RU2718560C1

RU2718560C1 - Method of detecting and hitting an aerial target with a missile system

Info

Publication number: RU2718560C1
Application number: RU2019122317A
Authority: RU
Inventors: Александр Георгиевич Леонов; Михаил Валентинович Большаков; Илья Александрович Иванов; Никита Сергеевич Костромин; Александр Валерьевич Кулаков; Александр Николаевич Лавренов; Роман Андреевич Петухов; Дмитрий Сергеевич Рундаев; Николай Степанович Свирин; Евгений Владимирович Луканин; Максим Владимирович Зарецкий; Александр Петрович Рыльщиков
Original assignee: Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения"
Priority date: 2019-07-16
Filing date: 2019-07-16
Publication date: 2020-04-08

Abstract

FIELD: military equipment.SUBSTANCE: invention relates to air defense complexes of mobile and stationary objects. Method of detecting and destroying an aerial target by a missile system involves searching for and selecting an aerial target – AT in the area of responsibility of a missile system – MS. For this purpose, coordinates and speed of AT are determined, points of anticipation are calculated for interception of AT by self-guided damaging element – DE, start and delivery of DE to point of interception. Is used with the help of a self-guidance head – SGH DE up to mechanical destruction of AT. DE are delivered to the point of interception on the hinged ballistic trajectory by uncontrolled rocket stage – RS. This stage is separated from DE not lower than AT flight altitude. After RS separation, DE is deployed into autonomous flight configuration. Further, DE is programmed to hang at a height below AT or reduce DE at a speed of not more than 10 m/s with head part upwards. With the help of the DE self-guidance head, the air space above the horizon line is scanned consecutively along all azimuths from 0° to 360° at a single revolution and elevation angle from the horizon line to the zenith. When AT is detected and selected by means of a self-guidance head, its grip is performed for tracking. With the help of DE with own propulsion unit – PD, AT intercepting is performed with its further damage.EFFECT: higher efficiency of detection and destruction of air target.18 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к комплексам противовоздушной обороны мобильных и стационарных объектов.The invention relates to air defense complexes of mobile and stationary objects.

Известны зенитные ракетные комплексы (РК) противовоздушной обороны (ПВО) с самонаводящимися ракетами, включающие системы обнаружения воздушных целей (ВЦ), целераспределения/целеуказания, запуска ракет, обслуживания, др., которые обеспечивают поражение ВЦ в своей зоне ответственности, - см., например, А.Н. Волжин, Ю.Г. Сизов «Борьба с самонаводящимися ракетами», М., Воениздат, 1983, стр. 40-42, рис. 2.1.Known anti-aircraft missile systems (RC) of air defense (AA) with homing missiles, including systems for detecting air targets (CC), target distribution / target designation, missile launch, maintenance, etc., which ensure the defeat of the air defense in their area of responsibility, see e.g. A.N. Volzhin, Yu.G. Sizov "Fight against homing missiles", M., Military Publishing, 1983, pp. 40-42, Fig. 2.1.

Известно также, что высокоточное наведение зенитных управляемых ракет (ЗУР) на ВЦ наилучшим образом обеспечивается при использовании комбинированных методов, когда на начальном (среднем) участке полета ЗУР применяются максимально помехоустойчивая система наведения, а на конечном участке - головка самонаведения (ГСН). При этом выявляется тенденция перехода к автономному наведению на конечном участке полета ЗУР при минимальном участии наземных средств зенитного комплекса - см., например, «Проектирование зенитных управляемых ракет» под ред. И.С. Голубева, В.Г. Светлова, М., МАИ, 1999, стр. 164. Примером технической реализации данной концепции (комбинированного способа наведения) является ЗУР «Эринт-1» (США) - см. там же, стр. 529-533, рис. 7.24 (ближайший аналог).It is also known that high-precision guidance of anti-aircraft guided missiles (SAM) on the AC is best achieved by using combined methods, when the maximum (noise-resistant) guidance system is used in the initial (middle) part of the SAM flight, and the homing head (GOS) in the final section. At the same time, a tendency toward a transition to autonomous guidance at the final portion of the missile launcher flight with minimal participation of ground-based anti-aircraft complex assets is revealed - see, for example, “Designing Anti-Aircraft Guided Missiles,” ed. I.S. Golubeva, V.G. Svetlova, M., MAI, 1999, p. 164. An example of the technical implementation of this concept (combined guidance method) is the Erint-1 missile launcher (USA) - see ibid., Pp. 529-533, Fig. 7.24 (the closest analogue).

Однако ближайший аналог, обеспечивая надежное решение целевой задачи поражения ВЦ, в контексте борьбы с легкими и сверхлегкими беспилотными летательными аппаратами (БЛА) является исключительно нерациональным техническим решением с позиции критерия «эффективность - стоимость». Например, соотношение цены подобного БЛА и ЗУР типа «Эринт» может достигать 1:20000, что абсолютно исключает применение данного зенитного РК против легких и сверхлегких БЛА и их групп.However, the closest analogue, providing a reliable solution to the target of the AC defeat, in the context of the fight against light and ultralight unmanned aerial vehicles (UAVs) is an extremely irrational technical solution from the standpoint of the “efficiency - cost” criterion. For example, the price ratio of such UAVs and Erint missiles can reach 1: 20,000, which completely excludes the use of this anti-aircraft RC against light and ultralight UAVs and their groups.

Технической задачей предлагаемого изобретения является создание способа обнаружения и поражения ВЦ типа тактического БЛА (самолетной, вертолетной или аэростатической схемы массой до 500 кг), обеспечивающего приемлемое соотношение критерия «эффективность - стоимость» для РК противовоздушной обороны (с учетом ценности защищаемого объекта).The technical task of the invention is to provide a method for detecting and hitting a type of tactical UAV (aircraft, helicopter or aerostatic circuit weighing up to 500 kg), providing an acceptable ratio of the criterion of "efficiency - cost" for the air defense (taking into account the value of the protected object).

Решение указанной технической задачи достигается тем, что, обеспечивая поиск и селекцию ВЦ в зоне ответственности РК, определение координат и скорости ВЦ, расчет точки перехвата для доставки самонаводящегося поражающего элемента (ПЭ), старт и доставку ПЭ в точку перехвата, последующее визирование ВЦ головкой самонаведения ПЭ вплоть до поражения, - поражающий элемент доставляют в точку перехвата по навесной баллистической траектории посредством неуправляемой ракетной ступени (PC), которую отделяют от ПЭ не ниже высоты полета ВЦ, после отделения PC производят развертывание ПЭ в конфигурацию автономного полета, далее осуществляют программное зависание ПЭ на высоте ниже ВЦ либо снижение ПЭ со скоростью не более 10 м/с головной частью вверх, при этом головка самонаведения ПЭ сканирует воздушное пространство выше линии горизонта, последовательно по всем азимутам от 0° до 360° (при единичном обороте) и углу места от линии горизонта до зенита, при обнаружении и селекции ВЦ ГСН выполняет ее захват на сопровождение, а ПЭ посредством собственной двигательной установки (ДУ) выполняет перехват ВЦ с последующим ее поражением. При этом значение момента времени разделения связки PC и ПЭ рассчитывают и вводят в полетное задание изделия перед стартом. Как правило, после разделения с ПЭ ракетная ступень выбрасывает в воздушный поток парашют либо раскладывает лопасти авторотирующего воздушного винта. В ряде случаев зависание и снижение ПЭ осуществляют посредством электрической ДУ с 2-8 воздушными несущими винтами. В ряде случаев ПЭ дополнительно выполняет программное барражирование головной частью вверх на высоте ниже полета ВЦ. Заканчивая барражирование, при отсутствии ВЦ ПЭ осуществляет программную мягкую посадку. Барражирование может также осуществлять ПЭ самолетной схемы. В ряде случаев программное снижение ПЭ осуществляют посредством парашюта или авторотирующего воздушного винта. При этом в некоторых случаях программное зависание ПЭ осуществляют посредством тросовой аэростатической системы, в которой подъемную силу создает воздушный шар-змей (наполняемый газом легче воздуха после разделения ПЭ и PC), в качестве якоря применяют отработавшую PC, а длину троса устанавливают в пределах 20…100 метров. При этом ГСН ПЭ выполняют пассивной оптико-электронной с матричным фотоприемным устройством, а штатную работу ГСН осуществляют в период снижения или в период снижения и после вертикального приземления ПЭ. В ряде случаев ДУ ПЭ выполняют ракетной твердотопливной, с управлением ПЭ по траектории воздушными рулями. Поражение ВЦ производят посредством формирования ПЭ направленного форса огня, либо таранным ударом ПЭ, либо путем запутывания ВЦ в сеть, транспортируемую и развертываемую ПЭ, либо осуществляют ударной волной и поражающими элементами осколочно-фугасной боевой части (БЧ) ПЭ (бортовой картечницы ПЭ), либо поражающими элементами стержневой БЧ ПЭ. В ряде случаев PC и ПЭ соединяют посредством цилиндрического шарнира, при этом в полете PC проворачивают, а ПЭ стабилизируют по крену до момента их разделения.The solution of the indicated technical problem is achieved by the fact that, by providing search and selection of the CC in the zone of responsibility of the Republic of Kazakhstan, determining the coordinates and speed of the CC, calculating the interception point for the delivery of the homing element (PE), starting and delivering the PE to the interception point, subsequent sighting of the CC by the homing head PE until the defeat, - the striking element is delivered to the interception point along a hinged ballistic trajectory by means of an uncontrolled missile stage (PC), which is separated from the PE not lower than the height of the flight center, after Lines PC deploy PE in the configuration of an autonomous flight, then program PE hangs at an altitude below the VC or decrease PE at a speed of no more than 10 m / s head up, while the homing head PE scans the airspace above the horizon, sequentially in all azimuths from 0 ° to 360 ° (at a single revolution) and elevation from the horizon to the zenith, upon detection and selection, the CC GSN carries out its capture for tracking, and PE, using its own propulsion system (DU), performs CC grip with its subsequent failure. In this case, the value of the time of separation of the PC and PE bundles is calculated and introduced into the flight task of the product before launch. As a rule, after separation from PE, the rocket stage throws a parachute into the air stream or lays out the blades of the autorotating propeller. In some cases, the hovering and lowering of PE is carried out by means of an electric remote control with 2-8 rotors. In some cases, the PE additionally performs software barrage with the head part up at an altitude below the CC flight. Finishing the barrage, in the absence of the VC PE, carries out a soft soft landing. Barrage can also carry PE airplane scheme. In some cases, software PE reduction is carried out using a parachute or autorotating propeller. At the same time, in some cases, the program hang of PE is carried out by means of a aerostatic cable system, in which a kite creates a lift (filled with gas lighter than air after separation of PE and PC), the spent PC is used as an anchor, and the cable length is set within 20 ... 100 meters. In this case, the GOS PE is performed by a passive optoelectronic with a photodetector array, and the regular operation of the GOS is carried out in the period of decline or in the period of decline and after the vertical landing of PE. In some cases, the remote control PE is made of solid rocket, with the control of PE along the trajectory of the air rudders. The defeat of the CC is carried out by forming a PE directed fire force, either by ramming a PE, or by entangling a CC in a network transported and deployed by PE, or by means of a shock wave and damaging elements of a high explosive fragmentation warhead (warhead) PE (PE on-board bucket), or striking elements of the core warhead PE. In some cases, PC and PE are connected by means of a cylindrical hinge, while in flight the PCs are turned, and the PEs are stabilized along the roll until they are separated.

На фиг. 1-5 представлены принципиальные схемы реализации предложенного технического решения (концепция «воздушного минирования»). Приняты обозначения:In FIG. Figures 1-5 are schematic diagrams of the implementation of the proposed technical solution (the concept of "air mining"). Designations accepted:

1 - воздушная цель типа легкого тактического БЛА (самолетной, вертолетной или аэростатической схемы);1 - an air target of the type of light tactical UAV (airplane, helicopter or aerostatic scheme);

2 - пусковая установка (ПУ) для базирования и запуска «воздушных мин»;2 - launcher (PU) for basing and launching "air mines";

3 - траектория полета БЛА высотой Н_ВЦ;3 - flight path of a UAV with a height of N _CC ;

4 - точка разделения стартово-разгонной неуправляемой ракетной ступени и поражающего элемента (в сборе);4 - the separation point of the launch-booster unguided missile stage and the striking element (complete);

5 - стартово-разгонная PC;5 - starting and overclocking PC;

6 - парашют;6 - parachute;

7 - ПЭ ракетного типа;7 - rocket type PE;

8 - диаграмма приема излучения бортовой ГСН ПЭ;8 is a diagram of receiving radiation from an onboard GOS PE;

9 - точка максимально допустимого снижения ПЭ без штатной посадки на земную поверхность;9 - point of the maximum allowable decrease in PE without a standard landing on the earth's surface;

10 - траектория ПЭ в направлении ВЦ при реализации режима самонаведения;10 - trajectory of the PE in the direction of the CC during the implementation of the homing mode;

11 - точка мягкой посадки на земную поверхность;11 - point of soft landing on the earth's surface;

12 - авторотирующий воздушный винт;12 - autorotating propeller;

13 - посадочная опора (устройство);13 - landing support (device);

14 - ПЭ типа мультикоптер;14 - PE type multicopter;

15 - точка выстрела бортовой картечницы ПЭ;15 - point of shot of the onboard PE gambler;

16 - траектория захода на посадку ПЭ многократного применения;16 - trajectory of approach PE multi-use;

17 - ПЭ самолетного типа;17 - aircraft-type PE;

18 - воздушный шар-змей;18 - kite balloon;

19 - трос длиной, при которой для расчетного значения скорости ветра реализуется заданная высота зависания шара-змея H_min.19 - cable length at which for the calculated value of the wind speed a predetermined hovering height of the ball-snake H _min is realized.

Функционирование вариантов устройств в рамках предложенного технического решения осуществляется следующим образом (фиг. 1-5). Пуск изделия по обнаруженной и идентифицированной ВЦ-БЛА поз. 1 в зоне ответственности РК производится посредством ПУ поз. 2. Полет изделия на стартовом участке траектории производится в рассчитанную РК упрежденную точку перехвата (с учетом прогнозной траектории движения поз. 3 БЛА поз. 1) посредством стартово-разгонной ракетной ступени поз. 5, при этом разделение поражающего элемента (в сборе) и PC производится в точке поз. 4 (значение момента времени разделения PC и ПЭ вводят перед стартом в качестве полетного задания). Следует отметить, что баллистическая траектория изделия от ПУ поз. 2 до точки перехвата принципиально является навесной (не настильной), что связано с необходимостью учета времени проведения процессов разделения ПЭ и PC, стабилизации, воздушного торможения, вертикализации ГСН до начала ее работы в штатном режиме поиска ВЦ-БЛА поз. 1 в верхней полусфере на относительно простых фонах неба. Отработавшая PC поз. 5 после разделения опускается на землю, как правило, на парашюте поз. 6 либо авторотирующем воздушном винте поз. 12 (на схеме не показано), что позволяет минимизировать ущерб от ее падения (в т.ч. в плотной городской застройке).The functioning of the device options in the framework of the proposed technical solution is as follows (Fig. 1-5). Starting the product according to the detected and identified VTs-UAV pos. 1 in the area of responsibility of the Republic of Kazakhstan is carried out through PU pos. 2. The flight of the product at the starting portion of the trajectory is carried out to the predicted interception point calculated by the Republic of Kazakhstan (taking into account the predicted trajectory of movement, pos. 3 UAVs, pos. 1) by means of the launch-booster rocket stage pos. 5, while the separation of the damaging element (complete) and PC is performed at the point pos. 4 (the value of the time of separation of PC and PE is entered before the start as a flight task). It should be noted that the ballistic trajectory of the product from PU pos. 2 to the point of interception is fundamentally hinged (not laying), which is associated with the need to take into account the time of separation of PE and PC, stabilization, air braking, verticalization of the GOS before it starts operating in the normal search mode of the CC-UAV pos. 1 in the upper hemisphere against relatively simple sky backgrounds. Spent PC pos. 5 after separation falls to the ground, usually by parachute pos. 6 or autorotating propeller pos. 12 (not shown in the diagram), which minimizes the damage from its fall (including in dense urban areas).

Стабилизация, вертикализация и воздушное торможение поражающего элемента могут, в зависимости от принятой схемы и конструктивно-компоновочных особенностей, осуществляться различным образом. Например, на фиг. 1 приведен вариант программного спуска ПЭ ракетного типа поз. 7 с помощью парашюта поз. 6 головной частью вверх со скоростью снижения не более 10 м/с. При этом пассивная оптико-электронная ГСН ПЭ осуществляет сканирование воздушного пространства в границах диаграммы приема излучения поз. 8: выше линии горизонта, последовательно по всем азимутам от 0° до 360° (при единичном обороте) и углу места от линии горизонта до зенита (местной вертикали). Диаграмма приема излучения бортовой ГСН поз. 8, в зависимости от принятой схемы и конструктивных особенностей устройств воздушного торможения, может иметь «мертвую зону» (например, в околозенитной области за счет ее экранирования куполом парашюта поз. 6). Следует отметить, что высота Н_ВЦ полета ВЦ-БЛА поз. 1 должна превышать высоту траектории ПЭ поз. 7 в период штатной работы бортовой ГСН.Stabilization, verticalization and air braking of the striking element can, depending on the adopted scheme and structural and layout features, be carried out in various ways. For example, in FIG. 1 shows a variant of the program descent of PE rocket-type pos. 7 using a parachute pos. 6 head part up with a descent rate of not more than 10 m / s. At the same time, a passive optoelectronic GOS PE scans the air space within the boundaries of the radiation reception diagram pos. 8: above the horizon, sequentially in all azimuths from 0 ° to 360 ° (in a single revolution) and elevation from the horizon to the zenith (local vertical). The radiation reception diagram of the onboard GOS pos. 8, depending on the adopted scheme and design features of air braking devices, may have a "dead zone" (for example, in the near-zenith area due to its shielding by the canopy of parachute pos. 6). It should be noted that the height N of the _{CC of the} flight of the CC-UAV pos. 1 must exceed the height of the trajectory of the PE pos. 7 during the regular operation of the on-board GOS.

При обнаружении и селекции ВЦ-БЛА поз. 1 - ГСН ПЭ выполняет ее захват на автоматическое сопровождение. Поражающий элемент поз. 7 посредством собственной ракетной ДУ перемещается из положения не ниже точки максимально допустимого парашютного снижения поз. 9 (вариант без штатной посадки ПЭ на земную поверхность) в точку перехвата ВЦ по траектории доразгона поз. 10 (с реализацией при этом режима самонаведения и управлением ПЭ посредством воздушных рулей). Поражение ВЦ-БЛА поз. 1 может осуществляться ПЭ, например, посредством формирования направленного форса огня (термическая деструкция планера, бортового оборудования и аппаратуры БЛА поз. 1), таранным ударом и/или подрывом осколочно-фугасной БЧ, путем поражения элементами стержневой БЧ либо бортовой картечницы, в ряде случаев - путем запутывания БЛА в сеть, транспортируемую и развертываемую ПЭ.Upon detection and selection of the CC-UAV pos. 1 - GOS PE performs its capture for automatic tracking. The striking element pos. 7 through its own rocket control moves from a position not lower than the point of maximum permissible parachute reduction pos. 9 (option without the standard landing of PE on the earth's surface) at the point of interception of the CC along the trajectory of overclocking pos. 10 (with the implementation of the homing mode and the control of PE by means of air rudders). The defeat of the CC-UAV pos. 1, PE can be carried out, for example, by forming a directional force of fire (thermal destruction of the glider, onboard equipment and UAV equipment, pos. 1), ramming and / or detonating a high-explosive fragmentation warhead, by hitting elements of a warhead warhead or airborne gunfire, in some cases - by entangling the UAV in a network transported and deployed by PE.

На фиг. 2 приведен вариант программного спуска ПЭ ракетного типа поз. 7 с помощью авторотирующего воздушного винта поз. 12 головной частью вверх со скоростью снижения не более 10 м/с. Циклограмма работы бортового оборудования ПЭ в целом соответствует предыдущему варианту. Дополнительно ПЭ поз. 7 оборудован посадочным устройством поз. 13 для мягкой посадки на земную поверхность в точке поз. 11 и последующей вертикализации головки самонаведения. В данном варианте бортовая оптико-электронная ГСН ПЭ осуществляет сканирование воздушного пространства в верхней полусфере как на этапе спуска, так и после мягкой посадки (в пределах ресурса бортовой системы электропитания). После выявления ВЦ-БЛА поз. 1 ПЭ поз. 7 стартует на перехват ВЦ непосредственно с земли.In FIG. 2 shows a variant of the program descent of PE rocket type pos. 7 using the autorotating propeller pos. 12 head part up with a descent rate of not more than 10 m / s. The cycle diagram of the operation of the PE onboard equipment as a whole corresponds to the previous version. Additionally PE pos. 7 is equipped with a landing device pos. 13 for soft landing on the earth's surface at the point pos. 11 and subsequent verticalization of the homing head. In this embodiment, the on-board optoelectronic GSN PE scans the air space in the upper hemisphere both at the descent stage and after a soft landing (within the resource of the on-board power supply system). After identifying the CC-UAV pos. 1 PE pos. 7 starts to intercept the AC directly from the ground.

На фиг. 3 представлен вариант ПЭ поз. 14 типа мультикоптер. Зависание на высоте менее Н_ВЦ в данном случае осуществляют, например, посредством электрической ДУ с 2-8 воздушными винтами. Энергообеспечение такой ДУ можно производить от бортовых электрических аккумуляторов, ампульных или термохимических батарей. Данный вариант позволяет «воздушной мине» дополнительно реализовать режим барражирования (программного либо с управлением по оптическому или радиоканалу от соответствующей аппаратуры РК), что многократно расширяет возможности ПВО при противодействии БЛА. Увеличиваются время прикрытия и защищаемое пространство, могут быть реализованы схемы многократного применения ПЭ поз. 14, например, с обстрелом цели бортовой картечницей в точке поз. 15 (в т.ч. несколькими залпами) и последующим выходом ПЭ поз. 14 по траектории поз. 16 на посадку в точку приземления поз. 11.In FIG. 3 presents a variant of PE poses. 14 type multicopter. Hanging at a height of less than N _CC in this case is carried out, for example, by means of an electric remote control with 2-8 propellers. The energy supply of such a remote control can be produced from on-board electric batteries, ampoule or thermochemical batteries. This option allows the "air mine" to additionally implement the mode of barrage (software or with optical or radio control from the corresponding equipment of the Republic of Kazakhstan), which greatly expands the air defense capabilities when counteracting UAVs. The cover time and the protected space are increased, reusable PE patterns can be implemented. 14, for example, with shelling a target with an on-board shotgun at point pos. 15 (including several volleys) and the subsequent release of PE pos. 14 along the path of pos. 16 to land at the touchdown point pos. eleven.

Аналогичные задачи (кроме зависания) может выполнять вариант изделия с ПЭ самолетного типа поз. 17 (см. фиг. 4, показан ПЭ поз. 17 однократного применения).Similar tasks (except for hovering) can be performed by a product variant with an airplane-type PE pos. 17 (see. Fig. 4, shown PE pos. 17 single use).

На фиг. 5 представлен вариант изделия на базе аэростатических принципов штатного функционирования в режиме обнаружения ВЦ поз. 1 с последующим доразгоном по траектории поз. 10 ракетного ПЭ поз. 7. В данном случае отработавшая PC поз. 5 после разделения с ПЭ поз. 7 в точке поз. 4 дополнительно выполняет роль наземного «якоря» (в точке поз. 11). «Якорь» посредством легкого синтетического троса поз. 19 удерживает воздушный шар-змей поз. 18 с вертикализованным ПЭ поз. 7. При этом в безветрие основную роль в аэростатическом поддержании играет подъемная сила легкого (легче воздуха, например, гелия или водорода) газа внутри оболочки, а в случае значительных ветровых нагрузок - подъемная сила от несущей конфигурации типа однообъемный «воздушный змей». И в том, и в другом случае высота подъема шара-змея поз. 18 соответствует H_min<Н_ВЦ для штатной работы ГСН, что обеспечивается длиной троса поз. 19 в пределах 20…100 метров.In FIG. 5 presents a variant of the product based on aerostatic principles of regular functioning in the detection mode of the CC pos. 1 followed by overclocking along the trajectory of pos. 10 rocket PE pos. 7. In this case, the used PC pos. 5 after separation with PE pos. 7 at the point pos. 4 additionally serves as a ground “anchor” (at the point of pos. 11). Anchor by means of a light synthetic rope pos. 19 holds a kite balloon pos. 18 with vertical PE 7. Moreover, in calm weather, the main role in aerostatic maintenance is played by the lifting force of a light gas (lighter than air, for example, helium or hydrogen) inside the shell, and in case of significant wind loads, the lifting force from a supporting configuration such as a single-volume “kite”. And in fact, and in another case, the lifting height of the ball-snake pos. 18 corresponds to H _min <N _CC for the standard operation of the seeker, which is provided by the cable length pos. 19 within 20 ... 100 meters.

В ряде случаев PC поз. 5 и ПЭ (поз. 7, либо поз. 14, либо поз. 17 в стартовой конфигурации) соединяют посредством цилиндрического шарнира, что позволяет осуществлять проворот PC поз. 5 по крену с требуемой угловой скоростью (таким образом улучшается кучность PC), но ПЭ при этом стабилизируют по крену (что минимизирует время переходных процессов для работы ГСН ПЭ).In some cases, PC pos. 5 and PE (pos. 7, either pos. 14, or pos. 17 in the starting configuration) are connected by means of a cylindrical hinge, which allows turning the PC pos. 5 along the roll with the required angular velocity (thus improving the accuracy of the PC), but PE is stabilized along the roll (which minimizes the transient time for the operation of the GOS PE).

Применение предложенного технического решения позволит в обозримой перспективе обеспечить оборону объектов и группировок (в т.ч. подвижных) от легких беспилотных летательных аппаратов наземными РК с оптимизацией критерия «эффективность - стоимость» по расходуемым компонентам.The application of the proposed technical solution will make it possible in the foreseeable future to ensure the defense of objects and groups (including mobile ones) from light unmanned aerial vehicles by ground-based missiles with optimization of the criterion “efficiency - cost” for consumable components.

Claims

1. A method for detecting and hitting an air target with a missile system, including search and selection of an air target - a missile defense center in the missile complex's responsibility zone - a missile defense system, determining the coordinates and speed of a missile defense system, calculating a lead point for intercepting a missile defense with a homing element - PE, launch and delivery of PE the interception point, sighting of the CC using the homing head - GOS PE up to the mechanical defeat of the CC, characterized in that the PE is delivered to the interception point along a hinged ballistic trajectory by means of an uncontrolled cancer stage - PC, which is separated from the PE not below the flight altitude of the VC, after the separation of the PC, the PE is deployed in the autonomous flight configuration, then the software hangs at a height below the VC or reduce the PE at a speed of no more than 10 m / s head up, while using the homing head, PE scans the airspace above the horizon line sequentially in all azimuths from 0 ° to 360 ° at a single revolution and elevation from the horizon to the zenith; when detecting and selecting a CC using a GOS, it is captured at for escort, and with the help of PE with its own propulsion system, the remote control intercepts the CC with its subsequent defeat.

2. A method for detecting and damaging a CC of RK according to claim 1, characterized in that the value of the time of separation of the ligament of PC and PE is calculated and introduced on board the ligament before starting.

3. A method for detecting and damaging a CC of RK according to claim 1, characterized in that the PC, after separation with PE, throws a parachute into the air stream or unfolds the propeller blades.

4. A method for detecting and damaging a CC of RK according to claim 1, characterized in that the hovering and reduction of PE is carried out by means of an electric remote control with 2-8 propellers.

5. A method for detecting and damaging a CC of RK according to claim 4, characterized in that, using PE, additionally carry out software barrage with the head part up at an altitude below the CC flight.

6. A method for detecting and damaging a CC of RK according to claim 5, characterized in that, in the absence of a CC, the barrage is completed and a soft soft landing of PE is carried out.

7. A method for detecting and damaging a CC of RK according to claim 1, characterized in that the barrage is carried out by the PE of the aircraft circuit.

8. A method for detecting and damaging a CC of RK according to claim 1, characterized in that the programmed PE reduction is carried out by means of a parachute or an autorotating propeller.

9. A method for detecting and damaging a CC of RK according to claim 1, characterized in that the software hovering of the PE is carried out by means of a cable aerostatic system.

10. The method for detecting and hitting the CC of RK according to claim 9, characterized in that in the aerostatic cable system a lift creates a balloon in the configuration of a single-volume kite, which is inflated with gas lighter than air after separation of PE and PC, the spent PC is used as an anchor, and the cable length is set within 20 ... 100 meters.

11. A method for detecting and damaging a CC of RK according to claim 1, characterized in that the GOS PE is made passive optoelectronic with a photodetector array, while the GOS operation is carried out during a decrease or a decrease period and after a vertical landing of PE.

12. A method for detecting and defeating a CC of the Republic of Kazakhstan according to claim 1, characterized in that the remote control is made of solid-fuel rocket, with the control of the PE along the trajectory of the air rudders.

13. The method for detecting and defeating the CC of the Republic of Kazakhstan according to claim 1, characterized in that the defeat of the CC of the PE produces through the formation of directional force of fire.

14. The method for detecting and defeating the CC of the Republic of Kazakhstan according to claim 1, characterized in that the defeat of the CC of the PE produces a ram.

15. A method for detecting and defeating a CC of RK according to claim 1, characterized in that the CC is defeated by entangling it in a network transported and deployed by PE.

16. The method of detection and defeat of the CC of the Republic of Kazakhstan according to claim 1, characterized in that the defeat of the CC is carried out by the shock wave and the striking elements of the high-explosive fragmentation warhead of the PE or the on-board bucket of PE.

17. The method of detection and defeat of the CC of the Republic of Kazakhstan according to claim 1, characterized in that the defeat of the CC is performed by elements of the core warhead of the PE.

18. The method for detecting and damaging a CC of RK according to claim 1, characterized in that the PC and the PE are connected by means of a cylindrical hinge, while in flight the PC is rotated, and the PE is stabilized along the roll until they are separated.