RU2347720C1 - System of protecting aircrafts against guided ir-homing heads - Google Patents

System of protecting aircrafts against guided ir-homing heads Download PDF

Info

Publication number
RU2347720C1
RU2347720C1 RU2007147161/11A RU2007147161A RU2347720C1 RU 2347720 C1 RU2347720 C1 RU 2347720C1 RU 2007147161/11 A RU2007147161/11 A RU 2007147161/11A RU 2007147161 A RU2007147161 A RU 2007147161A RU 2347720 C1 RU2347720 C1 RU 2347720C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
radiation
aircraft
energy
power
infrared
Prior art date
Application number
RU2007147161/11A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Марат Гасимович Салахеев (RU)
Марат Гасимович Салахеев
Original Assignee
Общество с ограниченной ответственностью "СПЕЦТЕХ"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Общество с ограниченной ответственностью "СПЕЦТЕХ" filed Critical Общество с ограниченной ответственностью "СПЕЦТЕХ"
Priority to RU2007147161/11A priority Critical patent/RU2347720C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2347720C1 publication Critical patent/RU2347720C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: transport, aviation.
SUBSTANCE: invention relates to the methods of protecting aircraft against guided weapons equipped with IR-homing heads operating in IR-radiation spectrum frequency ranges. The aircraft is equipped with power supply inverter, computer, controller, IR-radiation source power supply, control unit and, at least, two power units. The latter are vertically and horizontally relative to the aircraft IR-radiation power center and represent a line or a polygon. Note here that the aircraft IR-radiation indicatrix maximum vertical and horizontal values created by modulated IR-radiation flow are overlapped. Every power module comprises servo drive accommodated at aircraft, casing arranged on aircraft either stationary or moving along the flight vehicle. The said casing houses blowers, servo motor, IR-radiation source, main reflector and additional IR-radiation sources, IR-radiation pickup, focusing element, obturator, light-filter carcass, IR-radiation light filters, and a cooling unit. The controller can be connected to the aircraft objective control system and interconnected to control unit and power module servo drives.
EFFECT: higher efficiency ensured by increased power and contrast of IR-radiation, smaller sizes, lower weight, ease of manufacture, expanded performances.
21 cl, 7 dwg

Description

Изобретение относится к методам индивидуальной защиты летательных аппаратов (ЛА) от управляемого оружия, оснащенного головками самонаведения, работающих в диапазоне частот инфракрасных (ИК) спектров излучения.The invention relates to methods of personal protection of aircraft (LA) from guided weapons equipped with homing heads operating in the frequency range of infrared (IR) radiation spectra.

Известны различные технические решения для обеспечения индивидуальной защиты ЛА от управляемых ракет, основанные на создании специальными устройствами активных помех, нарушающих режим нормального функционирования наземных либо бортовых радиоэлектронных систем наведения ракет (Лазарев Л.П. ИК и световые приборы самонаведения ЛА. М., Машиностроение, 1976, 145 с.).There are various technical solutions for ensuring the individual protection of aircraft from guided missiles, based on the creation of active interference by special devices that violate the normal functioning of ground or airborne electronic guidance systems for missiles (Lazarev L.P. IK and light homing devices for aircraft. M., Engineering, 1976, 145 p.).

Недостатком известных систем индивидуальной защиты является сложность их реализации и преимущественная возможность использования только при защите от средств противовоздушной обороны, управляемых наземными радиолокационными станциями. Кроме того, известные системы не могут быть использованы для индивидуальной защиты ЛА от ракет, оснащенных головками самонаведения, работающими в диапазоне частот ультрафиолетового, видимого и ИК спектров излучения.A disadvantage of the known personal protection systems is the complexity of their implementation and the predominant possibility of use only when protecting against air defense systems controlled by ground-based radar stations. In addition, the known systems cannot be used for individual protection of aircraft from missiles equipped with homing heads operating in the frequency range of ultraviolet, visible and IR radiation spectra.

Известна система индивидуальной защиты ЛА от ракет с ИК головками самонаведения, принцип действия которой основан на том, что по курсу следования ЛА осуществляется отстрел в окружающую среду специальных пиротехнических устройств (ИК ловушек), создающих интенсивное излучение в диапазоне ИК волн (Справочник офицера противовоздушной обороны. Г.В.Зимин и др., М., Воениздат, 1987, 474 с.).There is a well-known system of individual protection of aircraft from missiles with infrared homing heads, the principle of which is based on the fact that, according to the course of the aircraft, special pyrotechnic devices (infrared traps) are generated that create intense radiation in the infrared wavelength range (Reference book of an air defense officer. G.V. Zimin et al., M., Military Publishing House, 1987, 474 p.).

Недостатком известной системы защиты является необходимость при движении ЛА по траектории периодического отстрела в атмосферу специальных ИК ловушек из автоматических устройств. Это требует их достаточного запаса на борту. Кроме того, каждый выстрел сопровождается звуковым эффектом и отдачей, вызывающей вибрацию ЛА. Методы обработки информации современных ИК головок самонаведения предусматривают сравнение диапазонов частот излучения ложной тепловой цели и ЛА. Так как максимум спектра ИК излучения ложной тепловой цели находится в диапазоне 1,8-2,5 мкм, то головка самонаведения оценивает ее как ложную цель, исключает из дальнейшей обработки и использует в качестве информативного признака только ИК излучение ЛА, наводясь на него. Снижение эффективности данной системы защиты ЛА обусловлено и тем, что отстреливаемые ИК ловушки не управляемы в полете.A disadvantage of the known protection system is the need for moving aircraft along the trajectory of periodic shooting into the atmosphere of special IR traps from automatic devices. This requires their sufficient stock on board. In addition, each shot is accompanied by a sound effect and recoil causing vibration of the aircraft. Information processing methods of modern infrared homing heads include a comparison of the frequency ranges of the radiation of a false thermal target and an aircraft. Since the maximum infrared spectrum of the false thermal target is in the range 1.8-2.5 μm, the homing head evaluates it as a false target, excludes it from further processing and uses only the infrared radiation of the aircraft as an informative sign, pointing at it. The decrease in the effectiveness of this aircraft protection system is also due to the fact that the shootable IR traps are not controllable in flight.

Известна система защиты ЛА от ракет, оснащенных головками самонаведения, обеспечивающая создание ложной цели в пространстве между ЛА и наиболее вероятным направлением возможной ракетной атаки противника. При этом в качестве ложной цели в пространстве формируется ее голографическое изображение, а при создании голограммы в качестве ложной цели используется реальный источник, излучающий электромагнитные волны в диапазоне частот видимого и ИК спектров (RU 2141094 С1, 10.11.1999).A known system for protecting aircraft from missiles equipped with homing heads, providing a false target in the space between the aircraft and the most likely direction of a possible missile attack by the enemy. In this case, a holographic image is formed as a false target in space, and when creating a hologram, a real source that emits electromagnetic waves in the frequency range of the visible and IR spectra is used as a false target (RU 2141094 C1, 10.11.1999).

Недостатком известной системы защиты ЛА является наличие мощного источника когерентного излучения для формирования голографического изображения реального источника. Данные источники имеют относительно высокие геометрические параметры, а их функционирование сопряжено с высоким уровнем энергопотребления. Кроме того, в условиях естественной среды эффективность данной системы защиты является недостаточно высокой, т.к. воспроизведение голографического изображения определяется освещенностью, метеоусловиями и рядом других факторов.A disadvantage of the known aircraft protection system is the presence of a powerful source of coherent radiation for forming a holographic image of a real source. These sources have relatively high geometric parameters, and their operation is associated with a high level of energy consumption. In addition, in natural environments, the effectiveness of this protection system is not high enough, because reproduction of a holographic image is determined by lighting, weather conditions and a number of other factors.

Известна система защиты охраняемых объектов от управляемого авиационного оружия с ИК головками самонаведения, содержащая имитаторы ИК излучения и устройства обнаружения и предупреждения об авиационном нападении на охраняемый объект, подключенные через средства связи к первому входу подвижного пункта управления, первый выход которого подключен к устройству визуальной и ИК маскировки охраняемого объекта, при этом в систему введены измеритель параметров среднего ветра, выход которого подключен к второму входу подвижного пункта управления, и распределитель управляющих сигналов, вход которого подключен к второму выходу подвижного пункта управления, а каждый имитатор ИК излучения выполнен в виде радиально расположенных относительно охраняемого объекта излучателей, управляющие входы которых соединены с выходами распределителя управляющих сигналов (SU 1619833 А1, 27.01.2000).A known system for protecting protected objects from guided aircraft weapons with infrared homing heads, containing simulators of infrared radiation and devices for detecting and warning of an aircraft attack on a guarded object, connected via communication means to the first input of a moving control center, the first output of which is connected to a visual and infrared device masking of the guarded object, while the system includes a mean wind parameter meter, the output of which is connected to the second input of the mobile control point control signal distributor, the input of which is connected to the second output of the moving control center, and each IR radiation simulator is made in the form of emitters radially located relative to the guarded object, the control inputs of which are connected to the outputs of the control signal distributor (SU 1619833 A1, 01.27.2000) .

Недостатком известной системы защиты охраняемых объектов является использование реальных излучателей в качестве имитаторов ИК излучения. Следствием этого является увеличение габаритов системы защиты, что затрудняет возможность ее реализации на подвижном объекте.A disadvantage of the known system for protecting protected objects is the use of real emitters as simulators of infrared radiation. The consequence of this is an increase in the dimensions of the protection system, which makes it difficult to implement it on a moving object.

Также известно техническое решение для защиты ЛА от ракет с ИК головками самонаведения, базирующееся на устройстве для пространственного смещения теплового образа объекта, которое содержит расположенные на объекте источник ИК излучения, формирователи теплового образа объекта, выполненные в виде объемных структур с боковыми отражающими гранями, фокусирующий распределитель в виде вогнутого зеркала, концентраторы лучистого потока в виде плоского зеркала и средство ИК маскировки в виде купола с окнами (RU 2291374 С1, 10.01.2007).It is also known a technical solution for protecting aircraft from missiles with infrared homing heads, based on a device for spatial displacement of the thermal image of the object, which contains the source of infrared radiation located on the object, the thermal image of the object, made in the form of volumetric structures with side reflective faces, a focusing distributor in the form of a concave mirror, radiant flux concentrators in the form of a flat mirror and IR masking device in the form of a dome with windows (RU 2291374 C1, 10.01.2007).

Недостатком известного устройства являются высокие значения массо-геометрических характеристик, сложность конструктивного исполнения и формирования пространственных характеристик лучистого потока, а также влияние элементов устройства на аэродинамические характеристики ЛА, что приводит к ограничению области применения устройства и снижению его характеристик эффективности.A disadvantage of the known device is the high mass-geometric characteristics, the complexity of the design and the formation of the spatial characteristics of the radiant flux, as well as the influence of the elements of the device on the aerodynamic characteristics of the aircraft, which limits the scope of the device and reduces its performance characteristics.

Задачей настоящего изобретения является расширение области применения системы защиты ЛА с техническим результатом, выражающимся в повышении эффективности защиты за счет увеличения мощности и контрастности ИК излучения, уменьшения массово-геометрических характеристик, повышения уровня технологичности конструкции и использования рационального технического решения при формировании лучистого ИК потока.The objective of the present invention is to expand the scope of the aircraft protection system with a technical result, which is expressed in increasing the efficiency of protection by increasing the power and contrast of IR radiation, reducing the mass-geometric characteristics, increasing the level of manufacturability of the structure and using a rational technical solution when forming a radiant IR stream.

Решение поставленной задачи и достижение указанного технического результата обеспечиваются системой защиты ЛА от управляемого оружия с ИК головками самонаведения, содержащей установленные на ЛА инвертор питания, компьютер, контроллер, блок питания источников ИК излучения, пульт управления, предназначенный для включения и выключения системы защиты ЛА, а также визуального контроля ее работы, и энергетические модули в количестве не менее двух, расположенные по вертикали и горизонтали относительно энергетического центра ИК излучения ЛА с геометрической схемой в виде линии или многоугольника, обеспечивающей дискретное и синхронизированное по фазе перекрытие создаваемым модулированным потоком ИК излучения максимальных вертикальных и горизонтальных значений индикатрисы ИК излучения ЛА с учетом минимального уровня пространственного затенения ИК излучения энергетических модулей, при этом каждый из энергетических модулей включает в себя размещенный на ЛА сервоусилитель, корпус, установленный на ЛА стационарно или с возможностью перемещения относительно ЛА, размещенные в корпусе вентиляторы, подключенные к инвертору питания, серводвигатель, подключенный питающим входом к сервоусилителю и дополнительно связанный с ним по цепям обратной связи и управления, источник ИК излучения, подключенный к соответствующему выходу блока питания источников ИК излучения, основной отражатель ИК излучения, выполненный в виде криволинейного зеркала, датчик ИК излучения, используемый для контроля модулированного потока ИК излучения, фокусирующий элемент, обтюратор, кинематически соединенный с серводвигателем, светофильтровый каркас, выполненный в виде правильной многогранной пирамиды с параллельными основанию пирамиды перемычками, светофильтры ИК излучения, установленные на гранях пирамиды между ее ребрами и перемычками для формирования заданного спектра ИК излучения, первый дополнительный отражатель ИК излучения, установленный на вершине пирамиды и выполненный в виде сегмента тонкостенной сферы, обращенной выпуклой поверхностью к основанию пирамиды, блок охлаждения, размещенный в окрестности первого дополнительного отражателя ИК излучения, и второй дополнительный отражатель ИК излучения, выполненный в виде усеченного тороида, связанного с основанием пирамиды по его периметру и обращенного выпуклой поверхностью от основания пирамиды, источник ИК излучения, основной отражатель ИК излучения, датчик ИК излучения, фокусирующий элемент, обтюратор, светофильтры ИК излучения, первый и второй дополнительные отражатели ИК излучения последовательно оптически связаны между собой с расположением фокусирующего элемента, светофильтрового каркаса, основного и дополнительных отражателей ИК излучения соосно друг другу, между областью, примыкающей к вентиляторам, и внутренней полостью светофильтрового каркаса выполнены воздуховоды, а в светофильтрах ИК излучения, установленных в части каркаса, примыкающей к вершине пирамиды, выполнены вентиляционные отверстия, вход инвертора питания подключен к бортовому источнику питания, а его выходы - к питающим входам вентиляторов, контроллера, сервоусилителей энергетических модулей и блока питания источников ИК излучения, контроллер выполнен с возможностью подключения к системе объективного контроля ЛА и взаимосвязан с пультом управления и сервоусилителями энергетических модулей, командный вход контроллера подключен к выходу компьютера, сигнальные входы - к выходам датчиков ИК излучения энергетических модулей, а выходы - к управляющим входам вентиляторов и блока питания источников ИК излучения.The solution of this problem and the achievement of the specified technical result are provided by the aircraft protection system from guided weapons with IR homing heads, containing a power inverter, a computer, a controller, a power supply unit for IR radiation sources, a control panel designed to turn on and off the aircraft protection system, and also visual control of its operation, and energy modules in an amount of at least two, located vertically and horizontally relative to the energy center of the infrared radiation of the aircraft with a geometric diagram in the form of a line or a polygon, providing a discrete and phase-synchronized overlap of the maximum vertical and horizontal values of the indicatrix of the infrared radiation of the aircraft with the modulated IR radiation stream, taking into account the minimum level of spatial shading of the IR radiation of the energy modules, each of the energy modules includes a servo amplifier located on the aircraft, a housing mounted on the aircraft stationary or with the possibility of movement relative to the aircraft, fans in the case connected to a power inverter, a servomotor connected to a servo amplifier by a power input and additionally connected via feedback and control circuits, an IR radiation source connected to the corresponding output of an IR radiation power supply unit, the main IR radiation reflector, made in in the form of a curved mirror, an IR radiation sensor used to control the modulated IR radiation flux, a focusing element, a shutter, kinematically connected to a servomotor, a traffic light iltra frame made in the form of a regular multifaceted pyramid with jumpers parallel to the base of the pyramid, IR radiation filters mounted on the faces of the pyramid between its edges and jumpers to form a given IR spectrum, the first additional IR reflector mounted on the top of the pyramid and made in the form of a segment a thin-walled sphere facing a convex surface to the base of the pyramid, a cooling unit located in the vicinity of the first additional reflector of IR radiation, and a second additional reflector of IR radiation, made in the form of a truncated toroid connected with the base of the pyramid along its perimeter and facing a convex surface from the base of the pyramid, an IR radiation source, a main IR reflector, an IR radiation sensor, a focusing element, a shutter, IR radiation filters, the first and second additional reflectors of infrared radiation are sequentially optically coupled to each other with the location of the focusing element, the light filter frame, the main and additional reflectors lei of IR radiation coaxial to each other, air ducts are made between the area adjacent to the fans and the inner cavity of the filter frame, and ventilation holes are made in the IR filters installed in the part of the frame adjacent to the top of the pyramid, the input of the power inverter is connected to the on-board power source , and its outputs - to the power inputs of fans, controller, servo amplifiers of energy modules and power supply unit of IR radiation sources, the controller is configured to connect to the system It is an objective control of the aircraft and is interconnected with the control panel and servo amplifiers of the energy modules, the command input of the controller is connected to the computer output, the signal inputs are connected to the outputs of the IR radiation sensors of the energy modules, and the outputs are connected to the control inputs of the fans and the power supply unit of the IR radiation sources.

Решению поставленной задачи и достижению указанного технического результата способствуют также частные существенные признаки изобретения.The solution of the problem and the achievement of the specified technical result is also promoted by private essential features of the invention.

Энергетический центр ИК излучения ЛА выявляется в соответствии с его тепловой моделью.The energy center of the infrared radiation of the aircraft is detected in accordance with its thermal model.

В каждом энергетическом модуле источник ИК излучения выполнен в виде модели селективного серого тела, спектральный диапазон которого преимущественно совпадает со спектральным диапазоном ИК излучения ЛА с превышением мощности ИК излучения.In each energy module, the source of infrared radiation is made in the form of a model of a selective gray body, the spectral range of which mainly coincides with the spectral range of infrared radiation of an aircraft with an excess of infrared radiation power.

Для каждого энергетического модуля введен привод перемещения его корпуса, жестко связанный с ЛА и кинематически связанный с корпусом энергетического модуля.For each energy module, a drive for moving its body is introduced, rigidly connected to the aircraft and kinematically connected to the body of the energy module.

В каждом энергетическом модуле оси серводвигателя и основного отражателя ИК излучения могут быть ориентированы параллельно друг другу, или перпендикулярно друг другу, или со скрещиванием.In each energy module, the axes of the servomotor and the main reflector of IR radiation can be oriented parallel to each other, or perpendicular to each other, or with crossing.

В каждом энергетическом модуле вентиляторы расположены по кольцу относительно оси симметрии отражателя ИК излучения.In each energy module, the fans are arranged in a ring relative to the axis of symmetry of the infrared reflector.

Энергетические модули могут быть установлены на фюзеляже ЛА, в частности в его нижней носовой или хвостовой части, или в верхней и нижней частях.Energy modules can be mounted on the aircraft fuselage, in particular in its lower bow or tail, or in the upper and lower parts.

Энергетические модули могут быть установлены на крыльях ЛА или на крыльях и фюзеляже ЛА.Energy modules can be mounted on the wings of an aircraft or on the wings and fuselage of an aircraft.

В каждом энергетическом модуле фокусирующий элемент выполнен в виде тонкостенного цилиндра с отражательной внутренней боковой поверхностью.In each energy module, the focusing element is made in the form of a thin-walled cylinder with a reflective inner side surface.

В каждом энергетическом модуле блок охлаждения может быть выполнен в виде радиатора или вентилятора, или радиатора и вентилятора.In each energy module, the cooling unit can be made in the form of a radiator or fan, or a radiator and fan.

В каждом энергетическом модуле оси симметрии источника ИК излучения и основного отражателя ИК излучения могут быть ориентированы соосно или перпендикулярно друг другу.In each energy module, the axis of symmetry of the IR radiation source and the main reflector of IR radiation can be oriented coaxially or perpendicular to each other.

В каждом энергетическом модуле в основном отражателе ИК излучения выполнено центральное отверстие, предназначенное для подведения питания к источнику ИК излучения.In each energy module in the main reflector of IR radiation, a central hole is made for supplying power to the source of IR radiation.

В каждом энергетическом модуле основной отражатель ИК излучения может быть выполнен в виде криволинейного гладкого или шероховатого зеркала.In each energy module, the main reflector of IR radiation can be made in the form of a curvilinear smooth or rough mirror.

В каждом энергетическом модуле дополнительные отражатели ИК излучения выполнены металлическими.In each energy module, additional infrared reflectors are made of metal.

На корпусе каждого энергетического модуля установлены электрические разъемы для подключения составных узлов и блоков системы.On the case of each power module there are electrical connectors for connecting the components and units of the system.

Система выполнена с возможностью подключения к бортовой системе пожаротушения и к системе предупреждения об авиационном нападении.The system is configured to be connected to an on-board fire extinguishing system and to an aircraft attack warning system.

На фиг.1 приведена структурная схема системы защиты ЛА от управляемого оружия с ИК головками самонаведения.Figure 1 shows a structural diagram of a system for protecting aircraft from guided weapons with infrared homing heads.

На фиг.2 представлено схематическое изображение элементов энергетического модуля, установленных в его корпусе (серводвигатель и его кинематическая связь с обтюратором не показаны).Figure 2 presents a schematic illustration of the elements of the energy module installed in its casing (the servomotor and its kinematic connection with the shutter are not shown).

На фиг.3 приведена схема светофильтрового каркаса без светофильтров.Figure 3 shows a diagram of a filter frame without filters.

На фиг.4 показана схема светофильтрового каркаса с установленными в нем светофильтрами (без вентиляционных отверстий).Figure 4 shows a diagram of a filter frame with installed filters in it (without ventilation holes).

На фиг.5 представлена поверхность второго дополнительного отражателя.Figure 5 presents the surface of the second additional reflector.

На фиг.6 и 7 показаны положения энергетического модуля в рабочем (Р) и нерабочем (HP) состояниях.6 and 7 show the positions of the energy module in the working (P) and non-working (HP) states.

Система защиты летательных аппаратов от управляемого оружия с ИК головками самонаведения содержит установленные на ЛА инвертор питания 1 (фиг.1), компьютер 2, контроллер 3, блок 4 питания источников ИК излучения, пульт 5 управления, предназначенный для включения и выключения системы защиты ЛА, а также визуального контроля ее работы, и энергетические модули в количестве не менее двух. Энергетические модули расположены по вертикали и горизонтали относительно энергетического центра РЕК излучения ЛА (на одинаковых или различных расстояниях) с геометрической схемой в виде линии или многоугольника, обеспечивающей дискретное и синхронизированное по фазе перекрытие создаваемым модулированным потоком ИК излучения максимальных вертикальных и горизонтальных значений индикатрисы ИК излучения ЛА с учетом минимального уровня пространственного затенения ИК излучения энергетических модулей. Каждый из энергетических модулей включает в себя размещенный на ЛА сервоусилитель 6, корпус 7, установленный в данном случае на ЛА не стационарно (т.е. не с постоянным выпуском из фюзеляжа), а с возможностью перемещения относительно ЛА (т.е. с выпуском по мере необходимости). В корпусе 7 размещены вентиляторы 8, подключенные к инвертору 1 питания, серводвигатель 9, подключенный питающим входом к сервоусилителю 7 и дополнительно связанный с ним по цепям обратной связи и управления, источник 10 ИК излучения, подключенный к соответствующему выходу блока 4 питания источников ИК излучения, основной отражатель 11 ИК излучения, выполненный в виде криволинейного зеркала, датчик 12 ИК излучения, используемый для контроля модулированного потока ИК излучения, фокусирующий элемент 13, обтюратор 14, кинематически соединенный с серводвигателем 9, светофильтровый каркас 15, выполненный в виде правильной многогранной пирамиды с параллельными основанию пирамиды перемычками 16, светофильтры 17 (фиг.2) ИК излучения, установленные на гранях пирамиды между ее ребрами и перемычками для формирования заданного спектра ИК излучения, первый дополнительный отражатель 18 ИК излучения, установленный на вершине пирамиды и выполненный в виде сегмента тонкостенной сферы, обращенной выпуклой поверхностью к основанию пирамиды, блок 19 охлаждения, размещенный в окрестности первого дополнительного отражателя ИК излучения, и второй дополнительный отражатель 20 ИК излучения, выполненный в виде усеченного тороида, связанного с основанием пирамиды по его периметру и обращенного выпуклой поверхностью от основания пирамиды. Источник 10 ИК излучения, основной отражатель 11 ИК излучения, датчик 12 ИК излучения, фокусирующий элемент 13, обтюратор 14, выполненный, например, в виде перемещающейся перед источником 10 ИК излучения бесконечной ленты с окнами прозрачности или в виде механического прерывателя, светофильтры 17 ИК излучения и дополнительные отражатели 18, 20 ИК излучения последовательно оптически связаны между собой с расположением фокусирующего элемента 13, светофильтрового каркаса 15, основного отражателя 11 и дополнительных отражателей 18, 20 ИК излучения соосно друг другу. Между областью, примыкающей к вентиляторам 8, и внутренней полостью светофильтрового каркаса 15 выполнены воздуховоды 21, а в светофильтрах 17 ИК излучения, установленных в части каркаса 15, примыкающей к вершине пирамиды, выполнены вентиляционные отверстия 22. Вход инвертора 1 питания подключен к бортовому источнику питания, а его выходы - к питающим входам вентиляторов 8, контроллера 3, сервоусилителей 6 энергетических модулей и блока 4 питания источников ИК излучения. Контроллер 3 выполнен с возможностью подключения к системе объективного контроля ЛА и взаимосвязан с пультом 5 управления и сервоусилителями 6 энергетических модулей. Командный вход контроллера 3 подключен к выходу компьютера 2, сигнальные входы - к выходам датчиков 12 ИК излучения энергетических модулей, а выходы - к управляющим входам вентиляторов и блока 4 питания источников ИК излучения.The system for protecting aircraft from guided weapons with IR homing heads contains a power inverter 1 (Fig. 1), a computer 2, a controller 3, a power supply unit 4 for IR radiation sources, a control panel 5 designed to turn on and off the aircraft protection system, as well as visual control of its work, and energy modules in an amount of at least two. The energy modules are located vertically and horizontally relative to the energy center of the REK radiation of the aircraft (at the same or different distances) with a geometric diagram in the form of a line or a polygon that provides a discrete and phase-synchronized overlap by the modulated IR radiation stream of the maximum vertical and horizontal values of the indicatrix of the IR radiation of the aircraft taking into account the minimum level of spatial shading of IR radiation of energy modules. Each of the energy modules includes a servo amplifier 6 located on the aircraft, housing 7 mounted in this case on the aircraft not stationary (i.e., not with a constant release from the fuselage), but with the possibility of movement relative to the aircraft (i.e. with the release as needed). In the housing 7 there are fans 8 connected to the power inverter 1, a servomotor 9 connected to a power input to the servo amplifier 7 and additionally connected to it via feedback and control circuits, an IR radiation source 10 connected to the corresponding output of the IR radiation power supply unit 4, the main reflector 11 of the IR radiation, made in the form of a curved mirror, the sensor 12 of the IR radiation used to control the modulated flow of IR radiation, the focusing element 13, the shutter 14, kinematically connected to a motor 9, an optical filter frame 15 made in the form of a regular multifaceted pyramid with jumpers 16 parallel to the base of the pyramid, IR filters 17 (FIG. 2) installed on the sides of the pyramid between its edges and jumpers to form a given spectrum of IR radiation, the first additional reflector 18 IR radiation mounted on the top of the pyramid and made in the form of a segment of a thin-walled sphere facing a convex surface to the base of the pyramid, cooling unit 19 located in the vicinity of the first additional an additional reflector of IR radiation, and a second additional reflector 20 of IR radiation, made in the form of a truncated toroid associated with the base of the pyramid along its perimeter and facing a convex surface from the base of the pyramid. IR radiation source 10, main IR reflector 11, IR radiation sensor 12, focusing element 13, obturator 14, made, for example, in the form of an endless tape moving in front of the IR radiation source 10 with transparency windows or in the form of a mechanical chopper, IR radiation filters 17 and additional reflectors 18, 20 of IR radiation are sequentially optically coupled to each other with the location of the focusing element 13, filter frame 15, the main reflector 11 and additional reflectors 18, 20 of IR radiation coaxially each other. Between the region adjacent to the fans 8 and the inner cavity of the filter frame 15, air ducts 21 are made, and ventilation holes 22 are made in the IR filters 17 installed in the part of the frame 15 adjacent to the top of the pyramid. The input of the power inverter 1 is connected to the on-board power source , and its outputs - to the power inputs of the fans 8, controller 3, servo amplifiers 6 power modules and power supply unit 4 of the sources of infrared radiation. The controller 3 is configured to connect to the objective control system of the aircraft and is interconnected with the control panel 5 and the servo amplifiers 6 of the energy modules. The command input of controller 3 is connected to the output of computer 2, the signal inputs to the outputs of the sensors 12 of the IR radiation of the energy modules, and the outputs to the control inputs of the fans and the power supply unit 4 of the sources of IR radiation.

Энергетический центр ИК излучения ЛА выявляется в соответствии с его тепловой моделью.The energy center of the infrared radiation of the aircraft is detected in accordance with its thermal model.

В каждом энергетическом модуле источник 10 ИК излучения выполнен в виде модели селективного серого тела, спектральный диапазон которого преимущественно совпадает со спектральным диапазоном ИК излучения ЛА с превышением мощности ИК излучения.In each energy module, the source of IR radiation 10 is made in the form of a model of a selective gray body, the spectral range of which mainly coincides with the spectral range of the infrared radiation of the aircraft with an excess of infrared radiation power.

Для каждого энергетического модуля введен привод 23 перемещения его корпуса, жестко связанный с ЛА и кинематически связанный с корпусом энергетического модуля.For each energy module, a drive 23 for moving its housing is introduced, rigidly connected to the aircraft and kinematically connected to the housing of the energy module.

В каждом энергетическом модуле оси серводвигателя 9 и основного отражателя 11 ИК излучения могут быть ориентированы параллельно друг другу, или перпендикулярно друг другу, или со скрещиванием.In each energy module, the axes of the servomotor 9 and the main reflector 11 of the IR radiation can be oriented parallel to each other, or perpendicular to each other, or with crossing.

В каждом энергетическом модуле вентиляторы 8 расположены по кольцу относительно оси симметрии основного отражателя 11 ИК излучения.In each energy module, the fans 8 are arranged in a ring relative to the axis of symmetry of the main infrared reflector 11.

Энергетические модули могут быть установлены на фюзеляже ЛА, в частности в его нижней носовой или хвостовой части, или в верхней и нижней частях.Energy modules can be mounted on the aircraft fuselage, in particular in its lower bow or tail, or in the upper and lower parts.

Энергетические модули могут быть установлены на крыльях ЛА или на крыльях и фюзеляже ЛА.Energy modules can be mounted on the wings of an aircraft or on the wings and fuselage of an aircraft.

В каждом энергетическом модуле фокусирующий элемент 13 выполнен в виде тонкостенного цилиндра с отражательной внутренней боковой поверхностью.In each energy module, the focusing element 13 is made in the form of a thin-walled cylinder with a reflective inner side surface.

В каждом энергетическом модуле блок 19 охлаждения может быть выполнен в виде радиатора или вентилятора, или радиатора и вентилятора.In each energy module, the cooling unit 19 can be made in the form of a radiator or a fan, or a radiator and a fan.

В каждом энергетическом модуле оси симметрии источника 10 ИК излучения и основного отражателя 11 ИК излучения могут быть ориентированы соосно или перпендикулярно друг другу.In each energy module, the axis of symmetry of the IR radiation source 10 and the main IR radiation reflector 11 can be oriented coaxially or perpendicular to each other.

В каждом энергетическом модуле в основном отражателе 11 ИК излучения выполнено центральное отверстие 24, предназначенное для подведения питания к источнику 10 ИК излучения.In each energy module in the main reflector 11 of the IR radiation, a central hole 24 is provided for supplying power to the IR radiation source 10.

В каждом энергетическом модуле основной отражатель 11 ИК излучения может быть выполнен в виде криволинейного гладкого или шероховатого зеркала.In each energy module, the main reflector 11 of IR radiation can be made in the form of a curvilinear smooth or rough mirror.

В каждом энергетическом модуле дополнительные отражатели 18, 20 ИК излучения выполнены металлическими.In each energy module, additional reflectors 18, 20 of IR radiation are made of metal.

На корпусе каждого энергетического модуля установлены электрические разъемы для подключения составных узлов и блоков системы (не показаны).On the case of each power module, electrical connectors are installed to connect the components and units of the system (not shown).

Система выполнена с возможностью подключения к бортовой системе пожаротушения и к системе предупреждения об авиационном нападении.The system is configured to be connected to an on-board fire extinguishing system and to an aircraft attack warning system.

Инвертор 1 питания, контроллер 3 и блок 4 питания источников ИК излучения осуществляют подготовку системы к запуску, ее запуск и остановку, управление работой системы в соответствии с расчетными режимами, обеспечение функционирования системы охлаждения, контроль работоспособности системы, частоты амплитуднофазовой модуляции, температуры излучающей поверхности, оборотов синхронной системы модуляции, а также стабилизации фазовой настройки энергетических модулей при проведении регламентных работ.The power inverter 1, controller 3 and power supply unit 4 of the IR radiation sources prepare the system for start-up, start and stop it, control the operation of the system in accordance with the design modes, ensure the functioning of the cooling system, monitor the health of the system, the frequency of the amplitude-phase modulation, temperature of the radiating surface, revolutions of the synchronous modulation system, as well as stabilization of the phase adjustment of energy modules during routine maintenance.

Система защиты ЛА от управляемого оружия с ИК головками самонаведения функционирует следующим образом.The system for protecting aircraft from guided weapons with infrared homing heads operates as follows.

Перед полетом производится визуальный осмотр и тестирование системы, осмотр и обслуживание оптической части энергетических модулей, при котором проверяются состояния установленных в светофильтровом каркасе 15 светофильтров 17, а также состояния основного 11 и дополнительных отражателей 18, 20 ИК излучения. В кабине ЛА в соответствии с регламентом тестирования проверяется работа пульта 5 управления и готовность блоков системы к пуску. При подаче управляющего сигнала с пульта 5 управления включается система защиты ЛА. Программирование всего комплекса осуществляется посредством компьютера 2. Прохождение команд и их выполнение системой защиты отображается на пульте 5 управления свечением соответствующих светоиндикаторов. При включении системы защиты запускаются вентиляторы 8. С контроллера 3 подается управляющий сигнал на сервоусилители 6 для согласования валов по углу, после чего происходит запуск обтюраторов 14 в энергетических модулях. Приведение обтюраторов 14 в состояние перемещения осуществляется серводвигателями 9, а охлаждение энергетических модулей - вентиляторами 8, которые используют воздух окружающей среды, поступающий через вентиляционные отверстия 22, выполненные в светофильтрах 17. Изменение числа оборотов серводвигателей 9 от времени задается программой управления системой привода. Перемещение модулей (в вариантах исполнения с выдвижными корпусами модулей) относительно ЛА обеспечивается приводом 23. Энергетические модули выпускаются через установленное расчетное время. На фиг.6 и 7 показаны положения энергетического модуля в рабочем (Р) и нерабочем (HP) состояниях, которые соответствуют фазам их выпуска из фюзеляжа и состоянию покоя. На объекте может быть установлено различное число энергетических модулей, но не менее двух.Before the flight, a visual inspection and testing of the system, inspection and maintenance of the optical part of the energy modules is performed, in which the states of the 15 filters 17 installed in the filter frame are checked, as well as the conditions of the main 11 and additional reflectors 18, 20 of IR radiation. In the aircraft cabin, in accordance with the testing regulations, the operation of the control panel 5 and the readiness of the system units for launch are checked. When a control signal is supplied from the control panel 5, the aircraft protection system is activated. Programming of the whole complex is carried out by means of computer 2. The passage of commands and their implementation by the protection system is displayed on the control panel 5 for controlling the illumination of the corresponding light indicators. When the protection system is turned on, fans are started 8. From the controller 3, a control signal is supplied to the servo amplifiers 6 to coordinate the angles of the shafts, after which the shutters 14 in the energy modules are started. The shutters 14 are brought into a moving state by servomotors 9, and the energy modules are cooled by fans 8, which use ambient air supplied through ventilation openings 22 made in light filters 17. The change in the number of revolutions of servomotors 9 from time to time is set by the drive system control program. The movement of modules (in versions with sliding module housings) relative to the aircraft is provided by the drive 23. Energy modules are released after a set estimated time. 6 and 7 show the positions of the energy module in the working (P) and non-working (HP) states, which correspond to the phases of their release from the fuselage and the rest state. At the facility, a different number of energy modules can be installed, but not less than two.

Энергетический модуль создает в пространстве модулированный поток ПК излучения в вертикальной и горизонтальной плоскостях при использовании источника 10 ИК излучения, основного отражателя 11 ИК излучения, фокусирующего элемента 13, обтюратора 14, светофильтров 17 ИК излучения и дополнительных отражателей 18, 20 ИК излучения. Источник 10 является источником ИК энергии и выполнен, как уже указывалось, в виде модели селективного серого тела, спектральный диапазон которого преимущественно совпадает со спектральным диапазоном излучения ЛА с превышением мощности излучения.The energy module creates in space a modulated PC radiation flux in the vertical and horizontal planes when using an IR radiation source 10, a main IR radiation reflector 11, a focusing element 13, an obturator 14, IR radiation filters 17 and additional IR radiation reflectors 18, 20. The source 10 is a source of IR energy and is made, as already indicated, in the form of a model of a selective gray body, the spectral range of which mainly coincides with the spectral range of the aircraft radiation with an excess of radiation power.

Индикатриса ИК излучения формируется основным отражателем 11, выполненным в виде криволинейного зеркала, и дополнительными отражателями 18, 20 ИК излучения. Последние воспринимают и отражают ИК излучение, исходящее от светофильтров 17 ИК излучения, наружными выпуклыми поверхностями. Режим излучения обеспечивается электронными блоками системы и является дискретным, синхронизированным по фазе. Заданный спектр ИК излучения формируется установленными в светофильтровом каркасе 15 светофильтрами 17 ИК излучения. Процесс излучения контролируется датчиками 12 ИК излучения, которые установлены в каждом энергетическом модуле. Геометрическая схема расположения модулей на ЛА соответствует перекрытию максимальных вертикальных и горизонтальных значений индикатрисы излучения объекта с учетом минимального уровня пространственного затенения излучения модулей. Этим обеспечивается оптимальная защита ЛА, учитывающая расположение энергетического центра излучения объекта в соответствии с его тепловой моделью.The IR radiation indicatrix is formed by the main reflector 11, made in the form of a curved mirror, and additional IR reflectors 18, 20. The latter perceive and reflect infrared radiation emanating from the filters 17 infrared radiation, the outer convex surfaces. The radiation mode is provided by the electronic components of the system and is discrete, phase-locked. A predetermined spectrum of IR radiation is formed by the IR filters 17 installed in the filter frame 15. The radiation process is controlled by sensors 12 IR radiation, which are installed in each energy module. The geometric arrangement of the modules on the aircraft corresponds to the overlap of the maximum vertical and horizontal values of the indicatrix of radiation of the object, taking into account the minimum level of spatial shading of radiation from the modules. This ensures optimal protection of the aircraft, taking into account the location of the energy center of radiation of the object in accordance with its thermal model.

При произвольном числе используемых энергетических модулей они могут быть установлены на ЛА с образованием произвольной линии или многоугольника. Повышение эффективности использования данной системы защиты достигается также и за счет того, что энергетические модули установлены на одинаковом или различном расстоянии по вертикали и горизонтали относительно энергетического центра ИК излучения.With an arbitrary number of energy modules used, they can be installed on the aircraft with the formation of an arbitrary line or polygon. Improving the efficiency of using this protection system is also achieved due to the fact that the energy modules are installed at the same or different distances vertically and horizontally relative to the energy center of infrared radiation.

Таким образом, на средство нападения, оснащенное ИК головкой самонаведения, оказывается воздействие, приводящее к постоянному смещению отметки цели на приемнике средства нападения. Вследствие этого обеспечивается увод средства нападения от защищаемого объекта, или осуществляется срыв наведения на него.Thus, an attack means equipped with an infrared homing head is affected, resulting in a constant shift of the target mark on the receiver of the attack means. As a result of this, the means of attack from the protected object are secured, or the guidance is disrupted.

После выполнения работы энергетический модуль отключается и его корпус 7 убирается в борт ЛА. Вентиляторы 8 продолжают работать до достижения температурой энергетического модуля температуры окружающей среды. Полное охлаждение происходит от 3 до 7 минут.After the work is completed, the energy module is turned off and its body 7 is removed to the side of the aircraft. Fans 8 continue to operate until the temperature of the energy module reaches ambient temperature. Full cooling takes 3 to 7 minutes.

Увеличение контрастности теплового образа и интенсивности ИК излучения достигается за счет использования совокупности отражателей 11, 18 и 20 ИК излучения, фокусирующего элемента 13 и размещения светофильтров 17 на светофильтровом каркасе 15, выполненном в виде правильной многогранной пирамиды.An increase in the contrast of the thermal image and the intensity of IR radiation is achieved by using a combination of reflectors 11, 18 and 20 of IR radiation, a focusing element 13 and placing the filter 17 on the filter frame 15, made in the form of a regular polyhedral pyramid.

Изобретение обеспечивает высокую эффективность при защите объектов различного назначения от средств нападения, оснащенных ИК головками самонаведения, и может быть использовано в системах дистанционного контроля, управлении, а также при реализации методов испытаний различных блоков ЛА и моделировании процессов их функционирования.The invention provides high efficiency in protecting objects for various purposes from attack means equipped with infrared homing heads, and can be used in remote control systems, control, as well as in implementing test methods for various aircraft units and modeling their functioning processes.

Claims (21)

1. Система защиты летательных аппаратов (ЛА) от управляемого оружия с инфракрасными (ИК) головками самонаведения, содержащая
установленные на ЛА инвертор питания, компьютер, контроллер, блок питания источников ИК-излучения, пульт управления, предназначенный для включения и выключения системы защиты ЛА, а также визуального контроля ее работы, и энергетические модули в количестве не менее двух, расположенные по вертикали и горизонтали относительно энергетического центра РЖ излучения ЛА с геометрической схемой в виде линии или многоугольника, обеспечивающей дискретное и синхронизированное по фазе перекрытие создаваемым модулированным потоком ИК-излучения максимальных вертикальных и горизонтальных значений индикатрисы ИК-излучения ЛА с учетом минимального уровня пространственного затенения ИК-излучения энергетических модулей, при этом каждый из энергетических модулей включает в себя размещенный на ЛА сервоусилитель, корпус, установленный на ЛА стационарно или с возможностью перемещения относительно ЛА, размещенные в корпусе вентиляторы, подключенные к инвертору питания, серводвигатель, подключенный питающим входом к сервоусилителю и дополнительно связанный с ним по цепям обратной связи и управления, источник ИК-излучения, подключенный к соответствующему выходу блока питания источников ИК-излучения, основной отражатель ИК-излучения, выполненный в виде криволинейного зеркала, датчик ИК-излучения, используемый для контроля модулированного потока ИК-излучения, фокусирующий элемент, обтюратор, кинематически соединенный с серводвигателем, светофильтровый каркас, выполненный в виде правильной многогранной пирамиды с параллельными основанию пирамиды перемычками, светофильтры ИК-излучения, установленные на гранях пирамиды между ее ребрами и перемычками для формирования заданного спектра ИК-излучения, первый дополнительный отражатель ИК-излучения, установленный на вершине пирамиды и выполненный в виде сегмента тонкостенной сферы, обращенной выпуклой поверхностью к основанию пирамиды, блок охлаждения, размещенный в окрестности первого дополнительного отражателя ИК-излучения, и второй дополнительный отражатель ИК-излучения, выполненный в виде усеченного тороида, связанного с основанием пирамиды по его периметру и обращенного выпуклой поверхностью от основания пирамиды, причем источник ИК-излучения, основной отражатель ИК-излучения, датчик ИК-излучения, фокусирующий элемент, обтюратор, светофильтры ИК-излучения, первый и второй дополнительные отражатели ИК-излучения последовательно оптически связаны между собой с расположением фокусирующего элемента, светофильтового каркаса, основного и дополнительных отражателей ИК-излучения соосно друг с другом, между областью, примыкающей к вентиляторам, и внутренней полостью светофильтрового каркаса выполнены воздуховоды, а в светофильтрах ИК-излучения, установленных в части каркаса, примыкающей к вершине пирамиды, выполнены вентиляционные отверстия, вход инвертора питания подключен к бортовому источнику питания, а его выходы - к питающим входам вентиляторов, контроллера, сервоусилителей энергетических модулей и блока питания источников ИК-излучения, контроллер выполнен с возможностью подключения к системе объективного контроля ЛА и взаимосвязан с пультом управления и сервоусилителями энергетических модулей, командный вход контроллера подключен к выходу компьютера, сигнальные входы - к выходам датчиков ИК-излучения энергетических модулей, а выходы - к управляющим входам вентиляторов и блока питания источников ИК-излучения.1. A system for protecting aircraft (LA) from guided weapons with infrared (IR) homing heads, comprising
a power inverter installed on the aircraft, a computer, a controller, a power supply unit for IR sources, a control panel designed to turn on and off the aircraft protection system, as well as visually monitor its operation, and power modules in an amount of at least two, located vertically and horizontally relative to the energy center of the RG radiation of the aircraft with a geometric pattern in the form of a line or a polygon, providing a discrete and phase-synchronized overlap created by the modulated IR radiation flux the maximum vertical and horizontal values of the indicatrix of the IR radiation of the aircraft, taking into account the minimum level of spatial shading of the IR radiation of the energy modules, each of the energy modules includes a servo amplifier located on the aircraft, a housing mounted on the aircraft stationary or with the possibility of moving relative to the aircraft in the case there are fans connected to the power inverter, a servomotor connected to the servo amplifier by the power input and additionally connected through feedback circuits and and control, an IR radiation source connected to the corresponding output of the IR radiation power supply unit, a main IR reflector made in the form of a curved mirror, an IR radiation sensor used to control the modulated IR radiation flux, a focusing element, a shutter kinematically connected to a servomotor, a filter glass frame made in the form of a regular polyhedral pyramid with jumpers parallel to the pyramid base, IR radiation filters mounted on the edges of the pyramids between its ribs and jumpers to form a given spectrum of IR radiation, the first additional infrared reflector mounted on the top of the pyramid and made in the form of a segment of a thin-walled sphere facing a pyramid base with a convex surface, a cooling unit located in the vicinity of the first additional IR reflector -radiation, and the second additional reflector of infrared radiation, made in the form of a truncated toroid associated with the base of the pyramid along its perimeter and facing a convex surface about the base of the pyramid, and the source of infrared radiation, the main reflector of infrared radiation, a sensor of infrared radiation, a focusing element, a shutter, filters of infrared radiation, the first and second additional reflectors of infrared radiation are sequentially optically coupled to each other with the location of the focusing element, light filter frame , the main and additional reflectors of infrared radiation coaxially with each other, between the area adjacent to the fans, and the inner cavity of the filter frame is made of air ducts, and in the filter The IR radiation installed in the part of the frame adjacent to the top of the pyramid has ventilation openings, the input of the power inverter is connected to the on-board power supply, and its outputs are connected to the power inputs of the fans, controller, servo amplifiers of energy modules and the power supply unit of IR radiation sources, controller made with the ability to connect to the objective control system of the aircraft and interconnected with the control panel and servo amplifiers of energy modules, the command input of the controller is connected to the output of the computer, with gnalnye inputs - outputs of the sensors to IR radiation power modules, and the outputs - to the control inputs of the power supply fans and IR radiation sources. 2. Система по п.1, в которой энергетический центр ИК-излучения ЛА выявляется в соответствии с его тепловой моделью.2. The system according to claim 1, in which the energy center of the infrared radiation of the aircraft is detected in accordance with its thermal model. 3. Система по п.1, в которой в каждом энергетическом модуле источник ИК-излучения выполнен в виде модели селективного серого тела, спектральный диапазон которого преимущественно совпадает со спектральным диапазоном ИК-излучения ЛА с превышением мощности ИК-излучения.3. The system according to claim 1, in which, in each energy module, the IR radiation source is made in the form of a selective gray body model, the spectral range of which mainly coincides with the spectral range of the aircraft’s IR radiation with an excess of IR radiation power. 4. Система по п.1, в которой для каждого энергетического модуля введен привод перемещения его корпуса, жестко связанный с ЛА и кинематически связанный с корпусом энергетического модуля.4. The system according to claim 1, in which for each energy module is introduced a drive for moving its body, rigidly connected with the aircraft and kinematically connected with the body of the energy module. 5. Система по п.1, в которой в каждом энергетическом модуле оси серводвигателя и основного отражателя ИК-излучения ориентированы параллельно друг другу, или перпендикулярно друг другу, или со скрещиванием.5. The system according to claim 1, in which in each energy module the axis of the servomotor and the main reflector of infrared radiation are oriented parallel to each other, or perpendicular to each other, or with crossing. 6. Система по п.1, в которой в каждом энергетическом модуле вентиляторы расположены по кольцу относительно оси симметрии основного отражателя ИК-излучения.6. The system according to claim 1, in which in each energy module the fans are located in a ring relative to the axis of symmetry of the main reflector of infrared radiation. 7. Система по п.1, в которой энергетические модули установлены на фюзеляже ЛА.7. The system according to claim 1, in which the energy modules are mounted on the fuselage of the aircraft. 8. Система по п.7, в которой энергетические модули установлены в нижней части фюзеляжа ЛА.8. The system according to claim 7, in which the energy modules are installed in the lower part of the fuselage of the aircraft. 9. Система по п.8, в которой энергетические модули установлены в нижней носовой или хвостовой части фюзеляжа ЛА.9. The system of claim 8, in which the energy modules are installed in the lower nose or tail of the aircraft fuselage. 10. Система по п.7, в которой энергетические модули установлены в верхней и нижней частях фюзеляжа ЛА.10. The system according to claim 7, in which the energy modules are installed in the upper and lower parts of the fuselage of the aircraft. 11. Система по п.1, в которой энергетические модули установлены на крыльях ЛА.11. The system according to claim 1, in which the energy modules are mounted on the wings of the aircraft. 12. Система по п.1, в которой энергетические модули установлены на крыльях и фюзеляже ЛА.12. The system according to claim 1, in which the energy modules are mounted on the wings and fuselage of the aircraft. 13. Система по п.1, в которой в каждом энергетическом модуле фокусирующий элемент выполнен в виде тонкостенного цилиндра с отражательной внутренней боковой поверхностью.13. The system according to claim 1, in which in each energy module the focusing element is made in the form of a thin-walled cylinder with a reflective inner side surface. 14. Система по п.1, в которой в каждом энергетическом модуле блок охлаждения выполнен в виде радиатора, или вентилятора, или радиатора и вентилятора.14. The system according to claim 1, in which in each energy module the cooling unit is made in the form of a radiator, or a fan, or a radiator and a fan. 15. Система по п.1, в которой в каждом энергетическом модуле оси симметрии источника ИК-излучения и основного отражателя ИК-излучения ориентированы соосно друг с другом.15. The system according to claim 1, in which in each energy module the axis of symmetry of the source of infrared radiation and the main reflector of infrared radiation are oriented coaxially with each other. 16. Система по п.1, в которой в каждом энергетическом модуле оси симметрии источника ИК-излучения и отражателя ИК-излучения ориентированы перпендикулярно друг другу.16. The system according to claim 1, in which in each energy module the axis of symmetry of the infrared source and the infrared reflector are oriented perpendicular to each other. 17. Система по п.1, в которой в каждом энергетическом модуле в основном отражателе ИК-излучения выполнено центральное отверстие, предназначенное для подведения питания к источнику ИК-излучения.17. The system according to claim 1, in which in each energy module in the main reflector of IR radiation there is a central hole designed to supply power to the source of infrared radiation. 18. Система по п.1, в которой в каждом энергетическом модуле основной отражатель ИК-излучения выполнен в виде криволинейного гладкого или шероховатого зеркала.18. The system according to claim 1, in which in each energy module the main reflector of infrared radiation is made in the form of a curvilinear smooth or rough mirror. 19. Система по п.1, в которой в каждом энергетическом модуле дополнительные отражатели ИК-излучения выполнены металлическими.19. The system according to claim 1, in which in each energy module additional reflectors of infrared radiation are made of metal. 20. Система по п.1, в которой на корпусе каждого энергетического модуля установлены электрические разъемы для подключения составных узлов и блоков системы.20. The system according to claim 1, in which electrical connectors are installed on the housing of each power module for connecting the components and units of the system. 21. Система по любому из пп.1-20, которая выполнена с возможностью подключения к бортовой системе пожаротушения и к системе предупреждения об авиационном нападении. 21. The system according to any one of claims 1 to 20, which is configured to be connected to an on-board fire extinguishing system and to an aircraft attack warning system.
RU2007147161/11A 2007-12-21 2007-12-21 System of protecting aircrafts against guided ir-homing heads RU2347720C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007147161/11A RU2347720C1 (en) 2007-12-21 2007-12-21 System of protecting aircrafts against guided ir-homing heads

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007147161/11A RU2347720C1 (en) 2007-12-21 2007-12-21 System of protecting aircrafts against guided ir-homing heads

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2347720C1 true RU2347720C1 (en) 2009-02-27

Family

ID=40529800

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007147161/11A RU2347720C1 (en) 2007-12-21 2007-12-21 System of protecting aircrafts against guided ir-homing heads

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2347720C1 (en)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2596000C1 (en) * 2015-06-26 2016-08-27 Виктор Андреевич Павлов Method for simulating optical radiation of aerial targets
RU191139U1 (en) * 2019-02-12 2019-07-25 Акционерное общество "Научно-производственный центр "Реагент" On-board complex for individual protection of an aircraft from guided missiles with optical homing heads
RU195316U1 (en) * 2019-10-24 2020-01-23 Акционерное общество "Стелла-К" On-board aviation optoelectronic counteraction system for individual protection of the aircraft from guided missiles with infrared homing
RU208176U1 (en) * 2021-06-09 2021-12-07 Акционерное общество "Стелла-К" On-board aviation optoelectronic countermeasures system for individual protection of an aircraft from guided missiles with an optical homing head

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2596000C1 (en) * 2015-06-26 2016-08-27 Виктор Андреевич Павлов Method for simulating optical radiation of aerial targets
RU191139U1 (en) * 2019-02-12 2019-07-25 Акционерное общество "Научно-производственный центр "Реагент" On-board complex for individual protection of an aircraft from guided missiles with optical homing heads
RU195316U1 (en) * 2019-10-24 2020-01-23 Акционерное общество "Стелла-К" On-board aviation optoelectronic counteraction system for individual protection of the aircraft from guided missiles with infrared homing
RU208176U1 (en) * 2021-06-09 2021-12-07 Акционерное общество "Стелла-К" On-board aviation optoelectronic countermeasures system for individual protection of an aircraft from guided missiles with an optical homing head

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP2022503905A (en) Counter-deployment system that promotes the incapacity of target aircraft
US8013302B2 (en) Thermal vision and heat seeking missile countermeasure system
US4309746A (en) Laser seeker target simulator
RU2347720C1 (en) System of protecting aircrafts against guided ir-homing heads
US7400287B2 (en) Smart chaff
US9916768B2 (en) Systems and methods for providing sunlight simulation in a vehicle simulator
US8051761B1 (en) System and methods for broad area visual obscuration
US20090173822A1 (en) Distributed infrared countermeasure installation for fixed wing aircraft
RU2334653C1 (en) System of aircraft protection against ir homing head weapons
RU2697932C1 (en) Method for protection of mobile technical objects from automatic contactless means of destruction
CN109489506A (en) A kind of multiband target emanation simulation system
Howe Introduction to the basic technology of stealth aircraft: part 1—basic considerations and aircraft self-emitted signals (passive considerations)
JP2022521523A (en) Weapon targeting training system and its methods
KR102120902B1 (en) Apparatus for removing fog
US11466966B2 (en) Laser interceptor for low-flying airborne devices
RU2578722C2 (en) Method of illumination of optoelectronic devices for small-sized unmanned aerial vehicles
RU2594475C1 (en) Camouflaging device
CN109855475B (en) Multi-sensor target feature simulation full-dimensional group-following ground/water surface target system
RU2704549C1 (en) Device for protection against intelligent submunitions
EP3156837B1 (en) Vision enhancement illuminators
KR20070075312A (en) Test apparatus for testing the operatbility of a warning system for approaching guided missiles
RU2805098C1 (en) Versatile simulator of mobile ground military object
CN117789561A (en) Image and infrared signal combined simulation system
CN107008017A (en) A kind of special multifunction detecting dummy vehicle of teenager's defence education
KR101962271B1 (en) Infrared plume simulator

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20091222