Ford SIAM

SIAM ( [saɪˈæm] , læs. "Siem", bagside fra Self Initiated Anti-Aircraft Missile , bogstaveligt talt " selv-affyrende luftværnsmissil ") er et amerikansk selvudfyrende antiluftskyts-styret missil og tilpasset til brug som en luftværnsmine . Det blev udviklet af Ford Aerospace (en division af Ford ) sammen med Librascope (en afdeling af Singer Corporation ) bestilt af Defense Advanced Research Projects Agency (DARPA) fra begyndelsen af ​​1970'erne til begyndelsen af ​​1980'erne. Projektet blev styret af US Army Missile Forces [1] . Projektet forudså skabelsen af ​​et fuldt autonomt antiluftfartøjsmissil, som uafhængigt kunne detektere et fly af dens søgende, der flyver i nærheden , lancere uafhængigt og ramme de opdagede fjendens luftangrebsmidler. Det betragtes som verdens første fuldautomatiske antiluftskyts missilsystem (det kræver ikke tilhørende affyringsudstyr og et ildkontrolsystem, det gør det uden ekstern målbetegnelse) og verdens første undervandsluftværnsmine [1] . Missilet blev testet med succes, men blev ikke sat i produktion.

Historie

I første halvdel af 1970'erne begyndte DARPA at arbejde på et program med kodenavnet " Lille David " ( Lille David ) [2] for at skabe "antiluftminer" - fuldt autonome batterier af kortdistanceluftværnsmissiler, der kunne være i passiv tilstand i lang tid ventende, fungerende uden vedligeholdelse og tredjepartskontrol, som skulle placeres skjult på flyvepladserne baseret på sovjetisk luftfart i de vestlige grupper af tropper stationeret i DDR , Ungarn og Tjekkoslovakiet . Minerne blev aktiveret ved betjening af en akustisk sensor, der var indstillet til støjen fra et fly, der lettede (det skulle skyde IOS ned ved start, da flyet endnu ikke havde opnået høj hastighed og højde). [3] Skabelsen af ​​sådanne våben var rettet mod fuldstændig neutralisering af fjendtlige flyvepladser ( flyvepladsbenægtelse ). [2] Et yderligere anvendelsesområde for luftværnsminer var kampen mod sovjetiske anti-ubådshelikoptere, til disse formål skulle de levere amerikanske ubåde [2] . Samtidig begyndte arbejdet på et side-view infrarødt målsøgningshoved til målsøgning af luftværnsminer [3] (strengt taget var det ikke et "hoved", men et sideværts "øje", og var ikke i hoveddelen , men i den midterste del af raketten, men herefter forstås GOS som målsøgningsanordningen for dette missil som helhed, som omfattede en infrarød detekteringsanordning i den midterste del og en sporingsradaranordning i hoveddelen). Det var meningen at den skulle tage udgangspunkt i IKGSN af den type, der blev brugt af Redai MANPADS . [2] Efter affyringen fløj missilet strengt lodret, på dette tidspunkt scannede GOS affyringszonen med den korrekte cylindriske form for tilstedeværelsen af ​​et passende mål med hensyn til parametre. Når den blev opsendt fra under vand, efter at raketten kom ind i atmosfæren, arbejdede søgeren kontinuerligt i "søg/spor"-tilstand. Ved opsendelsen fra jorden arbejdede GOS først i søgetilstand, og efter at have fikseret målet og nået en given højde, lagde raketten en lodret manøvre med kurs, højde og hastighed i målets retning, efter at raketten var sat på. kurs, og målet var i synsfeltet af sporingsmålkoordinatoren, skiftede GOS fra detektionstilstand til målsporingstilstand (acquisition/tracking handover). Missilet var under flyvning orienteret på målets termiske spor og fløj i forfølgelsestilstand på en indhentningskurs til det påtænkte mødested med målet, afhængigt af de specifikke omstændigheder i luftsituationen, ved hjælp af enten proportional tilgangsmetoden ( typisk for homing af luftværnsmissiler), eller jagtmetoden , eller den kombinerede topunktsmetodevejledning baseret på de to ovenstående, ændrer flyvevejen afhængigt af handlingerne fra den forfulgte IOS, til disse formål parametrene for fem standard antimissilmanøvrer, som sovjetiske piloter kunne ty til [4] var inkluderet i GOS -softwaren . Flyvevejen under proportional indflyvning til målet var en C-formet kurve, mens man jagtede et mål, var det en snoet Z-formet kurve med flere krøller frembragt som et resultat af kompensation fra styremaskinen for den mismatch-parameter, der forekommer på den ene side af målets manøvrer, og på den anden side af motorens ujævne jettryk på grund af gasdynamikken i forbrændingsprocessen af ​​fast brændsel. I spidsen af ​​raketten var en berøringsfri målsensor koblet med en sikkerhedsaktuator og udløst, når man nærmede sig målet. Missilets sandsynlige rumlige afvigelse fra målet under normal drift af søgeren varierede fra 0 til 6 meter [5] . I 1977 kom oplysninger om programmet første gang i pressen. Sådanne "miner", ifølge udviklerne, kunne bruges til at skabe luftforsvarsområder i svært tilgængelige områder (for eksempel i de nordlige provinser i Canada eller i den arktiske is), hvor placering og vedligeholdelse af traditionel luft forsvarssystemer ville være unødvendigt dyre. Muligheden for "aktiv minelægning" blev også overvejet - indsættelse af autonome missilbatterier på fjendens territorium ved hjælp af bombefly for at komplicere fjendens flys handlinger på dets luftbaser. Engageret som entreprenører var Ford Aerospace og Librascope ansvarlige for henholdsvis udviklingen af ​​raketten og de undervandsmæssige aspekter af dens brug. Sandia National Laboratories , administreret under kontrakt af Sandia Corporation (en datterselskab af AT&T ) , var involveret i arbejdet med det infrarøde målsøgningssystem . [6] Konceptuelt design , grundlæggende forskning og teknisk analyse af projektet blev udført af Rand og General Dynamics corporations , resultaterne af arbejdet udført af Cambridge Research Laboratories i US Air Force blev brugt, de tekniske data fra luftangrebsmidlerne for en potentiel fjende blev leveret af efterretningsdirektoratet for ministeriets amerikanske forsvar . [7]

Design hensigt

Ifølge projektet skulle det skabe en lille raket med fast drivmiddel, som skulle sættes på plads i en skibscontainer. Efter at have fundet fjendens fly med dens passive søger, skulle raketten starte motoren og angribe flyet. I henhold til kravene i TTZ skulle GOS scanne luftrummet i et tofarvet område og give effektiv detektering af et "helikopter"-mål på afstande op til 4,5 km, så dækningszonen for et missil dannede en cirkel 9 km i diameter [3] . Den gennemsnitlige flyvetid for missilet til målet var omkring tyve sekunder [8], den maksimale værdi af tidsperioden for missilet til at dække den aktive del af flyvevejen var begrænset til 22 sekunder [9] . Når den blev affyret fra under vand, fra skakten af ​​den lodrette opsendelse af en ubåd, uanset målets position i rummet i forhold til startpositionen, fløj raketten strengt lodret op til en højde på 750 meter, hvorefter den begyndte at lægge en sløjfe eller rutsjebane (afhængig af handlingerne af det mål, der affyres) med en maksimal højde på 1200 meter og et vendepunkt i retning af målet i en højde af 700 meter. Den forventede højde af mødet med målet i dette anvendelsesscenarie var omkring 150 meter over havets overflade [10] . Raketten blev oprindeligt designet efter det aerodynamiske layoutskema " Duck " med en rektangulær empennage i haleafsnittet og afrundet empennage i hovedsektionen [11] . Efterfølgende blev der imidlertid implementeret et normalt aerodynamisk skema , den forreste fjerdragt blev fjernet. MiG-21 [12] blev taget som et modelmål, hvis flyveegenskaber blev sat ind i softwaren og brugt til simulering af luftværnskampe . Hvad angår andre missiler, der vender sig mod en infrarød kilde , reducerede vejr- og klimatiske faktorer, såsom tåge og overskyethed i det nederste niveau, måldetektionsområdet kraftigt og som et resultat heraf SIAMs kampkapacitet [13] . Da raketten i tilfælde af beskydning af et mål fra under vandet trængte ind i målet fra top til bund, var den største trusselfaktor i interferenssituationen den naturlige infrarøde baggrund dannet af solens stråler reflekteret fra vandoverfladen i øjeblikket da raketten satte kurs og var parallel med vandoverfladen, oplevede linsen på den infrarøde modtagerlinse (vinkelret på rakettens længdeakse) spidsinterferensbelastninger fra termisk og optisk baggrundsinterferens, som truede med at overfange bølgekapperne i stedet for det sande mål. I den passive ventetilstand førte baggrundsstrålingen fra himlen til falske alarmer (det er grunden til, at en akustisk sensor blev valgt som raketaktivator, orienteret efter lyden af ​​et fly, der lettede), og derfor, fra det øjeblik målet var detekteret til rakettens affyring, forløb en vis tid, nødvendig for, at rakettens udstyr om bord sikrer, at det ledsagede objekt virkelig er et fly og ikke reflekteret sollys [14] . Vandoverfladen, skydækket og den skyfri himmel havde sammenlignelige værdier af baggrundsstråling (i mikrowatt pr. cm² ), det var vandoverfladen, der havde den største distraktion [15] . Sandsynligheden for måldetektion i klart vejr var 98 % inden for rækkevidden af ​​den infrarøde detektionsmodtager [8] . Samtidig blev situationen kompliceret af det faktum, at brugen af ​​lysfiltre , der reducerede den infrarøde modtagers følsomhed til de krævede værdier for at minimere falske positiver og udelukke missilet fra målet ved solblænding eller varme fælder førte til et fald i det effektive detektionsområde af mål for GOS og til dets manglende evne til selvstændigt at opdage og fange målet [15] . Indiumantimonid (InSb) blev oprindeligt valgt som det primære halvledermateriale til den infrarøde strålingsmodtager , hvilket krævede et arbejdsmiljø afkølet til -196 °C for normal drift. For at arbejde ved en mere acceptabel temperatur på -73 ° C, blev det foreslået at bruge kviksølv - cadmium tellurid (HgCdTe), som er ret almindeligt i skabelsen af ​​GOS-styrede missiler, og også brugt i nattesynsanordninger [16] .

Kommandoen for den amerikanske flåde blev også interesseret i projektet , idet man overvejede muligheden for at bruge missiler til selvforsvar af ubåde. Det blev antaget, at en ubåd placeret i et område med høj aktivitet af fjendtlig antiubådsflyvning ville være i stand til at detektere et nærgående fly eller helikopter ved vibrationer af en given amplitude i vandsøjlen, skabt af en luftstrøm fra under helikopterens propeller eller støjen fra flymotorer, affyr en pop-up bøje med SIAM til overfladen. I modsætning til andre eksperimentelle tilgange, der implementerede affyringen af ​​luftværnsmissiler direkte fra selve ubåden (fra en vertikal affyringsinstallation eller fra et torpedorør ), afslørede ideen om at bruge en pop-up bøje med SIAM ikke selve ubåden, da bøjen svævede uafhængigt og kunne udstyres med en programmerbar for en given tidsforsinkelsesmekanisme. Efterfølgende blev den taktiske og tekniske opgave suppleret med kravene om oprettelse af et luftværnssystem til ubåde og overfladeskibe samt kystinfrastrukturanlæg til flåden.

Enhed

Raketdesign

Udviklet af Ford var SIAM en meget kompakt raket. Den blev drevet af en solid drivmiddelmotor. På grund af søgerens ret ustandardiserede konfiguration var rakettens hoved meget længere og større med hensyn til indre rum end raketter af lignende dimensioner. Strukturelt bestod missilet af et hovedrum, som rummede en radarsporingsmålkoordinator ( ARGSN ) og en målsensor med sikkerhedsaktuator, et styrerum med tilbagetrækkelige kontrolflader, et kontrolrum, som indeholdt missilets indbyggede elektronik. med en binær operationel logisk enhed ansvarlig for missilets udgang ("opvågning") fra standby-tilstand, aktivering/deaktivering af søgeren og affyring af missilet, styrerummet med en infrarød søgeoptoelektronisk sidescanningsenhed ( IKGSN ) indeni, kamprummet med en højeksplosiv sprængladning og færdiglavet submunition, et motorrum med en hovedmotor indeni og en dyseblok med et forbrændingskammer og en udløbsklokke indeni og en tilbagetrækkelig hale (vinger) udenfor. Raketten blev affyret fra en lodret rørformet beholder (som skulle droppes med faldskærm fra fly), udstyret med understøtninger til korrekt installation, når den blev tabt. Rakettens hoved stak ud fra beholderen til ydersiden.

Homing hoved

Udseendet af et fjendtligt fly i detektionszonen aktiverede automatisk missilets dual-range homing-hoved, som implementerede passiv infrarød homing-teknologi med aktiv radar homing , som begyndte at spore målet. Hvis målet fløj forbi, slukkede GOS, og raketelektronikken skiftede igen til standby-tilstand. Hvis målet var inden for ødelæggelsesradius, startede raketten automatisk motoren, lettede fra containeren og satte sig ind på målet. Søgeren arbejdede i den aktive radar-målsøgningstilstand i de indledende og marcherende sektioner af flyvebanen og skiftede til den passive infrarøde målsøgningstilstand i terminalsektionen [1] .

SIAM overflade-til-luft missil cutaway med dimensioner og optisk system array detail.svg Enheden af ​​raketten, princippet om drift af styresystemet og de overordnede parametre for rakettens forskellige rum

Prøver

I 1980-1981 gennemgik missilet en række testopsendelser fra landbaserede løfteraketter. Den første testlancering af en eksperimentel prototype af missilforsvarssystemet fandt sted på White Sands træningsplads på en ubemandet helikopter QH-50C , udstyret med squibs til at simulere et luftmål og fløj i en højde af halvanden tusinde fod ( omkring 460 meter) to miles (ca. 3220 m) fra startpositionen [17] . I et tilfælde blev en kampsituation nøjagtigt simuleret: et missil installeret i position uafhængigt spottet, sporet og ramt en ubemandet helikopter. Men flåden, som skulle stå for den videre promovering af programmet, opgav i sidste øjeblik SIAM på grund af mangel på midler til udvikling af sekundære programmer. Som følge heraf blev programmet lukket.

Taktiske og tekniske karakteristika

Informationskilder  : Air Defence Systems Arkiveret 14. februar 2017 på Wayback Machine . / Redigeret af CE Howard. - Cointrin, Schweiz: Interavia SA, 1982. - S. 89-90 - 160 s. - (The International Defence Review Special Series; 14).

Se også

Noter

  1. ↑ 1 2 3 Autonomous Missile Demonstrated , Military Review , marts 1981, v. 61, nr. 3, s. 83, ISSN 0026-4148.
  2. ↑ 1 2 3 4 Varnado, 1974 , s. 9.
  3. ↑ 1 2 3 Varnado, 1974 , s. 5.
  4. ↑ Varnado, 1974 , s. ti.
  5. ↑ Varnado, 1974 , s. 25.
  6. ↑ Varnado, 1974 , s. 2-3.
  7. ↑ Varnado, 1974 , s. 59.
  8. ↑ 1 2 Varnado, 1974 , s. 19.
  9. ↑ Varnado, 1974 , s. 53.
  10. ↑ Varnado, 1974 , s. elleve.
  11. ↑ Varnado, 1974 , s. 12.
  12. ↑ Varnado, 1974 , s. fjorten.
  13. ↑ Varnado, 1974 , s. 17.
  14. ↑ Varnado, 1974 , s. 17-19.
  15. ↑ 1 2 Varnado, 1974 , s. 22.
  16. ↑ Varnado, 1974 , s. tyve.
  17. ↑ SIAM Nearly Severs Target on First Flight Arkiveret 25. december 2017 på Wayback Machine , Machine Design , 24. april 1980, v. 52, nr. 9, s. 10, ISSN 0024-9114.

Litteratur

Links