RU2087831C1 - Device for missile launching from helicopter - Google Patents
Device for missile launching from helicopter Download PDFInfo
- Publication number
- RU2087831C1 RU2087831C1 RU95120379A RU95120379A RU2087831C1 RU 2087831 C1 RU2087831 C1 RU 2087831C1 RU 95120379 A RU95120379 A RU 95120379A RU 95120379 A RU95120379 A RU 95120379A RU 2087831 C1 RU2087831 C1 RU 2087831C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- sight
- launch
- operator
- rocket
- switch
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемое устройство относится к области размещения вооружения на летальном аппарате и может быть использовано для запуска ракет с подвижного носителя, например вертолета. The proposed device relates to the field of deployment of weapons on an aircraft and can be used to launch missiles from a mobile carrier, such as a helicopter.
Известно устройство для запуска ракет с летательного аппарата, включающее прицел, регулирующее устройство, измерительный и исполнительный органы, измеритель вертикального ускорения, коммутирующий элемент электрической цепи запуска и пусковую рукоятку. A device for launching missiles from an aircraft is known, including a sight, a regulating device, measuring and actuating organs, a vertical acceleration meter, a switching element of the electric launch circuit, and a starting handle.
Пусковое устройство состоит из взаимно подвижных верхней и нижней частей, расположенных на общей оси. The starting device consists of mutually movable upper and lower parts located on a common axis.
Устройство функционирует следующим образом. После обнаружения цели пилот совмещает направление полета в горизонтальной плоскости с направлением на цель, после чего, например, с помощью оптического прицела определяет угол атаки вертолета, являющийся одновременно углом запуска ракеты. Этот угол вводится в регулирующее устройство в качестве параметра и сохраняется контуром управления до схода ракеты с пускового устройства. С помощью следящей системы пусковое устройство сохраняет заданное направление. The device operates as follows. After detecting the target, the pilot combines the flight direction in the horizontal plane with the direction to the target, after which, for example, using the optical sight determines the angle of attack of the helicopter, which is simultaneously the angle of launch of the rocket. This angle is introduced into the control device as a parameter and stored by the control loop until the rocket leaves the launch device. With the help of a follow-up system, the starting device saves the set direction.
Целью всех вышеописанных операций является осуществление пуска ракеты в направлении цели. Дело в том, что большинство управляемых ракет, за исключением тех, которые имеют головки самонаведения с захватом цели до старта, имеют после пуска неуправляемый начальный участок полета. На этом участке полета характер траектории определяется в основном начальными возмущениями, обусловленными взаимодействием пусковой установки и ракеты при старте, влиянием составляющей набегающего воздушного потока, перпендикулярной направлению полета, поведением носителя в момент старта ракеты. Наименьшее рассеивание ракет на начальном неуправляемом участке полета при прочих равных условиях обеспечивается при их старте в направлении цели. Наименьшее же начальное рассеивание важно как с точки зрения быстрейшего вывода ракеты на направление оптической оси пеленгатора (лазерного излучателя, локатора) аппаратуры управления ракетой, установленной на носителе, что ведет к уменьшению минимально допустимой дальности стрельбы, так и с точки зрения принципиального обеспечения попадания ракеты в поле зрения пеленгатора. The purpose of all the above operations is to launch a rocket in the direction of the target. The fact is that most guided missiles, with the exception of those that have homing heads with a target capture before launch, have an uncontrolled initial portion of the flight after launch. In this flight section, the nature of the trajectory is determined mainly by the initial disturbances caused by the interaction between the launcher and the rocket at launch, the influence of the incoming air flow component perpendicular to the direction of flight, and the behavior of the carrier at the time of rocket launch. The smallest dispersion of missiles at the initial uncontrolled flight section, ceteris paribus, is ensured when they are launched in the direction of the target. The smallest initial dispersion is important both from the point of view of the quickest launch of the rocket in the direction of the optical axis of the direction finder (laser emitter, locator) of the rocket control equipment mounted on the carrier, which leads to a decrease in the minimum permissible range of fire, and from the point of view of the principle of ensuring the penetration of the rocket into direction finder field of view.
Недостатком данного изобретения является наличие подвижной пусковой установки с серводвигателями, увеличивающими ее вес. Причем увеличение веса пусковой установки, рассчитанной на 4-8 ракет (типовая боевая загрузка летательных аппаратов) за счет наличия подвижных элементов и серводвигателей составит по меньшей мере 200-300 кГ. Данное обстоятельство весьма существенно для летательных аппаратов. В силу жесткой лимитированной грузоподъемности установка на них подвижных пусковых установок приведет к снижению полезной нагрузки, в частности боезапаса. The disadvantage of this invention is the presence of a movable launcher with servomotors that increase its weight. Moreover, the increase in the weight of the launcher, designed for 4-8 missiles (typical combat load of aircraft) due to the presence of movable elements and servomotors will be at least 200-300 kg. This circumstance is very significant for aircraft. Due to the rigid limited carrying capacity, the installation of mobile launchers on them will lead to a decrease in payload, in particular ammunition.
К недостаткам может быть также отнесено отсутствие углового упреждения пусковой установки, поскольку при движении цели пуск ракеты должен производиться с некоторым упреждением, зависящим от скорости этого движения. The disadvantages can also be attributed to the lack of angular lead of the launcher, since when the target moves, the launch of the rocket must be carried out with some lead, depending on the speed of this movement.
Кроме того, вышеописанный способ стрельбы, когда обнаружение цели, ориентирование направления полета вертолета в ее сторону и определение угла атаки осуществляется пилотом вертолета, может быть реализован только при стрельбе по крупногабаритным морским целям, которые относительно легко могут быть обнаружены на больших расстояниях. Боевые цели вертолетов сухопутных войск, как правило, малоразмерные, например бронемашины, танки. Последние в подавляющем большинстве случаев имеют камуфлирующую окраску, снижающую оптический контраст и делающую их трудноразличимыми на фоне местности. Практика показывает, что без использования специальных оптических средств цели такого типа могут быть обнаружены пилотом на дальностях, не превышающих 1,0-1,5 км, т.е. практически на ближней границе зоны боевого применения вертолетных ракетных комплексов (зона их боевого применения лежит в пределах от 1,0 до 5-6 км). Понятно, что обнаружив цель на столь малой дистанции, пилот не сможет ее поразить из-за отсутствия времени на совмещение направления полета с направлением на цель и осуществление предпусковых операций. В лучшем случае он сможет поразить ее на втором заходе, однако при этом резко возрастает время нахождения демаскировавшего себя вертолета в зоне действия средств противовоздушной обороны противника и, стало быть, вероятность его поражения этими средствами. In addition, the above-described method of shooting, when target detection, orienting the direction of the helicopter’s flight in its direction and determining the angle of attack is carried out by the helicopter pilot, can only be realized when shooting at large-sized naval targets that can be relatively easily detected at long distances. Combat targets of ground forces helicopters are usually small in size, for example armored vehicles, tanks. The latter in the vast majority of cases have a camouflage color, which reduces optical contrast and makes them difficult to distinguish against the background of the terrain. Practice shows that without the use of special optical means, targets of this type can be detected by a pilot at ranges not exceeding 1.0-1.5 km, i.e. almost on the near border of the combat use area of helicopter missile systems (the combat use area lies in the range from 1.0 to 5-6 km). It is clear that having found a target at such a short distance, the pilot will not be able to hit it due to the lack of time to combine the direction of flight with the direction to the target and the implementation of pre-launch operations. In the best case, he will be able to hit her on the second run, however, while the time spent by the unmasked helicopter in the range of the enemy’s air defense means increases dramatically and, therefore, the likelihood of it being hit by these means.
Использование же для поиска, обнаружения и опознавания целей в широком диапазоне углов оптических визиров или иных оптико-электронных прицелов пилотом в условиях маловысотного (чтобы не демаскировать вертолет высота его полета обычно лежит в пределах 10-30 м над поверхностью земли) полета над пересеченной местностью крайне затруднительно. Более того, оно практически невозможно, поскольку затрудняет пилоту ориентацию в пространстве, что может привести к катастрофе. Using a pilot to search, detect and identify targets in a wide range of angles of optical sights or other optoelectronic sights in low-altitude conditions (in order not to unmask the helicopter, its flight height usually lies within 10-30 m above the ground) is extremely difficult over rugged terrain difficult. Moreover, it is almost impossible, since it complicates the pilot's orientation in space, which can lead to disaster.
Поэтому экипажи боевых вертолетов сухопутных войск состоят из двух человек, один из которых пилот, а другой стрелок-оператор, ведущий наблюдение за местностью, осуществляющий поиск, обнаружение и опознавание целей и поражающий их с помощью бортового вертолетного комплекса управляемого ракетного вооружения. Therefore, the crews of combat helicopters of the ground forces consist of two people, one of which is a pilot, and the other is a shooter-operator, conducting surveillance of the terrain, searching, detecting and identifying targets and hitting them with the help of an onboard helicopter complex of guided missile weapons.
Стрелок-оператор ведет наблюдение за местностью через оптико-электронный прицел с большой кратностью увеличения, с которым жестко съюстирован пеленгатор аппаратуры управления ракеты, и имеет возможность обнаружить цели на больших дальностях (5-6 км и выше). При этом пилот вертолета цели не видит. The shooter-operator observes the terrain through an optical-electronic sight with a high magnification factor, with which the direction finder of the rocket control equipment is rigidly aligned and has the ability to detect targets at long ranges (5-6 km and above). In this case, the helicopter pilot does not see the target.
Таким образом, появляется необходимость обеспечения экипажа вертолета устройством для формирования и представления пилоту информации для совмещения направления оси пусковой установки с направлением линии визирования оптико-электронного прицела стрелка-оператора (т.е. с направлением на цель), а последнему информации о выполнении пилотом маневра по совмещению (с требуемой точностью) направления продольной оси пусковой установки с направлением на цель для осуществления пуска ракеты. Если вертолет оснащен неподвижной пусковой установкой, то информация об отклонении линии визирования прицела стрелка-оператора относительно ее продольной оси нужна пилоту как в горизонтальной, так и в вертикальной плоскости. Говоря о горизонтальной и вертикальной плоскостях, мы имеем в виду систему координат, связанную с вертолетом, с его пусковой установкой и не совпадающую с системой координат, связанной с землей, относительно которой вертолет практически всегда движется с некоторым креном. Стрелку-оператору информация о выполнении пилотом маневра по совмещению оси пусковой установки с направлением линии визирования прицела необходима для обеспечения пуска ракеты только при совмещении этих осей с требуемой точностью, поскольку только в этом случае гарантируется попадание ракеты в поле зрения пеленгатора аппаратуры управления. Поэтому до момента совмещения цепи пуска ракеты блокируется в аппаратуре управления для предотвращения ее несанкционированного пуска и потери. Thus, it becomes necessary to provide the helicopter crew with a device for generating and presenting information to the pilot to combine the direction of the axis of the launcher with the direction of the line of sight of the optical-electronic sight of the operator arrow (i.e., with the direction to the target), and the latter information about the pilot’s maneuver by combining (with the required accuracy) the direction of the longitudinal axis of the launcher with the direction to the target for launching the rocket. If the helicopter is equipped with a fixed launcher, information about the deviation of the line of sight of the sight of the operator arrow relative to its longitudinal axis is necessary for the pilot both in the horizontal and in the vertical plane. Speaking of horizontal and vertical planes, we mean the coordinate system associated with the helicopter, with its launcher and not coinciding with the coordinate system associated with the ground, relative to which the helicopter almost always moves with some roll. For the arrow-operator, information about the pilot performing a maneuver to align the axis of the launcher with the direction of the line of sight of the sight is necessary to ensure the launch of the rocket only when these axes are combined with the required accuracy, since only in this case the missile is guaranteed to enter the field of view of the direction finding apparatus of the control equipment. Therefore, up to the moment the missile launch chain is combined, it is blocked in the control equipment to prevent its unauthorized launch and loss.
Целью заявляемого изобретения является формирование и представление экипажу вертолета, включающего пилота и стрелка-оператора вертолетного комплекса управляемого ракетного вооружения, необходимой информации для обеспечения пуска ракет в направлении цели. The aim of the invention is the formation and presentation to the crew of the helicopter, including the pilot and the arrow operator of the helicopter complex guided missile weapons, the necessary information to ensure the launch of missiles in the direction of the target.
Для достижения поставленной цели в известное устройство, содержащее прицел, блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты, включатель сигнала "Пуск" и коммутатор цепи пуска ракеты, соединенный с включателем сигнала "Пуск" и выходом блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты, введены индикатор углового отклонения линии визирования прицела относительно продольной оси неподвижной пусковой установки для пилота вертолета, соединенный с первым и вторым выходами блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты, и сигнализатор разрешения пуска ракеты стрелка-оператора, соединенный с третьим выходом блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты, при этом формирователь сигнала разрешения пуска ракеты выполнен в виде двух сумматоров, соединенных с компараторами, подключенными к схеме "И", причем входы первого и второго сумматоров соединены с датчиками угла и угловой скорости линии визирования в первой и второй взаимно ортогональных плоскостях соответственно, выходы сумматоров соединены со входами индикатора углового отклонения линии визирования прицела стрелка-оператора относительно продольной оси неподвижной пусковой установки, а выход схемы "И" соединен с коммутатором цепи пуска ракеты и сигнализатором разрешения пуска ракеты стрелка-оператора. To achieve this goal, in a known device containing a sight, a rocket launch enable signal generation unit, a “Start” signal switch and a rocket launch circuit switch connected to a “Start” signal switch and an output of a rocket launch enable signal generation unit, a line deflection indicator is introduced sight sight relative to the longitudinal axis of the fixed launcher for the pilot of the helicopter, connected to the first and second outputs of the unit for generating a signal for launch launch permission signal, and the signaling device the launch arrow of the operator-operator, connected to the third output of the rocket of the launch enable signal, and the rocket of the launch enable signal is made in the form of two adders connected to comparators connected to the "I" circuit, the inputs of the first and second adders connected to sensors of angle and angular velocity of the line of sight in the first and second mutually orthogonal planes, respectively, the outputs of the adders are connected to the inputs of the indicator of the angular deviation of the line of sight of the sight the arrow of the operator relative to the longitudinal axis of the fixed launcher, and the output of the circuit "And" is connected to the switch of the launch chain of the rocket and the signaling switch permit launch of the arrow of the operator.
На фиг. 1 схематически показан один из вариантов взаимного расположения вертолета и цели (танка) в момент обнаружения последней стрелком-оператором вертолета. In FIG. 1 schematically shows one of the options for the relative position of the helicopter and the target (tank) at the moment of detection by the last gunner-operator of the helicopter.
Символом α обозначен угол между направлением линии визирования и продольной осью вертолета в горизонтальной плоскости, символом b угол между направлением линии визирования и продольной осью вертолета в вертикальной плоскости. Symbol α denotes the angle between the direction of the line of sight and the longitudinal axis of the helicopter in the horizontal plane, symbol b indicates the angle between the direction of the line of sight and the longitudinal axis of the helicopter in the vertical plane.
На фиг. 2 приведена функциональная схема заявляемого устройства. In FIG. 2 shows a functional diagram of the inventive device.
На фиг. 3 приведена функциональная схема блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты. In FIG. Figure 3 shows a functional block diagram of the formation of a signal for launching a launch permit.
Устройство функционирует следующим образом. Сигналы с датчиков углового положения и угловой скорости линии визирования в каждой из двух взаимно перпендикулярных плоскостей поступают на сумматоры. В качестве датчиков используются датчики прицела стрелка-оператора, обычно гиростабилизированного, жестко закрепленного на вертолете. Прицел устанавливается таким образом, чтобы направление его линии визирования при нулевых сигналах с датчиков ее углового положения совпадало с направлением продольной оси или строительной горизонтали фюзеляжа вертолета. Направление продольной оси неподвижной пусковой установки, которой оснащен вертолет, также жестко связано с направлением его продольной оси (обычно продольная ось пусковой установки параллельна продольной оси вертолета в горизонтальной плоскости и превышает ее на несколько градусов в вертикальной плоскости). Таким образом, сигналы с датчиков углового положения линии визирования в каждой из взаимно перпендикулярных плоскостей пропорциональны ее угловым отклонениям относительно продольной оси пусковой установки в этих плоскостях. The device operates as follows. The signals from the sensors of the angular position and angular velocity of the line of sight in each of two mutually perpendicular planes are fed to the adders. As sensors, sensors are used for the sight of an arrow operator, usually gyrostabilized, rigidly mounted on a helicopter. The sight is set so that the direction of its line of sight at zero signals from the sensors of its angular position coincides with the direction of the longitudinal axis or the horizontal of the fuselage of the helicopter. The direction of the longitudinal axis of the fixed launcher, which the helicopter is equipped with, is also rigidly connected with the direction of its longitudinal axis (usually the longitudinal axis of the launcher is parallel to the longitudinal axis of the helicopter in the horizontal plane and exceeds it by several degrees in the vertical plane). Thus, the signals from the sensors of the angular position of the line of sight in each of the mutually perpendicular planes are proportional to its angular deviations relative to the longitudinal axis of the launcher in these planes.
Сигналы угловой скорости линии визирования необходимы для обеспечения пуска ракеты с упреждением. Данное упреждение выбирается с таким расчетом, чтобы в момент начала управления ракетой по сигналам с пеленгатора аппаратуры управления она находилась на оптической оси пеленгатора, совпадающей с направлением линии визирования прицела. Величина угла упреждения задается в соответствии с формулой: Dv = ωлв•t, где ωлв угловая скорость разворота линии визирования; t длительность неуправляемого полета ракеты.Signals of the angular velocity of the line of sight are necessary to ensure pre-launch missiles. This lead is selected so that at the moment of starting control of the missile by signals from the direction finder of the control equipment, it was on the optical axis of the direction finder, coinciding with the direction of the sight line of sight. The lead angle is set in accordance with the formula: Dv = ω lv • t, where ω lv is the angular velocity of the turn of the line of sight; t the duration of the uncontrolled flight of the rocket.
Хотя углы и угловые скорости имеют различные единицы измерения, сигналы с датчиков угла и угловой скорости линии визирования имеют одинаковую размерность размерность электрического напряжения, поскольку и те и другие датчики электрические. Поэтому сигналы с датчиков угловой скорости линии визирования не нуждаются в дополнительных преобразованиях для получения сигнала углового упреждения ΔΦ Сигналы, соответствующие требуемым значениям Dv могут быть получены либо подбором типа датчиков угловой скорости, либо совместным подбором типов датчиков угла и угловой скорости, либо введением в выходные каскады тех или иных датчиков делителей напряжения, либо путем сложения сигналов с датчиков угла и угловой скорости с разными коэффициентами, что может быть достигнуто использованием в качестве сумматора суммирующего усилителя. В этом последнем случае сигнал углового упреждения Dv будет формироваться в виде компоненты выходного сигнала сумматора. Although angles and angular velocities have different units of measurement, the signals from the angle and angular velocity sensors of the line of sight have the same dimension as the dimension of electric voltage, since both of these sensors are electric. Therefore, the signals from the angular velocity sensors of the line of sight do not need additional transformations to obtain the angular lead signal ΔΦ. The signals corresponding to the required values of Dv can be obtained either by selecting the type of angular velocity sensors, or by jointly selecting the types of angle and angular velocity sensors, or by entering output stages of various sensors of voltage dividers, or by adding signals from angle and angular velocity sensors with different coefficients, which can be achieved by using m as an adder summing amplifier. In this latter case, the lead signal Dv will be formed as a component of the output signal of the adder.
Сигналы угловых отклонений линии визирования в курсе и тангаже с поправками на упреждение в случае наличия угловых скоростей линии визирования поступают на входы индикатора отклонения линии визирования относительно направления продольной оси пусковой установки или продольной оси вертолета. В качестве индикатора может быть использован телевизионный индикатор, наборное поле из знакографических индикаторных элементов и даже вспомогательный навигационный прибор летчика авиагоризонт резервный АГР-29. При этом на телевизионном индикаторе и на наборном поле из знакографических индикаторных элементов индицируется, например, в виде прямоугольника зона допустимых угловых рассогласований между линией визирования и продольной осью пусковой установки, при которых обеспечивается заданная минимальная дальность боевого применения вертолетного ракетного комплекса. Данная зона называется зоной разрешенного пуска (ЗРП) ракет. Положение линии визирования маркируется определенным символом, например перекрестием, перемещающимся по двумерному полю индикатора в зависимости от изменения уровней входных сигналов. Задачей пилота является совмещение подвижного символа линии визирования с ЗРП путем маневрирования вертолетом, т.е. изменением направления его продольной оси в пространстве. При нахождении отметки (символа) линии визирования в пределах ЗРП необходимые условия для пуска ракеты соблюдены, задача пилота выполнена и проинформированный им об этом стрелок-оператор вертолетного комплекса ракетного вооружения может производить пуск ракеты. Signals of angular deviations of the line of sight in the course and pitch corrected for lead in the case of the presence of angular speeds of the line of sight are fed to the inputs of the indicator of deviation of the line of sight relative to the direction of the longitudinal axis of the launcher or the longitudinal axis of the helicopter. As an indicator, a television indicator, a typesetting field of signographic indicator elements, and even an auxiliary navigational device for a pilot, horizon backup AGR-29 can be used. At the same time, for example, in the form of a rectangle, the zone of permissible angular mismatches between the line of sight and the longitudinal axis of the launcher, at which a specified minimum range of combat use of a helicopter missile system is provided, is indicated on a television indicator and on a typed field of signographic indicator elements. This zone is called the allowed launch zone (RRS) of missiles. The position of the line of sight is marked with a certain symbol, for example, a crosshair moving along the two-dimensional field of the indicator depending on changes in the levels of input signals. The pilot’s task is to combine the moving symbol of the line of sight with the air defense system by maneuvering with a helicopter, i.e. a change in the direction of its longitudinal axis in space. When the mark (symbol) of the line of sight is found within the SRP, the necessary conditions for launching the rocket are met, the pilot's task is completed and the shooter-operator of the helicopter missile complex informed by this can launch the rocket.
Для того, чтобы обеспечить пуск ракеты только при совмещении отметки линии визирования с ЗРП, цепи ее пуска блокированы коммутатором цепи пуска ракеты до момента совмещения. Управляющий вход коммутатора соединен с выходом схемы "И", на входы которой поступают сигналы с компараторов. В том случае, когда выходной сигнал каждого из сумматоров не превышает порога компаратора, последний срабатывает, обеспечивая поступление на вход схемы "И" сигнала, соответствующего логической единице. При этом на выходе схемы "И" также формируется сигнал, соответствующий логической единице, поступающий на управляющий вход коммутатора. Коммутатор срабатывает, подключая включатель пуска к пусковым цепям ракеты, после чего ее пуск может быть произведен стрелком-оператором задействованием включателя пуска. In order to ensure rocket launch only when combining the mark of the line of sight with the air defense system, its launch chains are blocked by the switch of the rocket launch circuit until it is aligned. The control input of the switch is connected to the output of the AND circuit, the inputs of which receive signals from the comparators. In the case when the output signal of each of the adders does not exceed the comparator threshold, the latter is triggered, providing a signal corresponding to a logical unit to the input of the "AND" circuit. At the same time, a signal corresponding to a logical unit arriving at the control input of the switch is also generated at the output of the And circuit. The switch is triggered by connecting the start switch to the launch circuits of the rocket, after which it can be launched by the operator-shooter using the start switch.
Сигнализатор разрешения пуска ракеты, например световой или звуковой, соединен с выходом схемы "И" и срабатывает одновременно с коммутатором цепи пуска ракеты, мгновенно информируя стрелка-оператора о выполнении пилотом маневра по обеспечению возможности пуска ракеты. The missile launch enable switch, for example light or sound, is connected to the “I” circuit output and is triggered simultaneously with the rocket launch circuit switch, instantly informing the operator arrow of the pilot’s maneuver to ensure the launch is possible.
Поскольку диапазон возможных угловых отклонений линии визирования относительно продольной оси пусковой установки, особенно в горизонтальной плоскости, достаточно велик (до 220o и выше), а ширина ЗРП не превышает нескольких угловых градусов, для пилота может оказаться полезной дополнительная информация о совмещении отметки линии визирования с ЗРП. Эта информация может быть выведена на экран телевизионного или знакографического индикатора в виде некоторого дополнительного символа, например мигающего квадрата. Потребность пилота в дополнительной информации особенно велика в случае использования в качестве индикатора отклонения линии визирования относительно продольной оси пусковой установки вспомогательного навигационного прибора типа АГР-29. Данный прибор имеет две подвижные планки: горизонтальную и вертикальную, которые могут быть использованы для индикации отклонения линии визирования относительно продольной оси пусковой установки. Диапазон возможных перемещений указанных планок существенно ограничен (порядка 15-20 мм), в силу чего пилоту очень трудно без дополнительной информации обеспечить совмещение направления линии визирования с ЗРП и устойчивое удержание линии визирования в ее пределах. Эта дополнительная информация может быть выведена на индикатор, например, в виде световой сигнализации, подключенной к выходу схемы "И". Практика показала, что введение дополнительной сигнализации при использовании в качестве индикатора отклонения линии визирования относительно продольной оси пусковой установки прибора типа АГР-29 существенно облегчает пилоту выполнение маневра по их совмещению и сокращает время его выполнения.Since the range of possible angular deviations of the line of sight relative to the longitudinal axis of the launcher, especially in the horizontal plane, is quite large (up to 220 o and above), and the width of the air defense system does not exceed several angular degrees, additional information on combining the mark of the line of sight with the pilot may be useful ZRP. This information can be displayed on the screen of a television or sign indicator in the form of some additional symbol, for example a flashing square. The pilot's need for additional information is especially great when using as an indicator the deviation of the line of sight relative to the longitudinal axis of the launcher of the auxiliary navigation device type AGR-29. This device has two movable bars: horizontal and vertical, which can be used to indicate the deviation of the line of sight relative to the longitudinal axis of the launcher. The range of possible movements of these bars is significantly limited (about 15-20 mm), which makes it very difficult for the pilot to ensure that the direction of the line of sight coincides with the air defense system and that the line of sight is kept within its limits without additional information. This additional information can be displayed on the indicator, for example, in the form of a light alarm connected to the output of the AND circuit. Practice has shown that the introduction of additional signaling when using the deviation of the line of sight relative to the longitudinal axis of the launcher of an AGR-29 type device significantly facilitates the pilot's maneuver in combining them and reduces its execution time.
В качестве прицела может быть использован, например, оптический прицел с гиростабилизированным головным зеркалом. As a sight, for example, an optical sight with a gyro-stabilized head mirror can be used.
В качестве датчиков углового положения линии визирования могут быть использованы трансформаторные датчики типа СКТ-265. As sensors for the angular position of the line of sight, transformer sensors of the SKT-265 type can be used.
В качестве датчиков угловой скорости линии визирования могут быть использованы потенциометры рукояток пульта наведения прицела, если закон управления гиростабилизатором скоростной. При скоростном законе управления величины сигналов потенциометров курса и тангажа пульта наведения задают скорость перемещения головного зеркала прицела в курсе и тангаже, т.е. оптической оси прицела или линии визирования. As sensors for the angular velocity of the line of sight, potentiometers of the handles of the remote control of the sight can be used, if the gyro stabilizer control law is high-speed. With the high-speed control law, the magnitude of the signals of the heading and pitch potentiometers of the guidance console sets the speed of movement of the head mirror of the sight in the course and pitch, i.e. optical axis of the sight or line of sight.
В качестве сумматоров могут быть использованы, например, суммирующие усилители, выполненные на базе операционных усилителей. As adders can be used, for example, summing amplifiers based on operational amplifiers.
В качестве компараторов могут быть использованы двухуровневые компараторы, построенные, например, на базе функциональных микросхем 521СА3. As comparators, two-level comparators can be used, built, for example, on the basis of functional microchips 521CA3.
В качестве схемы "И" может быть использована, например, функциональная логическая микросхема 564ЛП2. As a circuit "And" can be used, for example, a functional logic chip 564LP2.
В качестве коммутатора цепи пуска ракеты может быть использована функциональная микросхема 590КН13. Functional microcircuit 590KN13 can be used as a switch for a rocket launch circuit.
Включатель пуска может быть выполнен, например, в виде пусковой кнопки. The start switch can be performed, for example, in the form of a start button.
В качестве индикатора отклонения линии визирования прицела стрелка-оператора относительно продольной оси пусковой установки может быть использован, например, авиагоризонт резервный АГР-29. As an indicator of deviation of the line of sight of the gunner’s sight relative to the longitudinal axis of the launcher, for example, the backup horizon AGR-29 can be used.
В качестве сигнализатора разрешения пуска ракеты может быть использован, например, светодиод, введенный в окуляр прицела стрелка-оператора. При этом излучение светодиода попадает в поле зрения стрелка-оператора и фиксируется им. For example, an LED inserted into the eyepiece of the sight of an arrow-operator can be used as a signaling indicator for launching a rocket. In this case, the LED radiation falls into the field of view of the arrow operator and is fixed by it.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU95120379A RU2087831C1 (en) | 1995-11-30 | 1995-11-30 | Device for missile launching from helicopter |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU95120379A RU2087831C1 (en) | 1995-11-30 | 1995-11-30 | Device for missile launching from helicopter |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2087831C1 true RU2087831C1 (en) | 1997-08-20 |
| RU95120379A RU95120379A (en) | 1997-11-20 |
Family
ID=20174307
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU95120379A RU2087831C1 (en) | 1995-11-30 | 1995-11-30 | Device for missile launching from helicopter |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2087831C1 (en) |
Cited By (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2451260C1 (en) * | 2011-02-21 | 2012-05-20 | Любовь Николаевна Трифонова | Device to launch missile from moving carrier |
| RU2453792C1 (en) * | 2011-02-21 | 2012-06-20 | Любовь Николаевна Трифонова | Device to launch rocket from mobile carrier |
| RU2453791C1 (en) * | 2011-02-21 | 2012-06-20 | Анна Вячеславовна Трифонова | Device to launch rocket from mobile carrier |
| RU2455610C1 (en) * | 2011-02-17 | 2012-07-10 | Ольга Вячеславовна Трифонова | Device to launch rocket from mobile carrier |
| RU2456531C1 (en) * | 2011-02-10 | 2012-07-20 | Любовь Николаевна Трифонова | Device to launch rocket from mobile carrier |
| RU2460029C1 (en) * | 2011-02-17 | 2012-08-27 | Ольга Вячеславовна Трифонова | Device to launch missile from mobile carrier |
| RU2460962C1 (en) * | 2011-02-17 | 2012-09-10 | Ольга Вячеславовна Трифонова | Device for launching rocket from moving carrier |
| RU2465532C1 (en) * | 2011-07-12 | 2012-10-27 | Анна Вячеславовна Трифонова | Device to launch missile from mobile carrier |
| RU2465533C1 (en) * | 2011-07-12 | 2012-10-27 | Анна Вячеславовна Трифонова | Device to launch missile from mobile carrier |
| RU2467279C1 (en) * | 2011-07-12 | 2012-11-20 | Любовь Николаевна Трифонова | Device to launch rocket from mobile carrier |
| RU2467280C1 (en) * | 2011-07-12 | 2012-11-20 | Любовь Николаевна Трифонова | Device to launch rocket from mobile carrier |
| RU2467277C1 (en) * | 2011-07-12 | 2012-11-20 | Ольга Вячеславовна Трифонова | Device to launch rocket from mobile carrier |
| RU2468325C1 (en) * | 2011-07-12 | 2012-11-27 | Ольга Вячеславовна Трифонова | Device to launch rocket from moving carrier |
| RU2664254C1 (en) * | 2017-07-25 | 2018-08-16 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Device for emission of pyrotechnical cartridges |
-
1995
- 1995-11-30 RU RU95120379A patent/RU2087831C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| DE, патент, N 2239983, кл.F 41 G 3/22, 1976. * |
Cited By (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2456531C1 (en) * | 2011-02-10 | 2012-07-20 | Любовь Николаевна Трифонова | Device to launch rocket from mobile carrier |
| RU2456531C9 (en) * | 2011-02-10 | 2014-02-20 | Любовь Николаевна Трифонова | Device to launch rocket from mobile carrier |
| RU2455610C1 (en) * | 2011-02-17 | 2012-07-10 | Ольга Вячеславовна Трифонова | Device to launch rocket from mobile carrier |
| RU2460029C1 (en) * | 2011-02-17 | 2012-08-27 | Ольга Вячеславовна Трифонова | Device to launch missile from mobile carrier |
| RU2460962C1 (en) * | 2011-02-17 | 2012-09-10 | Ольга Вячеславовна Трифонова | Device for launching rocket from moving carrier |
| RU2451260C9 (en) * | 2011-02-21 | 2014-02-20 | Любовь Николаевна Трифонова | Device to launch missile from moving carrier |
| RU2453792C1 (en) * | 2011-02-21 | 2012-06-20 | Любовь Николаевна Трифонова | Device to launch rocket from mobile carrier |
| RU2453791C1 (en) * | 2011-02-21 | 2012-06-20 | Анна Вячеславовна Трифонова | Device to launch rocket from mobile carrier |
| RU2453792C9 (en) * | 2011-02-21 | 2014-02-20 | Любовь Николаевна Трифонова | Device to launch rocket from mobile carrier |
| RU2451260C1 (en) * | 2011-02-21 | 2012-05-20 | Любовь Николаевна Трифонова | Device to launch missile from moving carrier |
| RU2465533C1 (en) * | 2011-07-12 | 2012-10-27 | Анна Вячеславовна Трифонова | Device to launch missile from mobile carrier |
| RU2467277C1 (en) * | 2011-07-12 | 2012-11-20 | Ольга Вячеславовна Трифонова | Device to launch rocket from mobile carrier |
| RU2468325C1 (en) * | 2011-07-12 | 2012-11-27 | Ольга Вячеславовна Трифонова | Device to launch rocket from moving carrier |
| RU2467280C1 (en) * | 2011-07-12 | 2012-11-20 | Любовь Николаевна Трифонова | Device to launch rocket from mobile carrier |
| RU2467279C1 (en) * | 2011-07-12 | 2012-11-20 | Любовь Николаевна Трифонова | Device to launch rocket from mobile carrier |
| RU2465532C1 (en) * | 2011-07-12 | 2012-10-27 | Анна Вячеславовна Трифонова | Device to launch missile from mobile carrier |
| RU2664254C1 (en) * | 2017-07-25 | 2018-08-16 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Device for emission of pyrotechnical cartridges |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US3778007A (en) | Rod television-guided drone to perform reconnaissance and ordnance delivery | |
| RU2087831C1 (en) | Device for missile launching from helicopter | |
| US7870816B1 (en) | Continuous alignment system for fire control | |
| US5379676A (en) | Fire control system | |
| US8415596B2 (en) | Method and apparatus for determining a location of a flying target | |
| JPH0710091A (en) | Sighting apparatus of aircraft | |
| US20120061508A1 (en) | Device for firing weapons from an armed drone | |
| EP0275134A2 (en) | Stabilized line-of-sight aiming system for use with fire control systems | |
| RU2757094C1 (en) | Method for controlling the weaponry of multifunctional tactical aircrafts and system for implementation thereof | |
| GB1595951A (en) | Method of and apparatus for guiding a projectile missile | |
| RU2361235C1 (en) | Method of detecting and tracking low-flying targets | |
| US3742812A (en) | Method of aiming a television guided missile | |
| US4086841A (en) | Helical path munitions delivery | |
| RU2294514C1 (en) | Sight complex of fighting pilotless aircraft | |
| US4146196A (en) | Simplified high accuracy guidance system | |
| US20170241745A1 (en) | Military electro-optical sensor tracking | |
| SE467844B (en) | MANOEVRERINGSSYSTEM | |
| US6249589B1 (en) | Device for passive friend-or-foe discrimination | |
| US4494437A (en) | Arrangement in low-flying weapons carriers for combating ground _targets | |
| RU2697939C1 (en) | Method of target design automation at aiming at helicopter complex | |
| US4238090A (en) | All-weather intercept of tanks from a helicopter | |
| RU2759058C1 (en) | Method for controlling the weaponry of multifunctional tactical aircrafts and system for implementation thereof | |
| RU2433370C1 (en) | Optoelectronic system for air defence missile system | |
| US3286955A (en) | Low altitude air defense system and method | |
| RU2292005C1 (en) | Installation for fire at high-speed low-altitude targets |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20091201 |