WO2014204348A1 - Система защиты воздушных судов от ракет переносных зенитных ракетных комплексов - Google Patents
Система защиты воздушных судов от ракет переносных зенитных ракетных комплексов Download PDFInfo
- Publication number
- WO2014204348A1 WO2014204348A1 PCT/RU2014/000404 RU2014000404W WO2014204348A1 WO 2014204348 A1 WO2014204348 A1 WO 2014204348A1 RU 2014000404 W RU2014000404 W RU 2014000404W WO 2014204348 A1 WO2014204348 A1 WO 2014204348A1
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- aircraft
- infrared
- launch
- laser radiation
- missile
- Prior art date
Links
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 claims abstract description 25
- 230000005855 radiation Effects 0.000 claims description 65
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 claims description 7
- 230000003595 spectral effect Effects 0.000 claims description 6
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 claims description 5
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract description 19
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 abstract 1
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 6
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 6
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 4
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 3
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 2
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 229910052805 deuterium Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000000523 sample Substances 0.000 description 2
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 2
- 238000012790 confirmation Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 1
- 230000005672 electromagnetic field Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 1
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 1
- 230000036541 health Effects 0.000 description 1
- 230000006698 induction Effects 0.000 description 1
- 230000000873 masking effect Effects 0.000 description 1
- 230000005693 optoelectronics Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 230000008054 signal transmission Effects 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 230000008685 targeting Effects 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41H—ARMOUR; ARMOURED TURRETS; ARMOURED OR ARMED VEHICLES; MEANS OF ATTACK OR DEFENCE, e.g. CAMOUFLAGE, IN GENERAL
- F41H11/00—Defence installations; Defence devices
- F41H11/02—Anti-aircraft or anti-guided missile or anti-torpedo defence installations or systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D7/00—Arrangements of military equipment, e.g. armaments, armament accessories, or military shielding, in aircraft; Adaptations of armament mountings for aircraft
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S7/00—Details of systems according to groups G01S13/00, G01S15/00, G01S17/00
- G01S7/48—Details of systems according to groups G01S13/00, G01S15/00, G01S17/00 of systems according to group G01S17/00
- G01S7/495—Counter-measures or counter-counter-measures using electronic or electro-optical means
Definitions
- the utility model relates to air defense missile defense equipment.
- the scope of the utility model is to protect aircraft (passenger and transport aircraft, business aircraft and helicopters) from guided missiles with infrared homing portable anti-aircraft missile systems.
- Patent analogues (literature):
- G06F165 00 F41H11 / 02. Jfe 2238510; published on 10/20/04. Method and system of automatic control.
- the patent holder is STIVT CJSC.
- SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) based on the device for the 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 lateral reflective faces, a focusing distributor in the form of a concave mirror, radiant flux concentrators in the form of a flat mirror and infrared masking device in the form of a dome with windows 121, the method of missile defense of aircraft, which consists in undermining the warhead of an attacking rocket without passive distance, namely at a distance of 3-25 m from the hull of the protected aircraft by induction on the electrical circuits of a non-contact fuse of the warhead of an attacking missile by means of a pulsed electromagnetic field generated continuously or in the form of bursts of pulses with a repetition period of 0.5-1.5 ms and a carrier frequency of 5-100 kHz when the electric power consumed by the resonant circuit of the emitter from the on-board network of the aircraft
- Each fire module is made in the form of a single-barrel automatic and / or multi-barrel grenade launcher with the possibility of firing with caliber and subcaliber grenades.
- Optoelectronic means of detecting attacking missiles are installed directly on the grenade launchers and are connected through the on-board computer with the pilot's station and grenade launchers installed in the barrels of grenade launchers.
- Each grenade is made with the ability to determine
- SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) 30 relative angular coordinates of the rocket during rotation of the grenade / 4 /.
- the essence of the method according to the prototype 151 is that they determine the fact of the launch of the rocket, determine the coordinates of the rocket at each moment in time, generate pulsed periodic laser radiation, and the wavelength range of the laser radiation
- the laser radiation power exceeds the radiation power of the airplane engine in the spectral sensitivity range of the infrared homing heads, and the pulse repetition rate is close to the characteristic operating frequencies
- infrared homing heads and send laser radiation to the missile's location at a given point in time. Additionally take reflected from the infrared head
- SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) homing laser radiation
- the fact that the aircraft is attacked by a rocket with an infrared homing head is determined by the power level of this reflected laser radiation
- the fact of the failure of the infrared homing target to the plane is determined by reducing the power of the reflected laser radiation, after which the laser radiation is stopped and transmitted information on the fact of a missile guidance missile in the ground-based flight safety system and in the system of objective control of the aircraft.
- the coordinates of the rocket launch site are also calculated, information about the fact of the rocket launch and the coordinates of the rocket launch site is transmitted to the ground-based flight safety system and to the objective control system of the aircraft.
- the disadvantage of this method according to the prototype 151 is the need to generate laser radiation, the power of which exceeds the radiation power of the aircraft engine in the spectral sensitivity range of infrared homing heads. Without specifying the need to generate laser radiation with a power density exceeding the power density of thermal radiation of the aircraft engine in the spectral range of sensitivity of infrared homing heads (i.e., without specifying the need for generating laser radiation in a narrow solid angle), and taking into account that the spectral range of sensitivity of infrared homing heads covers a significant part of the thermal radiation of the aircraft engine, and the efficiency of infrared lasers does not exceed several percent, this requirement actually leads to the need to have on board an additional energy source for powering the laser with a power comparable to the power of the engines
- the disadvantages of this method include the lack of the ability to repel multiple missile attacks, which significantly reduces the effectiveness of the system in the event of multiple threats, as well as the lack of instructions to ensure the protection of a civilian aircraft from missiles with infrared homing portable anti-aircraft missile systems under optical interference.
- the essence of the protection system according to the prototypes / 5, 6 / is that it contains sensors of the fact of launch and launch coordinates of the missile located on the protected civilian aircraft, a transceiver with a rotation drive and an optical channel, the output of which is connected to the missile coordinate sensor on its flight path, an on-board computer and a laser radiation generator with its starting device, the laser radiation generator being made of fluorine-hydrogen-deuterium, the on-board computer is capable of processing signals from a sensor Start coordinate fact and launch the missile for computing the coordinates missile launch location and outputting a control signal to the transceiver rotation actuator for orienting the optical input channel transceiver for rocket launched, with the possibility of
- SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) processing the signal from the missile coordinate sensor on its flight path to calculate the coordinates of the rocket at a given time and to issue a trigger signal to the trigger of the laser radiation generator.
- the on-board computer is also configured to transmit information about the fact of the launch of the rocket and about the coordinates of the launch site to the ground-based flight safety system and to the objective control system of the aircraft.
- the system further comprises a reflected laser radiation receiver connected to an additional output of the optical channel of the transceiver and designed to provide signals to the on-board computer, which is made with the additional possibility of determining by the power level of the laser radiation reflected from the homing head of the launched missile that the aircraft is attacking the rocket precisely from infrared homing head, and to reduce the power level of reflected laser radiation - the fact of the failure of guidance to the aircraft, an infrared homing head, issuing a signal to the laser radiation generator to stop the generation of laser radiation and transmitting information about the failure of guidance to the ground-based flight safety system and to the objective control system of the aircraft.
- the optical channel of the transceiver is additionally designed to transmit radiation from the laser radiation generator in the direction of the launched rocket, the sensors of the fact of launch and the coordinates of the launch of the rocket are UV sensors, and the sensor of the coordinates of the rocket on its flight path is a narrowly focused infrared sensor.
- SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) should include:
- SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) ground safety system in 'conditions evolutions of the aircraft in flight and an existing signal transmission delay time from the start of the fact sensors and coordinates calculator to missile launch;
- the technical result is to increase the reliability and efficiency of the protection system for aircraft (passenger and transport aircraft and business aircraft and helicopters) against guided missiles with infrared homing portable anti-aircraft missile systems under optical interference.
- the technical result is achieved by a system for protecting aircraft from guided missiles with infrared homing missiles anti-aircraft missile systems containing sensors placed on the aircraft of the fact of launch and launch coordinates of the rocket, a transceiver, on-board computer and a laser radiation generator with its launcher.
- the laser radiation generator is made in the form of a laser capable of generating modulated pulsed periodic laser radiation with a power density exceeding the thermal radiation power density of the aircraft engine in the spectral sensitivity range of infrared homing heads
- this transceiver system contains a microprocessor configured to analyze the received infrared radiation for the selection of detected infrared objects and two optical channels with a common head mirror, one of which is a receiving optical channel, and the other is a laser channel.
- FIG. 1 shows a system of protection against missiles of portable anti-aircraft missile systems.
- the system of protection 1 against missiles 2 portable anti-aircraft missile systems with infrared homing 3 contains located on the protected aircraft 4: on-board power supply 5 with integrated monitoring system 6, sensors of the fact of launch and launch coordinates of missiles 7 connected to the integrated monitoring system 8, transceiver 9 with a microcomputer 10 connected to the built-in control system 1 1, an optical channel 12 for receiving infrared radiation from an attacking rocket 2 and reflected laser radiation from an infrared self-head 3, with an output 13 of which is connected to a sensor 14 for tracking an attacking missile 2 on its flight path and receiving reflected laser radiation from an infrared homing head 3, connected to a microcomputer 10 and to a head mirror 15 with a rotation drive 16, an optical laser radiation guidance channel 17 to the selected object with a head mirror 15, which is common to the receiving 12 and laser 17 channels, the laser radiation generator 18 with its starting device 19 and with the built-in control system 20 connected to the optical channel the laser radiation guidance scrap 17, and the on-board computer 21
- the first group of inputs 23 of the on-board computer 21 is connected to the outputs of the sensors of the fact of launch and launch coordinates 7 and to the outputs of the built-in control system 8 of sensors of the fact of launch and launch coordinates 7, the second group the inputs 24 of the on-board calculator 21 is connected to a microcomputer 10 connected to the outputs of the built-in control system 11 of the transceiver 9, the third group of inputs 25 of the on-board calculator 21 is connected to the outputs of the built-in control I 20 laser oscillator 18, the fourth group is composed of 26 board
- the computer 21 is connected to the outputs of the onboard power supply 5 and the system of integrated control 6 of the onboard power supply 5, the fifth group of inputs 27 of the onboard computer 21 is connected to the outputs of the flight-navigation complex 41 of the aircraft.
- the first output 28 of the on-board computer 21 is connected to the microcomputer 10
- the second output 29 of the on-board computer 21 is connected to the starting device 19 of the laser radiation generator 18
- the third output 30 of the on-board computer 21 is connected to the objective control system 43 of the aircraft 4
- the fourth output 31 of the on-board computer 21 is connected with the communication system of the aircraft with ground services 44 of the aircraft 4
- the fifth output 32 of the on-board computer 21 is connected to the display panel 42 of the aircraft 4.
- the first input 33 of the on-board power supply 5 is connected to the aircraft’s onboard power supply system 40.
- the first output 34 of the onboard power supply 5 is connected to sensors of the fact of launch and launch coordinates of the rockets 7, the second output 35 of the onboard power supply 5 is connected to the transceiver 9, the third output of the onboard 36 power supply 5 is connected to the laser radiation generator 18 , the fourth output 37 of the onboard power supply 5 is connected to the input 26 of the on-board computer 21.
- the output 38 of the laser radiation generator 18 is connected to the input 39 of the laser channel 17.
- on-board power supply 5 is supplied with power from the on-board power supply system 40 and from on-board power supply 5
- SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) power supply to the sensors of the fact of launch and launch coordinates of rockets 7, transceiver 9, laser radiation generator 18 and on-board computer 21, after which, on the command of the on-board computer 21, the operation of the protection system 1 is tested using the built-in monitoring systems 6, 8, 1 1, 20 and 22 with the issuance of information about the health of the system or about failures in the RAM of the on-board calculator 21, the objective monitoring system 43 and the crew, for example, on the indicator 42, of the aircraft 4.
- missiles 2 with an infrared homing head 3 placed on an aircraft 4 sensors of the fact of launch and launch coordinates of the missiles 7 record the radiation of the engine (infrared or ultraviolet) of the starting rocket 2.
- the signals from these sensors are fed to the first group of inputs 23 of the calculator 21 to calculate the coordinates of the launch from taking into account the information from the flight and navigation complex of the aircraft 41, obtained through the group of inputs 27 of the calculator 21, calculate the real angular coordinates of the rocket launch and the coordinates of the rocket launch on the ground taking into account the evolutions of aircraft 4 during the time from the initial detection by the sensors of the fact of launch and launch coordinates of the rocket 7 to the issuance by these sensors of information to the computer 21 and transmit through the outputs 30, 31 and 32 of the on-board computer 21 information about the fact and coordinates of the launch on the ground to the crew (for example, remote indicator 42), in the system of objective control 43 and the communication system 44 of the aircraft 4 with ground services.
- Information about the fact of the launch and the angular coordinates of the launch site is also transmitted from the calculator 21 through the output 28 to the microprocessor 10 of the transceiver 9 for the formation of preliminary target designation with the necessary
- SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) the accuracy of the angular coordinates of the launch of rocket 2 for subsequent capture of the rocket 2 by the tracking sensor 14.
- the microprocessor 10 of the transceiver 9 gives a signal to the drive 16 of the transceiver 9 of the control signal to orient the head mirror 15 of the receiving optical channel 12 of the transceiver 9 to the launched rocket 2, receiving infrared radiation from missiles 2 and ensure the operation of the tracking sensor 14 in the capture mode with a wide angle of view, consistent with the accuracy of preliminary target designation.
- the microprocessor 10 of the transceiver 9 After receiving confirmation of the capture of the attacking rocket from the tracking sensor 14, the microprocessor 10 of the transceiver 9 issues a command to ensure that the tracking sensor 14 operates in the tracking mode with a narrow angle of view and, according to information from the tracking sensor 14, issues commands to the rotation drive 16 to constantly orient the head mirror 15 on attacking rocket 2 without calculating the coordinates of the rocket at each point in time.
- the microprocessor 10 of the transceiver 9 analyzes the infrared radiation received by the tracking sensor 14 to select the detected infrared objects in the "rocket - not rocket" gradation and provides a signal to the on-board computer 21 about the start of the tracking mode and the results selection of detected infrared objects.
- On-board computer 21 after receiving signals from the microprocessor 10 of the transceiver 9 about false optical interference issues a command to terminate tracking mode.
- SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) a signal to the starting device 19 of the laser radiation generator 18, which provides, according to a certain algorithm, the generation of probing single pulses and pulsed periodic laser radiation modulated by the pulse repetition rate of the pulse packets, the pulse repetition rate in the packet and the number of pulses in the packet.
- the laser radiation at the output 38 of the laser radiation generator 18 is fed through the input 39 into the optical channel 17 for guiding the laser radiation and is sent through the head mirror 15 to the rocket's current location.
- the microprocessor 10 of the transceiver 9 when receiving from the tracking sensor 14 through the head mirror 15 a reflected signal from the first group of probing pulses by the level of this reflected signal, gives information to the calculator 21 that the missile with an infrared homing or non-infrared homing missile is attacking.
- the on-board computer 21 after receiving signals from the microprocessor 10 of the transceiver 9 about the attack of a rocket with an infrared homing head gives a trigger signal to the starting device 19 of the laser radiation generator 19 about generating periodic pulsed laser radiation modulated by the frequency of repetition of bursts of pulses, the frequency of repetition of pulses in a packet and the number pulses in a packet with alternating probing single pulses, which, when entering the input optical path of the homing head 3 and its distance Further processing in the guidance system of rocket 2 becomes a source of false information about the location of the target and ensures the passage of the rocket at a safe distance from the aircraft.
- the microprocessor 10 of the transceiver 9 upon receipt from the tracking sensor 14 through the head mirror 15
- SUBSTITUTE SHEET (RULE 26) the reflected signal from subsequent groups of probe pulses to reduce the power level of the reflected probe pulse of laser radiation determines the failure of the guidance of the infrared homing head on the aircraft and provides information about the failure of guidance to the on-board computer 21.
- the on-board computer 21 after receiving signals from the microprocessor 10 of the transceiver 9 about the failure guides the rocket through output 29 to the starting device 19 of the laser radiation generator 19 to stop the generation of laser radiation, black the output 24 sends a command to the microprocessor 10 of the transceiver 9 command for the formation of preliminary targeting about the coordinates of the launch of the next attacking rocket with the necessary accuracy for subsequent capture of the rocket by the tracking sensor, and through the outputs 30, 31 and 32 of the on-board computer 21 information about the failure of the attack with an infrared head homing the crew (for example, on the remote indicator 42), the objective control system 43 and the communication system 44 of the aircraft 4 with ground services.
- the enterprise together with co-executing enterprises, developed prototypes of a laser system for protecting aircraft from guided missiles with infrared homing missiles anti-aircraft missile systems and conducted ground tests, including using mathematical and semi-natural modeling methods, and flight tests, confirming high efficiency laser protection system, the validity of the composition and algorithms of its operation.
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к защитному противоракетному оборудованию воздушных судов. Областью применения настоящего изобретения является обеспечение защиты воздушных судов (пассажирских и транспортных самолетов, самолетов деловой авиации и вертолетов) от управляемых ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных ракетных зенитных комплексов. Задачей настоящего изобретения является обеспечение реализуемости и повышение эффективности способа, и обеспечение работоспособности и повышение надежности и эффективности работы системы защиты воздушных судов от управляемых ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных зенитных ракетных комплексов в условиях оптических помех.
Description
СИСТЕМА ЗАЩИТЫ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ
ОТ РАКЕТ ПЕРЕНОСНЫХ ЗЕНИТНЫХ РАКЕТНЫХ КОМПЛЕКСОВ
Область техники
Полезная модель относится к защитному противоракетному оборудованию воздушных судов. Областью применения полезной модели является обеспечение защиты воздушных судов (пассажирских и транспортных самолетов, самолетов деловой авиации и вертолетов) от управляемых ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных ракетных зенитных комплексов.
Предшествующий уровень техники
Патентные аналоги (литература):
1. МПК F41J2/02, F41H1 1/02; J4« 2141094; опубликовано 10.1 1.99. Патентообладатель - Государственный высокогорный научно-исследовательский испытательный центр авиационной техники и вооружения. Способ защиты летательных аппаратов от ракет, оснащенными головками самонаведения.
2. МПК B64D7/00; F41H1 1/02; F41J2/02; JYS 2347720; опубликовано 27.02.09. Патентообладатель - Общество с ограниченной ответственностью "СПЕЦТЕХ" (RU). Система защиты летательных аппаратов от управляемого оружия с инфракрасными головками самонаведения.
3. МПК F41H1 1/02; Ж 2298760; опубликовано 10.05.07. Патентообладатель - Институт теплофизики экстремальных состояний Объединенного института высоких температур Российской академии наук (ИТЭС ОИВТ РАН) (RU). Способ противоракетной защиты
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
летательного аппарата.
4. МЛК F41H1 1/02; JY° 2336486; опубликовано 20.10.08. Патентообладатель - Тикменков В.Н., Колесник В.Н. Комплекс самозащиты летательных аппаратов от зенитных управляемых ракет.
5. G06F165:00 F41H11/02. Jfe 2238510; опубликовано 20.10.04. Способ и система автоматического управления. Патентообладатель - ЗАО "СТИВТ".
6. МЛК F41H1 1/02 (2006.01); JVb 2321817; опубликовано 10.04.08. Патентообладатель - "РФЯЦ - ВНИИЭФ". Система защиты гражданских воздушных судов.
Ниже рассматриваются каждый из них в подробностях.
Известны способы и системы защиты воздушных судов от управляемых переносных ракетных зенитных комплексов, такие как исключение места пуска ракеты, использование специальных самолетов сопровождения, которые могут быть задействованы на эскортировании обычных самолетов на взлете и посадке, обеспечивая им требуемую защиту, использование специализированных беспилотных летательных аппаратов с лазерными комплексами защиты. Но эти способы дороги в реализации и не нашли какого-либо практического применения.
Известны также такие способы и системы защиты, как способ защиты летательных аппаратов от ракет, оснащенных головками самонаведения, путем создания в пространстве между летательным аппаратом и наиболее вероятным направлением возможной ракетной атаки противника ложной цели /1/, техническое решение для зашиты воздушных судов от ракет с инфракрасными головками самонаведения
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
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 инфракрасной маскировки в виде купола с окнами 121, способ противоракетной защиты воздушных судов, заключающийся в подрыве боевой части атакующей ракеты на безопасном расстоянии, а именно на расстоянии 3-25 м от корпуса защищаемого воздушного судна индукционным воздействием на электрические цепи неконтактного взрывателя боевой части атакующей ракеты посредством импульсного электромагнитного поля, генерируемого непрерывно или в виде пачек импульсов с периодом повторения 0,5-1,5 мс и несущей частотой 5-100 кГц при потребляемой резонансным контуром излучателя электрической мощности от бортовой сети летательного аппарата 5-25 кВт /3/, также комплекс самозащиты воздушных судов от зенитных управляемых ракет, содержащий блок многозарядных огневых модулей, установленных на раздельных вращающихся платформах на борту летательного аппарата со стороны вероятных атак. Каждый огневой модуль выполнен в виде одноствольного автоматического и/или многоствольного гранатомета с возможностью стрельбы надкалиберными и подкалиберными гранатами. Оптико-электронные средства обнаружения атакующих ракет установлены непосредственно на гранатометах и соединены через бортовой вычислитель с рабочим местом летчика и пиропатронами гранат, установленных в стволах гранатометов. Каждая граната выполнена с возможностью определения
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
30 относительных угловых координат ракеты при вращении гранаты /4/.
Недостатком указанных устройств и способов их применения кроме трудностей применения для защиты широкого круга воздушных судов, например пассажирских самолетов, являются отсутствие при их построении точных данных о координатах и направления движения
35
атакующих ракет и, как следствие невозможность определения наиболее опасного средства, которому необходимо создать противодействие, и оптимального времени их создания.
Наиболее близкими по технической сущности к заявляемому 5 способу и системе по его реализации, выбранными в качестве прототипов, является способ и система автоматического управления 151, решающие задачу защиты гражданского самолета от ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных зенитных ракетных комплексов в условиях оптических помех и система защиты 0 гражданских воздушных судов 161.
Сущность способа по прототипу 151 заключается в том, что определяют факт пуска ракеты, определяют координаты ракеты в каждый момент времени, генерируют импульсное периодическое лазерное излучение, причем диапазон длин волн лазерного излучения
^ лежит в диапазоне чувствительности инфракрасных головок самонаведения, мощность лазерного излучения превышает мощность излучения двигателя самолета в спектральном диапазоне чувствительности инфракрасных головок самонаведения, а частота следования импульсов близка к характерным частотам работы
^ инфракрасных головок самонаведения, и посылают лазерное излучение в точку нахождения ракеты в данный момент времени. Дополнительно принимают отраженное от инфракрасной головки
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
самонаведения лазерное излучение, по уровню мощности этого отраженного лазерного излучения определяют тот факт, что самолет атакует ракета именно с инфракрасной головкой самонаведения, по снижению уровня мощности отраженного лазерного излучения определяют факт срыва наведения на самолет инфракрасной головки самонаведения, после чего прекращают генерации лазерного излучения и передают информации о факте срыва наведения ракеты в наземную систему обеспечения безопасности полетов и в систему объективного контроля самолета. Также вычисляют координаты места пуска ракеты, передают информацию о факте пуска ракеты и о координатах места пуска ракеты в наземную систему обеспечения безопасности полетов и в систему объективного контроля самолета.
Недостатком указанного способа по прототипу 151 является необходимость генерации лазерного излучения, мощность которого превышает мощность излучения двигателя самолета в спектральном диапазоне чувствительности инфракрасных головок самонаведения. Без указания необходимости генерации лазерного излучения с плотностью мощности, превышающей плотность мощности теплового излучения двигателя самолета в спектральном диапазоне чувствительности инфракрасных головок самонаведения (т.е без указания необходимости генерации лазерного излучения в узком телесном угле), и с учетом того, что спектральный диапазон чувствительности инфракрасных головок самонаведения перекрывает значительную часть теплового излучения двигателя самолета, а коэффициент полезного действия инфракрасных лазеров не превышает нескольких процентов, это требование фактически приводит к необходимости иметь на борту дополнительный источник энергии для питания лазера по мощности сравнимый с мощностью двигателей
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
самолета, что делает реализацию указанного способа практически невозможной.
Кроме того, использование лазерного излучения модулированного только с частотой следования импульсов, близкой к характерным частотам работы инфракрасных головок самонаведения, неэффективно против инфракрасных головок самонаведения современного и перспективных поколений.
К недостаткам указанного способа следует отнести также отсутствие возможности отражения нескольких ракетных атак, что значительно снижает эффективность системы в случае многократных угроз, а также отсутствие указаний по обеспечению защиты гражданского самолета от ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных зенитных ракетных комплексов в условиях оптических помех.
Сущность системы защиты по прототипам /5, 6/ заключается в том, что она содержит размещенные на защищаемом гражданском самолете датчики факта пуска и координат пуска ракеты, приемопередатчик с приводом поворота и оптическим каналом, с выходом которого соединен датчик координат ракеты на траектории ее полета, бортовой вычислитель, и генератор лазерного излучения с его пусковым устройством, причем генератор лазерного излучения выполнен фторо-водородно-дейтериевым, бортовой вычислитель выполнен с возможностью обработки сигналов с датчиков факта пуска и координат пуска ракеты для вычисления координат места пуска ракеты и выдачи управляющего сигнала на привод поворота приемопередатчика для ориентирования входа оптического канала приемопередатчика на запущенную ракету, а также с возможностью
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
обработки сигнала с датчика координат ракеты на траектории ее полета для вычисления координат ракеты в данный момент времени и для выдачи пускового сигнала на пусковое устройство генератора лазерного излучения. Бортовой вычислитель выполнен также с возможностью передачи информации о факте пуска ракеты и о координатах места пуска в наземную систему обеспечения безопасности полетов и в систему объективного контроля летательного аппарата. Система дополнительно содержит приемник отраженного лазерного излучения, соединенный с дополнительным выходом оптического канала приемопередатчика и предназначенный для выдачи сигналов на бортовой вычислитель, который выполнен с дополнительной возможностью определения по уровню мощности отраженного от головки самонаведения запущенной ракеты лазерного излучения того факта, что самолет атакует ракета именно с инфракрасной головкой самонаведения, а по снижению уровня мощности отраженного лазерного излучения - факта срыва наведения на самолет инфракрасной головки самонаведения, выдачи на пусковое устройство генератора лазерного излучения сигнала для прекращения генерации лазерного излучения и передачи информации о факте срыва наведения в наземную систему обеспечения безопасности полетов и в систему объективного контроля летательного аппарата. Оптический канал приемопередатчика дополнительно предназначен для передачи излучения из генератора лазерного излучения в направлении запущенной ракеты, датчики факта пуска и координат пуска ракеты являются датчиками ультрафиолетового диапазона, а датчик координат ракеты на траектории ее полета, является узконаправленным датчиком инфракрасного диапазона.
К недостаткам указанного устройства по прототипам /5, 6/
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
следует отнести:
- излишнее требование необходимости обработки сигнала с датчика координат ракеты на траектории ее полета для вычисления координат ракеты в данный момент времени; излишнее требование наличия дополнительного приемника отраженного лазерного излучения, соединенного с дополнительным выходом оптического канала приемопередатчика и предназначенного для выдачи сигналов на бортовой вычислитель;
- ограничения, связанные с выбором генератора лазерного излучения только фторо-водородно-дейтериевым;
- ограничения, связанные с выбором датчиков факта пуска и координат пуска ракеты только датчиками ультрафиолетового диапазона;
- ограничения, связанные с выбором датчика координат ракеты на траектории ее полета только узконаправленным датчиком инфракрасного диапазона;
- технические трудности использования одного оптического канала приемопередатчика для получения инфракрасного излучения от ракеты и для передачи излучения из генератора лазерного излучения в направлении этой ракеты; отсутствие связи устройства с пилотажно-навигационным комплексом воздушного судна, что делает труднореализуемой задачу получение реальных угловых координат пуска ракеты для выдачи управляющего сигнала на привод поворота приемопередатчика для ориентирования входа оптического канала приемопередатчика на запущенную ракету, а также делает нереализуемой задачу вычисления реальных координат места пуска для последующей передачи в
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
наземную систему обеспечения безопасности полетов в ' условиях эволюций летательного аппарата в полете и существующей задержки времени передачи сигнала от датчики факта пуска и координат пуска ракеты в вычислитель;
- отсутствие возможности отражения нескольких ракетных атак, что значительно снижает эффективность устройства в случае многократных угроз;
- отсутствие возможности по обеспечению защиты воздушного судна от ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных зенитных ракетных комплексов в условиях оптических помех;
- отсутствие в устройстве источника электропитания для его подключения к бортовой сети летательного аппарата и распределения электроэнергии от бортовой сети составным частям устройства и, прежде всего для лазера, что вообще делает проблематичным общее функционирование устройства на борту летательного аппарата;
- отсутствие системы встроенного контроля и системы объективного контроля состояния составных частей устройства, что резко снижает эксплуатационную надежность предложенного устройства; Каждый из перечисленных недостатков прототипа системы /5,6/ приводит к снижению работоспособности и надежности работы устройства или делает проблематичным общее функционирование устройства на борту воздушных судов, а также к снижению эффективности обеспечения защиты воздушных судов от управляемых ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных ракетных зенитных комплексов в условиях оптических помех.
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
Раскрытие технического решения
Техническим результатом является повышение надежности и эффективности работы системы защиты воздушных судов (пассажирских и транспортных самолетов и самолетов деловой авиации и вертолетов) от управляемых ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных зенитных ракетных комплексов в условиях оптических помех.
Технический результат достигается системой защиты воздушных судов от управляемых ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных ракетных зенитных комплексов, содержащей размещенные на воздушном судне датчики факта пуска и координат пуска ракеты, приемопередатчик, бортовой вычислитель и генератор лазерного излучения с его пусковым устройством. Датчики определения факта и координат пуска ракет работают в ультрафиолетовом или инфракрасном диапазонах, генератор лазерного излучения выполнен в виде лазера, способного генерировать модулированное импульсное периодическое лазерное излучение с плотностью мощности, превышающую плотность мощности теплового излучения двигателя летательного аппарата в спектральном диапазоне чувствительности инфракрасных головок самонаведения, при этом приемопередатчик системы содержит микропроцессор, выполненный с возможностью анализа принимаемого инфракрасного излучения для селекции обнаруженных инфракрасных объектов и два оптических канала с общим головным зеркалом, один из которых является приемным оптическим каналом, а другой является лазерным каналом.
Краткое описание чертежей
На фиг. 1 показана система защиты от ракет переносных зенитных ракетных комплексов.
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
Система защиты 1 от ракет 2 переносных зенитных ракетных комплексов с инфракрасными головками самонаведения 3 содержит размещенные на защищаемом воздушном судне 4: бортовой блок питания 5 с системой встроенного контроля 6, датчики факта пуска и координат пуска ракет 7 соединенные с системой встроенного контроля 8, приемопередатчик 9 с микровычислителем 10, соединенный с системой встроенного контроля 1 1, оптическим каналом 12 приема инфракрасного излучения от атакующей ракеты 2 и отраженного лазерного излучения от инфракрасной головки самонаведения 3, с выходом 13 которого соединен датчик 14 слежения за атакующей ракетой 2 на траектории ее полета и приема отраженного лазерного излучения от инфракрасной головки самонаведения 3, соединенный с микровычислителем 10 и с головным зеркалом 15 с приводом поворота 16, оптическим каналом 17 наведения лазерного излучения на выбранный объект с головным зеркалом 15, являющимся общим для приемного 12 и лазерного 17 каналов, генератор лазерного излучения 18 с его пусковым устройством 19 и с системой встроенного контроля 20, соединенный с оптическим каналом 17 наведения лазерного излучения, и бортовой вычислитель 21 с системой встроенного контроля 22. Первая группа входов 23 бортового вычислителя 21 соединена с выходами датчиков факта пуска и координат пуска 7 и с выходами системы встроенного контроля 8 датчиков факта пуска и координат пуска 7, вторая группа входов 24 бортового вычислителя 21 соединена с микровычислителем 10, соединенного с выходами системы встроенного контроля 11 приемопередатчика 9, третья группа входов 25 бортового вычислителя 21 соединена с выходами системы встроенного контроля 20 генератора лазерного излучения 18, четвертая группа входов 26 бортового
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
вычислителя 21 соединена с выходами бортового блока питания 5 и системой встроенного контроля 6 бортового блока питания 5, пятая группа входов 27 бортового вычислителя 21 соединена с выходами пилотажно-навигационного комплекса 41 воздушного судна. Первый выход 28 бортового вычислителя 21 соединен с микровычислителем 10, второй выход 29 бортового вычислителя 21 соединен с пусковым устройством 19 генератора лазерного излучения 18, третий выход 30 бортового вычислителя 21 соединен с системой объективного контроля 43 воздушного судна 4, четвертый выход 31 бортового вычислителя 21 соединен с системой связи самолета с наземными службами 44 воздушного судна 4, пятый выход 32 бортового вычислителя 21 соединен с пультом-индикатором 42 воздушного судна 4. Первый вход 33 бортового блока питания 5 соединен с бортовой системой электроснабжения воздушного судна 40. Первый выход 34 бортового блока питания 5 соединен с датчиками факта пуска и координат пуска ракет 7, второй выход 35 бортового блока питания 5 соединен с приемопередатчиком 9, третий выход бортового 36 блока питания 5 соединен с генератором лазерного излучения 18, четвертый выход 37 бортового блока питания 5 соединен с входом 26 бортового вычислителя 21. Выход 38 генератора лазерного излучения 18 соединен с входом 39 лазерного канала 17.
Способ защиты воздушных судов от управляемых ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных ракетных зенитных комплексов по настоящему изобретению реализуется в представленной системе следующим образом. При подготовке воздушного судна к вылету на бортовой блок питания 5 подается электропитание от бортовой системы электроснабжения 40 и от бортового блока питания 5 подается
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
электропитание на датчики факта пуска и координат пуска ракет 7, приемопередатчик 9, генератор лазерного излучения 18 и бортовой вычислитель 21, после чего по команде бортового вычислителя 21 происходит тестирование работоспособности системы защиты 1 с помощью систем встроенного контроля 6, 8, 1 1, 20 и 22 с выдачей информации о работоспособности системы или об отказах в оперативную память бортового вычислителя 21, систему объективного контроля 43 и экипажу, например на пульт-индикатор 42, воздушного судна 4. При запуске по летящему воздушному судну 4 ракеты 2 с инфракрасной головкой самонаведения 3 размещенные на воздушном судне 4 датчики факта пуска и координат пуска ракет 7 фиксируют излучение двигателя (инфракрасное или ультрафиолетовое) стартующей ракеты 2. Сигналы с этих датчиков подаются на первую группу входов 23 вычислителя 21 для вычисления координат пуска ракеты с учетом информации от пилотажно-навигационного комплекса воздушного судна 41, получаемой через группу входов 27 вычислителя 21, вычисляют реальные угловые координаты пуска ракеты и координаты пуска ракеты на местности с учетом эволюций воздушного судна 4 за время от начального обнаружения датчиками факта пуска и координат пуска ракеты 7 до выдачи этими датчиками информации в вычислитель 21 и передают через выходы 30, 31 и 32 бортового вычислителя 21 информацию о факте и координатах пуска на местности экипажу (например на пульт-индикатор 42), в систему объективного контроля 43 и систему связи 44 воздушного судна 4 с наземными службами. Информация о факте пуска и об угловых координатах места пуска передается также из вычислителя 21 через выход 28 в микропроцессор 10 приемопередатчика 9 для формирования предварительного целеуказания с необходимой
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
точностью об угловых координатах пуска ракеты 2 для последующего захвата ракеты 2 следящим датчиком 14. Микропроцессор 10 приемопередатчика 9 выдает сигнал на привод поворота 16 приемопередатчика 9 управляющего сигнала для ориентирования головного зеркала 15 приемного оптического канала 12 приемопередатчика 9 на запущенную ракету 2, приема инфракрасного излучения от ракеты 2 и обеспечения работы следящего датчика 14 в режиме захвата с широким углом зрения, согласованного с точностью предварительного целеуказания. После получения подтверждения о захвате атакующей ракеты от следящего датчика 14 микропроцессор 10 приемопередатчика 9 выдает команду для обеспечения работы следящего датчика 14 в режиме сопровождения с узконаправленным углом зрения и по информации от следящего датчика 14 выдает команды на привод поворота 16 для постоянного ориентирования головного зеркала 15 на атакующую ракету 2 без вычисления координат ракеты в каждый момент времени. Для обеспечения работы системы 1 в условиях ложных оптических помех микропроцессор 10 приемопередатчика 9 проводит анализ принимаемого следящим датчиком 14 инфракрасного излучения для селекции обнаруженных инфракрасных объектов в градации «ракета - не ракета» и обеспечивает выдачу сигнала в бортовой вычислитель 21 о начале режима сопровождения и о результатах селекции обнаруженных инфракрасных объектов. Бортовой вычислитель 21 после получения сигналов с микропроцессора 10 приемопередатчика 9 о ложной оптической помехе выдает команду о прекращении режима сопровождения. Бортовой вычислитель 21 после получения сигналов с микропроцессора 10 приемопередатчика 9 о начале режима сопровождения и подтверждения факта атаки ракетой выдает пусковой
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
сигнала на пусковое устройство 19 генератора лазерного излучения 18, который обеспечивает по определенному алгоритму генерацию зондирующих одиночных импульсов и импульсного периодического лазерного излучения, модулируемого по частоте повторения пачек импульсов, частоте повторения импульсов в пачке и числе импульсов в пачке. Лазерное излучение по выходу 38 генератора лазерного излучения 18 подается через вход 39 в оптический канал 17 наведения лазерного излучения и через головное зеркало 15 посылается в точку нахождения ракеты в данный момент времени. Микропроцессор 10 приемопередатчика 9 при получении от следящего датчика 14 через головное зеркало 15 отраженного сигнала от первой группы зондирующих импульсов по уровню этого отраженного сигнала выдает информацию в вычислитель 21 о том, что атакует ракета с инфракрасной головкой самонаведения или ракета не с инфракрасной головкой самонаведения. Бортовой вычислитель 21 после получения сигналов с микропроцессора 10 приемопередатчика 9 об атаке ракеты с инфракрасной головкой самонаведения выдает пусковой сигнал на пусковое устройство 19 генератора лазерного излучения 19 о генерации импульсного периодического лазерного излучения, модулируемого по частоте повторения пачек импульсов, частоте повторения импульсов в пачке и числе импульсов в пачке с чередованием зондирующих одиночных импульсов, которое при поступлении во входной оптический тракт головки самонаведения 3 и при его дальнейшей обработке в системе наведения ракеты 2 становится источником ложной информации о местонахождении цели и обеспечивает пролет ракеты на безопасном расстоянии от воздушного судна. Микропроцессор 10 приемопередатчика 9 при получении от следящего датчика 14 через головное зеркало 15
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
отраженного сигнала от последующих групп зондирующих импульсов по снижению уровня мощности отраженного зондирующего импульса лазерного излучения определяет факт срыва наведения на воздушное судно инфракрасной головки самонаведения и выдает информацию о срыве наведения в бортовой вычислитель 21. Бортовой вычислитель 21 после получения сигналов с микропроцессора 10 приемопередатчика 9 о срыве наведения ракеты подает через выход 29 на пусковое устройство 19 генератора лазерного излучения 19 о прекращении генерации лазерного излучения, через выход 24 подает команду в микропроцессор 10 приемопередатчика 9 команду для формирования предварительного целеуказания о координатах пуска следующей атакующей ракеты с необходимой точностью для последующего захвата ракеты следящим датчиком, а через выходы 30, 31 и 32 бортового вычислителя 21 информацию о срыве атаки ракеты с инфракрасной головкой самонаведения экипажу (например, на пульт- индикатор 42), в систему объективного контроля 43 и систему связи 44 воздушного судна 4 с наземными службами.
На предприятии совместно с предприятиями-соисполнителями разработаны опытные образцы лазерной системы защиты воздушных судов от управляемых ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных ракетных зенитных комплексов и проведены их наземные испытания, в том числе с применением методов математического и полунатурного моделирования, и летные испытания, подтвердившие высокую эффективность лазерной системы защиты, обоснованность состава и алгоритмов ее работы.
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
Claims
ФОРМУЛА
Система защиты воздушных судов от управляемых ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных ракетных зенитных комплексов, содержащая размещенные на воздушном судне датчики факта пуска и координат пуска ракеты, приемопередатчик, бортовой вычислитель и генератор лазерного излучения с его пусковым устройством, отличающаяся тем, что датчики определения факта и координат пуска ракет работают в ультрафиолетовом или инфракрасном диапазонах, генератор лазерного излучения выполнен в виде лазера, способного генерировать модулированное импульсное периодическое лазерное излучение с плотностью мощности, превышающую плотность мощности теплового излучения двигателя летательного аппарата в спектральном диапазоне чувствительности инфракрасных головок самонаведения, при этом приемопередатчик системы содержит микропроцессор, выполненный с возможностью анализа принимаемого инфракрасного излучения для селекции обнаруженных инфракрасных объектов и два оптических канала с общим головным зеркалом, один из которых является приемным оптическим каналом, а другой оптический канал является лазерным каналом.
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013128287 | 2013-06-20 | ||
| RU2013128287 | 2013-06-20 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| WO2014204348A1 true WO2014204348A1 (ru) | 2014-12-24 |
Family
ID=52104959
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PCT/RU2014/000404 WO2014204348A1 (ru) | 2013-06-20 | 2014-06-02 | Система защиты воздушных судов от ракет переносных зенитных ракетных комплексов |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| WO (1) | WO2014204348A1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU192917U1 (ru) * | 2019-02-12 | 2019-10-07 | Акционерное общество "Научно-производственный центр "Реагент" | Бортовой комплекс индивидуальной защиты летательного аппарата от управляемых ракет с оптическими головками самонаведения |
| CN116952880A (zh) * | 2023-08-07 | 2023-10-27 | 江苏省环境科学研究院 | 一种适用于多种介质的检测系统及检测方法 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5600434A (en) * | 1994-01-31 | 1997-02-04 | Diehl Gmbh & Co. | Apparatus for defending against an attacking missile |
| US20120298748A1 (en) * | 2011-05-24 | 2012-11-29 | Bird Aerosystems Ltd | System, device and method of protecting aircrafts against incoming missiles and threats |
| RU126680U1 (ru) * | 2012-10-31 | 2013-04-10 | Закрытое акционерное общество "Специальное конструкторское бюро "ЗЕНИТ" | Бортовая станция активных помех для индивидуальной защиты летательного аппарата от зенитных управляемых ракет с инфракрасными головками самонаведения |
| RU2511513C2 (ru) * | 2012-08-16 | 2014-04-10 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт "Экран" | Способ и система защиты воздушных судов от ракет переносных зенитных ракетных комплексов |
-
2014
- 2014-06-02 WO PCT/RU2014/000404 patent/WO2014204348A1/ru active Application Filing
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5600434A (en) * | 1994-01-31 | 1997-02-04 | Diehl Gmbh & Co. | Apparatus for defending against an attacking missile |
| US20120298748A1 (en) * | 2011-05-24 | 2012-11-29 | Bird Aerosystems Ltd | System, device and method of protecting aircrafts against incoming missiles and threats |
| RU2511513C2 (ru) * | 2012-08-16 | 2014-04-10 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт "Экран" | Способ и система защиты воздушных судов от ракет переносных зенитных ракетных комплексов |
| RU126680U1 (ru) * | 2012-10-31 | 2013-04-10 | Закрытое акционерное общество "Специальное конструкторское бюро "ЗЕНИТ" | Бортовая станция активных помех для индивидуальной защиты летательного аппарата от зенитных управляемых ракет с инфракрасными головками самонаведения |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU192917U1 (ru) * | 2019-02-12 | 2019-10-07 | Акционерное общество "Научно-производственный центр "Реагент" | Бортовой комплекс индивидуальной защиты летательного аппарата от управляемых ракет с оптическими головками самонаведения |
| CN116952880A (zh) * | 2023-08-07 | 2023-10-27 | 江苏省环境科学研究院 | 一种适用于多种介质的检测系统及检测方法 |
| CN116952880B (zh) * | 2023-08-07 | 2024-03-15 | 江苏省环境科学研究院 | 一种适用于多种介质的检测系统及检测方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8212709B2 (en) | Countermeasure method for a mobile tracking device | |
| US7631833B1 (en) | Smart counter asymmetric threat micromunition with autonomous target selection and homing | |
| US20100026554A1 (en) | Active protection method and system | |
| US10156429B2 (en) | Visual disruption network, and system, method, and computer program product thereof | |
| WO2022257510A1 (zh) | 一种无人机的反制方法及无人机的反制系统 | |
| US9632168B2 (en) | Visual disruption system, method, and computer program product | |
| RU2511513C2 (ru) | Способ и система защиты воздушных судов от ракет переносных зенитных ракетных комплексов | |
| US20090250634A1 (en) | Back illumination method for counter measuring IR guided missiles | |
| RU2364824C2 (ru) | Способ повышения живучести беспилотных летательных аппаратов, преодолевающих зоны радиотехнического противодействия и активного поражения, и устройство для его осуществления (варианты) | |
| US20170284780A1 (en) | Projectile delivery of disruptive media for target protection from directed energy | |
| WO2014204348A1 (ru) | Система защиты воздушных судов от ракет переносных зенитных ракетных комплексов | |
| RU2238510C1 (ru) | Способ и система автоматического управления | |
| RU135405U1 (ru) | Система защиты воздушных судов от ракет переносных зенитных ракетных комплексов | |
| RU2601241C2 (ru) | Способ активной защиты летательного аппарата и система для его осуществления (варианты) | |
| Hnatenko et al. | The usage of lasers in military equipment. Part1. | |
| Maini | Battlefield Lasers and Opto-electronics Systems. | |
| RU2227892C1 (ru) | Комплекс противовоздушной ракетно-космической обороны | |
| RU2629464C1 (ru) | Способ защиты летательных аппаратов от ракет, оснащенных головками самонаведения с матричным фотоприемным устройством | |
| RU2321817C1 (ru) | Система защиты гражданских воздушных судов | |
| RU2819940C1 (ru) | Способ защиты воздушного судна от управляемых ракет с оптическими головками самонаведения и система для его реализации | |
| Ogonowski et al. | Conception of protecting civil aircrafts from man-portable air-defence system | |
| Liao et al. | Development Status and Operation Analysis of Laser Weapon in Anti-Drone Warfare | |
| RU2280836C1 (ru) | Способ защиты летательных аппаратов от управляемых ракет и система для его реализации | |
| RU37849U1 (ru) | Система автоматического управления | |
| KR100915417B1 (ko) | 피보호 물체의 자체 방어 장치 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| 121 | Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application |
Ref document number: 14813207 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |
|
| NENP | Non-entry into the national phase |
Ref country code: DE |
|
| 122 | Ep: pct application non-entry in european phase |
Ref document number: 14813207 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |