Claims (2)
1. Способ защиты воздушных судов от управляемых ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных ракетных зенитных комплексов, заключающийся в том, что определяют факт пуска ракеты, генерируют импульсное периодическое лазерное излучение, причем диапазон длин волн лазерного излучения лежит в диапазоне чувствительности инфракрасных головок самонаведения и посылают лазерное излучение в точку нахождения ракеты в данный момент времени, а также вычисляют координаты места пуска ракеты, передают информацию о факте пуска ракеты и о координатах места пуска ракеты в наземную систему обеспечения безопасности полетов и в систему объективного контроля воздушного судна; также принимают отраженное от инфракрасной головки самонаведения лазерное излучение, по уровню мощности этого отраженного лазерного излучения определяют тот факт, что воздушное судно атакует ракета именно с инфракрасной головкой самонаведения, по снижению уровня мощности отраженного лазерного излучения определяют факт срыва наведения на воздушное судно инфракрасной головки самонаведения, после чего прекращают генерации лазерного излучения и передают информации о факте срыва наведения ракеты в наземную систему обеспечения безопасности полетов и в систему объективного контроля воздушного судна отличающимся тем, что генерируют модулированное импульсное периодическое лазерное излучение, причем плотность мощности лазерного излучения превышает плотность мощности теплового излучения двигателя воздушного судна в спектральном диапазоне чувствительности инфракрасных головок самонаведения, а импульсное периодическое лазерное излучение модулируют по частоте повторения пачек импульсов, частоте повторения импульсов в пачке и числе импульсов в пачке, и посылают в точку нахождения ракеты в данный момент времени лазерное излучение, которое при поступлении во входной оптический тракт головки самонаведения и при его дальнейшей обработке в системе наведения ракеты становится источником ложной информации о местонахождении цели и обеспечивает пролет ракеты на безопасном расстоянии от воздушного судна; определяют факт и координаты пуска нескольких ракет и по выбранным критериям, например в зависимости от времени их появления, посылают лазерное излучение в точку нахождения первой ракеты, после определения факта срыва наведения на воздушное судно инфракрасной головки самонаведения первой ракеты посылают лазерное излучение в точку нахождения второй ракеты, а после определения факта срыва наведения на воздушное судно инфракрасной головки самонаведения второй ракеты посылают лазерное излучение в точку нахождения третьей и так далее для последующих ракет; проводят селекцию обнаруженных инфракрасных объектов в градации «ракета - не ракета», что обеспечивает защиту воздушного судна от ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных зенитных ракетных комплексов в условиях оптических помех.1. The way to protect aircraft from guided missiles with infrared homing portable rocket anti-aircraft systems, which consists in determining the fact of the launch of the rocket, generate pulsed periodic laser radiation, the wavelength range of the laser radiation lying in the sensitivity range of the infrared homing heads and send laser radiation to the rocket's location at a given time, and also calculate the coordinates of the rocket launch site, transmit information about the fact of the rocket launch and about ordinates starting place missiles in the ground safety system and the system of objective control of the aircraft; laser radiation reflected from the infrared homing head is also received, the fact that the aircraft attacks the missile with the infrared homing head is determined by the power level of this reflected laser radiation, the fact of the failure of the infrared homing head pointing to the aircraft is determined by reducing the power level of the reflected laser radiation, then they stop generating laser radiation and transmit information about the failure of the missile guidance to the ground-based safety system flights and into the objective control system of the aircraft, characterized in that they generate modulated pulsed periodic laser radiation, the laser radiation power density exceeding the thermal radiation power density of the aircraft engine in the spectral sensitivity range of infrared homing heads, and the periodic pulsed laser radiation is modulated by the repetition frequency bursts of pulses, the pulse repetition rate in the packet and the number of pulses in the packet, and sent to ku Spent rocket at a given time the laser light, which when entering the input optical path seeker and its further processing in the missile guidance system becomes a source of false information about the whereabouts of the target and provides flight missiles at a safe distance from the aircraft; determine the fact and launch coordinates of several missiles and, according to selected criteria, for example, depending on the time of their appearance, send laser radiation to the point of location of the first rocket, after determining the failure of pointing the infrared homing head of the first rocket to the aircraft, send laser radiation to the point of location of the second rocket and after determining the fact of the failure of guidance to the aircraft, the infrared homing of the second missile sends laser radiation to the location of the third and so on for subsequent rockets; they select the detected infrared objects in the “rocket - not rocket” gradation, which protects the aircraft from missiles with infrared homing portable anti-aircraft missile systems under optical interference.
2. Система защиты воздушных судов от управляемых ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных ракетных зенитных комплексов, содержащая размещенные на воздушном судне датчики факта пуска и координат пуска ракеты, приемопередатчик, бортовой вычислитель и генератор лазерного излучения с его пусковым устройством; бортовой вычислитель выполнен также с возможностью передачи информации о факте пуска ракеты и о координатах места пуска в наземную систему обеспечения безопасности полетов и в систему объективного контроля воздушного судна и с дополнительной возможностью определения по уровню мощности отраженного от головки самонаведения запущенной ракеты лазерного излучения того факта, что воздушное судно атакует ракета именно с инфракрасной головкой самонаведения, а по снижению уровня мощности отраженного лазерного излучения - факта срыва наведения на воздушное судно инфракрасной головки самонаведения, выдачи на пусковое устройство генератора лазерного излучения сигнала запуска или прекращения генерации лазерного излучения и передачи информации о факте срыва наведения в наземную систему обеспечения безопасности полетов и в систему объективного контроля воздушного судна, отличающаяся тем, что датчиками определения факта и координат пуска ракет являются датчики ультрафиолетового или инфракрасного диапазона; датчик слежения за ракетой на траектории ее полета является следящим датчиком инфракрасного диапазона с переменным углом зрения (широко и узконаправленным) и выполнен с возможностью как для приема инфракрасного излучение от атакующей ракеты, так и для приема отраженного лазерного излучения от головки самонаведения этой ракеты; генератор лазерного излучения выполнен любым лазером, например газовым фторо-водородно-дейтериевым или твердотельным, способным генерировать модулированное импульсное периодическое лазерное излучение с плотностью мощности, превышающую плотность мощности теплового излучения двигателя летательного аппарата в спектральном диапазоне чувствительности инфракрасных головок самонаведения, а диапазон длин волн излучения которого лежит в диапазоне чувствительности инфракрасных головок самонаведения; генератор лазерного излучения выполнен для обеспечения работы в двух режимах, обеспечивающих как генерацию зондирующих импульсов лазерного излучения с целью определения по уровню мощности отраженного зондирующего импульса лазерного излучения того факта, что воздушное судно атакует ракета именно с инфракрасной головкой самонаведения, а по снижению уровня мощности отраженного зондирующего импульса лазерного излучения определения факта срыва наведения на воздушное судно инфракрасной головки самонаведения, а также генерацию импульсного периодического лазерного излучения для обеспечения срыва наведения головки самонаведения, модулируемого по частоте повторения пачек импульсов, частоте повторения импульсов в пачке и числе импульсов в пачке; приемопередатчик системы содержит микропроцессор и два оптических канала, один из которых является приемным оптическим каналом для приема инфракрасного излучения от атакующей ракеты, соединенным с выходом датчика слежения за ракетой на траектории ее полета и с головным зеркалом с приводом поворота, а другой оптический канал является лазерным каналом, соединенным с выходом генератора лазерного излучения с его пусковым устройством, а также с головным зеркалом приемопередатчика с приводом поворота, являющимся общим для приемного и лазерного оптических каналов и обеспечивающим наведение лазерного излучения на головку самонаведения ракеты; микропроцессор приемопередатчика выполнен с возможностью по предварительному целеуказанию от бортового вычислителя выдачу управляющего сигнала на привод поворота для ориентирования входа головного зеркала оптического канала приемопередатчика на запущенную ракету и обеспечения работы следящего датчика в режиме захвата с широким углом зрения, согласованного с точностью предварительного целеуказания, с последующим переводом работы следящего датчика в режиме сопровождения с узконаправленным углом зрения, что обеспечивает точное сопровождение ракеты на траектории; микропроцессор приемопередатчика выполнен также с возможностью обработки сигнала со следящего датчика и при переходе следящего датчика с режима захвата с широким углом зрения на режим сопровождения с узконаправленным углом зрения обеспечить выдачу сигнала в бортовой вычислитель для подачи команды на пусковое устройство генератора лазерного излучения на генерацию либо зондирующего импульса лазерного излучения либо импульсного периодического лазерного излучения; бортовой вычислитель выполнен с возможностью обработки сигналов с микропроцессора приемопередатчика для выдачи пускового сигнала на пусковое устройство генератора лазерного излучения при переходе следящего датчика с режима захвата с широким углом зрения на режим сопровождения с узконаправленным углом зрения; микропроцессор приемопередатчика выполнен с возможностью анализа принимаемого инфракрасного излучения для селекции обнаруженных инфракрасных объектов в градации «ракета - не ракета», что обеспечивают защиту воздушного судна от ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных зенитных ракетных комплексов в условиях ложных оптических помех; бортовой вычислитель выполнен с возможностью обработки сигналов с датчиков факта пуска и координат пуска ракеты и информации от пилотажно-навигационного комплекса воздушного судна для вычисления истинных угловых координат местонахождения ракеты в данный момент времени и выдачи в микропроцессор приемопередатчика предварительного целеуказания об угловых координатах местонахождения ракеты с необходимой точностью для последующего захвата ракеты следящим датчиком, а также вычисления координат пуска ракет на местности для передачи в наземную систему обеспечения безопасности полетов с учетом эволюции воздушного судна за время от начального обнаружения датчиком факта пуска и координат пуска ракеты до выдачи этим датчиком информации в бортовой вычислитель; система содержит блок питания, который обеспечивает подключение системы к бортовой сети электропитания летательного аппарата, распределение электроэнергии от бортовой сети составным частям системы в соответствии с требованиями и их защиту от перегрузок; система содержит систему встроенного контроля, обеспечивающую проверку работоспособности всех составных частей при наземном технического обслуживания, а также текущего встроенного полетного и принудительного полетного контроля функционирования с выдачей информации о норме функционирования в систему объективного контроля воздушного судна и экипажу, например на пульт-индикатор; вычислитель выполнен с возможностью фиксировать несколько целей по информации от датчиков факта пуска и координат пуска ракеты, по выбранным критериям, например в зависимости от времени появления целей, посылать лазерное излучение в точку нахождения первой ракеты, после определения факта срыва наведения на воздушное судно инфракрасной головки самонаведения первой ракеты посылать лазерное излучение в точку нахождения второй ракеты, а после определения факта срыва наведения на воздушное судно инфракрасной головки самонаведения второй ракеты посылать лазерное излучение в точку нахождения третьей и так далее для последующих ракет.
2. A system for protecting aircraft from guided missiles with infrared homing missiles anti-aircraft missile systems, containing placed on the aircraft sensors of the fact of launch and launch coordinates of the rocket, a transceiver, on-board computer and laser radiation generator with its launcher; the on-board computer is also capable of transmitting information about the fact of the launch of the rocket and about the coordinates of the launch site to the ground-based flight safety system and the objective control system of the aircraft and with the additional possibility of determining from the power level of the laser radiation reflected from the homing head of the launched rocket that the aircraft attacks the missile precisely with the infrared homing head, and to reduce the power level of the reflected laser radiation - the fact of disruption an infrared homing head to the aircraft, issuing to the laser radiation generator launcher a signal to start or stop the generation of laser radiation and transmit information about the failure of guidance to the ground-based flight safety system and to the aircraft’s objective control system, characterized in that fact detection sensors and coordinates of missile launch are ultraviolet or infrared sensors; the missile tracking sensor on its flight path is an infrared tracking sensor with a variable angle of view (wide and narrow) and is configured to receive infrared radiation from an attacking missile and to receive reflected laser radiation from the homing head of this missile; the laser radiation generator is made by any laser, for example a gas fluorine-hydrogen-deuterium or solid-state, capable of generating modulated pulsed periodic laser radiation with a power density exceeding the power density of thermal radiation of the aircraft engine in the spectral sensitivity range of infrared homing heads, and whose radiation wavelength range is lies in the sensitivity range of infrared homing heads; The laser radiation generator is designed to operate in two modes, providing both the generation of probe laser pulses in order to determine by the power level of the reflected probe laser pulse the fact that the aircraft is attacking the missile with the infrared homing head, and to reduce the power level of the reflected probe pulse of laser radiation to determine the fact of failure of guidance on the aircraft of the infrared homing head, as well as the generation of a pulse th batch of laser radiation to ensure disruption targeting homing, for modulating the burst repetition frequency, pulse repetition frequency in a bundle and the number of pulses in the packet; the system’s transceiver contains a microprocessor and two optical channels, one of which is a receiving optical channel for receiving infrared radiation from an attacking missile, connected to the output of the missile tracking sensor on its flight path and with a head mirror with a rotation drive, and the other optical channel is a laser channel connected to the output of the laser radiation generator with its starting device, as well as to the head mirror of the transceiver with a rotation drive, which is common for the receiving and laser Nogo optical channels and providing guidance of the laser radiation on the missile homing head; the transceiver microprocessor is made with the possibility of preliminary target designation from the on-board computer to issue a control signal to the rotation drive to orient the input of the head mirror of the optical channel of the transceiver to a launched rocket and to ensure the tracking sensor operates in a capture mode with a wide angle of view, consistent with the accuracy of preliminary target designation, with subsequent translation the tracking sensor in tracking mode with a narrow viewing angle, which ensures accurate rocket trajectory; the transceiver microprocessor is also capable of processing the signal from the tracking sensor and, when the tracking sensor is switched from the capture mode with a wide angle of view to the tracking mode with a narrow viewing angle, to provide a signal to the on-board computer to send a command to the starting device of the laser radiation generator to generate either a probe pulse laser radiation or pulsed periodic laser radiation; the on-board computer is capable of processing signals from the microprocessor of the transceiver to issue a trigger signal to the trigger device of the laser radiation when the tracking sensor switches from a capture mode with a wide angle of view to a tracking mode with a narrow-angle view; the transceiver microprocessor is capable of analyzing the received infrared radiation to select the detected infrared objects in the “rocket is not rocket” gradation, which protects the aircraft from missiles with infrared homing portable anti-aircraft missile systems under false optical interference; the on-board computer is capable of processing signals from sensors of the fact of launch and launch coordinates of the rocket and information from the flight-navigation complex of the aircraft to calculate the true angular coordinates of the location of the rocket at a given time and issue a preliminary target designation to the transceiver microprocessor about the angular coordinates of the location of the rocket with the necessary accuracy for subsequent capture of the missile by a tracking sensor, as well as calculating the coordinates of the launch of missiles on the ground for azemnuyu safety system, taking into account the evolution of the aircraft during the time of the initial detection sensor, and the fact of starting coordinates of missile launch before issuing this information to the sensor-board computer; the system contains a power supply unit that provides connection of the system to the aircraft’s on-board power supply network, power distribution from the on-board network to the system components in accordance with the requirements and their protection against overloads; the system contains a built-in control system that ensures the operability of all components during ground maintenance, as well as the current built-in flight and compulsory flight control of operation with the issuance of information about the norm of operation in the objective control system of the aircraft and the crew, for example, on the indicator display; the calculator is configured to record several targets according to information from sensors of the fact of launch and launch coordinates of the rocket, according to the selected criteria, for example, depending on the time of the appearance of the targets, send laser radiation to the location of the first rocket, after determining the failure of the infrared homing target the first missile to send laser radiation to the point of location of the second missile, and after determining the failure of the guidance to the aircraft infrared homing head second rocket to send the laser light at the location of the third, and so on for the next launch.