Способ доставки излучения на движущийся объект и устройство для его осуществления

Способ доставки излучения на движущийся объект и устройство для его осуществления

Реферат

 

Изобретение относится к области лазерной локации и квантовой электроники, а также к системам доставки мощного излучения на воздушные и космические объекты. Достигаемым техническим результатом является повышение точности наведения излучения на движущийся объект, увеличение плотности энергии излучения на объекте. Технический результат достигается тем, что согласно предлагаемому способу осуществляют определение текущих координат объекта относительно платформы летательного аппарата (ЛА), осуществляют наведение оси источника вспомогательного излучения на ось источника рабочего излучения, определяют координаты вектора направленности оси источника рабочего излучения, осуществляют наведение оси источника рабочего излучения в уточненную точку ожидаемого нахождения объекта, осуществляют контроль точности наведения излучения на объект, вводят компенсирующий угловой сдвиг в направление распространения рабочего излучения и формируют рабочее излучение посредством обращения волнового фронта излучения от источника вспомогательного излучения. 2 с. и 13 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к лазерной локации, а также к системам транспортировки и доставки мощного излучения на воздушные и космические объекты.

Преимущественная область использования изобретения - очистка космического околоземного пространства от различных малоразмерных объектов, представляющих опасность для современных космических аппаратов и спутников. Воздействие мощного лазерного излучения на малоразмерные объекты, находящиеся на космической орбите, приводит к изменению параметров движения и, как следствие, орбит этих нежелательных объектов, вследствие чего данные объекты через некоторое время сгорают в более плотных слоях атмосферы.

Известен способ наведения и доставки силового излучения на объект [1], заключающийся в определении пространственных координат объекта, формировании силового излучения от источника, находящегося на земной поверхности, наведения силового излучения на космический объект посредством распределительного и наводящего зеркал, находящихся в космосе на космических орбитах. Данный способ обладает недостатком, характеризующимся невысокой плотностью энергии силового излучения на объекте, что обусловлено влиянием атмосферного канала распространения излучения, приводящего к существенному увеличению расходимости излучения, направляемого через атмосферный канал на объект.

Известен способ адаптивной фокусировки излучения на объект через слой турбулентной атмосферы [2], заключающийся в подсвете объекта силовым излучением через искажающую среду - атмосферный канал распространения излучения, приеме отраженного от объекта излучения, введении в поток силового излучения фазовых предискажений и максимизации отраженного от объекта сигнала.

К недостаткам данного способа следует отнести невысокую плотность энергии силового излучения на объекте вследствие низкой эффективности компенсации атмосферных искажений при работе по движущемуся космическому объекту.

Известен способ наведения излучения на объект [3], заключающийся в определении координат объекта формировании импульса вспомогательного излучения в направлении измеренных координат объекта, приеме отраженного от объекта импульса вспомогательного излучения, формировании рабочего излучения посредством обращения волнового фронта отраженного импульса вспомогательного излучения, введении дополнительного наклона волнового фронта в рабочее излучение и направлении его на объект через атмосферный канал распространения излучения. К недостаткам данного способа следует отнести невысокую плотность энергии излучения на объекте вследствие низкой эффективности компенсации атмосферных искажений в канале распространения рабочего излучения, что обусловлено влиянием высокой скорости движения космического объекта, вследствие которой вспомогательное излучение, в котором фиксируются атмосферные искажения, и сформированное на основе обращения волнового фронта рабочее излучение проходят по разным атмосферным каналам.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому техническому решению является способ доставки излучения на движущийся объект [4], выбранный в качестве прототипа. Данный способ заключается в определении координат , дальности R₀(t₀) и скорости объекта в момент времени t_o относительно первой заданной точки пространства А₁ в первой системе координат, связанной с платформой летательного аппарата (ЛА), движущейся относительно источника рабочего излучения, формировании вспомогательного излучения, определении расстояния между второй заданной точкой пространства А₂ во второй системе координат, связанной с платформой ЛА, и источником рабочего излучения, направлении вспомогательного излучения от источника рабочего излучения во вторую заданную точку пространства А₂, формировании импульса отраженного вспомогательного излучения путем отражения импульса вспомогательного излучения во второй заданной точке пространства А₂, формировании рабочего излучения посредством обращения волнового фронта вспомогательного излучения, отраженного во второй заданной точке пространства А₂, наведения рабочего излучения из первой заданной точки пространства A₁ в точку ожидаемого нахождения объекта с координатами относительно первой заданной точки пространства А₁ посредством первого блока наведения излучения.

К недостаткам данного способа следует отнести невысокую точность наведения излучения из первой заданной точки пространства А₁ в направлении точки ожидаемого нахождения объекта, что обусловлено изменением направления оси диаграммы направленности сформированного после ОВФ рабочего излучения, поступающего в точку A₁ от источника рабочего излучения, расположенного на земле, относительно необходимого для точного наведения рабочего излучения идеального направления оси рабочего излучения, которое должно поступать в точку А₁ строго перпендикулярно вектору скорости платформы ЛА. Для этого импульс вспомогательного излучения от источника рабочего излучения, расположенного на земле, должен приходить в точку А₂ на отражательный элемент, расположенный на платформе движущегося с высокой космической скоростью ЛА в момент, когда точка А₂ проходит точку траверса траектории относительно наземного источника рабочего излучения. Для выполнения этого условия необходимо с высокой степенью точности иметь информацию о моменте времени прохождения точки траверса платформой ЛА и связанной с платформой заданной точки А₂, а также осуществлять в соответствии с этой информацией формирование импульса вспомогательного излучения в соответствующий момент времени с весьма малой временной погрешностью. Высокая скорость движения ЛА приводит к невысокой точности определения указанных моментов времени и, соответственно, к изменению углового направления оси рабочего излучения, приходящего в первую заданную точку А₁, относительно идеального направления оси рабочего излучения, строго перпендикулярного вектору скорости платформы ЛА и оси первого блока наведения, параллельной вектору скорости платформы ЛА. При этом вектор направления рабочего излучения из точки А₁ в точку ожидаемого нахождения объекта с координатами приобретает неконтролируемый дополнительный угловой сдвиг, обусловленный указанным изменением направления оси вектора рабочего излучения, приходящего в точку А₁, относительно требуемого идеального направления, перпендикулярного оси первого блока наведения излучения. Вследствие этого точность наведения рабочего излучения из точки А₁ в точку ожидаемого нахождения объекта уменьшается, что обусловливает также снижение плотности энергии рабочего излучения на объекте.

В качестве прототипа для устройства, реализующего предлагаемый способ, выбрано устройство, реализующее способ - прототип [4].

Достигаемым техническим результатом является повышение точности наведения излучения на движущийся объект, увеличение плотности энергии излучения на объекте.

Новый технический результат достигается следующим.

1. В известном способе, заключающемся в определении в момент времени t_o координат , дальности R(t_o) и скорости объекта относительно первой заданной точки пространства А₁ в системе координат, связанной с платформой летательного аппарата (ЛА), движущейся относительно источника рабочего излучения, определении расстояния между платформой ЛА и источником рабочего излучения, формировании вспомогательного излучения, формировании рабочего излучения посредством обращения волнового фронта (ОВФ) вспомогательного излучения, наведения оси рабочего излучения из первой заданной точки пространства А₁ в точку ожидаемого нахождения объекта с координатами посредством первого блока наведения, до формирования вспомогательного излучения осуществляют наведение оси источника вспомогательного излучения на ось источника рабочего излучения, осуществляют определение пространственных координат вектора направленности оси источника рабочего излучения относительно первой заданной точки пространства А₁ в момент времени t₁, определяют координаты первого вектора разности между координатами точки ожидаемого нахождения объекта и координатами вектора направленности оси источника рабочего излучения относительно первой заданной точки пространства А₁ , осуществляют наведение выходной оси первого блока наведения в первую уточненную точку ожидаемого нахождения объекта с координатами , равными первому вектору разности , осуществляют контроль точности наведения излучения на объект путем определения вектора ошибки наведения излучения на объект в момент прихода излучения на объект, осуществляют компенсацию измеренной ошибки наведения путем наведения выходной оси первого блока наведения во вторую уточненную точку ожидаемого нахождения объекта с пространственными координатами , равными сумме координат первой уточненной точки ожидаемого нахождения объекта и координат вектора ошибки наведения излучения на объект осуществляют смещение оси источника вспомогательного излучения параллельно самой себе в плоскости, перпендикулярной этой оси, на величину, пропорциональную расстоянию от платформы ЛА до источника рабочего излучения и величине скорости платформы ЛА относительно источника рабочего излучения, в момент времени формирования импульса вспомогательного излучения определяют координаты вектора направления оси источника рабочего излучения в системе координат, связанной с первой заданной точкой А₁, определяют координаты второго вектора разности между ранее определенным вектором направления оси источника рабочего излучения в момент времени t₁ и вектором направления оси источника рабочего излучения , координаты которого определены в момент времени формирования импульса вспомогательного излучения на основании полученных величин пространственных координат второго вектора разности формируют компенсирующий угловой сдвиг, пропорциональный величинам пространственных координат второго вектора разности , осуществляют введение компенсирующего углового сдвига в направление распространения рабочего излучения в момент времени его прихода на платформу ЛА, осуществляют наведение рабочего излучения из первой заданной точки пространства А₁ во вторую уточненную точку ожидаемого нахождения объекта с пространственными координатами посредством первого блока наведения, при этом суммирование векторов и их координат осуществляют по правилам суммирования векторных величин.

2. Для определения пространственных координат вектора направленности оси источника рабочего излучения формируют зондирующее лазерное излучение, вектор направленности оси которого совпадает с направлением оси источника рабочего излучения, направляют сформированное зондирующее излучение от источника рабочего излучения в первую заданную точку А₁ пространства и определяют пространственные координаты вектора направленности сформированного зондирующего излучения в системе координат относительно точки А₁, полученные значения координат принимают за пространственные координаты вектора направленности оси источника рабочего излучения, причем формирования рабочего излучения не производят.

3. Для осуществления контроля точности наведения излучения на объект осуществляют формирование зондирующего излучения в момент времени t_z, следующий за моментом времени t₁ определения координат оси источника рабочего излучения, направляют зондирующее излучение от точки А₁ на источник рабочего излучения, а после отражения зондирующего излучения от источника рабочего излучения осуществляют наведение зондирующего излучения на объект из первой заданной точки А₁ посредством первого блока наведения, определяют реальные координаты объекта на момент времени прихода на объект зондирующего излучения, определяют координаты вектора разности между точкой реального положения объекта с координатами в момент времени прихода зондирующего излучения на объект и точкой ожидаемого нахождения объекта с координатам координаты полученного вектора разности принимают за координаты вектора ошибки наведения излучения на объект причем ось сформированного зондирующего излучения совпадает с направлением оси источника вспомогательною излучения.

4. Для определения вектора ошибки наведения излучения на объект осуществляют многократный подсвет объекта серией импульсов зондирующего излучения, для каждого из зондирующих импульсов подсвета объекта определяют вектор разности между измеренными реальными координатами объекта на момент прихода на объект данного импульса зондирующего излучения и координатами точки ожидаемого нахождения объекта осуществляют определение среднего вектора разности для полученной серии произведенных измерений вектора разности , параметры полученного усредненного вектора разности принимают за параметры вектора ошибок Р наведения излучения на объект , где i - номер импульса зондирующего излучения из серии импульсов с общим числом импульсов, равным М: i=1,2,3... М.

5. До формирования импульса вспомогательного излучения в момент времени, непосредственно предшествующий этому формированию излучения, осуществляют измерение пространственных координат вектора направленности оси источника рабочего излучения в системе координат относительно первой заданной точки А₁, а в момент времени формирования импульса вспомогательного излучения направление оси источника вспомогательного излучения устанавливают противоположным измеренному направлению оси источника рабочего излучения в системе координат относительно первой заданной точки А₁ пространства.

6. После определения в момент времени t₁ пространственных координат вектора направленности оси источника рабочего излучения относительно первой заданной точки пространства А₁ осуществляют наведение оси источника рабочего излучения в первую заданную точку пространства А₁ путем введения компенсирующего углового сдвига в направление оси источника рабочего излучения, пропорционального по величине и противоположного по знаку измеренным координатам вектора направленности оси источника рабочего излучения в системе координат относительно первой заданной точки A₁ посредством третьего блока наведения, а последующего определения координат первого вектора разности и наведения выходной оси первого блока наведения в первую уточненную точку ожидаемого нахождения объекта с координатами не производят.

7. В известное устройство для осуществления способа по п.1, содержащее размещенные на подвижной платформе летательного аппарата (ЛА) первый блок наведения, лазер подсвета цели, первое отражательное зеркало, первый блок обработки информации, первый блок связи, размещенные в наземной части устройства на одной оптической оси, оптически связанные второй блок наведения, источник рабочего излучения с блоком накачки, первая фокусирующая линза, блок обращения волнового фронта (ОВФ), отражательное зеркало с отверстием в центре, первый задающий генератор с формирующей линзой, второй блок обработки информации, второй блок связи, при этом оптический вход второго блока наведения через отражательное зеркало с отверстием в центре соединен с оптическим выходом источника рабочего излучения, выход первого задающего генератора оптически соединен через формирующую линзу и отверстие в центре отражательного зеркала с оптическим входом второго блока наведения, второй блок обработки информации соединен с блоком связи и с блоком накачки источника рабочего излучения, оптический выход лазера подсвета цели соединен с оптическим входом первого блока наведения посредством первого отражательного зеркала, первый блок обработки информации соединен с первым блоком связи и первым блоком наведения, введены размещенные на платформе ЛА третий блок наведения, первый фотоприемный блок, второй фотоприемный блок, расположенный в наземной части устройства, лазерный генератор вспомогательного излучения, дефлектор с блоком управления, светоделительное зеркало с отверстием в центре, второе отражательное зеркало с отверстием в центре, вторая фокусирующая линза, третье отражательное зеркало, блок угловой компенсации с блоком управления, плоскопараллельная пластина, уголковый отражатель, при этом лазерный генератор вспомогательного излучения, дефлектор, второе отражательное зеркало с отверстием в центре, светоделительное зеркало с отверстием в центре и третий блок наведения расположены на одной оптической оси, оптический вход первого блока наведения оптически соединен с третьим блоком наведения посредством последовательно расположенных на второй оптической оси блока угловой компенсации, плоскопараллельной пластины и светоделительного зеркала с отверстием в центре, оптический выход лазерного генератора вспомогательного излучения оптически соединен с третьим блоком наведения посредством дефлектора, отверстия в центре второго отражательного зеркала и отверстия в центре светоделительного зеркала, оптический вход первого фотоприемного блока оптически соединен с оптическим входом первого блока наведения посредством светоделительного зеркала с отверстием в центре, плоскопараллельной пластины и блока угловой компенсации, а с третьим блоком наведения посредством последовательно установленных и оптически связанных светоделительного зеркала с отверстием в центре, второго отражательного зеркала с отверстием в центре, второй фокусирующей линзы и третьего отражательного зеркала, второй фотоприемный блок и уголковый отражатель размещены на оптическом выходе второго блока наведения, причем оптический выход второго блока наведения оптически связан с третьим блоком наведения через атмосферный канал распространения излучения, первый блок обработки информации соединен с выходом первого фотоприемного блока, лазерным генератором вспомогательного излучения и с блоками управления дефлектором, блоком угловой компенсации и третьим блоком наведения, выход второго фотоприемного блока соединен со вторым блоком обработки информации.

8. В устройстве по п.7 первый фотоприемный блок содержит два многоэлементных фотоприемника, два объектива и светоделительное зеркало, причем первый многоэлементный фотоприемник оптически соединен с оптическим входом данного фотоприемного блока посредством первого объектива, а второй многоэлементный фотоприемник оптически соединен с оптическим входом фотоприемного блока посредством первого объектива, второго светоделительного зеркала и второго объектива.

9. В устройстве по п.7 лазерный генератор вспомогательного излучения содержит последовательно установленные на оптической оси оптически связанные источник излучения с блоком накачки, Фурье-линзу, третье светоделительное зеркало, блок оптических затворов с блоком управления, матрицу уголковых отражателей, источник подсвета со второй формирующей линзой, последовательно установленные на другой оптической оси оптически связанные второй задающий генератор, диафрагму, четвертый объектив и четвертый многоэлементный фотоприемник, при этом четвертый многоэлементный фотоприемник оптически соединен посредством четвертого объектива и третьего светоделительного зеркала с блоком оптических затворов, а через диафрагму - с выходом второго задающего генератора, выход второго задающего генератора связан с оптическим входом источника излучения посредством диафрагмы, третьего светоделительного зеркала и Фурье-линзы, четвертый многоэлементный фотоприемник, источник подсвета, блок управления блоком оптических затворов, второй задающий генератор и блок накачки источника излучения соединены с первым блоком обработки информации.

10. В устройстве по п. 7 первый и второй блоки наведения выполнены идентично и содержат два поворотных зеркала, два узла вращения, три подшипника вращения и два блока вращения, при этом первое и второе поворотные зеркала размещены в первом и втором узлах вращения под углом 45^o к взаимно перпендикулярным осям вращения, первый узел вращения механически связан с основанием блока наведения посредством первого подшипника вращения, второй и третий подшипники вращения установлены вместе с первым поворотным зеркалом в первом узле вращения, второй узел вращения механически связан с первым узлом вращения посредством второго и третьего подшипников вращения, оси вращения узлов вращения совпадают с оптическими осями распространения излучения через блок наведения, каждый блок вращения содержит шаговый электродвигатель, датчик угла поворота и ячейку связи, соединенную с блоком обработки информации.

11. В устройстве по п.7 во втором блоке наведения второй фотоприемный блок и уголковый отражатель размещены на четвертом поворотном зеркале, причем направления оптических осей второго фотоприемного блока, уголкового отражателя и выходной оси блока наведения параллельны.

12. В устройстве по п.7 третий блок наведения выполнен в виде отражательного зеркала, размещенного в двойном кардановом подвесе.

13. В устройстве по п.7 элементы, размещенные на борту платформы ЛА, установлены на виброзащитном основании, механически соединенном с платформой ЛА.

14. В устройстве по п.7 на платформе летательного аппарата (ЛА) первый и третий блоки наведения установлены на одной оптической оси и оптически связаны через светоделительное зеркало, выполненное без отверстия, оптический вход первого фотоприемного блока оптически соединен с третьим блоком наведения через последовательно установленные светоделительное зеркало, фокусирующую линзу и отражательное зеркало, выход лазерного генератора вспомогательного излучения оптически соединен с третьим блоком наведения посредством дефлектора и вновь введенного малоразмерного отражательного зеркала, установленного на оптической оси между светоделительным зеркалом и третьим блоком наведения.

15. В устройстве по п.7 блок обращения волнового фронта содержит последовательно установленные на оптической оси оптически соединенные первую кювету с прозрачными окнами, первую и вторую проекционные линзы и вторую кювету с прозрачными окнами, при этом первая и вторая кюветы заполнены веществом, в котором осуществляют формирование обращенной волны.

На фиг. 1 приведена блок-схема устройства, реализующего предлагаемый способ, где введены следующие обозначения.

1 - Платформа летательного аппарата (ЛА) - самолета, содержащего первый (2) и второй (3) люки для приема и наведения лазерного излучения.

4 - Первый блок наведения.

5 - Третий блок наведения.

6 - Первый блок обработки информации.

7 - Лазерный генератор вспомогательного излучения.

8 - Дефлектор с блоком управления 62.

9 - Первый фотоприемный блок.

10 - Светоделительное зеркало с отверстием в центре.

11 - Лазер подсвета цели.

12 - Первое отражательное зеркало.

13 - Второе отражательное зеркало с отверстием в центре.

14 - Вторая фокусирующая линза.

15 - Третье отражательное зеркало.

16 - Блок угловой компенсации с блоком управления 17.

67 - Плоскопараллельная пластина.

Первый блок наведения 4 содержит первое 18 и второе 19 поворотные зеркала с первым 20 и вторым 21 блоками вращения.

Третий блок наведения 5 содержит отражательное зеркало 22, расположенное в двойном кардановом подвесе 23 и блок управления 24.

25 - Первый блок связи.

82 - Виброзащитное основание.

83 - Виброгасящие элементы.

Элементы поз. 1-25 расположены на борту ЛА 1.

Наземная часть устройства, реализующего способ, содержит следующие элементы.

26 - Источник рабочего излучения с блоком накачки 27.

28 - Первая фокусирующая линза.

29 - Блок обращения волнового фронта (ОВФ).

30 - Второй блок обработки информации.

31 - Второй блок наведения, содержащий третье 32 и четвертое 33 поворотные зеркала и третий 34 и четвертый 35 блоки вращения.

36 - Второй фотоприемный блок.

37 - Объектив.

38 - Первый многоэлементный фотоприемник.

39 - Отражательное зеркало с отверстием в центре.

40 - Первый задающий генератор с формирующей линзой 41.

42 - Второй блок связи.

43 - Система внешнего целеуказания - в состав устройства не входит.

80 - Атмосферный канал распространения излучения.

На фиг.2 более подробно представлена блок-схема части устройства, реализующего способ, размещенная на борту ЛА 1. Соответственные элементы на фиг.2 и фиг.1 имеют одинаковые номера позиций. Первый фотоприемный блок 9 содержит второй 44 и третий 45 объективы и второй 46 и третий 47 многоэлементные фотоприемники; второе светоделительное зеркало 48.

Лазерный генератор вспомогательного излучения 7 содержит следующие элементы: 49 - Источник излучения с блоком накачки 50.

51 - Фурье-линза.

52 - Блок оптических затворов.

53 - Матрица уголковых отражателей.

54 - Второй задающий генератор.

55 - Диафрагма.

56 - Третье светоделительное зеркало.

57 - Четвертый объектив.

58 - Четвертый многоэлементный фотоприемник.

59 - Блок управления блоком оптических затворов 52.

60 - Источник подсвета со второй формирующей линзой 61.

62 - Блок управления дефлектором.

63 - Второй блок угловой компенсации с блоком управления 64.

Позицией 65 на блок-схеме на фиг.2 обозначена наземная часть устройства, реализующего способ, содержащая источник рабочего излучения 26.

66 - Уголковый отражатель.

67 - Плоскопараллельная пластина.

80 - Атмосферный канал распространения излучения.

На фиг. 3 изображен ход световых лучей от выхода лазерного генератора 7 вспомогательного излучения до наземной части устройства 65 и обратно.

Плоскость чертежа на фиг. 3 совпадает с плоскостью падения луча e₁-е на отражательное зеркало 22. Обозначения позиций элементов соответствуют обозначениям на фиг.1, фиг.2.

На фиг.4 представлена блок-схема третьего блока наведения 5 (на фиг.1), где обозначены следующие элементы: 23 - Двойной карданов подвес, состоящий из двух рам 68, 69.

70,71 - Шаговые электродвигатели.

22 - Отражательное зеркало.

24 - Блок управления.

На фиг.5 представлена схема конструктивного выполнения первого и второго блоков наведения (поз. 4, 31 на фиг.1, фиг.2). Цифрами обозначены следующие элементы.

18, 19 - Первое и второе поворотные зеркала.

72, 73 - Первый и второй узлы вращения.

74 - Основание блока наведения.

75, 76, 77 - Первый, второй и третий подшипники вращения.

20, 21 - Первый и второй блоки вращения на основе шаговых электродвигателей.

36 - Второй фотоприемный блок.

66 - Уголковый отражатель.

На фиг. 5а представлен вариант выполнения блока угловой компенсации 63 (на фиг.2). Цифрами обозначены элементы.

78 - Металлическая пластина.

79 - Пьезоэлементы.

64 - Блок управления.

На фиг. 6 представлена блок-схема второго варианта компоновки части устройства, реализующего способ, размещенной на борту платформы ЛА 1, где цифровые обозначения элементов соответствуют аналогичным позициям представленных чертежей фиг. 1-5. Позицией 81 обозначено вновь введенное отражательное малоразмерное зеркало, установленное на оптической оси А₃-А₁-А₂. Второе отражательное зеркало 13 с отверстием в центре (см. фиг.2) в данном втором варианте компоновки отсутствует (исключено), а светоделительное зеркало 10 выполнено без отверстия в центре.

На фиг.7 представлена схема-блока обращения волнового фронта (поз. 29 на фиг. 1), на которой обозначены следующие элементы: 84 - первая кювета, 85 - вторая кювета, 86, 87 - первая и вторая проекционные линзы.

В предлагаемом способе и устройстве для его осуществления реализуют доставку рабочего излучения на объект, находящийся на космической околоземной орбите. Источник рабочего излучения (поз. 26 на фиг.1 и фиг.2) находится на поверхности земли (или на водной поверхности, например на палубе несущего корабля). Система наведения рабочего излучения на объект расположена на борту платформы летательного аппарата 1 (ЛА) и состоит из первого блока наведения 4 и ряда дополнительных управляющих элементов. Доставку излучения на объект осуществляют через атмосферный канал поз. 80 трассы распространения излучения. Основное влияние на параметры пучка распространяющегося в атмосфере излучения оказывает приземной слой атмосферы до высоты 1000-2000 м. Поэтому высокое качество компенсации атмосферной турбулентности можно реализовать по методу обращения волнового фронта (ОВФ) при расположении платформы летательного аппарата (ЛА) с источником излучения для инициирования ОВФ и системой наведения на высоте 10-20 км над поверхностью земли. В соответствии с этим в устройстве, реализующем способ, в качестве платформы ЛА 1 использован специально оборудованный самолет, находящийся в рабочем режиме в полете на высоте 10-15 км со скоростью V_п1000 км/час. При этом удаление от источника рабочего излучения (дальность по прямой линии А₂-В₄) составляет не более 20-30 км. При этом за счет использования ОВФ реализуют высокое качество компенсации атмосферных флуктуаций в канале распространения излучения между источником рабочего излучения 26 и платформой ЛА 1, в котором основной вклад в уровень флуктуаций и искажений излучения дает приземной слой атмосферы. Искажения рабочего излучения при его дальнейшем распространении от платформы ЛА 1 до объекта на высотах свыше 15000 м над землей практически отсутствуют. Формирование мощного рабочего излучения осуществляют путем обращения волнового фронта вспомогательного излучения, прошедшего до блока ОВФ 29 через атмосферный канал распространения 80 и усиленного в мощном квантовом усилителе - источнике рабочего излучения 26. Источником вспомогательного излучения в устройстве, реализующем способ, является специальный вновь введенный лазерный генератор вспомогательного излучения 7, размещенный на платформе ЛА 1. Формирование вспомогательного излучения, инициирующего ОВФ, осуществляют на борту платформы ЛА 1. Сформированное вспомогательное излучение с выхода лазерного генератора 7 вспомогательного излучения направляют на оптический вход второго блока наведения 31 (см. фиг.1), входящего в состав наземной части устройства 65, реализующего способ. Наведение вспомогательного излучения на оптическую ось источника рабочего излучения 26 - на вход второго блока наведения 31 - осуществляют посредством вновь введенного третьего блока наведения 5, расположенного на борту платформы ЛА 1. Задачей, выполняемой вторым и третьим блоками наведения 31, 5, является взаимное совмещение осей источника вспомогательного излучения - лазерного генератора 7 - и источника рабочего излучения 26. Эту операцию осуществляют до рабочего режима формирования вспомогательного и рабочего излучений. При осуществлении операций по взаимному наведению осей источников вспомогательного и рабочего излучений используют излучение первого 40 и второго 54 задающих генераторов.

После формирования рабочего излучения с обращенным волновым фронтом в блоке ОВФ 29 осуществляют наведение рабочего излучения на объект посредством первого блока наведения 4. Рабочее излучение от блока ОВФ 29 проходит в обратном ходе через квантовый усилитель - источник рабочего излучения 26, и далее через второй блок наведения 31, атмосферный канал и третий блок наведения 5 излучение поступает на вход первого блока наведения 4, посредством которого рабочее излучение направляют на объект в упрежденную точку встречи движущегося объекта и распространяющегося излучения.

Основными физическими объектами, над которыми осуществляют операции в предлагаемом способе, являются лазерные (световые) пучки, называемые также в тексте излучением, характеризуемые вектором направленности (или направления) оси диаграммы направленности излучения. В тексте для сокращения слова "диаграммы направленности" опускают и используют термин: вектор направления оси излучения, или вектор направления (направленности) оси источника излучения. Под последним понимают некоторый измеримый аппаратурный параметр источника излучения (лазера), характеризующий направление вектора оси излучения, которое будет сформировано данным источником излучения в рабочем режиме - в режиме генерации излучения. Вектор направленности оси является единичным вектором и характеризуется, например, угловыми координатами направления своей оси относительно некоторой главной оси используемой системы координат или параметрами направляющих косинусов - проекций единичного вектора в Декартовой системе координат. В устройстве, реализующем способ, на борту ЛА 1 использована (выбрана) главная система координат с центром в первой заданной точке A₁ пространства и главной осью А₁-А₂, совпадающей с продольной осью ЛА 1 и направлением вектора скорости ЛА 1 относительно источника рабочего излучения 26. Главная ось ЛА 1 А₂-А₁ соосна (является продолжением) оси А₉-A₈-А₁₀ лазерного генератора вспомогательного излучения 7; таким образом, точки A₉-A₈-A₇-A₁₀-A₁-A₂ лежат на одной прямой и составляют главную ось части устройства, находящейся на борту п