Дмитрий Леонов - История 658 зенитного ракетного полка особого назначения

Автоматическое сопровождение (АС) не всегда надёжно и качественно. Так, при автосопровождении целей, представляющих собой плотные (неразрешимые и по углам, и по дальности) группы самолётов, системы слежения "мечутся" между составляющими такие цели элементами. Возникающие при этом большие ошибки в определении координат целей и их "разрывной" характер препятствуют точному наведению ракет. При наличии отражений от местных предметов возможны переходы следящих систем с целей на источники мешающих отражений. Для таких случаев была предусмотрена возможность сопровождения цели операторами (полуавтоматически). К каждой из четырёх групп стрельбовых каналов было придано по одному месту ручного сопровождения (РС). На их индикаторах район цели, также в координатах "дальность-азимут" и "дальность-угол места", отображался в крупном масштабе. Точному сопровождению цели соответствовало положение её сигналов в центрах обоих индикаторов. На каждом рабочем месте работало по три оператора. Один сопровождал цель по дальности, два других - по угловым координатам. Операторы азимута и угла места использовали соответствующие индикаторы. Операторы дальности - любой из индикаторов по своему выбору Наблюдая цели "в плане" (на индикаторе "дальность - азимут") и сбоку (на индикаторе "дальность - угол места"), операторы могли сопровождать плотные группы самолётов с приемлемой точностью даже на фоне отдельных мешающих отражений. [8]

В случае, если было невозможно автоматическое сопровождение цели, оператор наведения переключал необходимый стрельбовый канал с режима "АС" в режим "РС" специальным переключателем на пульте перед экраном. В этом случае координаты цели задавались аппаратурой РС. Задачей операторов РС было удерживать отметку цели в центре индикаторов, вращая штурвалы на шкафах ручного сопровождения.

Успешное поражение цели возможно, если цель находится в зоне поражения. Зона поражения представляет собой пространство, в котором происходит встреча ракеты с целью. Зона поражения определяется:

- размерами зоны устойчивого сопровождения цели;

- параметрами полёта целей;

- средней скоростью ракеты и временем её вывода на траекторию, обусловленную методом наведения;

- точностью наведения ракеты на цель, достаточной для поражения цели. [7]

Ближняя граница зоны поражения составляла 8-11 км, дальняя граница зоны поражения определялась точностью наведения ракет на цель, при которой достигается поражение целей, и находилась на наклонной дальности до 35 км, а после нескольких модернизаций была увеличена до 59 км. Нижняя и верхняя границы зоны поражения находились на высотах 3-5 км и 22-25 км соответственно, а после модернизаций составили 0,5 км и 35 км.

Ошибка в определении момента пуска ракеты могла привести к тому, что цель не будет поражена, и вызовет бесполезный расход ракет. Кроме того, вероятность поражения целей в зоне поражения не одинакова и уменьшается с увеличением дальности стрельбы. Это вызывало необходимость более точного определения момента пуска ракет. Поэтому для более полного использования боевых возможностей комплекса был создан специальный прибор, облегчающий оператору работу по определению момента пуска ракет. Этот прибор в зависимости от параметров цели (высота, скорость, курс) рассчитывал зону пуска и проецировал её на электронный экран шкафа наведения. Если отметка цели не вошла в зону пуска, то пущенная в этот момент ракета не смогла бы поразить цель. Поэтому стрелять можно было только в тот момент, когда отметка цели оказалась в зоне пуска.

Убедившись в соблюдении всех условий для успешного поражения цели, оператор пуска на правой части шкафа наведения откидывал крышку, закрывающую кнопку "Пуск" необходимого стрельбового канала, и нажимал кнопку "Пуск". Этот сигнал поступал на пульт ЧП, расположенный в бункере на стартовой позиции и обслуживающий стартовые площадки именно этого стрельбового канала. В соответствии с положением переключателя "ПОСЛЕДОВАТЕЛЬНОСТЬ ПУСКА ИЗДЕЛИЙ" необходимый блок "А" управления подготовкой и стартом ракеты на пульте ЧП начинал выполнение циклограммы старта ракеты. На блоке "А" начинала мигать лампа "СТАРТ" и начинает выполняться циклограмма старта ракеты.

Сначала подавался электрический импульс на подрыв пиропатронов клапана подачи воздуха. Сжатый воздух хранился в шаровом баллоне под давлением 350 атмосфер и в процессе полёта ракеты использовался для приведения в действие рулей и элеронов. После срабатывания клапана сжатый воздух из шарового баллона поступал в редуктор, где его давление снижалось до необходимой величины, после чего воздух подавался в воздушную систему ракеты. Оттуда воздух поступал в ампульную батарею и приводил её в действие.

Ампульная батарея представляла собой химический источник тока, приводящийся в действие посредством выдавливания сжатым воздухом электролита из эластичных ампул в полость расположения электродов, время выхода на режим не более 2 секунд. Батарея выдавала напряжение 26 вольт, разрядный ток 45 ампер в течение 120 сек. От энергии, которую вырабатывала ампульная батарея, работал преобразователь тока, который представлял собой мотор-генератор, вырабатывающий трёхфазный переменный ток напряжения 115 В частотой 400 герц. После того, как преобразователь тока выйдет на нормальный режим работы, питание электрооборудования ракеты переключалось на него, а на блоке "А" пульта ЧП в бункере на стартовой позиции загоралась сигнальная лампа "ПИТАНИЕ С БОРТА".

На автопилот ракеты подавалась команда "Разарретировано". По этой команде гироскопы автопилота освобождались из фиксаторов. При разарретировании в свободном гироскопе замыкались контакты, через которые на стартовый пульт подавался сигнал "Разарретировано".

Сигнализаторы давления воздушной системы автопилота срабатывали с задержкой и замыкали контакты в цепи готовности на подрыв пиропатрона пусковой камеры. Пусковые клапаны О и Г срабатывали и открывали доступ компонентам топлива в полости двигателя. При соприкосновении в камере сгорания окислитель и горючее воспламенялись. При этом на блоке "А" пульта ЧП загоралась сигнальная лампа "ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ".

После того, как тяга двигателя достигнет необходимой величины, газовый поток двигателя окажет давление на флажок стопорного механизма пускового стола, достаточное, чтобы срезать две чеки и повернуть флажок. Это движение через тяги передаётся осям с кулачками, которые разводят щёки, удерживающие ракету за стартовые болты. При подъёме ракеты отрывной штекер отсоединялся от бортового щитка ракеты за счёт натяжения специальных тросиков, удар кабеля с отрывным штекером по клеммной коробке смягчал специальный амортизатор с резиновым покрытием. Сигнализация на блоке "А" пульта ЧП гасла, гасла и сигнальная лампа, показывающая состояние этой стартовой площадки на пульте командира комплекса в помещении станции.