SIAM ( [saɪˈæm] , чит. «Сайе́м», бэкр. от Self Initiated Anti-Aircraft Missile , буквально « самозапускающаяся зенитная ракета ») — американская самозапускающаяся зенитная управляемая ракета (ЗУР) и приспособленная для использования в качестве противовоздушной мины . Была разработана компанией (подразделение компании Ford ) совместно с Librascope (подразделение корпорации Singer ) по заказу Агентства по перспективным оборонным научно-исследовательским разработкам (DARPA) с начала 1970-х по начало 1980-х гг. Руководство ходом работ по проекту осуществлялось Управлением ракетных войск Армии США . Проект предусматривал создание полностью автономной зенитной ракеты, которая могла бы самостоятельно обнаружить пролетающий рядом летательный аппарат своей головкой самонаведения (ГСН), самостоятельно запуститься и поразить обнаруженное средство воздушного нападения (СВН) противника. Считается первым в мире полностью автоматическим зенитным ракетным комплексом (не требует сопрягаемых средств обеспечения запуска и системы управления огнём, обходится без внешнего целеуказания) и первой в мире зенитной миной подводного базирования . Ракета успешно прошла испытания, но не была запущена в производство.

История

SIAM предназначался для поражения целей типа «истребитель» на взлёте при самозапуске из наземного контейнера и «противолодочный вертолёт» при стрельбе с подводных лодок в погруженном состоянии

В первой половине 1970-х ДАРПА начало работы по программе с кодовым названием « Литтл Дэвид » ( Little David ) по созданию «противовоздушных мин» — полностью автономных батарей зенитных ракет ближнего радиуса действия, которые могли бы длительное время находиться в режиме пассивного выжидания, функционируя без обслуживания и стороннего контроля, которые предполагалось разместить скрытно у аэродромов базирования советской авиации в западных группах войск, дислоцировавшихся в ГДР , ВНР и ЧССР . Мины активизировались от срабатывания акустического датчика, настроенного на шум взлетающего самолёта (сбивать СВН предполагалось на взлёте, когда самолёт ещё не набрал большой скорости и высоты). Создание такого рода оружия преследовало целью полную нейтрализацию аэродромов противника ( airfield denial ). Дополнительной сферой применения противовоздушных мин была борьба с советскими противолодочными вертолётами, для этих целей ими предполагалось снабжать американские подводные лодки . Тогда же были начаты работы над инфракрасной головкой самонаведения бокового обзора для самонаводящихся зенитных мин (строго говоря, она представляла собой не «головку», а направленный вбок «глаз», и находилась не в головной части, а в серединной части ракеты, но здесь и далее под ГСН понимается устройство самонаведения данной ракеты в целом, включавшее в себя инфракрасный прибор обнаружения в серединной части и радиолокационный прибор сопровождения в головной части). За основу предполагалось взять ИКГСН типа используемой ПЗРК « Редай ». После пуска ракета летела строго вертикально, в это время ГСН сканировала зону обстрела правильной цилиндрической формы на предмет наличия в ней подходящей по параметрам цели. При запуске из-под воды, после входа ракеты в атмосферу, ГСН непрерывно работала в режиме «поиск—сопровождение» (search/track). При запуске с земли, ГСН сначала работала в режиме поиска, а зафиксировав цель и достигнув заданной высоты, ракета закладывала вертикальный манёвр курсом, высотой и скоростью в направлении цели, после того как ракета заходила на курс и цель оказывалась в поле обзора следящего координатора цели, ГСН переключалась с режима обнаружения на режим сопровождения цели (acquisition/tracking handover). Ракета ориентировалась в полёте на тепловой след цели и летела в режиме преследования на догонных курсах в предполагаемую точку встречи с целью в зависимости от конкретных обстоятельств воздушной обстановки используя либо (типичный для самонаводящихся зенитных ракет), либо , либо комбинированный на основе двух вышеназванных, меняя траекторию полёта в зависимости от действий преследуемого СВН, для этих целей в программное обеспечение ГСН были заложены параметры пяти стандартных противоракетных манёвров , к которым могли прибегнуть советские лётчики . Траектория полёта при пропорциональном сближении с целью представляла собой С-образную кривую, при погоне за целью она представляла собой извилистую З-образную кривую с несколькими завитками, продуцируемыми в результате компенсации рулевой машинкой параметра рассогласования, возникающего с одной стороны от манёвров цели, а с другой стороны от неравномерной реактивной тяги двигателя, обусловленной газодинамикой процесса сгорания твёрдого топлива. В головной части ракеты располагался неконтактный датчик цели сопряжённый с предохранительно-исполнительным механизмом и срабатывавший на приближение к цели. Вероятное пространственное отклонение ракеты от цели при нормальной работе ГСН колебалось в пределах от 0 до 6 метров . В 1977 году сведения о программе впервые появились в прессе. Подобные «мины», по мнению разработчиков, могли быть использованы для создания районов противовоздушной обороны в труднодоступных областях (например, в северных провинциях Канады или в арктических льдах), где размещение и обслуживание традиционных ЗРК было бы излишне дорого. Рассматривалась и возможность «активных минных постановок» — размещения автономных ракетных батарей на территории противника с помощью бомбардировщиков, с целью осложнить действия неприятельской авиации у её авиабаз. Привлечённые в качестве подрядчиков компании «Форд аэроспейс» и «Либраскоп» отвечали за разработку ракеты и подводные аспекты её применения соответственно. К работе над инфракрасной системой самонаведения были привлечены Сандийские национальные лаборатории , администрировавшиеся по контракту корпорацией «Сандия» (филиалом AT&T ). Концептуальная проработка , фундаментальные исследования и технический анализ проекта проводились корпорациями « Рэнд » и « Дженерал дайнемикс », были использованы результаты работ, проведённых ВВС США, технические данные средств воздушного нападения вероятного противника были предоставлены Разведывательным управлением Министерства обороны США .

Конструкторский замысел

Согласно проекту, предполагалось создать небольшую твердотопливную ракету, которая будет выставляться на позицию в транспортном контейнере. Обнаружив самолёт противника своей пассивной ГСН, ракета должна была запустить двигатель и атаковать летательный аппарат. Согласно требованиям тактико-технического задания (ТТЗ), ГСН должна была сканировать воздушное пространство в двухцветном диапазоне и обеспечивать эффективное обнаружение цели типа «вертолёт» на дальностях до 4,5 км, таким образом зона прикрытия одной ракеты образовывала круг 9 км в диаметре . Среднее время полёта ракеты до цели составляло около двадцати секунд максимальное значение периода времени для покрытия ракетой активного участка траектории полёта было ограничено 22 секундами . При запуске из-под воды, из шахты установки вертикального пуска подводной лодки, независимо от положения цели в пространстве относительно стартовой позиции, ракета летела вверх строго вертикально до высоты 750 метров, после чего начинала закладывать петлю либо горку (в зависимости от действий обстреливаемой цели) с максимальной точкой возвышения 1200 метров и точкой разворота в направлении цели на высоте 700 метров. Ожидаемая высота встречи с целью при таком сценарии применения составляла около 150 метров над уровнем моря . Ракета была исходно спроектирована по аэродинамической компоновочной схеме « Утка » с прямоугольным оперением в хвостовой части и закруглённым оперением в головной части . Впоследствии, однако, была реализована нормальная аэродинамическая схема , вынесенное вперёд оперение было удалено. В качестве модельной цели, лётные характеристики которой закладывались в программное обеспечение и использовались в моделировании зенитного боя, был взят МиГ-21 . Как и для других ракет самонаводящихся на источник инфракрасного излучения , погодно-климатические факторы, такие как туман и облачность нижнего яруса, резко снижали дальность обнаружения цели и, как следствие, боевые возможности SIAM . Поскольку, в случае обстрела цели из-под воды, ракета заходила на цель сверху вниз, главным угрожающим фактором помеховой обстановки был естественный инфракрасный фон, формируемый отражёнными от водной поверхности солнечными лучами, в тот момент когда ракета заходила на курс и находилась параллельно водной поверхности, соответственно чему линза объектива приёмника инфракрасного излучения (перпендикулярная продольной оси ракеты) испытывала пиковые помеховые нагрузки от фоновых тепловых и оптических помех, что грозило перезахватом барашков волн вместо истинной цели. В режиме пассивного выжидания фоновое излучение неба приводило к ложным срабатываниям (именно потому в качестве активатора ракеты был избран акустический датчик, ориентировавшийся на звук взлетающего самолёта), в связи с чем, от момента обнаружения цели до запуска ракеты проходило определённое время, необходимое для того, чтобы бортовая аппаратура ракеты удостоверилась в том, что сопровождаемый объект действительно является летательным аппаратом, а не отражёнными солнечными лучами . Водная поверхность, облачный покров и безоблачное небо имели сопоставимые значения фонового излучения (в микроваттах на см² ), именно водная поверхность обладала наибольшей отвлекающей способностью . Вероятность обнаружения цели при безоблачной погоде составляла 98 % в пределах радиуса досягаемости приёмника инфракрасного обнаружения . При этом, ситуация осложнялась тем обстоятельством, что применение светофильтров , снижавших светочувствительность приёмника инфракрасного излучения до требуемых значений, чтобы минимизировать ложные срабатывания и исключить отклонение ракеты от цели на солнечные блики или тепловые ловушки приводила к снижению эффективной дальности обнаружения целей ГСН и к её неспособности самостоятельно обнаружить и захватить цель . Основным полупроводниковым материалом приёмника инфракрасного излучения исходно был выбран антимонид индия (InSb), требовавший для нормального функционирования рабочей среды охлаждённой до −196 °C. Для работы при более приемлемой температуре −73 °C было предложено использовать ртутно - кадмиевый теллурид (HgCdTe), достаточно распространённый при создании ГСН управляемых ракет, а также применяемый в приборах ночного видения .

Проектом также заинтересовалось командование ВМС США , рассматривавшее возможность применения ракет для самообороны подводных лодок. Предполагалось, что подводная лодка, находящаяся в районе высокой активности противолодочной авиации противника, сможет обнаружить приближающийся самолёт или вертолёт по вибрациям заданной амплитуды в толще воды, создаваемым потоком воздуха из-под винта вертолёта или шумом двигателей самолёта, запустит на поверхность всплывающий буй с SIAM. В отличие от других экспериментальных подходов, реализовавших запуск зенитных ракет непосредственно с самой подводной лодки (из установки вертикального пуска или из торпедного аппарата ), идея применения всплывающего буя с SIAM не демаскировала саму субмарину, так как буй всплывал независимо и мог быть оснащён программируемым на заданное время механизмом задержки. Впоследствии, тактико-техническое задание было дополнено требованиями создания средства противовоздушной обороны подводных лодок и надводных кораблей, а также объектов береговой инфраструктуры флота.

• 
  Траектории и профиль полёта ракеты при стрельбе по противолодочным вертолётам
• 
  Траектории и профиль полёта ракеты при стрельбе по взлетающим самолётам

Устройство

Конструкция ракеты

Разработанная фирмой «Ford», SIAM была очень компактной ракетой. В движение её приводил твердотопливный двигатель. Из-за довольно нестандартной конфигурации ГСН, головная часть ракеты была значительно длиннее и больше по объёму внутреннего пространства, чем у ракет аналогичных габаритов. Структурно ракета состояла из головного отсека, в котором размещался радиолокационный следящий координатор цели ( АРГСН ) и датчик цели с предохранительно-исполнительным механизмом, рулевого отсека с выдвижными рулевыми поверхностями, отсека управления, в котором была заключена бортовая электроника ракеты с бинарным операционно-логическим устройством , отвечающим за выход («пробуждение») ракеты из режима выжидания, активацию/деактивацию ГСН и запуск ракеты, отсека наведения с инфракрасным поисковым оптико-электронным устройством бокового обзора ( ИКГСН ) внутри, боевого отсека с зарядом взрывчатого вещества фугасного типа и готовыми поражающими элементами, двигательного отсека с маршевым двигателем внутри и соплового блока с камерой сгорания и выходным раструбом внутри, и выдвижным хвостовым оперением (крыльями) снаружи. Ракета запускалась из стоящего вертикально трубчатого контейнера (который предполагалось сбрасывать на парашютах с самолётов), оснащённого опорами для правильной установки при сбросе. Головная часть ракеты выступала из контейнера наружу.

Головка самонаведения

Появление в зоне обнаружения самолёта противника автоматически активировало двухдиапазонную головку самонаведения ракеты, реализовавшую в себе технологию пассивного инфракрасного самонаведения с активным радиолокационным самонаведением , которая начинала отслеживать цель. Если цель пролетала мимо, ГСН отключалась и электроника ракеты вновь переходила в режим ожидания. Если цель оказывалась в радиусе поражения, ракета автоматически запускала двигатель, вылетала из контейнера и самонаводилась на цель. ГСН работала в режиме активного радиолокационного самонаведения на начальном и маршевом участках траектории полёта и переключалось на режим пассивного инфракрасного самонаведения на терминальном участке .

Испытания

В 1980—1981 годах ракета прошла серию испытательных пусков с наземных пусковых установок. Первый испытательный пуск опытного прототипа ЗУР состоялся на полигоне «Уайт-Сендз» по беспилотному вертолёту QH-50C , пролетавшему на высоте полутора тысяч футов (около 460 метров) в двух милях (около 3220 м) от стартовой позиции, и оснащённому пиропатронами для имитации воздушной цели . В одном случае была в точности имитирована боевая ситуация: ракета, установленная на позиции, самостоятельно засекла, отследила и поразила беспилотный вертолёт. Но ВМС, который должен был отвечать за дальнейшее продвижение программы, в последний момент отказался от SIAM из-за дефицита средств на развитие второстепенных программ. В итоге программа была закрыта.

Тактико-технические характеристики

Источники информации : от 14 февраля 2017 на Wayback Machine . / Edited by C. E. Howard. — Cointrin, Switzerland: Interavia S.A., 1982. — P. 89-90 — 160 p. — (The International Defense Review Special Series ; 14).

• Досягаемость по дальности (наклонной) — до 4500 м
• Вероятное пространственное отклонение — 0…6 м
• Длина ракеты — 2500 мм
• Диаметр ракеты — 145 мм
• Масса ракеты — 68 кг
• Время работы двигателя — 22 сек

См. также

• Slam

Примечания

Литература

• Varnado, S. G. . Albuquerque, NM: Sandia Laboratories, Systems Studies Division, 1974. — 62 p.

Ссылки

• 8 апреля 2013 года. .