Способ поражения воздушной цели управляемой ракетой

Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано в зенитных ракетных комплексах, а также в артиллерии. Технический результат - повышение вероятности поражения цели управляемой ракетой. По способу измеряют дальности и скорости цели и ракеты, наводимой на встречный курс цели. Осуществляют подрыв боевой части ракеты на заданной дальности с образованием кругового поля поражающих элементов, движущихся к цели. При этом в процессе наведения управляемой ракеты определяют текущее время ее полета до подрыва боевой части перед целью. Учитывают полетные характеристики - координаты и скорости цели и управляемой ракеты. Учитывают интервал времени между моментами измерения координат цели и управляемой ракеты, запаздывания в тракте управления управляемой ракеты, величину промаха управляемой ракеты на момент подрыва боевой части и время после подрыва боевой части. По этому времени определяют величину необходимого радиуса кругового поля поражающих элементов к моменту накрытия цели с учетом торможения поражающих элементов. При условии, что текущее время полета управляемой ракеты до встречи с целью соответствует допустимому, формируют и транслируют на управляемую ракету по радиолинии радиокоманду взведения и команду подрыв в виде двоичного десятиразрядного кода времени до подрыва боевой части. При этом на борту управляемой ракеты после приема и дешифрации кода команды подрыв на каждом такте обмена уточняют момент подрыва. Запускают отсчет точного времени до подрыва и при обнулении его осуществляют подрыв боевой части. 2 ил.

 

Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано в зенитных ракетных комплексах, а также в артиллерии.

Развитие тактических средств воздушного нападения, таких как баллистические ракеты, оперативно-тактические баллистические ракеты, а также применение в последнее время в боевых действиях неуправляемых реактивных снарядов показывает, что экономически целесообразным является создание управляемой ракеты-перехватчика, обладающей высокой скоростью и энергичным кратковременным стартом. Высокие скорости сближения перехватывающих ракет и целей создают проблему для надежного накрытия цели полем поражающих элементов боевой части. При скоростях встречи ракеты с целью более 2000 м/с, решение задачи согласования диаграммы взрывателя и поля разлета поражающих элементов в традиционных схемах с использованием для подрыва боевой части (БЧ) неконтактного датчика цели становится невозможным.

Известно, что с целью повышения эффективности поражения средствами зенитного ракетного комплекса (ЗРК) Patriot [1, 2] баллистических ракет в составе БЧ применен взрыватель, обеспечивающий подрыв БЧ в различных режимах с формированием в зависимости от условий встречи полей разлета осколков различной конфигурации. Режим взрывателя устанавливается процессором на борту ракеты с использованием информации об угловой скорости сближения ракеты с целью и взаимном угловом положении управляемой ракеты (УР) и цели в расчетной точке встречи, которая передается на борт по командной радиолинии связи. Данный способ подрыва БЧ требует сложной конструкции взрывателя, что повышает стоимость ракеты, а так как при определении момента подрыва не учитывается запаздывание в цепях приема-передачи информации, то неточность исполнения подрыва может достигать нескольких миллисекунд и, как следствие, приведет к снижению эффективности действия БЧ. Это потребовало решение задачи прямого столкновения ракеты с целью и введения в состав ракеты активной головки самонаведения, что резко увеличило габариты и стоимость ракеты.

Известен способ поражения воздушной цели управляемой ракетой, описанный в патенте на изобретение РФ №2248516 от 08.07.2003, МПК F42B 12/56. Данный способ заключается в том, что при подлете управляемого снаряда к цели на заданном расстоянии подается команда на подрыв взрывчатого вещества, корпус последовательно разрушается, поражающие элементы разбрасываются радиально и имеют скорость по направлению к цели. Эффективность действия БЧ обеспечивается за счет создания поля поражения в виде расходящейся конической трубки с большим количеством поражающих элементов в продольном сечении и высокой их концентрации в поперечном сечении.

Недостатком данного способа является то, что вычисление заранее экстраполированной дальности встречи ракеты с целью и ввод ее перед пуском в аппаратуру ракеты для подрыва БЧ на этой дальности не позволяет осуществить подрыв точно в точке сближения ракеты с целью. Это приводит к раннему или к позднему подрыву БЧ, в результате чего образуется движение большого количества поражающих элементов мимо цели и, как следствие, снижается вероятность поражения цели, и эффективность применения высокоскоростной УР.

Известен способ поражения воздушной цели управляемой ракетой, описанный в патенте на изобретение РФ №2301395, МПК F42B 12/32, F42B 12/60. Данный способ является наиболее близким по совокупности признаков к нашему решению и выбран нами в качестве прототипа.

Он заключается в измерении дальностей и скоростей цели и ракеты, наводимой на встречный курс цели, далее осуществляется подрыв боевой части ракеты на заданной дальности с образованием кругового поля поражающих элементов, движущихся к цели.

При этом дальность между снарядом и целью вычисляют по теореме косинусов. А выброс осколков, производят в момент, когда расстояние между целью и снарядом станет оптимальным, что приводит к образованию поля поражения из осколков, распределенных по конической поверхности, диаметр большего основания которой определяется наибольшей скоростью разлета осколков, меньшего - наименьшей, а центр поля поражения заполняется другими элементами конструкции снаряда.

Очевидно, что применение такого типа снарядов будет эффективным при обстреле высокоскоростных целей. Однако, принятие решения о выбросе осколков снаряда перед целью в момент, когда расстояние между снарядом и целью, вычисляемое только по информации об их дальностях и разности углов линий визирования, приводит к большим погрешностям определения момента подрыва, так как не учитывает ряда факторов, влияющих на точность определения дальности между целью и снарядом (скорости сближения, запаздывания в передаче команд, торможение осколков и др.), используемой для подрыва боевой части. Это приводит к раннему или к позднему выбросу осколков, в результате чего образуется движение большого количества осколков мимо цели и, как следствие, снижается вероятность поражения цели и эффективность применения снаряда.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение вероятности поражения цели управляемой ракетой, имеющей боевую часть, содержащую только поражающие элементы и небольшое количество взрывчатого вещества, путем повышения точности реализации момента подрыва боевой части перед целью за счет формирования и передачи команды подрыв, содержащей код времени до подрыва, который определяет величину эффективного радиуса кругового поля, обеспечивающего надежное накрытие и поражение цели.

Для решения поставленной задачи способом поражения воздушной цели УР, включающем измерение дальностей и скоростей цели и ракеты, наводимой на встречный курс цели, осуществление подрыва БЧ ракеты на заданной дальности с образованием кругового поля поражающих элементов, движущихся к цели, новым является то, что в процессе наведения УР определяют текущее время полета УР до подрыва БЧ перед целью, при этом учитывают полетные характеристики (координаты и скорости) цели и УР, интервал времени между моментами измерения координат цели и УР, запаздывания в тракте управления УР, величину промаха УР на момент подрыва БЧ и время после подрыва БЧ, которое определяет величину оптимального радиуса кругового поля поражающих элементов к моменту накрытия цели с учетом торможения поражающих элементов, и при условии, что текущее время полета УР до встречи с целью соответствует допустимому, вырабатывают и транслируют на УР по радиолинии радиокоманду взведения и команду подрыв в виде двоичного десятиразрядного кода времени до подрыва БЧ, при этом на борту УР после приема и дешифрации кода команды подрыв на каждом такте обмена уточняют момент подрыва, запускают отсчет точного времени до подрыва и при обнулении его осуществляют подрыв БЧ.

Сущность технического решения заключается в том, чтобы при наведении управляемой ракеты на встречный курс сопровождаемой цели определить с высокой точностью текущее время полета УР до подрыва БЧ, содержащей только поражающие элементы (ПЭ) и небольшое количество взрывчатого вещества, сформировать команду подрыв в виде десятиразрядного двоичного кода, по радиолинии отправить ее на УР, уточнить в УР время до подрыва и осуществить подрыв БЧ перед целью в момент обнуления времени до подрыва, в результате чего создастся поле ПЭ, движущихся со скоростью, которую ракета имеет в момент подрыва, при этом образуется оптимальный радиус метания поражающих элементов с увеличенной плотностью поля осколков, движущихся в направлении к цели в зависимости от скорости ракеты и цели, что обеспечивает надежное накрытие и поражение цели с высокой вероятностью.

Высокая точность задания момента подрыва БЧ перед целью получена за счет формирования и передачи на борт УР команды подрыв в десятиразрядном двоичном коде, определения времени подрыва с учетом всех запаздываний в тракте управления УР при наведении на сопровождаемую цель, учета торможения осколков от времени их разлета и величины промаха, после приема и дешифрации кода команды подрыв на каждом такте обмена на УР уточнения момента подрыва, запуска отсчета точного времени до подрыва и при обнулении его осуществление подрыва БЧ.

Представленное решение поясняется графическими материалами, где на фиг. 1 представлен алгоритм последовательности проводимых операций по определению момента подрыва БЧ, на фиг. 2 приведена схема, поясняющая реализацию момента подрыва и поражения цели.

На фиг. 1 изображены:

1 - многофункциональная радиолокационная система (МРЛС), которая обеспечивает выполнение следующих необходимых операций - указанных блоками 2, 3, 4, 5, а именно:

2 - обнаружение и сопровождение цели;

3 - измерение полетных характеристик цели;

4 - наведение УР на встречный курс цели;

5 - измерение полетных характеристик УР;

6 - цифровая вычислительная система, в которой реализованы алгоритмы определения времени до подрыва БЧ, схематично изображенные блоками 7, 8, 9, 10, 11, 12, а именно:

7 - определение интервала времени между серединами интервалов передачи зондирующих импульсов на цель и запросных импульсов на ракету;

8 - определение текущего времени полета до встречи УР с целью;

9 - определение времени после подрыва БЧ;

10 - параметры БЧ конкретной УР в блоке памяти (буфере);

11 - определение текущего времени полета УР до подрыва БЧ;

12 - формирование десятиразрядного двоичного кода команды подрыв;

13 - радиолиния передачи команд на УР;

14 - управляемая ракета, в которой осуществляются операции, схематично обозначенные блоками 15 и 16, а именно:

15 - прием, дешифрация, уточнение команды подрыв;

16 - запуск таймера, отсчет точного времени и подрыв БЧ.

На фиг. 2 изображено следующее:

17 - подрыв заряда взрывчатого вещества, начало образования кругового поля поражения;

18 - сближение поля поражения с целью;

19 - накрытие цели полем осколков;

- tвстр., с - текущее время до встречи ракеты с целью с учетом запаздывания в тракте управления УР;

- Δtподрi, с - текущее время полета УР до подрыва БЧ;

- tзап, с - время между двумя тактами передачи запросных импульсов и команд на ракету;

- tп, с - время от подрыва БЧ до встречи ПЭ с целью, необходимое для формирования радиуса кругового поля разлета ПЭ равного RПЭ к моменту накрытия цели, с учетом торможения ПЭ;

- RПЭ, м - рассчитанный с учетом промаха максимальный радиус разлета ПЭ на момент накрытия цели.

Работа по предлагаемому способу осуществляется следующим образом.

После обнаружения и сопровождения цели осуществляют пуск и наведение УР на встречный курс цели и в наземной аппаратуре начинают вычисление текущего времени до встречи УР с целью tвстр (t) с учетом запаздывания в тракте управления УР по формуле:

tвстр=(ДЦС+Δtц-p⋅Д'ЦСР)/(Д'Р-Д'ЦР)-tзап, с

где Др, м - дальность до ракеты;

- ДЦС, м - дальность до цели;

- Δtц-p, с - интервал времени между серединами интервалов передачи зондирующих импульсов на цель и запросных импульсов на ракету;

_ ДЦС' , м/с - радиальная скорость цели;

- ДР', м/с - радиальная скорость ракеты;

Далее определяют интервал времени между серединами интервалов передачи зондирующих импульсов на цель и запросных импульсов на ракету:

Δtц-р=(Тсер.Р- Тсер.Ц), с

где: Тсер.Р, с - интервал времени от начала передачи зондирующих импульсов по цели до середины временного интервала передачи запросных импульсов на УР, наводимую на цель;

- Тсер.Ц, с - интервал времени от начала передачи зондирующих импульсов по цели до середины временного интервала передачи зондирующих импульсов по цели, по которой наводится УР.

Затем определяют время после подрыва БЧ, необходимое для формирования радиуса кругового поля разлета ПЭ равного RПЭ к моменту накрытия цели с учетом их торможения:

СНСХ⋅ρ, м-1

где: VР, м/с - скорость ракеты в момент подрыва;

- СН, м-1 - обобщенная баллистическая характеристика ПЭ;

- ρ, кг⋅с2⋅м-4 - текущая плотность воздуха, рассчитываемая в зависимости от температуры воздуха, атмосферного давления и высоты полета ракеты над уровнем моря;

- КСх, м3⋅кг-1⋅с-2 - определяется формой ПЭ и скоростью их разлета;

Определяют параметр торможения по формуле:

где: hε, hβ, м - линейные отклонения ракеты относительно цели, представляющие величину промахов к моменту подрыва БЧ при наведении УР на цель;

VПЭ, м/с - максимальная скорость разлета поражающих элементов.

Значения Vпэ, КСх определяются конструктивными параметрами боевой части. Параметры характеристик БЧ при подрыве могут быть определены при создании конструкции БЧ, например, в соответствии опубликованным с источником информации [3].

Определяют текущее время полета УР до подрыва БЧ по формуле:

Δtподр=tвстр-tп, с

Формируют десятиразрядный двоичный код команды подрыв - времени полета УР до подрыва БЧ по формуле:

«ПОДРЫВ»=Δtподр⋅1023/Тмакс,

где Тмакс, с - устанавливаемое максимальное значение передаваемого времени до подрыва, точность передачи которого определяется величиной дискрета dTкмакс/1023, (например, при Тмакс=0,3 с значение dTк≈0,0003 с).

В момент выполнения условия tвстр(t)≤0,5 с вырабатывают в наземной аппаратуре и передают на борт по радиолинии команду на взведение БЧ («РКВ») и с этого момента начинают передавать на УР по радиолинии код рассчитанного текущего времени до подрыва БЧ, необходимая точность передачи которого определяется установленной величиной дискрета двоичного десятиразрядного кода (например, 0,0003 с), при этом, если время полета УР до подрыва Δtподр≥Тмакс, то по радиолинии передают код Подрыв=1111111111.

Поскольку обмен УР с наземной аппаратурой осуществляется тактами через каждые ι=tзап, (например, 0,020 с), и точное значение время подрыва УР принимает только в конце каждого такта обмена, то в аппаратуре УР запускается отсчет точного времени до подрыва (например, таймер с точностью 0,0001 с). В конце каждого такта обмена таймер на УР перезапускается уточненным значением времени до подрыва БЧ. Уточнение времени до подрыва БЧ продолжается до такта с получением значения времени подрыва меньше tзап(Δtподр<tзап). При обнулении на таймере времени до подрыва осуществляют в УР инициализацию взрывчатого вещества и подрыв БЧ. Уточнение в УР времени до подрыва в каждом такте обмена с наземной аппаратурой позволило обеспечить требуемую точность выполнения подрыва, независимо от момента и периода обновления кода команды подрыв.

Учет временных интервалов между моментами измерения дальностей до цели и УР, задержек в радиолинии передачи команд управления на борт УР и времени, необходимого на разлет ПЭ после подрыва с учетом их торможения, обеспечил высокую точность определения момента подрыва БЧ перед целью. Формирование команды подрыв в виде десятиразрядного двоичного кода с передачей по радиолинии на УР и уточнение на борту УР на каждом такте обмена времени до подрыва позволило с высокой точностью, реализовать момент подрыва БЧ перед целью. Например, при погрешности задания времени подрыва 0,3 мс и скорости встречи 2000 м/с ошибка в реализации дальности подрыва составит 60 см. Это позволило обеспечить создание осколочного кругового поля, накрывающего цель с оптимальным радиусом, определяемым промахом на момент подрыва БЧ, и с максимальной плотностью распределения ПЭ, движущихся по направлению к цели со скоростью ракеты в момент подрыва.

Таким образом, реализация предлагаемого способа поражения цели позволяет повысить вероятность поражения воздушной цели, за счет точного определения момента подрыва БЧ перед целью, благодаря чему создается оптимальное осколочное поле, в виде конической поверхности, максимальный радиус которой и плотность ПЭ зависят от времени между моментом подрыва и встречей ПЭ с целью. После подрыва за счет радиального разлета осколков поле расширяется, движется по направлению к цели, и цель входит в это поле, осуществляется ее поражение с высокой вероятностью.

Способ обеспечивает эффективное применение управляемой ракеты с боевой частью, содержащей только поражающие элементы и небольшое количество взрывчатого вещества, как по высокоскоростным, так и малоскоростным целям независимо от их размеров.

Источники информации

1. Jane's Land Based Fir Defence, 2011-2012, pp.438-450,503-585.

2. Проспекты фирмы Lockheed Martin. PAC-3 Missile, 2000.

3. Г.В.Покровский, Взрыв, Воениздат 1980 г., 192 стр.

Способ поражения воздушной цели управляемой ракетой, включающий измерение дальностей и скоростей цели и ракеты, наводимой на встречный курс цели, осуществление подрыва боевой части ракеты на заданной дальности с образованием кругового поля поражающих элементов, движущихся к цели, отличающийся тем, что в процессе наведения управляемой ракеты определяют текущее время ее полета до подрыва боевой части перед целью, при этом учитывают полетные характеристики - координаты и скорости цели и управляемой ракеты, интервал времени между моментами измерения координат цели и управляемой ракеты, запаздывания в тракте управления управляемой ракеты, величину промаха управляемой ракеты на момент подрыва боевой части и время после подрыва боевой части, которое определяет величину необходимого радиуса кругового поля поражающих элементов к моменту накрытия цели с учетом торможения поражающих элементов и, при условии, что текущее время полета управляемой ракеты до встречи с целью соответствует допустимому, формируют и транслируют на управляемую ракету по радиолинии радиокоманду взведения и команду подрыв в виде двоичного десятиразрядного кода времени до подрыва боевой части, при этом на борту управляемой ракеты после приема и дешифрации кода команды подрыв на каждом такте обмена уточняют момент подрыва, запускают отсчет точного времени до подрыва и при обнулении его осуществляют подрыв боевой части.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами и может быть использовано для их гарантированного наведения на наземный источник излучения по известному лишь только пеленгу без определения координат источника.

Изобретение относится к военной технике и может быть применено в устройствах для запуска управляемого боеприпаса. Устройство содержит источник питания, часовой механизм, схему «И», запускающий элемент пускового оборудования и элементы разового действия.

Изобретение относится к системам наведения ракет и может быть использовано в противотанковых ракетных комплексах. Технический результат - повышение вероятности попадания в цель в режиме автосопровождения цели и снижение вероятности обнаружения противником факта облучения цели лазерным излучением.

Изобретение относится к боеприпасам ствольной артиллерии и может быть использовано во взрывателях артиллерийских снарядов. Технический результат – повышение эффективности коррекции траектории снарядов.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для управления ракетой при удалении с орбиты спутников, у которых закончился срок активного существования, путем разрушения спутника с помощью ракеты и изменения его орбиты.

Группа изобретений относится к области ракетно-космической техники и может быть использована при проектно-конструкторской разработке высотных ступеней, предназначенных для выведения космических аппаратов - КА на околоземные орбиты.

Изобретение относится к способам поражения подводных целей с применением реактивных противолодочных систем. Определяют координаты и параметры движения цели, решают задачу встречи снаряда с целью в упрежденной точке с учетом времени запаздывания на полет ракеты на воздушном участке траектории, наводят пусковую установку, выстреливают ракету в упрежденную точку и поражают цель.
Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в системах управления и наведения беспилотных летательных аппаратов: управляемых ракет, корректируемых авиабомб и других аппаратов класса «воздух - поверхность».

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА), предназначенным для борьбы с защищенными целями, обладающими высокоэффективными средствами противоракетной и противовоздушной обороны (ПРО/ПВО).

Группа изобретений относится к области применения управляемого ракетного вооружения и может быть использована в многоканальных комплексах, имеющих средства обнаружения, сопровождения целей и пеленгации ракет.

Изобретение относится к боеприпасам осколочного действия, а в частности к боеприпасам, имеющим готовые поражающие элементы, и может быть использовано в военном деле.

Изобретение относится к боеприпасам и, в частности, к осколочным гранатам ручных гранатометов и может быть использовано при создании боеприпасов. Технический результат - повышение боевой эффективности гранаты за счет увеличения площади поражения.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке корпусов головных частей реактивных снарядов и ракет. Технический результат - повышение боевой эффективности за счет увеличения осколочного поражающего действия как по живой силе, так и защищенным целям.

Изобретение относится к боеприпасам, а именно к надкалиберным пучковым гранатам ручных гранатометов. Технический результат - повышение эффективности действия гранаты.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке корпусов головных частей сверхзвуковых реактивных снарядов и ракет. Технический результат - повышение боевой эффективности снаряда за счет увеличения осколочного и фугасного поражающего действия, обеспечения заданных аэробаллистических характеристик поражающих элементов в районе цели, повышения надежности функционирования за счет снижения воздействия аэродинамического нагрева на элементы конструкции.

Осколочно-фугасный снаряд. .

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к надкалиберным пучковым гранатам, к ручному гранатомету. Технический результат – улучшение массово-габаритных характеристик и траектории полета, а также увеличение боевой эффективности.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к разработке боевых частей для боеприпасов (снарядов, гранат, мин) и ракет. Боевая часть состоит из корпуса, взрывателя, заряда и поражающих элементов, расположенных между корпусом и зарядом.

Изобретение относится к боеприпасам и, в частности, к надкалиберным пучковым гранатам, к ручному гранатомету. Технический результат - увеличение боевой эффективности гранаты.

Изобретение относится к боеприпасам и, в частности, к кассетным снарядам с осколочными боевыми элементами. Технический результат – повышение надежности работы кассетных снарядов за счет оптимального использования их внутренней полости.

Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано в зенитных ракетных комплексах, а также в артиллерии. Технический результат - повышение вероятности поражения цели управляемой ракетой. По способу измеряют дальности и скорости цели и ракеты, наводимой на встречный курс цели. Осуществляют подрыв боевой части ракеты на заданной дальности с образованием кругового поля поражающих элементов, движущихся к цели. При этом в процессе наведения управляемой ракеты определяют текущее время ее полета до подрыва боевой части перед целью. Учитывают полетные характеристики - координаты и скорости цели и управляемой ракеты. Учитывают интервал времени между моментами измерения координат цели и управляемой ракеты, запаздывания в тракте управления управляемой ракеты, величину промаха управляемой ракеты на момент подрыва боевой части и время после подрыва боевой части. По этому времени определяют величину необходимого радиуса кругового поля поражающих элементов к моменту накрытия цели с учетом торможения поражающих элементов. При условии, что текущее время полета управляемой ракеты до встречи с целью соответствует допустимому, формируют и транслируют на управляемую ракету по радиолинии радиокоманду взведения и команду подрыв в виде двоичного десятиразрядного кода времени до подрыва боевой части. При этом на борту управляемой ракеты после приема и дешифрации кода команды подрыв на каждом такте обмена уточняют момент подрыва. Запускают отсчет точного времени до подрыва и при обнулении его осуществляют подрыв боевой части. 2 ил.

Наверх