Результат интеллектуальной деятельности: Способ применения тепловой ловушки

Изобретение относится к области противодействия управляемому оружию на основе самонаведения на источник оптического излучения.

Для увода от объекта управляемых средств поражения с инфракрасными элементами самонаведения применяются тепловые ловушки (см., например, В.Ю. Осипов, А.П. Ильин, В.П. Фролов, А.П. Кондратюк. Радиоэлектронная борьба. Теоретические основы. - Петродворец: ВМИРЭ им. А.С. Попова, 2006, стр. 168-171). Существует возможность различения управляемым средством поражения с инфракрасными элементами самонаведения тепловой ловушки относительно цели по различным признакам. Одним из таких признаков является скорость полета тепловой ловушки на различных участках, как правило на конечном (см., например, Я. Селменский. Особенности воздушного боя современных истребителей. - М.: ГУП ИПК "Московская правда", НПЖ «Крылья России», 2002 №1, стр. 16). Придание дополнительного ускорения тепловой ловушки с целью оптимизации ее скорости со скоростью полета объекта позволяет снизить вероятность различения тепловой ловушки относительно объекта. Увеличение скорости полета тепловой ловушки достигается использованием реактивной тяги и стабилизацией траектории полета в выбранном направлении.

Известен способ применения ложной тепловой ловушки, основанный на обнаружении управляемого элемента поражения с тепловой головкой самонаведения, отличающийся тем, что определяют текущую скорость полета летательного аппарата, в соответствии с которой регулируют силу тяги и время включения реактивного двигателя тепловой ловушки, поджигают вышибной заряд и термическое вещество тепловой ловушки, выбрасывают тепловую ловушку и стабилизируют ее полет в требуемом направлении, включают в заданное время реактивный двигатель тепловой ловушки и осуществляют ее полет под действием силы тяги реактивного двигателя с требуемой скоростью (Патент РФ на изобретение №2519573, м. кл. F42B 5/15, F42B 12/70, F41H 11/02, F41H 11/04, опубл. 20.10.2013).

Недостатком известного способа является заниженная эффективность, обусловленная возможностью осуществления сопровождения управляемым средством поражения с инфракрасными элементами самонаведения летательного аппарата и вероятностью поражения летательного аппарата управляемым средством поражения.

Технический результат достигается тем, что способ применения ложной тепловой ловушки, основанный на обнаружении управляемого элемента поражения с тепловой головкой самонаведения, определении текущей скорости полета летательного аппарата, в соответствии с которой регулируют силу тяги и время включения реактивного двигателя тепловой ловушки, поджигают вышибной заряд и термическое вещество тепловой ловушки, выбрасывают тепловую ловушку и стабилизируют ее полет в требуемом направлении, включают в заданное время реактивный двигатель тепловой ловушки и осуществляют ее полет под действием силы тяги реактивного двигателя с требуемой скоростью, дополнительно после пуска реактивного двигателя, вручную или автоматически формируется команда на увеличение скорости полета летательного аппарата.

На фигуре 1 изображена схема, поясняющая способ. Отстрел тепловых ловушек осуществляется с летательного аппарата 5. На первом этапе 1 выставляются параметры работы реактивного двигателя и производится поджог вышибного заряда и термического вещества тепловой ловушки 4. На втором этапе 2 осуществляется выброс тепловой ловушки 4, развертывание самораскрывающихся стабилизаторов 6 и инерционный полет в заданном направлении. На третьем этапе 3 производится запуск реактивного двигателя 7 и осуществляется полет с высокой стабилизацией тепловой ловушки под действием реактивной тяги. Включение реактивного двигателя производится в момент времени, когда скорость полета тепловой ловушки снижается до порогового значения, при котором возможна кинематическая селекция ее относительно защищаемого объекта. Регулировка тяги реактивного двигателя производится с целью оптимизации скорости полета тепловой ловушки и летательного аппарата в текущий момент времени. Параметры функционирования и момент времени включения реактивного двигателя могут быть рассчитаны или получены экспериментальным путем.

На фигуре 2 изображена блок-схема устройства, реализующая способ. Блок-схема устройства содержит блок управления отстрелом тепловой ловушки 8, пусковую капсулу 14, корпус 15, в котором смонтированы блок установки параметров и пуска реактивного двигателя 9, блок отстрела и поджога термического вещества 10, управляемый реактивный двигатель 11, термическое вещество 12, самораскрывающиеся стабилизаторы 13.

Устройство работает следующим образом. В случае обнаружения атаки летательного аппарата управляемым средством поражения с инфракрасными элементами самонаведения в ручном режиме или автоматически принимается решение на отстрел тепловой ловушки. Блок управления отстрелом тепловой ловушки 8 на основе данных о скорости полета летательного аппарата формирует управляющие сигналы и передает их в блок установки параметров и пуска реактивного двигателя 9. Блок установки параметров и пуска реактивного двигателя 9 устанавливает требуемые параметры (силу тяги и время задержки пуска) управляемого реактивного двигателя 11 (согласованных со скоростью полета летательного аппарата). Далее блок управления отстрелом теплой ловушки 8 формирует управляющие сигналы и передает их в блок отстрела и поджога термического вещества 10. Блок отстрела и поджога термического вещества 10 осуществляет выброс тепловой ловушки в направлении ориентации пусковой капсулы 14 и поджег ее термического вещества. При этом в момент выхода тепловой ловушки из пусковой капсулы 14 срабатывают самораскрывающиеся стабилизаторы 13. В процессе инерционного полета блок установки параметров и пуска реактивного двигателя 9 осуществляет пуск реактивного двигателя 11, который выравнивает (оптимизирует) скорости теплой ловушки и летательного аппарата, а также дополнительно увеличивает дальность полета тепловой ловушки. После пуска реактивного двигателя 11, вручную или автоматически формируется команда на увеличение скорости полета летательного аппарата. Это позволяет летательному аппарату выйти из зоны сопровождения управляемым средством поражения с инфракрасными элементами самонаведения и снизить вероятность поражения летательного аппарата управляемым средством поражения, чем устраняется недостаток прототипа.