Коганицкий Григорий Аронович. Преодоление противоракетной обороны

ЧАСТЬ ПЕРВАЯ

Автор считает, что его статья будет интересна в свете новой американской авантюры под названием "противоракетная программа".

Я должен сразу же предупредить читателей, что данная статья не содержит никакой засекреченной информации. Статья написана по материалам работы, выполненной по моей личной инициативе в 1996-1999 годах.

В статье рассматривается возможность преодоления эшелонированной противоракетной обороны группой ракет действующих, как единое тактическое целое.

Статья интересна в свете разработки Америкой системы противоракетной обороны действующей по принципу бейсбольного игрока -- противоракета должна встать строго на пути боеголовки.

В качестве элемента боевой части рассматривается гипотетическая боеголовка, имеющая заряд вращающийся с высокой скоростью внутри аэродинамически не симметричного корпуса.

Изменение направления движения происходит посредством рикошета от плотных слоёв атмосферы или взаимодействия с набегающим потоком за счёт принудительного изменения положения вращающегося заряда, работающего как гироскоп, внутри аэродинамически не симметричного корпуса.

Наведение на поражаемые цели и преодоление противоракетной обороны противника для ракет с многоэлементной боевой частью, летящих взаимодействующей группой методом эстафеты по спирали

Наведение на цель осуществляется, для ракет группы, начиная с момента входа на нисходящий участок траектории.

Ракеты группой входят в нисходящий участок траектории полёта, двигаясь по индивидуальным траекториям.

Одновременно с началом входа в нисходящий участок траектории каждая ракета группы начинает выполнять наведение на цель, двигаясь по спиральной траектории.

Функции наведения на цель и оценки внешних факторов, до момента разделения боеголовок, выполняются совместным действием, как единой системы -- видеоанализаторами и процессорами боеголовок ракеты (параллельно работающие процессоры боеголовок).

Каждой группе ракет задана группа целей (Tr1; Tr2; Tr3; Tr_n). Количество целей пропорционально количеству ракет в группе.

Каждая цель объединяет в себя группу, расположенных на одной территории точечных целей. Целям внутри группы присвоен уровень важности. Количество точечных целей пропорционально количеству разделяемых боеголовок в одной ракете.

Траектория каждой ракеты имеет два участка. Участок до момента разделения боеголовок, наведения на группу точечных целей (-1-).

Участок после разделения боеголовок, наведения каждой боеголовки на индивидуальную точечную цель. Боеголовки, отделившиеся от общей ракеты, выполняют наведение, как взаимодействующая группа.

Определив свою высоту, каждая ракета передаёт свой идентификационный номер и высоту полёта всем ракетам, двигающимся сзади, и принимает информацию от ракет, двигающихся впереди.

На основе сравнения собственной и полученной информации каждая ракета присваивает себе уровень приоритета. Код приоритета добавляется в передаваемую информацию.

В зависимости от уровня своего приоритета ракета выполняет наведение на цель, имеющую более высокий приоритет и не взятую ракетами, с более высоким приоритетом.

Ракета, находящаяся на более низком участке траектории, имеет более высокий приоритет принятия решений. Под действием внешних факторов взаимное положение ракет в пространстве и присвоенный им приоритет изменяются в процессе полёта.

Передача информации идёт от ракеты с высоким приоритетом к ракете с меньшим приоритетом. Каждая ракета группы в каждый момент времени полёта выбирает для себя наиболее удобную для поражения цель, выбор которой для неё разрешён.

Выбрав цель, процессор ракеты (параллельно работающие процессоры боеголовок) запрещает наведение на эту цель для ракет более низкого приоритета.

Перераспределение целей между боеголовками группы может происходить в течение времени с момента входа на нисходящий участок траектории первой боеголовки группы и до момента поражения цели последней боеголовкой группы.

Полученная информация передается лазерным передатчиком в виде конуса сканирования (-4-), в направлении противоположном направлению движения (-5-) группы ракет.

При появлении фактора, требующего изменение траектории наведения, одна из ракет (-3-) или все ракеты группы (3_1; 3_2; 3_3; 3_n), изменяют позицию в группе в пределах разрешенного коридора наведения.

При изменении взаимных позиций ракет в группе происходит изменение приоритетов, присвоенных ракетам внутри группы.

Причиной, вызвавшей изменение траектории, может быть: отказ систем одной из ракет, локальная турбулентность атмосферы; действия противоракетной обороны противника (-8-).

При изменении позиции в группе одной ракеты происходит изменение уровня приоритета этой ракеты и всех ракет, имеющих более низкий уровень приоритета в группе.

При изменении уровней приоритета ракет происходит перераспределение назначенных для каждой ракеты целей.

Обмен информацией о произведённых изменениях производится командой, адресованной "всем, кто выше меня" (-7-).

Перераспределение назначенных целей может происходить и в результате переоценки уровней приоритетов, назначенных целям.

Команда на изменение уровней приоритетов целей может дополнительно производиться с центрального пункта управления.

После разделения боеголовок каждая из них начинает самостоятельное движение. В начальный момент, уровни приоритета боеголовкам не присвоены, точечные цели не распределены. Боеголовки продолжают движение по траектории движения ракеты.

Под действием случайных факторов боеголовки занимают позиции, в зависимости от которых происходит присвоение уровня приоритета.

В зависимости от уровня приоритета происходит распределение точечных целей между боеголовками.

Каждая боеголовка может выбрать только одну цель из целей, не выбранных боеголовками с более высоким приоритетом.

Боеголовка, находящаяся на более низком участке траектории, имеет более высокий приоритет принятия решений.

Выбрав цель, процессор боеголовки запрещает наведение на эту цель для боеголовок более низкого приоритета.

Перераспределение целей между боеголовками группы может происходить в течение всего времени с момента входа на нисходящий участок траектории первой боеголовки группы и до момента поражения цели последней боеголовкой группы.

Изменение выбора цели и параметров движения производится после сравнительного анализа информации переданной боеголовками более высокого приоритета и собственной информации.

При появлении фактора требующего изменения траектории наведения одна из боеголовок (3_n_n), или все боеголовки группы (3_n_1; 3_n_2; 3_n_3; 3_n_n), изменяют позицию в группе в пределах разрешённого коридора наведения.

При изменении взаимных позиций боеголовок в группе происходит изменение приоритетов, присвоенных боеголовкам внутри группы.

Причиной, вызвавшей изменение траектории, может быть: отказ систем одной из боеголовок, локальная турбулентность атмосферы (-9-), действия противоракетной обороны противника (-8-).

При изменении позиции в группе одной боеголовки происходит изменение уровня приоритета этой боеголовки и всех боеголовок, имеющих более низкий уровень приоритета в группе.

При изменении уровней приоритета боеголовки происходит перераспределение назначенных для каждой боеголовки целей.

Обмен информацией о произведённых изменениях производится командой, адресованной "всем, кто выше меня".

Передача информации от боеголовки ведётся импульсно модулированным лучом лазера, сканирующим полусферу с центральным вектором сканирования направленным в сторону противоположную направления движения группы.

Передаётся группа кодов, описывающих имя цели, пространственное положение боеголовки по отношению к целям, опознанный уровень своего приоритета. Наведение на цель и идентификация цели осуществляется лазерным видеоанализатором.

Преодоление противоракетной обороны противника имеет две основные фазы: преодоление дальнего рубежа ракетой-носителем (B - C) и преодоление непосредственного прикрытия цели боеголовкой (C - D).

Для преодоление противоракетной обороны противника используется способность ракеты-носителя как к маневру и длительному гиперзвуковому полету cо скоростью10-15M в стратосфере так и к полету по активной баллистической траектории вне атмосферы.

Такая способность обеспечивается использованием реактивного двигателя двойного назначения (способный работать в двух средах).

Двигатель двойного назначения предназначен работать как на атмосферном участке полета в широком диапазоне высот и скоростей, так и во время полета вне атмосферы.

Двигатель состоит из двух разделяемых субмодулей: тороидального реактивного двигателя с кольцевой дюзой (1) и отделяемой форсажной камеры, которая одновременно является топливным баком (6) для атмосферного полета.

Работая совместно, оба субмодуля образуют прямоточный реактивный двигатель, в котором входной воздушный поток дополнительно инжектируется факелом (2) ракетного двигателя, имеющего дюзу в виде кольца.

Топливом ракетного субмодуля служит (предположительно) жидкий натрий сгорающий в кипящем слое перекиси водорода.

Топливом форсажного субмодуля служит керосин с высокой температурой испарения.

Выполнив инжектирование и формирование зоны высокого давления (зоны сгорания), газы кольцевого ракетного двигателя, имеющие относительно низкую температуру, выполняют функцию по защите стенок форсажной камеры от перегрева и истекают через основную регулируемую дюзу.

Инжектированный воздух в смеси с горючим, имеющим высокую температуру сгорания, подается по оси в камеру сгорания форсажной бака ускорителя.

Предпологаемое соотношение тяги ракетного двигателя и полной тяги бака ускорителя - 1 / 5.

Топливо для атмосферного полеты подается под высоким давлением через перфорированные кромки воздухозоборника в виде джетов(4). Это позволяет управлять характеристикой воздухозоборника на сверхзвуковом режиме (струей топлива формируются несколько динамический лопастей).

Такая схема позволяет компенсировать недостатки общепринятой схемы прямоточного двигателя как при работе на малых скоростях и высотах так и при работе на больших скоростях в стратосфере.

Торможение входного потока на гиперзвуковых скоростях происходит ступенчато за счет взаимодействия вихревого потока смеси, состоящей из топлива и воздуха, образовавшегося после динамических лопостей (топливных джетов) и потока из ракетного инжектора, имеющего противоположное направление вращения.

После завершения стратосферного участка полета, бак-ускоритель отделяется и двигатель трансформируется для полета по активной баллистической траектории вне атмосферы.

Старт ракеты-носителя выполняется с передвижной пусковой установки или катапультой авианосного корабля.

До отделения форсажного модуля, ракета-носитель не оставляет значительного теплового следа, заметного для спутников наблюдения.

Высокотемпературный джет форсажной камеры охвачен рубашкой из низкотемпературного выхлопа ракетного двигателя имеющий большой удельный вес генерируемых газов и, как следствие, высокое поглощение в инфракрасном диапозоне.

Начальный маршрут полета идет на предельно малых высотах в режиме минимальной различимости для систем дальнего обнаружения противника. После выхода из зоны пуска, ракета-носитель изменяет геометрию (отстреливает часть плоскостей), набирает высоту и начинает гиперзвуковой полет в стратосфере на высотах 40 - 50 км.

В ходе стратосферного полета ракета-носитель выполняет маневр обхода наиболее защищенных участков дальней противоракетной обороны противника.

После выполнения маневра, ракета-носитель сбрасывает бак-ускоритель и начинает двигаться по активной баллистической траектории.

Конструктивная схема, в которой ракетный двигатель инжектирует воздушный поток в камеру прямоточного реактивного двигателя, представляет интерес и для модернизации существующих ракетных систем малой и средней дальности.

Предпологаемое соотношение тяги ракетного двигателя и полной тяги бака ускорителя - 1 / 5.

Использование угле-пластикового бака ускорителя позволяет значительно увеличить общую дальность и скорость на начальном участке траектории полета стоящих на вооружении ракет без значительной модернизации конструкции и внешних закупок специальных материалов.

Наведение на цель и выполнение маневров осуществляется, в зависимости от высоты, или за счет несимметричного обтекания боеголовки набегающим потоком воздуха или посредством несимметричного рикошета боеголовки от плотных слоев атмосферы.

Боеголовка имеет аэродинамически несимметричный корпус, имеющий достаточно высокое аэродинамическое качество и низкую поперечную устойчивость.

Движение боеголовки при входе в атмосферу или в локальную турбулентность напоминает вход в поперечную волну лодки, имеющей редан и днище типа глубокое V .

Выбирая необходимый курсовой угол, боеголовка создает на своей нижней поверхности несимметричную вихревую зону.

Изменение положения оси боеголовки относительно оси движения, изменение взаимных положений центра тяжести и центра давления или поперечный наклон корпуса относительно плоскости движения вызывают боковое скольжение и изменение направление движения.

Из за отсутствия специального термина, я условно назвал такой режим движения скользящим .

Скользящий режим используется для наведения и или противоракетного манёвра с момента входа элементов кассетной боеголовки в плотные слои атмосферы.

Предполагается возможность использовать скользящий режим на произвольном участке траектории для противоракетного манёвра в момент обнаружения противоракетной системы (1-7-В).

В качестве управляющего элемента гипотической глиссирующей боеголовки используется боевая часть и компенсирующее кольцо, вращающиеся в противоположных направлениях и изменяющие свое положения внутри аэро несущего корпуса.

Здесь и далее, для упрощения объяснения, для описания системы "боевая часть плюс компенсирующее кольцо" будет использоваться общий термин "боевая часть".

Возможность использования боевой части для управления боеголовкой (1-7-А) обеспечивается изменением положения оси(23) боевой части (20), выполняющей роль управляющего гироскопа по отношению к направлению движения (24) устройства и изменением положения центра массы (22) устройства по отношению к положению аэродинамического центра давления (21) несущего корпуса ( 19) боеголовки. (1-7-1;2;3;4)

... Предложенный метод управления полетом (поворот аэродинамического корпуса относительно гиростабилизируемой "плавающей" боеголовки) позволяет отказаться от не эффективных, на малых высотах или гиперзвуковых скоростях, аэродинамических управляющих плоскостей.

... Это позволяет конструировать дешевые носители имеющие переменную геометрию (за счет отстрела частей конструкции по вклеенным элементам).

... Предложенная схема управления позволяет как выполнять маневры методом "рикошета" от атмосферы так и полет "летучая мышь" в зоне эффекта земной поверхности.

... Полет несимметричного корпуса с постоянным, небольшим расканьем делает невозможным использование современных систем ПРО основанной на оптическом анализе силуэта боеголовки...

Коганицкий Григорий Аронович : другие произведения.

Преодоление противоракетной обороны_часть первая

Комментарии: 3, последний от 29/11/2011. © Copyright Коганицкий Григорий Аронович (gert99@mail.ru) Размещен: 16/10/2011, изменен: 16/10/2011. 19k. Статистика. Статья: Изобретательство Иллюстрации/приложения: 17 шт.		Ваша оценка: