Raket "luft-til-jord" [1] [2] ( "luft-til-overflade" [3] ) er et styret flymissil designet til at ramme mål på jordens overflade , vand og nedgravede genstande. Det er en del af Aviation Missile Complex . I engelsk litteratur betegnes luft-til-overflade-missiler " ASM " (" luft-overflademissil ") eller " AGM " (" luft-jord missil "), på fransksproget - " AS " (" luft-sol " ).
Luft-til-overflade missiler er kendetegnet ved formål, rækkevidde, flyvemønster, styresystemer, fremdriftssystemer og andre parametre.
Ustyrede luft-til-overflade-missiler er beskrevet separat i NAR -artiklen .
De første styrede luft-til-overflade-missiler blev udviklet i slutningen af Anden Verdenskrig i Tyskland. Ofte kaldes den første den tyske Fritz X glidebombe , men den havde en væsentlig forskel fra et styret missil - den havde ikke et kraftværk, så den er forløberen for moderne guidede bomber , ikke missiler. Det første luft-til-overflade missil er Hs 293 , en tysk raketdrevet glidebombe. Den allierede overtagelse af affyringssteder på jorden for Fi-103 (V-1) missiler førte til introduktionen af det første luftaffyrende strategiske krydsermissil. Den første opsendelse i London fra He-111 og Ju-88 missilfartøjer fandt sted kl. 5 om morgenen den 16. september 1944 over Nordsøen . I slutningen af krigen brugte de japanske væbnede styrker i kampoperationer et missil med et unikt styresystem - MXY7 Ohka , hvor kamikaze var hovedelementet i kontrolsystemet .
I løbet af krigsårene udviklede amerikanerne en række typer luft-til-overflade-styrede våben, herunder McDonnell LBD Gargoyle -styrede missil , men formåede kun at bruge en del af modellerne i militære operationer.
Efter afslutningen af Anden Verdenskrig gennemførte de allierede en række eksperimenter på tyske designs. I USSR udviklede Chelomey designbureau en række missiler baseret på Fi-103: 10X , 14X , 16X , som ikke forlod prototypestadiet. Udviklingen af Hs 293, KB-2 fra Ministeriet for Landbrugsteknik i USSR udviklede RAMT-1400 Shchuka "fly marine torpedo", som på grund af dens lave nøjagtighed ikke blev vedtaget til service, selvom den tjente som grundlag for en række mere avancerede KShch- missiler . I USA, på grundlag af den erobrede Fi-103, udviklede det republikanske selskab JB-2- raketten , som på trods af sin lave nøjagtighed blev produceret i en mængde på omkring 1.400 stykker.
Siden begyndelsen af den kolde krig gik udviklingen af luft-til-overflade-missiler i USSR og USA i forskellige retninger. Sovjetiske designere udviklede primært antiskibsmissiler, der var i stand til at bryde gennem vagtordren til hangarskibet af en potentiel fjende. I begyndelsen af 50'erne blev det første anti-skibsmissil "KS" udviklet og taget i brug , udstyret med et semi-aktivt radar homing system. Den blev efterfulgt af mere avancerede K-10S med en turbojetmotor og en række KSR-missiler: KSR , KSR-2 , KSR-5 med en flydende raketmotor, udstyret med et aktivt radarstyringssystem, samt en KSR -11 missil med et passivt radarstyringssystem, som havde til formål at ødelægge skibe med fungerende radarer.
I USA fokuserede de på udviklingen af strategiske luft-til-overflade-missiler, der er i stand til at levere en nuklear ladning til et mål dybt inde i fjendens territorium. I begyndelsen af 40'erne og 50'erne udviklede Bell det strategiske krydsermissil GAM-63 RASCAL med et autonomt styresystem, efterfulgt af AGM-28 Hound Dog i begyndelsen af 60'erne . Men på trods af forskellige tricks, for eksempel på AGM-28-raketten, blev autopilotens astrokorrektion udført før lanceringen, nøjagtigheden af disse missiler var ekstremt lav. I 1960 blev det første sovjetiske strategiske luft-til-overflade missil X-20 også taget i brug , men dårlig ydeevne tvang det til at blive omdirigeret for at løse antiskibsmissioner. I 1968 blev Kh-22 anti-skibsmissilet taget i brug , hvoraf forskellige modifikationer også var beregnet til at løse strategiske opgaver.
Baseret på erfaringerne med at bruge luftfart i Koreakrigen var den amerikanske ledelse den første til at indse behovet for at udvikle taktiske luft-til-jord-missiler. Som et resultat modtog det amerikanske luftvåben i 1959 AGM-12 Bullpup-missilet med et radiokommandostyringssystem. Begrebet "almagt" af atomvåben dominerede i Sovjetunionen i lang tid, men succesen med brugen af amerikanske taktiske luft-til-overflade-missiler i Vietnam tvang opmærksomheden på udviklingen af højpræcisionssystemer til at ødelægge front- linjeflyvning. Siden midten af 60'erne har Zvezda Design Bureau udviklet Kh-23 missilet med et radiokommando styringssystem baseret på det brugte RS-1U luft-til-luft missil. Men på grund af kompleksiteten i at bringe styresystemet blev udviklingen af raketten forsinket. Som en midlertidig løsning blev X-66 missilet med radiostrålestyring vedtaget i 1968. Kh-23-missilet kom først i tjeneste med USSR Air Force i 1974. Frankrig gjorde det samme, da designerne udviklede sit første AS.20 taktiske luft-til-overflade missil, brugte designerne AA.20 missilet som base , efterfulgt af en mere kraftfuld AS.30 med det samme radiokommandostyringssystem.
Den hurtige udvikling af helikoptere, sammen med de særlige forhold ved deres flyveegenskaber, førte til den praktiske forskydning af hærfly af dem. Udover transport- og rekognosceringsopgaver blev de også tildelt opgaver med at engagere fjenden, inklusive hans pansrede køretøjer, med styrede våben. Egenskaber ved helikopteres ydeevneegenskaber, lavere hastighed og loft sammenlignet med fly, samt en relativt lav nyttelast, forudbestemte brugen af jordbaserede panserværnsmissiler som et luft-til-overflade-våben til helikoptere. Det første AS.11- styrede missil , en flyversion af SS.11 -jordmissilet , der kom i drift i 1956, blev installeret på en helikopter i Frankrig. Det blev efterfulgt af det kraftigere AS.12 missil . I USA kom AS.11-missiler i drift i 1961 under navnet AGM-22 . De havde et kommandokontrolsystem med signaltransmission over ledningen og med visuel flyvesporing af vejledningsoperatøren. Den næste generation af panserværnsmissiler blev sporet automatisk af en optisk sensor. I 1969 blev BGM-71- styrede missiler vedtaget af USA , som blev hovedelementet i de guidede våben fra amerikanske angrebshelikoptere. I USSR var de første luft-til-overflade-missiler fra helikoptere Falanga-missilerne , som blev taget i brug i luftfartsversionen i 1972. De var den første generation af missiler, men kommandoerne til dem blev sendt over radioen. Europæiske anden generation af HOT panserværnsmissiler kom i drift i 1974. I 1976 blev anden generation af Shturm-V anti-tank missiler adopteret af sovjetiske angrebshelikoptere . Samme år blev Falanga-missilerne også moderniseret, som fik et automatisk flysporingssystem. Efterfølgende blev et nyt panserværnsmissil "Ataka" udviklet til at erstatte Shturm-missilerne .
Udviklingen af radarstationer til luftforsvarssystemer i 1960'erne, såvel som andet militært radioudstyr, krævede udvikling af nye måder at undertrykke dem på, eftersom taktiske angrebsfly ikke længere kunne begrænses til jamming og manøvrering for at bryde igennem til målet . Den mest effektive måde var at ødelægge radarstationer til detektering og styring af luftforsvarssystemer med specialiserede luft-til-jord-missiler med passive radarhoveder. Stillet over for sovjetfremstillede luftforsvarssystemer i Vietnam var det amerikanske luftvåben det første til at adoptere AGM-45 Shrike antiradarmissilet i 1965 . Det blev fulgt i 1968 af anti -radaren AGM-78 konverteret fra RIM-66A antiluftfartøjsmissilet , som på grund af dets høje omkostninger (det var tre gange dyrere end AGM-45), ikke blev meget brugt. Udviklingen af det første sovjetiske anti-radarmissil X-28 blev forsinket på grund af designets kompleksitet, så det blev først taget i brug i 1974. Med lav ydeevne samt en stor masse og dimensioner tilfredsstillede den ikke kunden.
Fremskridtene i udviklingen af sovjetiske luftforsvarssystemer førte til oprettelsen i 1972 i USA af et luft-til-overflade missil for at undertrykke det - AGM-69 aeroballistisk missil . For at opnå en høj sandsynlighed for et gennembrud fløj missilet mod målet med en hastighed på Mach 3,5 langs en ballistisk bane , hvilket gjorde det til et vanskeligt mål. Det sovjetiske X-15- missil , som har en lignende brugstaktik, kom i drift i 1983, mens det havde en flyvehastighed på Mach 5 og det dobbelte af opsendelsesområdet.
I 70'erne gjorde udviklingsniveauet for optoelektronisk teknologi det muligt at skabe små hominghoveder med tilstrækkelig nøjagtighed og egnet til installation på taktiske missiler. Det første taktiske missil med optoelektronisk søgende AGM-65 "Maverick" blev udviklet og taget i brug i 1972 i USA. Desuden brugte dets udviklere et passivt tv-hosingsystem, som gjorde det muligt at implementere " brand og glem "-princippet. En anden vigtig nyskabelse af denne raket var det modulære design, som gjorde det muligt at bruge en række forskellige målhoveder og sprænghoveder til at forbedre kraftværket uden at ændre selve rakettens design. I USSR brugte designerne af Kh-25- missilet, der blev vedtaget i 1976 , Kh-23 som base, hvorpå de installerede et semi-aktivt laser homing-hoved. Valget af homing-systemet var påvirket af staternes taktiske doktriner: i USSR var taktiske målsøgende missiler primært beregnet til at ødelægge fjendens forsvarsenheder, i USA - pansrede køretøjer. Dette forudbestemte også valget af sprænghoved, hvis et højeksplosivt sprænghoved blev installeret i USSR, så blev et kumulativt sprænghoved installeret i USA. I Frankrig gjorde designerne det samme som i USSR - de installerede et semi-aktivt laser homing-hoved på et velmestreret AS.30-missil og tog det i brug under betegnelsen AS.30L i 1985.
Indtil 70'erne blev antiskibsmissiler faktisk kun udviklet i ét land i verden - USSR, men i 1967 sænkede en egyptisk missilbåd den israelske destroyer Eilat med P-15 missiler , hvilket demonstrerede effektiviteten af antiskibsmissiler. våben. Næsten alle førende vestlige lande begyndte at udvikle anti-skibsflymissiler, mens deres udvikling adskilte sig væsentligt fra de sovjetiske. Hvis hovedmålet for sådanne missiler i USSR var hangarskibe fra den amerikanske flåde, så var hovedmålene for vestlige missiler skibe af en klasse, der ikke var større end en destroyer. Som et resultat oversteg næsten alle vestlige missiler ikke en masse på omkring et halvt ton og havde en subsonisk flyvehastighed. Det første nye AS.34 Kormoran antiskibsmissil blev taget i brug i 1976 i Tyskland, AGM-84 Harpoon missilet udviklet til amerikansk luftfart blev taget i brug i 1979, samtidig et af de mest berømte antiskibsmissiler blev også taget i brug franske AM.39 "Exocet" . De amerikanske og franske missiler havde også en vigtig egenskab - forskellige varianter af missiler blev straks udviklet til placering på forskellige luftfartsselskaber: på fly, skibe og affyringsramper på jorden, hvilket gjorde det muligt at forene antiskibsmissiler i tjeneste.
På grund af den utilfredsstillende ydeevne af Kh-28-missilet krævede USSR's frontlinjeflyvning et andet, mere pålideligt og kompakt antiradarmissil. Med den taktiske Kh-25 som base udviklede designerne Kh-27PS missilet , som blev taget i brug i 1980. Samtidig blev et kraftigere antiradarmissil udviklet, som kunne ramme de seneste og mest lovende amerikanske luftforsvarssystemer på det tidspunkt, inklusive Patriot-luftforsvarssystemet , uden at komme ind i deres skudzone. I 1980 blev Kh-58 missilet vedtaget, det var dobbelt så tungt som Kh-27PS og havde tre gange den maksimale affyringsrækkevidde. I USA blev AGM-88 HARM anti-radar missilet udviklet og taget i brug i 1983 , og det indtog til en vis grad en mellemposition blandt sovjetiske missiler med lignende formål. Samtidig var det meget mere effektivt end det tidligere amerikanske AGM-45 anti-radar missil.
I 1978 vedtog USSR's ministerråd en resolution om udvikling af modulære taktiske missiler. Grundlaget for det nye missil, der blev vedtaget i 1981 under betegnelsen Kh-25M , var det gennemprøvede Kh-25 med forbedringer til Kh-27PS missilet. Men i missiler af denne familie havde sprænghovedet en masse på omkring 100-150 kg, hvilket blev anset for utilstrækkeligt til at ødelægge solide strukturer, derfor blev mere kraftfulde X-29 missiler med et sprænghoved på 317 kg udviklet og taget i brug i 1980 .
I 70'erne ændrede konceptet om at bryde gennem luftforsvaret af en potentiel fjende sig. Hvis hovedmetoden tidligere var et gennembrud i høj hastighed og høj højde, er det nu kommet til den konklusion, at et gennembrud i lav højde i måden at følge terrænet vil føre til større succes. Samtidig besluttede de at øge antallet af samtidig gennembrudsmissiler for at mætte fjendens luftforsvar, for hvilket det var nødvendigt at øge antallet af missiler markant på et luftfartsselskab. Følgelig har mandaterne for missiludviklere ændret sig dramatisk. I 1981 blev AGM-86 ALCM subsonisk luft-til-overflade missil i lav højde i lille størrelse først vedtaget af det amerikanske luftvåben. I 1983 kom et lignende sovjetisk Kh-55 subsonisk strategisk missil også i drift .
I USSR, i 1982, blev Whirlwind anti-tank missiler , som blev styret af en laserstråle, vedtaget af luftfarten. I USA gjorde miniaturiseringen af optoelektroniske systemer det muligt at udvikle et let luft-til-overflade missil til helikoptere udstyret med et semi-aktivt laser homing system - AGM-114 Hellfire , som blev sat i drift i 1985. Til skibsbårne helikoptere blev der udviklet lette antiskibsmissiler. Det franske AS-15TT , der kun vejede 100 kg, blev det letteste anti-skibsmissil i verden. Den var udstyret med et kommandostyringssystem med sporing af missilets flyvebane ved hjælp af transporthelikopterens radar. Serieproduktionen af AS-15TT begyndte i 1984. I Storbritannien blev Sea Skua -missilet udviklet og vedtaget i 1981 , udstyret med et semi-aktivt radar-målsøgningssystem.
Forbedringen af amerikanske skibsbårne luftforsvarssystemer i 70-80'erne krævede skabelsen af en ny generation af sovjetiske anti-skibsmissiler, og et af kravene til nye missiler var muligheden for deres installation på forskellige transportører: skibe, fly og kystnære missiler. installationer. Som et resultat blev der i begyndelsen af 1990'erne skabt en række universal-bærermissiler med en ramjetmotor, der giver høj flyvehastighed i USSR. Det relativt kraftige og tunge Kh-41 missil blev udviklet først , designet til at ødelægge skibe og fartøjer med en forskydning på op til 20.000 tons. Det blev efterfulgt af NPO Mashinostroeniya Kh-61- missilet og 3M54 MKB Novator-missilet, som er en del af Kalibr-A ( Club-A ) luftfartsmissilvåbensystem . Caliber-A-komplekset inkluderer også et 3M14-missil til at ramme stationære jordmål.
På trods af oprettelsen af relativt kraftige højhastigheds-anti-skibsmissiler anså USSR det for nødvendigt at udvikle et relativt let subsonisk anti-skibsmissil - en analog af den amerikanske AGM-84. X-35- missilet, som kom i drift i 1995, var også udstyret med antiskibshelikoptere.
I 80'erne førte udviklingen af stealth-teknologi til skabelsen af luft-til-overflade-missiler med dets elementer, hvilket ifølge udviklerne reducerede sandsynligheden for, at missiler blev ramt af luftforsvarssystemer. Det første stealth-missil, AGM-129 ACM , blev leveret til det amerikanske luftvåben i 1987. På grund af Sovjetunionens sammenbrud blev udviklingen af den sovjetiske analog forsinket, det første russiske lavprofil strategiske luft-til-overflade missil X-101 blev først taget i brug i 1999.
Designet til at ramme mål inden for fjendens taktiske zone. De er i tjeneste med jager-bombefly, front-line bombefly, overfald og hær luftfart. Flyverækkevidden af taktiske missiler er omkring hundrede kilometer, massen er i størrelsesordenen flere titusinder til hundredvis af kilo. Til styring anvendes telestyrede eller homingsystemer. I sovjetisk luftfart blev dette udtryk som regel ikke brugt på grund af manglen på "taktisk luftfart", dets opgaver blev løst af "frontlinjeflyvning".
Operationelt-taktiskDesignet til at ødelægge mål i den operationelle dybde af fjendens territorium, men de kan også bruges til at ødelægge vigtige objekter i den taktiske zone. De bruges både af frontlinje (taktisk) luftfart og af strategiske og langtrækkende bombefly. De har en større masse og rækkevidde sammenlignet med taktiske missiler. Flyveområdet for operationelle-taktiske missiler er flere hundrede kilometer, massen er omkring et til to tons. Næsten hele rækken af styresystemer bruges til kontrol. Langrækkende antiskibsmissiler hører også til operationelt-taktiske.
StrategiskDesignet til at ramme vigtige mål dybt bag fjendens linjer. Som regel har de en lang flyverækkevidde og inertielle målsøgningssystemer. Flyveområdet for strategiske missiler overstiger 1000 km, massen er mere end et ton. Oprindeligt blev en nuklear ladning brugt som sprænghoved for strategiske missiler , hvilket gjorde dem til en vigtig komponent i nuklear afskrækkelse . Moderne strategiske missiler er sammen med atomvåben bevæbnet med konventionelle (konventionelle) sprænghoveder.
Luft-til-overflade missiler er alsidige våben og kan ramme en lang række forskellige mål. Men blandt dem er der grupper af missiler designet til at ødelægge visse genstande. Som regel er de kendetegnet ved tilstedeværelsen af et specifikt sprænghoved og / eller styresystem.
anti-skib Missiler designet til at ødelægge fjendens skibe og fartøjer. Som regel har de en relativt stor masse- og flyverækkevidde, et højeksplosivt sprænghoved og et radarstyringssystem. Anti-radar Missiler designet til at ødelægge fjendens radar. Som regel har de et højeksplosivt sprænghoved og et passivt radarstyringssystem. anti-tank Missiler designet til at ødelægge fjendens pansrede køretøjer. Som regel har de et relativt lille masse- og flyveområde, et kumulativt sprænghoved, inklusive et tandem.Der er ingen generelt accepterede grænser og grænser for klassificering af luft-til-overflade-missiler med hensyn til rækkevidde, så de samme missiler kan navngives forskelligt i forskellige kilder.
Kort rækkevidde På kortdistancemissiler bruges som regel en korsformet vinge; de er udstyret med jetmotorer, tele- eller homingsystemer. Mellem rækkevidde Mellemdistancemissiler er bygget i henhold til en række aerodynamiske skemaer, lige fra klassiske (fly); som regel anvendes kombinerede styresystemer og kraftværker. Lang distance Langrækkende missiler bruger en flad vinge til at skabe løft, er udstyret med højeffektive turbofanmotorer, autonome styresystemer og har en enorm (op til interkontinental) rækkevidde.Efter opsendelsen flyver et aeroballistisk missil langs en ballistisk bane uden at bruge aerodynamisk løft til flyvning. Ved design er de komplette analoger af andre ballistiske missiler . Luftfartøjet bruges kun til at øge rækkevidden af sådanne våben .
Aeroballistiske missiler:
krydsermissilerDet forældede navn på krydsermissiler, der bruger det klassiske (fly)skema: projektilfly .
I et krydsermissil skabes hovedløftekraften af en vinge med en bæreflade . Krydsermissiler omfatter strengt taget alle missiler, der flyver ved hjælp af aerodynamisk løft, herunder missiler designet efter et vingeløst skema, hvor aerodynamisk løft er dannet på skroget. Som regel er en korsformet vinge installeret på missiler til at ramme manøvrerbare mål, og en flad vinge til at ramme ikke-manøvrerbare mål.
Et typisk luft-til-overflade missil har et aflangt cylindrisk legeme. For målsøgningsmissiler er et målsøgningshoved (GOS) placeret foran missilet ( blok I). Bagved er flyelektronikudstyret (flyelektronik) (blok II), som styrer missilets bevægelse og dets føring til målet. Missilkontrolsignalerne genereres af autopiloten på basis af information om målets vinkelposition fra GOS og information fra de indbyggede bevægelsessensorer (sensorer for vinkelhastighed og acceleration, lineær acceleration). Normalt bag flyelektronikken er der et sprænghoved (blok III), bestående af en sprængladning (BB) og en lunte. Sprænghovederne af missiler er nukleare, højeksplosive, volumetrisk detonerende, penetrerende, kumulative og klyngede.
På bagsiden af luft-til-overflade missilet er der et kraftværk (blokke IV, V), som bruges som en raketmotor eller en luftjetmotor . På strategiske luft-til-overflade krydsermissiler bruges multi-mode små bypass turbojetmotorer til at opnå en lang flyverækkevidde. På taktiske og operationelle-taktiske missiler bruges single- og dual-mode raketmotorer. For at opnå høje flyvehastigheder anvendes ramjetmotorer.
TV-styrede missiler har ofte et andet layout af hovedsystemerne. De har et kamprum foran sig, bagved er et kraftværk med sidedyser, i haledelen er der en flyelektronikenhed med teleinformationsmodtagere. Afhængigt af det valgte vejledningsskema kan modtagerne være laser- eller radiostrålingssensorer samt en radiomodtager, der direkte modtager kommandoer fra bærerstyringssystemet. Til visuel eller automatisk retningsfinding af raketten er der installeret et spor i haleafsnittet.
På rakettens krop kan der, afhængigt af det aerodynamiske design, være en korsformet eller flad vinge (25). Aerodynamiske (med elektrisk eller hydraulisk drev) eller gas ror (9) bruges som styring. Aerodynamiske ror kan være rigtige ror, en roterende vinge, ailerons , rollrons eller spoilers . Raketstrømkilder kan være elektriske eller hydrauliske akkumulatorer , gas- eller pulvertrykakkumulatorer .
Styresystemer, hvor raketten ændrer sin bane baseret på information transmitteret fra en ekstern kilde. Der er systemer med transmission af både kontinuerlig og diskret information. Anvendes typisk på kortdistancemissiler.
Radiokommando ( eng. Radiokommando )Et styresystem, hvor styresignaler til missilets servoer genereres på luftfartøjet og transmitteres til missilet via en radiokanal eller ledninger. Det er det enkleste med hensyn til implementering. De første Hs 293 styrede missiler brugte dette styresystem, både i versionen med signaltransmission via radio og via ledning. Raketten blev styret direkte af operatøren, som ved at afbøje styrepinden ændrede udbøjningen af selve rakettens ror og derved kontrollerede dens flyvevej. For bedre synlighed blev der placeret en sporstof i haledelen af missilet . Moderne radiostyringssystemer er i stand til uafhængigt at styre missilets placering ved hjælp af en optisk sensor, der sporer missilets spor, eller radar og beregne missilets flyvevej, før den rammer målet; sigteoperatøren skal kun holde sigtemarkøren på målet.
Fordelen ved radiostyringssystemet er uafhængighed af vejrforhold og tidspunkt på dagen samt høj støjimmunitet af kommunikationskanalen og relativt høj hemmeligholdelse. Ulemperne omfatter den begrænsede manøvredygtighed af transportøren efter opsendelse og behovet for visuel måldetektion før opsendelse.
Brugt på raketter:
Generelt ligner det radiostyringssystemet. Den største forskel er fjernsynskameraet installeret om bord på raketten , ved hjælp af hvilket vejledningsoperatøren styrer rakettens flyvning. Vejledningsoperatøren modtager et realtidsbillede af det terræn, som raketten flyver over, og styrer flyvningen med fokus på mærkbare vartegn. Efter at have opdaget målet, orienterer operatøren missilet i dets retning. Som regel er dette kontrolsystem et element i et kombineret styresystem, hvor det er muligt for et missil at nå målområdet ved hjælp af et autonomt inertistyringssystem og målsøgende efter målet er detekteret af en tv-søger.
Fordelene ved systemet ligner radiokommandosystemet, men det hæmmer ikke luftfartsselskabet i manøvre efter opsendelse og har en væsentlig længere rækkevidde, da der ikke er behov for visuel støtte af raketflyvningen. Den største ulempe er tv-søgerens snævre synsfelt, som kombineret med høj flyvehastighed fører til tab af orientering hos guiden.
Brugt på raketter:
Radiostrålevejledning ( eng. Radiostråleridning )Vejledning, hvor missilet er orienteret i forhold til den fokuserede radiostråle fra luftfartøjet rettet mod målet. Indbyggede sensorer-potentiometre på raketten genererer signaler til styresystemet baseret på vinkelafvigelsen fra retningen af strålens ækvisignalzone. Under sigtning skal piloten holde angrebsobjektet, missilets sporstof og sigtet på linje, hvorfor denne metode også kaldes "trepunktsmetoden".
Ulempen ved et sådant styresystem er de begrænsede områder med mulige missilaffyringer, manglende evne til at manøvrere bæreren under styring og den lave nøjagtighed af slaget.
Brugt på raketter:
Vejledning om en laserstråle ( eng. Laser beam-riding )Vejledning, hvor missilet er orienteret i forhold til en moduleret laserstråle rettet mod målet . Indbyggede sensorer genererer signaler til styresystemet baseret på mængden af missilets vandrette og lodrette afvigelse fra strålen, således at missilet konstant er på laserens akse.
Fordelene og ulemperne ved et laserstrålestyringssystem ligner et semi-aktivt laser homing-system, bortset fra højere stealth, da den nødvendige lasereffekt til teleguidance er meget mindre.
Brugt på raketter:
Systemer, hvor information til ændring af et missils flyvevej udsendes autonomt om bord på missilet fra dets målretningshoved (GOS) . Målsøgningshovedet bruger den udstrålede eller reflekterede energi fra målet. Der er aktive målsøgninger - den primære energikilde er om bord på raketten, semi-aktiv - energikilden er uden for raketten (ombord på luftfartøjs-, luft- eller jordmålets betegnelse) og passiv - målet selv tjener som kilden af energi.
Aktiv målsøgning aktiv radarEt styresystem, hvor et missil styres af et radarsignal, der reflekteres af målet, genereret af en luftbåren radar. De første aktive radarsøgere kunne kun detektere relativt store radiokontrastmål, såsom skibe, så de blev primært brugt på antiskibsmissiler. Fremskridt i udviklingen af højfrekvente radarer i små størrelser har gjort det muligt at skabe missiler med små millimeterbølgeradarer, der kan skelne mellem små mål, såsom kampvogne. Rækkevidden af et missils radar afhænger dog af antennens størrelse, som er begrænset af kropsdiameteren, så missiler med ARS-søger bruger ofte yderligere metoder til at nærme sig målet inden for rækkevidden af den luftbårne radar. Disse omfatter inertial-korrigeret vejledningsmetode, semi-aktiv radar eller tele-guidance.
Brugt på raketter:
Semi-aktiv målsøgning Semi-aktiv radarEt styresystem, hvor missilet styres af radarsignalet, der reflekteres af målet, genereret af radaren fra luftfartøjet eller målbetegneren, som oftest også fungerer som et fly. Isoleret set blev semi-aktiv radarsøgning kun brugt på tidlige antiskibsmissiler. I øjeblikket bruges denne metode til homing til at øge lanceringen af missiler med aktiv radar homing.
Brugt på raketter:
Laser semi-aktivSystemer, hvor målsøgningshovedet er orienteret mod midten af det reflekterede punkt af laserstråling fra et luftfartsselskab eller luftbåren eller jordbaseret flystyreenhed. Ved at modtage den reflekterede laserenergi bestemmer målsøgningshovedet målets vinkelkoordinater, på grundlag af hvilke missilkontrolsystemet, i overensstemmelse med det givne flyveprogram, genererer bevægelseskontrolkommandoer. Fra opsendelsesøjeblikket og indtil nederlaget skal laseren holdes på målet af vejledningsoperatøren. Når du bruger en flykontroller, er det muligt at skyde mod et mål, der ikke observeres fra transportøren, i dette tilfælde er målfangst muligt på missilets flyvebane.
Fordelen ved et semi-aktivt laserstyringssystem er den høje nøjagtighed af missilet, der rammer målet, hvilket gør det muligt at ramme enkelte manøvrerbare små genstande. Ulemperne omfatter afhængighed af vejrforhold samt atmosfærens sammensætning og forurening. En funktion ved systemet kræver konstant belysning af målet med en laser, så luftfartøjet er begrænset i manøvre efter en missilaffyring, eller brugen af en jordbaseret flykontroller eller andet fly, der skal udføre måludpegning, er påkrævet.
Brugt på raketter:
Passiv målsøgning TVSystemer, hvor målsøgningshovedet styres af en lyskontrasterende mørk eller lys kant af målet i forhold til den omgivende baggrund. Desuden kan kontrastlinjen dannes ikke kun af en kontrastfarve mod den generelle baggrund, men også af faldende solstråler og skygger. Efter at have sigtet fastgøres billedet af målet i missilets hukommelse og opdateres automatisk, når det nærmer sig målet. Hovedelementet i tv-søgeren er et sort-hvidt optisk-elektronisk tv-kamera. Sovjetiske missiler brugte et analogt tv-kamera med en tv-standard på 625 linjer gange 550 linjer, moderne tv-søgende bruger en CCD-matrix . Fjernsynssøgning er passiv, hvilket giver dig mulighed for at lave et angreb skjult for fjenden.
Fordelen ved tv-styresystemet er den høje nøjagtighed af missilet, der rammer målet, hvilket gør det muligt at ramme enkelte manøvrerbare små genstande. Derudover er tv-systemet efter lanceringen autonomt, derfor begrænser det ikke transportøren på nogen måde i manøvre, som implementerer "brand og glem"-princippet. Ulemperne omfatter en stærk afhængighed af vejrforhold, samt atmosfærens sammensætning og forurening. Tv-søgningssystemet fungerer kun effektivt i skarpt kontrastlys.
Brugt på raketter:
termisk billeddannelseGenerelt ligner det et tv-hosingsystem, kun det virker ikke i pankromatisk , men i det infrarøde bølgelængdeområde. Nogle gange forveksles termiske billedsøgningssystemer til luft-til-overflade-missiler med et infrarødt styresystem til luft-til-luft-missiler, men disse systemer havde en grundlæggende forskel. Til at begynde med dannede luft-til-overflade-missilets termiske billedsystem et billede af målet, i modsætning til IKGSN for luft-til-luft-missilet, som var rettet mod varmepunktet. Moderne infrarøde homingsystemer af begge typer missiler har ingen grundlæggende forskelle - begge danner et billede af målet ved hjælp af et kamera baseret på en CCD-matrix.
Fordelene og ulemperne ligner tv-vejledningssystemet. Det termiske billeddiagnostiske system kan dog fungere i svagt lys og om natten.
Brugt på raketter:
Et styresystem, hvor et missil styres af et radiosignal genereret af målet. Passive radarsøgere giver retningsfindende vejledning i alle radiofrekvensbånd. De er ikke kun rettet mod radarens hovedstråle, men også til sidesløjferne af antennemønsteret. De første missiler med PRLS GOS mistede deres mål, da kilden til radioemission blev slukket, eller radarantennens retningsbestemte radiostråle blev vendt væk fra missilet, der fløj mod den. Moderne passive radarstyringssystemer har den funktion at "huske" kildens placering og er også i stand til at omdirigere til kilder til radioemission, der er mere farlige for luftfartøjet, såsom målbelysningsradar.
Brugt på raketter:
Systemer, der genererer missilkontrolkommandoer baseret på det program, der er fastlagt om bord. Som regel bruges de på missiler til angreb mod stationære mål eller i kombination med andre styresystemer.
Inertial ( eng. Inertial )Systemer, hvor flyveparametrene for en raket bestemmes ved metoder baseret på egenskaben af inerti af legemer. I modsætning til andre vejledningssystemer er dette helt autonomt, det behøver ikke nogen eksterne informationskilder eller referencepunkter. Sensorerne installeret om bord bestemmer accelerationen af en flyvende raket, på grundlag af hvilken dens hastighed, bane, koordinater samt data til flykorrektion beregnes. Det første strategiske krydsermissil Fi 103 var udstyret med det enkleste inertisystem, der kun gjorde det muligt at opretholde en lige flyvning og på det anslåede tidspunkt at overføre missilet til et dyk. Moderne inertisystemer omfatter accelerometre til måling af raketaccelerationer, gyroskoper til bestemmelse af stignings-, krøjnings- og rulningsvinkler, en tidsblok, en blok med indledende information om parametrene for bevægelse og koordinater for raketten under opsendelsen og et computersystem til beregning af strømstyrken. koordinater og parametre for raketbevægelse baseret på ovenstående datablokke.
Fordelene ved inertisystemet er fuldstændig autonomi og absolut støjimmunitet. Den største ulempe er den gradvise akkumulering af fejl ved bestemmelse af de aktuelle koordinater og bevægelsesparametre, som delvist løses ved at korrigere systemet.
Brugt på raketter:
Inerti korrigeresInertisystemer med evnen til at rette den akkumulerede fejl ved bestemmelse af koordinater og bevægelsesparametre ved hjælp af eksterne informationskilder. Ofte bruges korrektionsmetoder i kombination, hvilket øger systemets nøjagtighed.
Systemer, hvor de ovenfor beskrevne styresystemer er kombineret som elementer. Som regel anvendes der i de indledende og midterste sektioner af missilets flyvebane autonom og tele-styring, og i den sidste sektion, homing.
Luft-til-overflade missiler er udstyret med jetmotorer , dvs. motorer, der skaber den trykkraft, der er nødvendig for rakettens bevægelse, ved at omdanne det brændbare brændstofs termiske energi til den kinetiske energi af arbejdsvæskens jetstrøm. Der er to hovedklasser af jetmotorer - raket (hvor brændstof og oxidationsmiddel er om bord på raketten) og luftjet (hvor luft bruges som oxidationsmiddel). Motorer er kendetegnet ved en række parametre:
I modsætning til raketmotorer, hvis drivkraft ikke afhænger af rakettens hastighed, afhænger luftjetmotorernes (WJ) drivkraft stærkt af flyveparametrene - højde og hastighed. Hidtil har det ikke været muligt at skabe en universel jetmotor, så disse motorer er beregnet til et vist område af driftshøjder og hastigheder. Som regel udføres accelerationen af en raket med en raketmotor til driftshastighedsområdet af bæreren selv eller af startacceleratoren.
| Egenskab | RDTT | LRE | PUVRD | TRD | ramjet | scramjet |
|---|---|---|---|---|---|---|
| Driftshastighedsområde, Mach-tal | ikke begrænset | 0,3-0,8 | 0-3 | 1,5-5 | >5 | |
| Specifik trykkraft, m/s | 2000-3000 | 2000-4000 | ~7000 | 15000-30000 | ||
| Specifik tryk efter vægt | Ingen | ~100 | ~10 | |||
En raketmotor med fast drivmiddel (SRM) bruger et fast drivmiddel og et oxidationsmiddel. På grund af designets enkelhed var disse motorer udstyret med de første ustyrede flyraketter. De første luft-til-overflade-missiler havde store dimensioner, så raketmotorer med fast drivmiddel tabte til raketmotorer med flydende drivmiddel med hensyn til vægt og størrelsesegenskaber på grund af en lavere specifik impuls (1000-1500 m/s versus 1500-2500 m/s) for de første raketmotorer). Med udviklingen af denne klasse af raketter faldt deres masse og dimensioner, forudsat at flyverækkevidden og nyttelastmassen var ens, og den specifikke impuls af faste raketmotorer steg til 2800-2900 m / s på grund af brugen af blandet brændstof. Under disse forhold førte den høje pålidelighed, muligheden for langtidsopbevaring og den relative billighed af disse motorer til deres udbredte brug på kort- og mellemdistance luft-til-overflade missiler. Brugen af raketmotorer med fast drivmiddel på langdistancemissiler er mulig ved brug af en aeroballistisk flyvebane.
Raketrepræsentanter
LRE bruger flydende brændstof og et oxidationsmiddel. I 1940'erne og 1950'erne, takket være et gennemprøvet design og en højere specifik impuls sammenlignet med raketmotorer med faste drivmidler på den tid, begyndte raketmotorer med flydende drivstof at blive brugt på de første luft-til-overflade-missiler med mellemlang og lang rækkevidde. Det allerførste luft-til-overflade-styrede missil, det tyske Hs 293 , var udstyret med en flydende motor . Skabelsen af fastdrivende motorer med en høj specifik impuls førte til den gradvise forskydning af flydende motorer fra luft-til-overflade-missiler med kort rækkevidde. Effektiv brug af flydende drivstofmotorer på langdistancemissiler er kun mulig, når du bruger en flyvevej i høj højde. I 1960'erne og 1970'erne dukkede langtrækkende antiluftskyts og antimissilforsvarssystemer op. Derfor begyndte en energikrævende flyvebane i lav højde at blive brugt på luft-til-jord-missiler. Og i stedet for flydende raketmotorer begyndte langrækkende missiler at bruge luftåndende motorer.
Raketrepræsentanter
I en pulserende jetmotor udføres forbrændingen af brændstof-luftblandingen i forbrændingskammeret i pulseringscyklusser. Denne motor har en stor specifik impuls sammenlignet med raketmotorer, men er i denne indikator ringere end turbojetmotorer. En væsentlig begrænsning er også, at denne motor kræver acceleration til en driftshastighed på 100 m/s, og dens anvendelse er begrænset til en hastighed på omkring 250 m/s.
Den pulserende motor er relativt enkel i design og produktion, så den var en af de første, der blev brugt på luft-til-overflade-missiler. I 1944 begyndte Tyskland at bruge Fi-103 (V-1) langtrækkende overflade-til-jord missiler i bombningen af Storbritannien. Efter de allierede erobrede affyringsramperne, udviklede tyske videnskabsmænd et luftaffyringssystem til disse missiler. Resultaterne af denne udvikling interesserede USA og USSR. En række eksperimentelle og eksperimentelle prøver blev udviklet. Oprindeligt var hovedproblemet med luft-til-overflade-missiler ufuldkommenheden af inertialstyringssystemet, hvis nøjagtighed blev betragtet som god, hvis missilet fra en rækkevidde på 150 kilometer ramte en firkant med sider på 3 kilometer. Dette førte til, at med et sprænghoved baseret på et konventionelt sprængstof havde disse missiler lav effektivitet, og samtidig havde atomladninger en endnu for stor masse (flere tons). Da kompakte nukleare ladninger dukkede op, var designet af mere effektive turbojetmotorer allerede blevet udarbejdet. Derfor er pulserende jetmotorer ikke udbredt.
Raketrepræsentanter
Turbojetmotorer ( eng. turbojetmotor )Den største forskel mellem en turbojetmotor og en pulserende motor er tilstedeværelsen af en kompressor, der komprimerer den indkommende luft. Kompressoren drives af en turbine bag forbrændingskammeret og drives af energien fra forbrændingsprodukterne. Dette design gør det muligt for turbojetmotoren at køre ved nul hastigheder. I nærværelse af en efterbrænder bruges disse motorer ved hastigheder op til 3M. Begrænsningen skyldes, at en turbojetmotor ved hastigheder i intervallet 2-3M ikke har afgørende fordele i forhold til en ramjetmotor. Med udgangspunkt i hastigheder på 2M, bidrager en efterbrænder eller et specielt brugt andet kredsløb, som i design ligner en ramjet-motor, et stigende bidrag til fremdriften. Fordelen ved en supersonisk turbojetmotor i forhold til en ramjetmotor kommer til udtryk, når det er nødvendigt at accelerere fra næsten nul hastigheder, hvilket i modsætning til overflade-til-overflade-missiler ikke er så vigtigt for luft-til-overflade-missiler. TRD'er er ret komplekse i design og drift, de er dyrere end motorer med fast drivmiddel. Derfor er disse motorer mest udbredt på mellem- og langrækkende missiler.
Repræsentanter
En ramjetmotor (ramjet) er strukturelt den enkleste jetmotor. Der er ramjet-motorer til subsoniske og supersoniske hastigheder af den modgående strøm. Subsoniske ramjetmotorer har for lav ydeevne sammenlignet med turbojetmotorer og kan betjenes ved fristrømshastigheder større end 0,5 M. På grund af dette har de ikke modtaget distribution. I en supersonisk ramjet sænker indløbsanordningen den modkørende luftstrøm til subsonisk hastighed. I forbrændingskammeret blandes luft med brændstof og brændes. Forbrændingsprodukterne kommer ud gennem dysen. Op til hastigheder i størrelsesordenen 1,5 M , er en ramjet ineffektiv; derfor bruges den ikke i praksis ved sådanne hastigheder. Den øvre hastighedsgrænse på 5 M er forbundet med konceptet med en termisk barriere for motordesignet. Når den modkørende strømning, der kommer ind i motoren, bremses, bliver den opvarmet. Værdien af de resulterende termiske belastninger kan gives af konceptet med flowstagnationstemperaturen - dette er den temperatur, som flowet vil blive opvarmet til, når det sænkes til 0 hastighed. I en højde på 20 km og en hastighed på 5 M , vil denne værdi være 1730K [7] . Naturligvis bremses luftstrømmen ikke ned til 0 hastigheder, og de igangværende processer er meget mere komplicerede (det er nødvendigt at tage hensyn til processen med varmeudveksling med flyet og miljøet osv.). Men hvis vi tager højde for temperaturstigningen i motorens forbrændingskammer på grund af brændstofforbrænding, så er opvarmningen højere end den termiske stabilitet af motormaterialerne. Når de opvarmes, mister materialer deres styrke, så de tilladte opvarmningstemperaturer for aluminiumslegeringer er 400K, for titanlegeringer - 800K , for varmebestandige stål - 900K. I øjeblikket gør selv brugen af specielle varmebestandige legeringer og belægninger det ikke muligt at skabe en ramjet for modgående strømningshastigheder over 5 M . De mest udbredte motorer til flyvehastigheder i størrelsesordenen 2-3 M . Strukturelt kan de udføres på flydende brændstof eller på fast brændstof. Den flydende brændstof ramjet bruger brændstof og dets indsprøjtningssystem svarende til dem, der bruges på turbojetmotorer. Ramjet med fast drivmiddel bruger fast blandet brændstof fra komponenter svarende til dem, der bruges til raketmotorer med fast drivmiddel. Til en ramjet fremstilles blandet brændstof med mangel på et oxidationsmiddel. Når det brændes, opnås forbrændingsprodukter, som så efter opblanding med indgående luft udefra efterbrændes i forbrændingskammeret.
Repræsentanter
Funktionsprincippet for en hypersonisk ramjetmotor (scramjet) ligner en supersonisk ramjetmotor. Den største forskel er, at forbrændingen af brændstof ikke udføres i en subsonisk, men i en supersonisk luftstrøm. Dette er med til at løse det termiske barriereproblem, men medfører en betydelig forlængelse af forbrændingskammeret. En af løsningerne på dette problem er scramjet-motorer med ekstern forbrænding, når der ikke er noget forbrændingskammer. I dette tilfælde spiller den nedre overflade af flyet rollen som indløbet, forbrændingskammeret og dysen. Denne type motor er en af de sværeste at implementere, men lover store udsigter. I USSR eksisterede denne type motor kun på niveau med eksperimentelle prøver. I USA arbejdes der i øjeblikket på at skabe et hypersonisk Kh-51- missil som en del af Prompt Global Strike -programmet .
| År | Land | Navn ( NATO-kode ) |
Billede | Hover type | Længde, m | Diameter, m | Vingefang, m | Raketmasse, kg | Warhead type | Sprænghovedets masse, kg | Affyringsrækkevidde, km | Flyvehastighed, m/s | Starthøjde, km |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 1962 | Blåt stål [8] | INS | 10.7 | 1,27 | 4.0 | 7270 | jeg | 1300 | 200 | 3 M | ? | ||
| 1973 | / | AJ.168 / AS.37 / ARMAT [9] | TC / PRL | 3,89-4,19 | 0,406 | 1.19 | 535-574 | Pr / AF | 150 | 137 | 0,84 M | ? | |
| 1982 | Sea Skua [10] | PARL | 2.5 | 0,25 | 0,72 | 147 | etc | tredive | femten | 0,85 M | ? | ||
| 1984 | Havørn [11] | ARL | 4.14 | 0,4 | 1.19 | 599 | etc | 229 | 328 | 0,85 M | ? | ||
| 1974 | AS.34 [12] | INS+ARL | 4.4 | 0,344 | 1.0 | 600-630 | etc | 160-220 | 35-55 | 0,9-0,95 M | ? | ||
| 1998 | SCALP EG / Storm Shadow [13] | INS+RSK+OESK | 5.1 | 0,63 | 2,53 | 1230 | Pr / Kas | 700 | 250 | 292 | ? | ||
| 2010 | Trigat / PARS 3 / AC 3G | TpV | 1,57 | 0,15 | 0,43 | 48 | Til | 9 | 4.5 | 230 | ? | ||
| 1989 | Popeye (AGM-142) [14] | TC+TV/TpW | 4,83 | 0,533 | 1,72 | 1360 | OF / Pr | 350 | 80 | ? | ? | ||
| 1987 | Penguin (AGM-119) | INS+IC | 3.2 | 0,28 | en | 350 | etc | 120 | halvtreds | 290 | 0,045-9 | ||
| 2007 [15] | NSM [16] | INS+SP+RSK+TpV | 3,96 | 0,32 | 1.4 | 344 | etc | 120 | 200 | 0,95 M | ? | ||
| 1953 | / | KS-1 Comet (AS-1 "Kennel") |
INS+PARL | 8.2 | 1.2 | 4,77 | 2760 | etc | 600 | 130 | 0,9 M | ? | |
| 1959 | / | X-20 (AS-3 "Kænguru") | INS | 14,95 | 1,805 | 9.03-9.15 | 11600 | jeg | 2300-2500 | 260-450 | 600 | op til 20 | |
| 1961 | / | K-10S , (AS-2 "Kipper") |
INS+ARL | 9,75 | en | 4.18 | 4533 | jeg | 940 | 110 | 420 | 1,5-11 | |
| 1961 | / | KSR-2 (AS-5 "Kelt") | INS+ARL | 8,59-8,65 | 1,0-1,22 | 4.6 | 4770 | I/F | 684 | 170-220 | 0,9-1,2 M | 1,5-10 | |
| 1962 | / | KSR-11 (AS-5B "Kelt") | INS+PRL | 8,59-8,65 | 1.0 | 4.6 | 4080 | I / AF | 1000 | 180-220 | 1,2 M | 4-11 | |
| 1968 | / | X-22 (AS-4 "Køkken") | INS+RSK / ARL / PRL | 11,67 | 0,9 | 3.0 | 5,78 | I / AF | 1000 | 600 | 3,5-4,6 mio. _ | op til 12 | |
| 1968 | / | X-66 (AS-7 "Kerry") | RL | 3,63 | 0,275 | 0,785 | 290 | K+OF | 103 | 8-10 | 750-800 | ? | |
| 1969 | / | KSR-5 (AS-6 "Kingfish") | INS+ARL / PRL | ti | 0,9 | 2.5 | 4000 | I/F | 1000 | 300-700 | 3,5 M | 0,5-11 | |
| 1972 | / | 9M17 "phalanx" | RK | 1.16 | 0,142 | 0,68 | 31,5 | Til | 7 | fire | 230 | ? | |
| 1973 | / | X-28 (AS-9 "Kyle") | BRL | 6 | 0,45 | 2 | 690 | I / AF | 140 | 70 | 800 | 0,2-11 | |
| 1974 | / | X-23 (AS-7 "Kerry") | RK | 3,59 | 0,275 | 0,785 | 289 | K+OF | 111 | ti | 750-800 | 0,1-5 | |
| 1976 | / | X-25 (AS-10 "Karen") | L | 3,83 | 0,275 | 0,785 | 300 | AF | 112+25 | 3-7 | 850 | ? | |
| 1976 | / | 9M114 "Shturm-V" | RK | 1,83 | 0,13 | - | 35,4 | K/F | 6 | 5 | 530 | ? | |
| 1978 | / | X-58 (AS-11 "Kilter") | BRL | 4.8 | 0,38 | 1.17 | 640 | AF | 150 | 250 | 1195 | ? | |
| 1979 | / | S-25L | L | 4.038 | 0,34/0,26 | 1.17 | 397 | AF | 155 | 7 | 500 | ? | |
| 1980 | / | X-27PS (AS-12 "Kegler") | BRL | 4.194 | 0,275 | 0,755 | 301 | AF | 90,6 | 40 | 880 | 0,1-15 | |
| 1980 | / | X-29 (AS-14 "Kedge") | L / TpV / PRL | 3.9 | 0,38 | 1.1 | 657-690 | etc | 317 | tredive | 720 | 0,2-10 | |
| 1981 | / | X-25M (AS-10 "Karen") | L / RK / TpV / PRL | 3,7-4,3 | 0,275 | 0,755 | 300 | AF | 90,6 | 10-40 | 800-900 | ? | |
| 1981 | / | X-59 (AS-13 "Kingbolt") | INS+TK+TV | 5,368 | 0,38 | 1,26 | 760 | etc | 147 | 40 | 285 | 0,1-5 | |
| 1983 | / | X-15 (AS-16 "Kickback") | INS / PRL / ARL | 4,78 | 0,455 | 0,92 | 1200 | I / OF / Pr | 150 | 150-300 | 5 M | 0,3-22 | |
| 1984 | / | X-55 (AS-15 "Kent") | INS+RSK | 7.1 | 0,51 | 3.1 | 1500 | I / AF | 350-410 | 2500-3500 | 260 | 0,02-12 | |
| 1992 | / | 9K121 "Hvirvelvind" | LL | 2,75 | 0,13 | 0,24 | 45 | K+OF | 12 | ti | 600 | 0,005-4 | |
| 1996 | / | 9M120 "Ataka-V" | RK | 2.1 | 0,13 | 0,3 | 49,5 | K / AF | 7 | otte | 500 | 0-4 | |
| 1989 | / | X-31 (AS-17 "Krypton") | BRL | 4.7 | 0,36 | 0,78 | 600 | etc | 90 | 110 | 1000 | 0,05-15 | |
| 2003 | X-35UE (AS-20 "kajak") | INS+ARL | 4.4 | 0,42 | 1,33 | 550 | etc | 145 | 260 | 0,85 mio | op til 12 | ||
| 2012 | Kh-38 | INS+SP / L / TpV / ARL | 4.2 | 0,31 | 1.14 | 520 | OF / Pr / Kas | 250 | 40 | 2,2 M | 0,2-12 | ||
| / | Kh-31AD (AS-17 Krypton) | INS+ARL | 5,34 | 0,36 | 0,9 | 715 | etc | 110 | 120-250 | 3,1 mio | op til 12 | ||
| 1984 | / | Kh-41 ( SS-N-22 solskoldning) | INS+ARL | 9,385 | 0,76 | 2.1 | 3950-4450 | etc | 320 | 90-250 | 2,8 M | op til 12 | |
| 1980 | / | Kh-59MK (AS-18 "Kazoo") | INS+TK+TV | 5,69 | 0,38 | 1.3 | 930 | Pr / Kas | 320 | 285 | 0,88M | 0,1-5 | |
| — | X-61 | INS+ARL | 6.1 | 0,67 | 1.7 | 2500 | etc | 300 | 120-500 | 2,6 M | op til 12 | ||
| — | X-90 (AS-19 "Koala") | INS | 8-9 | ? | 6.7 | ? | jeg | ? | 3000-3500 | 4-5 M | ? | ||
| — | X-101 | INS+SP+OESK | ? | ? | ? | 2200-2400 | I / AF | 400 | 5000-5500 | 250-270 | 0,2-12 | ||
| 1957 | GAM-63 | INS | 9,74 | 1.22 | 5,09 | 6120 | jeg | 200 | 160 | 1,6 M | ? | ||
| 1959 | AGM-12 [17] | RK | 3,2-4,14 | 0,3-0,46 | 0,94-1,22 | 259-810 | AF / I | 113-453 | 16 | 1,8 M | ? | ||
| 1960 | AGM-28 | INS | 12,95 | 0,73 | 3.7 | 4603 | jeg | 790 | 1263 | 2,1 M | ? | ||
| 1965 | AGM-45 | BRL | 3,05 | 0,203 | 0,914 | 177 | AF | 67,5 | 40 | 2,0 M | ? | ||
| 1968 | AGM-78 | BRL | 4,57 | 0,343 | 1.08 | 620 | AF | 97 | 90 | 2,5 M | ? | ||
| 1969 | BGM-71 | RK | 1.17 | 0,152 | 0,46 | 18.9-22.6 | Til | 3,9-5,9 | 3-4 | 300 | ? | ||
| 1972 | AGM-65 [18] | TV / L / TpW | 2,49 | 0,3 | 0,719 | 209-304 | K / Pr | 57-136 | 27 | 320 | ? | ||
| 1972 | AGM-69 | INS | 4,27 | 0,45 | 0,76 | 1010 | jeg | 124,7 | 160 | 3,5 M | ? | ||
| 1979 | AGM-84 | INS+ARL/INS+SP+TC+IC | 3,84-4,49 | 0,34 | 0,914-2,43 | 519-725 | Til | 221-360 | 185-280 | 0,85 M | ? | ||
| 1981 | AGM-86 | INS+RSK+SP | 6.2 | 0,63 | 3,65 | 1450-1950 | I / OF / Kas | 123-900 | 1200-2780 | 225-330 | ? | ||
| 1983 | AGM-88 | BRL | 4.17 | 0,254 | 1.12 | 360 | AF | 66 | 150 | 2,0 M | ? | ||
| 1984 | AGM-122 | BRL | 2,87 | 0,127 | 063 | 88 | AF | elleve | 16.5 | 2,3 M | ? | ||
| 1985 | AGM-114 | L / ARL | 1,63-1,8 | 0,178 | 0,362 | 45,7-50 | K / AF | otte | otte | 1,3 M | ? | ||
| 1985 | AGM-123 [19] | L | 4,27 | 0,356 | 1.6 | 580 | AF | 450 | 25 | 305 | ? | ||
| 1990 | AGM-129 | INS+RSK | 6,35 | 0,705 | 3.1 | 1334 | jeg | 123 | 3700 | 225 | ? | ||
| 1994 | AGM-130 [20] | TV / TV | 3,92 | 0,46 | 1.5 | 1320 | OF / Pr / Kas | 906 | 65 | ? | ? | ||
| 1998 | AGM-158 [21] | INS+SP + TpV | 4,27 | 0,55 | 2.4 | 1020 | Pr / Kas | 450 | 370-1000 | ? | ? | ||
| 1956 | AS.11 (AGM-22) | RK | 1.21 | 0,164 | 0,5 | tredive | Til | 6.8 | 3 | 190 | ? | ||
| 1960 | AS.12 [12] | RK | 1,87 | 0,18 | 0,65 | 75 | Pr/C/OF | 28 | 6 | 177 | ? | ||
| 1964 | AS.30 [22] | RK/L | 3,65 | 0,342 | 1.0 | 520 | etc | 240 | ti | 450 | ? | ||
| 1974 | / | HED | RK | 1,27 | 0,15 | ? | 33 | Til | 6.5 | fire | 250 | ? | |
| 1979 | AM.39 [22] | INS+ARL | 4,69 | 0,348 | 1.1 | 655 | etc | 165 | 70 | 0,93 M | ? | ||
| 1984 | AS.15TT | RK | 2.3 | 0,187 | 0,564 | 100 | etc | tredive | 17 | 280 | ? | ||
| 1986 | ASMP [23] | INS | 5,38 | 0,3 | 0,96 | 840 | jeg | 200 | 250 | 3,5 M | ? | ||
| 1989 | RBS-15F [24] | INS+ARL | 4,35 | 0,5 | 1.4 | 790 | etc | 200 | 100 | 0,8 M | ? | ||
| 1982 | ASM-1/ASM-2 (Type 80/93) [25] | INS+ARL/IC | 3,95 | 0,35 | 1.2 | 610 | etc | 250 | halvtreds | 0,9 M | ? |