Содержание статьи
РАКЕТНОЕ ОРУЖИЕ, управляемые реактивные снаряды и ракеты – беспилотные средства вооружения, траектории движения которых от стартовой точки до поражаемой цели реализуются с использованием ракетных или реактивных двигателей и средств наведения. Ракеты обычно имеют новейшее электронное оборудование, а при изготовлении их используются наиболее совершенные технологии.
Уже в 14 в. ракеты использовались в Китае в военных целях. Однако только в 1920–1930-х годах появились технологии, позволяющие оборудовать ракету приборами и средствами управления, способными провести ее от стартовой точки до цели. Сделать это позволили прежде всего гироскопы и электронное оборудование.
Версальский договор, которым завершилась Первая мировая война , лишил Германию наиболее важных видов оружия и запретил ей перевооружение. Однако в этом договоре не были упомянуты ракеты, поскольку разработка их считалась неперспективной. В результате германское военное ведомство проявило интерес к ракетам и управляемым реактивным снарядам, что открыло новую эру в области вооружений. В конечном счете оказалось, что нацистская Германия разрабатывала 138 проектов управляемых снарядов различных типов. Наиболее известными из них являются два вида «оружия возмездия»: крылатая ракета Фау-1 и баллистическая ракета с инерциальной системой наведения Фау-2. Они нанесли тяжелый урон Великобритании и силам союзников в годы Второй мировой войны.
Существует множество различных типов боевых ракет, однако для любого из них характерно использование новейших технологий в области управления и наведения, двигателей, боеголовок, создания электронных помех и пр.
Если ракета запущена и не теряет в полете устойчивости, необходимо еще вывести ее на цель. Разработаны различные типы систем наведения.
Для первых баллистических ракет считалось приемлемым, если инерциальная система выводила ракету в точку, располагающуюся в нескольких километрах от цели: при полезном грузе в виде ядерного заряда уничтожение цели в этом случае вполне возможно. Однако это заставило обе стороны дополнительно защитить наиболее важные объекты, располагая их в укрытиях или бетонных шахтах. В свою очередь конструкторы ракет усовершенствовали инерциальные системы наведения, обеспечив корректировку траектории ракеты средствами астронавигации и отслеживания земного горизонта. Существенную роль сыграли и достижения в гироскопии. К 1980-м годам погрешность наведения межконтинентальных баллистических ракет составляла менее 1 км.
Для большинства ракет, несущих обычные взрывчатые вещества, необходима та или иная система самонаведения. При активном самонаведении ракета снабжается собственным радиолокатором и электронным оборудованием, которое ведет ее до встречи с целью.
При полуактивном самонаведении цель облучается радиолокатором, расположенным на стартовой площадке или вблизи нее. Ракета наводится по сигналу, отраженному от цели. Полуактивное самонаведение сохраняет на стартовой площадке много дорогостоящего оборудования, однако дает оператору возможность контроля за выбором цели.
Лазерные целеуказатели, которые стали использоваться с начала 1970-х годов, во вьетнамской войне доказали свою высокую эффективность: они уменьшили время, в течение которого летный экипаж остается доступным вражескому огню, и количество ракет, необходимых для поражения цели. Система наведения такой ракеты фактически не воспринимает какого-либо излучения, кроме испускаемого лазером. Поскольку рассеяние лазерного луча невелико, он может облучать область, не превышающую габаритов цели.
Пассивное самонаведение сводится к обнаружению излучения, которое испускается или отражается целью, с последующим вычислением курса, выводящего ракету на цель. Это могут быть радиолокационные сигналы, излучаемые системами ПВО противника, свет и тепловое излучение двигателей самолета или другого объекта.
Используемая обычно методика управления основывается на проводной или оптоволоконной связи ракеты с пусковой платформой. Такая связь снижает стоимость ракеты, поскольку наиболее дорогостоящие компоненты остаются в пусковом комплексе и могут использоваться многократно. В ракете сохраняется лишь небольшой управляющий блок, который необходим для обеспечения устойчивости начального движения ракеты, стартующей с пускового устройства.
Движение боевых ракет обеспечивается, как правило, ракетными двигателями твердого топлива(РДТТ); в некоторых ракетах используется жидкое топливо, а для крылатых ракет предпочтительны реактивные двигатели. Ракетный двигатель автономен, и его работа не связана с поступлением воздуха извне (как работа поршневых или реактивных двигателей). Горючее и окислитель твердого топлива измельчены до порошкообразного состояния и смешаны с жидким связующим. Смесь заливается в корпус двигателя и отверждается. После этого не нужно никаких приготовлений для приведения двигателя в действие в боевых условиях. Хотя большинство тактических управляемых ракет действует в атмосфере, они снабжаются ракетными, а не реактивными двигателями, так как твердотопливные ракетные двигатели быстрее подготавливаются к пуску, почти не имеют движущихся частей и энергетически более эффективны. Реактивные двигатели используются в управляемых снарядах с длительным временем активного полета, когда использование атмосферного воздуха дает существенный выигрыш. Жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) широко использовались в 1950–1960-х годах.
Совершенствование технологии изготовления твердого топлива позволило приступить к производству РДТТ с контролируемыми характеристиками горения, исключающими образование трещин в заряде, которые могли бы привести к аварии. Ракетные двигатели, особенно твердотопливные, стареют по мере того, как входящие в них вещества постепенно вступают в химические связи и изменяют состав, поэтому следует периодически проводить контрольные огневые испытания. Если не подтверждается принятый срок годности какого-либо из испытываемых образцов, заменяется вся партия.
При использовании осколочных боеголовок в момент взрыва на цель направляются металлические осколки (обычно тысячи стальных или вольфрамовых кубиков). Такая шрапнель наиболее эффективна при поражении самолетов, средств связи, радиолокаторов ПВО и людей, находящихся вне укрытия. Боеголовка приводится в действие взрывателем, который детонирует при поражении цели или на некотором расстоянии от нее. В последнем случае, при так называемом неконтактном инициировании, срабатывание взрывателя происходит, когда сигнал от цели (отраженный радиолокационный луч, тепловое излучение либо сигнал от небольших бортовых лазеров или светочувствительных датчиков) достигает некоторого порога.
Для поражения танков и бронемашин, укрывающих солдат, применяются кумулятивные заряды, обеспечивающие самоорганизующееся формирование направленного движения осколков боеголовки.
Достижения в области систем наведения позволили конструкторам создать кинетическое оружие – ракеты, поражающее действие которых определяется чрезвычайно большой скоростью движения, которая при ударе приводит к выделению огромной кинетической энергии. Такие ракеты обычно используются для противоракетной обороны.
Применение боевых ракет тесно связано с созданием электронных помех и средств борьбы с ними. Целью таких помех является создание сигналов или шума, которые «обманут» ракету и заставят ее следовать за ложной целью. Ранние способы создания электронных помех сводились к выбросу ленточек алюминиевой фольги. На экранах локаторов присутствие ленточек превращается в визуальное отображение шума. Современные системы создания электронных помех анализируют принятые радиолокационные сигналы и передают ложные, чтобы ввести противника в заблуждение, или просто генерируют радиочастотные помехи, достаточные для того, чтобы заглушить систему противника. Важной частью военной электроники стали компьютеры. Неэлектронные помехи включают в себя создание вспышек, т.е. ложных целей для ракет противника с тепловым наведением, а также специально спроектированных реактивных турбин, смешивающих атмосферный воздух с выхлопными газами для снижения инфракрасной «заметности» самолета.
Системы борьбы с электронными помехами используют такие приемы, как изменение рабочих частот и применение поляризованных электромагнитных волн.
Требование минимального обслуживания и высокой боеготовности ракетного оружия привели к разработке т.н. «сертифицированных» ракет. Собранные и проверенные ракеты герметизируются на заводе в контейнере и после этого поступают на склад, где они хранятся, пока не будут затребованы воинскими частями. При этом становится излишней сборка в полевых условиях (практиковавшаяся для первых ракет), а электронное оборудование не требует проверок и устранения неисправностей.
Баллистические ракеты предназначаются для транспортировки термоядерных зарядов к цели. Их можно классифицировать следующим образом: 1) межконтинентальные баллистические ракеты (МБР) с дальностью полета 5600–24 000 км, 2) ракеты промежуточной дальности (выше средней) – 2400–5600 км, 3) «морские» баллистические ракеты (с дальностью 1400–9200 км), запускаемые с подводных лодок, 4) ракеты средней дальности (800–2400 км). Межконтинентальные и морские ракеты в совокупности со стратегическими бомбардировщиками образуют т.н. «ядерную триаду».
Баллистическая ракета затрачивает лишь считанные минуты на перемещение своей боеголовки по параболической траектории, заканчивающейся на цели. Большая часть времени движения боеголовки затрачивается на полет и спуск в космическом пространстве. Тяжелые баллистические ракеты обычно несут несколько боеголовок индивидуального наведения, направляемых на одну и ту же цель или имеющих «свои» цели (как правило, в радиусе нескольких сотен километров от основной мишени). Для обеспечения нужных аэродинамических характеристик при входе в атмосферу боеголовке придается линзообразная или коническая форма. Аппарат снабжен теплозащитным покрытием, которое сублимирует, переходя из твердого состояния сразу в газообразное, и тем самым обеспечивает унос тепла аэродинамического нагрева. Боеголовка снабжается небольшой собственной навигационной системой для компенсации неизбежных траекторных отклонений, которые могут изменить точку встречи.
Первый успешный полет Фау-2 состоялся в октябре 1942. Всего было изготовлено более 5700 таких ракет. Успешно стартовали 85% из них, но лишь 20% поразили цель, остальные же взорвались при подлете. 1259 ракет поразили Лондон и его окрестности. Однако наиболее пострадал бельгийский порт Антверпен.
В рамках крупномасштабной программы исследований с использованием германских ракетных специалистов и ракет Фау-2, захваченных при разгроме Германии, армейские специалисты США спроектировали и испытали ракеты «Корпорал» с малым и «Редстоун» со средним радиусом действия. На смену ракете «Корпорал» вскоре пришел твердотопливный «Сарджент», а место «Редстоуна» занял «Юпитер» – более крупная ракета на жидком топливе с дальностью выше средней.
Разработка МБР в США началась в 1947. «Атлас», первая МБР США, поступила на вооружение в 1960.
Советский Союз примерно в это же время приступил к разработке более крупных ракет. Его «Сэпвуд» (SS-6), первая в мире межконтинентальная ракета, стала реальностью после запуска первого спутника (1957).
Ракеты США «Атлас» и «Титан-1» (последняя принята на вооружение в 1962), как и советская SS-6, использовали криогенное жидкое топливо, и поэтому время их подготовки к старту измерялось часами. «Атлас» и «Титан-1» первоначально размещались в ангарах повышенной прочности и лишь перед пуском приводились в боевое состояние. Однако спустя некоторое время появилась ракета «Титан-2», размещавшаяся в бетонированной шахте и имевшая подземный центр управления. «Титан-2» работал на самовоспламеняющемся жидком топливе длительного хранения. В 1962 вступил в строй «Минитмен», трехступенчатая МБР на твердом топливе, доставляющая единственный заряд мощностью в 1 Мт к цели, удаленной на расстояние 13 000 км.
Владельцы патента RU 2400690:
Изобретение относится к оборонной технике. Технический результат - повышение вероятности попадания ракеты в маневрирующую цель. Система наведения противосамолетных ракет сравнивает сигналы оптической и инфракрасной цифровых фотокамер и сигнала радиолокационной станции и по результирующему сигналу отличает истинные цели от ложных. Система формирует траекторию упреждения путем обратной связи рулей с подвижной головкой самонаведения - головка поворачивается в сторону, противоположную отклонению рулей до тех пор, пока рули не встанут в нейтральное положение. Система может производить опережающее упреждение на фюзеляж путем смещения нейтрали датчика положения рулей в ту же сторону, что и отклонение головки, или дополнительного смещения головки в ту же сторону. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к ракетам классов «воздух-воздух» и «земля-воздух» со всеми типами головок самонаведения (далее ГСН).
Известны ракеты с тепловыми ГСН (см. «История авиационного вооружения», Минск, 1999, стр.444), содержащие фюзеляж, двигатель, инфракрасный или радиолокационный датчик цели, усилители и приводы рулей, но они могут быть уведены от цели тепловыми ловушками или солнцем. Известны ракеты с коррекцией траектории по скорости прецессии гироскопов (см. там же, стр.417), но эта система сложна и недостаточно точна, что при энергичном маневре самолета-цели может привести к промаху.
Задача изобретения - повышение вероятности попадания ракеты в маневрирующую цель на фоне помех. Эта задача решается совместно двумя путями. Во-первых, осуществлением электронной дискриминации ложных инфракрасных целей. И во-вторых, более точным наведением ракеты по пересекающейся траектории, а еще лучше - по слегка опережающей траектории. При этом ловушки быстрее выходят из поля зрения ГСН ракеты, а рули ракеты находятся практически в нейтральном положении, что обуславливает повышенную готовность ракеты к выполнению максимального маневра в любом направлении.
Изобретение 1. Предлагаемая система кроме усилителей и приводов рулей содержит в качестве датчика цели две цифровых фотокамеры, одна из которых работает в оптическом диапазоне, а другая - в инфракрасном (далее «оптическая фотокамера» и «инфракрасная фотокамера»). Пиксели этих фотокамер связаны блоком порогового пропускания сигналов (далее ППС) оптической фотокамеры (например, с помощью динисторов) и блоком выключения соответствующих инфракрасных пикселей (далее ВИП) инфракрасной фотокамеры (например, двухтранзисторной схемой «электронный ключ»).
То есть сигнал с пикселей оптической фотокамеры не проходит дальше, пока его уровень не достигнет определенной яркости (ярче, чем сигнал от сопла реактивного двигателя самолета, неба, облаков). Если же сигнал превышает эту яркость, например сигнал от солнца, от тепловой ловушки, то он проходит блок ППС почти без ослабления и поступает на блок ВИП, который отключает изображение с того же самого участка инфракрасной фотокамеры, см. фиг.1.
То есть там, где на виртуальном изображении оптической фотокамеры имеется яркая засветка, на том же участке инфракрасной фотокамеры «вырезается» черное пятно, и ракета как бы не «видит» источник инфракрасного излучения, если он одновременно является источником видимого излучения. Таким образом, ракета не реагирует на солнце, ловушки и горящие самолеты.
Следует заранее предусмотреть контрмеры противника: для того чтобы выдать истинную цель за ложную, достаточно увеличить светимость сопла самолета, для чего можно вдуть в сопло порошок алюминия или просто дополнительное количество топлива. В этом случае система на виртуальном инфракрасном изображении «вырежет» черное пятно на месте сопла самолета и инфракрасных сигналов не будет.
Если это произошло достаточно близко от самолета, то ракету это не обманет - она при достаточной чувствительности перенацелится на передние кромки крыльев или лопастей, или на воздухозаборники. Но если до цели еще далеко, и она идентифицируется как точечный объект, это может обмануть ракету.
Чтобы этого не произошло, система наведения имеет электронный ключ управления (далее ЭКУ), который по нулевому сигналу (отсутствию сигнала) с инфракрасной фотокамеры через линию задержки (допустим, реле времени на 0,001 с) отключает оптически видимый канал (например, блок ВИП), и ракета опять видит все инфракрасные цели. Потом ЭКУ опять включает оптический канал, а инфракрасный канал опять «слепнет». В таком пульсирующем режиме ракета тем не менее будет уверенно наводиться на самый мощный источник инфракрасного излучения до тех пор, пока инфракрасная фотокамера не захватит входные кромки крыльев. Или ракета до конца будет наводиться на самый мощный тепловой источник.
Розничная цена цифровых фотоаппаратов упала до 2000 рублей, а размеры встроенных в мобильные телефоны фотокамер с разрешением 2 Мпк приблизились к размерам горошины. Поэтому предлагаемая часть системы наведения будет иметь размеры наперстка, вес - несколько граммов, и стоимость около 10000 рублей.
Если ГСН комбинированная и имеет, кроме оптического и теплового каналов, еще и активную или полуактивную радиолокационную станцию (далее РЛС), то надежность и помехозащищенность наведения могут быть значительно повышены. Для этого селективный оптико-инфракрасный сигнал о цели и сигнал радиолокационного канала в том же формате и масштабе подаются на логический блок «И-ДА», сигнал с которого поступает далее в систему для исполнения, на усилители и приводы рулей.
То есть ракета наводится только на ту цель, которая излучает инфракрасное излучение, не имеет сильного оптического излучения и отражает активный или пассивный радиолокационный сигнал.
Такая комбинированная схема особенно полезна в облачную погоду: если самолет, обнаружив пуск ракеты, нырнет в облачность, может произойти срыв захвата тепловой ГСН. А наличие радиолокационного канала позволит продолжить атаку. Соответственно, наличие теплового канала позволяет ракете быть нечувствительной к искусственным и естественным помехам в радиоканале.
Изобретение 2. Наведение ракеты по скорости прецессии гироскопов недостаточно качественное. Предлагаемая ракета имеет простую и надежную, не боящуюся электронного импульса систему получения пересекающейся траектории. Система состоит из подвижной в двух плоскостях ГСН любого типа, усилителя, приводов рулей, датчика положения рулей и приводов ГСН. Для ракеты с крестообразным крылом необходимо два таких канала - по горизонтали и по вертикали.
Алгоритм работы системы таков: после пуска ГСН управляет ракетой, отклоняя рули. Но и сама ГСН отклоняется в сторону, противоположную отклонению рулей (при аэродинамической схеме «флюгерная утка», а при задних и газовых рулях - наоборот), причем со скоростью, пропорциональной отклонению рулей. То есть совместно с приводом ГСН, накапливающим отклонение, происходит пропорционально-интегральное («ПИ-регулирование») курсового угла цели относительно ракеты. Отклонение ГСН будет нарастать до тех пор, пока датчики отклонения рулей от «нуля» (нейтрального положения) не покажут «0», то есть рули встанут в нейтральное положение. После чего ГСН останется в том же положении, а ракета будет лететь по прямой траектории. При этом курсовой угол цели по отношению к ракете будет постоянным. Что, как известно, приводит к попаданию в цель, см. фиг.2.
Желательно, чтобы ракета не вращалась, по крайне мере, быстрее 0,2 оборота в секунду. Специальных мер для этого можно не предпринимать. Достаточно соблюдать точность изготовления и производить контрольную продувку ракеты в аэродинамической трубе. Хотя, конечно, надежней иметь стабилизацию крена с помощью «ножниц» и рулей.
Анализ промахов ракет показал, что, как правило, ракеты проходят позади целей. Это связано с тем, что обработка сигнала системой наведения требует времени. Существуют системы поправки наведения, например сдвиг наведения с сопла на фюзеляж, но они достаточно сложны. Предлагаемая ракета имеет простую и надежную коррекцию траектории пересечения на небольшое опережение.
Для этого описанная система дополнительно содержит механизм или электронный элемент (например, мостовую электрическую схему), смещающий «0» датчика положения рулей на фиксированную или зависящую от скорости величину (допустим, на 0,1 градуса) в ту же сторону, в какую повернута ГСН относительно продольной оси ракеты (см. фиг.3 пунктиром). Или после того, как рули встали в «0», дополнительно смещает ГСН в ту же сторону.
В результате ракета летит с несколько большим, чем надо, упреждением и пролетела бы впереди цели, если бы не постоянный полет по очень пологой дуге. На заключительном этапе полета ракета «недорегулирует» и попадет на 2-3 метра впереди источника излучения (впереди сопла, впереди центра эффективной площади радиолокационного рассеяния).
Не следует опасаться, что наличие механизма поворота ГСН, быстродействие которого во избежание перерегулирования должно быть меньше быстродействия рулей, но больше скорости реакции ракеты на рули, уменьшит маневренность ракеты. Этого не произойдет - ГСН всегда с опережением будет отслеживать цель, а быстродействие рулей останется на прежнем уровне.
Для ракеты с плоским крылом система будет иметь несколько иной вид. ГСН должна управляться в двух плоскостях и по крену, то есть крен ракеты должен приводить к такому же крену в ту же сторону ГСН относительно своей оси. Крен ГСН можно производить не механически, а виртуально - смещая ориентацию развертки изображения. Ракета по прежнему должна иметь два канала управления, но не по горизонтали и вертикали, а по тангажу и крену. Для этого она должна иметь всего два раздельно управляемых (левый и правый) горизонтальных аэродинамических и/или газовых руля. То есть все отличие в том, что управление ракеты по рысканью производится не отклонением вертикальных рулей, а пропорциональным креном (вплоть до 90 градусов) и соответствующим увеличением тангажа. В остальном система идентична вышеописанной с той разницей, что коррекция траектории на опережение производится небольшим смещением «0» датчика крена в сторону отклонения ГСН. Или, также как в варианте с крестообразным крылом, дополнительным смещением ГСН в сторону цели.
На фиг.1 изображена блок-схема наведения (фрагмент), состоящая из оптической и инфракрасной фотокамер ОФК и ИФК, блока порогового пропускания сигналов ППС, блока выключения инфракрасных пикселей ВИП, электронного ключа управления ЭКУ, линии задержки ЛЗ, и дополнительно может иметь радиолокационную станцию РЛС и логический блок «И-ДА».
На фиг.2 показан процесс наведения ракеты в точку упреждения, где: 1 - ракета, 2 - ГСН, 3 - рули, 4 - цель.
На фиг.3 изображена блок-схема системы наведения (фрагмент - только система упреждения) по одному направлению, где: ГСН - головка самонаведения, П - привод головки, УС - усилитель, СН - блок смещения нуля датчика положения рулей ДР.
Работает система на фиг.1 так: сигнал с оптической фотокамеры ОФК через блок порогового пропускания сигналов ППС поступает на блок выключения инфракрасных пикселей ВИП, который «вырезает» соответствующее оптическому сигналу место на изображении инфракрасной фотокамеры ИФК. При отсутствии сигнала с ИФК электронный ключ управления ЭКУ через линию задержки ЛЗ периодически отключает блок ВИП, и сигнал с ИФК становится пульсирующим, что не мешает наведению на цель.
Дополнительно система может иметь РЛС, сигнал с которой поступает на блок «И-ДА», откуда при наличии сигнала с ИФК логический сигнал поступает далее в систему для исполнения.
После запуска ракеты 1 на фиг.2, 3 по цели 4, летящей влево, ГСН 2 подает сигнал, и рули 3 поворачиваются влево. При этом датчик положения рулей ДР выдает сигнал на усилитель УС, и привод П поворачивает ГСН вправо. Но ГСН стремится удержать цель в центре своего поля зрения и поэтому командует ракете поворачивать влево в сторону упреждения до тех пор, пока рули не займут нейтральное положение. Ракета летит по пересекающееся прямой траектории «п». Полезно также навести ракету на пересекающуюся траекторию и повернуть ГСН на цель еще до пуска.
Система может дополнительно иметь блок смещения нуля датчика рулей СН, который смещает нейтральное положение датчика рулей (например, электрическим способом с помощью управляемой мостовой схемы) вправо. В этом случае ракета летит по опережающей пологой дуге «о» и попадет в фюзеляж несколько впереди точки прицеливания.
1. Система наведения противосамолетных ракет, содержащая приводы рулей и усилители, отличающаяся тем, что она снабжена блоком порогового пропускания сигнала, цифровой оптической фотокамерой и цифровой инфракрасной фотокамерой, блоком выключения пикселей цифровой инфракрасной фотокамеры, электронным ключом, линией задержки, при этом оптическая фотокамера соединена через блок порогового пропускания сигнала с блоком выключения пикселей инфракрасной фотокамеры, а инфракрасная фотокамера через электронный ключ и линию задержки соединена с блоком выключения пикселей инфракрасной фотокамеры для блокирования сигнала с оптической фотокамеры.
2. Система по п.1, отличающаяся тем, что она содержит активную или полуактивную радиолокационную станцию и логический блок "И-ДА", входы которого соединены с радиолокационной станцией и с инфракрасной фотокамерой, а выход - с системой наведения.
3. Система наведения противосамолетных ракет, содержащая приводы рулей и усилители, отличающаяся тем, что она снабжена подвижной головкой самонаведения и датчиками положения рулей, причем головка самонаведения выполнена с возможностью отклонения по сигналу датчика положения рулей в сторону, противоположную отклонению рулей.
4. Система по п.3, отличающаяся тем, что она снабжена механизмом или электрической схемой, выполненными с возможностью смещения нейтрального положения датчика положения рулей в ту же сторону, что и отклонение головки самонаведения от продольной оси ракеты или дополнительного смещения головки самонаведения в ту же сторону
Зенитный ракетный комплекс.
Введение:
Зенитный ракетный комплекс (ЗРК) - совокупность функционально связанных боевых и технических средств, обеспечивающих решение задач по борьбе со средствами воздушно-космического нападения противника.
Современное развитие ЗРК, начиная с 1990-х, в основном направлено на увеличение возможностей поражения высокоманевренных, низколетящих и малозаметных целей. Большинство современных ЗРК, проектируется также, с расчётом на по крайней мере ограниченные возможности по уничтожению ракет малой дальности.
Так, развитие американского ЗРК «Patriot» в новых модификациях начиная с PAC-1 было в основном переориентировано на поражение баллистических, а не аэродинамических целей. Предполагая аксиомой военной кампании возможность достижения превосходства в воздухе на достаточно ранних стадиях конфликта, США и ряд других стран рассматривают как основного оппонента для ЗРК не пилотируемые самолёты, а крылатые и баллистические ракеты противника.
В СССР и позднее в России, продолжалось развитие линейки зенитных ракет С-300. Был разработан, ряд новых комплексов, включая принятую на вооружение в 2007 году ЗРС С-400. Основное внимание при их создании уделялось увеличению количества одновременно сопровождаемых и обстреливаемых целей, совершенствованию способности поражать низколетящие и малозаметные цели. Военная доктрина РФ и ряда других государств отличается более комплексным подходом к ЗРК большой дальности, рассматривая их не как развитие зенитной артиллерии, но как самостоятельную часть военной машины, совместно с авиацией обеспечивающую завоевание и удержание господства в воздухе. Противоракетной обороне от баллистических ракет уделялось несколько меньше внимания, но в последнее время ситуация переменилась.
Особое развитие получили военно-морские комплексы, среди которых на одном из первых мест стоит система оружия «Иджис» с ЗУР «Стандарт». Появление УВП Mk 41 с очень высоким темпом пуска ракет и высокой степенью универсальности, за счёт возможности размещения в каждой ячейке УВП широкой гаммы управляемого оружия способствовало широкому распространению комплекса. На данный момент ракеты «Стандарт» состоят на вооружении флотов семнадцати государств. Высокие динамические характеристики и универсальность комплекса способствовали разработке на его базе противоракет и противоспутникового оружия SM-3, на данный момент составляющих основу противоракетную оборону (ПРО) США.
История:
Первая попытка создать управляемый дистанционно снаряд для поражения воздушных целей была предпринята в Великобритании Арчибальдом Лоу. Его «воздушная цель» (Aerial Target), названная так для введения в заблуждение немецкой разведки, представляла собой радиокомандно управляемый винтовой аппарат с поршневым двигателем ABC Gnat. Снаряд предназначался для уничтожения цеппелинов и тяжелых германских бомбардировщиков. После двух неудачных запусков в 1917 году, программа была закрыта из-за малого интереса к ней командования ВВС.
В 1935 году, Сергей Королев предложил идею зенитной ракеты «217», наводящейся по лучу прожектора при помощи фотоэлементов. Работы над снарядом велись некоторое время до стадии отработки.
В самом начале Второй Мировой Войны Великобритания активно рассматривала различные проекты создания зенитных ракет. Из-за нехватки ресурсов, впрочем, большее внимание было уделено более традиционным решениям в виде пилотируемых истребителей и усовершенствованных зенитных орудий, и ни один из проектов 1939-1940 года не был доведен до практического применения. С 1942 года в Великобритании велись работы над созданием зенитных управляемых снарядов Brakemine и Stooge, также не завершенные в связи с окончанием военных действий.
Первыми в мире зенитными управляемыми ракетами, доведенными до стадии опытного производства, были создаваемые с 1943 года в Третьем рейхе ракеты «Рейнтохтер», Hs-117 «Шметтерлинг» и «Вассерфаль» (последняя к началу 1945 года была испытана и готова к запуску в серийное производство, которое так и не началось).
В 1944 году, столкнувшись с угрозой со стороны японских камикадзе, ВМФ США инициировал разработку зенитных управляемых снарядов, предназначенных для защиты кораблей. Были запущены два проекта - дальнобойная зенитная ракета Lark и более простая KAN. Ни одна из них не успела принять участия в боевых действиях. Разработка Lark продолжалась до 1950 года, но хотя ракета успешно прошла испытания, она была сочтена слишком устаревшей морально и никогда не устанавливалась на корабли.
Состав:
средства транспортировки зенитных управляемых ракет (ЗУР) и заряжания ими пусковой установки;
пусковая установка ЗУР;
зенитные управляемые ракеты;
средства разведки воздушного противника;
наземный запросчик системы определения госпринадлежности воздушной цели;
средства управления ракетой (может находиться на ракете - при самонаведении);
средства автоматического сопровождения воздушной цели (может находиться на ракете);
средства автоматического сопровождения ракеты (самонаводящимся ракетам не требуется);
средства функционального контроля оборудования;
Классификация:
По театру военных действий:
корабельные
сухопутные
Сухопутные ЗРК по мобильности:
стационарные
малоподвижные
мобильные
По способу движения:
переносные
буксируемые
самоходные
По дальности
ближнего действия
малой дальности
средней дальности
большой дальности
По способу наведения (см. способы и методы наведения)
с радиокомандным управлением ракетой 1-го или 2-го рода
с наведением ракет по радиолучу
с самонаведением ракеты
По способу автоматизации
автоматические
полуавтоматические
неавтоматические
Способы и методы наведения ЗУР:
Телеуправление первого рода
Телеуправление второго рода
Станция сопровождения цели находится на борту ЗУР и координаты цели относительно ракеты передаются на землю
Летящая ЗУР сопровождается станцией визирования ракеты
Необходимый маневр рассчитывается наземным счётно-решающим прибором
На ракету передаются команды управления, которые преобразуются автопилотом в управляющие сигналы рулям
Теленаведение по лучу
Станция сопровождения цели находится на земле
Наземная станция наведения ракет создает в пространстве электромагнитное поле, с равносигнальным направлением, соответствующим направлению на цель.
Счетно-решающий прибор находится на борту ЗУР и вырабатывает команды автопилоту, обеспечивая полет ракеты вдоль равносигнального направления.
Самонаведение
Станция сопровождения цели находится на борту ЗУР
Счетно-решающий прибор находится на борту ЗУР и генерирует команды автопилоту, обеспечивающие сближение ЗУР с целью
Виды самонаведения:
активное - ЗУР использует активный метод локации цели: излучает зондирующие импульсы;
полуактивное - цель облучается наземной РЛС подсвета, а ЗУР принимает эхо-сигнал;
пассивное - ЗУР лоцирует цель по её собственному излучению (тепловому следу, работающей бортовой РЛС и т. п.) или контрасту на фоне неба (оптическому, тепловому и т. п.).
Двухточечные методы - наведение осуществляется на основании информации о цели (координат, скорости и ускорения) в связанной системе координат (системе координат ракеты). Применяются при телеуправлении 2-го рода и самонаведении.
Метод пропорционального сближения - угловая скорость вращения вектора скорости ракеты пропорциональна угловой скорости поворота линии визирования (линии «ракета-цель»)
Метод погони - вектор скорости ракеты всегда направлен на цель;
Метод прямого наведения - ось ракеты направлена на цель (близок к методу погони с точностью до угла атаки α
и угла скольжения β, на которые вектор скорости ракеты повернут относительно ее оси).
Метод параллельного сближения - линия визирования на траектории наведения остается параллельной самой себе.
2. Трехточечные методы - наведение осуществляется на основании информации о цели (координат, скоростей и ускорений) и о наводимой на цель ракете (координат, скоростей и ускорений) в стартовой системе координат, чаще всего связанной с наземным пунктом управления. Применяются при телеуправлении 1-го рода и теленаведении.
Метод трех точек (метод совмещения, метод накрытия цели) - ракета находится на линии визирования цели;
Метод трех точек с параметром - ракета находится на линии, упреждающей линию визирования на угол, зависящий от
разности дальностей ракеты и цели.
В пример хочу привести ЗРК "Оса".
«Оса» (индекс ГРАУ - 9К33, по классификации МО США и НАТО: SA-8 Gecko («Геккон»)) - советский автоматизированный войсковой зенитный ракетный комплекс. Комплекс является всепогодным и предназначен для прикрытия сил и средств мотострелковой (танковой) дивизии во всех видах боевых действий.
Разработка автономного самоходного войскового зенитного ракетного комплекса "Оса" (9К33) началась в соответствии с Постановлением СМ СССР от 27 октября 1960 г. Впервые ставилась задача разработки автономного комплекса с размещением на одном самоходном плавающем шасси (боевой машине) как всех боевых средств, включая радиолокационные станции и пусковую установку с ракетами, так и средств связи, навигации и топопривязки, контроля, а также источников электропитания. Новыми были и требования по обнаружению воздушных целей в движении и поражению их огнем с коротких остановок. Вес ЗУР не должен был превышать 60-65 кг, что позволяло бы двум военнослужащим осуществлять вручную операции по заряжению пусковой установки.
Основным предназначением комплекса было прикрытие от низколетящих целей сил и средств мотострелковых дивизий. Одновременно Постановлением задавалась разработка корабельного ЗРК "Оса-М" с использованием ракеты и части радиоэлектронных средств комплекса "Оса".
Разработка комплекса "Оса" и в СССР шла очень не просто. Неоднократно срывались сроки отработки узлов ракеты, шасси и всего комплекса. В итоге к 1962 году работы фактически так и не вышли из стадии экспериментальной лабораторной отработки основных систем. Эта неудача была предопределена излишним оптимизмом в оценке перспектив развития отечественных твердых топлив и элементной базы бортовой аппаратуры системы управления. На стадии разработки тактико-технических требований комплекс носил наименование "Эллипсоид"
ЗРК 9K33 "Оса" состоял из:
боевой машины 9А33Б со средствами разведки, наведения и пуска, с четырьмя зенитными управляемыми ракетами 9М33,
транспортно-заряжающей машины 9Т217Б с восемью ЗУР,
средств контроля и технического обслуживания, смонтированных на автомобилях.
Боевая машина 9А33Б размещалась на трехосном шасси БАЗ-5937, снабженном водометом для движения на плаву, с мощным ходовым дизельным двигателем, средствами навигации, топопривязки, жизнеобеспечения, связи и электропитания комплекса (от газотурбинного агрегата и от генератора отбора мощности ходового двигателя). Обеспечивалась авиатранспортабельность самолетом Ил-76 и перевозка по железной дороге в пределах габарита 02-Т.
Размещенная на боевой машине 9А33Б за транспортно-пусковыми контейнерами РЛС обнаружения целей представляла собой когерентно-импульсную РЛС кругового обзора сантиметрового диапазона со стабилизированной в горизонтальной плоскости антенной, что позволяло производить поиск и обнаружение целей при движении комплекса. РЛС осуществляла круговой поиск вращением антенны со скоростью 33 об./мин, а по углу места - пререброской луча в одно из трех положений при каждом обороте антенны. При импульсной мощности излучения 250 кВт, чувствительности приемника порядка 10Е-13 Вт, ширине луча по азимуту 1°, по углу места - от 4° в двух нижних положения луча и до 19° в верхнем положении (общий сектор обзора по углу места составлял 27°) станция обнаруживала истребитель на дальности 40 км при высоте полета 5000 м (27 км - на высоте 50 м). Станция была хорошо защищена от активных и пассивных помех.
Установленная на боевой машине РЛС сопровождения цели сантиметрового диапазона волн при импульсной мощности излучения 200 кВт, чувствительности приемника 2x10Е-13 Bт и ширине луча 1° обеспечивала захват цели на автосопровождение на дальности 23 км при высоте полета 5000 ми 14 км при высоте полета 50 м. Среднеквадратичное отклонение автосопровождения цели составляли 0.3 д.у. (делений угломера т.е. 0.06°) по угловым координатам и 3 м по дальности. Станция имела систему селекции движущихся целей и различные средства защиты от активных помех. При сильных активных помехах возможно сопровождение с помощью телевизионно-оптического визира и РЛС обнаружения.
Комплекс обеспечивал поражение целей со скоростью 300 м/с на высотах 200-5000 м в диапазоне дальностей от 2,2-3,6 до 8,5-9 км (с уменьшением максимальной дальности до 4-6 км для целей на малых высотах - 50-100 м). Для сверхзвуковых целей, летящих со скоростью до 420 м/с дальняя граница зоны поражения не превышала 7,1 км на высотах 200-5000 м. Параметр составлял от 2 до 4 км. Рассчитанная по результатам моделирования и боевых пусков ЗУР вероятность поражения цели типа F-4С ("Фантом-2") одной ракетой составляла 0,35-0,4 на высоте 50 м и увеличивалась до 0,42-0,85 на высотах более 100 м.
Самоходное шасси обеспечивало средние скорости движения комплекса по грунтовым дорогам днем - 36 км/ч, ночью - 25 км/ч при максимальных скоростях по шоссе до 80 км/ч. На плаву скорость достигала 7...10 км/ч.
Ракета 9М33
Масса ракеты,кг 128
Масса боевой части,кг 15
Длина ракеты,мм 3158
Диаметр корпуса,мм 206
Размах крыла, мм. 650
Скорость полета ЗУР,м/с 500
Зона поражения, км
По дальности 2..9
По высоте 0,05..5
По параметру 2-6
Вероятность поражения истребителя одной ЗУР 0,35..0,85
Максимальная скорость поражаемых целей,м/с до 420
Время реакции,с 26-34
Время развертывания,мин 3-5
Число ЗУР на боевой машине 4
Год принятия на вооружение 1972
Эксплуатация и испытания:
В ЗРК "Оса" при относительно небольшой дальности удалось обеспечить высокое энергетическое отношение отраженных от цели сигнала к помехам, что позволяло даже в условиях интенсивных помех использовать для обнаружения и сопровождения цели радиолокационные каналы, а при их подавлении - телевизионно-оптический визир. По уровню помехозащищенности ЗРК "Оса" превосходил все войсковые зенитные комплексы первого поколения. Поэтому при применении ЗРК "Оса" в боевых действиях в южном Ливане в начале восьмидесятых годов противником наряду со средствами радиоэлектронного противодействия широко использовались разнообразные тактические приемы, направленные на снижение боеспособности комплекса, в частности, массовый пуск имитирующих боевые самолеты беспилотных летательных аппаратов с последующей атакой ударной авиации на позиции израсходовавших боекомплект ЗРК,
Комплекс также использовался Ливией 15 апреля 1986г. против американских бомбардировщиков, но, по сообщениям иностранной печати, ни одна цель не была сбита.
Во время боевых действий 1987-88гг. в Анголе против южноафриканских ВВС также использовался комплекс "Оса". Были сбиты два дистанционно пилотируемых летательных аппарата и самолет визуального наблюдения.
Перед началом операции "Буря в пустыне" специальное подразделение многонациональных сил с использованием вертолетов проникло на территорию Кувейта, захватило и вывезло ЗРК "Оса" со всей технической документацией, заодно пленив и боевой расчет, состоящий из иракских военнослужащих. По сообщениям прессы, в ходе боевых действий в начале 1991 года иракским ЗРК "Оса" была сбита американская крылатая ракета.
Назначение, классификация, краткая характеристика систем радиоуправления
В соответствии с действующим российским законодательством нарушением права на коммерческую тайну считается не всякое получение третьим лицом неизвестной ему ранее и ценной для него в коммерческом отношении информации, а только завладение этой информацией с помощью незаконных методов. В этой связи на обладателе информации лежит обязанность не только доказать, что эта информация отвечала всем установленным законом критериям охраноспособности, но и что конкретное лицо получило доступ к ней, используя незаконные способы, которые либо прямо запрещены законом (проникновение в жилище, вскрытие корреспонденции и т.д.), либо противоречат общим принципам добросовестности конкуренции (подкуп служащих, не являющихся должностными лицами, приобретение информации у контрагента обладателя права на коммерческую тайну, на котором лежала обязанность по сохранению ее конфиденциальности, и т.д.). Если доказать это обстоятельство правообладатель не сможет, его право защите не подлежит.
Отнесением соответствующих сведений в установленном законом порядке к числу сведений, которые не могут составлять коммерческую тайну.
Система управления подвижными объектами предназначена для вывода объекта в заданную точку пространства, на заданную траекторию или обеспечения встречи управляемого объекта с другим объектом. Для решения этих задач нужно располагать информацией о траекториях движущихся объектов и средствами воздействия на траекторию управляемого объекта . В системах радиоуправления определение координат объектов и передача на управляемый объект корректирующих воздействий (команд) осуществляется с помощью радиосредств.
Системы и объекты радиоуправления весьма разнообразны, например, управление посадкой самолета в условиях плохой видимости земной поверхности ("слепая посадка"), вывод на орбиту искусственного спутника Земли, автоматическая стыковка космических аппаратов, управление ракетами и ракетами. Рассмотрим характеристики систем радиоуправления на примере систем управления ракетами.
Основные задачи радиосредств в системах указанного типа:
Обнаружение цели и измерение ее текущих координат;
Измерение текущих координат ракеты;
Расчет траекторий цели и ракеты;
Выработка команд управления ракетой;
Выработка команды подрыва боевой части ракеты.
Различают три типа систем радиоуправления по способу управления:
Командное радиоуправление;
Радиотеленаведение;
Самонаведение.
Иногда системы двух первых типов объединяют в одну группу систем телеуправления или рассматривают их как разновидности наведения с пункта управления. Системы, в которых используются два способа управления, называют комбинированными .
В системах командного управления сбор информации о текущем положении цели и ракеты осуществляется в пункте управления (ПУ), где также вырабатываются команды управления, передаваемые по радиолинии на ракету. В ПУ системы теленаведения определяют только текущие координаты цели . Требуемая траектория движения ракеты обозначается в пространстве с помощью радиолуча, формируемого в ПУ. Команды управления вырабатываются на ракете в функции отклонения от оси радиолуча.
В системах самонаведения параметры движения цели относительно ракеты определяются с помощью РЛС на ракете. Полученная информация используется для выработки команд управления.
Системы автономного управления, применяемые для наведения ракет на стационарные наземные объекты, характеризуются отсутствием радиоконтакта с целью. Основу автономного управления движением ракет по заданным траекториям составляют навигационные методы. Поэтому данный тип систем управления здесь не рассматривается.
Основные характеристики системы управления, определяющие ее эффективность:
Максимальная дальность поражения цели,
Точность наведения,
Вероятность поражения,
Темп стрельбы (скорострельность),
Помехоустойчивость,
Надежность,
Стоимость.
Максимальная дальность поражения определяется либо дальностью полета ракеты, либо дальностью действия радиолокационных средств системы. Точность наведения характеризуется среднеквадратическим значением минимального расстояния между ракетой и целью, называемого промахом. Вероятность поражения, определяемая часто при условии исправности системы, зависит как от промаха, так и от характеристик боевой части, взрывателя и свойств цели.
Пусковую установку и точку встречи ракеты с целью можно соединить множеством кривых, каждая из которых может рассматриваться как возможная траектория ракеты. При выборе траектории и соответствующего ей метода наведения ракеты учитывают как тактические требования к системе (скорость и маневренные способности цели, требуемую дальность поражения и т.д.), так и ограничения, налагаемые на габаритно-весовые характеристики, стоимость системы управления. Лучшие тактические характеристики системы обеспечиваются в том случае, если траектория полета ракеты близка к прямолинейной. С увеличением кривизны траектории ракеты (при одном и том же характере движения цели) возрастают требования к маневренным возможностям, удлиняется путь, растет время наведения. В то же время реализация траекторий, близких к прямолинейным, связана в некоторых случаях с усложнением аппаратуры системы.
В данном пособии ограничимся рассмотрением двух методов наведения:
Метода накрытия цели:
Метода пропорционального сближения.
Для характеристики движения цели и ракеты в пространстве достаточно рассмотреть проекции их траекторий на две взаимно перпендикулярные плоскости. Поскольку движения объектов в этих плоскостях описываются одинаковыми по структуре уравнениями, в дальнейшем рассмотрим управление в одной плоскости.
Метод наведения полностью определяет так называемую кинематическую траекторию ракеты, т.е. траекторию, которая получилась бы при идеальном выполнении принятого закона управления. Фактическая траектория ракеты отличается от кинематической вследствие инерционности системы управления, ограниченной маневренности ракеты и наличия случайных возмущений, действующих на ракету и систему управления.
Метод накрытия цели. При идеальной реализации метода ракета должна двигаться, оставаясь на линии ПУ - цель (рис.1). К достоинствам метода следует отнести невысокие требования к функциям радиосредств системы: для реализации метода достаточно измерения только угловых координат ракеты и цели. Разность угловых координат представляет собой рассогласование в системе. Управляющая команда должна быть пропорциональна линейному смещению ракеты с линии ПУ – цель , где - расстояние ракеты от ПУ.
Рис .1 . Иллюстрация наведения по методу накрытия цели:
а) - ошибка наведения отсутствует, б) - ошибка наведения не равна нулю
Для определения величины здесь не используется дальномерный канал. Поскольку эта величина в данном случае может вводиться весьма грубо, то достаточно использовать временной механизм на ракете, измеряющий время, прошедшее с момента пуска. В результате , где - расчетное значение скорости ракеты.
Кинематическую траекторию ракеты можно построить графически. Построение траектории для частного случая , , иллюстрируется рис.2.
Рис.2. Графический способ построения кинематической траектории ракеты (метод накрытия цели)
Пусть ПУ расположен в начале координат. В момент пуска ракеты цель находится в точке M 0 . Траектория цели разбивается на ряд отрезков равной длины.
Концы отрезков соединяются с началом координат. При t = Δt раета должна находиться на прямой OM 1 на расстоянии от начала координат ..R ц = R в. Следовательно, промах h = R в Δφ. Этот результат характерен для любого метода наведения из пункта управления.
Рис.3. К расчету величины промаха
Командные системы телеуправления – управления полетом осуществляется с помощью команд, формируемых на ПУ и передаваемых на истребители или ракеты.
В зависимости от способа получения информации различают:
–командные системы телеуправления I вида (ТУ– I);
–командные системы телеуправления II вида (ТУ– II);
Системы самонаведения –системы, в которых управление полетом р осуществляется командами управления формируемыми на борту самой ракеты.
При этом информация необходимая для их формирования выдаётся бортовым устройством (координатором).
В таких системах используется самонаводящиеся р, в управлении полётом которых ПУ участие не принимает.
По виду энергии, используемой для получения информации о параметрах движения цели различают системы – активные, полуактивные, пассивные.
Активные – системы самонаведения, в которых источник облучения цели установлен на борту р. Отражение от цели сигналы принимаются бортовым координатором и служат для измерения параметров движения цели.
Полуактивные – источник облучения ЦЕЛИ размещён на ПУ. Отраженные от цели сигналы используются бортовым координатором для изменения параметров рассогласования.
Пассивные – для измерения параметров движения ЦЕЛИ используется энергия, излучаемая целью. Это может быть тепловая (лучистая), световая, радиотепловая энергия.
В состав системы самонаведения входят устройства, измеряющие параметр
рассогласования: счётно-решающий прибор, автопилот и рулевой тракт.
Система теленаведения – системы управления ракетами, в кот. команды управления полетом формируются на борту ракеты. Их величина пропорциональна отклонению ракеты от равносигнального управления, создаваемого радиолокационными визирами пункта управления.
Такие системы называются системами наведения по радиолучу. Они бывают однолучевые и двухлучевые.
1-устройство сопровождения цели и наведения ракеты;
2-пусковое устройство;
3-устройство наведения ракеты.
Комбинированные системы наведения –системы, в кот. наведение ракеты на цели осуществляется последовательно несколькими системами. Они могут находить применение в комплексах дальнего действия. Это может быть комбинация командной сист. телеуправления на начальном участке траектории полета ракеты и самонаведение на конечном, или наведение по радиолучу на начальном участке и самонаведение на конечном. Такая комбинация систем управления обеспечивает наведение ракет на цели с достаточной точностью при больших дальностях стрельбы.
Рассмотрим теперь боевые возможности отдельных ЗРК ПВО стран НАТО.
ЗРК большой дальности
–ЗРК – «Найк–Геркулес» – предназначен для поражения целей на средних, больших высотах и в стратосфере. Он может применятся для поражения наземных ЦЕЛЕЙ ядерными боеприпасами на Д до 185км. Находится на вооружении армий США, НАТО, Франции, Японии, Тайваня.
Основной тактической единицей ЗРК является ЗР дивизион, в состав которого входит 4 батареи.
Батарея состоит из 3 огневых секций (по три ПУ в каждой) и др. элементов
Для соответственной ПВО каждая батарея имеет 8 зенитных 12,7 пулеметов.
Количественные показатели
Зона обстрела – круговая;
Д max предельной зоны поражения (где еще возможно поражение цели, но с низкой вероятностью);
Ближняя граница зоны поражения =11км
Нижняя Граница зоны пор.–1500 м а Д=12км и до Н=30км с увеличением дальности.
V max p.–1500м/с;
V max пораж.р.–775–1200м/с;
n max рак.–7;
t навед (полета) ракеты–20–200с;
Темп стрельбы–за 5мин→5 ракет;
t / разверт. Подвижного ЗРК –5–10ч;
t / свёртывания – до 3ч;
