ОГНЕВАЯ СЕКЦИЯ Российский патент 2004 года по МПК F41F3/04 F41G3/22 F41G7/20 F41H11/02 

Предлагаемое техническое решение относится к области оборонной техники, в частности к мобильным зенитным ракетным комплексам (ЗРК), и может быть использовано для организации противовоздушной обороны (ПВО) войск и военных объектов от поражения средствами воздушного нападения противника.

В структуре современной противовоздушной обороны огневая секция является основным и практически единственным средством для организации пуска и наведения зенитных управляемых ракет (ЗУР) на средства воздушного нападения (СВН) вероятного противника.

Известны огневые секции, например американского ЗРК “Пэтриот”, включающие пункт боевого управления (ПБУ) или командный пункт (КП), многофункциональную радиолокационную станцию (МФРЛС), пусковые установки (ПУ), каждая из которых имеет N готовых к пуску зенитных управляемых ракет. Количество пусковых установок в огневой секции может быть различным [см. Ф.К.Неупокоев, “Стрельба зенитными ракетами”. Военное издательство МО СССР, М., 1980 г., стр. 53; А.С. Мальгин, “Управление огнем зенитных ракетных комплексов”. Военное издательство, М., 1987 г., стр. 21]. При этом в составе огневой секции могут использоваться ЗУР как с полуактивным, так и с активным методами наведения.

Существуют огневые секции, решающие те же задачи, но не содержащие в своем составе КП, а состоящие только из многофункциональных установок радиолокационных станций и пусковых установок с ЗУР. К таким огневым секциям относится секция или огневой взвод, входящий в ЗРК “Усовершенствованный Хок” [см. Василии Н.Я., Гуринович А.А., “Зенитные ракетные комплексы”, Мн., ООО “Попури”, 2002 г., стр. 421].

В этом случае несколько огневых секций обслуживаются одним КП; количество огневых секций, обслуживаемых одним КП, определяется техническими параметрами и возможностями данных боевых средств, входящих в состав ЗРК. Приведенные аналоги обладают недостатком, заключающимся в том, что при стрельбе ЗУР с активными радиолокационными головками самонаведения (АРГС) с использованием принципа “пустил-забыл”, т.е. без режима радиокоррекции, требуется предварительное определение или знание среднего значения ЭПР цели. Неопределенность этого параметра конкретной цели может привести к тому, что ЗУР с активной РГС, пущенная по цели с малым значением ЭПР, после окончания стартового участка полета продолжительностью 4-8 с из-за накапливающейся во время полета ошибки по угловым координатам визирования АРГС цели может не обнаружить и не захватить сигнал цели, что неминуемо приведет к промаху и, как следствие, к непоражению цели.

Это объясняется тем, что бортовые системы электропитания ЗУР с активными РГС, как правило, состоят из турбогенераторных источников питания (ТГИП) и химических источников тока (ХИТ), и захват сигнала, отраженного от цели, активной РГС может осуществляться только после завершения процесса активизации химических источников тока и выхода ТГИП на режим. В свою очередь, активизация ХИТ-ов и запуск ТГИП осуществляется только после формирования аппаратурой стартовой автоматики (АСА) сигнала (команды), по которому производится пуск ЗУР; при этом продолжительность функционирования химических источников тока и ТГИП для ЗУР, используемых в огневых секциях ЗРК средней дальности, составляет 80-120 с без возможности их повторного использования.

После того, как все условия для пуска ЗУР оказались выполненными, формируется сигнал (команда) на запуск двигательной установки и осуществляется сход ракеты.

Однако и после этого момента времени вероятность захвата сигнала цели в значительной степени зависит от уровня самого сигнала, который и определяется при прочих равных условиях величиной эффективной площади рассеяния (ЭПР) цели.

Для современных СВН ЭПР различных целей отличаются друг от друга в сотни раз [см. Ф.К.Неупокоев, “Противовоздушный бой”, М., Военное издательство, 1989 г., стр. 74, таблица 2.6], что может привести к изменениям зоны возможных пусков ЗУР (или дальности до цели в момент пуска ЗУР) в 4-5 раз.

Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому результату является огневая секция ЗРК “Бук-М1-2” [см. “Зенитные ракетные комплексы ПВО сухопутных войск”, “Техника и вооружение”, № 5-6, 1999 г., стр. 41], доработанная для пуска ЗУР с активными радиолокационными головками самонаведения.

Огневая секция содержит установку с радиолокатором подсвета и наведения в составе многофункциональной радиолокационной станции, цифровой вычислительной системы, аппаратуры приемопередачи данных, системы навигации, топопривязки и ориентирования, аппаратуры измерения и ввода данных; пусковую установку в составе аппаратуры приемопередачи данных, информационно-вычислительной системы, системы навигации, топопривязки и ориентирования, аппаратуры измерения и ввода данных, аппаратуры стартовой автоматики; N зенитных управляемых ракет в составе активной радиолокационной головки самонаведения, устройства формирования команд для осуществления пускового цикла, турбогенераторного источника питания, системы управления ракетой, коммутатора первичной сети, источника питания активного канала (радиопередающего устройства) с использованием химических источников тока, источника питания головки самонаведения.

Для подготовки аппаратуры ЗУР с активной РГС с квазинепрерывным излучением к пуску на нее с информационно-вычислительной системы (ИВС) пусковой установки через аппаратуру стартовой автоматики (АСА) подаются сигналы целеуказания по угловым координатам и скорости сближения цели, при этом в таких РГС захват сигнала цели всегда происходит после пуска ЗУР. Если по угловым координатам поиск или допоиск сигнала цели можно избежать, то поиск сигнала цели по доплеровской частоте оказывается неизбежным, так как даже при очень точной работе системы целеуказания при нахождении ЗУР на пусковой установке происходит расстройка автоселектора за время старта ЗУР. Для таких ЗУР очень актуальным является сокращение времени поиска сигнала по скорости, так как затягивание процесса поиска из-за малости уровня сигнала цели с малым значением ЭПР может привести к выходу цели из поля зрения антенны активной РГС и захват сигнала цели станет невозможным, что, соответственно, приводит к непоражению цели. Данное обстоятельство усиливается и тем, что команды (сигналы) целеуказания по угловым координатам, формируемые МФРЛС, на входе активной РГС имеют определенной величины ошибку, которая после старта ЗУР приводит к увеличению вероятности незахвата сигнала цели.

Техническим результатом предлагаемого решения является создание огневой секции, в которой пуск ЗУР с активной РГС и питании передающего устройства АРГС от химических источников тока осуществляется после захвата сигнала цели, что приводит к “обнулению” ошибок целеуказания по угловым координатам на момент пуска ЗУР и к непосредственной оценке достаточности уровня отраженного сигнала для осуществления наведения ЗУР на цель.

Технический результат достигается тем, что в огневую секцию, содержащую установку с радиолокатором подсвета и наведения в составе многофункциональной радиолокационной станции, вход-выход которой шиной соединен с первым входом-выходом цифровой вычислительной системы, второй вход-выход цифровой вычислительной системы подключен шиной к первому входу-выходу аппаратуры приемопередачи данных, третий вход-выход цифровой вычислительной системы шиной соединен с входом-выходом системы навигации, топопривязки и ориентирования, выход аппаратуры измерения и ввода данных подключен к входу цифровой вычислительной системы, пусковую установку с зенитной управляемой ракетой, содержащую аппаратуру приемопередачи данных пусковой установки, первый вход-выход которой подключен шиной к первому входу-выходу информационно-вычислительной системы, второй вход-выход информационно-вычислительной системы шиной подключен к входу-выходу системы навигации топопривязки и ориентирования пусковой установки, третий вход-выход информационно-вычислительной системы шиной соединен с первым входом-выходом аппаратуры стартовой автоматики, первый вход информационно-вычислительной системы подключен к выходу аппаратуры измерения и ввода данных пусковой установки, второй вход-выход аппаратуры приемопередачи данных пусковой установки соединен шиной со вторым входом-выходом аппаратуры приемопередачи данных, первый вход-выход активной радиолокационной головки самонаведения соединен шиной со вторым входом-выходом аппаратуры стартовой автоматики пусковой установки, первый выход устройства формирования пускового цикла подключен к третьему входу коммутатора первичной сети, второй вход которого соединен с выходом турбогенераторного источника питания, первый вход коммутатора первичной сети соединен с первичной сетью, а выход его подключен к входу источника питания, выход которого соединен с первым входом активной радиолокационной головки самонаведения, второй выход устройства формирования пускового цикла подключен к входу турбогенераторного источника питания, третий выход устройства формирования пускового цикла соединен со входом химического источника питания, второй выход коммутатора первичной сети подключен к входу системы управления ракетой, вход-выход которой соединен шиной со вторым входом-выходом активной радиолокационной головки самонаведения. Новизна предлагаемого технического решения состоит в том, что введены источник питания активного канала, логическое устройство 2И и коммутатор источника питания активного канала, причем вход источника питания активного канала соединен с первым выходом аппаратуры стартовой автоматики, а выход соединен с первым входом коммутатора источника питания активного канала, второй вход которого подключен к выходу химического источника питания, третий вход коммутатора источника питания активного канала соединен с четвертым выходом устройства формирования пускового цикла, а выход коммутатора источника питания активного канала соединен со вторым входом активной радиолокационной головки самонаведения, выход которой соединен со вторым входом логического устройства 2И, первый вход которого подключен ко второму выходу аппаратуры стартовой автоматики, а выход соединен со входом устройства формирования команд пускового цикла.

На чертеже изображена функциональная схема предлагаемой огневой секции с использованием следующих обозначений:

ϕ₁ - относительный угол визирования ПУ (относительно УРПН);

ϕ₂ - относительный угол визирования УРПН (относительно ПУ);

Д_ц - наклонная дальность до цели относительно УРПН;

ε_ц - угол места цели;

β_ц - азимут цели;

Б - значение базы огневой секции (расстояние между пусковой установкой и установкой с радиолокатором подсвета и наведения);

Х_рпн, Y_РПН - значение текущих координат УРПН;

Х_пу, Y_ПУ - значение текущих координат ПУ.

Огневая секция состоит из многофункциональной радиолокационной станции (МФРЛС) 1, аппаратуры измерения и ввода данных (АИВД) 2, аппаратуры приемопередачи данных (АПД) 3, цифровой вычислительной системы 4, системы навигации, топопривязки и ориентирования (СНТО) 5, аппаратура приемопередачи данных пусковой установки (АПД_пу) 6, информационно-вычислительной системы (ИВС) 7, системы навигации, топопривязки и ориентирования пусковой установки (СНТО_пу) 8, аппаратуры стартовой автоматики (АСА) 9, источника питания активного канала (ИП_Ак) 10, аппаратуры измерения и ввода данных пусковой установки (АИВД_пу) 11, активной радиолокационной головки самонаведения (АРГС) 12, логического устройства “2И” (ЛУ2И) 13, турбогенераторного источника питания (ТГИП) 14, коммутатора источников питания активного канала (КИП_ак) 15, устройства фомирования команд пускового цикла (УФКПЦ) 16, коммутатора первичной сети (КПС) 17, химического источника тока (ХИТ) 18, системы управления ракетой (СУР) 19, источника питания (ИП) 20.

Вход-выход многофункциональной радиолокационной станции 1, шиной соединен с первым входом-выходом цифровой вычислительной системы 4, второй вход-выход цифровой вычислительной системы 4 подключен шиной к первому входу-выходу аппаратуры приемопередачи данных 3, третий вход-выход цифровой вычислительной системы 4 шиной соединен с входом-выходом системы навигации, топопривязки и ориентирования 5, выход аппаратуры измерения и ввода данных 3 подключен к входу цифровой вычислительной системы 4, первый вход-выход аппаратуры приемопередачи данных пусковой установки 6, подключен шиной к первому входу-выходу информационно-вычислительной системы 7, второй вход-выход информационно-вычислительной системы 7 шиной подключен к входу-выходу системы навигации топопривязки и ориентирования пусковой установки 8, третий вход-выход информационно-вычислительной системы 7 шиной соединен с первым входом-выходом аппаратуры стартовой автоматики 9, первый вход информационно-вычислительной системы 7 подключен к выходу аппаратуры измерения и ввода данных пусковой установки 11, второй вход-выход аппаратуры приемопередачи данных пусковой установки 6 соединен шиной со вторым входом-выходом аппаратуры приемопередачи данных 3, первый вход-выход активной радиолокационной головки самонаведения 12 соединен шиной со вторым входом-выходом аппаратуры стартовой автоматики 9, первый выход устройства формирования пускового цикла 16 подключен к третьему входу коммутатора первичной сети 17, второй вход которого соединен с выходом турбогенераторного источника питания 14, первый вход коммутатора первичной сети 17 соединен с первичной сетью, а выход его подключен к входу источника питания 20, выход которого соединен с первым входом активной радиолокационной головки самонаведения 12, второй выход устройства формирования пускового цикла 16 подключен к входу турбогенераторного источника питания 14, третий выход устройства формирования пускового цикла 16 соединен с входом химического источника питания 18, второй выход коммутатора первичной сети 17 подключен к входу системы управления ракетой 19, вход-выход которой соединен шиной со вторым входом-выходом активной радиолокационной головки самонаведения 12. Вход источника питания активного канала 10 соединен с первым выходом аппаратуры стартовой автоматики 9, а выход соединен с первым входом коммутатора источника питания активного канала 15, второй вход которого подключен к выходу химического источника питания 18, третий вход коммутатора источника питания активного канала 15 соединен с четвертым выходом устройства формирования пускового цикла 16, а выход коммутатора источника питания активного канала 15 соединен со вторым входом активной радиолокационной головки самонаведения 12, выход которой соединен со вторым входом логического устройства 2И 13, первый вход которого подключен ко второму выходу аппаратуры стартовой автоматики 9, а выход соединен со входом устройства формирования команд пускового цикла 16.

Огневая секция работает следующим образом.

После установки боевых средств огневой секции на позиции из СНТО (5) установки с радиолокатором подсвета и наведения (УРПН) значения собственных текущих координат Х_рпн и Y_рпн, а также значение угла ϕ₁ из АИВД (2) вводятся в ЦВС (4); из СНТО_пу (8) пусковой установки (ПУ) значения текущих координат Х_пу и Y_ПУ, а также значение базы “Б” и угла ϕ₂ из АИВД_пу (11) вводятся в ИВС (7), после чего огневая секция готова к проведению боевой работы.

Информация о текущих координатах, обнаруженной и взятой на сопровождение цели “Ц” с выхода МФРЛС (1) в лучевой системе координат Д_ц, ε_ц и β_ц‚ поступает на вход ЦВС (4) и далее в декартовой системе координат Х_ц, Y_ц, Н_ц, относительно точки стояния УРПН через аппаратуру АПД (3) УРПН и АПД_пу (6) ПУ поступает на вход ИВС (7) пусковой установки. В ИВС (7) координаты сопровождаемой цели пересчитываются относительно точки стояния ПУ (Х_пу, Y_ПУ) с учетом результатов взаимного ориентирования (ϕ₁, ϕ₂ и Б) и далее через АСА (9) пусковой установки поступают в виде сигналов (команд) целеуказания на вход АРГС (12) зенитной управляемой ракеты.

По команде “ЦЕЛЬ В ЗОНЕ” (в зоне возможного применения ЗУР с АРГС) осуществляется подготовка ЗУР к пуску, при этом питание ЗУР и соответствующей аппаратуры ПУ осуществляется от первичной сети питания пусковой установки. В этом режиме осуществляется включение (без включения излучения передающего устройства) АРГС (12), системы управления ракетой (19) и источника питания ИП (20).

После того, как выход всех устройств на номинальный режим закончен, ЗУР готова к пуску.

Команда “ПУСК” (формирование которой, как правило, осуществляется на УРПН), поступает по соответствующим линиям связи на вход АСА (9) и далее в цифровом виде на вход АРГС (12) и в аналоговом виде на вход источника питания ИП_ак (10) и на вход логического устройства “2И” (13) [В.Л.Шило, Популярные микросхемы ТТЛ, М.: “Аргус”, 1993 г., с. 13]. Источник питания ИП_Ак (10) через коммутатор активного канала (15) обеспечивает полное включение (т.е. с излучением передающего устройства) АРГС (12), после чего АРГС осуществляет поиск отраженного от цели сигнала по доплеровской частоте.

При наличии сигнала цели на входе АРГС с уровнем выше пороговой чувствительности автомата захвата происходит захват сигнала цели как по доплеровской частоте, так и по угловым координатам, после чего на выходе АРГС формируется сигнал (команда) “ЗАХВАТ ЦЕЛИ”. При значении скорости поиска сигнала цели 50-300 кГц/с и полосе пропускания строба скорости ~1 кГц продолжительность времени захвата сигнала цели не превышает 0,1 с.

Сигнал “ЗАХВАТ ЦЕЛИ” с выхода АРГС (12) поступает на второй вход логического устройства “2И” (13), выход которого соединен с входом устройства формирования команд пускового цикла (УФКПЦ) (16).

С выхода УФКПЦ (16) соответствующие команды поступают на запуск ТГИП (14), активизацию ХИТ (18), а также на вход коммутатора источников питания активного канала (15) и коммутатора первичной сети (17). Время появления конкретных команд на выходе УФКПЦ определяется продолжительностью выхода на режим соответствующего устройства, при этом необходимо, чтобы время окончания переходных процессов коммутируемых и запускаемых устройств заканчивалось в одно и то же время (например, выход на режим ТГИП составляет ~0,6 с; выход на режим ХИТ составляет ~1,2 с и т.д.).

После выхода указанных устройств на режим происходит переход ЗУР полностью на автономное питание; запускается двигательная установка ракеты с последующим ее сходом.

Если при формировании команды “ПУСК” в течение определенного времени АРГС (12) не производит захват сигнала цели, на выходе УФКПЦ (13) соответствующие команды не появляются, ТГИП (14) не запускается, ХИТ (18) не активизируются и пусковой цикл задерживается до тех пор, пока АРГС не осуществит захват сигнала цели.

Введение режима “предварительного” захвата активной головкой самонаведения сигнала цели без активизации ХИТ и запуска ТГПИ позволяет до пуска ЗУР практически оценить достаточность уровня сигнала для последующего наведения на цель и “обнулить” ошибки целеуказания по угловым координатам, тем самым повысить вероятность захвата сигнала цели после пуска ЗУР по сравнению с пуском последней без предварительного захвата на “земле”.

Изобретение относится к области оборонной техники, в частности к мобильным зенитным ракетным комплексам (ЗРК). Техническим результатом является создание огневой секции, в которой пуск ЗУР с активной РГС (АРГС) и питание передающего устройства АРГС от химических источников тока осуществляется после захвата сигнала цели, что приводит к "обнулению" ошибок целеуказания по угловым координатам на момент пуска ЗУР и к непосредственной оценке достаточности уровня отраженного сигнала для осуществления наведения ЗУР на цель. Огневая секция содержит установку с радиолокатором подсвета и наведения в составе многофункциональной радиолокационной станции, вход-выход которой шиной соединен с первым входом-выходом цифровой вычислительной системы, второй вход-выход которой подключен шиной к аппаратуре приемопередачи данных, третий вход-выход цифровой вычислительной системы шиной соединен с системой навигации, топопривязки и ориентирования. Выход аппаратуры измерения и ввода данных подключен к входу цифровой вычислительной системы. Огневая секция также содержит пусковую установку с зенитной управляемой ракетой, содержащую аппаратуру приемопередачи данных пусковой установки, информационно-вычислительную систему, второй вход-выход информационно-вычислительной системы шиной подключен к входу-выходу системы навигации топопривязки и ориентирования пусковой установки, третий вход-выход информационно-вычислительной системы шиной соединен с первым входом-выходом аппаратуры стартовой автоматики, первый вход информационно-вычислительной системы подключен к выходу аппаратуры измерения и ввода данных пусковой установки. Выход устройства формирования пускового цикла подключен к входу турбогенераторного источника питания, третий выход устройства формирования пускового цикла соединен с входом химического источника питания. В огневую секцию введены источник питания активного канала, логическое устройство 2И и коммутатор источника питания активного канала, причем вход источника питания активного канала соединен с первым выходом аппаратуры стартовой автоматики, а выход соединен с первым входом коммутатора источника питания, второй вход которого подключен к выходу химического источника питания. 1 ил.

Огневая секция, содержащая установку с радиолокатором подсвета и наведения в составе многофункциональной радиолокационной станции, вход-выход которой шиной соединен с первым входом-выходом цифровой вычислительной системы, второй вход-выход цифровой вычислительной системы подключен шиной к первому входу-выходу аппаратуры приема-передачи данных, третий вход-выход цифровой вычислительной системы шиной соединен с входом-выходом системы навигации, топопривязки и ориентирования, выход аппаратуры измерения и ввода данных подключен к входу цифровой вычислительной системы, пусковую установку с зенитной управляемой ракетой, содержащую аппаратуру приема-передачи данных пусковой установки, первый вход-выход которой подключен шиной к первому входу-выходу информационно-вычислительной системы, второй вход-выход информационно-вычислительной системы шиной подключен к входу-выходу системы навигации топопривязки и ориентирования пусковой установки, третий вход-выход информационно-вычислительной системы шиной соединен с первым входом-выходом аппаратуры стартовой автоматики, первый вход информационно-вычислительной системы подключен к выходу аппаратуры измерения и ввода данных пусковой установки, второй вход-выход аппаратуры приема-передачи данных пусковой установки соединен шиной со вторым входом-выходом аппаратуры приема-передачи данных, первый вход-выход активной радиолокационной головки самонаведения соединен шиной со вторым входом-выходом аппаратуры стартовой автоматики пусковой установки, первый выход устройства формирования пускового цикла подключен к третьему входу коммутатора первичной сети, второй вход которого соединен с выходом турбогенераторного источника питания, первый вход коммутатора первичной сети соединен с первичной сетью, а выход его подключен к входу источника питания, выход которого соединен с первым входом активной радиолокационной головки самонаведения, второй выход устройства формирования пускового цикла подключен к входу турбогенераторного источника питания, третий выход устройства формирования пускового цикла соединен с входом химического источника питания, второй выход коммутатора первичной сети подключен к входу системы управления ракетой, вход-выход которой соединен шиной со вторым входом-выходом активной радиолокационной головки самонаведения, отличающаяся тем, что введены источник питания активного канала, логическое устройство 2И и коммутатор источника питания активного канала, причем вход источника питания активного канала соединен с первым выходом аппаратуры стартовой автоматики, а выход соединен с первым входом коммутатора источника питания, второй вход которого подключен к выходу химического источника питания, третий вход коммутатора источника питания соединен с четвертым выходом устройства формирования пускового цикла, а выход коммутатора источника питания соединен со вторым входом активной радиолокационной головки самонаведения, выход которой соединен со вторым входом логического устройства 2И, первый вход которого подключен ко второму выходу аппаратуры стартовой автоматики, а выход соединен со входом устройства формирования команд пускового цикла.