КРЫЛАТАЯ РАКЕТА И СПОСОБ ЕЕ БОЕВОГО ПРИМЕНЕНИЯ

Предлагаемое изобретение относится к области ракетного вооружения, в частности к управляемым ракетам, применяемым по наземным и надводным объектам.

Предлагаемый способ боевого применения относится к области применения управляемых ракет, в частности к применению управляемых ракет по наземным и надводным объектам.

Известна универсальная по месту пуска противокорабельная трехступенчатая ракета (ПКР) «Альфа» (прототип) [А.В. Карпенко, С.М. Ганин «Отечественные авиационные тактические ракеты», «Бастион» N1, 2000 г, с.74-76], содержащая маршевую ступень в виде дозвуковой крылатой ракеты, имеющей корпус, крыло с органами управления по крену, силовую установку, бортовой вычислитель, инерциальную навигационную систему (ИНС), систему управления, активную головку самонаведения (АРГС), горизонтальное и вертикальное оперения с аэродинамическими рулями, систему отделения боевой ступени, и боевую ступень, в виде отделяемой сверхзвуковой ракеты с двигателем, боевой частью, АРГС, ИНС и системой управления. Конструкция ракеты позволяет в дозвуковом маловысотном режиме скрытно преодолевать противовоздушную оборону (ПВО) противника до входа в зону самообороны корабля и в сверхзвуковом режиме полета боевой ступени преодолевать зону самообороны кораблей. Недостаток конструкции состоит в том, что боевая ступень наводится на корабль, постоянно излучая электромагнитную энергию в его сторону, что делает данную ступень контрастной целью при перехвате корабельными комплексами ПВО. Другим недостатком является то, что конструкция системы отделения обеспечивает отделение с последующим нестабилизируемым приводнением дозвуковой ступени, что не позволяет использовать ее в качестве ложной цели. Кроме того, конструктивное устройство АРГС боевой ступени обеспечивает облучение всей цели, что позволяет определить центр отражения всей цели и не обеспечивает возможность выбора точки прицеливания на атакуемом корабле.

Известен способ боевого применения универсальной по месту пуска трехступенчатой ПКР «Альфа» (прототип способа боевого применения) [А.В. Карпенко, С.М. Ганин «Отечественные авиационные тактические ракеты», «Бастион» N1, 2000 г., с. 74-76], согласно которому проводят подготовку крылатой ракеты к пуску, доставляют ее к месту пуска, непосредственно перед пуском крылатой ракеты в память ее инерциальной навигационной системы вводят координаты цели относительно точки текущего положения носителя, производят отделение крылатой ракеты от носителя, производят ее разгон, раскладывают аэродинамические рули до полетной конфигурации, запускают турбореактивный двухконтурный двигатель крылатой ракеты и раскладывают сложенные внутри ее корпуса консоли крыла. После снижают ракеты до заданной бортовым вычислителем высоты и в маловысотном режиме с использованием тяги турбореактивного двигателя на дозвуковой скорости осуществляют ее наведение по сигналам ИНС и радиовысотомера до входа в расчетную зону самообороны корабля. После входа в расчетную зону самообороны атакуемого корабля включают АРГС боевой ступени ракеты на излучение в сторону цели, и по отраженному сигналу от цели ее обнаруживают, распознают и определяют ее угловые координаты ее центра отражения, используя которые ракету разворачивают в направлении на центр отражения цели, с использованием системы отделения боевой ступени производят отделение ее боевой сверхзвуковой ступени от дозвуковой ступени. Далее запускают двигатель боевой ступени и разгоняют ее до сверхзвуковой скорости. При помощи излучателя АРГС боевой ступени обеспечивают облучение цели и, принимая отраженный от цели сигнал, определяют угловые координаты центра отражения цели и наводят боевую ступень на корабль противника, после чего его поражают путем подрыва боевой части боевой ступени. Достоинством данного способа боевого применения ПКР является использование дозвуковой скорости на предельно малой высоте полета ПКР для скрытности ее наведения до входа в зону самообороны корабля и переход на сверхзвуковую скорость ее боевой ступени путем ее отделения для сокращения времени пребывания в зоне самообороны кораблей. Недостатком способа боевого применения является включение АРГС большой мощности на излучение в зоне самообороны атакуемого корабля, что делает ее контрастной целью при обнаружении пассивными радиолокационными средствами поиска воздушных целей противника. Это в значительной степени повышает вероятность ее перехвата зенитно-ракетными (ЗРК) и зенитными артиллерийскими комплексами (ЗАК) ПВО кораблей.

Рассмотренная последней крылатая ракета является наиболее близким аналогом, по совокупности существенных признаков конструкции к заявленному изобретению и выбрана в качестве прототипа. Рассмотренный последним способ боевого применения является наиболее близким аналогом, по совокупности существенных признаков к заявленному способу боевого применения и выбран в качестве прототипа способа боевого применения крылатой ракеты.

Задачей, на решение которой направлено изобретение, является снижение вероятности поражения боевых элементов крылатой ракеты средствами огневого противодействия комплексов ПВО и обеспечение возможности их наведения на выбранную точку прицеливания. Задачей, на решение которой направлен заявленный способ боевого применения, является повышение вероятности прорыва крылатой ракетой системы ПВО поражаемой цели.

Технический результат, который достигается изобретением, заключается:

- в повышении точности наведения боевых элементов ракеты и возможности выбора точки прицеливания;

- снижении контрастности боевых элементов при их обнаружении радиолокационными и оптическими средствами поиска ПВО противника;

- уменьшении времени нахождения боевых элементов в зоне поражения средств войсковой ПВО или зоне самообороны корабля в варианте атаки морской цели.

Технический результат, который обеспечивается заявленным способом боевого применения крылатой ракеты, заключается:

- в снижении вероятности обнаружения боевых элементов, преодолевающих зону поражения средств войсковой ПВО или зону самообороны корабля в варианте атаки морской цели;

- снижении вероятности поражения боевых элементов ПКР;

- повышении точности наведения боевых элементов на наиболее уязвимые области цели без применения их собственного электромагнитного излучения в сторону цели;

- увеличении времени перенацеливания зенитно-артиллерийских комплексов и зенитно-ракетных комплексов ПВО при перехвате боевых элементов ракеты в варианте организации атаки боевыми элементами с разных направлений и на разной высоте.

Технический результат изобретения достигается тем, что в крылатой ракете, содержащей корпус, крыло с органами управления по крену, горизонтальное оперение с рулем высоты и вертикальное оперение с рулем направления, силовую установку и, установленные внутри корпуса ИНС, АРГС, бортовой вычислитель, систему отделения боевых элементов от корпуса ракеты, систему управления, и, по меньшей мере, один боевой элемент, в виде малогабаритной отделяемой сверхзвуковой ракеты с двигателем, боевой частью и системой наведения, при этом система наведения каждого из боевых элементов содержит блок памяти, ИНС, радиовысотомер и координатор цели, согласно изобретению, внутри корпуса ракеты смонтированы отсеки транспортировки боевых элементов, система отделения боевых элементов от корпуса ракеты, в состав которой входят устройства, удерживающие боевые элементы внутри отсеков транспортировки боевых элементов, устройства открытия и закрытия створок отсеков транспортировки боевых элементов и устройства отделения боевых элементов, а конструкция крылатой ракеты, а так же станция подсвета цели (СПЦ), связанная посредством электрических соединений с АРГС, ИНС и бортовым вычислителем, а конструкция крылатой ракеты, выполнена таким образом, что все внутренние составляющие корпуса ракеты, консоли крыла, переднее горизонтальное оперение с рулем высоты, расположены так, что, обеспечивается удаление центра масс крылатой ракеты от ее центра давлений в области эксплуатационных ограничений, при которых обеспечивается устойчивый полет ракеты, с боевыми элементами, без боевых элементов, во время отделения и в интервалы времени между отделениями отдельных боевых элементов, что дает возможность после отделения боевых элементов совершать устойчивый полет ракеты в качестве носителя СПЦ, а после подсветки точки прицеливания боевым элементам совершать полет в качестве ложной цели, а каждый из боевых элементов выполнен в виде малогабаритной сверхзвуковой ракеты с эффективной поверхностью отражения (ЭПО) меньшей, чем эффективная поверхность отражения крылатой ракеты, причем координатор цели каждого боевого элемента выполнен в виде полуактивной головки самонаведения, настроенной на частоту работы СПЦ.

Так же крылатая ракета по п.1, отличающаяся тем, что координатор цели каждого боевого элемента выполнен в виде комбинированной головки наведения в одном устройстве, содержащей полуактивную радиолокационную головку самонаведения и АРГС.

А так же крылатая ракета по пункту 1, отличающаяся тем, что координатор цели каждого боевого элемента выполнен в виде комбинированной головки наведения в одном устройстве, содержащей полуактивную головку самонаведения и пассивную радиолокационную головку самонаведения.

И кроме того, крылатая ракета по пункту 1, отличающаяся тем, что координатор цели каждого боевого элемента выполнен в виде комбинированной головки самонаведения в одном устройстве, содержащей полуактивную и АРГС, причем приемник такой скомбинированной АРГС может перенастраиваться на частоту работы излучателей АРГС других боевых элементов и принимать их излучение при выключенном собственном излучателе.

Кроме того, крылатая ракета по пункту 1, отличающаяся тем, что система наведения каждого боевого элемента дополнительно содержит аппаратную часть инерциальной навигационной системы, которая обеспечивает счисление координат, определение параметров траектории автономного наведения и выдачу сигналов системе управления для автономного наведения боевого элемента на расчетную точку прицеливания.

Кроме того, крылатая ракета по пункту 1, отличающаяся тем, что содержит тепловые ловушки и дипольные отражатели.

Технический результат способа боевого применения крылатой ракеты достигается тем, что в способе боевого применения ракеты, согласно которому проводят подготовку крылатой ракеты к пуску, доставляют ее к месту пуска, непосредственно перед пуском крылатой ракеты в память ее ИНС вводят координаты цели относительно точки текущего положения носителя, производят отделение крылатой ракеты от носителя, приведение ее крыла с органами управления по крену, вертикального и горизонтального оперений к полетной конфигурации, запускают ее силовую установку, после чего выводят ракету на заданную высоту полета и на дозвуковой скорости по сигналам ИНС осуществляют ее скрытный вывод на расчетный рубеж зоны поражения комплексов войсковой ПВО, обороняющих цель, для надводных целей определяемый как рубеж зоны самообороны корабля, после производят включение АРГС крылатой ракеты и поиск цели, а после обнаружения цели, производят ее распознавание и определение ее угловых координат, по которым крылатую ракету разворачивают в направлении на цель и определяют дальность от ракеты до цели, согласно изобретению, при достижении крылатой ракетой дальности до цели, соответствующей дальности действия боевых элементов, выключают АРГС крылатой ракеты, с использованием бортового вычислителя ракеты обнаруженный объект идентифицируют, определяют на нем уязвимые области, по ним выбирают точку прицеливания, и, определяют направления и высоты полета боевых элементов после их отделения от крылатой ракеты до достижения ими удаления от крылатой ракеты, определяемого как безопасное для боевых элементов при нанесении удара средствами ПВО по крылатой ракете, и выдают угловые координаты данных направлений и высот полета в память соответствующих боевых элементов, после чего поочередно производят запуск двигателей боевых элементов и их отделение от корпуса ракеты одним из способов отделения, при этом в процессе и после отделения боевых элементов стабилизируют угловое положение корпуса ракеты в пространстве и в процессе дальнейшего полета в направлении к цели используют его в качестве носителя СПЦ крылатой ракеты, для чего после отделения боевых элементов с временной задержкой, соответствующей времени удаления боевых элементов от ракеты, СПЦ ракеты включают и путем облучения данной станцией точки прицеливания обеспечивают целеуказание полуактивным головкам самонаведения боевых элементов, которые принимают отраженный сигнал СПЦ ракеты от точки прицеливания, по его параметрам определяют угловые координаты этой точки и осуществляют по ним наведение боевых элементов до достижения цели, после чего цель поражается подрывом боевых частей боевых элементов.

2. Так же способ по п. 1, отличающийся тем, что при достижении дальности действия боевых элементов, выбирают на поражаемом объекте точку прицеливания и выключают АРГС крылатой ракеты, одновременно, используя бортовой вычислитель ракеты, определяют план атаки цели, согласно которому определяют траектории автономного наведения боевых элементов к цели с учетом их безопасного удаления при нанесении удара средствами ПВО противника по ракете, движущейся в направлении цели, и выдают параметры данных траекторий в память соответствующих боевых элементов, синхронизируют отсчет времени бортовым вычислителем ракеты и боевых элементов, после чего поочередно производят запуск двигателей боевых элементов и их отделение от корпуса ракеты одним из способов отделения, при этом в процессе и после отделения боевых элементов стабилизируют угловое положение корпуса ракеты в пространстве и в процессе дальнейшего полета в направлении к цели используют его в качестве носителя СПЦ ракеты, для чего после отделения боевых элементов с временной задержкой, соответствующей времени удаления боевых элементов от ракеты, СПЦ ракеты включают и путем облучения данной станцией синхронизированными импульсами точки прицеливания обеспечивают целеуказание полуактивным головкам самонаведения боевых элементов, которые принимают отраженный сигнал СПЦ ракеты от точки прицеливания и по его параметрам определяют угловые координаты этой точки и расчетную дальность до нее, корректируют траекторию движения к цели, после чего, в автономном режиме наведения по скорректированным траекториям осуществляют наведение боевых элементов до достижения цели, после чего цель поражается подрывом боевых частей боевых элементов.

Так же способ по п. 1, отличающийся тем, что при поражении СПЦ и прерывании поступления отраженного от цели сигнала подсвета, угловые координаты цели, определенные полуактивными головками самонаведения до поражения СПЦ запоминаются вычислителем боевого элемента, и наведение боевых элементов осуществляется по запомненным угловым координатам цели.

А так же способ по п. 1, отличающийся тем, что при поражении СПЦ и прерывании отраженного от цели сигнала подсвета, угловые координаты цели, определенные полуактивными головками самонаведения до поражения СПЦ запоминаются вычислителем боевого элемента, по запомненным координатам цели производится повторный поиск цели пассивными головками самонаведения боевых элементов, после чего боевые элементы наводятся по сигналам пассивных головок самонаведения по собственному излучению цели и поражают ее подрывом своих боевых частей.

Кроме того, способ по п. 1, отличающийся тем, что при прерывании отраженного от цели сигнала подсвета наведение боевых элементов на цель, запоминаются угловые координаты цели, определенные полуактивными головками самонаведения до поражения СПЦ, по запомненным координатам цели производится повторный поиск их АРГС, смонтированным в одном корпусе с полуактивными головками самонаведения, после чего боевые элементы наводятся по сигналам АРГС и поражают ее подрывом своих боевых частей.

Так же способ по п. 2, отличающийся тем, что при прерывании отраженного сигнала СПЦ, для коррекции траектории боевых элементов их системами наведения используются сигналы их АРГС, смонтированных в одном корпусе с полуактивными головками боевых элементов.

А так же способ по п. 2, отличающийся тем, что при прерывании отраженного сигнала СПЦ, для коррекции траектории боевых элементов их системами наведения используются сигналы их пассивных радиолокационных головок самонаведения, смонтированным в одном корпусе с полуактивными головками боевых элементов.

Так же способ по п. 2, отличающийся тем, что в качестве траекторий боевых элементов используются траектории противозенитного маневрирования с возможным отклонением направления движения от направления «боевой элемент-цель» до 90 градусов.

А так же способ по п. 2, отличающийся тем, что в качестве траекторий боевых элементов используются траектории атаки цели с разных высот и направлений с точками попадания в цель, разнесенными от точки подсвечиваемой СПЦ.

Кроме того, способ по п. 2, отличающийся тем, что при достижении крылатой ракетой дальности до цели, соответствующей дальности действия боевых элементов, выключают АРГС самонаведения ракеты, с использованием бортового вычислителя ракеты поражаемый объект идентифицируют, определяют на нем уязвимые области, по ним выбирают точку прицеливания, и, определяют план атаки цели боевыми элементами, согласно которому, определяют направления и высоты полета боевых элементов после их отделения от крылатой ракеты до достижения ими безопасного удаления от крылатой ракеты при нанесении по ней удара средствами ПВО, а также очередность подсвета цели боевыми элементами при прерывании подсвета СПЦ крылатой ракеты с учетом, что они должны быть максимально удалены друг от друга, далее выдают заданные угловые координаты направлений и высот полета при поражении цели, а также очередность подсвета цели боевыми элементами и частоты работы излучателей их АРГС в память соответствующих боевых элементов, после чего поочередно производят запуск двигателей боевых элементов и их отделение от корпуса ракеты одним из способов отделения, при этом в процессе и после отделения боевых элементов стабилизируют угловое положение корпуса ракеты в пространстве и в процессе дальнейшего полета в направлении к цели используют его в качестве носителя СПЦ ракеты, для чего после отделения боевых элементов с временной задержкой, соответствующей времени удаления боевых элементов от ракеты, СПЦ ракеты включают и путем облучения данной станцией точки прицеливания обеспечивают целеуказание полуактивным головкам самонаведения боевых элементов, которые принимают отраженный сигнал СПЦ ракеты от точки прицеливания, по его параметрам определяют угловые координаты этой точки и осуществляют по ним наведение боевых элементов, при этом в случае прерывания подсвета СПЦ крылатой ракеты, определенная планом атаки осуществлять подсвет цели первой, включает свою АРГС, совмещенную в одном корпусе с полуактивной головкой самонаведения, и с помощью ее излучателя осуществляет подсвет цели, при этом при приеме сигнала подсвета отраженного от цели, остальные боевые элементы переходят на частоту приема сигнала, излучаемого данным приемником и по нему осуществляют полуактивное наведение, при поражении подсвечивающего цель боевого элемента на излучение цели включаются поочередно последующие боевые элементы, определенные планом атаки, при этом остальные боевые элементы переходят на прием сигнала от цели на частоте их излучения и осуществляют полуактивное наведение до достижения цели, после чего цель поражается подрывом боевых частей боевых элементов.

Сущность заявленного изобретения, заключается в том, что корпус крылатой ракеты выполнен с отсеками транспортировки боевых элементов, которые изготовлены с закрывающимися створками, открываемыми при отделении боевых элементов и закрываемыми после их отделения. При этом все внутренние составляющие корпуса ракеты и несущие поверхности: консоли крыла и горизонтальное оперение, расположены так, что, обеспечивается удаление центра масс ракеты от ее центра давлений в области эксплуатационных ограничений, при которых обеспечивается устойчивый полет крылатой ракеты при пуске, снижении и на этапе наведения с боевыми элементами, без боевых элементов, во время отделения и в интервалы времени между отделениями отдельных ракет. При таком компоновочном расположении составных частей ракеты отклонение флаперонов, руля высоты и руля направления обеспечивает стабилизацию параметров полета при действии внутренних и внешних возмущений. В целом, данные доработки конструкции обеспечивают возможность совершать устойчивый полет ракеты после отделения боевых элементов и использовать ее в качестве носителя СПЦ, а после подсветки точки прицеливания боевым элементам полет в качестве ложной цели. АРГС расположена в носовой части ракеты с осью излучателя, направленной вперед по полету. При выходе на расчетный рубеж зоны поражения комплексами войсковой ПВО, который соответствует рубежу выхода на прямую видимость цели, по сигналам бортового вычислителя включается питание АРГС и производится включение ее излучателя на излучение с его горизонтальным сканированием пространства до обнаружения объекта, предполагаемого как поражаемая цель. После обнаружения объекта аппаратурной частью АРГС определяются его координаты по азимуту, углу места и дальности. Полученные данные об объекте передаются в вычислитель, где происходит их обработка, идентификация объекта как цели и определение на ней уязвимых областей, по которым определяется точка прицеливания боевых элементов и определяются угловые координаты точки прицеливания, полученные угловые координаты точки прицеливания передаются в СПЦ, принцип которой описан в литературе [Авиация ВВС России и научно-технический прогресс. Боевые комплексы и системы вчера, сегодня, завтра / под ред. Е.А. Федосова. - М.: Дрофа, 2005. - с. 359-363].

Бортовой вычислитель расположен в центральной части ракеты в непосредственной близости от ИНС и АРГС. Руль высоты и его привод на горизонтальном оперении, руль направления с приводом в хвостовой части ракеты над двигателем, а органы управления по крену в виде отдельных секций с их приводами размещены за консолями крыла. До захвата цели АРГС система управления ракеты по сигналам ИНС обеспечивает стабилизацию параметров полета ракеты при пуске и в процессе наведения путем отклонения руля высоты, руля направления и органов стабилизации по крену. После обнаружения и захвата цели АРГС система наведения по определенным АРГС угловым координатам разворачивает ракету в направлении на цель, после чего обеспечивает набор высоты ракеты. При достижении безопасной высоты отделения боевых элементов система наведения осуществляет выдачу соответствующего сигнала в бортовой вычислитель, стабилизацию высоты полета ракеты при отделении боевых элементов, и наведение ракеты на цель по сигналам АРГС после отделения боевых элементов.

Система отделения боевых элементов состоит из устройств удерживающих боевые элементы внутри этих отсеков, устройств открытия и закрытия створок и устройств отделения боевых элементов, которые расположены в отсеках транспортировки боевых элементов. По сигналу отделения боевых элементов из бортового вычислителя система отделения боевых элементов производит открытие створок отсеков транспортировки боевых элементов, снятие блокировок боевых элементов в устройствах, удерживающих боевые элементы внутри отсеков, и поочередное отделение боевых элементов устройствами отделения боевых элементов, закрытие створок отсеков транспортировки боевых элементов и выдачу сигнала в бортовой вычислитель об отделении боевых элементов.

Боевые элементы представляют собой унитарные боеприпасы в виде управляемых ракет, каждая из которых содержат двигатель, боевую часть и систему наведения. При этом каждая система наведения боевого элемента содержит блок памяти, систему управления, контур угловой стабилизации которой получает данные об угловом положении от собственной ИНС, радиовысотомер и координатор цели. Боевые элементы до отделения находятся в отсеках транспортировки боевых элементов и фиксируются внутри данных отсеков с помощью устройств, удерживающих боевые элементы внутри этих отсеков. По командам вычислителя перед пуском в боевые элементы вводятся высота и направление атаки цели, осуществляется подготовка к пуску и их отделение устройствами отделения боевых элементов от ракеты.

СПЦ размешена носовой части в непосредственной близости со смещением относительно положения АРГС, таким образом, что в не отклоненном положении излучателя, равносигнальное направление его излучения было направлено вперед по полету параллельно продольной оси ракеты. После получения угловых координат точки прицеливания боевых элементов, излучатель СПЦ разворачивается по направлению данных угловых координат и по команде вычислителя производит облучение точки прицеливания, после чего осуществляется автоматическое слежение за этой точкой. Принцип действия СПЦ описан в литературе [Авиация ВВС России и научно-технический прогресс. Боевые комплексы и системы вчера, сегодня, завтра / под ред. Е.А. Федосова. - М.: Дрофа, 2005. - с.359-363]. Данные мероприятия обеспечивают целеуказание точки прицеливания полуактивными головками самонаведения боевых элементов. Использование полуактивного наведения повышает точность прицеливания боевых элементов без использования подсвета точки прицеливания носителем ракеты и без использования собственного излучения боевых элементов. Использование ракеты, излучающей электромагнитную энергию большой мощности в зоне поражения комплексов ПВО, ко всему перечисленному обеспечивает организацию применения отвлекающей ложной цели.

При уничтожении крылатой ракеты полуактивные головки самонаведения боевых элементов перестанут принимать отраженный от цели сигнал целеуказания, обеспечиваемый СПЦ.

Конструктивно задача дальнейшего наведения боевых элементов решается с использованием одного из следующих вариантов конструкции системы наведения:

- системы наведения с запоминающим устройством с целью сохранения информации об угловых координатах точки прицеливания, полученных полуактивными головками самонаведения боевых элементов в период работы СПЦ;

- системы наведения с координатором цели боевого элемента в виде полуактивной головки самонаведения, скомплексированной в одном корпусе с пассивной головкой самонаведения, работающей в диапазоне собственного излучения цели, в интересах полуактивного наведения на цель после поражения СПЦ крылатой ракеты;

- системы наведения с координатором цели боевого элемента в виде полуактивной головки самонаведения боевых элементов, скомплексированной в одном корпусе с АРГС, работающей в диапазоне работы СПЦ, в интересах активного наведения на цель после поражения этой станции.

Кроме того, отделение боевых элементов дает возможность использования атаки данными боевыми элементами с разных высот и направлений, что увеличит время перенацеливания ЗАК и ЗРК войсковой ПВО при их перехвате.

Полезный эффект улучшения процесса самонаведения боевых элементов состоит в возможности выбрать вариант комплектации боевых элементов с различными типами системы самонаведения в зависимости от типа цели и предполагаемых комплексов ПВО, обороняющих данную цель, при подготовке ракеты к боевому применению.

В вариантах конструкции крылатой ракеты снижение заметности обеспечивается установкой на ракете, а также на ее боевых элементах радиовысотомеров в интересах обеспечения их маловысотного полета.

Сущность заявленного способа боевого применения крылатой ракеты состоит в том, что после отделения крылатой ракеты от носителя, приведения ее к полетной конфигурации, запуска маршевого двигателя и вывода крылатой ракеты в режиме маловысотного полета при наведении на этапе полета до входа в зону поражения средств войсковой ПВО противника, производится наведение ракеты на дозвуковой скорости по сигналам ИНС ракеты. Это обеспечивает снижение ее контрастности при поиске радиолокационными станциями обнаружения, работающими в режиме фильтрации принимаемых сигналов по частоте, что позволяет осуществить скрытный вывод ракеты на расчетный рубеж зоны поражения комплексов войсковой ПВО, для морских театров военных действий соответствующий зоне самообороны корабля. Отделение боевых элементов от крылатой ракеты после пролета данного рубежа позволяет уменьшить ЭПО средств непосредственного поражения цели по отношению к ЭПО ракеты и осуществить их наведение на сверхзвуковой скорости. Использование сверхзвуковой скорости позволяет изменить скоростной режим движения ракеты к цели, что негативно скажется при наведении на нее средств огневого противодействия войсковой ПВО, а также уменьшить время пребывания боевых элементов в зоне поражения этих средств.

Для обнаружения цели производят включение АРГС до обнаружения цели, далее цель распознают и определяют дальность до цели и ее угловые координаты. По угловым координатам цели производят разворот ракеты в направлении на цель и при достижении дальности отделения боевых элементов производят запуск их двигателей и отделение боевых элементов одним из способов их отделения из корпуса ракеты,

Для исключения излучения боевых элементов в сторону цели после обнаружения и распознавания цели на поражаемом объекте выбирают точку прицеливания и определяют план атаки, согласно которому, определяют направления и высоты захода на цель боевых элементов с учетом их безопасного удаления от крылатой ракеты при ожидаемом нанесении удара средствами ПВО противника по крылатой ракете, движущейся в направлении цели. Далее отклонением элеронов, рулей высоты и направления в процессе отделения боевых элементов стабилизируют угловое положение корпуса ракеты в пространстве и используют его в качестве носителя СПЦ. СПЦ включают и путем облучения данной станцией точки прицеливания, обеспечивают целеуказание боевым элементам. Полуактивные головки боевых элементов принимают отраженный сигнал СПЦ крылатой ракеты от точки прицеливания и по его параметрам определяют угловые координаты этой точки, по полученным угловым координатам точки прицеливания осуществляют наведение до достижения цели боевыми элементами, после чего цель поражается подрывом боевых частей боевых элементов.

В предлагаемом способе боевого применения осуществляется подсветка СПЦ крылатой ракеты, что позволяет исключить излучение боевых элементов в сторону цели. Это снижает контрастность боевых элементов в радиолокационном диапазоне, что позволяет снизить их заметность для средств обнаружения корабельных ПВО.

В отличие от прототипа, на котором дозвуковая ступень отделяется от боевой ступени, в заявленном способе применения крылатой ракеты после отделения боевых элементов крылатую ракету сохраняют в полетном положении и используют ее в качестве носителя для СПЦ. В отличие от ударных беспилотных летательных аппаратов, которые возвращаются к месту посадки после использования боеприпасов, в данном случае корпус крылатой ракеты используют в качестве ложной цели с отвлекающим излучением в сторону цели до попадания в нее и его возвращение не планируют.

Таким образом, описанный этап способа боевого применения крылатой ракеты позволяет:

- исключить наведение боевых элементов с использованием АРГС и не использовать излучение электромагнитной энергии большой мощности в сторону цели;

- повысить точность наведения путем подсвета точки прицеливания боевым элементам, без использования подсвета точки прицеливания носителем крылатой ракеты;

- использовать крылатую ракету, излучающую в зоне поражения комплексов ПВО, в качестве отвлекающей ложной цели.

Отделение боевых элементов от крылатой ракеты делает возможным выбор такого плана атаки, при котором происходит поражение цели этими боевыми элементами с разных направлений и на разной высоте, что в значительной степени увеличит время перенацеливания зенитно-артиллерийских комплексов и зенитно-ракетных комплексов ПВО при их перехвате.

При повреждении части ракеты, несущей СПЦ, после отделения боевых элементов, которое приведет к исключению целеуказания, дальнейшее наведение после прерывания сигнала СПЦ, отраженного от точки прицеливания, в зависимости от варианта конструкции боевых элементов будет осуществляться следующим образом:

- угловые координаты цели вводятся в память запоминающего устройства, полуактивная головка самонаведения выключается и в дальнейшем боевой элемент наводится по запомненным угловым координатам до достижения цели.

- угловые координаты вводятся в память запоминающего устройства, полуактивная головка самонаведения выключается, включается пассивная головка самонаведения, которая по запомненным координатам цели вновь обнаруживает цель, в дальнейшем боевой элемент наводится по сигналам пассивной головки самонаведения до поражения цели;

- угловые координаты запоминаются запоминающим устройством, полуактивная головка самонаведения выключается, включается АРГС, по запомненным координатам цели вновь обнаруживает цель, в дальнейшем боевой элемент наводится по сигналам АРГС до поражения цели.

В интересах увеличения времени на перенаведение средств огневого поражения ПВО с одного боевого элемента цели на другой и снижения вероятности поражения боевых элементов используются следующие варианты самонаведения боевых элементом, наводящихся с использованием собственных АРГС, после прерывания подсветки СПЦ крылатой ракеты:

- включение АРГС боевых элементов производится не одновременно, а на излучение включается АРГС только того боевого элемента, который по плану атаки является самым удаленным от линии ракета-цель, при этом остальные боевые элементы наводятся в полуактивном режиме самонаведения с использованием, отраженного от цели излучения АРГС боевого элемента, включенной на излучение;

- в случае прерывания сигнала боевого элемента с излучающей АРГС вследствие поражения данного боевого элемента, в работу в режиме излучения включается АРГС того боевого элемента, который по плану атаки, является самым удаленным от пораженного боевого элемента. После включения АРГС второго боевого элемента, использующего свою АРГС наведения на цель, остальные боевые элементы наводятся по сигналу его АРГС, отраженному от цели. Аналогично при прерывании сигнала излучения второго боевого элемента, включается АРГС наиболее удаленного от него согласно плану атаки третьего боевого элемента и т.д. Этот алгоритм включения АРГС боевых элементов позволит увеличить время перенацеливания на них ЗАК и ЗРК комплексов ПВО противника, и как следствие, снизить эффективность их боевого применения.

В интересах снижения заметности применения боевых элементов крылатой ракеты используют маловысотное преодоление зоны ПВО, согласно которому с помощью радиовысотомера боевого элемента измеряется высота полета и он снижается до высоты безопасной для полета в маловысотном режиме, однако исключающей поднятие демаскирующего шлейфа воды за ракетой, после чего боевой элемент стабилизируют и продолжают его полет на заданной высоте.

Для снижения заметности средствам обнаружения комплексов ПВО проводят мероприятия по термоизоляции и нанесению специальных радиопоглощающих покрытий крылатой ракеты и ее боевых элементов.

Для обеспечения уклонения от применения средств огневого противодействия войсковой ПВО траектория боевых элементов может быть выполнена с противозенитными маневрами, быть достаточно сложной с резким изменением направления и высоты.

При использовании наведения боевых элементов по заданным траекториям после их отделения и безопасного удаления происходит повторное включение АРГС в зоне действия войсковой ПВО (зоне самообороны кораблей). Крылатая ракета вследствие собственного излучения с большой вероятностью будет обнаружена средствами поиска комплексов ПВО, и с этого момента по ней будет осуществляться наведение средств огневого противодействия данных комплексов, Этапами боевого применения крылатой ракеты в это время являются:

- обнаружение, распознавание и определение угловых координат цели с помощью АРГС;

- выбор на поражаемом объекте точки прицеливания, определение маршрутов движения боевых элементов к цели и запоминание их в устройствах памяти боевых элементов.

- разворот ракеты в направлении на цель и при достижении расчетной дальности отделение боевых элементов;

- удаление боевых элементов от ракеты на расстояние, достаточное чтобы не попасть в область обстрела ракеты средствами огневого противодействия комплексов ПВО, является предельное сокращение времени с тем, что бы СПЦ успела осуществить целеуказание полуактивным головкам самонаведения боевых элементов до уничтожения ракеты. В противном случае боевые элементы будут наводиться на цель по нескорректированным траекториям в автономном режиме наведения или при наличии комбинированных с полуактивными головками самонаведения активных или пассивных головок самонаведения наведения по сигналам последних.

Таким образом, до момента окончания целеуказания СПЦ полуактивным головкам самонаведения боевых элементов целесообразно отвлечь внимание средств обнаружения комплексов ПВО от ракеты одним из способов переориентации средств обнаружения ПВО на другой участок местности, а после данного целеуказания, наоборот, привлечь. Поэтому после того, как произойдет целеуказание СПЦ боевым элементам целесообразно провести мероприятия, чтобы ракету сделать предельно контрастной целью для отвлечения огневых средств на ее уничтожение, в частности включить АРГС на излучение, отстрелить в окрестности ее полета тепловые ловушки и дипольные отражатели.

Поражающий эффект достигаемый не одной большой боевой частью, а от одной до пяти боевых частей боевых элементов меньшей мощности может привести как к увеличению, так и уменьшению величины ущерба цели. Однако, учитывая, что вероятность прорыва системы ПВО дозвуковой ракетой с большей ЭПО значительно меньше, чем нескольких сверхзвуковых ракет с меньшими ЭПО, в условиях эшелонированной системы ПВО поражающий эффект предлагаемой ракеты определяется значительно большим.

Область применения заявленного способа боевого применения крылатой ракеты - это области воздушного пространства над земной и водной поверхностью. Преимущество конструкции ракеты и ее способа боевого применения проявляется при атаке морских и наземных объектов, обороняемых средствами ПВО противника. Наибольший эффект изменений конструкции ракеты и ее способа боевого применения будет достигнут в условиях маловысотного полета, который проявляется над водной поверхностью с волнением до 5 баллов, а также над пустынной, степной, заснеженной, заледеневшей и другими ровными поверхностями.

На фигуре 1 изображены вертикальный и горизонтальный разрезы крылатой ракеты плоскостями симметрии ее корпуса. Крылатая ракета содержит корпус 1, ИНС 2, топливные баки 3, силовую установку 4, узлы стыковки с носителем, крылья с флаперонами 5, вертикальное оперение с рулем направления 6, и горизонтальное оперение с рулем высоты 7, АРГС 8, СПЦ 9, систему отделения сверхзвуковых боевых элементов от корпуса дозвуковой ступени и от одного до пяти боевых элементов 10. Боевые элементы представляют собой сверхзвуковые малогабаритные ракеты, каждая из которых содержит двигатель, боевую часть, систему самонаведения в состав которой входит система управления с собственной ИНС. Система самонаведения каждого боевого элемента имеет полуактивную головку самонаведения, работающую на частоте СПЦ крылатой ракеты,

На фигуре 2 изображен способ маловысотного боевого применения крылатой ракеты по одному из кораблей ударной группировки, при котором ракету отделяют от самолета-носителя, приводят ее к полетной конфигурации, запускают ее маршевый двигатель и переводят ее в режим маловысотного полета. В режиме маловысотного полета на дозвуковой скорости по сигналам ИНС осуществляют ее скрытный вывод на расчетный рубеж зоны самообороны корабля, после чего производят включение АРГС крылатой ракеты. Далее с кратковременным набором высоты производят поиск цели. После обнаружения цели, ее распознают, определяют ее угловые координаты. По данным координатам ракету разворачивают на цель и определяют дальность ракеты до цели. При достижении расчетной дальности отделения боевых элементов, поочередно производят запуск двигателей данных боевых элементов, и отделение боевых элементов из корпуса крылатой ракеты одним из способов их отделения. Одновременно с отделением боевых элементов, на атакуемом корабле выбирают точку прицеливания, включают СПЦ, находящуюся в корпусе крылатой ракеты, и путем облучения данной точки СПЦ обеспечивают целеуказание полуактивным головкам самонаведения боевых элементов. По параметрам отраженного от точки прицеливания сигнала СПЦ полуактивные головки самонаведения боевых элементов определяют угловые координаты этой точки, по которым осуществляют наведение на эту точку. При достижении боевыми элементами корабля противника, он поражается подрывом их боевых частей. При уничтожении СПЦ, подсвечивающей место прицеливания, угловые координаты цели, определенные полуактивными головками самонаведения до ее поражения запоминаются, и наведение боевых элементов осуществляется по запомненным угловым координатам цели

На фигуре 3 изображен маловысотный способ боевого применения крылатой ракеты по наземной цели, согласно которого производят отделение ракеты от мобильной пусковой установки, приведение ее к полетной конфигурации, запуск ее дозвукового маршевого двигателя и вывод ракеты на заданную высоту полета. На данной высоте полета в дозвуковом режиме по сигналам ИНС осуществляют ее скрытный вывод на расчетный рубеж зоны поражения комплексов войсковой ПВО. С выходом на расчетный рубеж зоны поражения комплексов войсковой ПВО производят включение АРГС ракеты, поиск цели с кратковременным набором высоты до ее обнаружение, распознавание и определение ее угловых координат. По данным угловым координатам ракету разворачивают на цель, определяют дальность ракеты до цели и при достижении расчетной дальности отделения боевых ступеней поочередно производят запуск двигателей данных боевых элементов, в виде отделяемых малогабаритных ракет и одним из способов отделения производят их отделение из корпуса крылатой ракеты. С отделением боевых ступеней, на цели выбирают точку прицеливания, включают СПЦ крылатой ракеты, и путем облучения данной точки СПЦ обеспечивают целеуказание полуактивным головкам самонаведения боевых элементов. Данные головки самонаведения принимают отраженный сигнал СПЦ крылатой ракеты от точки прицеливания и по его параметрам определяют угловые координаты этой точки, по которым в дальнейшем осуществляется наведение на эту точку. После достижения цели боевые элементы осуществляют ее поражение подрывом их боевых частей. В случае уничтожения подсвечивающей место прицеливания крылатой ракеты, угловые координаты цели, определенные полуактивными головками самонаведения до ее поражения запоминаются, и наведение боевых элементов осуществляется по запомненным угловым координатам цели.

На фигуре 4 изображена структурная схема крылатой ракеты. Работа аппаратной части крылатой ракеты начинается с выдачи сигнала «Подготовка к боевому применению» на вход III бортового вычислителя крылатой ракеты. С прохождением этого сигнала бортовой вычислитель:

- формирует и выдает с выхода I на вход I ИНС сигналы раскрутки гироскопов и выставки их осей по осям ортодромической системы координат, с осью Ох ориентированной в направлении цели;

- формирует и выдает с выхода III на вход I АРГС сигнал «Раскрутка гироскопов АРГС»;

- формирует и выдает с выхода VI на входы II каждого из боевых элементов сигналы раскрутки гироскопов ИНС боевых элементов и выставки их осей по осям ортодромической системы координат, с осью Ох ориентированной в направлении цели.

Далее с использованием носителя доставляют крылатую ракету к месту пуска и после входа в разрешенную область пуска на вход III бортового вычислителя крылатой ракеты выдают координаты цели в системе координат, связанной с текущим положением носителя крылатой ракеты, после чего на этот вход выдают сигнал «Пуск». С прохождением этого сигнала бортовой вычислитель формирует и выдает с выхода I на вход I ИНС координаты цели, в системе координат, связанной с текущим положением крылатой ракеты, после чего осуществляют пуск ракеты.

После пуска крылатой ракеты, осуществляют приведение ее крыла, вертикального и горизонтального оперений к полетной конфигурации, запускают ее силовую установку и выдают сигнал «Снижение на заданную высоту полета» с выхода II бортового вычислителя на выход II системы управления, по которому система управления производят снижение крылатой ракеты на заданную высоту. При достижении заданной высоты крылатой ракеты бортовой вычислитель формирует и выдает с выхода I на вход I ИНС сигналы отклонения от направления на текущий поворотный пункт маршрута, необходимые угловые скорости, и ускорения ракеты, по которым системой управления формируются сигналы управления отклонениями органом стабилизации крена, руля высоты и руля направления.

Координаты положения крылатой ракеты определяются ИНС в системе координат, связанной с точкой ее пуска, и выдаются с выхода I ИНС на вход I бортового вычислителя. При прохождении первого поворотного пункта маршрута, находящегося в расчетной зоне поражения войсковой ПВО бортовым вычислителем формируется «Выход в зону поражения войсковой ПВО», по которому формируются сигналы «Включение излучателя АРГС», который с выхода III ботового вычислителя поступает на выход I АРГС, и «Набор высоты», который подается с выхода II бортового вычислителя на вход II системы управления. По сигналу «Включение излучателя АРГС» и производится включение ее излучателя, и сканирование им пространства перед ракетой до обнаружения цели. После обнаружения цели аппаратурной частью АРГС определяется угловые координаты ее центра отражения и дальности до цели. Данные сигналы и сигнал цели с выхода I АРГС подаются на вход I бортового вычислителя, где происходит обработка этих сигналов, идентификация цели и определения на ней уязвимых областей, по которым определяется точка прицеливания боевых элементов и определяются угловые координаты данной точки. По данным угловым координатам определяются рассогласования углового положения крылатой ракеты от направления на цель, которые с выхода II бортового вычислителя подаются на вход II системы управления, по которым формируются сигналы управления отклонением рулей ракеты. С разворотом ракеты на точку прицеливания и обнулением сигналов рассогласования углового положения ракеты системой управления формируется сигнал «Ракета развернута в направлении на цель», который с выхода I системы управления подается на вход I бортового вычислителя.

С приходом сигнала «Ракета развернута в направлении на цель» бортовым вычислителем определяется план атаки цели боевыми элементами, согласно которому, определяют направления и высоты захода на цель боевых элементов с учетом их безопасного удаления от крылатой ракеты при ожидаемом нанесении удара средствами ПВО противника по крылатой ракете, движущейся в направлении цели.

После определяется плана атаки цели боевыми элементами формируются:

- сигнал координат цели, сигналы координат области пространства в которой осуществляется автономное наведение каждым боевым элементом, сигналы углов их отделения и углов подхода к цели, определенные по плану атаки цели, которые поступают с выхода VI бортового вычислителя на вход II каждого из боевых элементов;

- сигнал «Отделение боевых элементов», который с выхода V подается на вход I системы отделения боевых элементов;

- сигнал «Стабилизация в режиме отделения боевых элементов» с выхода бортового вычислителя II на вход II системы управления, по которому изменяются коэффициенты системы управления и положение рулей, компенсирующие угловые колебания ракеты после отделения каждого боевого элемента.

Боевые элементы по полученным сигналам угловых координат цели, координат крылатой ракеты, координат области пространства в которой осуществляется автономное наведение данной ракетой, и углы отделения от носителя и подхода к цели, определяют траектории движения к цели и начинают по сигналам акселерометров своих ИНС счисление пути и определение своих координат в ортодромической системе координат.

С приходом сигнала «Отделение боевых элементов» система отделения боевых элементов обеспечивает поочередное открытие створок отсеков транспортировки боевых элементов, снятие блокировок боевых элементов в устройствах, удерживающих боевые элементы внутри отсеков, и поочередное отделение боевых элементов устройствами отделения боевых элементов, закрытие створок отсеков транспортировки боевых элементов с выдачей сигналов об отделении соответствующих боевых элементов с выхода I системы отделения боевых элементов на вход IV бортового вычислителя, который далее передается с выхода II на вход II системы управления для изменения соответствующих коэффициентов законов управления.

После отделения боевых элементов крылатая ракета стабилизируется в пространстве и продолжает полет на цель в течение интервала времени, соответствующего времени безопасного удаления боевых элементов от ракеты, после чего угловые координаты точки прицеливания с выхода IV бортового вычислителя передаются на вход II СПЦ. С приходом данных сигналов СПЦ, включается на излучение по данным угловым координатам и производит подсвет точки прицеливания, чем обеспечивает целеуказание полуактивным головкам самонаведения боевых элементов. Для обеспечения скоростной коррекции перемещения цели угловые координаты центра отражения цели передаются с выхода II АРГС на выход I СПЦ.

После отделения боевые элементы в заданном бортовым вычислителем направлении отделяются от ракеты и в течение заданного интервала времени удаляются от направления ее движения. С включением СПЦ полуактивные головки самонаведения принимают сигнал, отраженный от точки прицеливания. С помощью головки самонаведения определяют угловые координаты точки прицеливания, по которым с учетом известных координат боевого элемента определяют координаты точки прицеливания в ортодромической системе координат и корректируют траекторию наведения на данную точку с учетом угла подхода к цели и координат области пространства, в которой осуществляется автономное наведение данного боевого элемента. После уточнения траекторий полета боевые элементы наводятся в режиме автономного наведения на точку прицеливания и поражают цель в данной точке подрывом боевых частей боевых элементов.

Бортовой вычислитель крылатой ракеты, расположенный в центральной части ракеты в непосредственной близости от ИНС, служит для приема сигналов датчиков и блоков крылатой ракеты, обрабатывает их в соответствии с алгоритмами и выдает сигналы управления в исполнительные системы ракеты. Руль высоты и его привод в носовой части ракеты у ракеты аэродинамической схемы утка и в хвостовой у ракеты нормальной аэродинамической схемы, руль направления с приводом в хвостовой части ракеты над двигателем. Флапероны в виде отдельных секций с их приводами размещены за консолями крыла. До захвата цели АРГС система наведения ракеты по сигналам ИНС обеспечивает стабилизацию параметров полета ракеты при пуске и управление полетом ракеты путем отклонения своих рулей: руля высоты, руля направления и флаперонов. После обнаружения и захвата цели АРГС система наведения по определенным АРГС угловым координатам разворачивает ракету в направлении на цель, после чего обеспечивает набор высоты ракеты. При достижении безопасной высоты отделения боевых элементов система наведения осуществляет выдачу соответствующего сигнала в бортовой вычислитель, стабилизацию высоты полета ракеты при отделении боевых элементов, и наведение ракеты на цель по сигналам АРГС после отделения боевых элементов.

Система отделения боевых элементов состоит из устройств удерживающих боевые элементы внутри этих отсеков, устройств открытия и закрытия створок и устройств отделения боевых элементов, которые расположены в отсеках транспортировки боевых элементов. По сигналу отделения боевых элементов из бортового вычислителя система отделения боевых элементов производит открытие створок отсеков транспортировки боевых элементов, снятие блокировок боевых элементов в устройствах, удерживающих боевые элементы внутри отсеков, и поочередное отделение боевых элементов устройствами отделения боевых элементов, закрытие створок отсеков транспортировки боевых элементов и выдачу сигнала в бортовой вычислитель об отделении боевых элементов.

Боевые элементы представляют собой унитарные боеприпасы в виде управляемых ракет, каждая из которых содержат двигатель, боевую часть и систему наведения. При этом каждая система наведения содержит блок памяти, ИНС, радиовысотомер и координатор цели. Боевые элементы до отделения находятся в отсеках транспортировки боевых элементов и фиксируются внутри данных отсеков с помощью устройств, удерживающих боевые элементы внутри этих отсеков. По командам вычислителя перед пуском в боевые элементы вводятся высота и направление атаки цели, осуществляется подготовка к пуску и их отделение устройствами отделения боевых элементов от ракеты.

СПЦ размещена на носовой части в непосредственной близости со смещением относительно положения АРГС, таким образом, что в не отклоненном положении излучателя, равносигнальное направление его излучения было направлено вперед по полету параллельно продольной оси ракеты. После получения угловых координат точки прицеливания боевых элементов, излучатель СПЦ разворачивается по направлению данных угловых координат и по команде вычислителя производит облучение точки прицеливания, после чего осуществляется автоматическое слежение за этой точкой. Принцип действия СПЦ описан в литературе [Авиация ВВС России и научно-технический прогресс. Боевые комплексы и системы вчера, сегодня, завтра / под ред. Е.А. Федосова. - М: Дрофа, 2005. - с. 359-363]. Данные мероприятия обеспечивают целеуказание точки прицеливания полуактивными головками самонаведения боевых элементов. Использование полуактивного наведения повышает точность прицеливания боевых элементов без использования подсвета точки прицеливания носителем ракеты и без использования собственного излучения боевых элементов. Использование ракеты, излучающей электромагнитную энергию большой мощности в зоне поражения комплексов ПВО, ко всему перечисленному обеспечивает организацию применения отвлекающей ложной цели.

При уничтожении крылатой ракеты, вследствие чего полуактивные головки самонаведения боевых элементов перестанут принимать отраженный от цели сигнал целеуказания СПЦ, задача дальнейшего наведения боевых элементов решается с использованием одного из следующих вариантов конструкции системы наведения:

- системы наведения с запоминающим устройством с целью сохранения информации об угловых координатах точки прицеливания, полученных полуактивными головками самонаведения боевых элементов в период работы СПЦ;

- системы наведения с координатором цели боевого элемента в виде полуактивной головки самонаведения, скомплексированной в одном корпусе с пассивной головкой самонаведения, работающей в диапазоне собственного излучения цели, в интересах полуактивного наведения на цель после поражения СПЦ крылатой ракеты;

- системы наведения с координатором цели боевого элемента в виде полуактивной головки самонаведения боевых элементов, смонтированной в одном корпусе с АРГС, работающей в диапазоне работы СПЦ, в интересах активного наведения на цель после поражения этой станции.