Способ защиты летательных аппаратов от управляемых ракет и система для его реализации

Способ защиты летательных аппаратов от управляемых ракет и система для его реализации

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области вооружения и военной техники, в частности, к защите самолета от атакующих его управляемых ракет (УР), например, с помощью пулеметных (пушечных) оборонительных установок.

Анализ литературы показывает, что существует способ защиты обороняемого самолета (ОС), заключающийся в получении информации об атакующих целях с помощью аппаратуры предупреждения, фиксации момента пуска УР и противоракетном маневре [1].

Для реализации этого способа на современных самолетах, в частности фронтовых истребителях, существует подсистема обнаружения угрозы и оказания противодействия, включающая аппаратуру предупреждения об облучении и пеленгации наземных и бортовых станций противника, теплопеленгаторы, задачей которых является фиксация вспышки стартового двигателя УР, вычислитель системы обработки информации и управления [2].

Недостатками вышеприведенного способа и реализующей его системы являются следующие. Во-первых, для получения требуемых для безопасности ОС промахов в несколько десятков метров необходимо маневрировать с перегрузками порядка n_ос=8-10 единиц, что доступно лишь для высокоманевренных «легких» самолетов.

Во-вторых, для ракет маневренного воздушного боя, основной задачей которых является поражение интенсивно маневрирующей цели, динамический промах даже при n_ос=8-10 ед. близок к 0 и достигает условного максимума при τ≤1 с (где τ - время до встречи УР с ОС) благодаря высокой располагаемой перегрузке и широкополосному контуру.

Другими словами, применяемый способ неэффективен при отражении атаки высокоманевренных УР, поскольку не обеспечивается потребная величина систематического промаха.

Существует также способ повышения выживаемости ОС, заключающийся в получении информации об атакующих целях с помощью аппаратуры предупреждения, фиксации момента пуска УР, запуске ложных целей (например, выстреливания патронов с дипольными отражателями и ИК-трассерами) и (или) постановке активных помех средствами радиоэлектронной борьбы [3, 4].

Для реализации этого способа практически на всех современных отечественных и зарубежных самолетах организована автоматизированная система противодействия и создания помех, включающая в свой состав аппаратуру обнаружения работающих РЛС, аппаратуру фиксации момента пуска ракет противника (теплопеленгаторы), станции активных помех, пиропатронов ИК-помех, автомат выбрасывания дипольных отражателей [2].

Недостатками этого способа и реализующей его системы являются следующие. Во-первых, на современном уровне техники создания помех и помехозащищенности головок самонаведения (ГСН) вероятность срыва сопровождения цели современной помехозащищенной ГСН незначительна, и эффективность помехи определяется лишь степенью воздействия на систему управления УР и точность ее самонаведения. Во-вторых, применение ложных целей, например выстреливание патронов с дипольными отражателями и ИК-трассерами, выстреливание вперед или буксирование ложных целей, требует выделения на ОС значительных весов и самолетов, что приводит к снижению летных качеств носителя.

Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является способ защиты ОС от атакующих целей, заключающийся в поиске, обнаружении и сопровождении цели прицельно-навигационной системой с выдачей необходимых параметров в бортовой вычислитель, определении угловых поправок с отработкой их силовым приводом средства поражения и воздействии по цели средства поражения [5].

Известная система огневой защиты (СОЗ) самолета, выбранная в качестве прототипа заявляемой системы, содержит последовательно соединенные обзорно-прицельную систему, бортовой счетно-решающий прибор, силовые привода средства поражения, средство поражения, а также навигационную систему, причем выходы навигационной системы соединены со входами счетно-решающего прибора [5].

Недостатком этого способа и реализующей его системы является то, что не обеспечивается приемлемая выживаемость ОС вследствие больших дальностей стрельбы, необходимых для формирования потребного, исходя из безопасности ОС, систематического промаха пораженной УР.

Задачей предлагаемого способа и реализующей его системы является повышение выживаемости ЛА путем предельного уменьшения дальности стрельбы СОЗ и обеспечения при этом за счет маневра ЛА необходимого систематического промаха пораженной УР.

Поставленная задача достигается тем, что в известном способе защиты летательных аппаратов (ЛА) от управляемых ракет (УР), включающем поиск, обнаружение и сопровождение УР, определение угловых поправок средства поражения УР для определения его пространственного положения, поражающее воздействие по УР с учетом определенных поправок, согласно изобретению дополнительно до начала поражающего воздействия средства поражения выделяют наиболее атакоопасную из атакующих УР и определяют потребный промах h^потр выделенной УР, дальности начала маневра ЛА D_нм и поражающего воздействия D_н, при этом поражающее воздействие производят на дальности D_н, после чего на дальности D_нм осуществляют маневр ЛА с перегрузкой n_ос вверх в вертикальной плоскости до пролета УР.

Поставленная задача достигается также тем, что h^потр, D_нм и D_н определяют из соотношений:

где D_y, D_p - соответственно упрежденная дальность последнего выстрела и дальность рубежа, м,

t_y - полетное время снаряда, с,

n_ос - допустимая перегрузка ЛА, ед,

v_ос, v_р - скорости соответственно ЛА и УР, м/с,

β, ε - углы визирования цели в связанной с носителем системе координат, рад,

- скорость сближения УР и ЛА, м/с,

g - ускорение свободного падения, м/с²,

K₁ (К₂) - коэффициенты аппроксимации t_y(D_y), м/с (с/м²),

v₀₁, c_H - соответственно абсолютная скорость и приведенный баллистический коэффициент снаряда, м/с, м²/кгс,

n_оч - длина очереди, выстр.,

N - темп стрельбы, выстр./мин,

h^потр - потребный промах наиболее атакоопасной идентифицированной УР.

Поставленная задача достигается тем, что в известной системе огневой защиты ЛА от УР, содержащей последовательно соединенные обзорно-прицельную систему, бортовой счетно-решающий прибор, силовые привода установки, средство поражения (СП), а также навигационную систему, причем выходы навигационной системы соединены со входами счетно-решающего прибора, согласно изобретению дополнительно введено устройство выбора дальностей маневра и стрельбы, содержащее последовательно соединенные блок формирования дальности рубежа, блок сравнения, блок формирования дальностей маневра и стрельбы, а также блок формирования полетного времени, причем первый и второй входы блока формирования дальности рубежа соединены соответственно со вторым и третьим выходами обзорно-прицельной системы, третий вход блока формирования дальности рубежа соединен с первым выходом навигационной системы, четвертый его вход соединен с выходом блока формирования полетного времени, а пятый вход блока формирования дальности рубежа - с первым выходом блока сравнения; первый вход которого соединен с первым выходом обзорно-прицельной системы, на второй и третий его входы подаются сигналы с задатчиков соответственно потребного значения промаха h^потр и допустимой перегрузки ЛА n_ос, четвертый вход блока сравнения соединен с выходом блока формирования полетного времени, первый и второй входы блока формирования полетного времени соединены соответственно со вторым и третьим выходами обзорно-прицельной системы, третий его вход соединен с первым выходом блока сравнения, четвертый и пятый входы блока формирования полетного времени соединены соответственно с первым и вторым выходами навигационной системы, на шестой и седьмой его входы поступают сигналы с задатчиков значения соответственно баллистического коэффициента с и начальной скорости снаряда v₀, первый вход блока формирования дальностей маневра и стрельбы соединен с первым выходом навигационной системы, второй, третий и четвертый его входы соединены соответственно со вторым, третьим и первым выходами обзорно-прицельной системы, на пятый, шестой и седьмой входы блока формирования дальностей маневра и стрельбы поступают сигналы с задатчиков соответственно темпа стрельбы N, длины очереди n_оч и скорости ракеты v_p, девятый его вход соединен с выходом блока формирования полетного времени, а десятый - с шестым выходом навигационной системы, первый выход блока формирования дальностей маневра и стрельбы соединен со входом системы управления ЛА, а второй его выход - со входом СП.

Поставленная задача достигается также тем, что блок формирования дальности рубежа выполнен в виде последовательно соединенных первого множительного устройства, блока преобразования косинуса угла в синус, второго множительного устройства, блока преобразования синуса угла в косинус, сумматора и третьего множительного устройства, а также последовательно соединенных четвертого, пятого и шестого множительных устройств, причем первый и второй входы первого множительного устройства соединены соответственно с выходами первого и второго блоков определения косинуса угла (косинусных преобразователей), а выход его - со вторым входом шестого множительного устройства, выход пятого множительного устройства соединен со вторым входом второго множительного устройства, выход шестого множительного устройства соединен с инверсным вторым входом сумматора; входы первого и второго косинусных преобразователей соединены соответственно со вторым и третьим выходами обзорно-прицельной системы, первый и второй входы четвертого множительного устройства соединены соответственно с выходом блока формирования полетного времени и первым выходом блока сравнения, первый выход блока сравнения соединен также со вторым входом третьего множительного устройства, второй вход пятого множительного устройства соединен с первым выходом навигационной системы.

Поставленная задача достигается также тем, что блок сравнения выполнен в виде последовательно соединенных первого делителя, первого квадратора, первого сумматора, первого множительного устройства и блока поиска экстремума функции, а также последовательно соединенных второго сумматора, второго квадратора и второго множительного устройства, причем первый и второй входы второго сумматора соединены соответственно с выходом первого делителя и с выходом блока формирования полетного времени, а выход второго множительного устройства соединен со вторым входом первого сумматора, первый и второй входы первого делителя соединены соответственно с выходом блока формирования дальности рубежа и с первым выходом обзорно-прицельной системы, на второй вход второго множительного устройства подается сигнал с задатчика допустимой перегрузки ЛА n_ос, второй и инверсный третий входы блока поиска экстремума функции соединены соответственно с задатчиком начального значения упрежденной дальности и с задатчиком требуемого промаха h^потр.

Поставленная задача достигается также тем, что блок формирования полетного времени выполнен в виде последовательно соединенных блока формирования относительной плотности воздуха, первого множительного устройства, первого блока формирования коэффициента аппроксимации, делителя, а также последовательно соединенных второго, третьего и четвертого множительных устройств, первого сумматора, блока извлечения квадратного корня и второго блока формирования коэффициента аппроксимации, а также последовательно соединенных первого квадратора, пятого множительного устройства, второго сумматора, причем второй вход первого блока формирования коэффициентов аппроксимации соединен с выходом блока извлечения квадратного корня, а первый вход второго блока формирования коэффициента аппроксимации - с выходом первого множительного устройства, выход делителя соединен со входом второго сумматора; второй вход пятого множительного устройства соединен с выходом второго блока формирования коэффициента аппроксимации; первый и второй входы первого сумматора соединены с выходами соответственно второго и третьего квадраторов; на вход второго квадратора и второй вход второго множительного устройства подается сигнал с первого выхода навигационной системы, на вход третьего квадратора и на первый вход второго множительного устройства подается сигнал с задатчика начальной скорости v₀; первый вход четвертого множительного устройства соединен с выходом шестого множительного устройства, входы которого соединены с первым и вторым косинусными преобразователями, входы которых соединены соответственно со вторым и третьим выходами обзорно-прицельной системы; вход блока формирования относительной плотности воздуха соединен со вторым выходом навигационной системы; второй вход первого множительного устройства соединен с задатчиком баллистического коэффициента с; первый вход делителя и вход первого квадратора соединены с первым выходом блока сравнения.

Поставленная задача достигается также тем, что блок формирования дальностей маневра и стрельбы выполнен в виде последовательно соединенных первого множительного устройства, блока преобразования косинуса угла в синус, второго множительного устройства, первого квадратора, первого сумматора с инверсным входом, первого блока извлечения квадратного корня, второго сумматора, третьего множительного устройства, третьего сумматора, элемента сравнения дальности, а также последовательно соединенных четвертого множительного устройства, второго квадратора, четвертого сумматора с инверсным первым входом, второго блока извлечения квадратного корня, пятого множительного устройства, а также последовательно соединенных задатчика темпа стрельбы N, первого делителя и шестого множительного устройства, причем первый вход четвертого множительного устройства соединен с выходом блока преобразования косинуса угла в синус, второй вход второго сумматора соединен с выходом пятого множительного устройства, второй вход третьего сумматора соединен с выходом шестого множительного устройства; второй вход второго множительного устройства соединен с выходом седьмого множительного устройства, первый вход которого соединен с выходом второго делителя, первый вход которого соединен со вторым выходом блока сравнения, а второй вход - с выходом блока формирования полетного времени, второй вход пятого множительного устройства соединен с выходом второго делителя, вторые входы четвертого и седьмого множительных устройств соединены с первым выходом навигационной системы, первый и второй входы первого множительного устройства соединены соответственно с первым и вторым косинусными преобразователями, входы которых соединены соответственно с третьим и вторым выходами обзорно-прицельной системы, второй вход четвертого сумматора соединен с выходом третьего квадратора, на вход которого подается сигнал с задатчика скорости ракеты v_p, второй вход третьего множительного устройства соединен со вторым выходом блока сравнения, второй вход первого делителя соединен с задатчиком длины очереди n_оч, второй вход шестого множительного устройства соединен с первым выходом обзорно-прицельной системы, а второй вход элемента сравнения дальности - с шестым выходом навигационной системы.

Поставленная задача достигается также тем, что блок формирования дальностей маневра и стрельбы выполнен в виде последовательно соединенных первого квадратора, первого множительного устройства, первого сумматора, блока извлечения квадратного корня, второго множительного устройства, второго сумматора, третьего множительного устройства, третьего сумматора, элемента сравнения дальности, а также последовательно соединенных задатчика темпа стрельбы N, первого делителя, четвертого множительного устройства, выход которого соединен с третьим сумматором, причем инверсный второй вход первого множительного устройства соединен с выходом второго квадратора, вход которого соединен с первым выходом навигационной системы, второй вход первого сумматора соединение выходом третьего квадратора, вход которого соединен с задатчиком скорости ракеты v_p, второй вход второго множительного устройства соединен с выходом второго делителя, первый вход которого соединен со вторым выходом блока сравнения, а второй вход второго делителя соединен с выходом блока формирования полетного времени, вход первого квадратора соединен с выходом блока преобразования косинуса угла в синус, входящего, в свою очередь, в блок формирования дальности рубежа, а второй вход второго сумматора соединен с выходом блока преобразования синуса угла в косинус, входящего, в свою очередь, также в блок формирования дальности рубежа; второй вход третьего множительного устройства соединен со вторым выходом блока сравнения, второй вход первого делителя соединен с задатчиком длины очереди n_оч, второй вход четвертого множительного устройства соединен с первым выходом обзорно-прицельной системы, а второй вход элемента сравнения дальности - с шестым выходом навигационной системы.

В частном случае средством поражения является пулеметная (пушечная) установка.

В частном случае средством поражения является боевая лазерная установка.

Именно определенные с помощью дополнительного блока значения дальностей D_нм и D_н и реализованные при отражении атаки УР обеспечивают согласно способу выживаемость ЛА и тем самым достижение цели изобретений. Это позволяет сделать вывод о том, что заявляемые изобретения связаны между собой единым изобретательским замыслом.

Сопоставительный анализ заявляемых решений с прототипами показывает, что заявляемый способ отличается от известного тем, что до начала стрельбы, производя идентификацию и выделение наиболее атакоопасной цели, определяют потребный промах пораженной УР (УР с поврежденной системой управления (СУ)) относительно защищаемого ЛА, например ОС, из условия обеспечения вероятности поражения ЛА от подрыва неконтактного взрывателя УР с поврежденной СУ при пролете ЛА, близкой к 0 (см. фиг.1)

где R_пор - вероятность поражения ЛА УР с поврежденной СУ,

где - функция Бесселя первого рода нулевого порядка,

h - систематическая составляющая промаха,

σ=σ^УР - СКО случайного промаха УР,

d_ф - приведенный диаметр ЛА (например, фюзеляжа ОС).

Как следует из приведенной зависимости для расчета, задача определения R_пор в данном случае сводится к нахождению вероятности попадания УР, рассеивание которой в картинной плоскости подчинено закону Райса в круг радиуса .

Для выявления характеристик: поражающего действия УР R_УР (R_УР=min(R_БЧ, R_взр), где Р_БЧ и R_взр - радиусы действия соответственно боевой части и взрывателя УР) и рассеяния σ_УР - предварительно необходимо произвести выделение наиболее атакоопасной из атакующих и идентификацию УР, например, по величине эффективной площади рассеяния, степени аэродинамического нагрева, скорости сближения, размерам, дальности пуска и т.п. [6].

Вводя в бортовую вычислительную систему (ВВС) с помощью имеющихся на борту датчиков прицельно-навигационной системы потребную информацию о параметрах движения цели и носителя, внешних условий (1, 2), а также данные об оружии (3) (например, пушечной установке) по схеме:

где D, - соответственно дальность, м, и скорость сближения ЛА и УР, м/с,

β, ε - угловые координаты цели в связанной с носителем системе координат (см. фиг.2),

ω_YD, ω_ZD - угловые скорости линии визирования относительно осей визирной системы координат OY_D и OZ_D, рад/с (см. фиг.2),

v_OC - скорость носителя, м/с,

Н(Н) - относительная плотность воздуха,

с, v₀ - соответственно баллистический коэффициент, м²/кгс, и начальная скорость снаряда, м/с,

N - темп стрельбы, выстр./мин,

рассчитываем предварительно скорость УР v_p, м/с, по зависимости

затем с помощью предлагаемого дополнительного устройства выбора дальностей начала маневра и стрельбы (см. фиг.3-4) определяем рациональные дальности начала маневра D_нм и начала стрельбы D_н из соотношений:

где D, D_y, D_p - соответственно дальность визирования цели, упрежденная дальность последнего выстрела и дальность рубежа, м,

t_y - полетное время снаряда, с,

n_ос - допустимая перегрузка ЛА, ед,

v_oc, v_p - скорости соответственно ЛА и УР, м/с,

β, ε - углы визирования цели в связанной с носителем системе координат, рад,

- скорость сближения УР и ЛА, м/с,

g - ускорение свободного падения, м/с²,

K₁ (К₂) - коэффициенты аппроксимации t_y(D_y), м/с (с/м²),

v₀₁, c_H - соответственно абсолютная скорость и приведенный баллистический коэффициент снаряда, м/с, м²/кгс,

n_оч - длина очереди, выстр.,

N - темп стрельбы, выстр./мин,

h^потр - потребный промах наиболее опасной идентифицированной УР.

Стрельба производится на заранее рассчитанной (см. выше) рациональной дальности (D_н), которая зависит от параметров движения цели и носителя, внешней среды, характеристик оружия, типа атакующей УР, параметров ее поражающего действия и точности.

В момент окончания стрельбы на заранее рассчитанной дальности D_нм осуществляется маневр ОС с допустимой перегрузкой .

Сравнение заявляемых технических решений с прототипами позволяет установить соответствие критерию «новизна».

Анализ известных способов защиты ЛА в данной и смежных областях техники не позволяет выявить в них совокупность признаков, отличающих заявляемое решение от прототипа.

Операции идентификации целей, поражающего воздействия по цели путем стрельбы ПУ [5] или лазерного излучения [9, 10], маневра ЛА широко известны. Однако при их введении в способ в указанной последовательности (связи) на предварительно рассчитанных рациональных дальностях (или строго в определенные моменты времени) достигается желаемый эффект - повышение выживаемости ЛА.

При изучении других известных технических решений в данной области техники признаки, отличающие заявляемое изобретение - систему огневой защиты ЛА от прототипа, также не были выявлены.

Это позволяет сделать вывод о соответствии предлагаемых решений критерию «существенные отличия».

Положительный эффект достигается за счет оптимального сочетания стрельбы оборонительной ПУ(поражающего воздействия лазерной установки) и маневра ОС. Чтобы не увеличивать ошибок стрельбы, маневр целесообразно начинать сразу по окончании стрельбы.

При этом добиваются двойного эффекта. Во-первых, ухудшаются условия наведения УР из-за возникновения неустановившихся режимов наведения УР на конечном участке, при любых методах наведения . Во-вторых, и это основная цель маневра, обеспечивается дополнительный вклад в систематическую составляющую промаха.

На фиг.5 приведена схема, иллюстрирующая процесс формирования промаха УР с поврежденной СУ относительно ЛА, например ОС.

Систематическая составляющая промаха обеспечивается за счет двух составляющих: «провисания» поврежденной УР (h₁) и за счет маневра ОС по окончанию стрельбы (h₂)

где D_p - дальность рубежа (между точкой поражения УР и самолетом в момент поражения УР), м,

- скорость сближения УР и ОС, м/с,

t_y - полетное время снаряда на дальность D_y, с,

где D_y - упрежденная (полетная дальность последнего выстрела),

β, ε - углы визирования цели в связанной с носителем (ЛА) системе координат,

Δβ, Δε - угловые поправки стрельбы.

Пример расчетных зависимостей Δβ и Δε и их реализация приведены, в частности, в [5].

Следует отметить, что вышеприведенные уравнения являются связанными, т.к. t_y=t_y(c_HD_y,v₀₁), v₀₁=v₀₁(v_ос,v₀,β',ε'), β'=β+Δβ, ε'=ε+Δε, Δβ=Δβ(D), Δε=Δε(D), поэтому эти уравнения необходимо решать совместно. Однако, учитывая, что значения Δβ, Δε малы на исследуемых нами дальностях (D_нм≅100-400 м) по сравнению со значениями β и ε, с достаточной для расчетов точностью можно положить cosβ'≅cosβ, cosε'≅cosε.

Это позволяет упростить процесс поиска D_нм и, как это будет показано ниже, появляется возможность свести его к последовательному решению решению нелинейных алгебраических уравнений.

Из упредительного треугольника АВС по теореме синусов можно записать:

где ψ_р, ψ_сн - углы упреждения соответственно УР и снаряда.

После промежуточных выкладок с использованием тригонометрических преобразований и с учетом зависимостей , , где q - курсовой угол (угол между скоростью ОС и линией визирования D, см. фиг.5), можно записать:

Из упредительного треугольника BCD по теореме синусов можно записать:

По аналогии с вышеприведенными рассуждениями получаем:

По полученному таким образом алгоритму с учетом потребного для каждой УР-цели промаха h^потр построены линии равных промахов. На фиг.6 в качестве примера приведена номограмма , с помощью которой устанавливается взаимосвязь между потребной перегрузкой ОС n_ос при маневре, упрежденной дальностью окончания стрельбы Dy (упрежденная дальность последнего выстрела) и вероятностью выживания ОС при отражении атаки УР .

Входя в график n_ос-D_у с заданным для данного ОС значением допустимой перегрузки, например, n_ос=6 ед., находим дальность начала маневра, соответствующую упрежденной дальности последнего выстрела оборонительной ПУ. Для УР «AMRAAM» (h^потр=18 м) эта величина составляет D_нм=D_у=180 м. Далее, переходя в график , для D_у=180 м находим обеспечиваемое при этом значение при σ_т.р.=3 мрад. Время маневра при этом составляет t_м=0.7 с. Для сравнения при n_ос=0 .

Выбранные с помощью предлагаемых соотношений значения дальностей маневра и стрельбы являются рациональными, поскольку уменьшение их приведет к резкому возрастанию безопасности ОС за счет подрыва неконтактного взрывателя УР с поврежденной системой управления при пролете. С другой стороны, увеличение этих дальностей приведет к снижению вероятности попадания снарядов в УР (в случае ПУ). Увеличение дальности, на которой осуществляется воздействие по цели боевой лазерной установки, приводит к повышению потребной мощности лазера, а следовательно, ее массы, габаритов и стоимости.

На фиг.7а в качестве иллюстрации построены зависимости вероятности выживания ОС от дальности D_у для СОЗ на базе двух 6-мм пулеметов ТКБ-764 (N_∑=2×10000 выстр./мин, v₀=1050 м/с, σ_т..р=3 т.д.) при отражении так УР типа «Феникс», «AMRAAM» и «Сайдвидер», на рис.7б - для СОЗ на базе 57 мм пушки ТКБ-776 (N=900 выстр./мин, v₀=500 м/с, σ_т.р.=4 мрад).

Как видно из графиков, при кратковременном маневрировании ОС (Δt=0.7-1.2 с) с перегрузкой n_ос=6 ед. СОЗ на базе двух спаренных пулеметов ТКБ-764 обеспечивает вероятность выживания ОС при отражении УР «Сайдвиндер» (против при n_ос=0), УР «AMRAAM» 0.7 (против при n_ос=0) и УР «Феникс» 0.83 (против при n_ос=0).

Увеличение допустимой перегрузки ОС до n_ос=8 ед. повышает выживаемость ОС до следующих уровней: при отражении УР «Сайдвиндер» , УР «AMRAAM» и УР «Феникс» .

Из рис.7б следует, что даже используя при маневре перегрузку n_ос=2 ед., вполне достижимую для "тяжелых самолетов", оснащенных СОЗ на базе 57-мм пушки ТКБ-776 со снарядами неконтактного действия, вероятность выживания ОС (УР «AMRAAM») можно увеличить с ( при n_ос=0) до ( при n_ос=2 ед.). Время маневра t_м≅1.2 c.

Таким образом, предлагаемый способ и устройство для его реализации дают положительный эффект - повышение выживаемости ОС и могут быть использованы в широком классе носителей (ЛА) и систем их огневой защиты.

На фиг.1 построены зависимости вероятности поражения ОС при пролете УР с поврежденной СУ R_пор от промаха h для УР типа «Сайдвиндер», «AMRAAM» и «Феникс» по зависимости (*) (см. описание стр.11) и при исходных данных, приведенных в таблице (графа 1, 2).

Таблица
Тип УР	«Сайдвиндер»	«AMRAAM»	«Феникс»
Rпор, М	5	9	15
σУР, М	3	4	7
Hпотр, м	12	18	30

На фиг.2 показана ориентация визирной X_DY_DZ_D и связанной с подвижной артиллерийской установкой систем координат (с.к.) относительно связанной (с носителем) с.к. X_нY_нZ_н.

С.к. X_нY_нZ_н жестко связана с центром масс самолета-носителя. Ось ОХ_н направлена вдоль продольной оси самолета по направлению полета, ось OY_н - в плоскости симметрии ОС вверх перпендикулярно к плоскости X_нOZ_н, причем за положительное направление оси принимаем направление вправо.

С.к. X_DY_DZ_D связана с системой сопровождения цели (визирным устройством). Ось ОХ_D направлена по оси дальности. С.к. X_DY_DZ_D образуется из с.к. Х_нY_нZ_н двумя поворотами: а) вокруг оси OY_н на угол β в плоскости крыльев самолета и б) вокруг оси OZ_D в плоскости, перпендикулярной к плоскости крыльев, на угол ε.

С.к. связана с подвижной ПУ. Ось направлена по оси ствола пушки по вектору v₀. С.к. образуется из с.к. Х_нY_нZ_н двумя поворотами: а) вокруг оси вращения, параллельной оси OY_н самолета на угол β', б) вокруг оси на угол ε'.

На фиг.3 представлена предполагаемая функциональная схема СОЗ самолета:

1 - обзорно-прицельная система; 2 - радиолокационная обзорно-прицельная станция; 3 - оптическая прицельная станция; 4 - навигационная система; 5 - счетно-решающий прибор; 6 - устройство выбора дальностей маневра и стрельбы; 7 - блок формирования дальности рубежа D_p; 8 - блок сравнения; 9 - блок формирования полетного времени t_у; 10 - блок формирования дальностей начала маневра и начала стрельбы; 11 - силовые привода установки; 12 - система управления ЛА; 13 - ЛА; 14 - пушечная (пулеметная) установка (или боевая лазерная установка).

На фиг.4 дана подробная структурная схема блоков устройства 6, построенных на аналоговых элементах.

Сигналы D_нм и D_н на выходе устройства 6 формируются следующим образом.

Блок формирования дальности рубежа D_p 7.

На входы первого и второго косинусных преобразователей с прицельной станции 1 поступают угловые координаты β и ε. На выходе его формируются сигналы соответственно cosβ и cosε, которые, в свою очередь, поступают на вход первого множительного устройства (МУ) МУ1, где происходит их перемножение. Полученное на выходе МУ1 произведение cosβ·cosβε=cosq поступает на вход косинусно-синусного преобразователя, где формируется сигнал sinq.

Одновременно на вход четвертого МУ-МУ4 поступают с блока сравнения 8 электрический сигнал, соответствующий D_у, а с выхода блока формирования полетного времени 9 сигнал t_у, где происходит деление. Сигнал поступает на вход пятого МУ МУ 5, на второй вход которого с навигационной системы 4 подается значение v_oc. После перемножения этих сигналов в блоке МУ5 образуется сигнал , который подается на второй вход второго МУ-МУ2, где происходит перемножение его на sinq, поступающий с выхода косинусно-синусного преобразователя. Полученный на выходе МУ2 сигнал cosψ_сн поступает на вход синусно-косинусного преобразователя, на выходе которого формируется сигнал, который суммируется в сумматоре (СУМ) с предварительно инвертированным сигналом . Полученная на выходе СУМ разность поступает на вход третьего МУ-МУ3, где перемножается с сигналом D_у, поступающим с выхода блока сравнения 8, в результате на выходе МУ3 формируется выходной сигнал блока формирования дальности рубежа 7 .

Блок сравнения 8.

Сформированный на выходе блока формирования дальности рубежа D_p 7 сигнал D_p поступает на первый вход первого делителя Д1, на второй вход его с прицельной станции 1 поступает сигнал . После деления в Д1 D_p на сигнал поступает вход первого квадратора К1, где образуется сигнал , и на вход второго СУМ СУМ2, на второй вход которого