Самоходная огневая установка обнаружения, сопровождения и подсвета целей, наведения и пуска ракет зенитного ракетного комплекса средней дальности

 

Изобретение относится к области оборонной техники, в частности к мобильным зенитно-ракетным комплексам (ЗРК), и может быть использовано для организации противовоздушной обороны войск и военных объектов от поражения средств воздушного нападения противника. Техническим результатом является создание самоходной огневой установки обнаружения, сопровождения, наведения и пуска ракет зенитного ракетного комплекса средней дальности, обеспечивающей длительную боевую работу одновременно по нескольким перспективным средствам воздушного нападения, в первую очередь, крылатым ракетам, летящим на предельно малых высотах за счет устранения временной нестабильности гироскопической системы измерения углов курса, крена и тангажа антенной решетки. Технический результат достигается тем, что в самоходную огневую установку (СОУ), содержащую фазированную антенную решетку, радиолокационную станцию, поворотную пусковую установку с ракетами и датчиком угла поворота, цифровую вычислительную систему, гироскопическую систему измерения углов курса, крена и тангажа, а также систему навигации, топопривязки и ориентирования, введены система сравнения и запоминания углов гироскопической системы и система коррекции временной нестабильности гироскопической системы измерения углов. При этом выход гироскопической системы подключен к объединенным входам системы сравнения и запоминания и системы коррекции временной нестабильности гироскопической системы. Система навигации, топопривязки и ориентирования связана соответственно с входом гироскопической системы и со вторым входом системы сравнения и запоминания, выход датчика угла поворота пусковой установки соединен с третьим входом системы сравнения и запоминания, выход которой через систему коррекции временной нестабильности гироскопической системы подключен к центральной вычислительной системе, выходная шина которой связана с фазированной антенной решеткой. 2 ил.

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

В структуре современной противовоздушной обороны (ПВО) радиолокационная станция (РЛС) является основным и практически единственным источником информации о воздушной обстановке средств воздушного нападения (СВН), причем тактический порядок современной авиации совместно с баллистическими ракетами и крылатыми ракетами, предназначенными для прорыва ПВО, обязательно предусматривает огневое подавление ПВО, так как РЛС обеспечивает контроль зоны ответственности ПВО и выдачи целеуказания радиолокационным средствам активного наведения - ЗРК и истребительной авиации.

Известен ЗРК (см. Soldat und Technik, 1987, 4, р. 262), содержащий три модуля, каждый из которых размещен на отдельном прицепе, трехкоординатная РЛС обзора, обнаружения и сопровождения целей, а также система управления зенитно-управляемой ракетой (ЗУР), двухлучевая РЛС сопровождения цели и ракеты, огневой блок с ракетами и электронно-оптическая система автоматического сопровождения ракеты и цели.

Наличие двух параллельно действующих систем наведения позволяет комплексу одновременно наводить две ракеты, однако размещение на трех прицепах требует большого времени развертывания комплекса, что увеличивает время реакции и снижает эффект его применения.

Известен самоходный зенитно-ракетный комплекс (ЗРК) "Куб" (см. Техника и вооружение, 1999, 5-6, стр. 28-34), состоящий из самоходной пусковой установки с ракетами, самоходной установки разведки и наведения, содержащей радиолокационную станцию (РЛС) обнаружения воздушных целей и целеуказания и РЛС сопровождения цели и подсвета, средства опознавания цели, систему навигации, топопривязки и ориентирования (СНТО), систему радиотелекодовой связи с пусковой установкой, телевизионно-оптический визир (ТОВ), автономный источник питания, систему подъема антенны и горизонтирования. Комплекс одноцелевой и расположен на нескольких гусеничных машинах.

Известна передвижная боевая установка, оборудованная многоствольным пусковым ракетным устройством (см. патент DE 2356462 МПК F 41 G 07/00, 1976), содержащая радиолокатор, систему наведения и целеуказания, аппаратуру вычисления и управления, антенны поиска, сопровождения и передачи команд управления на ракету, а также телевизионную камеру, лазерный дальномер и инфракрасную систему сопровождения целей.

Известна самоходная боевая машина ЗРК ближнего действия (см. патент RU 2121645 МПК F 41 H 07/00, 1998), содержащая самоходное шасси с кабиной, вращающееся на опорном подшипнике антенно-пусковое устройство, состоящее из системы наведения с антенной, системы обнаружения цели с антенной и пускового устройства, кроме того, машина содержит шахту, размещенную в антенно-пусковом устройстве.

Указанное техническое решение обеспечивает малую дальность поражения воздушного противника.

Известна ЗУР с ПРГС ЗРК "ХОК" (см. Wehrtechnik, 1977, 1-2), содержащая РЛС обнаружения воздушных целей, систему управления огнем, РЛС сопровождения и подсвета и ЗУР с ПРГС.

Известен ЗРК "Кроталь" (см. Зарубежное военное обозрение, 1999, 10, стр. 2-5), содержащий РЛС обнаружения, пусковую установку с вертикальным стартом ракет.

Используется "холодный пуск" ракеты VT-1, особенностью которого является выстреливание ракеты с помощью порохового аккумулятора давления со скоростью 40 м/с, приводимого в действие газогенератором, затем осуществляется запуск маршевого двигателя, причем разворот ракеты производится с помощью отдельного поворотного модуля, управляемого бортовым компьютером.

Известен ЗРК "Пэтриот", расположенный на нескольких колесных шасси (см. Техника и вооружение, 1992, 9-10, стр. 38-39, В.В. Маликов, ЗРК "Пэтриот"), содержащий многофункциональную РЛС с ФАР, группу антенн для подавления боковых лепестков, блок передатчиков, блок приемников, систему цифровой обработки сигнала, цифровую вычислительную систему (ЦВС) управления и синхронизации, систему опознавания "свой-чужой", аппаратуру выработки и передачи на борт ракеты команд управления в условиях радиопротиводействия, газотурбинный генератор для энергоснабжения, пост управления, средства связи, систему диагностики контроля за состоянием элементов комплекса. Комплекс требует большого времени развертывания.

Приведенные аналоги обладают тем или иным из следующих основных недостатков: - раздельное размещение РЛС обнаружения, сопровождения, подсвета целей для наведения ракет и пусковой установки с ракетами на нескольких боевых средствах ЗРК; - отсутствие возможности боевой работы одновременно по нескольким целям.

Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому результату является самоходная огневая установка (СОУ) 9А3 10-M1 ЗРК "БУК-М1 ГС1.641.006 ТО (см. Военный парад, 1997, 1, стр. 28-32, В.В. Матяшев, ЗРК "БУК-М1; Техника и вооружение, 1999, 5-6, стр. 35-41), содержащая РЛС обнаружения, сопровождения и подсвета целей в Х-диапазоне, а также поворотную пусковую установку с ракетами, причем радиолокационная станция размещена на самоходной пусковой установке и состоит из электромеханической антенны, приемопередающей системы, цифровой вычислительной системы управления и синхронизации, синтезатора для формирования сигналов литерных частот, системы опознавания "свой-чужой", аппаратуры выработки и передачи на борт ракеты команд радиокоррекции (управления), кроме того, на пусковой установке размещены датчики углов крена и тангажа, а также система навигации, топопривязки и ориентирования, система телекодовой связи и оперативно-командная связь.

Для точного измерения координат цели, наведения ракет и стабилизации луча антенны в пространстве при поворотах пусковой установки в горизонтальной плоскости при наличии кренов используется датчик угла поворота пусковой установки в горизонтальной плоскости и гироскопические датчики угловых скоростей на подвижном зеркале антенны.

Недостатком этого технического решения является невозможность боевой работы одновременно по нескольким целям.

Техническим результатом предлагаемого решения является создание самоходной огневой установки обнаружения, сопровождения, наведения и пуска ракет зенитного ракетного комплекса средней дальности, обеспечивающей длительную боевую работу одновременно по нескольким перспективным средствам воздушного нападения, в первую очередь, крылатым ракетам, летящим на предельно малых высотах за счет устранения временной нестабильности гироскопической системы измерения углов курса, крена и тангажа антенной решетки.

Технический результат достигается тем, что в самоходную огневую установку (СОУ), содержащую фазированную антенную решетку, радиолокационную станцию, поворотную пусковую установку с ракетами и датчиком угла поворота, цифровую вычислительную систему, гироскопическую систему измерения углов курса, крена и тангажа, а также систему навигации, топопривязки и ориентирования, введены последовательно соединенные система сравнения и запоминания углов гироскопической системы, система коррекции временной нестабильности, а выход гироскопической системы подключен к объединенным входам системы сравнения и запоминания и системы коррекции временной нестабильности гироскопической системы, причем система навигации, топопривязки и ориентирования связана соответственно с входом гироскопической системы и со вторым входом системы сравнения и запоминания, кроме того, выход датчика угла поворота пусковой установки соединен с третьим входом системы сравнения и запоминания, выход которой через систему коррекции временной нестабильности гироскопической системы подключен к центральной вычислительной системе, выходная шина которой связана с фазированной антенной решеткой.

"Уходы" гироскопической системы периодически корректируются (сводятся к нулю), что обеспечивает требуемую точность измерения координат одновременно сопровождаемых нескольких целей для наведения и пуска ракет.

Сравнение предлагаемого решения с известными техническими решениями показывает, что оно обладает новой совокупностью существенных признаков, которые позволяют успешно реализовать поставленную цель.

Сущность предлагаемого технического решения будет понятна из следующего описания и приложенного к нему графического материала.

На фиг. 1 и 2 изображены структурная и функциональная схемы самоходной огневой установки, на которых цифрами обозначены следующие устройства и системы: 1 - фазированная антенная решетка ФАР; 2 - радиолокационная станция РЛС; 3 - цифровая вычислительная система ЦВС; 4 - пусковая установка ПУ; 5 - датчик угла поворота; 6 - система навигации, топопривязки и ориентирования; 7 - гироскопическая система;
8 - система коррекции;
9 - система сравнения и запоминания;
10 - шина связи;
11 - самоходное шасси.

Самоходная огневая установка обнаружения, сопровождения и подсвета целей, наведения и пуска ракет зенитного ракетного комплекса средней дальности содержит фазированную антенную решетку 1, радиолокационную станцию 2, цифровую вычислительную систему 3, поворотную пусковую установку 4 с ракетами и датчиком угла поворота пусковой установки 5, причем на поворотной пусковой установке 4 размещена также гироскопическая система измерения углов курса, крена и тангажа 7, необходимая для стабилизации луча фазированной антенной решетки 1, а на самоходном шасси 11 размещены система навигации, топопривязки и ориентирования 6, система коррекции 8 и система сравнения и запоминания 9.

Самоходная огневая установка работает следующим образом.

После установки СОУ на боевую позицию из системы навигации и ориентирования 6 в гироскопическую систему 7, систему сравнения и запоминания 9 вводится значение курсового угла СОУ (угол между продольной осью СОУ и направлением на север). Курсовой угол СОУ используется в гироскопической системе 7 в качестве начальных условий и в процессе дальнейшей работы гироскопическая система выдает значение курса с учетом этого угла. В системе сравнения и запоминания курсовой угол СОУ используется в сеансах коррекции для расчета угла ψ_расч.

Сигналы с выхода ФАР 1 выдаются на вход РЛС 2, которая осуществляет обнаружение, захват, сопровождение и подсвет одновременно нескольких целей.

После усиления и преобразования сигналы целей выдаются с выхода РЛС 2 на первый вход ЦВС 3, в которой производится формирование сигналов управления ПУ 4 для выработки углов упреждения и формирование сигналов наведения ракеты. Сформированные сигналы выдаются с выхода ЦВС 3 на вход ПУ 4.

На ПУ 4 установлена гироскопическая система измерения углов курса, крена и тангажа 7, необходимая для стабилизации луча ФАР 1 в пространстве при поворотах ПУ 4 в горизонтальной плоскости и при наличии кренов, а также установлен датчик угла поворота 5. Измеренные значения углов курса с выхода гироскопической системы измерения угловых координат 7 ψ_изм и измеренные значения с датчика углов поворота ПУ 5 ϕ_ПУизм, соответствующие текущему положению ПУ 4, подаются на входы 1 и 3 системы сравнения и запоминания 9. Угол ψ_изм измеряется в горизонтальной плоскости, а угол ϕ_ПУизм - в плоскости вращения ПУ 4, определяемой углами кренов. В сеансах коррекции, которые проводятся один раз в двадцать-тридцать минут, производится пересчет измеренных углов ϕ_ПУизм в горизонтальную плоскость и расчет курсового угла ψ_расч с использованием курсового угла СОУ. Для повышения точности расчетов производится усреднение углов ψ_изм и ψ_расч. После усреднения вычисляется разность Δ = ψ_изм-ψ_расч. Угол Δ содержит составляющую, обусловленную неточной юстировкой датчиков угла поворота ПУ и угла курса гироскопической системы, и составляющую, определяемую "уходами" гироскопической системы. В самом первом сеансе коррекции, когда "уходы" отсутствуют, производится запоминание угла Δ. По разности запомненного угла Δ_зап и текущего угла Δ определяется корректирующая поправка δ = Δ_зап-Δ. Для первого сеанса коррекции значение поправки будет нулевым, а для последующих сеансов поправка будет равна значению "ухода" на момент проведения сеанса коррекции. Это значение поправки запоминается и используется в каждом такте ввода информации с датчиков гироскопической системы для определения истинного значения курса. В системе коррекции 8 производится вычисление истинного значения курса ψ_истин = ψ_изм+δ. Это значение выдается на второй вход ЦВС 3 и далее используется во всех расчетах. Промежуток между сеансами коррекции выбирается таким, чтобы скомпенсированная величина "уходов" курса не превышала требуемую точность измерения курсового угла.

Таким образом, исключаются аппаратурные "уходы" (временная нестабильность) гироскопической системы 7 и обеспечивается длительная боевая работа СОУ.

Формула изобретения

Самоходная огневая установка обнаружения, сопровождения и подсвета целей, наведения и пуска ракет зенитного ракетного комплекса средней дальности, содержащая фазированную антенную решетку, радиолокационную станцию, поворотную пусковую установку с ракетами и датчиком угла поворота, цифровую вычислительную систему, гироскопическую систему измерения углов курса, крена и тангажа, необходимую для электронной стабилизации луча фазированной антенной решетки, а также систему навигации, топопривязки и ориентирования, отличающаяся тем, что введены система сравнения и запоминания углов гироскопической системы и система коррекции временной нестабильности гироскопической системы измерения углов, при этом выход гироскопической системы подключен к объединенным входам системы сравнения и запоминания и системы коррекции временной нестабильности гироскопической системы, причем система навигации, топопривязки и ориентирования связана соответственно с входом гироскопической системы и со вторым входом системы сравнения и запоминания, выход датчика угла поворота пусковой установки соединен с третьим входом системы сравнения и запоминания, выход которой через систему коррекции временной нестабильности гироскопической системы подключен к центральной вычислительной системе, выходная шина которой связана с фазированной антенной решеткой.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2