способ ликвидации ракет

Формула изобретения

1. Способ ликвидации ракет, заключающийся в их пуске, полете по заданной траектории и разрушении в безопасном для экологии и жизнедеятельности людей районе, отличающийся тем, что в полетное задание ракет вводят данные, обеспечивающие в заданный момент времени превышение допустимых отклонений ракеты от заданной траектории, срабатывание системы аварийной самоликвидации и уничтожение ракеты.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что данные по сверхдопустимому отклонению ракеты от заданной траектории вводят в полетное задание перед пуском ракеты.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области макетной техники и может быть использовано для обеспечения оперативной массовой ликвидации выводимых из эксплуатации ракет.

Известны способы ликвидации (утилизации) ракет на специальных промышленных базах путем разборки ракеты на составные части и последующей переработки или уничтожения этих составных частей. Наибольшую трудность представляет утилизация твердотопливных ракет. В отличие от способа утилизации жидкостных ракет, по которому после слива топлива и нейтрализации его остатков, разборке (разделке) подлежит сухой, пустой корпус, в твердотопливной ракете кроме корпуса разделывается и уничтожается твердотопливный заряд.

В настоящее время как в России, так и за рубежом основными способами утилизации твердотопливных ракет является сжигание двигателей на стендах, гидроразмыв или механическая разделка их твердотопливных зарядов (газета "Правда" N 183 от 4.02.1997 г.).

Все эти способы утилизации ракет небезопасны, реализация их требует отработки, крупномасштабного строительства, больших финансовых затрат.

Технологический цикл утилизации ракет на промышленных базах достаточно длительный, пропускная способность баз ограничена (это существенно снижает оперативность утилизации), кроме того требуется потенциально опасное транспортирование большого количества отслуживших свой срок ракет из мест эксплуатации к базам утилизации через густонаселенные районы страны.

Известен также способ оперативной ликвидации ракет путем их отстрела (см. РКТ N 25, 26 от 24.06.1988 г.). В конце 80-х годов в США указанным способом предполагалось уничтожить в общей сложности до 100 ракет "Першинг-2" и крылатых ракет наземного базирования GLCM.

Однако тогда этот способ не был реализован, поскольку требовалось оснастить все подлежащие ликвидации ракеты оборудованием самоликвидации на случай потери управления ракетой в полете, но такое оборудование в тот период в США в необходимом количестве отсутствовало.

Указанный способ ликвидации ракет является наиболее близким аналогом и может быть принят в качестве прототипа.

Недостатками прототипа являются:

1. Ликвидация осуществляется по схеме практического пуска до полного окончания полета с задействованием всех систем ракеты, что делает этот способ ликвидации приемлемым только для абсолютно исправных ракет.

2. Необходимость оснащения ликвидируемых ракет весовыми имитаторами боевых частей или инертными боевыми частями для того, чтобы полет осуществлялся по расчетной траектории.

3. Сложность обеспечения ограниченности территории непосредственной ликвидации ракет (из-за возможных отказов практически отслоивших свой срок ракет в полете существует вероятность их схода с траектории на протяжении всей трассы полета).

4. Необходимость задействования полномасштабной системы телеизмерений для обеспечения выполнения требований по контролю за пусками, предусмотренных Договором о сокращении стратегических наступательных вооружений (CHB-1).

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является обеспечение оперативной массовой ликвидации снимаемых с эксплуатации ракет без развертывания и задействования специальных производств, максимально используя возможности самих ракет. При этом процесс ликвидации должен быть безопасным, без больших финансовых затрат и с минимальным отрицательным воздействием на окружающую среду.

Согласно изобретению поставленная задача решается путем проведения практического пуска с организацией санкционированного задействования в заданный момент времени системы аварийной самоликвидации, что приводит к уничтожению ракеты. Задействование аварийной системы самоликвидации осуществляют в требуемый момент времени преднамеренным отклонением ракеты от заданной траектории, например, отклоняют ракету по рысканию на угол, превышающий то предельное значение угла рыскания на которое настроены система управления и система аварийной самоликвидации. В соответствии с изобретением отклонение ракеты от заданной траектории осуществляют программным методом путем предварительного введения на борт ракеты измененного полетного задания.

Практически эта операция может быть осуществлена и другими методами, например, путем подачи команды на отклонение ракеты по радиоканалу. Но при этом необходимо иметь передатчик на стартовой позиции и приемник сигнала - на борту ракеты.

Кроме того, работа приемника сигнала должна быть согласована с работой система управления. Помимо неизбежных при этом конструктивных доработок ракеты, возникает проблема доработки системы управления. Как правило, после старта ракеты система управления работает автономно, прием и тем более выполнение дополнительных команд в ней не предусмотрено, поэтому обеспечение согласованной работы приемника радиосигналов и системы управления ракеты требует дополнительных затрат.

Предложенный в настоящем изобретении вариант отклонения ракеты от заданной траектории является наиболее оптимальным, не требует конструктивных изменений и доработок ни ракеты, ни системы управления, предусматривает лишь введение перед пуском измененного полетного задания. Причем за счет изменения полетного задания можно произвести не только отклонение ракеты от заданной траектории на требуемый угол, но и обеспечить выполнение этой операции на любой секунде полета в нужной точке траектории. Таким образом, появляется возможность подрыва ракеты в любой наиболее оптимальный с точки зрения безопасности и технического состояния ракеты момент времени (текущего времени полета).

Пример реализации. Предложенный способ ликвидации ракеты был опробован на Северном флоте в акватории Баренцева моря запуском твердотопливной ракеты с подводной лодки. В соответствии с полетным заданием, срабатывание системы аварийного подрыва произошло на 28 секунде полета на высоте 3 км. В результате взрыва ракета была разрушена, основная часть осколков (фрагментов) догорела при падении в атмосфере, не догоревшие осколки упали в открытое море. Была прямая видимость, процесс разрушения и падения горящих осколков наблюдался визуально и факт ликвидации ракеты был зарегистрирован с использованием простейших оптических средств.

Проведенные испытания показали эффективность предложенного способа ликвидации ракет и широкие возможности его применения, без проведения доработок конструкции ракеты с использованием имеющихся на ракете средств.

По сравнению с прототипом предложенный способ ликвидации ракет имеет следующие преимущества:

1. Снижение до минимума воздействия на окружающую среду (обеспечение разрушения ракеты на фрагменты, полного их сгорания, проведение непосредственной ликвидации ракет в местах, наиболее удаленных от районов жизнедеятельности людей).

2. Минимальные доработки конструкции (единственной существенной доработкой может быть только оснащение ракеты системой аварийной самоликвидации, если такая система в конструкции ракеты не предусмотрена. Практически для большинства российских ракет система аварийной самоликвидации является неотъемлемой составной частью ракеты и устанавливается при ее изготовлении).

3. Возможность ликвидации ракеты в любой точке траектории, исходя из безопасности и технического состояния ракеты.

4. Достаточно иметь в исправном состоянии только системы, обеспечивающие доставку ракеты в заданную точку ликвидации (как правило, это только первая ступень).

5. Не требуется оснащение ракет весовыми имитаторами боевых частей или инертными боевыми частями. В процессе ликвидации, от ракеты точного прибытия на боевое поле не требуется, а на этапе работы первой ступени, до момента ликвидации относительное изменение веса ракеты из-за отсутствия боевых частей незначительно и полностью компенсируется системой управления.

6. Не требуется полномасштабного развертывания и задействования системы телеизмерений, поскольку ликвидация ракет происходит в пределах прямой видимости и контроль ее наблюдателями (экспертами, представителями международных инспекций и др. ) может осуществляться с использованием простых оптических средств наблюдения и регистрации.