УСТРОЙСТВО ПРОТИВОРАКЕТНОЙ ОБОРОНЫ НОСИТЕЛЯ

« УСТРОЙСТВО ПРОТИВОРАКЕТНОЙ ОБОРОНЫ НОСИТЕЛЯ
Область техники, к которой относится устройство - устройство относится к средствам защиты летательных аппаратов ( самолетов) от управляемых ракет и ракет с головками самонаведения.
В качестве аналога предлагается выполняющая в том числе функции противоракетной обороны самолета ракета РВВ-АЕ (1,с.92).
Совпадающие существенные признаки: аналог содержит включающую взрывчатое вещество боевую часть и радиовзрыватель.
Достижению технического результата препятствует: аналог в отличие от заявляемого устройства не содержит тормозного парашюта, но зато дополнительно содержит головку самонаведения, двигатель, необходимые для управления рулями усилителипреобразователи, гидравлику и т.п. Это приводит, во-первых, к усложнению и удорожанию прототипа и, во-вторых, к увеличению его массогабаритов. Максимальный вес устройства с тротиловой боевой частью составляет величину порядка 130кГ, тогда как, аналог весит 170кГ (7,с.44). В среднем устройство легче аналога примерно в 3 раза, а при применении более мощных видов взрывчатки это соотношение увеличивается еще в несколько раз.
В качестве прототипа предлагается устройство, описанное в 2. Совпадающие существенные признаки: в состав прототипа входит содержащая взрывчатое вещество боевая часть и тормозной парашют. Достижению технического результата препятствует:
1)Вес взрывчатого вещества боевой части прототипа не указан. При малых количествах взрывчатого вещества невозможно уничтожение атакующей ракеты, если она для уменьшения воздействия ударной волны маневрирует на конечном участке, огибая выброшенное устройство с возможным увеличением промаха в пределах радиуса поражения своей боевой части.
2)Тормозной парашют с постоянной геометрией купола не обеспечивает достаточно быстрого торможения устройства, необходимого для борьбы с маневрирующими ракетами (сила торможения падает пропорционально квадрату скорости), поэтому устройство должно испытывать большие начальные перегрузки, что предъявляет более высокие требования к прочности материала купола. Кроме того, парашют с постоянной геометрией купола может обеспечить работу в меньшем диапазоне скоростей, иначе
МПК F41 HI 1/02
он будет либо разорван напором воздуха, либо не обеспечит удаления устройства на безопасное расстояние от носителя.
3)Поскольку вес взрывчатого вещества боевой части прототипа не указан, то при малых количествах взрывчатого вещества требуется очень точное угловое наведение на атакующую ракету, что не дает возможности ориентировать вектор скорости «на глазок с необорудованного самолета-носителя.
4)Сброс прототипа выполняется либо по команде пилота, либо далее автоматически по срабатыванию клапана в контейнере (аналогично подаче патронов в пулемете при нажатии курка). Подрыв заряда производится через определенный промежуток времени после сброса. Поскольку латентный период реакции человека-оператора равен 0.2с, то количество изделий, необходимое для разрушения ракеты, в зависимости от мощности заряда находится в интервале от нескольких штук до нескольких десятков штук. Таким образом, не выполняется требование малых массогабаритов и низкой стоимости устройства (защитного боекомплекта).
5)Подрыв защитных зарядов прототипа производится через определенный промежуток времени после его сброса и следовательно на определенном расстоянии от самолета-носителя. Это не дает возможности перехватывать одну ракету двумя устройствами на разном расстоянии от носителя, когда первое изделие разрушает ракету, а второе отбрасывает ударной волной летящие в направлении самолета фрагменты фюзеляжа.
В заявляемой полезной модели решается задача устранения перечисленных недостатков прототипа (возможность уничтожения маневрирующих на конечном участке ракет; снижение требований к прочности материала купола и расширение пригодных для сброса устройства диапазона скоростей самолета-носителя; возможность применения с необорудованного носителя; уменьшение массогабаритов и стоимости боекомплекта, уменьшение вероятности поражения носителя фрагментами разрушенной ракеты).
Отличительные признаки, необходимые для достижения данного результата: вес боевой части устройства не произвольный, а составляет 20-1 ООкГ взрывчатого вещества в тротиловом эквиваленте; в состав устройства дополнительно входит радиовзрыватель; тормозной парашют выполнен с изменяемой геометрией купола. Другие виды достигаемого результата:
1)Уменынение габаритов бортового оборудования: оснащенный комплектом данных устройств ближней обороны истребитель старого типа может защищаться от истребителя нового поколения, вооруженного ракетами «воз дух-воз дух большой дальности. Так самолет F-22 «Рэптор, созданный в соответствие с концепцией «первым увидел первым произвел пуск ракеты - первым поразил цель, способен обнаружить цель типа крылатой ракеты на дальности до 225 км и уничтожить ее на дальности до 180 км (3, с.22-24). Если же истребитель предыдущего поколения, например СУ-27, к тому же обладает сверхманевренностью и оснащенкомплектом
всераккурсных ракет малого радиуса действия (Р-73), то он может, отразив атаку, навязать ближний бой,в котором имеет
преимущество. Весьманезначительныемассогабариты
радиолокационной станции, обнаруживающей атакующие ракеты (дальность обнаружения пропорциональна корню 4 степени из мощности, а мощность пропорциональна массогабаритам) обеспечиваются благодаря тому, что максимальное время реакции определяется временем сброса скорости самолета (если это необходимо) до заданного значения, например, .7-1 и временем поворота вектора скорости в нужное положение. Для этого достаточно обнаруживать атакующую ракету (ракеты) на расстоянии приблизительно 10-20 км.
2) Повышение эффективности при отсутствии у противной стороны информации о дальности до носителя: если информация о дальности до носителя отсутствует например при постановке им помех, затруднена одновременная синхронная атака с разных раккурсов. Кроме того, невозможен эффективный маневр атакующей ракеты, огибающей выброшенное устройство на конечном участке
Достигаемый результат в частных вариантах исполнения: а) Вариант с применением боеприпаса объемного взрыва существенно уменьшает массогабариты устройства по сравнению с вариантом, содержащим тротил.
б)Вариант с буксировочным тросом - благодаря фиксированной длине троса, увеличивает допустимую угловую погрешность наведения на ракету. Нет необходимости определять момент сброса устройства с точностью до десятых долей секунды. Это увеличивает удобство применения с необорудованного носителя.
в)Вариант с крыльями - уменьшает проваливание устройства после сброса. Это облегчает наведение на ракету с необорудованного носителя, особенно в комбинации с буксировочным тросом.
ПЕРЕЧЕНЬ ФИГУР ЧЕРТЕЖЕЙ:
Фиг.1. Устройство и его составные части.
Фиг.2. Узел выброса тормозного парашюта.
Фиг.З. Схема применения устройства.
Фиг.4. Устройство в момент срабатывания. Диаграмма разлета
осколков.
Фиг.З. Тормозной парашют с изменяемой геометрией купола. СВЕДЕНИЯ, ПОДТВЕРЖДАЮЩИЕ ВОЗМОЖНОСТЬ
ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ УСТРОЙСТВА.
Возможный внешний вид устройства показан на Фиг. 1. Основные составные части изображены схематично: боевая часть 1, радиовзрыватель 2, и узел выброса тормозного парашюта 3. Вариант узла выброса тормозного парашюта детально приведен на Фиг. 2. Тормозной парашют 10, соединенный с поршнем 11, находится внутри корпуса устройства 8 до тех пор, пока сжата пружина 6. Пружина упирается одним концом в жестко соединенную с корпусом стенку 7, а другим - в поршень, удерживаемый чекой 5. Движение поршня ограничивается гайкой 9. Парашют прикрывается крышкой 4, которая держится за счет трения и выбрасывается наружу при движении поршня. Возможен вариант когда крышка ввинчивается в гайку при хранении и снимается при работе изделия. Механизм срабатывает, когда после сброса устройства выдергивается чека, тормозной парашют со стропами выбрасывается наружу и раскрывается под действием набегающего воздушного потока.
Схема применения простейшего варианта устройства показана на Фиг.З. При возникновении угрозы ракетной атаки пилот в случае необходимости гасит скорость самолета до заданного значения интервала скоростей (допустим .7-1), например, выполнив маневр «кобра, поскольку сила торможения парашюта пропорциональна квадрату скорости набегающего потока и не может быть эффективно использована во всем диапазоне . Далее самолет разворачивается так, чтобы его вектор скорости был направлен на атакующую ракету под углом 180 градусов и постоянно поддерживает данное направление. В этом случае ракета движется навстречу самолету вдоль по линии визирования. При приближении атакующей ракеты выполняется сброс устройства 14, которое может быть прикреплено к самолету с помощью буксировочного троса 12 (показан пунктиром). Вектор скорости устройства в момент сброса совпадает с вектором скорости самолета. Раскрывается тормозной парашют 10, прикрепленный к задней части корпуса, и изделие начинает быстро терять скорость, отставая от удаляющегося самолета. Начальное ускорение торможения должно быть максимально возможным (50-80 ед.), поскольку летящая почти прямолинейно атакующая ракета может маневрировать на конечном участке, огибая выброшенное устройство. Обтекаемое набегающим воздушным потоком, устройство, благодаря статической устойчивости (центр давления расположен позади центра масс), удерживается от вращения вокруг центра масс под действием возмущающих моментов, что позволяет легко рассчитывать его траекторию и придает нужную ориентацию
-5радиовзрывателю. Когда атакующая ракета 13 пролетает около устройства (ориентировочная дистанция до самолета 50-150м), срабатывает его радиовзрыватель и происходит подрыв взрывчатого вещества (ориентировочный вес 20-100 кг в тротиловом эквиваленте). При использовании вместо тротила более мощной взрывчатки, например A-IX-2, вес боевой части и вес устройства могут быть уменьшены в несколько раз. Эта цифра (20-100кГ) выбирается из рассчета создания универсального устройства ближней обороны, которое защищало бы в том числе от кинетического оружия, учитывало возможный маневр атакующей ракеты на конечном участке и могло применяться в том числе с необорудованного носителя, где наведение производится «на глазок и велики погрешности прицеливания. Под кинетическим оружием понимается новое поколение зенитных ракет, способных, благодаря активному самонаведению и газодинамическим рулям, поражать цель прямым попаданием (5,с.9). При разрушении атакующей ракеты ударной волной в отличие от ее осколочного поражения практически отсутствует вероятность попадания фюзеляжа ракеты в самолетноситель.
При взрыве, согласно (4,с.177), для традиционных взрывчатых веществ радиус распространения продуктов детонации Кд  10R, где R - радиус сферического заряда эквивалентного веса. Радиус фугасного разрушения цели (разрушения ударной волной) Кф  (25-100)R. Для 30-килограммового заряда радиус распространения продуктов детонации составит величину около 2м, а радиус фугасного разрушения при минимальном значении коэффициента равен примерно 5-7 м. Для 100-килограммового (в тротиловом эквиваленте) заряда значения Кд и Кф увелечиваются примерно в 1.5 раза.
Деструкция атакующей ракеты в зоне Кд сопровождается детонацией ее БЧ, выбросом осколков и хаотическим разлетом фрагментов корпуса. Для типовой осколочно-фугасной БЧ диаграмма разлета осколков представляет собой толстостенную воронку, ось которой совпадает с осьюракеты
(4,с.164-167), (7,с.60,61). На Фиг.4 изображено устройство 14 в момент срабатывания его радиовзрывателя и сдетонировавшая атакующая ракета 13. Диаграмма разлета осколков 15 показана в разрезе. Таким образом, вероятность поражения самолета-носителя осколками уничтожаемой ракеты равна нулю, а вероятность поражения фрагментами корпуса, обратно пропорциональная квадрату расстояния, ничтожно мала. В зоне фугасного разрушения Кф не происходит детонации БЧ ракеты; фрагменты фюзеляжа отбрасываются ударной волной в направлении, перпендикулярном
вектору скорости и пролетают мимо цели. Давление и скорость воздействующей на носитель ударной волны пропорциональны кубу расстояния и даже на ближнем рубеже перехвата (50м) уменьшаются более, чем на два порядка по сравнению с их значениями на границе зоны фугасного поражения.
Для уменьшения вероятности поражения самолета-носителя фрагментами фюзеляжа может применяться перехват ракеты очередью из двух изделий. Например, первое устройство встречает ракету на рубеже 70-80м. Второе устройство в момент перехвата отстает на 15-20м и в том случае, если фрагменты ракеты движутся в направлении самолета (то есть пролетают вблизи устройства), срабатывает радиовзрыватель, и ударная волна отбрасывает обломки в направлении, перпендикулярном вектору скорости.
Парашют с изменяемой геометрией купола изображен на Фиг. 5. Купол 10 показан в разрезе. По его краям прикреплены стропы 16, а с центральной точкой связан трос 17. Когда, спустя некоторое время после выброса, скорость изделия падает, например, в два раза, срабатывает миниатюрный пиропатрон 18 и перерубает трос. Купол раскрывается полностью, и его площадь увеличивается в четыре раза (положение раскрытого купола и строп показано пунктиром). Пиропатрон может управляться, например, от акселерометра, настроенного на определенное значение перегрузки.
Система наведения в задней полусфере поддерживает требуемую ориентацию вектора скорости самолета относительно атакующей ракеты и определяет момент сброса устройства. Допустимая угловая погрешность наведения определяется, как отношение радиуса фугасного разрушения ракеты к дальности перехвата. При скорости самолета  и ракеты  скорость сближения составляет  (здесь М - скорость звука). Учитывая вышеуказанные значения дальности перехвата (50-150м), динамические характеристики системы наведения характеризуются значениями порядка 10 Гц. Поэтому желательно автоматизировать процесс наведения, так как пилоту приходится следить за показаниями других приборов; кроме того возможен вариант стрельбы очередью ракет. Для полностью автоматической системы необходима установка радиолокационной станции (РЛС) в задней полусфере. Минимальные требования, предъявляемые к подобной РЛС невысоки. Она должна обнаруживать цель типа ракеты AIM-9X на таком расстоянии, чтобы можно было успеть при необходимости погасить скорость самолета и сориентировать ее вектор относительно атакующей ракеты. Для истребителя это примерно 10-20 км. Например, БРЛС «Москит-23
(7,с.27). Желательно обеспечить не просто разрушение ударной волной, а гарантированную детонацию БЧ атакующей ракеты, так как в этом случае ее фрагменты пролетают на большом расстоянии от носителя. С этой целью необходимо обеспечить такую точность автоматической системы наведения, чтобы радиус промаха в точке встречи устройства с ракетой был сопоставим с радиусом Кд в том случае, если атакующая ракета движется по классическим траекториям метода пропорционального сближения.
Однако, возможен такой вид противодействия, когда ракета начинает маневрировать вокруг малоискривленной траектории сближения например по псевдослучайному закону. В этом случае выброс устройства может быть выполнен за 0.6-0.8с до поражения самолета-носителя атакующей ракетой. Начальное ускорение торможения 50-80ед. Перехват происходит на безопасном расстоянии - более 50м от носителя. Предположим, что автоматическая система наведения идеально отслеживает угловое положение ракеты. Если после сброса устройства летящая со скоростью  ракета начинает маневрировать вокруг классической траектории сближения с нормальным ускорением 15ед., то за промежуток времени dt она отклонится на угол d0 - , где N - нормальная перегрузка, V скорость (8,с.354). Таким образом, за 0.5-0.7с (промежуток времени от выброса до перехвата) отклонение составит около 8-11м, то есть атакующая ракета не выйдет из зоны фугасного поражения 100килограммового в тротиловом эквиваленте заряда. Разрушенный фюзеляж ракеты пролетает по меньшей мере в 8-11м от носителя, а если после маневра атакующей ракеты система наведения самолета сформирует отклоняющее воздействие в противоположную сторону, этот промах увеличится еще на 1-2м. Угловые скорости, отслеживаемые системой наведения, и соответственно нормальные перегрузки самолета-носителя возрастают по мере сближения. Если ракета начнет маневрировать прямо перед моментом выброса устройства с перегрузкой 20ед., то максимальная перегрузка отслеживающего этот маневр носителя за 0.4с до встречи составит примерно 2.5ед. Применение мощной взрывчатки, например A-IX-2, позволяет существенно уменьшить габариты устройства. В этом случае самолет может нести несколько комплектов, каждый из которых оснащен парашютами различной площади. Таким образом расширяется диапазон скоростей, при которых производится сброс устройства с самолета-носителя и сокращается время реакции на ракетную атаку.
маневрирование с амплитудой, большей радиуса поражения БЧ ракеты невозможно.
На конечном участке сближения вектор скорости самолетаносителя может быть направлен под углом 180 град в мгновенную точку встречи (точку, в которой столкнулись бы ракета и сброшенное в данный момент времени устройство, если бы вектор скорости ракеты далее не менялся по величине и направлению) с поправкой на проваливание изделия под действием силы тяжести. Кроме того, может быть добавлена поправка на маневрирование атакующей ракеты.
Возможная реализация автоматизированной системы наведения предполагает установку оптического прицела, жестко связанного с осью самолета, в его хвостовой части. Изображение передается на индикатор, установленный в кабине. В процессе наведения пилот непрерывно совмещает метку ракеты с меткой, отклоненной от перекрестья на угол атаки и угол скольжения носителя. Для метода пропорционального сближения, реализованного в головке атакующей ракеты, траектории сближения мало отличаются от прямолинейных и угловая скорость линии визирования мала, что позволяет поддерживать нужную ориентацию носителя вручную.
При применении варианта с буксировочным тросом устройство после сброса следует за самолетом на расстоянии, равном длине троса. Трос может быть эластичным или присоединен к летательному аппарату через пружину для демпфирования рывка при натяжении. Если, например, длина троса равна 80 м, а устройство выброшено на расстоянии 600м от носителя, то для радиуса фугасного разрушения 6 м допустимая угловая погрешность наведения составит величину порядка ±4.5 град. При таком большом допуске при малых углах атаки самолета-носителя пилот может ориентировать самолет «на глазок. Сброс устройства выполняется за 1-2 секунды до встречи с ракетой. Применение варианта с тросом эффективно лишь при атаке одиночной не маневрирующей на конечном участке ракетой, либо ракетой с малым радиусом промаха, например «Стингером, в ясную погоду, когда инверсный след и факел атакующей ракеты заметны на  большом расстоянии.
Для того, чтобы обеспечить применение с носителя, движущегося с меньшей скоростью (самолета или вертолета) устройство может дополнительно содержать создающие добавочную подъемную силу крылья, установленные под ненулевым углом к его осевой линии. Желательно также применять данный вариант при работе с тросом на необорудованном носителе, когда время устройства в полете составляет 1-2 сек. Крылья уменьшают проваливание устройства
после его сброса. Возможна комплектация сменными парашютами для разного диапазона скоростей. Возможен универсальный вариант со съемными крыльями: устройство со снятыми крыльями применяется со специально оборудованного носителя, устройство с установленными - с необорудованного.
Для миниатюризации устройства в качестве взрывчатого вещества в боевой части устройства может быть использована жидкая пиротехническая смесь, а также остальные компоненты боеприпаса объемного взрыва: вспомогательный заряд, распыляющий смесь в аэрозольное облако и т.н. вторичный детонатор, выполняющий его подрыв через заданный промежуток времени. Данный боеприпас превосходит по мощности примерно на порядок классический боеприпас равного веса. При объемном взрыве, например, термобарической смеси, согласно (6,с.59), образуется детонационная волна, более протяженная в пространстве и времени, чем для традиционных взрывчатых веществ.
Большие перегрузки, возникающие при торможении, предъявляют высокие требования к прочности парашюта. Так его стропы могут быть выполнены из синтетического материала, а купол из ткани типа кевлар и т.п.