Дмитрий Иванович Гладков, Павел Артемович Семенцов, Владимир Михайлович Балуев и др. Боевая авиационная техника: Авиационное вооружение Под редакцией профессора, доктора технических наук Д. И. Гладкова -------------------------------------------------------------------------------- Издание: Боевая авиационная техника: Авиационное вооружение / Д. И. Гладков, В. М. Балуев, П. А. Семенцов и др.; Под ред. Д. И. Гладкова. — М.: Воениздат, 1987. — 279 с.: ил. Тираж 24 000 экз. Цена 1 р. 10 к. Scan: Андрей Мятишкин (amyatishkin@mail.ru) Аннотация издательства: В книге по материалам открытой отечественной и зарубежной печати даются краткая характеристика современного состояния комплексов авиационного вооружения и отдельных элементов, общие положения по организации эксплуатации и методы оценки эффективности этих комплексов. Книга предназначена для летчиков, инженеров, техников и механиков строевых частей ВВС, может быть полезна курсантам и слушателям военно-учебных заведений. Книга в формате DjVu — 2338 кб Невыправленный текст в формате TXT — 527 кб ОГЛАВЛЕНИЕ Предисловие (стр. 3) Введение (стр. 5) Глава 1. Взрывчатые вещества и пороха 1.1. Общие сведения о взрывчатых веществах (стр. 11) 1.2. Бризантные ВВ (стр. 14) 1.3. Инициирующие ВВ (стр. 15) 1.4. Пороха (стр. 16) Глава 2. Авиационные бомбы и взрыватели 2.1. Основные характеристики бомб (стр. 19) 2.2. Устройство типовой бомбы и назначение ее частей (стр. 21) 2.3. Бомбы основного назначения (стр. 26) 2.4. Взрыватели авиационных бомб (стр. 34) Глава 3. Авиационные ракеты 3.1. Классификация и основные характеристики ракет (стр. 49) 3.2. Неуправляемые ракеты (стр. 50) 3.3. Управляемые ракеты (стр. 52) 3.4. Боевые части и взрывательные устройства ракет (стр. 58) 3.5. Реактивные двигатели ракет (стр. 62) 3.6. Рулевые приводы (стр. 68) Глава 4. Системы управления авиационных ракет 4.1. Назначение и типы систем управления (стр. 71) 4.2. Методы наведения и параметры управления (стр. 75) 4.3. Функциональная схема систем управления (стр. 81) 4.4. Общая характеристика координаторов цели (стр. 83) 4.5. Радиолокационные координаторы цели (стр. 86) 4.6. Оптические координаторы цели (стр. 91) 4.7. Следящие координаторы цели (стр. 94) 4.8. Командные системы телеуправления (стр. 98) 4.9. Системы телеуправления по радиолучу (стр. 103) 4.10. Автономные системы управления (стр. 106) Глава 5. Авиационное артиллерийское оружие 5.1. Основные характеристики и классификация авиационного артиллерийского оружия (стр. 108) 5.2. Основные операции и цикл работы механизма автоматического Оружия (стр. 112) 5.3. Основные агрегаты и механизмы авиационного артиллерийского оружия (стр. 113) 5.4. Анализ основных схем авиационного артиллерийского оружия (стр. 123) 5.5. Выстрел и сопровождающие его процессы (стр. 126) 5.6. Боеприпасы артиллерийского оружия (стр. 128) Глава 6. Авиационные артиллерийские установки и их системы управления 6.1. Классификация и составные части установок (стр. 133) 6.2. Основные агрегаты и системы артиллерийских установок (стр. 134) 6.3. Силовой привод подвижных установок (стр. 139) 6.4. Состав систем управления артиллерийских установок .. (стр. 140) 6.5. Системы управления наводкой оружия (стр. 142) 6.6. Измерители рассогласования и усилители (стр. 145) Глава 7. Установки ракетного и бомбардировочного вооружения 7.1. Назначение и. структура установок (стр. 148) 7.2. Агрегаты подвески (стр. 149) 7.3. Механизмы отделения (стр. 152) 7.4. Приводы замков (стр. 155) 7.5. Механизмы принудительного отделения (стр. 157) 7.6. Механизмы подготовки средств поражения к отделению (стр. 160) Глава 8. Баллистические основы прицельных систем 8.1. Назначение и общая характеристика прицельных систем (стр. 164) 8.2. Навигационный треугольник скоростей (стр. 165) 8.3. Баллистические характеристики неуправляемых средств поражения (стр. 166) 8.4. Определение баллистических элементов при бомбометании (стр. 169) 8.5. Определение баллистических элементов при стрельбе (стр. 170) Глава 9. Прицельные системы воздушной стрельбы 9.1. Содержание задачи прицеливания при воздушной стрельбе и методы ее решения (стр. 175) 9.2. Задача экстраполяции движения цели (стр. 179) 9.3. Основы устройства прицельных систем воздушной стрельбы с подвижных артиллерийских установок (стр. 186) 9.4. Основы устройства прицельных систем воздушной стрельбы из неподвижного оружия (стр. 193) Глава 10. Прицельные системы бомбометания 10.1. Содержание задачи прицеливания при бомбометании и методы ее решения (стр. 200) 10.2. Определение фактических координат цели (стр. 205) 10.3. Определение требуемых координат цели (стр. 207) 10.4. Способы выполнения бомбометания (стр. 209) Глава 11. Системы управления подготовкой к отделению и отделением средств поражения от ЛА 11.1. Системы управления взведением взрывателей (стр. 214) 11.2. Системы целеуказания (стр. 216) 11.3. Системы управления боевым пуском и сбрасыванием средств поражения (стр. 219) 11.4. Командные приборы (стр. 222) 11.5. Системы управления аварийным пуском и сбрасыванием средств поражения (стр. 225) Глава 12. Организация эксплуатации авиационного вооружения 12.1. Общие положения по эксплуатации авиационного вооружения (стр. 228) 12.2. Надежность КАВ (стр. 229) 12.3. Наземные и бортовые средства контроля КАВ (стр. 231) 12.4. Регламентные работы, ремонт и доработки КАВ (стр. 234) 12.5. Пристрелка и юстировка вооружения (стр. 236) Глава 13. Подготовка КАВ к применению 13.1. Виды подготовки (стр. 242) 13.2. Подготовка средств поражения к применению (стр. 245) 13.3. Особенности подготовки авиационных управляемых ракет (стр. 246) 13.4. Планирование работ (стр. 249) 13.5. Меры безопасности (стр. 252) Глава 14. Эффективность боевого применения комплексов авиационного вооружения 14.1. Цели и расчетные объекты (стр. 255) 14.2. Критерии эффективности КАВ (стр. 256) 14.3. Характеристики точности стрельбы и бомбометания (стр. 259) 14.4. Поражающее действие бомб и ракет (стр. 264) 14.5. Закон поражения цели (стр. 267) 14.6. Оценка эффективности КАВ (стр. 269) Список литературы (стр. 276) ПРЕДИСЛОВИЕ В состав авиационного вооружения (АВ) летательных аппаратов (ЛА) входят средства поражения, прицельные системы, установки вооружения, системы управления вооружением и наземные средства технической эксплуатации авиационного вооружения. Совокупность находящихся на ЛА средств поражения и систем, обеспечивающих их целенаправленное применение, называется комплексом авиационного вооружения (КАВ). В зависимости от применяемых средств поражения и способов их отделения от ЛА принято различать ракетное, стрелково-пушечное, бомбардировочное, минно-торпедное и специальное вооружение. Ряд устройств КАВ функционирует при применении как стрелково-пушечного, так и бомбардировочного или ракетного вооружения и т. д. Обязательной принадлежностью комплекса является бортовая аналоговая или цифровая вычислительная машина, которая выполняет математические операции при решении задач прицеливания, она может также производить выбор средств, обеспечивающих максимальную эффективность поражения заданной цели. В книге представлены составные части авиационного вооружения. Она состоит из введения и четырнадцати глав: в главе 1 дана характеристика взрывчатых веществ, обеспечивающих, разрушающее действие средств поражения на окружающую среду, и порохов, используемых в качестве метательных средств в артиллерийских снарядах и в качестве твердого топлива в ракетных двигателях; в главах 2 и 3 (по данным иностранной печати) рассматриваются авиационные бомбы, неуправляемые и управляемые ракеты; в главе 4 (по данным иностранной печати), анализируются системы управления полетом ракет; в главах 5 и 6 описываются стрелково-пушечное вооружение, принципы действия современных пушек и пулеметов, даны общие схемы артиллерийских установок и их систем управления; в главе 7 рассказывается об основных установках ракетного и бомбардировочного вооружения; в главах 8, 9 и 10 излагаются баллистические основы прицельных систем, даны формулировки задач прицеливания при стрельбе и бомбометании, описаны визирные устройства, показано место вычислительных машин в прицельных системах; в главе 11 характеризуются системы целеуказания, системы управления пуском ракет и сбрасыванием бомб, командные приборы, обеспечивающие заданное распределение средств поражения в районе цели, и другие устройства, входящие в систему управления вооружением; в главах 12 и 13 раскрываются основы эксплуатации авиационного вооружения, вопросы планирования и организации регламентных работ, доработки и ремонта вооружения, виды подготовки вооружения к применению и меры, обеспечивающие безопасность инженерно-технического и летного состава; в главе 14 сформулированы основные понятия, связанные с точностью стрельбы и бомбометания, с поражающим действием бомб и ракет и эффективностью комплекса авиационного вооружения в целом. Книгу написали: Д. И. Гладков (предисловие, введение, гл. 4, 14), В. М. Балуев (гл. 9), В. Г. Григорьев (гл. 3), В. М. Герасимов (гл. 10), А. Н. Дорофеев (гл. 1, 2 и подразд. 5.6), Н. В. Дмитриев (гл. 5), В. Д. Закутаев (гл. 8), А. М. Иванушкин (гл. 6), П. А. Семенцов (гл. 12, 13), Н. Ф. Федяй (гл. 7, 11). ======================================================================= БОЕВАЯ АВИАЦИОННАЯ ТЕХНИКА АВИАЦИОННОЕ ВООРУЖЕНИЕ Под редакцией профессора, доктора технических наук Д. И. ГЛАДКОВА МОСКВА ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО 1987 ББК 68.65 Б75 УДК 623.74:629.7.094 Д. И. Гладков, В. М. Балуев, В. Г. Григорьев, А. Н. Дорофеев, Р. М, Герасимов, Н. В. Дмитриев, В. Д. Закутаев, А. М. Иванушкин, П. А. Семенцов, Н. Ф. Федяй Рецензенты: лауреат Ленинской премии кандидат технических наук Р. А. Панков, В, С. Нефедов Боевая авиационная техника: Авиационное вооружение/Д. И. Гладков, В. М. Балуев, П. А. Семенцов и др.; Под ред. Д. И. Гладкова. — М.: Воениздат, 1987. —279 с.: ил. (В пер.): 1 р. 10 к. В книге по материалам открытой отечественной и зарубежной печати даются краткая характеристика современного состояния комплексов авиационного вооружения и отдельных элементов, общие положения по организации эксплуатации и методы оценки эффективности этих комплексов. Книга предназначена для летчиков, инженеров, техников и механиков строевых частей ВВС, может быть полезна курсантам и слушателям военно-учебных заведений. ПРЕДИСЛОВИЕ В состав авиационного вооружения (АВ) летательных аппаратов (ЛА) входят средства поражения, прицельные системы, установки вооружения, системы управления вооружением и наземные средства технической эксплуатации авиационного вооружения. Совокупность находящихся на ЛА средств поражения и систем, обеспечивающих их целенаправленное применение, называется комплексом авиационного вооружения (КАВ). В зависимости от применяемых средств поражения и способов их отделения от ЛА принято различать ракетное, стрелково-пушечное, бомбардировочное, минно-торпедное и специальное вооружение. Ряд устройств КАВ функционирует при применении как стрелково-пушечного, так и бомбардировочного или ракетного вооружения и т. д. Обязательной принадлежностью комплекса является бортовая аналоговая или цифровая вычислительная машина, которая выполняет математические операции при решении задач прицеливания, она может также производить выбор средств, обеспечивающих максимальную эффективность поражения заданной цели. В книге представлены составные части авиационного вооружения. Она состоит из введения и четырнадцати глав: в главе 1 дана характеристика взрывчатых веществ, обеспечивающих, разрушающее действие средств поражения на окружающую среду, и порохов, используемых в качестве метательных средств в артиллерийских снарядах и в качестве твердого топлива в ракетных двигателях; в главах 2 и 3 (по данным иностранной печати) рассматриваются авиационные бомбы, неуправляемые и управляемые ракеты; в главе 4 (по данным иностранной печати), анализируются системы управления полетом ракет; в главах 5 и 6 описываются стрелково-пушечное вооружение, принципы действия современных пушек и пулеметов, даны общие схемы артиллерийских установок и их систем управления; в главе 7 рассказывается об основных установках ракетного и бомбардировочного вооружения; в главах 8, 9 и 10 излагаются баллистические основы прицельных систем, даны формулировки задач прицеливания при стрельбе и бомбометании, описаны визирные устройства, показано место вычислительных машин в прицельных системах; в главе 11 характеризуются системы целеуказания, системы управления пуском ракет и сбрасыванием бомб, командные приборы, обеспечивающие заданное распределение средств поражения в районе цели, и другие устройства, входящие в систему управления вооружением; в главах 12 и 13 раскрываются основы эксплуатации авиационного вооружения, вопросы планирования и организации регламентных работ, доработки и ремонта вооружения, виды подготовки вооружения к применению и меры, обеспечивающие безопасность инженерно-технического и летного состава; в главе 14 сформулированы основные понятия, связанные с точностью стрельбы и бомбометания, с поражающим действием бомб и ракет и эффективностью комплекса авиационного вооружения в целом. Книгу написали: Д. И. Гладков (предисловие, введение, гл. 4, 14), В. М. Балуев (гл. 9), В. Г. Григорьев (гл. 3), В. М. Герасимов (гл. 10), А. Н. Дорофеев (гл. 1, 2 и подразд. 5.6), Н. В. Дмитриев (гл. 5), В. Д. Закутаев (гл. 8), А. М. Иванушкин (гл. 6), П. А. Семенцов (гл. 12, 13), Н. Ф. Федяй (гл. 7, 11). Не наука и техника сами по себе несут угрозу миру. Ее несут империализм и его политика... Программа КПСС Ни один сознательный солдат не должен быть в неведении относительно того, по каким принципам сконструировано его оружие и как оно должно действовать. История винтовки. К- Маркс, Ф. Энгельс ВВЕДЕНИЕ Историческая справка [8, 10, 14]. Идея вооружения ЛА возникла в связи с применением их в военных целях. Пулемет был установлен на самолете в 1911 г. почти одновременно в России и во Франции. В этом же году во время итало-турецкой войны итальянской авиацией были осуществлены первые воздушные бомбардировки. В 1912 г. русские летчики, участвуя в Балканской войне на стороне болгарской армии, бомбили турецкую крепость Андрианополь. Бомбы массой около 10 кг сбрасывались вручную 'непосредственно из кабины самолета. Год спустя на самолет был установлен прибор штабс-капитана В. И. Толмачева для прицеливания при бомбометании. В 1913 г. немецким инженером Ф. Шнейдером были запатентованы схема и конструкция синхронного пулеметного привода — синхронизатора. Синхронизатор дал возможность устанавливать пулемет на фюзеляже рядом с кабиной и стрелять через плоскость, ометаемую винтом. Интерес к авиационному вооружению возрастал. Однако к началу первой мировой войны авиация пришла практически невооруженной— летчики имели лишь личное оружие (карабины, пистолеты). Это произошло потому, что самолету в основном отводилась роль разведчика. Опыт первых месяцев войны указал на необходимость уничтожения самолетов-разведчиков и нанесения ударов по глубоким тылам противника. Потребовались самолеты-истребители и самолеты-бомбардировщики. Первый русский истребитель (двухместный самолет С-16, 1915 г.) был вооружен синхронным пулеметом, стрелявшим вперед, и подвижным пулеметом, стрелявшим назад. В 1916 г. французский летчик Г. Гинемер использовал в воздушных боях 37-мм пушку, стреляющую через пустотелую втулку винта. В начале 1917 г. в России появился коллиматорный прицел для ведения воздушной стрельбы. Эффективность вооружения истребителей существенно повысилась. Первый русский бомбардировщик («Илья Муромец», 1915г.) мог брать около 500 кг бомб и имел восемь пулеметов (1917г.) для защиты от истребителей противника. На нем был установлен электросбрасыватель и производились епыты по применению 75-мм пущки. На вооружении советской ав-иации в годы гражданской войны состояли пулеметы иностранных систем. Советский период развития авиационного вооружения, по существу, начинается с решения па разработку программы-максимума развития авиации и авиационной промышленности, принятой в 1921 г. Советом Труда и Обороны. В решении требовалось организовать снабжение аппаратов средствами воздушного боя, выработку типов вооружения и организацию соответствующего производства. В 1926 г. был принят в серийное производство первый советский истребитель И-2, в этом же году внедряется в производство первый советский цельнометаллический тяжелый бомбардировщик ТБ-1. Истребитель И-2 имел на вооружении два синхронных пулемета ПВ-1, созданных А. В. Надашкевичем на базе пулемета «Максим». Бомбардировщик ТБ-1 имел три турельных пулеметных установки — переднюю, среднюю и заднюю со спаренными пулеметами ДА конструкции В. А. Дегтярева. Масса бомбовой нагрузки самолета была равна 1000 кг. В 1931 г. были успешно завершены испытания бронированного хорошо вооруженного штурмовика ТШ-1. 0^ имел два синхронных пулемета ПВ-1, спарку из пулеметов ДА на турели, две батареи по'четыре пулемета ПВ-1, установленные под нижним крылом биплана, и гранатницу — ящик на 300 ручных гранат. ПВ-1 и ДА были первыми отечественными авиационными пулеметами. На смену им в 1932 г. пришел скорострельный пулемет ШКАС калибра 7,62 мм конструкции Б. Г. Шпитального и И. А. Комарицкого с темпом стрельбы до 2100 выстр./мин. Известный советский истребитель тридцатых годов И-16 был вооружен двумя пулеметами ШКАС и двумя пушками ШВАК калибра 20 мм. Установка пушек ШВАК, созданных Б. Г. Шпитальным и В. С. Владимировым, на самолете была произведена впервые. В 1937 г. самолет И-16 вооружили шестью неуправляемыми ракетами РС-82. 20 августа 1939 г. капитан Н. И. Звонарев на истребителе И-16 в бою на Халхин-Голе впервые в истории авиации ракетным огнем сбил самолет противника. Почетное место в истории военной авиации занимает советский штурмовик Ил-2, принятый на вооружение в 1940-т. Первые одноместные самолеты Ил-2 вооружались двумя пушками ШВАК и двумя пулеметами ШКАС, установленными в крыле самолета. Масса бомбовой нагрузки составляла 400—600 кг. 6 Зимой 1941 — 1942 гг. штурмовики стали применять неуправляемые ракеты РС-132, которые при прямом попадании выводили из строя легкие и средние танки. С августа 1941 г. на самолеты Ил-2 вместо пушек ШВАК стали устанавливаться более совершенные пушки ВЯ калибра 23 мм конструкции А. А. Волкова и С. А. Ярцева. В сентябре — октябре 1942 г. в части ВВС стали поступать двухместные штурмовики Ил-2. Первое время в кабине воздушного стрелка, защищавшего заднюю полусферу самолета от истребителей противника, был установлен пулемет ШКАС, а затем он был заменен пулеметом УБТ калибра 12,7 мм конструкции М. Е. Березина. С 1942 г. на некоторых самолетах вместо пушек ВЯ для более эффективной борьбы с танками устанавливались пушки НС-37 калибра 37 мм конструкции А. Э. Нудельмана и А. С. Суранова. В 1943 г. на вооружение штурмовой авиации поступили противотанковые бомбы ПТАБ-2,5-1,5 кумулятивного действия. Истребители, принимавшие участие в Великой Отечественной войне, имели мощное стрелково-пушечное вооружение. Так, например, советский истребитель Ла-7 был вооружен тремя пушками калибра 20 мм, немецкий истребитель Фокке-Вульф-190А4 имел четыре пушки калибра 20 мм и два пулемета калибра 7,62 мм. Тяжелые бомбардировщики (Пе-8, Ер-2, Юнкерс-87) были способны поднять бомбовый груз массой 5000—6000 кг. Максимальная масса бомбовой нагрузки средних бомбардировщиков (Ту-2, Хеншель-111) составляла 2000— 3000 кг. В стрелково-пушечное вооружение бомбардировщиков входило до семи пулеметов и одна—две пушки. С 1942 г. на некоторых советских истребителях пушку ШВАК стали заменять пушками НС-37 и пушками НС-23 калибра 23 мм конструкции А. Э. Нудельмана и А. С. Суранова. В 1944 г. на вооружение были приняты пушки Б-20 калибра 20 мм конструкции М. Е. Березина. Пушки (пулеметы) устанавливались, как правило, в фюзеляже. Стрельба осуществлялась с помощью синхронизатора через плоскость, ометаемую винтом, или через полый вал редуктора, двигателя. Установка пушек и пулеметов на крыле сильно увеличивала рассеивание при стрельбе за счет деформации крыла. В начальный период войны на нескоростных бомбардировщиках для обороны устанавливались турели с почти круговым обстрелом. С увеличением скоростей полета от турелей, создающих значительное сопротивление, пришлось отказаться. Учитывая, что нападение истребителей было возможно практически лишь с хвоста или>в лоб, стали применять неподвижное вооружение для защиты передней полусферы и подвижное (верхние и нижние установки) для защиты задней полусферы. Для того чтобы обеспечить стрельбу точно назад (наиболее вероятное направление появления атакующего истребителя), стали применять разнесенное вертикальное оперение (самолеты Пе-2, Ту-2) и кормовые пулеметные установки. Масса бомб колебалась в широких пределах: от 1 до 12000 кг. Бомбы крупных и средних калибров подвешивались на крыльевые, подфюзеляжные и внутрифюзеляжные держа--тели. Бомбы мелкого калибра применялись из кассет. Бомбардировочные прицелы к концу Великой Отечественной войны превратились в сложные устройства с оптическими, механическими и электрическими элементами. Бомбардировочная установка стала обеспечивать автоматический сброс бомб одиночно, залпом или серией с заданным числом бомб в серии и заданной величиной интервалов. Опыт войны показал, что скорость и маневр являются важнейшими характеристиками истребителя. Но рост скоростей сокращал зоны атак и время огневого воздействия на противника. Истребителю требовались крупнокалиберные авиационные пулеметы и пушки с большой скорострельностью, способные поражать бронированные самолеты и пробивать протестированные баки с горючим. Повышение маневренности приводило к дополнительным ошибкам. Дальность эффективного огня из пушек сокращалась. Возникла потребность в управляемых ракетах класса «воздух—воздух», способных исправлять ошибки прицеливания и изменять траекторию полета в соответствии с маневром цели. Постановка крупнокалиберных авиационных пулеметов и пушек на бомбардировщики увеличила дальность эффективного оборонительного огня, расширила зону поражения атакующих истребителей и тем самым уменьшила их боевую эффективность. В то же время необходимость борьбы с бомбардировщиками возрастала с ростом их бомбовой нагрузки и дальности полета. Безопасность атакующего истребителя могла быть обеспечена только при применении управляемых ракет класса «воздух—воздух» с повышенной дальностью действия. Появление радиолокационных станций обеспечивало обнаружение бомбардировщиков на большом удалении от объектов удара. Полет к цели над приведенными в боевую готовность батареями зенитной артиллерии стал опасным. Необходимы были управляемые ракеты класса «воздух—земля» с дальностью действия, определяемой характеристиками системы ПВО. В тылу противника, во фронтовой полосе и на поле боя определялись важные малоразмерные хорошо защищенные цели (мосты, радиолокационные станции, командные пункты и др.). Для поражения таких целей требовались управляемые бомбы или ракеты класса «воздух—земля» с большой точностью наведения. Эффективность авиационных пушек в борьбе с танками становилась все меньше из-за увеличения толщины их броневой защиты, поэтому появилась необходимость создания авиационных ракет с кумулятивным зарядом. Потребность в повышении скорострельности авиационных пушек компенсировалась количеством установленных на самолете пулеметов и пушек. Авиационные управляемые ракеты «Хеншель-293» и бомбы 8 «Фриц-Х» появились в конце войны. Однако из-за несовершенства систем управления их эффективность была мала. Вооружение современных самолетов [10, 14]. Структура авиационного вооружения и характеристики его составных частей определяются боевым назначением ЛА и типом целей, для поражения которых он создается. Основными целями стратегической авиации являются площадные. Достаточная эффективность поражения площадных целей, хорошо защищенных системой ПВО, обеспечивается автономно управляемыми ракетами класса «воздух—земля» с дальностью действия порядка 1000 км. Слабозащищенные площадные цели поражаются при серийном бомбометании .с горизонтального полета или управляемыми ракетами с дальностью действия, равной нескольким сотням километров. В соответствии с этим стратегический бомбардировщик несет одну-две управляемые ракеты дальнего действия («Блю Стил», Англия; «Хаунд Дог», США) и бомбы общей массой более 10000 кг. Если ЛА применяется в группе, располагающей мощными средствами подавления ПВО противника, или сам хорошо оборудован средствами радиоэлектронной борьбы, то он вооружается управляемыми ракетами с меньшей дальностью действия (СРЭМ, США), но их количество возрастает до двух-трех десятков. В стрелково-пушечное вооружение стратегических бомбардировщиков входят несколько .пушек типа «Маузер» (ФРГ) со скорострельностью 1000—2000 выстр./мин или одна пушка типа «Вулкан» (США) со скорострельностью 6000 выстр./мин. Фронтовая авиация предназначена для поражения одиночных, групповых и площадных целей. Для поражения одиночных воздушных целей применяются авиационные пушки, самонаводящиеся или телеуправляемые ракеты класса «воздух—воздух» («Сайдвиндер», «Спарроу», США; «Матра», Франция) и ракеты с комбинированными системами управления («Феникс», США). Одиночные малоразмерные наземные цели хорошо поражаются огнем пушек, управляемыми ракетами класса «воздух—земля» («Мартель», Англия; «Мейверик», США) и управляемыми бомбами («Уоллай», США); танки — неуправляемыми ракетами с кумулятивным зарядом и специальными противотанковыми управляемыми ракетами («Toy», США). Эффективность поражения групповых наземных целей максимальна при бомбометании серией бомб и стрельбе неуправляемыми ракетами. . \ Многоцелевые самолеты фронтовой авиации способны брать до 8 управляемых ракет, несколько подкрыльевых блоков с неуправляемыми ракетами и бомбы общей массой до 10000 кг. В носовой части фюзеляжа ЛА, как правило, встроена скорострельная пушка. Штурмовики имеют хорошее стрелково-пушечное, бомбардировочное и ракетное вооружение. Истребители воздушного боя вооружаются самонаводящимися ракетами класса «воздух—воздух» с улучшенными маневренными ха- рактеристиками. Самолеты ПВО для борьбы с летящими самолетами и ракетами противника применяют ракеты с комбинированными системами управления, дальность действия которых превосходит 100 км. Вертолеты огневой поддержки вооружаются скорострельными пулеметами и гранатометами. ."Большое значение придается использованию вертолетов для борьбы с танками. С этой целью их вооружают противотанковыми управляемыми и неуправляемыми ракетами. Широко применяются ракеты, управляемые по проводам. Самолеты и вертолеты, предназначенные для борьбы с под-водньщи лодками, имеют на вооружении самонаводящиеся противолодочные торпеды (Мк-44, США), ракетоторпеды («Пет-рел», США) и глубинные бомбы («Лулу», США). Кроме того, •их вооружают управляемыми ракетами класса «воздух—ко-ра'бль» для поражения надводных кораблей и подводных лодок, находящихся в надводном положении («Экзосет», Франция). В стратегической авиации из-за усиления средств подавления ПВО проявляется тенденция к применению маловысотных управляемых крылатых ракет дальнего действия. Во фронтовой авиации растет точность управляемых ракет класса «воздух—земля»; в основном это достигается за счет установки на ракетах лазерных головок наведения. В ракетах класса «воздух—воздух» улучшаются маневренные характеристики. Ведется разработка встроенных в корпус ЛА авиационных скорострельных пушек калибра 25—30 мм. Сложность пилотирования на малых высотах и больших скоростях требует автоматизации поиска и обнаружения целей, прицеливания, стрельбы и бомбометания. Изменяемая в полете геометрия крыла влияет на размещение элементов авиационного вооружения на самолете и условия их функционирования. Непрерывное увеличение стоимости ЛА .как носителей авиационных средств поражения требует высокой надежности и боевой эффективности авиационного вооружения. ГЛАВА 1 ВЗРЫВЧАТЫЕ ВЕЩЕСТВА И ПОРОХА А 1.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ВЗРЫВЧАТЫХ ВЕЩЕСТВАХ Разрушающее действие средств поражения (СП) обусловлено энергией, выделяемой при быстром химическом или физическом превращении особой группы веществ, называемых взрыв--чатыми веществами (ВВ). Химические ВВ представляют собой относительно неустойчивые в термодинамическом смысле системы, способные под влиянием внешних воздействий к быстрому выделению большого количества энергии в виде тепла и образованию сильно нагретых газов. Химические превращения ВВ, протекающие в чрезвычайно короткий промежуток времени, принято называть взрывными, а сам процесс превращения — взрывом. Газообразные продукты взрыва в первый момент занимают объем заряда ВВ, при этом их давление достигает 15000— 20000 МПа. Затем они быстро расширяются, нанося при этом удар и совершая работу по разрушению или сотрясению окружающей среды. В зависимости от скорости распространения взрывной реакции различают три вида взрывных процессов: горение — скорость протекания взрывного процесса переменная и лежит в пределах от долей сантиметра до нескольких метров в секунду; процесс не сопровождается значительным звуковым эффектом и заметным механическим действием; в ограниченном объеме он протекает энергичнее, характеризуется более или менее быстрым нарастанием давления и способностью газообразных продуктов горения производить работу метания (горение является характерным видом взрывчатого превращения порохов); взрыв — скорость протекания взрывного процесса переменная, измеряется тысячами метров в секунду; процесс характеризуется резким скачком давления в месте взрыва и ударом газов, вызывающим дробление и сильные деформации предметов на относительно небольших расстояниях; детонация — взрыв, распространяющийся с постоянной максимальной для данного ВВ и данных условий скоростью; при этом с увеличением плотности заряда скорость детонации увеличивается, у ВВ, применяемых на практике; она лежит в пределах 3000—10000 м/с. И В зависимости от области применения ВВ подразделяются на четыре группы: инициирующие, используемые в капсюлях, электровоспламенителях, пиропатронах и других устройствах, предназначенных для возбуждения взрывчатого превращения зарядов бризантных ВВ, порохов и пиротехнических составов; характерная особенность инициирующих ВВ состоит в том, что для возбуждения их взрыва необходимо незначительное внешнее воздействие (удар, накол, нагрев и т. п.); бризантные, которые служат в качестве разрывных зарядов боевых частей средств поражения и в подрывных средствах; в отличие от инициирующих ВВ они обладают меньшей восприимчивостью к внешним воздействиям, основным видом взрывчатого превращения бризантных ВВ является детонация, которая вызывается обычно действием взрыва инициирующих ВВ (в зависимости от состава бризантных ВВ различают однородные химические соединения и взрывчатые смеси); пороха, используемые в качестве метательного средства в артиллерийском оружии, твердого топлива в ракетных двигателях, а также в вышибных зарядах кассетных боеприпасов и огневых цепях взрывателей; основным видом взрывчатого превращения порохов является горение (в зависимости от физической структуры пороха разделяются на две группы: смесевые и нитроцеллюлозные — бездымные); пиротехнические составы, применяемые для снаряжения пиротехнических средств (осветительных, трассирующих, дымовых, зажигательных и т. п.), представляют собой, как правило, механические смеси неорганических окислителей с органическими и металлическими горючими и цементирующими добавками; основным видом взрывчатого превращения этих смесей является горение. Однако многие из них при определенных условиях способны к детонации и обладают сравнительно высокой чувствительностью к внешним воздействиям. Основными характеристиками ВВ являются: чувствительность, стойкость, теплота взрыва, фугасность и бризантность. Чувствительность — способность ВВ к взрывчатым превращениям под влиянием внешних воздействий. Внешнее воздействие, результатом которого является взрывчатое превращение, называется начальным или инициирующим импульсом. Численной мерой чувствительности ВВ служит минимальная величина начального импульса, которая требуется для возбуждения их взрыва. Инициирование взрыва в заряде ВВ может быть произведено различными способами: нагреванием, механическим воздействием (ударом, трением), электрическим разрядом, энергией взрыва другого ВВ. В соответствии с этим различают следующие виды начальных импульсов: тепловой, механический, электрический, взрывной (детонационный). Наибольшее влияние на чувствительность ВВ оказывают плотность заряда и примеси. С увеличением плотности заряда 12 чувствительность уменьшается. Примеси, повышающие чувствительность, называются сенсибилизаторами. К ним относятся мелкое стекло, песок, металлический порошок и другие „вещества, частицы которых имеют острые грани, обладают высокими твердостью и температурой плавления. Примеси, понижающие чувствительность . ВВ, называются флегматизаторами. В качестве флегматизаторов ВВ применяются парафин, воск, вазелин и другие вещества, способные покрывать поверхность кристаллов ВВ тонкой эластичной пленкой. Чувствительность является одной из важнейших характеристик ВВ, определяющей возможность и условия их практического использования. Стойкость — способность ВВ сохранять свои свойства в условиях длительного хранения. Под действием влаги, колебаний температуры, химических превращений ВВ могут изменять свои физико-химические и взрывчатые свойства. Взрывчатые вещества по своей природе являются химическими соединениями, относительно малоустойчивыми, поэтому в "процессе хранения они неизбежно разлагаются. Изменение химической структуры зарядов ВВ можно обнаружить после нескольких лет хранения в обычных условиях, но скорость химического разложения ВВ сильно зависит от температуры заряда. При повышении температуры на 10°С скорость разложения увеличивается в два-три раза. Химическое разложение ВВ сопровождается выделением тепла, которое при высокой температуре заряда может явиться причиной так называемого теплового взрыва. Тепловой взрыв происходит, если скорость тепловыделения при реакции разложения будет превышать скорость отвода тепла во внешнюю среду. Для оценки способности ВВ выдерживать действие высоких температур применяется специальная характеристика, называемая термостойкостью ВВ. Характеристикой термостойкости ВВ служит продолжительность пребывания заряда под воздействием определенной температуры без теплового взрыва. (При наружной подвеске СП на сверхзвуковые самолеты температура их зарядов за счет кинетического нагрева может достигать более 300°С). Теплота взрыва — это количество тепла, которое выделяется при взрыве одного килограмма ВВ. Чем больше теплота взрыва, тем больше его разрушающее действие. У ВВ, применяемых для изготовления разрывных зарядов, теплота взрыва лежит *в пределах 3,5—7,5 миллионов джоулей на килограмм вещества. Бризантность — способность ВВ к местному разрушающему действию, которое является результатом резкого удара продуктов взрыва. Бризантное действие проявляется лишь на близких расстояниях от места взрыва, где давление продуктов взрыва достаточно велико. За счет бризантного действия происхо- 13 дит измельчение, пробивание или дробление среды, соприкасающейся с зарядом ВВ (в частности, дробление корпусов боевых частей на осколки). Фугасность — способность ВВ к разрушающему действию за счет расширения продуктов взрыва до сравнительно невысо: ких давлений и прохождения по среде ударной волны. Фугасное действие проявляется в форме раскалывания'и отбрасывания среды, в которой происходит взрыв. Непосредственное воздействие продуктов взрыва на окружающую среду и находящиеся в ней предметы проявляется при взрыве в воздухе на расстояниях от центра взрыва, не превышающих 10—12 радиусов сферического заряда. Воздействие продуктов взрыва на окружающую среду (воздух, вода, грунт) приводит к образованию в среде ударной волны. Ударной волной называется область повышенных давления, плотности и температуры, распространяющаяся в среде со сверхзвуковой скоростью. Ударная волна образуется газообразными продуктами взрыва, которые, расширяясь, производят резкий удар (по воздуху, воде, грунту и TJ п.). В результате такого удара прилегающий к заряду слой окружающей среды сжимается и, стремясь расшириться, сжимает следующий слой, затем следующий и т. д. Одновременно со сжатием в слоях среды происходит резкое повышение давления — скачок давления, и вся масса сжатой среды приходит в движение в направлении от центра взрыва. Граница, отделяющая невозмущенную среду от среды, подвергшейся действию ударной волны, называется фронтом ударной волны. Ударные волны возникают' при взрыве только в сжимаемой среде (воздух, вода, грунт, металл и др.). А 1.2. БРИЗАНТНЫЕ ВВ Основными однородными бризантными ВВ, находящими применение в авиационных СП, являются тротил, тетрил, гек-соген, октоген и тэн. Тротил (тринитротолуол, тнт, тол)—кристаллическое вещество желтого цвета, которое хорошо прессуется и плавится при температуре +8ГС. Тротил практически не взаимодействует с металлами, химически стоек (может храниться десятки лет). Чувствительность к удару сравнительно невелика (при простреле пулей не взрывается), подожженный тротил на открытом воздухе сгорает без взрыва. В чистом виде тротил используется для снаряжения авиабомб и боевых частей ракет. Снаряжение боеприпасов обычно производится предварительно расплавленным тротилом путем его заливки. Тротил широко применяется в качестве плавкой компоненты в сплавах с более мощными ВВ, 14 Тетрил — кристаллическое вещество бледно-желтого цвета, хорошо прессуется, плавится со взрывом, чувствительность к удару и восприимчивость к детонации гораздо выше, чем у тротила. Тетрил применяется для изготовления дополнительных детонаторов и в составах капсюлей-детонаторов. Гексоген, октоген и тэн — кристаллические вещества белого цвета, хорошо прессуются, плавятся со взрывом. Отличаются от тротила высокой, чувствительностью к удару и большей мощностью. Гексоген, октоген и тэн относятся к числу наиболее мощных ВВ, применение которых в чистом виде ограничено из-за высокой чувствительности к удару и невозможности, производить снаряжение простыми способами (заливкой). Механическая смесь флегматизированного гексогена с алюминиевой пудрой обладает сильным фугасным и зажигательным действием. Повышенная фугасность действия смеси обусловлена алюминием, который после детонации вступает в реакции с продуктами взрыва (парами воды, углекислотой и окисью углерода), сгорая за счет содержащегося в них кислорода. Эти реакции сопровождаются выделением большого количества тепла (при сгорании 1 кг алюминия выделяется в семь с лишним раз больше энергии, чем при взрыве 1 кг тротила). Выделенное избыточное тепло преобразуется в механическую работу, совершаемую продуктами взрыва, т. е. в период фугасного действия. При сгорании алюминия образуются раскаленные твердые шлаки окислов алюминия, которые обеспечивают зажигательное действие взрыва. Сплавы тротила с гексогеном изготовляются введением в расплавленный тротил порошкообразного гексогена (температура плавления .+ 203,5°С), который находится в нем в виде взвеси. Сплавы по мощности превосходят тротил, значительно менее чувствительны, чем чистый гексоген, и обладают высокой восприимчивостью к детонации. -Для повышения фугасного действия взрыва в сплавы добавляют порошкообразный алюминий. Недостатком таких сплавов является повышенная чувствительность к удару и трению. Этот недостаток устраняется введением в сплав флег-матизаторов, которые снижают чувствительность его до уровня чувствительности тротила, не оказывая при этом существенного влияния на мощность сплава. А 1.3. ИНИЦИИРУЮЩИЕ ВВ Группу основных инициирующих ВВ, нашедших применение в авиационных СП, составляют гремучая ртуть, азид свинца, ТНРС и тетразен. Гремучая ртуть — кристаллическое вещество белого или серого цвета. Стойкость гремучей ртути сравнительно невелика, но достаточна для практики. В присутствии влаги легко взаи- 15 модействует с алюминием. За счет теплоты, выделяемой при этой реакции, может возникнуть взрыв. Поэтому составы с гремучей ртутью применяются в оболочках из меди или латуни, покрытых оловом. Гремучая ртуть является одним из наиболее чувствительных инициирующих ВВ, легко взрывается от незначительного удара. Применяется гремучая ртуть в смеси с горючими веществами и окислителями в составах капсюлей, срабатывающих либо от удара бойка, либо от накола жалом. Наиболее распространенный ударный состав, применяемый в капсюлях-воспламенителях патронов артиллерийского оружия, представляет собой смесь гремучей ртути, бертолетовой соли и трехсернистой сурьмы (антимония). В этом составе гремучая ртуть является инициатором (воспламеняет состав при ударе бойка), бертолетова соль — окислителем, антимоний — горючим веществом, при сгорании которого воспламеняется пороховой заряд патрона. Азид свинца — кристаллическое вещество белого цвета, химически стоек, чувствительность к механическим воздействиям в 2—3 раза ниже, чем у гремучей ртути. Азид свинца недостаточно чувствителен к лучу огня и к наколу, легко взаимодействует с медью, образуя при этом очень чувствительные к механическим воздействиям соли меди. С алюминием не взаимодействует и применяется поэтому в оболочках из алюминия. Ценным свойством азида свинца является его высокая инициирующая способность (в 5—10 раз выше, чем у гремучей ртути). Применяется азид свинца в капсюлях-детонаторах взрывателей. ТНРС (тринитрорезорцинат свинца) — кристаллическое вещество желтого цвета, химически стоек, хорошо чувствителен к лучу огня. Чувствительность к удару в два раза ниже, чем у азида свинца. Особенностью ТНРС является высокая чувствительность к электрическим разрядам. Инициирующая способность ниже, чем у других инициирующих ВВ. Применяется ТНРС в комбинированных капсюлях-детонаторах, в пиропатронах и в капсюлях-воспламенителях. Тетразен — кристаллическое вещество с желтоватым оттенком. Отличается высокой чувствительностью к лучу огня и удару. Инициирующая способность низкая. Применяется в наколь-ных и ударных составах капсюлей. А 1.4. ПОРОХА В авиационных СП находят применение смесевые и нитро-целлюлозные пороха. Смесевые пороха представляют собой механические смеси окислителей, горючих и связующих веществ. Простейшим сме-севым порохом является дымный, или ч,ерный, порох, состоящий из калиевой селитры (окислитель), древесного угля 16 (горючее) и серы (связующее вещество). Дымный порох изготовляется в виде отдельных зерен, легко воспламеняется от пламени и искры. Скорость горения пороха при нормальных атмосферных условиях равна 8—10 мм/с. При горении дымного пороха наряду с газообразными продуктами выделяется большое число раскаленных твердых частиц. Дымный порох весьма чувствителен к влаге. При влажности 2% трудно воспламеним, а при влажности 15% вообще теряет способность воспламеняться. В военной технике дымный порох применяется лишь для вспомогательных целей — в воспламенителях зарядов из нитроцеллюлозных порохов, в вышибных зарядах боеприпасов, во взрывателях и т. д. К смесевым порохам принято относить также ракетные топлива, в которых окислителями являются нитраты и перхлораты (перхлорат аммония, нитрат аммония, перхлорат калия и др.), а к горючим связующим веществам — высокомолекулярные соединения: каучуки, пластмассы, смолы и т. п. Смесевые ракетные порох» отличаются от нитроцеллюлозных порохов повышенными энергетическими характеристиками. Нитроцеллюлозные пороха состоят из нитратов целлюлозы, растворителей, стабилизаторов, флегматизаторов, пламе-гасящих добавок и других компонентов. Нитраты целлюлозы являются продуктом нитрования целлюлозы азотной кислотой. В составе пороха они играют роль источника энергии. Целлюлоза (клетчатка) содержится в хлопке (92—93%), древесине (50—60%), льне, соломе и т. п. В зависимости от процентного содержания азота нитраты целлюлозы подразделяются на пироксилины (азота свыше 12%) и коллоксилины. Характерным Свойством нитратов целлюлозы является способность под воздействием растворителей образовывать пластичные системы. На этом свойстве основан процесс производства пороха, который заключается в переводе нитратов целлюлозы растворителями в пластичную массу и прессовании из нее пороховых шашек определенных размеров и формы. В качестве растворителей при производстве порохов применяются: летучие растворители (смесь этилового спирта с этиловым эфиром и ацетон), труднолетучие растворители (нитроглицерин, нитродигликоль и др.) и нелетучие растворители (тротил, динитротолуол и др.). После изготовления пороха летучие растворители удаляются из него сушкой или вымачиванием. Нелетучие и труднолетучие растворители не удаляются, а, оставаясь в порохе, играют роль (дополнительного к нитратам целлюлозы) источника энергии. Стабилизаторы служат для повышения химической стойкости пороха. В качестве их применяются дифениламин и централит. Флегматизаторы (камфара) вводятся в порох для уменьшения скорости горения, Пламега- 17 сящие добдвки (канифоль, сульфит калия) вводят в состав пороха для устранения пламени при выстреле. В авиационных СП применяются два типа нитроцеллюлоз-ных порохов: * пироксилиновые —для производства пороха используются пироксилин и летучий растворитель (спиртоэфирная смесь); баллиститные нитроглицериновые — для производства пороха используются коллоксилин и труднолетучий растворитель нитроглицерин. Пироксилиновый порох применяется в качестве зарядов патронов авиационных пулеметов и пушек, а нитроглицериновый — в качестве твердого топлива ракетных двигателей. В процессе производства нитроцеллюлозным порохам придается определенная форма (пластинки, трубки, цилиндра и др.). В зависимости от формы порохового элемента его горение может быть прогрессивным или дегрессивным. При прогрессивном горении скорость газообразования по мере сгорания пороха растет, а при дегрессивном —уменьшается. Скорость газообразования зависит от характера изменения поверхности порохового элемента в процессе горения, увеличиваясь с увеличением поверхности горящего пороха. В соответствии с этим пороха с увеличивающейся поверхностью горения называют прогрессивными, а с уменьшающейся поверхностью — дегрессивными. К прогрессивным порохам относится, например, цилиндрический семиканальный порох, к дегрессивным — кубический. В патронах к авиационному автоматическому орудию применяются семиканальные цилиндрические пороха. Прогрессивные пороха в отличие от дегрессивных сообщают снаряду заданную начальную скорость при меньшем давлении пороховых газов в стволе. ГЛАВА 2 АВИАЦИОННЫЕ БОМБЫ И ВЗРЫВАТЕЛИ А 2.1. ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ БОМБ Авиационными бомбами -называются СП, предназначенные для сбрасывания с ЛА. В зависимости от назначения авиационные бомбы подразделяются на три группы: основного, специального и вспомогательного назначения. Бомбы основного назначения служат для поражения объектов противника действием взрыва, удара или огня. К ним относятся фугасные, осколочные, осколочно-фугасные, бронебойные, противотанковые, противолодочные, зажигательные и фу-гасно-зажигательные бомбы. Бомбы специального назначения в свой состав включают фотоосветительные, дымовые, имитационные, практические и агитационные, бомбы вспомогательного назначения — светящие и ориентирно-сигнальные. Основными характеристиками авиационных бомб являются: калибр, характеристическое время, коэффициент наполнения, характеристики эффективности действия, и диапазон условий боевого применения. Калибр — номинальная масса бомбы в килограммах, для которой установлены определенные геометрические размеры (длина, диаметр, размах стабилизатора и др.). Калибр бомбы указывается в ее условном обозначении после сокращенного наименования типа, например: ФАБ-500 — фугасная авиационная бомба калибра 500 кг, ПТАБ-2,5 — противотанковая авиационная бомба калибра 2,5 кг и т. п. При несовпадении фактической массы бомбы с номинальным значением (калибром) более чем на 10—15% в обозначении кроме калибра указывается и фактическая масса бомбы, например: ОФАБ-250-270— осколочно-фугасная авиационная бомба калибра 250 кг с фактической массой 270 кг и т. п. Если имеется несколько разновидностей бомб одного и того же типа и калибра, отличающихся конструктивными и другими особенностями, то эти особенности отмечаются в условном обозначении соответствующими индексами, например: ФАБ-500М-46 —фугасная авиационная бомба модели 1946 г., ФАБ-1500Ш — фугасная а-виационная бомба калибра 1500 кг для штурмового бомбометания и т. п. Характеристическое время — время падения бомбы, сброшенной с горизонтального полета в условиях стандартной атмосферы с высоты 2000 м при воздушной скорости ЛА, равной 144 км/ч, Характеристическое время определяет баллистичес- 19 кое качество бомбы. Чем лучше аэродинамические свойства бомбы, чем меньше ее диаметр и больше масса, тем меньше характеристическое время. Значение характеристического времени в диапазоне от 20,25 до 33,75 с вводится в прицел для определения угла прицеливания. Коэффициент наполнения — отношение массы снаряжения к полной массе бомбы. Величина коэффициента наполнения бомб лежит в пределах от 0,1 до 0,7. Наибольшим коэффициентом наполнения обладают противолодочные и фугасные бомбы, наименьшим — бронебойные и осколочные. Эффективность поражающего действия бомб оценивается частными и обобщенными характеристиками. Частные характеристики поражающего действия определяют отдельные боевые свойства бомб, например радиус зоны поражения фугасным действием взрыва, толщину пробиваемой брони, число очагов пожара, температуру и продолжительность горения зажигательного состава и т. п. Обобщенные характеристики определяют уязвимость объектов бомбометания от совокупного действия всех поражающих факторов, которыми обладает данная бомба. В качестве обобщенных характеристик поражающего действия бомб служат: величина среднего числа попаданий, необходимого для поражения объекта, и величина, площади приведенной зоны поражения— площади, при попадании в которую объект поражается с вероятностью, равной единице. Первая характеристика используется в том случае, если поражение объекта возможно только при прямом попадании, а вторая —если поражение объекта возможно как при прямом попадании, так и при разрыве бомб за его пределами. Численные значения обобщенных характеристик зависят от типа и калибра авиационной бомбы, свойств и рассматриваемой степени поражения объекта, условий бомбометания (высота, скорость) и других факторов. Эффективность действия бомб специального и вспомогательного назначения оценивается только частными характеристиками. Например, эффективность светящих авиационных бомб характеризуется силой света и продолжительностью освещения местности, эффективность ориентирно-сигнальных авиационных бомб — максимальной дальностью, на которой различимы дымовые или огневые ориентиры с ЛА, летящего на заданной высоте, и т. п. Диапазон условий боевого применения включает в себя данные о допустимых значениях высоты, скорости бомбометания и продолжительности полета. Ограничения по максимальным значениям высоты и скорости определяются требованиями устойчивости бомб на траектории (допустимым техническим рассеиванием) и прочностью корпуса, а по минимальным — требованиями безопасности собственно ЛА. Безопасность бомбометания с горизонтального полета обеспечивается ограни- 20 чением минимальной высоты бомбометания. Минимальная безопасная высота бомбометания одиночным ЛА определяется из условия, чтобы ни один и.,! осколков сброшенных бомб, снаряженных взрывателями мгновенного действия, не попал в собственный ЛА. Величина этой высоты зависит от типа и калибра бомбы и воздушной скорости полета ЛА. С увеличением скорости полета она уменьшается. При одновременном сбрасывании бомб группой ЛА минимальная безопасная высота увеличивается с увеличением глубины боевого порядка. Ограничения на продолжительность полета при наружной подвеске авиационных бомб вызваны кинетическим нагревом бомб. Допустимая продолжительность полета уменьшается с уменьшением высоты и с увеличением скорости полета. А 2.2. УСТРОЙСТВО ТИПОВОЙ БОМБЫ И НАЗНАЧЕНИЕ ЕЕ ЧАСТЕЙ Типовая авиационная бомба (рис. 2.1) состоит из корпуса 12, снаряжения 6, подвесной системы — ушков 5, 7, - стабилизатора // и баллистического кольца 2. При окончательном снаряжении в нее устанавливаются взрыватели 1 и 10. 1 tl Рис. 2.1. Устройство типовой авиационной бомбы: /, 10 — взрыватели; 2 — баллистическое кольцо; 3, S — запальные стаканы: 4 — дополнительный детонатор; 5, 7 — подвесные ушки; б — снаряжение; 9 — дополнительный детонатор; // — стабилизатор; 13 — корпус Корпус служит для соединения всех частей бомбы и размещения снаряжения. Он обеспечивает герметичность снаряжения, поражающее действие осколочных и осколочно-фугасных авиационных бомб, а также способность бронебойных и фугасных авиационных бомб пробивать преграды или проникать в них без нарушения целости снаряжения. Корпус бомбы имеет три характерных части: головную, среднюю и хвостовую. Головная часть профилированная: в форме оживала, полусферы или сочетания двух усеченных конусов. Форма и размеры головной части оказывают существенное влияние на аэродинамические качества и ударное деист- 21 вне бомбы (бомбы, предназначенные для пробивания прочных преград и проникания в них, имеют массивную, прочную головную часть). Средняя часть корпуса типовой авиационной бомбы имеет цилиндрическую форму, хвостовая — коническую. Корпус бомбы изготовляется из листовой стали методом сварки, или в виде цельной конструкции литьем, или ковкой из бесшовных стальных труб. Наружная поверхность корпуса бомбы для предохранения от коррозии окрашивается масляной краской серого цвета, учебные образцы бомб окрашиваются в черный цвет. Внутренняя поверхность корпуса покрывается лаком, который предохраняет ее от коррозии и изолирует снаряжение от корпуса. Состав снаряжения зависит от назначения бомбы. Для снаряжения бомб основного назначения используются бризантные ВВ и зажигательные составы. Бомбы специального и вспомогательного назначения снаряжаются пиротехническими составами (осветительными, дымовыми и др.). Со стороны головной и хвостовой частей к корпусу бомбы привариваются или присоединяются на резьбе один или несколько запальных стаканов 3 и 8 для установки дополнительных детонаторов 9 и взрывателей. Дополнительные детонаторы применяются в бомбах калибра свыше одного килограмма, снаряженных ВВ, и служат для усиления взрывного импульса взрывателя. Они изготовляются в виде прессованных шашек из тетрила и других ВВ. В запальные стаканы некоторых типов бомб специального и вспомогательного назначения устанавливаются вышибные пороховые заряды, предназначенные для выбрасывания основного снаряжения бомб. В запальных стаканах имеется втулка с резьбой для ввертывания взрывателя. Резьбовое отверстие под взрыватель называется очком бомбы. Взрыватели приводят в действие снаряжение бомбы в заданный момент времени. Число взрывателей, устанавливаемых в бомбе, соответствует числу запальных стаканов. Бомбы калибра до 100 кг обычно имеют один запальный стакан и снаряжаются одним взрывателем. Бомбы основного назначения калибра 100 кг и выше имеют два или большее число запальных стаканов. Применение в одной бомбе нескольких взрывателей повышает надежность инициирования взрыва. При хранении и транспортировке бомб в запальные стаканы устанавливаются вкладыши (бумажные гильзы), предохраняющие детонаторы от перемещений, а в очко под взрыватель ввертываются металлические пробки. Подвесная система предназначена для подвески бомб на Л А и состоит из одного илц_ нескольких подвесных ушков, приваренных к цилиндрической части корпуса бомбы. Бомбы малых калибров до 25 кг включительно подвесной системы не имеют. Для их применения служат разовые бомбовые кассеты, бомбовые связки и контейнеры многоразового использования. 22 Ста-билизатЪр обеспечивает устойчивый полет бомбы в воздухе после сбрасывания с ЛА. Бомба является устойчивой, если .во время падения ось ее стремится совпасть с вектором скорости, который в результате действия силы тяжести непрерывно изменяет свое положение в пространстве. Вектор начальной скорости бомбы V0 после сбрасывания с горизонтального полета направлен (рис. 2.2, а) вдоль оси бомбы, а вектор аэродинамической силы R — в противоположную сторону. Из-за действия силы тяжести G вектор скорости бомбы V будет'отклоняться (рис. 2.2,6) от ее оси, создавая угол атаки а. . ~~ Рис. 2.2. Устойчивость авиационных бомб! а — бомба без стабилизатора в момент сбрасывания; б — бомба без стабилизатора через наибольшое время после сбрасывания; в — бомба со стабилизатором При наличии угла атаки бомба располагается несимметрично относительно обтекающего ее воздушного потока. Поэтому аэродинамическая сила R будет отклонена от оси бомбы, составляя с ней некоторый угол. Точка приложения этой силы, называемая центром давления (ЦД), для тел продолговатой формы находится впереди центра масс (ЦМ). Сила R создает опрокидывающий момент М, стремящийся увеличить угол атаки. Под действием этого момента бомба во время падения будет кувыркаться. Кувыркающаяся бомба не позволяет выполнять прицельное бомбометание, так как ее траекторая зависит от большого числа случайных факторов, которые невозможно учесть при прицеливании. 23 Стабилизатор увеличивает сопротивление хвостовой части бомбы, в результате чего (рис. 2.2, в) центр давления смещается в точку, лежащую позади центра масс. При таком положении центра давления аэродинамическая сила создает момент, стремящийся уменьшить угол атаки, т. е. совместить ось бомбы с вектором скорости. В бомбах применяются перистые, перисто-цилиндрические и коробчатые стабилизаторы. Перистый стабилизатор состоит из четырех или большего числа тонких стальных пластин (перьев), закрепленных на хвостовом конусе бомбы. Перисто-цилиндрический стабилизатор состоит из перьев и одного или нескольких цилиндрических колец, соединяющих перья. У коробчатого стабилизатора перья соединяются широкими пластинами, которые образуют коробку. В зависимости от поперечного размера (размаха) стабилизаторы подразделяются на калибер-ные и надкалиберные (размах б'ольше диаметра корпуса бомбы). Для улучшения устойчивости к головным частям некоторых типов бомб (см. рис. 2.1) приваривается баллистическое кольцо 2, которое изменяет условия обтекания бомбы воздушным потоком и повышает ее устойчивость при околозвуковых скоростях. Авиационные бомбы, предназначенные для применения с малых высот, имеют тормозные устройства (ТУ), гасящие скорость бомбы и увеличивающие за счет этого отставание ее от ЛА. Тормозные устройства обеспечивают безопасность ЛА при бомбометании с малых высот с установками взрывателей на мгновенное действие или малое замедление. Бомбы обычной конструкции (без тормозных устройств) при сбрасывании с малых высот в момент встречи с преградой мало отстают от ЛА, и при мгновенном взрыве их осколки могут нанести ему повреждения. По этой причине бомбы без ТУ применяются с малых высот с установками взрывателей на штурмовое замедление (10—30 с). Однако из-за рикошета бомб точность бомбометания при штурмовом замедлении взрывателей оказывается невысокой. За время замедления рикошетирующая бомба отлетает от точки падения на расстояние до нескольких сот метров. Учет при прицеливании дополнительного относа бомбы за счет рикошета не приводит к заметному повышению точности бомбометания, так как величина относа зависит от большого числа случайных факторов. В результате рикошета сильно снижается эффективность осколочного действия бомб. Этот факт объясняется тем, что основная масса осколков бомб, имеющих цилиндрическую форму, разлетается в узком угловом секторе (рис. 2.3) шириной t|jOCK=- 15-i-20°, составляющем с продольной осью бомбы угол, близкий к 90°. При взрыве бомбы в вертикальном положении площадь зоны поражения наземных объектов осколками ограничена кругом радиуса Ra (рис. 2.4), величина которого зависит от ха- 24 '// /// /// /// /// /fy /// S// /V /X/ ///' Рис. 2.3. Сектор разлета осколков Рис. 2.4. Зона поражения осколочным действием (вид сверху) 25 рактеристик осколочности бомбы и уязвимости объекта к действию осколков. После рикошета бомба находится в момент взрыва в горизонтальном или близком к нему положении, поэтому площадь зоны поражения резко уменьшается и становится равной площади сектора разлета осколков \|зоск- Тормозные устройства, уменьшая скорость бомбы, увеличивают не только ее отставание, но и угол встречи бомбы с преградой. В качестве тормозных устройств в бомбах находят применение парашюты, пороховые двигатели, создающие тягу в направлении, противоположном вектору скорости бомбы, и др. Тормозное устройство парашютного типа монтируется в металлическом контейнере, который крепится к хвостовой части бомбы. Внутри контейнера укладывается тормозной парашют и устанавливается механизм для ввода его в действие через 1 — 2 с после сбрасывания бомбы с ЛА. Стропы парашюта обычно связываются с предохранительным устройством, исключающим мгновенное срабатывание взрывателя в случае отказа тормозной системы. В «зависимости от конструкции ТУ бомб подразделяются на встроенные и приставные. Встроенные ТУ монтируются в бомбах при их изготовлении. Приставные ТУ крепятся к хвостовой части бомбы при подготовке к применению. А 2.3. БОМБЫ ОСНОВНОГО НАЗНАЧЕНИЯ Фугасные авиационные бомбы (ФАБ) предназначены для разрушения и уничтожения разнообразных целей, их калибр — от 50 до 10000 кг, наиболее распространенные калибры 250 и 500 кг. Коэффициент наполнения большинства ФАБ лежит в пределах 0,4—0,55. Несколько меньшим коэффициентом (0,3—0,35) обладают толстостенные ФАБ, называемые за рубежом полубронебойными бомбами. Фугасные бомбы комплектуются контактными взрывателями с установкой на мгновенное действие при применении на открытой местности или с установкой на соответствующее замедление при применении по объектам, защищенным укрытиями. Основными поражающими факторами ФАБ являются продукты взрыва, ударная волна и кинетическая энергия бомбы. Обладая прочным корпусом и большим запасом кинетической энергии, ФАБ способны пробивать преграды или проникать в них на достаточно большую глубину. Кроме того, ФАБ могут поражать некоторые объекты осколочным действием. Частными характеристиками поражающего действия ФАБ являются: радиус зоны' поражения объекта фугасным действием, объем воронки при взрыве в грунте, глубина проникания в грунт или толщина бетонного перекрытия, пробиваемого бомбой. Фугасные бомбы могут применяться для минирования. 26 В этом случае они комплектуются специальными взрывателями- длительного действия с замедлением от получаса до нескольких суток. Различают ФАБ обычной конструкции, толстостенные, штурмовые и объемно-детонирующие. Фугасные бомбы обычной конструкции по принципу устройства не отличаются от типовой авиационной бомбы (см. рис. 2.1). "Толстостенные ФАБ обладают повышенной прочностью, которая достигается увеличением толщины корпуса и использованием для изготовления его высококачественных легированных сталей. Корпус' толстостенных ФАБ цельнолитой, с массивной головной частью без очка под взрыватель. Толстостенные бомбы предназначаются для поражения таких объектов, как железобетонные укрытия, бетонированные ВПП аэродромов, бетонные и стальные мосты, фортификационные сооружения и т. п. Штурмовые ФАБ имеют встроенные тормозные устройства и служат для бомбометания с горизонтального полета с малых высот с установкой взрывателя на мгновенное действие. Штурмовые бомбы, предназначенные для разрушения бетонированных объектов, кроме тормозных устройств снабжаются ракетными ускорителями. К числу таких бомб относится, например, французская авиационная бомба «Дюрандаль». Общая масса бомбы равна 195 кг, масса боевой части 15 кг. Бомба сбрасывается с высоты 50—500 м при скорости полета 6т 550 до 1100 км/ч. После сбрасывания торможение бомбы обеспечивается двумя парашютами, которые раскрываются последовательно один за другим. После уменьшения скорости падения до 50 м/с ось бомбы составляет с горизонтом угол около 20°, что снижает возможность рикошетирования. На заданной высоте по команде от программного механизма автоматически включается ракетный ускоритель, сообщающий бомбе скорость около 200 м/с. По данным иностранной печати, бомба «Дюрандаль» может пробить бетонированную ВПП толщиной до 0,7 м и взорваться на глубине 1—2 м, разрушив при этом бетонное покрытие на площади размером до 200 м2. В объемно-детонирующих авиационных бомбах (ОДАБ) в качестве основного заряда применяются высококалорийные жидкие топлива [9]. При встрече с преградой взрывом небольшого заряда из обычного бризантного ВВ разрушается корпус бомбы и распыляется жидкое топливо, которое, переходя в парообразное состояние, образует в воздухе аэрозольное облако. Как только облако достигает определенных размеров, оно подрывается либо выстреливаемыми из донной части бомбы специальными гранатами, либо другим способом. Бомбы объемного взрыва по сравнению с обычными ФАБ одинакового с ними калибра обладают большим радиусом поражения фугасным действием взрыва. Это объясняется тем, что жидкие топлива по калорийности превосходят наиболее мощные бризантные ВВ и обладают способностью к рациональ- 27 ному распределению энергии в пространстве. Энергия взрыва ФАБ выделяется в объеме заряда ВВ, где создается излишне большое давление (15000—20000 МПа), которое быстро падает при расширении продуктов взрыва и образовании воздушной ударной волны. Выделение энергии при действии ОДАБ происходит в объеме аэрозольного облака, размеры которого во много раз превышают размеры бомбы. Давление продуктов взрыва внутри облака около 3 МПа является достаточным для поражения объектов, уязвимых от действия ударной волны. Осколочным и ударным действием ОДАБ не обладают. Аэрозольное облако в период формирования «затекает» в окопы, укрытия и т. д., усиливая таким образом поражающую способность ОДАБ. Бомбы объемного взрыва, испытывавшиеся авиацией США в войне во Вьетнаме, по данным печати [9], имели массу 45 кг, содержали 33 кг жидкого топлива (окиси этилена) и формировали облако диаметром 15 м, высотой 2,5 м, при взрыве которого создавалось давление 2,9 МПа. Осколочно-фугасные авиационные бомбы (ОФАБ) предназначаются для поражения ЛА на открытых стоянках, артиллерийских орудий, ракетных установок, транспортных средств, живой силы и других объектов. Коэффициент наполнения ОФАБ лежит в пределах 0,3—0,35; наиболее распространенные калибры 100 и 250 кг. Основными поражающими факторами ОФАБ являются продукты взрыва, ударная волна и осколки корпуса. Осколочное действие ОФАБ сильно зависит от угла встречи с преградой. Эффективное применение ОФАБ обычной конструкции с малых высот возможно лишь при установке в них ТУ, увеличивающих величину угла встречи и обеспечивающих, кроме того, безопасность бомбометания. Для комплектации ОФАБ при применении их с больших и средних высот используются контактные взрыватели мгновенного действия и неконтактные: радио- и оптические взрыватели. При неконтактном подрыве ОФАБ на высоте 5—10 м достигается более высокая эффективность осколочного действия по сравнению с контактным, особенно при бомбометании по целям, находящимся в укрытиях открытого типа. ОФАБ имеют встроенные в конструкцию тормозные и взры-вательные устройства. При отказах встроенного ТУ взрыватель-ное устройство в зависимости от конструкции либо отказывает в действии, либо подрывает бомбу со штурмовым замедлением. Корпуса современных ОФАБ обладают организованным дроблением на осколки заданной массы, которое обеспечивается продольными и поперечными канавками на внутренней поверхности корпуса. Осколочные авиационные бомбы (ОАБ) предназначаются для поражения живой силы, небронированной и легкобронированной боевой техники. Находят применение ОАБ обычной конструкции (цилиндрическая форма, жесткий стабилизатор) и 28 специальной конструкции (сферическая форма, организованное дробление, складывающийся стабилизатор и т. д.). Калибр осколочных бомб лежит в пределах от 0,5 до 100 кг. Основным поражающим фактором ОАБ являются осколки корпуса бомбы. Для комплектации осколочных бомб используются головные контактные взрыватели мгновенного действия. Бомбы обычной конструкции имеют массивный литой корпус из чугуна или низкосортной стали. Коэффициент наполнения их лежит в пределах 0,1—0,2. Для снижения интенсивности дробления корпуса они снаряжаются ВВ пониженной мощности— сплавом тротила с динитронафталином. При применении в них чистого тротила или других более мощных ВВ значительная часть металла корпуса дробится на очень мелкие осколки, поражающее действие которых невелико. Начальная скорость осколков достигает 800—1000 м/с. Осколочные бомбы с организованным дроблением корпуса имеют высокий коэффициент наполнения (0,45—0,5) и снаряжаются мощными ВВ, сообщающими осколкам начальную скорость около 2000 м/с. Для обеспечения организованного дробления используются различные способы: насечки (канавки) на корпусе, кумулятивные канавки на поверхности заряда и др. Корпуса некоторых бомб в целях организованного дробления составляются из тонкостенного цилиндра (основания), на который надеваются стальные кольца с продольными канавками или полностью сжатая пружина из стального прутка. Известны ОАБ с готовыми осколками. К их числу относится шариковая ОАБ, в которой, в качестве осколков используются стальные шарики. Ее корпус изготовляется в виде двух полусфер из легкого сплава, армированного стальными шариками. Внутри корпуса размещаются разрывной заряд и контактный взрыватель мгновенного действия. Приливы на наружной поверхности полусфер сообщают бомбе при падении в воздухе вращательное движение, которое обеспечивает срабатывание центробежного предохранительного механизма взрывателя и увеличивает рассеивание бомб. По данным зарубежной печати, шариковая ОАБ, применявшаяся авиацией США в войне во Вьетнаме, имела массу 400 г, содержала 320 шариков массой по 0,67 г и диаметром 5,5 мм. Площадь приведенной зоны поражения шариковой бомбы сферической формы не зависит от угла встречи с преградой. Одинаковые с ними по массе ОАБ цилиндрической формы при малых углах встречи с преградой обладают меньшей площадью поражения, но при углах встречи более 60° цилиндрические ОАБ более эффективны, чем сферические. ОАБ калибра до 10 кг сбрасываются с ЛА в разовых бомбовых кассетах (РБК) или из специальных контейнеров многоразового применения, калибра 25'—100 кг — в разовых бомбовых связках (РБС) по несколько штук. Для сбрасывания '. 29 бомб калибра 50—100 кг применяются однозамковые или многозамковые держатели. Разовые бомбовые кассеты (рис. 2.5) представляют собой тонкостенные авиационные бомбы, предназначенные для снаряжения мелкими осколочными, противотанковыми, зажигательными бомбами или авиационными противопехотными и противотанковыми минами. Кассеты имеют габариты ФАБ калибра, 100—500 кг и обозначаются шифром, в котором отмечаются сокращенное название кассеты, калибр ее и тип снаряжения (например, РБК-250АО-1). Различные типы РБК отличаются друг от друга способом разбрасывания мелких бомб. В головной части кассеты имеется стакан, в который вкладывается вышибной заряд из черного пороха и ввертывается дистанционный взрыватель. При сбрасывании РБК запускается в действие дистанционный взрыватель, который срабатывает через установленное время на траектории кассеты в воздухе и воспламеняет вышибной заряд. Давлением пороховых газов кассета разделяется на две части, бомбы выталкиваются из нее и падают самостоятельно. Точки разрыва бомб за счет их аэродинамического рассеивания распределяются на некоторой площади, называемой площадью накрытия. В зависимости от угла, который составляла при выталкивании бомб ось кассеты с линией горизонта, площадь накрытия ограничивается либо кругом, если угол равен 90°, либо эллипсом, если он меньше 90°. Размеры площади накрытия зависят от скорости кассеты и высоты раскрытия. Для увеличения площади накрытия РБК могут иметь специальные устройства для выброса бомб с определенными начальной скоростью и временным интервалом. Разовыми бомбовыми связками называются устройства, объединяющие в одну подвеску несколько авиационных бомб калибра 25—100 кг. В зависимости от конструкции РБС отделение бомб от связки может производиться либо в момент ее сброса, либо на траектории падения в воздухе. РБС позволяют рационально использовать грузоподъемность ЛА. Противотанковые авиационные бомбы (ПТАБ) предназначаются для поражения танков и других бронированных объектов боевой техники. Калибр ПТАБ лежит в пределах от 0,5 до 10 кг. Заряд 2 (рис. 2.6) противотанковых бомб имеет кумулятивную выемку, закрытую тонкой металлической оболочкой (облицовкой) 3. Основным поражающим фактором ПТАБ является кумулятивная струя, которая образуется в результате обжатия облицовки. Кумулятивная струя имеет диаметр 1— З.мм и обладает скоростью 12—15 км/с. В месте соударения струи с броней возникает давление до 105 МПа. Материал брони выжимается -струей в стороны подобно жидкости при внедрении в нее какого-либо тела, в результате чего в броне образуется пробоина. Находящиеся за броней уязвимые агрегаты цели поражаются пробивным, зажигательным и инициирую- 30 л Рис. 2.5. Разовая бомбовая кассета оэ щим действием остатков струи и осколков брони. Осколками корпуса ПТАБ поражаются живая сила и легкоуязвимая техника. Максимальное бронепробивное действие ПТАБ достигается при условии, что в момент взрыва заряд бомбы находится на определенном расстоянии от брони, называемом фокусным. Взрыв кумулятивного заряда ПТАБ на фокусном расстоянии обеспечивается соответствующими размерами головки / бомбы. Рис. 2.6. Противотанковая авиационная бомба: / — головка; 2 — разрывной заряд; 3 — облицовка , Для комплектации ПТАБ применяются головные и донные контактные взрыватели мгновенного действия. Инициирующий импульс от головного взрывателя передается донному детонатору через канал, который проходит вдоль оси кумулятивного заряда. Время действия головных взрывателей меньше, чем донных, благодаря чему при их применении обеспечивается взрыв заряда на фокусном расстоянии, т. е. раньше чем произойдет рикошет бомбы или разрушится ее головная часть. Противотанковые бомбы сбрасываются в РБК или из контейнеров многоразового применения. Авиационные мины противопехотные и противотанковые устроены так же, как мелкие бомбы. Мины снаряжаются взрывателями, взводящимися после падения на грунт и срабатывающими при нажиме. Мины отличаются от обычных бомб конфигурацией корпуса и конструкцией стабилизатора, способствующих их рассеиванию. Разбрасывание авиационных мин на местности производится с помощью РБК или подвешиваемых на ЛА специальных контейнеров. Авиационные мины из-за беспорядочного их распределения могут накладывать ограничение на передвижение своих войск, поэтому они обычно имеют самоликвидаторы, подрывающие их через определенное время. . Противотанковые мины со взрывателями нажимного действия взрываются при наезде на них гусеницы танка, перерубая ее и повреждая подвеску. Более эфф-ективными, но более сложными и дорогими являются противотанковые мины с кумулятивным зарядом и неконтактным магнитным взрывателем, срабатывающим от магнитного поля танка. Мина такого типа мб- 32 жет не только повредить гусеницу, но и разрушить донную броню танка. Зажигательные авиационные бомбы (ЗАБ) предназначаются для создания пожаров и для непосредственного поражения огнем живой силы и боевой техники. Калибр большинства ЗАБ лежит в пределах от 1,5 до 500 кг. ЗАБ калибра 1,5—2,5 кг снаряжаются термитными составами, основой которых служит термит (смесь окислов железа с алюминием). При горении термита образуются шлаки с температурой 2500—3000°С. Для изготовления корпусов термитных бомб 'часто используется горючий металл электрон (сплав алюминия с магнием), который сгорает вместе с термитом. Мелкие ЗАБ сбрасываются с ЛА в разовых бомбовых кассетах. \ ^ и>- Рис. 2.7. Зажигательная авиационная бомба: / — огнесмесь; 2 — фосфорный патрон; 3 — патрон с разрывным зарядом ЗАБ калибра 100—500 кг снаряжаются органическими горючими веществами (бензин, керосин, толуол), загущенными до желеобразного состояния. В качестве загустителей применяются алюминиевые соли высокомолекулярных кислот, искусственные каучуки и т. п. В отличие от жидкого горючего загущенная огнесмесь 1 (рис. 2.7) дробится взрывом на крупные куски, которые разбрасываются на большие расстояния и горят с температурой 1000—1200°С в течение нескольких минут. Огнесмесь хорошо прилипает к различным поверхностям и трудно удаляется с них. Горение огнесмеси происходит за счет кислорода воздуха, поэтому в радиусе действия ЗАБ образуется значительное количество окиси углерода, оказывающей отравляющее действие. Для повышения температуры горения 'огнесме-си до 2000—2500°С в нее добавляют порошки горючих металлов. Кроме огнесмеси в состав снаряжения бомбы входят два патрона: один с фосфором 2, другой с разрывным зарядом 3. В головное очко бомбы ввертывается контактный взрыватель мгновенного действия. При срабатывании взрывателя детони- 3-43 . 33 рует разрывной заряд, взрывом которого разрушается корпус бомбы, дробятся, перемешиваются и разбрасываются фосфор и огнесмесь. Фосфор на воздухе самовоспламеняется и поджигает куски огнесмеси. Для снаряжения вязкими огнесмесями применяются также специальные тонкостенные контейнеры, называемые зажигательными баками (ЗБ). Зажигательные баки отличаются от ЗАБ тем, что они предназначаются только для наружной подвески на ЛА. При равном с фугасными бомбами калибре баки имеют большие геометрические размеры, но меньшую массу. Разновидностью ЗАБ являются фугасно-зажигательные авиационные бомбы (ФЗАБ), предназначенные для поражения огнем и фугасным действием различных сооружений (складов горючего, боеприпасов, нефтехранилищ и т. п.). ФЗАБ имеют прочный корпус, снаряжаются порошкообразным пиротехническим составом и термитными патронами. Пиротехнические составы, применяемые для снаряжения ФЗАБ, обладают способностью взрываться, образуя при взрыве огненную сферу. Термитные патроны воспламеняются и разбрасываются продуктами взрыва и создают отдельные очаги пожара. А 2.4. ВЗРЫВАТЕЛИ АВИАЦИОННЫХ БОМБ Взрывателями называются устройства, предназначенные для приведения в действие снаряжения бомб в заданный момент времени. Большинство известных взрывателей представляют собой самостоятельные (автономные) конструкции, не связанные с конструкцией бомбы. Присоединение их к бомбам производится либо при сборке бомб, либо в процессе подготовки к боевому вылету. В некоторых бомбах находят применение взрыватели, состоящие из отдельных узлов, встроенных в конструкцию бомбы. Такие взрыватели принято называть взрыва-тельными устройствами. В зависимости от принципа действия взрыватели подразделяются на контактные, дистанционные и неконтактные. Контактными называются взрыватели, срабатывающие при ударе в преграду. В зависимости от устройства механизма, создающего при ударе о преграду взрывной или огневой импульс, контактные взрыватели подразделяются на механические и электрические. В механических взрывателях взрывной • (огневой) импульс создается в результате накола жалом капсюля, в электрических — в результате прохождения тока через электровоспламенитель. Контактные взрыватели применяются во всех типах бомб основного назначения. Основными узлами контактных взрывателей'являются ударный механизм, огневая 'цепь, предохранительные устройства и механизм дальнего взведения (МДВ), 34 Ударный механизм механических взрывателей представляет собой устройство, обеспечивающее накол жалом капсюля под действием сил, возникающих при ударе в преграду. Во взрывателях применяются три типа ударных механизмов: реакционные, инерционные и реакционно-инерционные. Ударные механизмы реакционного действия реагируют на силы реакции преграды и могут применяться только в головных взрывателях, устанавливаемых в головное очко бомб. Действие инерционных ударных механизмов основано на использовании сил инерции, возникающих при торможении бомб в момент удара и в процессе проникания в преграды. В зависимости от диапазона углов встречи с преградой, при которых происходит надежное срабатывание инерционных ударных механизмов, они подразделяются на механизмы осевого действия, бокобойные и всюдубойные. Бокобойные инерционные механизмы надежно срабатывают при углах встречи с преградой от 0 до 90°, а всюдубойные— при любых углах встречи с преградой. Типовой всюдубойный механизм состоит из двух инерционных ударников 1 и 2 (рис. 2.8) конической формы. С одним из ударников связано жало 3, с другим — капсюль 4. Сила инерции, направленная вдоль оси механизма, вызывает перемещение одного из ударников. При боковом направлении силы в движение приходят оба ударника, которые, скользя по опорным коническим поверхностям внутренней полости взрывателя, сближаются друг с другом. Ударные механизмы реакционно-инерционного действия состоят из двух ударников: реакционного и инерционного. Они применяются только в головных, взрывателях и отличаются от реакционных механизмов повышенной надежностью действия. Ударные механизмы электрических взрывателей представляют собой либо контактные устройства, замыкающие электрическую цепь, содержащую источник тока и электровоспламенитель, либо устройства, приводящие в действие в момент удара о преграду импульсные "генераторы тока или пьезогенера-т.оры. Импульсный генератор тока (рис. 2.9) состоит из индукционной катушки, постоянного магнита и ударника. Катушка подключается к электровоспламенителю (ЭВ). При встрече с преградой ударник перемещает магнит, и в катушке наводится импульс э. д. с., который приводит к срабатыванию ЭВ. 2* 35 Рис. 2.8. Схема всю- дубойного ударного механизма: /, 2— инерционные ударники; 3— жало; 4— капсюль Пьезоэлектрический генератор (рис. 2.10) состоит из пьезо-элемента (ПЭ), двух электродов (Э) и ударника (ударник, закрепленный в корпусе взрывателя, на схеме не показан). Пье-зоэлементом является пластинка из материала, обладающего 3В Рис. 2.9. Схема электрического взрывателя -с импульсным генератором тока От ударника^ Рис. 2.10. Схема пьезоэлектрического взрывателя пьезоэлектрическими свойствами (кварц, турмалин, титанат бария и др.). Электроды плотно прижимаются к двум противоположным граням пьезоэлемента. К ним подключается искровой электродетонатор (ЭД), способный срабатывать от статических электрических зарядов. При встрече с преградой ударник под воздействием сил реакции сжимает пьезоэлемент, в результате чего на гранях пьезоэлемента возникают электрические заряды противоположного знака. Разность потенциалов между электродами пьезогенератора вызывает искровой разряд (срабатывание) искрового ЭД. Электрические взрыватели с импульсным генератором тока и пьезогенератором отличаются от других типов взрывателей мгновенностью действия. Огневая цепь взрывателя представляет собой совокупность элементов воспламенения и детонирования (капсюли, передаточные заряды, пороховые усилители, пиротехнические замедлители и т. п.), служащих для передачи взрывного или огневого импульса от ударного механизма детонатору взрывателя с определенной временной задержкой (замедлением). В зави- 36 симости от времени срабатывания после встречи с преградой контактные взрыватели подразделяются: на взрыватели мгновенного действия — время срабатывания не более 0,001 с; на взрыватели замедленного действия — время срабатывания от долей секунды до нескольких минут; на взрыватели длительного действия — время срабатывания от десятков минут до нескольких суток. Взрыватели замедленного действия могут иметь несколько установок замедления: малое замедление (сотые доли секунды), большое замедление (десятые доли секунды) и штурмовое замедление (от нескольких секунд до десятков минут). Огневая цепь взрывателей мгновенного действия замедлителей не содержит. Взрыватели с установкой на малое или большое замедление используются при бомбометании по объектам, находящимся в укрытиях или поражаемым созданием воронок. Взрыватели со штурмовым замедлением обеспечивают безопасность ЛА при применении обычных бомб (без ТУ) с малых высот. Взрыватели длительного действия применяются в фугасных бомбах при минировании объектов противника. В качестве замедлителей с временем замедления до десятков минут служат малогазовые составы, передающие луч огня за соответствующий отрезок времени. Огневые цепи взрывателей многоцелевого назначения имеют замедлительные устройства, позволяющие изменять время передачи луча огня (замедление) в процессе эксплуатации. Предохранительные устройства обеспечивают безопасность взрывателя на всех стадиях эксплуатации и при боевом применении. Конструктивно предохранительные устройства обычно являются-составными частями ударных механизмов и огневых цепей. Они не допускают срабатывания ударных механизмов и, разрывая огневую цепь, исключают прохождение взрывного'импульса (луча огня) к детонатору. Срабатывание взрывателя становится возможным только после снятия всех предохранителей. Процесс снятия предохранителей, называемый взведением взрывателя, начинается с момента отделения бомбы от ЛА и заканчивается по истечении определенного времени, называемого временем дальнего взведения взрывателя. Величина времени дальнего взведения определяет расстояние (дальность взведения), на которое удаляется ЛА от сброшенной им бомбы к моменту снятия всех предохранителей. Дальность взведения должна быть такова, чтобы взрыв бомбы при случайном срабатывании взрывателя после взведения был безопасным для ЛА. Время дальнего взведения является одной из важнейших характеристик взрывате-ей. Оно, с одной стороны, определяет безопасность боевого применения бомб, а с другой — ограничивает минимальную допустимую высоту бомбометания. 37 Минимальной допустимой высотой бомбометания называется высота, с которой бомба падает до цели за время, равное времени дальнего взведения взрывателя. При сбрасывании с меньших высот взрыватель не успевает взвестись к моменту встречи с преградой и отказывает в действии. Без учета силы сопротивления воздуха минимальная допустимая высота бомбометания: //OT-=itf-l.«5&-, (2.1) где ^д.в —время дальнего взведения, с. Взведение взрывателей выполняют устройства, называемые механизмами дальнего взведения (МДВ). Простейший МДВ состоит из ветрянки, жестко связанной с винтом, ввернутым в ударник взрывателя и удерживающим его от перемещения к капсюлю. После отрыва бомбы от ЛА ветрянка под действием набегающего воздушного потока свинчивается вместе с винтом и освобождает ударник. При бомбометании на больших скоростях полета ветряночные механизмы не обеспечивают дальнего взведения, так как свинчивание ветрянки воздушным потоком происходит за доли секунды. Отделяющиеся при этом от взры-. вателя ветрянки представляют опасность для собственного ЛА. Взрыватели с ветряночными механизмами разрешается применять только с приставными механизмами дальнего взведения, которые освобождают ветрянки по истечении определенного времени. Ветряночные механизмы продолжают использоваться в механизмах взведения центробежного типа, которые применяются во взрывателях мелких авиационных бомб, сбрасываемых в РБК. Во взрывателях применяются встроенные в их конструкцию МДВ, состоящие из трех основных устройств: пускового, за-медлительного и исполнительного. Пусковое устройство приводит в действие замедлительное, которое отрабатывает время дальнего взведения, после чего исполнительное устройство переводит детали взрывателя в боевое положение—снимает предохранители. Во взрывателях авиационных бомб наибольшее применение получили МДВ пиротехнического и часового типов. Время взведения пиротехнических МДВ определяется временем сгорания пиротехнического состава, а часовых — временем работы часового механизма. В зависимости от типа пускового устройства МДВ взрыватели подразделяются на взрыватели с механическими пусковыми устройствами (МПУ) и взрыватели с электрическими пусковыми устройствами (ЭПУ). Взрыватели с МПУ применяются с ЛА, оборудованных механической системой управления взрывателями, которая включает замок «Взрыв—Невзрыв» и пруток, связывающий замок с МПУ взрывателя. Механические пусковые устройства накладывают ограничения на максимальную допустимую скорость ЛА при полете на маршруте и во время бомбометания. При подвеске бомб на наружные держа- 38 тели МПУ способны при больших скоростях полета сработать преждевременно под воздействием набегающего на пруток воздушного потока. Взрыватели с ЭПУ применяются с ЛА, оборудованных электрической системой управления взрывателями, которая через специальное контактное устройство бомбардировочной установки связывает бортовой источник тока ЛА с ЭПУ взрывателя. Электрическое пусковое устройство (ЭПУ) состоит из экранированного провода 4 (рис. 2.11), шариковой вилки / и электровоспламенителя (ЭВ). Рис. 2.11. Принципиальная схема ЭПУ; 1 — шариковая вилка; 2 — изолятор; 3 — экран; 4— про- вод Шариковая вилка разделена изолятором 2 на две контактирующие полусферы, к одной из которых припаян провод 4, к др>гой — изолированный от него металлический экран (оплетка) 3. С противоположного конца провод припаян к мостику ЭВ. После подвески бомбы на ЛА шариковая вилка вставляется в гнездо механизма подачи импульсов, (МПИ) бомбардировочной установки. Система управления взрывателями на ЛА позволяет сбрасывать бомбы на взрыв и аварийно на невзрыв. При сбрасывании на взрыв в электровоспламенитель ЭПУ через шариковую вилку подается от МПИ импульс тока, который либо поджигает пиротехнический состав МДВ, либо запускает в действие часовой механизм МДВ. При сбрасывании на невзрыв импульс тока не подается. Взрыватели для бомб, применяемых в кассетах, пусковых устройств не имеют. Кроме предохранителей, связанных с МДВ, взрыватели могут иметь походные предохранители, которые удаляются при подготовке к боевому вылету. Например, контактный взрыватель АВ-139 с пиротехническим МДВ и механическим пусковым устройством имеет всюдубойный механизм, который состоит из двух инерционных ударников 15 (рис. 2.12) и 18, жала 17 и капсюля-воспламенителя 2. Ударный механизм дополнен реакционным ударником, состоящим из штока 3 и грибка 7. Внутренняя полость взрывателя сверху закрыта мембраной 6. Капсюль-воспламенитель установлен в движке 19, занимающем до момента взведения положение, при котором капсюль-воспламенитель 2 .находится в стороне от жала. В этом Положении движок удерживается самим жалом, препятствую- 39 11 Рис. 2.12. Взрыватель АВ-139: / — пружина движка; 2, 14 — капсюли-воспламенители; 3 — шток; 4 — предохранительный винт; 5 — штифт; 6 — мембрана; 7 — грибок; 8 — вышибной заряд; 9 — втулка; 10 — ударник; //, 2- —пружиьы; П — серьга; 13 — колпачок; 15 — инерционный ударник-16 — пружина ударного механизма; Л — жало; /8 — инерционный ударник; 19 — д-ц' жок; 20 — фиксатор; 21, 24 — конусы; 23 — шток 40 щим его движению под действием сжатой пружины 16. Пружина 16 стремится поднять жало и освободить таким образом движок. Однако этому препятствует опущенный вниз шток, который удерживается штифтом 5 механизма дальнего взведения. В штифт вставлен вышибной заряд 8 из ТНРС. Кроме штифта 5 к МДВ относится втулка 9, в кольцевой канал которой запрессован замедлительный состав. Время горения этого состава (10—12 с-) определяет время дальнего взведения взрывателя. Пусковым устройством МДВ служит накольный механизм, состоящий из ударника 10, пружины 11, серьги 12 и капсюля-воспламенителя 14. Под действием сжатой пружины // ударник стремится наколоть капсюль 14. Движению ударника препятствует серьга, лапки которой охватывают шаровую головку ударника. При хранении взрывателя серьга закрывается предохранительным колпачком 13. К корпусу взрывателя на резьбе крепится стакан с замедлительной втулкой и детонаторной шашкой. Во втулке имеются три канала для прохода луча огня от капсюля-воспламенителя 2 к капсюлю-детонатору детонаторной шашки. В центральном канале втулки установлен пиротехнический замедлитель на 0,75 с, в правом боковом канале 'установлен замедлитель на 0,03 с. Другой боковой канал не содержит замедлителей и обеспечивает мгновенное действие взрывателя после удара о преграду. Каналы малого замедления и мгновенного действия перекрыты установочными винтами. В полости взрывателя против штифта МДВ размещается стопорный механизм, исключающий взведение взрывателя при случайном срыве бомбы с ЛА на стоянке, при взлете или посадке. Стопорный механизм состоит из двух конусов 21 и 24, штока 3, пружины 22, фиксатора 20 и предохранительного винта 4. В момент удара бомбы о преграду после срыва ее с ЛА конусы 21 и 24 под действием инерционных сил сближаются, фиксатор 20 заскакивает в выточку конуса 21, не давая возможности конусам вернуться в исходное положение. Сблизившиеся конусы перекрывают полость, в которую выбивается при взведении штифт 5. Стопорный механизм не допускает взведения взрывателя в тех случаях, когда время падения бомбы до преграды меньше времени дальнего взведения. Для исключения преждевременного срабатывания стопорного механизма в него ввинчен предохранительный винт 4, который при окончательной подготовке взрывателя к боевому применению вывинчивается и устанавливается в то же отверстие коротким концом. Взрыватель АВ-139 предназначается для применения в фугасных и осколочно-фугасных авиационных бомбах. После ввертывания взрывателя в бомбу, подвешенную на ЛА, серьга МДВ соединяется с карабином прутка замка «Взрыв—Невзрыв». При сбрасывании бомбы на взрыв пруток остается на ЛА и срывает серьгу МДВ, 41 Накольное устройство приводит в действие капсюль-воспламенитель 14, который поджигает замедлительный состав, запрессованный во втулке 9. После выгорания этого состава срабатывает вышибной заряд 8. Давлением газов штифт выбивается из штока 3 в полость между конусами стопорного механизма. Шток, жало и верхний инерционный ударник под действием пружины 16 поднимаются вверх. Как только жало выйдет из зацепления с движком 19, последний под действием своей пружины устанавливается в боевое положение: капсюлем против жала. Ввернутый в головное очко бомбы взрыватель грабатывает от силы реакции преграды, действующей через грибок на шток и жало, и от силы инерции, действующей на нижний инерционный ударник. В донном снаряжении взрыватель срабатывает под действием сил инерции, которые перемещают шток, верхний инерционный ударник и жало. При боковых ударах бомбы о преграду срабатывание взрывателя происходит в результате сближения инерционных ударников, скользящих своей конической поверхностью по поверхности внутренней полости корпуса взрывателя. Дистанционными называются взрыватели, срабатывающие на траектории бомбы в воздухе через установленное время замедления. Отсчет замедления производят специальные устройства взрывателей — временные (дистанционные) механизмы. В зависимости от принципа действия временного механизма дистанционные взрыватели подразделяются на механические, электрические и пиротехнические. В механических взрывателях отсчет замедления производится часовым механизмом, в электрических — соответствующей электрической схемой, в пиротехнических — пиротехническим составом, сгорающим за определенное время. Дистанционные взрыватели с часовыми механизмами применяются в РБК, РБС и в авиационных бомбах специального и вспомогательного назначения. Часовой механизм через заданное время после сбрасывания бомбы освобождает стреляющее устройство, которое накалывает капсюль. Он состоит из барабана 6 (рис. 2.13, а) с пружиной 5, системы зубчатых колес и регулятора. Один конец пружины жестко закреплен на центральной оси 4, а другой — на барабане. Пружину заводят вращением барабана, который затем стопорится специальной защелкой, препятствующей обратному движению ба'ра-бана. Регулятор часового механизма состоит из ходового колеса 10, баланса 8 с грузиками, волоска 7 и якоря 9. Стреляющее устройство взрывателя включает пружину 3 и стрелу 2 с жалом 1. Стрела с помощью шлицевого соединения сцепляется с центральной осью 4 и при работе часового механизма вращается вместе с ней. Сжатая пружина 3 стремится переместить стрелу с жалом к капсюлю 19. Такому перемещению стрелы препятствует скоба 17, на которую она опирает- 42 Рис. 2.13. Взрыватель ТМ-24: „„ та-ч-ятрля- fi-взоыватель в сборе; /-жало; 2 - стрела; 3 — пружина; 4 — центральная ось; 5 —пружина; а - кинематическая схема взрывателя, б взрьшатель в сор^олесо; /; _1 шарик; /2 - предохранительная вилка; 13 - стержень; Л-6-барабан; 7 - волосок, S - оаланс, » Л р„' '"» „опоо- 77-скоба- ;S - диафрагма; /9 — капсюль; 20 - пусковая чека; « — мат-ре»; -.-^««^^^„^^у^ово^^к^п--?' И-соединительное кольцо; М- корпус взрывателя 4-OJ ся узким концом. Между стрелой и капсюлем установлена диафрагма 18 с фигурной прорезью по форме стрелы. Часовой механизм взрывателя стопорится пусковым стопором 16, препятствующим вращению стрелы. Верхней частью пусковой стопор упирается в тарель 14, с которой жестко связан стержень 13. Стержень 13 входит в головку взрывателя (рис. 2.13,6), в которую вставляются предохранительная вилка 12 и пусковая чека 20. Предохранительная вилка не дает возможности тарели со стержнем подняться вверх. Вилка удаляется после ввертывания взрывателя в бомбу, после чего стержень удерживается от подъема пусковой чекой, которая связывается с карабином троса или прутка замка «Взрыв—Невзрыв». На пути движения стрелы после ее схода со скобы установлен дополнительный предохранительный стопор 15. Верхним концом он упирается в шарик 11, который в свою очередь упирается в колпачок ветрянки 21. При сбрасывании бомбы с ЛА ветрянка освобождается от контровочной вилки, и пусковая чека 20 вытаскивается. Под действием своей пружины пусковой стопор 16 вместе с та-релью и связанным с ней стержнем 13 поднимается вверх, освобождая стрелу. Стрела начинает вращаться, скользя по скобе 17. За время движения стрелы по скобе ветрянка свинчивается и отделяется от взрывателя. Шарик освобождает предохранительный стопор, который под действием пружины поднимается вверх, давая возможность стреле продолжать движение после схода ее со скобы. Через 5—6 с стрела под действием пружины 3 соскакивает со скобы на диафрагму и при дальнейшем движении скользит по ней. Взрыватель срабатывает в момент совпадения стрелы с фигурной прорезью диафрагмы. Под действием сжатой пружины стрела проскакивает в прорезь диафрагмы, и жало накалывает капсюль. Время действия взрывателя может изменяться от 6 до 60 с. Установка времени действия производится перед ввертыванием взрывателя в бомбу поворотом установочного колпака 22 с часовым механизмом относительно соединительного кольца 23, жестко связанного с корпусом взрывателя 24, в котором укреплена диафрагма. При повороте часового механизма изменяется угол между стрелой и прорезью диафрагмы. Чем больший угол будет составлять стрела с прорезью, тем дольше не сработает взрыватель. Для установки взрывателя на заданное время на установочном колпаке нанесена шкала времени, а на соединительном кольце — установочная риска. Взрыватель выпускается и хранится с установкой на предохранитель (индекс «П»). При такой установке скоба перекрывает часть фигурной прорези диафрагмы, и стрела не может проскочить в прорезь. Предохранительный стопор 15 и шарик 11 исключают срабатывание взрывателя, если бомба застрянет в бомбовом cm 44 '" секе ЛА, так как в этом случае ветрянка не успеет свернуться и предохранительный стопор не изменит своего положения. Использование взрывателя с приставным механизмом дальнего взведения МДВ-4 обеспечивает свинчивание ветрянки после срабатывания МДВ. Различают взрыватели ТМ-24 двух вариантов: ТМ-24А и ТМ-24Б. Взрыватели с индексом «А» создают взрывной импульс, а взрыватели с индексом «Б» — огневой импульс. Неконтактными называются взрыватели, срабатывающие под воздействием энергии, излучаемой целью или отражаемой |А ч VHU "S m / _ ^ L/_/U_ V-/3B Рис. 2.14. Функциональная схема РВ от грунта, воды и других преград. Специфическим узлом некон- . тактных взрывателей (НВ), реагирующих на отраженную энергию, является приемопередающее устройство, которое производит облучение цели и прием отраженной энергии. По величине отраженной энергии определяется момент срабатывания — высота над преградой или расстояние до цели. В том случае, когда для работы НВ используется энергия, излучаемая самой целью, взрыватель имеет только приемное устройство. В зависимости от вида энергии, используемой для определения момента срабатывания, НВ подразделяются на электростатические, магнитные, радиолокационные, оптические, акустические и другие [16]. Из радиолокационных взрывателей (РВ) в авиационных бомбах применяются автодинные доплеровские РВ, отличающиеся простотой устройства и малыми габаритами (рис. 2.14). Генератор высокой частоты (ГВЧ) генерирует синусоидальные электрические колебания с постоянными амплитудой и частотой. Эти колебания подводятся к антенне А и излучаются в окружающее пространство. Во взрывателях обычно применяются кольцевые антенны, обладающие диаграммой направленности, мало отличающейся от диаграммы направленности симметричного диполя. В любой плоскости, проходящей через продольную ось бомбы, диаграмма направленности РВ (рис. 2.15) имеет два лепестка, близких по очертанию к окружности. Радиоволны отражаются от преграды и, пройдя обратный путь, наводят в антенне РВ высокочастотную ЭДС — отраженный сигнал. Отраженные колебания отличаются от излучаемых амплитудой и частотой. Из-за рассеяния радиоволн они обла- 45 дают значительно меньшей амплитудой, величина которой зависит от высоты. Частота отраженных колебаний превышает частоту излучаемых на величину F, пропорциональную скорос- Рис. 2.15. Схема сближения авиабомбы с преградой ти падения авиабомбы. Величина F, на которую изменяется частота, называется частотой Доплера: F=(2vc/).)sinec, (2.2) где г>с, 6С —скорость и угол встречи бомбы с преградой; А, — длина излучаемых радиоволн. Частота Доплера во много раз меньше частоты излучаемых колебаний. Ее величина лежит в диапазоне звуковых частот. Из формулы (2.2) следует, например, что при ис = 250 м/с, ес = = 90° и Х=1 м частота f = 500 Гц, в то время как длине волны Я='1 м соответствует частота передатчика, равная 300 МГц. В ГВЧ происходит сложение высокочастотных колебаний генератора с отраженными колебаниями, в результате чего возникают биения — колебания, модулированные по амплитуде. Огибающая результирующих колебаний изменяется по синусоидальному закону с частотой Доплера. В автодинной схеме ГВЧ промежуток сетка—катод генераторной лампы играет роль детектора, выделяя огибающую амплитудно-моду-лированных колебаний, которая является рабочим сигналом РВ. По мере сближения бомбы с преградой амплитуда рабочего сигнала, изменяющегося с частотой Доплера, непрерывно увеличивается. Рабочий сигнал (см. рис. 2.14) проходит усилитель низких частот (УНЧ) и после усиления подводится к пороговому устройству (ПУ). На заданной высоте, когда амплитуда сигнала достигает определенного значения, ПУ замыкает цепь разряда запального конденсатора через электровоспламенитель 46 (ЭВ) предохранительно-исполнительного механизма (ПИМ), и взрыватель срабатывает. ПИМ содержит огневую цепь, предохранительные устройства и механизм дальнего взведения, которые по конструкции и принципу действия не отличаются от соответствующих узлов контактных взрывателей. Принципиальная схема оптического неконтактного взрывателя (ОНВ) включает передатчик и приемник лучистой энергии, УНЧ, ПУ и ПИМ [16]. Основными элементами передатчика являются: объектив 1 (рис. 2.16), источник лучистой энергии и модулирующий диск 3. Источником лучистой энергии служит лампа накаливания 2, установленная в фокальной плоскости объектива, Основная доля энергии, излучаемой лампой, приходится на диапазон видимых и инфракрасных лучей. Энергия лампы фокусируется объективом в узкий световой пучок, который направляется к преграде, освещая на ней некоторую площадь S0. От этой площади происходит диффузное отражение лучистого потока. Модулирующий диск представляет собой четырехлопаст-ную звездочку, которая при падении бомбы приводится во вращение ветрянкой. Диск устанавливается между лампой и объективом, поэтому излучаемая лампой энергия будет попадать в объектив только тогда, когда между ними будет находиться один из вырезов диска. Вращающийся диск преобразует непрерывное излучение лампы в прерывистое (импульсное) излучение объектива. Частота излучения импульсов зависит от скорости вращения диска. Модуляция лучистого потока применяется для того, чтобы приемник оптического неконтактного взрывателя мог отделить отраженный поток передатчика от постоянного по интенсивности потока солнечных лучей, отраженных от земли. Вместо механического способа модуляции лучистого потока может использоваться электрический. Основными элементами приемника являются объектив 4, фоторезистор /?ф и преобразующая электрическая схема. Фоторезистор устанавливается в фокальной плоскости объектива 4, 47 Рис. 2.16. Схема оптического неконтактного взрывателя: / — объектив; 2 — лампа накаливания; 3 — модулирующий диск; 4 — объектив приемника одинакового с объективом передатчика. Ширина поля зрения приемника близка к ширине пучка, в который сфокусирован лучистый поток объективом передатчика. Преобразующая схема приемника включает, источник постоянного тока Е, фоторезистор ^ф и нагрузочный резистор R, который через разделительный конденсатор связан с входом УНЧ. Когда фоторезистор не подвержен действию отраженного лучистого потока, в схеме приемника течет постоянный ток, создающий на резисторе R постоянное падение напряжения, не передаваемое конденсатором С на вход УНЧ. При сближении с преградой часть освещенной площади (на рис. 2.16 отмечена двойной штриховкой) будет находиться в поле зрения приемника. Лучистый поток, отражаемый от этой площади, фокусируется объективом на светочувствительной поверхности фоторезистО'ра. Под воздействием изменяющегося потока происходит периодическое изменение сопротивления фоторезистора, что приводит к периодическому изменению тока и падению напряжения на нагрузке R. Переменная составляющая этого напряжения передается через разделительный конденсатор С на вход УНЧ и служит для взрывателя рабочим сигналом. С уменьшением высоты Н относительная величина лучистого потока, попадающего с освещенной площади в приемник, увеличивается, достигая на высоте Я0 единицы, и далее уменьшается. В соответствии с этим изменяется и амплитуда рабочего сигнала, которая сначала растет с уменьшением высоты, достигает на высоте Я0 максимального значения и далее падает. Пороговое устройство взрывателя настраивается на срабатывание от преград, обладающих наименьшим коэффициентом отражения лучистого потока на высоте Я0. При увеличении коэффициента отражения взрыватель будет срабатывать на высотах больше Я0. ГЛАВА 3 АВИАЦИОННЫЕ РАКЕТЫ А 3.1. КЛАССИФИКАЦИЯ И ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТ Боевой ракетой называется средство поражения, которое доставляется к цели за счет использования силы тяги своего реактивного двигателя. Авиационной ракетой называют боевую ракету, пуск которой производится с ЛА, совершающего полет. По назначению авиационные ракеты делят на два класса: «воздух — воздух» и «воздух — поверхность». В обозначении этих классов вначале указывается место старта ракеты, а затем— место расположения цели. Следовательно, ракеты класса «воздух — воздух» предназначены для поражения воздушных целей, а назначение ракет класса «воздух — поверхность» состоит в поражении наземных и морских целей. Авиационные ракеты подразделяют также на неуправляемые (НАР) и управляемые (АУР). Полет НАР после окончания работы ее двигателя происходит под действием сил тяжести и сопротивления воздуха. Эти силы всегда действуют в определенных направлениях (сила тяжести направлена к центру Земли, а направление силы сопротивления воздуха противоположно скорости ракеты). Следовательно, с их помощью нельзя целенаправленно изменить траекторию полета ракеты после ее пуска. При наведении АУР используются устройства, которые определяют, отвечает ли направление полета ракеты после пуска условию попадания ее в цель. Эти устройства составляют систему управления ракеты. Если направление полета ракеты не обеспечивает ее попадания в цель, то с помощью специальных устройств ракета создает управляющую силу, направленную перпендикулярно вектору скорости. Под действием управляющей силы направление полета ракеты изменяется таким образом, чтобы обеспечивалась высокая точность ее попадания в цель. Ракеты классифицируют по типу боевой части. Обычная боевая часть обеспечивает поражение цели за счет энергии ВВ, которым она снаряжена. Большинство авиационных ракет имеют обычные боевые части. Например, НУР «Зуни» (США) может быть оснащена боевыми частями специального назначения: зажигательной или осветительной; АУР класса «воздух — воздух» AIM—26А «Фалкон» (США) несет ядерную боевую часть. На ракетах могут устанавливаться ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), ракетный двигатель жидкого топли- 49 еа (ЖРД) или воздушно-реактивный двигатель (ВРД). В соответствии с типом двигателя различают ракеты с РДТТ, ЖРД или ВРД. Одним из признаков классификации ракет является максимальная дальность стрельбы. АУР класса «воздух — воздух» делят на ракеты малой, средней и большой дальности стрельбы. К АУР малой дальности относят ракеты типа «Сайдвин-дер» (США), «Файерстрик» (Великобритания), «Мажик» (Франция), «Шафрир» (Израиль). Максимальные дальности стрельбы этими ракетами составляют 5—20 км на больших высотах и 3—10 км на малых высотах. Ракеты типа «Спарроу» (США), «Скайфлеш» (Великобритания), «Супер Матра» (Франция), пуск которых возможен с максимальных дальностей 22—50 км, относят к АУР средней дальности стрельбы. АУР типа «Феникс» (США), максимальная дальность пуска которой превышает 100 км, является представителем АУР класса «воздух — воздух» большой дальности. Авиационные ракеты класса «воздух—поверхность» принято делить на ракеты общего назначения, которые могут поражать наземные цели различных типов, противорадиолокационные и противотанковые ракеты. Основными характеристиками ракеты, которые в значительной мере определяют ее конструкцию и особенности боевого применения, являются: назначение, габариты и стартовая масса, тип и масса боевой части, тип двигателя, тип системы управления, диапазон дальностей пуска, диапазон значений высоты и скорости полета ДА при пуске ракеты, характеристики точности наведения ракеты на целъ. А 3.2. НЕУПРАВЛЯЕМЫЕ РАКЕТЫ Неуправляемые авиационные ракеты используются для поражения целей и решения других боевых задач. НАР лмеет сравнительно простое устройство (рис. 3.1). В головной части ракеты размещены взрыватель / и боевая часть 2. С боевой \\ <г I Рис. 3.1. Схема устройства неуправляемой авиационной ракеты: / — взрыватель; 2 — боевая часть; 3 — ракетный двигатель; 4 — стабилизатор 50 частью соединяется ракетный двигатель 3, в хвостовой части ракеты находится стабилизатор 4. На корпусе имеются узлы подвески ракеты на пусковое устройство. Максимальный диаметр цилиндрической части ракеты называют ее калибром (современные зарубежные НАР имеют калибр 67—370 мм). Взрыватель НАР предназначен для срабатывания ее боевой части в заданный момент времени. В зависимости от характера боевой задачи, для решения которой используются НАР, они могут снаряжаться боевыми частями различных типов. Так, в США для НАР «Зуни» разработаны осколочная, фугасная, зажигательная и осветительная боевые части, а для НАР «Джини» — ядерная боевая часть. Поражение бронированных целей обеспечивают боевые части кумулятивного действия. В боевой части НАР ADR-8A (США) используются дипольные отражатели, создающие пассивные помехи радиолокационным станциям. Разработаны для НАР также боевые части^со стреловидными убойными элементами, поражающими живую силу и незащищенную технику. Рис. 3.2. График изменения скорости полета авиационной ракеты Ракетный двигатель начинает работать при пуске НАР. Под действием силы тяги, развиваемой двигателем, скорость полета ракеты возрастает. После окончания работы двигателя ракета летит по инерции, причем скорость ее полета уменьшается в результате действия силы сопротивления воздуха (рис. 3.2). Участок траектории полета ракеты с работающим двигателем называется активным участком. В начале активного участка скорость ракеты v равна скороти ин полета ЛА. Максимального значения иа скорость ракеты достигает в конце активного участка. Разность ид = оа — VH, равная скорости, приобретаемой ракетой за время работы двигателя, называется допол-.нительной скоростью ракеты. Современные зарубежные НАР имеют ид»600-ь900 м/с. Стабилизатор НАР, как и стабилизатор авиационной бомбы, предназначен для того, чтобы продольная ось ракеты в про- 51- цессе полета была направлена по вектору скорости ракеты. Стабилизатор НАР большого калибра состоит из четырех пластин, жестко закрепленных на корпусе двигателя в двух взаимно перпендикулярных плоскостях. Примером могут служить американские НАР «Зуни» и «Джини». В НАР малого калибра, таких, как SNEB (Франция), стабилизатор имеет 8 перьев, укрепленных на корпусе ракеты шарнирно. До пуска ракеты перья стабилизатора укладываются вдоль сопла двигателя. Диаметр сложенных перьев не превышает калибра ракеты. После пуска под действием- пружин и набегающего воздушного потока перья стабилизатора раскрываются, и он начинает работать в соответствии со своим назначением. Иногда стабилизация полета НАР обеспечивается в результате быстрого вращения ракеты вокруг продольной оси. НАР просты по устройству, однако обладают невысокой по сравнению с АУР точностью стрельбы. Достаточная вероятность поражения цели достигается при пуске по ней нескольких неуправляемых ракет. Это требует размещения на ЛА сравнительно большого количества НАР. Так, на F-4 «Фантом» английских ВВС может быть размещено в специальных подвесных контейнерах до 162 ракет калибра 68 мм или до 54 ракет калибра 100 мм. На F-104 западногерманских ВВС подвешивается до .76 НАР калибра 70 мм. Некоторые тактико-технические характеристики зарубежных НАР приведены в табл. 3.1. Таблица 3.1 Тактико-технические характеристики зарубежных НАР ТТя як Ка- Дли- Мас- "д, Md Ло-НО СТЬ Наименование ЛИвр, мм на, м са, кг м/с стрельбы, км FFAR (США) 70 1,2 8,2 700 „ «Зуни» (США) 127 2,5 48 900 1 «Джини» (США) 370 2,4 450 900 _ SNEB (Франция) 68 0,9 4-5 600—800 __ Thomson-Brandt (Франция) 100 2,4 38 760 — А 3.3. УПРАВЛЯЕМЫЕ РАКЕТЫ Авиационные управляемые ракеты являются одним из основных средств, применяемых авиацией для поражения наземных и воздушных целей [5]. В головной части корпуса АУР установлены аппаратура системы управления 1 (рис. 3.3) и источники питания 2, далее §2 расположены боевая часть 3, взрыватель 4 и двигатель 5 ракеты. На корпусе двигателя укреплены четыре консоли крыла 8. В хвостовой части ракеты размещены рули 6 и рулевые приводы 7, которые обеспечивают отклонение рулей на необходимые углы. 1 Рис. 3.3. Схема устройства авиационной управляемой ракеты: /— аппаратура системы управления; 2— источник питания; 3— боевая часть; 4 — взрыватель; 5 — двигатель; 6 — рули; 7 — •> рулевые приводы; 8 — консоли крыла Боевая часть, взрыватель и двигатель АУР выполняют те же функции, что и у неуправляемых ракет. Источники питания обеспечивают энергией аппаратуру системы управления и рулевые приводы после пуска ракеты. Аппаратура системы управления, рулевые приводы и система создания управляющей силы осуществляют такое управление полетом ракеты, которое обеспечивает попадание ракеты в цель. Процесс управления полетом ракеты состоит в следующем. Пусть в некоторый момент времени t0 ракета находится в точке РО (рис. 3.4). Чтобы попасть в неподвижную цель Ц, ракета должна двигаться по направлению РоЦ, а вектор скорости ракеты должен совпадать с этим направлением. В действительности вектор скорости ракеты v имеет направление РоА. Следовательно, действительное направление движения ракеты РоА отличается от требуемого направления Р0Ц на уьол ЦРоА. Чтобы направить ракету в цель, нужно на этот угол изменить направление вектора v. Для поворота вектора скорости v ракеты необходимо создать управляющую силу Y0, перпендикулярную вектору и. Эта сила вызовет в направлении своего действия нормальное ускорение /норм = Y/m (m — масса ракеты), и вектор v будет поворачиваться в сторону действия силы У о с угловой скоростью (о = /норм/У, где v — величина скорости ракеты. 53 В результате движения ракеты с изменяющимся по направлению вектором скорости она к моменту времени t\ окажется в точке Р\. В этой точке требуемым направлением движения, которое приводит к попаданию в цель, является направление Р\Ц, а действительным направлением движения, с которым совпадает вектор и, является прямая Р\В. Следовательно, и здесь нужно создавать управляющую силу Y\. Наконец, Рис. 3.4. Принцип управления полетом ракеты при наведении ее на неподвижную наземную цель когда ракета придет в точку Р2, вектор v совпадет с требуемым направлением Р^Ц. Следовательно, если в точке Р2 обеспечить Kz = 0, то вращение вектора и прекратится, и ракета, двигаясь по прямой Ру.Ц, попадет в цель. Таким образом, для управления полетом ракеты необходимо знать требуемое и реальное направление ее полета и иметь возможность создавать управляющую силу -соответствующих направления и величины в том случае, если реальное направление полета ракеты не совпадает с требуемым. Эти задачи решают система управления и система создания управляющей силы АУР. Для управления полетом АУР используется, как правило, аэродинамическая управляющая сила. Она создается аэродинамическими поверхностями ракеты — крылом, рулями, корпусом, когда они находятся в воздушном потоке под углами атаки, не равными нулю. Углом атаки ракеты называется угол между продольной осью ее корпуса и вектором скорости v. Углом атаки руля или консоли крыла называется угол между плоскостью этой аэродинамической поверхности и вектором v. АУР чаще всего имеют четыре консоли крыла и четыре руля-, установленные попарно в двух взаимно перпендикулярных плос- 54 костях. Такая конструкция позволяет путем поворота ракеты вокруг центра массы на углы атаки в этих плоскостях создать аэродинамическую управляющую силу любого направления в плоскости, перпендикулярной вектору v. Действительно, если ракета имеет угол атаки в вертикальной плоскости ав^0, то консоли 1 и 7 (рис. 3.5) крыла, рули 3 и 5 и корпус ракеты Рис. 3.5. Создание аэродинамической управляющей силы крестокры- лой ракетой: /, 2, 7,8 — консоли крыла; 3, 4, 5, 6 — рули создают . управляющую силу Ув. Если одновременно ракета имеет угол атаки в горизонтальной плоскости аг^=0, то консоли крыла 2 и 8, рули 4 и 6 и корпус ракеты создают управляющую силу Уг. Суммарная управляющая сила ракеты У равна сумме векторов Ув и Уг. Изменение величины и направления углов ав и аг будет изменять величину и направление сил Ув и Уг, при этом можно получить силу Y= YB -f Yr любого необходимого направления в плоскости, перпендикулярной вектору v. В АУР используют несколько аэродинамических схем, ко-. торые принято различать по взаимному расположению крыла и рулей.на корпусе ракеты: нормальная схема — рули 2 (рис. 3.6, а) расположены по-" зади крыла /; обратная схема, или «утка», — рули 2 (рис. 3.6,6) расположены впереди крыла 1; элевонна'я схемка —рули 2 (рис. 3.6, в), называемые элевонами, установлены на задних кромках консолей крыла /, а спереди расположен дестабилизатор 3; схема с поворотным крылом — подвижные аэродинамические поверхности 4 (рис. 3.6, г) создают основную часть уп- 55 равляющей силы и называются поворотным крылом, а в хвостовой части ракеты установлены неподвижные аэродинамические поверхности 5, называемые стабилизатором. ъ < / / \ъ / и &I и / Ч< < <щ \\ . * ,_v \ 7^3 '\>^Г^ <^L \Ч . \Г X < /7f / I Y\ Рис. 3.6. Аэродинамические схемы ракет: . а —нормальная схема; б —схема «утка»; в — элевонная схе« ма; г — схема с поворотным крылом; / — крыло; 2 — рули; 3 — дестабилизатор; 4 — поворотное крыло; 5 — стабилизатор Работа системы создания аэродинамической управляющей силы ракеты нормальной схемы заключается в следующем. Пусть в исходном состоянии ракета летит -с углом атаки а=0 и углом отклонения руля 6 = 0 (рис. 3.7). В некоторый момент времени в соответствии с управляющим сигналом рулевые приводы отклонили пару рулей на угол 6>0. В результате эта пара рулей оказывается в воздушном потоке под уг-лом^атаки ар = б, и на них возникает управляющая сила рулей Ур. 66 Относительно центра массы ракеты сила У-_прило_жена на расстоянии /р и создает управляющий моментМупр = Yflp. Под действием Мупр ракета начинает вращаться вокруг центра массы, при этом появляется угол атаки,ракеты а^=0. В результате создаются управляющая сила УКР пары консолей крыла, расположенных в горизонтальной плоскости, и управляющая сила Уф корпуса. С ростом угла атаки а силы Укр и Уф увеличиваются, а сила Ур уменьшается, так как ар=б — а (рис. 3.7). дХ s>o ,'Y, кр Pt Рис 3.7. Процесс создания аэродинамической управляющей силы ракетой нормальной схемы Силы. Укр и Уф создают моменты Мкр =-V~P_ и МФ = ^Ф.относительно центра массы ракеты. Моменты Мупр и Мф действуют в сторону поворота ракеты_по ходу часовой стрелки вокруг центра массы, а момент Мкр действует в противоположном направлении. Вращение ракеты вокруг_центра массы прекратится, когда действие суммы моментов Мупр + МФ уравновесится_действием момента /ИКР. Значение угла атаки ос, при котором Мупр+Мф + ...... .. . . . ^ -f- Л1Кр— 0, называется балансировочным значением <х8 угла атаки. Каждому значению б соответствует свое значение <*6. При а —аг суммарная управляющая сила У ракеты приложена в центре массы и определяется выражением ?=гкр + Тф-Тр. (3.1) Если угол б не изменяется, то ракета будет продолжать полет с углом атаки а = а5 , создавая, управляющую силу Y. Когда управляющий сигнал будет снят, рулевые приводы вернут рули в исходное положение 6 = 0 (как показано пунктиром). Рули встанут в воздушном потоке под углом атаки <хр = а5 и создадут управляющую силу Урь Под действием моментов Укр/кр и УР1/р, сумма которых значительно больше момента Уф|/ф, ракета начнет поворачиваться вокруг центра массы в сторону уменьшения угла атаки а. При а = б = 0 ракета придет в исходное положение, в котором Укр= Ур1 = Уф = 0, и вращение ракеты вокруг центра массы прекратится. Следовательно, при 6=0 «5 = 0. ' Подобным образом можно проанализировать работу системы создания аэродинамической управляющей силы ракет, выполненных по другим аэродинамическим схемам. По нормальной схеме выполнены ракеты «Феникс» (США), AS-30 (Франция), «Файрстрик» (Англия). Аэродинамической схемой ракет «Сайдвиндер» (США), «Буллпап» (США) является схема «утка». Элевонная схема использована в ракетах типа «Фалкон» (США). По схеме с поворотным крылом выполнены ракеты «Спарроу» (США), «Шафрир» (Израиль), «Аспид» (Италия). 3.4. БОЕВЫЕ ЧАСТИ И ВЗРЫВАТЕЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА РАКЕТ Боевая часть ракеты предназначена для поражения цели. Неуправляемые авиационные ракеты снаряжаются обычными (фугасные, осколочно-фугасные) или специальными (зажигательные, осветительные, противорадиолокационные) боевыми частями. АУР класса «воздух—воздух» снаряжаются обычными боевыми частями осколочно-фугасного или стержневого типа. Осколочно-фугасная боевая часть представляет собой металлическую оболочку, внутри которой имеется бризантное ВВ. При его взрыве оболочка дробится на осколки, разлетающиеся с большой скоростью. Для получения осколков определенного размера на оболочке делают ряд надрезов, и она разрушается в местах с более тонким сечением. 5§ С Л А В \\\ \\у ,\f ч> 1 -0 1 Л1 ///, /А< I- Рис. 3.8. Зона разлета осколков боевой части ракеты Пространственная область разлета осколков заключена между двумя коническими поверхностями с вершиной в центре боевой части, имеющими общей осью продольную ось ракеты (рис. 3.8). На плоскости, проходящей через продольную ось ракеты, эта область изображается в виде двух узких секторов. Угол наклона этих секторов к продольной оси ракеты определяется конструкцией боевой части и скоростью полета ракеты. Пусть, например, при взрыве боевой части неподвижной ракеты осколки разлетаются со скоростью v0 в области, представленной секторами АОВ и А'ОВ'. Если ракета движется со скоростью v, то скорость разлета осколков VOCK = VO + + v, а область их разлета представляют секторы СОД и СОД'. Поражение цели обеспечивается при выводе из строя жизненно важных ее элементов в .результате попадания осколков в них. В боевой части стержневого типа [10] на внешней цилиндрической поверхности заряда ВВ уложено п стальных стержней длиной 1С каждый, спаянных друг с другом. При взрыве боевой части стержни разлетаются, образуя так называемое непрерывное кольцо с максимальным радиусом # = п/с/2л. Это кольцо, встречаясь с элементами конструкции цели, разрушает их, в результате чего обеспечивается поражение цели. Боевыми частями стержневого типа массой 30—40 кг снаряжаются ракеты типа «Спарроу» (США). Осколочно-фугасные боевые части массой 10—30 кг устанавливаются на ряде модификаций ракеты «Сайдвиндер» (США), в ракетах «Ма-жик» (Франция), «Аспид-1А» (Италия). АУР класса «воздух — поверхность» используются для поражения одиночных малоразмерных наземных целей, таких, как ракетные и артиллерийские установки, танки, бронетранспортеры, командные пункты, самолеты на стоянках, мосты, радиолокационные и радиосвязные станции и т. п. Для поражения этих целей,, имеющих различную уязвимость, в ракетах используются боевые части разных типов. Так, ракеты AGM-65A-«Мейверик» (США) снаряжаются кумулятивной боевой частью массой 59 кг, которая обеспечивает поражение небольших по размерам бронированных или бетонированных прочных целей. Другая модификация этой ракеты (AGM-65E) снаряжается боевой частью двойного действия массой 130 кг. Эта боевая ' 59 часть за счет большой кинетической энергии сначала пробивает бетонное укрытие, а затем взрывается, поражая цель, находящуюся в укрытии, осколочным и фугасным действием. Французская ракета AS-30 имеет осколочно-фугасную боевую часть массой 250 кг. Осколочно-фугасные боевые части устанавливаются также на ракетах типа «Шрайк» AGM-45A (США) и «Мартель» AS-37 (Франция), предназначенных для поражения работающих радиолокационных станций. Масса боевых частей этих ракет соответственно составляет 64 и 150 кг. Американская ракета СРЭМ AGM-69A снаряжается ядерной боевой частью мощностью около 200 кт. Рис. 3.9. Функциональная схема активного неконтактного взрывательного устройства АУР Взрыв боевой части ракеты производится взрывателем. Контактный взрыватель (KB) обеспечивает взрыв боевой части при прямом попадании ракеты в цель или при встрече ракеты с преградой. Для взрыва боевой части при пролете ракеты вблизи цели используется неконтактное взрыватель-ное устройство. Контактные взрывательные устройства авиационных ракет по принципу устройства и работы подобны коЙ-тактным взрывателям бомб. Основным отличием является использование во взрывательных устройствах ракет инерционных механизмов дальнего взведения. Неконтактные взрывательные устройства (НВУ) ракет производят взрыв боевой части в результате приема электромагнитного излучения от цели. НВУ, которые используют излучение радиодиапазона длин волн, называют радиотехническими НВУ. НВУ, принимающие излучение в инфракрасном или видимом диапазоне длин волн, называют оптическими. НВУ, которые используют излучение, генерируемое целью, называются пассивными. Так, некоторые типы ракет класса «воздух — воздух» снаряжаются пассивными НВУ, принимающими инфракрасное излучение от сопел реактивных двигателей ЛА. Активными называют НВУ (рис. 3.9), которые излучают энергию в пространство и принимают отраженный от цели сиг- 60 нал. Источник питания обеспечивает электрической энергией все элементы НВУ. НВУ может иметь автономный источник питания (ИП) или получать электроэнергию от бортовой сети ракеты. Передающее устройство (ПРД) преобразует электроэнергию в электромагнитные колебания и излучает их в определенном направлении. Рис. 3.10. Диаграмма направленности неконтактного взрывательного устройства АУР Приемное устройство (ПРМ) принимает отраженные от цели электромагнитные волны и преобразует их в электрический сигнал. С уменьшением расстояния между ракетой и целью возрастает мощность электромагнитных колебаний на входе приемного устройства и увеличивается напряжение ?/р электрического сигнала на его выходе. После усилителя этот сигнал поступает на вход предохранительно-исполнительного механизма (ПИМ), который обеспечивает безопасность взрывательного устройства при хранении, транспортировке и в процессе эксплуатации до пуска ракеты. ПИМ взводится после пуска ракеты на безопасном расстоянии от ЛА. Когда сигнал Up равен или превышает заданное пороговое значение Un, ПИМ инициирует взрыв боевой части ракеты. При большом промахе ракеты у цели, когда на всей траектории полета ракеты Upta заряд снаружи и изнутри прогорит на одинаковую глубину Д. 3-42 65 Радиусы r-i и г„1 внутренней и наружной поверхностей заряда, а также значение 5( площади поверхности горения в момент времени t\ определяются выражениями: r.i -= г„ + Д; гн1 = г„ — Д; $! = 2nL (rBl + rBl) - 2тг? (г„ + г„) = 50. (3.3) (3.4) Этот пример показывает, что выбором формы заряда и бронировкой некоторых его поверхностей можно обеспечить постоянство площади поверхности горения заряда в процессе работы РДТТ. / Рис. 3.14. Виды топливных зарядов РДТТ: „-J трубчатый одношашечный заряд; б — звездообразный , заряд; / — бронировка Процесс работы РДТТ можно рассмотреть в соответствии с законом сохранения вещества. Масса -газов тг, образующихся в одну секунду с поверхности горения заряда, равна массе топлива тт, сгоревшего за это время. Величина тт равна произведению' объема топлива VT, сгоревшего за одну секунду, на плотность топлива рт. Так как за одну секунду заряд с площадью поверхности горения 5 прогорает- на глубину, равную скорости горения топлива и, то VT = Su, a тг = тт = Sprti. (3.5) 66 Для топлив, используемых в РДТТ, принимают следующую зависимость, скорости горения и от давления р газов в камере сгорания: . а = Мв1. "(3.6) где Ь\ — коэффициент, величина которого зависит от типа топлива и его начальной температуры, п\ — показатель горения. Подставив (3.6) в (3.5), получим wr = SPApnl. (3.7) В результате расчетов по формуле (3.7) при условии, что п\<\, строится график зависимости mr(p) для некоторых постоянных значений S, рт, Ъ\ (рис. 3.15). • • Исследования показывают, что масса газа тс, вытекающего из РДТТ через сопло за одну секунду, пропорциональна р: отс = Ар, (3.8 где Л — коэффициент, зависящий от характеристики топлива и площади критического сечения сопла. На основании (3.8) график зависимости- тс(р) пред^ ставляет собой прямую линию. Графики тт(р) и тс(р) пересекаются при давлении рр. В начальный период горения заряда количество газа в камере сгорания РДТТ невелико (давление газа р меньше, чем рр). Графики mr(p) и тс(р) показывают, что при р<рр с поверхности горения в единицу времени выделяется больше газов, чем их выходит через сопло, т. е. тт>тс. Поэтому количество газа в камере сгорания РДТТ увеличивается, а его давление растет. Режим работы РДТТ, при котором тг>тс, называют .режимом запуска. Когда давление р газа в камере сгорания РДТТ достигает величины рр, наступает равенство mt — mc (при р = рр количество и давление газа в камере сгорания не изменяются). Этот режим работы РДТТ называют расчетным. Нетрудно убедиться, что расчетный режим работы является устойчивым. Действительно, если вследствие каких-то причин окажется, что р>рр> то получим mc>mr, т. е. в единицу времени через сопло будет вытекать газа больше, чем образовываться с поверхности горения. Это приведет к уменьшению количества газа в камере сгорания и снижению его давления до величины рр. После сгорания заряда mr = 0, но тс>0, так как камера сгорания наполнена газом под давлением рр. По мере истече- з* 67 Рис. 3.13. График зависимостей hit (р) и тс (р) ния газа давление его будет падать до давления окружающего воздуха, после чего истечение газа из РДТТ прекратится. Режим работы РДТТ, при котором тг = 0, /пс>0, называют режимом истечения остаточных газов. Режимы запуска и истечения остаточных газов являются кратковременными. Основным и наиболее длительным режимом работы РДТТ является расчетный режим. А . 3.6. РУЛЕВЫЕ ПРИВОДЫ Рулевые приводы отклоняют рули ракеты в соответствии с сигналом от аппаратуры управления. При отклонении рулей АУР на угол 8 они создают аэродинамическую управляющую силу Ур. Точка прило_жения силы Ур всегда находится 'позади оси вращения руля на некотором расстоянии /ш (рис. 3.16). ~Е ifff) % •Рис. 3.16. Схема устройства и работы рулевого привода: / — цилиндр; 2 — поршень; 3, 9 — входные каналы цилиндра; 4 — шток поршня; 5-ось руля; 6 — руль; 7,8 — выходные каналы цилиндра Момент Мш=*Уш силы Ур относительно оси вращения руля, называемый шарнирным моментом, препятствует отклонению руля. С увеличением угла 8 величина шарнирного момента растет, так как при этом увеличивается сила УР. Следовательно, при отклонении руля привод должен преодолевать шарнирный момент, затрачивая на это энергию. В зависимости от вида энергии, которую использует привод для отклонения руля, различают газовые, гидравлические и электрические рулевые приводы. Газовые 'приводы используют для своей работы энергию сжатого воздуха или горячего газа, 68 ' получаемого от специального газогенератора. В гидравлических приводах используется энергия жидкости, находящейся под давлением. Электрические приводы работают от бортовых источников электроэнергии ракеты'. Наибольшее распространение в АУР получили газовые и гидравлические рулевые приводы. В газовых рулевых приводах поворот руля осуществляется в результате работы газового цилиндра. Принцип работы газового и гидравлического цилиндров одинаков [5] и состоит в следующем. Поршень 2 делит цилиндр 1 на две полости: № 1 и 2, в которые по каналам 3 и 9 подается газ. Через каналы 7 и 8 газ выводится из полостей цилиндра. Шток 4 поршня шарнирно связан с осью 5 руля 6. Для того чтобы руль находился в нейтральном положении (6 = 0), подача, газа в полости цилиндра по каналам 3 и 9 и отвод газа из полостей по каналам 8 и 7 организуются таким образом, чтобы давление р\ газа в полости № 1 было равно давлению р2 газа в полости № 2. В результате на поршень будут действовать равные по величине, но противоположно направленные силы piSn и pzSn, где Sn — площадь поршня, на которую давит газ. Поэтому поршень и руль 'будут неподвижны. .Для поворота руля перераспределяют подачу газа в полости цилиндра и отвод газа из них. Такое перераспределение можно, например, обеспечить увеличением площадей поперечных сечений входного канала 9 и выходного канала 7 и уменьшением площадей поперечных сечений входного канала 3 и выходного канала 8. В результате увеличивается количество газа, который поступает в полость № 1 по входному каналу 9, и уменьшается количество газа, который выходит из этой полости через выходной канал 8. С другой стороны, уменьшается количество газа, поступающего в полость № 2 через входной канал 3, и увеличивается количество газа, который выходит из этой -полости по каналу 7. Поэтому количество газа в полости № 1 и его давление р\ возрастут, а количество газа в полости № 2 и его давление р2 уменьшатся. Со стороны полости № 1 н-а поршень будет действовать сила piSn, превышающая силу pzSn, действующую на поршень со стороны полости № 2. Под действием суммарной силы F—-(pi—p^)~Sn давления газа на поршень он начнёт перемещаться. Сила F создает относительно оси вращения руля момент MB = Fln, под действием которого руль поворачивается (текущее положение поршня и- руля в процессе их движения показано пунктиром). При отклонении руля появляется шарнирный момент Мш, препятствующий повороту руля и увеличивающийся с ростом угла б. Когда угол 6 достигнет значения, при котором наступит равенство противоположно направленных моментов Мш = = МВ, вращение руля прекратится, и он остановится в этом отклоненном положении. Чтобы вернуть руль в нейтральное по- 69 ложение, восстанавливают прежние значения площадей поперечных сечений входных и выходных каналов цилиндра. В результате этого действия давления газа в полрстях цилиндра вы-равниваются (p\=pz), сила F и момент Мв становятся равными нулю, под действием шарнирного момента руль поворачивается к нейтральному положению, перемещая поршень. В газовом рулевом приводе изменение площадей входных и выходных каналов, вызывающее перераспределение подачи газа в полости цилиндра, осуществляется в результате работы специальных устройств типа «сопло-заслонка» или «струйная трубка» [5]. Эти же распределительные устройства могут использоваться и в гидравлических рулевых приводах. Кроме того, в гидроприводах применяется также золотниковое распределительное устройство. В указанных распределительных устройствах изменение площадей поперечных сечений каналов цилиндра осуществляется механическим перемещением заслонки, струйной трубки или золотника. Для такого перемещения используются магнитоэлектрические агрегаты, на вход которых поступает электрический сигнал от аппаратуры управления ракеты, предварительно усиленный по мощности. Усилитель мощности, магнитоэлектрический агрегат, распределительное устройство вместе с цилиндром составляют газовый или гидравлический рулевой привод. Г Л А В А 4 СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ АВИАЦИОННЫХ РАКЕТ А 4.1. НАЗНАЧЕНИЕ И ТИПЫ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ Система управления полетом ракеты предназначена для наведения ракеты на цель. Управлять полетом ракеты — это значит определенным образом влиять на ее поступательное движение, т. е. организовывать полет ракеты. Поступательное движение ракеты характеризуется вектором скорости v. Следовательно, влиять на поступательное движение ракеты можно, изменяя вектор v. Пусть начало системы координат PXgYgZg (рис. 4.1) закреплено в центре массы ракеты, направления осей PXg, PYg, PZg. выбраны перед полетом и в течение полета не изменяются. Тогда вектор v можно определить тремя величинами: v — модулем, 6 — углом наклона к плоскости XgPZg, ф— углом между проекцией вектора на плоскость XgPZe и осью PXg. Ч Рис, 4.1. Система координат Очевидно, вектор v имеет три степени свободы, следовательно, под управлением нужно понимать возможность целенаправленно изменять о-, б, ф. Иначе говоря, управление полетом ракеты заключается в осуществлении такого полета, когда v, 8, ф изменяются по заранее принятым законам. Полагая, что во время движения ракеты скорость является функцией времени, можно записать: '(*)-= МО; ч,(,) = -)тдо; ^(*)=MO- (4.1) (4.2): 71 .В равенствах (4.1), (4.2) 6Т (t), 9- (t), VT (t) определяют требуемые законы изменения углов и величины скорости, т. е. требуемое движение ракеты; 6 (t), y(t), v (t) — характеристики реального движения ракеты. В характере функций вт(^). 9т(О' ^-(О выражается цель .управления. Если заданы все функции 6Т(/'), 0, в котором осбл — скорость сближения ракеты с целью. Как видно, строго определять закон изменения скорости нужно не всегда. Поэтому требование, выраженное равенством (4.2), считается дополнительным. Основные требования, определяющие характер управляемого полета, выражаются равенствами (4.1). При точном выполнении требований, предъявляемых к полету, каждой паре функций Эт(0> фт(0 соответствуют вполне определенные законы изменения других параметров, определяющих положение или движение ракеты. Покажем это на примере. Для, простоты будем рассматривать движение ракеты и цели в одной плоскости (рис. 4.2). При этом требуемое движение определится одной функцией. Пусть это будет функция 6Т(0- 72 Воздушная цель летит со скоростью УЦ = const прямолинейно и равномерно, скорость ракеты v = const. Для попадания в цель ракету Р нужно направить' в упрежденную точку О. Это означает, что ет.(г)=6т = const • (4.3) Условием встречи ракеты с целью является равенство г»д^/81п(ет-вт)=^/81п(Ш0-ет + вц), (4.4) которое получено из треугольника РЦО по теореме синусов. Из (4.4) следует: ' ei = eT-arcsln[-^sin(eT-eu)]. (4.5) Очевидно, при г*ц = const, г> = const, Оц = const, O.r = const условию (4.3) будет соответствовать условие гт = const. (4.6) Физически это означает, что прямая, соединяющая ракету с целью, не вращается, т. е. . <»- = 0, ' (4.7) s где сот —угловая скорость вращения прямой РЦ. Таким образом, полет в упрежденную точку можно организовать, выполняя условие (4.3). Однако вместо (4.3) для решения той же задачи можно воспользоваться условием (4.6)" или условием (4.7). Из примера следует, что управлять полетом ракеты можно путем изменения по соответствующим законам не только непосредственно углов От(?), срт(?), но и других параметров, характеризующих положение или движение ракеты. Поэтому в общем случае вместо равенств (4.1) можно записать: /i(-)=/xi(-); /-(-)=/-2<*).' (4.8) где fi(t), fz(t)—параметры, используемые вместо углов 6(/), ср(/) или сами углы 6(?), /тг(0> определяющих характер управляемого полета, и контроль за выполнением равенств (4.8) возлагаются на систему управления. При выборе параметров f\(t), /2(0 и функций /Tl (/•), /Т2(/) руководствуются следующими соображениями: 1) при точном выполнении требований, предъявляемых к полету, ракета должна попасть в цель или в заданный район цели; . "•_.'-' 73 2) при точном выполнении требований, предъявляемых к полету, ракета, двигаясь к цели, не должна подвергаться недопустимым перегрузкам; - - 3) система управления, обеспечивающая полет ракеты в соответствии с заданными требованиями, должна быть простой. В соответствии с первым пунктом в функции f7\(t), )>2(0 необходимо вводить параметры, Определяющие положение и движение цели. Второй пункт приводит к желанию спрямлять траекторию ракеты. Если заранее известно положение или движение цели, то функции f-n(t), /-2(0- могут быть рассчитаны предварительно по критериям, связанным с перегрузкой ракеты на траектории полета, временем полета, простотой аппаратуры и другими характеристиками. В этом случае функции f-ri(t), /-2(0 задаются с помощью программных устройств (кулачки, функциональные потенциометры, магнитные ленты, БЦВМ). Информация о требуемом движении вводится в систему управления один раз до пуска ракеты и в течение полета не изменяется. Системы 'управления, которые информацию о требуемом движении получают на старте и во время полета ракеты не имеют связи с целью, называются автономными. Когда положение цели и ее поведение заранее неизвестны, то функции /ri(0 и fTz(t) формируются в процессе наведения с помощью следящих устройств, определяющих текущее положение цели и характеристики ее движения. При формировании fr\(t), frz(t) в этом случае могут использоваться счетно-решающие устройства и вычислительные машины. Устройства, формирующие fti(t), fr2(t), могут располагаться как на ракете, так и на пункте управления, расположенном вне ракеты. Системы управления, которые формируют информацию о требуемом движении с помощью устройств, следящих за целью и расположенных на ракете, называются системами самонаведения. Системы управления, в которых информация о требуемом движении формируется с помощью устройств, следящих за целью и расположенных на пункте управления, а затем передается на ракету, называются системами телеуправления. Таким образом, системы управления делятся на автономные системы, системы самонаведения и телеуправления. В основе такого деления систем управления лежат два признака: расположение аппаратуры, задающей требуемое движение .ракеты (функции /ri(0. /т2(0)>и связь этой аппаратуры с целью. В автономных системах управления и системах самонаведения аппаратура, задающая функции fT\(t), fT2(t), находится на ракете. Этим они похожи друг на друга. В системах самонаведения есть связь с целью, тогда как в автономных системах связи с целью нет. В этом их отличие. В системах телеуправления также есть связь с целью. В этом их сходство с системами самонаведения. Однако при телеуправлении функции /Ti(0> ftz(t) 74 формируются на пункте управления, а при самонаведении — на ракете. В этом их принципиальное различие. Для наведения ракет на цель применяются также различные комбинации указанных выше основных типов систем управления. Системы управления таких ракет называются комбинированными. Существуют, например, ракеты, управляемые на начальном участке автономной системой, а на конечном — системой самонаведения. Комбинированные системы, дают возможность повысить дальность стрельбы управляемыми ракетами, точность наведения ракеты на цель и надежность работы системы управления. А 4.2. МЕТОДЫ НАВЕДЕНИЯ И ПАРАМЕТРЫ УПРАВЛЕНИЯ Методом наведения называется организация полета в точном соответствии с принятыми законами изменения параметров, определяющих требуемое движение ракеты к цели. Математическим выражением метода наведения являются равенства (4.8), показывающие, какие параметры- и как должны изменяться при выполнении данного метода наведения. --* Если, например, задача управления состоит в том, чтобы вектор скорости самонаводящейся ракеты все время направлять на цель, то параметром, определяющим требуемое движение (рис. 4.3)'является угол 6(/), Т. е. fi(t)=6(t). Рис. 4.3. Метод погони Принятым законом изменения угла 6(/) будет закон изменения угла е(0, т. е. fn(t)=e(t). Метод наведения выражается равенством в = е, ' (4.9) в котором для простоты записи опущены аргументы t. При точном выполнении равенств (4.8) ракета летит по вполне определенной траектории. Различным функциям f-ь fv соответствуют различные траектории. Исходя из этих соображений, метод наведения можно трактовать как способ задания траектории полета ракеты к цели. Система управления стремится организовать полет ракеты к цели в точном соответствии с заданным методом наведения. Иначе говоря, система управления стремится обеспечить выполнение равенств (4.8), (4.9). Однако практически равенства (4.8), (4.9) не выполняются, и ракета отклоняется от траектории, соответствующей заданному методу наведения. Это про- 75 исходит прежде всего потому, что как ракета, так и система управления обладают инерционностью. Ни ракета, ни система управления не могут мгновенно реагировать на появляющиеся нарушения равенств (4.8), (4.9). Чтобы приблизить реальный полет к заданному, система управления, естественно, должна реагировать на отклонения от заданного метода наведения. За меру отклонения от заданного метода наведения принимаются 'параметры At и .Д2, которые используются для управления полетом ракеты, поэтому называются параметрами управления. Таким образом, параметры Д] и Д2 являются количественной характеристикой откло- . нения реального полета ракеты от заданного. В качестве параметров управления можно принять разности: /*-/! = & /Т2-/2=Д.. (4.10) Однако это не обязательно. За параметры управления можно принять любые функции этих разностей: ^(Al)-=Ai: Ф2(Д2*) = Д2. (4.11) Важно, чтобы при точном выполнении метода наведения эти * •* ' функции были равны нулю, т. е. при Ai = A2 = 0 Aj = Д^ = О и, кроме того, чтобы при изменении знаков разностей Д*, Д^ соответственно изменялись знаки параметров А\, Д2. При выборе функций Ф, (Д*), Ф2 (Д2) исходят главным образом из возможностей измерителей. Функции Ф1 Сд!), Ф2(Д*) нужно выбирать так, чтобы параметры управления формировались путем непосредственного измерения без специальных счетно-решающих устройств. В принципе методов наведения может быть бесчисленное множество, так как теоретически функции fri, /та можно задавать самым различным образом. Однако реальные возможности разработки новых методов ограничиваются требованиями К фуНКЦИЯМ fn, /та- Из методов самонаведения наибольшей известностью пользуются только два: метод прямого наведения и метод параллельного сближения [7]. Если в процессе наведения ось ракеты направить на цель (рис.ч4.4), а в системе координат PXgYgZg направление на цель определить углами е и у, то сущность прямого метода наведения можно выразить равенствами: е = 9; v-=([>. (4.12) Очевидно, /п = е; /т2 = v; /, = 9; /2 = ф. За параметры управления здесь удобно взять углы Д] и Да, равные: • ' - е-8 = Д1; _(v —ф)со8»=-Д-, (4.13), 76 где Ai—угол между направлением на цель и проекцией оси ракеты на плоскость угла г, А2 — угол между осью ракеты и ее проекцией на плоскость угла е. Рис. 4.4. Метод прямого наведения Очевидно, Ф1 (д*) = д*; Ф2 (дj) = — Дг cos ». > (4.14) При таком выборе функций Ф^ (AI), Ф2(^1] параметры управления легко измеряются координатором цели (измерителем), неподвижно установленным на ракете. Суть метода параллельного сближения состоит в организации такого полета ракеты к цели, при котором линия ракета — цель перемещается в пространстве, не изменяя начального направления, т. е. каждое новое положение линии ракета — цель остается параллельным начальному положению. Рассматривая положения ракеты и цели в моменты времени t\, t2, h, t^, t5 в одной плоскости,'можно убедиться, что EJ = г2 = s3 = s4= const (рис. 4.5). Если заданное постоянное значение угла, определяющего положение линии РЦ в различные моменты времени, обозначить во, то сущность метода выразится равенством г = ес, (4.15) в котором е — текущее значение угла, определяющего положение РЦ. Анализируя движение в другой плоскости, можно вместо (4.15) получить .. '." ' . v = v0, (4.16) где v — текущее значение угла, определяющего положение линии ракета — цель в другой плоскости, v0 = const. . 77 Требование параллельности перемещения линии ракета — цель, по существу, равнозначно, требованию равенства нулю «? и v _ kn2jn2. (4.21). Исследования показывают, что метод прямого наведения целесообразно применять по неподвижным и слабоманеврирукн щим целям. По целям, способным сильно маневрировать, следует применять метод параллельного сближения или- метод пропорциональной навигации [7]. Простейшим и наиболее распространенным методом телеуправления является метод совмещения, или метод трех точек [7]. Суть метода состоит в такой .организации наведения ракеты на цель, при которой три точки (пункт управления, ракета, цель) в течение всего полета ракеты к цели находятся на одной прямой (рис,. 4.6). Если положение цели в системе координат fIXnYnZn, .связанной с пунктом управления, определяется углами ец, vu, a положение ракеты в той же системе координат углами е-, vp, то /т! — ?Ш /т2 = ""ш /1 == ЕР' /2 = V и метод совмещения опишется равенствами: e« = ?P; vu = V "(4.22) За параметры управления здесь удобно принять углы, определяющие положение ракеты относительно направления на цель. Эти углы равны: -ц —-р-=Дъ — К — Vp) COS гр = Д2. . (4.23) 79 Принятые в таком виде параметры управления достаточно просто измеряются аппаратурой, установленной на ракете. С целью повышения эффективности управления иногда вместо угловых отклонений берут линейные. При этом параметры управления представляются в таком виде: , Dp (ец — ер) = Дь —Dp (vu — vp) cos sp == Д,; где Dp —дальность от пункта управления. Если в пе'рвом случае Ф](д;)---д;; Ф2-(д2*) =-д>з ер, (4.24) то во втором случае " Ф, (Д;) = ?>рд;; Ф2(Д*)--Д;Орсо8гр. (4.25) Простейшим методом наведения автономно управляемой ракеты является метод стабилизации продольной оси [5]. Если 'положение оси ракеты определяется углами ft и г|з, а программа изменения углов задана в виде Ф„ и •$„, то /i = »; /2 = ф; /-! = »„; /т. = Фп. Очевидно, метод представят равенства: а = »л; = V (4.26) За параметры управления принимаются: »П-& = Д1; фп-^ = Д2. -' (4.27) Другим методом наведения автономно управляемых ракет является метод программного изменения нормального ускорения ракеты [10]. Если /ь /2 — составляющие нормального ускорения в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, а /щ, /2п — их программные значения, то /j =/,, /2 =/2, /Ti =yin> /т2 = -=/2п, и метод представляется равенствами: У1 = /Ы У2=Лп- (4-28) Параметры управления равны: /m-/i = Ai; Лп-У2 = А2. (4.29) Для рассмотренных методов будет справедливо: чцд;)^; Ф2(д;) = д;. , В 'наиболее сложных системах автономного управления задаются программы изменения координат, определяющих положение центра массы ракеты, 80 А 4.3. ФУНКЦИОНАЛЬНАЯ СХЕМА СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ Сигналы, несущие информацию о -параметрах управления, являются главными, HQ не единственными сигналами, влияющими на полет ракеты. На'привод руля (или другого управляющего органа) подается управляющий сигнал, в состав которого кроме сигналов, зависящих от AI и А2, могут входить сигналы от дополнительных измерителей. Дополнительные измерители (скоростные гироскопы, акселерометры и др.) предназначены для улучшения качества процесса наведения и стабилизации свойств ракеты как объекта управления в различных условиях боевого применения. Зависимость величин, определяющих, положение управляющих органов от параметров управления и параметров, измеряемых дополнительными измерителями, принято называть законом управления [7]. Если, "например, ракета управляется рулями высоты и поворота, то упрощенно закон управления можно представить в таком виде: 8в = ?во--л + kBlwal + • • • + kBnwBn; \ 8н = *W-2 + kalWnl + . . . + knnWHn, I (' где бв, 6Н — углы отклонения рулей соответственно высоты и направления; WB\, •••, wsn, ..., WHI, ..., wan—параметры, вводимые для улучшения качества переходных процессов и стабилизации динамических свойств ракеты; kBO, ..., kBn, kM, ..., kHn — коэффициенты пропорциональности. По закону управления можно судить о структуре системы управления, о составе основных и дополнительных измерителей, о всех преобразованиях сигналов, которые производятся в системе управления с целью повышения боевой эффективности управляемой ракеты. В соответствии с аэродинамической схемой ракеты и способом создания управляющей силы система управления имеет один, два, три или больше исполнительных органов. Исполнительным органом может быть, например, аэродинамический руль или элерон, газодинамический руль или поворотное сопло двигателя. Сигнал, который подается на привод исполнительного органа, называется управляющим. Комплекс аппаратуры, формирующей управляющий сигнал для данного исполнительного органа, обычно называют каналом управления. Некоторые элементы системы управления могут быть общими для нескольких каналов. Система с одним, двумя или тремя исполнительными органами соответственно называется одноканальной, двухканальной или тр'ехканальной. В зависимости от назначения каналам присваивают специальные названия. Например, канал, предназначенный для управления движением, ракеты относительно продольной оси, называется каналом крена. 81 Функциональная схема системы управления полетом ракеты (рис. 4.7) при самонаведении, телеуправлении и автоном-.ном управлении общая. В блок формирования параметров управления (БФПУ) поступают сигналы от цели. При телеуправлении этот блок включает как аппаратуру, находящуюся От цепи или программно? го устроцдш. Рис. 4.7. Функциональная схема системы управления на ракете, так и аппаратуру, расположенную на пункте управления. При автономном управлении сигналы в этот блок поступают от программного устройства. Сигналы, несущие информацию о параметрах управления,' поступают в блок формирования управляющего сигнала (БФУС), который часто называют автопилотом. Туда же идут сигналы с дополнительных измерителей (ДИ). В соответствии с заданш/м законом управления здесь производится преобразование сигналов (усиление, дифференцирование, интегрирование, суммирование и др.). Управляющий сигнал действует на привод (ПОУ), который изменяет положение управляющего органа, что в свою очередь приводит к возникновению управляющей силы. Ракета изменяет направление полета, с тем чтобы устранить имеющееся отклонение от заданного метода наведения. Силы инерции не позволяют ей остановиться в тот момент, когда она находится на траектории, соответствующей точному выполнению метода наведения. Ракета пересекает расчетную траекторию и вновь отклоняется от заданного метода наведения. Система управления вновь стремится устранить возникшее рассогласование. В непрерывном отклонении ракеты от траектории, соответствующей принятому методу наведения, и непрерывном стремлении системы управления устранить имеющееся отклонение и состоит сущность управления. Рассматриваемая схема упрощена. На ней, в частности, не показано, что система может иметь несколько каналов управ- 82 ления. Однако из схемы видно, что принципиальное отличие самонаводящихся, телеуправляемых и автономно управляемых ракет связано только1 с содержанием блока формирования параметров управления. В системах самонаведения формирование параметров управления производится с помощью координаторов цели. Координатором цели называется устройство, измеряющее угловое по-, ложени'е .цели относительно своей оси. Координатор цели является основным элементом при организации метода прямого наведения, метода параллельного сближе'ния и метода пропорциональной навигации. • В системах телеуправления параметр управления, как правило, формируется с помощью локаторов, установленных на командном пункте. При наведении методам трех точек для связи пункта управления с ракетой можно использовать радиолуч локатора, следящего за целью. В других случаях создаются специальные линии-связи. В простейших системах автономного управления параметр управления формируется с помощью гироскопических устройств. В более сложных используются инерциальные, астро-инерциональные, астронавигационные устройства и вычислительные машины. А 4.4. ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА КООРДИНАТОРОВ ЦЕЛИ Координатор цели предназначен для измерения углового положения цели относительно своей оси. Угловое положение цели (рис. 4.8) относительно оси координатора определяется углами Акь Ак2 или Ак, q>K, OXKYKZK — прямоугольная система координат, жестко связанная с координатором, Ц — положение цели. ^\ Л^ I \ х^н I_______________^^ОСЬ 1 / ^-V Uz Рис. 4.8. Угловые координаты цели о^Г 83 Координатор называется декартовым, если измеряются углы Дк1 и АК2. Если же измеряются углы Ак и фк, то координатор называется полярным. Угол Дк называется углом рассогласования. Плоскость угла Ак принято называть плоскостью рассогласования. Угол срк, -определяющий положение плоскости рассогласования, называется углом фазирования. Начало отсчета угла фазирования в координаторе обозначается конструктивно путем соответствующего расположения и настройки его элементов. В декартовом координаторе выходные сигналы формируются в виде постоянных токов или напряжений. Приближенно можно считать, 'что сигналы на выходе координатора пропорциональны углам Ак1 и Ак2, т. е. . ик1 = ?к,Дк], мк2 = /гк,ДК2. (4.31) Выходным сигналом полярного координатора является переменное напряжение частотой со: я-==*«---cos И-->-). (4.32) Амплитуда сигнала пропорциональна углу рассогласования, а начальная фаза определяется углом <рк. Сигналы, содержащие информацию, об углах отклонения цел» от оси координатора, принято называть сигналами рассогласования. Измерение углов Акь А,<2 или ДК) срк становится возможным только в том случае, когда координатор «видит» цель. Чтобы координатор мог «видеть», цель должна обладать каким-либо физическим свойством, отличным от физических свойств окружающего ее фона. Например, для самонаведения используются иные, чем у окружающей среды, свойства целей излучать или отражать электромагнитную энергию. В соответствии с диапазонами волн электромагнитных колебаний координаторы делят на оптические (>,=3,0- КН-г--т-7,5-Ю-2 см) и радиолокационные (A, = 0,8-f-20 см). В оптических координаторах используется эффект излучения или отражения видимых (^=3,0- 10-5Ч-7,5- 10~* см) или инфракрасных (^ = 7,5- 10~54-7,5- 10~2 см) лучей. В соответствии с этим оптические координаторы делят на световые и инфракрасные, или тепловые. Приемник электромагнитных волн является частью координатора и находится на ракете. Передатчик (излучатель), энергия которого используется при измерении координат цели, может находиться на ракете, на цели или в другом месте, находящемся вне цели и вне ракеты. Если передатчик находится вместе с приемником на ракете, то координатор называется активным. Если цель облучается с места, находящегося вне ракеты, то координатор будет полуактивным. Когда излучателем является сама цель, координатор называется пассивным. 84 . Активные, полуактивные и пассивные радиолокационные координаторы цели нашли наиболее широкое распространение. Из оптических наибольшее распространение получили пассивные координаторы. Однако при самонаведении в космическом пространстве, используя солнечные лучи, отражаемые целью, могут успешно применяться -полуактивные световые координаторы. В связи с освоением стабильных квантово-м^ханических генераторов светового и теплового диапазонов волн появилась возможность применения полуактивных и активных оптических координаторов лазерного типа. Важными характеристиками координаторов являются поле зрения, дальность действия, помехозащищенность и точность измерения углов. Полем зрения называется область, в которой координатор уверенно принимает сигналы от цели. Поле зрения координатора представляется круговым конусом, ось кото' рого является осью координатора, и характеризуется углом при вершине конуса. Дальность действия и точность координаторов определяются типом координатора, типом цели и условиями боевого применения систем самонаведения. Помехозащищенность — это способность координатора правильно функционировать при действии помех. Работа координатора в условиях помех является нормальным режимом его работы. Помехи на координатор действуют всегда, поэтому характеристики координатора до-лжны определяться с учетом действия помех. Все координаторы цели независимо от принципа действия и устройства должны решать следующие задачи: принимать сигналы цели; преобразовывать принятые сигналы в электрические; усиливать сигналы, цели; осуществлять автоматическую регулировку усиления; осуществлять модуляцию сигналов цели в соответствии с текущим значением отклонения оси координатора от направления на цель; формировать сигналы рассогласования. Характер устройств,, осуществляющих прием и преобразование сигналов от цели, определяется типом координаторов. В радиолокационных координаторах прием и преобразование производятся антенной системой и .радиолокационным приемником, в оптических — оптической системой и чувствительным элементом. Координаторы систем самонаведения работают в условиях резкого нарастания входного сигнала, происходящего из-за быстрого уменьшения дальности,до цели. Динамический диапазон изменения входных сигналов может достигате-100 дБ. Для нормальной работы выходных элементов координаторов необходимо обеспечить уменьшение динамического диапазона до 4— 10 дБ. В противном случае возможны.искажения полезной информации и .потеря чувствительности координатора. Необходи- 85 мое уменьшение динамического диапазона осуществляется системой автоматической регулировки усиления (АРУ). - Модулирующими функциями при модуляции сигналов цели являются функции AKi(0. Ак2(0 или Ак(0. Ф«(0- При формировании сигналов рассогласования обычно производятся демодуляция (детектирование) и фильтрация, в результате которых выделяются сигналы ыкь ик2 или ик. А 4.5. РАДИОЛОКАЦИОННЫЕ КООРДИНАТОРЫ ЦЕЛИ Радиолокационным координатором называется измеритель относительных угловых координат цели, работа которого основана на радиолокационном контрасте цели. На вход координатора действует энергия радиоволн, излучаемых или отражаемых целью. Передатчики могут работать в режиме непрерывного или импульсного излучения. Прием сигналов цели, преобразование их в электрический сигнал и усиление производятся высокочувствительным радиолокационным приемником, имеющим антенную систему направленного действия. Применяемые радиолокационные координаторы производят амплитудную, фазовую и амплитудно-фазовую модуляцию. В соответствии с этим их называют амплитудными, фазовыми или амплитудно-фазовыми. При амплитудной модуляции используется способность антенн по-разному принимать сигналы, приходящие с различных направлений, т. е. свойство направленности антенн. При фазовой модуляции используется свойство радиоволн распространяться с конечной скоростью с и по кратчайшему пути. Из всех возможных схем построения координаторов наибольшее распространение получили схемы, основанные на использовании равносигнальной зоны. В радиолокационных координаторах положение цели может определяться как в полярной, так и в декартовой системе координат. Полярная система координат нашла применение в координаторе со сканирующим лучом. Равносигнальная зона в таком координаторе образуется путем вращения (сканирования) узкого' лепестка диаграммы направленности антенной системы приёмника относительно оси, не совпадающей с осью симметрии лепестка (рис. 4.9). При вращении ось симметрии описывает в пространстве конус с вершиной в центре антенной системы. Ось конуса является равносигнальным направлением. Если цель находится на равносигнальном направлении, то сигнал на выходе приемного устройства остается одинаковым при вращении лепестка. Из-за наличия зоны нечувствительности в действительности вместо равносигнального направления суще- 86 - * ствует равносигнальная зона. Ось конуса является осью рав-носигнальной зоны. При отклонении цели от оси равносигнальной зоны сигнал, действующий на вход приемника, будет модулироваться синусоидальным или косинусоидальным напряжением, частота ко- Hanpas№WJ°J*J!L. 4к1 J Ш рамамгнальной -ш/' Рис. 4.9. Сканирующий луч координатора торого равна частоте сканирования со0, амплитуда пропорциональна углу Ак между осью равносигнальной зоны и направлением на цель, начальная фаза равна углу фазирования срк-Если передатчик работает в импульсном режиме, то приемник осуществляет усиление и первичное детектирование, в результате которого модулированные по амплитуде радиоимпульсы преобразуются в видеоимпульсы. Видеоимпульсы также модулированы по амплитуде. Сигнал рассогласования формируется путем вторичного детектирования, в результате которого выделяется огибающая импульсов. Вторичный детектор называется детектором сигнала ошибки. Сигнал на выходе вторичного детектора [7] можно представить в виде ue = U0[l-rbtcos(ut, (4.35) где [/о— амплитуда сигнала, в случае когда цель-находится на. оси равносигнальной зоны, ц, — коэффициент, определяющий крутизну диаграммы направленности в точке пересечения с осью равносигнальной зоны, со —частота несущей. Из равенств (4.34), (4.35) видно, что информация об угле рассогласования содержится в амплитудах сигналов, действующих на входы каналов координатора. Для выделения этой информации формируют сумму HI+ «2 и разность и\—ii2, перемножают их и осредняют. В результате получается «-1 = Л-]Д-1- (4.36) Аналогично обрабатываются сигналы другой пары каналов. В результате получается «к2 = *кА2- (4-37) В качестве суммирующих и вычитающих устройств используют специальные кольцевые схемы и волноводные тройники. Умножение производится на фазовых коммутаторах (ФК). Ос- 89 реднение осуществляется фильтрами низкой частоты Ф, которые не пропускают гармоник с частотой 2ш. Диаграмма направленности антенной системы фазового декартового координатора состоит также из четырех лепестков, но оси симметрии лепестков в этом случае не пересекаются с осью координатора (рис. 4.12). Такая диаграмма образуется с помощью четырех отражателей, в фокусах которых располагаются облучатели. Другой особенностью антенной системы является то, что антенны различных каналов, т. е. пара лепестков, смещены от оси координатора на величину d/2. Величина d называется базой антенной системы. -6neHuUiHJ^ Рис. 4.12. Лучи фазового координатора '1,2 — точки нахождения антенны Если цель находится на оси равносигнальной зоны, то сигналы на входах приемников всех каналов одинаковы. При отклонении цели от оси равносигнальной зоны значения амплитуд сигналов изменяются, но одинаково для данной пары каналов. Следовательно, при сравнении амплитуд входных сигналов нельзя получить информацию об угле рассогласования. Кроме того, при малых углах рассогласования изменение амплитуд незначительно, и им можно пренебречь. Сигнал рассогласования в данном случае формируется путем сравнения фаз. Фазы сигналов, действующих на входы приемников, по-разному изменяются в зависимости от угла рассогласования. Изменение фаз при отклонении цели от оси равносигнальной зоны стало возможным из-за того, что в антенной системе фазового координатора d=^=0, тогда как в амплитудном координаторе d с=: 0. Расстояние от цели до антенны 2 больше расстояния до антенны / на величину, равную * = dsiniAKi. Если с — скорость распространения радиоволн, то расстояние d радиоволны пройдут за время dsinAKi/c. Полагая, что фаза сигнала в точке / равна сД получим фазу сигнала в точке 2, равную \ ОС ч^ т •^ X Усилитель САРУ ч У8СР ---- 7* S S s , / V Д Рис. 4.13. Схема оптического координатора (см. рис. 4.8). Чувствительный элемент преобразует лучистую энергию в электрический сигнал, который затем усиливается и демодулируется. "На выходе демодулятора формируются сигналы рассогласования (УВСР). Оптическая система координатора, как правило, является смешанной — линзовой и зеркальной. Обтекатель координатора также является элементом оптической системы. В качестве чувствительных элементов обычно применяются фоторезисторы. Широкое распространение в тепловых координаторах получили фоторезисторы из соединений свинца с серой, теллуром и селеном. При К>4 мкм чувствительность таких элементов мала. В то же время излучение цели в этом диапазоне является достаточно мощным. Чтобы использовать длинноволновую область излучения целей, применяется охлаждение фоторезисторов. При этом с увеличением глубины охлаждения максимум спектральной чувствительности и длинноволновая граница смещаются в сторону более длинных волн. Тем самым достигается более полное согласование спектральных "характеристик цели и чувствительного элемента. Кроме того, охлаждение фоторезисторов приводит к уменьшению уровня их соб-, ственных шумов. • • Основным элементом модулирующего устройства является диск с рисунком, обеспечивающим амплитудную, частотную, фазовую или другую модуляцию лучистого потока. Диск устанавливается в фокальной плоскости оптической системы и вращается с помощью специального двигателя. Модулирующий диск может быть выполнен по-разному. В рассматриваемом варианте одна половина модулирующего диска- состоит из чередующихся прозрачных и непрозрачных секторов (рис. 4.14), другая половина полупрозрачна и пропускает 50% падающего излучения. Диск вращается с постоянной угловой скоростью. Если цель находится на оси оптической си- 92 схемы, то изображение цели проецируется в центр диска и модуляция лучистого потока отсутствует. При отклонении цели от оси координатора ее изображение смещается от центра диска. Лучистый поток, попадая на прозрачные полосы диска, оказывает импульсное воздействие на чувствительный элемент. Рис. 4.14. Модулирующий диск Амплитуда огибающей импульсов, формируемых на выходе чувствительного элемента (рис. 4.15), пропорциональна углу рассогласования Ак, а фаза определяется углом срк- На выходе демодулятора формируется сигнал в виде (4.33). Дальность действия теплового координатора зависит от температуры цели и ее площади, состояния атмосферы, типа чувствительных элементов и конструктивных особенностей координатора. В современных системах самонаведения она может достигать более десяти километров. Преимуществом тепловых координаторов является их высокая помехозащищенность. Искусственные помехи таким коорди-. наторам создаются с большим трудом. Однако характеристики таких координаторов существенно зависят от метеорологических условий. Они перестают работать, если в их поле зрения попадает солнце. К оптическим координаторам относятся также координаторы лазерные и тепловые. Сигналы лазеров, создающих как инфракрасные, так и световые лучи, могут быть непрерывными и импульсными. Существенной особенностью колебаний, генерируемых лазерным устройством, является монохроматичность. Ширина луча лазера составляет 1 —10 угловых минут. Точность измерения координат цели с помощью лазерного луча может быть весьма высо- 93 кой. Высока также разрешающая способность лазерных координаторов цели. , Функциональная схема лазерлого координатора может быть получена, если в качестве чувствительного элемента использовать фотоумножитель. В некоторых лазерных координаторах -а» ч — -1 <• >. mm г. nnnnnn UUUuU " 1 ' :» , 1 7 I /i г 21Г 31Г .-of ' S я \^v/ зя ***u>t Рис. 4.15. Выходной сигнал чувствительного элемента вместо модулятора и фотоумножителя применяется четырех-квадрантный чувствительный элемент, на который фокусируется пятно лазерного луча, отраженного от цели. Каждый элемент имеет свой тракт усиления. Попарное сравнение напряжений на выходах усилителей позволяет получить сигналы рассогласования мь «2- Принцип действия телевизионных координаторов основан на преобразовании в электрический сигнал изображения цели, полученного с помощью телевизионной камеры. Телевизионная камера содержит оптическую систему и телевизионную трубку типа видикона Построчный анализ потенциала фоточувствительной поверхности оптико-электронной трубки обеспечивается с помощью системы развертки. В устройстве обработки сигнала снятого с трубки, формируется импульс цели, когда ее изображение есть на трубке. Положение импульсов нетрудно измерить в системе координат, связанной с трубкой, если знать закон развертки. А 4.7. СЛЕДЯЩИЕ КООРДИНАТОРЫ ЦЕЛИ В 'системах самонаведения следящий координатор применяется'в качестве измерителя угловой скорости вектора относительной дальности (см. рис. 4.3), составляющие ш$ и ^ которой принимаются за параметры управления (4.18) при наве- 94 дении ракеты методом параллельного сближения и входят в параметры управления при наведении методом пропорциональной навигации (4.21). Следящий координатор — это следящая система, в состав которой, входят координатор цели (КЦ), усилитель мощности (УМ) и привод (рис. 4.16). 8 >6 ъ ь !кп «к ' х, VC JV) л >Л •> • S / V -к S ~N Рис. 4.16. Схема следящего координатора Угол е определяет направление на цель, угол ек определяет положение оси координатора. Координатор как измеритель углового положения цели относительно своей оси в данном случае является элементом следящей системы и используется в качестве измерителя рассогласования. Он может быть радиолокационным или оптическим. Выходные сигналы координатора маломощны, поэтому, перед тем как использовать в приводе, их усиливают, широко применяя магнитные усилители мощности. Привод обеспечивает непрерывное перемещение оси координатора вслед за направлением на цель, он механически связан с антенной или оптической системой. Практическое применение нашли гидравлические и гироскопические приводы. Для примера можно рассмотреть следящий координатор с гироскопическим приводом. Известно, что трехстепенной гироскоп под действием внешнего момента прецессирует. При этом внешняя и внутренняя рамки гироскопа вращаются относительно своих осей. Если рамки соединены с антенной (или оптической) системой, то момент, приложенный к гироскопу, приводит к изменению положения оси координатора. Изменяя момент, можно организовать слежение за целью. В этом состоит идея использования гироскопа в качестве привода следящего координатора (рис. 4.17). Координатор смонтирован на внутренней рамке гироскопа, с осями внешней и внутренней рамок связаны датчики моментов MI и М2. При наличии рассогласования AKi координатор формирует сигнал ик\, который усиливается усилителем У\ и подается на датчик М\. Момент, создаваемый датчиком, заставляет гироскоп прецессировать. При этом вращается внутренняя рамка гироскопа относительно оси ZK, и рассогласование уменьшается. Когда AKz=/=0, гироскоп прецессирует относительно оси 95 внешней рамки. Ось координатора перемещается в сторону уменьшения рассогласования Акг. Выходными сигналами следящего координатора являются токи /к1,./к2, т. е. сигналы, полученные на выходе усилителей Уь У2. Н-. Рис. 4.17. Схема гироскопического координатора В токах /ь /2 содержится информация о текущих значениях скоростей «>е и o>v. Для плоского движения работа следящего координатора в установившемся режиме приближенно описывается уравнениями: е — ек — --к1; } ?К1ДК1=ККЬ ™у1^к! == 'к!> *М1-*к1 = М{, k Ж = ш , col L е. (4.40) в которых kKt, &У1, йм,, kal —постоянные коэффициенты,,являющиеся соответственно характеристиками координатора, усилителя, датчика моментов и гироскопа. Из четвертого и пятого уравнений видно, что /HI = *<-<».. (4-41) где km = \lkulk?. Следовательно, ток 1К1 можно использовать вместо ад§ при организации самонаведения методом параллельного сближения или методом пропорциональной навигации. 96 Простейший следящий координатор с гироскопическим приводом дает большие ошибки при измерении скоростей ">Е и u>v. Причиной этому служит тот факт, что моменты MI и М2 вызывают не-только прецессию рамок гироскопа, но и их вращение в направлении действующих моментов, т. е. при наличии рассогласования 'Дк1 координатор разворачивается не только в плоскости угла Акь но и в плоскости угла |ДК2, который в данный момент может быть равным нулю. Более точными являются следящие координаторы, в которых в качестве приводов используются гироплатформы. Применяются также одногироскоп-' ные следящие координаторы с датчиками моментов на переменном токе [7]. Если внутри катушки (рис. 4.18), по которой идет переменный ток, вращается постоянный магнит с угловой скоростью со, V, ©13 © з 3 © 9 © © © © < © © © ( ) © © ®а © © ?©©©©©© 0 В 1 */. оое оое б 0 0 О 0 О ОО 0 О SS lit. Рис. 4.18. Датчик момента на переменном токе равной угловой частоте переменного тока, то на магнит действует момент, величина постоянной составляющей которого зависит от амплитуды, а направление постоянной составляющей определяется начальной фазой тока. Действительно, ток катушки iy = iQ cos (>ot - ф) (4.42) создает магнитный поток Фт, направление которого совпадает с осью катушки, а величина пропорциональна току Фт = /Мг (4-43) где kt — постоянный коэффициент. Если магнитный поток постоянного магнита равен фм, то можно записать: ФТ = ФТ^ + ФТУ>7+ *«--?; - ф- = ф---г? + ф,у>7 + ф.«гг- Проекции векторов Фт и Фм на оси OX,, OY\,.OZ\ равны: Фт* = Фт; Фту = С; Фтг = 0; фм* = 0; ФМУ = ФМСОЗ< Фм, = ~ФМ sin ш/. 4—42 (4.44) 97 В результате взаимодействия потоков Фт и Фм возникает момент Мг, действующий на постоянный магнит и равный векторному произведению ЖГ = ?ФФ7ХФ~М, (4.45) в котором ?ф — постоянный коэффициент. Равенство (4.45) можно представить в виде Мг = ?ф (ФтуФмг - ФН,ФТ-) Х° + 1гф (Ф„Фтг - Ф„Фмг) YI + + МфтА,у-Фм,ФтуК. (4.46) Подставляя значения проекций из (4.44) в (4.46), после тригонометрических преобразований получим Жг = kni0 [sin ф + sin (2orf - ф) ] Т,0 + + Лп/0[со8ф + со8(2(о/-ф)]2;, (4.47) где kn = #т?фФм/2—постоянный коэффициент, определяемый конструктивными и магнитными характеристиками катушки и постоянного магнита. Из равенства (4.47) видно, что момент Мг имеет постоянную и переменную составляющие. Постоянная составляющая равна Ж0 = Лп.081пф.?7 + Ап-0со8ф.-^. • (4.48) Модуль вектора М0 пропорционален амплитуде тока to, a направление определяется начальной фазой ^ф переменного тока (4.42). Если постоянным магнитом является^ ротор гироскопа, то на гироскоп будет действовать момент Мг. Однако прецессиро-вать гироскоп будет только под действием постоянной составляющей момента (4.48). Переменная высокочастотная составляющая вследствие инерционности гироскопа будет отфильтровываться. Чтобы обеспечить слежение за целью с помощью координатора с катушкой, по обмотке которой течет ток (4.42), необходимо связать угол рассогласования Ак (рис. 4.8) с током i0, a угол \|> с углом фазирования ср». Это, в частности, можно сделать с помощью оптического координатора, модулирующий диск которого показан на рис. 4.14. А 4.8. КОМАНДНЫЕ СИСТЕМЫ ТЕЛЕУПРАВЛЕНИЯ Основными источниками информации о цели и о ракете в командных системах телеуправления (рис. 4.19) служат работающие независимо друг от друга измерители координат цели и ракеты [7]. По измеренным значениям координат цели и ра- 98 •t- * От цели ОЦ1 ракеты Узмерителъ координат цели * \ 1 Вычислит, устройство Шифратор Передатчик Измеритель координат ракеты 1 1 1 Командный пункт % i | Ракета Рис. 4.19. Схема командной системы телеуправления ? кеты в вычислительном устройстве пункта управления формируются параметры управления. Параметры управления в виде команд передаются на ракету. Именно поэтому пункт управления часто называют командным пунктом. Для передачи команд могут применяться радиолинии или проводные линии связи. Могут применяться также и лазерные системы связи. Наиболее помехоустойчивыми являются проводные линии связи, однако их конструктивное оформление связано со значительными трудностями. Команда зависит от элементов, определяющих положение и движение цели и ракеты. Цель и ракета являются инерционными объектами. Поэтому команда представляет собой медленно изменяющуюся функцию времени. Непосредственная передача по радио медленно изменяющихся сигналов практически невозможна из-за неприемлемых размеров антенных систем. Непосредственная передача команд невозможна еще и потому, что ракета управляется по нескольким каналам. Телеуправляемая крестокрылая ракета, например, управляется с помощью команд по курсу и тангажу. Команды, предназначенные для управления ракетой по курсу, по спектральным характеристикам, практически не отличаются от команд, предназначенных для управления ракетой по тангажу. Если такие команды передавать одновременно, то на-ракете нельзя будет их разделить по соответствующим каналам управления. Таким образом, возникает необходимость преобразовать команды в высокочастотный сигнал и снабдить их определенными признаками, которые однозначно определяют, к какому каналу относится та или иная команда. Эти задачи решаются с помощью шифратора и передатчика. Шифратор определенным образом «окрашивает» команды, относящиеся к различным каналам управления. Кроме того, шифратор может придавать сигналам свойства, повышающие помехоустойчивость системы связи. Передатчик генерирует высокочастетные колебания, которые модулируются сигналами шифратора и передаются на ракету. Радиосвязь осуществляется на частотах в 104—1010 раз-больше тех частот, которые имеет смысл учитывать в спектрах команд. Носителями команд могут быть непрерывные синусоидальные колебания или периодические последовательности коротких импульсов. С помощью шифратора непрерывный или импульсный носитель модулируется командами. Модуляцией, как известно, называется изменение того-или иного параметра носителя в соответствии с передаваемым сигналом. Если, например, командой модулируется амгиштуда синусоидального колебания, то при этом в соответствии с текущим значением команды изменяется амплитуда синусоиды. При импульсной модуляции в зависимости от команды изменяется какой-либо параметр периодически повторяющихся импульсов, например длительность или амплитуда импульсов. 100 Для разделения каналов можно использовать различные свойства носителей полезной информации. В случае когда носителем является непрерывное синусоидальное колебание, для разделения каналов можно использовать частоту синусоиды. Тогда в шифраторе должны генерироваться синусоидальные колебания, частоты которых для различных каналов различны. В принципе можно было бы выбирать частоты носителей команд настолько высокими, чтобы можно было непосредственно передавать генерируемые сигналы на ракету. Однако при этом потребуется столько же передатчиков, сколько имеется каналов управления. Это невыгодно как по энергетическим, так и по конструктивным соображениям. Целесообразно иметь один высокочастотный передатчик. При этом высокочастотный сигнал передатчика модулируется сразу всеми командами, т. е. командами, соответствующими всем каналам. Сложение носителей, модулированных командами различных каналов управления, также осуществляется в шифраторе. Из сказанного следует, что при командном телеуправлении необходима по крайней мере двойная модуляция — первый раз носитель полезной информации модулируется командой, второй раз высокочастотные колебания передатчика модулируются уже промодулированными синусоидальными колебаниями или импульсами. Синусоидальные колебания и импульсы, которые непосредственно модулируются командами, принято называть под-несущими сигналами или просто поднесущими. Высокочастотные колебания передатчика называются несущими. В ряде случаев осуществляется более чем двукратная модуляция. На ракете приемник принимает высокочастотные колебания, излучаемые передатчиком командного пункта, усиливает и детектирует, их, в результате чего на выходе приемника выделяется сумма двух поднесущих сигналов, которые содержат в себе информацию о сигналах рассогласования для каждого из двух каналов управления. В Дешифраторе ракеты производятся разделение поднесущих сигналов и направление каждого отдельного сигнала Б соответствующий канал управления ракетой. При этом используется частотный или временной способ разделения сигналов. При чаСтйтйом разделении сигналы, предназначенные для различных каналов, стремятся формировать^ так, чтобы и# спектры не перекрывались. Разделение выполняется набором полосовых фильтров, каждый из которых пропускает только полосу частот, относящуюся к данному каналу. Идея временного разделения состоит в том, что для каждого канала отводится определенный интервал времени, в течение которого передаются и принимаются сигналы, относящиеся только к данному канаЛу. Временное разделение осущёств--ляётся с помощью коммутирующих устройств, которые подклю* чают соответствующий канал на приемной стоооне в мо::ентС * ' " - 'Зй?5"''**'*1А '& * когда ведется передача для этого'кайала. 1Э1 Частотное разделение каналов целесообразно производить при непрерывной поднесущей, а временное — при импульсной. После разделения сигналов по каналам производится вторичное детектирование, в результате которого в каждом канале формируется команда, переданная с пункта управления. Эта команда поступает в блок формирования управляющего сигнала и далее в соответствии с общей структурной схемой (см. рис. 4.7) на приводы органов управления. В качестве измерителей координат цели и ракеты в командных системах телеуправления чаще всего применяются радиолокаторы. Радиолокационные измерители обеспечивают непосредственное измерение угловых координат, дальностей и, если необходимо, радиальных скоростей, связанных известными соотношениями с доплеровскими частотами радиосигналов. Особенностью измерителей координат цели является то, что они используют энергию, отраженную от цели. Измерители координат ракеты принципиально не отличаются от измерителей координат цели, но в отличие от последних они используют энергию, излучаемую специальными передатчиками, устанавливаемыми на ракете. Это устраняет потребность в высокой чувствительности и большом коэффициенте усиления приемников. Стабильность сигналов, излучаемых передатчиком ракеты, обеспечивает высокую точность измерения координат. Применяются два типа измерителей координат ракеты: измерители без запроса и измерители с запросом. В первом случае передатчик, установленный на ракете, работает в заданном режиме независимо от КП. Измеритель координат ракеты на КП имеет только приемные устройства. Во втором случае передатчик работает только тогда, когда получает с КП запрос в виде специального сигнала. На КП кроме приемника нужен передатчик для посылки запроса на ракету. В первом случае на ракете установлен только передатчик, во втором — не только передатчик, но и приемник, необходимый для получения запроса. Блок приемника и передатчика, установленный на ракете, называется ответчиком. Обычно запрос производится на одной волне, а ответ — на другой. Это позволяет устранить вредное влияние радиоволн, отраженных от ракеты и от других предметов. Как видно, измеритель координат ракеты без запроса проще. Кроме того, отсутствие приемника на ракете исключает один вход для помех и повышает помехоустойчивость измерителя в целом. Измерители без запроса не могут производить измерение дальности до ракеты. Вследствие этого измерители координат ракеты без запроса могут применяться практически только для наведения трехточечным методом. 102 А 4.9. СИСТЕМЫ ТЕЛЕУПРАВЛЕНИЯ ПО РАДИОЛУЧУ Радиолуч образуется путем вращения (сканирования) узкого лепестка диаграммы направленности относительно оси, не совпадающей с осью симметрии лепестка (см. рис. 4.9). Луч имеет равносигнальную зону. Осью равносигнальной зоны является ось вращения лепестка. Телеуправление ракетой с помощью радиолуча состоит, с одной стороны, в организации движения луча по закону, соответствующему принятому методу наведения, с другой — в организации движения ракеты по лучу. Для организации требуемого движения луча необходимы комплекс аппаратуры, включающий измерители координат цели и ракеты, а также вычислительные устройства, которые решают зависимости, определяющие метод наведения. Для организации движения ракеты по лучу необходимо измерять отклонения ракеты от оси равносигнальной зоны и обеспечивать управление движением ракеты в соответствии с этими отклонениями. Отклонения ракеты от оси равносигнальной зоны (рис. 4.20) характеризуются вектором D° ~ ~D° = Д. Вследствие малости отклонений ракеты от оси равносигнальной зоны модуль век- 4i Рис. 4.20. Угловые и линейные координаты ракеты тора А можно с достаточной точностью считать равным углу А' и определить вектор А углами А и <р, за параметры управления можно также принять углы AI и А2, равные: Д, = Д sin ср; Д2 = Д cos ср. (4.49) Таким образом, для измерения параметров управления достаточно измерить углы А и <р или AI и Аз. Углы А, Аь А2 принято называть углами рассогласования, а угол ер—'углом фазирования. 103 Для организации движения ракеты по лучу на борту ракеты формируется сигнал ошибки ис, который функционально связан с углами А, ф. Из мс получаются сигналы, пропорциональные углам рассогласования Аь Д2. Эти сигналы используются для управления движением ракеты. Формирование сигнала ошибки ис производится с помощью сканирующего луча. Если ракета находится на оси равносиг-нальной зоны, то приемник, расположенный на ракете, принимает с командного пункта сигналы одинаковой амплитуды. Если же ракета отклонится от оси равносигнальной зоны, то сигналы, принимаемые на ракете, модулируются по амплитуде периодической функцией, частота которой равна 43CTofe сканирования «о, амплитуда пропорциональна углу рассогласования А, а начальная фаза равна углу фазирования ср. Модулирующая функция имеет вид [7] и = ?/а[1-,-Дсо8К*--<р)], (4.50) где UQ-—амплитуда сигнала, в случае когда ракета находится на оси равносигнальной зоны; ц — коэффициент, характеризующий крутизну сканирующего лепестка диаграммы направ.-ленности в точке пересечения с осью равносигнальной зоны. Функцией и модулируется непрерывный или импульсный сигнал, излучаемый передатчиком. Из (4.50) видно, что постоянная составляющая огибающей не несет полезной информации, поэтому ее отделяют. Это делается с помощью разделительных емкостей или трансформаторов. В результате получается сигнал ошибки йс = АД cos (u>02 — ф), (4.51) в котором k = nU0. Имея в виду равенства (4.49), сигнал ошибки (4.51) можно представить в виде-He — ?Д, sin ш0г! -f M2 cos (oj. (4.52) Умножая (4.52) на и0, = t/onsinuV, (4.53) после осреднения по времени, которое практически осуществляется с помощью фильтров, не пропускающих гармоники удвоенной частоты сканирования, получаем «j-^A, (4.54) где ki = kUon. Умножение (4.52) на «02 = ?/оП cos u>0* (4.55) и осреднение по времени дает Ы2 = AiA2- . (4.56) •104 Так из сигнала ошибки ыс получаются сигналы (4.54), (4.56), пропорциональные углам рассогласования Дь Д2. Формирование сигналов (4.54) и (4.56) осуществляется с помощью двух фазовых коммутаторов электронного или электромеханического типа, на выходах которых стоят сглаживающие низкочастотные фильтры. Фазовые коммутаторы по существу являются множительными устройствами, обеспечивающими преобразование углов А, ф, определяющих параметр управления, измеренный в полярной системе координат, в углы АЬ А2, определяющие параметр управления, измеренный в декартовой системе координат. Иначе говоря, фазовые коммутаторы являются преобразователями систем координат. Сигналы (4.53), (4.55) называются опорными, они определяют положение осей Оу]|, Of\'2. Система координат Of\\Ti2 должна быть стабилизирована относительно оси равносигнальной зоны. Практически для этого достаточно стабилизировать одну из двух взаимно перпендикулярных плоскостей, например плоскость ОкОтл'г которая определяет начало отсчета угла фазирования. Стабильным относительно оси равносигнальной зоны является положение любой точки невращающейся части антенной системы. Поэтому за плоскость OKOi\2 можно принять плоскость, проходящую через ось равносигнальной зоны и выбранную точку антенной системы. Обозначить плоскость ОкОг\ можно фиксацией момента времени, когда ось лепестка диаграммы направленности проходит через эту плоскость. Практически это можно сделать с помощью генератора синусоидального напряжения, если согласовать частоту и фазу синусоиды с частотой и фазой вращения излучателя (или зеркала) антенной системы. Синусоидальное напряжение, фаза и частота которого согласованы с фазой и частотой вращения лепестка, будет являться опорным сигналом (4.53) или (4.55). Как видно, опорное напряжение создается на носителе. Но сигналы (4.54) и (4.56) формируются на ракете. Поэтому на ракету необходимо-передавать опорное напряжение. Для передачи опорного напряжения можно создать специальный канал связи с отдельными передатчиком и приёмником. В этом случае передача опорного напряжения могла бы быть организована способами, аналогичными тем, которые используются в командном телеуправлении для передачи команд. Для передачи опорного напряжения и формирования еш> нала ошибки можно использовать один передатчик на командном пункте и один приемник на ракете. При этом из большого многообразия возможных способов передачи опорного напряжения остаются только те, которые обеспечивают наибольшую простоту аппаратуры и позволяют надежно разделять сигналы опорного напряжения и рассогласования. 105 А 4.10. АВТОНОМНЫЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ Автономная система управления, как и любая другая система управления, должна конструироваться таким образом, чтобы параметры управления по возможности измерялись непосредственно измерителями. При стабилизации продольной оси ракеты в заданном направлении параметры управления могут быть непосредственно измерены с помощью гироскопических измерителей, установленных на ракете. Автономные системы управления с гироскопическими измерителями углов, стабилизирующие продольную ось ракеты в заданном направлении, называются гироскопическими. Гироскопические системы управления нечувствительны к перемещениям центра массы ракеты, при которых ось ракеты сохраняет заданное направление. Поэтому такие системы управления принципиально не могут ликвидировать отклонения центра массы ракеты от требуемого положения, возникающие вследствие сноса ракеты случайными составляющими вектора скорости ветра. Чтобы учесть снос, нужно измерять ускорения центра массы ракеты. Для измерения ускорения ракеты обычно применяются акселерометры. Автономные системы управления, вырабатывающие параметры управления только по измеренным ускорениям ракеты, называются инерциальными. При методах наведения, определяемых заданной траекторией, параметры управления вычисляются по ускорениям ракеты, измеренным акселерометрами. При этом координаты ракеты определяются двукратным интегрированием соответствующих составляющих ускорения. Блок системы управления, определяющий координаты ракеты, называется координаторам. • Для более точного определения координат ракеты по ее измеренным ускорениям необходимо иметь стабилизированную систему отсчета. Стабилизированная система отсчета может быть создана с помощью гироскопических приборов или астрономических средств. Координатор, определяющий координаты ракеты интегрированием ускорений, с системой отсчета, стабилизированной гироскопическими приборами, называется гироинерциальным координатором. Координатор, определяющий координаты ракеты интегрированием ускорений, с системой отсчета, стабилизированной с помощью астрономических приборов, называется аст-роинерциальным координатором. Автономные системы управления, определяющие координаты ракеты гироинерциальными или астроинерциальными координаторами, называются соответственно гироинерциальными или астроинерциальными. Координаты ракеты могут быть определены с помощью только астрономических приборов. Координатор, определяющий положение ракеты с помощью астрономических приборов, называ- 106 ется астрокоординатором. Автономные системы управления с астрокоординаторами называются астронавигационными. Положение ракеты относительно земной поверхности может быть определено по земным ориентирам (рельеф земной поверхности, магнитное поле и т. д.). Такие системы управления называются системами управления по земным ориентирам. Одним из наиболее совершенных типов автономных систем управления являются инерциальные системы. Из инерциальных систем наибольшую точность дают астроинерциальные системы. Из сказанного следует, что в состав автономных инерциальных систем управления входят устройства, обеспечивающие создание стабилизированной системы отсчета и связанные с системой отсчета измерителя ускорений центра массы ракеты и вычислительной машины. Вычислительные машины решают уравнения навигации, производят сравнения параметров реальной траектории с требуемыми параметрами, формируют управляющие сигналы. Уравнениями навигации являются три дифференциальных уравнения второго порядка, определяющих три текущие координаты центра массы ракеты. Для интегрирования таких уравнений должны быть заданы три координаты и столько же первых производных по времени, определяющих положение и движение ракеты в момент включения системы управления. Весьма существенным элементом подготовки инерциальной системы к работе является так называемая начальная выставка системы. Суть ее состоит в ориентации осей инерциальных элементов (акселерометров, гироскопов) в заданных направлениях. Подготовка системы к началу работы включает также ввод информации о требуемой траектории полета ракеты к цели. Необходимо учитывать, что даже наиболее совершенные инерциальные системы допускают ошибки при определении текущих координат ракеты. С течением времени ошибки накапливаются, точность наведения падает. Чтобы повысить точность наведения ракеты на цель, используют системы коррекции. Применяются, в частности, системы коррекции вычисленного местонахождения ракеты относительно земной поверхности по зем* ным ориентирам. (ЛАВА 5 АВИАЦИОННОЕ АРТИЛЛЕРИЙСКОЕ ОРУЖИЕ А 5.1. ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ И КЛАССИФИКАЦИЯ АВИАЦИОННОГО АРТИЛЛЕРИЙСКОГО ОРУЖИЯ Основными характеристиками артиллерийского оружия, определяющими его боевые свойства, техническое совершенство и особенности эксплуатации, являются: калибр d, мм; темп стрельбы п (число выстрелов, производимых при непрерывной стрельбе в единицу времени), выстр./мин; начальная скорость снаряда v0 (максимальная скорость при вылете снаряда из ствола), м/с; масса снаряда тсн, кг; масса оружия тор, кг; максимальная сила отдачи Птах (продольная сила, возникающая при стрельбе и приложенная со стороны оружия к ЛА),Я; живучесть оружия ./V (допустимое число выстрелов, которое может быть произведено из оружия при заданном режиме стрельбы), выстр.; наибольшая допустимая длина очереди Мл (максимальное число выстрелов по нагреву оружия при непрерывной стрельбе), выстр. Классификация оружия может производиться по числу стволов и патронников или по типу двигателя, обеспечивающего работу механизма оружия. По числу стволов различают одноствольное, двуствольное и многоствольное оружие. По числу патронников различают оружие обычного и барабанного типов [15], по типу двигателя — оружие с внешним приводом и внутренним газопороховым двигателем. Последний может быть газоотводным или откатным. Отличительной особенностью конструкции оружия обычного типа является наличие одного ствола и одного патронника, соединенных в единый узел. В оружии барабанного типа имеются один ствол и вращающийся барабан с несколькими патронниками. Патронники изготовляются в одном общем блоке (барабане) 1 (рис. .5.1), вращающемся на оси внутри кожуха 3. При вращении барабана каждый из патронников поочередно совмещается с каналом ствола 2. Во время выстрела патронник неподвижен. В нижнем патроннике, совмещенном со стволом, находится подготовленный к выстрелу патрон, в правом — частично или полностью досланный патрон. Верхний патронник пустой, а в левом патроннике находится гильза от предыдущего выстрела. Оружие перезаряжается поворотом барабана. В процессе поворота барабана происходит отпирание нижнего патронника 108 и запирание правого. Запирание обеспечивается тем, что очередной патронник заходит за перемычку кожуха. Одновременно с выстрелом и поворотом барабана выбрасывается гильза из левого патронника и досылается патрон в верхний патронник. Досылание Гильза Патрон Отпирание 0"^ ^апиранце г Выстрел Рис. 5.1. Барабанная схема оружия: / — блок патронника; 2 — ствол; 3 — кожух В двуствольном оружии в один агрегат объединяются две пушки обычного или барабанного типа, что позволяет повысить темп стрельбы оружия более чем в два раза. Возрастание массы и габаритов оружия при этом незначительно, так как большинство механизмов такого оружия являются общими и обслуживают сразу оба ствола (общими могут быть механизм подачи патронной ленты, стреляющий механизм, 'механизм перезаряжания и др.). Кроме того, в таком оружии имеется возможность отказаться от возвратных пружин и накат откатных частей каждого ствола осуществлять за счет энергии выстрела из другого ствола. Особенностью обычного, барабанного и двуствольного оружия является то, что после разбития капсюля патрона непосредственно при выстреле "все подвижные части оружия находятся в покое. Прерывистость движения деталей оружия и 109 патронной ленты с увеличением темпа стрельбы обусловливает нарастание ударных нагрузок на детали оружия и динамические усилия в патронной ленте. В многоствольном оружии стволы / (рис. 5.2) с затворами 3 собраны в единый блок и вращаются в неподвижном кожухе вместе-с центральной звездой 2. Затворы, скользящие в продольных направлениях центральной звезды, совершают возвратно-поступательное движение. За один оборот блока стволов каждый из затворов производит перезаряжание, а из стволов последовательно производятся выстрелы. Цасыяание Экстракта Рис. 5.2. Многоствольная схема оружия с вращающимся блоком стволов: ( — блок стволов; 2 — центральная звезда; 3 — затвор; 4 — ведущий ролик; 5 — кожух; 6 — копир Возвратно-поступательное движение при вращении блока стволов осуществляется ведущими роликами 4 затворов и замкнутым криволинейным пазом (копиром) 6 неподвижного кожуха 5. Криволинейный паз кожуха обеспечивает однозначное соответствие между угловым и продольным положениями затвора. (Прямолинейный участок копира, на котором затвор не движется в продольном направлении, необходим для запирания ствола и производства выстрела.) В многоствольном оружии блок стволов и связанные с ним механизмы совершают непрерывное движение в течение всей очереди. Так же безостановочно, практически с постоянной скоростью подается патронная лента. Работу механизма оружия обеспечивают газопороховые двигатели, использующие энергию порохового газа, образующегося при выстреле. Существуют два типа таких двигателей: газоотводные и откатные. Газопороховой двигатель может при- 110 меняться в образцах оружия, выполненных по любой из рассмотренных схем. Задача двигателя — привести в действие основное звено, которое работает в течение цикла, поставляя энергию и координируя работу всех механизмов оружия. В оружии с газоотводным двигателем ствол 1 (рис. 5.3) жестко закреплен в корпусе, а двигатель имеет газовый цилиндр 2 и поршень 4, связанный с основным звеном — ползуном 5. Цилиндр сообщается с каналом ствола с помощью газоотводного отверстия 3. Рис. 5.3. Обычная схема оружия с газоотводным двигателем: / — ствол; 2 — цилиндр; 3 — газоотводное отверстие; 4 — поршень; 5 — ползун; 6 —возвратная пружина При выстреле снаряд движется по каналу ствола, который в "это время заперт затвором. Когда снаряд пройдет газоотводное отверстие, пороховой газ через газоотводное отверстие по-, ступает в рабочую полость цилиндра. При этом газ совершает работу по перемещению поршня и ползуна. Ползун при перемещении назад приводит в действие механизм оружия и сжимает возвратную пружину 6, которая обеспечивает возврат ползуна и поршня в исходное положение. В двуствольном оружии работа газоотводного двигателя обычно организована так, что поршень в одну сторону перемещается при выстреле из первого ствола, в другую — при выстреле из второго ствола. В этом случае дополнительной энергии для возврата поршня в исходное положение не требуется. В оружии с откатным двигателем роль основного звена выполняет ствол / (рис. 5.4), который вместе со ствольной коробкой перемещается относительно корпуса оружия. Для перемещения ствола используется энергия пороховых газов, находящихся в момент выстрела в заснарядном пространстве канала ствола. Перед выстрелом канал ствола с казенной части запирается затвором 3, который жестко скрепляется со стволом. При выстреле в канале ствола создается большое давление порохового газа, которое через дно гильзы и затвор передается на ствол со ствольной коробкой. Расширяясь в канале ствола, газ со- 111 вершает работу по перемещению снаряда и ствола в противоположные направления. При движении ствола со ствольной коробкой вступает в работу механизм оружия, который и отбрасывает затвор относительно ствола назад. Пружины 2 и 4 запасают энергию для 12 3 '4 I I ,,,,/,,,/,,,// ххххх/УЛУЛУ/1/?-- ft ft ft ft ft ft Hf^-l 10^|^^\\^\\\^^Л?УД^У^\\Л\^^ Рис. 5.4. Обычная схема оружия с откатным двигателем: / — ствол; 2 — пружина ствола; 3 — затвор; 4 — пружина затвора возврата в исходное положение соответственно ствола и затвора. В качестве аккумулятора энергии вместо пружины может использоваться сжимающийся в замкнутом объеме газ. К наиболее существенным достоинствам газоотводного двигателя можно отнести такие, как малая инерционность, которая дает возможность использовать его в оружии с высоким темпом стрельбы, простота регулировки режима работы (изменением диаметра газоотводного отверстия), простота передачи энергии с помощью трубопроводов, что позволяет рационально компоновать оружие несколькими газопороховыми двигателями, и т. д. Основными недостатками двигателей следует считать разгар газовых путей и значительное загрязнение оружия при стрельбе. Откатный двигатель меньше загрязняет оружие, но менее гибок по конструкции и при регулировке режима работы, а также более инерционный. А Б.2. ОСНОВНЫЕ ОПЕРАЦИИ И ЦИКЛ РАБОТЫ МЕХАНИЗМА АВТОМАТИЧЕСКОГО ОРУЖИЯ Основными операциями при подготовке и производстве очередного выстрела в процессе автоматической стрельбы являются: отпирание канала ствола; извлечение гильзы из патронника (экстракция гильзы); удаление гильзы за пределы оружия (отражение гильзы); подача патронной ленты (очередного патрона) в приемник оружия; снижение патрона на линию оси канала ствола; досылание патрона в патронник; запирание канала ствола; производство выстрела (воспламенение капсюля). В зависимости от схемы оружия и его чконструктивных особенностей часть указанных операций может частично или полностью совмещаться во времени, Последовательность выполне- 112 ния операций по перезаряжанию и производству выстрела составляет цикл работы оружия. Время цикла определяем темп стрельбы. Темп стрельбы и время цикла связаны соотношением я = 60/.ц, где п — темп стрельбы, выстр./мин; ?ц — время цикла, с. Время цикла складывается из суммы времени выполнения основных операций (за вычетом их перекрываемой части), бремени выстрела и промежутков, когда механизм оружия работает вхолостую, не производя никаких операций. Время выстрела — это интервал времени от момента срабатывания капсюля до момента, когда давление в стволе упадет до величины (150-^200) • 105 Па... Преждевременное отпирание ствола сопровождается поперечным или продольным разрывом гильзы, что приводит к поломке оружия или задержке в стрельбе. Наличие участков холостой работы механизма связано со стремлением повысить надежность работы механизма в целом. Время цикла все. же не раскрывает особенностей конструкции оружия и совершенства структуры цикла. Более полно характеризует оружие циклограмма работы его механизма. Циклограмма — это закон перемещения основного звена оружия в функции времени. Если в конструкцию оружия входит несколько газопороховых двигателей, то циклограмма отражает закон движения звеньев, непосредственно получающих энергию от этих двигателей. На циклограмме отмечают начало и конец выполнения каждой операции, и, следовательно, по ней судят о совершенстве структуры и продолжительности цикла. А б.З. ОСНОВНЫЕ АГРЕГАТЫ И МЕХАНИЗМЫ АВИАЦИОННОГО АРТИЛЛЕРИЙСКОГО ОРУЖИЯ В соответствии с выполняемыми операциями артиллерийское оружие кроме ствола имеет механизмы отпирания и запирания ствола, снижения и досылания патрона, экстракции ,и отражения гильзы, подачи патронной ленты и стреляющий механизм. Для дистанционного управления стрельбой, окончательной подготовки оружия к стрельбе и устранения задержек при стрельбе в конструкцию оружия входят спусковой механизм (или механизм дистанционного включения и выключения подачи патронной ленты) и механизм перезаряжания (или стартер для начальной раскрутки блока стволов). Для контроля положения подвижных частей оружия служат электрические датчики. В стволе (рис. 5.5) снаряд разгоняется до необходимой скорости и получает вращательное движение. В канале ствола различают патронник /„, в котором размещается патрон при выст- 113 реле, и нарезную часть 1Н. Между нарезной частью и патронником имеется соединительный конус 4, на поверхности которого начинаются нарезы. Поперечный срез в задней части ствола называется пеньком ствола /. Спереди ствол имеет дульный срез 5, плоскость которого строго перпендикулярна оси ствола. / / 1 1 Yf/////////////////>\^ ( "' ------ Ч?ч ///У//?[//////////{ У//////Ы 1 ^1"^ Ч Lrf- .,..-.„ ......... *" ^ Рис. 5.5. Ствол: / — пенек ствола; 2 — скат патронника; 3 — дульце патронника; 4 — соединительный конус; 5 — дульный срез / Форма и размеры патронника определяются патроном. Спереди патронник имеет скат 2 и дульце 3. Нарезы в канале ствола, взаимодействуя боковыми гранями с ведущим пояском снаряда, сообщают ему вращательное движение. Форма нарезов в поперечном сечении ствола называется профилем нарезов. В стволах авиационных пушек применяются прямоугольные нарезы со скругленными углами. В нарезах различают поле 1 (рис. 5.6), дно 2 и грани 3. Та грань, реакция которой создает снаряду угловое ускорение, на-'2 зывается боевой гранью. Ширина нареза b равна ширине поля. Диаметр канала ствола d, измеренный по полям нарезов в мм, называется калибром оружия. Глубина нарезов ^нар по длине ствола обычно постоянна. Число нарезов тем больше,, чем больше калибр оружия. Крутизна нарезов характеризуется их шагом (длиной цилиндра, на которой винтовая линия нареза делает один оборот). Нарезы могут быть постоянной или переменной крутизны. Их крутизна вблизи дульного среза определяет скорость вращения снаряда на выходе из канала ствола. Прогрессивная 114 Рис. 5.6. Профиль нарезов ствола: / — поле нарезов; 2 —дно нареза; 3 — грань нареза крутизна (увеличивающаяся к дульному срезу) позволяет повысить живучесть ствола, так как распределяет равномерно нагрузки на боевые грани по длине ствола и создает облегченный режим врезания ведущего пояска снаряда в .нарезы. При стрельбе ствол испытывает большие нагрузки, создаваемые высоким давлением и температурой, а также механическим воздействием снаряда при его движении. Тяжелые температурные и механические условия работы усугубляются тем, что они выполняются в весьма агрессивной среде пороховых. газов. Характеристикой устойчивости ствола к износу является живучесть ствола. Преждевременный износ ствола может быть вызван плохим состоянием канала ствола или нарушением заданного для оружия режима стрельбы. Износ ствола приводит к уменьшению начальной скорости снаряда и устойчивости полета снаряда на траектории. Износ ствола в сильной степени связан с разгаром ствола, истиранием и сглаживанием нарезов. Быстрее всего изнашиваются начальный участок ствола и участок вблизи дульного среза. В начале нарезов расположена область максимальных давлений, температур и ускорений снаряда; износ в дульной 'части связан с высокой скоростью движения и колебанием снаряда. Механизм запир'ания и отпирания производит запирание канала ствола перед выстрелом, удерживает гильзу в патроннике во время выстрела и осуществляет отпирание канала ствола после падения давления газа в стволе. • Во время выстрела гильза в патроннике удерживается затвором. В авиационном оружии, как правило, применяются механизмы с принудительным запиранием. В таких механизмах запирающие устройства имеют на затворе специальные (боевые) упоры, которые входят в зацепление с упорами ствола. При этом затвор на время выстрела жестко соединяется со стволом, образуя с ним единую силовую конструкцию. Механизмы запирания в зависимости от направления хода затвора разделяют на механизмы со скользящим затвором и механизмы с клиновым затвором. Механизмы со скользящим затвором в свою очередь различаются по способу запирания, при этом основным из них является поршневое запирание. Поршневое запирание или запирание поворотом затвора относительно его продольной оси при приходе его в крайнее переднее положение может осуществляться перемещением ударника 4 (рис. 5.7), имеющего штифт 6, входящий в винтовой йаз 5 затвора. При этом специальные боевые упоры 2 затвора / заходят за соответствующие выступы 3 ствола. В механизмах запирания с клиновым' затвором затвор / (рис. 5.8) перемещается в поперечном направлении в пазах ствольной коробки 2. Запирание канала ствола осуществляется поднятием затвора. Перемещение затвора обеспечивается ос- 115 новным звеном — ползуном 3, который выполнен в форме рамки и имеет на внутренних боковых поверхностях гребни 4. Гребни ползуна входят в фигурные пазы затвора. Поднятие затвора осуществляется при взаимодействии поверхностей 5 гребней и пазов затвора, опускание — при взаимодействии поверхностей 6. Рис. 5.7. Запирающий механизм поршневого типа: / — затвор; 2 — боевые упоры затвора; 3 — выступы ствольной коробки; 4 — ударник; 5 — винтовой паз затвора; 6 — штифт ударника Поршневое запирание и запирание клиновым затвором позволяют получить большую прочность и жесткость механизма запирания при малых массе и габаритах. К недостаткам клинового затвора можно отнести то, что он не может обеспечить досылание патронов и экстракцию гильз. / Рис. 5.8. Запирающий механизм с клиновым затвором; / — затвор; 2 — ствольная коробка; 3 — ползун; 4 — гребни; 5— рабочие поверхности при подъеме затвора; 6— рабочие поверх-, ности при опускании затвора Роль механизмов досылания патронов, экстракции и отражения гильз в оружии со скользящим затвором выполняет затвор. В оружии с клиновым затвором используется специальный досылатель, который может быть с большим или коротким ходом. 116 Надежность досылания обеспечивается тем, что перед досыланием патрон жестко фиксируется различными способами: лапками затвора, снижателями патрона, выступами ствольной коробки, специальными отсекателями и т. д. Для уменьшения времени досылания используются ускорители наката, которые или определяют закон движения досыла-теля на протяжении всего процесса досылания, или сообщают затвору дополнительный импульс силы в начале досылания. В механизме досылания патрона и экстракции гильзы (рис. 5.9) 7 6 Рис. 5.9. Механизм досылания патронов и экстракции гильз: /^—.ствол; 2 — звено патронной ленты;. 3 — досылатель-экстрактор; 4 — ползун; 5 — ускоритель; 6 — упор; 7 — плечики досылателя; 8 — гребни . затвора патрон перед досыланием располагается в звене 2 патронной ленты на некотором расстоянии от оси канала ствола 1, а до-сылатель 3 упирается в дно гильзы. Досылатель связан с основным звеном — ползуном 4 через ускоритель наката (отката) '5. Ускоритель представляет собой рычаг, ось вращения которого закреплена на ползуне. Верхнее плечо ускорителя шар--нирно связано с досылателем. При движении ускорителя вместе с ползуном два пера короткого плеча ускорителя поочередно (в накате и откате) взаимодействуют с неподвижным упором 6. Плечики 7 досылателя, скользя по полкам ползуна 4, определяют вертикальное перемещение досылателя в процессе досылания патрона. При досылании патрона досылатель сначала движется со скоростью ползуна. Затем нижнее перо ускорителя 5 начинает взаимодействовать с неподвижным упором 6, и досылатель получает дополнительное движение относительно ползуна. В про--цессе досылания патрон снижается на линию канала ствола, а досылатель, скользя плечиками 7 по полкам ползуна, поднимается вверх так, что к концу досылания зуб досылателя заска: кивает в проточку гильзы. Это необходимо для экстракции гильзы после выстрела. Досылание патрона с помощью механизма с коротким ходом досылателя происходит от удара досылателем по патрону на начальном участке досылания. Дальнейшее движение пат- 117 / рона в патронник идет по инерции. Начало и конец досылания здесь связаны с большими ударными нагрузками. Кроме того, досылающий механизм с коротким ходом не может совмещать функции экстрактора гильз. При наличии досылателя с коротким ходом-используется специальный экстрактирующий механизм, который извлекает гильзу из патронника коротким ударом, — рычаг 2 (рис. 5.10), закрепленный на корпусе с помощью оси. Одно плечо рычага . захватывает гильзу за закраину, другое плечо взаимодействует с затвором 1. Процесс извлечения гильзы из патронника связан с преодолением усилий, определяющее значение на величину которых оказывает давление в стволе в момент экстракции. Плавное страгива-ние гильзы позволяет уменьшить усилие, действующее на закраину гильзы, что важно при малой площади зацепления экстрактора с гильзой. Плавного страгивания гильзы в процессе отпирания канала ствола можно достичь при взаимодействии гребней 8 (см. рис. 5.9) затвора с плечиками 7 досылателя. Конструкция кулачкового экстрактора (рис. 5.10) также обеспечивает плавное страгивание гильзы при взаимодействии кулачка экстрактора 2 с криволинейной поверхностью 4 и последующий выброс гильзы при взаимодействии кулачка с выступом 3 затвора. После извлечения из патронника гильза удаляется за пределы оружия с помощью специальных отражателей или очередным патроном при его снижении. Все типы отражателей воздействуют на гильзу, получившую большую продольную скорость в процессе экстракции, изменяя направление ее движения, в результате чего гильза покидает пределы пушки под определенным углом к ее продольной оси. Отражатели выполняются в форме выступов и криволинейных поверхностей на корпусе оружия или в форме специальных деталей. Механизмы подачи и снижения осуществляют подачу патронов в такое положение, из которого патрон может быть снижен на линию канала ствола и дослан в патронник. Существуют ленточная и магазинная схемы питания оружия патронами. Патронная лента снаряжается с помощью стальных звеньев открытого типа, из которых патрон можно извлечь как продольным проталкиванием через звено, так и поперечным выдавливанием из звена. Механизм подачи в этом случае перемещает патронную ленту на один шаг в приемник оружия при 118 Рис. 5.1Q. Механизм экстракции гильзы: 1 — затвор; 2 — рычаг (экстрактор); 3 — рабочий выступ затвора; 4 ~-криволинейная поверхность затвора каждом выстреле. Существуют следующие механизмы подачи патронной ленты: реечного типа и с ведущей звездой подачи. Механизм подачи реечного типа имеет рейку подачи / (рис. 5.11) с подающими пальцами 2 и фиксирующие пальцы 3. Подающие и фиксирующие пальцы поджимаются к патронной ленте специальными пружинами. с^олххх^ж^ . Рис. 5.11. Механизм подачи патронной ленты реечного типа: / — рейка; 2 — подающие пальцы; 3 — фиксирующие пальцы Рис. 5.12. Механизм подачи патронной ленты с ведущей звездой: 1 — звезда; 2 — вал подачи Основное звено пушки'обеспечивает возвратно-поступательное движение рейки /. При подготовительном ходе рейка движется навстречу патронной ленте. В этот момент лента от выпадания из приемника оружия удерживается фиксирующими пальцами 3, а подающие пальцы, набегая на очередной патрон, поджимаются и перескакивают через него. При рабочем ходе рейка движется в другую сторону, подающие пальцы в это время продвигают ленту на величину шага, а фиксирующие пальцы поджимаются и проскакивают за очередной патрон. Для уменьшения скорости подача патронной ленты, может осуществляться в два этапа на протяжении большей части цикла работы пушки. В этом случае фиксирующие пальцы механизма устанавливаются не на корпусе оружия, а на дополнительной подвижной рейке. Рейки движутся навстречу друг другу, за время цикла работы оружия каждая рейка подает патронную ленту на полшага. Механизм подачи с ведущей звездой подачи / (рис. 5.12) протягивает ленту за счет вращения звезды от вала 2. Для обеспечения разряжания оружия вал подачи может отключаться от основного звена разъемным шлицевым соединением, которое находится в кинематической связи между валом подачи и основным звеном. Механизм снижения выдавливает патрон из звена патронной ленты и снижает его на линию канала ствола (в лапки затвора). Механизм имеет фиксатор для звена (или звеньесъемник),удер- 119 У//////7///////////Л 1 живающий звено в процессе извлечения патрона, и снижатели. Снижатели могут быть качающего типа и с поступательным движением. Иногда операцию снижения патрона в лапки затвора выполняет звезда подачи. Конструкция механизмов подачи и снижения при магазинной системе питания аналогична конструкциям рассмотренных выше механизмов. Стреляющие и спусковые механизмы предназначены соответственно для производства выстрела и открытия или прекращения стрельбы. При применении патронов с капсюлем ударного действия стреляющий механизм называется ударным, в патронах с электрокапсюлем выстрел происходит при подаче . напряжения на центральный электрод капсюля, а стреляющий механизм называется электрозапальным. Ударный механизм может быть с собственной боевой пружиной, с возвратно-боевой пружиной и без боевой пружины. Механизм с собственной боевой пружиной может использоваться во всех схемах оружия. Ударный механизм с возвратно-боевой пружиной применяется в оружии с задним расположением подвижных частей. Ударник без боевой пружины может использоваться в многоствольном оружии с вращающимся блоком стволов. В этом случае ударник получает энергию непосредственно от блока стволов, вращающегося непрерывно в процессе стрельбы. В общем случае ударный механизм включает следующие основные элементы: боек 1 (рис. 5.13), ударник 3, боевую пружину 4 и автошептало 8. В механизме могут присутствовать и другие промежуточные детали, например лодыжка 2 (или рычаг бойка). Боевая пружина запасает энергию от основного зрена — ползуна 6. Она сжимается при запирании канала ство- 120 Рис. 5.13. Ударный и спусковой механизмы: / — боек; 2 — лодыжка; 3— ударник; 4— боевая пружина; 5 —затвор; 6 — ползун; 7 — стержень; 8 — автошептало; 9, 12 — выступы ударника; 10 — гребни затвора; // —замыкатель; 13 — шептало; 14 — рычаг; 15 — якорь электромагнита ла, когда затвор 5, а также связанные с ним замыкатель // и стержень 7 движутся вверх, а ударник 3 удерживается авто-шепталом 8 за выступ 9. В конце запирания канала ствола затвор гребнем 10 выключает автошептало, и ударник под действием боевой пружины наносит удар по бойку через лодыжку. Лодыжка преобразует поперечное движение ударника в продольное движение бойка. Автошептало крепится на ствольной коробке с помощью оси и имеет пружину, поджимающую его к ударнику. Спусковой механизм имеет электромагнит с якорем 15, шептало 13 с пружиной и рычаг 14. Якорь электромагнита через рычаг управляет включением и выключением шептала. При прекращении стрельбы, когда очередной патрон будет подготовлен к выстрелу, автошептало выключается. Однако выстрела не произойдет, так как после снятия напряжения с электромагнита ударник будет удерживаться шепталом за выступ 12. Возобновление стрельбы произойдет при подаче напряжения на электромагнит. При этом якорь электромагнита, втягиваясь, через рычаг 14 выключает шептало, работа ударного механизма возобновляется. Электрозапальный механизм включает неподвижный токонесущий контакт, переходную, втулку с подвижным контактом и связанную с основным звеном оружия фигурную шайбу, которая управляет положением подвижного контакта. Напряжение на неподвижный контакт подается после нажатия на кнопку стрельбы. Однако наличие механической связи основного звена с подвижным контактом обеспечивает замыкание цепи электрокапсюля патрона только после окончания всех подготовительных операций по перезаряжанию оружия. Механизм перезаряжания необходим для окончательной подготовки обычного, барабанного и двуствольного оружия к стрельбе и устранения задержек в стрельбе типа осечки. Перезаряжание сводится к тому, что цикл работы механизма оружия совершается от внешнего источника энергии. * В многоствольных пушках с вращающимся блоком стволов начало стрельбы связано с раскруткой блока стволов от внешнего источника энергии, а осечка патрона в процессе стрельбы не приводит к прекращению 'стрельбы, так как кинетической энергии блока стволов достаточно для подготовки к выстрелу следующего за осеченным патрона. При этом патрон-осечка выбрасывается за пределы оружия. Поэтому в таком оружии вместо механизма перезаряжания используется стартер, предназначенный для раскрутки блока стволов в начале стрельбы. Широкое распространение в авиационном артиллерийском оружии получили пневматическая и пиротехническая" системы перезаряжания. Пневматическая система перезаряжания использует энергию сжатого воздуха. Механизм перезаряжания, входящий в конструкцию оружия, в" этом случае выполнен в форме цилиндра с поршнем, связанным с основным звеном ору- 121 жия. Цилиндры перезарядки бывают однотактные и двухтактные. В однотактном цилиндре поршень 4 (рис. 5.14), движок 2 и связанное с ними ведущее звено пушки усилием сжатого воздуха перемещаются только назад, одновременно сжимается возвратная пружина 3. После прекращения подачи воздуха в цилиндр / подвижные части оружия или остаются на боевом взводе в заднем положении, или возвращаются вперед под действием возвратной пружины. WLLJ-L « \ ? ^,\1\\Щ?ЪЯ?± Ц . \ /Йг^ \ V Ь А А А Л А Jb А A jk / A. ~^7/v////( \ T--rv У \ ^v ^v Fv ^v ^ Jt\ f\ T\ ?x ^. *y/ \\N 1 ^ллилл^ —— ------ -&/Л г W 41 ^ ' Ъ ^9 > > 41 4fr w ^01 ,V' \\\^N^ V'A \V.\\\^\ ''.'vX1 \ '•'^ ^(m \ \ Рис. 5.14. Однотактный цилиндр перезарядки: : / ~ цилиндр; 2 — движок; 3 — возвратная пружина; 4 — поршень Двухтактные цилиндры перезарядки применяют, если нет возвратных пружин или их усилий недостаточно для надежного возврата подвижных частей оружия в исходное положение. В двухтактных цилиндрах перезарядки поршень движется как вперед, так и назад усилием сжатого воздуха. '/////////77/ Л Т^ 5SS Щ--^ У///Х//77. ™ 7 Рис. В.15. Механизм пиротехнической перезарядки: / — изоляционные ВТУЛКИ с пиро^ойками; 2 — контактная колодка; 3 — кас« сета; 4 — пиропатроны; 5 — клапаны; 6 — обтюратор; 7 *-- поршень Механизм пиротехнической перезарядки отличается простотой, малой .массой и высокой надежностью. Дл^ работы меха* низм использует энергию порохового газа, образующегося при срабатывании специального пиропатрона. Он выполнен по типу газоотводного порохового двигателя, поршейь 7 (рис. 5.15) 122 которого связан с основным звеном оружия, и кассеты 3 с пиропатронами 4. Срабатывание пиропатронов осуществляется подачей напряжения на их электрокапсюль через съемную контактную колодку 2. Токопроводящие контакты изолированы от корпуса колодки втулками 1. Колодка обеспечивает также возможность зарядки кассеты пиропатронами и удерживает их в кассете при срабатывании. Пороховой газ, полученный при срабатывании пиропатрона, поступает в газопороховой двигатель через систему клапанов 5 и обтюратор 6. Клапаны под давлением пороховых газов перемещаются так, что обеспечивают выход газов от сработавшего пиропатрона в центральный канал клапанов и в то же время перекрывают доступ раскаленных газов к другим пиропатронам, предохраняя их от теплового срабатывания. Обтюратор 6 обеспечивает герметизацию стыка между кассетой и двигателем. По конструкции пневмостартер аналогичен цилиндру перезарядки, а пиростартер — механизму пиротехнической перезарядки. Отличие стартеров состоит в том, что поршень двигателя пиростартера имеет зубчатую рейку, а раскрутка блока стволов осуществляется через специальную муфту обгона, которая обеспечивает одностороннюю кинематическую связь от поршня к блоку стволов. А 5.4. АНАЛИЗ ОСНОВНЫХ СХЕМ АВИАЦИОННОГО АРТИЛЛЕРИЙСКОГО ОРУЖИЯ Наличие одного ствола и одного патронника в оружии обычного типа исключает возможность совмещения четырех операций: отпирания и запирания канала ствола, досылания патрона и экстракции гильзы. В связи с этим в оружии обычного типа минимальное время цикла складывается из времени выстрела и суммы времени четырех несовмещаемых операций. Такой цикл называют идеальным циклом оружия. При идеальном цикле другие операции полностью совмещены с основными, а основные следуют друг за другом без перерывов. Для повышения темпа, стрельбы в о-ружии обычного типа необходимо стремиться к реализации идеального цикла и по возможности сокращать время выполнения каждой: из несовме- • щаемых операций. Однако в реальных образцах оружия часто в общее время цикла входят часть времени выполнения других операций и отрезки времени, в течение которых вообще никакие операции по перезаряжанию оружия не производятся. Рассматривая особенности цикла работы оружия обычного типа на примере пушки с газоотводным двигателем, необходимо проанализировать циклограмму пушки (рис. 5.16)—закон движения ползуна, жестко связанного с поршнем газоотводного двигателя. 123 Движение ползуна начинается в тот момент, когда снаряд в стволе пройдет газоотводное отверстие, через которое пороховые газы поступают в цилиндр двигателя. После небольшого свободного хода, в течение которого заканчивается выстрел, t,c Рис. 5.16. Циклограмма пушки АМ-23: tB — выстрела; <э от — экстракции и отражения; <п — подачи патронной ленты; t — снижения; <д — досылания патрона; <3 — запирания канала ствола ползун перемещает затвор на отпирание канала ствола. Вслед за отпиранием ствола идет экстракция гильзы, которая затей переходит в отражение ее из оружия. Подача патронной ленты растянута почти на всю длину отката ползуна и совмещается с экстракцией и отражением гильзы. Значительное время затрачивается на торможение ползуна в заднем положении и' его разгон в начале наката. В это время никакие операции по перезаряжанию оружия не производятся. При ходе ползуна вперед происходят досылание и одновременное снижение патрона, а затем запирание затвором канала ствола и разбитие капсюля. Ударник стреляющего механизма освобождается от автоматического шептала до окончания запирания, что ведет к сокращению времени цикла. Анализ циклограммы позволяет сделать следующие выводы. Во-первых, в цикле имеется совмещение ряда операций. Так, подача патронной ленты совмещена с экстракцией, отражением гильзы и частично с отпиранием ствола. Отражение гильзы частично совмещено с экстракцией, а снижение патрона совмещено с его досыланием. Во-вторых, цикл содержит дополнительное время, в течение которого не выполняются операции, что приводит к уменьшению 124 темпа стрельбы (это вызвано стремлением повысить надежность работы оружия). Каковы возможности обычной схемы оружия по повышению темпа стрельбы? При реализации идеального цикла основным способом увеличение темпа стрельбы осуществляется сокращением времени выполнения несовмещаемых операций, при этом досылание патрона и экстракция гильзы являются самыми продолжительными процессами, так как выполняются на большой длине хода ползуна. Минимальное время выполнения этих операций определяется прочностью патрона, эвена и деталей оружия. - Если в пушке (d = 23 мм), выполненной по обычной схеме, будет реализован идеальный цикл, то ему будет соответствовать предельный темп стрельбы порядка 1500—1800 выстр./мин. Дальнейшее увеличение темпа стрельбы для этих пушек связано со значительными трудностями конструктивного и технологического характера. В то же время, используя другие, более совершенные схемы автоматики, можно получить значительно больший темп стрельбы, принципиально не достижимый для схемы обычного типа. При барабанной схеме оружия имеется возможность совмещения операций досылания патрона и экстракции гильзы между собой и с другими операциями. Особенности этой схемы оружия можно проанализировать по схеме барабанной пушки с четырьмя патронниками (см. рис. 5.1). Перезаряжание оружия производится поворотом барабана на 90°. На начальном участке поворота происходит отпирание стреляющего патронника, в котором находится гильза, на конечном — запирание следующего патронника с очередным досланным патроном. Во время выстрела и поворота барабана также производятся досылание патрона в пустой патронник, экстракция гильзы из соответствующего патронника от предыдущего йЫстрела и подача патронной ленты. Таким образом, барабанная схема позволяет совмещать операции досылания, экстракции, отпирания и подачи патронной ленты. Следовательно, минимальное время, затрачиваемое на подготовку очередного выстрела, будет определяться временем выполнения наиболее продолжительной операции — операции досылания. В этом случае время цикла будет складываться из времени выстрела, в течение которого барабан неподвижен, и времени досылания, осуществляемого при повороте барабана. Если в барабане имеется более четырех патронников, то операцию досылания можно выполнить в несколько этапов и растянуть ее на соответствующее число выстрелов. Однако наличие в пушке одного ствола вынуждает ограничивать темп стрельбы таким значением, которое допустимо по живучести ствола. Поэтому в барабане одноствольного оружия размещается, как правило, не более четырех патронников. 125 Двуствольная схема оружия, как правило, имеет свои механизмы снижения и досылания патрона, запирания и отпирания ствола и экстракции гильзы; остальные механизмы являются общими. Такое соединение позволяет получить выигрыш в массе и габаритах оружия по сравнению с двумя раздельными образцами. Наличие двух стволов решает проблему их живучести, так как общее число выстрелов и интенсивность стрельбы из каждого ствола уменьшаются вдвое. В двуствольных пушках движение ползуна назад и вперед происходит под действием пороховых газов, что ведет к существенному сокращению времени наката подвижных частей и более стабильному режиму работы механизма. Все это позволяет повысить предельный темп стрельбы двуствольного оружия более чем в два раза по сравнению с оружием обычного типа. Многоствольная схема оружия с вращающимся блоком стволов [15] обладает наилучшими возможностями для повышения темпа стрельбы. Непрерывное вращение блока стволов уменьшает нагрузки на детали оружия и позволяет обеспечить плавное безударное досылание патрона в ствол с малыми инерционными нагрузками. Это в сочетании с возможностью растянуть операцию досылания на несколько выстрелов допускает вращение блока стволов с большой скоростью и позволяет обеспечить большой темп стрельбы, не нарушая прочности патрона. В то же время при большом числе стволов каждый ствол будет иметь сравнительно невысокую нагрузку как по интенсивности стрельбы из него, так и по суммарному числу выстрелов за период эксплуатации в пределах живучести оружия. Это решает проблему живучести стволов при высоком темпе стрельбы и требуемой длине очереди. Наряду с очевидными достоинствами многоствольному оружию с вращающимся блоком стволов присущи и некоторые принципиальные недостатки. Для получения высокого темпа стрельбы короткими очередями необходим быстрый разгон стволов в начале стрельбы. Это требует применения мощных стартеров, что усложняет оружие. Безостановочное вращение блока стволов при стрельбе в случае затяжного выстрела может привести к отпиранию канала ствола, когда в нем еще сохраняется высокое давление. Это вызывает поломку оружия или ведет к задержке в стрельбе. А 6.5. ВЫСТРЕЛ И СОПРОВОЖДАЮЩИЕ ЕГО ПРОЦЕССЫ Выстрел представляет собой сложное явление, которое сопровождается рядом физических и химических превращений. При выстреле происходит очень быстрое превращение химической энергии пороха сначала в тепловую энергию порохового газа, а затем в кинетическую энергию снаряда, заряда и откатных 126 частей. Часть энергии порохового газа используется в газопороховых откатных и газоотводных двигателях для работы механизмов автоматического оружия, а также расходуется на нагревание оружия. Пороховые газы могут использоваться не только для приведения в движение механизмов, но и для торможения этого движения с одновременным аккумулированием энергии в целях последующего возврата подвижных частей оружия в исходное положение. nepuo'i лвследмстмя Рис. 5.17. Изменение давления и скорости снаряда в стволе при выстреле Явления, происходящие в канале ствола при выстреле, изучает наука, называемая внутренней баллистикой. Процессы, происходящие в канале ствола при выстреле, подразделяются на четыре периода (рис. 5.17). Период форсирования длится от момента разбития капсюля до начала движения снаряда. При срабатывании капсюля происходит воспламенение порохового заряда практически мгновенно по всей поверхности зерен, а затем процесс горения распространяется и в глубь зерна. В начальный момент времени пороховой заряд горит в постоянном объеме, так как для врезания ведущего пояска снаряда в нарезы требуется давление форсирования р0= (2504-400) • 105 Па. Первый баллистический период включает время от начала движения снаряда до момента сгорания порохового заряда и соответствует горению пороха в переменном объеме. Вначале объем, в котором происходит горение заряда, увеличивается медленно, так как снаряд в этот момент имеет небольшую скорость, а процесс газообразования идет достаточно 127 интенсивно. Поэтому давление порохового газа продолжает быстро растили в некоторый момент tmax достигает максимального значения pmax= (2500-f-4000) • 105 Па. Этому моменту также соответствуют максимальные значения температуры газа и ускорения снаряда. Затем скорость снаряда достигает такого'значения, при котором увеличение объема заснарядного пространства идет быстрее, чем процесс газообразования при горении пороха. При этом давление в канале ствола начинает падать еще до окончания горения пороха. Время /к, давление газа рк и Скорость снаряда VK соответствуют концу горения пороха, т. е. концу первого баллистического периода. Второй баллистический период наступает после сгорания пороха, когда приток новых газов прекращается. Однако газы, находящиеся в заснарядном пространстве, еще обладают большим запасом энергии. Расширяясь, они совершают работу и продолжают увеличивать скорость снаряда. Давление в стволе во второй баллистический период монотонно падает. Рассматриваемый период заканчивается в момент вылета снаряда из канала ствола /д. Этому моменту соответствуют дульное давление газа рд и дульная скорость снаряда идул. Период последействия начинается с момента вылета снаряда из канала ствола и продолжается до тех пор, пока пороховые газы при истечении из ствола продолжают оказывать влияние на. движение снаряда, сообщая ему дополнительную скорость. Приращение скорости снаряда на этом участке сравнительно невелико и составляет не более 2,5%, но оно оказывает влияние на работу механизмов оружия и амортизаторов силы отдачи (например, на работу дульного тормоза и компенсатора силы отдачи). При оценке эффективности этих устройств период последействия является определяющим. А 5.6. БОЕПРИПАСЫ АРТИЛЛЕРИЙСКОГО ОРУЖИЯ Боеприпасами авиационного артиллерийского оружия являются унитарные патроны. Унитарный патрон состоит из гильзы 6 (рис. 5.18), порохового заряда 7, воспламенительного устройства 8, пули или снаряда 3. Гильза предназначена для размещения порохового заряда и соединения в одну конструкцию всех элементов патрона. Она предохраняет заряд и воспламенительное устройство от влияния атмосферных условий и механических повреждений. Форма и размеры гильзы соответствуют форме и размерам патронника ствола, чем обеспечивается обтюрирующая способность гильзы. При выстреле гильза, расширяясь, плотно прилегает к стенкам патронника, исключая прорыв пороховых газов в оружие. Гильза имеет четыре характерных части: дульце, скат, среднюю часть и дно. Дульце служит для соединения гильзы с пу- 128 —J —If лей или снарядом/ Снаряд (пуля) вставляется в дульце с некоторым натягом, после чего дульце обжимается в специальные канавки на корпусе снаряда. Прочность соединения, снаряда с гильзой характеризуется усилием-, необходимым для извлечения снаряда. Скат является переходной частью от дульца к средней части гильзы и служит для фиксации положения патрона в патроннике. Средняя часть гильзы имеет цилиндрическую или коническую форму. На донной части гильзы имеется фланец, который служит для удержания патрона в лапках затвора. В качестве воспламенительного устройства в патронах пулеметов применяются кап-, сюли-воспламенители, срабатывающие от удара бойка, которые состоят из колпачка, ударного состава и фольгового кружка. В патронах некоторых образцов оружия вместо капсюлей-воспламенителей применяются электрокапсюли. Пуля и снаряд отличаются друг от друга способом, обеспечивающим вращение их при движении в стволе. В нарезах ствола пуле сообщается вращение врезанием внешней оболочки корпуса, снаряду — врезанием медного ведущего пояска. Корпус снаряда состоит из головной, цилиндрической и запоясковой частей. На цилиндрической части корпуса имеются одно или два центрирующих утолщения и кольцевая выточка для запрессовки ведущего пояска. Диаметр центрирующих утолщений снаряда равен калибру оружия. Ведущий поясок 4 имеет диаметр несколько больше калибра, так как он выполняет функции обтюратора, исключая прорыв пороховых газов. Патроны авиационного оружия отличаются разнообразием пуль и снарядов. В них применяются осколочно-фугасно-зажигательно-трассирующие (ОФЗТ), бронебойно-разрывные (БР), бронебойно-зажигатель-ные (БЗ), учебно-боевые (УБ) и другие снаряды. Разрывные снаряды снаряжаются шашками ВВ 2 (рис. 5.18) и обладают фугасным и зажигательным действием. Снаряды с разрывными зарядами комплектуются головными, а бронебойно-разрывные— донными контактными взоывателями 1, обеспечивающими подрыв снарядов после пробивания ими тонких преград. Бронебойно-зажигательный снаряд состоит из корпуса 4 (рис. 5.19), бронебойного сердечника 3, баллистического нако- 5-42 129 Рис. 5.18. Устройство патрона: 1 — взрыватель; 2— разрывной заряд; 3 — снаряд; 4 — ведущий поясок; 5 — размсд-нитель; б — гильза; 7 — пороховой заряд; 8 — вос-пламенительное устройство нечника 1 и зажигательного состава 2. Зажигательный состав воспламеняется при ударе снаряда о преграду в результате преобразования кинетической энергии удара в теплоту. Типовой головной взрыватель авиационных снарядов имеет ударный механизм, в состав которого входят реакционный ударник 7 (рис. 5.20), жало 4 и капсюль-воспламенитель //. До момента взведения жало удерживается от движения к капсюлю предохранителем (спиралью) 8. Предохранителем служит медная лента, намотанная на жало в направлении, противоположном вращательному движению снаряда. На ленту наде-го металлическое кольцо 9, опирающееся на лапки жесткого предохранителя 5. Кольцо препятствует развертыванию ленты. Огневую цепь взрывателя кроме капсюля-воспламенителя составляют газодинамический замедлитель 13 и капсюль-детонатор 15. Взрыватель имеет самоликвидатор, состо-" ящий из накольно-воспламенительного устройства и пиротехнического состава. Накольно-воопламенительное устройство, которое состоит из жала /, капсюля-воспламенителя 3 и пружины 2, служит для воспламенения пиротехнического состава самоликвидатора. При выстреле капсюль-воспламенитель 3 под действием линейной инерционной силы преодолевает сопротивление пружины 2 и накалывается на жало 1. Луч огня капсюля воспламеняет пиротехнический состав самоликвидатора, за-. прессованный в вертикальном канале 16, параллельном каналу 12. Каналы 12 и 16 связаны кольцевой канавкой на верхнем торце втулки 14. Одновременно кольцо 9, отгибая лапки жесткого предохранителя 5, оседает и освобождает ленту. Центробежные силы С, возникающие при вращении снаряда, стремятся развернуть ленту. Однако развертыванию ленты во время движения снаряда в стволе препятствуют силы инерции от касательного ускорения снаряда и силы трения нижнего торца ленты о верхний торец втулки 10. Касательные силы К. обусловлены угловым ускорением снаряда. Они действуют на отдельные элементы ленты вдоль касательных к ним (рис. 5.21) в плоскости, перпендикулярной оси взрывателя. При ускоренном вращении снаряда (угловая скорость о непрерывно увеличивается) касательные силы К, направлены против направления вращения снаряда и препятствуют развертыванию ленты, намотанной в том же направлении. Силы трения ленты о втулку 10 (см. рис. 5.20) обусловлены 130 Рис. 5.19. Бро-небойно-зажи-гательный снаряд: / — баллистический наконечник; ! — зажигательный состав; 3 — бронебойный сердечник; 4 — корпус Рис. 5.20. Устройство взрывателя авиационных артиллерийских снарядов: а — вертикальный осевой разрез; б — разрез плоскостью, пер-пендикулярнбй рисунку и проходящей по оси деталей /, 2, 3; 1 — жало накольно-воспламенительного устройства; 2 — пружина; 3, 11 — Капсюль-воспламенитель; 4 — жало ударного механизма; б — жесткий предохранитель; 5 —мембрана; 7 — удар-Ник; 8 — спираль (предохранитель); 9—-кольцо; 10 — фиксатор (втулка); 12, 16 — вертикальный канал; 13—• замедлитель4, 74-** втулка; IS — капсюль-детонатор 4* 131 действием на жало и ударник линейной инерционной силы. Под действием этой силы жало, упираясь своей шляпкой в верхний торец ленты, прижимает ее к верхнему торцу втулки 10. Рис. 5.21. Схема сил, действующих на .предохранитель После вылета снаряда из ствола действие касательной и линейной инерционных сил заканчивается, и центробежные си-, лы на расстоянии 2,5—5,0 м от дульного среза развертывают ленту, прижимая ее к стенкам внутренней полости взрывателя. При встрече снаряда с преградой под действием сил реакции преграды жало накалывает капсюль-воспламенитель. Раскаленные газы капсюля через отверстия в замедлителе проникают к капсюлю-детонатору. Срабатывание капсюля-детонатора приводит к взрыву снаряда. Если снаряд на своем пути не встретит преград, срабатывание капсюля-детонатора происходит от луча огня после выгорания пиротехнического состава самоликвидатора. Г Л А В А* 6 АВИАЦИОННЫЕ АРТИЛЛЕРИЙСКИЕ УСТАНОВКИ И ИХ СИСТЕМУ УПРАВЛЕНИЯ А 6.1. КЛАССИФИКАЦИЯ И СОСТАВНЫЕ ЧАСТИ УСТАНОВОК Под авиационной артиллерийской установкой принято понимать совокупность устройств, расположенных на ЛА и служащих для эффективного боевого применения артиллерийского оружия. Эти устройства обеспечивают крепление оружия на ЛА, питание его патронами, наводку оружия на цель, отвод гильз, звеньев и другие операции, связанные с действием оружия. Классификация установок чаще всего производится по степени подвижности оружия относительно ЛА, по месту расположения установки и по способу закрепления ее на ЛА. . По степени подвижности оружия установки делят на неподвижные и подвижные. Неподвижными называют такие установки, на которых оружие сохраняет заданное ему при монтаже и пристрелке положение. Наводка оружия на цель осуществляется маневром ЛА. По характеру боевого применения неподвижно установленное оружие является наступательным. Оно используется для вооружения истребителей, истребителей-бомбардировщиков, а иногда и бомбардировщиков. •" Подвижными называют такие установки, которые позволяют вести огонь из установленного на них оружия в различных направлениях относительно своего ЛА. Подвижные установки дают возможность дополнять или заменять маневр ЛА маневром огня. Наводка оружия, установленного на. подвижной установке, осуществляется членом экипажа, не занятым пилотированием ЛА (стрелком). Подвижные установки — единственный вид установок тяжелых бомбардировщиков и военно-транспортных самолетов, так как эти типы ЛА- наименее ма-невренны. Фронтовые, бомбардировщики могут иметь как подвижные, так и неподвижные установки. - . Следует отметить, что конструкции тех и других типов установок весьма разнообразны и определяются рядом факторов: типом ЛА, количеством и типом оружия, местом расположения установок на ЛА, степенью их подвижности и типом системы управления. . • По месту расположения на ЛА установки можно разделить на фюзеляжные и крыльевые. 133 Неподвижная фюзеляжная установка чаще всего размеща-, ется в носовой части фюзеляжа снизу. Она является основным типом установок самолетов-истребителей. Однако возможности размещения большого числа фюзеляжных установок на истребителях и истребителях-бомбардировщиках ограничены, поэтому на этих ЛА часть пушек может располагаться в корневой части крыла. Следует отметить, что крыльевые установки применяются на истребителях и истребителях-бомбардировщиках редко, а на бомбардировщиках подвижные установки бывают только фюзеляжными. По способу закрепления установок на ЛА их делят на встроенные и подвесные. Встроенные установки закреплены на ЛА постоянно. Подвесные установки закрепляют на'ЛА временно для усиления артиллерийского вооружения в конкретном боевом полете. Подвесные артиллерийские установки расширяют боевые возможности ЛА, делают его более универсальным; контейнеры с пушками подвешиваются вместо бомб или ракет. Основными составными частями установки являются: лафет, система питания оружия патронами, система перезаряжания и силовой привод. Перечисленные выше составные части обязательны для всех установок: подвижных и неподвижных. У подвижных установок имеется дополнительно силовой привод. Силовой привод необходим для перемещения оружия относительно ЛА. Наибольшее распространение получили электрический и гидравлический силовые приводы. А 6.2. ОСНОВНЫЕ АГРЕГАТЫ И СИСТЕМЫ АРТИЛЛЕРИЙСКИХ УСТАНОВОК Лафет —силовая конструкция, предназначенная для крепления оружия к ЛА и для передачи на конструкцию ЛА всех сил, действующих на оружие. Лафет неподвижной установки удерживает оружие в положении, заданном ему при монтаже и пристрелке. Лафет подвижной установки должен обеспечивать возможность поворота оружия в любое положение внутри зоны обстрела. Лафет состоит из основания, узла поворота и узлов крепления оружия. Основание лафета является основным силовым элементом лафета, и предназначено для закрепления установки на ЛА и размещения на нем остальных элементов лафета, устройств силового привода, элементов системы питания оружия патронами и других устройств, обеспечивающих нормальное функционирование установки. Узел поворота является принадлежностью лафета только подвижной установки и обеспечивает возможность поворота оружия в любое направление внутри зоны обстрела. Связь деталей узда поворота между собой и Q основанием лафета осу» 134 •' ' ' ществляется посредством различного рода подшипников и через элементы силового привода. Основание лафета и узел поворота представляют единую конструкцию, особенности которой определяются степенью Рис. 6.1. Верхняя установка кругового вращения (турель): 1 — оружие; 2 — передний узел крепления; 3 — задний узел крепления; 4 — качалка; 5 — двигатель вертикальной наводки; 6 — двигатель гори-зонтальной наводки; 7 — редуктор; 8 — подвижное кольцо; 9 — неподвижное кольцо подвижности установки, типом оружия, установленного на ЛА, местом расположения установки на ЛА и т. д. Верхняя подвижная установка кругового вращения (турель) имеет следующий принцип работы. Оружие с помощью переднего 2 (рис. 6.1) и заднего 3 узлов крепления удерживается на качалке 4. Качалка через редуктор 7 приводится во вращение вокруг оси 00 приводным двигателем 5, закрепленным на подвижном кольце 8. Подвижное кольцо поворачивается в неподвижном кольце 9 двигателем 6. Неподвижное кольцо служит для крепления установки к ЛА. У лафета кормовой установки основу конструкции составляет стойка / (рис. 6.2), поворачивающаяся в подшипниках переднего узла крепления 2. Внутри стойки вращается подвижное кольцо 3, на котором монтируется оружие. Узлы крепления оружия обеспечивают закрепление оружия на лафете и непосредственное восприятие всех сил со стороны оружия, а также регулировку положения оружия на установке. Для каждой единицы оружия на установке имеются два узла крепления, причем один из них является основным, другой — поддерживающим. Основной узел удерживает оружие за амортизатор, поддерживающий — непосредственно за корпус оружия. Основной узел воспринимает усилия по трем направлениям: продольному и двум поперечным. При стрельбе корпус 135 =^J" Рис. 6.2. Кормовая установка: / — стойка; 2 — неподвижные кронштейны; 3 — подвижное колъцо оружия перемещается в продольном направлении, поэтому поддерживающий узел конструируется таким, чтобы не препятствовать движению оружия в этом направлении. Кроме того, поддерживающий узел при необходимости делается регулируемым для обеспечения углового перемещения оружия. .Система питания оружия патронами предназначена для подвода патронов к приемнику пушки и для отвода от нее стреляных гильз и звеньев. Современные системы питания делятся на ленточные и магазинные. При ленточной системе питания патроны снаряжаются с помощью звеньев в ленту. В общем случае ленточная система питания состоит из патронных ящиков, подводящих рукавов, гильзо- и звеньеотводов, гильзо- и звеньесборников и механизмов подтяга патронной ленты. Сложность ленточной системы питания "зависит от степени подвижности оружия, компоновочной схемы установки и возможности безопасного отвода гильз и звеньев за пределы ЛА. Наиболее простыми являются системы питания неподвижных установок. Если оружие имеет две степени свободы, то система питания оказывается самой сложной. Такая система имеет жесткие и гибкие подводящие рукава, двигатели подтяга патронной ленты. Двигатели подтяга необходимы для облегчения работы подающего механизма пушки, условия работы которого сильно усложняются из-за большого сопротивления подводящих рукавов движению патронной ленты. Они включаются в действие при нажатии стрелком на боевую кнопку. Работа системы питания пушек, например, на верхней установке (рис. 6.3) состоит в следующем. Патронная лента / по-" дается к пушке 2 из патронного ящика 6, закрепленного на раме 7 подвижного кольца 3 установки, через жесткий рукав 4. На жестком рукаве закреплен двигатель подтяга 5, перемещающий патронную ленту. Звенья через звеньеотвод 9, а гильзы через гильзоотвод 10 поступают внутрь установки, откуда ссыпаются в неподвижно установленный бункер 8, являющий' ся гильзо- и звеньесборником. 136 Наружный барабан 2 (рис. 6.4) магазинной системы является хранилищем патронов и стреляных гильз. Патроны и гиль-. зы удерживаются за закраины продольными направляющими наружного барабана, а за цилиндрическую поверхность — спиральными выступами внутреннего барабана 3. При стрельбе / s 7 6 Рис. 6.3. Звеньевая система питания: / — патронная лента; 2 — пушка; 3 — подвижное кольцо; 4 — рукав; 5 — двигатель подтяга; 6 — ящик; 7 '— рама; 8 — бункер; 9 — звенье-отвод; 10 — гильзоотвод Рис. 6.4. Бсззвеньевая система питания: / — выходной узел; 2 — наружный барабан; 3 — внутренний б'арабан; 4 — выходной узел; 5 — отводящий рукав; 6 — обводной рукав; 7 — пушка; 8 — подводящий рукав внутренний барабан приводится во вращение и подает патроны к выходному узлу /, где они укладываются на транспортер. По подводящему рукаву 8 транспортера патроны подводятся к пушке 7. Доставка стреляных гильз и размещение их в барабане осуществляются соответственно отводящим рукавом 5 транспортера и выходным узлом 4. Транспортер перемещается от входного устройства к выходному по обводному рукаву 6. Привод транспортера и внутреннего барабана осуществляется от двигателя пушки, что необ-"ходимо для согласования работы системы питания и оружия. Чтобы исключить возможность случайного выстрела во время взлета ЛА, окончательная подготовка оружия к первому выстрелу производится в воздухе системой перезаряжания, которая служит также для устранения задержки в стрельбе и для приведения в действие механизмов пушки. Перезаряжание для обычного и барабанного оружия с газопороховым двигателем представляет собой выполнение одного цикла работы его механизма за счет энергии постороннего источника. При перезаряжании удаляется из патронника несработавший патрон, который заменяется очередным патроном. В систему перезаряжания входят механизм перезаряжания, являющийся конструктивным узлом пушки, и источник энергии. 137 Системы перезаряжания различаются по типу используемой энергии. Наибольшее распространение получили два типа систем: пневматическая и пиротехническая. Выбор той или иной системы определяется особенностями оружия. Пневматическая система перезаряжания получает сжатый воздух от бортовой сети ЛА через редуктор / (рис. 6.5), по- 1 -------- 1 rpQL 1 --J - 10 Рис. 6.5. Пневматическая система перезаряжания: / — редуктор; 2 — поворотное соединение; 3 — обратный клапан; 4 — баллон; 5 — предохранительный клапан; 6 — манометр; 7 — электропнеа-моклапан; 8 — трубопровод; 9 — переходной клапан; 10 — цилиндр перезаряжания воротное соединение 2, обратный клапан 3. Редуктор .уменьшает давление бортовой сети до рабочего давления механизмов перезарядки оружия. Поворотное соединение необходимо для подвода воздуха к подвижным элементам установки. Обратный клапан обеспечивает сохранение запаса воздуха в баллоне 4 в случае падения давления в бортовой сети. Баллон необходим для создания запаса йоздуха на установке и расхода его во время перезаряжания. Давление в системе измеряется манометром 6. Предохранительный клапан 5 сбрасывает часть воздуха из баллона,если давление превышает норму. Включение и выключение подачи воздуха в цилиндр перезаряжания 10 пушки осуществляется электропневмоклапа-ном 7, срабатывающим от системы управления перезарядкой, через переходной клапан 9. При подаче воздуха для перезарядки переходной клапан надежно соединяет цилиндр перезаряжания с трубопроводом 8. При прекращении «сдачи воздуха переходной клапан открывает широкую щель, чем достигается энергичное стравливание воздуха из цилиндра перезаряжания и тем самым уменьшение времени перезарядки. В пиротехнической системе для перезаряжания используется энергия порохового газа пиропатронов, срабатывание которых осуществляется от системы управления перезаряжанием. Преимущества пиротехнической системы перед пневматической— малая масса, простота конструкции, высокая надеж- 13$ ность; основной недостаток—ограниченное число перезарядок (определяемое числом пиропатронов), которые можно сделать в воздухе за время одного полета. А 6.3. СИЛОВОЙ ПРИВОД ПОДВИЖНЫХ УСТАНОВОК Силовой привод подвижных артиллерийских установок осуществляет поворот оружия относительно ЛА в полете. Он должен обеспечивать слежение за целью в условиях непрерывно и в широких пределах изменяющейся угловой скорости линии цели при непостоянстве внешних усилий: аэродинамических, отдачи и инерционных. ^ '.---• . Рис. 6.6. Электрический силовой привод о электромашинным усилителем: Д] — приводной двигатель; -ЭМУ — электромашинный усилитель; Д2 — двигатель ЭМУ . Силовой иривод' должен надежно работать также в условиях сильных вибраций, связанных со стрельбой, должен обладать большой жесткостью, чтобы деформация деталей привода при стрельбе не приводила к большому рассеиванию снарядов. Большие высота и скорость полета современных ЛА создают неблагоприятные условия для охлаждения привода. К перечисленным выше условиям необходимо .добавить требование малой массы и габаритов. В наиболее полной степени удовлетворяют сформулированным выше требованиям два типа приводов: электрический привод с электромашинным усилителем и гидравлический привод с объемным регулированием. Электрический силовой' привод с электромашинным усилителем (рис. 6.6) построен по системе генератор — двигатель. Якорь приводного двигателя питается от отдельного генератора постоянного тока — электромашинного усилителя (ЭМУ). На обмотку возбуждения ЭМУ подается сигнал управления в виде напряжения «у. Якорь генератора ЭМУ вращается с постоянной скоростью двигателем генератора Да. В обмотке яко- 139 ря наводится э. д. с., пропорциональная магнитному потоку управляющей обмотки. В результате на выходе генератора появляется напряжение, подаваемое на приводной двигатель Дь поворачивающий оружие. В качестве приводного двигателя наибольшее распространение получили двигатели постоянного тока. Основное требование, предъявляемое к приводным двигателям авиационных артиллерийских установок, — независимость скорости вращения от внешней нагрузки. Согласно принципиальной схеме гидравлического силового привода (рис. 6.7) оружие приводится в движение гидравличе- , УС Рис. 6.7. Гидравлический силовой привод: ГД — гидромотор; ГН — гидронасос; ДН — двигатель насоса оким мотором ГД. Скорость я направление вращения блока цилиндров гидромотора, а следовательно, и оружия определяются подачей гидронасоса ГН и направлением подачи жидкости от гидронасоса к гидромотору. Подача насоса и направление движения жидкости зависят от величины и направления управляющего сигнала (УС},. Ротор 'гидронасоса вращается с постоянной сдоростью электродвигателем ДН. Следует отметить, что гидропривод по сравнению с электроприводом имеет большее быстродействие, дает заметный выигрыш в массе, обладает более высоким к. п. д., однако он более дорог в производстве, его качества ухудшаются с пониже-" нием температуры окружающей среды, а неизбежные утечки жидкости сильно загрязняют установку. А 6.4. СОСТАВ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ АРТИЛЛЕРИЙСКИХ УСТАНОВОК В состав систем управления артиллерийской установки входят: система управления наводкой оружия, система управления огнем и система управления перезарядкой оружия. Наводка оружия заключается в согласовании оси канала ствола с визирной линией прицела и осуществляется поворотом рукоятки управления. Система управления наводкой свя- 140 зывает -между собой оружие, визир прицела и рукоятку управления до следующим вариантам схем: по первой схеме визир прицела (В) управляется от рукоятки (РУ), а движение на оружие (О) передается от прицела (рис. 6.8, а), по второй схеме рукоятка управляет движением оружия, а прицел следит за оружием (рис. 6.8,6), третья схема отвечает случаю, когда согласование оружия и прицела производится путем их управления от одной рукоятки (рис. 6.8, в). а - --1 • t " e Рис. 6.8. Возможные варианты связи системы управления наводкой: а -^первая схема; б — вторая схема; в — третья схема; РУ — рукоятка управления; В — визир прицела; О — оружие; 1 — связь рукоятка — визир; 2 — связь визир — оружие; 3 — связь рукоятка — оружие Связи между рукояткой и прицелом 1, между прицелом и оружием 2, между рукояткой и оружием 3 могут быть различными. Системы управления наводкой в соответствии с характером связи делят на системы управления по положению и по скорости. Система управления .по положению характеризуется тем, что управляемый элемент поворачивается на угол,, пропорциональный углу поворота управляющего элемента. В системе управления по скорости от направления и величины угла поворота управляющего элемента зависят направление и величина скорости движения управляемого элемента. Если управляющий элемент находится в среднем положении, то управляемый элемент неподвижен независимо от угла рассогласования между ними. Угол поворота управляемого элемента контролируется визуально. При сравнительной оценке различных систем управления наиболее важным критерием является точность слежения за подвижной целью. Однако следует учитывать также простоту конструкции системы. При оптимальных значениях своих параметров системы управления по положению и по скорости обеспечивают приблизительно равную точность. Из в'сех схем управления наводкой первая схема получила наибольшее распространение, так как она обладает рядом существенных преимуществ. Прежде всего, эта схема допускает непосредственное управление визиром от рукоятки. Благодаря этому схема управления наводкой приобретает простоту, а наводка визира на цель производится непосредственно поворотом визира. Кроме того, первая схема позволяет весьма просто 141 осуществить параллельное управление несколькими установками. Вторая схема затрудняет передачу управления с одного прицельного поста на другой, а параллельное управление несколькими установками вообще невозможно. Однако при наличии на ЛА одной установки и при использовании прицела с отдельным от прицельного поста визиром эта схема может успешно конкурировать с первой. Недостатками третьей схемы являются необходимость иметь два точных следящих привода и невозможность применения системы управления по скорости. Раздельное размещение стрелка и оружия вынуждает иметь на установке систему управления огнем и, если это требует конструктивная особенность пушки, систему управления перезарядкой. Применяемые системы управления огнем являются в основном электрическими. Электрическая система обладает большой гибкостью и позволяет легко решать задачи автоматизации различных операций. Система управления перезаряжанием служит для включения в действие силовой части системы перезаряжания. Это достигается подачей напряжения на электропневмоклапан пневматической системы или на электрокапсюли пиропатронов пиротехнической системы. Для управления перезарядкой находят применение как цепи ручного управления, так и цепи автоматического включения перезарядки, так называемые автоматы перезарядки. Автомат перезарядки без участия стрелка устанавливает факт появления задержки, а затем включает в действие силовую часть. При наличии автомата перезарядки стрелок сосредоточивает все свое внимание на слежении за целью и ведении огня, не отвлекаясь на выполнение дополнительных операций. А 6.5. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ НАВОДКОЙ ОРУЖИЯ Система управления по положению (следящий привод) включает в себя .два основных элемента: измеритель рассогласования и силовой привод. Измеритель рассогласования сравнивает угол поворота управляющего элемента (визира или рукоятки) с углом поворота оружия. В результате сравнения на выходе измерителя создается такая физическая величина, знак и абсолютное значение которой зависят от знака и величины угла рассогласования. Выходная величина измерителя рассогласования используется для управления работой силового привода так, что при наг личии рассогласования привод поворачивает оружие в сторону уменьшения этого рассогласования. 142 Измеритель рассогласования состоит из двух частей, одна из которых связана механической передачей с управляющим элементом и называется датчиком, а другая связана с оружием и называется приемником. Механическая передача от оружия к приемнику обеспечивает обратную связь. Между измерителем рассогласования и силовым приводом включается вспомогательный усилитель, обеспечивающий преобразование и усиление сигнала приемника. В артиллерийских установках получили применение два типа следящих приводов: электрический и электрогидравлический, различающиеся типом приводного двигателя (см. подразд. 6.3). В качестве измерителей рассогласования в обоих типах следящих приводов используются сельсины. Типовая схема электрического следящего привода установки имеет следующее устройство (рис. 6.9). Измеритель рассогла- ^А f 2) л 1 --------- 1 81 ч. В2 i \ S (V J/i "1 »2 Рис. 6.9. Электрический следящий привод: ПС — прицельная станция; В1—сельсин-датчик; В2 — сельсин-приемник; ЭМУ] — предваритель- ный усилитель; ЭМУ2 — электромашинный усилитель; Д — приводной двигатель сования состоит из сельсина-датчика В1, установленного на прицельной станции (ПС), и сельсина-приемника В2, связанного с установкой. Сигнал рассогласования выдается сельсином-приемником в виде переменного напряжения, величина и фаза которого определяются величиной и знаком угла рассогласования. Усилитель ЭМУ\ преобразует переменное сигнальное напряжение в постоянный ток, направление и величина которого зависят от фазы и величины сигнального напряжения, а мощность его усиливается до величины, достаточной для управления ЭМУ2. Как показано на схеме электрогидравлического следящего привода (рис. 6.10), напряжение рассогласования усиливается фазочувствительным электронным усилителем 3MVi и электромашинным усилителем ЭМУ2. С выхода ЭМУ напряжение подается на вспомогательный двигатель постоянного тока с независимым возбуждением, называемый сервомотором СД, который предназначен для изменения угла наклона блока цилинд- 143 ров (а тем самым и подачи) гидронасоса (ГН). Гидронасос подает жидкость в гидродвигатель (ГД), вращающий оружие. От гидродвигателя идет обратная связь к ротору сельсина-приемника. Рис 6.10. Схема электрогидравлического следящего привода: ПС — прицельная станция; В1—сельсин-датчик; В2 — сельсин-приемник; ЭМУ1 — электронный л -- ^WDVfWUJJilCamfllVt i^l'u 1 --- OJlctll punncm :илитель; УМУ2 — электромашинный усилитель;' Ц — сервомотор; ГН — гидронасос; ГД — гидро- ус .. СД- ыотор Системы управления по скорости связывают рукоятку управления с оружием. Качество наводки оружия на цель контролируется стрелком по визиру прицела, связанному с оружием следящим приводом. Система управления по скорости может быть построена на основе электрического привода ЭМУ. Если на вход управляющей обмотки ЭМУ подавать сигнал управления, пропорциональный углу поворота рукоятки, то скорость оружия будет пропорциональна этому углу. Возможная схема связи рукоятки с обмоткой управления ЭМУ должна иметь рукоятку управления (рис. 6.11) с движками потенциометра Rn. При среднем положении рукоятки движки находятся на одинаковом расстоянии от средней точки, поэтому управляющее напряжение равно нулю и оружие находится в покое. При повороте рукоятки напряжение на обг мотке управления будет изменяться пропорционально углу поворота рукоятки, обеспечивая определенную скорость вращения оружия. Очевидно, что система управления наводкой оружия будет иметь столько независимых каналов, сколько степеней свободы Ж имеет данная установка. Так, если оружие на установке имеет возможность поворачиваться по горизонту и по вертикали, то РУ - + Ч Рис. 6.11. Схема связи рукоятки управления (РУ) с обмоткой управления ЭМУ и ее система управления состоит из двух независимых каналов: горизонтального и вертикального, устройство которых идентично. А 6.6. ИЗМЕРИТЕЛИ РАССОГЛАСОВАНИЯ И УСИЛИТЕЛИ В качестве измерителей рассогласования в артиллерийских установках применяются сельсины. Сельсин представляет собой электрическую машину переменного тока. Устройство сельсина напоминает устройство асинхронных машин с двумя обмотками, одна из которых укладывается на роторе, а другая —• на статоре. С внешней сетью обмотка ротора соединяется через контактные кольца со щетками. Сельсины бывают трех типов: сельсины-датчики, сельсины-приемники и дифференциальные сельсины. Сельсины-датчики (СД) и сельсины-приемники (СП) имеют трехфазную статорную и.однофазную роторную обмотки. Отличаются они друг от друга конструктивно только формой железа" якоря, так как у СД ротор является первичной обмоткой, а у СП вторичной. Дифференциальный сельсин имеет трехфазные статорную и роторную обмотки. Для измерения рассогласования СД и СП (рис. 6.12) соединяются в схему так, чтобы обмотка ротора СД питалась переменным напряжением сети и0. Переменный ток, протекая по обмотке ротора, создает переменное магнитное поле. Результирующий поток обмотки ротора СД Фд направлен вдоль электрической оси обмотки. Пересекая витки обмоток статора, переменный магнитный поток наводит в каждой из них переменную э. д. с., значение которой зависит от положения соответствующей обмотки относительно потока ротора Фд. 145 Под воздействием э.д. с. статорных обмоток СД в статорных обмотках СП возникает переменный ток, создающий магнитный поток Фп. е,. \*u ^ Рис. 6.12. Схема связи сельсина-датчика и сельсина-приемника Соотношение токов отдельных обмоток статора СП такое • же, как у СД, так как в каждой паре соответствующих обмоток сельсинов текут одинаковые токи. Поэтому суммарный магнитный поток статора СП Фп ориентирован относительно его статорных обмоток точно так же, как поток ротора СД Фд относительно своих статорных обмоток. Следовательно, при повороте ротора СД на некоторый угол а\ магнитный поток статора СП Фп повернется на такой же угол. В переменном магнитном поле статора СП находится обмотка его ротора. На концах этой обмотки возникает переменное напряжение ис, называемое сигнальным, величина которого зависит от угла 6С между потоком Фп и перпендикуляром к оси обмотки ротора СП, а фаза — от направления поворота этого ротора. Зависимость сигнального напряжения от угла бс представляет собой синусоиду. Положительные ординаты кривой означают, что фаза сигнального напряжения ыс совпадает с фазой напряжения сети «0, отрицательные свидетельствуют о том, что эти напряжения находятся в противофазе. Таким образом, сельсинная связь дает возможность установить величину и знак угла рассогласования между роторами СД и СП, а следовательно, и между управляющим и управляемым элементами установки, с которыми связаны указанные сельсины. Сигнальное напряжение используется в следящем приводе для управления силовым приводом так, что под воздействием сигнала рассогласования силовой привод поворачивает оружие, а следовательно, и ротор СП в сторону уменьшения угла рас- 146 согласования до нуля. Согласованным положением сельсинов будет, очевидно, такое положение, когда ось роторной обмотки сельсина-приемника перпендикулярна магнитному потоку Фл его статора. Для повышения точности действия следящего привода вводится дополнительно еще одна сельсинная связь, называемая точной, которая связывается с прицелом и оружием через редукторы с передаточным числом, равным 31, т. е. при повороте прицела на 1° ротор точного СД поворачивается на 31°. Угол 31° является углом рассогласования между роторами точных сельсинов. Силовой привод, включаясь в работу, поворачивает роторы точных сельсинов в согласованное положение с точностью до одного градуса. При этом точность согласования оружия с прицелом оказывается равной приблизительно двум минутам. В отличие от точной связь, у которой соответствующие передаточные числа равны единице, называют грубой. В следящем приводе точная сельсинная связь работает только при малых углах рассогласования между прицелом и оружием (меньше 6°). На углах рассогласования больше 6° обязательно должна работать грубая сельсинная связь. Предварительные усилители обычно включаются между измерителем рассогласования и электромашинным усилителем. ГЛАВА ? УСТАНОВКИ РАКЕТНОГО И БОМБАРДИРОВОЧНОГО ВООРУЖЕНИЯ А 7.1. НАЗНАЧЕНИЕ И СТРУКТУРА УСТАНОВОК Под установкой ракетного и бомбардировочного вооружения принято понимать комплекс устройств и агрегатов, предназначенных для выполнения следующих операций: загрузки СП на ЛА и надежного их закрепления, обеспечения необходимых условий транспортировки СП, обеспечения надежного и безопасного отделения СП от ЛА. Для выполнения перечисленных операций в состав установки входят: механизмы загрузки СП на ЛА, агрегаты подвески СП, система обеспечения необходимых условий транспортировки СП, агрегаты и механизмы подготовки к отделению СП от ЛА, механизмы отделения СП от ЛА. Механизмы загрузки СП на ЛА — это подъемные машины различных классов. Каждая такая машина включает в себя систему полиспастов, силовой привод и систему дистанционного управления. Агрегаты подвески СП являются основными силовыми элементами установки, предназначенными для того, чтобы воспринимать нагрузки от СП и передавать их силовым узлам ЛА. В составе агрегатов подвески имеются замки и стопорные ме-ханиз-мы. Система обеспечения необходимых условий транспортировки СП на ЛА служит прежде всего для поддержания заданных климатических условий (температурного режима, влажности, давления), а также предохранения СП от вибраций и перегрузок. Агрегаты и механизмы подготовки к отделению СП от ЛА предназначены для перевода СП в состояние, из которого обеспечивается надежное и безопасное отделение их от носителя. К ним, в частности, относятся механизмы открытия створок бомбовых отсеков, снятия различного рода обтекателей, экранов и т. д. Качество установки определяется ее влиянием на способы боевого применения и летно-технические характеристики ЛА, безопасность и эффективность применения СП, степенью технического и эксплуатационного совершенства установки, коэффициентом использования боевой нагрузки ЛА, емкостью, массой и габаритами установки. Краткая характеристика перечисленных критериев сводится к следующему. Известно, что не при всяком маневре и, сле- 148 . довательно, способе боевого применения ЛА обеспечивается безопасное отделение СП от ЛА и нормальный полет их на траектории. Кроме того, в процессе отделения от ЛА на СП действуют различные возмущения, которые могут привести к существенным ошибкам в скорости и угловой ориентации СП в момент отделения, что в свою очередь приводит к увеличению рассеивания СП. В связи с этим приходится учитывать влияние установки как на способы боевого применения ЛА, так и на рассеивание СП и в конечном счете на эффективность их боевого применения. * Влияние установки на летно-тактические характеристики ЛА оценивается изменением скорости, дальности и высоты полета ЛА, а также изменением его центровки, вызывающей ухудшение устойчивости и -управляемости ЛА в полете. Качество установки тем выше, чем меньше ее влияние на летно-тактические характеристики ЛА. Особое место среди характеристик установки занимает степень ее технического и эксплуатационного совершенства, оказывающая в конечном счете существенное влияние на боевые свойства КАВ. Степень технического совершенства установки оценивается главным образом ее универсальностью. Под универсальностью установки понимают возможность применения на ней всех основных СП без использования сменных агрегатов,' механизмов и деталей. Коэффициентом использования боевой нагрузки ЛА принято называть отношение общей массы СП, применяемых в данном варианте вооружения, к массе максимальной боевой нагрузки. Величина коэффициента использования боевой нагрузки изменяется в зависимости от варианта вооружения ЛА и может при--нимать значения от нескольких десятых долей единицы до единицы. Под емкостью установки понимают общее число СП, подвешиваемых на ЛА одновременно. Принято различать емкость установки в каждом отдельно взятом варианте вооружения и максимально возможную емкость, представляющую собой максимальное число СП, которые могут быть размещены на ЛА одновременно. А 7.2. АГРЕГАТЫ ПОДВЕСКИ Конструктивно агрегаты подвески выполняются в виде держателей, пусковых и катапультных устройств. Принципиальное отличие между различными типами'агрегатов цодвески состоит прежде всего в способе отделения СП от ЛА. Держателями принято называть такие агрегаты подвески, с которых СП отделяются либо свободно, т. е. под действием лишь массовых и аэродинамических сил, либо принудительно, когда к двум указанным силам добавляется усилие специального при- 149 вода, сообщающего СП некоторый импульс количества движения. На держатели подвешиваются такие СП, которые отделяются от ЛА без запуска двигателя. Роль механизма отделения в держателе играет замок. В отличие от держателей с пусковых устройств СП отделяются главным образом под действием силы тяги их работающих двигателей. При этом массовые и аэродинамические силы, действующие на СП, могут помогать или препятствовать процессу отделения. Механизмом отделения СП в составе пускового устройства служит стопорный механизм. Отделение СП с катапультных устройств осуществляется путем катапультирования. При этом решаются две задачи: во-первых, СП выносится в зону с невозмущенным потоком воздуха, во-вторых, ему сообщается определенная начальная скорость, необходимая для безопасного отделения от 'ЛА. Существует несколько признаков классификации каждого из типов агрегатов подвески. Держатели классифицируются по месту расположения на ЛА, конструктивной схеме, количеству подвешиваемых СП и грузоподъемности. По месту расположения на ЛА принято выделять держатели наружной и внутренней подвески. По конструктивной схеме держатели делятся на балочные, кассетные и ящичные. Балочными называются держатели, основу конструкции которых составляет силовая балка. Внутри такой балки размещаются составные части самого держателя и других компонентов установки и системы управления вооружением (СУВ). Балочные держатели рассчитываются на подвеску одного или нескольких СП. Кассетными называются держатели, основу конструкции которых составляет силовая рама, образованная из двух-вертикальных стоек, жестко связанных поперечинами. Кассетные держатели используются только при внутреннем размещении СП на ЛА и рассчитаны на подвеску одновременно нескольких СП. Основу конструкции ящичного держателя составляет силовой контейнер, внутри которого располагаются СП малого ка: либра. По грузоподъемности держатели делятся на группы, определяемые по наибольшей массе каждого из подвешиваемых СП. Группа и конструктивная схема держателя обозначаются в его названии. Например, БДЗ, КД4 означают соответственно балочный держатель третьей группы и кассетный держатель четвертой группы. Пусковые устройства классифицируются по конструктивной схеме и подразделяются на полозковые и трубчатые. В полоз-ковом пусковом устройстве силовой элемент представляет собой балку с полозьями для крепления и определения направления движения СП при отделении. В трубчатом пусковом уст- 150 ройстве СП закрепляется внутри трубы, которая служит направляющей в процессе отделения его от ЛА. Структурно все агрегаты подвески выполнены практически одинаково. В состав агрегата подвески входят: силовой элемент— балка 2 (р«с. 7.1); узлы крепления / силового элемента к ЛА или другому агрегату подвески; механизм отделения 3 (для держателя — это замок, для пускового устройства — стопорный механизм); устройства стабилизации СП 4. Рис. 7.1. Структура балочного держателя: / — узлы крепления; 2 — балка; 3 — замок; 4 — устройство стабилизации Кроме перечисленных элементов на агрегатах подвески при наличии свободного места или для обеспечения удобства эксплуатации могут размещаться другие устройства установки и СУ В. В большинстве случаев балочные держатели крепятся к ЛА неподвижно и являются базовыми агрегатами подвески. На них подвешиваются не только СП, но и другие типы агрегатов подвески, главным образом пусковые устройства. Узлы крепления пусковых устройств к балочному держателю должны обеспечивать при этом выполнение двух основных требований: надежное закрепление пускового устройства на держателе, надежное и безопасное отделение пускового устройства от держателя в аварийных ситуациях. Вследствие этого набор возможных узлов крепления пускового устройства и ответных опор на держателе ограничен тремя системами: прилив — гнездо, прилив — бобышка, рым-болт — несущий рычаг. Системы прилив — гнездо и прилив — бобышка обеспечивают удержание пускового устройства от продольных и поперечных перемещений, кроме перемещения вниз, а система рым-болт— несущий рычаг — от перемещения вниз. Приливы и рым-болт являются узлами креп- ш ления пускового устройства, а гнездо, бобышка и несущий рычаг находятся на держателе. Для устранения ударных нагрузок в узлах крепления применяют так называемый предварительный подтяг пускового устройства к держателю за счет вращения специальной гайки рым-болта. Устройства стабилизации предназначены для предотвращения возможного перемещения СП. На балочных держателях они выполнены в виде ухватов с упорами. На пусковых устройствах роль устройств стабилизации выполняют антивибраторы и узлы крепления СП к пусковому устройству. На кассетных держателях устройства стабилизации отсутствуют. Тактико-технические и эксплуатационные качества агрегатов подвески могут быть охарактеризованы: суммарной массой и числом подвешиваемых СП; аэродинамическими характеристиками; массой и габаритами; универсальностью, оцениваемой возможностью подвесить на ЛА все основные СП без смены деталей и механизмов; надежностью и живучестью. А 7.3. МЕХАНИЗМЫ ОТДЕЛЕНИЯ Принципиальное отличие между двумя основными типами механизмов отделения (замком и стопорным механизмом) заключается в способе отделения СП от ЛА. Замками принято называть такие механизмы, с которых СП отделяются свободно или принудительно. Основными силами, обеспечивающими отцепку СП от замка, являются аэродинамическая с"ила, сила тяжести и усилие механизма принудительного отделения. Замок открывается в результате воздействия усилия со стороны специального устройства — привода замка. Замки классифицируются по ряду признаков: по способу крепления к держателю, по грузоподъемности и по числу несущих рычагов. По способу крепления к держателю различают замки съемные и несъемные. Такие названия замки получают в зависимости от того, как происходит подвеска СП: пр-и снятых или неснятых с держателя замках. Съемные замки обозначаются сокращенно обычно тремя буквами «Дер.», тогда как в обозначении несъемных замков содержатся либо две буквы — «БД», либо одна буква —«Д». По грузоподъемности замки подразделяются на группы по максимально возможной массе подвешиваемых СП. Номер группы указывается в обозначении замка. Здесь же указывается и год разработки замка. Например, «Дер. 3-54» — замок съемного типа третьей группы 1954 г. разработки; «ДЗ-57» — замок несъемного типа третьей группы 1957 г. разработки. По числу несущих рычагов замки могут быть одно-, двух-, трех- и четырехрычажные. Число несущих рычагов замка опре- 452 делается числом и расположением узлов крепления СП и пусковых устройств. База между несущими рычагами замков соответствует базе между узлами крепления СП и пусковых устройств. Конструкция замка определяется его типом. Механизм замка может быть условно подразделен на две части: несущую и запирающую (или спусковую). Первая из них включает в себя •несущие рычаги / (рис. 7.2), тягу 6, связывающую несущие рычаги в единую систему, и опорный рычаг 5, а вторая — спусковой рычаг 4, спусковой шток 2 и пружину замка 3. ///// /, : * П О О О О О О &и(~\ (??^' Рис. 7.2. Механизм замка: / — несущий рычаг; 2 — спусковой шток; 3— пру-< жина замка; 4 — спусковой рычаг; 5 — опорный рычаг; 6 — соединительная тяга Принцип работы любого замка сводится к следующему. Под действием команды, поступающей от системы управления отделением СП, привод замка вырабатывает определенное усилие S*, которое прикладывается к спусковому штоку замка. Спусковой шток, преодолевая усилие пружины замка и силы, действующей со стороны СП, перемещает спусковой рычаг, при этом освобождается опорный рычаг, и замок открывается, после чего благодаря действию массовых и аэродинамических сил (при свободном отделении) и усилию со стороны механизма принудительного отделения .(при принудительном отделении) происходит отцепка СП от замка. Кроме перечисленных элементов в состав замка могут входить элементы других составных частей установки и СУВ. В частности, в корпусе замка размещаются механизмы системы 153 управления взведением взрывателей СП, датчики сигнализации наличия СП и устройства блокировки цепей сбрасывания СП. Когда агрегат подвески предназначен для принудительного отделения СП, в состав замка входит механизм принудительного отделения. Привод замка, осуществляющий его открывание, может находиться внутри замка,, как это сделано в замках несъемного типа, или отдельно от замка, образуя обособленный механизм, размещаемый стационарно на держателе. Как технические устройства замки кроме грузоподъемности характеризуются усилием отпирания, потребным ходом спускового штока для отпирания замка, временем открывания механизма замка, массами и габаритами. Рис. 7.3. Плунжерный стопорный механизм: /—-плунжер; 2 — пружина; 3—направляющий прилив ракеты Стопорные механизмы, предназначенные для удержания СП, отделяющихся под действием силы тяги их двигателей, бывают двух типов: плунжерные и рычажные. Основным элементом стопорных механизмов первого типа является стопорный плунжер / (рис. 7.3), прижимаемый силовой пружиной 2 к направляющему приливу 3 ракеты и обеспечивающий тем самым удержание ее на пусковом устройстве. При пуске ракеты усилие Рх через ее направляющий прилив воздействует на стопорный плунжер. Последний, преодолевая сопротивление пружины 5(v) поднимается и освобождает путь ракете. Стопорный механизм второго типа в качестве основного элемента содержит стопорный рычаг 3 (рис. 7.4), который подобно плунжеру, прижимаясь под действием силовой пружины 2 154 г к направляющему приливу 1 ракеты, обеспечивает удержание ее на пусковом устройстве. Действие рычажного стопорного механизма при пуске ракеты аналогично действию плунжерного механизма. Рычажные стопорные механизмы принято классифицировать по типу стопорного рычага. По этому признаку они подразделяются на механизмы с прямым рычагом первого рода, с прямым рычагом второго рода, с коленчатым рычагом и с двумя прямыми рычагами, имеющими общую ось вращения и общую силовую пружину (стопорные рычаги типа «клещи»). Силовая пружина стопорного механизма не всегда обеспечивает удержание СП на пусковом устройстве. При некоторых маневрах ЛА нагрузки со стороны СП могут превышать усилие поджатия силовой пружины. Поэтому для удержания ракеты в процессе транспортировки на ЛА, обладающих высокой маневренностью, используются специальные электромагнитные стопоры. На долю силовой пру-жины в таком случае приходится только функция обеспечения нормального схода ракеты с. пускового устройства: силовая пружина предотвращает сход ракеты, пока сила тяги ее двигателя не достигнет определенной величины. Кроме перечисленных выше элементов в состав стопорных механизмов обычно входят такие элементы, как токопроводя-щие контакты для запуска двигателя ракеты, устройства блокировки цепей пуска и другие устройства. . Основными характеристиками стопорного механизма являются: усилие схода ракеты — значение внешней силы, под действием которой происходит открывание стопорного механизма, время срабатывания, масса, габариты. Рис. 7.4. Рычажный стопорный механизм: / — направляющий прилив ракеты; 2 — пружина; 3— стопорный рычаг с роликом А 7.4. ПРИВОДЫ ЗАМКОВ Приводы замков предназначены для создания усилия, под действием которого происходит открывание замков. 155 Всякий привод представляет собой совокупность двух составных частей: источника энергии с преобразователем и устройства спуска. При необходимости открыть замок по команде, поступающей от системы управления отделением СП, срабатывает устройство .спуска. Благодаря этому энергия источника преобразуется в кинетическую энергию выходного звена привода и передается через него на спусковой шток или непосредственно на спусковой рычаг замка. Рис. 7.5. Приводы замков: а — электромагнитный: 1 — электромагнит; 2 — якорь; 3 — шток замка; б — пневматический или гидравлический: 1 — поршень; 2 -~ клапан; 3 — шток замка; в — пиротехнический: 1 — пиросостав; 2 — воспламенитель; 3 — шток замка; 4 —поршень; г -г- пружинный: / — пружина; 2 — шток привода; 3 — шток замка; 4 — устройство спуска Основными требованиями к таким приводам являются обеспечение-необходимого усилия на выходном звене при достаточной длине его хода, большое быстродействие, малые масса и габариты. По типу источника энергии приводы могут быть электромагнитными, гидравлическими, пневматическими, пиротехнически-ми и пружинными. ..." : " ;: ""•""„••••'••• .56 Наиболее простым по устройству и удобным в эксплуатации является электромагнитный привод. В нем роль устройства спуска и преобразователя выполняет электромагнит 1 (рис. 7.5, а), якорь 2 которого действует на спусковой шток 3 замка. Недостатком электромагнитного привода является трудность достижения значительных усилий на выходном звене при его ограниченных размерах.. В гидравлическом и пневматическом приводах преобразование потенциальной энергии гидросмеси или сжатого газа в кинетическую энергию движения поршня 1 (рис. 7.5, б) дости- -гается в результате срабатывания клапана 2, выполняющего роль устройства спуска. Гидравлические и пневматические приводы позволяют получать достаточно большие усилия 'на выходном звене. Однако малое быстродействие, присущее гидравлическим и пневматическим системам, ограничивает их. применение в установках. Пиротехнические приводы в качестве источника энергии содержат пиросостав / (рис. 7.5,0-). Воспламенитель 2 выполняет роль устройства спуска. Достоинством пиротехнического привода является простота конструкции, большое быстродействие и возможность достижения значительных усилий на выходном звене. Недостатком таких приводов следует признать неудобство в эксплуатации, а также повышенные требования к безопасности. В пружинных приводах роль источника энергии выполняет сжатая пружина. Потенциальная энергия пружины 1 (рис. 7.5, г) в результате срабатывания устройства спуска 4 преобразуется в кинетическую энергию выходного звена (штока) 2, действующего на спусковой шток замка 3. Недостатком пружинных приводов является наличие в их составе сложного устройства спуска, выполняемого обычно в виде рычажного механизма. Однако' благодаря, большому быстродействию и удобству эксплуатации такие приводы нашли широкое применение в установках. А 7.5. МЕХАНИЗМЫ ПРИНУДИТЕЛЬНОГО ОТДЕЛЕНИЯ Механизмом принудительного отделения (МПО) называется устройство, которое путем приложения сил отталкивания сообщает СП заданные начальные условия отделения от ЛА. Основное назначение принудительного отделения — обеспечение надежного и безопасного отделения СП от ЛА. Кроме того, принудительное отделение в ряде случаев способствует уменьшению рассеивания СП. По своей конструктивной схеме МПО могут быть весьма разнообразными. Однако любой МПО имеет в своем составе источник энергии, преобразователь энергии, устройство спуска и выходные звенья. Принцип действия такого механизма состоит в следующем. При поступлении команды от системы-уп- 157 равления отделением СП устройство спуска приводит в действие источник энергии и преобразователь. При этом на выходных звеньях МПО — толкателях образуются требуемые силы отталкивания, которые прикладываются к СП в заданных точках. Из всех возможных типов МПО наибольшее распространение получили пиротехнические МПО катапультного типа с одним и двумя толкателями. МПО с одним толкателем имеет в своем составе пироузел с источником энергии — пирозарядом, устройство спуска — электрозапал, а также цилиндр / (рис. 7.6) с поршнем 2 и толкателем 3, служащие в качестве преобразователя энергии и выходного звена. Пиразаряд Устройство спуска Рис. 7.6. МПО с одним толкателем: 1 — цилиндр; 2 — поршень; 3 — толкатель Принцип работы такого МПО прост. При подаче электрического тока в электрозапал срабатывает пиросостав и образуются газы. Эти газы приводят в действие преобразователь и выходное звено. МПО с двумя толкателями (рис. 7.7) имеет один общий пироузел. При срабатывании порохового заряда приводятся в действие первый и второй толкатели. В общем случае толкатели механизма между собой могут быть связаны жесткой функциональной зависимостью. Однако особенность работы такого МПО состоит в том, что значения сил Fb F2 на выходных звеньях должны изменяться в зависимости от условий боевого применения СП. Изменение значений сил FI, FJ производится управлением расходом газа, поступающего в цилиндры. В простейшем случае управление расходом газа осуществляется с помощью сменных вставок с калиброванными отверстиями. Однако такой способ регулирования сильно ограничивает диапазон условий боевого применения ЛА, 158 Чтобы осуществить управление силами F\, Fz в широком диапазоне условий боевого применения ЛА, конструкция МПО должна быть значительно усложнена. В его конструкции появ- Пирозаряд Устройство спуска и If С7 k О I. Рис. 7.7. МПО с двумя толкателями ляются вентили Bl, B2 (рис. 7.8), усилительные устройстваУУ). УУ2 и датчики давления ДД1, ДД2. глрогр.1 [f-nppijti Газ •\ хУ ' Vr> /* . '' ' ^ У у, _ -VV 2 1 1 ( <н ----- ^ ----- *-.g J иД 1 8 ; к I ,ДД2 ' !• с \ '*-*' р->FI С ч ~* 3UJ rf« Рис. 7.8. МПО с управлением силами отталкивания Выходы усилительных устройств связаны с вентилями. На входы усилительных устройств поступают программные команды /"прогр. 1' гпрогр. 2 и сигналы с датчиков давления. Открытие вентилей осуществляется по командам rnporp.i, гпрогр<2. Газ при 159 этом поступает в цилиндр и создает заданные значения сил F\, FZ- Если в процессе движения выходных звеньев происходит отклонение величин F\ и F2 от заданных значений, то датчики давлений ДД1 и ДД2 вносят соответствующие коррективы в команды управления. А 7.6. МЕХАНИЗМЫ ПОДГОТОВКИ СРЕДСТВ ПОРАЖЕНИЯ К ОТДЕЛЕНИЮ При размещении СП на ЛА решаются две важные проблемы: достижение минимального вредного влияния установки со стороны СП на летно-тактические характеристики ЛА и обеспечение необходимых условий транспортировки СП. Однако положения агрегата подвески и СП на ЛА, позволяющие удовлетворительно решить указанные две проблемы, . не всегда обеспечивают надежное и безопасное отделение СП от ЛА. Более того, при некоторых способах размещения СП (например, при внутреннем, контейнерном или смешанном) пуск или сбрасывание их непосредственно из транспортировочного положения становится физически невозможными. Поэтому обычно перед пуском или сбрасыванием СП держатели, пусковые устройства и некоторые механизмы ЛА из транспортировочного переводятся в боевое положение. Благодаря этому СП оказываются также в боевом положении, из которого обеспечиваются наиболее благоприятные условия для безопасного и надежного отделения. Кроме того, в боевом положении СП создаются благоприятные условия для нормального функционирования его автоматики. Перевод СП в боевое положение включает в себя в общем случае следующие операции: открывание створок бомбовых отсеков, вынос агрегатов подвески вместе с СП в невозмущенный воздушный поток, изменение угловой ориентации агрегата подвески с целью, облегчения условий отделения СП. Для выполнения перечисленных операций в составе установки имеются, агрегаты открытия и закрытия створок бомбовых отсеков, агрегаты и механизмы выноса держателей и пусковых устройств. Наличие тех или иных агрегатов и механизмов в составе установки конкретного ЛА и степень их развития определяются предназначением и летно-тактическими характеристиками ЛА, а также особенностями применяемых-СП. Агрегаты и механизмы перевода СП в боевое положение функционируют по командам соответствующих систем дистанционного управления. Вместе с указанными системами они образуют систему.перевода СП в боевое положение. Принципы построения систем перевода СП в боевое положение определяются специфическими особенностями их работы, среди которых следует отметить две: работа систем происходит непосредственно перед пуском или сбрасыванием СП; 160 управление работой агрегатов и механизмов, входящих в системы, возможно только дистанционно. Указанные особенности формируют требования, предъявляемые к системам перевода СП в боевое положение. Основными среди них являются: необходимое быстродействие системы; высокая надежность в работе; простота конструкции при достаточно высокой степени автоматизации процессов управления; динамическая устойчивость процессов управления и фиксация управляемых элементов (створок бомбовых отсеков, агрегатов подвески и т."п.) в крайних положениях. Необходимое быстродействие систем перевода СП в боевое положение обеспечивается применением силовых приводов большой мощности. В ряде случаев для увеличения суммарной мощности предусматривается параллельное включение двух и более приводов, работающих одновременно. Требование высокой надежности, влияющей в конечном счете на эффективность боевого применения ЛА>в целом, выполняется благодаря применению надежных элементов и резервирования наиболее ответственных цепей системы. . Фиксация управляемых-элементов в крайних положениях дает возможность разгрузить силовой привод от длительного воздействия на него больших нагрузок. Такая фиксация достигается применением различного рода замков, срабатывающих при достижении управляемыми элементами крайних положений. В результате этого нагрузка с силового привода снимает-ся и перекладывается на упомянутые замки. В системах отк-рЫ" тия (закрытия) створок бомбовых отсеков и выноса агрегатов подвески широко применяются шариковые и кинематические замки. Конструктивное оформление системы перевода СП в боевое положение' зависит от ряда факторов. Наиболее важными среди них являются тип исполнительного устройства — силового привода и те требования, которые вытекают из специфики работы систем различного назначения. Гидропривод, используемый в качестве исполнительного устройства для открытия и закрытия створок бомбоотсека и фиксации их в крайних положениях, конструктивно представляет собой силовой цилиндр 10 (рис. 7.9), внутри которого размещаются шток 7 с поршнем 8 и два шариковых замка 5. С помощью ушка 9 силовой цилиндр 10 крепится к конструкции ЛА. Для крепления штока 7 к створке бомбоотсека имеется ушко 6. Элементы гидросистемы, обеспечивающие необходимое распределение гидросмеси по соответствующим каналам, представлены дросселем 4, золотниковым распределителем 3 и двумя трехпозиционными гидрокранами с электромагнитным управлением 1 и 2. Дроссель предназначен для обеспечения плавности процесса открывания и закрывания створок бомбоотсека созданием со- 6-42 161 противления, пропорционального скорости перемещения штока в гидроприводе. Золотниковый распределитель служит для подключения к гидроприводу одной из двух гидросистем ЛА. Трехпозиционные гидрокраны служат для управления подачей гидросмеси из первой или второй гидросистемы в гидропривод. Давление Спив Первая гидросистема Вторая гидросистема. Давление Слив Рис. 7.9. Гидропривод: /, 2 — гидравлические краны с электромагнитным управлением; 3-г золотниковый распределитель; 4 — дроссель; 5 — шариковый замок; 6, 9 — ушки крепления; 7 — шток; 8 — поршень; 10 — силовой цилиндр Система дистанционного управления обеспечивает ручное и автоматическое управление гидроприводом. Открытие створок осуществляется, как правило, при ручном управлении гидроприводом. Закрытие створок осуществляется как при ручном управлении гидроприводом, так и автоматически. При ручном управлении от первой гидросистемы система открытия створок работает с противодавлением, во всех остальных режимах — без противодавления. Противодавление обеспечивается специальной конструкцией выключателей ВЫПУСК, УБОРКА. При нажатии на указанные выключатели в первый момент происходит кратковременная подача гидросмеси в полость, противоположную намеченному перемещению штока гидропривода. Так, например, при нажатии на выключатель УБОРКА трехпозици-онный кран / срабатывает сначала на выпуск. Поэтому гидросмесь через золотниковый распределитель 3 поступает в полость выпуска гидропривода и создает в ней противодавление. 162 Г В последующем кран 1 переключается на уборку, и гидросмесь через золотниковый распределитель 3 и дроссель ^ поступает в полость уборки гидропривода. Повышение давления в полости закрытия приводит к открытию шарикового замка и тем самым к освобождению штока с цилиндром. Дальнейшее поступление гидросмеси приводит к перемещению штока с поршнем до крайнего положения. После закрытия створки обмотка электромагнита распределителя обесточивается, и обе полости гидропривода (на закрытие и на открытие) соединяются с линией слива в бак. Аналогичным образом работает система при нажатии на выключатель ВЫПУСК. При автоматическом закрытии створок бомбоотсека кран 1 включается на закрытие сразу после отделения СП от ЛА. ГЛАВ А 8 , БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ПРИЦЕЛЬНЫХ СИСТЕМ А 8.1. НАЗНАЧЕНИЕ И ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ПРИЦЕЛЬНЫХ СИСТЕМ Полет ЛА на боевое применение можно условно разбить на ряд этапов: вывод ЛА в район цели, поиск цели, атака цели и полет на аэродром базирования. Атака имеет своей задачей непосредственное применение СП. В процессе атаки выполняется прицеливание. Смысл прицеливания состоит в обеспечении таких условий стрельбы (бомбометания, пуска ракет), при которых достигается попадание снаряда (бомбы, ракеты) в цель или определенную область в районе цели. При организации прицеливания необходимо обеспечить безопасность ЛА как при атаке цели, так и при выходе из нее. Процесс прицеливания является сложным процессом. Для его выполнения необходимо измерить параметры движения собственного ЛА, координаты и параметры движения цели, рассчитать траекторию движения снаряда и организовать управление ЛА и оружием. Эти задачи решаются с помощью прицельной системы. Прицельная система представляет собой совокупность функционально связанных устройств: датчиков информации, вычислительных устройств и индикаторов, обеспечивающих формирование сигналов управления ЛА и оружием при прицеливании. Датчики информации — аэрометрические, оптико-электронные, радиотехнические, гироскопические устройства и системы, обеспечивающие измерение высотй и скорости полета ЛА, углов его пространственной ориентации, координат и параметров движения цели, параметров, характеризующих состояние атмосферы, и других величин, необходимых при прицеливании. Вычислительные устройства обеспечивают обработку информации и формирование сигналов управления. В качестве таких устройств применяются аналоговые и бортовые цифровые вычислительные машины. Индикаторы прицельных систем предназначены для отображения прицельно-пилотажной информации. Они строятся в виде оптико-электронных и оптико-механических устройств. Содержание алгоритмов, по которым производится обработка информации в вычислительном устройстве, а также содержание сигналов, выдаваемых на индикаторы и исполнительные устройства (систему автоматического управления ЛА, систему 164 автоматического управления оружием), зависят от вида применяемого СП, способа атаки цели и других факторов. В связи с этим различают прицельные системы стрельбы и прицельные 'системы бомбометания. А 8.2. НАВИГАЦИОННЫЙ ТРЕУГОЛЬНИК СКОРОСТЕЙ Прицеливание по наземным и воздушным целям связано с необходимостью управления движением ЛА относительно воздуха и относительно земной поверхности. Скорость движения ЛА относительно воздуха называется воздушной скоростью (рис. 8.1). Вектор воздушной скорости V Плоскость меридиана Плоскость курса Плоскость ветра а /о>- I •Плоскость пути Рис. 8.1. Навигационный треугольник скоростей принято характеризовать модулем V, истинным курсом ЛА К и углом пикирования или кабрирования К. Вертикальная плос^ кость (рис. 8.1), проходящая через вектор воздушной скорости, называется плоскостью курса, а угол, образованный плоскостью курса с плоскостью меридиана, — истинным курсом ЛА. Направление вектора воздушной скорости в плоскости курса определяется углом К, значение которого может изменяться в пределах ±90°, при зто.м положительное значение угла (угол кабрирования) отсчитывают вверх от плоскости горизонта, а отрицательное (угол пикирования) — вниз. Скорость движения воздуха относительно земной поверхности принято характеризовать скоростью ветра U. При решении задачи прицеливания обычно принимается гипотеза о _по-стоянстве и горизонтальности вектора скорости ветра (?7 = = const) на траектории снаряда. _ Вертикальная плоскость, проходящая через вектор U — плоскость ветра, относительно плоскости меридиана определя- 165 ется с помощью угла ветра бв, а по отношению к плоскости курса — курсовым углом ветра сгв: ---=.*'+--. • . (8.1) Скорость движения -ЛА относительно земной поверхности называется путевой скоростью Уп, вертикальная плоскость, проходящая через вектор Vn — плоскостью пути, а угол между плоскостью пути и плоскостью меридиана — путевым углом ПУ. Между векторами Va, V и U существует соотношение Vn = V + U. (8.2) Треугольник, образованный этими векторами, носит название навигационного треугольника скоростей, угол же, образованный плоскостью пути с плоскостью курса, — угла сноса асн. ЯУ=/С4-ас„. (8.3) Курс /С, путевой угол ПУ и курсовой угол ветра ав отсчитывают по ходу часовой стрелки. Все эти углы могут изменяться в пределах от 0 до 360°. Угол сноса асн отсчитывают вправо и влево от плоскости курса, причем углы, отсчитанные вправо (правый снос), считаются положительными, а влево (левый снос) — отрицательными. _ Наклон вектора Уп относительно плоскости горизонта в прицельных системах обычно не определяют. А 8.3. БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕУПРАВЛЯЕМЫХ СРЕДСТВ ПОРАЖЕНИЯ Движение снаряда и любого неуправляемого СП состоит из движения центра массы СП и движения данного СП относительно центра массы. При решении задачи прицеливания важно знать основное движение СП —движение его центра массы. Это движение происходит по баллистической траектории. В качестве характеристик движения центра массы СП в прицельных системах применяются элементы баллистической траектории или баллистические элементы [4]. Баллистические элементы находятся решением при определенных допущениях уравнения движения центра массы. Предполагают, что отсутствуют движение СП относительно центра массы и ветер. Атмосфера, в которой движется СП, соответствует стандартной. Вращение Земли не учитывается, а действие силы тяжести принимается перпендикулярным к ее поверхности и не зависящим от географического места точки бросания СП. 166 . - . Уравнение движения СП согласно второму закону Ньютона (в векторной форме) имеет следующий вид: /и/—/"-=0, (8.4) где т — масса СП; / — ускорение СП; F — равнодействующая сил, приложенных к СП. Равнодействующая сил (рис. 8.2), действующих на СП, определяется выражением F = mg + X, (8.5) где mg — сила тяжести; Х = —Xv° — сила сопротивления воздуха; v° — единичный вектор (орт) скорости движения СП от-" носительно воздуха. 0& ff////////// /// 77/7/Г/// /// /// /// /// /// /// /// /// /// ///////// /ff Рис. 8.2. Силы, действу!ощие на снаряд Модуль силы сопротивления воздуха определяется по известной в аэродинамике формуле X = Cx(M)S?v*l2, (8.6) где S = nd2/4 — площадь поперечного сечения СП; ро2/2 — скоростной напор; р — плотность воздуха; Сх(№)—коэффициент сопротивления СП; М = и/а — число Маха; а — скорость звука. Величины аир являются функциями текущей высоты полета СП над уровнем моря. Коэффициент сопротивления С*(М) зависит от формы СП. Так как в авиации применяются СП, имеющие различную форму, то для упрощения вычислений по определению баллистических элементов коэффициент сопротивления выражают через эталонный коэффициент сопротивления (закон сопротивления) СхЭ(М) и коэффициент формы СП к Сх (М) = 1С„ (Щ. (8.7) 167 Коэффициент формы СП показывает, во сколько раз коэффициент сопротивления данного СП больше коэффициента сопротивления эталонного СП. После подстановки (8.7) в (8.6) выражение для силы сопротивления можно представить в виде А" = даА1СРг»гС«(М), (8.8) где k\ = n/8- 103 — постоянная величина. Входящая в (8.8) величина С = \CPid*/т (8.9) называется баллистическим коэффициентом. Этот коэффициент характеризует влияние формы, размеров и массы СП на силу лобового сопротивления. (Множитель 103 вводится для того, чтобы при измерении калибра СП d в метрах и массы т в килограммах величина баллистического коэффициента характеризовалась числами, удобными для практического использования.) Баллистические свойства авиационной бомбы характеризуются не баллистическим коэффициентом С, а характеристическим временем в. Между этими величинами существует приближенное соотношение - е==а, + kC, (8.10) где Gi = 20, 193 — коэффициент, соответствующий времени полета бомбы, брошенной в горизонтальном полете с высоты 2000 м при скорости полета ЛА 40 м/с в пустоте. Уравнение (8.4) является нелинейным дифференциальным уравнением. На основе его решения определяются баллистические элементы СП, которые используются в алгоритмах прицеливания как характеристики траектории СП. Для определения баллистических элементов уравнение (8.4) представляют в проекциях на выбранную систему координат. Полученная система уравнений может быть проинтегрирована численными методами с помощью ЭВМ. Физический смысл баллистических элементов зависит от вида СП и выбранной системы координат, в которой решается уравнение (8.4). При этом стремятся к тому, чтобы вычислитель прицельной системы, обеспечивающий определение баллистических элементов, был возможно простым. В прицельных системах баллистические элементы определяются интегрированием уравнения (8.4) с помощью бортового вычислителя, а также путем их вычисления по математическим зависимостям, аппроксимирующим баллистические таблицы. В обоих случаях значения баллистических элементов .являются функциями величинС или в и начальных условий бросания СП: высоты Н0, скорости v0 и угла бросания Яо. 168 8.4. ОПРЕДЕЛЕНИЕ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ ЭЛЕМЕНТОВ ПРИ БОМБОМЕТАНИИ Рис 8.3. Баллистические элементы бомбы При бомбометании уравнение (8.4) решают в проекциях на оси стартовой системы координат OXcYe (рис. 8.3). Ось ОХС лежит в плоскости бросания, которая, если не применяется принудительное отделение бомб, совпадает с плоскостью курса ЛА, ось ОУс при начальных условиях v0=V, H0 = H, ho = K направлена вертикально вверх. В результате решения уравнения находятся штилевой относ А (линейное отставание А) и время падения Т. Физический смысл величин Л, А и Г для случая бомбометания, jiorfla вектор скорости ветра ?/ = 0 (штилевые условия), заключается в следующем. Бомба, сброшенная в точке Обр, упадет в точке С. В момент падения бомбы ЛА, летящий с постоянной воздушной скоростью ~VQ=V, окажется в точке К.'. Положение точки падения бомбы С относительно точки бросания Обр характеризуется вектором ~DC. Проекцию вектора Д. на горизонтальную плоскость (в данном случае на ось ОХС) называют штилевым относом и обозначают через А. Штилевой относ расположен в плоскости бросания Если из точки К.' местоположения ЛА в момент падения бомбы опустить перпендикуляр на горизонтальную плоскость, то расстояние С К' будет характеризовать линейное отставание бомбы A: A = VTcosX-A (8.11) При бомбометании с горизонтального полета без применения принудительного отделения бомб это соотношение имеет ВИД A = VT-A (8.12) Следует отметить, что отставание бомбы является следствием сопротивления атмосферы. При бомбометании в пустоте величина Д = 0. Чем больше характеристическое время бомбы, тем больше отставание. Для решения задачи прицеливания относ и отставание бомбы целесообразно представить как векторные величины: где XI A = AX°j . Д - -Д^с°, орт оси ОХС стартовой системы координат. (8.13) 169 При бомбометании в условиях стандартной атмосферы баллистические элементы А, Д и Т являются функциями условий бросания и баллистических характеристик бомбы, т. е. А=---А(Н, V, А, в); Д = Д(Я, V, А, в); Т=Т(Н, V, А, в). (8.14) Значения баллистических элементов, полученные при различных значениях Н, V, Я, в, сводятся в баллистические таблицы, образец одной из которых представлен табл. 8.1. Таблица 8.1 Относы А, м, для в =21,25 при А,=20° V, км/ч Н, м 700 750 800 850 soo 2000 2410 2520 2623 2721 2813 2400 2679 2804 2922 3035 3141 Содержащиеся в баллистических таблицах значения величин Л, А и Г соответствуют условиям бросания, когда точка падения бомбы находится на уровне моря. В действительности вследствие топографического рельефа точка падения бомбы не совпадает с уровнем моря. При этом плотность воздушной среды, в которой движется бомба, не будет соответствовать се. плотности^ принятой при составлении баллистических таблиц. В Подобных случаях приведенные в баллистических таблицах значения элементов Л, Д и Г будут отличаться от их действительных значений, а их неучет приведет к ошибке бомбометания. Учет превышения цели над уровнем моря при определении баллистических элементов бомбы основан на использовании условного характеристического времени в', которое представляет собой скорректированную баллистическую характеристику бомбы. При использовании этой характеристики по баллистическим таблицам можно определить величины Л, Д и 7 для условий бомбометания с превышением цели над уровнем моря. А 8.5. ОПРЕДЕЛЕНИЕ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ ЭЛЕМЕНТОВ ПРИ СТРЕЛЬБЕ При стрельбе с ЛА определение траектории снаряда имеет особенности по сравнению с траекторией при бомбометании. Эти особенности связаны с тем, что движение снаряда проис- 170 ходит с абсолютной двух скоростей: начальной скоростью VQ\, равной сумме foi = vu + V, (8.15) О где VQ — вектор относительной начальной скорости снаряда, равный вектору скорости вылета снаряда из ствола пушки или схода с направляющих пусковой установки ракет; V — вектор воздушной скорости ЛА. Модуль вектора абсолютной начальной скорости снаряда (рис. 8.4) определяется по формуле «-„, = V-vl + К2"=^Д7^о7Т; где уо — бортовой угол стрельбы. Угол бо, на который отклоняется вектор UQI от вектора v0, называют углом нутации или углом сноса снаряда. По теореме синусов sin 80 = l/sin YOA%. (8.16) Величина угла 60 может быть достаточно большой. Например, если У = 600 м/с, #0 = 800 м/с и То=90°, то угол 60 = 37°. При стрельбе из нарезного оружия, в случаях когда угол нутации бо=7^0, возникает так называемый бортовой эффект, являющийся следствием вращения (движения относительно центра массы) и нутации снаряда. Бортовой эффект вызывает отклонение снаряда от плоскости, проходящей через векторы VQ И V. Отклонение снаряда под влиянием бортового эффекта может быть значительным. Так, при стрельбена дальность Dy= 1000м при 'i>o = 700 м/с и 6о = 30° отклонение снаряда составляет 26 м. Хотя отклонение снарядов вследствие бортового эффекта может быть значительным, решение задачи баллистики снарядов сначала осуществляется в предположении отсутствия движения снаряда относительно центра масс. В этом случае траектории снарядов и неуправляемых ракет могут характеризоваться одинаковыми баллистическими элементами (рис. 8.5). В качестве таких элементов принимают понижение снаряда г) и время полета снаряда до точки встречи с целью Т. Применение величины т] при решении задачи баллистики снарядов и объясняется тем, что значение этой величины в практических диапазонах условий стрельбы сравнительно небольшое, .поэтому оно может быть просто вычислено в прицельной системе. Рис. 8.4. Начальная скорость движения снаряда относительно воздуха 171 Значения величин г\ и Т можно получить путем решения уравнения (8.4) в проекциях на косоугольную систему координат 0?т] (рис. 8.5), начало которой находится на ЛА, ось Оц направлена вниз по местной вертикали, а ось 0% — по вектору абсолютной скорости и0\. Это решение довольно сложно, поэтому в воздушной стрельбе применяется упрощенный способ определения баллистических элементов, сущность которого состоит в следующем. Рис. 8.5. Баллистические элементы снаряда Баллистические элементы вначале определяются в предположении, что сопротивление атмосферы отсутствует, т. е. снаряд движется в пустоте. При этом скорость полета снаряда в течение короткого времени можно считать постоянной и равной УОЬ Тогда время полета снаряда на дальность Dc = Dy будет определяться по формуле Tv = Д, ''и 01 > а понижение выражаться в виде чк^гда»*,, (8.17) (8.18) где g — ускорение свободного падения. Время полета Т и понижение ц при полете снаряда в атмосфере можно представить в виде произведений величин Тк и г)к на соответствующие функции gt и g.' , учитывающие сопротивление атмосферы, т. е. Т — Т ff- 1 К^' ' (8.19) - - Ч = Чк^ч- ) Функции gt и g сложным образом зависят от начальных условий движения снаряда: высоты стрельбы Но — Н, скоро-172 сти va = voi, угла наклона вектора скорости v0\ к горизонту (Ко = = A,oi), баллистического коэффициента С и дальности стрельбы Dy. В общем виде эта зависимость может быть представлена формулами: - gt = St(H, г>о1-Ли. С, Dy); ) - ?,=г-(Я, -)01, V С, Z)y). | (б'^ В теории воздушной стрельбы применяются два способа определения функций gt и g , нашедшие отражение при составлении двухпараметрических и трехпараметрических таблиц стрельбы. В случае двухпараметрического способа считают, что вся траектория снаряда находится на высоте выстрела. Это позволяет плотность атмосферы на траектории снаряда принять постоянной и исключить зависимость величин gt и g^ от угла Хоь Для характеристики плотности атмосферы вводится величина относительной плотности Д' = Я(Я), значение которой на уровне земной поверхности Д' = Я(0) = 1. Для учета сопротивления атмосферы применяется приведенный баллистический коэффициент СЯ = Д'С, (8.21) зависящий от высоты стрельбы и баллистического коэффициента С. Выполненные выше преобразования позволяют свести три параметра (Я, KOI, С) в формулах (8.20) к одному С//. Далее зависимость функций gt и g от параметров VQ\, Сн и Dy сводят к зависимости от величины v0i и обобщенного параметра CaDy. Таким образом, получают: gt = gt\CH Dr z»01); | - S4 = g4(CHDrv01).\ (8'22) Значения функций' gt и g находят путем соответствующего преобразования и решения уравнения (8.4). Как указано выше, при стрельбе из_ пушек в направлении, не совпадающем с вектором скорости V, например при оборонительной стрельбе с тяжелого ЛА, имеет место бортовой эффект. Значение величины отклонения снаряда вследствие бортового эффекта определяется по формуле b = CJi(VXv0)l-o01, (8.23) где Сь — коэффициент, зависящий от баллистических характеристик снаряда; g— баллистическая дальность стрельбы. Для определения направления отклонения снаряда от плоскости стрельбы можно пользоваться следующим правилом: век- 173 тор Ь (рис. 8.6) отклонения снаряда направлен в ту сторону, откуда поворот вектора V при его совмещении с вектором а0 по кратчайшему пути должен производиться против хода часовой стрелки, т. е. для определения направления отклонения снаряда можно пользоваться известным правилом буравчика. ^- Рис. 8.6. К понятию о бортовом эффекте С учетом бортового эффекта баллистическими элементами снаряда являются величины ц, Т и поправка на бортовой эф- Рис. 8.7. Вектор дальности снаряда фект Ь. Вектор дальности снаряда в этом случае (рис. 8.7) будет определяться по формуле Dc = Dy - tom + г) + ?. (8.24) 174 ГЛАВА 9 ПРИЦЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ ВОЗДУШНОЙ СТРЕЛЬБЫ А 9.1. СОДЕРЖАНИЕ ЗАДАЧИ ПРИЦЕЛИВАНИЯ ПРИ ВОЗДУШНОЙ СТРЕЛЬБЕ И МЕТОДЫ ЕЕ РЕШЕНИЯ Воздушной стрельбой называется стрельба с ЛА по воздушным, наземным и надводным целям. Под стрельбой понимается применение неуправляемого оружия: пушек, пулеметов, НАР для поражения различных целей. Пушки, пулеметы могут быть подвижными (на подвижных установках) или неподвижными. Пусковые устройства НАР являются неподвижными. Для поражения цели в результате стрельбы требуется прицеливание. Задача прицеливания включает в себя следующие составные части (частные задачи). Во-первых, необходимо определить направление оружия относительно цели, при котором снаряд, выпущенный с ЛА, попадает в цель. Направление оружия, необходимое для попадания снаряда в цель, называется требуемым направлением, оно должно совпадать с направлением вектора v0l начальной скорости снаряда (НАР) по отношению к ЛА (Первая частная задача— задача об определении требуемого направления оружия.) Во-вторых, требуется определить совокупность условий выполнения стрельбы, при которых обеспечиваются поражение цели и безопасность ЛА. Решение этой задачи сводят обычно к определению некоторой зоны около цели, которую называют зоной разрешенных дальностей (ЗРД), и индикации моментов входа и выхода ЛА из ЗРД, т. е. определению границ зоны. ЗРД определяет необходимое положение ЛА (оружия) относительно цели в процессе стрельбы. (Вторая задача — задача об определении и сигнализации границ ЗРД.) В-третьих, необходимо определить управление оружием (ЛА) и реализовывать его в ЗРД, т. е. необходимо формировать сигналы и осуществлять управление оружием для совмещения фактического направления оружия с требуемым в процессе стрельбы. При стрельбе с подвижных установок осуществляется непосредственное управление оружием. Если оружие неподвижное, то осуществляется управление ЛА. (Третья частная задача — задача об управлении оружием или ЛА при выполнении стрельбы.) В зависимости от степени автоматизации решения указанных трех задач различают глазомерный (неавтоматический), 175 полуавтоматический и автоматический методы решения задачи прицеливания. При глазомерном методе указанные задачи решает летчик (оператор); при полуавтоматическом методе решение первых двух задач автоматизировано, третья задача решается летчиком (оператором); при автоматическом методе решение всех задач автоматизировано. Для автоматизации прицеливания рассматривают совместное решение трех частных задач, на основе которого получают совокупность математических и логических операций, реали- DC Ot Рис. 9.1. Схема прицеливания при воздушной стрельбе зуемых в определенной последовательности при выполнении прицеливания, т. е. алгоритм решения задачи прицеливания. Прицельная система воздушной стрельбы (ПСВС) в соответствии с алгоритмом вырабатывает сигналы (команды) управления оружием (ЛА) и сигналы на разрешение стрельбы. Основу алгоритма составляют математические зависимости, обеспечивающие определение необходимого управления оружием (ЛА) при выполнении прицеливания. Рассмотрим содержание этих зависимостей. Для определения необходимого управления оружием (ЛА) рассматривается схема прицеливания (рис. 9.1). При построении схемы предполагается, что ЛА, цель и снаряд движутся в одном слое воздуха, который может быть неподвижным относительно земли или может перемещаться равномерно и прямолинейно со скоростью ветра. Систему координат, начало кото- 176 рой неподвижно относительно воздуха (связано с воздухом), называют в теории воздушной стрельбы абсолютной. Движение ЛА, цели и снаряда рассматривается именно в этой системе координат. Скорость цели, движущейся по некоторой траектории, обозначается вектором Уц, а последовательные положения на траектории — буквой Ц с индексами. ЛА, с которого должна выполняться стрельба, находится в ЗРД. Его положения на траектории обозначаются буквой О с индексами, а скорость — вектором V. Дальность цели обозначается вектором D. Векторы Т7Ц, V и D изменяются с течением времени и являются известными величинами. Как же определить необходимое управление оружием (ЛА)? Пусть в некоторый произвольно выбранный момент времени t с ЛА, находящегося в точке Ot, сделан выстрел. Вектор абсолютной начальной скорости: volt=vot + Vt. (9.1) Траектория снаряда относительно воздуха будет касательной к v0\t. Снаряд и цель будут сближаться друг с другом. Если в точке Ot прицеливание выполнено неточно, то снаряд не попадет в цель. Минимальное расстояние, на котором пролетит снаряд мимо цели, называется промахом. Промах обозначается вектором А. Время от момента выстрела до появления промаха обозначается через Г'. Если известен закон движения цели — вектор V^(t) после выстрела, то может быть определен вектор Lt перемещения цели за время Т'. Вектор _Lt называется вектором линейного упреждения цели, вектор Dyt — вектором упрежденной дальности цели: Dyt = Dt + Lt. (9.2) Зная закон движения снаряда, можно определить вектор Dct, если известен вектор и0и- Тогда, как это следует из рассмотрения векторного треугольника OtljytCt, A==Dy/-Dc<. (9.3) Таким образом, предполагая, что при некоторых фактических значениях векторов v0t и Vt на траектории движения ЛА сделан выстрел, можно определить вектор промаха, если из-'вестны вектор D, законы движения цели и снаряда и время Т'. Другими словами, имеется возможность непрерывно определять вектор промаха на траектории движения ЛА. Управление оружием (ЛА) должно быть таким, чтобы вектор промаха стремился к нулю; Д-*0. (9.4) 177 Если в некоторой точке О обеспечено равенство промаха нулю и в ней осуществлен выстрел, то произойдет встреча сна-• ряда и цели. 'Точка Цу называется упрежденной точкой или точкой встречи, а время полета снаряда до нее — упрежденным временем, которое обозначается Т. Вектор v0\ определяет требуемое направление стрельбы, а вектор v0 — требуемое направление оружия. Для управления может быть использован также промах ^ в угловой мере, соответствующий линейному промаху. Управление в этом случае должно удовлетворять условию <Рл-0. (9.5) Промах срд менее чувствителен к изменению дальности Dyt, чем линейный промах А. Кроме условий (9.4) и (9.5) может быть определено требование к управлению непосредственно оружием при выполнении прицеливания. Действительно, для каждой точки Ot можно записать следующее выражение для промаха: b = Dt + Lt-Dct. (9-6) В этом выражении вектор Dct для данного типа снаряда, известных высоты полета ЛА и времени полета снаряда Т' будет определяться значением вектора абсолютной начальной скорости. Если принять в (9.6) А = 0, то D, + Z - Z?c = 0. (9.7) Это условие соответствует встрече снаряда с целью, поэтому в нем векторы Lt и Dc< заменены векторами L и Dc. Из уравнения (9.7) может быть определено^ требуемое значение вектора абсолютной начальной скорости DOI- Так как текущее значение вектора Vt нам известно, то может быть определено требуемое значение вектора и0 (см. 9.1): v0 = ^-Vt. (9.8) Если значение относительной начальной скорости снаряда известно заранее, то может быть определен и орт вектора v0: ъ°0 = щ1щ. (9.9) Орт v°Q определяет требуемое направление оружия. Разность ортов требуемого и фактического направлений оружия (рис. 9.2) может быть использована для управления оружием: -V-o = ^-^r -19.10) Управление должно удовлетворять условию -v;0-o, (9.11) 178 Mr. . При малых значениях углов фио, соответствующих NvQ, ду-. га окружности может быть заменена хордой, т. е. допустимо считать, что Л^0 = ^о. (9-12) Поэтому NVO называется уг- _^ ловым промахом. V» Для управления оружием в процессе прицеливания, как видно из выражений (9.6) и (9.7), требуется кроме измерения вектора D определять векторы L, Dc и время Т. Задачи, связанные с определением этих векторов, называются в теории воздушной стрельбы следующим образом: Рис. 9.2. Схема для _рпределе-ния вектора NVg задача экстраполяции движения цели— определение вектора линейного упреждения L; задача об учете движения снаряда — определение вектора Dc; задача о встрече снаряда с целью — определение упрежденного времени Т и упрежденной дальности Dy. А 9.2. ЗАДАЧА ЭКСТРАПОЛЯЦИИ ДВИЖЕНИЯ ЦЕЛИ В результате решения задачи экстраполяции должен быть найден вектор линейного упреждения цели (рис. 9.3) после выстрела. Чтобы определить этот вектор, требуется экстраполировать (продолжить) движение цели на время Т полета снаряда от момента выстрела (t — tu) до точки встречи Цу по имеющейся информации о движении цели до выстрела. Положение цели на траектории определяется радиусом-вектором относительно некоторой точки В, связанной с воздухом. Предположим, что определен фактический закон движения цели ru(t) на участке ЦЦУ. Тогда Яц = г-(-о); R*.y = fn(t0+T). Из рассмотрения_ схемы можно получить следующее выражение для вектора L: 1=-/?ц.у-Яц. (9.13) Каким же образом можно экстраполировать движение цели? • _ 179 Пусть в результате наблюдения движения цели определен лишь вектор Уц(/о) в момент выстрела. Тогда можно продолжить движение цели в направлении этого вектора, предположив, что за время Т вектор скорости цели не изменяется. В этом случае Гщ(-) = Гц. (-о)+^ц(/о)-. (9.14) Для векторов /?ц.у и L (см. 9.13) можно получить следующие выражения: ^ц. у 1 = Ли (^о) + ^ц (А>) Т; .' Ъ = У^й)Т. (9.15) ' (9.16) Положение упрежденной точки Цу\ определено на основе закона rui(/). На схеме показана значительная ошибка в положении упрежденной точки по сравнению с Цу. Уц--о) ЦУ Рис. 9.3. Схема для определения вектора линейного упреждения цели Если в результате наблюдения за движением цели до выстрела определен не только вектор Уц(10), но и вектор ускорения цели /ц(t0), то для экстраполяции можно принять закон равноускоренного движения цели. Тогда 'Ц2 (<) = Гцг (*„) + ^ц (<„) t + 1/2/ц (/о) Р. (9.17) 180 Для векторов /?ц. у2 и L2 можно получить следующие выражения: Я„. у2 = гц2 (*„) + П (*0) Г + 1/27ц <-о) Г2: (9-18) 12 = 1/ц(дГ+1,2уц(.4)Р. (9.19) Положение упрежденной точки Ду2 будет ближе к точке Цу. Для дальнейшего уточнения движения цели после выстрела потребовалось бы определять в результате наблюдения за движением цели не только ускорение цели, но и скорость изменения ускорения или другие параметры, характеризующие изменение вектора Гц. Однако имеются значительные технические трудности в соз-. дании точно и надежно работающих на борту ЛА датчиков информации, обеспечивающих определение указанных параметров. Поэтому приходится ограничивать дальности воздушной стрельбы так, чтобы время полета снаряда (НАР) до встречи с целью было малым (порядка долей секунды или единиц секунд). Кроме того, надо стремиться уменьшить время полета снарядов (НАР) нл большие дальности. В связи с этим на практике при решении задачи экстраполяции органичиваются принятием подходящей гипотезы о движении цели за время полета снаряда до точки встречи. Например, известно, что типовые цели маломаневрен- ны (бомбардировщики, воен- Рис- 9А Схема для опРеДеления но-транспортные самолеты), вект°Ра «°Р°С™ «ели ^ в этом случае допустимо принимать первую гипотезу о прямолинейном и равномерном движении цели. Если же типовые цели маневренны, а требуемые максимальные дальности больше, то необходимо принимать вторую гипотезу о равноускоренном движении цели (/ц = = const). _ При первой гипотезе вектор L определяется по формуле (9.16),_при второй —по формуле (9.19). В формулах (9.16) и (9.19) Уц(/0) и 7д(to) —значения векторов в момент выстрела. Таким образом, при принятии той или иной гипотезы движения цели решение задачи экстраполяции сводится к определению необходимых параметров движения цели в момент выст- 181 рела (вектора Уц или векторов 1/ц и /ц), значения времени Т и реализации формул (9.16) и (9.19). Как можно определить вектор скорости цели относительно вовдуха (воздушную или истинную скорость цели)? Пусть точка В неподвижна относительно воздуха (рис. 9.4).. Векторами гц и г\ определяются положения цели и ЛА относительно точки В, векторами 1/ц и V обозначены скорости цели и стреляющего ЛА, движущихся по своим траекториям, вектором D—дальность цели. Скорость Гц изменения вектора гц, определяющего положение цели, есть вектор скорости цели: Л =-=7,. (9-20) Аналогично ~Ti = V. (9.21) Из рассмотрения треугольника ВО\Ц можно записать гц = ^ + П. (9.22) Тогда, учитывая формулы (9.20) и (9.21), FU = F + Z), (9.23) где D — скорость изменения вектора D в системе координат, связанной с воздухом, — векторная величина. Вектор V может быть определен, если известны скорость V, углы атаки и скольжения ЛА аат, (Зек- Вектор D определяется из условия, что изменение значения вектора может произойти за счет изменения его длины и положения (вращения) в пространстве. Пусть с ЛА осуществляется сопровождение цели некоторым визирным устройством (рис. 9.5). На схеме показаны положения подвижного элемента Я визирного устройства и цели Ц, а также оси прямоугольной системы координат nXDYDZD. Ось ПХ0 направлена по визирной линии, которая все время совмещается с вектором D в процессе сопровождения цели. Оси I7YD, flZD являются осями поворота подвижного элемента. Составляющие угловой скорости поворота подвижного элемента в пространстве обозначены через ">KD и a>ZD. Вектор D можно представить в виде суммы трех составляющих по осям системы координат fJXDYDZD: D = 0)XDX°D + (D)yDY°D + (D)ZDZ°D. (9.24) Скорость изменения длины вектора D обозначается через D. Если длина вектора уменьшается, т. е. стреляющий ЛА 182 ) догоняет цель, то D<0; если же длина вектора увеличивается, то D>0. Так как изменение длины происходит по направлению самого вектора, т. е. по оси ПХц, можно записать составляющую вектора D по оси XD в таком виде: (t)XDX°D = DX'D, ' (9.25) где X°D — единичный вектор (орт) оси ПХ0. •%л^ Рис. 9.5. Схема для определения проекций вектора D Две другие составляющие будут поперечными линейными скоростями вектора D, которые определяются как произведение соответствующей угловой скорости на длину вектора D. Если векторы <*>YD и о)/д совпадают с положительными направлениями осей (рис. 9.5), то (D)YDTD = ^ZDDY^ (D)ZDZ°D=-u>yDDZ°D, где Y°D, ^д-орты осей ПГ0 и /7ZD. В соответствии с формулами (9.23) — (9.26) можно записать следующее выражение для Уц: V* = V + DX°D + <»ZDDTD-«>YDDrD ' (9.27) Таким образом, для определения вектора скорости цели Уц должны измеряться кроме V, аяг, РСК дальность D, скорость 183 (9.26) изменения дальности D и угловые скорости поворота подвижного элемента визирного устройства и>}- , <о2д при сопровождении цели. Для вектора ускорения цели /ц=1/ц можно запасать следующую формулу на основе выражения (9.23): 7„ =/; + ?, (9.28) где /1 = 1/ —вектор ускорения ЛА; D — ускорение изменения вектора дальности — векторная величина. Чтобы определять вектор /ц, необходимо измерять составляющие ускорения ЛА, например, по осям ПХ0, tlYD, nZD, и кроме D, D, z измерять ускорение изменения дальности D и угловые_ускорения ШУД, №2д Дели. По известным значениям векторов 1/ц и /ц можно определить векторы линейного упреждения в соответствии с формулами (9.16), (9.19). В теории и практике воздушной стрельбы для учета движения цели вместо линейного упреждения часто пользуются углом упреждения. Углом упреждения называют угол между векторами D и Dy в упредительном треугольнике ОЦЦУ (см. .•рис. 9.1). Как можно определить угол упреждения при первой и второй гипотезах о движении цели? На схеме (рис. 9.6) условно показаны одновременно два упредительных треугольника. Треугольник ОЦЦУ\ содержит вектор 1Ь соответствующий пер-. вой гипотезе. Угол упреждения обозначен буквой ф. Второй треугольник ОЦЦУ2 построен для случая, когда цель совершает маневр. Причем предполагается, что маневр выполняется в плоскости атаки (плоскость, содержащая векторы D и Уц) в сторону ЛА и с постоянным нормальным ускорением (/ц.п = const и перпендикулярен вектору 17Ц). Угол упреждения обозначен через г|зм, показана также поправка Д-фм на маневр цели дополнительно к углу i|). Формулу для угла упреждения ty при первой гипотезе можно получить на основе известной из тригонометрии теоремы синусов, применив ее к упредительному треугольнику ОЦЦУ1, в котором угол q называется курсовым углом цели: sin ф = .(Z.i/Dyl) sin q. (9.29) Величина sin q называется ракурсом цели. Так как Li = Vu7i, где TI г- время полета снаряда на упрежденную дальность Z)yl, a Dyi/Tt есть средняя скорость vcfi полета снаряда на упрежденную дальность Dyb то sin ф ж M при второй гипотезе можно получить следующим образом. Многоугольник ОЦЦу\Цу2 з-амкнут, поэтому D + F-Г- + 1/2/~ ПТ1 = у, = о - КЦГ, cos q. (9.36> В уравнении (9.36) два неизвестных: Dyi и Т\; остальные величины: D, 1/ц, q — должны быть заданы. Для времени Т\ записывается соответствующая формула из внешней баллистики (см. гл. 8): D yi T, = ^gt(CHDyl, г»01). (9.37) Здесь должны быть заданы значения уоь С и высоты полета Н. Совместное решение двух уравнений (9.36) и (9.37) дает возможность определить значения Dy\ и Ту\, т. е. решить задачу о встрече. Так как формула для Т\ содержит табличную функцию gt, совместное решение может быть выполнено лишь методом последовательных приближений (методом итераций). А 9.3. ОСНОВЫ УСТРОЙСТВА ПРИЦЕЛЬНЫХ СИСТЕМ ВОЗДУШНОЙ СТРЕЛЬБЫ С ПОДВИЖНЫХ АРТИЛЛЕРИЙСКИХ УСТАНОВОК При стрельбе с подвижных артиллерийских установок, как уже было сказано выше, прицеливание осуществляется управлением оружием, т. е. изменением направления вектора г%. Дляуправления [см. формулы (9.10) и (9.11)] необходимо знать требуемое направление оружия. Требуемое направление оружия — вектор г>° может быть найден из условия равенства векторов дальности полета_снаряда ?>с и упрежденной даль'но-ст-и Т5У, т. е. промахе Д, равном нулю [см. формулу (9.7)]. 186 Вектор Dy зависит от вектора дальности D, т. е. от расстояния до цели и направления на нее. Информацию о векторе D получают от визирных устройств с дальномерами. Визирные устройства могут быть механическими, оптическими, радиолокационными. Составной частью визирного устройства является визирная головка, которая может быть подвижной или неподвижной относительно ЛА. Неподвижная визирная головка имеет подвижный элемент. Сопровождение Цели для непрерывного определения направления на нее осуществляется за счет управления головкой или подвижным элементом. Визирная головка имеет визирную линию: оптическая ось коллиматорнойголовки — ось антенны. При сопровождении должно обеспечиваться совмещение визирной линии с линией цели. Управление поворотами визирной линии для сопровождения может быть автоматическим и неавтоматическим. При автоматическом управлении визирное устройство обеспечивает непрерывное сопровождение цели. При неавтоматическом управлении сопровождение цели осуществляет оператор, поворачивая оптическую визирную головку. Радиолокационные визирные устройства — автоматические, а механические и оптические — неавтоматические. Кроме указанных способов управления визирной линией различают также непосредственное и косвенное управление. В первом случае визирное устройство или оператор осуществляет непосредственное управление подвижным элементом визирной головки (головкой). Во втором случае управление визирной линией осуществляется за счет управления оружием, т. е. косвенно. Дальномеры в составе визирных устройств могут быть радиолокационными и оптическими. Они обеспечивают определение дальности D, причем радиолокационные являются автоматиче« скими и обеспечивают измерение не только D, ,но и D. На схеме (рис. 9.7) для определения вектора Dy, если известен вектор D, кроме векторов D и L показан еще вектор ба- 187 Рис. 9.7. Схема для определения вектора упрежденной дальности D? зы параллакса Б, определяющий положение на ЛА подвижного элемента визирного устройства относительно артуста-новки. Вектор дальности полета снаряда Dc, как уже отмечалось (см. 9.2), можно найти через геометрические элементы траектории, используя следующие величины: | — дальность полета снаряда в направлении вектора и0ь b — вектор отклонения снаряда вследствие бортового эффекта; т) — вектор понижения снаряда под действием силы тяжести; v°m — орт вектора UDI (рас. 9.8). Vo Рис. 9.8. Схема для определения вектора дальности полета снаряда Dc Из рассмотрения схем (см. рис. 9.7 и 9.8) можно получить! Dy = D + L + E; в.--у+»+-.- (9'38> При условии, что вектор промаха равен нулю (Dc = Dy), можно записать - ' D + Z + ?--°-i^i-?-^ = 0. (9.39) "01 Уравнение (9.39), соответствующее встрече снаряда и цели, называется основным векторным уравнением прицеливания. Из 188 него может быть найден вектор и0°, определяющий требуемое направление оружия. Две схемы (рис. 9.7 и 9.8) могут быть соединены в одну, если иметь в виду, что Dc = Dy- Полученная схема (рис. 9.9) будет называться векторной прицельной схемой. Рис. 9.9. Векторная прицельная схема при стрельбе из подвижного оружия Положение вектора v0 на прицельной схеме и есть требуемое положение для встречи снаряда и цели. Прицельная схема дает наглядное геометрическое представление о том, как следует учитывать различные факторы при выпрлнении_прицели-вания. Действительно, каждый из векторов (Б, L, т], Ь) на схеме введен для учета соответствующего фактора, при определении требуемого направления стрельбы (вектора v°m). Это направление можно определить также путем построения элементарных угловых поправок относительно оси XD, соответствующих указанным выше векторам: <|>?—на параллакс, г|з — на движение цели, апр — на понижение снаряда, 1|з& — на бортовой эффект. 189 Для определения положения вектора и0 необходимо построить еще ^угловую поправку tyv на снос снаряда (относительно направления вектора u0i)- В итоге ориентация требуемого вектора v0 относительно направления на цель (оси XD) может быть определена с помощью одного угла 01 + (Б-Ь-ч)]. (9.40) Величины | и Dy зависят прежде всего от дальности цели D, которая измеряется с помощью дальномера. Ошибки дальномера могут достигать 30—50 м и будут соизмеримы с величинами b и г). Поэтому допуст, :ю принимать | —Dy. Подставив в (9.40) выражение (9.27) для вектора Уц, получим: < = 7^ \Ъ + DT^D + ^DDTTD ~^DDTZ°D + + V(T-Dy'vOJ) + (E~b-^)]. . (9.41) В вычислительном устройстве ПСВС реализуются скалярные уравнения, поэтому вместо векторного уравнения (9.41) необходимо получить скалярные уравнения. Такие уравнения можно получить, если спроецировать каждый вектор • в этом уравнении на оси некоторой прямоугольной системы координат. Тогда вместо одного векторного будут три скалярных уравнения— три проекции. Для определения направлений оружия (оси ствола пушки) и визирной линии используется связанная с ЛА система координат OXiYiZi. С подвижной артустановкой связывается система координат OX Y Z,,. Ось ОХ„ совпадает с осью ствола пушки. Пушка */- V- РО VQ ^ * на установке имеет две оси вращения: OY\ и OZV , относительно которых она поворачивается на углы р', е' (рис. 9.10). Угол р' называется бортовым углом оружия, угол е' — углом возвышения оружия. Вторая система координат nXoYoZD, как уже упоминалось выше (см. рис. 9.5), связывается с подвижным элементом визирного устройства, при этом ось ПХ0 оптического визирного устройства совпадает с оптической осью коллиматорной головки, радиолокационного визирного устройства — с осью симметрии антенны. Головка и антенна имеют две оси вращения: ПУ\ и nZD, относительно которых они поворачиваются на углы |3 и г (рис. 9.11). Угол р называется бортовым углом цели, угол е — бортовым углом места цели. При слежении за целью 190 Рис. 9.10. Ориентация оружия относительно ЛА А/ Рис. 9.11. Ориентация визирной линии ПХп относительно ЛА 191 углы р и е непрерывно измеряются. Для этого с оптической головкой или антенной связываются датчики углов р и е, обычно сельсины. Так как углы р и е измеряются с высокой точностью, то целесообразно определять требуемые углы р', е' ориентации оружия через суммарные угловые поправки стрельбы <|>-р, ф-=. являющиеся составляющими суммарной угловой поправки ф_ (см. рис. 9.9). Дело в том, что угловые поправки изменяются в значительно меньших пределах, чем углы р' и е'. Поэтому при одной и той же максимальной относительной ошибке вычислительного устройства поправки будут вычисляться точнее, чем углы Р' и е'. Если сориентировать вектор -v°Q относительно осей системы OXDYDZD с помощью поправок <]*-•-•> <[»-. (рис. 9.12), то Р'=Р + Ф1Р: .'-=е + Фь. (9.42) Чтобы получить формулы для вычисления поправок, необходимо спроецировать векторное уравнение (9.41) на оси системы nXr>YDZi). Ч ка Рис. 9.12. Схема для определения суммарных поправок стрельбы из подвижного оружия Рассматривая выражения для проекций при предположениях, что вектор V направлен по оси ЛА Х\, т. е. углы атаки и 192 . ' скольжения пренебрежимо малы и поправки <[>_р, ^ .малы, можно принять: с.о8ф-р=1; соз<]>г. = 1; sin Ф1р = ф^; sin ф?, = <|»-,. (9.43) Проекция (9.41) на ось ПХ0 дает уравнение для определения Dy. Обычно при определении Dy (решении задачи о встрече) можно пренебрегать проекцией т], которая мала по сравнению с дальностью D. Тогда можно записать: Dy = f0,,4 [D + DT + V cos a cos в (Т- Dy'vQl) + БХо]. (9.44) Это уравнение совместно с формулой для Т [см. (9.37)] дает возможность определить ?>у и Т. Проекция (9.41) на'ось П?0 даст уравнение для поправки ф_§. При определении этой проекции необходимо иметь в виду, что проекции векторов D, X°D, Z°D будут равны нулю. Тогда можно записать —Ф-« = v<>iT/v0Dy (®ZDD — V сое р sin в) + (V/v0) cos 3 sin s + + v01ByJv0Dy — volbyD/v0Dy — v01fiyD/v0Dy. (9.45) Проекция (9.41) на ось UZD даст уравнение для поправки ф„. При определении этой проекции необходимо учесть, что проекции векторов D, X°D, Y°D будут равны нулю. Тогда tsp =vQ]TlvuDy(—u>YDD+ V sin В) — (V/-o0) sin 3+ volBZD/vuDy — — ЩФх^оОу — w0,YiZD/t)0Dy. (9.46) Каждое из слагаемых в формулах (9.45) и (9.46) является элементарной угловой поправкой. В соответствии с введенными выше обозначениями для этих поправок можно записать формулы (9.45), (9.46) в таком виде: Ф-.= Ф. + Фи. + Фя. + Ф». + %,; ) г (9 47) Фщ = Фр + ФКР + Фгр + *W + апрг I А 9.4. ОСНОВЫ УСТРОЙСТВА ПРИЦЕЛЬНЫХ СИСТЕМ ВОЗДУШНОЙ СТРЕЛЬБЫ ИЗ НЕПОДВИЖНОГО ОРУЖИЯ Неподвижное оружие размещается на ЛА различных типов. Пушки, пусковые устройства, ракетные блоки устанавливаются так, что направление вектора относительной начальной скорости VQ или совпадает с направлением оси ОХ\ ЛА, или составляет малый установочный угол с осью ОХ\. Поэтому прицеливание осуществляется путем соответствующего управления полетом ЛА. '/«7-42 193 ПСВС для выполнения стрельбы из неподвижного оружия могут быть с оптическим или с радиолокационным визирным устройством. ПСВС, имеющие только оптическое визирное устройство, называются оптическими. ПСВС с радиолокационными устройствами называются радиолокационными. Требуемое направление оружия (оси ЛА) в момент начала стрельбы, необходимое для прицеливания с применением оптических ПСВС, определяется из рассмотрения векторной прицельной схемы (рис. 9.13). Схема построена при первой гипоте- \ ШЛУ Б О Рис. 9.13. Векторная прицельная схема при стрельбе из неподвижного оружия зе о движении цели. В отличие от схемы на рис. 9.9 при стрельбе из неподвижного оружия не учитывается отклонение снаряда b вследствие бортового эффекта. Дело в том, что в этом случае угол между векторами v0 и V определяется углами атаки и скольжения ЛА (угол as —суммарный угол атаки). Пока угол as мал (до 10°), допустимо считать вектор b малым и не учитывать его. На схеме (рис. 9.13) показаны ранее рассмотренные элементарные угловые поправки \\>Б, я|>, апр, поправка фа5. на углы атаки и скольжения и суммарная угловая поправка стрельбы ф?. Для удобства вычисления и построения суммарной угловой поправки можно определить ее составляющие в двух плоскостях (рис. 9.14): в плоскости крыла ЛА (в плоскости X\Zi) — составляющую фгк, в плоскости, перпендикулярной плоскости 194 крыла Л А (плоскости XDYi), составляющую ф_с. Практически угловые поправки малы, и положение плоскости XDYi незначительно отличается от плоскости симметрии X\Y\. Поэтому можно считать, что поправка <|>-с расположена в плоскости симметрии. Y- *1 Рис. 9.14. Схема для определения суммарных поправок стрельбы из неподвижного оружия Формулы для угловых поправок <1>-с, ф-^ можно получить, если спроецировать векторное уравнение (9.41) на оси XD, YD, ZD, приняв в нем 5 = 0, 6 = 0, ?, — Dy. Должны быть также учтены углы атаки и скольжения при проецировании вектора V. Обычно углы атаки и скольжения, а также поправки малы, поэтому могут быть приняты условия (9.43). Приведем формулы для угловых поправок: Ф-с = <%7р - Лаат + «npl COS » COS 7; Ф-к = <°YDTP ~ АЪ* + а"Р * cos & sin f • В этих формулах: D л V v«i— f cp vi v, ' —-------------------' anpl= — •'у (9.49) (9.50) т' ТР-^ А = — _л__^р_ rq "in •-^7v-n-^- (9'51) cp_v- -- Vol VCP-V ' -npi. ^y vcp. Каждое из слагаемых в правых частях формул (9.49), (9.50) является элементарной угловой поправкой в соответствующей плоскости: первые учитывают движение цели, вторые — углы атаки и скольжения ЛА, третьи — понижение снаряда. Основ- W* 195 ными по величине являются поправки на движение цели, две другие могут считаться дополнительными. При стрельбе из неподвижного оружия вследствие малости углов атаки и скольжения ЛА, а также установочного угла оружия допустимо определять абсолютную начальную скорость по формуле *>oi = V0 + V. (9.52) Построение поправок обеспечивается оптической визирной головкой, имеющей коллиматорную оптическую систему. Оптическая система создает изображение прицельной сетки с центральной точкой — прицельной маркой. Прямая, соединяющая направление от глаз летчика на марку, является визирной линией. За счет поворотов подвижных элементов оптической системы зеркала 3 (рис. 9.15) и пластины 4, показанных в нуле- -f- х, О YI ~\^з Рис. 9.15. Коллиматорная оптическая система визирной головки: I _ отражатель; 2 — объектив; 3 — подвижное зеркало; 4 — подвижная плоскопараллельная полупрозрачная пластина; 5 — узел формирования прицельной сетки; 6 — лампа подсветки сетки вом (неотклоненном) положении, можно отклонять изображение сетки, т. е. визирной линии. Поворотами зеркала 3 управляет гироскопический узел визирной головки, имеющий трехстепенной гироскоп и электромагнитную систему коррекции. Зеркало укреплено на оси гироскопа. Повороты пластины 4 обеспечиваются электроприводом, 196 С помощью подвижной прицельной марки и выполняется построение поправок стрельбы. В процессе прицеливания марка должна отклоняться от нулевого положения на углы рм, ем, аналогичные углам р и е (см. рис. 9.11), которые определяются из условий: Р« = -Ф-к! 1 (9.53) гм=-^с- I Если летчик будет за счет управления ЛА совмещать подвижную марку с целью (рис. 9.16), то при соответствующей установке визирной головки на ЛА будет обеспечено построение суммарной поправки стрельбы. Визирная головка должна быть установлена на ЛА так, чтобы направление от глаз летчика на марку, находящуюся в нулевом положении, совпадало с направлением вектора va (оси OXi) (см. рис. 9.15 и 9.16). X, Рис. 9.16. Схема построения суммарной поправки стрельбы в оптической псвс Радиолокационная ПСВС имеет автоматическое визирное устройство, поэтому после захвата цели начинается ее сопровождение по направлению и дальности, т. е. обеспечивается определение вектора D и скорости изменения этого вектора D. Значит, можно заранее (до прилета в ЗРД) найти требуемое направление оружия или промах Д. Возможен следующий метод формирования сигналов, для прицеливания с применением радиолокационной ПСВС. Пусть произошел захват цели радиолокационным визирным устройством (рис. 9.17). Положение цели и ЛА для некоторого момента времени после захвата цели обозначено соответственно точками Д и О, а их скорости — векторами Уц и V. Принимая первую гипотезу о движении цели, можно предположить, что ЛА продолжает сближаться с целью по прямой- и с той же скоростью, которую он имел в точке О. Когда дальность до цели станет равной некоторой заранее заданной дальности DO, с ЛА 8-42 197 будет сделан выстрел. Точкой 00 на схеме обозначено положение оружия ЛА в момент выстрела (параллаксом Б можно пренебречь). Время сближения из точки О до 00, т. е. на дальность открытия огня О0 обозначается через Тс. « Е В Од Рис. 9.17. Схема для определения вектора промаха Д Можно ожидать, что при прямолинейном полете из точки О выпущенный в точке 00 снаряд не попадет в цель, произойдет промах снаряда А (см. 9.1). Из рассмотрения схемы можно записать следующее соотношение для промаха: Д = D + 7Л (Т, + Г) - Frc - Й0°, - ч. (9.54) При заданном значении D0 в правой части этого выражения известны: D и Уц определяются по информации, получаемой при автоматическом сопровождении цели, вектор V может быть измерен, время Т' может быть определено из условия, что модуль вектора А минимальный. Для вектора UQI можно записать следующее выражение [см. (9.1), (9.9) и (9.52)]: ' ^(voX' + V^K-Ot + V), (9.55) в котором справа все величины известны. Допустимо принять также, что ?, — Dy, тогда можно будет определить и понижение г\ (см. гл. 8). 198 Таким образом, после захвата цели имеется возможность определять вектор промаха.^ Вместо линейного промаха А можно определять угловой промах Nv (см. рис. 9.2). Для удобства вычисления и построения углового промаха можно определять составляющие угла ?в в плоскостях симметрии и крыла ЛА бс и бк. Углы бс и бк могут быть использованы в качестве сигналов управления ЛА при сближении и прицеливании, для чего можно на экране прицельного индикатора формировать прицельную отметку (светящуюся точку или кольцо). Таким образом, после захвата цели и формирования в поле зрения летчика прицельной отметки задача летчика будет состоять в том, чтобы за счет управления ЛА совмещать прицельную отметку с перекрестием. При выходе ЛА на заданную дальность D0 и при точном совмещении прицельной отметки с перекрестием разрешается начинать стрельбу. Г Л А В А 10 ПРИЦЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ БОМБОМЕТАНИЯ 10.1. СОДЕРЖАНИЕ ЗАДАЧИ ПРИЦЕЛИВАНИЯ ПРИ БОМБОМЕТАНИИ И МЕТОДЫ ЕЕ РЕШЕНИЯ Л Под бомбометанием понимают прицельное сбрасывание с ЛА авиационных бомб, мин, торпед, а также других средств (буев, грузов и т. д.). При сбрасывании авиационной бомбы в условиях стандартной атмосферы при известном ветре ее траектория полностью определяется начальными условиями бро-_ сания. Поэтому прицели- flfo Vn вание заключается в том, ~~ чтобы, управляя полетом ЛА, обеспечить такие начальные условия бросания, при которых бомба попадает в цель или район цели. Для организации управления полетом ЛА' при бомбометании необходимо с помощью прицельной системы сформировать определенные параметры прицеливания. Пусть в некоторый момент времени с ЛА в точке бросания Обр сбрасывается бомба (рис. 10.1). Положение точки падения С относительно точки бросания ОбР определяют с помощью вектора дальности точки падения Dc, который характеризует перемещение бомбы относительно земли за время падения Т, вектор Ьс вычисляется на борту ЛА прицельной системой. В общем случае при бомбометании для нанесения цели максимального ущерба точка падения С прицельно сбрасываемой бомбы может не совпадать с целью. Например, это имеет место при последовательном сбрасывании нескольких бомб (серийное бомбометание). В этом случае точку падения первой бомбы целесообразно выносить относительно цели в сторону, противоположную направлению полета, на половину длины серии (рис. 10.2). 200 Рис. 10.1. Требуемая дальность цели в мо мент бросания бомбы Длину серии можно вычислить с помощью формулы I=(n6-l)ic, (10.1) где Пб — число бомб в серии; /с — линейный интервал серии. Линейным интервалом серии г'с называют расстояние между точками падения двух смежных бомб серии. Тогда вынос точки падения первой прицельно сбрасываемой бомбы относительно цели будет равен Rl = Q,5l. ^ °6р) 0ЙР2 Обр, Об-4 °6Р5 7П- ^\ -S \Сц Kg '\if////J'///////J'//? Рис. 10.2. Вынос точки падения первой бомбы при серийном бомбометании Вынос точки падения относительно цели характеризуется вектором выноса точки падения Т?] (см. рис. 10.1). Вектор выноса RI обычно задается до вылета на бомбометание. Зная вектор дальности точки падения Dc и вектор выноса RI, можно определить такое положение цели относительно точки бросания, при котором траектория сброшенной бомбы пройдет через заданную точку С. Это положение цели относительно ЛА называется требуемым и определяется вектором требуемой дальности цели ?>тр. DTP = DC-~R,. ' (10.2) При изменении начальных условий бросания будет изменяться вектор дальности точки падения Z)c, а следовательно, и вектор требуемой дальности цели ?)тр. Для решения задачи прицеливания недостаточно знать толь* ко вектор DTP. Необходимо также определять фактическое (текущее) положение цели относительно ЛА, которое принято характеризовать вектором фактической дальности цели D (рис. 10.3). Тогда путем сравнения векторов D и DTP можно вывести ЛА в точку бросания, т. е. решить задачу прицелива-W- ' ' : / 201' В дальнейшем разность векторов фактического D и требуемого DTp положений цели относительно ЛА обозначается вектором •-D-D. тр- (10.3) В соответствии с изложенным можно сформулировать задачу прицеливания при бомбометании так: путем управления полетом вывести ЛА из данной точки пространства в точку бросания с такими начальными условиями, при которых ^брошенная бомба попадет в цель или в намеченную относительно цели вынесенную точку. '////////,?//////#////>#////'Ж*У////№> Чтр Ц Рис. 10.3. Векторы фактической и требуемой дальности цели Назначение прицельной системы бомбометания состоит в том, чтобы непрерывно определять векторы D и ?>тр, вычислять их разность Л и, управляя ЛА, сводить ее к нулю, т. е. добиваться выполнения условия попадания бомбы в цель D = Z)TP. (10.4) В точке бросания параметры полета ЛА должны соответствовать тем начальным условиям, для которых определялся вектор ?>тр. Это условие будет выполняться, если вектор ?>тр в прицельной системе вычислять по текущим параметрам полета. В этом случае текущее положение ЛА рассматривается как одно из возможных положений точки бросания, а вся траектория полета — как геометрическое место возможных точек бросания. Одновременно для каждого текущего положения ЛА определяется также вектор фактической дальности цели Т). Затем находят вектор А и управляют полетом ЛА так, чтобы он стремился к нулю. Бомбы сбрасываются при выполнении условия Д-=0. 202 Очевидно, процесс решения задачи прицеливания на борту ЛА связан с необходимостью выполнения определенных вычислений, которые могут производиться с помощью аналоговых или цифровых вычислительных средств. При этом для реализации исходных векторных уравнений их необходимо представить в скалярном виде. Скалярные (рабочие) зависимости получают, проецируя исходные векторные уравнения на оси определенной системы координат. Для получения рабочих зависимостей в прицельных системах бомбометания обычно используется подвижная горизонти-рованная прямоугольная система координат OXYZ (рис. lO.-f). Начало этой системы связано с ЛА, ось 07 направлена вертикально вверх, а оси ОХ и OZ располагаются в горизонтальной плоскости. При этом ось ОХ обычно совмещают с плоскостью курса ЛА. Плоскоеть курса Рис. 10.4. Подвижная горизонтированная прямоугольная система координат Проекции к, у, г вектора D на оси выбранной системы OXYZ называют фактическими координатами цели: проекции Хтр, Утр, ZTp вектора ?>тр—требуемыми координатами цели; проекции А*, Ау, Az вектора А — параметрами прицеливания. С учетом введенных обозначений векторное равенство (Ю.З) можно записать в виде трех скалярных уравнений: Д, = х ~ Хтр, д =з/-Гтр; Az = z — Z тр- (10.5) Их анализ удобнее провести в обратном порядке. Третье уравнение позволяет сопоставить фактическое и требуемое положения ЛА относительно цели в боковом направлении. Поэтсь 203 му величину Az называют параметром, прицеливания по направлению (параметром управления), а процесс его обнуления— прицеливанием по направлению или боковой наводкой. Для параметра управления часто используется обозначение Аг = <7. Прицеливание по направлению может выполняться летчи- , ком или с помощью системы автоматического управления (САУ) ЛА. Если при движении ЛА к точке бросания обеспечивается равенство q = 0, то в момент бросания будет выполняться условие z = ZTp, т. е. ЛА будет находиться по отношению к цели на требуемом боковом удалении. Поскольку на этапе прицеливания требуемые координаты цели вычисляются по текущим параметрам полета, одним из которых является высота полета, то будет справедливо равенство Утр = —Н. В этом случае второе уравнение системы будет выполняться автоматически, т. е. параметр Ду=0. Поэтому уравнение &у—у— Утр можно исключить из дальнейшего рассмотрения. г~~ 1 1 1 [ _______ \ ДШ ----- --1 / 1 f N вычислитель BfKU, ~- вгки, е ! -- ...-. 1 X,i —\ V \ ( Хгпр, ^тр . . — —1 САУ t rv 9 фЛУиС Ясб 1 CVO f Т 1 Рис. 10.5. Схема обработки информации в прицельной системе С помощью первого уравнения системы может определяться момент выхода ЛА в точку бросания при движении по боевой траектории (q = 0). Поэтому параметр &х = х — Хгр называют параметром сигнализации, а определение момента Дж = 0, с которого начинается сбрасывание бомб, — прицеливанием по дальности. Для параметра сигнализации также используется обозначение Дх = рсб. Значение параметра сигнализации рсб подается в систему управления оружием (СУО), где осуществляется формирование команд для отделения первой и последующих бомб с требу^ мым интервалом ic. ш На основании изложенного можно представить схему обработки информации в прицельной системе бомбометания в следующем виде (рис. 10.5). Исходная информация, получаемая с соответствующих датчиков исходной информации (ДИИ), поступает на вычислители фактических и требуемых координат цели (ВФКЦ и ВТКД). Найденные значения фактических и требуемых координат цели используются для формирования параметров управления и сигнализации (ФПУ и С), с помощью которых организуется управление полетом ЛА и сбрасывание бомб. В зависимости от того, каким образом определяется момент бросания, различают ручной способ бомбометания и автоматический. При ручном способе момент выполнения равенства х = Хтр определяется летчиком с помощью визирной системы, а сбрасывание осуществляется от боевой кнопки; при автоматическом параметр /эсб = л;— JTp вычисляется с помощью прицельной системы, А 10.2. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ФАКТИЧЕСКИХ КООРДИНАТ ЦЕЛИ Фактические координаты цели могут определяться с помощью различных технических средств, входящих в состав прицельной системы. Указанные средства можно разделить на две группы. К первой группе относятся средства, которые позволяют получать достаточно точную информацию о координатах цели, но подвержены влиянию искусственных и естественных помех (дождь, туман, облака). В полете они могут использоваться лишь кратковременно (дискретно). Поэтому средства первой группы называют источниками дискретной информации. Примерами таких источников информации о координатах цели являются визирные системы различных типов (оптические, оптико-электронные, телевизионные), радиолокационные станции и другие средства. Ко второй группе относятся средства, обеспечивающие возможность непрерывного определения фактических координат цели на основе счисления пройденного пути по известному значению скорости полета ЛА относительно земной поверхности Уп и времени полета. Эти средства обладают полной автономностью действия и не подвержены влиянию помех. Однако точность определяемых с их помощью координат зависит от времени счисления пути: чем больше это время, тем ниже точность. Примерами таких средств являются системы счисления пути различных типов и инерциальные системы, в которых У„ определяется на основе измерения ускорений ЛА с помощью акселерометров. Средства второй группы принято называть источниками непрерывной информации. 2Q5 2Ч В прицельных системах бомбометания источники дискретной и непрерывной информации о координатах цели обычно применяются совместно (комплексно), что позволяет в наибольшей степени использовать их преимущест-~ ва и компенсировать недостатки. При комплексном использовании обеспечивается программное сопровождение цели (рис. 10.6) перекрестиями визирных систем от системы счисления координат (ССК). Для этого необходимо выход системы счисления координат связать с визирными системами через преобразователь координат (ПК), обеспечивающий пересчет счисляемых координат цели «щ, 52цв координаты, измеряемые данной визирной системой (ВС) И[Ц, и2ц. Кроме того, при этом обеспечивается возможность периодической коррекции счисляемых -координат с помощью визирных систем. Необходимость коррекции связана с тем, что с течением времени в счисляемых координатах накапливаются^ ошибки из-за неточного определения Vn. Это приводит к нарушению программного сопровождения цели (сползанию перекрестия визирной системы с цели). Ввод корректирующих поправок в счисляемые координаты можно осуществить следующим образом (рис. 10.7). Оператор Рис. 10.6. Схема программного сопровождения цели ___jj Рис, lOJ, ?хема ввода корректирующих поправок 206 наблюдает с помощью какой-либо визирной системы за относительным положением перекрестия и цели. Заметив рассогласование, вращением рукояток на распределителе поправок (РП) оператор вводит корректирующие поправки 6siu и б52ц в счисляемые координаты до тех пор, пока Рис. 10.8. Вектор дальности точки падения перекрестие визирной системы снова не будет совмещено с целью. Достоинство этой схемы состоит в том, что в процессе ввода поправок 6sl4, б«2ц не нарушается программное сопровождение цели. А Ю.З. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ТРЕБУЕМЫХ КООРДИНАТ ЦЕЛИ Требуемое положение цели при бомбометании определяется вектором /)тр (10.2). Чтобы определить соответствующие ему требуемые координаты цели XTf, Утр, ZTP) необходимо спроецировать векторное выражение (10.2) на оси горизонтирован-ной системы координат OXYZ. _ Вектор дальности точки падения Dc (рис. 10.8) можно выразить через баллистические элементы бомбы: РС = ЛП + ЯС=-=ЛП-ЯСГ° (10.6) где Лп —-полный вектор относа бомбы; Яс — высота полетаЛА над уровнем точки падения; У°— орт оси OY. Полный вектор относа бомбы Ап относительно земли можно представить в виде суммы двух векторов: вектора штилевого относа и вектора относа за счет ветра. Если принять гипотезу о постоянстве и горизонтальности вектора скорости вет- 207 pa?/=const, то для вектора полного относа бомбы (рис. 10.9) можно записать следующее выражение: Aa = A + Ur, . (10.7) где Л — вектор штилевого относа бомбы; UT — вектор относа бомбы за счет ветра. °<5р V Плоскость горизонта. Рис. 10.9. Вектор полного относа бомбы Подставляя выражение (10.7) в формулу для Dc, получим Dc = A + UT — ff,7b. (10.8) Окончательно вектор требуемой дальности цели при бомбометании может быть представлен в таком виде: D^^A + UT-HcYo-Rt. . (10.9) Проецируя векторное выражение (10.9) на оси ОХ и OZ системы OXYZ, вычисляют требуемые координаты цели: Х7Р = Ах + UXT — Rix; I \ ПО 10} у __ л \_гтт Р ( iiu.iuy --•тр — •"- т~ и х1 — "\f ' Проекции вектора Яс на оси ОХ и OZ равны нулю, так как его направление совпадает с вертикальной осью OY. Из формул (10.10) следует, что значения требуемых координат цели главным образом определяются баллистическими элементами бомбы А и Т, а также проекциями вектора ветра Ux nUz. Если ось ОХ горизонтированнбй системы OXYZ будет совмещена с плоскостью курса ЛА, то проекции вектора Л на соот> ветствующие оси координат будут равны: Д, = Л; Л- = 0, ш В этом случае формулы для вычисления требуемых координат цели принимают вид: Хп = А + ихГ-^^ 7 11 Т Q I \iv.i I) ^TP = UZ! —K\z- i Баллистические элементы бомбы А и Т при бомбометании могут определяться двумя путями. Во-первых, значения баллистических элементов, соответствующие начальным условиям бросания, могут быть найдены в специальных баллистических таблицах и затем введены в прицельную систему с помощью специальных рукояток, т. е. вручную. Во-вторых, значения баллистических элементов могут определяться автоматически по вводимым в вычислитель прицельной системы текущим параметрам полета самолета и известному значению характеристического времени бомбы в. Второй путь нашел наибольшее распространение, так как обеспечивает непрерывное вычисление баллистических элементов при изменении режима полета ЛА. В случае бомбометания по Рис. Ю.10. Вектор приведенного подвижной цели ее требуемые - ветра координаты могут быть вычислены по формулам (10.11), если вместо проекции ветра в них подставить проекции так называемого приведенного ветра ^пр*, С/пр- (рис. 10.10). Скоростью приведенного ветра называют скорость движения воздуха относительно движущейся цели. _ При постоянной скорости движения цели Уп.ц = const вектор скорости приведенного ветра можно определить как разность Unp = U-Vn.b. (Ю.12) На движение ЛА и бомбы относительно подвижной цели приведенный ветер оказывает такое же влияние, какое обычный ветер оказывает на их движение относительно земли при условии, что за время падения бомбы Т скорость цели остаётся постоянной. А Ю.4. СПОСОБЫ ВЫПОЛНЕНИЯ БОМБОМЕТАНИЯ Бомбометание по наземным (надводным) целям может осуществляться различными способами. В зависимости от выбора участка боевой траектории, на котором непосредственно осуществляется сбрасывание бомб, различают следующие способы: бомбометание с горизонтального полета (рис. 10.11); 209 бомбометание с пикирования (рис. 10.12); бомбометание на выводе из пикирования (рис. 10.13); бомбометание с кабрирования (рис. 10.14). VUD----»~ Рис. 10.11. Траектория падения при бомбометании с горизонтального полета Бомбометанием с горизонтального полета называется такой способ бомбометания, при котором сбрасывание бомбы осуществляется в режиме горизон- Участок N тального полета (ХбР = 0) или пикирования близком к нему (полет с не- большими углами набора высоты или снижения). При бомбометании с пикирования сбрасывание бомбы "производится в режиме пикирования, т. е. при полете с практически постоянным (медленно меняющимся) углом пикирования. Бомбометанием на выводе из пикирования называется такой способ бомбометания, при котором сбрасывание бомбы осуществляется в режиме вывода ЛА из пикирования, когда угол пикирования достаточно интенсивно уменьшается. Бомбометанием с -кабрирования называют такой способ бомбометания, при котором сбра" сывание бомбы осуществляется в режиме набора высоты с постоянным или изменяющимся -(как правило, увеличивающимся) углом X. Для выполнения атаки цели с применением таких способов бомбометания, как пикирование и вывод из пикирования, могут использоваться различные предварительные маневры типа боевой разворот, полупетля, петля Нестерова и др. 210 Рис. 10.12. Траектория падения при бомбометании с пикирования Выбор того или. иного способа бомбометаний зависит от типа применяемых СП, условий боевого применения и уровня подготовки экипажа. Участок вывода-из пикирования Рис. 10.13. Траектория падения при бомбометании на выводе из пикирования Наиболее высокая точность бомбометания достигается при атаке наземных целей с пикирования и на выводе из пикирования. ВТ Участок кабриоования Окай Нка6 ф/Р^#/^/Р///^^/?^^^"№/г#/^"'/"Щ/" ______Хтр________ Рис. 10.14. Траектория падения при бомбометании с кабрирования При бомбометании с горизонтального полета прицеливание может выполняться с привязкой к цели или вынесенной точке (ВТ). В случае привязки к цели с помощью имеющихся визирных устройств в прицельной системе обеспечивается непрерывное определение координат цели х, г. Одновременно с помощью 211 вычислителя по текущим параметрам полета определяются требуемые координаты цели Хтр, ZTP. Затем путем управления ЛА выполняется прицеливание по направлению на основе обнуления параметра q=Z-Ztf. (10.13) Требуемый момент сбрасывания бомб (прицеливание по дальности) определяется с помощью параметра сигнализации рсб = х~Х,р. (10.14) Сбрасывание серии бомб начинается при рсб = 0. Если цель мало контрастна и неподвижна, то для выполнения прицеливания может быть использована ВТ, положение которой относительно цели должно быть известно заранее. В этом случае фактические координаты цели определяются путем привязки к вынесенной точке. В дальнейшем прицеливание выполняется с использо.ва" нием параметров q и рсб- Прицеливание при бомбометании с пикирования выполняется с помощью оптической визирной головки, устанавливаемой перед летчиком, на ко-Рис. 10.15. Углы прицеливания торой индицируются в виде отклонения подвижной прицельной марки требуемые углы прицеливания В\ и Е\ (рис. 10.15), определяемые с помощью зависимостей: tg?i = --; tg?,= Z\ Тр Xl тр У! тр •^1 тр COS/?!, (10.15) где Xi тр, У! тр, Zi тр — проекции DTp на оси связанной системы координат. На участке пикирования летчик пилотированием ЛА добивается совмещения прицельной марки с целью и нажатием боевой кнопки производит сбрасывание бомб. При бомбометании с пикирования уделяют особое'внимание обеспечению безопасности своего ЛА после сбрасывания бомб как от столкновения с землей, так и от поражения осколками разорвавшихся бомб. Бомбометание на выводе из пики'рования выполняется в два этапа. 212 На первом этапе осуществляется привязка к цели с помощью визирной головки. При этом подвижная марка отклоняется в боковом направлении на требуемый угол В\, а в вертикальном— на некоторый постоянный угол Е\ уст, что облегчает выполнение привязки к цели. Таким образом, на первом этапе выполняется боковая наводка. На втором этапе осуществляется вывод ЛА из пикирования с сохранением постоянного курса и определяется момент сбрасывания бомб (см. рис. 10.13). . Прицеливание при бомбометании с кабрирования также выполняется в два этапа. На первом этапе производится вывод ЛА в точку начала кабрирования Окаб (см. рис. 10.14). Это осуществляется путем привязки к ВТ, как и при бомбометании с горизонтального полета. Одновременно с выводом ЛА в точку 0Каб решается задача выполнения боковой наводки. На втором этапе обеспечивается вывод ЛА в точку бросания бомб и определяется момент сбрасывания с использованием зависимости (Ш.14). Как и при бомбометании на выводе из пикирования, в процессе кабрирования необходимо выдерживать постоянный курс, а также требуемый закон изменения нормальной перегрузки ЛА. ГЛАВА 11 СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ПОДГОТОВКОЙ К ОТДЕЛЕНИЮ И ОТДЕЛЕНИЕМ СРЕДСТВ ПОРАЖЕНИЯ ОТ ЛА ИЛ. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ВЗВЕДЕНИЕМ ВЗРЫВАТЕЛЕЙ Системы управления взведением взрывателей предназначены для управления последней эксплуатационной (транспортировочной) ступенью предохранения во взрывателях. Снятие указанной ступени предохранения при отделении СП от ЛА приводит к включению в работу системы взведения взрывателя, благодаря чему при достижении заданных условий на траектории движения СП к цели взрыватель взводится. Взведение взрывателя в свою очередь обусловливает взрыв СП у цели. В этом случае принято говорить, что СП применяется на взрыв. И, наоборот, если при отделении СП последняя ступень предохранения не снимается, то взведения взрывателя не происходит — СП применяется на невзрыв. В принципе последние эксплуатационные ступени предохранения во взрывателях могут быть восстанавливаемые и однократные (невосстанавливаемые). Восстанавливаемые ступени предохранения после отмены команды на снятие предохранения возвращаются в исходное состояние, и взрыватель вновь оказывается на предохранении. Однократные ступени предохра: нения такой особенностью не обладают: снятые однажды, они ликвидируются навсегда. Отличие между восстанавливаемыми и однократными ступенями предохранения определяет ряд особенностей в характере функционирования приборов управления взведением взрывателей, которые являются основными элементами систем управления взведением взрывателей. В частности, снятие однократных ступеней предохранения с целью обеспечения безопасности осуществляется лишь в том случае, когда отделение СП от ЛА предопределено и неминуемо. В современных взрывателях в качестве последних эксплуатационных ступеней предохранения широко используются предохранительная чека, электропиротехническое устройство, на- 214 копительный конденсатор и пиропатроны источников питания взрывателей. Предохранительная чека — простейшее механическое устройство, обеспечивающее блокировку цепей взведения взрывателя. Выдергивание такой чеки во всех случаях приводит к сня^-тию указанной блокировки и, следовательно, к началу функций^ нировання цепей взведения взрывателя. Электропиротехническое устройство обеспечивает блокиров* ку цепей взведения взрывателя до тех пор, пока в него не подан электрический ток и не произошло воспламенение пиротехнического состава. Накопительный конденсатор является ступенью предохране-ния до тех пор, пока на нем отсутствует электрический заряд: появление на конденсаторе электрического заряда приводит в действие систему взведения взрывателя. Таким образом, исходя из характера действия перечисленных выше видов ступеней предохранения, можно сказать, что для управления ими достаточно иметь механизмы двух типов: механизмы управления взведением взрывателей типа стопорных устройств, предназначенных для удержания предохранительной чеки на взрывателе или выдергивания ее (такие механизмы носят название механизмов взведения взрывателей с механической контровкой); механизмы управления взведением взрывателей типа зарядных приспособлений, представляющих собой различного рода электрические контакты (такие приспособления для снятия ступеней предохранения подают во взрыватель электрический ток и носят название механизмов взведения взрывателей с электрической контровкой). К механизмам управления взведением взрывателей с механической контровкой относятся механизмы «Взрыв—Невзрыв» (МВН) различного конструктивного исполнения. Если на МВН питание не подается, якорь 1 (рис. 11.1) электромагнита не опускается, и при отделении СП кольцо 2 предохранительной чеки, преодолевая усилие пружины 4 удерживающего штока 3, выпадает из МВН. При подаче питания на МВН такого выпадания кольца не происходит. К механизмам управления взведением взрывателей с электрической контровкой относятся механизмы подачи импульсов, (МНИ). Эти механизмы осуществляют управление взведением взрывателей путем подачи электрического тока во взрыватель в момент отделения СП (применение СП на взрыв) или оставления его без электрического тока (СП применяется на невзрыв). В транспортировочном положении СП шарик ЭПУ 2 -(рис. 11.2) удерживается пружинными фиксаторами 1. 215 При отделении СП шарик ЭПУ скользит по токопроводя-щей пластине 3. Если СП отделяется на взрыв, на токопро-водящую пластину подается напряжение, которое и обеспечивает взведение взрывателя. Рис. 11.1. Механизм «Взрыв — Невзрыв»: / — якорь; 2 — кольцо предохранительной чеки; 3 — шток; 4 — пружина Рис. 11.2. Механизм подачи импульсов: / — фиксатор; 2 — шарик ЭПУ; 3 — токопроводящая пластина . 11.2. СИСТЕМЫ ЦЕЛЕУКАЗАНИЯ Основными функциями системы целеуказания (СЦУ) являются: управление селективным захватом цели координатором ракеты; проверка надежности захвата цели координатором ракеты; выработка команды о готовности координатора ракеты к пуску и перевод его в режим автосопровождения цели. Для выполнения перечисленных функций в СЦУ входят: система управления селективным захватом цели координатором ракеты и система проверки надежности захвата цели координатором ракеты. Селективный захват цели, т. е. захват координатором ракеты выбранной для атаки цели, достигается благодаря соответствующей настройке координатора ракеты. Критерием настройки координатора в процессе управления селективным за- 216 хватом цели служит условие пропускания входным каналом координатора полезного сигнала от выбранной цели и подавления сигналов от всех других целей и от источников помех. Управление селективным захватом цели выполняется системой управления селективным захватом в тесном взаимодействии с прицельной системой 'И координатором ракеты. Эта функция выполняется непосредственно вслед за решением задачи прицеливания или даже в процессе ее решения. Прицельная система обеспечивает СЦУ информацией о селектируемой цели. В качестве такой информации используются координаты цели относительно ЛА и их производные. С другой стороны, в СЦУ выдаются данные, характеризующие настройку координатора. По этим параметрам система управления селективным захватом цели выдает соответствующие сигналы ошибки (рассогласования), формирует команды управления и подает их в исполнительные органы координатора ракеты. Под действием этих команд происходит изменение настройки координатора таким образом, чтобы обеспечить прохождение через его приемный канал полезного сигнала лишь от выбранной (селектируемой) цели. ' По мере настройки координатора уменьшаются сигналы ошибки, выделяемые в системе управления селективным захва--' том цели. Равенство нулю указанных сигналов будет соответствовать достижению требуемой настройки координатора и, следовательно, созданию условий для избирательного приема сигнала от селектируемой цел.и. Этим обычно завершается управление селективным захватом цели, представляющее собой первый этап процесса целеуказания. Второй этап процесса целеуказания сводится к проверке надежности захвата селектируемой цели. Эта функция выполняется с помощью системы проверки надежности захвата цели координатором ракеты. t Существует несколько принципов проверки надежности захвата цели. В качестве примеров можно назвать принцип выдержки времени, в течение которого в приемном канале координатора существует сигнал цели, принцип сравнения уровня полезного сигнала с искусственно вводимым сигналом помехи и принцип амплитудно-частотного анализа сигнала цели, позволяющие с достаточно высокой вероятностью удостовериться в надежности захвата координатором ракеты селектируемой цели. После установления надежности захвата цели система проверки выдает команду о готовности координатора к пуску. Од-новремейно с этим координатор ракеты переводится в режим автосопровождений цели. Эта команда служит в дальнейшем сигналом для начала работы других подсистем СУВ. Необходимо заметить, что указанные два этапа процесса целеуказания могут осуществляться не всегда в той последовательности, как описано выше. В реальных системах этап проверки надежности захвата по времени может совпадать с эта- . 9-4*/ 217 пом управления селективным захватом цели. Более того, в СЦУ иногда предусматривается чередование этапов. Такое чередование этапов может происходить многократно до тех пор, пока не будет достигнут надежный захват. В общем случае в работе схемы СЦУ {рис. 11.3) используются следующие данные и команды: znc —сигнал, несущий информацию о цели и поступающий в прицельную систему (ПС) -пг I • су сзц J ^ « СП НЗЦ ] 1 s» s f [ пс РлсЪ 1 пс п* *** 1 1 \ *« «W. / V Гк СЦУ 4 \ 1 \ 1 Г*>. Координатор $t Ракета Рис. 11.3. Структурная схема системы целеуказания и на вход координатора; рпс — совокупно'сть данных о селектируемой цели, поступающих из прицельной системы; qK — совокупность данных, характеризующих настройку координатора; А — сигнал ошибки, выделяемый в системе управления селективным захватом цели (СУ СЗЦ); и (А)— команды управления; г к — совокупность данных о селектируемой цели, поступающих из координатора ракеты; Si — команда из системы проверки надежности захвата цели (СПН ЗЦ) координатора; s2 — команда о готовности координатора. Система управления селективным захватом цели выделяет сигнал ошибки Д = рпс— qK и формирует по определенному закону команды управления и. Одновременно величина Д поступает в систему проверки надежности захвата, и там при достижении условия Д = 0 вырабатывается команда на проверку надежности захвата цели sj. При этом предполагается, что к моменту достижения условия Д = 0 координатор начинает принимать сигналы от селектируемой цели, т. е. осуществляется ее захват. Под действием команды sj координатор переходит в режим автосопровожденйя цели, и в систему проверки надежности захвата поступает сигнал о цели г. На основе анализа этого сигнала устанавливается факт надежного захвата селектируемой цели и вырабатывается команда s2. В заключение необходимо отметить наиболее важные для целеуказания показатели СЦУ, такие, как: диапазон изменения 218 характеристик движения ЛА и цели, при которых удается осуществить целеуказание координатору ракеты; точность и достоверность целеуказания; время, необходимое для осуществления целеуказания; масса, габариты СЦУ; характеристики энергопитания СЦУ и т. д. А 11.3. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ БОЕВЫМ ПУСКОМ И СБРАСЫВАНИЕМ СРЕДСТВ ПОРАЖЕНИЯ Отделение СП в зависимости от характера решаемых задач может быть боевым или аварийным. Боевым называют такой вид отделения, когда пуск и сбрасывание СП осуществляются по программе, обеспечивающей достижение максимальной эффективности выполнения поставленной перед ЛА боевой зада-'чи. Аварийное отделение предполагает пуск и сбрасывание, выполняемые с целью наискорейшего освобождения ЛА от боевой нагрузки при возникновении аварийной ситуации. В соответствии с указанными двумя видами отделения существуют системы управления боевым и аварийным отделением СП. Из двух систем основной является системд управления боевым отделением.' На систему управления боевым отделением и общем случае возлагаются следующие задачи: сигнализация наличия СП на ЛА; выбор варианта применения СП, способного в данной конкретной обстановке' решить поставленную перед Л А задачу с максимально возможной эффективностью; опрос готовности СП к- отделению; отделение СП от; ЛА с учетом возможных отказов в пуске или сбрасывании. Сигнализация наличия СП на ЛА является информацией при решении задачи о выборе варианта применения СП и позволяет контролировать наличие или отсутствие соответствующих СП на ЛА. • Выбор варианта применения СП в современных СУВ осуществляется оператором вручную с помощью переключателей. Для этого он перед атакой, а иногда непосредственно в процессе атаки цели производит оценку обстановки и уточняет наличие на ЛА тех или иных СП. Оценка обстановки сводится к определению характера атакуемой цели, параметров ее движения и условий атаки. Основываясь на результатах оценки обстановки и уточнения наличия СП, оператор определяет вариант применения СП. Выбрать вариант применения СП значит: выбрать номенклатуру СП и очередность их применения; определить общее количество применяемых СП и количество СП каждого вида; определить количество залпов за атаку и количество залпов по каждому виду СП; определить количество СП каждого вида в залпе; распределить залпы по каналам управления; опреде- 9» 219 лить очередность применения СП в каждом канале; определить временные интервалы между залпами. После выбора варианта применения СП возникает необходимость проверки готовности выбранных СП к боевому применению. Готовым к боевому применению считается СП в том случае, когда выполнены соответствующие операции по управлению его автоматикой: целеуказание, ввод начальных условий пуска или сбрасывания, настройка координаторов и. ввод установок взведения и подрыва. После выполнения указанных операций, если они предусмотрены для данных СП, система управления автоматикой СП (СУА СП) вырабатывает команду о готовности СП к боевому применению. Таким образом, Проверка готовности выбранного к боевому применению СП сводится к анализу сигналов указанной системы управления автоматикой. Для этого в составе системы управления отделением СП предусматривается блок опроса готовности» СП (БОГ СП), который, получив командует автомата управления огнем (АУО), осуществляет опрос готовности прежде всего тех СП, которые намечены к отделению. Следующей важной задачей системы управления отделением СП является формирование команд на отделение СП. Отделение СП с точки зрения управления сводится к подаче управляющего импульса в исполнительные органы системы управления отделением. В качестве исполнительных органов используются приводы, электромагниты, пирозапалы, пирозамки и другие элементы, срабатывание которых обеспечивает открывание механизмов отделения, удерживающих СП на агрегатах подвески. Исполнительные органы системы управления отделением составляют последовательно-параллельные • соединения. Каждая последовательная цепь исполнительных органов называется каналом управления, а исполнительные органы — ячейками. Импульсы электрического тока, подаваемые в исполнительные органы, вырабатываются и распределяются по каналам управления командным прибором (КП). Режим работы КП— число вырабатываемых импульсов, временные интервалы между ними и характер распределения импульсов по каналам управления— устанавливается автоматом управления огнем. Функционирование КП начинается по команде «Пуск»,'поступающей от оператора или от прицельной системы КАВ. В системе управления отделением СП предусматриваются цепи блокировки (ЦБ), играющие роль устройства, запрещающего боевое применение СП, если не соблюдены безопасные условия отделения СП. Поэтому выработанные КП управляющие импульсы в обязательном порядке подаются в цепи блокировки. При условии снятия блокировок, запрещающих боевое применение СП, цепи блокировки пропускают эти импульсы к исполнительным органам, срабатывание которых и приводит к отделению СП от ЛА. 220 На структурной схеме системы управления боевым отделением СП (рис. 11.4) с FK каналами управления показано, что в каждом из них расположено Ся исполнительных органов и, следовательно, столько же СП. -«Пуск'1 Рис. 11.4, Структурная схема системы управления боевым отделением средств поражения В системе управления кроме исполнительных о'рганов имеются автомат управления огнем, цепи сигнализации наличия СП (ЦСН СП), блок опроса готовности СП, командный прибор и цепи блокировки. Функционирование системы управления боевым отделением происходит по командам, поступающим извне (от оператора и других бортовых систем), а также по командам, вырабатываемым самой системой. Направление прохождения команд на рис. 11.4 показано стрелками. Команды имеют следующее содержание: х\—совокупность исходных данных о цели и условиях полета ЛА, поступающих от датчиков информации (ДИ); х% — информация о наличии СП на ЛА; лг3 — совокупность данных о типах и количестве СП, намеченных к отделению; дс4— информация о состоянии выбранных к отделению СП; х5 — информация о намеченных к боевому применению СП за вычетом неисправных СП; я6— информация о режиме работы командного прибора; х7 — команда на запуск командного прибора; Xs — последовательность управляющих импульсов; хэ— информация о переводе СП в боевое положение, поступающая от системы управления переводом СП в боевое положение (СУП СП БП); Хю — информация о разрешенных условиях применения СП; XQ — команда пуска (сбрасывания) СП по боевой цели; у& — исполнительная команда. 221 А 11.4. КОМАНДНЫЕ ПРИБОРЫ Командные приборы предназначены для выработки заданной последовательности управляющих импульсов, усиления их по мощности, распределения по каналам управления и для счета выработанного количества импульсов. В соответствии с этим в состав любого КП (рис. 11.5) входят: генератор импульсов (ГИ), усилитель мощности (УМ), счетное устройство (СУ) и распределитель импульсов (РИ). VVV v К каналам управления Рис. 11.5. Структурная схема командного прибора Режим работы КП устанавливается автоматом управления огнем АУО или вручную оператором. Для этого на соответствующие входы КП подается команда Хв, несущая информацию о временном интервале между актами отделения СП (на вход ГИ), количестве применяемых СП или производимых залпов (на вход СУ) и о порядке распределения выработанных импульсов по каналам управления (на вход РИ). При поступлении через цепи блокировки (ЦБ) команды «Пуск» генератор импульсов начинает вырабатывать управляющие импульсы с заданным временным интервалом ТВ. Усилитель мощности усиливает эти импульсы по мощности до уровня, потребного для работы исполнительных органов системы управления отделением СП. Счетное устройство ведет счет выработанного числа импульсов и после выдачи заданного количества импульсов подает команду на отключение генератора импульсов. Распределитель импульсов осуществляет заданное распределение импульсов по каналам и ячейкам управления. Основными тактико-техническими характеристиками КП, показывающими степень его приспособленности к решению по- 222 ставленных перед ЛА боевых задач, являются: тактические и технические параметры последовательности импульсов, вырабатываемых КП; надежность, оцениваемая математическим ожиданием времени безотказной работы КП; степень технического совершенства; масса; габариты; характеристики энергопитания. К тактическим характеристикам КП относятся: диапазон временных интервалов Tmin-r-Tmax; число дискретных значений временного интервала пг, входящих в диапазон Тт\п-т-Ттях; последовательность дискретных значений временного интервала TI, где t=l, ,.., пт, и точность их отработки. Эти параметры называются тактическими потому, что от их значений зависит эффективность решения различных тактических задач, которые могут быть поставлены перед ЛА. Так, временной интервал Тв, равный промежутку времени между моментами отделения двух соседних СП, по существу, определяет линейный интервал между точками падения этих СП. Это значит, что при серийном применении СП путем соответствующего подбора удается в принципе организовать такое распределение их на цели, при котором достигается максимальная боевая эффективность поражения цели. Главными блоками КП являются генератор и распределитель импульсов. По типу конструкции этих блоков и происходит в основном классификация КП. ' - Важнейшая функция КП — формирование управляющих импульсов— выполняется генератором импульсов. К генераторам импульсов предъявляется ряд требований, наиболее важными среди которых являются следующие: высокая точность и стабильность реализации тактических параметров КП; надежность работы в условиях вибраций, ускорений, ударных нагрузок, высоких и низких температур и при колебаниях напряжения источника питания; практически мгновенная готовность к действию после' включения питания; простота конструкции, малые масса и габариты. Принципы, положенные в основу работы генераторов импульсов, могут быть самые различные. Однако, как показывает опыт проектирования и эксплуатации командных йриборов, удовлетворительное выполнение перечисленных выше требований достигается при использовании в командных приборах генераторов импульсов релейного, релейно-транзисторного типов и на полупроводниковых элементах. Создание релейных генераторов с широким диапазоном значений временного интервала и высокой точностью и стабильностью работы возможно благодаря применению в их схемах поляризованных дифференциальных реле, в цепи обмоток которых включены регулируемые резисторы и конденсаторы (рис. 11.6). Поляризованное реле имеет обычно 5—7 обмоток, которые объединяются в две группы с числами витков w\ и w2. Постоянный магнит Рц поляризованного реле обеспечивает оп« 223 ределенное положение якоря, а следовательно, и контактов реле. Магнитные потоки групп обмоток при одинаковом направлении протекания тока в них направлены навстречу друг другу. +; / 1 п. С , ^ гА" , -. гА", аг -W Г 1 "' ' - _ • ».|J [J« |ll| ^ I W- РЛ _«__,«_? г 11 Рис. 11.6. Релейный генератор импульсов- Выключатель В подключает источник питания к выходу генератора (начинается формирование импульса) и к группам обмоток реле. В' начальный момент включения выключателя В токи в обеих группах обноток быстро достигают своих максимальных значений. Далее ток в первой группе обмоток остается постоянным, а во второй группе обмоток „уменьшается по мере заряда конденсатора С. Магнитный поток первой группы . обмоток стремится перебросить якорь в другое положение, а магнитный поток второй группы обмоток — удержать якорь в исходном положении. В начальный момент включения выключателя магнитный поток второй группы обмоток вместе с магнитным потоком постоянного магнита больше магнитного потока первой группы обмоток, при этом контакты реле замкнуты. Однако через время tu ток во второй группе обмоток уменьшится, и контакты реле разомкнутся. Этим заканчивается формирование импульса, начинается формирование паузы и, кроме того, начинается разряд конденсатора С. Разряд конденсатора происходит таким образом, что ток через первую группу обмоток не изменяет направления, а ток во второй группе-обмоток изменит направление на противоположное. Это обстоятельство обеспечивает удержание контактов реле в разомкнутом состоянии В' течение времени /п, пока суммарный магнитный поток обеих групп обмоток не станет меньше суммарного магнитного потока постоянного магнита. При замыкании контактов реле пауза прекращается, и-^а-чинается новый цикл работы прибора. Период следования импульсов Т определяется выражением T = tn + tn. Генераторы импульсов на полупроводниковых элементах по* зволяют получать характеристики последовательности импульсов в широком диапазоне временных интервалов. При этом кон- 224 структивное выполнение таких генераторов может быть весьма разнообразным, На схеме генератора импульсов, основу которого составляет типовой блокинг-генератор (рис. 11.7), импульсы блокинг-гене-ратора поступают на усилитель мощности, собранный на тиристоре V2. 19 Рис. 11.7. Генератор импульсов, собранный по схеме блокинг-генератора, с усилителем мощности на тири-, сторе Распределители импульсов обеспечивают распределение усиленных по мощности импульсов по каналам управления. Наибольшее применение нашли релейные и электромеханические распределители импульсов. Релейные распределители импульсов применяются при небольшом количестве каналов управления. При большом количестве каналов управления, как правило, используются электромеханические распределители импульсов. Другие составные части командного прибора (усилители мощности и счетные устройства) также могут отличаться большим конструктивным разнообразием. Обычно усилители мощности и счетные устройства собираются на тех же элементах, что и генераторы импульсов. А 11.5. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ АВАРИЙНЫМ ПУСКОМ И СБРАСЫВАНИЕМ СРЕДСТВ ПОРАЖЕНИЯ Характерными чертами системы управления аварийным отделением СП являются: постоянная готовность к действию; минимальное время освобождения ЛА от СП, определяемое только требованиями безопасности отделения и сохранения аэродинамической и весовой симметрии ЛА; отсутствие связи с системой управления автоматикой СП, за исключением связи спри- 225 борами управления взведением взрывателей (ПУ ВВ), так кик аварийное отделение СП может осуществляться на взрыв или на невзрыв; наличие отдельных источников питания и цепей подачи команды «Пуск». По этим причинам система управления аварийным отделением СП не нуждается в автомате управления огнем, блоке опроса готовности СП и командном приборе. По условиям безопасности команда на аварийное отделение СП поступает в обязательном порядке сначала к исполнительным органам системы подготовки СП к отделению (системы открытия створок, выноса агрегатов подвесок и т. п.). На" структурной схеме системы управления аварийным отделением СП (рис. 11.8), как и в случае боевого отделения, показано F каналов управления, в каждом из которых расположено G исполнительных органов. Для аварийного отделения СП используются те же исполнительные органы, что и для боевого, но приводы замков имеют отдельные цепи управления. . Рис. 11.8. Структурная схема системы управления аварийным отделением средств поражения Формирование команды на аварийное отделение г/а осуществляется либо с подачей команды хв на взведение взрывателей (отделение на взрыв), либо без подачи такой команды (отделение на невзрыв). Команда х\2 формируется из команд хэ и хв и обеспечивает управление последней ступенью предохранения взрывателей. Функционирование изолированной системы управления аварийным отделением СП, т. е. выдача команды на срабатывание 226 исполнительных органов, возможно лишь тогда, когда наблю-. дается совместное действие следующих команд: команды «Пуск» по аварийной системе управления ха; команды о переводе механизмов подготовки к отделению СП в боевое положение х$\ команды хв на снятие или инверсии этой команды хв на неснятие последней эксплуатационной ступени предохранения взрывателей. . Г Л А В А 12 ОРГАНИЗАЦИЯ ЭКСПЛУАТАЦИИ АВИАЦИОННОГО ВООРУЖЕНИЯ А 12.1. ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ ПО ЭКСПЛУАТАЦИИ АВИАЦИОННОГО ВООРУЖЕНИЯ Эксплуатацией авиационной техники в частях занимается инженерно-авиационная служба (ИАС). Основными задачами ИАС являются: содержание авиационной техники в исправности и постоянной готовности к выполнению боевых задач в различных условиях и при любой обстановке; непрерывное проведение мероприятий, направленных на поддержание высокой надежности и достижение максимальной эффективности использования авиационной техники и безопасности полетов; обеспечение высокого уровня обученности и готовности лет-к,ог~ jj инженерно-технического состава к ведению боевых действий.- , В процессе эксплуатации авиационной техники устанавливаются следующие виды работы на ней: подготовка к полетам и обеспечение -полетов; регламентные работы; периодические проверки-и целевые осмотры; доработки; подготовка к сезонной (летней или зимней) эксплуатации; периодические (календарные) работы при хранении. Инженерно-авиационная служба части подразделяется на . ИАС авиационных эскадрилий (ИАС аэ) и технико-эксплуатационную часть полка (ТЭЧ ап). Личный состав ИАС аэ осуществляет своевременную подготовку авиационной техники к полетам, обеспечивает сбережение и содержание ее в исправном состоянии и постоянной готовности к боевому применению. Эту часть работ ИАС принято называть работами на стоянках ЛА. Основными задачами личного состава ТЭЧ ап являются выполнение регламентных работ (в зарубежной печати их называют фазовыми работами) и проведение войскового ремонта авиационной техники. Кроме ИАС аэ и ТЭЧ ап в состав инженерно-авиационной службы части могут входить несколько полковых групп: предварительной подготовки ракет, высотного снаряжения, тренажеров и др. Техническая эксплуатация авиационного вооружения (АВ) осуществляется специалистами по АВ. В процессе эксплуатации АВ инженерно-технический состав обеспечивает правильное его содержание в условиях части, со- 228 хранение летно-тактических и технических характеристик в течение установленного срока. Вместе с тем специалисты по АВ осуществляют своевременную подготовку авиационной, техники к применению и строгое соблюдение мер безопасности. Летный состав должен технически грамотно эксплуатировать комплексы АВ в полете и применять их с наибольшей эффективностью. До вылета экипаж обязан убедиться в правильности подготовки и снаряжения ЛА согласно заданию на полет (соответствует ли заданию СП, укомплектованы ли они необходимыми взрывателями, правильно ли подключены механизмы управления взрывателями, надежно ли функционируют сигнализирующие устройства и т. п.). К эксплуатации авиационной техники допускается летный и инженерно-технический состав, имеющий специальную подготовку и показавший твердые знания по ее конструкции и правилам эксплуатации в объеме функциональных обязанностей. Допуск личного состава к эксплуатации авиационной техники после принятия зачета оформляется приказом по части. Вся деятельность инженерно-авиационной службы должна быть направлена на осуществление инженерно-авиационного обеспечения (ИАО) боевых действий и боевой подготовки авиации: разработку и проведение мероприятий по содержанию авиационной техники в постоянной исправности и боевой готовности; организацию и технически грамотную эксплуатацию авиационной техники в любых условиях ведения боевых действий и боевой подготовки; выполнение своевременного и качественного ремонта авиационной техники; поддержание заданной надежности и живучести авиационной техники; обучение летного и инженерно-технического состава эксплуатации и ремонту авиационной техники; планирование работ и выполнение инженерных и инженерно-оперативных расчетов в интересах ИАО. Планирование, организация и проведение всех мероприятий ИАС должны выполняться в строгом соответствии с требованиями наставления по инженерно-авиационной службе. А 12.2. НАДЕЖНОСТЬ КАВ Надежность комплекса (устройства) включает такие его свойства, как безотказность, долговечность, сохраняемость и ремонтопригодность. Под безотказностью принято понимать свойство комплекса (системы, объекта) непрерывно сохранять работоспособность в течение некоторого времени или некоторой наработки; 229 Любое техническое устройство, входящее в состав КАВ, может'находиться в одном из двух состояний: исправном или неисправном. Исправное состояние заведомо предопределяет и работоспособное, тогда как в неисправном состоянии устройство может быть работоспособным или неработоспособным. Если состояние устройства отвечает всем требованиям эксплуатационно-технической документации, то такое устройство является исправным, если же в данный момент времени устройство не соответствует хотя бы одному из этих требований (например, нарушено лакокрасочное покрытие), а нормальная работоспособность сохраняется, то такое устройство находится в неисправном, но работоспособном состоянии. Под отказом понимается всякая потеря работоспособности КАВ (полная, частичная или временная), проявившаяся как в полете, так и на земле. Событие, заключающееся в нарушении исправного состояния КАВ или его составных частей и' в переходе его в Неисправное состояние, называют повреждением. Дефект — неисправность, не приведшая к потере работоспособности устройства или системы КАВ. Чаще всего надежность КАВ оценивается' величиной наработки на-один отказ, проявившийся в полете Гсз. и наработки на один отказ, выявленный на земле и в воздухе TVn-з. Оба эти показателя вычисляются за определенный календарный срок эксплуатации ts КАВ группы Na ЛА. Выражения для указанных показателей имеют следующий вид: -"o.B=l4.(-.)/s4^)s (12.1) /=.] г-i -"о.-.3=S ^(<»)/2л-/С»)+ S «-.('-)• (12-2> где tpi(t3) —суммарное время наработки КАВ г'-го ЛА за время t3\ nai(t3)—суммарное количество отказов КАВ в полете (воздухе) ЛА за время ts; n3i(ts),— суммарное количество отказов, выявленных на земле у КАВ г'-го ЛА за время t3. Величину наработки Т0.в на один отказ в воздухе можно вычислить по совокупности всех причин и по каждой причине в отдельности, например по вине летного состава, по производственным причинам и т. д. Наработку Т0.в.3 можно вычислить при всех видах подготовок и профилактических работ. Показателями надежности КАВ на практике могут быть также: количество невыполненных заданий по причине отказа КАВ за время t3; количество предпосылок к летным происшествиям по причине отказов КАВ (или конкретных его элементов), приходя- 230 щихся.на 1 ч налета или на определенный период эксплуатации ta't средняя интенсивность отказов КАВ на земле и в воздухе и ряд других показателей. В целях получения обоснованных данных для разработки мероприятий, направленных на повышение надежности КАВ, специалисты ИАС систематически проводят учет и анализ всех неисправностей, выявленных при эксплуатации и ремонте АВ, Пути повышения надежности КАВ ^——^ ^ fl процессе проектиро- При изготовлении: В процессе эксплуатации: вания ; совершенствование . доработка авиацион- упрощение схем; технологии производ- ной техники ; резервирование; использование более надежных элементов; обеспечение благоприятных режимов работы ; создание схем с ограниченным' последействием отказов; ства; автоматизация производства ; тренировка элементов систем; контроль качества готовых изделий уточнение регламентов технической эксплуатации; повышение квалификации ИТС; совершенствование штатной структуры ИАС и методов использование встро- работы енного контроля • Рис. 12.1. Пути повышения надежности КАВ На основании материалов анализа .-надежности КАВ разра-бываются и внедряются мероприятия по ее повышению на этапах проектирования, производства и эксплуатации (рис. 12.1). А 12.3. НАЗЕМНЫЕ И БОРТОВЫЕ СРЕДСТВА КОНТРОЛЯ КАВ Для контроля состояния авиационной техники, в том числе и КАВ, широко используются разнообразная неавтоматическая контрольно-измерительная аппаратура (КИА) и автоматические (автоматизированные) средства контроля (АСК). В зависимости от назначения и конструктивного исполнения все неавтоматические средства контроля подразделяются на КИА общего, группового, индивидуальной и комплексного применения. КИА общего применения предназначена для непосредственного измерения определенных физических величин (параметров): напряжения постоящюго и переменного тока, силы тока, электрического сопротивления, частоты тока, давления жидкостей и газов и т. д. Сюда входят такие приборы, как вольтметры, амперметры, мегомметры и т, п. 231 КИА группового применения включает в себя средства, с помощью которых производится инструментальный контроль групп устройств, основанных на одном и том же принципе действия или предназначенных для измерения одной и той же физической величины, например КИА, предназначена для контроля состояния генераторов постоянного и переменного тока, защитной и коммутационной аппаратуры и других устройств. КИА индивидуального применения используется для контроля только одного типа или даже одной модификации устройств. Любая модернизация объектов контроля вызывает необходимость модернизации и КИА. Поэтому такая аппаратура все реже применяется на практике. КИА комплексного применения предназначена для инструментального контроля нескольких различных по устройству и принципу действия систем и даже всего комплекса оборудования ЛА. Подобная КИА может выполняться в виде подвижных лабораторий инструментального контроля (ЛИК), комплексных систем контроля (КСК) и др. Контроль систем осуществляется по заданной жесткой программе. Регистрация результатов контроля записывается на перфокарту. Дальнейшим шагом развития средств контроля явилась их* автоматизация. Автоматические системы контроля (А.СК) позволяют повысить полноту и достоверность контроля. Их применение открывает перспективы использования машинных методов обработки и анализа статистических данных контроля, вследствие чего оценка состояния авиационной техники становится более оперативной и объективной. АСК делят на бортовые (БАСК), наземные (HACK) и на-земно-бортовые. Бортовые АСК, устанавливаемые на ЛА, используются как на земле при проверке систем ЛА, так и в полете и для выполнения своих функций не нуждаются ни в каком дополнительном оборудовании и приборах. Наземные АСК могут быть стационарными (заводского типа) и мобильными, предназначенными для использования непосредственно на стоянках ЛА. Авиационная техника при этом должна быть оснащена первичными измерительными преобра-зователями, которые устанавливаются на объектах контроля, и соответствующими линиями связи с АСК. Наземно-бортовые АСК контролируют работу систем ЛА в полете с записью результатов контроля. Записанная информация расшифровывается и анализируется на земле специальной аппаратурой считывания и анализа. К наземным АСК относятся и автоматизированные системы контроля управляемых ракет (АСК УР). Техническое состояние ракеты принято характеризовать значениями ряда величин — параметров контроля. Чтобы контроль ракеты осуществлялся и замерялись требуемые параметры, необходимо ракету заставить функциони- 232 ровать в определенном контрольном режиме, имитирующем ее действия в полете. Такой режим функционирования задается с помощью строго установленных возмущающих стимулов z(t), например с помощью отклонения с определенной угловой скоростью имитатора цели и замера реакции системы управления ракеты на такое отклонение. Контролируемый параметр u(t) ракеты при этом должен находиться в заданных границах (допусках) — между «mm И «max. Структура АСК УР должна предусматривать выполнение следующих функций: создание и подачу на ракету стимулирующих воздействий; измерение параметров и сравнение их с допусками; анализ результатов измерения и выдачу решения о состоянии УР. ' ___ _ У^ Устройство самоконтроля П • . i i — « f ^ Zfi) -±> /" 1 — i» Ф Ч -------- i^ f Ч. Nl/ N Программное устройство Анализатор <- Измерительное ' устройство •Р-Т •vm* S L? -7» Ч» г / V * -2Г-; f Пульт управления 1 Запоминающее . устройство S Устрой индин ство зциц s ^. /fv /^ ф .ф Блок питания Регистрирующее \ устройства J Рис. 12.2. Структурная схема АСК УР В типовую структурную схему совокупности устройств, входящих в состав АСК УР (рис. 12.2), обычно входят две функционально разнородных части: универсальная, применяемая для всех т,ипов ракет, контролируемых данной АСК\ и специализированная, относящаяся к ракете конкретного типа. Универсальная часть участвует в работе всех потоков контроля ракет, а специализированная — только в потоке указанного типа ракеты. Характерной особенностью устройства АСК является также наличие системы самоконтроля, что в значительной мере облегчает осуществление личным составом контроля за состоянием самой АСК и поиска неисправностей в ней. 233 А 12.4. РЕГЛАМЕНТНЫЕ РАБОТЫ, РЕМОНТ И ДОРАБОТКИ КАВ * Поддержание высокого уровня надежности и предупреждение отказов авиационной техники требуют проведения на ней профилактических и ремонтных работ. К таким работам в строевых частях относятся: осмотры авиационной техники при подготовке к полетам; регламентные работы и доработки; проведение парковых дней с целевыми осмотрами авиационной техники; работы, выполняемые при хранении авиационной техники и при подготовке ее к эксплуатации в зимний (летний) период; ремонт авиационной техники. Регламентные работы являются основным средством обеспечения безотказной работы авиационной техники. Они включают в себя два этапа: первый — определение технического состояния поступившей на регламент авиационной техники; второй — устранение выявленных неисправностей и проведение различного рода профилактик (замена уплотнений,подтягивание соединений, чистка, смазка и т. п.). Регламентные работы выполняются в ТЭЧ ап, которая обычно располагает ангаром и другим-и специальными помещениями для этих целей. В полевых условиях работа ТЗЧ ап проводится на специально оборудованных площадках. Регламентные работы могут выполняться в случае необходимости и в войсковых авиаремонтных мастерских (ВАРМ) соединения, а на ЛА, выполняющих задание в отрыве от части, — специальными выездными группами с привлечением экипажа. Выполняются регламентные работы по самолету, двигателю, авиационному вооружению и другим видам оборудования в единые сроки: по налету ЛА или через определенный срок. Сроки, -объем и содержание регламентных работ определяются единым регламентом технической эксплуатации ЛА. Выполняют их группы регламентных работ по технологическим картам, составленным на основании единого регламента. В технологических картах указываются содержание работы, последовательность выполнения операций, технические условия и нормативные параметры, инструмент и контрольно-измерительная аппаратура, время и трудозатраты на выполнение отдельных работ и на все операции в целом, а также порядок пооперационного контроля за качеством выполняемых работ. Для комплексов АВ характерным является наряду с периодическими регламентными работами проведение специальных регламентных работ на отдельных агрегатах и устройствах после определенной их наработки (настрела, количества срабатываний и т. д.), после установленных сроков хранения (переконсервации, дозаправки, дозарядки систем и др.), а также в особых условиях эксплуатации авиационной техники (дополнительная чистка пушек и пулеметов при повышенной запы- 234 ~ • ленности или влажности и т. п.). Специальные регламентные работы выполняются обычно группами обслуживания АВ и группами предварительной подготовки ракет, но могут выполняться и группами регламентных работ, если сроки проведения специальных регламентных работ совпадают с проведением-очередного регламента на ЛА. , После регламентных работ ЛА передаются в авиационные эскадрильи. Инженерно-технический состав аэ проверяет состояние принимаемого ЛА в объеме контрольного осмотра. Устранение обнаруженнв1х при этом неисправностей выполняется личным составом ТЭЧ ап. К регламентным работам по своей сути тесно примыкает ремонт авиационной техники. Ремонт проводится для восстановления работоспособности авиационной техники и ее ресурса (срока службы) в течение всего установленного срока эксплуатации. ^ В зависимости от характера повреждений, неисправностей, технического состояния авиационной техники и объема работ ремонт подразделяется на капитальный, средний (профилактический), текущий и мелкий, по месту выполнения — на заводской и войсковой. Капитальный ремонт производится авиационными ремонтными предприятиями (АРП). Целью капитального ремонта является восстановление ресурса авиационной техники после истечения такового или после значительных повреждений, например в случае выхода из строя основных элементов конструкции ЛА. ~ В ходе капитального ремонта выполняются полная дёфек-тация, восстановление или замена любых частей ЛА, систем и агрегатов, комплексная его проверка и испытания в соответствии с руководством по капитальному ремонту. Авиационной технике, прошедшей капитальный ремонт, устанавливается ресурс (срок службы) до очередного капитального ремонта. Некоторые устройства авиационного вооружения, например пушки, могут быть сняты с ЛА и отправлены в капитальный ремонт по истечении собственного гарантийного или назначенного ресурса, т. е. до убытия ЛА в капитальный ремонт. Средний (профилактический) ремонт производится для восстановления работоспособности отдельных систем, агрегатов, узлов и механизмов ЛА и обновления его лакокрасочного покрытия. Сроки выполнения среднего ремонта устанавливаются после определенной наработки (налета) или календарного срока эксплуатации авиационной техники. Объем ремонта (перечень обязательных работ) в мирных условиях определяется руководством по среднему ремонту данного типа авиационной техники, а в боевых условиях — характером боевых повреждений. - После среднего ремонта ресурс (срок службы) авиацион- : 235 ной техники не изменяется и исчисляется с.момента выпуска ЛА промышленностью или после капитального ремонта. Текущий ремонт заключается в устранении отдельных повреждений или неисправностей блоков, узлов, механизмов, деталей или приборов авиационной техники. Текущий ремонт выполняется в ТЭЧ части, но может производиться и силами ВАРМ соединения. Мелкий ремонт выполняется, как правило, силами авиационных эскадрилий с целью устранения отдельных незначительных повреждений или неисправностей деталей, узлов, механизмов, блоков и приборов. В войсковом звене (части, соединении) выполняется в основном текущий и мелкий ремонт авиационной техники, поэтому принято относить эти два вида ремонта к войсковому ремонту. Войсковой ремонт является основным видом ремонта авиационной техники при ведении боевых действий. Его производственно-технической базой служат подвижные контрольно-ремонтные средства (ПКРС) ТЭЧ ап и ВАРМ. В состав ПКРС входят: подвижные мастерские, лаборатории' контроля и диагностики, энерго- и пневмоисточники, легкоразборные транспортабельные помещения и другое оборудование. Доработки авиационной техники производятся с целью дальнейшего ее усовершенствования, модернизации, повыше„-ния надежности и устранения конструктивно-производственных недостатков. А 12.5. ПРИСТРЕЛКА И ЮСТИРОВКА ВООРУЖЕНИЯ Пристрелкой вооружения ЛА называется взаимное согласование прицела и оружия, а в общем случае и строительной оси ЛА, обеспечивающее при правильном прицеливании меткую стрельбу. Под оружием здесь понимаются: артиллерийские пушки, пулеметы, блоки реактивных орудий, пусковые установки ракет, а под прицелом—любые прицельные устройства (оптические прицельные головки, визиры и другие изделия, используемые для прицеливания или для управления полетом средств поражения). По способу проведения и контроля пристрелка может быть горячей и холодной. При горячей пристрелке взаимное положение прицела и оружия проверяется стрельбой, что обеспечивает ее высокую достоверность. Горячая пристрелка используется только для неподвижно закрепленного артиллерийского оружия ЛА. Она выполняется.в специально оборудованном тире. При холодной пристрелке проверка согласования оружия и прицельных устройств производится с помощью угломерных 236 приспособлений. Пристрелка подвижных артиллерийских установок, блоков реактивных орудий, ракетных пусковых устройств и фотоконтрольных приборов ' (артиллерийское оружие дальних бомбардировщиков и военно-транспортных самолетов, пусковые устройства ракет самолетов фронтовой авиации) производится только холодным способом. Неподвижные артустановки самолетов-истребителей или истребителей-бомбардировщиков могут пристреливаться как горячим, так и холодным способом.. Пристрелка вооружения в авиационных частях выполняется специалистами групп обслуживания и регламентных работ АВ в соответствии с требованиями инструкций и единых регламентов технической эксплуатации ЛА. Проверка пристрелки (пристрелка) производится в таких случаях: при прибытии ЛА в часть; после замены (ремонта) агрегатов ЛА, на которые устанавливаются артиллерийское оружие, пусковые устройства ракет, фотоконтрольные приборы; после замены визирных устройств прицелов или нарушения их регулировки, а также при замене бронестекла кабины ЛА; после замены артиллерийского оружия, пусковых устройств или блоков реактивных орудий, если не предусмотрена их взаимозаменяемость; после замены (ремонта) установок, их узлов и деталей, влияющих на положение оружия; после замены в вычислительных устройствах прицельных систем блоков и элементов, влияющих на точность работы этих систем. Проверка пристрелки вооружения производится также во всех случаях, вызывающих сомнение в ее точности. Холодная пристрелка может производиться как на специальной площадке, так и ла стоянке ЛА, в том числе и в укрытии. При холодной пристрелке используются такие'угломерные инструменты, как трубка холодной пристрелки (ТХП), нивелир, теодолит, уровень и другие. Пристрелка может производиться на действительную дальность стрельбы и на сокращенную. Обычно холодная пристрелка выполняется на сокращенную дальность 25—50 м. Решение задачи пристрелки неподвижно закрепленного оружия состоит в таком его согласовании с прицелом, при котором обеспечивалось бы совмещение средней траектории снарядов с осью прицела на заданной дальности. Для авиационных пушек такой дальностью считается 400—600 м. Выполнение пристрелки вооружения осуществляется в любом-случае'с помощью пристрелочной мишени. Для расчета пристрелочной мишени необходимо иметь схему расположения оружия на ЛА (рис. 12.3). При расчете пристрелочной мишени учитываются такие факторы, как вертикальное понижение траектории снаряда, превышение прицела над оружием (параллакс), влияние броне- •237 стекла на изменение положения визирной линии,средние значения углов атаки и скольжения ЛА, если они не учитываются вычислителем прицела. (~ ••N i % ^ -^^-/7/7««ел 9К ^* •> 1, Пушка *з Пушка Ф' k < * , ., г i /7/7У 1 АПУ Ш_ L _1 в' ^ Рис. 12.3. Вариант схемы размещения оружия на ЛА Для случая когда в пристрелочной схеме (рис. 12.4) принято, что угол места цели равен нулю, т. е. ЛА и цель находятся в одной горизонтальной плоскости, а вектор начальной скорости снаряда и0 совпадает с вектором скорости ЛА V, можно записать Тп = «п + Рп- a $n = hn;Dn. . (12.3) тип Пристрелочная • мишень / Рис. 12.4. Схема расчета пристрелочной мишени: В — точка вылета снаряда; Ц — цель; ВЦ — линия цели; ОЦ — линия визирования; ВА — ось оружия; BBi — горизонт оружия; «п—угол прицеливания пристрелочный; R — пристрелочный угол; тп ~ прицельный угол; D •—дальность пристрелки;^ — сокращенная дальность пристрелки; Лп — превышение прицела над оружием; 1П — понижение снаряда от линии бросания на дальности пристрелки 238 Значение ап может быть взято из баллистических таблиц или вычислено по формуле ап = 0,01 kDn, тогда прицельный угол Тп^ 0,01 &?„ + *„/?>„. (12.4) Коэффициент k в формуле (12.2) находится из таблиц по значениям начальной скорости снаряда va и баллистическому коэффициенту С. - Схема пристрелочной мишени для ЛА, имеющего одну неподвижную пушку и. прицел, расположенный над ней, имеет следующий вид (рис. 12.5). "< -? ь тип ^ш j [Лгсгя /Л^ту YI Рис. 12.5. Схема пристрелочной мишени (вариант): У — Yi —вертикальная ось ми-шённ; ТИП — точка наводка центральной марки прицела; ТНО — точка наводки оружия р помощью ТХП; СГЛ — средняя точка попадания пушки; гп — радиус круга, из пределов которого не должна выходить средняя точка попадания снарядов при горячей пристрелке пушки Положение базовой пушки согласно инструкции по эксплуатации вооружения ЛА при пристрелке вооружения не регулируется, расчет пристрелочной мишени производится относительно базовой пушки. Точка наводки прицела на пристрелочной мишени должна рассчитываться с учетом оптического влияния бронестекла на отклонение визирной линии бронестеклом на величину f0~ (рис. 12.6). Выражение для нахождения значения /от имеет вид /OT = w/sin6, (12.5) где б = l — l', a mt = b6p/cost', тогда /OT = &6psin(*-f')/cos*'. (12.6) Толщина бронестекла ЬвР и угол наклона Рбр берутся из технического описания ЛА, при этом i=90°-—gt а угол i' находится из соотношения лгр = sin //sin i1, где ппр — коэффициент преломления бронестекла. Таким образом, все исходные величины для нахождения значения fa? известны. В основном на ЛА величины углов атаки и скольжения учитываются в прицелах с помощью ДУАС •--- датчиков углов эта- 239 ки и скольжения. Следовательно, для построения пристрелочной мишени имеются все необходимые исходные данные. Последовательность действий при выполнении горячей пристрелки состоит в следующем. В специально оборудованном тире на бетонной площадке ЛА с помощью подъемников выставляется в линию горизонтального полета. Впереди на рас- а; Рис. 12.6. Изменение направления визирного луча: аа\ — линия, параллельная строительной оси ЛА; Р^р — угол наклона бронестекла; NNi —нормаль к поверхности бронестекла; Ь^ —толщина бронестекла; i —угол падения визирного луча; i' —угол преломления визирного луча в бронестекле; klmn — путь визирного луча стоянии 50 м устанавливается пристрелочная мишень и при* водится в согласование с базовой пушкой. В обозначенные на мишени точки необходимо с помощью регулировочных винтов и ТХП или других приспособлений направить визирную линию прицела, оси каналов стволов пушек, блоков орудий, пусковых устройств и оптическую ось фотокинопулемета (ФК.П). Далее .производятся 3—5 выстрелов из каждой пушки в щит, установленный на место пристрелочной мишени. Необходимо добиться таких результатов стрельбы, чтобы средняя точка попадания снарядов каждой пушки не выходила из соответствующего ей круга радиусом 50 мм. Пристрелка завершается нанесением красной краской меток на регулировочных узлах, позволяющих обнаружить сбитие пристрелки. Последовательность холодной пристрелки такая же, но при этом исключается стрельба из пушек в тире. Пристрелка подвижного оружия имеет свои особенности. Поскольку все основные факторы (понижение траектории, отста* вание снаряда, бортовой эффект и другие) учитываются в прицельно-вычислительном блоке, то прицельный угол уп принимается равным нулю. В этом случае пристрелочная мишень будет представлять собой копию схемы установки вооружения на ЛА, т. е. оси прицела и оружия устанавливаются параллельно друг другу. Пристрелка производится на дальности й = 25м .холодным способом. ЛА и мишени устанавливаются для пристрелки с помощью нивелира и теодолита. 240 После пристрелки подвижного оружия производится проверка углов безопасности тех установок, оружие которых может быть направлено на элементы конструкции собственного ЛА. Одновременно с пристрелкой вооружения производятся проверка работы вычислительных устройств прицелов, сопряжение и юстировка систем вооружения и оборудования ЛА. Эти работы выполняются комплексными группами инженерно-технического состава различных специальностей. ГЛАВА 13 ПОДГОТОВКА КАВ К ПРИМЕНЕНИЮ 13.1. ВИДЫ ПОДГОТОВКИ Подготовка авиационной техники к полетам производится ИАС авиационных эскадрилий. Весь объем работ, выполняемых на авиационной технике в процессе подготовки к полету, может быть"разделен на две части. К первой части относятся 'работы по приведению ЛА в готовность для выполнения поставленной задачи: заправка топливом, маслами, спецжидкостями, газами: установка съемного вооружения и другого оборудования (аккумуляторов, фотоаппаратов и т. п.); снаряжение СП. Ко второй части относятся проверочно-профилактические работы: осмотр, инструментальный контроль состояния, проверка отдельных устройств или систем на функционирование, устранение выявленных неисправностей. Для сокращения времени подготовки ЛА непосредственно перед полетом часть работ по подготовке авиационной техники выполняется заранее. Поэтому вся подготовка к полетам подразделяется на предварительную и предполетную. Предварительная подготовка является основным видом подготовки авиационной техники к применению. Часть работ по предварительной подготовке положено выполнять сразу после окончания полетов — при послеполетной подготовке. К таким работам относятся: дозаправка ЛА горючим и смазочными материалами, спецжидкостями и газами, устранение выявленных в полете неисправностей, смена варианта вооружения согласно боевому расчету, пополнение боекомплекта. Работы, предусматривающие более тщательный контроль состояния авиационной техники, чистку оружия о разборкой, выполнение целевых осмотров и т. п., проводятся в дни предварительной подготовки. Предварительная подготовка включает в себя не только подготовку авиационной техники к полетам, но и подготовку личного состава, участвующего в полетах или их обеспечивающего. Подготовка личного состава включает: проведение тре-нажей летного и инженерно-технического состава в соответствии с плановой .таблицей на полеты, контроль готовности инженерно-технического состава и наземных средств к обеспечению полетов, уточнение обязанностей специалистов на рабочих местах в день полетов. Предполетная подготовка авиационной техники проводится непосредственно перед полетами и по содержанию должна со- 242 ответствовать задачам летного дня или ночи. Она включает в себя: предполетный осмотр ЛА, установку съемного оборудования на него, ввод программ в навигационные и другие системы, снаряжение СП согласно плановой таблице, общую проверку готовности ЛА к полету. Кроме указанных видов подготовки предусматриваются подготовка ЛА к повторному полету и подготовка по тревоге, имеющие свои особенности. Подготовка ЛА к повторному полету проводится перед каждым новым полетом в период стартового времени в соответствии с заданием на предстоящий полет. Она включает в себя: стартовый осмотр ЛА; устранение неисправностей, выявленных в предыдущем полете и при осмотре; заправку ЛА всеми необходимыми материалами. Изложенный выше общий порядок подготовки авиационной техники к полетам целиком относится и к КАВ. Однако в содержании всех видов подготовки КАВ к применению» имеются свои специфические особенности. Предварительная подготовка КАВ, например, предусматривает: проверку бортовых систем вооружения как в варианте вооружения на предстоящий день полетов, так и в варианте, предусмотренном боевым расчетом для вылета по тревоге; чистку и смаз-ку оружия и уход за средствами поражения первого боекомплекта; определение потребности в авиационных СП на летный день (ночь) и подачу заявки на них в авиационно-техническую часть; предварительную подготовку авиационных СП на предстоящие полеты: АУР, патронных лент и др.; проведение тренажа летного состава по управлению оружием, а специалистов по АВ — по снаряжению ЛА средствами поражения и устранению возможных задержек оружия; распределение специалистов групп обслуживания АВ по зонам осмотра и подготовки КАВ в день полетов. Кроме того, при подготовке АВ к началу боевых действий и перед авиационными учениями могут производиться пристрелка и юстировка вооружения ЛА. Предполетная подготовка КАВ также включает специфические операции: смену в случае надобности съемного вооружения ЛА в соответствии с заданием на Полеты и проверку под током систем вооружения; зарядку пленками ФКП и контрольно-регистрирующей аппаратуры; дозаправку бортовых систем КАВ спецгазами и жидкостями; приемку средств поражения от авиационно-технической части, проверку их кондиционности и подготовку к применению; удаление смазКи из каналов стволов пушек и пулеметов; снаряжение ЛА средствами поражения; 243 снятие предохранительных устройств перед выруливанием ЛА (наземных чек, хомутов и др.). , / Следует отметить и ту особенность подготовки КАВ к применению, что некоторые из перечисленных операций не могут осуществляться в любой момент предполетной подготовки. Снаряжение ЛА средствами поражения, например, производится лишь после завершения проверки .всех систем ЛА под током и при отсутствии кого-либо в кабине. Готовность вооружения ЛА, соответствие подвешенных СП полетному заданию и правильность их комплектации взрывателями проверяет командир экипажа, проверку готовности бомбардировочного вооружения выполняет штурман экипажа. Члены летного экипажа принимают непосредственное участие в подготовке вооружения (заряжании артиллерийских установок, подвеске бомб и т. п.). . Имеет свои особенности и подготовка вооружения к повторному полету. Она начинается с осмотра ЛА, совершившего посадку. Осмотр производится в конце ВПП при сруливании ЛА на рулежную дорожку. Цель этого осмотра — убедиться, что все СП израсходованы и оружие приведено экипажем ЛА в безопасное состояние. Если имели место отказ оружия в воздухе (иесброс бомб, несход ракет и т. п.) или несрабатывание стартовых пороховых ускорителей, то ЛА должен зарулить на специальную площадку разрядки оружия, обвалованную пулеуловителем.Здесь расчет специалистов по АВ под руководством одного из начальников (техников) групп 'обслуживания обязан определить причину отказа и, соблюдая меры безопасности, снять бомбы, несошедшие ракеты, несработавшие пороховые ускорители и разрядить артиллерийское оружие. Только после приведения оружия в безопасное состояние разрешается буксировать ЛА на стоянку или техническую позицию. В период послеполетной подготовки вооружение ЛА, а также десантно-транспортное оборудование, автоматы сброса отражателей, средства воздушной радиационной разведки приводятся в состояние максимальной готовности к боевому применению в варианте, предусмотренном боевым расчетом. Подготовка КАВ к применению, в особенности снаряжение ЛА средствами поражения, требует значительных затрат времени и физических сил. Основными путями сокращения сроков подготовки КАВ к применению можно назвать следующие: широкое внедрение эффективных средств механизации и автоматизации выполнения трудоемких операций при подготовке АВ к применению; привлечение к работам по снаряжению ЛА средствами поражения и смене вариантов вооружения инженерно-технического состава всех специальностей, прошедшего специальное обу- 244 чение и тренировки, формирование из их числа Нештатных расчетов; сокращение времени выполнения элементарных операций подготовки вооружения путем проведения систематических тренировок технических расчетов; постоянное совершенствование планирования и организации работ инженерно.-технического состава, внедрение НОТ и передового опыта; модернизация авиационной техники,, повышение Технологичности ее эксплуатации и ремонта. • А 13.2. ПОДГОТОВКА СРЕДСТВ ПОРАЖЕНИЯ К ПРИМЕНЕНИЮ Подготовка неуправляемых СП к применению производится на специально создаваемых на аэродромах площадках, оборудованных всем необходимым для выполнения работ: по-гру-зочно-разгрузочной эстакадой, ложементами, подставками, средствами механизации, инструментом, наглядными технологиями и инструкциями по мерам безопасности. Обычно такие площадки оборудуются на местах стоянок ЛА. Подготовка авиационных бомб к применению является наиболее трудоемкой среди неуправляемых СП. Она включает: разгрузку автомашин, подвозящих бомбы, растаривание бомб, расконсервацию, внешний осмотр, установку тормозных устройств и других элементов, подачу бомб к Л А, подвеску наЛА, снаряжение взрывателями. При осмотре бомб особое внимание уделяется проверке состояния подвесных ушков, крепления тормозных устройств, исправности резьбы очков под взрыватели и исправности стабилизатора. Снаряжение бомб взрывателями производится, как правило, прсле их подвески на ЛА. Осмотр и подготовка взрывателей организуется на специально отведенном месте — за обвалованием самолетного укрытия, в патерне укрытия или на специальной открытой- площадке. Места подготовки взрывателей должны быть удалены от мест подготовки бомб и других СП и мест расположения личного состава на безопасное расстояние. Место подготовки взрывателей обозначается красным флажком (красным фонарем). Взрыватели, имеющие неисправные предохранительные устройства, неисправную резьбу или коррозию корпуса, к снаряжению бомб и ракет не допускаются. Вскрытие гермотары взрывателей и других огневых элементов производится непосредственно перед их применением. Для переноски взрывателей от места их подготовки к ЛА в каждой группе обслуживания АВ изготовляется специальная тара с гнездами и арматурой, исключающей соударение взрывателей и.снятие их с предохранителей. 245 Подготовка НАР выполняется на тех же специальных площадках, где ведется подготовка авиационных бомб. Она включает в себя: растаривание, расконсервацию, внешний осмотр, снаряжение взрывателями (только тех ракет, применение которых предусмотрено из блоков и в которых нет встроенного взрывательного устройства), доставку . к ЛА, подвеску (снаряжение блоков). Ракеты, подвешиваемые на пуско-' вые устройства, снаряжаются взрывателями после подвески их на ЛА. Авиационные патроны подаются на стоянки ЛА набитыми в ленты. Патроны в ленте с однотипными снарядами должны быть одной партии; как исключение, разрешается иметь в боекомплекте патроны с однотипными снарядами двух партий. При осмотре патронных лент обращается внимание прежде всего на правильность их набивки и соответствие типа патронов полетному заданию. К применению не допускаются патроны, в которых обнаружены повреждения. Патронные ленты, имеющие отдельные дефектные патроны в лентах из боекомплектов должны быть изъяты и сданы в авяационно-техниче-скую часть для последующей отправки на уничтожение. При осмотре лент особое внимание обращается на исключение случайного снаряжения их патронами запрещенных к применению партий: Пиротехнические средства нашли широкое применение не только в АВ, но и в различных системах оборудования ЛА. Они должны храниться в закрываемых на замок и опечатываемых металлических ящиках. Перенос пиротехнических средств осуществляется в специально изготовленной металлической таре, оборудованной гнездами с целью исключения взаимного соударения и случайного накола капсюля. 13.3. ОСОБЕННОСТИ ПОДГОТОВКИ АВИАЦИОННЫХ УПРАВЛЯЕМЫХ РАКЕТ Боевая эффективность АУР в значительной мере зависит от надежности действия ее системы управления и взрывательного устройства. Обеспечение требуемого уровня надежности УР в процессе эксплуатации достигается по двум направлениям: соблюдением установленных инструкциями условий хранения ракет (размещение в хранилищах, поддержание в них необходимого микроклимата, исключение прямого попадания на ракеты атмосферных осадков при открытом хранении и т. п.); проведением в строго установленные сроки регламентных и профилактических работ (инструментального контроля состоя- 246 ния, юстировки, переконсервации, замены влагопоглотите^лей, ремонта и т. п.). Исходя из требований обеспечения высокого уровня надежности, АУР желательно хранить на специально оборудованных складах законсервированными и уложенными в заводскую тару или термоконтейнеры. Рис. 13.1. Типовая схема последовательности подготовки УР: ПРД — пороховой реактивный двигатель; ОУ — отсек управления; БЧ — боевая часть; ГШМ — предохранительно-исполнительный механизм взрывателя Выполнение регламентных и профилактических работ представляют собой сложный комплекс технологических операций, требующих специальной аппаратуры и оборудования. В связи с этим в авиационных частях, где состоят на вооружении АУР, предусмотрены площадки предварительной подготовки ракет (ПППР). Структура технологического процесса подготовки АУР на ПППР зависит от особенностей устройства ракеты и 'от того, в ка-ком виде ракета доставляется 'на площадку: в сборе, законсервирована или частично подготовлена к применению. В самом общем случае функции ПППР состоят'в выполнении следующих операций: растаривание и расконсервация; внешний осмотр; открытие и закрытие технологических люч-ков; инструментальная проверка систем; зарядка воздухом и другими газами; сборка ракеты в целом; установка съемных элементов (источников электропитания, пиросредств, пневмо-блоков и т. п.); регламентные работы; настройка систем; погрузка подготовленных ракет на транспортировочные тележки; отправка на стоянки ЛА подготовленных ракет. (Технологический процесс подготовки применительно к ракете класса «воздух—= воздух» показан на рис. 13.1.) Основу ПППР составляет контрольно-проверочная аппаратура. Проверка исправности АУР, их бортовых систем занимает много времени, поэтому для ускорения основной операции 247 (контроля ракет) применяются автоматические (или автоматизированные) системы контроля (АСК). Наряду с АСК в состав ПППР входят агрегаты электро- и пневмоснабжения, заправщики воздухом и другими газами, средства обогрева, средства механизации, различного рода технологические стенды и стеллажи, транспортировочные тележки, палатки для работы в полевых условиях, инструмент и принадлежности. Все это оборудование размещается на специальных и бортовых автомобилях или в авиатранспортабельных контейнерах, благодаря чему достигается маневренность и автономность в работе. U Адаационный склад Стоянка ПК 1-й аэ Стоянки ЛИ 2 и 3-й аз г^ 1 1 1 \ г I Склад атч Дежурные сипы | ПППР 1 ^ Рис. 13.2. Схема подготовки к применению и доставки АУР к ЛА При организации работ как в стационарных условиях, так и в полевых добиваются такого размещения рабочих мест и оборудования, чтобы обеспечивались поточная работа, максимум удобств -и минимум пути от одной технологической операции к другой. Если работа на потоке организована правильно, то время подготовки ракеты на всех рабочих местах будет приблизительно одинаковым, равным продолжительности проверки, ракеты на аппаратуре АСК. Полностью подготовленные к применению АУР вывозятся к ЛА (рис. 13.2). Сокращение времени контроля и подготовки ракет к применению является одной из важнейших задач личного состава ПППР. Существуют различные пути увеличения производительности площадок, основными из которых являются: автоматизация процесса контроля; совмещение операций контроля; увеличение числа потоков параллельно подготавливаемых ракет; улучшение контролепригодности ракет; создание ракет такой надежности, которая исключала бы необходимость их контроля. Немаловажное .значение в решении задачи своевременного обеспечения авиационных частей подготовленными АУР имеет 243 . универсальность площадки, т. е. приспособленность ее к осуществлению контроля и подготовки к применению не одного, а нескольких типов ракет. А 13.4. ПЛАНИРОВАНИЕ РАБОТ Достижение высокой боеготовности авиационных частей, исключение летных и чрезвычайных происшествий в значительной мере зависят от качества планирования и проведения работ на авиационной технике. Планы работы ИАС подразделяются'на календарные (годовые, месячные и т. п.), текущие (на рабочий день, на выполнение какой-то конкретной задачи, например на проведение паркового дня) и технологические, связанные с работами непосредственно на авиационной технике. Исходными данными для календарного и текущего планирования работы ИАС являются: задачи, поставленные командиром, план подготовки части на год или учебный период, наличие и состояние авиационной техники, планируемый на год или период обучения налет ЛА, укомплектованность и обучен-ность инженерно-технического состава, условия базирования и эксплуатации авиационной техники и т. д. Одной из задач планирования видов подготовки авиационной техники к полетам, производства регламентных и ремонтных работ является обеспечение строгой технологической последовательности операций и согласование действий исполнителей с учетом использования ими предусмотренных средств контроля и обслуживания. При этом планирование должно быть направлено на выявление резерва с целью сокращения времени и повышения качества выполняемых работ. Методы технологического планирования бывают различные. Но наиболее распространенным, отвечающим такого рода требованиям является метод сетевого планирования и управления (СПУ). При составлении любого 'сетевого графика используются только два логических элемента: работа (операция) и событие. Под термином «работа» понимается любой трудовой процесс, сопровождающийся затратами времени, сил и средств и приводящий .к достижению определенного результата. Это так называемая действительная (истинная) работа (например, заправка ЛА топливом, снаряжение его СП, проверка работо-' способности бортового оборудования и т. п.). Помимо действительной работы в понятие «работа» в СПУ входят еще понятия «ожидание» и «фиктивная работа». Ожидание — это пассивный процесс, требующий только затрат времени, но не требующий затрат сил и средств (на- 10-42 249 пример, прогрев прицела перед проверкой его на функционирование, прогрев системы управления ракеты и т. д.). Фиктивная работа, или, как ее называют еще, логическая зависимость, не требует на свое совершение ни затрат времени, ни ресурсов. Вводится она для того, чтобы показать, что возможность начала одной или нескольких работ непосредственно зависит от завершения другой работы. Такая логическая зависимость работ может быть обусловлена или технологическими особенностями процесса (например, нельзя начать проверку системы управления вооружением, пока не подключен наземный источник электроснабжения), или это может быть связано с принятыми ограничениями по мерам безопасности. Вторым основным логическим элементом сетевого графика, как уже было сказано, является событие. В отличие от работы оно не является процессом, а означает только факт завершения предстоящих и начала непосредственно следующих за ним работ (например, начальное состояние работы — прицел к проверке готов, а конечное — прицел проверен). Событие не имеет продолжительности по времени и не сопровождается никакими затратами. Принято любую работу изображать на графике в виде стрелки (рис. 13.3, а), идущей от начального события i данной работы к конечному событию /. При этом действительную работу и ожидание изображают сплошными линиями, а фиктивные работы пунктирными ( рис. 13.3,6). События изображаются в виде кружков, внутри которых указывается номер события. В сетевом графике всегда должно быть начальное событие и конечное. Все остальные события графика являются промежуточными. Обычно сетевой график вычерчивается слева направо. Для простоты и лучшей читабельности графика большую часть работ изображают горизонтальными стрелками, избегая пересечения стрелок и добиваясь минимального числа фиктивных работ. На группу (бригаду) исполнителей одной специальности, например АВ, выделяется на графике своя ветвь. Первый этап построения сетевого графика (например, предполетной подготовки ЛА аэ) начинается с уяснения поставленной задачи. В каждой группе по специальности назначается ответственный исполнитель. После уяснения задачи и сбора необходимых данных по количеству исполнителей, выделяемых средств наземной подготовки ЛА и т. д. ответственные исполнители составляют свой перечень работ (операций). Перечень составляется в соответствии с единым регламентом технической эксплуатации ЛА данного типа, технологическими картами видов подготовки его к полетам и рациональной последовательностью работ с учетом возможных ограничений по мерам безопасности. 250 В составленном перечне каждой работе присваивается свой индекс, который затем проставляется над стрелками сетевого графика. Удобнее кодировать работы двумя индексами и писать их над стрелками: первая цифра индекса обозначает ©- а Начальное событие Фиктивная '\^ работа 2Л Конечное . 4 ) собымае Продолжительность работы, мин d Рис. 13.3. Сетевой график: а — элемент сетевого графика; б — обозначения основных элементов сетевого графика специальность, а вторая — порядковый номер работы по специальности. Под стрелками проставляется время, затрачиваемое на выполнение данной работы. Начальному событию присваивается нулевой номер, а остальные события нумеруются в возрастающем порядке по предварительно выполненной ранжировке работ. На втором этапе, когда уже получены частные сетевые графики по специальностям, составляется общий график подготовки ЛА в целом путем «сшивания» частных графиков. При этом весьма важно учитывать возможные логические связи между операциями, выполняемыми группами различных специальностей, очередность их выполнения, допустимость фронта работ (например, в кабине ЛА не могут одновременно работать исполнители двух специальностей), меры безопасности. Выбор рационального характера связей между событиями и работами при составлении как частных, так и общего сетевого графика называется оптимизацией сетевого графика—последовательное многократное улучшение его исходного варианта перераспределением ресурсов и работ с целью максимального сокращения критического пути. Продолжительность любого пути графика определяется суммой продоЛжительностей входящих в него работ. Различают пути частичные — между двумя любыми событиями сети и полные — между исходным (начальным) и завершающим (конеч- Ш* , 251' ным) событиями. Полный путь, имеющий наибольшую прЪдол-жительность, называется критическим. Критический путь — это основная количественная характеристика сетевого графика (рис. 13.4), так как она определяет срок выполнения всего планируемого комплекса работ-(для наглядности критический путь на графике выделяется двойными или жирными стрелками). Рис. 13.4. Общий вид сетевого графика Сетевые графики могут строиться как безмасштабными, так и в масштабе времени. Обычно для сложных комплексов работ и работ, выполняемых впервые, сетевые графики строятся безмасштабными. Окончательно отработанный сетевой график является руководством для проведения тренировок личного состава в согласованности действий и выработки твердых навыков. А 13.5. МЕРЫ БЕЗОПАСНОСТИ При выполнении на авиационной технике всех видов работ (подготовка к полетам, проведение регламентных работ, доработок и войскового ремонта) личный состав НАС должен строго выполнять предусмотренные инструкциями меры безопасности, чтобы исключить: непреднамеренные выстрелы, пуски ракет, сбросы бомб, катапультирование кресел, сбросы установок оружия и подвесных топливных баков, срабатывание пиротехнических средств, возникновение пожара, травмирование личного состава и повреждение авиационной техники при включении бортовых систем или пробе двигателей и т. д. Перед началом работ на авиационной технике необходимо убедиться, что ЛА надежно заземлен; все выключатели управления стрельбой, пуском, сбросом, запуском в кабине выключены, а кнопки закрыты предохранительными колпачками; в пиромеханизмах и пиропистолетах стоят предохранительные чеки; органы управления шасси находятся в положении, исключающем самопроизвольную их уборку. 252 Меры безопасности при работе с АВ направлены, с одной стороны, на то, чтобы исключить случайное срабатывание оружия и СП при подготовке их к применению, с другой — чтобы уменьшить ущерб, если такое срабатывание все-таки произойдет. К мерам, направленным на исключение (предупреждение) непреднамеренного срабатывания оружия и СП, относятся еле- > дующие: конструктивное обеспечение невозможности непроизвольного срабатывания оружия и СП на ЛА путем введения встроенных блокировок в цепях пуска и стрельбы (блокировка по выпущенному положению стоек шасси и т. п.), а в самих средствах поражения — установка предохранителей; использование предупредительных надписей, окраска органов управления оружия в красный цвет; ограничение допуска специалистов к работе с АВ (допускаются только лица, отданные приказом по части); инструктаж личного состава по мерам безопасности перед началом конкретных работ с АВ; повседневное обеспечение четкой организации работ с оружием и СП: личное руководство начальников групп обслуживания, регламентных работ, ППР, САПС, а также подача установленных команд и доклады об их исполнении;. исключение проведения на ЛА работ по снаряжению его СП (ускорителями) при работающих двигателях или при проверке работоспособности систем ЛА под током, а также исключение каких-либо проверочных работ, когда СП подвешены; осмотр оружия ЛА в конце ВПП после полета на боевое применение и приведение оружия в нормальное безопасное со-. стояние до заруливания Л А на стоянку. Особенно важным для личного состава является соблюдение предупредительных мер безопасности при работе с СП во время их подготовки к применению. Эти правила безопасности излагаются в инструкциях по их эксплуатации. Для уменьшения ущерба, в случае если непреднамеренное срабатывание оружия или средств поражения произойдет, требуется направить ЛА или оружие в сторону безопасной зоны, установленной для данного аэродрома, и выставить предупредительные красные флажки (днем) или красные фонари (ночью) спереди и сзади ЛА. Зоны (секторы) безопасности на каждом аэродроме определяются в инструкции по производству полетов в районе аэродрома. Схема зон безопасности должна включать в себя секторы безопасности для стоянок каждой эскадрильи и общеполковые зоны, используемые при полетах части на боевое применение. Оценка реального соответствия зон безопасности своему предназначению и их корректировка в случае необходимости должны производиться регулярно. 253 На схеме аэродрома с обозначенными зонами безопасности указываются также: места площадок подготовки СП к применению, места технических постов осмотра оружия после полетов на боевое применение и специальные площадки с обвалованиями для устранения задержек и разрядки оружия. На площадке устранения задержек и разрядки оружия все работы на авиационной технике производятся под руководством начальника группы обслуживания АВ. Доставка СП к стоянкам ЛА также требует соблюдения определенных правил безопасности. Этими правилами определяются: максимально допустимые скорости движения транспортных средств с СП; оборудование транспортных средств, обеспечивающее надежность крепления груза и безопасность водителя; место сопровождающего лица; места установки предупредительных красных флажков и др. В целях наиболее полного и основательного изучения правил безопасности при работе с оружием и СП в каждой авиационной части составляется сводная инструкция по мерам безопасности. Требования этой инструкции обязательно изучаются с прибывающим в часть молодым пополнением (вводный инструктаж), отдельные ее положения и требования частных инструкций изучаются далее непосредственно на авиационной технике (инструктаж на рабочем месте) и, наконец, в той или иной мере эта инструкция изучается со всеми специалистами по АВ перед началом интенсивных полетов на боевое применение, при допущении ими грубых ошибок в работе и т. п. (повторный инструктаж). Авиационное вооружение требует соблюдения мер безопасности не только при обращении с ним на земле, но и при боевом применении в воздухе. Боевое применение АВ накладывает определенные ограничения на действия экипажа ЛА при выполнении полета: выдерживание ограничений по скорости и высоте полета, углу пикирования или кабрирования, ,по режиму работы двигателей и другие. Для каждого типа ЛА и его вооружения существует перечень конкретных ограничений. Эти ограничения излагаются в инструкции летчику (экипажу) по технике пилотирования и боевому применению ЛА. Г Л А В А 14 ЭФФЕКТИВНОСТЬ БОЕВОГО ПРИМЕНЕНИЯ КОМПЛЕКСОВ АВИАЦИОННОГО ВООРУЖЕНИЯ А 14.1. ЦЕЛИ И РАСЧЕТНЫЕ ОБЪЕКТЫ Цель — это скопление войск, вооружение, техника и сооружения различного назначения, выбранные для поражения посредством однократного прицеливания с одного ЛА. Понятие цели, как видно, связано с одиночным ЛА и его СП. Совокупность нескольких функционально или территориально связанных целей называется расчетным объектом, если с учетом- особенностей именно этой совокупности формируется состав ударной группы ЛА, определяются варианты вооружения и организуется огневое воздействие. Расчетный объект условно можно называть целью для всей ударной группы ЛА. Цель может быть одиночной, групповой и, площадной. Под одиночной целью понимается такая цель, которую нельзя разделить на части без нарушения ее физической целостности. Примерами одиночных целей являются отдельно взятый самолет, танк, мост, зенитная установка и др. Групповая цель — это группа одиночных целей, расположенных известным образом и попадающих под огневое воздействие одного ЛА. Примерами групповых целей являются колонна танков, самолеты на стоянке и др. Площадная цель — это тоже группа одиночных целей, попадающих под огневое воздействие одного ЛА. Однако здесь одиночные цели располагаются неизвестным образом, известны лишь пределы занятой ими территории. Примерами площадных целей являются скопление войск на некоторых участках местности, полосы оборонительных сооружений, промышленные районы и др. Расчетные объекты также могут быть одиночными, групповыми и площадными. Одиночным расчетным объектом, в сущности, является одиночная цель, для поражения которой посылается группа ЛА. Групповой расчетный объект — это группа известным образом расположенных одиночных целей. Групповой расчетный объект может быть компактным и рассредоточенным. В компактном групповом объекте расстояния между одиночными целями так малы, что СП, направленные в центр объекта, могут поражать любую цель, входящую в объект, из-за рассеивания. В рассредоточенном групповом объекте расстояние между элементарными целями велики по сравнению с областью рассеи- 255 вания боеприпасов; боеприпас, предназначенный для поражения одной цели, другую цель поразить не может. Площадные расчетные объекты по аналогии с групповыми расчетными объектами делятся на объекты компактные и рассредоточенные. В расчетах на эффективность боевого применения авиационных комплексов существенное значение имеет деление групповых объектов на однородные и неоднородные. Однородным принято называть групповой объект, состоящий из одинаковых по уязвимости одиночных целей. В неоднородном групповом объекте все цели существенно отличаются друг от друга по уязвимости. , А 14.2. КРИТЕРИИ ЭФФЕКТИВНОСТИ КАВ Комплекс авиационного вооружения предназначен для. поражения объектов противника непосредственным (огневым) воздействием на них. Содержание понятия «поражение объекта» связано с ущербом, который наносится объекту в результате этого воздействия. Для одиночного объекта ущерб, как правило, определяется временем Тп, в течение которого объект вынужден не функционировать. Время Т„ зависит от поражаемого объекта и средства поражения, а также от ошибок стрельбы или бомбометания. Характеристики объекта и средства поражения, влияющие на величину Т„, носят случайный характер. Случайной, например, является реальная маеса ВВ, которым снаряжается СП, или реальная тяга двигателя ракеты. Ошибки стрельбы и бомбометания тоже случайны. Поэтому время Т„ является случайной величиной. Как видно, поражение объекта — понятие вероятностное. По существу, это есть случайное событие, состоящее в том, что нанесенный объекту ущерб не равен нулю. При планирований боевых действий важно знать численные значения ущерба, наносимого противнику. -Именно поэтому общее понятие поражения объекта целесообразно сделать более конкретным. Практически оказывается достаточным одиночный объект рассматривать в трех состояниях: объект уничтожен, объект выведен из строя, объект поврежден. Понятиям уничтожение, вывод из строя, повреждение объекта соответствуют заданные временные интервалы, в течение которых он не может функционировать. Условно уничтожение объекта называется поражением по типу Л, вывод из строя — поражением по типу В, повреждение — поражение по типу С. Для группового объекта ущерб определяется числом входящих в его состав пораженных одиночных объектов. При планировании боевых действий групповые объекты рассматриваются в трех состояниях: объект разгромлен, объект подавлен, объект дезорганизован. Разгрому объекта соответствует такое 256 его состояние, при котором половина входящих в его состав одиночных объектов уничтожается. При подавлении половина одиночных объектов выводится из строя, при дезорганизации половина одиночных объектов получает повреждение. Для площадного объекта ущерб U определяется относительным числом входящих в его состав пораженных одиночных объектов. При этом предполагается, что одиночные объекты по всей площади площадного объекта распределяются равномерно. Если S0 — полная площадь, a Sn — пораженная площадь объекта, то ущербом U будет безразмерная случайная величина: и = 5п/50. (14.1) При планировании боевых действий площадные объекты, как и объекты групповые, можно рассматривать в трех состояниях: объект разгромлен, объект подавлен, объект дезорганизован. Цели, как и объекты, могут быть одиночными, групповыми, площадными. Понятие «поражение цели» адекватно понятию «поражение объекта». Эффективность КАВ—это уровень его функционального совершенства. Она определяется возможностями КАВ по обнаружению цели и выводу ЛА в атаку, точностью прицеливания и оптимальностью организации применения средств поражения, характеристиками поражающего действия авиационных ракет, бомб и артиллерийского оружия. Высокая эффективность КАВ обеспечивается также умелыми действиями экипажа. Количественным выражением эффективности КАВ является показатель, или критерий, эффективности W. Конкретный вид показателя эффективности зависит от типа цели и постановки боевой задачи. При действии по одиночным целям боевая задача ставится так: цель должна быть уничтожена (поражена по тип]' А), • или выведена из строя (поражена по типу В), или повреждена (поражена по типу С). Показателем эффективности W в этом случае будет вероятность поражения цели соответственно по типу А, В или С. Если Р(Л), Р(В), Р(С) соответственно вероятности поражения цели по типу А, В, С, то для одиночных целей W = P(A); W = P(-3); W = P(C). (14.2). При действии по групповым целям боевая задача ставится так: цель должна быть разгромлена, или цель должна быть подавлена, или цель должна быть дезорганизована. Обозначим: Ат, Вг, Сг — события, состоящие в том, что при огневом воздействии по групповой цели не менее половины входящих в ее состав одиночных целей будет поражено соответственно 257 по типу А, В или С. Тогда показателями эффективности поражения групповой цели будут: W = P(4); W = P (?,.); W = P(Cr), ' (14.3) где Р(АГ), Р(ВГ), Р(СГ) — вероятности свершения событий Ат, Вг, Сг. Для целей площадных нетрудно получить: W = P(UA>4-); W = P(UB>4-); W-=p(uc>-5-), (14.4) если UX^-K-, UB^-J--, UC^-TT —события, состоящие в том,' что при огневом воздействии по площадной цели не менее половины всей площади будет относиться к площади целей, пораженных соответственно по типу А, В или С. Показатели эффективности КАВ вида (14.2), (14.3), (14.4) используются при планировании боевых действий, когда в расчетах принимается W=WT, где WT — требуемая эффективность КАВ. При анализе результатов боевых действий удобно пользоваться показателями эффективности, равными средним значениям ущерба, наносимого цели. Для одиночных целей ущерб Тп — время, в течение которого цель вынуждена не функционировать; для групповых целей ущерб N — число пораженных в том или ином смысле одиночных целей; для площадных целей ущерб U равен отношению (14.1). Показателями эффективности КАВ при анализе результатов боевых действий будут: для одиночных целей W = M[Tn]; (14.5) для групповых целей W = M[N]; (14.6) для площадных целей W = M[-^-]. ^ (14.7) В (14.5), (14.6), (14.7) знаком М обозначена операция математического ожидания случайной величины. В литературе по боевой эффективности вооружения часто пользуются понятием-элементарной дели. Элементарной называют цель, которая может быть только в двух состояниях: поражена или не поражена [13]. Понятию поражения цели может придаваться любой смысл. За критерий эффективности КАВ в этом случае как на этапе планирования, так и на этапе анализа боевых действий принимается вероятность поражения цели: • W = P(n), (14.8) 258 ' где И — событие, состоящее в том, что цель поражена. Ущерб U — дискретная случайная величина, способная с вероятностью Р(П) принимать значение единицы, а с вероятностью Р(П) = = 1 —Р(П) —значение, равное нулю. А 14.3. ХАРАКТЕРИСТИКИ ТОЧНОСТИ СТРЕЛЬБЫ И БОМБОМЕТАНИЯ Положение ракеты (снаряда) или бомбы относительно цели определяется вектором L(t) (рис. 14.1). Модуль вектора L(t) при сближении ракеты (снаряда) или бомбы с целью непрерывно уменьшается. Наступает момент времени tK, когда модуль вектора L(tK) принимает минимальное значение, равное LK. При попадании в цель LK = 0. Если ракета (снаряд) или бомба летит мимо цели, то LK=?Q характеризует величину промаха. Рис. 14.1. Относительное положение цели и ракеты Чтобы получить представление не только о величине, но и о направлении отклонения ракеты (снаряда) или бомбы от цели, промах определяется не величиной LK, а ее проекциями хг, ZT на оси ОХ и OZ прямоугольной системы координат, центр О которой совпадает с центром цели. Плоскость XOZ называется картинной плоскостью или плоскостью рассеивания. При стрельбе по воздушным целям она проходит через цель, 1 положение которой соответствует времени t = tK, и перпендикулярна вектору Lynp(io), соединяющему носитель с расчетной точкой встречи ракеты (снаряда) с целью при t — t0, если to — момент выстрела или пуска ракеты. При стрельбе или бомбометании по наземным целям за картинную плоскость 259 Принимают плоскость земли. Направление осей'ОХ и OZ можно выбирать произвольно. Практически положение одной из осей определяется направлением захода на цель или другими условиями, облегчающими расчеты. Про'екции хг, zr дают полное представление об ошибках стрельбы и бомбометания. Ошибка стрельбы или бомбометания-'является следствием ошибок, связанных с работой прицельной системы, установки и системы управления вооружением. К ошибкам приводят неточные действия летчика в процессе прицеливания и стрельбы, а также отклонения от расчетных аэродинамических, конструктивных и других характеристик средств поражения. Ошибки управляемых ракет зависят от динамических свойств системы управления, маневра цели и -помех. Предвидеть заранее, как изменится ошибка стрельбы или бомбометания под влиянием указанных выше причин, невозможно, поэтому Хг И 2Г ЯВЛЯЮТСЯ случайными величинами. Анализируя картину рассеивания снарядов для случая, когда прицеливание производится перед каждым выстрелом, а сама стрельба ведется при практически одинаковых условиях (рис. 14.2), можно сделать вывод, что точки попадания группируются около некоторого центра ЦР. Они гуще вблизи центра и реже по мере удаления от него. Сама картина рассеивания напоминает эллипс. Оси эллипса называются главными осями рассеивания. Отклонение центра рассеивания ЦР от центра цели О свидетельствует о наличии систематической ошибки. Проекциями систематической ошибки на оси ОХ и OZ будут величины тгх и тгг. Если xri, zri — проекции на оси ОХ и OZ z-й точки попадания, то при пг выстрелах значения тгх и тгг определяются по формулам [2]: & '//, \ ' V • / \ 1* ' / ' ' * i ' / я Ул \ХП тгх / it. —""л X Hat Рис. 14.2. Картина рассеивания снарядов mr -2-К-," и«=-^2г-- (14.9) /=i Составляющие ттх, тгг систематической ошибки стрельбы или бомбометания являются математическими ожиданиями случа-йных величин хг и гг соответственно. Пользуясь матема- 260 <--- = тйческими ожиданиями, случайные величины хт и 2Г можно представить в виде: *r = mr, + X;; zr = mrz + Z°. (14.10) Слагаемые Х° и Z° называют случайными ошибками. Именно эти ошибки приводят к разбросу точек попадания относительно систематических ошибок. Численными характеристиками разброса являются средние квадратические отклонения Стгж, агг. При больших пг значениях величины атх, стгг определяются по формулам [2]: |/^!<*п--п„)'; °г- = у/^1(^--п-,)«. (14.11). В качестве характеристик рассеивания случайных величин на практике вместо средних квадратических отклонений огх и агг часто применяют вероятные отклонения Е№ Erz, которые связаны с сггж и агг формулами: Егх = 0,675сгж; Е„ = 0,675о„. (14.12> Таким, образом, количественными характеристиками точности стрельбы и бомбометания являются математические ожидания тгх, тгг и средние квадратические отклонения огх, агг (или вероятные отклонения Егх, Егг) случайных величин хт и zr, являющихся проекциями линейного отклонения ракеты (снаряда) или бомбы от цели, измеренного в картинной плоскости. Этих характеристик достаточно для оценки плоского рассеивания. Если речь идет об объемном рассеивании, то к указанным характеристикам .необходимо добавить тгу, аТу, ЕГу •— математическое ожидание, среднее квадратическое и вероятное отклонения третьей случайной величины уг, являющейся проекцией пространственной ошибки на ось OY, перпендикулярную картинной плоскости. Наряду с линейными характеристиками точность можно определить вероятностью попадания в цель. Если цель — прямоугольник (рис. 14.3) со сторонами цх, цг, то вероятность попадания в нее [2, 3]: 2 р=П-^[ФЧ<-/)-ф(Р/)Ь (14.13) »'•=! где Ф(а«), Ф(РО — значения функции Лапласа, для которых составлены специальные таблицы: _ цл/2 — тГХ . о _ цх11 + тгх . 1-~ *„УЪ ' [1~ -МК2 ' а — Ц-/2 ~т™ • R — %/2 + Шгг 2~ а„К"2 ' Р2 ~ЪУЪ • 261 При объемном рассеивании вероятность попадания в прямоугольный параллелепипед вычисляется по формуле, учитывающей тгу и огу. Формула (14.13) справедлива для случая, когда оси координат совпадают с главными осями рассеивания. Рис. 14.3. Представление цели прямоугольником Более полными характеристиками точности являются законы рассеивания: для плоского рассеивания fr(xr, zr), для объемного fr(xr, yr, zr). Закон рассеивания характеризует плотность распределения точек попадания (разрыва) на плоскости или в пространстве. Многочисленными экспериментами доказано, что законы рассеивания при стрельбе или бомбометании в одинаковых условиях являются нормальными. Чтобы подчеркнуть различную природу ошибок при стрельбе или бомбометании, рассеивание СП относительно цели делят на прицельное и техническое. Прицельное рассеивание включает ошибки прицельной системы и ошибки наводки. Техническое рассеивание является следствием ошибок, связанных с работой системы управления вооружением и установок вооружения. К техническому рассеиванию приводят отклонения реальных характеристик неуправляемых СП от характеристик расчетных. Наиболее типичным является групповое применение СП. Под групповым здесь понимается совокупность СП, входящих в залп, очередь, серию и др. Современные прицельные системы не позволяют применять прицельное бомбометание или прицельную стрельбу каждым СП, входящим в группу. Прицеливание осуществляется центром группы. Распределение бомб, ракет или снарядов в районе точки прицеливания производит- 262 ся или с помощью СУВ, или маневром ЛА. Общая картина рассеивания СП складывается, как видно, из рассеивания центра группы (групповое рассеивание) и из рассеивания относительно центра группы (индивидуальное рассеивание). Координаты центра группы можно представить в виде (14.10), поскольку технически стрельба или бомбометание одиночными СП при независимом прицеливании перед каждым выстрелом или перед каждым сбрасыванием бомб не отличается от стрельбы или бомбометания центром группы. Координаты каждого СП, входящего в группу, можно представить в таком виде: Хщ = хг + хи1; zni=zr + zHi, (14.14) где ? — номер СП; хя{, zKi— намеренное или ненамеренное отклонение 1-го средства поражения от центра группы. Отклонения xai и 2И; в свою очередь можно представить в таком виде: х*1 = Ьт*1 + ХЪ\ ги; = Дт,(. + Z»,., (14.15) где Am*;, Дтг; — систематические, а Х°г, Z°; — случайные отклонения j'-ro СП от центра группы, .измеренные по осям X и Z. Значения отклонений Дт*,-, Дтг; могут определяться, в частности, интервалом между бомбами, входящими в серию. Из .(14.10), (14.14), (14.15) нетрудно получить: Хщ = тх1 + Х°п1- zni = mzi + Z°,, (14.16) где т„ = т„ + Дтл.;; mzi = тгг + bmzi; Х°п; = X? + Х°и;; Z°ni = — Z» + Z^/z = 1, .... /г; п — число средств поражения в группе. Теперь, как видно из (14.16), рассеивание описывается In случайными величинами. В общем случае законом распределения случайных величин Хт, гп(- (i=l, .... м). будет 2п — мерный нормальный закон распределения, в состав которого будут входить не только математические ожидания и средние квад-ратические или вероятные отклонения случайных величин,но и корреляционные моменты связи между случайными величинами. Путем соответствующего выбора направлений осей координат х и z можно сделать независимыми случайные величины Х°, Х°( от случайных величин Z°, Z°; '(i=l, .... n). Корреляционную связь случайных величин Х°, Хаи1 (i=\, ..., п), так же как и корреляционную связь случайных величин zjj> Z^ (i=l, .., п), в общем случае следовало бы учитывать. Однако практически это сделать трудно. Поэтому картина рассеива-' ния СП при их групповом применении намеренно упрощается. В частности, при залповом бомбометании и сосредоточенной стрельбе принимают следующие'допущения: случайные величины Х° и Z° не связаны между собой и не зависят от случайных величин Х^., Z^ (i=l, ... , и); 263 математические ожидания Дт^ = Дтж, Дтг,- = Дтг и средние квадратические отклонения До^ = kax, Догг = Даг не зависят от номера средства поражения. При этом получается так называемая схема двух групп ошибок. Корреляционная связь между координатами любой пары средств поражения в схеме двух групп ошибок: М ВД,] = <& МВДЛ-о»,, (14.17) где i, /=1, ..., п; 1Ф\. Другие случаи бомбометания и стрельбы, как правило, искусственно сводятся к схеме двух групп ошибок. А 14.4. ПОРАЖАЮЩЕЕ ДЕЙСТВИЕ БОМБ И РАКЕТ Фугасное действие является наиболее характерным видом поражающего действия боевых частей, имеющих разрывной заряд. На малых расстояниях от зарядов оно обусловлено действием расширяющихся газообразных продуктов взрыва, а на достаточно большом удалении от него — действием ударной волны. На объекты, находящиеся на открытом воздухе, продукты взрыва и ударная волна оказывают механическое воздействие в виде изменяющейся во времени кратковременной нагрузки. В зависимости от величины заряда ВВ, свойств объекта (прочность, геометрические размеры и т. п.), расстояния между зарядом и объектом и других факторов это воздействие может привести либо к местным, либо к общим разрушениям объекта. Примерами местных разрушений могут служить: срыв обшивки ЛА, разрушение остекления зданий, повреждение кровли здания и т. п. Примерами общих разрушений являются обвалы стен зданий, разрушение конструкции и т. п. Величина радиуса поражения объекта фугасным действием рассчитывается по формуле Ru = kaV^ (14.18) где Rn — радиус поражения в метрах; kn — коэффициент, зависящий от свойств объекта и степени поражения; швв — масса заряда ВВ в килограммах. s Расширение продуктов взрыва в воде происходит более медленно, чем в воздухе, вследствие большей сопротивляемости воды на сжатие. Образующаяся при этом ударная волна практически сразу же отрывается от продуктов взрыва, распространяясь в воде со скоростью, близкой к скорости звука. Затухание ударных волн в воде происходит медленнее, чем в воздухе. При взрыве в, грунте, когда заряд ВВ находится на достаточно большой глубине, различают три зоны деформации: сжа- 264 тия, разрушения и сотрясения. В зоне сжатия происходит полное вытеснение частиц грунта. В зоне разрушения нарушается связь между отдельными частицами грунта, образуются радиальные и поперечные трещины. В зоне сотрясения частицы грунта приходят в постепенно затухающее колебательное движение. Колебания грунта при взрыве называются сейсмическими. Сейсмические колебания, воздействуя на фундаменты зданий, могут вызвать их разрушение. Радиус зоны разрушения Rp рассчитывается по формуле 'Яр=*рИ%;, . (14.19) где Rp — радиус разрушения в метрах; &р — коэффициент, зависящий от прочности грунта. Взрыв вблизи поверхности грунта на глубине h, не превышающей радиуса зоны разрушения, сопровождается выбросом грунта и образованием воронки. Путем создания воронок производится поражение таких целей, как взлетно-посадочные полосы аэродромов, шоссейные и железные дороги. Известно, что воронка наибольшего объема образуется при взрыве фугасных авиабомб на глубине, равной 2—3 длинам корпуса. Кумулятивное действие является специфическим видом поражающего действия боеприпасов, разрывной заряд которых имеет выемку. В направлении этой выемки происходит концентрация энергии взрыва •— образуется кумулятивная струя, обладающая сильным бронепробивным, зажигательным и инициирующим действием. Эффективность действия Кумулятивного заряда сильно возрастает, если кумулятивная выемка имеет металлическую оболочку, называемую облицовкой. Бронепробивное действие кумулятивного заряда с облицовкой превосходит действие аналогичного заряда без облицовки в 5—6 раз. Применяются заряды с облицовкой, которая изготовляется из меди или малоуглеродистой стали. При наличии облицовки кумулятивная струя образуется не -из продуктов взрыва, а из металла, плотность которого в несколько раз превышает плотность продуктов взрыва. Более плотная струя оказывает на преграду большее давление и обладает лучшей -пробивной способностью. Глубина пробоины в броне при действии кумулятивной' струи определяется по формуле L = lVt3H, (14.20) в которой / — длина струи в момент встречи с броней; рс — плотность струи; рб — плотность брони. Существует оптимальное расстояние заряда от брони, при котором кумулятивная струя обладает наибольшей пробивной способностью. Это расстояние называется фокусным. 265 Осколочное действие обусловлено осколками, образующимися при взрыве разрывного заряда в результате дробления корпуса боеприпасов. Осколочным действием, так же как и фугасным, обладают все типы боеприпасов, содержащих разрывной заряд. Однако наиболее ярко оно" выражено у боеприпасов, специально рассчитанных для поражения объектов осколками. Различают три основных вида поражающего действия осколков: пробивное, зажигательное и инициирующее. Чем больше масса и скорость осколка, тем больше толщина преграды, которую он способен пробить. По мере удаления от центра взрыва скорость осколка уменьшается. Чем меньше масса осколка, тем быстрее падает скорость. Зажигательное действие осколков проявляется в виде пожара, возникающего при попадании их в топливные баки и трубопроводы топливной системы двигателей воздушных и наземных объектов. Зажигательное действие осколков на топливные системы ЛА сильно зависит от высоты полета. Существует предельная высота, выше которой воспламенение топлива становится невозможным. Ослабление зажигательного действия осколков с увеличением высоты объясняется в основном уменьшением .количества кислорода в воздухе. Инициирующее действие осколков проявляется при попадании их в боеприпасы. Осколок, обладающий достаточно большими массой и скоростью, способен пробить корпус бое-припаса и вызвать воспламенение или детонацию взрывчатого вещества. Ударное действие обусловлено кинетической энергией боеприпасов. Оно проявляется или в пробивании преграды, или в проникновении в нее. Ударное действие боеприпасов возможно, если угол встречи их с преградой превышает величину, называемую предельным углом рикошетирования. В противном случае снаряд (ракета или бомба) после удара о преграду отскакивает от нее (рикошетирует). Величина предельного угла рикошетирования для водной поверхности лежит в пределах 6—10°, для твердого грунта—12—15°, для брони и бетона 30—50°. Глубина проникания боеприпасов в сплошные преграды рассчитывается по формуле Zr = X?r-jTicsin6c1 _ (14.21) в которой Lr — глубина, м; К — коэффициент, зависящий от формы головной части снаряда (бомбы); kr — коэффициент, характеризующий прочность преграды (для обычного грунта равен 4,5-10~~6); м — масса снаряда (бомбы), кг; d — диайетр миделя снаряда (бомбы), м; vc — скорость встречи с преградой, м/с; Ос — угол встречи с преградой. 266 Для оценки бронебойного действия снарядов используется формула лО,75А0,7 "с = *с.-0''«-?п?пГ. 04.22) М ' *ш "с В которой vc — скорость снарядов, необходимая для пробивания брони, м/с; b — толщина брони, м; kc — коэффициент, характеризующий прочность брони. Радиус зоны поражения объекта фугасным действием (14.18) при- взрыве в атмосфере, радиус зоны разрушения (14.19) при взрыве в грунте, глубина пробоины (14.20) в броне при действии кумулятивной струи, глубина проникания (14.21) боеприпасов в сплошные преграды, скорость снаряда (14.22), необходимая для пробивания брони заданной толщины, являются частными характеристиками эффективности поражающего действия авиационных СП. Они определяют отдельные боевые свойства снарядов, бомб и боевых частей ракет. Совокупное действие всех поражающих факторов данного СП на данную вполне конкретную одиночную цель определяется обобщенной характеристикой, которая называется приведенной площадью поражения. А 14.5. ЗАКОН ПОРАЖЕНИЯ ЦЕЛИ Закон поражения является характеристикой уязвимости цели. Естественно предположить, что закон поражения будет зависеть от типа цели и СП. Далее для простоты рассматриваются только элементарные цели. При этом имеется в виду, что групповые и площадные цели могут быть .представлены с помощью элементарных целей. СП делятся на две группы: ударные и дистанционные. Ударные СП действуют на цель при непосредственном контакте с ней, дистанционные могут поражать цель при подрыве на расстоянии от нее. Общей характеристикой поражающего действия п средств поражения по элементарной'цели является координатный закон поражения. Координатным законом поражения называется функция Оц (Хщ, yai, 2П1; ... ; хпп, упп, zan), значения которой равны вероятности поражения цели при условии, что подрыв СП произошел в точках с координатами xni, ynl, zni (i = = 1,..., я). Если рассматривается плоская картина, то координатный закон поражения принимает вид Оц(хп\, гпь •••. •^ПЛ' ^ПЯ/.' Когда действие каждого СП по цели не зависит от действия других (нет накопления ущерба), будет справедливо равенство [3] п Оц (*„„ «„,; ...; хпа, *„„) = 1 - П [1 -е?ц (*„„ *„/)]• 04.23) i=i 267 Очевидно, при независимом действии СП достаточной характеристикой уязвимости цели является координатный закон поражения цели одним СП Gu(*,„-, гш-). В приближенных расчетах функцию Оц(*ш, z-i) заменяют прямоугольным параллелепипедом с высотой, равной единице. Основанием такого параллелепипеда будет прямоугольник, площадь которого равна со га * Sn= j 'Оя(хп, zn)dxn6za. (14.24) — со — со Площадь 5„ принято называть приведенной зоной поражения. Как видно, приведенной зоной поражения называется некоторая условная зона, попадание СП в которую с вероятностью единица (достоверно) поражает цель. Центр площади Sn совмещается с центром элементарной цели. Стороны прямоугольника параллельны главным осям рассеивания СП ОХ и OZ. Величина Sn для ударных средств поражения не может быть больше площади цели. Это утверждение следует из того, что при пролете мимо цели такие СП не наносят ей ущерба. Площадь цели (рис. 14.4) всегда можно разделить не части Д5П (i), Д50 (J) так, что Sn =4 ? ASn (i), S0 = ? ^S0 (j), Sn= Sn+ S0. i i Попадание СП в ASn(i) поражает цель, попадание в ASo(j) не приносит цели никакого ущерба. Следовательно, Sn есть Sn So щЛ— \ Su, Рис. 14.4. Приведенная площадь поражения цели приведенная зона поражения цели одним ударным СП. И здесь Sn условно представляется прямоугольником, центр которого совмещается с центром цели, хотя поражаемые участки ASn(t') могут быть разнесены относительно геометрического центра цели. Практически это допущение оправдано тем, что цель, как правило, существенно меньше зоны разлета, вызванного рассеиванием СП; попадая в цель, СП распределяются равномерно по всей площади 5Ц. Если в цель попало пц средств поражения и нет накопления ущерба, то вероятность поражения цели С?(пц) будет равна [3, 13]. G К) = 1 - (1 - Р)"«, (14.25) с где Р = -_-—вероятность поражения цели одним СП при ус- Оц ловии, что оно попало в цель. Функция 0(пц) называется по-268 казательным законом поражения. Она часто используется При исследовании эффективности ударных средств поражения. Пользуясь функцией G(nu), можно получить среднее чис1-ло попаданий со, необходимое для поражения цели: 'ш-=2[1-0(яц)]. . (14.26) "ц = 0 Из (14.25) и (14.26) следует, что ' . и = ад. • . (14.27) Как видно, при известной площади цели величины со и Sn являются однозначно связанными. Таким образом, при приближенных расчетах приведенную зону поражения цели можно принимать за универсальную характеристику поражающего действия СП любого типа. Если цель и средство поражения в момент разрыва рассматриваются в одной плоскости, приведенной зоной поражения является прямоугольник, площадь которого равна Sn; стороны прямоугольника 1Х и lz направлены по осям рассеивания. Если рассматривается пространственная картина (поражение воздушной цели управляемой ракетой), то приведенной зоной поражения будет сфера радиусом Rn', центр сферы — в центре цели. Площадь Sn и радиус Rn получают экспериментально. Они зависят не только от типа цели и СП, но и от условий йоевого применения (скорости и высоты носителя, направления подхода к цели и пр.). А 14.6. ОЦЕНКА ЭФФЕКТИВНОСТИ КАВ Анализируя равенства (14.2), (14.3), (14.4.), (14.5), (14.6), (14.7), можно сделать вывод, что в качестве показателей эффективности боевого применения авиационных СП и КАВ в целом используются вероятность получения целью ущерба не менее заданного значения и математическое ожидание ущерба, наносимого цели. Для различных целей понятие ущерба различно. Однако в основе количественной оценки ущерба целей любой структуры лежит вероятность поражения одиночной цели. В простейшем случае одиночная цель считается целью элементарной. Пусть дана одиночная цель, положение которой в системе координат XOZ определено координатами хц, гц. По цели в одной атаке применяется п средств поражения. Положение каждого i-ro средства поражения определено координатами х„1, z-i(f=l, ..., rt). При этом положение г'-го средства поражения относительно цели будет определяться координатами — хщ — Хц, Zni — Zu, (l=\, ..., П). 269 Положение цели в системе координат XOZ определяется не точно. Поэтому ее координаты считаются непрерывными слу* чайными величинами дгц, гц; полной вероятностной характеристикой координат цели является плотность вероятности /ц (хц, 2Ц). Положение каждого 1-го средства поражения в системе координат XOZ случайно из-за группового и индивидуального рассеивания; полной вероятностной характеристикой координат СП является плотность вероятности /-(•?-!' гт'< Ха2< %пг-...; хип, zan). Нужно определить вероятность поражения одиночной (элементарной) цели при сформулированных выше условиях. Координатный закон поражения цели представляется в виде Оц (xul — xv zhl — 2Ц; лгп2 — лгц, гп2 — гц; ... ; хяа — — xu> znn~zu)- Это, как видно, известная функция случайных аргументов. За вероятность поражения цели Рц принимается среднее значение функции С?ц: "ц ) • • • I ^ц (-^п1 -*-ц> 2-1 — 2Ц; • • • I Хпп Хц, Zun 2Ц) X — со —со •X /ц (•Хц> ?ц) ]п \хп!' %пЪ • • • I хпп> -'Пл/Х XdJcu dzn dxn] dzal; ...; dxnn dzan. (14.28) Практические расчеты ведутся по упрощенным формулам. Упрощение состоит прежде всего в том, что принимаются два допущения: рассеивание СП описывается схемой двух групп ошибок; на цели нет накопления ущерба. Первое допущение позволяет представить случайные величины xni, zni (t-=l, ..., п) в виде сумм: •«--I = •*- + •*«; zal=zr + z,t (i=l, ..., n), (14.29) в которых хт, zr — координаты центра группы, состоящей из п средств поражения; *„,-, 2Иг (i = /, ..., п) — случайные отклонения средств поражения от центра группы. Учитывая независимость входящих в суммы (14.29) случайных величин, можно записать /п (•"•-!> ?~1» • • • ' --пл' ^пп) == = /г(Л)*П/иг(^) (=1 /г(*г)*П/нЛгн.) /~1 UJ U_> It = J J /р (-«г)Л (*-) П /и/ (лп/ - хт) /и/ (2пг - гг) d*r d^r. (14.30) —со —со '=1 В (14.30) применяется знак %, означающий композицию законов распределения случайных величин [2]. 270 Второе допущение позволяет представить функцию Gu в виде ^ц (ХП] — -*-ц' 2ni — 2Ц; • • • i -Х-пл -^ц' ^пп Zu) = л -1 -П[1-Оц,(*г + *.,/-.Жд. *r + «H|-2-)b (14.31) i=l где Оиг (Jcr + л:и/ — лгц, ZT + z-wi — za) — координатный закон поражения данной цели одним г'-м средством поражения, попавшим в точку с ^координатами хг + xai, zf -f zai. Пусть (jr (хт Хц, zr 2ц) = со со 1 п ' \ -= j . . . j 1 — П [1 — Gni(XT — Xn + Xul, 2Г - 2Ц + 2И,) ] X —со —со I « = 1 j л X П/„г (*„,)/„, (ги/) dxHl deH,.....d^Hn аги„. (14.32) »'=-! . . .- ' В (14.32) учтено, что лп, — л:г = л:и,., гпг — гг = гиг, dxni = = dxui, dzni = dzut, так как хг и ZT фиксиров'аны. С учетом (14.30), (14.31), (14.32) вместо (14.28) можно записать со со со со Р« = ] J I J °Г ^ ~ **' ** - Z^ f* (**' г«) X —со —со —со —со Xfr(xr)fr(zr)dXliuzn(ixrdzr. ('4.33) Функция Gr(xr — Хц, zr — 2Ц) является групповым законом поражения. Это ничто иное, как вероятность поражения цели данной группой СП, при условии, что цель находится в точке с координатами хц, гц, а центр группы — в точке с координатами хг, zr. По существу, вся группа СП здесь заменяется одним эквивалентным всей группе СП. Полученное таким образом эквивалентное СП называется обобщенным выстрелом. По аналогии с приведенной зоной поражения, характеризующей уязвимость данной цели данным СП при данных уело-. виях боевого применения, далее вводится понятие групповой зоны поражения. Под групповой зоной поражения Sr.n понимается прямоугольник со сторонами 1ГХ и /гг, попадание в который центра группы СП обеспечивает поражение цели с вероятностью, равной единице. Полагая, что зона Sr.n определена, формула (14.33) запишется в виде Члг/- «*/2 ^ц+'гл-/2гЦ+'«/2 Р«= j J j i /ц(*ц- ^ц)/г(^г)Х -«.г/2 -Чг/2 -Гц-ггл./2 ^ц-ггг/2 Х/г (*-) d^u d24 dxr d2r, (14.34) 271, где (—цх/2, цх/2)—диапазон возможных изменений положения цели, измеренный по оси X; (—цг/2, г<г/2) —диапазон возможных изменений положения цели, измеренный по оси Z. Задача определения Рц, как видно, свелась к задаче определения вероятности попадания центром группы СП в прямоугольник со сторонами 1ГХ, /гг; центр прямоугольника, однако, не зафиксирован. Если предположить, что положение цели с равной вероятностью может быть в любой точке области, ограниченной прямоугольником со сторонами цх и цг, тогда [2] /Ц '•*!(' '*Ц/ ад* при х^цх, 2Ц €«- О при ха?цх, 2Ц?%. (14.35) Функция /г (л;г, zr) =/г (хг)/г (zr) примет вид [3] (*г-тгт)2 (гг-пгг)2 Л (хг, гг) = is 2-* 2ттогл.аг (14.36) где тгх,тгг — математические ожидания; агх, аг-—-средние квадратические отклонения соответственно случайных величин Хг, 2Г. С учетом законов распределения (14.35), (14.36) формула (14.34) примет вид РЦ = Р,Р„ . (14.37) в которой: «-/2 1 Р^ = —- j 9^(A:U, lrx, mrx, aM)d^; ч* -ч,/2 Чг/2 Рг = ~ j 9* («ц. *«. mr-, о„) dzn, I -Hz/2 (14.38) где 9-г (^ц. ^гл-. тгл, згж) = _ ' Г(Т) /-^U + 7гж/2 — П1ГЛ:\ _ ф /-Уц — /глг/2 — "1гЛ1 , - 2 П «г,Г2 j • I .„'К 2 JJ' 9г (2Ц, /„, т«, огг) = 4[» гц + /гг/2 — тгг =ггК2 ф / гц — /гг/2 — тгг агг/2 (14.39) J Функция Лапласа Ф(-) не является элементарной. Поэтому вероятности (14.38) вычисляются по предварительно построенным с помощью таблиц функциям ср* и фг. 272 Вероятность поражения одиночной цели п средствами поражения определяется по формуле (14.37). При выводе этой формулы предполагалось, что центр цели может занимать случайное положение в районе начала координат системы XOZ. • Если центр цели точно совпадает с началом координат, то вместо формулы (14.34) нужно записать 1гх/2 1„/2 Ро-= J J /Л*-. 2r)d-*rd2r. (14.40) -'г*/2 ~ W2 Из (14.40) следует, что Роц = Ро,Ро-. (14-41) где РОД. = Л^ц) прямоугольников «блуждания» центров целей. Вероятность поражения /-и цели СП в этом случае определяется формулой Рц;. (xjt Zj) = PXJ (Xj) Рг] (zj), (14.43) в которой: xj+".xjp pxj(^-)=~- j 4x (xv lrx, mrx, arx) djctt; ' ХГЧ.*]Р 'j+bjl* p*y (z/) = IT- f '- (2«' /гг' m«' агг) d2:«- 4Z; -У-Ч-//2- Необходимость фиксации центров прямоугольников ^я/, Чг/ (/ = 1. .••. Л^ц) вызвана тем, что групповая цель, как правило, организована. Колонна танков или стоянка самолетов — это не произвольный набор элементарных целей. Математическое ожидание числа пораженных целей определяется по формуле [3] - . ' . .Л/ц М (*„ 2,; .. . ; хнл, ZNU) = ^ Рцу (Xj, z,). (14.45) • ;=i •• Оно, как видно, зависит от построения групповой цели. 273 (14.44) В заключение рассматривается площадная цель, у которой размеры определяются прямоугольником со сторонами цпх, Цпг- Число элементарных целей и их положение на прямоугольнике цпх, цпг неизвестны. Задача состоит в том, чтобы найти математическое ожидание ущерба (14.7). Пусть на прямоугольнике ц„х, цпг расположено УУЦ элементарных целей и площадная цель представляется в виде цели групповой. Полагая, что центр каждой цели может занимать произвольное положение относительно начала координат XOZ, можно записать: xj=zzj = °'> Ч*; = 9i-: Ч*-, = Чл- (/= ! • • • • > Лд. Из формул (14.43), (14.44) видно, что Р«.п = Р,пРгп, (14.46) где Рц. п = Рцу (0, 0); Рхп = PXJ (0); Ргп - Р,, (0). Математическое ожидание числа пораженных целей ЛГп = ^цРц.п ' (14.47) равно М[5П/5Ц] = ЛГП/ЛГЦ, пользуясь равенством (14.47), нетрудно получить M[U] = Pn.n. (14.48) Расчеты по полученным здесь формулам становятся вполне доступными, если определены размеры 1ТХ, /-- групповой зоны поражения Sr.n- Из (14.33) видно, что функция Gr (хг — *ц, zr — гц), лежащая в основе 5г-п, является осредненной по индивидуальному рассеиванию вероятностью поражения цели п средствами поражения. В приближенных расчетах вместо (7цг (хг — лгц + лгиг, гг — z^-\-zKi) можно пользоваться вероятностью Pi (хг — -хц, zr — 2Ц) попадания i-ro средства поражения в приведенную зону поражения цели. Если размеры приведенной зоны поражения цели равны lxt, Izt, то [2] ft, Ь, Р, (хг -х^ z - 2Ц) = J J/H/ (x,i)f,t (zul) dxai dzal, (14.49) в! а, где a, = xr — лгц - Ixtf2; bl = xr — xil + lxl!2; a2 = zr - z.± — /ц//2; Ь2 = zr — гц + lzi/2. Полагая индивидуальное рассеивание нормальным с математическим ожиданием Дгти,-, Дт-« и средним квадратическим 274 отклонением До*,-, Доггг, вероятность поражения t'-й цели можно определить по формуле [2] ."•*-*•• "-^-тИ^й1)-'^)]* хК^ГГтИЙГТт)]' (14'50) в которой bmxi = М [xai — л:г]; Дтг/ = М [гя1 — гг\\ До^ = = М [(хя1 -хг- Дт^)2]; Д