Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ ПОСЛЕ ПУСКА УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ

Изобретение относится к области военной авиации.

При существующих способах управления самолетом после пуска управляемой ракеты часто происходит срыв наведения выпущенных самолетом ракет из-за отворота средств наведения ракет от направления на цель (А.И.Канащенков, В.И.Меркулов, О.Ф.Самарин. Облик перспективных бортовых радиолокационных систем. М., 2002. С.18-20).

Таким образом, к недостаткам существующих способов можно отнести следующее:

- снижение вероятности сопровождения цели или полный срыв ее сопровождения;

- невозможность атаки цели в момент совершения маневра;

- срыв сопровождения ракеты из-за большой скорости маневрирования и увеличения динамических ошибок ее сопровождения.

Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в повышении возможностей самолетов по ведению действий с использованием активного ортогонального маневрирования для исключения необходимости перемещения самолета вслед выпущенной ракете с целью ее сопровождения до момента захвата цели, что повышает опасность быть пораженным ответной атакой противника.

Для достижения указанного технического результата самолет после пуска ракеты по самолету противника отворачивают на ортогональный курс относительно траектории самолета противника, при этом ортогональный маневр может оставаться активным, т.е. самолет непрерывно направляет выпущенную им ракету на цель. Это обеспечивается тем, что ось диаграммы направленности бортовой радиолокационной станции (БРЛС) самолета сохраняет прежнее положение (БРЛС одновременно с самолетом поворачивается также на 90° - следит за целью в автоматическом режиме), и БРЛС продолжает наводить выпущенную по цели ракету.

Самолет постоянно меняет курс таким образом, чтобы его траектория была ортогональна прямой, соединяющей самолет и цель в любой момент времени.

Самолет осуществляет в вертикальной плоскости крутое, возможное для него, пикирование, снижаясь до высоты, когда он будет трудно различим визуально на фоне земли(Н<3 км).

Ортогональный маневр самолета завершается после попадания ракеты в цель.

Для предотвращения столкновения с препятствиями при снижении самолет оборудуют лазерной локационной станцией (ЛЛС), обеспечивающей возможность заблаговременно выявить препятствия и обогнуть их.

При использовании на самолете фазированной антенной решетки ее выполняют подвижной в азимутальной плоскости на угол ϕ_а=±(90°-α), где α - максимальный угол сканирования антенны.

При использовании щелевой антенны ее выполняют с возможностью отклонения в азимутальной плоскости на угол ±90°, по углу места на ˜ 10-15° с расположением оси диаграммы направленности в горизонтальной плоскости самолета, путем подбора расстояний между щелями в ряду и между рядами щелей антенны. Угол в 10-15° обеспечивается установкой антенны на скошенной плоскости установки антенны узла ее установки.

При активном ортогональном маневре самолет оказывается в диапазоне "слепых скоростей" для БРЛС соперника и лишает его возможности себя сопровождать, в виду того, что современные БРЛС работают по доплеровской частоте. Доплеровская частота образуется с момента касания электромагнитных волн БРЛС до отхода от обнаруживаемого самолета, при этом длина волны изменяется на увеличение, если цель удаляется от облучающей ее РЛС, и на уменьшение, если цель сближается с БРЛС. Доплеровская частота равна:

где V_ц - скорость цели;

λ - длина волны облучающей ее станции;

η - доплеровская частота;

α_ц - угол между направлением на цель и скоростью цели.

При отвороте самолета на ортогональный от цели курс α_ц=90°, Cos 90°=0, доплеровская частота η=0 и БРЛС соперника "не видит" самолет, совершивший маневр, не может наводить свою ракету, летящую по начальному курсу и пролетающую мимо отвернувшего на ортогональный курс самолета.

При невозможности точного выдерживания ортогонального курса самолетом уменьшают заметность его БРЛС путем рассогласования оси диаграммы направленности и продольной оси антенной системы, для чего крепежную поверхность антенной системы выполняют наклонной. При этом значение угла наклона Θ находится в пределах А≤Θ≤30°.

А=0,61 λ/а для круглых антенн;

А=λ/а для прямоугольных антенн,

где λ - длина волны облучающей станции;

а - габаритный размер антенны.

Для щелевой антенной системы отклонение оси диаграммы направленности от продольной оси антенной системы обеспечивается за счет фазовых сдвигов x₁ и x₂ между токами соседних рядов щелей и щелями в ряду, определяемых в соответствии с выражениями (Айзенберг Г.З. Антенны УКВ. М.: Связь, 1977. С.119):

x₁=(2πd₁/λ₁)·SinΘCosϕ;

x₂=(2πd₂/λ₁)·SinΘCosϕ,

где λ₁ - рабочая длина волны антенны,

d₁ - расстояние между рядами щелей,

d₂ - расстояние между щелями в ряду,

Θ - отклонение поверхности антенны в вертикальной плоскости,

ϕ - отклонение поверхности антенны в горизонтальной плоскости.

Боковую поверхность антенной системы выполняют параллельно оси диаграммы направленности, а не перпендикулярно поверхности антенны, что обеспечивает возможность уменьшения габаритов и массы обтекателя, под которым устанавливается антенная система.

Волноводы располагают наклонно к поверхности антенны на угол Θ, а не перпендикулярно, чем обеспечивается сохранение зоны обзора фазированной антенной решетки (ФАР).

Изобретение пояснено чертежами.

На фиг.1 представлена схема способа активного ортогонального маневра самолета при пуске ракеты по цели, осуществляющей маневрирование известным способом.

На фиг.2 - схема поворачивающейся одновременно с самолетом ФАР РЛС.

На фиг.3 - схема активного ортогонального маневра самолета.

На фиг.4 - схема бортовой системы ортогонального маневрирования.

На фиг.5 - схема РЛС с уменьшенной заметностью антенны.

На фиг.6 - схема выполнения щелевой антенны.

На фиг.7 - схема размещения антенны на самолете.

На фиг.8 - закон изменения эффективности поверхности рассеяния антенны в зависимости от угла ее установки.

Способ управления самолетом после пуска управляемой ракеты осуществляется следующим образом.

После обнаружения и захвата цели самолет 1 (фиг.1) производит пуск ракеты 2 по самолету-цели 3, осуществившему пуск ракеты, совершает тактический отворот на ортогональный курс траектории движения самолета-цели со снижением высоты полета.

Самолет 1 становится "невидимым" для РЛС самолета-цели 3, ракета 4 которого становится неуправляемой и не может поразить самолет 1.

Антенна 5 самолета 1, автоматически поворачиваясь, следит за самолетом-целью 3, ракета 2 самолета 1 продолжает наводиться на самолет-цель 3 и поражает его. После этого самолет 1 завершает активный ортогональный маневр.

В случае неточного соблюдения ортогонального курса самолетом 1 самолет-цель 3 не захватит самолет 1 после его отворота, так как антенна 5 самолета 1 направлена на самолет 3 так, что не "видима" для его РЛС.

При этом бортовая система ортогонального маневрирования работает следующим образом.

При поиске цели поверхность 6 антенны 5 со щелями 7 (см. фиг.5, 6) вращается совместно с наклонной крепежной поверхностью 8 корпуса 9 с помощью гидравлических цилиндров 10. Благодаря наклонному положению крепежной поверхности 8 расположение оси 11 диаграммы направленности направлено на цель при ее обнаружении, а продольная ось 12 антенны отклонена при этом на угол Θ и поверхность 6 антенны 5 не перпендикулярна оси диаграммы направленности. Излучения РЛС самолета-цели 3, падая на поверхность 6 антенны 5, отражаются в пространство, не попадая на РЛС самолета-цели 3.

Поиск цели осуществляется сканированием луча антенной системы с помощью фазовращателей. Выявленная цель 3 удерживается антенной системой самолета 1 для проведения предпусковых операций, пуска и наведения ракеты. При пуске ракеты в сторону цели ось диаграммы направленности антенны располагается на цель, поверхность 6 антенны 5 отклонена на угол Θ. Волноводы 14 наклонены к оси антенны 5 на угол Θ.

При щелевых антенных системах и ФАР эффективная поверхность рассеяния (ЭПР) уменьшается (фиг.8).

Самолет 1 выходит в район предполагаемой цели с помощью спутниковой навигационной системы (СНС) 15 (фиг.4) и инерциальной навигационной системы (ИНС) 16. Бортовая радиолокационная станция (БРЛС) 17 самолета 1 обнаруживает цель 3.

На многофункциональном цифровом индикаторе (МФЦИ) 18 высвечивается цель 3, дальность до цели, ее курсовой угол, вычисленные с помощью бортовой, центральной вычислительной машины (БЦВМ) 19; на МФЦИ 18 через БЦВМ 19 поступают и координаты ракеты 4 противника 3, определяемые теплопеленгатором (ТП) 20.

Летчик с помощью пульта 21 управления комплекса системы управления (КСУ) 22 через КСУ 22 направляет самолет 1 на самолет-цель 3 и с помощью пульта 23 системы управления вооружением (СУВ) 24 осуществляет через СУВ 24 пуск ракеты 2. В БЦВМ 19 поступают данные по высоте полета самолета 1 от радиовысотомера (РВМ) 25 и данные о наличии препятствий перед самолетом 1 от лазерной локационной станции (ЛЛС) 26. После пуска ракеты 2 самолет 1 по заложенной в БЦВМ 19 программе производит ортогональный курсу самолета-цели 3 отворот и снижение до заданной высоты. Самолет 1 в автоматическом режиме сопровождает с помощью антенны 5 самолет-цель 3 до поражения ее ракетой 2.

При использовании на самолете 1 щелевой антенны 5 при отвороте самолета 1 на ортогональный курс антенна 5 в соответствии с заложенной в БЦВМ 19 программой поворачивается на цель синхронно с отворотом самолета 1.

При использовании на самолете 1 фазированной антенной решетки ее поворот не обязательно должен быть синхронным с отворотом самолета 1 вследствие возможности сканирования луча ФАР, но к моменту окончания отворота самолета 1 поворот антенны 5 на угол также должен быть завершен, что обеспечивается соответствующей программой в БЦВМ 19.