RU2359202C2 - Aircraft sight - Google Patents
Aircraft sight Download PDFInfo
- Publication number
- RU2359202C2 RU2359202C2 RU2007117334/02A RU2007117334A RU2359202C2 RU 2359202 C2 RU2359202 C2 RU 2359202C2 RU 2007117334/02 A RU2007117334/02 A RU 2007117334/02A RU 2007117334 A RU2007117334 A RU 2007117334A RU 2359202 C2 RU2359202 C2 RU 2359202C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- output
- input
- threshold
- drive
- mirror
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к прицельным устройствам и может быть использовано на самолетах-перехватчиках, ведущих атаку воздушных целей в условиях ближнего воздушного боя.The invention relates to sighting devices and can be used on interceptor aircraft conducting an attack on air targets in close air combat.
Известен самолетный прицел, содержащий радиолокатор обзора передней полусферы, установленный в носовой части самолета с индикатором, расположенным в кабине самолета в поле зрения пилота, при этом радиолокатор обзора передней полусферы содержит зеркальную антенну с приводами перемещения зеркала по азимуту и наклону, выход которой через высокочастотный коммутатор подключен к передающему и приемному устройству, соединенному с первым входом бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) непосредственно, а с ее вторым входом - через автомат захвата, выход БЦВМ, соединен с входом индикатора, при этом каждый привод перемещения зеркала антенны по азимуту и наклону содержит датчик вал-код, выход которого соединен с сигнальными входами первого и второго пороговых устройств, подключенных через усилитель мощности к приводному двигателю. Кроме того, прицел содержит переключатель, блок переключения порогов с двумя парами выходов и запоминающее устройство, а пороговые устройства приводов снабжены дополнительными входами управления, при этом выход переключателя через запоминающее устройство подключен к блоку переключения порогов, выходы которого попарно соединены с входами управления первого и второго пороговых устройств приводов, выход автомата захвата соединен с входом сброса запоминающего устройства (патент №2296286, RU, 27.03.2207 г.).Aircraft sight is known, comprising a front hemisphere viewing radar mounted in the nose of the aircraft with an indicator located in the cockpit of the aircraft in the pilot's field of view, while the front hemisphere viewing radar contains a mirror antenna with azimuth and tilt mirror driving drives, the output of which is through a high-frequency switch connected to the transmitting and receiving device connected directly to the first input of the on-board digital computer (BCM), and with its second input through an automatic At the capture point, the output of the digital computer is connected to the indicator input, and each drive moving the antenna mirror in azimuth and slope contains a shaft-code sensor, the output of which is connected to the signal inputs of the first and second threshold devices connected through a power amplifier to the drive motor. In addition, the sight contains a switch, a threshold switching unit with two pairs of outputs and a storage device, and threshold drive devices are equipped with additional control inputs, while the switch output is connected via a storage device to the threshold switching unit, the outputs of which are paired with the control inputs of the first and second threshold drive devices, the output of the capture machine is connected to the reset input of the storage device (patent No. 2296286, RU, 03/27/2207).
Недостаток известного устройства - большое время обзора при атаке воздушной цели, уменьшающее время, необходимое для прицеливания и пуска ракет.A disadvantage of the known device is the large viewing time when attacking an air target, reducing the time required for aiming and launching missiles.
Задачей изобретения является уменьшение времени обзора при атаке воздушной цели.The objective of the invention is to reduce the viewing time when attacking an air target.
Решение поставленной задачи достигается тем, что в схему известного самолетного прицела введено устройство задержки, а привод перемещения зеркала антенны по наклону снабжен третьим управляющим входом, коммутатором и третьим пороговым устройством, при этом сигнальный вход третьего порогового устройства соединен с датчиком вал-код привода, а его выход и выход второго порогового устройства через сигнальные входы коммутатора подключены к входу усилителя мощности, управляющий вход коммутатора соединен с третьим управляющим входом привода, а устройство задержки включено между третьим управляющим входом привода и выходом запоминающего устройства.The solution to this problem is achieved by the fact that a delay device is introduced into the circuit of a well-known aircraft sight, and the tilt drive of the antenna mirror is equipped with a third control input, a switch and a third threshold device, while the signal input of the third threshold device is connected to the drive shaft-code sensor, and its output and the output of the second threshold device through the signal inputs of the switch are connected to the input of the power amplifier, the control input of the switch is connected to the third control input of the drive a, and the delay device is connected between the third control input of the drive and the output of the storage device.
На фиг.1 представлена схема самолетного прицела, на фиг.2 - схема привода перемещения зеркала антенны по азимуту, на фиг.3 - схема привода перемещения зеркала антенны по наклону, а на фиг.4 - вид зоны обзора при атаке воздушной цели..Figure 1 shows a diagram of an aircraft sight, figure 2 is a diagram of the drive to move the antenna mirror in azimuth, figure 3 is a diagram of the drive to move the mirror of the antenna along the slope, and figure 4 is a view of the field of view when attacking an air target ..
В состав прицела (фиг.1) входят зеркальная антенна 1, высокочастотный коммутатор 2, передающее 3 и приемное 4 устройства, БЦВМ 5, автомат захвата 6, индикатор 7, привод перемещения зеркала антенны по азимуту 8, привод перемещения зеркала антенны по наклону 9, устройство задержки 11, блок управления порогами 12, запоминающее устройство 13 и переключатель 14.The scope of the sight (figure 1) includes a mirror antenna 1, a high-frequency switch 2, transmitting 3 and receiving 4 devices, a digital computer 5, a capture machine 6, indicator 7, a drive for moving the antenna mirror in azimuth 8, a drive for moving the antenna mirror in tilt 9, a delay device 11, a threshold control unit 12, a storage device 13, and a switch 14.
В состав привода перемещения зеркала антенны по азимуту 8 (фиг. 2) входят датчик вал-код 15, первое и второе пороговые устройства 16 и 17, усилитель мощности 18, приводной двигатель 19, а в состав привода перемещения зеркала антенны по наклону 9 (фиг.3) входят датчик вал-код 15, первое и второе пороговые устройства 15 и 16, усилитель мощности 18, приводной двигатель 19, а также коммутатор 10 и третье пороговое устройство 20 с порогом срабатывания П1*Н.The composition of the drive for moving the antenna mirror in azimuth 8 (Fig. 2) includes a shaft-
Выход зеркальной антенны 1 через высокочастотный коммутатор 2 соединен с передающим 3 и приемным 4 устройством, выход которого подключен к первому входу БЦВМ 5 непосредственно, а к ее второму входу - через автомат захвата 6. Выход БЦВМ 5 соединен с индикатором 7. Сигнальные входы первого и второго пороговых устройств 16 и 17 приводов перемещения зеркала антенны 1 по азимуту 8 и наклону 9 соединены с выходом датчика вал-код 15, связанного с зеркалом антенны 1. Входы управления первого и второго пороговых устройств 16 и 17 приводов перемещения зеркала антенны 1 по азимуту 8 и наклону 9 попарно соединены с выходами блока переключения порогов 12, вход которого через запоминающее устройство 13 соединен с выходом переключателя 14 установленного в кабине пилота.The output of the mirror antenna 1 through a high-frequency switch 2 is connected to a transmitting 3 and receiving 4 device, the output of which is connected directly to the first input of the digital computer 5, and to its second input through the automatic capture device 6. The output of the digital computer 5 is connected to the indicator 7. Signal inputs of the first and the
В схеме привода перемещения зеркала по наклону 9 вход третьего порогового устройства 20 соединен с датчиком вал-код 15 привода 9, его выход и выход второго порогового устройства 17 через сигнальные входы коммутатора 10 подключены к входу усилителя мощности 18. Управляющий вход коммутатора 10 через третий вход привода 9 и устройство задержки 11 соединен с выходом запоминающего устройства 13. При отсутствии сигнала на управляющем входе коммутатора 10 к входу усилителя мощности 18 подключен выход первого порогового устройства 16.In the scheme of the drive moving the mirror along the slope 9, the input of the
Устройство работает следующим образом: в исходном состоянии переключатель 14 отжат, на его выходе формируется сигнал уровня логического нуля, поэтому на выходах запоминающего устройства 13, управляющем входе коммутатора 10 и на входе блока переключения порогов 12 он также соответствует уровню логического нуля. Блок переключения порогов 12 находится в выключенном состоянии, при котором на его первых выходах имеется сигнал уровня логической единицы, а на вторых выходах - уровня логического нуля. При этом к входам усилителей мощности 18 приводов 8 и 9 подключены пороговые устройства 16 и 17, формирующие пороги П1А и П2А по азимуту и П1н и П2н по наклону, в результате чего зеркало антенны 1 производит построчный обзор пространства в зоне, ограниченной этими порогами (фиг.4, поз. ЗОНА Б).The device operates as follows: in the initial state, the switch 14 is depressed, a logic zero level signal is generated at its output, therefore, it also corresponds to a logical zero level at the outputs of the storage device 13, which controls the input of the
В процессе ведения ближнего воздушного боя, характеризующегося резким изменением высот и скоростей полета самолетов, при внезапном появлении высотной цели в верхней части передней полусферы, находящейся вне зоны обзора локатора (Зона С на фиг.4), на дальностях, лежащих в пределах от 10 до 15 километров, она обнаруживается пилотом самолета-перехватчика. Определив визуально через фонарь пилотской кабины положение высотной цели относительно продольной оси самолета пилот производит кратковременное нажатие переключателя 14.In the process of conducting close air combat, characterized by a sharp change in altitude and flight speed of the aircraft, with the sudden appearance of a high-altitude target in the upper part of the front hemisphere, which is outside the radar viewing area (Zone C in Fig. 4), at ranges ranging from 10 to 15 kilometers, it is detected by the interceptor pilot. Having visually determined the position of the high-altitude target relative to the longitudinal axis of the aircraft through the pilot’s cockpit light, the pilot makes a short press of the switch 14.
При нажатии переключателя 14 сигнал уровня логической единицы через запоминающее устройство 13 поступает на вход устройства задержки 11 и на управляющий вход блока управления порогами 12. По этому сигналу блок управления порогами 12 изменяет величины управляющих сигналов на своих первых и вторых выходах на противоположные, подключая к входу усилителя мощности 18 привода перемещения зеркала по азимуту 8 второе пороговое устройство 17. Ввиду наличия устройства задержки 11 (с временем задержки, равным времени одной строки перемещения зеркала антенны 1 по наклону) на управляющем входе коммутатора 10 сигнал также равен нулю, и к входу усилителя мощности 18 привода перемещения зеркала по наклону 9 также подключен выход второго порогового устройства 17 вследствие чего пороги срабатывания приводов перемещения антенны 8 и 9 скачком изменяются с величин П1А и П2А и П1н и П2н на П1' А и П2'А и П1'н и П2'н, в результате чего зона обзора формируется вытянутой в вертикальной плоскости (фиг.4, зона, ограниченная точками АСДF). При изменении порогов зеркало антенны 1 посредством приводов перемещения по азимуту 8 и наклону 9 устанавливается в исходное положение (Фиг.4, точка А, координата которой соответствует порогу П1'н), и далее посредством привода 9 начинает перемещаться по строке вверх по направлению стрелки от точки А к точке С (от порога П1'н к порогу П2'н). При движении зеркала по строке количество импульсов с датчика вал-код 15 увеличивается и при их достижении величины, равной порогу срабатывания П2'н порогового устройства 16 (Фиг.4, точка С), оно срабатывает, переключая полярность напряжения на выходе усилителя мощности 18 на обратную, изменяя направление движения двигателя 19.When the switch 14 is pressed, the logic level signal of the logic unit through the storage device 13 is fed to the input of the delay device 11 and to the control input of the threshold control unit 12. According to this signal, the threshold control unit 12 changes the values of the control signals at its first and second outputs to the opposite ones, connecting to the input the
При достижении зеркалом антенны 1 точки С:When the mirror reaches the antenna 1 point C:
- кончается время задержки устройства 11, равное времени прохождения зеркалом антенны 1 одной строки по наклону, и сигнал уровня логической единицы с выхода устройства задержки 11 через третий вход привода перемещения зеркала антенны по наклону 9 поступает на управляющий вход коммутатора 19, по которому он срабатывает, изменяя порог срабатывания привода 9 с П1'н на П1∗ н (фиг.4),- the delay time of the device 11 ends, equal to the time the antenna 1 passes through one line along the slope, and the signal of the logic unit level from the output of the delay device 11 through the third input of the drive moving the antenna mirror along the slope 9 enters the control input of the
- начинается движение зеркала антенны 1 по азимуту, при котором количество импульсов с выхода датчика вал-код 15 привода перемещения зеркала по азимуту 8 (фиг.2) изменяется по величине от порога П2'A к порогу П1'A, и при достижении количества импульсов с датчика вал-код 15 величины порога П1А происходит срабатывание порогового устройства 17, в результате чего двигатель 19 привода по азимуту, осуществив перемещение зеркала на величину СД (Фиг.4) останавливается, при этом зеркало антенны продолжает движение вниз по наклону по второй строке от точки Д к точке Е и при достижении количества импульсов с датчика вал-код 15 привода перемещения зеркала по наклону 9 величине порога П1∗ н пороговое устройство 16 срабатывает, переключая полярность напряжения с выхода усилителя мощности 18 на противоположную, в результате чего начинается перемещение зеркала антенны 1 по азимуту из точки Е в точку В - точку исходного положения, и процесс повторяется, а антенна 1 начинает производить обзор передней полусферы зоной обзора, ограниченной точками ВСДЕ (фиг.4).- begins the movement of the mirror of the antenna 1 in azimuth, in which the number of pulses from the output of the
В это время пилот, управляя органами управления самолетом по крену, начинает совмещать положение зоны обзора (зону ВСДЕ) с направлением на цель (Фиг.4, поз. ПОВОРОТ), и при совмещении зоны обзора антенны 1 с направлением на цель (фиг.4, поз. ЦЕЛЬ) сигнал, формируемый передающим устройством 3, отражается от нее и через высокочастотный коммутатор 2 поступает на вход приемного устройства 4, и после усиления и преобразования подается на вход БЦВМ 5, автомат захвата 6 и индикатор 7. Автомат захвата 6 срабатывает, переводя радиолокатор в режим сопровождения, при котором БЦВМ 5 вырабатывает сигналы, необходимые для пуска ракет ближнего боя, и при нахождении цели в зоне разрешенных пусков пилот производит их пуск.At this time, the pilot, controlling the aircraft’s controls along the roll, begins to combine the position of the field of view (EVERY zone) with the direction to the target (Figure 4, pos. TURN), and when combining the field of view of the antenna 1 with the direction to the target (figure 4 , pos. PURPOSE) the signal generated by the transmitting device 3 is reflected from it and fed through the high-frequency switch 2 to the input of the receiving device 4, and after amplification and conversion it is fed to the input of the digital computer 5, the capture machine 6 and indicator 7. The capture machine 6 is activated, putting radar into tracking mode I, in which the digital computer 5 produces the signals necessary to launch melee missiles, and when the target is in the area of permitted launches, the pilot launches them.
Одновременно при срабатывании автомата захвата 6 сигнал уровня логической единицы с его выхода поступает на вход сброса запоминающего устройства 13, возвращая схему прицела в исходное положение.At the same time, when the capture machine 6 is triggered, the logic level signal from its output goes to the reset input of the storage device 13, returning the sight circuit to its original position.
Уменьшение зоны обзора с величины, ограниченной точками АСДF до величины, ограниченной точками ВСДЕ, позволяет сократить время обзора и тем самым уменьшить время прицеливания по высотной цели при ее внезапном появлении в верхней части передней полусферы.Reducing the field of view from a value limited by points of the ASDF to a value limited by points of EVERYTHE allows you to reduce the viewing time and thereby reduce the aiming time for a high-altitude target when it suddenly appears in the upper part of the front hemisphere.
Введенные в схему прицела коммутатор, устройство задержки и пороговое устройство относятся к типовым элементам электронной техники, вследствие чего не вызывают трудностей при технической реализации предложенного устройства в полном объеме.The switch, delay device, and threshold device introduced into the sighting circuit are typical elements of electronic equipment, and therefore do not cause difficulties in the technical implementation of the proposed device in full.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007117334/02A RU2359202C2 (en) | 2007-05-10 | 2007-05-10 | Aircraft sight |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007117334/02A RU2359202C2 (en) | 2007-05-10 | 2007-05-10 | Aircraft sight |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007117334A RU2007117334A (en) | 2008-11-20 |
| RU2359202C2 true RU2359202C2 (en) | 2009-06-20 |
Family
ID=40240889
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007117334/02A RU2359202C2 (en) | 2007-05-10 | 2007-05-10 | Aircraft sight |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2359202C2 (en) |
-
2007
- 2007-05-10 RU RU2007117334/02A patent/RU2359202C2/en active IP Right Revival
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2007117334A (en) | 2008-11-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6614012B2 (en) | Precision-guided hypersonic projectile weapon system | |
| ES2452068T3 (en) | Guided weapon with multiple fuse modes switchable in flight | |
| US4281809A (en) | Method of precision bombing | |
| RU2400690C1 (en) | Aa missile guidance system | |
| RU2294514C1 (en) | Sight complex of fighting pilotless aircraft | |
| RU2351508C1 (en) | Short-range highly accurate weaponry helicopter complex | |
| US20200166309A1 (en) | System and method for target acquisition, aiming and firing control of kinetic weapon | |
| RU2359202C2 (en) | Aircraft sight | |
| RU2331036C2 (en) | Method of guided missile control | |
| WO2015102695A2 (en) | Virtual tracer methods and systems | |
| RU2296286C1 (en) | Aircraft sight | |
| RU2379613C2 (en) | Aircraft sight | |
| RU2467277C1 (en) | Device to launch rocket from mobile carrier | |
| RU2443968C2 (en) | Anti-helicopter and anti-stealth missile | |
| RU2544281C1 (en) | Aircraft sighting system for close air combat | |
| US2966316A (en) | Missile | |
| RU2253824C1 (en) | Method for guided missile guidance on air target (modifications) and radar set for its realization | |
| US20180356189A1 (en) | Recapture of remotely-tracked command guided vehicle into the tracker's field-of-view | |
| RU2741133C1 (en) | Method of hitting variable-heading and height object | |
| RU2442942C1 (en) | Antiaircraft weapons system | |
| KR102217902B1 (en) | Guided Weapon System having Bistatic Homming Devive and Operating Method thereof | |
| RU186630U1 (en) | Anti-aircraft missile homing warhead equipped with an acoustic direction-finding sensor for target coordinates | |
| RU2679757C2 (en) | Unmanned strike system with a variable wing sweeping | |
| RU2502043C1 (en) | Method of hitting target | |
| RU2465532C1 (en) | Device to launch missile from mobile carrier |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20100511 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20110427 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE Effective date: 20170727 |