БОРТОВАЯ СИСТЕМА ОПТИКОЭЛЕКТРОННОГО ПРОТИВОДЕЙСТВИЯ ДЛЯ ЗАЩИТЫ САМОЛЕТОВ С РЕАКТИВНЫМИ ДВИГАТЕЛЬНЫМИ УСТАНОВКАМИ ОТ УПРАВЛЯЕМЫХ РАКЕТ С ИНФРАКРАСНЫМИ ГОЛОВКАМИ САМОНАВЕДЕНИЯ

Полезная модель относится к вооружению, в частности, к устройствам индивидуальной защиты боевых, военно-транспортных и гражданских самолетов с реактивными двигательными установками (РДУ) от управляемых ракет (УР) с инфракрасными (ИК) головками самонаведения (ГСП) мобильных зенитно-ракетных комплексов наземного базирования, путем формирования в атакоопасной зоне окружающего самолет пространства непосредственно с борта защищаемого самолета активных имитирующих помех.
Механизм воздействия на ИК ГСН УР активных имитирующих помех достаточно хорошо известен [1]. Этот метод оптикоэлектронного противодействия ИК ГСН УР основан на формировании в окружающем атакуемый летательный аппарат (ЛА) пространстве активной помехи в виде повторяющегося во времени оптического (ИК) сигнала, искажающего вырабатываемые ГСН управляющие сигналы, что препятствует нормальному функционированию ГСН при сохранении ее работоспособности и, соответственно, препятствует процессу самонаведения УР на атакуемую цель (ЛА).
Установлено, что эффективность противодействия имитирующей активной помехи на ГСН (т.н. оптикоэлектронное противодействие) зависит от величины пиковой силы излучения активной помехи и формы индикатрисы помехового излучения.
До недавнего времени оптимальной считалась конструкция бортовой системы оптикоэлектронного противодействия (СОЭП) с круговой по азимуту индикатрисой излучения активной помехи. Так, известна всеракурсная СОЭП [2], основными функциональными элементами которой являются излучающий элемент импульсного некогерентного ИК излучения и оптическая система формирования индикатрисы помехового излучения по азимуту и углу места. У всеракурсной СОЭП ориентация индикатрисы помехового излучения относительно носителя (ЛА) неизменна и не зависит от маневрирования атакующей УР, а, следовательно, основное достоинство такой системы состоит в конструктивной простоте и надежности в эксплуатации, т.к. она не требует сопряжения с информационными средствами оптикоэлектронной разведки ракетной атаки.
В работе [3] показано, что одна из основных проблем при создании СОЭП состоит в необходимости существенного превышения пиковой силы излучения помехи над собственным тепловым (ИК) излучением защищаемого ЛА при условии формирования помехового сигнала со структурой произвольной сложности. Такое превышение позволяет уменьшить необходимое для срыва самонаведения время воздействия помехового излучения на ГСН атакующей УР. Однако следует иметь в виду, что простое увеличение интенсивности помехового излучения за счет увеличения потребляемой мощности излучающим элементом СОЭП с круговой по азимуту индикатрисой помехового излучения для достижения необходимого превышения, трудно реализуемо, т.к. в ряде случаев превосходит возможности бортовой энергетической установки, и, следовательно, обеспечение необходимого уровня превышения пиковой силы излучения СОЭП величины собственного теплового излучения ЛА тесно связано с вопросом формирования индикатрисы излучения имитирующей активной помехи.
Именно поэтому особое внимание уделяется разработке особого класса СОЭП - СОЭП направленного действия. Так, известна разработанная американской фирмой Нортроп-Грумман СОЭП типа «Немезис» [4]. СОЭП содержит излучатель некогерентного модулированного ПК излучения с системой его наведения на атакующую УР, задающий орган которой выполнен в виде бортового устройства обнаружения и сопровождения атакующей УР. Светооптический блок излучателя этой СОЭП содержит газоразрядную лампу (ГРЛ) с цезиевым наполнением и трубчатой оболочкой из лейкосапфира, осевая линия которой совмещена с оптической осью зеркального отражателя направленного типа, а центр тела свечения помещен в фокус отражателя, обеспечивающего концентрацию ИК излучения ГРЛ в узкий луч.
Следует отметить, что в ряде случаев индикатриса собственного теплового излучения ЛА, подлежащего защите от поражающего воздействия УР с ИК ГСН, существенно отличается от круговой в азимутальной плоскости, т.е. обладает явно выраженной неравномерностью. Из [1,3] известно, что индикатриса собственного теплового (ИК) излучения самолетов, снабженных РДУ, на дозвуковых скоростях (в частности при взлете и посадке) имеет резко выраженный направленный характер и не превышает 20-30 градусов в экваториальной и азимутальной (относительно самолета) плоскостях. Совершенно очевидно, что в этом случае наличие в бортовой СОЭП следящего привода, осуществляющего пространственную ориентацию излучателя некогерентного модулированного ИК излучения, функционально не оправдано.
Таким образом, недостаток СОЭП, выбранной в качестве прототипа, заключается в функционально неоправданной конструктивной сложности при использовании для защиты самолетов с РДУ.
Задача, на решение которой направлена полезная модель, состоит в упрощении конструкции СОЭП, предназначенной для защиты самолетов с РДУ, при сохранении величины превышения пиковой силы помехового излучения над собственным тепловым излучением защищаемого самолета, свойственного прототипу.
Указанная задача реализуется за счет использования в бортовой СОЭП, предназначенной для защиты самолетов с РДУ, специальной конструкции излучателя имитирующих активных помех.
Заявляемая бортовая СОЭП для защиты самолетов с РДУ от УР с ИК ГСН, как и бортовая СОЭП, выбранная в качестве прототипа, содержит в составе излучателя имитирующих активных помех размещенный в зеркальном отражателе излучающий элемент в виде ГРЛ с цезиевым наполнением, осевая линия которого совмещена с оптической осью отражателя направленного типа, а центр тела свечения которой помещен в фокус отражателя.
Отличие от прототипа состоит в том, что бортовая СОЭП снабжена направленным в заднюю полусферу окружающего самолет пространства неподвижным излучателем имитирующих активных помех, сектор излучения которого перекрывает по азимуту и углу места сектор собственного теплового излучения РДУ защищаемого самолета, причем зеркальный отражатель излучателя имитирующих активных помех выполнен в виде совокупности примыкающих друг к другу геометрически тождественных отражающих элементов плавно непрерывно расширяющихся от вершины отражателя к его выходной апертуре так, что в произвольных экваториальных сечениях абрис активной поверхности отражателя представляет собой самоподобные равносторонние многоугольники, а линейная ширина отражающих элементов, образующих совокупность, в произвольном экваториальном сечении не менее размера изображения светящего тела излучающего элемента в этом сечении.
На фиг.1 и 2 представлено схематическое изображение варианта конкретного выполнения светооптического блока излучателя имитирующих активных помех бортовой СОЭП для защиты самолетов с РДУ. Фиг.1 - экваториальное сечение, фиг.2 - меридиональное (профильное) сечение.
Светооптический блок заявляемой СОЭП выполнен в виде импульсной ГРЛ с цезиевым наполнением 1, осевая линия которой совмещена с оптической осью зеркального отражателя 2, а центр тела свечения лампы 1 совмещен с фокусом отражателя 2. Активная поверхность отражателя 2 сформирована из примыкающих друг к другу геометрически тождественных отражающих элементов, сечение каждого из которых экваториальной плоскостью представляет собой отрезок прямой 3, а меридиональной плоскостью (в данном конкретном случае) - параболический профиль 4. Взаимная пространственная ориентация отражающих элементов осуществлена одним из известных в светотехнической практике способов.
Принцип работы светооптической пары «излучающий элемент - отражатель» основан на преобразовании электрической энергии в оптическое (ИК) излучение с последующим его перераспределением в пространстве в соответствии с геометрией отражателя.
Обеспечение эффективности функционирования заявляемой СОЭП по существу состоит в отыскании оптимального варианта геометрии зеркального отражателя 2. Для того, чтобы расчетные характеристики проектируемого излучателя имитирующих активных помех СОЭП соответствовали заданным, необходимо методом последовательных приближений найти такую геометрию отражателя 2, который при совместной работе с излучающим элементом (ГРЛ) 1 обеспечивал бы характеристики излучения, соответствующие техническому заданию.
Известно [5], что световые приборы направленного типа с параболоидными зеркальными отражателями обеспечивают наибольшую концентрацию светового потока от излучающего элемента по сравнению с другими оптическими системами при одинаковых по размерам выходным апертурам, причем, чем больше размер отражателя, тем отражатель эффективнее. Однако в данном конкретном случае (с учетом его аппаратурного применения) габариты отражателя должны быть по возможности минимизированы, чтобы влияние на аэродинамику носителя (защищаемый самолет с РДУ) было минимально, а это, при неизменных размерах светящего тела излучающего элемента, приводит к существенной локальной неоднородности индикатрисы излучения (т.н. пятнистость). Устранение указанного недостатка за счет применения плоских рассеивателей, перекрывающих световое отверстие отражателя, не допустимо, т.к. такая оптическая схема приводит к существенному уменьшению интенсивности излучения на выходе излучателя.
Оптические свойства отражателя 2 в составе заявляемой СОЭП представляют собой комбинацию оптических свойств зеркального параболоида в профильном (меридиональном) сечении и оптических свойств плоского зеркала в экваториальных сечениях.
Аналитический расчет зеркальных отражателей методом «обратного луча», приведенный в работах [6, 7], позволяет производить многовариантный расчет геометрии отражателя и выбирать наилучший из них. В данном конкретном случае расчеты производились при условии, что число зеркальных отражающих элементов, образующих активную поверхность отражателя 2, может быть взято произвольным, но изображение излучающего элемента (ГРЛ) 1 в произвольном экваториальном сечении отражателя 2 должно быть не больше линейной ширины единичного отражающего элемента 3 в этом сечении.
Проведенные расчеты показали, что при использовании излучающего элемента 1 с продольным цилиндрическим светящим телом, излучающим по закону Ламберта, диаметр которого порядка 10÷15 мм, а длина 30÷50 мм, и зеркального отражателя 2 с диаметром выходной апертуры порядка 300 мм, оптимальное число отражающих элементов 3 в экваториальном сечении (и, соответственно, 4 в меридиональном сечении) равно 12.
Зеркальный отражатель в соответствии с заявляемым техническим решением по сравнению с классическим параболоидным отражателем при одинаковых диаметрах выходной апертуры, размерах и диаметре светящего тела излучающего элемента обеспечивает сопоставимую по величине интенсивность излучения при отсутствии локальных неоднородностей индикатрисы излучения в секторе ±15 градусов по азимуту и углу места.
Таким образом, заявляемая бортовая система ОЭП способна обеспечить защиту самолета с РДУ и при этом отличается простотой конструкции и, соответственно, надежностью в эксплуатации.
Промышленная применимость заявляемого решения подтверждается возможностью его многократного воспроизведения в процессе производственного изготовления. Заявляемая СОЭП разработана для серийного изготовления с использованием стандартного оборудования, современных технологий и комплектации.
Литература:
1. Мишук М.Н. Защита самолетов от ракет с тепловыми головками самонаведения, М.: Воениздат, 1982.
2. Устройство Л166 В1А, ЮЩ2.999.002 ТУ.
3. Самодергин В.А. Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук, НИИ «ЗЕНИТ», МЭП, 1988.
4. Изделие AN/AAQ-24 (NEMESIS). Проспект фирмы Northrop Grumman (US), 2001.
5. Карякин Н.А. Световые приборы, М.: Высшая школа, 1975.
6. Светотехника, 1983, №3, с.15-16.
7. Светотехника, 1984, №3, с.7-10.