Результат интеллектуальной деятельности: ЭЛЕМЕНТ АКТИВНОЙ ЗАЩИТЫ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ОТ УПРАВЛЯЕМЫХ РАКЕТ

Изобретение относится к области военной техники, а именно, к неуправляемым авиационным боеприпасам, предназначенным для защиты летательных аппаратов от управляемых ракет противника класса «поверхность-воздух» и «воздух-воздух».

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению является элемент активной защиты летательного аппарата [см. например, патент RU 2633012, С1, МПК F42B 5/15, F42B 4/26, F42B 12/70, опубл. 11.10.2017 г.]., содержащий металлическую гильзу с размещенным на дне электровоспламенителем, пиротехнический состав, расположенный в полости гильзы и закрытый заглушкой, поражающий модуль, состоящий из взрывчатого вещества, на поверхности которого размещен осколочный пояс с интегрированными в него каналами управления подрывом взрывчатого вещества, принцип действия которого состоит в том, что после поступления, по команде с блока управления устройством выброса, импульса электрического тока срабатывает электровоспламенитель, инициируя при этом горение пиротехнического состава. Давлением продуктов горения пиротехнического состава заглушка раскатывает дульце гильзы и горящий пиротехнический состав выбрасывается из нее, создавая источник инфракрасного излучения. При прогорании пиротехнического состава происходит воспламенение каналов управления подрывом и тем самым передача по ним энергии взрывчатому веществу. В результате подрыва взрывчатого вещества осколочный пояс образует облако осколков, попадая в которое, управляемая ракета получает повреждения головки самонаведения и других отсеков, приводящие к срыву наведения управляемой ракеты на атакуемый самолет [Патент RU 2633012, С1, МПК F42B 5/15, F42B 4/26, F42B 12/70, опубл. 11.10.2017 г.].

Недостатком известного элемента активной защиты является низкая эффективность защиты летательного аппарата от управляемых ракет, обусловленная большими ошибками стрельбы в расчетную точку пространства.

Техническим результатом изобретения является повышение эффективности защиты летательного аппарата от управляемых ракет класса «поверхность-воздух» и «воздух-воздух» с головкой самонаведения различного типа, за счет обеспечения подрыва элемента активной защиты в расчетной точке пространства на траектории движения управляемой ракеты.

Технический результат достигается тем, что в известном элементе активной защиты, содержащем металлическую гильзу с размещенным в ней поражающим модулем осколочного типа, воспламенителем и закрытую заглушкой, согласно изобретению дополнительно введены корпус с сопловым блоком и устройством стабилизации, обтекатель, а также взрыватель дистанционного типа и двигатель твердого топлива.

Сущность предложенного технического решения заключается в том, что поражающий модуль осколочного типа и воспламенитель установлены в цилиндрическом корпусе наружный диаметр которого равен внутреннему диаметру гильзы, в нижней части корпуса размещен сопловой блок с устройством стабилизации, а в верхней части - обтекатель, между поражающим модулем и сопловым блоком установлен двигатель твердого топлива, под обтекателем расположен взрыватель дистанционного типа. При предстартовой подготовке аппаратурой управления во взрыватель вводится время дистанционного действия для обеспечения подрыва боеприпаса в расчетной точке. Время определяет требуемую дальность и находится исходя из номинальных значений параметров движения элемента активной защиты. После выхода элемента активной защиты из устройства выброса, раскрывается устройство стабилизации и переходит в рабочий режим. Под действием силы тяги продуктов горения двигателя твердого топлива создается вращение боеприпаса вокруг своей оси, необходимое для совершения стабилизированного полета в расчетную точку пространства. При достижении времени дистанционного действия срабатывает взрыватель и инициирует подрыв взрывчатого вещества поражающего модуля. В результате подрыва взрывчатого вещества поражающего модуля образуется облако осколков, попадая в которое, управляемая ракета получает повреждения, приводящие к срыву ее наведения.

Схема предлагаемого элемента активной защиты представлена на фиг. 1.

На фиг. 1 обозначено:

1 - металлическая гильза;

2 - заглушка;

3 - воспламенитель;

4 - взрывчатое вещество;

5 - осколочный пояс;

6 - корпус;

7 - обтекатель;

8 - взрыватель дистанционного типа;

9 - двигатель твердого топлива;

10 - сопловой блок;

11 - устройство стабилизации боеприпаса.

Элементы 1-5 характеризуют прототип. Дополнительно к ним введены новые элементы и устройства.

Корпус 6 предназначен для размещения в нем составных частей элемента активной защиты и выполнен как одно целое с сопловым блоком - 10 и может быть выполнен из тонкостенной трубы на основе сплава алюминия, например Д16Т, способом изотермической штамповки [см. например, Патент RU 2174455, С2, МПК B21D 41/04 опубл. 10.10.2001 г.], а контактирующая с продуктами сгорания двигателя твердого топлива внутренняя поверхность корпуса и соплового блока защищена эрозионно стойким теплозащитным покрытием на основе анодной пленки оксида алюминия с толщиной до 60 мкм. Пленка наносится электрохимическим методом. Использование в качестве исходного материала всего корпуса трубной заготовки из сплава на основе алюминия значительно снижает общий вес, упрощая технологический процесс изготовления.

Для снижения аэродинамического сопротивления в конструкцию элемента активной защиты введен обтекатель 7, который может быть выполнен из полимерного материала [см. например, Булатов И.М., Воробей В.В. Технология ракетных и аэрокосмических конструкций из композиционных материалов. - М. МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1998. - С. 442-476].

Взрыватель дистанционного типа 8 предназначен для обеспечения подрыва элемента активной защиты в расчетной точке пространства [см. например, Средства поражения и боеприпасы / под ред. В.В. Селиванова. - М. МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2008. - С. 930-936]. Управление им осуществляется автоматически перед отстрелом по индуктивной линии связи между устройством выброса и взрывателем на требуемое время дистанционного действия, вводимого аппаратурой управления при предстартовой подготовке. Время определяет требуемую дальность и находится исходя из номинальных значений параметров движения боеприпаса.

Двигатель твердого топлива 9 предназначен для обеспечения необходимой скорости полета активного элемента защиты. Он создает силу тяги, образующаяся при истечении газа [см. например, Авиационное вооружение: Учебное пособие / Под ред. Д.И. Гладкова - М.: ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1971. - С 62-68.

Сопловой блок 10 служит средством увеличения реактивной силы двигателя. Он имеет сопло оптимального профиля (входная часть, критическое сечение и расширяющаяся сверхзвуковая часть) с узлами крепления устройства стабилизации боеприпаса 11 [см. например, Патент RU 2418186, С2, МПК F02K 9/34, опубл. 10.05.2011 г.], которое выполнено из пластин сплава алюминия и предназначено для стабилизации боеприпаса в полете путем придания вращательного движения вокруг строительной оси. Использование сопла указанной конструкции в сочетании с узлами крепления устройства стабилизации боеприпаса повышает надежность и снижает вес.

Элемент активной защиты летательного аппарата от управляемых ракет работает следующим образом. В процессе предстартовой подготовки от аппаратуры управления (непосредственно перед пуском) на взрыватель 8 по индуктивному каналу связи поступают сигналы, которые несут информацию о требуемом времени дистанционного подрыва. Одновременно от устройства управления импульс электрического тока поступает на электрические контакты гильзы, инициируя при этом горение порохового состава воспламенителя 3. Газы, образующиеся при сгорании пороха воспламенителя, заполняют свободный объем камеры сгорания и поджигают топливный заряд двигателя 9. Давлением продуктов горения топлива двигателя заглушка 2 раскатывает дульце гильзы 1 и элемент активной защиты выбрасывается в воздушное пространство. При выходе из ствола оперение устройства стабилизации боеприпаса 11 раскрывается. Начинается отсчет установленного времени дистанционного подрыва. После окончания действия линейного ускорения, т.е. после окончания активного участка траектории взрыватель 8 взводится, тем самым снимается ступень предохранения. После отсчета установленного времени электронным временным устройством происходит срабатывание взрывателя и подрыв взрывчатого вещества 4. В результате подрыва взрывчатого вещества осколочный пояс 5 образует облако осколков в расчетной точке пространства, попадая в которое, управляемая ракета получает повреждения головки самонаведения и других отсеков, приводящие к срыву ее наведения.

Таким образом, на основе анализа структуры и функционирования схемы предложенного технического решения можно заключить, что элемент активной защиты, в котором реализовано данное решение, обладает преимуществами, отвечающими поставленной задаче, а именно повышение эффективности защиты летательного аппарата от управляемых ракет класса «поверхность-воздух» и «воздух-воздух» с головкой самонаведения различного типа, за счет обеспечения подрыва элемента активной защиты в расчетной точке пространства на траектории движения управляемой ракеты.