EA012495B1 - Самолет с универсальным интегрированным радиоэлектронным комплексом - Google Patents

Abstract

Самолет 1 с повышенными маневренными возможностями, содержащий фюзеляж, крыло, оперение, шасси, силовую установку, а также универсальный интегрированный радиоэлектронный комплекс 3, включающий в себя систему информационного обмена, комплекс бортовых цифровых вычислительных машин 19 для управления полетом и учебно-боевыми действиями, внешнее запоминающее устройство и систему ввода информации, пилотажно-навигационное оборудование, комплексную систему управления самолетом, систему управления вооружением, комплексную систему электронной индикации, управления и прицеливания, информационное табло аварийной сигнализации, систему управления общесамолетным оборудованием, бортовую систему объективного контроля, речевую информационно-управляющую систему, систему электроснабжения, внешнее и внутреннее светотехническое оборудование, комплексную систему аварийного покидания самолета, электронную систему управления силовой установкой, отличающийся тем, что оптико-электронная обзорно-прицельная система 5 содержит систему автоматического арретирования 31, которая фиксирует ориентацию полей зрения лазерной локационной 24, узкопольной тепловизионной 25, широкопольной тепловизионной 26, телевизионной 27 систем при переходе линии визирования в верхнюю полусферу и разарретирует ее при переходе в нижнюю полусферу, при этом оптико-электронная обзорно-прицельная система 5, приемоизлучающие узлы бортовой радиолокационной станции 4 и перископическая система 30 для вывода полей зрения оптико-электронной системы в верхнюю полусферу смонтированы в едином крепежном устройстве.

Description

Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для использования при построении самолетов, в частности, с универсальным интегрированным радиоэлектронным комплексом.

Предшествующий уровень техники

Известен самолет, в состав которого входят фюзеляж, крыло, оперение, шасси, основная и вспомогательная силовые установки, система управления общесамолетным оборудованием, которая имеет два контура автоматического управления, конструктивно оформленных в основной и резервный блоки преобразований и вычислений, подключенные к исполнительным устройствам через блок управления и контроля, а также контур ручного управления с пультами управления, светосигнальным табло и центральным светосигнальным огнем и сопряжена по мультиплексному каналу с комплексом бортовых цифровых вычислительных машин, электронной системой управления левого двигателя, электронной системой управления правого двигателя, системой регистрации и контроля, аппаратурой наведения и посадки, комплексной системой управления, а по кодовым линиям связи - с системой управления и контроля топлива, аппаратурой речевых сообщений, комплексной системой электронной индикации и вспомогательной силовой установкой (патент КН № 2263044 С1, В64С 13/00).

Недостатком данного самолета является низкая эффективность его радиоэлектронного комплекса.

Наиболее близким к предложенному является легкий многофункциональный самолет с повышенными маневренными возможностями, содержащий фюзеляж, крыло, оперение, шасси, силовую установку, а также управляющий интегрированный комплекс, включающий в себя систему информационного обмена, бортовую цифровую вычислительную систему управления полетом и учебно-боевыми действиями, внешнее запоминающее устройство и систему ввода информации, пилотажно-навигационное оборудование, комплексную систему управления самолетом с установленными в кабине летчика и оператора пультами системы, систему управления вооружением с установленными в кабине летчика и оператора пультами системы, комплексную систему электронной индикации, управления и прицеливания, информационное табло аварийной сигнализации, установленные в кабине летчика и оператора, двукратно резервированную систему управления общесамолетным оборудованием, бортовую систему объективного контроля, речевую информационно-управляющую систему, систему электроснабжения, внешнее и внутреннее светотехническое оборудование, комплексную систему аварийного покидания самолета, двукратно резервированную электронную систему управления силовой установкой, при этом система информационного обмена разделена на три независимых мультиплексных канала информационного обмена, между вычислительной системой и системой управления общесамолетным оборудованием, а также между комплексной системой электронной индикации, управления и прицеливания и комплексной системой управления самолетом выполнены радиальные связи (патент КИ № 2252899 С1, В64С 13/00, приоритет 20.05.2004). Данный самолет принят за прототип.

Недостатком прототипа является недостаточная эффективность его радиоэлектронного комплекса.

Раскрытие изобретения

Задачей изобретения является создание самолета с радиоэлектронным комплексом повышенной эффективности.

Указанный результат достигается тем, что предлагаемый универсальный интегрированный радиоэлектронный комплекс (УИРК) самолета содержит бортовую радиолокационную станцию (БРЛС), оптико-электронную обзорно-прицельную систему (ОЭ ОПС), при этом ОЭ ОПС содержит систему автоматического арретирования (САА) головного зеркала, которая фиксирует ориентацию полей зрения лазерно-локационной (ЛЛ), тепловизионной (УТп, ШТп), телевизионной (Т) систем при переходе линии визирования в верхнюю полусферу и разарретирует его при переходе в нижнюю полусферу. Головное зеркало расположено в нижнем корпусе ОЭ ОПС.

В едином крепежном устройстве закреплена, помимо приёмоизлучающих узлов БРЛС и ОЭ ОПС, перископическая система для вывода полей зрения ОЭ ОПС в верхнюю полусферу.

Перископическая система содержит двухпозиционную (для работы в верхней или в нижней полусфере) дефлекторную подсистему. По сигналу перехода линии визирования в верхнюю полусферу, получаемому от БЦВМ, нижнее (головное) зеркало перископической системы автоматически устанавливается в положение для работы ОЭ ОПС в верхней полусфере, при этом поля зрения ОЭ ОПС системы отбрасываются на верхний визирный элемент перископической системы.

Перископическая система содержит верхний визирный элемент в виде дефлектора, закрепленного в кордановом подвесе для управления ориентацией полей зрения в верхней полусфере.

При этом с выхода информационно-управляющей системы (например, БРЛС и БЦВМ) на вход двухпозиционной дефлекторной системы поступают сигналы перехода линии визирования из нижней полусферы в верхнюю и из верхней - в нижнюю.

Сигналы управления ориентацией полей зрения оптико-электронной системы с выхода исполнительно управляющей системы поступают не только на приводы головного зеркала оптико-электронной системы, но и на приводы верхнего визирного элемента перископической системы.

Обзор верхней полусферы ОЭ ОПС осуществляется с помощью качания зеркала в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, что обеспечивается закреплением зеркала в кордановом подвесе.

- 1 012495

Дефлектор закрыт обтекателем, прозрачным в оптическом диапазоне длин волн.

Работа комплекса, благодаря объединению пяти каналов (БРЛС, лазерно-локационная система, телевизионная система, тепловизорная система, лазерный высотомер), осуществляется днем и ночью, в любых метеоусловиях, на любом театре военных действий (включая горные условия) при поражении как наземных, так и воздушных целей.

Изобретение поясняется чертежами на фиг. 1-6.

На фиг. 1 изображен общий вид самолета с установленным в его носовой части универсальным интегрированным радиоэлектронным комплексом (УИРК).

На фиг. 2 приведен УИРК и устройство для его установки на самолете, обеспечивающее его работоспособность.

На фиг. 3 изображено сечение А-А устройства, изображенного на фиг. 2.

На фиг. 4 изображено сечение Б-Б устройства, изображенного на фиг. 2.

На фиг. 5 изображен узел крепления антенны БРЛС.

На фиг. 6 изображена схема взаимодействия элементов УИРК между собой и основными частями комплекса бортового радиоэлектронного оборудования.

На самолете 1, в его носовой части 2, устанавливается УИРК 3, содержащий БРЛС 4 и ОЭ ОПС 5.

БРЛС 4 и ОЭ ОПС 5 закреплены на едином крепежном устройстве 6 с помощью, например, шарнирного устройства 7 и фланца 8 соответственно и крепежных элементов 9 (болтов, гаек, шайб и т.п.).

Крепежное устройство 6 закреплено, например, на шпангоуте 10 самолета 1 при помощи, например, фланца 11 и крепежных элементов 12.

Шпангоут 10 имеет прорезь 13 для размещения, например, ребер 14 с фланцами 8 крепежного устройства 6.

Блоки, обеспечивающие работу БРЛС 4 и ОЭ ОПС 5, могут быть размещены, с целью обеспечения возможности вращения антенны, частично на установочном устройстве 6 - блоки 15, частично - вне его, например, на шпангоуте (10) - блоки 16.

Вращение антенны БРЛС 4 по азимуту и углу мести, например, в шарнире 7 производится с помощью, например, электродвигателей 17 и 18 соответственно.

БРЛС 4 и ОЭ ОПС 5 соединены между собой блоками 15 и 16 БЦВМ 19, электрическими связями с пультом управления 20, многофункциональным цифровым индикатором (МФЦИ) 21, системой управления оружием (СУО) 22, комплексом системы управления (КСУ) 23 самолета 1, источником питания (на схеме не показано).

ОЭ ОПС 5 включает в себя лазерно-локационный блок 24 (с целеуказателем, работающим на А=1,06 мкм, лазерно-локационной системой, работающей на А=1,54 мкм, и высотомером), узкопольную тепловизионную (УТп) систему 25, широкопольную тепловизионную (ШТп) 26 и телевизионную (Т) 27 камеры, а также верхний визирный элемент-дефлектор (например, зеркало) 28, кордановый подвес 29, перископическую систему 30 с нижним визирным элементом - головным зеркалом внутри корпуса ОЭ ОПС 5 (на чертеже не показано), систему автоматического арретирования (САА) 31. Дефлектор 28 установлен под обтекателем 32.

Переключение ОЭ ОПС 5 с режима ОПС на режим обеспечения МВП осуществляется летчиком с пульта управления 20 по линии связи 33.

ОЭ ОПС 5 через БЦВМ 19 и связь 34 передает информацию о целях для ее отображения на часть 35 экрана МФЦИ 21. Летчик определяет последовательность атаки целей и через пульт 20 выдает команду на их атаку. Атака целей может осуществляться в автоматическом режиме через БЦВМ 19 при наличии в ней соответствующей программы приоритетности целей.

Размеры и внешний вид специального крепежного устройства 6 определяются габаритами БРЛС 4 и ОЭ ОПС 5, условиями их работы.

Например, при отклонении по азимуту и по углу места (обычно на 50-60°С) антенны 36 БРЛС 4 плоскость, проходящая через поверхность 37 антенны 36, должна составлять с плоскостью 38, которая не должна пересекать ОЭ ОПС 5 или, например, блоки 15 на корпусе БРЛС 4, или, например, шпангоут 10, запасной угол (α = -10°), чтобы не искажать диаграмму направленности антенны 36 БРЛС 4.

Кроме того, если крепежное устройство 6 пересекает, например, шпангоут 10, то ширину крепежного устройства 6 необходимо сделать минимальной с тем, чтобы оно входило внутрь ОЭ ОПС 5 с небольшим зазором, при этом прорезь 13 будет минимальной и не ослабит силовой набор фюзеляжа самолета 1.

Традиционно БРЛС 4 с антенной, блоками, устройствами, приводом располагается в одном корпусе, отдельно располагаются источники питания и БЦВМ.

В крепежном устройстве 6 предлагается в целях упрощения его конструкции, снижения массы, а следовательно, и массы всего самолета 1, уменьшения его габаритов, увеличения углов поворота антенны, разместить на крепежном устройстве 6 минимальное количество элементов БРЛС 4, например, электродвигатели 17 и 18, вращающие антенну 36 по углу места и азимуту соответственно (при электрическом, например, приводе), и ряд блоков 15 (например, приемник, датчики). Остальные элементы БРЛС 4, например передатчик блок 16, разместить вне крепежного устройства 6.

- 2 012495

Крепежное устройство 6 в целях снижения его массы содержит устройство вращения антенны 36, например шарнир 7.

Однако при необходимости антенна 36 БРЛС 4 может иметь свою крепежную часть, например, фланец 39 и крепежные элементы 40, с помощью которых антенна 36 БРЛС 4 с шарниром 7 жестко закрепляется на крепежном устройстве 6.

Это позволит сохранить универсальность антенны 36 БРЛС 4, т.е. возможность использовать ее на любых самолетах, изменяя только конфигурацию крепежного устройства 6 под конкретный самолет.

Каналы ОЭ ОПС 5: лазерный 24, телевизионный (Т) 27, тепловизионные (УТп) 25 и ШТп 26 направлены вперед по оси самолета с возможностью сканирования в азимутальной и угломестной плоскостях, а лазерный высотомер 41 - вниз, перпендикулярно продольной оси самолета.

УИРК 3 работает следующим образом.

Для борьбы с воздушными целями и с наземными целями как прикрываемыми средствами противовоздушной обороны (ПВО) противника, так и при их отсутствии целесообразно использовать как работу БРЛС 4, так и работу ОЭ ОПС 5 УИРК 3.

БРЛС 4 имеет большую дальность обнаружения наземных целей, чем ОЭ ОПС 5 (> 20 км), обнаруживает цели в любое время суток и является всепогодной. Обнаружив цели, БРЛС 4 через БЦВМ 19 выдает их отметки на экран МФЦИ 21. Одновременно с помощью БЦВМ 19 происходит ранжировка целей и присвоение им приоритетов, например: 0 - приоритет - колонна техники на марше, 1 - быстродвижущаяся цель, 2 - медленно движущаяся цель, 3 - медленно движущаяся цель с малой ЭПР.

Однако распознавание цели затруднено из-за низкой разрешающей способности РЛС 4 по дальности (~ 6 м) и углу (-5°).

Информация по обнаруженным целям по дополнительной связи 34 поступает на часть 35 экрана МФЦИ 21, предназначенную для информации о целях ОЭ ОПС 5.

Летчик оценивает эту информацию и через пульт (20) выбирает последовательность атаки целей еще до подлета к ним, используя КСУ, направляет самолет на цель и при вхождении цели в зону обнаружения Т-система 27 и (или) ШТп-система 26 предварительно распознает ее.

При этом дальность обнаружения цели Т-каналом 27 (днем) или ШТп-каналом (26) (ночью) составляет 8-10 км.

Конструкция ОЭ ОПС 5 имеет значительные углы прокачки: от +8-10° до -135° в продольной вертикальной плоскости (т.е. может сопровождать управляемое оружие) и ±45° в азимутальной плоскости (±90° при расположении ОЭ ОПС на турели).

В пределах углов прокачки УТп - система имеет поле зрения 4°х4°, а поля обзора лазерной локационной системы лазерно-локационного блока 24 могут быть сформированы в зависимости от решаемой задачи.

При атаке, например, малоразмерных целей по указанию БРЛС 4, или Т27-системы, или ШТпсистемы 26 лазерная локационная система лазерно-локационного блока 24 формирует микрорастр в пределах поля зрения 1°х1°, а комплексная обработка сигналов УТп-системой 25 и лазерной локационной системой лазерно-локационного блока 24 позволяет провести окончательное распознавание цели и принятие решения об атаке. Система переходит в режим автосопровождения цели и, подсвечивая ее лучом лазерного целеуказателя лазерно-локационного блока 24, обеспечивает наведение управляемого оружия с лазерными головками самонаведения с дальностей 6-8 км с использованием системы управления оружием (СУО) 22. Разрешающая способность лазерной локационной системы блока 24 составляет до 0,3 м по дальности и -1° по углу.

Благодаря тому, что БРЛС 4 и ОЭ ОПС 5 жестко закреплены в едином крепежном устройстве 6, меньше ошибки прицеливания, выше надежность работы комплекса и больше вероятность поражения цели, в том числе с первого захода.

При совершении самолетом маневра при заходе на цель она не может выйти из поля зрения пилота, так как цель через верхний дефлектор 28, перископической системы 30 наблюдается ОЭ ОПС 5 в верхней и нижней полусферах, что позволяет летчику быстрее и точнее выйти на цель.

При этом система автоматического арретирования 31 головного зеркала перископической системы 30 фиксирует ориентацию полей зрения лазерно-локационного блока 24, телевизионной 27, тепловизионных УТп 25 и ШТп 26 систем для работы ОЭ ОПС в верхней полусфере и через перископическую систему 30 выводит поля зрения оптико-электронной системы 5 в верхнюю полусферу через дефлектор 28, а сигналы перехода линии визирования в верхнюю полусферу и сигналы управления ориентацией полей зрения поступают с выхода информационно-управляющей системы, например от БРЛС 4 и БЦВМ 19.

Для преодоления ПВО целесообразно использовать маловысотный полет (МВП), т. к. средства ПВО (зенитные ракетные комплексы, зенитные артиллерийские комплексы) из-за помех в работе их РЛС от земли не в состоянии обнаружить самолет, летящий на малой высоте.

БРЛС 4 на самолете в лучшем случае может обеспечить полет не ниже 50 м (вследствие помех, идущих от земли). Кроме того, она не видит таких препятствий, как наземные мачты, трубы котельных, провода ЛЭП и т. п. Поэтому МВП с помощью БРЛС 4 самолета недостаточно надежен.

- 3 012495

При обеспечении безопасности полета на предельно малых высотах (~30 м) и коррекции навигационной системы лазерная локационная система 24 формирует азимутальное сканирование в передней полусфере в диапазоне углов ±15° с последовательным автоматическим анализом подстилающей поверхности в полосе шириной 2-3 км, гарантируя обнаружение всех препятствий (крупных объектов, мачт, проводов, тросов и т.п.).

Наилучшие результаты МВП могут быть получены комплексированием работы БРЛС 4 с ОЭ ОПС 5.

БРЛС 4 просматривает маршруты на больших дальностях, обнаруживает проходы, например, в гористой местности, а ОЭ ОПС 5 просматривает точный профиль по намеченному направлению на дальности до 5 км, обнаруживает не только вышки, трубы, опоры ЛЭП, но и провода (на дальности ~ 1 км) и пролонгирует безопасную траекторию МВП путем её наложения на изображения, формируемые Тсистемой 27 и ШТп-системой 26, и предъявляемые летчику на экране 35.

В случае необходимости обеспечения только маловысотного полета лазерный целеуказатель (А=1,06 мкм) лазерно-локационного блока 24 и УТп-система 25 не используются и могут быть отключены летчиком через пульт 20 и связь 33.

Борьба с воздушными целями осуществляется с помощью БРЛС 4 УИРК 3 как при ведении дальнего, так и ближнего воздушного боя, обычным образом.

При ведении ближнего воздушного боя используется работа ОЭ ОПС 5 УИРК 3. Принцип работы подобен описанному выше. Отличие заключается в том, что информация о воздушной цели поступает, в основном, через систему обзора верхней полусферы: зеркало 28 перископической системы 30 в ОЭ ОПС (5) на те же лазерный 24, телевизионный 27 и тепловизионные УТп - (25) и ШТп - (26) каналы,

Таким образом, предлагаемый УИРК 3 обеспечивает эффективное выполнение самолетом боевых задач по борьбе с воздушными и наземными объектами противника круглосуточно, в любых метеоусловиях, на любых театрах военных действий.

К достоинствам предлагаемого УИРК 3 относится возможность обеспечения им посадки на неподготовленные в техническом отношении площадки благодаря трехмерному изображению местности впереди самолета (обеспечивается лазерной локационной системой), а высокая разрешающая способность ОЭ ОПС 5 позволяет провести коррекцию навигационной системы в промежуточных точках маршрута наиболее точно из всех имеющихся ОПС.

Все вышесказанное способствует повышению боевой эффективности самолета 1.

Изобретение может быть использовано в авиационной технике при построении самолетов с универсальным интегрированным радиоэлектронным комплексом.

Claims (5)

1. ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

   1. Самолет (1) с повышенными маневренными возможностями, содержащий фюзеляж, крыло, оперение, шасси, силовую установку, а также универсальный интегрированный радиоэлектронный комплекс (3), включающий в себя систему информационного обмена, комплекс бортовых цифровых вычислительных машин (19) для управления полетом и учебно-боевыми действиями, внешнее запоминающее устройство и систему ввода информации, пилотажно-навигационное оборудование, комплексную систему управления самолетом, систему управления вооружением, комплексную систему электронной индикации, управления и прицеливания, информационное табло аварийной сигнализации, систему управления общесамолетным оборудованием, бортовую систему объективного контроля, речевую информационноуправляющую систему, систему электроснабжения, внешнее и внутреннее светотехническое оборудование, комплексную систему аварийного покидания самолета, электронную систему управления силовой установкой, отличающийся тем, что оптико-электронная обзорно-прицельная система (5) содержит систему автоматического арретирования (31), которая фиксирует ориентацию полей зрения лазерной локационной (24), узкопольной тепловизионной (25) широкопольной тепловизионной (26), телевизионной (27) систем при переходе линии визирования в верхнюю полусферу и разарретирует ее при переходе в нижнюю полусферу, при этом оптико-электронная обзорно-прицельная система (5), приемоизлучающие узлы бортовой радиолокационной станции (4) и перископическая система (30) для вывода полей зрения оптико-электронной системы в верхнюю полусферу смонтированы в едином крепежном устройстве.
2. 2. Самолет (1) с универсальным интегрированным радиоэлектронным комплексом (3) по п.1, отличающийся тем, что перископическая система (30) содержит двухпозиционную дефлекторную подсистему (28), которая по сигналу перехода линии визирования в верхнюю полусферу автоматически арретирует систему обзора нижней полусферы перископической системы (30) и отбрасывает поля зрения оптикоэлектронной системы (5) на верхний визирный элемент перископической системы (30).
3. 3. Самолет (1) с универсальным интегрированным радиоэлектронным комплексом (3) по пп.1 и 2, отличающийся тем, что перископическая система (30) содержит верхний визирный элемент в виде дефлектора (28), закрепленного в кордановом подвесе (29) для управления ориентацией полей зрения в верхней полусфере.
4. 4. Самолет (1) с универсальным интегрированным радиоэлектронным комплексом (3) по пп.1-3, отличающийся тем, что с выхода БЦВМ (19) информационно-управляющей системы на вход двухпозици

   - 4 012495 онной дефлекторной системы (28) поступают сигналы перехода линии визирования из нижней полусферы в верхнюю и из верхней в нижнюю.
5. 5. Самолет (1) с универсальным интегрированным радиоэлектронным комплексом (3) по пп.1-4, отличающийся тем, что сигналы управления ориентацией полей зрения оптико-электронной системы (3) с выхода БЦВМ (19) информационно-управляющей системы поступают на приводы визирного элемента оптико-электронной системы (3) для обзора нижней полусферы и на приводы верхнего визирного элемента перископической системы (30).