Способ защиты летательных аппаратов от ракет, оснащенных головками самонаведения с матричным фотоприемным устройством
PROTECTION METHOD FOR AERIAL VEHICLES AGAINST MISSILES FITTED WITH TARGET-SEEKING EQUIPMENT WITH MATRIX PHOTODETECTOR

Изобретение относится к военной области, а именно к методам индивидуальной защиты летательных аппаратов от ракет, оснащенных головками самонаведения с матричными фотоприемными устройствами.
Известен способ защиты летательных аппаратов от ракет, оснащенных головками самонаведения, путем создания в пространстве между летательным аппаратом и наиболее вероятным направлением возможной ракетной атаки противника голографического изображения реального источника, излучающего электромагнитные волны преимущественно в диапазоне частот видимого и инфракрасного спектров. В качестве ложной цели могут быть использованы также источники, излучающие электромагнитные волны и на других частотах, соответствующих рабочим частотам различных систем наведения ракет на воздушные цели (см. патент РФ №2141094, МПК F41H 11/02, 1999 г.).
Недостатком данного способа является то, что для формирования голографического образа ложной цели в виде летательного аппарата (ЛА) необходимо большое количество энергии для питания бортовой голографической системы, кроме того, сама система имеет высокие массогабаритные характеристики. Для ракет с индукционным взрывателем данный способ неэффективен по причине того, что такой взрыватель срабатывает в непосредственной близости от ЛА под действием изменившегося магнитного поля.
Также известен способ индивидуальной защиты летательного аппарата от ракет с инфракрасными головками самонаведения, основанный на том, что по курсу следования летательного аппарата осуществляется отстрел в окружающую среду специальных пиротехнических устройств (инфракрасных ловушек), создающих интенсивное излучение в диапазоне инфракрасных волн (Справочник офицера противовоздушной обороны. / Г.В.Зимин, С.К. Бурмистров, Б.М. Букин и др. - 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Воениздат, 1987, с. 474-477 - прототип).
Недостатком известного способа является недостаточно высокая эффективность, которая обусловлена тем, что для срыва наведения управляемой ракеты с матричным фотоприемным устройством (МФПУ) необходимо постоянно закрывать изображение цели и растягивать его, создавая на определенном удалении от защищаемого ЛА помеху с морфологическими признаками цели.
Использование матричных фотоприемных устройств позволяет реализовать более сложные методы селекции цели, к числу которых относятся пространственная, геометрическая и траекторная селекция, основанные на цифровой обработке протяженных изображений. Поэтому еще одним недостатком существующих ложных тепловых целей является их быстрое угловое расхождение с целью и разлет по пространству в виде отдельных, разрешаемых в поле зрения оптической головки самонаведения (ОГС) источников излучения.
Целью настоящего изобретения является повышение эффективности и надежности защиты летательного аппарата от ракет, оснащенных оптическими головками самонаведения с матричным фотоприемным устройством (ОГС с МФПУ).
Поставленная цель достигается тем, что в пространстве между летательным аппаратом и наиболее вероятным направлением возможной ракетной атаки противника путем подрыва активного элемента защиты (АЭЗ) формируется облако осколков, попадая в которое, ракета получает повреждения, приводящие к нарушению ее работоспособности.
В качестве АЭЗ может быть использован пиротехнический патрон инфракрасного излучения с интегрированным в пиротехнический состав боевым модулем. Поражающий модуль конструктивно размещен в центральной полости пиротехнического патрона и выполнен в виде цилиндра, внутри которого размещен заряд взрывчатого вещества и осколочный пояс готовых поражающих элементов с каналами управления подрывом заряда взрывчатого вещества [см., например, Миропольский Ф.П. Методика обоснования калибра и оптимальных параметров осколочных авиабомб. Учебное пособие. - М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1977. - С. 64-67].
Схема пиротехнического патрона с поражающим модулем поясняется фиг. 1.
На фиг. 1 обозначено:
1 - металлическая гильза;
2 - контакт электровоспламенителя;
3 - электровоспламенитель;
4 - пиротехнический состав;
5 - заряд взрывчатого вещества;
6 - осколочный пояс готовых поражающих элементов (ГПЭ);
7 - каналы управления подрывом заряда взрывчатого вещества.
Предлагаемый способ позволяет повысить эффективность и надежность защиты летательного аппарата от ракет, оснащенных ОГС с МФПУ, и в отличие от известного обеспечивает поражение отсеков атакующей ракеты, а именно обтекатель, неконтактный взрыватель с аппаратурой управления и системой охлаждения МФПУ, облаком осколков, образовавшимся при подрыве активного элемента защиты, и выводит их из стоя.
Способ защиты летательного аппарата от ракет, оснащенных ОГС с МФПУ, реализуется согласно алгоритму, приведенному на фиг. 2, следующим образом:
1) от бортовых датчиков и бортовой информационно-навигационной системы поступает информация о положении ЛА в пространстве и параметрах его движения, а от бортового комплекса обороны поступает информация о начальных условиях пуска атакующей ракеты противника (АРП);
2) при помощи уравнений, описывающих движение ракеты, производится расчет координат, скорости, дальности, времени нахождения АРП согласно методу наведения, используемому в системе наведения ракеты и выдача данных о траектории АРП. Алгоритм расчета траектории атакующей ракеты противника представлен на фиг. 3;
3) производится расчет параметров движения АЭЗ, в качестве которого может быть использован пиротехнический патрон инфракрасного излучения с интегрированным в пиротехнический состав боевым модулем, состоящим из заряда взрывчатого вещества и осколочного пояса готовых поражающих элементов с каналами управления подрывом заряда взрывчатого вещества, согласно алгоритму расчета параметров движения активного элемента защиты, представленному на фиг. 4:
а) от бортовых датчиков и бортовой информационной системы поступает информация о положении ЛА в пространстве и параметрах его движения, а из блока расчета параметров движения АРП поступает информация о траектории ракеты;
б) производится расчет начальных условий бросания АЭЗ;
в) производится расчет функции сопротивления Е;
г) производится расчет параметров движения АЭЗ на участке траектории, необходимом для встречи с АРП;
д) выдача данных о траектории и параметрах бросания АЭЗ.
4) производится анализ соблюдения условий безопасности для обороняемого летательного аппарата, рассчитанного в блоке расчета параметров движения АЭЗ. В случае соблюдения условия, что дальность бросания АЭЗ превышает минимально допустимую дальность бросания, производиться переход к условию по времени полета АЭЗ t;
5) производится анализ соблюдения условий по времени полета АЭЗ t и времени полета АРП τ. В случае соблюдения условия, что время полета АЭЗ равно времени полета АРП подается команда на отстрел АЭЗ.
Схема боевого применения способа защиты летательных аппаратов от ракет, оснащенных ОГС с МФПУ, поясняется фиг. 5.