Способ лазерной защиты воздушного судна Российский патент 2023 года по МПК F41H11/02 F41H11/32 

Изобретение относится к области противоракетных оборонительных систем с применением лазерной техники и может быть использовано для защиты воздушных судов от средств поражения, оснащенных головками самонаведения (ГСН), работающими в оптическом диапазоне электромагнитных волн.

Известны бортовая система оптико-электронного противодействия для защиты самолетов с реактивными двигательными установками от управляемых ракет с инфракрасными (ИК) головками самонаведения [1] и средство индивидуальной защиты летательного аппарата от управляемых ракет с инфракрасной головкой самонаведения [2], в которых осуществляется формирование активных помех за счет излучающих элементов, в основе работы которых лежат цезиевые газоразрядные лампы. Излучение данных ламп не когерентно, следовательно, оно не может быть сфокусировано на дистанциях, необходимых для срыва наведения ГСН, до требуемых значений уровня энергии.

Известно устройство индивидуальной защиты летательного аппарата от управляемых ракет с оптическими головками самонаведения [3], содержащее инфракрасный и ультрафиолетовый излучатели для подавления ГСН, оптические оси которых параллельны, при этом в УФ-диапазоне длин волн осуществляется регулировка мощности источника УФ-излучения до уровня, обеспечивающего минимальный контраст поверхности летательного аппарата (ЛА) с фоном наблюдения. В качестве излучателей в данном устройстве предлагается использовать лазеры, работающие в соответствующих диапазонах длин волн.

Также известны способ пространственного смещения теплового образа [4], заключающийся в постоянном последовательном формировании теплового образа объекта в различных точках пространства на отражающих гранях объемных структур путем последовательного направления на них фокусированного отражения лучистого потока с одновременным последовательным замещением граней, и системы защиты ЛА от управляемого оружия с ИК ГСН [5,6], содержащие энергетические модули, расположенные по вертикали и горизонтали относительно энергетического центра ИК-излучения для создания модулированного потока ИК-излучения, перекрывающего максимальные вертикальные и горизонтальные значения индикатрисы ИК-излучения ЛА, в которых за счет перемещения ИК-излучения в пределах габаритов защищаемого объекта осуществляется срыв наведения ракеты.

Недостатком [3, 4, 5, 6], а также [1 и 2] является то, что источники излучения находятся на защищаемом объекте, и их излучение может быть использовано для наведения.

Известны способы [7, 8, 9] защиты объектов, в том числе и подвижных, от высокоточного оружия с лазерным наведением, в которых различными способами ([7] - в отдаленной от защищаемого объекта точке создают синхронный импульс или группу импульсов лазерного излучения с длиной волны, соответствующей длине волны зондирующего импульса, либо лежащей в спектральном диапазоне работы оптико-электронной системы (ОЭС) ГСН, и посылают данный импульс или группу импульсов в эфир из области пространства, находящейся в поле зрения, либо в секторе обзора ОЭС ГСН; [8] - заключается в том, что по первому варианту защищаемый объект подсвечивают лазерным лучом с параметрами генерации, аналогичными параметрам генерации лазерного луча подсветки противника, но большим по интенсивности излучения, а затем происходит перемещение пятна подсвета с защищаемого объекта на ложную цель; а по второму варианту около защищаемого объекта размещают цепочки направленных вертикально вверх имитационных лазеров с аналогичными параметрами, последовательным включением и выключением которых происходит перемещение пятна подсветки; [9] - заключается в подсвете защищаемого объекта, выборе места формирования лазерной ложной цели и излучении помеховых импульсов в данном направлении, при этом лазерная ложная цель формируется путем подсвета подстилающей поверхности помеховыми импульсами лазерного луча, задержанными относительно импульсов подсвета на некоторое время) формируется ложная цель лазерным излучением, а также способы [10, 11] применения тепловых ловушек, заключающиеся в определении текущей скорости полета летательного аппарата, в поджигании вышибного заряда и термического вещества тепловой ловушки, в выбросе тепловой ловушки, стабилизации ее и включении в заданное время реактивного двигателя для осуществления ее полета с требуемой скоростью [10], а также дополнительном экранировании ее излучения [11].

Недостатком [7, 8, 9, 10, 11] является то, что данные способы ориентированы на защиту от высокоточного оружия с лазерным наведением с одно или четырех элементными приемниками излучения и не способны обеспечить увод ракеты на ложную цель в случае использования ГСН с ОЭС «смотрящего» типа, в которых приемником излучения являются матричные многоэлементные фотоприемные устройства (МФПУ) [12].

Известен метод засветки оптико-электронных приборов малогабаритных беспилотных летательных аппаратов (МБЛА) [13]. В нем электромагнитное излучение от МБЛА определяется блоком обнаружения и автоматизированной системы обработки информации, далее данный блок передает сигнал на источник лазерного излучения, который вырабатывает расчетную мощность излучения определенной волны (длина волны может изменяться) в направлении МБЛА с помощью электронно-зеркальной системы наведения.

Недостатками [13] являются следующие: блок обнаружения и автоматизированной системы обработки информации подразумевает работу оператора, тем самым система не является автономной, а также ЛИ, исходящее с объекта защиты, может являться демаскирующим признаком и послужить в качестве целеуказания.

Известны способы и системы для обеспечения безопасности гражданских самолетов от ракет, оборудованных ИК ГСН ([14] - содержит способ и систему для его осуществления, способ заключается в определении координат атакующей ракеты в каждый момент времени и генерации импульсного периодического лазерного излучения (ЛИ), и отправке его в точку нахождения ракеты в данный момент времени, при этом диапазон длин волн ЛИ лежит в диапазоне чувствительности ИК ГСН, система состоит из датчиков факта пуска и координат пуска ракеты, приемопередатчика с оптическим каналом, датчика координат ракеты ее траектории, бортового вычислителя и генератора ЛИ; [15] - содержит аналогичный способ и систему, в которой датчик координат ракеты на траектории и приемник отраженного излучения снабжены устройствами защиты от излучения генератора ЛИ, а вычислитель выполнен с возможностью выдачи сигнала взведения пускового устройства перед запуском генератора ЛИ; [16] - содержит аналогичный способ и систему, но при этом осуществляется генерация модулированного импульсного периодического ЛИ с несколькими типами модуляции), которые за счет отправки в точку нахождения ракеты лазерного излучения осуществляют срыв ее наведения.

Недостатком [14, 15, 16] является то, что срыв наведения может быть предотвращен за счет применения устройств, повышающих стойкость фотоприемников к лазерному излучению (ЛИ), например, оптических фильтров, и, в таком случае, ЛИ может являться целеуказанием, т.к. оно исходит от защищаемого объекта.

Наиболее близким по технической сущности является система противоракетной защиты воздушного судна [17], включающая в себя модули, устанавливаемые на воздушные суда, которые за счет работы помехового лазера осуществляет наведение на ракеты, оснащенные ГСН, и с помощью разрушающего лазера осуществляют срыв наведения.

Недостатками данной системы являются: возможность наведения ракет на воздушное судно по ЛИ, исходящему из модуля, размещенного на нем, при условии, что в ГСН применяются устройства, повышающие стойкость фотоприемников к лазерному излучению; использование единого оптического тракта в каждом модуле системы как для вывода ЛИ помехового и разрушающего лазера, так и для приема оптического излучения, необходимого для обнаружения и слежения за ракетами соответствующими детекторами, что в свою очередь повышает вероятность того, что во время работы разрушающего лазера возникнет помеха работе детекторов, которая позволит выйти ракете из-под воздействия системы; в модуле применяются два лазера, из-за чего возникает необходимость применения согласующих зеркал, что влечет за собой дополнительное энергопотребление и приводит к усложнению конструкции и увеличению массогабаритных характеристик всего модуля системы.

Задачей изобретения является создание способа защиты воздушного судна от ракет, оборудованных ГСН с ОЭС различных типов, модулями, которые снизят вероятность наведения ракеты по ЛИ с защищаемого воздушного судна, обладающими конструкцией, снижающей вероятность возникновения помехи наведению ЛИ на ракету во время воздействия по ней в сравнении с прототипом.

Требуемый технический результат достигается тем, что воздушное судно перед полетом оснащают модулями, которые в свою очередь включают в свой состав устройства для обнаружения и сопровождения ракеты, лазер, блок автономного питания и управления. При обнаружении ракетной атаки по меньшей мере три модуля отводят носителями от защищаемого воздушного судна, носители обеспечивают совместно с модулем, оставшимся на воздушном судне, одновременное воздействие лазерным излучением на атакующею ракету. При условии, что в ГСН применяются устройства, повышающие стойкость фотоприемников к лазерному излучению, отведенные носителями модули выполнят функции ложных целей.

Работа модуля осуществляется автономно, что достигается за счет применения в нем лазерного излучателя с блоком автономного питания и управления, устройства выбора выходной апертуры, устройства сканирования, устройства регулировки угла расходимости ЛИ, датчика обнаружения ракеты, датчика отраженного ЛИ, расположенных в едином корпусе.

Сущность заявленного изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 показана структурная схема модуля с носителем, которая содержит:

1 - носитель модуля;

2 - датчики фронтального и тылового обнаружения ракеты;

3 - устройство регулировки угла расходимости ЛИ;

4 - ЛИ (варианты);

5 - фронтальный и тыловой датчик отраженного ЛИ;

6 - корпус автономного модуля;

7 - устройство сканирования;

8 - устройство ориентации;

9 - блок автономного питания и управления с исходящими из него линиями связи с устройствами и датчиками лазерного модуля;

10 - устройство выбора выходной апертуры;

11 - лазерный излучатель.

На фиг. 2 показан вариант реализации способа лазерной защиты с отведением носителями от защищаемого воздушного судна модулей, где:

1 - носитель модуля;

4 - ЛИ;

12 - защищаемое воздушное судно;

13 - модуль;

14 - оптическая система ГСН (схема);

15 - МФПУ ГСН;

16 - области фокусировки ЛИ исходящего из модулей, отведенных носителями, на МФПУ оптическими элементами ГСН;

17 - области засветки на МФПУ в результате воздействия ЛИ, исходящего из модуля, отведенного носителем;

18 - область фокусировки ЛИ исходящего из модуля с защищаемого воздушного судна на МФПУ оптическими элементами ГСН;

19 - область засветки на МФПУ в результате воздействия ЛИ, исходящего из модуля с защищаемого воздушного судна.

На фиг. 3 показано перекрытие областью засветки на МФПУ ГСН признаков воздушного судна и расхождение аналогичных областей засветки по фокальной плоскости ОЭС, где:

4 - ЛИ;

14 - оптическая система ГСН (схема);

15 - МФПУ ГСН;

16 - области фокусировки ЛИ исходящего из модулей, отведенных носителями, на МФПУ оптическими элементами ГСН;

17 - области засветки на МФПУ в результате воздействия ЛИ, исходящего из модуля, отведенного носителем;

18 - область фокусировки ЛИ исходящего из модуля с защищаемого воздушного судна на МФПУ оптическими элементами ГСН;

19 - область засветки на МФПУ в результате воздействия ЛИ, исходящего из модуля с защищаемого воздушного судна;

20 - траектории расхождения областей засветки в фокальной плоскости ОЭС при отведении модулей носителями, (варианты).

На фиг. 4 показана структурная схема устройства сканирования, на которой обозначено:

21 - лазерный луч до отклонения его траектории;

22 - корпус устройства;

23 - вращаемые зеркала, обеспечивающие отклонение луча по осям X и Y;

24 - лазерный луч после отклонения его траектории.

Способ лазерной защиты воздушного судна по настоящему изобретению реализуется следующим образом.

Перед полетом воздушное судно оснащают по меньшей мере одним комплектом из трех модулей, установленных на носителях, и двух модулей, устанавливаемых непосредственно на защищаемое воздушное судно. Носителями могут являться устройства ракетного типа, которые устанавливаются на воздушное судно таким образом, чтобы при их задействовании они могли отлететь на заданное удаление от воздушного судна и необходимое время сопровождать его по курсу движения. Каждый модуль (13) в исходном положении развернут устройством ориентации (8) относительно продольной оси воздушного судна таким образом, чтобы границы секторов обзора датчиков фронтального (2) и тылового (2) обнаружения ракеты одного модуля (13) пересекались с границами секторов другого модуля (13) на расстоянии, обеспечивающем необходимое время для срыва наведения атакующей ракеты, тем самым образуя сферу обороны вокруг воздушного судна.

В процессе полета воздушного судна при обнаружении датчиком (2) атакующей ракеты одного из модулей (13), его блок автономного питания и управления (9) подает команду на предварительную корректировку ориентации других модулей (13) в установленный сектор атакующей ракеты. По этой команде в каждом модуле (13) включается лазерный излучатель (11), устройство выбора выходной апертуры (10) направляет его ЛИ через оптический тракт со стороны сектора атакующей ракеты, а устройство ориентации (8) поворачивает модуль (13) осью сектора обзора датчика обнаружения (2) в сторону атакующей ракеты. Далее блоки автономного питания и управления (9) модулей (13) установленных на носителях при фиксации датчиком (2) атакующей ракеты подают команду на отвод носителей (1). Носители модулей (1), получив команду на отвод, отводят модули (13) на траектории сопровождения воздушного судна (12). Траектории сопровождения расположены в пространстве на расстоянии от воздушного судна, приблизительно равном двум радиусам предполагаемой зоны поражения атакующей ракеты. Носители (1) обеспечивают сопровождение воздушного судна по курсу движения необходимое время, требуемое для срыва наведения.

Генерация ЛИ лазерным излучателем (11) модуля (13) осуществляется в импульсно-периодическом режиме для определения расстояния до ракеты, но с различными частотами следования импульсов в каждом лазерном модуле, что снижает ошибку при детектировании отраженного ЛИ, излучаемого соседним модулем (13). ЛИ, направленное устройством выбора выходной апертуры (10), поступает в устройство сканирования (7), которое за счет поворотов зеркал (23) изменяет направление ЛИ по осям X и Y, далее проходящего через устройство регулировки угла расходимости ЛИ (3). В (3) увеличивается угол расходимости ЛИ до значения, обеспечивающего минимально необходимую плотность мощности на дистанции засечки по отраженному ЛИ от элементов ОЭС атакующей ракеты. Тем самым обеспечивается построчное сканирование в секторе обнаруженной атакующей ракеты. При попадании ЛИ на элементы ОЭС атакующей ракеты происходит его отражение, а отраженное ЛИ фиксируется датчиком (5), далее сигнал с датчика (5) обрабатывается блоком автономного управления и питания (9), в котором производится оценка дальности до ракеты, и по информации о положении зеркал (23) в момент времени поступления сигнала с датчика (5) получаются данные о пространственном положении ракеты. По этим данным блок автономного управления и питания (9) выдает управляющие сигналы на вращаемые зеркала (23) для сужения сектора сканирования в положении, при котором фиксирует ЛИ датчик (5), тем самым обеспечивая удержание луча ЛИ на ГСН атакующей ракеты. В тоже время блок управления и питания (9) выдает управляющие сигналы на устройство регулировки угла расходимости ЛИ (3) для уменьшения угла расходимости ЛИ, что приводит к повышению плотности мощности в пятне ЛИ на ОЭС ГСН. Таким образом осуществляется воздействие ЛИ каждым модулем (13) на атакующую ракету. В результате такого воздействия на МФПУ ГСН (15) образуется область засветки, которая будет перекрывать значительную для срыва наведения область обзора, что в свою очередь снизит вероятность поражения воздушного судна. В случае применения в ГСН устройств, повышающих стойкость к ЛИ, область засветки (19) будет уменьшена, но будет превышать размеры проекции воздушного судна на МФПУ. Так как воздействие на атакующую ракету модулями (13) в начале производится с одной точки пространства (с защищаемого воздушного судна), а после разведения с разных точек, расположенных в поле зрения ОЭС ГСН, то будет наблюдаться картина, показанная на фиг. 2 и фиг. 3. Тем самым информация с ОЭС ГСН ракеты о том, за какой областью засветки (17, 19) скрыто воздушное судно, не будет получена. Это поясняется на фиг. 3, где показано, что область засветки (19), превышающая в диаметре область фокусировки ЛИ (18), закрывает собой проекцию воздушного судна, в результате чего на фотоприемнике образуется по меньшей мере четыре одинаковых засвеченных области. Это заставляет ракету выбрать только одну из областей (17, 19), что снижает вероятность поражения воздушного судна при условии наведения ракеты по ЛИ.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. RU №99138, 2010 г.

2. RU №183899, 2018 г.

3. RU №2378603, 2008 г.

4. RU №2291374, 2005 г.

5. RU №2334653, 2008 г.

6. RU №2347720, 2009 г.

7. Заявка №99118102, 2001 г.

8. RU 2401411,2010 г.

9. RU 2563472, 2015 г.

10. RU 2519573, 2014 г.

11. RU 2600136, 2016 г.

12. Тарасов В.В., Якушенков Ю.Г. Инфракрасные системы «смотрящего» типа. - М.: Логос, 2004. - 444 с.

13. RU 2578722, 2014 г.

14. RU 2238510, 2004 г.

15. RU 2321817, 2008 г.

16. RU 2511513, 2014 г.

17. FR 2870333 A1,2008 г.

Изобретение относится к способу лазерной защиты воздушного судна. Для защиты воздушного судна предварительно перед полетом оснащают его модулями. Каждый модуль оснащен лазерным излучателем с устройствами его управления и питания, датчиками обнаружения атакующей ракеты. По меньшей мере два модуля устанавливаются непосредственно на воздушное судно, а один или более комплект из трех модулей устанавливается на носитель, способный отделяться для самостоятельного полета. В процессе полета при обнаружении одним из модулей атакующей ракеты производят ориентацию остальных модулей в установленный сектор этой ракеты, включают лазерные излучатели, производят отвод отделяемых модулей на определенное расстояние для сопровождения воздушного судна и время, необходимое для обеспечения срыва наведения. Обеспечивается снижение вероятности поражения воздушного судна при условии наведения ракеты по лазерному излучению. 4 ил.

Способ лазерной защиты воздушного судна, содержащий этапы:

- перед полетом воздушное судно оснащают по меньшей мере одним комплектом из трех модулей (13), установленных на носителях (1), способных отделиться от защищаемого воздушного судна (12) и сопровождать его, и двух модулей (13), устанавливаемых непосредственно на защищаемое воздушное судно (12), при этом каждый модуль (13) оснащен лазерным излучателем (11) с блоком автономного питания и управления (9), устройством выбора выходной апертуры (10), устройством сканирования (7), устройством регулировки угла расходимости лазерного излучения (ЛИ) (3), датчиком обнаружения атакующей ракеты (2), датчиком отраженного ЛИ (5), модули располагают таким образом, чтобы границы секторов обзора модулей пересеклись, образуя сферу обороны вокруг воздушного судна;

- в процессе полета воздушного судна при обнаружении датчиком (2) атакующей ракеты одного из модулей (13) подают команду с блока (9) на корректировку ориентации других модулей (13) в установленный сектор атакующей ракеты, после проведения которой в каждом модуле (13) включается лазерный излучатель (11), ЛИ с которого направляют в сторону атакующей ракеты;

- дают команду на отвод носителей модулей (1) на траектории сопровождения воздушного судна (12) на расстояние, приблизительно равное двум радиусам предполагаемой зоны поражения атакующей ракеты, и при этом сопровождение воздушного судна обеспечивают необходимое время, требуемое для срыва наведения;

- осуществляют генерацию ЛИ в импульсно-периодическом режиме для определения расстояния до ракеты, но с различными частотами следования импульсов в каждом лазерном модуле, обеспечивая построчное сканирование в каждом модуле;

- меняют направление ЛИ по осям X и Y для осуществления сканирования устройством (7) за счет поворота зеркал (23) для увеличения угла расходимости ЛИ до необходимого значения;

- фиксируют отраженное ЛИ датчиком (5), сигнал с которого обрабатывается блоком (9), в котором производится оценка дальности до ракеты,

- осуществляют сужение сектора сканирования для удержания луча ЛИ на головку самонаведения (ГСН) атакующей ракеты;

- уменьшают угол расходимости ЛИ устройством (3), обеспечивая воздействие каждым модулем (13) на ракету за счет повышения плотности мощности в пятне ЛИ.