Способ защиты подвижного объекта наземного вооружения и военной техники от управляемого оружия и комплект средств оптико-электронного противодействия для его осуществления Российский патент 2022 года по МПК F41H9/06 

Изобретение относится к области вооружения и военной техники (ВВТ), а более конкретно, к защите подвижных объектов наземной военной техники от управляемых ракет постановкой аэрозольных помех (маскирующих завес, ложных целей и др.).

Наземные объекты ВВТ, такие как танки, САУ и др., а также различные боевые машины разведки и артиллерии, обладают высокой степенью уязвимости, особенно по отношению к противотанковым управляемым ракетам с головками самонаведения, в частности, тепловыми, реализующими принцип наведения «выстрелил и забыл».

Основное преимущество управляемых ракет подобного типа - затруднительность в обнаружении и идентификации их со стороны защищаемого объекта из-за отсутствия демаскирующих признаков (например, подсвета цели лазерным или радиолокационным излучениями), а, соответственно, и в своевременном принятии мер по защите. Захват цели по ее тепловому излучению может производиться головкой самонаведения до старта ракеты, осуществляющей затем непрерывное слежение за целью в течение всего времени полета. При этом головка работает в узком поле зрения (0,4…0,5°), обеспечивающем ей высокий уровень защищенности от организованных помех, пространственно не совпадающих с направлением атаки. На всем протяжении полета заложенное в блоке памяти головки изображение цели непрерывно (с частотой нескольких десятков герц) обновляется методом корреляционного анализа путем сравнения каждого текущего видеокадра с предыдущим, что создает условия для устойчивого сопровождения цели. Примеры разработок подобного оружия за рубежом - противотанковые ракетные комплексы FGM-148 Javelin (США), ММР (Франция), Spike-LR (Израиль) и HJ-12 (Китай) [1-4].

Известен способ обнаружения атакующих бронеобъекты управляемых ракет с пассивными сенсорными устройствами, какими и являются тепловые головки самонаведения, основанный на использовании оптико-электронных приборов обнаружения угрозы (пеленгаторов), являющихся аналогами авиационных приборов, регистрирующих полет ракеты по контрастному излучению факела ее двигательной установки в инфракрасном (либо ультрафиолетовом) диапазоне длин волн [5]. Однако проведенные, по данным зарубежных источников, испытания с пеленгатором P-MILDS (США, Германия) показали, что условия наземного боя характеризуются повышенным содержанием пыли и дыма, а также наличием мощных помеховых вспышек при разрыве артиллерийских снарядов, что создает трудности за слежением факела двигателя атакующих ракет в течение всей траектории их полета [6].

Следует также отметить, что в логику работы современных управляемых ракет, в частности, ракеты FGM-148 Javelin, заложен ряд характерных признаков полета к цели. Так, при пуске ракеты ее стартовый двигатель полностью отрабатывает внутри трубы пускового контейнера, не демаскируя себя, а затем включается в работу маршевый двигатель для осуществления набора высоты. При этом оказывается возможным осуществление просмотра довольно интенсивно работающего маршевого двигателя в широком секторе наблюдения. В конце восходящего участка траектории происходит поворот ракеты в направлении цели, что сопровождается резким уменьшением потока излучения от работы двигателя и переходом ракеты в горизонтальный полет. Пеленгатором с матричным фотоприемным устройством можно достаточно четко зафиксировать эти моменты.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату (прототипом) является способ защиты подвижных объектов от атакующего оружия, заключающийся в обнаружении угрозы атаки за счет фиксирования огневых вспышек при выстреле, обеспечивающих высокий уровень облученности входного тракта пеленгатора, использующего матричный приемник, адаптированный для алгоритма обнаружения этих вспышек [7]. Подавление угрозы защищаемыми объектами производится в прототипе постановкой «масок-помех» отстрелом аэрозолеобразующих гранат.

Недостатками данного способа являются:

- ограниченные возможности по обнаружению управляемого оружия, в том числе, и не решение им задач по идентификации типа системы наведения этого оружия и оценке направления атаки;

- принимаемые меры по защите ориентированы на постановку аэрозольных завес, в случае угрозы, в широком секторе (со стороны лба, бортов и кормы объекта одновременно), что требует значительного расхода гранат-постановщиков помех;

- обеспечение возможности защиты (скрытия) объекта только в видимом и ближнем инфракрасном диапазонах.

Известен также комплект средств оптико-электронного противодействия для защиты объектов бронированной техники от атакующих со стороны верхней полусферы самонаводящихся кассетных боевых элементов, представленный состоящим из оптико-электронного пеленгатора угрозы атаки, пусковых установок с отстреливаемыми гранатами, снаряженными аэрозолеобразующим составом, и бортового генератора теплоизлучающего дыма, маскирующего опознавательные признаки объекта, выбранный в качестве прототипа заявляемого комплекта средств противодействия [8].

Недостатки данного комплекта:

- используемый в нем пеленгатор ориентирован на обнаружение боевых элементов на заключительном этапе их полета (на расстоянии не более 300…500 м) в угловом секторе от 30 до 80° по углу места, т.е. за пределами наиболее вероятных углов атаки бронеобъекта самонаводящимися ракетами наземного базирования;

- отстрел помехообразующих гранат производится либо в верхнюю полусферу (над объектом), либо вниз (в направлении грунта), что не позволит обеспечить направленный отстрел гранат в направлении атакующей ракеты с горизонтальной траекторией полета;

- создаваемые генератором дыма теплоизлучающие образования, в связи с выбранным вариантом размещения его излучателей на объекте, искажают «образ» объекта как цели только при наблюдении за ним сверху, а при атаке ракеты наземного базирования могут от нее экранироваться выступающими элементами конструкции объекта, например, башней или навесным оборудованием.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение быстродействия и эффективности защиты подвижного объекта наземного вооружения и военной техники от управляемых ракет, снабженных тепловыми головками самонаведения.

Технический результат достигается путем совместного осуществления заявленных способа обнаружения атакующего управляемого оружия, позволяющего идентифицировать его как ракету с тепловой головкой самонаведения, следящей за целью уже при старте с наземного носителя, и комплекта средств оптико-электронного противодействия постановкой с борта защищаемого объекта в направлении угрозы аэрозольных помех.

Сущность изобретения состоит в том, что в известном способе защиты подвижных объектов наземного ВВТ от управляемого оружия, заключающимся в определении угрозы атаки ракетой путем обработки потока видеоданных, создаваемого оптико-электронным пеленгатором и адаптированного для алгоритма обнаружения вспышки выстрела из оружия, при параллейном получении изображения вспышки на видеоконтрольном устройстве для визуальной оценки оператором значимости обнаруженной угрозы и выработки командного сигнала на приведение в действие комплекта средств оптико-электронного противодействия постановкой аэрозольных помех, определение угрозы атаки ракетой, снабженной тепловой головкой самонаведения, захватывающей цель перед стартом с наземного носителя и сопровождающей ее на всей траектории полета производится путем обнаружения излучения факела маршевого двигателя ракеты при наборе высоты ее полета от старта до момента завершения восходящего участка траектории. Определение угрозы атаки осуществляется входящим в состав пеленгатора, по крайней мере, одним оптико-электронным приемным модулем, включающим в себя объектив и прямоугольный матричный фотоприемник со встроенным процессором, обеспечивающим автоматическую оптимизацию работы модуля для обнаружения излучения факела ракеты по энергетическому, геометрическому и временному критериям. Процесс обнаружения осуществляется пеленгатором с матричным фотоприемным устройством, оптимизированным по угловому разрешению, полю обзора, динамическому диапазону, пороговой чувствительности, дальности и вероятности правильного обнаружения на регистрацию излучения факела ракеты. При обеспечении одновременного учета текущих угловых колебаниях корпуса объекта по азимуту и углу места оценивается азимутальное положение места старта ракеты и ведется контроль восходящего участка траектории полета ракеты в виде строящейся (при регистрации излучения факела ракеты) «снизу вверх» линии определенной длины на картинной плоскости матричного приемника. Длина этой линии характеризуется числом строк (k) чувствительных элементов, воспринимающих излучение факела, с увеличивающимися последовательно во времени номерами строк (m) матрицы и при фиксировании номера каждого из облучаемых элементов (n) в строке. Оценкой соответствия числа k одному из двух установленных значений (k_np, k_в) определяются режимы атаки. Значение k_np, как минимальное, характеризует режим прямой атаки (под углом места 2…4°), значение k_в - атаку сверху (под углом места 40…45°). Применение матричного приемника дает возможность зарегистрировать также и боковое смещение ракеты (по азимуту), позволяющее определить, проводится ли атака объекта-носителя пеленгатора или соседнего объекта. Для этого оценивается величина смещения (d) номера облученного элемента (n_mk) вдоль верхней строки отображаемого участка полета ракеты относительно положения облученного элемента (n_ml) в нижней строке этого участка, соответствующей началу облучения. При сравнении величины d с установленным значением (d_см), характеризующим минимальный уровень возможного смещения источника излучения по азимуту (по мере подъема ракеты), делается вывод об угрозе и необходимости принятия мер по защите.

Постановка аэрозольных помех со стороны защищаемого объекта, при определении режима прямой атаки, производится в направлении угрозы (по азимуту) двумя последовательными циклами отстрела аэрозолеобразующих гранат с установленной для этого режима задержкой во времени от момента обнаружения угрозы и, по крайней мере, по одной гранате в каждом цикле. При разрыве гранаты создается завеса, состоящая из горящих элементов (осколков) снаряжения гранаты и исходящих от них теплоизлучающих дымовых шлейфов, приводящих к потере цели и затрудняющих ее повторный захват. При фиксировании атаки сверху, постановка помех также производится, не менее, чем двумя циклами отстрела аналогичных гранат и при установленной для данного режима атаки задержкой во времени от момента обнаружения угрозы. По завершению первого из циклов отстрела дополнительно производится инициирование, по крайней мере, двух источников генератора теплоизлучающего дыма, искажающего «образ» объекта и образующего ложные точки прицеливания вне контура объекта на заключительном этапе полета ракеты.

Комплект средств оптико-электронного противодействия, реализующий предложенный способ, включает в свой состав пеленгатор угрозы, представленный состоящим, по крайней мере, из шести взаимосвязанных между собой оптико-электронных приемных модулей, и набор однотипных пусковых установок, обеспечивающих отстрел аэрозолеобразующих гранат и инициирование на борту объекта источников генератора теплоизлучающего дыма, каждый из которых состоит из аэрозольно-теплового излучателя и телескопического механизма его выдвижения из пусковой установки при его инициировании, а приемные модули головки теплопеленгатора и пусковые установки взаимосвязаны с видеоконтрольным устройством, блоком управления и пультом управления. Приемные модули установлены на объекте в его передней и/или бортовой части с обеспечением их объективами общего поля обзора наблюдаемого пространства по азимуту, по крайней мере, в пределах ±80…90 градусов относительно продольной оси корпуса объекта по азимуту и -5…+25° по углу места. Каждая из пусковых установок с отстреливаемой гранатой снабжена индивидуальным приводом, например, пружинным, для обеспечения ее разворота по азимуту и постановки помех в направлении угрозы. Причем данные установки размещены на объекте в его передней части либо по бортам и ориентированы в исходном состоянии осевыми линиями своих стволов вдоль продольной оси корпуса объекта с углом возвышения 30°…35° относительно горизонтальной плоскости. Пусковые установки с источниками генератора дыма попарно размещены по бортам объекта в его кормовой части. Осевые линии стволов этих установок ориентированы перпендикулярно по отношению к продольной оси корпуса объекта и с углом возвышения 25…30°, обеспечивающим расположение излучателей, после их инициирования и выдвижения из установок, на расстоянии 4,5…5,0 м друг от друга по фронту и на высоте 1,2…1,5 м над кормовой частью объекта. Работа оптико-электронных приемных модулей пеленгатора осуществляется в ультрафиолетовом, видимом или инфракрасном диапазонах длин волн. При этом в гранатах и излучателях генератора дыма используются гранулированные составы на основе красного фосфора с термическими смесями. Время задержки разрыва гранаты, после ее отстрела из пусковой установки, установлено равным 0,5…0,6 с, обеспечивающим образование помеховой аэрозольной завесы на расстоянии 30…35 м от объекта. Время эффективного действия излучателей генератора дыма составляет 10…12 с.

Заявленные способ защиты объектов наземного ВВТ и реализующий его комплект средств оптико-электронного противодействия угрозе связаны единым изобретательским замыслом, заключающимся в обеспечении подавления систем наведения перспективных самонаводящихся ракет. При этом заявленный способ, обеспечивающий возможность обнаружения опасности по вторичным (не активным) признакам цели, позволяет также оценить и направленность полета атакующей ракеты (в сторону объекта-носителя пеленгатора или в направлении соседних объектов).

Заявленные способ и комплект средств могут быть использованы и по отдельности - для решения конкретных технических задач.

Для формализации рабочего алгоритма решения поставленных задач по обнаружению угрозы и проведению мероприятий по противодействию этой угрозе введем обозначения следующих событий: a_mn - факт регистрации излучения чувствительными элементами приемной матрицы пеленгатора, установленного на защищаемом объекте; М₁ и М₁₂ - фиксируемое пеленгатором излучение характеризует работу двигательной установки ракеты (в установленном диапазоне дальностей наблюдения) либо не характеризует, соответственно; М₂ и М₃ - время набора высоты ракетой соответствует прямой атаке либо атаке сверху, соответственно; М₄ - величина перемещения зарегистрированного источника по высоте превышает установленный уровень (например, при фиксировании пуска сигнальной или зенитной ракеты); М₅ и М₆ - полет атакующей ракеты происходит в направлении объекта-носителя пеленгатора либо в направлении соседних объектов подразделения, соответственно; N₁ - регистрация в системе управления огнем защищаемого объекта азимутального положения места старта ракеты для возможного применения в направлении противника основного вооружения; N₂₁, N₂₂ и N₂₃ - выдача информации в систему информационного обмена с подразделением об угрозах атаки защищаемого объекта или соседнего с ним объекта, а также об азимутальном положении места старта ракеты, соответственно; N₃ и N₄ - активизация средств защиты (постановкой помех) при прямой атаке ракеты или атаке сверху, соответственно; N₅ - сброс информации и перевод пеленгатора в режим ожидания угрозы.

Введем также обозначения параметров: Δϕ и Δψ - угловые разрешения матрицы по вертикали (углу места) и горизонтали (азимуту), соответственно; ϕ_ml, ϕ_ml и ϕ_mk, ψ_mk - угловые положения корпуса пеленгатора по углу места и азимуту в момент начала регистрации излучения факела ракеты (событие a_mlnl) и при прекращении регистрации этого излучения (событие a_mknk), соответственно; k_min - заданное минимальное количество строк матрицы, которыми, при их последовательной засветке, фиксируется подъем ракеты на установленную высоту для принятия решения об угрозе атаки именно ракетой FGM-148; k_в и k_np - установленное количество строк матрицы с облучаемыми элементами, соответствующее полету ракеты на максимальной дальности при атаке сверху либо прямой атаке, соответственно.

В момент начала набора высоты начинает фиксироваться излучение факела двигателя ракеты (событие a_mlnl), при этом строка матрицы с первым из облученных элементов получает обозначение m_l, а сам элемент обозначается номером n_ml, характеризующим его положение в вертикальном ряду данной строки. Одновременно фиксируются и текущие значения углового положения корпуса пеленгатора (вместе с корпусом объекта), т.е. углы ϕ_ml и ψ_ml. При увеличении высоты полета происходит облучение («снизу вверх») элементов в следующих строках матрицы - m₂, m₃ и т.д. Последняя из облучаемых строк (событие a_mknk) получает обозначение m_k и определяется величина k=((m_k-m_l)+1), характеризующая режим атаки. Производится также оценка величин (ϕ_mk-ϕ_ml) и (ψ_mk-ψ_ml), показывающих, насколько изменилось угловое положение корпуса пеленгатора по углу места и азимуту за время набора высоты ракетой. Рассчитывается и текущее (при наступлении события a_mknk) значение величины d=n_mk-n_ml, определяющей смещение номера облученного элемента верхней строки матрицы относительно положения облученного элемента в нижней строке.

С учетом принятых обозначений формализуем процессы определения угрозы.

1. Если выполнено соотношение

реализуется событие M₁, т.е., предположительно, произошел пуск ракеты и необходимо производить дальнейшие операции по слежению за источником излучения.

2. Если выполнено соотношение

то это соответствует случаю регистрации события М₂, т.е. факта пуска ракеты по траектории прямой атаки.

3. Если выполнено соотношение

осуществлена регистрация события М₃, соответствующая факту пуска ракеты по траектории атаки сверху.

4. Если выполнено соотношение

то это соответствует подъему зарегистрированного источника излучения на высоту, большую установленного значения (160 м), и отменяет регистрацию слежения за данным источником.

5. При выполнении соотношения

реализуется событие М₅ (данная ракета атакует объект - носитель пеленгатора), иначе реализуется событие М₆ (производится атака соседних объектов подразделения).

Реализуемый в предлагаемом способе алгоритм принятия мер по защите от рассматриваемого класса управляемых ракет имеет вид:

Изобретение поясняется иллюстративным материалом: фиг. 1(а, б) - траектории полета ракеты FGM-148 Javelin в режимах прямой атаки и атаки сверху; фиг. 2 - вид создаваемого аэрозольного образования при отстреле помеховой гранаты (через 1 с после разрыва); фиг. 3 - структурный состав предложенного комплекта бортовых средств оптико-электронного противодействия для защиты объекта.

Режим прямой атаки (фиг. 1а) наиболее удобен для стрельбы по близким целям (минимальная дальность 65 м). Величина набора высоты определяется дальностью до цели и на максимальной дальности 2000 м составляет 60 м. Время достижения цели на этой дальности может составить 12…14 с. Основной режим атаки ракетой по бронетехнике - атака сверху (фиг. 16). Максимальная высота полета в этом режиме на предельной дальности атаки (2000 м) составляет 160 м.

Применение в приемном модуле пеленгатора матричного фотоприемника, например, с числом элементов 256×256, позволит обеспечить в поле зрения по углу места 30° угловое разрешение порядка 0,1°. При этом подъем ракеты (в режимах прямой атаки и атаки сверху) может характеризоваться как изменением ее угла места на 1,7° и 4,6°, соответственно.

Приведенные особенности полета ракеты позволяют также сделать вывод и о том, что постановку помех целесообразно осуществлять при нахождении ракеты на некоторой минимальной дальности от объекта, при которой уже невозможным окажется возврат головки к повторному поиску цели. Это потребует непрерывного фиксирования текущих значений дальности до атакующей ракеты. Однако, учитывая несколько ограниченный диапазон наиболее вероятных значений этих дальностей (500…2000 м), отстрел помеховых гранат может производиться несколькими последовательными циклами, по крайней мере, двумя, через установленные промежутки времени (как от момента фиксирования угрозы атаки, так и между циклами постановки помех). При этом инициирование излучателей генератора дыма, искажающего «образ» объекта для атакующей сверху ракеты, фиксирующей своей головкой самонаведения наиболее излучающие элементы (крышу моторно-трансмиссионного отделения и выпускной патрубок), может осуществляться по завершению первого из циклов противодействия угрозе.

В качестве аэрозолеобразующего состава в гранатах может быть применен пиротехнический состав, используемый в гранате 3Д17 комплекса оптико-электронного противодействия «Штора-1» [9]. Основным компонентом снаряжения в гранате является красный фосфор, создающий после ее отстрела и разрыве в воздухе протяженное помеховое образование, состоящее из горящих элементов (осколков) этого снаряжения, выбрасываемых из гранаты расходящимся конусообразным потоком в направлении ее полета (фиг. 2). Создаваемое горящими элементами излучение, по данным выполненных экспериментов, приводит к полному срыву изображения объекта на экране тепловизионного прибора на 1,0…1,5 с. При этом собственное тепловое излучение дымовых шлейфов, исходящих от элементов, дополнительно (в течение 3,0…3,5 с) искажает это изображение. С учетом скорости полета атакующей ракеты (160…170 м/с) и суммарного времени действия эффективной помехи (4,0…5,0 с), минимальная дальность полета, по завершению которой необходимо повторить цикл защиты, составит 500…600 м.

В связи с довольно широким пределом изменения углов атаки ракеты и малым уровнем поля зрения ее головки, предлагается выброс из гранаты помехообразующего снаряжения, выполненного в виде гранул, производить через 0,5…0,6 с от момента ее отстрела. Благодаря этому создаваемое помеховое образование будет приближено к объекту на расстояние 30…35 м. Предложено также увеличение до 30° угла возвышения стволов пусковых установок. В комплексе «Штора-1» этот угол равен 11…12°, а выброс снаряжения происходит через 0,9…1,0 с и на дальности 60…80 м.

Структурный состав комплекта средств защиты (фиг. 3) включает: оптико-электронный пеленгатор 1 с набором приемных модулей 2; средства постановки помех 3, включающие в себя пусковые установки 4 с отстреливаемыми гранатами и генератор теплоизлучающего дыма 5, состоящий из пусковых установок 6 и жестко установленных в них излучателей 7; блок управления 8 с коммутатором 9, дополнительно введенным микропроцессором 10 и пультом управления 11; видеоконтрольное устройство 12; датчики текущих угловых положений корпуса пеленгатора по углу места 13 и азимуту 14; приемопередатчик 15, осуществляющий передачу сигналов об угрозе другим объектам подразделения и принимающий аналогичные сигналы от других объектов.

Работа комплекта средств защиты, при фиксировании пеленгатором 1 факта атаки, происходит следующим образом. Блок управления 8, связанный через коммутатор 9 с приемными модулями 2 пеленгатора, вырабатывает командный сигнал на решение микропроцессором 10 задач по созданию поля данных о текущих значениях углов ϕ_ml, ϕ_mk, ψ_ml и ψ_mk, зафиксированных датчиками 13 и 14. Оцениваются также показатели k и d, по которым определяется событие М₂ (либо М₃). Определяется азимутальное положение атакующей ракеты и формируется сигнал на постановку в направлении атаки (через установленный промежуток времени) аэрозольного образования отстрелом гранаты из установки 6. В поле зрения тепловой головки атакующей ракеты создается мощный поток излучения, приводящий к снижению коэффициента усиления тракта преобразования сигналов, а, следовательно, к потере головкой выделенных ранее признаков цели. Поскольку воздействие помехи оказывается достаточно длительным (4…5 с), ракета переходит в режим неуправляемого полета, характеризуемого малой вероятностью попадания (порядка 0,1) в движущуюся цель. С учетом того, что время полета ракеты при максимальной дальности может превысить этот временной интервал, блок 8 вырабатывает сигнал на повторный отстрел гранаты, а при регистрации факта атаки сверху дополнительно инициирует работу двух излучателей 7 генератора дыма 5. По окончанию цикла постановки этой помехи происходит отстрел (экстрагирование) излучателей.

Таким образом, предлагаемый способ и реализующий его комплект бортовых средств оптико-электронного противодействия, установленный на подвижном объекте наземного ВВТ, позволит осуществить его надежную защиту от управляемого оружия, каким является, например, противотанковый ракетный комплекс FGM-148 Javelin.

Используемая литература

1. FGM-148 Javelin в деталях. Милитари Ревю. URL: http://militaryreview.su/288-fgm-148-iavelin-v-detalyah.html.

2. Даманцев Е.А. «Джавелин» - это полбеды. ММР - вот новая головная боль. Армейский вестник. URL: https://army-news.ru/2018/03/dzhavelin-eto-polbedy-mmp-vot-novaya-golovnaya-bol/.

3. Многоцелевой ракетный комплекс Spike-LR. Ракетная техника. URL: http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/spike-lr/spike-lr.shtml.

4. HJ-12. Anti-tank guided missile. URL: http://www.military-todav.com/missiles/hi_12.htm.

5. Евдокимов В.И., Евставьев А.В., Лазоркин В.И., Сазыкин A.M. Оценка целесообразности введения оптико-электронного пеленгатора атаки ПТУР в бортовой комплекс защиты объекта бронетанковой техники // Вопросы оборонной техники. Сер. 16: Технические средства противодействия терроризму. - 2013. - Вып. 9-10. - С. 78-84.

6. Rapanotti J.L. Developing soft-kill capability for light armoured vehicles through battlefield simulations. DRDC Valcartier T.M. Technical Memorandum. - February 2007.

7. Иванов O.A., Шутенков B.B., Артемов М.Л. и др. Способ обнаружения наземных выстрелов, способ постановки аэрозольных масок-помех над колоннами и группами подвижной техники. Патент РФ №2495358, МПК F41H 9/06. - Опубл. 10.10.2013 - прототип.

8. Гуменюк Г.А., Евдокимов В.И., Корнилов В.И. и др. Устройство защиты бронированной техники на марше от воздействия кассетных боевых элементов с многоканальными датчиками целей. Патент РФ №2651788, МПК F41H 9/00. - Опубл. 16.02.2018 - прототип.

9. Алдергот М.В., Вагонов С.Н., Киселев В.Б., Коршунов Б.А. Устройство заряда дымовой гранаты 3Д17 для быстрой постановки маскирующих завес и ложных целей // Труды восьмой ВНПК «Актуальные проблемы защиты и безопасности». Т. 3. Бронетанковая техника и вооружение. - СПб.: НПО Специальных материалов. - 2005. - С. 144-145.

Изобретение относится к области защиты подвижных объектов наземного ВВТ от управляемых ракет с тепловыми головками самонаведения, реализующими принцип наведения «выстрелил и забыл». Определение угрозы производится путем обнаружения излучения факела маршевого двигателя ракеты при наборе высоты ее полета. Процесс обнаружения осуществляется пеленгатором с матричным фотоприемным устройством, оптимизированным по угловому разрешению, полю обзора, динамическому диапазону, пороговой чувствительности, дальности и вероятности правильного обнаружения на регистрацию излучения факела. При обеспечении одновременного учета текущих угловых колебаний корпуса объекта по азимуту и углу места оценивается азимутальное положение места старта ракеты и ведется контроль восходящего участка траектории полета ракеты в виде строящейся «снизу вверх» линии определенной длины на картинной плоскости матричного приемника. Длина этой линии характеризуется числом строк чувствительных элементов, воспринимающих излучение, с увеличивающимися последовательно во времени номерами строк матрицы и при фиксировании номера каждого из облучаемых элементов в строке. Повышается эффективность защиты объектов ВВТ путем своевременного обнаружения и идентификации атакующей ракеты. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Способ защиты подвижного объекта наземного вооружения и военной техники от управляемого оружия, заключающийся в определении угрозы атаки ракетой путем обработки потока видеоданных, создаваемого оптико-электронным пеленгатором и адаптированного для алгоритма обнаружения вспышки выстрела из оружия, при параллельном получении изображения вспышки на видеоконтрольном устройстве для визуальной оценки оператором значимости обнаруженной угрозы и выработки командного сигнала на приведение в действие комплекта средств оптико-электронного противодействия постановкой аэрозольных помех, отличающийся тем, что определение угрозы атаки ракетой, снабженной тепловой головкой самонаведения, захватывающей цель перед стартом с наземного носителя и сопровождающей ее на всей траектории полета, осуществляется путем обнаружения излучения факела маршевого двигателя ракеты при наборе высоты ее полета - от старта до момента завершения (через установленный промежуток времени) восходящего участка траектории.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что определение угрозы атаки осуществляется входящим в состав пеленгатора, по меньшей мере, одним оптико-электронным приемным модулем, включающим в себя объектив и прямоугольный матричный фотоприемник с встроенным процессором, обеспечивающим автоматическую оптимизацию работы модуля для обнаружения излучения факела по энергетическому, геометрическому и временному критериям, а, при обеспечении одновременного учета текущих угловых колебаний корпуса объекта по азимуту и углу места, определение азимутального положения места старта ракеты (относительно продольной оси корпуса объекта) и длины отображаемого участка ее полета (при наборе высоты) в виде строящегося во времени на картинной плоскости матричного приемника «снизу вверх» отрезка прямой линии, характеризуемого числом строк (k) чувствительных элементов, воспринимающих излучение факела с увеличивающимися последовательно во времени номерами строк (m_1…k) матрицы, при последующем определении режима атаки оценкой соответствия величины k одному из двух установленных значений - с наименьшим числом строк (k_np), для режима атаки ракеты по прямой, или с наибольшим числом (k_св), для режима атаки сверху, а также определении величины смещения (d) номера облученного элемента (n_mk) вдоль верхней строки отображаемого участка полета ракеты относительно номера облученного элемента (n_ml) в нижней строке этого участка для сравнения этой величины с установленным значением (d_см) и оценки направленности полета в сторону объекта-носителя пеленгатора, при условии d≤d_см, или в направлении соседних объектов боевого порядка, при d>d_см.

3. Способ по пп. 1 и 2, отличающийся тем, что постановка аэрозольных помех производится при фиксировании режима прямой атаки двумя последовательными циклами отстрела аэрозолеобразующих гранат в направлении угрозы (по азимуту) с установленной для этого режима задержкой во времени от момента обнаружения угрозы и, по крайней мере, по одной гранате в каждом цикле, создающей при разрыве завесу в виде горящих элементов (осколков) снаряжения гранаты и исходящих от них теплоизлучающих дымовых шлейфов, приводящих к потере цели и затрудняющих ее повторный захват, а при фиксировании атаки сверху постановка помех также производится не менее чем двумя циклами отстрела аналогичных гранат с установленной для данного режима атаки задержкой от момента обнаружения угрозы, но по завершению первого из циклов дополнительно производят инициирование на борту объекта, по крайней мере, двух источников генератора теплоизлучающего дыма, искажающего «образ» объекта и образующего ложные точки прицеливания вне его контура на заключительном этапе полета ракеты.

4. Комплект средств оптико-электронного противодействия для осуществления способа по пп. 1-3, содержащий пеленгатор, состоящий, по крайней мере, из шести оптико-электронных приемных модулей, и набор однотипных пусковых установок, обеспечивающих отстрел аэрозолеобразующих гранат и инициирование на борту объекта источников генератора теплоизлучающего дыма, при этом каждый из которых включает в себя аэрозольно-тепловой излучатель и телескопический механизм выдвижения излучателя из пусковой установки при его инициировании, причем приемные модули пеленгатора и пусковые установки взаимосвязаны с видеоконтрольным устройством, блоком управления и пультом управления, отличающийся тем, что приемные модули установлены на объекте в его передней и/или бортовой части с обеспечением их объективами общего поля обзора наблюдаемого пространства по азимуту, по крайней мере, в пределах ±80…90° относительно продольной оси корпуса объекта и от минус 5 до плюс 20…25° по углу места, а каждая из пусковых установок с отстреливаемой гранатой снабжена индивидуальным приводом, например, пружинным, для обеспечения ее разворота по азимуту и постановки помехи в направлении угрозы, причем данные установки размещены на объекте в его передней части либо по бортам и ориентированы в исходном состоянии осевыми линиями своих стволов вдоль продольной оси корпуса объекта с углом возвышения 30…35° относительно горизонтальной плоскости, а пусковые установки с инициируемыми источниками генератора дыма попарно размещены по бортам объекта в его кормовой части при ориентировании осевых линий стволов этих установок перпендикулярно по отношению к продольной оси корпуса объекта и с углом возвышения 25…30°, обеспечивающим расположение излучателей, при их инициировании и выдвижении из установок, на расстоянии 4,5…5,0 м друг от друга по фронту и на высоте 1,2…1,5 м над кормовой частью объекта.

5. Комплект по п. 4, отличающийся тем, что работа оптико-электронных приемных модулей пеленгатора осуществляется в ультрафиолетовом, видимом или инфракрасном диапазонах длин волн.

6. Комплект по п. 4, отличающийся тем, что в гранатах и излучателях генератора дыма использован гранулированный состав на основе красного фосфора и термических смесей, при этом время задержки разрыва гранаты после ее отстрела из пусковой установки установлено равным 0,5…0,6 с, обеспечивающим образование помеховой аэрозольной завесы на расстоянии 30…35 м от объекта, а время эффективного действия излучателей генератора дыма составляет 10…12 с.