БРЛС самолета Су-27 по сравнению с механическим перемещением луча станции APG-63 позволяло рассматривать вопрос многоцелевого обстрела, что в то время было неосуществимым для самолета F-15 при использовании ракет с полуактивными радиолокационными головками самонаведения. На дальностях захвата головок этих ракет требуется дискретно-непрерывный подсвет целей, что в БРЛС, в частности самолета МиГ-31, обеспечивается последовательным электронным "перебросом" луча с одной цели на другую в зависимости от прогнозируемой дальности подлета к ним ракет.
В БРЛС самолета Су-27 решение задачи подсвета целей предполагалось выполнять посредством поворота антенны с удержанием ее луча на цели в течение интервала подсвета на такой угол, чтобы последующее перемещение луча на другую цель могло осуществляться электронным способом. В этом случае по функциям обстрела целей обеспечивалось приближение БРЛС самолета Су-27 к БРЛС системы “Заслон” с реализацией, по крайней мере, двухцелевого обстрела.
В целях дальнейшего развития истребительной авиации одновременно была задана разработка самолета МиГ-29 как легкого истребителя ВВС. Создание системы управления вооружением самолета Су-27 (С-27) было поручено НИИ приборостроения, а разработка СУВ С-29 - НИИ радиостроения.
В результате предварительной проработки технических требований было установлено, что возможна унификация основных блоков этих систем, а это может дать выигрыш при разработке и серийном производстве изделий. Соответствующие работы были поделены между институтами. НИИ приборостроения разрабатывал блоки: задающего устройства передатчика, устройства ввода и вывода, сопряжения с ракетами, БЦВМ, цифровых датчиков вал-код, бортовой части системы объективного контроля. НИИ радиостроения поручалась разработка элементов системы: высокочастотного и низкочастотного приемников, выходной ступени передатчика, наземной части объективного контроля, системы встроенного контроля. Остальные необходимые блоки каждое предприятие разрабатывало самостоятельно. Главным конструктором унифицированной системы был назначен генеральный директор и генеральный конструктор объединения "Фазотрон" Гришин В. К., главным конструктором СУВ С-27 - Бекирбаев Т.О., а главным конструктором СУВ С-29 - Кирпичев Ю. П.
При разработке унифицированной системы использовался опыт создания БРЛС системы "Заслон". В целях устранения недостатков, имевших место в этой системе, были приняты принципиально новые технические решения, особенно по разработке передающего устройства, системы синхронизации и управления. В соответствии с техническим заданием в систему вводились новые режимы, ранее не применявшиеся в системе "Заслон".
Главным условием разработки было время: работа должна была быть закончена через 2,5 года после ее начала. Обшими усилиями двух институтов был создан коллектив, способный выполнить эту работу. Между подразделениями институтов была распределена разработка отдельных устройств, пригодных для обеих систем. Их оказалось около 70% от общего объема аппаратуры. Программное обеспечение создавал для себя каждый институт. Коллективы работали дружно, и разработка аппаратуры была завершена в установленные сроки. И хотя при проведении летных испытаний были получены положительные результаты, из-за серьезных недостатков, выявленных в процессе проведения работ, дальнейшие испытания были прекращены.
Основные недостатки заключались в следующем:
БЦВМ разработки НИИ приборостроения оказалась неработоспособной;
большие отставания в создании программного обеспечения БЦВМ;
антенна с электронным сканированием в одной плоскости не соответствовала техническим требованиям.
В 1982 г. после рассмотрения состояния дел в ЦК КПСС Гришин В. К. был освобожден от занимаемой должности и назначен главным конструктором СУВ С-27, а Бекирбаев Т. О. - его заместителем. Приказом министра радиопромышленности была создана экспертная комиссия по рассмотрению дел по СУВ С-27, которая приняла решение:
разработку антенны прекратить и вместо нее поставить новую, на базе антенны БРЛС С-29, поручив разработку антенны НИИ радиостроения;
БЦВМ разработки НИИ приборостроения заменить на БЦВМ Ц-100 разработки ницэвт.
В БРЛС С-29 использовалась двухзеркальная антенна Кассегрена. Для БРЛС С-27 (рис. 3.3.6) нужна была антенна большего размера. Увеличение ее диаметра в полтора раза по сравнению с антенной БРЛС С-29 потребовало усиления прочности конструкции. Разработку этой антенны в короткие сроки провел коллектив НИИ радиостроения.
Было принято также решение для БРЛС С-27 использовать БЦВМ с долговременным запоминающим устройством, имеющим вдвое больший объем памяти, чем в БРЛС С-29. Это открывало возможности по дальнейшему совершенствованию математического обеспечения БРЛС.
Отмеченные проблемы вместе с другими задачами системы С-27 потребовали серьезных доработок математического обеспечения БЦВМ. В марте 1983 г. было получено заключение о готовности системы С-27 к проведению летных испытаний. После отладки аппаратуры С-27 на серийных самолетах Су-27 начался этап летно-конструкторских испытаний. Одной из первостепенных задач было подтверждение заявленных потенциальных характеристик
БРЛС. В режиме ВПЧ средняя дальность обнаружения цели с ЭПР с = 3 м2 по критерию "два из пяти" с вероятностью 0,5 составила 100 км.
Существенной особенностью режимов квазинепрерывного излучения, проявившейся при проведении летных испытаний, является наличие "слепых" ракурсов цели при смене полусферы ее наблюдения. В свободном пространстве при углах визирования цели ев > 3° над горизонтальной плоскостью смена полусферы цели связана с наличием "слепой" зоны шириной несколько градусов в районе ракурса цели q = 90°. Такая зона не вызывает трудностей и легко преодолевается при инерционном сопровождении цели. Другая картина наблюдается при вертикальном угле визирования цели ев< 3°, когда при смене полусферы атаки, как правило, захватывается "пик земли". Для исключения захвата "пика земли" при ракурсе цели в диапазоне углов ~ 85... 105° ее сопровождают инерционно.
Рис. 3.3.6. Бортовая РЛС истребителя Су-27
Существуют разные тактические приемы компенсации срыва последующего сопровождения БРЛС цели при принудительном ее переходе на инерционное сопровождение. Вместе с тем известны способы обеспечения работы БРЛС в диапазоне углов "слепых" ракурсов цели. В ТТЗ на самолет Су-27 задавалась всеракурсность атаки цели. Это определяло необходимость проведения доработок БРЛС для обеспечения такого требования. Значительного объема отработки на комплексе полунатурного моделирования ГосНИИАС требовали также вводимые на этом этапе элементы помехозащиты БРЛС. На КПМ имитировался почти весь заданный перечень радиолокационных помех. Причем, поскольку проводилось траекторное управление истребителем и целью, постановка помех могла совмещаться с маневрированием цели и преодолением, в частности, "слепых" ракурсов БРЛС. Были проверены все режимы функционирования БРЛС, включая ее помехозащищенность. Имитировались следующие виды помех: широкополосные шумовые совмещенные и
вынесенные с эквивалентной плотностью интенсивности излучения до нескольких киловатт на мегагерц, многоточечные шумовые помехи, включая мерцающие, прицельные узкополосные типа доплеровского шума, импульсные помехи различной последовательности, имитационные помехи типа увода по скорости цели, комбинированные (различное сочетание видов помех).
Значительное внимание уделялось обратным переходам при постановке прерывистых помех, когда БРЛС при низкой частоте включения помех необходимо переходить то на сопровождение "чистой" цели, то на совмещенную с ней шумовую помеху. Временные задержки с переключением таких режимов БРЛС при интенсивном маневрировании цели приводя! к значительным динамическим ошибкам ее сопровождения. В процессе проведения таких работ были найдены эффективные решения повышения помехозащищенности БРЛС.
В начале 1984 г. завершены летно-конструкторские испытания самолетов Су-27; последовавшие за этим совместные летные испытания были успешно проведены за два месяца. По окончании этих испытаний в математическом обеспечении системы С-27 были учтены обнаруженные недостатки. В 1985 г. самолет Су-27 с этой доработанной редакцией математического обеспечения системы С-27 принимается на вооружение страны. В конце 1983 г. завершились также совместные испытания самолета МиГ-29 с СУ В С-29. Следует отметить, что при создании обоих самолетов удалось сохранить облик унифицированной системы.
Системы управления вооружением
Бортовое радиоэлектронное оборудование самолетов МиГ-31 и Су-27 состоит из ряда сложных функциональных систем, во взаимодействии осуществляющих решение задач боевого применения и управления всеми видами вооружения. Центральным элементом бортового комплекса истребителей- перехватчиков ПВО является система управления вооружением (СУВ). Далее описываются состав и решаемые задачи систем управления вооружением РП-31 "Заслон" перехватчика МиГ-31 и С-27 истребителя Су-27. Общие характеристики этих СУВ и вооружения самолетов, а также данные по специальному оборудованию и боевым задачам приведены в табл. 3.4.1.
Состав и описание бортовой СУВ"Заслон” перехватчика МиГ-31
Система управления вооружением самолета МиГ-31 (система "Заслон") включает (рис. 3.4.1) обзорно-прицельную систему, систему управления оружием, блоки сопряжения с вооружением.
Система "Заслон" сопрягается с основным радиоэлектронным оборудованием самолета:
системой автоматического управления;
навигационным комплексом;
бортовой частью аппаратуры наземной АСУ;
аппаратурой системы государственного опознавания (ГО) с включением в состав системы "Заслон" блока запросчика ГО;
аппаратурой межсамолетной телекодовой связи и передачи данных на землю.
Обзорно-прицельная система, в свою очередь, включает:
радиолокационный канал на базе БРЛС;
тепловой канал в составе обзорно-следящего теплопеленгатора;
цифровую вычислительную систему;
систему индикации;
пульты управления.
В системе "Заслон" впервые в мире для самолетных БРЛС дальнего действия применена трехканальная (радиолокационный канал, канал подсвета и канал системы определения госпринадлежности) антенная система в виде моноблочной фазированной решетки с быстрой электронной перестройкой положения луча в пространстве и цифровое устройство узкополосной доплеровской фильтрации.
Впервые на борту отечественного истребителя в составе СУВ "Заслон" реализованы импульсно-доплеровская обработка сигналов, дискретно-непрерывный подсвет, индикатор тактической обстановки, бортовая цифровая вычислительная система.
Таблица 3.4.1
Характеристики систем управления вооружениеми вооружения истреби телей МиГ-31 и Су-27
Тип самолета
МиГ-31
Су-27
Наименование СУВ
РП-31 "Заслон"
С-27
Основные боевые задачи
8 е
& 1=1
при командном наведении
В АСУ "Луч", "Воздух-1М", АК РЛДН "Шмель”
при полуавтономных действиях
В АСУ "Луч", "Воздух-1М" при БН и БП
при групповых действиях
С использованием ИТО и АЛД
С использованием
ИТОиТКС
Сопровождение за линией фронта
Не задано
С использованием ИТОиТКС
Дальний ракетный бой
На больших и средних дистанциях с сохранением обзора после пуска ракет с РГС с использованием РЭП
Ближний маневренный воздушный бой
Не задано
С аппаратурным и алгоритмическим обеспечением
Атака наземных целен
В условиях визуальной видимости цепи
Диапазон параметров полета перехватываемых целей
Высота Нц, км: максимальная минимальная
30 0,05
27
0,03
Скорость Vlmx, км/ч
3700
3500
Число одновременно обстреливаемых целей
4
2
Автоматизация пилотирования на боевых режимах
Автсьппнесиэе и л рж- rq»e утраматне от САУ-155МП с ЦНГУ
Aвto^ввнecкne, дгрж- торнэе и коьйнфоватюе ураните от САУ-27сЦ1ПУ
Вооружение
РБД
Количество и наименование
4vP-33
—
Дальности пуска ППС/ЗПС, км
120 / 40
РСД
Количество и наименование
2хР-40Д
4хР-27Э
Дапьносш пуска ППС/ЗПС, км
40/20
70 / 43
РМД
Количество и наименование
4-Р-60
б-Р-73
Д альнос ти пуска ППС/ЗПС, км
-/ 8
9/12
спв
Наименование
ГШ-23-6
ГШ-301
Калибр, мм /число снарядов
23 / 260
30 / 150
Характеристики
ста
РЛС
Антенна
Фазированная решетка
Кассегрена
Дальность обнару- ження (оп=Зм3), км
ппс
120...130
85...100
зпе
45...60
30...40
Число сопровождаемых целей
10
10
Зона сопрово- ядов я цепей, град
по азимуту
±70
±60
ш углу места
+70...-60
±60
ТП.ОЛС
Наименование
8ТК
36Ш
Даинхя.ойфужЕннЗИТПГК'.км
40/-
50/15
Индикация
ПШ1-70В, ИТО-Л, ИТО
КАИ "Нарцисс", ИТО
БЦВМ
"Аргон-15"
СЦВ-1: Ц-100
СЦВ-2: Ц-100
Комплекс
СВЯЗИ
"Земля-борГ
"Радуга-Борт МБ"5 У15К
БАН "Спектр" 11Г6
"Борт-борт"
АПД-518
ТКС-2-27
Комплекс обороны
Станция предупреждения об излучении
"Береза МП"
"Береза МП"
Crain ри активных помех
—
"Сорбция-С"
Устройство сброса пассивных помех
АПП-50
АПП-50
Принципы построения БРЛС системы "Заслон", история ее разработки и испытаний освещены в п. 3.3.2. Здесь приведем некоторые технические параметры БРЛС 8Б [3.2]:
Зона обзора (угол места / азимут), град: за 5,5 с 5/45
за 8,7 с 20/90
Возможные перемещения центра зоны обзора, град ±35
Зона сопровождения - полуконус с углом при вершине, град: в верхней полусфере 140
в нижней полусфере 130
Время перемещения луча из данной позиции в любую другую, мс~ 1,3
Динамический диапазон приемника, дБ 80
Ширина диаграммы направленности антенны, град: 2,5
Средняя мощность передатчика радиолокационного сигнала, кВт2,5
Мощность непрерывного излучения передатчика подсвета, кВт2,0
Коэффициент приемника, дБ 5,5
Диаметр антенны, мм 1100
Потребляемая мощност ь питания, кВт переменного тока 400 Гц, 200 В 31
постоянного тока 27 В 2
Рис. 3.4.1. Структурная схема системы управления вооружением "Заслон"
Работу и реализацию функциональных возможностей БРЛС обеспечивает БЦВМ. На нее возлагаются задачи организации работы БРЛС, управления аппаратурой и обработки радиолокационной информации. БЦВМ решает также и другие задачи СУВ.
Цифровая вычислительная система СУВ "Заслон"
Входящая в СУВ бортовая ЦВМ составляет вместе с расширенными устройствами ввода и вывода информации бортовую специализированную цифровую вычислительную систему. С помощью БЦВС решаются задачи радиолокационного канала СУВ и все задачи, требующие выполнения численных расчетов и формирования высокоточного управления.
В задачах радиолокационного канала БЦВС на каждом такте перемещения луча БРЛС производит расчет управления фазированной антенной решеткой, расстановку стробов приемных устройств, формирование сетки частот для проведения спектрального анализа принимаемых сигналов, организует прием данных блока цифрового обнаружения и выполняет вторичную обработку информации. БЦВС обеспечивает также общую диспетчеризацию работы устройств БРЛС, формирует управление в каналах дальнометрирования и углового сопровождения цели.
БЦВС сопрягается с блоком обработки информации обзорно-следящего теплопеленгатора и обеспечивает: выдачу целеуказания головкам самонаведения ракет, управление истребителем, организацию групповых действий самолетов, отображение пилотажно-прицельной, обзорной и тактической информации на экранах системы индикации.
Система связей БЦВС с абонентами бортовой радиоэлектронной аппаратуры принята радиального типа по каналам связи с тестированными видом и уровнем передаваемых по ним электрических сигналов. Связь БЦВС с блоками подсистемы (с цифровыми обнаружителями сигналов, с пультами управления, с индикацией и т. д.) определяется высокой частотой решения задач внутри подсистемы, большими потоками информации, требованием минимального времени реакции на запрос обслуживания любого блока подсистемы. Это обусловливает введение в подсистемах СУВ унифицированной цифровой параллельной магистрали, управление которой осуществляет БЦВС, а блоки подсистемы подключаются к магистрали через устройства сопряжения по инициативе БЦВС.
Блоки аналоговых устройств в составе подсистем СУВ преобразуют управляющие сигналы в аналоговую форму и наоборот. Поэтому наряду с параллельной магистралью БЦВС в состав ее устройств ввода и вывода информации входят также аналого-цифровые и цифроаналоговые преобразователи.
В качестве базового цифрового вычислителя в БЦВС используется БЦВМ "Аргон-15". Эта БЦВМ характеризуется следующими данными:
Эффективная производительность, тыс. опер/с ~100
Оперативное запоминающее устройство. Кбайт 4
Постоянное запоминающее устройство. Кбайт 72
Возможность оперативных доработок программ посредством перепрошивки ферромагнитных колец устройств долговременной памяти;
Наличие параллельных и последовательных каналов обмена;
Время наработки на отказ, ч 500
Масса, кг 53
Потребляемая мощность, Вт 250
Система индикации СУВ "Заслон"
Система индикации СУВ включает: прицельно-пилотажный индикатор (ППИ-70В); малый индикатор тактической обстановки (ИТО-1), устанавливаемый в кабине летчика-пилота; большой индикатор тактической обстановки (ИТО-2), устанавливаемый в кабине летчика-оператора; обзорный сдвоенный индикатор радиолокационного и теплового каналов; электронный блок; блок электропитания.
Электронно-оптический индикатор ППИ-70В формирует информацию в буквенно-цифровом и графическом виде на экране электронно-лучевой трубки с последующим переносом этого изображения на полупрозрачный отражатель посредством коллиматорной системы. Этот индикатор выполнен на проекционной трубке с высокой яркостью для обеспечения работы без применения тубуса при прямом освещении солнца.
Электронные индикаторы прямого видения ИТО-1 и ИТО-2 отображают информацию в буквенно-цифровом и графическом виде с большим количеством символов. Устройство ИТО-1 отличается от ИТО-2 значительно меньшими размерами, сокращенным объемом отображаемой информации и дополнительным усилителем подсвета изображения с датчиком освещенности для обеспечения работы в незатененной кабине летчика-пилота.
В кабине штурмана-оператора размещается сдвоенный обзорный индикатор, блок формирования луча каждого из экранов которого сопрягается непосредственно с выходными приемными устройствами ЕРЛС и теплопеленгатора. Частота повторения информации на экранах индикации 50 Гц, что обеспечивает нормальное восприятие летчиком информации с экранов индикаторов.
Электронный блок системы индикации выполняет функции: сопряжения с информационной магистралью СУВ, записи, хранения и регенерирования символов ППИ, ИТО-1 и ИТО-2, записи, хранения и регенерирования обзорной информации с имитацией послесвечения отметки цели с заданным временем.
Блок электропитания обеспечивает формирование всей сети напряжений, необходимых для работы системы индика-
Кабина штурмана-оператора МиГ-31 ции, включая высоковольтное питание электронно-лучевых трубок.
Индикаторы тактической обстановки являются знакографическими быстродействующими индикаторами разработки НИИП с использованием специальной электронно-лучевой трубки, которая имеет оптическое окно, позволяющее фотографировать изображение с обратной стороны экрана, не мешая наблюдению. При модернизации системы "Заслон" применена цветная вибростойкая трубка, обеспечивающая наблюдение информации даже при засветке солнцем.
Обзорно-следящий теплопеленгатор
В состав СУВ "Заслон" входит обзорно-следящий теплопеленгатор с обозначением 8ТК. Разработка 8ТК была задана ЦКБ "Геофизика" (главный конструктор Хорол Д. М.) в 1970 г. Основное назначение теплопеленгатора 8ТК - обеспечение скрытности атаки истребителя в ЗПС перехватываемой цели. Предполагалось, что при выводе истребителя МиГ-31 наземной АСУ в ЗПС цели теплопеленгатор 8ТК обнаруживает цель по инфракрасному излучению факела двигателя и организует ее сопровождение с точностью, достаточной для применения по ней ракет с ТГС.
В технических требованиях на теплопеленгатор 8ТК задавалось его использование только на большой высоте полета самолета МиГ-31, что определило конструкцию в виде тубуса, выдвигаемого в нижней части фюзеляжа самолета. Вращающийся в одну сторону барабан с системой зеркал обеспечивает фокусирование теплового изображения в точке на его оси, в которой размещается чувствительное приемное устройство теплопеленгатора, охлаждаемое до температуры жидкого азота.
Это приемное устройство представляет собой линейку из чувствительных элементов, обеспечивающих при постоянном наклоне вращающегося в азимутальной плоскости объектива обзор по углу места около 6°. Вращение объектива создает обзор в азимутальной плоскости в секторе 120°. Изменение наклона объектива дает возможность формировать другие 6° строчки обзора по углу места, что в целом обеспечивает прием информации в полном поле обзора.
В этом поле обзора в зависимости от режима работы СУВ формируется большая или малая зона обзора. Центр устанавливается по целеуказанию БРЛС, наземной АСУ либо летчиком-оператором посредством перемещения с помощью кнюппеля метки центра зоны обзора по экрану обзорного индикатора. При ведущем радиолокационном канале СУВ выдает целеуказание тепло- пеленгатору 8ТК по сопровождаемой БРЛС цели; формируется зона ±3 х ±3° относительно линии визирования этой цели. Аналогично формируется малая зона по выделенной оператором цели при ведущем тепловом канале СУВ.
В случае назначения атаки по выделенной цели теплопеленгатор захватывает обнаруженную цель, ближайшую к центру малой зоны обзора; организуется режим автосопровождения цели с постоянной выдачей ее угловой информации в СУВ. Средняя дальность обнаружения типового истребителя в ЗПС при работе его двигателя в режиме "Максимал" составляет ~ 40 км.
Из основных технических данных теплопеленгатора 8ТК отметим следующие [3.2]:
Зона обзора (азимут / угол места), град: за время 0,25 с 6/6
за время 0,9 с 30/13
Зона сопровождения, град: по азимуту 120
по углу места 40
Разрешающая способность по углам, угл. мин15
Потребляемая мощность, кВт 1,3
Наработка на отказ, ч 350
Масса, кг 124
21 - 4094
В 1977 г. опытные образцы теплопеленгатора 8ТК поступили на стендовые и летные испытания. На стенде отрабатывалась динамика сопровождения цели и помехозащищенность 8ТК. в частности, обеспечение выделения в группе одной атакуемой цели при различных фоновых ограничениях. По материалам испытаний проводились доработки программного обеспечения и внедрялись предложения по усовершенствованию аппаратуры. В конце 1980 г. был выполнен весь объем испытаний по теплопеленгатору 8ТК, и в следующем году он в составе аппаратуры самолета МиГ-31 принят на вооружение.
Связь СУ В с оружием
Блок связи и контроля, входящий в состав СУВ, формирует необходимые сигналы и команды в соответствии с временным графиком подготовки к пуску ракет. Непосредственно подготовка ракет к пуску и их пуск выполняются системой управления оружием (СУО).
В состав СУО входят: блоки логики и автоматики, индикатор подвесок, пульт управления подготовкой и применением ракет, щиток наземной подготовки.
СУО обеспечивает:
выдачу в СУВ сигналов о типе, количестве и месте подвешиваемого оружия;
установку вариантов и режимов применения оружия на земле с возможностью переключения их в воздухе;
выдачу на индикацию сигналов о выбранном оружии, его состоянии, о расходе и остатке боекомплекта;
автоматическое переключение при "иесходе" ракет с любой точки подвески на применение других ракет того же типа, готовых к пуску.
В системе "Заслон" выбор типа ракет производит летчик-оператор посредством перевода соответствующего переключателя на пульте управления. Для применения оружия в кабине летчика-пилота на ручке управления самолета установлена боевая кнопка "Пуск" и имеется дополнительный переключатель для использования этой кнопки при применении оружия по визуально видимым целям.
Система СУО взаимодействует с оборудованием СУВ по цифровым линиям связи. В ее специализированном цифровом логическом устройстве решаются задачи СУО по подготовке и применению ракет.
Состав и характеристики СУВ С-27 самолета Су-27
Система управления вооружением самолета Су-27 (система С-27) включает (рис. 3.4.2): радиолокационную обзорно-прицельную систему; оптикоэлектронную прицельную систему; систему управления оружием; блоки сопряжения с вооружением.
Система С-27 сопрягается со следующими элементами БРЭО:
пилотажно-навигационным комплексом;
бортовой частью аппаратуры командной радиолинии управления;
Рис. 3.4.2. Структурная схема системы управления вооружением С-27
аппаратурой системы государственного опознавания с включением в состав системы С-27 блока запросчика ГО;
аппаратурой межсамолетной телекодовой связи и передачи данных на землю;
бортовым комплексом обороны самолета.
Радиолокационная обзорно-прицельная система, в свою очередь, включает: БРЛС, цифровую вычислительную систему, систему единой индикации, пульты управления.
Принципы построения БРЛС системы С-27, структура и основные ее тактико-технические характеристики приведены в п. 3.3.3. Работу и реализацию функциональных возможностей БРЛС обеспечивает БЦВМ. На нее возлагается организация режимов БРЛС, управление аппаратурой и обработка принимаемой информации. С помощью этой БЦВМ решаются также и другие задачи радиолокационного канала СУ В: управление истребителем, организация групповых действий самолетов, целеуказание головкам самонаведения ракет и выдача им команд радиокоррекции, организация информационного обмена
2Г
с радиоэлектронной аппаратурой, отображение пилотажно-прицельной, обзорной и тактической информации на экранах системы единой индикации.
Для решения аналогичных задач теплового канала СУВ используется вторая БЦВМ. Структура двух независимых информационных каналов с последующей обработкой и выходом на средства поражения целей значительно повышает живучесть системы и позволяет распараллелить работы при ее отладке.
Цифровая вычислительная система СУВ С-27
Входящие в СУВ две БЦВМ, обеспечивающие работу радиолокационного и теплового каналов, именуются подсистемными специализированными цифровыми вычислителями (СЦВ) и обозначаются соответственно СЦВ-1 и СЦВ-2.
Идея использования двух универсальных подсистемных СЦВ, связанных обработанными информационными потоками, положена в основу формирования бортовой цифровой вычислительной системы (ЦВС). Система связей ЦВС с абонентами бортовой радиоэлектронной аппаратуры принята радиального типа по каналам связи с гостированными видом и уровнем передаваемых по ним электрических сигналов. Связь подсистем СУВ также обеспечивается гостированными линиями низкочастотного обмена вторично обработанной информацией.
Связь СЦВ с блоками подсистемы (цифровыми обнаружителями сигналов, пультами управления, индикаторами и т.д.) определяется высокой частотой решения задач, большими потоками информации, требованием минимального времени реакции на запрос обслуживания любого блока. В подсистемах СУВ используется унифицированная цифровая параллельная магистраль, управление которой осуществляют подсистемные СЦВ, а блоки каждой подсистемы подключаются к магистрали через устройства сопряжения по команде СЦВ.
Наличие исполнительных устройств, таких, как приводы антенн БРЛС, ставит задачу преобразования управляющего сигнала в аналоговую форму и наоборот. Это определяет необходимость наряду с параллельной магистралью в составе каждой под системной СЦВ иметь также аналого-цифровые и цифро-аналоговые преобразователи.
В качестве подсистемных СЦВ в ЦВС системы С-27 использовались БЦВМ 3-го поколения А-2009 (Ц-100) разработки НИЦЭВТ. На заключительном этапе испытаний системы С-27 в радиолокационный канал вместо БЦВМ Ц-100 со средними интегральными схемами была введена аналогичная БЦВМ Ц-101 с большими интегральными схемами. Эта БЦВМ характеризуется следующими данными:
Эффективная производительность, тыс. опер/с - 425
Оперативное запоминающее устройство, Кбайт 16
Постоянное запоминающее устройство, Кбайт 128
Возможность оперативных доработок программ на базе использования элементов рспрограммируемой долговременной памяти;
Наличие паралле 1ьных и последовательных каналов обмена;
Время наработки на отказ, ч 1000
Масса, кг 20
Потребляемая мощность, Вт 200
Сравнительный анализ эффективности БЦВМ производится посредством единичных показателей, таких, как производительность, объем памяти, надежность, масса, энергопотребление. При этом применяют процедуры многокритериальных задач и, в частности, принцип относительных оценок. При использовании относительных оценок абсолютные количественные характеристики Ну (i - номер исследуемого качества, j - тип БЦВМ) переводятся в относительные по следующим правилам:
Н — Н н — н
И — / , min j л — / ) iJ 1 ‘max
°и i H H — н ’ i max 11 i min i max 11 i min
где /, - нормирующий множитель, принимающий значение 1, если критерий Hj нормальный и значение 0, если критерий Ц инверсный; Himax и Himin — максимальное и минимальное значение i-ro частного критерия сравниваемого ряда БЦВМ соответственно. Обобщенный показатель эффективности j-й БЦВМ определяется соотношением Н, = sum (А, Ноу), где А, - экспертные оценки весовых коэффициентов, учитывающие значимость i -го качества.
Рассчитанный по данным соотношениям для сравнительной характеристики ряда БЦВМ [3.3, 3.7] обобщенный показатель эффективности БЦВМ Ц-101 составляет Н1= 1,22. Аналогичный показатель эффективности БЦВМ "Аргон-15" самолета МиГ-31 для тех же весовых коэффициентов имеет значение Н2 = 0,40.
Система индикации СУВ С-27
В состав системы индикации СУВ входят: прицельно-пилотажный индикатор (ППИ), индикатор тактической обстановки (ИТО), электронный блок, блок электропи тания.
Устройство ППИ представляет собой электронно-оптический индикатор с формированием информации в буквенно-цифровом и графическом виде на экране электронно-лучевой трубки и последующим переносом этого изображения на полупрозрачный отражатель посредством коллиматорной системы; применяется проекционная трубка с высокой яркостью, работающая в двух режимах вывода прицельно-пилотажной информации: буквенно-цифровом и графическом с количеством символов 120 и 60 совместно с обзорной информацией на 60-строчном растре.
Устройство ИТО представляет собой электронный индикатор прямого видения с формированием отображаемой информации в буквенно-цифровом и графическом виде с необходимым количеством символов.
Индикаторы ППИ и ИТО могут взаимно дублировать друг друга. Частота повторения информации на экранах ППИ и ИТО - 50 Гц. В состав индикаторов входят субблок с отклоняющей и фокусирующими системами, узлы развертки и усилитель подсвета с датчиком освещенности. Система индикации обеспечивает нормальное восприятие летчиком изображения на экранах индикаторов без применения тубуса при прямом освещении солнца.
Электронный блок системы индикации выполняет функции:
сопряжения с информационной магистралью СЦВ-2;
записи, хранения и регенерирования символов ППИ и ИТО;
записи, хранения и регенерирования обзорной информации с имитацией послесвечения отметки цели с заданным временем;
формирования аналоговых напряжений развертки луча;
формирования всей необходимой синхронизации, в том числе в режимах выключения БРЛС.
Оптико-электронная прицельная система
Входящая в состав СУВ С-27 оптико-электронная прицельная система ОЭПС-27 разработана в ЦКБ "Геофизика" (главный конструктор Хорол Д. М.). Она предназначена для поиска, обнаружения и сопровождения воздушных целей по их инфракрасному излучению, определения координат линии визирования при работе летчика по визуально видимым целям, измерения дальности и решения задач прицеливания по воздушным и наземным целям.
В состав ОЭПС-27 (рис. 3.4.3) входят:
оптико-локационная станция (ОЛС-27), состоящая из обзорно-следящего теплопеленгатора и лазерного дальномера;
нашлемная система целеуказания (НСЦ);
специализированный цифровой вычислитель (СЦВ-2).
Рис. 3.4.3. Оптико-электронная прицельная система ОЭПС-27Рис. 3.4.3. Оптико-электронная прицельная система ОЭПС-27Разработка НСЦ под шифром "Щель" выполнена в ПО "Арсенал" (г. Киев). В качестве СЦВ-2 использована БЦВМ Ц-100, математическое обеспечение которой разработано в ГосНИИАС.
Рис. 3.4.3. Оптико-электронная прицельная система ОЭПС-27
Рис. 3.4.3. Оптико-электронная прицельная система ОЭПС-27
Моноблок ОЛС включает следующие основные устройства:Моноблок ОЛС включает следующие основные устройства:В состав ОЛС входят: моноблок ОЛС, электронный блок теплопеленгатора, блок питания теплопс- ленгатора, блок управления дальномера, электронный блок дальномера, блок питания дальномера.
Моноблок ОЛС включает следующие основные устройства:
Моноблок ОЛС включает следующие основные устройства:
общий для теплопеленгатора и дальномера узел сканирования, предназначенный для просмотра заданных полей обзора и направления оптической оси в любую точку зоны обзора в режимах отработки целеуказания и автосопровождения;
оптико-механическое устройство теплопеленгатора, обеспечивающее прием и модуляцию инфракрасного излучения, преобразование его в электрический сигнал, усиление и оптимальную частотную обработку видеосигнала;
блок пневмопитания теплопеленгатора, предназначенный для охлаждения чувствительных элементов приемного устройства до температуры жидкого азота;
присмопередающес устройство лазерного дальномера, обеспечивающее формирование зондирующих импульсов излучения в соответствии с необходимым режимом работы, приема и обработки отраженных импульсов от цели.
Электронный блок теплопеленгатора выполняет:
преобразование и обмен информацией с СЦВ-2;
обработку всей информации, поступающей с оптико-механического устройства теплопеленгатора;
выработку сигналов управления приводами сканирующего зеркала и модулятора по командам, поступающим из СЦВ-2;
выработку сигналов контроля работы теплопеленгатора.
Блок управления дальномера предназначен для обеспечения необходимого режима работы оптического квантового генератора и формирования импульса, необходимого для блокировки измерительной части дальномера на время от момента поджига лампы "накачки" квантового генератора до момента его излучения.
Электронный блок осуществляет выработку напряжений питания приемопередающей части дальномера, прием и выдачу команд для управления его режимами, измерение временных интервалов от опорного до эхо-импульса и выдачу информации о дальности до цели.
В конструкции ОЛС обзор пространства осуществляется с помощью качания в двух взаимно перпендикулярных плоскостях закрепленного в карда- новом подвесе зеркала. Это зеркало в режиме автосопровождения является исполнительным элементом следящей системы, которая обеспечивает непрерывное совмещение оптической оси теплопеленгатора и лазерного дальномера с направлением на цель. Такое совмещение необходимо для обеспечения минимально возможного растра луча квантового генератора. При этом требования по точности совмещения осей теплового и лазерного каналов лежат в пределах нескольких минут.
В фокальной плоскости объектива располагается фотоприемник, предназначенный для приема инфракрасного излучения. Мгновенное поле его зрения реализуется по углу места линейкой чувствительных элементов фотоприемника, охватывающих при прокачке зеркала в азимутальной плоскости объектива строку по углу места шириной около 3°. Просмотр полей обзора осуществляется посредством прокачки зеркала, закрепленного в кардановом подвесе. С помощью того же карданового подвеса осуществляется перенос по внешнему целеуказанию центра зон.
Переход в поле захвата 3x3° формируется по поступлению из СЦВ-2 соответствующей команды. Если в этом поле находится одна цель, ОЛС переходит в режим автосопровождения, если же несколько, то вводится дополнительная обработка поступающей информации и регулировка тракта усиления приемника.
Оптический квантовый генератор, являющийся излучателем дальномера ОЛС, располагается на неподвижном основании, и его излучение с помощью системы зеркал направляется по оптической оси объектива, который для лазерного излучения является приемопередающим. Значительная мощность излучения квантового генератора определяет ограничение на борту по энергетике питающих его устройств, что, в свою очередь, обусловливает введение ограничений на применение дальномера и использование его в дежурном и рабочих режимах.
Входящая в состав ОЭПС система НСЦ включает:
нашлемное визирное устройство, укрепляемое на шлеме летчика;
блок оптической локации со сканерным устройством определения поворота головы летчика;
блок электроники, обеспечивающий работу сканирующего устройства и определение координат линии визирования цели.
По визуальному каналу ОЭПС с помощью аппаратуры НСЦ обеспечивает:
возможность поиска летчиком цели в зоне ±60° по азимуту и от -15 до +60° по углу места;
измерение координат линии визирования при слежении за целью со скоростью линии визирования 20 градУ.
ОЭПС сопряжен с двумя СЦВ СУВ, с пилотажно-навигационным комплексом, с системой управления оружием и с пультом управления.
По инфракрасному каналу ОЭПС обеспечивает:
автономный поиск воздушных целей в поле обзора размером 60° по азимуту и 10° по углу места с возможностью переноса в полной зоне обзора ±60° по азимуту и от -15 до +60° по углу места относительно строительной оси самолета;
обнаружение в простых метео- и фоновых условиях на средних высотах типового истребителя при работе его двигателей в режиме "Максимал" на дальностях от 15 км до 50 км в зависимости от ракурса цели q при изменении его от 0/4 до 4/4;
автоматический захват обнаруженной цели в зоне 3 х 3° на дальности, равной 70% от дальности обнаружения;
автоматическое сопровождение воздушной цели в полной зоне обзора при максимальных возможных значениях угловой скорости линии визирования 25 градУ.
Диапазон измеряемых дальностей лазерным дальномером, входящим в состав ОЛС, составляет 0,3...3,0 км при работе по воздушным целям и 0,3...5,0 при работе по наземным целям. Точность измеряемых координат достигает: по углам - 5', по дальности - 10 м [3.14].
Введение в СУВ аппаратуры, работающей в диапазоне оптических и инфракрасных длин волн, обеспечивает выполнение скрытности обнаружения, увеличение точности измерения координат по углу и по дальности и позволяет дублировать в основных режимах работу БРЛС. После получения информации о всех целях, находящихся в поле обзора, осуществляются выбор атакуемой цели, ее захват и сопровождение с выдачей координат головкам самонаведения ракет. В процессе организации боя ОЭПС выдает необходимую информацию для управления самолетом и пуска ракет.
В отсутствие визуальной видимости аналогично организуется ракетный бой на любых дальностях до цели. При этом используется дальномер на допустимых дальностях его работы. В условиях визуальной видимости воздушный бой происходит по следующей схеме: визуальное обнаружение цели - наведение с помощью НСЦ зоны автоматического захвата ОЛС - захват цели ОЛС - сопровождение цели - целеуказание головкам самонаведения. Одновременно с наведением ОЛС координаты линии визирования цели передаются на БРЛС и ГСП ракет.
С помощью НСЦ оптико-электронная прицельная система обеспечивает возможность визуального поиска летчиком цели в зоне ±60° в горизонтальной плоскости и -15°...+60° в вертикальной, а также измерение параметров цели при вращении линии визирования с угловой скоростью до 20% [3.14]
Совместное использование НСЦ и ОЛС позволяет в ближнем маневренном бою:
сократить время прицеливания;
осуществить быстрый захват цели;
обеспечить целеуказание ГСН до захода цели в конус возможных углов захвата ГСН цели и тем самым осуществить пуск ракет при максимально допустимых углах;
облегчить летчику режим работы (визуальное сопровождение цели может быть прекращено после захвата ее ОЛС).
Оптико-электронная прицельная система позволяет использовать несинхронный метод прицеливания и обеспечить применение стрелково-пушечного вооружения с точностью, существенно превосходящей точность, достижимую при реализации других известных технических решений.
Получению таких качеств ОЭПС предшествовали длительная отработка аппаратуры в лабораторных и летных условиях, анализ полученных результатов и введение доработок, улучшающих характеристики аппаратуры. В 1980 г. в ГосНИИАС был создан комплекс полунатурного моделирования КПМ-2700 для стендовой отработки аппаратуры СУВ. Отработанный на нем ОЭПС-27 первой редакции в начале 1981 г. был поставлен на пятый самолет Су-27 (10-5). Этот самолет был специально выделен для проведения автономных испытаний ОЭПС-27. В конце 1982 г. после проведения стендовых испытаний ОЭПС-27 второй редакции был установлен в составе СУВ на самолете 10-11.
До середины 1982 г. продолжались летные испытания ОЭПС-27 на самолетах 10-5 и 10-11, пока не было принято решения о замене в СУВ устаревшей БЦВМ "Аргон-15" на БЦВМ новых технологий Ц-100. Такая замена БЦВМ потребовала переработки всего математического обеспечения ОЭПС-27.
Параллельно велись работы на КПМ-2700 по стыковке нового математического обеспечения с устройствами ОЭПС-27, которые также дорабатывались. Эти доработки велись с учетом замечаний, сделанных в процессе предшествовавших полунатурных и летных испытаний ОЭПС-27, что позволило значительно улучшить ее тактико-технические характеристики. В середине 1983 г. была передана на серийный завод документация по отработанному программному обеспечению ОЭПС-27 на БЦВМ Ц-100.
Изготовленные на заводе летные образцы БЦВМ Ц-100 с математическим обеспечением ОЭПС-27 для работы в составе СУВ прошли на КПМ-2700 дополнительную проверку. В начале 1984 г. эти образцы установили на самолеты 10-18 и 10-22. После проведения заводского этапа летных испытаний ОЭПС-27 вышла на совместные летные испытания в составе СУВ. По окончании их и устранении ряда недостатков ОЭПС-27 в составе СУВ в начале 1985 г. была передана на Государственные испытания. В процессе проведения этих испытаний замечаний к ОЭПС-27 не было. В конце 1985 г. ОЭПС-27 и вся система СУВ на самолете Су-27 были приняты на вооружение страны.
Связь СУВ с оружием
Для проведения подготовки оружия к боевой работе в состав СУВ входит блок связи и контроля, который обеспечивает выдачу всех необходимых сигналов и команд в соответствии с временным графиком подготовки оружия к применению. Связи этого блока с ГСН ракет организованы на основе унификации сигналов для всех ракет. Целеуказание ракетам обеспечивается единой бортовой системой целеуказания, использующей все бортовые источники информации. Подготовка ракет к пуску и их пуск осуществляются системой управления оружием.
В целях снижения загрузки летчика при боевом применении оружия СУО обеспечивает:
переход от применения одного вида оружия к другому без снятия рук летчиком с органов управления самолетом;
полуавтоматический и ручной режимы подготовки и применения оружия;
программный расход боекомплекта ракет;
выдачу на индикацию сигналов о выбранном для применения оружии, его состоянии, о расходе и остатке боекомплекта.
Для применения оружия без съема рук с органов управления самолетом устанавливаются :
на ручке управления самолетом - переключатель "Пушка - ракеты" и боевая кнопка;
на ручке управления двигателем — кнопка-переключатель положения выбора групп подвесок применяемого оружия.
Рис. 3.4.4. На истребителе Су-27 выбор ракет и их пуск в дальнем и ближнем воздушных боях производится летчиком с использованием системы управления оружием
При разнородной загрузке летчиком может выбираться одна из трех симметрично загруженных пар подвесок: крыльевые, фюзеляжные и мотогон- дольные подвески (рис. 3.4.4). После выбора пары подвесок с необходимым оружием происходит их программная разгрузка.
Связь системы СУО с бортовым оборудованием осуществляется по цифровым линиям связи. Логические задачи СУО по подготовке и применению оружия решаются в ее специализированном цифровом логическом устройстве. Такое построение СУО дает возможность изменять набор оружия, логику управления им и временные интервалы подготовки его к пуску.
3.4.3. СУВ - система, обеспечивающая решение задачбоевого применения
Функциональный облик системы "Заслон"
Система "Заслон" во взаимодействии с бортовой аппаратурой перехватчика МиГ-31 обеспечивает:
одиночный и групповой выход в боевое соприкосновение с воздушными целями в режимах командного наведения, бортового наведения, бортового поиска;
управление перехватчиками группы с борта ведущего на основных этапах боевых действий, в том числе при выходе в исходное положение для атаки, при атаке, выходе из атаки;
передачу с борта ведущего группы информации об обнаруженных целях в НАСУ;
захват и сопровождение 10 целей с характеристиками, обеспечивающими пуск ракет по четырем целям;
отображение на ИТО информации о целях и перехватчиках группы, поступающей от БРЛС, ТП, НАСУ, ведомых;
формирование и отображение на ИТО признаков источника информации, траектории движения целей и истребителя, целеуказания и др.;
формирование и отображение на ИТО данных, обеспечивающих решение экипажем задач полета в заданном боевом порядке, поиска целей в ручном режиме по данным целеуказания и изображению цели на ИТО, выбора целей для атаки или целераспределения для ведущего группы, выхода в атаку и из нее;
отображение на ИТО навигационно-тактической обстановки в различных системах координат;
ручной ввод в систему для обработки и передачи ведомым координатной информации о цели, целеуказания, назначения целей на атаку, команд управления перехватчиком (Нзал, ЧАщ), команд режимов полета (в том числе режима <p0) и места в строю;
стрельбу ракетами с выдачей целеуказания в подвесе с инерциальным участком и полуактивным наведением;
выход на постановщик помех и его атаку;
сопровождение целей в телесном угле 140°.
Рассмотрим логику выбора режимов управления перехватчиком, реализуемых в СУВ "Заслон". Управление полетом МиГ-31 от СУВ выполняется двумя способами - ручным и автоматическим. Назначение способа производится оператором установкой клавиши "Наведение" в соответствующее положение ("ручной"-"автомат"). Управление самолетом осуществляется при решении с помощью СУВ "Заслон" следующих боевых задач:
выход в исходную точку наведения (ИТН), район барражирования, заданную точку в строю (ЗТ);
бортовое наведение (БН);
бортовой поиск (БП);
атака по данным БРЛС одиночной цели одним перехватчиком (1x1), нескольких целей (до четырех) одним перехватчиком при наличии помех (1хМ), одной цели парой перехватчиков (2x1), одиночной цели одним перехватчиком при наличии помех, с использованием пушек;
атака по данным теплового канала (ТК);
наведение в режиме имитируемой цели.
В случае назначения оператором способа управления "автомат" при отсутствии на борту атакуемой цели и наличии команды "Командное наведение", пришедшей на линии КРУ "Радуга - Борт", управление перехватчиком выполняется системой САУ по командам наземной АСУ (с помощью цифрового вычислителя ЦВТУ).
Задачи выхода в ИТН и в ЗТ решаются при ручном способе управления и соответствующем назначении режима на пульте оператора алгоритмом "Ручное наведение" по задаваемым оператором значениям Нил, \|/зал.
Режим БН задается ведущему специальным признаком по линии "Радуга- Борт" и выполняется алгоритмом "Бортовое наведение" при выборе способа наведения "автомат", алгоритмом "Ручное наведение" - при ручном способе.
Режим БП на ведущем задается соответствующей командой КРУ и выполняется по алгоритму "Ручное наведение".
Атака по данным РЛС реализуется при наличии признака "Сопровождение РЛС" и команды "Атака", вырабатываемой БЦВС при назначении цели на атаку автоматически, либо оператором с пульта. Управление перехватчиком осуществляется по алгоритмам "Самонаведение 1x1", "Самонаведение IxN", "Атака парой", "Наведение при неполной информации", "Пушки" в случае выбора способа наведения "автомат" либо по алгоритму "Ручное наведение" при выборе способа "ручной".
Атака по данным теплового канала назначается при наличии признака "Сопровождение ТК" и команды "Атака" по алгоритмам:
"Наведение при неполной информации" - при автоматическом наведении;
"Ручное наведение" - в случае ручного способа управления.
Режим имитируемой цели вводится оператором с пульта, и в случае наличия команды "Атака" реализуется режим "Самонаведение" или "Пушки".
Основной штатный режим управления перехватчиком, реализуемый с помощью СУВ "Заслон" после захвата и назначения цели на атаку, - самонаведение на одиночную цель, которое, в свою очередь, включает следующие этапы:
самонаведение с выбором горизонтальной составляющей ошибки прицеливания АС и выходом на высоту НИ( (этап "до горки");
пространственное самонаведение с выбором обеих составляющих ошибки АС , ДВ (этап "горка");
приведение к горизонту при достижении минимально допустимой высоты Hmin с ее стабилизацией и выбором горизонтальной ошибки АС (этап "стабилизация высоты").
В режиме самонаведения по нескольким атакуемым целям ("IxN") управление выполняется с использованием алгоритма "1x1" с наведением на фиктивную усредненную цель.
Назначение и основные задачи, решаемые СУВ С-27
СУВ истребителя Су-27 предназначена для обеспечения решения боевых задач по уничтожению воздушных целей авиацией ВВС и авиацией ПВО при ведении групповых автономных и полуавтономных боевых действий, а также для применения вооружения самолета при действиях по наземным объектам противника.
Основными задачами системы С-27 являются:
всеракурсное автоматическое обнаружение, опознавание (совместно с системой госопознавания), сопровождение и определение "на проходе" координат воздушных целей во всем диапазоне высот боевого применения истребителя, в том числе на фоне земной и водной поверхности и радиоконтраст- ной облачности, днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях при использовании противником помехового противодействия;
формирование сигналов управления истребителем для обеспечения:
выхода в зону обнаружения обзорных средств С-27 по командам наведения существующих и перспективных автоматизированных систем, АК РЛДН и автономно по разовой информации о цели;
выхода в зону возможного пуска управляемых ракет и стрельбы из пушки;
выхода из атаки;
решение задач, связанных с подготовкой и пуском управляемых ракет, стрельбой из пушки и бомбометанием;
обеспечение групповых действий истребителя без поддержки наземных (воздушных) АСУ:
с организацией автоматизированного обмена информацией целеуказания и целераспределения, выдаваемой в комплекс средств связи;
с отождествлением координат воздушных целей, получаемых от БРЛС, ОЭПС с координатами от ведомого, ведущего и НАСУ;
с нанесением одновременных и последовательных залповых ударов каждым видом ракетного вооружения.
Наличие радиолокационного и оптико-электронного каналов и их функциональная увязка между собой (через ЦВС) обеспечивают всепогодность, помехозащищенность, скрытность применения, а дублирование источников информации (бортовая РЛС, теплопеленгатор, лазерный дальномер, нашлем- ная система целеуказания) и решаемых в спецвычислителях задач увеличивает надежность системы в целом (табл. 3.4.2).
Функции, выполняемые подсистемами СУВ С-27Функции, выполняемые подсистемами СУВ С-27Для разгрузки летчика при работе в реальных боевых ситуациях в системе С-27 автоматизированы процессы по обнаружению, опознаванию и определению наиболее опасной цели из взятых на сопровождение, по выбору чипа применяемого оружия, наведению и пуску управляемых ракет, а также решение большого числа задач, связанных с обеспечением групповых действий.
Функции, выполняемые подсистемами СУВ С-27
Функции, выполняемые подсистемами СУВ С-27
Режим
цвс
БРЛС
оэпс
Ё и и Q s У й о
Организация "опознавания"-
Выдача информации о сопровождаемой цели.
Отождествление.
Передача информации в ТКС по команде летчика
По команде ЦВС направление антенны на цель.
Стабилизация луча.
Обнаружение цели и определение D,Vc6n
Работа ОЛС в режиме"Обзор”, выдача в ЦВС угловых координат цели
S о к 1
а, Э
Вычисление координат центра зоны обзора.
Организация измерения D, Усбл в БРЛС.
Отождествление.
Выдача информации на ИТО
Формирование заданной ЦВС зоны обзора.
Стабилизация луча.
Обнаружение цели и определение D, ег , е»
5 У 5 5 S В
Управление БРЛС в ’’захвате”.
Управление системой ГО.
Отождествление
Стабилизация антенны.
Измерение D, Vc&1, Ег, ев .
Формирование сигнала ГО
I с с с с
X =
.Управление БРЛС.
.Решение задачи сопровождения.
.Вычисление уц ,УЦ , Нц.
4.0тображение на ППИ, ИТО
Замедление антенны и стабилизация.
Решение задачи сопровождения по D, УСбл, фг, Ф»
to В
По команде летчика выдача в ТКС информации о цели
5 л
По информации ТКС организация сопровождения атакуемой цели.
Вычисление зоны поиска.
Включение БРЛС, организация обнаружения, захвата и сопровождения цели.
Проведение отождествления целей БРЛС с целью ТКС.
Отображение на ППИ, ИТО
Ожидание целеуказания от ТКС
<
§
-5
Решение задачи управления истребителем.
Выдача целеуказания ОЛС.
Совместная обработка информации БРЛС, ОЛС, СРТР .
Решейие задачи выбора типа оружия.
Вычисление и отображение на ИТО зоны досягаемости ракет.
Расчет команды целеуказания на ракеты.
Управление пуском ракет.
Управление БРЛС.
Отображение на ППИ, ИТО
Работа аналогично режиму активного поиска, осуществление сопровождения на проходе атакуемой
Организация захвата и сопровождения атакуемой цели по целеуказанию от ЦВС; выдача информации в ЦВС
И
5 = ii is
Решение задачи управления истребителем.
Совместная обработка информации БРЛС, ОЛС, СРТР.
Вычисление момента включения подсвета
Отображение информации на ППИ и ИТО
По командам ЦВС осуществление переключения несущей частоты
i
g g с и Q у = $
9 Я
Непрерывное сопровождение цели.
Одновременная работа целевого канала и канала подсвета
Таблица 3.4.2
Использование цифровой обработки позволило значительно расширить круг решаемых задач, автоматизировать процесс работы с СУВ, повысить ее помехозащищенность, надежность.
Рассмотрим функции, выполняемые подсистемами СУВ С-27 в различных режимах при их взаимодействии (см. табл. 3.4.2). Исходя из анализа возможных тактических ситуаций и функций, возложенных на систему С-27, можно представить следующие этапы выполнения боевой задачи: поиск цели, целераспределение, атака, выход из атаки.
На этапе поиска (до момента обнаружения целей) возможны режимы пассивного и активного поиска. При пассивном поиске используется информация, поступающая от станции радиотехнической разведки СРТР комплекса обороны, оптико-электронной прицельной системы ОЭПС, комплекса средств связи ТКС (информация, поступающая от ведомых самолетов, вышестоящего командира, с борта самолета МиГ-31, от системы "Шмель", от ПАСУ).
На основе анализа информации этапа пассивного поиска либо по команде вышестоящего командира летчик переводит систему в режим активного поиска. Зона и центр зоны обзора при этом могут устанавливаться как вручную, так и автоматически по команде ведущего или НАСУ.
На этапе целераспределения летчик, наблюдая на экране ИТО воздушную обстановку, вводит в ЦВС номера атакуемых целей, признак групповой цели, количество целей в группе. ЦВС организует автоматическую передачу через ТКС на борт каждого истребителя координат и параметров атакуемых целей.
Вычислительная система выполняет отождествление цели, поступающей по линии ТКС, и цели, обнаруженной в зоне поиска, и переходит в режим атаки. При обнаружении в зоне поиска других опасных целей ведомый передает их координаты на борт ведущего. На этапе атаки ЦВС осуществляет управление истребителем.
На индикаторы системы отображения информации выводится:
в режиме пассивного поиска - обзорная информация ОЭПС (на ППИ), цель РЛС и информация ТКС (на ИТО);
в режимах активного поиска и целераспределения - обзорная информация ОЭПС и БРЛС, признак "свой-чужой", признак сопровождаемой цели (на ППИ); координаты и параметры целей, сопровождаемых БРЛС и ОЭПС, информация ТКС (на ИТО);
в режимах атаки воздушных целей на ППИ отображаются также дирек- торные сигналы управления самолетом и команда "Пуск разрешен".
Назначение ЦВС:
комплексирование подсистем СУВ и управление ими в процессе боевой работы;
организация поиска, обнаружение, сопровождение цели (целей);
обеспечение отображения обзорной, прицельно-пилотажной, тактической информации СУВ;
выполнение задач управления истребителем и вооружением на всех этапах;
организация автоматизированного контроля работоспособности всех подсистем СУВ;
организация обмена информацией СУВ с элементами борта.
Основные задачи, решаемые СУВ С-27:
формирование режимов работы СУВ по командам с пультов управления;
организация обзора, формирование зоны и центра зоны по информации ОЛС, НСЦ, КРУ и Т.Д.;
управление лучом БРЛС и отождествление обзорной информации;
вторичное обнаружение и измерение координат "на проходе";
обеспечение работы системы госопознавания;
сопровождение "на проходе";
точное сопровождение цели;
сглаживание и экстраполяция координат, отождествление с обновленной информацией;
выбор опасной цели и назначение цели на атаку;
управление истребителем при использовании всех видов вооружения;
управление истребителем при использовании команд с земли и от ведомого;
организация групповых действий;
целеуказание головкам самонаведения ракет;
радиокоррекция;
отображение пилотажной и тактической информации во всех режимах работы СУВ;
организация информационного обмена с бортовым радиоэлектронным оборудованием;
автоматизированный контроль СУВ и сервис вспомогательных программ.
Развитие бортовых систем управления вооружением
Бортовые системы истребителей развивались в направлении наращивания функциональных возможностей и их объединения (комплексирования) в единую автоматизированную систему. Так, если в 40-50-х годах появились отдельные автоматизированные устройства (РЛС, оптический прицел, автопилот), то уже в 60-х годах начали создаваться единые системы управления вооружением класса "воздух-воздух", а в 70-80-е годы реализуются функционально законченные автоматизированные системы, решающие задачи "воздух-воздух" и "воздух-поверхность" для истребителей тактического назначения и перехватчиков. Указанные направления можно рассматривать как этапы функционального комплексирования [3.4, 3.5, 3.8, 3.9]. Наряду с этим шел процесс развития структурного комплексирования и совершенствования вычислительных систем и систем передачи данных. Можно выделить такую последовательность этапов:
системы с аналоговыми вычислительными устройствами и радиальным обменом по аналоговым линиям передачи данных - 50-е годы;
системы с аналоговыми и цифровыми вычислительными устройствами и радиальным обменом по аналоговым линиям передачи данных - 60-е годы;
системы с цифровыми и аналоговыми вычислительными устройствами и радиальным обменом по цифровым линиям передачи данных - 70-е годы;
цифровые системы с цифровыми вычислительными устройствами и связью по мультиплексному цифровому каналу информационного обмена - 80-е годы.
Однозначного принципа объединения отдельных подсистем в системы более высокого ранга не существовало. На борту каждого истребителя это объединение (комплексирование) производилось с учетом особенностей боевого назначения конкретного самолета, традиций и представлений разработчиков.
В 70-е годы, когда начинает формироваться идеология построения борта проектируемых истребителей МиГ-31 и Су-27, утверждается понятие системы управления вооружением, объединяющей информационные подсистемы, вычислительные средства и индикационное оборудование для эффективного выполнения авиационным боевым комплексом целевого назначения и тактико-технических требований. СУВ этих самолетов, и сегодня состоящих на вооружении ВВС России, создавались и отрабатывались в основном коллективами НИИ приборостроения и ГосНИИАС. Благодаря этому сложились близкая структура и принципы организации систем управления вооружением "Заслон" и С-27. В состав этих СУВ включались: бортовая радиолокационная станция, оптико-локационная станция (теплопеленгатор), система индикации экипажу, цифровая вычислительная система, включающая один или два спец- вычислителя (состав этих СУВ дан в пп. 3.4.1 и 3.4.2). Взаимодействие СУВ с другими системами бортового оборудования основано на радиальном принципе обмена данными по цифровым и аналоговым линиям в соответствии с протоколами информационного обмена.
Одним из вариантов такого взаимодействия можно считать построение борта МиГ-31, где выделяются функционально законченные группы спецобо- рудования:
система управления вооружением;
система связи и госопознавания;
система радиоэлектронной борьбы;
комплекс пилотажных и навигационных систем.
Цифризация бортового радиоэлектронного оборудования и использование мультиплексных каналов информационного обмена (МКИО) изменили подходы к построению отдельных бортовых систем и их интеграции [3.9].
В 1984 г. ГосНИИАС выпустил "Положение о порядке комплексирования бортовых систем", согласованное со всеми сторонами процесса разработки бортового оборудования военных самолетов и утвержденное министром Минавиапрома и главнокомандующим ВВС.
Под комплексированием бортовых систем понимается совокупность мероприятий, направленных на решение задачи рационального и надежного функционирования бортовых систем в целом, на заданном уровне их характеристик, а также составных частей этих систем, обеспечивающих при их интеграции решение боевых задач авиационных комплексов.
При этом бортовое оборудование самолета полагается разделенным на две группы:
группа общесамолетного оборудования и управления силовой установкой;
группа специального оборудования, обеспечивающая выполнение целевых функций, являющаяся расширенным представлением системы управления вооружением современного истребителя и перехватчика.
В качестве типового варианта устанавливаются уровни комплексирова- ния внутри каждой из групп бортового оборудования: комплексный, системный, подсистемный. Декомпозиция единой группы бортового оборудования на составные части этих иерархических уровней производится исходя из объема и состава решаемых функциональных задач, степени их взаимодействия и состава оборудования. Взаимодействие внутри каждого из уровней и между ними, а также с экипажем обеспечивается за счет управления потоками информации, ее совместной обработки в БЦВМ соответствующих уровней и отображения на системах индикации рабочих мест экипажа.
В состав группы специального оборудования (СУВ) входят (рис 3.4.5):
автоматизированная система управления (АСУ) средствами группы специального оборудования, включающая систему обобщенной индикации, средства индикации боевых режимов и тактической обстановки, пульты управления оборудованием, цифровую вычислительную систему и мультиплексный канал информационного обмена для организации взаимодействия бортового оборудования в интересах выполнения боевой задачи;
комплекс радиоэлектронных и радиотехнических систем и средств (РЭК), включающий бортовую радиолокационную станцию (БРЛС) или радиолокационную систему управления (РЛСУ), систему радиоэлектронного противодействия (РЭП) со станцией радиотехнической разведки (СРТР) и станцией активных помех (САП), систему госопознавания (СГО), специальные системы и средства информационного обмена по каналам "земля- борт" и "борт-борт" на боевых режимах;
комплекс информационных и прицельных оптико-электронных систем (ОЭК), объединяющий системы и средства оптического и ИК-диапазонов;
комплекс управления оружием (КУО), включающий систему управления оружием (СУО), систему контроля авиационного вооружения, систему подвески, загрузки и транспортирования, систему технического обслуживания;
системы комплекса пилотажного и навигационного оборудования (система навигации, САУ и др.) в части, связанной с выполнением боевых задач;
системы и установки вооружения.
Отдельно следует подчеркнуть основные функции бортовой автоматизированной системы управления как составной части СУВ:
управление средствами бортового оборудования вооружения;
создание информационно-управляющего поля кабины с использованием обобщенной индикации, индикации боевых режимов и тактической обстановки и многофункциональных пультов управления;
решение задач обработки информации о целях, наведения и управления самолетом при одиночных и групповых боевых действиях, выбора информационных каналов и систем противодействия;
организация взаимодействия бортового оборудования в интересах выполнения боевой задачи с помощью мультиплексных каналов обмена.
В перспективе расширенная СУВ, структура которой дана на рис. 3.4.5, преобразуется в интегрированный комплекс бортового оборудования и вооружения. Его центральным элементом, ядром, становится бортовая АСУ с
РЭКРЭКРадиоэлектронный комплекс
РЭК
РЭК
Радиолокационная система управления
РЛСУ (БРЛС)
Спецвычислитель РЭКСпецвычислитель РЭКОт ико-элекз роннын ОЭК комплексОт ико-элекз роннын ОЭК комплекс
Спецвычислитель РЭК
Спецвычислитель РЭК
От ико-элекз роннын ОЭК комплекс
От ико-элекз роннын ОЭК комплекс
Типовой комплекс связиТиповой комплекс связиткстксКомандная КРУ радиолиния управленияКомандная КРУ радиолиния управленияОптико- ОЛС локационная станцияОптико- ОЛС локационная станцияСистема государственного опознаванияСистема государственного опознаванияегоегоКомплекс радиоэлектронного противодействияКомплекс радиоэлектронного противодействияЛазерный дальномерЛазерный дальномерлдлдСтанция СРТР радиотехнической разведкиСтанция СРТР радиотехнической разведкиСистема САПактивных помехСистема САПактивных помехНашлемная НСЦсистема целеуказанияНашлемная НСЦсистема целеуказанияИК-система СПП преду п режден и я о пускеИК-система СПП преду п режден и я о пускеСистемаСистемаАППАППсброса пассивных помехсброса пассивных помехСпецвычисли гель ОЭКСпецвычисли гель ОЭКбортевая АСУ ■бортевая АСУ ■мкиомкиоМультиплексный капал обменаМультиплексный капал обменаМногофункциональный МФПУ пулы управленияМногофункциональный МФПУ пулы управленияСистема СОИ обобщенной индикацииСистема СОИ обобщенной индикацииБортовая цифровая вычислительная системаБЦВСБортовая цифровая вычислительная системаБЦВСПнлотажно-навигационнын комплексПнлотажно-навигационнын комплексПНКПНККомплекс управления оружиемСУ ОКомплекс управления оружиемСУ О
Типовой комплекс связи
Типовой комплекс связи
ткс
ткс
Командная КРУ радиолиния управления
Командная КРУ радиолиния управления
Оптико- ОЛС локационная станция
Оптико- ОЛС локационная станция
Система государственного опознавания
Система государственного опознавания
его
его
Комплекс радиоэлектронного противодействия
Комплекс радиоэлектронного противодействия
Лазерный дальномер
Лазерный дальномер
лд
лд
Станция СРТР радиотехнической разведки
Станция СРТР радиотехнической разведки
Система САП
активных помех
Система САП
активных помех
Нашлемная НСЦ
система целеуказания
Нашлемная НСЦ
система целеуказания
ИК-система СПП преду п режден и я о пуске
ИК-система СПП преду п режден и я о пуске
Система
Система
АПП
АПП
сброса пассивных помех
сброса пассивных помех
Спецвычисли гель ОЭК
Спецвычисли гель ОЭК
бортевая АСУ ■
бортевая АСУ ■
мкио
мкио
Мультиплексный капал обмена
Мультиплексный капал обмена
Многофункциональный МФПУ пулы управления
Многофункциональный МФПУ пулы управления
Система СОИ обобщенной индикации
Система СОИ обобщенной индикации
Бортовая цифровая вычислительная система
БЦВС
Бортовая цифровая вычислительная система
БЦВС
Пнлотажно-навигационнын комплекс
Пнлотажно-навигационнын комплекс
ПНК
ПНК
Комплекс управления оружиемСУ О
Комплекс управления оружиемСУ О
Инерциально-спутниковая система навигации исснИнерциально-спутниковая система навигации исснСистема свс воздушных си1наловРадио- РВ высоте-Система свс воздушных си1наловРадио- РВ высоте-Система СУ О управления оружиемСистема СУ О управления оружиемСистомаКАВконтроля авиационного вооруженияСистомаКАВконтроля авиационного вооружения
Инерциально-спутниковая система навигации иссн
Инерциально-спутниковая система навигации иссн
Система свс воздушных си1налов
Радио- РВ высоте-
Система свс воздушных си1налов
Радио- РВ высоте-
Система СУ О управления оружием
Система СУ О управления оружием
СистомаКАВ
контроля авиационного вооружения
СистомаКАВ
контроля авиационного вооружения
Система САУ автомат ичсского управленияСистема САУ автомат ичсского управленияСистема СОС oi раничснип самолет itСистема СОС oi раничснип самолет itСистема определения взаимных координат ОВКСистема определения взаимных координат ОВКСистема подвески, загрузки и транспортировкипзтСистема подвески, загрузки и транспортировкипзт
Система САУ автомат ичсского управления
Система САУ автомат ичсского управления
Система СОС oi раничснип самолет it
Система СОС oi раничснип самолет it
Система определения взаимных координат ОВК
Система определения взаимных координат ОВК
Система подвески, загрузки и транспортировкипзт
Система подвески, загрузки и транспортировкипзт
Навигационный спецвычислительНавигационный спецвычислительАвиационное вооружение класса "воздух - воздух"Авиационное вооружение класса "воздух - воздух"АВАВ
Навигационный спецвычислитель
Навигационный спецвычислитель
Авиационное вооружение класса "воздух - воздух"
Авиационное вооружение класса "воздух - воздух"
АВ
АВ
РБД РСД РМДРБД РСД РМДСП ВСП В
РБД РСД РМД
РБД РСД РМД
СП В
СП В
Рис.3.4.5. Расширенное представление СУВ
БЦВС. математическое обеспечение которой решает весь спектр боевых задач истребителя. Это ядро реализует функциональную интеграцию специального бортового оборудования и вооружения, являясь информационно-управляю- щей системой верхнего уровня.
Бортовая АСУ перспективного многофункционального истребителя осуществляет межсистемный информационный обмен с использованием магистральных интерфейсов, обеспечивает взаимодействие летчика с индикационными средствами кабины путем отображения пилотажно-навигационной, обзорно-прицельной, тактической информации и путем управления режимами работы бортового оборудования и вооружения. Именно с помощью бортовой АСУ возможна реализация интегрированного управления огнем и маневром в виде комплексной системы управления вооружением и полетом (см. п. 6.2.2).
В БЦВМ верхнего уровня, входящей в состав БЦВС бортовой АСУ, закладывается специальное программное обеспечение, состоящее из ряда блоков, в число которых входят: главная управляющая программа, диспетчеры режимов, функциональное программное обеспечение, программы встроенного контроля.
Функциональное программное обеспечение БЦВС представляет собой программную реализацию алгоритмов боевого применения, т. е. основную часть бортового интеллекта (см. подразд. 6.5). Боевое алгоритмическое обеспечение разделяется на несколько групп и взаимодействует с бортовыми системами и информационно-управляющим полем кабины (рис. 3.4.6). Коротко обозначим состав основных задач, решаемых алгоритмами боевого применения в режиме "воздух-воздух" [3.4, 3.6, 3.8-3.14].
Группа алгоритмов функционального комплексирования и принятия решений:
выбор информационных каналов, их режимов и организация взаимодействия;
выбор средств вооружения;
определение способов и условий проведения атаки;
ранжирование целей и назначение на атаку;
анализ боевых действий;
распределение ресурсов и целераспределение в группе;
организация группового взаимодействия (информационного, маневренного, огневого);
автоматическая реконфигурация бортовой СУВ в соответствии с техническим состоянием подсистем;
имитация боевого применения авиационных средств поражения.
Группа алгоритмов формирования и обработки информации о внешней обстановке:
сглаживание измеряемых параметров;
оценивание неизмеряемых координат;
экстраполяция оцениваемых величин;
помехозащита и восстановление информации;
отождествление целей;
комплексная обработка информации от разных источников;
распределение по бортовым системам предполетной информации и программ полета.
Группа алгоритмов боевого управления самолетом:
• вывод истребителя в зону информационного контакта с целями для их обнаружения и захвата;
V
Алгоритмы боевого применения СУВ
БРЛС
Информационные системы
Рис.3.4.6. Общая структура алгоритмов боевого применения
Исполнительные системы
вывод истребителя в условия применения средств вооружения, в том числе при многоцелевой атаке и дуэльной ситуации;
наведение полуактивных и радиокорректируемых управляемых ракет;
траекторное обеспечение условий работы информационных систем;
оптимизация боевого маневрирования;
обеспечение безопасности истребителя на предельных режимах полета, при огневом противодействии цели, при пролете пораженной цели;
построение боевых траекторий движения истребителя, в том числе при полете строем;
формирование управляющих сигналов в систему автоматического управления (комплексную систему управления) и в систему отображения информации.
Группа алгоритмов обеспечения применения средств вооружения:
расчет условий разрешения пуска управляемых ракет;
формирование логики пуска по маневрирующим целям;
расчет полетных заданий и команд радиокоррекции траектории ракет;
формирование индикации условий применения средств вооружения;
определение условий стрельбы из пушки.
Систематраекторного управления истребителемна этапе вывода в боевое соприкосновение
Управление самолетами МиГ-31 и Су-27при наведении от внешних систем
Полет на перехват и управление истребителем
Управление истребителем-перехватчиком от внешних систем в общем виде в 60-е годы предусматривало сложную процедуру переключений методов управления и участков полета в соответствии с разовыми и плавными командами, передаваемыми на борт от пунктов наведения. Автоматизация управления при дальнем наведении впервые реализована в бортовых системах перехватчика МиГ-31, для чего потребовалась привязка самой идеологии внешнего программного управления к конкретному авиационному комплексу с учетом возможностей бортового цифрового вычислителя. Именно с этой целью была создана логика взаимодействия бортовых систем с внешними АСУ, определены методы и особенности управления истребителем по заданным программам и профилям полета. Основы этой идеологии с применением диспетчеризации режимов и законов управления использованы при создании математического обеспечения всех последующих комплексов перехвата, включая Су-27, МиГ-31Б, МиГ-31М, Су-27М. Поэтому можно считать разработанные подходы и технические решения типовыми, отвечающими всем требованиям режимов программного управления при дальнем наведении; они могут быть рекомендованы к применению и на перспективных авиационных комплексах перехвата.
Боевое применение истребителей МиГ-31 и Су-27 при выходе в соприкосновение с целью основывается на использовании профилей, программ, участков и маневров, характерных для наведения в современных АСУ. В соответствии с принятой в настоящее время тактикой перехвата полет истребителя по траектории наведения разделяется на два программных участка.
Первый - движение с набором высоты (рис. 3.5.1) и разгоном до программной скорости, задаваемой АСУ. При этом режим работы двигателей и закон изменения скорости в функции высоты полета заданы. Профиль полета определяется программой набора высоты и скорости, а также перегрузками, возникающими при выполнении команд наведения по курсу. Движение в вертикальной плоскости не зависит от положения цели по высоте, и истре-
битель при большом времени наведения успевает выйти на высоту, близкую к потолку, определяемую текущей массой самолета и наличием крена в развороте.
Рис 3.5.1. В программном наборе высоты вертикальная скорость перехватчика МиГ-31 достигает 140...160 м/с
Второй - участок выхода на высоту атаки цели, состоящий из программного движения к конечным параметрам Нк, Мк по заданной программе М=Мпр(Н) с одновременным выполнением курсовых команд. Начало этого участка определяется выработкой команды "Вертикаль", формируемой при командном наведении в АСУ, а при бортовом управлении - на борту (реализовано в Су-27).
С точки зрения управления истребителем, применяемые методы наведения характеризуются наличием нескольких разворотов по курсу, обычно совершаемых с радиусами, соответствующими у = 45...50°. В случае маневрирующей цели истребитель по командам АСУ может разворачиваться с радиусами, соответствующими у = 60...70°, в зависимости от вида вертикального маневра. Развороты эти могут осуществляются при наборе высоты и скорости, при полете на потолке и в процессе снижения на высоту атаки.
Управление истребителем при дальнем наведении реализуется с помощью бортовой системы автоматического управления. На вход в вычислитель САУ подаются управляющие команды в виде заданного курса, высоты, скорости; они поступают в режиме командного наведения от аппаратуры радиолинии управления (КРУ). По этим командам цифровой вычислитель траекторного управления формирует заданные сигналы по перегрузке и крену, отрабатываемые автопилотной частью системы управления. В соответствии с управляющими и разовыми командами истребитель осуществляет маневры в вертикальной и горизонтальной плоскостях на участках набора высоты и разгона, снижения, перенацеливания и смены программ. Конечной целью управления перехватчиком при дальнем наведении является выход в заданные условия атаки по высоте, скорости и курсу с использованием программных режимов полета.
Рис. 3.5.2. Программы набора высоты и разгона истребителей МиГ-31 (а) и Су-27 (б)
При наведении истребителей МиГ-31 и Су-27 от внешних систем используются режимы полета по потолкам, движение самолета в вертикальной плоскости при сближении с целью происходит по программе. В этом случае оно выполняется не на высоте последующей атаки, а на высотах, близких к потолку, с выходом на высоту атаки лишь на заключительном этапе наведения. Программа (профиль) полета на перехват в вертикальной плоскости определяется:
базовой программой набора высоты и скорости Мпрна6 (В);
режимом работы двигателей и моментом включения форсажа;
значением программной скорости VN , при достижении которой производится сход с базовой программы и выполнение набора высоты при V=VN или М = MN;
программой снижения на конечную высоту атаки Нк, выполняемой по команде "Вертикаль" и реализуемой в виде зависимости MnpCH (Н).
Базовая программа набора обеспечивает быстрый и экономичный подъем полной энергии. По своим показателям она близка к оптимальным программам, но более проста в реализации и удобна для контроля летчиком, так как состоит из участков с постоянными значениями VHCT, М, Н, Упр.
По режиму работы двигателей программы разделяются на три вида: форсажные, комбинированные и бесфорсажные (крейсерские). При использовании форсажных программ, обеспечивающих максимальную среднюю скорость полета на перехват, команда на включение форсажа поступает на борт самолета сразу при его входе в поле внешних команд; полет до получения команды "Вертикаль" производится на полностью форсажном режиме работы двигателей. При крейсерских программах, обеспечивающих минимальный средний километровый расход топлива, после выполнения взлета режим форсажа выключается и дозвуковой набор высоты осуществляется при максимальном режиме работы двигателей; затем выполняется участок крейсерского полета при Н = Нкр и М=Мкр Команда "Форсаж" подается в случае сверхзвуковой величины конечной скорости Ук в тот момент, когда время до окончания наведения становится равным времени, потребному для набора скорости и достижения высоты атаки. В комбинированных программах команда на включение форсажа вырабатывается АСУ либо в момент выхода самолета на Нкр, либо в любой момент времени, начиная от взлета и кончая предельно поздним включением форсажа, соответствующим крейсерским программам (подробнее см. п. 4.2.2).
На рис. 3.5.2 приведены программы набора высоты и разгона, реализованные на борту истребителей МиГ-31 и Су-27. В случае перехвата в переднюю полусферу высотно-скоростной цели профиль полета истребителя обычно состоит из таких участков:
оптимальный по времени набор высоты и разгон до сверхзвуковой крейсерской скорости MKpCJ , набор высоты статического потолка на этой скорости в режиме "Полный форсаж" ("ПФ");
полет на высоте потолка при "Полном форсаже" на скорости Мкрсз;
снижение на высоту атаки цели Нк в режиме работы двигателей "Максимал" ("МАХ") или "Частичный форсаж";
атака цели с возможным отворотом от нее с максимальным креном на "Полном форсаже";
торможение в горизонтальном полете и разворот для возвращения до достижения скорости Vnp min при минимальном режиме работы двигателей ("МГ");
снижение до высоты крейсерского полета Нкр при выдерживании Vnp min на дросселированных бесфорсажных режимах двигателей;
возврат на аэродром посадки с дозвуковой крейсерской скоростью Мкр и планирование для захода на посадку.
На рис 3.5.3 показан пример профиля полета на перехват скоростной высоколетящей цели истребителя МиГ-31, где отмечены участки программы движения и указаны характерные точки: 1 (Н = 10 км, УПр = 1150 км/ч); 2 (Н = = 20 км, М = 2,35); 3 (Н = 20,5...21 км, М = 2,35); 4 (Н = 18 км, М = 2,35); 5(Н= 19...21 км, М= 1,9...2,3);6(Н = II км, М = 0,85...0,9).
Рис. 3.5.3. Профиль полета истребителя МиГ-31 на перехват скоростной высоколетящей цели
При перехвате из задней полусферы высотной цели профиль полета отличается от рассмотренного наличием участков разворота для выхода под заданный угол встречи (в процессе набора высоты, на потолке или при снижении) и разгона до Vmax с последующей атакой цели.
Перехват маловысотных целей осуществляется с высот Н = 3...5 км, обеспечивающих наилучшие условия обнаружения и атаки низколетящих целей. При этом профиль полета на перехват может быть трех видов: с балансным участком на дозвуковом крейсерском режиме (задача наведения — дальний перехват), с балансным участком на сверхзвуковом крейсерском режиме (ближний перехват) и с двумя балансными участками (на дозвуковой и сверхзвуковой скоростях).
В управлении истребителем при выполнении им боевого задания задействован целый ряд как внешних (наземная или воздушная АСУ), так и бортовых систем, входящих в состав комплекса бортового оборудования.
На примере самолета Су-27 можно отметить, что управление истребителем при полете на перехват реализуется с использованием (рис. 3.5.4):
наземной автоматизированной системы (НАСУ);
командной радиолинии управления (КРУ);
цифрового вычислителя траекторного управления (ЦВТУ);
бортовой вычислительной машины системы управления вооружением (БЦВМ СУВ);
автопилотной части САУ (АП) и системы дистанционного управления (СДУ);
системы единой индикации.
НАСУНАСУРис. 3.5.4. Блок-схема управления истребителем при полете на перехватРис. 3.5.4. Блок-схема управления истребителем при полете на перехват
НАСУ
НАСУ
Рис. 3.5.4. Блок-схема управления истребителем при полете на перехват
Рис. 3.5.4. Блок-схема управления истребителем при полете на перехват
Обеспечение режимов автоматизированного управления в задачах перехвата воздушных целей осуществляется с помощью следующих бортовых систем:
в командном наведении: КРУ, ЦВТУ, АП, СДУ;
в бортовом наведении и бортовом поиске: КРУ, БЦВМ СУВ, ЦВТУ, АП, СДУ;
в самонаведении: БЦВМ СУВ, АП, СДУ.
Алгоритмы управления истребителем по высоте и скорости
Программная траектория полета истребителя в вертикальной плоскости на этапах дальнего наведения состоит из участков со стабилизацией заданного числа М, высоты полета Н, управления по скорости и высоте. В соответствии с этим управление истребителем обеспечивается траекторными контурами (управления по заданной высоте и по заданному числу М^, управляющими сигналами в которых являются избыточные перегрузки пвн и пв . Сами управляющие сигналы формируются с использованием методов аналитического конструирования исходя из минимизации квадратичных функционалов вида
I\ =J (К|АН2 + Any2) dt и/2= оI\ =J (К|АН2 + Any2) dt и/2= оJ (к2ДМ2 + Апу2) dt, оJ (к2ДМ2 + Апу2) dt, о
I\ =J (К|АН2 + Any2) dt и/2= о
I\ =J (К|АН2 + Any2) dt и/2= о
J (к2ДМ2 + Апу2) dt, о
J (к2ДМ2 + Апу2) dt, о
характеризующих ошибки выполнения программы по высоте /1 и скорости /2 с учетом колебательности процесса по перегрузке. Общая структура закона управления имеет вид:
Пв"= - Гн (Н - Нзал) - ieH sin 0;(3 5. ])
nBM = iдм (М - Мзад) + inx (пхп - Ком sin 0),
где 1ДН, ieH , 1дм, inx, Ком - коэффициенты усиления и передаточные числа; Нзад и М!ал - заданные (программные) значения высоты и числа М; 0 - угол наклона траектории; пхп - продольная перегрузка в поточной системе координат.
Созданные законы управления самолетом по скорости и высоте и условия их переключения легли в основу алгоритмического обеспечения программного управления дальним перехватчиком МиГ-31, реализованного в цифровом вычислителе САУ.
Структура алгоритмов системы программного управления истребителем в вертикальной плоскости включает такие элементы:
законы управления самолетом;
формирование и обработка заданных команд по скорости и высоте;
ограничение управляющих и промежуточных параметров движения;
формирование управляющих сигналов по перегрузке и крену.
Учитывая новизну разработанного алгоритмического обеспечения, отметим основные технические достижения и особенности полученных алгоритмов и способов решения задач управления перехватчиком.
Законы управления самолетом в вертикальной плоскости, сформированные на основе (3.5.1), обеспечивают "вписывание" в программы набора высоты и скорости, выполнение этих программ и их смену, снижение по командам "Вертикаль", а также выполнение других маневров по высоте и скорости.
Типовая структура алгоритмов управления содержит:
Закон управления по высоте в режимах схода на заданную высоту и стабилизации Нзад:
пв" <н (Нзал - Н) - Гн (0) + Апв.(3.5.2)
Здесь выражение Гн(0) есть нелинейная функция вычисляемого угла наклона траектории 0 в виде
Гц(0) =Гц(0) =<е1;<е<02;<е1;<е<02;к2 0при 0
Гц(0) =
Гц(0) =
<е1;
<е<02;
<е1;
<е<02;
■ к21610 + к30 при 0;
к4 0к4 0при101 > 02,при101 > 02,
к4 0
к4 0
при101 > 02,
при101 > 02,
где к^.-кд, 0|, 02 - константы, выбираемые путем моделирования, определяющие качество отработки системой заданных значений Нзад при больших рассогласованиях по высоте и в условиях полета с большими углами крепа. Эта коррекция в виде функции Гн(0) делает закон субоптимальным нелинейным законом управления самолетом. Введение нелинейной стабилизирующей связи по углу наклона траектории обеспечивает плавный и близкий к оптимальному по времени выход на режим стабилизации высоты после подъема или
снижения. Для создания упреждения при выходе на режим стабилизации высоты за минимальное время требуется большой коэффициент усиления по углу наклона, а после уменьшения этого угла и достижения заданной высоты необходимо снизить коэффициент усиления для обеспечения устойчивости контура. В нелинейном законе управления повышается доля демпфирующей составляющей при больших углах наклона и уменьшается при малых углах. Для компенсации статической ошибки по высоте, возникающей на дозвуковых режимах полета, а также в случае неточности вычисления значения 6 в закон управления пвн вводится при М < 1 корректирующая поправка в виде
△пв = k5 Н + к6 М + к7.
Закон управления по скорости полета в режимах управления по числу М и стабилизации Мзад:
(3.5.3)(3.5.3)ПвМ = Кдм (М - Мзад) - к0 (6 + 50) + Кпх (пх* + 5пх).
(3.5.3)
(3.5.3)
Здесь используется величина продольной перегрузки в поточной (траекторной) системе координат самолета пх = пхлатч- апу. Введение корректирующих составляющих 50 в угле наклона и 5пх в продольной перегрузке устраняет короткопериодические колебания самолета в продольной плоскости, которые возникают вследствие образования дополнительной обратной связи по нормальной перегрузке относительно контура автопилота. Этим достигается и уменьшение времени набора высоты и снижения, а также расхода топлива.
Закон управления по скорости снижения М^ при вертикальных маневрах по команде "Вертикаль" для выхода на заданные высоты:
nBVy = KVy (Vyзад - Vy) + FVy (ДМ).(3.5.4)
Здесь AM = M - Мзад - ошибка в выполнении программы снижения по скорости полета. Поправка FVy (АМ) формирует сигнал штрафного управления углом наклона при выходе ошибки по скорости за заданные пределы:
FVy(AM) = ■FVy(AM) = ■П[АМ + п2 0n3AM + n4П[АМ + п2 0n3AM + n4при AM < -AM i;
FVy(AM) = ■
FVy(AM) = ■
П[АМ + п2 0
n3AM + n4
П[АМ + п2 0
n3AM + n4
при AM i < AM < AM 2;
при AM > AM 2 -
Здесь П1...п4 - константы; AMi, АМ2 - отрицательный и положительный пороги по ошибке АМ, определяющие действие штрафа. Закон управления (3.5.4) обеспечивает выдерживание программы полета с управлением темпом снижения (заданной скоростью снижения Уузад = f (Н)).
Выбор и ограничение управляющих сигналов по вертикальной перегрузке в режиме разгона самолета со снижением:
пв = max (nBH, nBM, nBVym);
Пв чал = Folp (Пв)." ‘
Здесь управляющие сигналы пвн и пвм вычисляются в соответствии с (3.5.2), (3.5.3), а величина nBVym = KVy (Vy max- Vy) обеспечивает снижение с максимально допустимой вертикальной скоростью Vy max. Ограничение Forp (nB) по управляющему сигналу перегрузки, поступающему для отработки на вход ав- топилотной части САУ, вызвано требованиями обеспечения динамических характеристик контура управления. Ограничение это является несимметрич-
ным (его пределы nB mm и пв тах) с переменным верхним уровнем nB тах, позволяющим расширить диапазон управляющего сигнала по перегрузке до максимально допустимой величины при подходе к одной из границ условий полета - по минимальной высоте Hmin или максимальной скорости Мтах:
п0
при т<-аи;
пВшах 1
п0 +аи + m
при -а„ <т< 0;
п0+аи
при т>0,
где По - начальный (штатный) уровень ограничителя; ап - величина дополнительного расширения верхнего уровня ограничителя перегрузки Forp; m = max [кдН (Hmin - Н); Кдм (М - Мщах)]; кдн, кдм- константы. Закон управления (3.5.5) позволяет осуществлять вертикальный маневр разгона со снижением и обеспечивает ускоренный вывод самолета из опасной ситуации при выдерживании ограничений по Mmax, Hmin, Vymax.
Закон управления при вписывании в программу набора высоты
nBBn = Kvi Уузо-Кн V sin 6. (3.5.6)
Здесь ограниченная величина заданной вертикальной скорости равна
Vy1o= min [Уузад,Ууогр],
где Vy тал = kV2 V (НВв — Н)- заданная вертикальная скорость; куь ку2, кв и Ууогр - константы; НВв = max [HminBB, Н] - высота ввода в программу, т. е. текущая высота вписывания, ограниченная снизу постоянной минимальной высотой ввода Hmjn . Закон управления (3.5.6) сразу после взлета истребителя выводит его на минимальную высоту вписывания с выдерживанием ограничения по углу кабрирования (вертикальной скорости) для исключения резких перекладок рулей и торможения самолета. При этом происходит плавный выход на высоту HminBB и ее стабилизация при разгоне до ввода в программу набора высоты; переход на набор высоты осуществляется по условию пвм > пвВп. В случае включения САУ на высотах Н > HminBB самолет приводится к горизонтальному полету с последующим переходом в набор высоты по тому же условию. Моделирование и летные испытания показали, что система управления перехватчиком с использованием закона (3.5.6) позволяет обеспечить возможность включения автоматики на земле (на старте) или в любой момент полета, улучшить переходный процесс вывода в набор высоты, повысить безопасность при автоматизации взлета самолета.
Потребные величины скорости и высоты, входящие в качестве заданных команд в законы управления перехватчиком (3.5.2)-(3.5.6), формируются в алгоритмах цифрового вычислителя САУ из управляющих сигналов программной VN или конечной VK скорости и высоты цели Нц, поступающих из бортовой аппаратуры командной радиолинии КРУ. Величины М!ад и Нзад вычисляются в результате специальной обработки и преобразований этих входных команд.
При программном управлении в режимах внешнего (дальнего) наведения величина Мзад в соответствии с логикой выбора участков программ и законов управления может принимать следующие значения: MN - программное число М; Мк-конечное число М (скорость атаки цели); Мо- число М полета в мо-
мент поступления признака "Вертикаль"; Мпр(1) (Н) программа дозвукового набора высоты до выхода на высоту разгона Нр; Мпр<2) (Н) - программа сверхзвукового набора высоты и снижения, близкая к УПртаХ; Мпр(3)(Н) - программа снижения, соответствующая Vnpmin(cM. рис. 3.5.2).
Программное значение MN образуется до поступления команды "Вертикаль" в соответствии с величиной VN из ограниченного ряда программных значений скорости (рис. 3.5.2); значение Мк вычисляется по входной команде VK конечной скорости: Мквх = Ук/ а.1В (Нк).
Конечная высота Нк , являющаяся начальной высотой атаки цели, - важный параметр наведения, во многом определяющий боевые возможности комплекса перехвата. Вид зависимости Нк (Нц) выбирается исходя из ожидаемых характеристик БРЛС и вооружения, а также из возможностей достижения самолетом конечных условий. В соответствии с применяемой в настоящее время идеологией перехвата с атакой сверху истребитель выводится с превышением относительно цели; это, с одной стороны, позволяет ему разгоняться до больших скоростей, чем цель, т. е. иметь преимущество в удельной энергии, а с другой стороны, приводит к уменьшению расхода топлива и росту рубежа перехвата. Обычно функция Нк = f (Нц), реализуемая в вычислителе САУ, включает ряд опорных высот, наилучших по условиям атаки цели, с линейными участками перехода с одной опорной высоты на другую. В ряде случаев дальнего наведения, например при малом запасе топлива на борту или при разнесении самолетов пары (группы) по высоте относительно цели, возникает необходимость вывода истребителя ниже цели. Для таких ситуаций в бортовом алгоритме предусматривается перестройка зависимости Нк от Нц по командам "Атака сверху" ("Вертикаль-3") или "Атака снизу" ("Вертикаль-1").
Величина Мк, по которой назначается заданная скорость Mm в законе управления (3.5.3), формируется по таким логическим зависимостям:
в режимах "Вертикаль-1 или -3" Мк = min [Мквх, Ммр<2)(НК)];
в режиме "Вертикаль-2" Мк = max [Мквх, М„р<3) (Нк)].
В случае рассогласования между старым и новым значениями Мк, превышающего заданную зону (|Мк“ов-Мкстар| > АМ3), производится переопределение программы движения самолета.
В наборах высоты, осуществляемых обычно при фиксированном положении ручки управления двигателем (например, на "Полном форсаже" или на "Максимале"), решающее значение для управления по заданным программам имеет управление по скорости и высоте полета с использованием руля высоты. Для этого и предназначены законы управления нормальной перегрузкой, рассмотренные выше.
На участках снижения истребителя на высоту атаки необходимо управлять не только перегрузкой, но и тягой. При этом в общем случае в оба канала управления должны поступать ошибки по скорости полета и по углу наклона (скорости снижения).
В случае отсутствия автомата тяги в составе бортового оборудования истребителей МиГ-31 и Су-27 автоматизация процесса снижения производится с применением директорного способа управления сектором газа летчиком.
В такой постановке удобным оказалось разделение системы управления снижением на два контура: выдерживание программы по скорости полета осуществляется рулем высоты (вертикальной перегрузкой пв), а положение сектора газа определяет скорость снижения Vy .
При управлении тягой двигателей по ошибке AVy = Vy зал - Vy подключение летчика в замкнутый контур регулирования требует от него слишком много внимания для пилотирования. Выдерживание заданного значения вертикальной скорости Vy зад существенно облегчается, если управление двигателем производить с учетом отклонения текущего значения продольной перегрузки пх от заданного значения пх зад.
Программная величина продольной перегрузки, определяемая с учетом программ снижения Мпрсн (Н), записывается в виде
Пх чалПх чалvy= кмме.vy= кмме.dMnp азв ! da3B М (1
Пх чал
Пх чал
vy= кмме.
vy= кмме.
dH g dH g a3BM
Поскольку ограничение на скорость снижения учтено в величине угла наклона 6min, получим пх зад < КОм 6min. Алгоритм директорного управления сектором газа на участках снижения имеет вид
5c,M = mcrм(K0мenlln-nx)Wф,
где тсгм - масштабный коэффициент отклонения директорией метки 8СГ; Wф - корректирующий фильтр.
После перехода в режим стабилизации высоты при выполнении программы полета (выход на высоту разгона Hr, сход на заданную конечную высоту Нк) в рассматриваемой системе с разделенными каналами управления задачи каждого канала меняются: вертикальной перегрузкой обеспечивается выдерживание высоты, сектором газа- стабилизация заданной скорости полета (числа М). Управление тягой в этом режиме при директорном способе пилотирования выполняется по отклонению скорости полета от заданного значения и производной этой ошибки. Для режима стабилизации высоты можно принять 6 ~ 0 и d АМ / dt = — nx g / азв; коэффициент при производной выбирается исходя из обеспечения апериодических процессов регулирования. Синтезированный алгоритм директорного управления сектором газа при стабилизации высоты имеет следующую структуру:
8с.Н = тсгн [кдмс‘ (Мзад - М) - кпхсг пх] Wф .
Переключение законов управления перегрузкой пвм, пвн и сектором газа 8сГМ, 8С|Н осуществляется по специальной логике, реализованной в бортовом вычислителе САУ (ЦВТУ). При автоматическом переходе между участками программ полета (см. рис. 3.5.2) выбор закона управления перегрузкой сводится к применению логических условий "минимум" и "максимум"; так, например, при снижении по команде "Вертикаль-1" или "Вертикаль-3" для выполнения программы с участками выдерживания величин Мо, М2 = М1|р(2) (Нк), Мк, Нк закон управления по вертикальной перегрузке запишется в виде
пВзад = max {nBM2, min [пвМк, max (пвМк, пвМо)]}.
23 - 4094
Цифровой вычислитель траекторного управления, его функции и особенности
Зачем нужен и что решает цифровой вычислительтраекторного управления
В соответствии с логикой взаимодействия бортового оборудования перехватчика с наземной АСУ на этапе командного наведения производится выбор программ и профилей полета, вида боевых маневров и законов управления на каждом из них, рассчитываются необходимые моменты переключений участков программ, определяется режим работы силовой установки, формируются управляющие, командные и информационные сигналы, поступающие в автопилот и на индикаторы. Все перечисленные операции, а также ряд других логических функций при управлении в режиме командного наведения перехватчика МиГ-31 выполняет цифровой вычислитель траекторного управления ЦВТУ системы автоматического управления САУ-155МП (разработчик МНПК "Авионика", главный конструктор Петров В.М.).
Необходимость использования цифрового вычислителя в составе САУ была вызвана следующими факторами:
сложностью алгоритмов управления по высоте, скорости, курсу, сектору газа, в состав которых входят тригонометрические и обратные функции, полиномы от высоты и числа М, блоки произведения и деления, перестраиваемые коэффициенты, логические фильтры, запоминающие устройства, ограничители и другие элементы;
большим количеством логических операций, связанных с переключениями участков программ в соответствии с поступающими от наземной АСУ командами, а также операций сравнения и выбора закона управления;
сложностью логики приоритета сигналов и взаимодействия с наборами команд системы радиоуправления КРУ, предусматривающей запоминание некоторых команд, переключение с одного режима на другой;
требованиями высокой точности вычислений при формировании заданных траекторных параметров и управляющих сигналов, необходимостью обеспечения большой точности выполнения заданных программ полета и конечных координат, которые привели к реализации ряда необходимых методов повышения точности управления и стабилизации конечных условий;
повышенными требованиями по помехозащищенности алгоритмов и аппаратуры, которые обусловили применение специальных мер защиты от флюктуаций, сбоев, ложных сигналов, шумов датчиков и преобразователей и т. д.;
многорежимностью всей системы автоматического управления перехватчиком на этапах командного наведения, необходимостью переключения структуры управления в соответствии с выбранным режимом.
В ограниченном объеме задачи управления самолетом при наземном (командном) наведении решались с помощью аналоговых вычислителей САУ на истребителях-перехватчиках Су-15, МиГ-25, МиГ-23. Цифровая реализация ал-
горитмов и логики управления при наведении, впервые примененная в САУ перехватчика МиГ-31, дала возможность выполнить в полном объеме логику взаимодействия с наземными АСУ, использовать достаточно совершенные законы управления, удовлетворить все требования этапа командного наведения.
С помощью цифрового вычислителя САУ на борту истребителей МиГ-31 и Су-27 решаются следующие задачи:
реализация логики приоритета команд, поступающих при ручном (от задатчика) или автоматическом (от КРУ в МиГ-31, от КРУ и СУ В в Су-27) вводе этих команд;
выполнение логики выбора вида маневра по высоте и скорости, перехода между участками в соответствии с профилем полета и режимом работы, определяемыми входными командами;
автоматизация управления истребителем при программном наборе высоты, снижении, смене программ с высокой точностью выхода и стабилизации конечных координат самолета;
автоматизация управления сектором газа и тормозными щитками на участках снижения, торможения, разгона;
согласование каналов управления и рациональное распределение перегрузки между каналами при пространственных маневрах;
обеспечение безопасности полета при выполнении всех видов боевых маневров с сохранением решения задач наведения.
Логика приоритета команд от КРУ заключается в назначении следующих режимов работы ЦВТУ:
"Привод"- при поступлении разовых команд Т ("Привод") или В-2 ("Вертикаль-2");
"Вертикаль"- при поступлении команд В-1 ("Вертикаль-1") или В-3 ("Вертикаль-3");
"Набор" - при поступлении команды "Перенацеливание" или отсутствии команд В-1, В-2, В-3, Т ;
"Стабилизация" - при VK < VK min и отсутствии разовых команд.
На рис. 3.5.5 показаны траектории выхода самолета на конечную высоту Нк (высоту атаки Н;1) и конечную скорость VK или Мк в соответствии с внешними командами Т, В-1, В-2, В-3.
Рис. 3.5.5. Траектории движения самолета по командам "Вертикаль" (В-1, В-2, В-3) 355 и "Привод" (Т)Рис. 3.5.5. Траектории движения самолета по командам "Вертикаль" (В-1, В-2, В-3) 355 и "Привод" (Т)
Рис. 3.5.5. Траектории движения самолета по командам "Вертикаль" (В-1, В-2, В-3) 355 и "Привод" (Т)
Рис. 3.5.5. Траектории движения самолета по командам "Вертикаль" (В-1, В-2, В-3) 355 и "Привод" (Т)
В основе алгоритмического обеспечения ЦВТУ лежат специально разработанные законы управления самолетом (см. п. 3.5.1) и логика переключений между участками программ с назначением на каждом участке необходимого управления.
С учетом цифровой реализации и логики управления при создании ЦВТУ был принят ряд мер по обеспечению безопасности и помехозащищенности. В частности, для безопасного выполнения вертикальных маневров разгона со снижением ("горка вниз") и торможения с набором высоты ("горка вверх") введены такие меры:
плавное вписывание в программу сверхзвукового набора Мпр(2> (Н) с помощью введения в закон управления пвм заданного сигнала Мзал = min [Мк; Мпр(Н)];
недопущение снижения в процессе маневра ниже высоты Hmjn путем обеспечения схода на эту высоту и ее стабилизации, как только сработает условие переключения закона управления пв > пВзал, где Нзад = Hmm;
расширение маневренных возможностей самолета при приближении к максимальной границе по скорости Vnpmax или Мтах путем снятия ограничения максимальной перегрузки nBmax;
обеспечение выдерживания предельных скоростей полета даже в случае ошибочного перемещения летчиком сектора газа (РУД); например, если в процессе снижения РУД будет поставлен в положение полного форсажа, то самолет перейдет в набор высоты и не превысит Vnpmax или Мтах;
при выполнении маневра торможения с набором высоты реализация плавного перехода в режим снижения или горизонтального полета со стабилизацией Vnpmin или Мпр(2)(Н); это происходит в случае, если в процессе маневра выполняется условие переключения законов управления nB S ПВ зад, где Мзад Мир (Н)-
Отметим также некоторые меры обеспечения помехоустойчивости, реализованные в ЦВТУ:
статистическая обработка управляющих сигналов, фильтрация перегрузок, ослабление шумов КРУ и сбоев питания;
автоматическое подключение корректоров СВС, использование признака "готовность";
применение логического фильтра по сигналу узад, ограничений величины
△Узал, приращений Дпв, Дпг, сигналов СВС; ограничение и фильтрация конечных параметров Мк, Нк, а также Нц;
введение условий переключений: двухкратные просчеты, блокировка по условию "ДА", усреднение измерений.
Логика выбора маневров, программ и законов управления самолетомпри дальнем наведении
В зависимости от соотношения между начальным и конечным состояниями перехватчик выполняет ряд типовых маневров в вертикальной плоскости (совмещаемых также с горизонтальными маневрами выхода на курс \ртад):
набор высоты и скорости по программам М„р(|) (Н), М„р<2> (Н) в режиме "Набор"; эти маневры проводятся на режиме работы двигателей "Полный форсаж" или "Максимал";
снижение на конечную высоту Нк с выдерживанием постоянного числа М, а также М = Мир|4) (Н) при одновременном дросселировании двигателей и с выдерживанием заданной скорости снижения Vy или угла наклона траектории 6 - при поступлении команд В-1 или В-3;
торможение со стабилизацией высоты до выхода к заданной скорости Мк осуществляется по командам В-1, В-3 (стабилизация Нк) и В-2, Т (стабилизация Но) при переводе летчиком сектора газа в минимальный режим;
разгон со снижением по команде В-1 или В-3 при Мк > Мо;
стабилизация начальных координат Мо и Но, если при выдаче одной из команд В-1, В-2, В-3 плавная команда У.1ад (Мк) не приходит, пропадает или если Мк < Mmin.
Особенности логики перехода из начального положения Но, Мо в конечное Нк, Мк проиллюстрированы на рис.3.5.6, где показаны виды маневров самолета по высоте и скорости в двух основных режимах ("Вертикаль" и "Набор").
Рис. 3.5.6. Выход истребителя на программные скорости MN и в конечные условия Нк, Мк по командам "Вертикаль" (В-1. В-3)Рис. 3.5.6. Выход истребителя на программные скорости MN и в конечные условия Нк, Мк по командам "Вертикаль" (В-1. В-3)мм
Рис. 3.5.6. Выход истребителя на программные скорости MN и в конечные условия Нк, Мк по командам "Вертикаль" (В-1. В-3)
Рис. 3.5.6. Выход истребителя на программные скорости MN и в конечные условия Нк, Мк по командам "Вертикаль" (В-1. В-3)
м
м
Логика переключения законов управления по высоте пвн, по скорости пвм, по вертикальной скорости nBVy, описанных в п. 3.5.1 и используемых на различных участках программ полета, основана на анализе следующих условий:
реализуется переход на пвн, если на последующем участке осуществляется стабилизация Нзал, при пвн < пВзад, если Нзад > Нтск; пвв > пВзад, если Нзад < Нтск,
реализуется переход на пв , если на последующем участке осуществляется отработка величины Мзад, при пвм > пВзад, если Мзад > М1СК; пв < пВзад, если Мзал < Мтек;
реализуется переход на nBVy, если на последующем участке производится снижение с отработкой величины Vy, при nBVy < пВ1ад.
В указанных условиях пВзал обозначает текущий заданный управляющий сигнал вертикальной перегрузки, представляющий собой одну из величин пвн, Пвм или nBVy на текущем участке полета.
Вычислитель ЦВТУ в соответствии с заложенной логикой обеспечивает автоматический выбор режима работы, закона управления пВзад в продольном канале, заданных величин Нид, Мзал в этом законе управления, разовых команд управления сектором газа для индикации летчику, законов управления тягой и директорных сигналов управления РУД при снижениях и торможениях.
Программный полет перехватчика и процессы управленияпри маневрировании
Описанная логика и алгоритмы управления самолетом на этапах дальнею наведения прошли тщательную проверку и отработку на математических моделях и полунатурных комплексах на базе ГосНИИАС, а также при летных испытаниях перехватчика МиГ-31 и несколько позже истребителя Су-27 на базе ГНИКИ ВВС в г. Ахтубинске. Для оценки динамических характеристик процессов управления истребителем было рассмотрено большое число типовых ситуаций по начальным и конечным параметрам, по видам маневров самолета, по режимам и участкам полета в соответствии с командами, поступающими от НАСУ. Отметим коротко некоторые результаты анализа траекторий и процессов управления при командном наведении МиГ-31.
Набор высоты по базовой программе и выходы на программные значения MN. На рис 3.5.7 показан пример выполнения программ набора высоты в режиме "Полный форсаж" и даны характеристики движения самолета по различным участкам программ (время, расход топлива, высота статического потолка, точки схода на программные скорости MN). Вход в программу дозвукового набора высоты М^01 происходит при стабилизации начальной высоты полета (при Н > 2 км) или с небольшим подъемом при Н < 2 км, исключается
Рис. 3.5.7. Характеристики наборов высоты по базовой программе самолета МиГ-31
потеря высоты до "захвата" программы. Выход на высоту разгона НР и стабилизация этой высоты осуществляются плавно с высокой точностью (АН = 50... 100 м). Переходы на программные скорости MN проходят без перерегулирования по числу М и без просадки по высоте. Развороты при программном наборе высоты не приводят к ухудшению процессов в вертикальной плоскости. Развороты на потолке сопровождаются длиннопериодическими колебаниями по скорости и высоте, что объясняется ограниченными располагаемыми перегрузками пх и пу самолета. Точность выдерживания программных скоростей при наборе высоты составляет АМ = 0,02...0,04.
Снижение по командам "Вертикаль" (В-1 или В-3). После выполнения условия приведения к горизонту ЦВТУ запоминает значение текущего числа М. выдает разовую команду для подключения корректора скорости из СВС и стабилизирует число М полета. При приведении к горизонту индицируется разовая команда управления двигателем и директорная метка сектора газа, формируемая по закону бС|н, т. е. стабилизируется запомненное значение М. После подключения корректора скорости индицируется команда "Максимал" или "Малый газ", если позволяет ограничение. Директорная метка сектора газа отклоняется по закону бС|м и обеспечивает выдерживание заданной скорости снижения. Уменьшение высоты полета со стабилизацией начальной скорости протекает плавно, без резких переключений и колебаний по текущим координатам; участок снижения по программе Мпр(4) вблизи ограничения VIIP ,тах характеризуется колебаниями по пу и 6 с допустимыми параметрами. При снижениях с разворотом с высот потолка Нц, сопровождаемых глубоким креном у = 60...65 , возможна потеря скорости. На высотах менее 15 км при тех же кренах в развороте не происходит отхода от программы снижения.
Особые ситуации полета перехватчика. Отметим некоторые особенности поведения самолета в автоматическом режиме управления от ЦВТУ при нетипичных ситуациях полета (неправильных действиях летчика по перемещению РУД, отказах, ошибочных командах, пропадании информации), которые были оценены в процессе моделирования и летных испытаний:
в случае прихода команды "Вертикаль" при наборе высоты или полете на потолке, если летчик не отключил форсаж, самолет продолжает полет со стабилизацией текущего числа М;
если команда "Вертикаль" поступила при промежуточном положении РУД (например, при стабилизации высоты или скорости, при снижении или при неправильном управлении сектором газа), самолет начинает снижаться или набирать высоту, не выходя за пределы VllPmax и VnPmin, и достигает высоты, соответствующей положению РУД;
если после выхода на высоту Нк с разгоном со снижением летчик включил режим "Форсаж", то самолет после схода на Мк будет набирать высоту;
включение режима автоматического управления до полной балансировки рулей при входе в программу Мпр(|) на высотах Н < 5 км в случае больших отрицательных значений начального отклонения стабилизатора приводит к чрезмерным углам наклона и значительному уходу от программ набора с потерей скорости.
В заключение необходимо подчеркнуть, что в процессе реализации и отработки автоматизированного режима управления истребителями МиГ-31 и
Су-27 при дальнем наведении создана логика функционирования бортовой системы автоматического управления перехватчиком в наземных АСУ. Она является развитием общей идеологии управления самолетом во внешних системах (см. разд. 4). Эта логика включает условия выбора программ движения и законов управления истребителем.
Разработано алгоритмическое обеспечение цифрового вычислителя траекторного управления ЦВТУ, решающее в полном объеме круг задач по автоматизации траекторных режимов программного управления. В основу алгоритмов и логики ЦВТУ легли оригинальные технические решения.
Результатом всего этого явилось успешное функционирование на борту самолетов МиГ-31 и Су-27 цифроаналоговых систем автоматического управления (соответственно обозначаемых САУ-155МП и САУ-10) на различных этапах боевого применения. Эти С АУ представляют собой многорежимные системы программного управления, состоящие из цифрового вычислителя ЦВТУ и аналогового автопилота.
Дальнейшим развитием цифрового вычислителя траекторного управления явилось создание высокопроизводительного цифрового вычислителя ВЦ-6 (разработка МНПК "Авионика"). В этом вычислителе, являющемся составной частью комплекта САУ-10М-03, реализуется система траекторного управления самолетом Су-ЗОМКИ. В вычислителе ВЦ-6 размещаются алгоритмы и логика управления истребителем от внешних систем, рассмотренные в подразд. 3.5, обеспечивающие автоматический и директорный режимы пилотирования на этапах боевого применения.
Список литературы к разделу 3
Левин М. А., Ильин В. Е. Современные истребители. Энциклопедия техники. - М.: Изл-во Хоббикнига. Техника - молодежи, 1994.
Авионика России. Энциклопедический справочник / Гл. ред. С. Д. Бодрунов. - СПб.: Национальная ассоциация авиаприборостроителей, 1999.
Горелик А. Л., Бутко Г. И., Белоусов Ю. А. Бортовые цифровые вычислительные машины. - М.: Машиностроение, 1975.
Козлов В. И. Системы автоматического управления летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1979.
Кривецкий Е. И. Системы самонаведения. - М.: Машиностроение, 1970.
Расчет и анализ движения летательных аппаратов: Инженерный справочник / С. А. Горби- тенко, Э. М. Макашов, Ю. Ф Полушкин, Л. В. Шефтель. — М.: Машиностроение, 1971.
Колпаков К. М., Войлокова Т. Н. Оценка бортовых вычислительных машин при проектировании БЦВС. - Труды ГосНИИАС. Сер. Вопросы авионики, 1998, № 2.
Позняков П. В.. Федунов Б. Е. Основы информационной интеграции бортовой аппаратуры Учебн. пособие. - М.: МАИ, 1993.
Красовский А. А., Ермилов А. С. Боевое применение и эффективность пилотажно- навигационных комплексов летательных аппаратов. - М.: ВВИА им. Н. Е. Жуковского, 1989.
Антенные системы и радары с электронным управлением лучем/ Белый Ю., Синани А. Военный парад, 1998, №29.
Радары НИИПа в небе и на земле/ Белый Ю. - Авиасалоны мира. № 1.
Следом "Адъютанты"... блещут "Эполеты" / Белый Ю. И., Синани А. И., Федотчен- ко А. И. Мир авионики, 1999, № 6.
Научно-исследовательский институт приборостроения имени В. В. Тихомирова. История создания и развития / Под ред. А. Г. Акопяна, В. К. Гришина, В. В. Матяшева, А. А. Растова. - М. НИИП, 1999.
Фомин А. Су-27. История истребителя. Изд. РА Интервестник, 1999.
Изложены принципы автоматизации управления боевыми действиями истребительной авиации, приводятся структура и основные характеристики подсистем наземных АСУ. Предлагаются и обосновываются методы определения возможности и параметров перехвата воздушных целей, решения задач целераспределения и перенацеливания, наведения истребителей на воздушные цели. При рассмотрении проблем обеспечения безопасности управляемых АСУ истребителей излагаются методы предотвращения столкновений и способы выявления самолетов противника, могущих атаковать истребитель. Освещены перспективы совершенствования автоматизированного управления действиями истребительной авиации и описаны методы использования авиационных комплексов перехвата для получения информации о воздушной обстановке, методы поиска истребителями целей, потерянных радиолокационным полем, координированное наведение на групповую цель нескольких истребителей.
Основы проектирования, структураи характеристики наземных АСУ
Основы проектирования больших систем управления
Краткая история разработки АСУ истребительной авиации ПВО
После окончания Великой Отечественной войны в условиях "холодной войны" важнейшей задачей государства явилось обеспечение защиты территории страны от средств воздушного нападения (СВН) возможного противника. Зенитно-ракетных комплексов (ЗРК) еще не существовало, а возможности зенитной артиллерии были ограничены. Поэтому основное внимание при решении этой задачи уделялось истребительной авиации (ИЛ).
В то время скорости и высоты полета самолетов благодаря их оснащению реактивными двигателями значительно выросли, что при ограниченных возможностях оружия истребителей тех лет весьма усложнило перехват таких целей и потребовало в первую очередь автоматизации процесса наведения истребителей-перехватчиков на воздушные цели. Однако испытания первых электромеханических приборов наведения показали, что для успешного решения задачи перехвата необходимо автоматизировать нс только процесс наведения, но и процессы получения, сбора, обработки и передачи на управляющие КП радиолокационной информации о воздушной обстановке и информации о возможностях и действиях своих средств. Первая система "Воздух" (главный конструктор Кравец В. Я.) с электромеханической аппаратурой наведения "Каскад" (главный конструктор Лившиц А. Л.), в которой эти задачи были частично решены, прошла испытания совместно с первым советским комплексом перехвата Су-9-51 и принята в 1960 г.
Одновременно была начата разработка территориальной системы ПВО "Луч" (главный конструктор Лившиц А. Л.), управляющей действиями частей ИА, зенитно-ракетных (ЗРВ) и радиотехнических войск (РТВ). Решение весьма сложных задач, стоящих перед этой большой системой, было невозможно обеспечить без широкого использования цифровой вычислительной техники. Поэтому впервые в СССР в основу разработки сложной системы были положены потенциальные возможности цифровых вычислительных машин (ЦВМ), несмотря на то что в то время в разработке ЦВМ были сделаны лишь первые шаги, а опыт в проектировании их программного обеспечения полностью отсутствовал.
В итоге продолжительных испытаний несколько районов СССР были оснащены системой "Луч", в которой наряду с электромеханической аппарату-
рой пункта наведения (ПН) "Каштан" (главный конструктор Тибилов В. П.) впервые осуществлено "цифровое", т. е. реализованное на ЦВМ, наведение. В конце 70-х годов на базе еще несовершенных тогда ЦВМ были разработаны, испытаны и приняты АСУ боевыми действиями истребительного полка (иап) "Рубеж" (главный конструктор Чудинов С.М.), пункт наведения ВВС "Сплав" (главный конструктор Федюнин А.Н.) и ПН ВМФ "Газон" (главный конструктор Алексеев Ю. Ф.). В 80-х годах под руководством Алейникова Н. К. на авиационном комплексе радиолокационного дозора и наведения (АК РЛДН) "Шмель" был реализован пункт наведения.
В результате уровень автоматизации в решении задач управления боевыми действиями ИА, зенитно-ракетных и радиотехнических войск в ПВО оказался существенно более высоким, чем при решении задач ВоенноВоздушных Сил и Сухопутных войск.
Опыт, приобретенный при проектировании, испытаниях и внедрении сложных и больших автоматизированных систем управления, позволяет сформулировать следующие основные принципы их разработки, которые могут быть использованы при создании не только военных, но и других систем.
Принципы разработки больших систем управления
Согласно основным закономерностям научно-технической революции XX века в основу разработки АСУ целесообразно положить концепцию системного подхода и целевого управления [4.1-4.3]. Использование этой концепции требует четкого представления о предназначении (цели) и условиях разработки и использования системы, а также формирования критерия, позволяющего оценить степень достижения этой цели разрабатываемой АСУ. Этот критерий должен учитывать как внешние условия, в которых будет функционировать система, так и всякого рода ограничения, которые будут иметь место при разработке, изготовлении и эксплуатации АСУ. Поскольку эти ограничения или, по крайней мере, часть из них нежесткие и их в той или иной степени можно преодолеть, вложив в АСУ большие средства, наиболее общим, глобальным критерием (показателем) качества системы является выражение, оценивающее, с одной стороны, ее эффективность, а с другой стороны, стоимость (рис. 4.1.1).
Одновременно максимизировать эффективность и минимизировать стоимость системы нельзя. Поэтому использование таких многокомпонентных критериев, называемых векторными, в отличие от однокомпонентных, скалярных критериев представляет дополнительные трудности. В большинстве случаев их преодолевают, задавая либо значение одного из компонентов, например стоимости, в виде ограничения и оптимизируя величину другого компонента, либо значения весовых коэффициентов при компонентах и оптимизируя их взвешенную сумму.
Использование концепции системного подхода и целевого управления позволяет сформулировать ряд принципов проектирования АСУ. Для достижения экстремума глобального критерия качества необходимо обеспечить:
адаптивность системы к изменению условий функционирования;
иерархичность системы, т. е. четкое ее разделение на подсистемы и составляющие их элементы с определением функций этих компонентов и условий их взаимодействия;
"равнопрочность" элементов системы;
рациональный уровень унификации этих элементов.
Каждый из этих принципов определяет соответствующие методологические направления работ (см. рис. 4.1.1).
Концепция разработки
Цель разработки
Системный подход
Концепция целевого управления
Внешняя среда
Ресурсные ограничения
^
Глобальный критерий качества эффективность - стоимость
—
—
Принципы
Адаптивность
Иерархичность
"Равнопрочность"
Унификация
Ф
Ф
Ф
Ф
Методологические направления работ
Обеспечение реконфигурации систем в целях сохранения надежности и живучести.
Адаптация программного обеспечения к загрузке вычислительного комплекса.
Разработка процедур настройки программного обеспечения на условия функционирования АСУ.
Разработка самообучающихся систем
Структурирование системы.
Структурирование программного обеспече
ния.
Распределение функций между элементами
системы.
Формирование общего и частных критериев качества
Рациональное распределение ресурсов между элементами системы.
Соответствие между внутренним и внешним правдоподобием модели системы управления.
Эволюцион- ность развития АСУ
Определение рациональной степени унификации.
Формирование базовых решений 3. Разработка базовых элементов аппаратуры и программного обеспечения.
Формирование базовой технологии разработки и отладки программного обеспечения.
Реализация сборочного программирования
Рис. 4.1.1. Методология проектирования сложных АСУ
Принцип адаптивности. Изменение условий функционирования АСУ может произойти как из-за выхода из строя того или иного ее элемента вследствие отказа или воздействия противника, так и по причине изменения внешних условий (соотношение сил, дислокация частей и т. д.).
В первом случае требуется выполнение такой реконфигурации системы, т. е. изменения структуры функционирующих элементов АСУ и связей между ними, которая обеспечила бы минимальное снижение эффективности системы. При этом путь введения в систему резервных элементов, используемых при выходе из строя элементов основных, следует использовать лишь для элементов с низкой надежностью функционирования (например, из-за низкой надеж-
ности ЦВМ устаревших типов в систему часто вводилась резервная ЦВМ), поскольку широкое резервирование элементов системы приводит к существенному увеличению ее стоимости. Поэтому в случаях, когда на это приходится все-таки идти, например при резервировании командных пунктов (КП) высокого уровня, целесообразно уровень аппаратурного и программного обеспечения запасного КП иметь существенно упрощенным по сравнению с основным КП, что значительно понизит его стоимость, но обеспечит возможность функционирования системы, хотя и с несколько меньшей эффективностью, и в экстремальных условиях, вероятность возникновения которых невелика.
В настоящее время все более широкое распространение получают методы такой реконфигурации системы, при которой в случае выхода из строя части элементов система продолжает функционировать (с меньшей эффективностью) без использования дублирующих элементов. Это приводит к существенному уменьшению стоимости системы и достигается путем некоторого (избыточного для нормального режима) расширения возможностей элементов, достигаемого в основном за счет расширения функций программного обеспечения ЦВМ этих элементов. Например, на пункт наведения системы не только возлагается задача наведения, но и требуется при выходе из строя управляющего КП обеспечить возможность назначения воздействий истребителей по целям хотя бы в полуавтоматическом режиме; в вычислительных комплексах, состоящих из нескольких ЦВМ, от каждой (или части) из них требуется обеспечение возможности решения всех задач, возложенных на вышедшую из строя ЦВМ.
Естественно, что в последнем случае неизменный уровень эффективности функционирования АСУ можно будет сохранить лишь при сниженном уровне загрузки системы по сравнению с максимальной загрузкой, т. е. при меньшем количестве целей. Однако и при полной загрузке и выходе из строя части ЦВМ можно не допустить существенного снижения эффективности системы, если обеспечить растяжку циклов решения периодических задач и переход к их решению более грубыми и менее хроноемкими (т. е. требующими меньшего машинного времени) методами. Реализация этого метода потребует разработки алгоритмов и программ регулирования вычислительного процесса в зависимости от загрузки АСУ.
Следует подчеркнуть категорическое требование отсутствия таких элементов, выход из строя которых приводил бы к выходу из строя всей системы.
Принцип иерархичности, во-первых, требует разделения системы на образующие ее функциональные подсистемы [4.4, 4.5], которыми в АСУ ПВО являются подсистемы информационного обеспечения, связи и передачи данных, управления боевыми действиями, материального и прочего обеспечения этих действий и функционирования войск в мирное время. Каждая из этих подсистем включает в себя аппаратурные и программные средства, которые также должны быть четко структурированы.
Во-вторых, необходимо определить функции каждого элемента структуры, ввести в каждой подсистеме и в ее программном обеспечении уровни управления и определить порядок взаимодействия структурных элементов, входящих как в один, так и в разные уровни.
Сложившаяся в течение многих веков структура управления войсками имеет ярко выраженный многоуровневый иерархический характер. Этот же принцип должен быть положен и в основу проектирования АСУ, во-первых,
потому, что решения в автоматизированных системах принимают люди; во- вторых, ввиду того, что по мере повышения уровня управления меняются характер задач управления и формы представления информации, необходимой для их решения; в-третьих, потому, что необходимость иерархии управления является неизбежным следствием сложности решения рассматриваемых задач. Однако отсюда не следует, что структура управления в АСУ должна строго соответствовать сложившейся структуре управления в данном роде войск. В некоторых случаях новые возможности, предоставляемые АСУ, могут привести к целесообразности изменения существующей структуры управления.
Концепция целевого управления требует обеспечения максимально возможного при данных условиях и ограничениях качества решения основной задачи (цели) системы в целом. Поэтому ограничения и критерии качества решения частных задач различных иерархических уровней и разных подсистем, входящих в АСУ, должны быть заданы так, чтобы оптимизация этих частных критериев обеспечила максимизацию общего критерия качества работы системы в целом.
Таким образом, критерии качества каждого уровня иерархии должны задаваться в соответствии с "потребностями" более высокого уровня управления, т. е. исходя из более общей постановки задачи. Проектирование системы управления целесообразно производить "сверху вниз", т. е. от общего к частному, что позволит оценить вклад элементов каждого уровня иерархии в общую эффективность системы и на этой основе распределить имеющиеся материальные ресурсы между элементами системы.
Принцип "равнопрочности" элементов АСУ [4.6] требует такого распределения ресурсов, выделенных на проектирование, изготовление и эксплуатацию этих элементов, которое обеспечит максимум эффективности системы. Под "равнопрочностью" элементов АСУ следует понимать равенство для этих элементов значений производных 53l5Ci , где 53 - приращение эффективности АСУ в целом за счет введения в систему элемента z-го уровня (/-го типа КП, аппаратуры или программы ЦВМ) вновь или взамен менее эффективного, а 5С( - соответствующее приращение стоимости системы.
Следует также обеспечить соответствие внутреннего и внешнего правдоподобия [4.7], т. е. соответствие уровня точности решения задач, возложенных на АСУ, уровню соответствия математической модели системы (и, в частности, точности исходных данных) самой системе.
Из принципа "равнопрочности" вытекает целесообразность эволюционного пути развития АСУ и ее элементов, поскольку эволюционный путь экономически значительно более выгоден, чем путь полной замены одной системы другой. Однако эффективное эволюционное развитие системы или ее подсистемы возможно до тех пор, пока принципы построения, структура или средства вычислений и связи системы (подсистемы) и т. п. не войдут в противоречие с требованиями, предъявляемыми к АСУ новыми обстоятельствами, например появлением нового вида оружия. При возникновении таких противоречий целесообразна коренная перестройка системы (подсистемы) или разработка новой АСУ, как это имело место после появления ЦВМ и ракетноядерного оружия.
Применительно к математическому обеспечению системы также требуется оперативная адаптация уже созданного программного обеспечения к изменению стоящих перед ней задач и условий ее функционирования путем обеспечения возможности постепенной замены морально устаревших программ новыми.
Принцип рациональной унификации элементов системы требует при проектировании АСУ проведения исследований для определения рациональной степени унификации ее элементов.
На стоимость АСУ большое влияние оказывает степень унификации ее элементов. На разных уровнях системы целесообразная степень унификации элементов АСУ должна быть различной. На низших уровнях, например на уровне микросхем вычислительной техники, целесообразна не только унификация, но и стандартизация соответствующих элементов, поскольку эти элементы используются отнюдь не только в данной АСУ. Повышение степени унификации, с одной стороны, уменьшает стоимость унифицируемого изделия за счет снижения количества типов производимых изделий при одновременном росте их тиражности, но, с другой стороны, при этом неизбежно повышение степени аппаратурной или программной избыточности, что ведет к некоторому удорожанию изделий. Поэтому каждым конкретным условиям и каждому уровню унификации соответствует рациональная ее степень. Оценка этой степени для разных уровней унификации - важнейшая задача проектирования АСУ.
Поскольку непосредственное управление многими видами современной боевой техники и вооружения, т. е. управление в нижних звеньях АСУ, вообще невозможно без высокой степени автоматизации, реальное проектирование ряда АСУ велось по схеме "снизу вверх". При этом отсутствие системного подхода приводило к росту стоимости этих систем и снижению их эффективности главным образом из-за трудностей сопряжения уже функционирующих элементов АСУ с вновь разрабатываемыми элементами более высокого уровня и обеспечения взаимодействия этих элементов. К особенно неблагоприятным последствиям приводит отсутствие унификации аппаратуры и программного обеспечения в системе обмена информацией между элементами АСУ.
Поэтому важное значение имеет разработка базовых решений, определяющих типовую структуру и типовые элементы систем управления войсками и принципы взаимодействия как между элементами данной АСУ, так и между разными системами. Формирование таких решений позволит разработать унифицированные базовые конструкции, которые смогут эффективно применяться в разных АСУ.
Общее программное обеспечение в значительной степени унифицировано уже в настоящее время. В дальнейшем этот процесс продолжится. Специальное (функциональное) программное обеспечение унифицировать сложнее. Однако проведенные исследования показали, что в ПВО могут быть унифицированы алгоритмы и программы решения до 70% задач, естественно, с соответствующей настройкой на требования данной АСУ или ее элемента. Разработка унифицированных программных модулей решения различных задач и формирование базовой технологии разработки и отладки программного обес-
печения позволят реализовать концепцию сборочного программирования, обеспечивающего быстрое формирование матобеспечения данной АСУ в основном из базовых программных модулей, разработанных заранее и хранящихся в библиотеке.
Принципы проектирования алгоритмовфункционального программного обеспечения
В основе этого проектирования лежат методы прикладной математики [4.7]. Решение прикладных задач и, в частности, проектирование алгоритмов функционального программного обеспечения АСУ начинается с их постановки и разработки математической модели рассматриваемого объекта, например системы ПВО. Этот этап весьма важен, поскольку от того, как будет поставлена задача и разработана модель, зависят как достоверность и точность ее решения, так и трудоемкость, а в ряде случаев возможность практического получения этого решения. Попытки учесть все факторы, в той или иной степени влияющие на результаты решения, часто приводят к тому, что его получение становится практически невозможным, поскольку во многих задачах сложность решения в зависимости от числа переменных возрастает экспоненциально и даже гиперэкспоненциально [4.8]. Поэтому важнейшей задачей исследователя и, в частности, разработчика алгоритмов функционального программного обеспечения АСУ является рациональное сокращение числа переменных параметров в модели рассматриваемого объекта. Ее решение, как и постановка задачи и формирование критериев качества, требует от исследователя глубоких знаний, развитой интуиции и обширного опыта. Поэтому такая работа должна быть поручена наиболее квалифицированным специалистам, которым целесообразно руководствоваться следующими положениями [4.7].
Во-первых, надо оценить основные масштабы временной и пространственной протяженности изучаемого явления. Если, например, рассматривается процесс перехвата воздушной цели, то можно полагать, что время наведения истребителя измеряется десятками минут, а время наведения ракеты, запущенной с него, — десятками секунд.
Во-вторых, целесообразно выделить переменные с "нормальным" (близким к характерному времени), "медленным" и "быстрым" темпами изменения. При этом "медленные" переменные рационально заменить константами, величина которых зависит от условий решения задачи, а "быстрые" переменные заменить их осредненными значениями или вообще исключить, если они оказывают малое влияние на результат решения задачи. Так, например, время, потребное на создание крена, необходимого для ввода истребителя в разворот, измеряется единицами секунд. Поэтому характер этого переходного процесса практически не оказывает влияния на время наведения. Следовательно, при решении задачи наведения можно не интересоваться положением органов управления движением самолета и исключить из рассмотрения соответствующие переменные вместе с целым рядом дифференциальных уравнений, определяющих вращение самолета вокруг центра масс, что кардинально упрощает решение задачи.
Напротив, при создании устройств отработки команд наведения на борту истребителя следует в той или иной мере учитывать эти уравнения, но это -
задача бортовых систем управления, которая может решаться независимо от формирования команд наведения.
В-третьих, целесообразно ввести иерархию переменных, представленную на рис. 4.1.2, и при необходимости высокой точности решения перейти к итерационному методу его получения: на первом этапе "медленные" переменные заменяются константами, а "быстрые" переменные - их средними значениями и задача решается для типовых условий функционирования рассматриваемой системы. Во второй итерации в решение вводятся поправки, учитывающие изменения "медленных" переменных во времени и пространстве и отклонения "быстрых" переменных от их средних значений. При необходимости решение повторяется при других значениях дополнительных параметров, других условиях функционирования системы.
Уточняющие переменные
Рис. 4.1.2. Иерархия переменных
В-четвертых, необходимо обеспечить соответствие точности применяемых методов решения задач, возлагаемых на подсистемы АСУ, степени адекватности математической модели самой системе и, следовательно, точности исходных для разработки функционального программного обеспечения данных. Несоблюдение этого требования практически не приведет при использовании сложных методов решения задач к повышению точности их решения, но увеличит время, потребное на разработку и отладку соответствующих программ, а также машинное время, необходимое для их решения, что при ограниченных вычислительных ресурсах АСУ и времени на разработку и отладку программного обеспечения вызовет снижение точности решения других задач и в итоге — снижение эффективности системы.
Несмотря на очевидность рассматриваемого требования, при разработке сложных систем оно редко соблюдается, что объясняется как трудностью оценки степени соответствия адекватности модели реальному объекту и точности методов решения отдельных задач, так и стремлением разработчиков функционального программного обеспечения подсистем, входящих в общую систему, решать свои частные задачи наиболее точно. Это стремление, однако, далеко не всегда приводит к положительным результатам, поскольку уровни качества разработки отдельных блоков общей математической модели объекта, а следовательно, и степени их адекватности ему, как и методов решения частных задач в этих блоках, могут весьма существенно различаться. Это приводит к "неравнопрочности" блоков модели проектируемой системы и, следовательно, к снижению эффективности ее функционирования. Поэтому важной задачей руководителей разработчиков АСУ является выявление "слабых мест" в системе и принятие мер к их устранению.
Особенности систем управлениябоевыми действиями истребителей
Высокая экономичность турбореактивных двигателей по сравнению с ракетными двигателями обеспечивает истребителям большие радиусы действия. Однако ТРД с соответствующей системой забора воздуха — двигатели сложные и дорогостоящие, рассчитанные на многоразовое применение. Столь же сложны и дороги современные бортовые системы обнаружения целей и управления ракетным оружием. Это требует обеспечения многоразовости применения авиационных комплексов перехвата (АКП). Их многоразовость может быть достигнута и без участия человека (летчика), но пока беспилотные истребители-перехватчики практического применения не нашли.
Наличие человека на борту истребителя расширяет его возможности по адаптации к изменению внешних условий (тактики ведения боя, условий посадки и т. п.) и повышает эффективность применения АКП, но вместе с тем и возлагает на автоматизированную систему управления его боевыми действиями дополнительные задачи по обеспечению безопасности экипажей АКП.
Большие радиусы действия АКП ведут и к большим значениям полетного времени истребителей до рубежей перехвата, особенно при использовании крейсерских (дозвуковых) режимов полета. Поэтому для того, чтобы в полной мере использовать возможности АКП по радиусам их действия, необходимо существенно расширить поле получения радиолокационной информации по сравнению с областью возможного перехвата, что далеко не всегда можно обеспечить даже в глубинных районах страны. Учитывая, что в разных условиях дальности обнаружения целей и скорости их полета могут изменяться, для обеспечения минимума глубины проникновения средств воздушного нападения на обороняемую территорию АСУ должна при каждом назначении воздействия АКП по цели определять такой режим его полета, который обеспечивает максимум среднего значения скорости и является выполнимым по запасу топлива. Это сильно усложняет решение задач назначения воздействий и наведения АКП.
Необходимость создания поля радиолокационной информации ставит перед АСУ не только задачи получения от радиолокационных станций данных о воздушной обстановке, их первичной и вторичной обработки, но и задачи отождествления и обобщения этой информации (третичная обработка) от нескольких РЛС и радиолокационных узлов. Решение этих задач возлагается на информационную подсистему АСУ, эффективное функционирование которой особенно важно для наведения АКП, поскольку оно продолжается десятки минут; в течение этого времени трасса цели, по которой назначено наведение, не должна быть потеряна.
В зоне возможных перехватов должно существовать не только радиолокационное поле, но и поле команд, образуемое станциями передачи команд наведения на борты АКП, а также поле приема информации от них.
Таким образом, большие радиусы действия АКП приводят к необходимости создания весьма сложных и больших АСУ боевыми действиями АКП.
Роль боевого расчета в управлении действиями истребителей
Интенсивное развитие вычислительной техники привело к весьма быстрому росту возможностей ЦВМ. Однако отсюда отнюдь не следует, что в скором времени управление боевыми действиями ИА и, в частности АКП, будет полностью автоматизировано. Объясняется это тем, что управление боем является сложной задачей, решаемой с помощью приемов не только военной науки, но и военного искусства. В бою, управляемом людьми, очень большое значение имеет фактор внезапности, который достигается применением способов ведения боя и тактических приемов, хотя, быть может, и не наилучших с точки зрения теории исследования операций [4.9], но неожиданных для противника. Противоборствующие стороны часто идут на риск, поэтому разгадать замысел противника может, и то отнюдь не всегда, лишь человек, основываясь не только на данных разведки о возможностях и намерениях противника, но и на информации о чертах характера командиров противоборствующей стороны и т.п. Следовательно, решение такого рода интеллектуальных задач независимо от возможностей ЦВМ остается прерогативой боевых расчетов КП АСУ. Однако и их решение может быть автоматизировано. При этом на боевой расчет возлагается основополагающая задача ввода в ЦВМ некоторых параметров, определяющих ход автоматического решения задач в соответствии с замыслом командира по отражению налета. Следует, правда, отметить, что интеллектуальные задачи являются наиболее сложными и для человека. Для успешного их решения необходимы многочисленные тренировки боевого расчета, что в АСУ технически возможно, но практически реализуется далеко не в полной мере.
Активное участие боевого расчета в управлении действиями АКП является не только желательным, но и возможным, так как вследствие большого пассивного (подготовительного) и полетного времени истребителя процесс управления действиями АКП на большинстве этапов боевых действий не является скоротечным. Однако в основном на боевой расчет должно быть возложено решение лишь интеллектуальных задач, таких, например, как задание степени воздействия, т. е. количества истребителей данного типа, которое следует назначить для перехвата одного самолета-цели на данном этапе отражения налета, задание параметров, позволяющих автоматически оценить относительную важность целей, параметров зоны ответственности полка АКП и т. п.
Структура и основные характеристикифункциональных подсистем АСУ
Структурная схема единой системы управления боевыми действиями авиации приведена в подразд. 1.2. Далее будет кратко рассмотрена функциональная структура АСУ: подсистемы получения, сбора и обработки информации о воздушной обстановке (информационная подсистема), подсистема связи и передачи данных, подсистема управления боевыми действиями и подсистема обеспечения действий войск.
Информационная подсистема
Основной задачей этой подсистемы являются получение и обработка информации о воздушных объектах. Информационная подсистема состоит из радиолокационных станций различных типов и командных пунктов радиотехнических войск разного уровня: радиолокационных постов, узлов (батальонов) и центров (полков), обрабатывающих радиолокационную информацию и обменивающихся ею между собой и управляющими КП.
Радиолокационные станции бывают кругового или секторного обзора, трех- или двухкоординатные (в последнем случае для измерения высоты полета воздушных объектов используются специальные станции - радиовысотомеры), активные, т. е. излучающие сигнал и принимающие его отражение от воздушных объектов, и пассивные - только принимающие сигналы от воздушных объектов. Принципы работы РЛС изложены в [4.10].
Как уже отмечалось, основной задачей информационной подсистемы является первичная, вторичная и третичная обработка радиолокационной информации.
Главной задачей первичной обработки, которая может производиться как на низовых КП, так и на самих РЛС, является выделение полезного сигнала о воздушных объектах и преобразование содержащейся в нем информации в цифровой код.
В процессе вторичной обработки, выполняемой на КП рот и батальонов РТВ по информации от замкнутых на них РЛС, производится взятие ("захват") воздушного объекта на сопровождение, т. е. завязка трассы и окончательное определение его государственной принадлежности (этот процесс начинается на этапе первичной обработки), а по своим самолетам некоторых типов - и его индивидуального номера; определение курса и скорости воздушного объекта, выявление его маневров и обеспечение непрерывного сопровождения воздушного объекта в зоне видимости РЛС.
Третичная обработка, выполняемая на КП батальонов и полков РТВ, включает в себя решение следующих основных задач:
отождествление трасс воздушных объектов, приходящих от разных источников (в том числе и от АК РЛДН), т. е. установление факта принадлежности этих трасс одному и тому же объекту;
П. 4 1.3 написан совместно с В А. Максимовичем.
обобщение информации по одним и тем же воздушным объектам, приходящей от разных источников, или выбор наилучшего источника для сопровождения данного объекта;
присвоение воздушным объектам единых общегосударственных номеров;
присвоение признаков, определяющих тип объекта (если его удается установить): ракета, стратегический или тактический самолет, свой заявочный самолет и т. п.;
определение координат помехопостановщиков триангуляционным или корреляционным [4.10] методом;
отбор трасс воздушных объектов для выдачи на управляющие КП в условиях, когда количество трасс на информационном КП больше, чем может принять управляющий командный пункт;
группирование воздушных объектов в целях уменьшения количества объектов, отображаемых на средствах индикации и выдаваемых на КП.
Группирование воздушных объектов может производиться либо с помощью некоторых способов по плоскостным координатам, размеры которых задает боевой расчет, либо, что несравненно сложнее, путем выявления действительных групп целей, выполняющих единую задачу (тактическое группирование). Реализация тактического группирования позволяет не только уменьшить количество объектов, подлежащих отображению, но и обеспечит устойчивое их сопровождение и возможность организации координированных действий АКП по этим группам (см. пп. 4.4.3 и 4.4.4). Оптимальной следует полагать такую процедуру тактического группирования, которая для сформированных групп обеспечивает минимум выражения rcp = r(T / Rcp, где гср и RCP - соответственно среднее расстояние между самолетами в сформированных группах и между этими группами.
Заметим, что под термином "расстояние" здесь следует понимать расстояние между самолетами не в обычном пространстве, а в пространстве информационных параметров, к которым относятся не только координаты воздушных объектов, но и параметры (курс, скорость) их движения, а также некоторые признаки ("свой", "чужой" и др.). Действительно, если в данный момент два самолета находятся рядом, но летят в разные стороны, то тактическую группу они не образуют.
Принцип решения задачи тактического группирования основан на упорядоченном переборе различных вариантов разбиения для отыскания варианта, обеспечивающего минимум значения гср. Для сокращения переборов целесообразно задание (с возможностью введения корректив боевым расчетом) минимального расстояния между группами /?min и максимального расстояния между самолетами в группах г^ (при г > rmax самолеты считаются заведомо не принадлежащими, а при г < 7?min принадлежащими к одной группе, которая может состоять и из одного воздушного объекта).
Наиболее просто задача решается, если положить /? jn ~ rmax = ro = const •> так как это позволяет осуществлять тактическое
группирование методом стробирования, при котором к одной группе относятся объекты, расстояние между которыми меньше г0 . Однако при этом ошибки радиолокационных измерений, а также применение противником тактических групп разного размера и конфигурации приведут к значительному увеличению ошибок группирования, что будет выражаться в нестабильности сформированных групп, а это усложнит слежение за уже сформированными группами и может привести к необходимости выполнения повторного группирования по "старым" объектам.
Изменением значений R- и г v можно обеспечить достижение различ- ПИП IlldX 1
ных степеней укрупнения воздушной обстановки (рис. 4.1.3). Необходимо также предусмотреть возможность разгруппирования указанной боевым расчетом группы до трасс отдельных самолетов или неразрешимых РЛС групп.
а б в
Рис.4.1.3. Представление воздушной обстановки: а - детальное; б — малая степень укрупнения; в - большая степень укрупнения
Информацию о группах своих АКП также следует группировать, но это задача более простая, так как известен и численный состав группы АКП, и целесообразный размер строба группирования.
Информационная подсистема в АСУ может быть либо отделена от подсистемы управления, либо в той или иной степени совмещена с ней. В первом случае радиолокационная информация собирается и отрабатывается автономной информационной подсистемой, построенной по иерархическому принципу: рота, батальон, полк РТВ. При этом информация в подсистему управления поступает "сверху вниз", т. е. от старших командных пунктов к младшим. Основным достоинством такой структуры является простота использования в АСУ единой нумерации воздушных объектов и наиболее полная на этой основе реализация принципа целевого управления, при котором старший КП ставит задачи подчиненным частям, координирует их действия и не допускает дублирующих воздействий по одной и той же цели АКП разных иап. Основной ее недостаток - наличие длинных связей (как в прямом смысле, так и в смысле количества ступеней обработки и ретрансляции информации) между ее источниками и потребителями.
Реализация такой структуры тем более рациональна, чем большими возможностями обладает государство при ее оснащении современными высокопроизводительными ЦВМ и средствами передачи телекодовой информации. Естественно при этом, что весь процесс прохождения информации от РЛС до
потребителя должен быть полностью автоматизирован. Если соответствующими возможностями государство в данном районе страны не обладает, то целесообразно использовать совмещенную структуру, при которой КП иап объединены с КП батальона РТВ (т. е. с радиолокационным узлом), а пункт наведения - с командным пунктом роты РТВ. Правда, количество пунктов обработки информации будет заведомо больше числа пунктов наведения ввиду необходимости создания радиолокационных постов на малых высотах. При этом трассы воздушных объектов на старший КП поступают от подчиненных ему командных пунктов без единых номеров, а эти номера выдаются на КП с некоторым запаздыванием. Такая структура позволяет уменьшить запаздывание в назначении воздействий перехватчиков по целям, находящимся в зоне радиолокационного узла данного направления, которое может быть существенным при низкой степени автоматизации в обработке и передаче информации, но может привести к дублированию при назначении воздействий и, соответственно, к необходимости перенацеливания истребителей.
Совмещенная структура выгодна экономически, поскольку она позволяет сократить протяженность и повысить эффективность использования линий связи. При высокой степени автоматизации можно свести к минимуму и запаздывание в получении полками АКП единых номеров трасс воздушных объектов.
В любом случае на управляющие командные пункты из информационной подсистемы должен поступать по каждой трассе воздушного объекта следующий минимум информации:
координаты объекта в принятой системе координат;
параметры его движения (курс, скорость или составляющие вектора скорости Vx, Уу );
признаки, определяющие особенности воздушного объекта и его сопровождения (признак маневра объекта, признак необновления информации по нему, признак снятия трассы объекта с сопровождения и т. п.).
После того как объекту присвоен общий номер, со старшего командного пункта выдаются также данные о численном составе сгруппированной цели (или признак того, что она является неразрешимой на отдельные самолеты), признаки уже назначенных до данной цели воздействий средствами других частей с указанием их типа (ИА, ЗРВ) и, желательно, количественного состава этих воздействий, признаки необходимости первоочередного назначения воздействия по данной цели и др.
Если на бортах своих самолетов имеется аппаратура, выдающая индивидуальный номер, то и он должен поступать в систему, что позволяет весьма значительно повысить качество "захвата" и сопровождения таких объектов.
Рассмотрим теперь основные характеристики информационной подсистемы. Необходимость построения для обеспечения действий ИА обширного РЛ-поля и большая длительность процессов перехвата целей истребителями приводит к тому, что на качество этих процессов будут оказывать влияние не только, а точнее, не столько случайные ошибки радиолокационной информации, характеризуемые средними квадратичными величинами
cr^i^H’^y^vi сколько потери, разрывы, ложные трассы и перепутывания при проводке трасс объектов. Именно эти обстоятельства являются основными причинами срывов наведения истребителей по назначенным целям и необходимости их перенацеливания, что не всегда оказывается возможным.
Эти факторы учитываются обобщенно с помощью коэффициента проводки воздушного объекта
tz _ 1тр _ Z—i тр
ПР t’
V во Jcp Z-i во
где tTP - время, в течение которого выдавалась трасса; tBO - время, в течение которого данный объект находился в поле информационной подсистемы, и коэффициента ложных трасс
плт _ 52 ^т
< птр )ср ^ТР
где плт - число ложных, т. е. несоответствующих реальным целям, трасс, выдаваемых на некотором интервале времени 1ЛТ; птр - общее число выдаваемых трасс.
Таким образом, наряду с производительностью данного элемента информационной подсистемы, характеризуемой числом трасс N ТР воздушных объектов, которые он может сопровождать при отсутствии активных помех, и числом трасс ^пап сопровождаемых постановщиков активных помех (ПАП), в требованиях к этому элементу для случаев отсутствия и наличия активных помех определенного уровня следует задавать значения коэффициентов Кпр и Клт. Кроме того, целесообразно задавать и значения сг^,, а н, поскольку они влияют на точность целеуказания бортовым РЛС перехватчиков, а также на величину сг^ и оу , которые оказывают влияние на эффективность планирования воздействий.
Подсистема связи и передачи данных
Эта подсистема является вторым важнейшим компонентом современных АСУ (первый компонент - вычислительная техника). Она представляет собой совокупность оконечных устройств и линий всех видов связи и передачи данных. Функциональное назначение подсистемы - обеспечение обмена информацией как между элементами АСУ, так и в пределах каждого элемента.
Подсистема включает в себя следующие средства связи:
телекодовую связь, обеспечивающую обмен цифровой информацией между элементами АСУ;
оперативно-командную (речевую) связь между элементами АСУ;
внутреннюю связь каждого элемента АСУ;
телекодовую связь, обеспечивающую обмен цифровой информацией между пунктами управления и самолетами;
речевую связь лиц боевого расчета КП и ПН системы с экипажами АКП.
Телекодовая связь между элементами АСУ образуется трактами передачи данных. Каждый тракт - это линия связи и пара оконечных устройств, входящих, как правило, в состав соответствующих элементов АСУ. Тракты передачи данных должны удовлетворять определенным требованиям по пропускной способности, достоверности передачи информации и др. Они могут быть организованы на каналах радио или проводной связи. Тракты передачи принято делить на телеграфные и телефонные. Первые обеспечивают относительно низкую скорость передачи - до 200 бит/с, вторые на стандартном телефонном канале - до 9600, а на широкополосном канале - до 48 000 бит/с. Большинство современных трактов передачи данных оснащено аппаратурными и программными средствами повышения достоверности передачи информации.
Подсистема наземной связи может быть построена по радиальному (рис. 4.1.4, а), коммутационному (рис. 4.1.4, б) или смешанному принципам. В первом случае между парой абонентов образуются обычно два отдельных разнесенных канала - основной и резервный. Во втором случае сеть связи используется коллективно всеми абонентами с помощью специальных узлов коммуникации сообщений (УКС), определяющих в зависимости от адреса получателя информации и текущей занятости каналов связи рациональный путь передачи сообщения. Второй принцип, несомненно, более выгоден экономически, так как позволяет резко уменьшить количество каналов связи (заметим, что стоимость прокладки новых каналов связи или аренды уже существующих - один из основных компонентов стоимости АСУ), но его реализация требует введения в систему сложных коммутационных узлов и преодоления ряда других трудностей.
Q - КП, • - УКС; @ - КП, совмещенный с УКС; - основные; резервные
аб
Рис. 4.1.4. Принципиальные схемы фрагментов цепей связи: а - радиальная; б - коммутируемая
Оперативно-командная связь между элементами АСУ организуется по известным схемам двухсторонней телефонной или громкоговорящей связи.
Внутренняя оперативно-командная связь отдельного элемента АСУ обеспечивает переговоры лиц боевого расчета между собой; она может быть как двухсторонней телефонной, так и громкоговорящей.
Для передачи команд и другой информации истребителям необходима организация поля команд, состоящего из станций передачи команд (СПК), совмещенных с пунктами наведения или вынесенных. В качестве ПН с СПК может быть использован АК РЛДН, который выдает команды и истребителям устаревших типов, не способным обнаруживать и атаковать цели на фоне земной поверхности и вынужденным при перехвате маловысотных целей опускаться на высоты, не обеспеченные полем команд наземных СПК.
Помимо станций передачи команд на ПН и КП необходимо иметь радиостанции УКВ и ДЦВ диапазонов для обеспечения голосовой связи с летчиками.
Тракты обмена телекодовой информацией с бортами истребителей обеспечивают не только связь "земля-борт", но и передачу информации в обратном направлении. На управляющий КП может быть передана информация о барометрической (т. е. определенной по давлению воздуха) высоте полета истребителя, об остатке топлива и боекомплекта, о координатах и параметрах движения целей, сопровождаемых БРЛС.
Для повышения достоверности передачи телекодовой командной информации на борт АКП в условиях специально организованного противником радиопротиводействия можно применять различные методы, в том числе использовать сложные широкополосные сигналы, позволяюшие работать "под шумами" (т. е. при уровне полезных сигналов, меньшем уровня шума), или осуществлять подавление помех силовым методом путем передачи информации мощным передатчиком в узком луче и узкой полосе частот. В последнем случае СПК способна определять и координаты истребителей, которым выдаются команды.
Подсистема управления боевыми действиями
Применительно к АКП основной задачей этой подсистемы являются планирование боевых действий и реализация этих планов, т. е. осуществление наведения истребителей на воздушные цели и их атака. Процесс управления распределен не только по элементам подсистемы, но и по этапам организации боевых действий АКП. Основными из этих этапов являются:
предварительное планирование воздушных операций, вскрытие замысла налета противника (с его уточнением в процессе боя) и формирование общей тактики отражения налета;
планирование боевых действий нарядов перехватчиков по одиночным и групповым воздушным целям (целераспределение и перенацеливание АКП);
реализация спланированных действий истребителей, т. е. их наведение на воздушные цели, и решение других задач.
При реализации этих этапов возникает ряд дополнительных задач, таких, как приведение частей в заданные степени боевой готовности, организация взаимодействия частей ИА и ЗРВ и обеспечения безопасности управляемых
истребителей, управление службами аэродромов иап, управление действиями средств РТВ и радиопротиводействия, формирование разнообразных распоряжений, докладов, донесений и т. п.
Структурная схема АСУ и ее подсистемы управления приведена в подразд. 1.2. Каждый элемент подсистемы должен решать соответствующие его рангу задачи. Распределение задач между КП разных уровней подсистемы целесообразно проводить в соответствии со следующими основными требованиями, вытекающими из принципов, изложенных ранее:
в нормальном режиме функционирования АСУ на каждом уровне управления целесообразно решать те задачи, которые не могут быть решены с требуемым качеством на нижестоящем уровне;
передача части функций управления на нижестоящие уровни не должна снимать с вышестоящих КП ответственности за выполнение задачи в целом;
в случаях, когда нижестоящий КП теряет связь с вышестоящим, а также в процессе развертывания системы должна быть обеспечена возможность работы этого КП в автономном режиме, при котором на него возлагается реализация в упрошенном режиме и части функций вышестоящего КП.
В соответствии с этими требованиями на КП высшего уровня данного региона должны в основном решаться задачи предварительного планирования и материально-технического обеспечения действий войск. Их решение возлагается на боевой расчет командного пункта. При этом целесообразно широкое использование ЦВМ, работающих не в реальном масштабе времени. Кроме того, на этот КП должна оперативно поступать и обрабатываться боевым расчетом обширная укрупненная информация о воздушной обстановке, о состоянии и действиях подчиненных частей и соединений.
Основная задача КП тактических соединений региона (см. и. 1.2.1) - предварительное и оперативное управление действиями подчиненных частей. Применительно к управлению действиями истребительной авиации это требует решения следующих основных задач управления частями [4.11]:
выдача распоряжений и прием донесений о боевой готовности подчиненных частей;
предварительное планирование отражения налета и выдача соответствующих распоряжений на КП иап;
отбор для КП иап трасс его истребителей и трасс целей (с выдачей признаков действия по ним других частей и указания приоритетных для уничтожения целей) для назначения воздействий по ним с КП иап с правом КП тактического соединения на запрет реализации части воздействий в случаях дублирования;
предварительное выявление (см. п. 4.3.2) воздушных объектов, могущих столкнуться с наводимыми данным иап истребителями или обстрелять их, и выдача трасс этих объектов на КП иап;
управление передачей наведения от одного КП иап другому;
прием от частей донесений об их состоянии и ходе боевых действий.
Кроме того, для обеспечения режима живучести АСУ при выходе из строя части КП иап на КП тактических соединений целесообразно предусмотреть возможность решения задач целераспределения (ЦР) и наведения для ограниченного количества АКП, поднятых в зоны барражирования.
На КП иап возлагается решение следующих основных задач:
выдача на стартовые КП аэродромов иап распоряжений на приведение истребителей в заданные степени боевой готовности и на взлеты по готовности;
назначение воздействий АКП (групп АКП) по выданным КП тактического соединения одиночным и групповым целям, т. е. решение задач ЦР;
перенацелевание истребителей на другие цели в случае невозможности или нецелесообразности перехвата назначенной цели;
постановка задач ПН на наведение АКП по назначенным целям, контроль за его ходом и принятие решений о переводе истребителей на привод на заданный аэродром посадки;
выявление объектов, способных столкнуться с управляемыми АКП;
управление передачей наведения от одного ПН другому;
управление действиями стартовых командных пунктов аэродромов иап.
На КП иап целесообразно возложить и функции наведения АКП.
Основные задачи ПН - наведение самолетов на заданные цели, их привод на аэродром посадки, обеспечение безопасности наводимых самолетов и др.
Кроме того, для обеспечения живучести АСУ при выходе из строя КП иап на ПН целесообразно обеспечить возможность полуавтоматического решения задач целераспределения и перенацеливания АКП.
Структура АСУ иап. В принципе КП иап способен обеспечить не только назначения воздействий истребителей, но и наведение всех АКП иап. Однако это не рационально с точки зрения обеспечения живучести АСУ иап. Поэтому в состав АСУ иап целесообразно включать КП, обеспечивающий возможность наведения части истребителей иап (возможно включение в состав КП пункта управления и пункта наведения, как это показано на рис. 4.1.5), и один-два пункта наведения. На каждый из ПН замыкаются до трех станций передачи команд и воздушной радиосвязи - одной при ПН и двух вынесен-
Рис. 4.1.5. Структурная схема обмена информацией с АСУ иап (вариант): КП - командный пункт; ПУ - пункт управления; ПН - пункт наведения;
РВ - радиовысотомерная станция; СПК - станция передачи команд
ных, образующих поле команд пункта. Поскольку переход с одной станции передачи команд на другую может быть автоматизирован и не требует передачи наведения, что необходимо при смене ПН, в перспективе целесообразно обеспечить возможность выхода как с КП, так и с любого ПН на любую станцию; это позволит создать единое коммутируемое поле команд иап.
Командный пункт иап целесообразно объединить с РЛ-узлом (возможно размещение КП иап и КП батальона РТВ на одной позиции), что обеспечит его РЛ-информацией в зоне ответственности иап при выходе из строя КП полка РТВ. Для обеспечения пункта наведения первичной радиолокационной информацией о воздушной обстановке его следует скомплексировать с РЛС и радиовысотомером (РВ). Это желательно сделать для предотвращения столкновений наводимых АКП с другими воздушными объектами, если должный уровень достоверности вторичной, т. е. прошедшей цифровую обработку, информации в данной АСУ не достигнут.
Кроме того, командный пункт иап должен быть сопряжен дуплексными трактами со стартовыми командными пунктами аэродромов иап, обеспечивающими боевой расчет КП информацией о выполнении распоряжений на перевод истребителей в заданные степени боевой готовности, о состоянии самолетов и летчиков иап и о необходимых для последующего автоматизированного управления данных (индекс - позывной летчика, радиоданные бортовых средств, курс отхода от аэродрома, состав группы и др.). По тому же тракту выдаются на аэродром команды на запуск двигателей самолета и его взлет по готовности и принимаются донесения о фактическом взлете.
Подсистема обеспечения действий войск
Большинство задач этой подсистемы, особенно в верхних звеньях (за исключением оперативного сбора и отображения данных о состоянии войск и ходе боевых действий и выдачи распоряжений), не требуют решения в масштабе реального времени. К этой подсистеме относится топогеодезическое обеспечение, без которого невозможны точное определение местоположения каждого элемента АСУ и юстировка РЛС, а следовательно, и эффективное функционирование АСУ; радиационная и химическая разведка; метеорологическое обеспечение; техническое и тыловое обеспечение войск и др.
Основными задачами технического и тылового обеспечения являются:
обеспечение соединений и частей материальными средствами;
строительство, содержание и восстановление командных пунктов, РЛС, каналов связи, аэродромов и т.п.;
обеспечение перебазирования частей;
оказание медицинской помощи больным и раненым;
торгово-бытовое и финансовое обеспечение.
Важная задача этой подсистемы - обеспечение повседневной деятельности частей и соединений. Для этого могут быть в той или иной степени автоматизированы решения задач учебно-боевой подготовки войск, таких, например, как составление планов полетов, контроль за уровнем подготовленности летчиков, т. е. слежение за их "рейтингом", и т. п.
Методы автоматизированного управлениябоевыми действиями истребительной авиации
Вклад этапов управления в эффективность перехвата
Основные задачи и этапы управления были рассмотрены в и. 4.1.3. Оценим целесообразную степень автоматизации и вклад каждого этапа в эффективность перехвата.
На этапе целераспределения, осуществляемом в ходе боя, по каждому истребителю (наряду) или цели (группе целей) решения принимаются редко (несколько раз за вылет), но количество истребителей, находящихся на управлении КП, осуществляющих непосредственное планирование, велико, так как этими КП должны быть пункты не ниже, чем КП иап или воздушный КП (иначе слишком сложным станет обеспечение взаимодействия между этими КП). Поэтому степень автоматизации решения задач целераспределения, т. е. непосредственного планирования, должна быть выше, чем при планировании предварительном.
Реализация плана при решении задачи перехвата включает этап наведения АКП, т. е. его выведения в зону возможных атак (ЗВА) цели, и саму атаку, эффективность которой играет определяющую роль в решении рассматриваемой задачи. При атаке истребителем одиночной цели эта эффективность в значительной степени определяется возможностями системы его вооружения. Однако при атаке групповой цели группой АКП весьма большое значение приобретает степень автоматизации решения задачи целераспределения, т. е. процесса распределения истребителей и их ракет по целям, которая должна быть весьма высокой.
При отражении массированных налетов современными перехватчиками, имеющими почти круговые зоны возможных атак и способными атаковать цели на фоне земной поверхности, эффективность собственно наведения имеет второстепенное значение, поскольку она близка к единице и определяется в основном характеристиками радиолокационного поля и топливным резервом, выделенным на парирование маневров цели. В этих условиях весьма возрастает вклад в эффективность АСУ непосредственного планирования отражения налета. Как правило, оно может быть реализовано лишь на наземных КП или АК РЛДН, т. е. на тех командных пунктах, которые располагают информацией о воздушной обстановке. Однако в тех случаях, когда обороняющаяся сторона располагает лишь весьма редкой и неточной информацией о налете (например, от космических средств), а потребный рубеж перехвата целей ле-
жит вне наземного радиолокационного поля, целесообразно по этой информации оповещения поднять поисково-ударные группы истребителей (см. п. 4.1.1, 4.1.3), управление действиями которых возложить на командира этих групп (при условии наличия в его распоряжении информации о воздушной обстановке от истребителей этих групп).
. Методы определения возможностии параметров перехвата воздушных целей
В основе управления боевыми действиями истребителей-перехватчиков лежит так называемая штурманская задача, а именно задача определения возможности и параметров перехвата. При этом весьма желательно, чтобы эти параметры были близки к оптимальным значениям, обеспечивающим минимально возможное в данных условиях время перехвата, т. е. минимальную глубину проникновения цели на обороняемую территорию. Это позволит наиболее полно реализовать потенциальные возможности истребителя как летательного аппарата.
Решение штурманской задачи лежит в основе как процесса наведения, по существу реализуемого решением таких задач, так и целераспределения, поскольку при выборе лучшего истребителя для назначения на данную цель необходимо знать значения времени и вероятности перехвата, обеспечиваемые разными воздействиями.
В результате решения штурманской задачи должны быть определены возможность перехвата данным истребителем данной цели, рекомендованные полусфера атаки, метод и параметры наведения, а также рассчитаны значения времени наведения и координаты рубежа перехвата.
Типовые режимы полета истребителей на перехват
При заданных методе наведения и полусфере атаки положение рубежа перехвата цели определяется режимом полета истребителя в вертикальной плоскости (точнее, в вертикальной поверхности, проходящей через проекцию траектории перехвата на горизонтальную плоскость, - "плоскости развертки").
Режим полета истребителя зависит от программы его полета (в функции скорости и высоты) и режима работы двигателей. Режим полета определяет, с одной стороны, значение радиуса действия истребителя по запасу топлива, а с другой стороны, величину его средней скорости УСР. Чем больше Уср, тем при прочих равных условиях меньше время перехвата и глубина проникновения цели, но тем меньше и радиус действия истребителя. Следовательно, режим полета истребителя надо задавать таким, чтобы обеспечить максимум УСР при условии нахождения рубежа перехвата в области, достижимой по запасу топлива, т. е. в зоне возможного перехвата (ЗВП).
Поскольку радиус действия истребителя с увеличением Уср уменьшается, каждым условиям перехвата должен соответствовать свой оптимальный режим полета истребителя, строгое определение которого является сложной задачей теории оптимального управления [4.12]. Далее будет рассмотрено суб-
оптимальное, т. е. близкое к оптимальному, решение, доступное для реализации в современных АСУ.
Типовые программы набора высоты и скорости. В их основе лежит базовая программа набора высоты и скорости полета. Она осредняет энергетически оптимальные программы [4.13], обеспечивающие минимум времени, пути или расхода топлива, потребных для набора заданного уровня энергетической высоты Н3 = Н + (И 2 2 g), соответствующего сумме потенциальной и кинетической энергии одного килограмма массы самолета. Базовая программа состоит из участков, на которых выдерживается постоянное значение скорости полета, приборной скорости Упр, высоты или числа М (см. рис. 4.2.1).
Рис. 4.2.1. Энергетически оптимальные () и базовая () программы набора высоты и
скорости и программные скорости VN
Однако базовая программа в большинстве случаев не обеспечивает выведение истребителя на заданные для выполнения атаки значения высоты и скорости (На, Уа), что при Vu <^тах требует выполнения "сходов" с программы. В принципе эти "сходы" следовало бы выполнять маневром "горка", т. е. с потерей скорости, что весьма осложняет как расчет параметров таких маневров, так и их выполнение. Но при Нц, на несколько километров меньших высоты потолка самолета НП при данной скорости, выполнение "схода" при постоянной скорости, называемой программной скоростью Ум, не приводит к сколько-нибудь существенным потерям. Практически можно ограничиться максимум четырьмя разными значениями VN , наибольшее из которых близко
к ^max (эта скорость обычно ограничена по числу М), а наименьшее - к крейсерской скорости УКР (см. рис. 4.2.1).
Типовые виды программ полета. На рис 4.2.2 качественно показаны зависимости от Ни радиуса действия истребителя, т. е. расстояние от аэродрома взлета до рубежа, предельного по запасу топлива, при некотором значении VN и различных моментах включения форсажа. Кривая S3(HU) соответствует наиболее позднему включению форсажа, а именно в момент, когда время, ос- гавшееся до конца наведения, равно времени, потребному на набор высоты Н = На и скорости V = VN > VKP. Кривая S7^Ha^ соответствует случаю включения форсажа в момент достижения самолетом крейсерской высоты НКР. Поскольку при этом полет па форсаже будет более продолжительным, 52 < 53. При включении форсажа с момента взлета, чему соответствует кривая S^H^, радиус действия истребителя дополнительно уменьшится. Наконец,
кривой Sv(Ha ) соответствует случай, когда весь полет на перехват происходит
на форсаже в процессе набора высоты и скорости атаки. При этом отсутствует балансный участок полета, выполняемый при Н = const и И = const в течение времени, равного разности между временем перехвата и временем набора НаУа-
Применению данного типового вида программы, т. е. логики включения форсажа, и наличию или отсутствию балансного участка полета соответствует некоторая область на рис. 4.2.2, граница которой обозначена номером п.
При S < So". V = Kn и балансный участок отсутствует; а при So< S < Si единственный балансный участок выполняется при К = Kv. Если Si< S < Si, то таких участков может быть два: один при V = Укр и второй при V = Ev.
Рис. 4.2.2. Области (п) применения различных видов программы полета для Kv = constРис. 4.2.2. Области (п) применения различных видов программы полета для Kv = constНаконец, при S = S3 единственный балансный участок выполняется при Г = Укр. Программы с одним балансным участком называются типовыми: крейсерскими или дальними при п = 3 и форсажными или ближними при « = 1. В случае S ^ S2 м S ^ S3 они не обеспечивают максимально возможного в данных условиях значения VCp из-за неполного использования располагаемого топлива, которое требует введения второго
Рис. 4.2.2. Области (п) применения различных видов программы полета для Kv = const
Рис. 4.2.2. Области (п) применения различных видов программы полета для Kv = const
балансного участка. При его наличии для S > Si соотношение продолжительностей полета на первом (при V = VKP) и втором (при V = VN) участках может быть найдено из условия расхода всего топлива, выделенного на выполнение перехвата и привода на аэродром посадки, что обеспечит минимум глубины проникновения цели.
Типовые профили полета на перехват. При постоянной скорости полета и оборотах турбины на высотах Н > 11 км расход топлива реактивными двигателями пропорционален давлению воздуха. Поэтому он достигает минимума на высотах, близких к НП. Следовательно, по достижении заданного значения Их целесообразно, не дросселируя двигатель, выполнять набор высоты при V = VN и лишь на заключительном этапе наведения осуществлять маневр выхода на высоту атаки цели, если она будет отличаться от достигнутой истребителем программной высоты Н N , близкой к высоте потолка. Такие профили полета, т. е. зависимости высоты от времени или пути, называются профилями полета по потолкам (рис. 4.2.3). Их применение обеспечивает превосходство истребителя над целью по запасу полной энергии и позволяет весьма существенно увеличить радиусы действия истребителя, особенно на сверхзвуковых скоростях и при малых высотах атаки. Кроме того, эти профили вплоть до момента выдачи на борт истребителя команды "Вертикаль" на выполнение маневра выхода на НЙ позволяют истребителю осуществлять наивыгоднейший по расходу топлива полет независимо от фактической высоты цели, которая измеряется неточно и может меняться из-за ее маневров.
набор на форсаже;набор без форсажа; полет на Нкр, VKP;снижение до На;набор на форсаже;набор без форсажа; полет на Нкр, VKP;снижение до На;• • V = VN;о - точка перехвата;1, 2, 3 - полет по потолкам:I, II, III - полет на На.• • V = VN;о - точка перехвата;1, 2, 3 - полет по потолкам:I, II, III - полет на На.
набор на форсаже;
набор без форсажа; полет на Нкр, VKP;
снижение до На;
набор на форсаже;
набор без форсажа; полет на Нкр, VKP;
снижение до На;
• • V = VN;
о - точка перехвата;
1, 2, 3 - полет по потолкам:
I, II, III - полет на На.
• • V = VN;
о - точка перехвата;
1, 2, 3 - полет по потолкам:
I, II, III - полет на На.
Рис. 4.2.3. Профили полета на перехват
Однако для истребителей устаревших типов, не способных атаковать цели на фоне земной поверхности, использование рассматриваемых профилей может потребовать выполнения глубоких снижений, что несколько затрудняет пилотирование. В этих случаях, а также вблизи от линии фронта при дозвуковых скоростях атаки может оказаться рациональным применение профилей полета на высоте атаки цели, что затрудняет обнаружение истребителей
наземными РЛС противника. При этом "сход" с базовой программы набора, выполняемый по команде "Вертикаль", осуществляется при достижении истребителем высоты Н = Ны .
Типовые участки полета. Весь профиль полета на перехват и привод на аэродром посадки в общем случае может быть разбит на 11 участков (рис. 4.2.4), три из которых являются балансными (два при наведении: крейсерский длиной SКР, проходимый на высоте Н = Н КР со скоростью V = VKP, и программный длиной SN , проходимый на высоте Н = HN со скоростью И = Ил,, и один участок на приводе длиной 8ПР, проходимый на высоте Н = Нкр со скоростью V = V КР \ Наименование этих участков приведено на рис. 4.2.4. Следует иметь в виду, что участки 1-го разгона и набора (j=0 и j=l) могут выполняться как на форсаже, так и без него, а на приводе может после торможения производиться либо набор высоты при V = ИКР с На на Н КР (при На < НКР), либо снижение при Vnp = const с Ни на Н КР ; как в том, так и в другом случае после завершения балансного участка выполняется снижение при Vnp = const на скорость Упос и высоту Нпос захода на посадку. Разбиение профиля полета на указанные участки позволяет затабулировать характеристики (время, путь и расход топлива) неустановив- шихся по Н или V участков полета, что, как будет показано далее, необходимо для решения задачи определения возможности и параметров перехвата.
Рис. 4.2.4. Типовые участки полета на перехват и привод
Методы наведения истребителей
Классификация методов наведения. Методы наведения, устанавливающие зависимость управляющих воздействий (команд наведения) от координат и параметров движения цели и истребителя, по принципу управления курсом истребителя могут быть разделены на три группы:
в первой вектор скорости истребителя направляется непосредственно на цель (неупреждающий метод наведения "погоня");
во второй обеспечивается движение истребителя в некоторую упрежденную относительно цели точку - точку встречи, а упреждение либо непосредственно рассчитывается на основании гипотезы о равномерном и прямолинейном движении цели (упреждающие методы наведения "перехват" и "маневр"), либо формируется так, чтобы скорость вращения линии визирования была равна нулю (метод "параллельное сближение");
в третьей достигается максимум некоторого критерия качества (например, минимума математического ожидания времени перехвата) при заданном распределении плотности вероятности маневров цели в будущем - вероятностный метод наведения [4.13, 4.14].
Принцип управления курсом полета истребителя либо может обеспечивать (с некоторой вероятностью) угол встречи с целью, близкий к заданному (методы наведения типа "маневр"), либо нет (остальные методы).
Метод наведения "параллельное сближение" при постоянных скоростях истребителя и цели обес
печивает параллельное самой себеРис. 4.2.5. Метод наведения "
перемещение ЛИНИИ визирования,параллельное сближение"
что достигается соблюдением равенства проекций на нормаль к ней их скоростей: Уц sin q = УИ sin ф, где q, Q = л — q (рис. 4.2.5) и ф - углы между ли
нией визирования и векторами скорости цели и истребителя.
Отсюда имеем
sin ф = a sin q,(4.2.1)
где а = Уц УИ .
Проецируя скорости цели и истребителя на линию визирования, получаем выражение для определения скорости уменьшения расстояния L между ними dL dt = Уц cos q — УИ cos ф. Это выражение позволяет получить следующую формулу для расчета времени перехвата (в момент перехвата!, = LK = 0 ):
tn .L/yCOsq-y^a^ УиЛ]\ - a2 sin2 q -Уц cosq ^'2‘^
Так как
хп = гп cos<7; Уп = гп sin^ rn = tnVu = ^Рп+Ун’ выражение (4.2.2) можно преобразовать к следующему виду:
^хп — ^пс^ + Уп = ^пс ’
где Dnc = alnc, lnc = Lo.
Эти зависимости свидетельствуют о том, что геометрическим местом встречи истребителя с целью, т. е. рубежом перехвата, при различных направлениях движения цели является для разных значений а семейство окружностей с радиусами 1ИС и центрами, смещенными относительно цели на DtK и
расположенными вне отрезка ИЦ (рис. 4.2.6): при а < 1 (Dnc > 0) - за целью, а при а > 1 (DIIC < 0) - за истребителем. При а = 1 (Уи = Уц) окружность вырождается в прямую.
Несмотря на симметричность расположения окружностей, возможности перехвата для а > 1 и а < 1 принципиально различны. Если а < 1 , то кинематически, т. е. без учета всякого рода ограничений и ошибок, перехват цели возможен при любом направлении ее полета. Если а > I, перехват возможен в случае, когда цель летит навстречу истребителю с курсом, лежащим в секторе с углом при вершине, равным 2Q . Значение Qv определяется из (4.2.1) при sin (р = (sin <р)П1ах = !:£,,= arcsin (1/а).
При Q < Qv существуют два решения (см рис. 4.2.6). Однако второе из
них, соответствующее дальнему от цели, практического интереса нс представляет, так как в этом случае в роли "догоняющего" оказывается не истребитель, а цель.
Метод наведения "погоня*’. Полагая скорости истребителя и цели постоянными и проецируя их на линию визирования и нормаль к ней, получим следующие уравнения:
~ = У.. cos q - У И; L — = -V И sin q. dt 11 И dt ц
Выполнив их интегрирование и перейдя к полярным координатам г, q (рис. 4.2.7, а), имеем гпог = Уц1п = Dnc cosq + lnc.
На рис. 4.2.7, б, где для некоторого значения а<1 приведены рубежи перехвата цели методами "параллельное сближение" и "погоня", видно, что искривление траектории наведения, свойственное методу "погоня", приводит к более позднему перехвату. При q = 90° относительное увеличение времени
Рис. 4.2.7. Траектория наведения (а) и рубежи перехвата (б)
Из этого равенства следует, что при а = 0,8 tnr = 1,67, а при а = 0.9 tnr = 2,3. При q, несколько больших 90°, соответствующие значения 1пд имеют еще большие величины. Например, при а = 0,8 (tnr )max = 1,887 достигается при 5 = 112°.
Таким образом, применение метода "погоня" в процессе всего наведения явно нецелесообразно. Однако этот метод имеет то преимущество, что в отличие от любого упреждающего метода, на результаты применения которого оказывают влияние ошибки в определении вектора скорости цели, он практически не чувствителен к радиолокационным ошибкам и маневрам цели по курсу. Поэтому его применение может оказаться целесообразным в случаях, когда истребитель уже выведен в заднюю полусферу маневрирующей цели.
Метод наведения "перехват". Рассмотренные выше методы наведения не учитывали того обстоятельства, что скорость истребителя, точнее, системы "истребитель-ракета" в процессе наведения не остается постоянной, а изменяется от нуля на пассивном этапе подготовки истребителя к взлету после получения команды на перехват до скорости полета ракеты в процессе атаки цели. Неучет этого при наведении методом "параллельное сближение" приведет к утрате "параллельности" сближения, т. е. к вращению линии визирования и, следовательно, к искривлению, а значит, удлинению траектории наведения и "уходу" рубежа перехвата в процессе наведения. Учесть переменность скорости системы "истребитель-ракета" можно следующим образом.
Обеспечение равенства суммы пассивного (если истребитель еще не взлетел) и полетного времени истребителя и ракеты с временем полета цели до точки ее встречи с ракетой (а это необходимое условие перехвата) достигается путем определения продолжительности балансного участка полета, проходимого со скоростью VB = VKP либо VB = VN . Поэтому при расчете времени наведения методом "перехват" следует полагать
Уц
а = а Б =, а отличие VE от значения средней скорости системы Vcp
УБ
на остающемся до точки встречи участке траектории наведения, кроме балансного, учитывать путем фиктивного смещения положения цели относительно истребителя вдоль вектора ее скорости в "присоединенную" точку, находящуюся от реальной цели на расстоянии
* S *
^на = УЦ^на -7Г)’ Где 4 = /™ +Z™c; 1 на ^на " ВРСМЯ И ГОриЗОНтаЛЬ* Б
ная составляющая пути, потребные на набор высоты и скорости атаки и на ее выполнение, включая время подготовки к пуску ракеты и время ее полета до цели; tnAC - пассивное время, потребное для подготовки к взлету из соответствующей степени боевой готовности (для истребителя, находящегося в возДУхе, tnAC = °)-
Смысл этой операции легко понять из рис. 4.2.8, на котором для случая перехвата на встречных курсах показано влияние наличия пассивного времени и переменности скорости системы "истребитель - ракета" на положение рубежа
Рис. 4.2.8. Влияние наличия пассивного времени и переменности скорости полета системы "истребитель-ракета" на положение рубежа перехватаРис. 4.2.8. Влияние наличия пассивного времени и переменности скорости полета системы "истребитель-ракета" на положение рубежа перехватаперехвата. На этом графике все участки полета истребителя (условимся далее для сокращения под термином "истребитель" понимать систему "истребитель - ракета") со скоростью V ФУБ вынесены на начальный этап зависимости S^t) .
Рис. 4.2.8. Влияние наличия пассивного времени и переменности скорости полета системы "истребитель-ракета" на положение рубежа перехвата
Рис. 4.2.8. Влияние наличия пассивного времени и переменности скорости полета системы "истребитель-ракета" на положение рубежа перехвата
Вместо выражения для расстояния AS^ удобнее пользоваться выражением ASHa = AS^ / аБ = VBtHa — SHa, значение которого не зависит от скорости
цели и определяется только характеристиками истребителя и значением балансной скорости. Поскольку Ча = Sна iVCP ’ ЯСНО- ЧТО ПРИ VСР > VБ kSHa< 0 и наоборот.
Выведем формулу для расчета рубежа перехвата рассматриваемым методом. Воспользуемся правой системой координат П, Б с началом, совпадающим с целью, и осью П, направленной по вектору ее скорости. Из условий временного и путевого балансов имеем (рис. 4.2.9):
Ча + ТБ ~^ц\
Рис. 4.2.9. К расчету координаты Пп и точки встречи при наведении методом "перехват"Рис. 4.2.9. К расчету координаты Пп и точки встречи при наведении методом "перехват"s.lti +^б=8 = ^(Пи-Пп_п)2+Б2 = ^П^-У^+Б2 ,
Рис. 4.2.9. К расчету координаты Пп и точки встречи при наведении методом "перехват"
Рис. 4.2.9. К расчету координаты Пп и точки встречи при наведении методом "перехват"
где тБ - время полета на балансном участке; 1Ц - время полета цели до рубе
жа перехвата.
Определив тБ из первого уравнения и подставив его во второе, получим ^К^Ц " ^ио = ^Пп —Уц 1ц ) + Би .
Разрешив это квадратное относительно Ппп = УЦ1Ц уравнение, после преобразований имеем
Пип --^ЬаБП + 41ТТо^Ж1 + аБ^8,ю,(4.2.3)
-аБ
где П = П и — ah^SHa . В частном случае Би = 0 эта формула упрощается и приобретает вид
Ш,, „)„,.„ =-^(^ ±П„).(4.2.4)
* ± аь
где знаки плюс соответствуют случаю Пи > аБ^,ш = AS^ , а знаки минус случаю Пи <aK/\Suu. При аБ = 1 формула (4.2.3) приводит к неопределенности типа 0/0. После ее раскрытия
ШипХ^ =-№-^^^на = -(П„ + AS„U + и ).(4.2.5)
П*1
Для современных истребителей, имеющих зоны возможных атак, близкие к круговым, наиболее часто применяется именно метод наведения "перехват", поскольку он обеспечивает минимум времени перехвата.
Методы наведения типа "маневр". Для истребителей, не обладающих круговыми зонами возможных атак, а также при координированных действиях нескольких истребителей по групповой цели (см. п. 4.4.4), необходимо обеспечить возможность выведения истребителя в атаку под углом к цели, близким к заданному значению. Для этого необходимо применение метода "маневр", траектория наведения которого (рис. 4.2.10) с учетом необходимости выполнения разворота на курс наведения после взлета в общем случае состоит из двух окружностей радиусов Rx и До , трех прямых длиной d. Si, lK . на последней из которых, направленной под заданным углом ук к курсу цели, осуществляется выполнение атаки.
Параметры d и Rx при взлете истребителя с аэродрома можно задавать в виде некоторых констант, а рациональные значения Ru, 1К и i//K определять заранее в функции типа истребителя и номера N программной скорости Ух (при перенацеливании истребителя на сверхзвуковых скоростях Rx = R() ). При 7?, = Ro
аом = «I + «о = У к ~ Fo + (sign Ro) 2 k л’
где k = 0 при (sign R<>)( v« - Vo) > 0, k = 1 при (sign Ro)( v* - Vo ) < °, У о - lia" чальный курс истребителя относительно курса цели.
В остальных случаях значения и знаки углов разворота ах и ай могут быть определены итерационным путем [4.15]. Будем полагать, что они известны. Тогда неизвестной остается только длина прямой 5] между разворотами. Для ее определения, а следовательно, и расчета координаты Пп м рубежа перехвата необходимо выполнить показанную на рис. 4.2.10 операцию, при которой значение S, остается неизменным, и рассчитать значения координат 1П, 1Б точки 1 относительно точки встречи:
/я = 2?0<sinулЛ, -sin^,) + 7?!(вид/,-siny/^) + lK cos^ + dcosy/();
1Б = —/?0 (cosу/Л - cosy/,) - Rx (cosy/] - cos^0) + lK sin iyK+d sin y/0,
где значение \yx при Rx * Ro определяется в итерациях.
Рис. 4.2.10. Расчетная схема наведения методом "маневр"
Поскольку траектория наведения методом "маневр" не прямолинейна, в исходную систему уравнений помимо временного и путевого балансов следует добавить уравнение баланса путей перехвата в горизонтальной и вертикальной плоскостях. При наличии одного балансного участка имеем:
tHA"taJrTE=tU,(4.2.6)
Sx ЧПИ -ФПМ-1П^ ЧБИ ^lEf ЧП и Чп-Vutuf ЧБИ ^
Sx + ctxRx + ct0R0 + d + lK — SH + Sa + Vete ,
где lK равно пути атаки SQ.
Выразив значение тБ из первого уравнения и подставив его в третье, получим 5) = УБ1Ц — Б8наК , где ^SHaR — VEtH — SH + axRx + ct^R^ + d + VBtu, ta - время атаки, т. e. время, потребное на подготовку к пуску ракет после выхода истребителя на прямую 1К и на полет ракеты к цели.
Подставив выражение для Sx во второе уравнение системы (4.2.6), после преобразований получим искомую формулу для расчета положения рубежа перехвата методом "маневр":
Ппм =-^Y-aBn*jiF43^XA*a^SHaR,(4.2.7)
1-GS
где П = Пи *1П — aE/SSHQR, Б = Би + 1Е.
Естественно, что при Б = Би = 0, т. е. при перехвате на чисто встречных или догонных курсах, это выражение сводится к формуле (4.2.4), а при аЕ =\ -к формуле (4.2.5) с заменой П на П, Би на Б и Д^ на Z\SHoR.
При неизмененных значениях параметров наведения vj/K,lK,Ry координаты точки 1 (см. рис. 4.2.10) могут быстро изменяться, так как они связаны с положением точки встречи, определяемым курсом цели, который рассчитывается с ошибками и может вообще существенно измениться из-за маневра цели. Поскольку в это время положение истребителя в пространстве существенно не меняется, направление касательной к окружности основного разворота при приближении истребителя к ней может резко изменяться от команды к команде, что весьма осложняет пилотирование. Кроме того, в процессе выполнения разворота истребитель может оказаться внутри окружности, что вообще приведет к срыву перехвата из-за невозможности построения касательной. Это заставляет осуществлять регулирование величины параметров наведения, что весьма осложняет решение задачи в процессе наведения и привело к разработке целого семейства методов наведения типа "маневр".
Определение возможности и параметров перехвата
При наведении истребителя (группы) целесообразно обеспечить минимум глубины проникновения цели на обороняемую территорию. При этом определению подлежат следующие параметры, обеспечивающие минимум времени перехвата:
метод наведения;
полусфера атаки (для метода наведения "маневр");
номер N программной скорости VN ;
номер и вида программы полета на перехват или момент включения форсажа;
время перехвата;
положение рубежа перехвата.
Если наведение оказывается невозможным из-за нахождения цели вне зоны боевого применения истребителя по высоте или скорости ее полета, а также недостаточности запаса топлива или скорости полета истребителя (в последнем случае подкоренные выражения (4.2.3), (4.2.7) оказываются отрицательными числами), то причина невозможности должна быть установлена. Кроме того, может оказаться, что рубеж перехвата находится в области, ограниченной кривой п = О (см. рис. 4.2.2). Это потребует перехода к методу "маневр" для увеличения времени и пути перехвата и обеспечения равенства 1Ц = *п = Чак , поскольку иначе истребитель не успеет к моменту начала атаки набрать необходимые для ее успешного выполнения значения Н а и Уа .
Назначение метода наведения и полусферы атаки. При некоордини- руемом наведении истребителей с зонами возможных атак, близкими к круговым, следует назначать метод "перехват", а для истребителей устаревших типов, способных, как правило, атаковать цели лишь из их задней полусферы, - метод "маневр".
Назначение программной скорости. При наведении методом "перехват" назначается наименьшее из значений VN, удовлетворяющее неравенству aHtVN > Уц, где аПС - некоторая константа, близкая, но несколько большая единицы (при апс » 1 маневр цели может привести к срыву перехвата из-за недостатка скорости истребителя). При этом должно быть выполнено условие НцпйА^З ^ Нц < Hy^lN), причем минимальная и максимальная для данного типа истребителя высоты перехватываемой цели зависят от программной скорости.
При наведении методом "маневр" назначается минимальное значение VN , обеспечивающее возможность перехвата цели по скорости (с некоторым запасом) и высоте ее полета.
Назначение вида программ. Несмотря на выбор наиболее экономного по расходу топлива значения VN при чисто форсажном полете на перехват («=/), топлива для его выполнения и привода на аэродром посадки может оказаться недостаточно. При этом для определения номера п вида программы можно вначале для каждого значения п, N и Нц рассчитать и затабулировать радиусы действия истребителя и соответствующие им времена полета, что позволяет определить для каждого п потребные дальности обнаружения цели, сравнение которых с фактическим положением цели позволит задать значение п [4.13, 4.14]. Однако для современных возможностей компьютеров целесообразно воспользоваться методом, изложенным далее.
Определение времени и рубежа перехвата. Невозможность перехвата по запасу топлива при п=1 сильно осложняет решение задачи, поскольку при
этом для обеспечения минимума времени перехвата приходится использовать уравнение топливного баланса, что приводит к необходимости решения уравнения четвертой степени. Этого можно избежать, если применить метод, суть которого сводится к следующему (подробнее см. [4.16]).
Положим и = 2 и по (4.2.3) или (4.2.7) рассчитаем опорное значение Пп = П„ и значение топлива, потребного для выполнения перехвата и привода. Если это значение больше располагаемого запаса, то для экономии топлива форсаж следует включать не в момент выхода истребителя на Н = Нкр, а несколько позже. В обратном случае форсаж следует включать раньше, т. е. в процессе выполнения истребителем участка первого набора высоты (см. рис. 4.2.4).
Для определения конкретного оптимального момента включения форсажа, при котором все топливо, располагаемое для перехвата и привода (с учетом необходимых резервов), будет использовано, что обеспечит минимум времени перехвата, следует значение путей наведения и привода, соответствующих искомому положению рубежа перехвата, выразить через значения этих путей для опорного положения рубежа перехвата (рис. 4.2.11). Из этого рисунка следует, что
с с0 z г, п® \ COS а уу огт^ \ -СР
$и ~$и ~^п ~Пп) 7 ^п ~^п -G^cosa^ ,
cos Ла
= <аи -а^И; cos /Ха «1; а^= <аи -а^И; cos /Ха «1; а^= ^<аи= ^<аи+ аи).+ аи).где Act = аи - аигде Act = аи - аиРис. 4.2.11. Опорное () и искомое () решениязадачи наведенияРис. 4.2.11. Опорное () и искомое () решениязадачи наведенияАналогичная формула имеет место и для пути привода Sцр.
= <аи -а^И; cos /Ха «1; а^
= <аи -а^И; cos /Ха «1; а^
= ^<аи
= ^<аи
+ аи).
+ аи).
где Act = аи - аи
где Act = аи - аи
Рис. 4.2.11. Опорное () и искомое () решения
задачи наведения
Рис. 4.2.11. Опорное () и искомое () решения
задачи наведения
Поскольку значение аи является величиной искомой, расчет путей требует выполнения итераций. Однако их число не превышает двух, а при <4 < 45° можно приближенно ср о полагать cos a z/ = cos a и.
Использование этого приема, а также линеаризация [4-16] зависимости времени первого и второго наборов от высоты, которая мало влияет на точность расчета П п, по
зволяют полученный дисбаланс топлива AG” пересчитать в изменение времени перехвата Аг, опреде
лить времена полета теперь уже на двух балансных участках ткр и TN и най
ти искомое оптимальное положение рубежа перехвата по формуле
ПГ1 = П®7+Уц^т.
Если при этом оказывается, что все располагаемое топливо использовать невозможно, то это означает, что и должно быть равно 1. Если же располагаемый запас топлива не обеспечивает возможность достижения истребителем необходимых значений НQ или даже VN , то это означает невозможность перехвата по топливу.
В настоящее время рассмотренный метод решения штурманской задачи вполне может быть реализован на борту истребителя и использован при выполнении режима бортового наведения.
Необходимые ЛТХ истребителей и метод их расчета
Для решения рассмотренной выше задачи расчета рубежа необходимо шание следующих групп характеристик истребителей и их вооружения:
программные скорости VN, граничные высоты и скорости полета перехватываемых целей;
время, путь и расход топлива на всех участках наведения и привода, приведенных на рис. 4.2.4;
высота и скорость полета, а также километровые (или секундные) расходы топлива на всех балансных участках полета;
характеристики системы вооружения истребителя, включая зависимость высоты атаки от Нц ;
дроссельные расходы топлива в зависимости от Н а при V — VN;
начальный запас топлива и его резервы на парирование маневров цели, посадку в сложных условиях и т.п.;
рекомендуемые значения d, Rv, RV)JK ,хук;
пассивное время для разных степеней готовности и различного численного состава группы истребителей.
Расчет характеристик j-x участков полета может быть выполнен путем численного интегрирования по следующим формулам [4.14]:
= 7. е = 7 С = 7 а ^
' Лнх Vnx ’ J hL^ nx ’ ' ЛНХ " nx
где H 3 = H +; qKM — километровый расход топлива; их - продольная пе-
2g
регрузка.
Если поляру самолета, т. е. зависимость коэффициента сопротивления самолета Сх от коэффициента подъемной силы CY, считать квадратичной параболой Сх = Схо + ЛСУ, что обычно имеет место (по крайней мере для используемых в рассматриваемой задаче значений Су), то выражение для расчета и v можно записать в следующем виде:
"~АСрп
сУ1
2
Y ’
где P, Q, Gc - тяга двигателя, сопротивление и масса самолета; Сдр = Ср — Сх0 - коэффициент избытка тяги над безындуктивным сопротивлением; CY1=Gc QJSKPpM2 - коэффициент подъемной силы при нормальной перегрузке nY = Y / Gc = 1 (здесь Y - подъемная сила); SKP - площадь крыла самолета; р - давление воздуха на высоте полета в кг/м2.
Для упрощения расчетов эту формулу можно записать в следующем виде:
Р _ G _ 2
Пу = —ппn,nv,(4.2.8)
G р
Рн — G,—
где р= ; G =~; п0 = С^, / С¥Х = ДМ) (при Н >11 км);
Рн^о^с.ст
Сп = ^Сп = °ссг ; пх = АСУХ = F(M); GCCT - некоторое зна- G ^SKPpH_^M
чение массы самолета, принятое за стандартное. При 7/ < 11 км в отличие от //>11 км стандартная температура воздуха уже не остается постоянной. Поэтому й0 оказывается зависящим и от Н. Аналогично при //>11 км Ч™ = Ч™н=\хРн /Рн=п ’ гДе 4™н=и = FW, а при // < 11 q^ = F(M,H}.
Формулой (4.2.8) особенно удобно пользоваться при Н >11 км, т. е. на высотах, где выполняется большое число участков полета на перехват. Однако для этого необходимо иметь зависимости С^М) и А^М), полученные по данным летных испытаний истребителя и результатам продувок в аэродинамических трубах. Если эти зависимости имеются, то характеристики наборов высоты при V — const могут быть рассчитаны и аналитически [4.14].
4.2.3. Методы решения задач целераспределенияи перенацеливания истребителей
Принципы решения задачи целераспределения
Основная задача истребителей-перехватчиков - оборона объекта или объектов на охраняемой территории от ударов средств воздушного нападения, причем для ИА, в отличие от ЗРК, типична оборона именно многих объектов. Естественным мерилом качества целераспределения (ЦР) является оценка величины предотвращенного ущерба, т. е. разности между ущербом, наносимым противником обороняемым объектам при отсутствии противодействия истребителей и при наличии такового. Однако практическое использование этого критерия невозможно как в силу его нелинейности и стохастичности
(методы решения таких задач еще только разрабатываются), так и вследствие того, что достоверность определения входящих в него величин весьма низкая, в основном из-за неизвестности намерений противника. Поэтому в качестве критерия эффективности ЦР обычно используется математическое ожидание относительного числа пораженных целей. Однако для ИА применение этого критерия рационально лишь при обороне конкретного объекта (например, ордера кораблей), да и то если известна дальность действия оружия средств воздушного нападения (СВН).
Действительно, основной задачей средств обороны является защита объектов обороны, а не уничтожение СВН. При обороне конкретного объекта и известной дальности Dp пуска ракет с СВН поражение целей на любых дальностях, превышающих Dp, обеспечивает выполнение основной задачи. Однако при обороне многих объектов и отсутствии информации, по каким из них будут действовать средства противника, важно не только поразить цель, но и сделать это до того, как она выполнит свою боевую задачу. Так как эта задача неизвестна, то сделать это желательно как можно раньше, т. е. при минимальном проникновении цели на обороняемую территорию. Поэтому эффективность назначаемого воздействия целесообразно оценивать вероятно- егью его боевого успеха
^y=A/(l-^)- (4-2.9)
где рп — вероятность перехвата цели; рц - вероятность того, что цель выполнит свою задачу до ее перехвата.
В такой постановке задача целераспределения может быть, в принципе, решена методами математического программирования [4.17], т. е. путем решения матрицы ЦР размерностью z" х j, где i uj - число целей и истребителей, участвующих в данном акте ЦР, обеспечивающего максимум математического ожидания Wby, по всем воздействиям. Однако применение этих методов нецелесообразно по следующим причинам (не говоря уже об их сложности).
Во-первых, эффективность матричного целераспределения по сравнению с методом последовательного назначения воздействий (см. далее) тем выше, чем большее число объектов подлежит распределению. Однако цели в зону их обнаружения, как правило, поступают не одновременно, а последовательно. Поэтому задержка в решении задачи ЦР для накопления достаточного числа новых целей приведет к увеличению глубины их проникновения, т. е. к снижению 1УБУ.
Во-вторых, в силу указанных причин, а также благодаря априорной неопределенности общего количества целей, которые будут участвовать в налете, уровень точности решения задачи ЦР не может быть высоким. Следовательно, согласно принципу "равнопрочности" [4.6] применение точных методов решения задачи, сформулированной приближенно, не приведет к сколько- нибудь существенному увеличению точности ее решения.
КОСМОНАВТИКАКОСМОНАВТИКА
КОСМОНАВТИКА
КОСМОНАВТИКА
Под редакцией академика
Е. А. Федосова
АВИАЦИЯПВО РОССИИ
И НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКИЙПРОГРЕСС
Боевые комплексы и системывчера, сегодня, завтра
Москва ■ 2004
УДК 629
ББК 13.4
ФЗЗ
Авторы:
В. К. Бабич, Л. Е. Баханов, Г. П. Герасимов, В. В. Гиндранков,
В. К. Гришин, Л. Б. Горощенко, В. С. Зинин, В. И. Карпеев,
В. Ф. Левитин, В. А. Максимович, Ю. Ф. Полушкин,
В. В. Слатин, Е. А. Федосов, Б. Е. Федунов, Л. Е. Широков
Рецензенты:
В. М. Кутахов, заместитель начальника Военного авиационного технического университета им. проф. Н. Е. Жуковского;
А Т. Силкин, начальник 2-го Центрального НИИ Минобороны РФ; С. А. Колядин, председатель научно-технического Комитета ВВС Минобороны РФ
Авиация ПВО России и научно-технический прогресс: боевые комплексы ФЗЗ и системы вчера, сегодня, завтра / Под ред. Е. А. Федосова. Монография. — 2-е изд., стереотип. — М.: Дрофа, 2004. — 816 с.: ил.
ISBN 5—7107—8418—4
В книге освещаются вопросы боевого применения истребительной авиации России и научно-технические достижения в разработке образцов авиационной техники, вооружения и авиационных систем.
Материалы книги имеют прикладной характер: в ней описаны конкретные достижения, реализованные в авиационных комплексах перехвата и касающиеся в первую очередь их боевого применения, боевых возможностей и интеллектуального уровня борта в решении боевых задач. Книга написана коллективом ведущих специалистов научно-исследовательских институтов и ОКБ России.
Книга рассчитана на научную общественность, специалистов, студентов и преподавателей вузов, военных, а также на широкий круг читателей, интересующихся техническими и научными вопросами истребительной авиации.
RUSSIAN AIR DEFENSE AVIATION: SCIENTIFIC
AND TECHNOLOGICAL ADVANCE
Combat complexes and systems yesterday, today, tomorrow
The problems of combat application of Russian fighter aviation and technological advances in development of aviation engineering, arms and aviation systems are covered in this book.
The materials of the book have applied nature. The particular achievements implemented in aviation complexes of interception and mainly their combat application, combat capabilities and onboard intellectual level in the solution of combat missions are described. The book is written by a team of the leanding experts of research institutes and design bureaus of Russia.
The book is intended for scientists, experts, students and teachers of high schools, military men, and also for a variety of people interested in technical and scientific problems of fighter aviation.
УДК 629
ББК 13.4
© ООО «Дрофа», 2004© ООО «Дрофа», 2004ISBN 5—7107—8418—4
© ООО «Дрофа», 2004
© ООО «Дрофа», 2004