RU2158406C1 - Оптикоэлектронная прицельная система самолета - Google Patents
Оптикоэлектронная прицельная система самолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2158406C1 RU2158406C1 RU99103009A RU99103009A RU2158406C1 RU 2158406 C1 RU2158406 C1 RU 2158406C1 RU 99103009 A RU99103009 A RU 99103009A RU 99103009 A RU99103009 A RU 99103009A RU 2158406 C1 RU2158406 C1 RU 2158406C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input
- target
- output
- block
- aircraft
- Prior art date
Links
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
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.
Description
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.
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.
- 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.
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.
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 = V•cos(φz+α)•cos(φy-β);
где V,α,β - скорость, углы атаки и скольжения самолета с блока 12,
φz,φy - углы визирования цели с первого выхода блока 2.
U22 = V•cos(φz+α)•cos(φy-β);
где V,α,β - скорость, углы атаки и скольжения самолета с блока 12,
φz,φy - 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.
U18 = U17 - U22.
В блоке 19 вычисляется экстраполированная дальность:
U19i = U23i-1 + U18.
U19i = U23i-1 + U18.
В блоке 23 формируется оценка дальности:
U23i = U19i + k23 • U21.
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.
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.
Claims (3)
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.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99103009A RU2158406C1 (ru) | 1999-02-22 | 1999-02-22 | Оптикоэлектронная прицельная система самолета |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99103009A RU2158406C1 (ru) | 1999-02-22 | 1999-02-22 | Оптикоэлектронная прицельная система самолета |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2158406C1 true RU2158406C1 (ru) | 2000-10-27 |
Family
ID=20215961
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU99103009A RU2158406C1 (ru) | 1999-02-22 | 1999-02-22 | Оптикоэлектронная прицельная система самолета |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2158406C1 (ru) |
-
1999
- 1999-02-22 RU RU99103009A patent/RU2158406C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Д.И.ГЛАДКОВ и др., Боевая авиационная техника. Авиационное вооружение. - М.: Воениздат, 1987, с.218. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5408541A (en) | Method and system for recognizing targets at long ranges | |
| KR101641614B1 (ko) | 발생 지점 추정 및 표적 분류를 위한 공중 표적을 트레일링하는 항적 난기류의 레이저-레이더 역추적 | |
| US4015258A (en) | Weapon aiming system | |
| US4040744A (en) | Multiple spectrum co-axial optical sight and closed loop gun control system | |
| US7870816B1 (en) | Continuous alignment system for fire control | |
| AU2003234414A1 (en) | All weather precision guidance of distributed projectiles | |
| US4097155A (en) | Target locating system | |
| RU2131577C1 (ru) | Зенитный ракетно-пушечный комплекс | |
| RU2087831C1 (ru) | Устройство для запуска ракеты с вертолета | |
| NL8001799A (nl) | Vuurleidinginrichting, in het bijzonder voor een mobiel vliegafweerstelsel. | |
| WO2014203250A1 (en) | Gated conjugation laser | |
| RU2158406C1 (ru) | Оптикоэлектронная прицельная система самолета | |
| RU2012135335A (ru) | Способ и система защиты воздушных судов от ракет переносных зенитных ракетных комплексов | |
| RU2206043C1 (ru) | Способ и система управления вооружением летательного аппарата | |
| RU2478898C1 (ru) | Способ распознавания цели и устройство для его осуществления | |
| RU2433370C1 (ru) | Оптико-электронная система зенитного ракетного комплекса | |
| US4238090A (en) | All-weather intercept of tanks from a helicopter | |
| GB2057217A (en) | Missile defence method | |
| RU2158407C1 (ru) | Оптикоэлектронная прицельная система самолета | |
| RU2544281C1 (ru) | Самолетная прицельная система для ближнего воздушного боя | |
| RU2312296C1 (ru) | Оптико-электронная прицельная система самолета | |
| RU2135391C1 (ru) | Корабельный комплекс высокоточного оружия ближнего рубежа | |
| RU2379613C2 (ru) | Самолетный прицел | |
| RU2651533C1 (ru) | Зенитный ракетный комплекс | |
| RU2100823C1 (ru) | Система обнаружения и опознавания |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE Effective date: 20111013 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20130527 |
|
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE Effective date: 20131226 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner |