Текст книги "Советские Ракетные войска"

Автор книги: Петр Асташенков

сообщить о нарушении

Текущая страница: 6 (всего у книги 22 страниц)

Современный ракетный арсенал

(По данным зарубежной печати)

Чтобы яснее представить себе устройство и классификацию ракет и оценить их возможности, необходимо предварительно выяснить несколько теоретических вопросов. Прежде всего полезно вспомнить, что реактивный принцип движения основан на образовании у летательного аппарата реактивной силы за счет истечения из сопла двигателя продуктов сгорания топлива. Эта сила передается корпусу ракеты, совершающей полет. Скорость полета, согласно формуле К. Э. Циолковского, тем больше, чем выше удельная тяга. Скорость зависит и от коэффициента наполнения ракеты топливом – отношения веса топлива к начальному (стартовому) весу ракеты.

Удельная тяга – одна из важнейших характеристик ракеты. Под нею понимается отношение тяги двигателя к секундному расходу топлива. Значит, по ее величине можно судить об экономичности силовой установки и качестве топлива. Удельная тяга современных ракетных двигателей исчисляется в 220–300 кг сек/кг.

Коэффициент наполнения ракеты топливом отражает особенности ее конструкции и назначения. Так, для ракет дальнего действия коэффициент наполнения выше, чем для ракет ближнего действия. И скорость «дальних» ракет выше, чем у «ближних».

Формула К. Э. Циолковского учит: для получения больших скоростей ракета должна иметь совершенную конструкцию двигателя, высококалорийное топливо и малый вес конструкции.

Еще две показательные черты могут отличать одну ракету от другой: удельный расход топлива и удельный вес двигателя. Первое понятие включает в себя количество топлива, приходящееся на единицу тяги двигателя в секунду. Оно имеет отношение к дальности полета: чем ниже удельный расход топлива, тем при прочих равных условиях больше дальность полета. Степень конструктивного совершенства двигателя характеризуется его удельным весом – отношением веса конструкции двигателя к его тяге. Обычно он характеризуется сотыми долями единицы (0,02—0,05 кг/кг).

Итак, отличием ракеты от обычного артиллерийского снаряда является наличие двигателя. За счет энергии этого двигателя совершается полет управляемого снаряда в атмосфере и его разгон для выхода в безвоздушное пространство. От него зависят все основные характеристики ракеты – скорость, дальность полета, высота, грузоподъемность. При помощи двигателя ракета набирает высоту, достигает необходимой скорости и, значит, обеспечивает заданную дальность. Работу двигателя ракеты можно сравнить с работой сердца, от деятельности которого зависит функционирование всех систем живого организма.

В ракетостроении применяются два основных вида «сердец» – ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ) и жидкостно-реактивные двигатели (ЖРД).

Характерно для ракетных двигателей то, что их работа не зависит от внешних условий, например, от концентрации кислорода в атмосфере, как в самолетных двигателях. У самолетных двигателей окислителем – веществом, необходимым для сгорания топлива, – служит кислород воздуха. Значит, с подъемом самолета на высоту, где все сильнее сказывается разрежение воздуха, снижается эффективность работы двигателя. С ракетным двигателем этого не бывает. Все вещества, необходимые для работы этого двигателя, расположены на борту летательного аппарата. Экономичность и тяга ракетного двигателя не меняются в зависимости от скорости полета, а с ростом высоты даже несколько улучшаются. Эти свойства ракетного двигателя и открыли перспективы сверхдальних и сверхскоростных полетов ракет, в том числе в безвоздушное космическое пространство.

Двигателем, который действительно как бы взял человека за руку и вывел в космос, стал жидкостнореактивный двигатель. Он же надежное «сердце» многих типов боевых ракет. В этих двигателях и окислителем и горючим служат специальные жидкие вещества. По данным иностранной печати, в качестве окислителя могут применяться, например, жидкий кислород, азотная кислота, а в качестве горючего – керосин, спирт, анилин и т. п.

Каждый, кому хотя бы в общих чертах известна работа самолетного турбореактивного двигателя, знает, что в нем есть специальные камеры сгорания, куда поступают воздух из атмосферы и керосин из баков и где происходит сгорание топлива. В жидкостном двигателе и окислитель и горючее подаются из специальных баков с помощью насосов или под действием давления. В камере двигателя они смешиваются и сгорают. Образующиеся при этом газы имеют температуру около 3000°, они расширяются в реактивном сопле и истекают, создавая силу тяги.

Сила тяги жидкостного двигателя получается весьма высокой при его относительно небольшом весе. Но при этом расходуется очень много топлива. Зарубежные специалисты подсчитали, что в двигателе с тягой 100 т ежесекундно (!) в камеру подается почти полтонны топлива. Понятно, что запас топлива на борту ракеты не может быть бесконечным, поэтому обычно ЖРД рассчитываются на сравнительно кратковременную работу. Но и за короткое время они дают ракете такой импульс энергии, что она оказывается в силах преодолевать континентальные и даже межконтинентальные расстояния.

У жидкостных двигателей все новые эксперименты и исследования позволяют увеличивать их удельную тягу, то есть ту тягу, которую дает топливо, сгорающее в одну секунду. Для этого применяют наиболее эффективные сорта топлива.

В качестве окислителя может использоваться жидкий кислород или такие соединения, как азотная кислота, четырехокись азота и другие. Окислители делят обычно на высококипящие и низкокипящие. К первым относится азотная кислота (кипит при температуре + 86 °C), ко вторым – жидкий кислород (кипит при температуре -183 °C).

Каковы свойства окислителей и что следует учитывать, когда приходится иметь с ними дело? Азотная кислота неустойчива и при комнатной температуре разлагается. Оттого что в кислоте постоянно содержатся окислы азота, она приобретает красно-бурый оттенок.

Для ракетных двигателей наиболее подходит азотная кислота, в которой содержание воды не превышает 2–4 процентов. Превышение этого количества воды отрицательно влияет на получение тяги.

Примечательны три момента, связанные с использованием азотной кислоты в качестве окислителя. Первый: эта кислота содержит 76 процентов кислорода, что характеризует ее как мощный окислитель. Второй: у нее наибольший удельный вес из всех окислителей, а значит, топлива на ее основе получаются с высокой теплотворностью. Третий момент: азотная кислота может в ряде случаев сверх роли окислителя «действовать» еще и в качестве охлаждающего компонента.

Но есть у азотной кислоты и свойства, которые усложняют обращение с ней. Пары ее ядовиты, а сама она, попадая на кожу, вызывает ожоги. Даже металлы не могут перед ней устоять.

Например, в металлических емкостях, в которых перевозится азотная кислота, образуется студенистый осадок. Приходится заботиться о том, чтобы он не попал в двигатель и не помешал его работе. Ученые нашли вещества, добавление которых снижает агрессивность азотной кислоты по отношению к металлам. Среди этих веществ можно указать серную кислоту. Смеси ее с азотной называют меланжами. Снижение агрессивности азотной кислоты достигается и смешиванием ее с четырехокисью азота. При этом возрастает удельный вес, понижается температура замерзания, повышается выделение кислорода для окисления горючего.

Вторым основным окислителем в ракетных топливах считают жидкий кислород. Это более сильный окислитель, чем азотная кислота. При сжижении объем газообразного кислорода падает почти в 800 раз. Поскольку кипит жидкий кислород при глубоком холоде, он в обычных условиях сильно испаряется. Так, прежде чем вступить в контакт с горючим в двигателе, он улетучивается ровно наполовину. По той же причине жидкий кислород не может применяться для охлаждения камер сгорания. При использовании этого окислителя приходится учитывать также и то, что стоит примешать к нему примеси, как он становится взрывоопасным. Вот почему перед «упаковкой» в специальные емкости жидкий кислород непременно очищают и обезжиривают.

Как азотная кислота и жидкий кислород стали традиционными окислителями, так керосин и спирты стали традиционными горючими для ЖРД.

Керосин применяют не только в чистом виде, но и в смеси с бензином. Иногда это горючее именуют углеводородным, или нефтяным. Температура кипения керосина, применяемого в ЖРД, составляет от 150 до 280 °C. При сгорании 1 кг выделяется 10 250 больших калорий тепла. Удельный вес керосина невелик (0,8 г/см³) – это, конечно, его недостаток. Но он компенсируется такими положительными чертами, как возможность производства в широких масштабах, низкая стоимость, нетоксичность и неагрессивность по отношению к металлам. Следует отметить, что керосин не образует с окислителями самовоспламеняющейся смеси. Эту смесь надо, что называется, «поджигать».

Спирты менее эффективны, чем керосин. Но у них есть и заманчивые качества. Они улучшают условия охлаждения камер сгорания, требуют меньше окислителя. Лучшие результаты дает этиловый спирт в смеси с жидким кислородом, худшие – метиловый.

Удельный вес спиртов лишь немного меньше удельного веса керосина. А вот температура кипения в 2–3 раза ниже. При сгорании 1 кг этилового спирта выделяется 7180 килокалорий, а метилового – 5330. Спирты также сравнительно дешевы и неопасны в обращении.

Те, кто знакомится с современной ракетной техникой, могут встретиться в литературе с такими названиями горючих, как гидразин и димазин. Гидразин весьма эффективен. Получается он из аммиака. С ним обращаться нужно осторожно: он ядовит. И еще есть у него недостаток: он замерзает при температуре -2 °C. Гораздо ниже температура замерзания у производного от гидразина продукта – димазина (-58 °C), также весьма распространенного ракетного горючего.

Имеются также горючие, которые при соприкосновении с окислителями воспламеняются. Такие самовоспламеняющиеся горючие обычно применяются в качестве пусковых. Среди них: тонка-250, гидразин-гидрат и другие.

Итак, представим себе, что топливо выбрано. Какую схему двигателя надо применить, чтобы преобразовать энергию сгорания этого горючего в тягу? Нам потребуются прежде всего баки, системы подачи компонентов в камеру сгорания и, естественно, сама камера сгорания и сопло, откуда истекают газы. Горючее и окислитель подаются через форсунки. Перед тем как попасть в камеру сгорания, горючее может поступать к соплу, проходить межрубашечное пространство камеры и охлаждать наружную и внутреннюю оболочки камеры.

Несколько слов о системах, с помощью которых горючее и окислитель подаются непрерывно из баков в камеру сгорания. По своему устройству такие системы бывают насосными и вытеснительными. В первой из них для подачи топлива используются специальные насосы. Для этой системы характерно сравнительно небольшое давление в баках, что не вызывает необходимости специально заботиться об их прочности, а это всегда связано, как известно, с увеличением веса. Для приведения в действие насоса используется турбина. Турбина и насос образуют единый турбонасосный агрегат. Турбина приводится в движение обычно парогазом, получаемым путем разложения перекиси водорода.

В вытеснительной системе горючее и окислитель подаются из баков в камеру сгорания давлением сжатого газа. Простейший пример – баллонная система. Шаровой резервуар сжатого газа через редуктор соединен с баками, где и поддерживается постоянное давление. Необходимость толстостенного баллона утяжеляет систему. Чтобы избежать этого, для вытеснения горючего и окислителя используют иногда горячие газы, получаемые при горении порохового заряда или работе дополнительного маломощного ЖРД.

Подводя итог, можно сказать, что вытеснительная система подачи топлива оправдывает себя лишь на малых и средних ракетах. Для более крупных ракет считается предпочтительней применять насосную систему, хотя она и получается технически сложнее.

Существенно для работы ЖРД и обеспечить надежное зажигание. Можно, например, воспламенять с помощью электричества пороховой заряд, а тот в свою очередь будет зажигать основное топливо. Надежные результаты дает и использование самовоспламеняющегося топлива.

Чтобы не подвергать двигатель опасности разрушения, его запускают ступеньками. Для этого сначала в камеру сгорания подают небольшие порции топлива. Постепенно подача доводится до величины полного расхода. Отсечка двигателя или его остановка достигаются подачей в течение нескольких секунд одного компонента вместо двух.

Особое значение в ряде стран придается созданию силовых установок для ракет, заправляемых компонентами топлива на заводе и могущих храниться в боевой готовности в течение 5–6 лет в любых метеорологических условиях. Для этой цели используются такие горючие, как амины и их смеси: гидразин, несимметричный диметилгидразин, монометилгидразин, этилендиамин, смесь ксилидина и триэтиламина, хидин, аэрозин. Окислителями, как правило, служат красная дымящая азотная кислота, содержащая четырехокись азота и противокоррозийную присадку, четырехокись азота, трехфтористый хлор, пятифтористый бром. Применяя, например, в качестве компонентов смеси аминов и красную дымящую азотную кислоту, можно получить высокую удельную тягу и обеспечить длительное время их хранения без заметной коррозии в алюминиевых баках.

Кроме баков в конструкции силовой установки для длительного хранения предусматривается пороховой аккумулятор давления. Он служит для подачи компонентов топлива в камеру сгорания. Этот аккумулятор мембранами предохраняется от попадания в него компонентов жидкого топлива.

После заправки на заводе баков топливом в пороховой аккумулятор давления помещается шашка твердого топлива. Так что перед запуском двигателя следует только установить воспламенитель. В процессе хранения силовой установки можно осматривать шашку, вынимая ее из двигателя. Совершенно ясно, что жидкостные двигатели, работающие на топливе длительного хранения и заправляемые на заводе, имеют большие преимущества перед двигателями, заправляемыми непосредственно перед стартом. Они резко увеличивают боеготовность ракет, упрощают процесс эксплуатации техники на боевых позициях.

Перейдем теперь к другому типу силовых установок для ракет, основанных на применении ракетного двигателя на твердом топливе. Для них характерно то, что вещества, участвующие в рабочем процессе, уже заранее помещены в камеру сгорания, их не надо туда накачивать, как это бывает у жидкостных двигателей. Отсюда и первое преимущество ракетного двигателя на твердом топливе – его высокая готовность к старту. Конструкция двигателей на твердом топливе проста, отсутствие необходимости в насосах сокращает количество движущихся частей. Все это обеспечивает их высокую надежность в работе. Но есть у них и «узкие места»: твердое топливо сгорает быстро, трудно регулировать процесс горения.

Что представляет собой твердое топливо? Это – механическая смесь или химическое соединение окислителя и горючего. По данным зарубежной печати, до последнего времени в ряде стран было широко распространено топливо, в котором основное вещество – нитроцеллюлоза или нитроклетчатка. Клетчатку в больших количествах содержат растения, такие, как лен, пенька, хлопчатник. В древесине ее около 50 процентов. Обрабатывая клетчатку азотной кислотой, получают нитроклетчатку или нитроцеллюлозу.

Чтобы получить твердое топливо, называемое баллиститным, нитроклетчатку растворяют в нитроглицерине и динитродиэтиленгликоле. Затем в топливо вводятся добавки, чтобы придать ему нужные свойства. К добавкам могут относиться воск, вазелиновое масло, камфора, смолы, а иногда окись магния, мел, окись свинца и другие вещества. Заряды из баллиститного топлива изготовляют штамповкой или литьем.

При этом за рубежом плотность их равна 1,6 г/см³, а температура вспышки 200 °C. По мнению иностранных специалистов, баллиститные топлива не имеют особых перспектив применения, если не считать ракет тактического назначения и снарядов «воздух – воздух». Объясняется это тем, что энергетические возможности баллиститных топлив невелики. К тому же трудно обеспечить их нормальное горение при низких давлениях в камере сгорания.

Ученые в ряде стран предложили использовать так называемые смесевые топлива. Они представляют собой тонкую механическую смесь горючего (битумы, смолы, синтетические каучуки и т. д.) и окислителя (нитрат калия, перхлорат аммония и т. д.). Добавляются также катализаторы горения (сажа, парафин, окись меди). Удельный вес топлива получается порядка 1,5–1,7 г/см³.

Процесс производства смесевых топлив значительно проще, чем баллиститных. Температура их вспышки также выше (250–300 °C). Горение происходит устойчиво. Много лет смесевое топливо может храниться, не изменяя своих свойств. В печати появились сообщения, что сейчас уже удается получать заряды такого топлива диаметром до 2 м и весом в несколько тонн.

В процессе работы двигателя продукты горения истекают через выходное сопло, причем скорость горения заряда топлива зависит от его конфигурации, начальной температуры, давления в камере.

Поначалу двигатели на твердом топливе применялись лишь на малых ракетах, теперь они получают права гражданства для дальних и даже межконтинентальных ракет.

Что касается сравнительной оценки топлив, то наиболее перспективными считаются такие жидкие горючие, как бороводороды, и в частности пентаборан и декаборан. Среди твердых топлив все большее значение приобретают полиуретаны. С их помощью удалось увеличить время работы двигателя. В США все большим вниманием пользуются и проекты ядерных двигателей, их считают весьма эффективными.

Как осуществляется управление ракетами? Мы уже отмечали, что ракеты не нуждаются в экипаже, ими управляют автоматы. Автоматическое управление ракетным оружием есть логическое развитие систем управления, применявшихся в артиллерии, авиации и других отраслях техники. Еще К. Э. Циолковский указывал, что для управления ракетами полностью применимы общие принципы теории автоматического регулирования.

На ракету, покинувшую стартовое устройство, кроме силы тяги, создаваемой двигателем, действуют аэродинамические силы. Точка приложения равнодействующей этих сил называется центром давления. Расположение центра давления относительно центра масс ракеты сказывается на ее устойчивости в полете. Когда центр давления находится впереди центра масс, ракета оказывается в состоянии неустойчивого равновесия. И тогда случайные возмущения – порывы ветра, нарушение геометрических форм ракеты или симметрии тяги – приводят к отклонению ракеты от траектории.

Как же увеличить устойчивость ракеты в полете, сдвинуть центр давления назад по отношению к центру масс? Решить эту задачу помогает применение стабилизатора в виде хвостового оперения. Однако оно действует эффективно лишь на неуправляемых и сравнительно небольших управляемых ракетах. Другой путь обеспечения устойчивости ракеты – придание ей вращательного движения вокруг продольной оси. Но здесь имеются те же ограничения – невозможность применить его для больших управляемых ракет. Самым радикальным способом сдвинуть назад центр давления оказалось применение специальных автоматов. Они выполняют как бы роль оперения и сохраняют устойчивость оси ракеты, несмотря на влияние различных возмущающих воздействий.

В основе структурной схемы системы управления ракеты лежат внешний контур управления и внутренний контур угловой стабилизации. Первый обеспечивает управление положением (стабилизацию) центра масс ракеты относительно расчетной траектории, второй ликвидирует угловые колебания ракеты относительно центра масс.

Возникает вопрос, какие источники информации могут быть использованы на борту летящей ракеты для выдерживания нужной траектории? Это могут быть излучения земных или астрономических ориентиров, естественные поля Земли – магнитное, гравитационное, температуры, давления и т. д. В соответствии с характером источников навигационной информации обычно называются четыре системы управления: автономная, командная, наведения по радиолучу, самонаведения.

Автономная система состоит из находящихся на борту снаряда автоматических устройств. По принципу действия автономные системы бывают гироскопическими, инерциальными, астронавигационными, радиоастрономическими.

В автономных системах для измерения используют естественные поля Земли и излучения звезд. С помощью их измеряют различные величины, характеризующие движение ракеты. Они сравниваются с заданной программой полета. Если обнаруживается расхождение между ними, то бортовые автоматы вырабатывают такие сигналы, которые в конечном счете корректируют направление полета ракеты или положение ее на траектории.

Отличительной чертой автономных систем, особенно основанных на использовании естественных полей Земли, является высокая помехозащищенность. Абсолютно помехоустойчивыми считаются системы, не использующие никакой иной информации извне, кроме доставляемой полем сил тяжести (гравитационным полем) Земли. Такие системы называют инерциальны-ми. Они так названы потому, что в них измеряются ускорения ракеты по отношению к инерциальному пространству, включающему Солнце и звезды.

Что же дает нам измерение ускорения движения ракеты? Ускорение – это приращение скорости в единицу времени. Чтобы узнать по нему скорость, надо проинтегрировать (просуммировать) это приращение скорости. А уж затем по скорости таким же образом можно определить путь, пройденный ракетой. И не только путь, но и величины боковых отклонений ракеты от заданной траектории.

Обычно на борту ракеты располагают три измерителя ускорения – акселерометра. Они устанавливаются на платформе, стабилизированной с помощью гироскопов в инерциальном пространстве. Ускорения измеряются в трех направлениях – по высоте, боковому отклонению от плоскости стрельбы и по направлению к цели (в плоскости стрельбы). По данным об ускорениях получают величину скорости и пути ракеты, а также величины боковых отклонений. Кроме высокой помехозащищенности достоинство автономной системы управления в эффективности наведения на больших расстояниях.

На борту баллистической ракеты автономная система состоит из двух основных частей: автомата стабилизаций, который обеспечивает движение по расчетной траектории, и автомата управления дальностью стрельбы. Автомат стабилизации есть не что иное, как многоканальная система автоматического управления. Он управляет движением ракеты сразу по нескольким параметрам. Для этого каждый канал имеет измерительный элемент, корректирующее устройство, усилитель, рулевые машинки и рули. Автомат управления дальностью стрельбы выключает двигатель в тот момент, когда достигнуты значения параметров, обеспечивающие нужную точность попадания в цель.

Сильнее всего на точности попадания сказывается достижение заданной скорости в конце активного участка траектории. Поэтому для упрощения системы управления дальностью ее «заставляют» контролировать лишь один параметр: скорость.

У крылатых ракет основа системы управления – автопилот. Но в отличие от авиационного ракетный автопилот «сам строит» начало траекторий, когда ракета набирает высоту. Потом он «ведет» ракету горизонтально и «руководит» выходом ее на цель. Также автоматически определяется момент подрыва боевого заряда, исходя из величины пройденного пути, который заранее задан. Поскольку крылатая ракета летит в плотных слоях атмосферы, автоматы еще и устраняют боковой снос.

Итак, автономная система не измеряет положение цели. Командная система, напротив, непрерывно определяет местоположение цели и снаряда, на основе чего вырабатываются сигналы (команды), направляющие снаряд в точку встречи с целью. Из сказанного ясно, что автономная система применима для наведения снарядов на неподвижные цели, а командная – на подвижные. В ряде случаев посредством командного телеуправления осуществляется наведение зенитных ракет на самолеты.

В практике существуют системы командного телеуправления с одним и двумя радиолокаторами. Первая называется однолучевой, вторая – двухлучевой системой. В однолучевой системе один и тот же локатор следит за движением цели и ракеты. На борту ракеты при этом устанавливается ответчик, повышающий надежность слежения за нею локатора. У локатора имеется два приемника для раздельного восприятия сигналов от цели и ракеты. Данные о них поступают в счетно-решающее устройство, они вырабатывают команды, передаваемые на борт ракеты передатчиком.

Более совершенна двухлучевая система командного телеуправления. Схема ее работы такова. Радиолокатор дальнего обнаружения ищет цель. Как только она обнаружена, данные о ее местонахождении немедленно поступают на приводы антенны локатора сопровождения цели. И в течение всего процесса наведения этот локатор неотрывно следит за целью и передает данные в счетно-решающий прибор. Локатор сопровождения ракеты непрерывно определяет ее положение и тоже выдает данные в счетно-решающий прибор. Он автоматически вырабатывает команды управления полетом ракеты.

В этой системе предусматривается несколько индикаторов, по которым можно наблюдать за наведением ракеты. Предусматривается также переход от автоматического к ручному сопровождению цели или ракеты оператором. На экране индикатора ракета изображается в виде светового пятнышка.

Чтобы быстрее вывести ракету в зону действия ее локатора сопровождения, предварительно наводят пусковую установку. Это помогает сделать еще одно счетно-решающее устройство.

Само наведение зенитной ракеты на цель может осуществляться по методу трех точек, когда командный пункт, ракета и цель все время удерживаются на одной прямой. Этот метод связан с большой кривизной траектории, а значит, с большими механическими воздействиями и перегрузками для ракеты. Со значительной кривизной связан и метод погони, когда в каждый момент наведения ракета устремляется на цель. Лучшее наведение в упрежденную точку – точно рассчитанное заранее место встречи ракеты и цели.

При командной системе на борту ракеты не нужна сложная и громоздкая аппаратура: все основное оборудование устанавливается на наземном командном пункте. Недостаток системы в том, что в каждый данный момент времени с КП можно управлять лишь одной ракетой. Поэтому невозможно дать ракетный залп, а это, безусловно, может потребоваться в боевой обстановке для увеличения вероятности поражения целей.

Применяется и система наведения по радиолучу, то есть когда ракеты движутся вдоль своеобразной радиотропы, прокладываемой антенной специального радиолокатора. Образно говоря, снаряд в этом случае напоминает зайца, который попал в луч прожектора и бежит, не сворачивая ни вправо, ни влево. Какова же пропускная способность системы? Судя по одному зарубежному зенитному комплексу, передатчик луча и радиолокатор слежения позволяют выпустить до 12 ракет в минуту. Но точность на больших дальностях недостаточна.

Недостаточно «дальнобойной» считается и система самонаведения, когда снаряд «сам» по излучению цели и отражению сигналов от нее находит путь к цели. Система может быть активной (все оборудование для облучения цели и приема отраженного сигнала находится на борту снаряда), полуактивной (цель «подсвечивается» с Земли) и пассивной (на борту снаряда находится лишь приемник, улавливающий излучения цели). Для самонаведения используются радиоволны, инфракрасные лучи, звуковые колебания. О дальности действия этой системы можно судить по одному из зарубежных образцов самонаводящихся снарядов: он способен наводиться на цель с расстояния 13 км.

Для наиболее успешного наведения ракет-носителей за рубежом нередко применяют комбинированные системы управления. Так, при запуске снаряда дальнего действия на этапе старта действует командная система, на этапе сближения с целью – инерциальная, или астронавигационная, а на конечном этапе – система самонаведения.