Имитатор воздушных целей
AERIAL TARGET SIMULATOR

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в составе имитаторов воздушных целей (ИВЦ), имитирующих обширную номенклатуру изделий авиационной и ракетной техники, в том числе спускаемых головных частей баллистических ракет, в широком диапазоне скоростных характеристик.
Известен ИВЦ, выполненный в виде моноблока, снабженного бортовой аппаратурой и уголковым отражателем СВЧ-энергии, описанный в патенте РФ №2415372 от 27.05.2011 г., взятый нами в качестве аналога заявляемого решения. ИВЦ содержит двигатель, закрепленный на нем радиопрозрачный корпус, внутри которого размещены отражатель СВЧ-энергии и датчики попадания поражающих элементов, выполненные в виде диэлектрических пластин с токопроводящими дорожками, попарно соединенных проводником в цепь, включающую источник электропитания, электровоспламенитель с пороховым зарядом и переключатель релейного типа, который удерживает контакты цепи питания электровоспламенителя порохового заряда разомкнутыми. При попадании поражающим элементом по РМ предполагается разрыв цепи питания релейного переключателя, в результате чего освобождаются удерживаемые им контакты, которые замкнут цепь источника питания с электровоспламенителем, воспламеняющим пороховой заряд. При достаточной видимости вспышка от этого явления может регистрироваться оптическими средствами наблюдения.
Основным недостатком приведенного устройства является невозможность регистрации и сопровождения ИВЦ средствами наблюдения мишенного комплекса, что вызывает сомнения в состоянии ракеты и месту ее нахождения.
Известен так же ИВЦ, содержащий двигатель, головную часть, блок аппаратуры с источником тока и средствами регистрации и сопровождения ИВЦ в виде трассеров, патент РФ №2442947 от 20.02.12 г.
Основными недостатками такого решения являются: 1) ограниченные возможности регистрации и сопровождения такой ракеты в затрудненных условиях наблюдения по трассерам (туман, дождь, пыле-дымовые помехи), преимущественно оптическими (оптикоэлектронными) средствами наблюдения; 2) затрудненные условия селекции такой ракеты средствами радиолокации атакующего комплекса из-за малой эффективности площади рассеивания (ЭПР); ограниченная номенклатура имитируемых целей с невысокими скоростями полета, из которых выпадают высокоскоростные объекты авиационной и ракетной техники, в том числе спускаемые головные части баллистических ракет, так как используемый к применению аппарат 9Ф881 имеет несовершенную, громоздкую конструкцию с дополнительными надстройками - трассерами задней группы, существенно ухудшающими возможные баллистические характеристики.
В качестве прототипа представленного решения нами выбран патент РФ №2135948 от 27.08.1999 г. Данный ИВЦ содержит последовательно соединенные разгонный двигатель с головной частью (ГЧ), носовой обтекатель с обнижением, бортовую аппаратуру, при этом головной отсек выполнен из композиционного материала в виде несущей тонкостенной, радиопрозрачной оболочки (РПО), соединенной посредством обтекателя со стальным пустотелым наконечником, на корпусе которого выполнены сквозные диаметральные щели. Кроме того головная часть снабжена блоком уголковых отражателей (БУО) СВЧ-энергии, включающий набор взаимно-перпендикулярных скрепленных между собой пластин.
Основными недостатками такого ИВЦ являются ограниченные возможности наблюдения ИВЦ средствами мишенного комплекса в условиях ухудшения видимости факела трассеров при снижении прозрачности атмосферы (пыль, дым, туман), и затенении его (факела) надкалиберной ГЧ с двигателем при ограничении номенклатуры имитируемых целей с низкоскоростными летными характеристиками, так как он выполнен в виде неразделяемого моноблока надкалиберной головной части с двигателем, жестко скрепленным с подкалиберным баллистическим наконечником.
Задачей предлагаемого технического решения является обеспечение боевого расчета мишенного комплекса регулярными сведениями о положении ИВЦ на траектории в любое время суток, в любых метеоусловиях, с возможностью полной имитации высокоточного оружия средств воздушного нападение при проведении испытаний.
Для решения поставленной задачи в известном ИВЦ, содержащем последовательно соединенные разгонный двигатель с ГЧ, носовой обтекатель с обнижением, бортовую аппаратуру и БУО СВЧ-энергии в РПО, ГЧ выполнена отделяемой и снабжена крыльевым отсеком (КО) с блоком бортовой аппаратуры, содержащим источник электропитания и выполненным в виде навигатора спутниковой навигации, с антенной приема сигналов спутниковой навигации, с бортовой радиотелеметрической станцией с передающими антеннами - кормовой и кольцевой, при этом кольцевая антенна установлена с охватом корпуса головной части, а антенна приема сигналов спутниковой навигации - в обнижении носового обтекателя, причем БУО СВЧ-энергии установлен между антенной приема сигналов спутниковой навигации и передающими антеннами, скреплен одним концом с РПО, передняя часть которой снабжена радиоотражающим экраном, а источник электропитания установлен между навигатором спутниковой навигации и кормовой антенной, и снабжен монтажным шпангоутом. При этом ГЧ выполнена диаметром меньшим диаметра двигателя. На концах БУО закреплены опоры, при этом задняя опора выполнена с возможностью продольных перемещений. На концах РПО закреплены шпангоуты - передний и задний, при этом задний шпангоут скреплен с КО, а передний с БУО СВЧ-энергии.
В предложенном техническом решении обеспечена возможность существенного повышения баллистических характеристик, за счет того, что головная часть 2 выполнена отделяемой, с диаметром Д1 меньшим диаметра Д2 разгонного двигателя 1, снабжена крыльевым отсеком (КО) 3 с обнижением кормовой части, обеспечивающим его размещение в двигателе, причем КО 3 объединен с носовым обтекателем 12 силовым несущим корпусом, включающим радиопрозрачную оболочку (РПО) 13 с БУО, состоящим из набора взаимно перпендикулярных пластин 14 жестко скрепленных между собой перегородками 15, на концах пластин 14 закреплены задняя 16 и передняя 17 опоры. При этом пластины и опоры БУО выполнены в одном диаметре, обеспечивающем его вхождение в РПО 13 с минимальным зазором, такое решение предполагает повышение прочности ракеты за счет совместной работы РПО с БУО в условиях воздействия повышенных аэродинамических нагрузок высокоскоростной ракеты. При этом на концах РПО закреплены монтажные шпангоуты, из которых задний 18 скреплен с КО, а передний 19 - с передней опорой БУО (например, винтами 20), причем его задняя опора 16 выполнена с возможностью продольных перемещений, таким образом, исключается растягивающие воздействие на БУО при расширении РПО 13 от кинетического разогрева набегающим высокоскоростным потоком воздуха. В результате обеспечена имитация высокоскоростных объектов авиационной и ракетной техники за счет обеспечения возможности разгона ИВЦ до высоких сверхзвуковых скоростей.
Бортовая аппаратура 4 выполнена в виде блока, включающего навигатор и БРТС с передающими антеннами, кормовой 5, обеспечивающей передачу информации в заднюю полусферу ИВЦ, и кольцевой 6 с возможностью кругового обзора передней полусферы ракеты. Источник электропитания 8, содержит батарею 9. При этом навигатор помехозащищен от радиоизлучения кормовой антенны 5 монтажным шпангоутом 7 источника электропитания 8, снабженного преимущественно тепловой батареей 9 с пиротехнической активацией, в которой электролитом является расплав солей металлов (например, лития), а от радиоизлучения кольцевой антенны 6 - корпусом 10 крыльевого отсека 3. Антенна приема сигналов спутниковой навигации 11  установлена в обнижении носового обтекателя 12, таким образом, максимально удалена от помех передающих антенн 5 и 6 и отделена от них БУО, размещенным в РПО 13. Передняя часть РПО 13 дополнительно снабжена радиоотражающим экраном 21, который является также теплозащитным и препятствует ее эрозии от высокоскоростного напора воздуха. Связь навигатора с удаленными антеннами выполнена фидерами 22.
Предложенное техническое решение поясняется графическими материалами, где на фиг. 1 изображен общий вид предложенного технического решения, на фиг. 2 - вид А с фиг. 1, на фиг. 3 - головная часть ИВЦ (разгонный двигатель отделен), на фиг. 4 - вид Б с фиг. 3. На чертежах обозначены следующие позиции:
1 - разгонный двигатель,
2 - головная часть,
3 - крыльевой отсек,
4 - бортовая аппаратура,
5 - кормовая антенна,
6 - кольцевая антенна,
7 - монтажный шпангоут,
8 - источник электропитания,
9 - батарея,
10 - корпус крыльевого отсека,
11 - антенна приема сигналов спутниковой навигации,
12 - носовой обтекатель,
13 - радиопрозрачная оболочка,
14 - пластины,
15 - перегородки,
16 - задняя опора,
17 - передняя опора,
18 - задний шпангоут,
19 - передний шпангоут,
20 - винты,
21 - радиоотражающий экран,
22 - фидеры,
23 - бортовой разъем,
Д1 - диаметр ГЧ,
Д2 - диаметр разгонного двигателя.
Предложенное устройство работает следующим образом. С наземного пункта управления через бортовой разъем 23 подается напряжение, активирующее бортовой источник электропитания, обеспечивающий электропитанием бортовую аппаратуру 4. В результате навигатор начинает принимать сигналы спутниковой навигации, обрабатывает их в собственные координаты (ИВЦ) и транслирует кольцевой антенной 6 на наземный пункт управления (слежения), с получением координат пунктом управления устанавливается факт готовности ИВЦ и выдается команда на запуск двигателя 1, сообщающего ракете расчетную скорость. После этого двигатель отделяется от головной части 2 и БА 4 активирует кормовую антенну 5, обеспечивая возможность передачи радиосигнала (координат ИВЦ) в заднюю полусферу ракеты, что позволяет устойчиво выделять координаты ИВЦ на всевозможных траекториях движения, как вертикально вверх или достаточно крутых, так и настильных, а при спускании по отвесным траекториям вниз радиосигналы координат ИВЦ будут приниматься с кольцевой антенны 6. При поражении ИВЦ прекращается передача координат положения его на траектории, последние координаты, полученные с ИВЦ, считаются местом его поражения, что также повышает достоверность результатов обстрела ИВЦ.
Таким образом, предлагаемое техническое решение обеспечивает наземные пункты слежения координатами положения ИВЦ на траектории в сложных метеоусловиях (туман, дождь) и в условиях пыле-дымовых помех в любое время суток. Прекращение поступления координат места с ИВЦ, наиболее вероятно оценивается как факт поражения ИВЦ. Кроме того, использование предлагаемой конструкции ИВЦ позволяет расширить номенклатуру имитируемых целей с высокоскоростными характеристиками полета за счет применения разгонного двигателя с отделяемой ГЧ, снабженной стабилизирующим КО. За счет объединения КО с носовым обтекателем силовым несущим корпусов, состоящим из БУО в РПО, обеспечивается повышение прочности конструкции в условиях воздействия интенсивных аэродинамических нагрузок высокоскоростной ракеты.