СПОСОБ ПРИМЕНЕНИЯ ТЕПЛОВОЙ ЛОВУШКИ

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

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является способ (прототип) отстрела ложной тепловой цели (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), основанный на обнаружении управляемого элемента поражения с тепловой головкой самонаведения, поджоге вышибного заряда отстрела и термического вещества ложной тепловой цели, выбросе ложной тепловой цели в требуемом направлении, инерционном полете ложной тепловой цели. Недостатками способа являются возможность различения по скоростным параметрам на различных участках полета ложной тепловой цели относительно объекта, а также ограниченная дальность отстрела ложной тепловой цели (далее тепловой ловушки), что не исключает повреждение объекта осколочными элементами.

Техническими результатам, на достижение которого направлено предлагаемое изобретение, является увеличение дальности и обеспечение соизмеримой скорости полета тепловой ловушки со скоростью полета объекта.

Технический результат достигается тем, что в известном способе применения ложной тепловой ловушки, основанном на обнаружении управляемого элемента поражения с тепловой головкой самонаведения, 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.

Сущность предлагаемого способа заключается в следующем. Исключение возможности кинематической селекции тепловой ловушки относительно летательного аппарата достигается дополнительной корректировкой скорости ее полета. Корректировка скорости полета осуществляется использованием ускоряющего реактивного двигателя, придающего дополнительное ускорение тепловой ловушке на конечном участке полета. Для стабилизации полета тепловой ловушки в требуемом направлении, также используют самораскрывающиеся стабилизаторы. При этом в зависимости от текущей скорости полета летательного аппарата производится адаптация параметров функционирования реактивного двигателя тепловой ловушки.

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. 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 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 теплой 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.

Таким образом, у заявляемого способа за счет введения в состав тепловой ловушки реактивного двигателя с регулируемой силой тяги и самораскрывающихся стабилизаторов появляются свойства, заключающиеся в увеличении дальности и обеспечение соизмеримой скорости полета тепловой ловушки с текущей скоростью полета объекта. Тем самым предлагаемый авторами способ устраняет недостатки прототипа.

Предлагаемое техническое решение является новым, поскольку из общедоступных сведений неизвестен способ применения ложной тепловой ловушки, основанном на обнаружении управляемого элемента поражения с тепловой головкой самонаведения, определении текущей скорости полета летательного аппарата, в соответствии с которой регулировке силу тяги и время включения реактивного двигателя тепловой ловушки, поджоге вышибного заряда и термического вещества тепловой ловушки, выбрасывании тепловой ловушки и стабилизации ее полета в требуемом направлении, включении в заданное время реактивного двигателя тепловой ловушки и осуществлении ее полета под действием силы тяги реактивного двигателя с требуемой скоростью.

Предлагаемое техническое решение практически применимо, так как для его реализации могут быть использованы типовые электронные узлы, агрегаты и реактивные двигатели, а также электронные приборы и элементы, входящие в состав дополнительного и штатного электрооборудования летательных аппаратов. Так, например, самораскрывающиеся стабилизаторы могут быть выполнены по технологии управляемых и неуправляемых ракет, устанавливаемых внутри пусковых установок или мортир. Регулировка силы тяги может осуществляться управлением площадью критического сечения сопла реактивного двигателя (см., например, В.И. Петренко, М.И. Соколовский, Г.А. Зыков и др. Управляемые энергетические установки на твердом ракетном топливе. - М.: "Машиностроение", 2003).