Оптикоэлектронная прицельная система самолета

 

Технический результат - повышение помехозащищенности прицельной системы. Оптикоэлектронная прицельная система самолета содержит последовательно соединенные блок нашлемного целеуказания и индикации и оптиколокационную станцию с лазерным дальномером, кнопку разрешения захвата цели, управляемую летчиком, авиационную управляемую ракету с головкой самонаведения и автопилотом. Кроме того, она содержит формирователь целеуказания авиационной управляемой ракете, формирователь разрешения захвата головки самонаведения авиационной управляемой ракеты, последовательно соединенные задатчик полусферы атакуемой цели, управляемый летчиком, и формирователь признака полусферы цели, формирователь дальности и скорости цели. В систему также входят последовательно соединенные измеритель параметров положения и движения самолета и формирователь разрешения пуска с возможностью неинструментального определения зоны пуска, причем формирователь признака полусферы цели выполнен с возможностью формирования признака полусферы цели вне зоны действия оптиколокационной станции с лазерным дальномером и в условиях помех. 1 с. и 2 з. п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к средствам вооружения для широкого класса военных самолетов и в частности для многофункциональных истребителей.

Уровень техники Одной из задач, решаемых средствами вооружения военных самолетов, является задача поражения визуально видимых и в частности высокоманевренных воздушных целей. Для многофункциональных истребителей это задача ближнего маневренного воздушного боя. Для самолетов других типов это задача обороны.

Один из путей решения указанных задач состоит в использовании авиационных управляемых ракет с головками самонаведения, в качестве средств поражения, нашлемных целеуказателей для визирования целей и выдачи целеуказания, высокоточных оптиколокационных систем с лазерным дальномером для информационного обеспечения пуска с высокой вероятностью поражения.

Эти системы описаны в: - книге "Боевая авиационная техника: Авиационное вооружение" (Д. И. Гладков и др.) М.: Воениздат, 1978 г., с. 218, - книге "Су-27", POLYGON - авиационная серия Красный флаг для моделистов, Москва, 1993 г.

Недостатки существующих систем этого типа состоят в их низкой помехозащищенности, ограничениях на применение связанных с возможностями оптиколокационной станции с лазерным дальномером.

Сущность изобретения.

В основу изобретения положено решение задачи обеспечения пуска авиационной управляемой ракеты с высокой эффективностью, в том числе в условиях помех и вне зоны действия оптиколокационной станции с лазерным дальномером, за счет гибкого использования возможностей оптиколокационной станции с лазерным дальномером и летчика по определению полусферы атакуемой цели.

Поставленная цель достигается тем, что в оптикоэлектронную прицельную систему самолета, содержащую прицельный элемент и формирователь целеуказания авиационной управляемой ракете, соединенный выходом с первым входом головки самонаведения авиационной управляемой ракеты, а входом - с прицельным элементом, введены оптиколокационная станция с лазерным дальномером, кнопка разрешения захвата цели, управляемая летчиком, формирователь разрешения захвата головки самонаведения авиационной управляемой ракеты, задатчик полусферы атакуемой цели, управляемый летчиком, формирователь признака полусферы цели, последовательно соединенные измеритель параметров положения и движения самолета и формирователь дальности и скорости цели, формирователь разрушения пуска с возможностью неинструментального определения зоны пуска, а в качестве прицельного элемента использован блок нашлемного целеуказания и прицеливания, причем первый вход оптиколокационной станции с лазерным дальномером соединен с выходом блока нашлемного целеуказания и прицеливания, первый выход - со вторым входом формирователя целеуказания авиационной управляемой ракете, второй выход - с третьим входом формирователя целеуказания авиационной управляемой ракете и первым входом блока нашлемного целеуказания и прицеливания, кнопка разрешения захвата цели, управляемая летчиком, соединена со вторым входом оптиколокационной станции с лазерным дальномером, входы формирователя разрешения захвата головки самонаведения авиационной управляемой ракеты соединены с кнопкой разрешения захвата цели, управляемой летчиком, и вторым выходом оптиколокационной станции с лазерным дальномером, а выход - со вторым входом головки самонаведения авиационной управляемой ракеты, выход которой соединен со вторым входом блока нашлемного целеуказания и прицеливания, первый вход формирователя признака полусферы цели соединен с задатчиком полусферы атакуемой цели, управляемым летчиком, второй вход формирователя признака полусферы цели соединен со вторым выходом оптиколокационной станции с лазерным дальномером, а выход - со входом автопилота авиационной управляемой ракеты, второй и третий входы формирователя дальности и скорости цели соединены с первым и третьим выходами оптиколокационной станции с лазерным дальномером соответственно, а выход - с третьим входом формирователя признака полусферы цели, первый вход формирователя разрешения пуска с возможностью неинструментального определения зоны пуска соединен со вторым выходом измерителя параметров положения и движения самолета, его другие входы соединены с выходом головки самонаведения авиационной управляемой ракеты, первым и вторым выходами оптиколокационной станции с лазерным дальномером и вторым выходом формирователя дальности и скорости цели, а выход - с третьим входом блока нашлемного целеуказания и прицеливания, причем формирователь признака полусферы цели выполнен с возможностью формирования признака полусферы цели вне зоны действия оптиколокационной станции с лазерным дальномером и в условиях помех.

Формирователь признака полусферы цели выполнен в виде последовательно соединенных второго блока памяти, второго компаратора, первого переключателя, причем второй вход первого переключателя - первый вход блока, управляющий вход первого переключателя - второй вход блока, второй вход второго компаратора - третий вход блока, а выход первого переключателя - выход блока.

Формирователь дальности и скорости цели выполнен в виде последовательно соединенных формирователя скорости цели, первого блока вычитания, экстраполятора дальности, второго блока вычитания и прерывателя, последовательно соединенных измерителя скорости, углов атаки и скольжения и вычислителя скорости, формирователя дальности, причем выход вычислителя скорости соединен со вторым входом первого блока вычитания, входы формирователя дальности соединены с выходами экстраполятора дальности и прерывателя, а выход - со вторым входом экстраполятора дальности, выход прерывателя соединен со входом формирователя скорости цели, второй вход вычислителя скорости - первый вход блока, второй вход второго блока вычитания - второй вход блока, выход формирователя скорости цели - первый выход блока, выход формирователя дальности - второй выход блока.

Формирователь разрешения пуска с возможностью неинструментального определения зоны пуска выполнен в виде последовательно соединенных вычислителя разрешенной дальности пуска, второго компаратора, логического элемента И и второго переключателя, причем первый вход вычислителя разрешенной дальности пуска - первый вход блока, второй вход элемента И и управляющий вход второго переключателя соединены - второй вход блока, второй вход вычислителя разрешенной дальности и пуска - третий вход блока, второй вход второго переключателя - четвертый вход блока, второй вход второго компаратора - пятый вход блока, а выход второго переключателя - выход блока.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения.

Возможность осуществления изобретения иллюстрируется на примере оптикоэлектронной прицельной системы многофункционального истребителя. Этот пример не должен рассматриваться ни как ограничивающий объем изобретения, ни как предпочтительная для всех случаев форма его реализации.

Блок-схема устройства представлена на чертеже.

Устройство содержит блок 1 нашлемного целеуказания, оптиколокационную станцию 2 с лазерным дальномером, кнопку 3 разрешения захвата цели, управляемую летчиком, авиационную управляемую ракету 4 с головкой самонаведения 5 и автопилотом 6, формирователь целеуказания авиационной управляемой ракете 7, задатчик полусферы атакуемой цели, управляемый летчиком 8, формирователь разрешения захвата головки самонаведения авиационной управляемой ракеты 9, формирователь признака полусферы цели 10, формирователь дальности и скорости цели 11, измеритель параметров положения и движения самолета 12, формирователь разрешения пуска с возможностью неинструментального определения зоны пуска 13.

Блок 10 содержит блок памяти 14, первый компаратор 15 и первый переключатель 16.

Блок 11 содержит формирователь скорости цели 17, первый блок вычитания 18, экстраполятор дальности 19, второй блок вычитания 20, прерыватель 21, вычислитель скорости 22 и формирователь дальности 23.

Блок 13 содержит вычислитель разрешенной дальности пуска 24, второй компаратор 25, логический элемент И 26 и второй переключатель 27.

Блок 1 соединен с блоками 2 и 7. Второй и третий входы блока 7 соединены с первым и вторым выходами блока 2, выход блока 7 соединен с первым входом блока 5, выход которого соединен со входами блоков 26, 27. Блоки 14, 15, 16 соединены последовательно. Второй вход блока 16 соединен с блоком 9, управляющий вход - со вторым выходом блока 2, а выход - с блоком 6. Блоки 17, 18, 19, 20, 21 соединены последовательно. Выход блока 19 соединен со входом блока 23, выход которого соединен со вторым входом блока 25. Вторые входы блоков 20, 21 соединены с третьим выходом блока 2. Выход блока 21 соединен со входом блока 17 и вторым входом блока 23. Первый выход блока 12 соединен с блоком 22. Второй вход блока 22 соединен с первым выходом блока 22, а выход - со вторым входом блока 18. Блоки 24, 25, 26 и 27 соединены последовательно. Первый вход блока 24 соединен со вторым выходом блока 12, второй вход блока 24 соединен с первым выходом блока 2, второй вход блока 25 соединен с блоком 23. Вторые входы блоков 26, 27 соединены с блоком 5. Управляющий вход блока 27 соединен со вторым выходом блока 2, а выход - со входом блока 1, другие входы которого соединены со вторым выходом блока 2 и блоком 5.

Далее описана работа устройства.

Блок 1 нашлемного целеуказания включает устройство определения углового положения головы летчика и визирное устройство с неподвижным перекрестием, где также индицируются захват цели оптиколокационной станцией 2 и головкой самонаведения 5, а также команда разрешения пуска.

Летчик совмещает неподвижное перекрестие нашлемного визира с воздушной целью, после чего нажимает кнопку 3. Целеуказание с блока 1 поступает на оптиколокационную станцию 2 и головку самонаведения 5, через блок 7. На оптиколокационную станцию 2 поступает команда разрешения захвата с блока 3, после чего она переходит в режим обнаружения и захвата цели в поле захвата.

В блоке 7 формируется сигнал целеуказания на головку 5. Блок 7 представляет собой ключ. В нормально замкнутом состоянии на его выход проходит сигнал целеуказания с блока 1, а при захвате цели оптиколокационной станцией 2 на третий вход блока 7 поступает сигнал захвата со второго выхода блока 2 и на выход блока 7 проходит сигнал целеуказания с первого выхода блока 2. Выходной сигнал блока 7 формируется в соответствии с выражением: где обозначено: U21 - первый выход блока 2, U22 - второй выход блока 2.

В блоке 9 формируется сигнал разрешения захвата головки самонаведения 5. Блок 9 представляет собой логический элемент ИЛИ. При нажатии кнопки 3 либо захвате цели оптиколокационной станцией 2 сигнал с выхода блока 9 поступает на второй вход головки самонаведения 5, которая переходит в режим отработки целеуказания, поступающего с блока 7, и захватывает цель.

С помощью переключателя 8 летчик задает полусферу атакуемой визуально видимой цели.

В блоке 10 формируется признак полусферы атакуемой цели. В компараторе 15 осуществляется сравнение величины скорости цели с блока 17 с пороговым значением с блока 14. При U17 > U14 формируется признак задней полусферы (U15 = 1), при U17 < U14 - передней (U15 = 0). Блок 16 представляет собой ключ, в нормально замкнутом состоянии на его выход проходит сигнал с блока 8, при наличии захвата цели станцией 2 на его выход проходит сигнал с блока 15.

В блоке 11 формируются оценки дальности до цели и скорости цели. Формирование осуществляется на основе кинематического соотношения между скоростью сближения, скоростью цели и скоростью самолета с коррекцией по текущей невязке между измеренной и экстраполированной дальностями.

В блоке 20 вычисляется рассогласование (невязка) между измеренной дальностью с третьего выхода блока 2 и экстраполированной дальностью с выхода блока 19. U20 = U2 - U19.

Блок 21 нормально разомкнутый ключ, замыкание происходит при поступлении на его управляющий вход признака измерения дальности с третьего выхода блока 2.

где U23 - третий выход блока 2.

В блоке 17 формируется оценка проекции скорости цели на ось X лучевой системы координат (л.с.к.) путем интегрирования невязки между измеренной и экстраполированной дальностями с блока 21: U17i = U17i-1 + k17 U21; где i - номер шага счета, k17 - постоянный коэффициент усиления на входе блока 17.

В блоке 22 вычисляется проекция скорости самолета на ось X лучевой системы координат:
U22 = Vcos(z+)cos(y-);
где V,, - скорость, углы атаки и скольжения самолета с блока 12,
z,y - углы визирования цели с первого выхода блока 2.

В блоке 18 вычисляется разность между оценкой проекции скорости цели и проекцией скорости самолета на ось X лучевой системы координат:
U18 = U17 - U22.

В блоке 19 вычисляется экстраполированная дальность:
U19i = U23i-1 + U18.

В блоке 23 формируется оценка дальности:
U23i = U19i + k23 U21.

В блоке 13 формируется признак разрешения пуска.

В блоке 24 вычисляются границы минимальной и максимальной дальности пуска в функции параметров положения и движения самолета, а также углов визирования цели.

В блоке 25 формируется признак разрешенной дальности пуска в том случае, когда оценка дальности до цели с блока 23 меньше максимальной и больше минимальной дальности пуска с блока 24:

В блоке 26 формируется признак инструментального разрешения пуска при наличии разрешенной дальности пуска с блока 25 и признака захвата головки самонаведения с блока 5:
U26 = U25 U5.

Блок 27 переключатель, в нормально замкнутом положении на его выход проходит сигнал с блока 5, при поступлении на его управляющий вход сигнала захвата со второго выхода блока 2 - сигнал с блока 26.

Таким образом эффективное применение авиационной управляемой ракеты по визуально видимой цели обеспечивается как при условии сопровождения цели оптиколокационной станции с лазерным дальномером, так и вне зоны ее работы (либо в условиях помех), при этом полусфера атакуемой цели задается летчиком.


Формула изобретения

1. Оптикоэлектронная прицельная система самолета, содержащая прицельный элемент и формирователь целеуказания авиационной управляемой ракете, соединенный выходом с первым входом головки самонаведения авиационной управляемой ракеты, а входом - с прицельным элементом, отличающаяся тем, что она снабжена оптиколокационной станцией с лазерным дальномером, кнопкой разрешения захвата цели, управляемой летчиком, формирователем разрешения захвата головки самонаведения авиационной управляемой ракеты, задатчиком полусферы атакуемой цели, управляемым летчиком, формирователем признака полусферы цели, последовательно соединенными измерителем параметров положения и движения самолета и формирователем дальности и скорости цели, формирователем разрешения пуска с возможностью неинструментального определения зоны пуска, а в качестве прицельного элемента использован блок нашлемного целеуказания и прицеливания, причем первый вход оптиколокационной станции с лазерным дальномером соединен с выходом блока нашлемного целеуказания и прицеливания, первый выход - со вторым входом формирователя целеуказания авиационной управляемой ракете, второй выход - с третьим входом формирователя целеуказания авиационной управляемой ракете и первым входом блока нашлемного целеуказания и прицеливания, кнопка разрешения захвата цели, управляемая летчиком, соединена со вторым входом оптиколокационной станции с лазерным дальномером, входы формирователя разрешения захвата головки самонаведения авиационной управляемой ракеты соединены с кнопкой разрешения захвата цели управляемой летчиком и вторым выходом оптиколокационной станции с лазерным дальномером, а выход - со вторым входом головки самонаведения авиационной управляемой ракеты, выход которой соединен со вторым входом блока нашлемного целеуказания и прицеливания, первый вход формирователя признака полусферы цели соединен с задатчиком полусферы атакуемой цели, управляемым летчиком, второй вход формирователя признака полусферы цели соединен со вторым выходом оптиколокационной станции с лазерным дальномером, а выход - со входом автопилота авиационной управляемой ракеты, второй и третий входы формирователя дальности и скорости цели соединены с первым и третьим выходами оптиколокационной станции с лазерным дальномером соответственно, а выход - с третьим входом формирователя признака полусферы цели, первый вход формирователя разрешения пуска с возможностью неинструментального определения зоны пуска соединен со вторым выходом измерителя параметров положения и движения самолета, его другие входы соединены с выходом головки самонаведения авиационной управляемой ракеты, первым и вторым выходами оптиколокационной станции с лазерным дальномером и вторым выходом формирователя дальности и скорости цели, а выход - с третьим входом блока нашлемного целеуказания и прицеливания, причем формирователь признака полусферы цели выполнен с возможностью формирования признака полусферы цели вне зоны действия оптиколокационной станции с лазерным дальномером и в условиях помех.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что формирователь признака полусферы цели выполнен в виде последовательно соединенных блока памяти, первого компаратора и первого переключателя, причем второй вход первого переключателя - первый вход блока, управляющий вход первого переключателя - второй вход блока, второй вход первого компаратора - третий вход блока, а выход первого переключателя - выход блока.

3. Система по п.1 или 2, отличающаяся тем, что формирователь разрешения пуска с возможностью неинструментального определения зоны пуска выполнен в виде последовательно соединенных вычислителя разрешенной дальности пуска, второго компаратора, логического элемента И и второго переключателя, причем первый вход вычислителя разрешенной дальности пуска - первый вход блока, второй вход логического элемента И и управляющий вход второго переключателя соединены - второй вход блока, второй вход вычислителя разрешенной дальности пуска - третий вход блока, второй вход второго переключателя - четвертый вход блока, второй вход второго компаратора - пятый вход блока, а выход второго переключателя - выход блока.

РИСУНКИ

Рисунок 1



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к средствам, обеспечивающим поражение целей, и может быть использовано при разработке систем управления вооружением, например истребителей

Изобретение относится к военной технике

Изобретение относится к военной технике

Изобретение относится к техническим средствам автоматизации боевых и рабочих процессов в танках, боевых машинах пехоты и других военных гусеничных машинах (ВГМ) и может быть использовано при проектировании индивидуальных и коллективных рабочих мест операторов (членов экипажа) различных гусеничных и колесных машин

Изобретение относится к области технических средств автоматизации боевых и рабочих процессов в танках, боевых машинах пехоты и других военных гусеничных машинах (ВГМ) и может быть использовано при проектировании индивидуальных и коллективных рабочих мест операторов (членов экипажа) различных гусеничных и колесных машин

Изобретение относится к прицельным системам самолета, а именно к системам поиска, обнаружения и сопровождения наземной или воздушной цели

Изобретение относится к системам измерения дальности, а именно к лазерным дальномерам, и предназначено для применения в оптико-лазерных системах прицеливания, дальнометрирования и сопровождения воздушных целей

Изобретение относится к системам измерения дальности, а именно к лазерным дальномерам, и предназначено для применения в оптико-лазерных системах прицеливания, дальнометрирования и сопровождения воздушных целей

Изобретение относится к устройствам отображения информации в поле зрения прицела и может быть использовано на объектах бронетанковой техники

Изобретение относится к авиационной технике, к системам нашлемного целеуказания, индикации, к единой системе целеуказания и индикации (НСЦИ), комплексирующихся с обзорно-прицельными и индикационными системами (телевизионными, тепловизионными, радиолокационными), и может найти применение при отработке на стендах, тренажерах, а также в игровых центрах коммерческого назначения, моделирующих боевую, естественно-научную или игровую обстановку

Изобретение относится к контрольно-измерительной технике корректируемых авиационных боеприпасов (КАБ) и может быть использовано для их контроля на любом этапе эксплуатации
Изобретение относится к авиации и может быть использовано для высокоточного целеуказания объектов посредством нашлемной системы

Изобретение относится к прицельной технике и предназначено для реализации управления истребителем, обеспечивающим атаку скоростных целей

Изобретение относится к авиастроению

Изобретение относится к технике управления самолетами-истребителями и самолетами тактической авиации в ближнем воздушном бою

Изобретение относится к бронетанковой технике, в частности к устройству системы целеуказания танка

Изобретение относится к области испытаний и проверки средств прицеливания и наводки, в частности к оперативной юстировке прицельных систем летательного аппарата (ЛА)

Изобретение относится к области авиастроения и предназначено для использования в тактической авиации, выполняющей обнаружение и поражение воздушных, надводных и наземных целей
Наверх