Имитатор воздушных целей Российский патент 2022 года по МПК F41J9/08 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в составе имитаторов воздушных целей (ИВЦ), имитирующих обширную номенклатуру изделий авиационной и ракетной техники, в том числе спускаемых головных частей баллистических ракет, в широком диапазоне скоростных характеристик.

Известен ИВЦ, выполненный в виде моноблока, снабженного бортовой аппаратурой и уголковым отражателем СВЧ-энергии, описанный в патенте РФ №2415372 от 27.05.2011 г., взятый нами в качестве аналога заявляемого решения. ИВЦ содержит двигатель, закрепленный на нем радиопрозрачный корпус, внутри которого размещены отражатель СВЧ-энергии и датчики попадания поражающих элементов, выполненные в виде диэлектрических пластин с токопроводящими дорожками, попарно соединенных проводником в цепь, включающую источник электропитания, электровоспламенитель с пороховым зарядом и переключатель релейного типа, который удерживает контакты цепи питания электровоспламенителя порохового заряда разомкнутыми. При попадании поражающим элементом по РМ предполагается разрыв цепи питания релейного переключателя, в результате чего освобождаются удерживаемые им контакты, которые замкнут цепь источника питания с электровоспламенителем, воспламеняющим пороховой заряд. При достаточной видимости вспышка от этого явления может регистрироваться оптическими средствами наблюдения.

Основным недостатком приведенного устройства является невозможность регистрации и сопровождения ИВЦ средствами наблюдения мишенного комплекса, что вызывает сомнения в состоянии ракеты и месту ее нахождения.

Известен так же ИВЦ, содержащий двигатель, головную часть, блок аппаратуры с источником тока и средствами регистрации и сопровождения ИВЦ в виде трассеров, патент РФ №2442947 от 20.02.12 г.

Основными недостатками такого решения являются: 1) ограниченные возможности регистрации и сопровождения такой ракеты в затрудненных условиях наблюдения по трассерам (туман, дождь, пыле-дымовые помехи), преимущественно оптическими (оптикоэлектронными) средствами наблюдения; 2) затрудненные условия селекции такой ракеты средствами радиолокации атакующего комплекса из-за малой эффективности площади рассеивания (ЭПР); ограниченная номенклатура имитируемых целей с невысокими скоростями полета, из которых выпадают высокоскоростные объекты авиационной и ракетной техники, в том числе спускаемые головные части баллистических ракет, так как используемый к применению аппарат 9Ф881 имеет несовершенную, громоздкую конструкцию с дополнительными надстройками - трассерами задней группы, существенно ухудшающими возможные баллистические характеристики.

В качестве прототипа представленного решения нами выбран патент РФ №2135948 от 27.08.1999 г. Данный ИВЦ содержит последовательно соединенные разгонный двигатель с головной частью (ГЧ), носовой обтекатель с обнижением, бортовую аппаратуру, при этом головной отсек выполнен из композиционного материала в виде несущей тонкостенной, радиопрозрачной оболочки (РПО), соединенной посредством обтекателя со стальным пустотелым наконечником, на корпусе которого выполнены сквозные диаметральные щели. Кроме того головная часть снабжена блоком уголковых отражателей (БУО) СВЧ-энергии, включающий набор взаимно-перпендикулярных скрепленных между собой пластин.

Основными недостатками такого ИВЦ являются ограниченные возможности наблюдения ИВЦ средствами мишенного комплекса в условиях ухудшения видимости факела трассеров при снижении прозрачности атмосферы (пыль, дым, туман), и затенении его (факела) надкалиберной ГЧ с двигателем при ограничении номенклатуры имитируемых целей с низкоскоростными летными характеристиками, так как он выполнен в виде неразделяемого моноблока надкалиберной головной части с двигателем, жестко скрепленным с подкалиберным баллистическим наконечником.

Задачей предлагаемого технического решения является обеспечение боевого расчета мишенного комплекса регулярными сведениями о положении ИВЦ на траектории в любое время суток, в любых метеоусловиях, с возможностью полной имитации высокоточного оружия средств воздушного нападение при проведении испытаний.

Для решения поставленной задачи в известном ИВЦ, содержащем последовательно соединенные разгонный двигатель с ГЧ, носовой обтекатель с обнижением, бортовую аппаратуру и БУО СВЧ-энергии в РПО, ГЧ выполнена отделяемой и снабжена крыльевым отсеком (КО) с блоком бортовой аппаратуры, содержащим источник электропитания и выполненным в виде навигатора спутниковой навигации, с антенной приема сигналов спутниковой навигации, с бортовой радиотелеметрической станцией с передающими антеннами - кормовой и кольцевой, при этом кольцевая антенна установлена с охватом корпуса головной части, а антенна приема сигналов спутниковой навигации - в обнижении носового обтекателя, причем БУО СВЧ-энергии установлен между антенной приема сигналов спутниковой навигации и передающими антеннами, скреплен одним концом с РПО, передняя часть которой снабжена радиоотражающим экраном, а источник электропитания установлен между навигатором спутниковой навигации и кормовой антенной, и снабжен монтажным шпангоутом. При этом ГЧ выполнена диаметром меньшим диаметра двигателя. На концах БУО закреплены опоры, при этом задняя опора выполнена с возможностью продольных перемещений. На концах РПО закреплены шпангоуты - передний и задний, при этом задний шпангоут скреплен с КО, а передний с БУО СВЧ-энергии.

В предложенном техническом решении обеспечена возможность существенного повышения баллистических характеристик, за счет того, что головная часть 2 выполнена отделяемой, с диаметром Д1 меньшим диаметра Д2 разгонного двигателя 1, снабжена крыльевым отсеком (КО) 3 с обнижением кормовой части, обеспечивающим его размещение в двигателе, причем КО 3 объединен с носовым обтекателем 12 силовым несущим корпусом, включающим радиопрозрачную оболочку (РПО) 13 с БУО, состоящим из набора взаимно перпендикулярных пластин 14 жестко скрепленных между собой перегородками 15, на концах пластин 14 закреплены задняя 16 и передняя 17 опоры. При этом пластины и опоры БУО выполнены в одном диаметре, обеспечивающем его вхождение в РПО 13 с минимальным зазором, такое решение предполагает повышение прочности ракеты за счет совместной работы РПО с БУО в условиях воздействия повышенных аэродинамических нагрузок высокоскоростной ракеты. При этом на концах РПО закреплены монтажные шпангоуты, из которых задний 18 скреплен с КО, а передний 19 - с передней опорой БУО (например, винтами 20), причем его задняя опора 16 выполнена с возможностью продольных перемещений, таким образом, исключается растягивающие воздействие на БУО при расширении РПО 13 от кинетического разогрева набегающим высокоскоростным потоком воздуха. В результате обеспечена имитация высокоскоростных объектов авиационной и ракетной техники за счет обеспечения возможности разгона ИВЦ до высоких сверхзвуковых скоростей.

Бортовая аппаратура 4 выполнена в виде блока, включающего навигатор и БРТС с передающими антеннами, кормовой 5, обеспечивающей передачу информации в заднюю полусферу ИВЦ, и кольцевой 6 с возможностью кругового обзора передней полусферы ракеты. Источник электропитания 8, содержит батарею 9. При этом навигатор помехозащищен от радиоизлучения кормовой антенны 5 монтажным шпангоутом 7 источника электропитания 8, снабженного преимущественно тепловой батареей 9 с пиротехнической активацией, в которой электролитом является расплав солей металлов (например, лития), а от радиоизлучения кольцевой антенны 6 - корпусом 10 крыльевого отсека 3. Антенна приема сигналов спутниковой навигации 11 установлена в обнижении носового обтекателя 12, таким образом, максимально удалена от помех передающих антенн 5 и 6 и отделена от них БУО, размещенным в РПО 13. Передняя часть РПО 13 дополнительно снабжена радиоотражающим экраном 21, который является также теплозащитным и препятствует ее эрозии от высокоскоростного напора воздуха. Связь навигатора с удаленными антеннами выполнена фидерами 22.

Предложенное техническое решение поясняется графическими материалами, где на фиг. 1 изображен общий вид предложенного технического решения, на фиг. 2 - вид А с фиг. 1, на фиг. 3 - головная часть ИВЦ (разгонный двигатель отделен), на фиг. 4 - вид Б с фиг. 3. На чертежах обозначены следующие позиции:

1 - разгонный двигатель,

2 - головная часть,

3 - крыльевой отсек,

4 - бортовая аппаратура,

5 - кормовая антенна,

6 - кольцевая антенна,

7 - монтажный шпангоут,

8 - источник электропитания,

9 - батарея,

10 - корпус крыльевого отсека,

11 - антенна приема сигналов спутниковой навигации,

12 - носовой обтекатель,

13 - радиопрозрачная оболочка,

14 - пластины,

15 - перегородки,

16 - задняя опора,

17 - передняя опора,

18 - задний шпангоут,

19 - передний шпангоут,

20 - винты,

21 - радиоотражающий экран,

22 - фидеры,

23 - бортовой разъем,

Д1 - диаметр ГЧ,

Д2 - диаметр разгонного двигателя.

Предложенное устройство работает следующим образом. С наземного пункта управления через бортовой разъем 23 подается напряжение, активирующее бортовой источник электропитания, обеспечивающий электропитанием бортовую аппаратуру 4. В результате навигатор начинает принимать сигналы спутниковой навигации, обрабатывает их в собственные координаты (ИВЦ) и транслирует кольцевой антенной 6 на наземный пункт управления (слежения), с получением координат пунктом управления устанавливается факт готовности ИВЦ и выдается команда на запуск двигателя 1, сообщающего ракете расчетную скорость. После этого двигатель отделяется от головной части 2 и БА 4 активирует кормовую антенну 5, обеспечивая возможность передачи радиосигнала (координат ИВЦ) в заднюю полусферу ракеты, что позволяет устойчиво выделять координаты ИВЦ на всевозможных траекториях движения, как вертикально вверх или достаточно крутых, так и настильных, а при спускании по отвесным траекториям вниз радиосигналы координат ИВЦ будут приниматься с кольцевой антенны 6. При поражении ИВЦ прекращается передача координат положения его на траектории, последние координаты, полученные с ИВЦ, считаются местом его поражения, что также повышает достоверность результатов обстрела ИВЦ.

Таким образом, предлагаемое техническое решение обеспечивает наземные пункты слежения координатами положения ИВЦ на траектории в сложных метеоусловиях (туман, дождь) и в условиях пыле-дымовых помех в любое время суток. Прекращение поступления координат места с ИВЦ, наиболее вероятно оценивается как факт поражения ИВЦ. Кроме того, использование предлагаемой конструкции ИВЦ позволяет расширить номенклатуру имитируемых целей с высокоскоростными характеристиками полета за счет применения разгонного двигателя с отделяемой ГЧ, снабженной стабилизирующим КО. За счет объединения КО с носовым обтекателем силовым несущим корпусов, состоящим из БУО в РПО, обеспечивается повышение прочности конструкции в условиях воздействия интенсивных аэродинамических нагрузок высокоскоростной ракеты.

Изобретение относится к области ракетной технике. Имитатор воздушных целей, содержащий последовательно соединенные разгонный двигатель с головной частью, носовой обтекатель с обнижением, бортовую аппаратуру и блок уголковых отражателей СВЧ-энергии в радиопрозрачной оболочке. Головная часть выполнена отделяемой и снабжена крыльевым отсеком с блоком бортовой аппаратуры, содержащим источник электропитания и выполненным в виде навигатора спутниковой навигации, с антенной приема сигналов спутниковой навигации, с бортовой радиотелеметрической станцией с передающими антеннами - кормовой и кольцевой, при этом кольцевая антенна установлена с охватом корпуса головной части, а антенна приема сигналов спутниковой навигации - в обнижении носового обтекателя, причем блок уголковых отражателей СВЧ-энергии установлен между антенной приема сигналов спутниковой навигации и передающими антеннами, скреплен одним концом с радиопрозрачной оболочкой, передняя часть которой снабжена радиоотражающим экраном, а источник питания установлен между навигатором спутниковой навигации и кормовой антенной. Технический результат - обеспечение боевого расчета мишенного комплекса регулярными сведениями о положении ИВЦ на траектории в любое время суток, в любых метеоусловиях, с возможностью полной имитации высокоточного оружия средств воздушного нападения при проведении испытаний. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Имитатор воздушных целей, содержащий последовательно соединенные разгонный двигатель с головной частью, носовой обтекатель с обнижением, бортовую аппаратуру и блок уголковых отражателей СВЧ-энергии в радиопрозрачной оболочке, отличающийся тем, что головная часть выполнена отделяемой и снабжена крыльевым отсеком с блоком бортовой аппаратуры, содержащим источник электропитания и выполненным в виде навигатора спутниковой навигации, с антенной приема сигналов спутниковой навигации, с бортовой радиотелеметрической станцией с передающими антеннами - кормовой и кольцевой, при этом кольцевая антенна установлена с охватом корпуса головной части, а антенна приема сигналов спутниковой навигации - в обнижении носового обтекателя, причем блок уголковых отражателей СВЧ-энергии установлен между антенной приема сигналов спутниковой навигации и передающими антеннами, скреплен одним концом с радиопрозрачной оболочкой, передняя часть которой снабжена радиоотражающим экраном, а источник питания установлен между навигатором спутниковой навигации и кормовой антенной.

2. Имитатор воздушных целей по п. 1, отличающийся тем, что головная часть выполнена диаметром меньшим диаметра двигателя.

3. Имитатор воздушных целей по п. 1, отличающийся тем, что источник питания снабжен монтажным шпангоутом.

4. Имитатор воздушных целей по п. 1, отличающийся тем, что на концах блока уголковых отражателей закреплены опоры.

5. Имитатор воздушных целей по п. 1, отличающийся тем, что на концах радиопрозрачной оболочки закреплены шпангоуты - передний и задний.

6. Имитатор воздушных целей по п. 5, отличающийся тем, что задний шпангоут скреплен с крыльевым отсеком, а передний с блоком уголковых отражателей СВЧ-энергии.

7. Имитатор воздушных целей по п. 4, отличающийся тем, что задняя опора блока уголковых отражателей выполнена с возможностью продольных перемещений.