оптикоэлектронная прицельная система самолета

Формула изобретения

Оптикоэлектронная прицельная система самолета, содержащая прицельный элемент, оптиколокационную станцию с лазерным дальномером, формирователь целеуказания авиационной управляемой ракеты и головку самонаведения авиационной управляемой ракеты, блок формирователя признака устойчивого захвата цели головкой самонаведения авиационной управляемой ракеты и блок управления режимами работы головки самонаведения авиационной управляемой ракеты, при этом выход прицельного элемента соединен с первым входом оптиколокационной станции с лазерным дальномером, второй вход которой соединен с выходом кнопки разрешения захвата цели, а первый и второй выходы соединены соответственно со вторым и третьим входом формирователя целеуказания авиационной управляемой ракеты, выход которого соединен с первым входом головки самонаведения ракеты, второй и третий входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами блока управления режимами работы головки самонаведения авиационной управляемой ракеты, а выход с входом блока формирователя признака устойчивого захвата цели головкой самонаведения авиационной управляемой ракеты, который выполнен в виде первого блока запоминания, блока памяти, последовательно соединенных первого логического элемента НЕ, счетчика и компаратора, причем вход блока соединен одновременно с первым входом первого блока запоминания и с входом первого логического элемента НЕ, второй вход компаратора соединен с выходом блока памяти, а выход - со вторым входом первого блока запоминания, выход которого соединен со вторым входом прицельного элемента, блок управления режимами работы головки самонаведения авиационной управляемой ракеты выполнен в виде последовательно соединенных логического элемента ИЛИ и второго блока запоминания, последовательно соединенных второго логического элемента НЕ, логического элемента И и элемента задержки, выход которого соединен с управляющим входом второго блока запоминания, причем выход логического элемента ИЛИ соединен со входом второго логического элемента НЕ, входы логического элемента ИЛИ являются первым и третьим входами блока, второй вход логического элемента И является вторым входом блока, а его выход является первым выходом блока, выход второго блока запоминания является вторым выходом блока, отличающаяся тем, что она снабжена блоком анализа параметров движения цели, вход которого соединен с выходом прицельного элемента, а выход соединен с первым входом блока формирователя целеуказаний управляемой ракеты, при этом блок анализа параметров движения цели состоит из дифференцирующей цепи, первых пороговых устройств, триггеров, первых ключей, первого сумматора, первой, второй, третьей, четвертой линий задержки, второго, третьего и четвертого ключей, второго, третьего и четвертого пороговых устройств, первого и второго сдвиговых регистров, первого и второго элементов И-НЕ, первого и второго элементов И, генератора импульсов, первого и второго счетчиков, вычитающего устройства, первого и второго делителя, первого и второго интегратора, элемента ИЛИ, второго сумматора, задатчика сигналов, причем выход прицельного элемента соединен с входом дифференцирующей цепи и с первыми входами первых пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первыми выходами задатчика сигналов, а выходы соединены с первыми входами триггеров, вторые входы которых соединены с выходом дифференцирующей цепи, выходы триггеров соединены с первыми входами первых ключей, вторые входы которых соединены со вторыми выходами задатчика сигналов, а выходы через сумматор соединены со вторыми входами второго, третьего и четвертого ключей, первые входы которых соответственно через первую, вторую и третью линии задержки соединены с выходом дифференцирующей цепи, выходы второго, третьего и четвертого ключей соединены с первыми входами второго, третьего и четвертого пороговых устройств, вторые входы которых соединены с выходом прицельного элемента, выход второго порогового устройства через первый сдвиговый регистр соединен с первым входом первого элемента И, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходом первого элемента И-HE и выходом генератора импульсов, а выход первого элемента И через первый счетчик соединен с первым входом вычитающего устройства, второй вход которого через второй счетчик соединен с выходом второго элемента И, первый, второй и третий входы, которого соединены соответственно с выходами второго сдвигового регистра, генератора импульсов, второго элемента И-НЕ, выход вычитающего элемента соединен с первым входом первого делителя, второй вход которого соединен с выходом второго счетчика, выход первого делителя соединен одновременно с первым входом элемента ИЛИ, входом четвертой линии задержки и первым входом второго делителя, второй вход, которого соединен с выходом четвертой линии задержки, а выход через первый интегратор со вторым входом элемента ИЛИ, выход которого через второй интегратор соединен с первым входом второго сумматора, второй вход которого соединен с выходом прицельного элемента, а выход сумматора является выходом блока анализа параметров движения цели.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к средствам вооружения для широкого класса военных самолетов и, в частности, для многофункциональных истребителей и может применяться для поражения визуально видимых высокоманевренных воздушных целей, а также для обеспечения обороны самолетов.

Наиболее близким к изобретению является оптикоэлектронная прицельная система самолета, содержащая прицельный элемент, оптиколокационную станцию с лазерным дальномером, формирователь целеуказания авиационной управляемой ракеты и головку самонаведения авиационной управляемой ракеты, блок формирователя признака устойчивого захвата цели головкой самонаведения авиационной управляемой ракеты и блок управления режимами работы головки самонаведения авиационной управляемой ракеты, при этом выход прицельного элемента соединен одновременно с первым входом формирователя целеуказаний авиационной управляемой ракеты и первым входом оптиколокационной станции с лазерным дальномером, второй вход которого соединен с выходом кнопки разрешения захвата цели, а первый и второй выходы соединены соответственно со вторым и третьим входами формирователя целеуказания авиационной управляемой ракеты, выход которого соединен с первым входом головки самонаведения ракеты, второй и третий входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходом блока управления режимами формирователя признака устойчивого захвата цели головкой самонаведения авиационной управляемой ракеты, а выход с входом блока формирователя признака устойчивого захвата цели головкой самонаведения авиационной управляемой ракеты, который выполнен в виде первого блока запоминания, блока памяти, последовательно соединенных первого логического элемента НЕ, счетчика и компаратора, причем вход блока соединен одновременно с первым входом первого блока запоминания и со входом первого логического элемента НЕ, второй вход компаратора соединен с выходом блока памяти, а выход - со вторым входом первого блока запоминания, выход которого соединен со вторым входом прицельного элемента, блок управления режимами работы головки самонаведения авиационной управляемой ракеты выполнен в виде последовательно соединенных логического элемента ИЛИ и второго блока запоминания, последовательно соединенных второго логического элемента НЕ, логического элемента И и элемента задержки, выход которого соединен с управляющим входом второго блока запоминания, причем выход логического элемента ИЛИ соединен со входом второго логического элемента НЕ, входы логического элемента ИЛИ - это первый и третий входы блока, второй вход логического элемента И - это второй вход блока, а его выход - это первый выход блока, выход второго блока запоминания - это второй выход блока /Патент РФ на изобретение №2158407, кл. F41G 3/22, 27.10.2000 г./.

Недостатком данного устройства является осуществление целеуказаний головке самонаведения ракеты по высокоманевренной воздушной цели без учета параметров ее движения угловой скорости и ускорения.

Технической задачей изобретения является повышение точности целеуказаний головки самонаведения авиационной управляемой ракеты (АУР) путем прицеливания в упрежденную точку относительно воздушной цели с учетом параметров ее движения угловой скорости и ускорения.

Решение технической задачи достигается тем, что в оптикоэлектронную прицельную система самолета, содержащую прицельный элемент, оптиколокационную станцию с лазерным дальномером, формирователь целеуказания авиационной управляемой ракеты и головку самонаведения авиационной управляемой ракеты, блок формирователя признака устойчивого захвата цели головкой самонаведения авиационной управляемой ракеты и блок управления режимами работы головки самонаведения авиационной управляемой ракеты, при этом выход прицельного элемента соединен одновременно с первым входом формирователя целеуказаний авиационной управляемой ракеты и первым входом оптиколокационной станции с лазерным дальномером, второй вход которого соединен с выходом кнопки разрешения захвата цели, а первый и второй выходы соединены соответственно со вторым и третьим входом формирователя целеуказания авиационной управляемой ракеты, выход которого соединен с первым входом головки самонаведения ракеты, второй и третий входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами блока управления режимами формирователя признака устойчивого захвата цели головкой самонаведения авиационной управляемой ракеты, а выход с входом блока формирователя признака устойчивого захвата цели головкой самонаведения авиационной управляемой ракеты, который выполнен в виде первого блока запоминания, блока памяти, последовательно соединенных первого логического элемента НЕ, счетчика и компаратора, причем вход блока соединен одновременно с первым входом первого блока запоминания и со входом первого логического элемента НЕ, второй вход компаратора соединен с выходом блока памяти, а выход - со вторым входом первого блока запоминания, выход которого соединен со вторым входом прицельного элемента, блок управления режимами работы головки самонаведения авиационной управляемой ракеты выполнен в виде последовательно соединенных логического элемента ИЛИ и второго блока запоминания, последовательно соединенных второго логического элемента НЕ, логического элемента И и элемента задержки, выход которого соединен с управляющим входом второго блока запоминания, причем выход логического элемента ИЛИ соединен со входом второго логического элемента НЕ, входы логического элемента ИЛИ - первый и третий входы блока, второй вход логического элемента И - второй вход блока, а его выход - первый выход блока, выход второго блока запоминания - второй выход блока, дополнительно введен блок анализа параметров движения цели, вход которого соединен с выходом прицельного элемента, а выход соединен с первым входом блока формирователя целеуказаний управляемой ракеты, при этом блок анализа параметров движения цели состоит из дифференцирующей цепи, первых пороговых устройств, триггеров, первых ключей, первого сумматора, первой, второй, третьей и четвертой линий задержки, второго, третьего и четвертого ключей, второго, третьего и четвертого пороговых устройств, первого и второго сдвиговых регистров, первого и второго элементов И-НЕ, первого и второго элементов И, генератора импульсов, первого и второго счетчиков, вычитающего устройства, первого и второго делителей, первого и второго интеграторов, элемента ИЛИ, второго сумматора, задатчика сигналов, причем выход прицельного элемента соединен со входом дифференцирующей цепи и с первыми входами первых пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первыми выходами задатчика сигналов, а выходы соединены с первыми входами триггеров, вторые входы которых соединены с выходом дифференцирующей цепи, выходы триггеров соединены с первыми входами первых ключей, вторые входы которых соединены со вторыми выходами задатчика сигналов, а выходы первых ключей через сумматор соединены со вторыми входами второго, третьего и четвертого ключей, первые входы которых соответственно через первую, вторую и третью линии задержек соединены с выходом дифференцирующей цепи, выходы второго, третьего и четвертых ключей соединены с первыми входами второго, третьего и четвертых пороговых устройств, вторые входы которых соединены с выходом первого элемента И, выход второго порогового устройства через первый сдвиговый регистр соединен с первым входом второго элемента И, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходом первого элемента И-НЕ и выходом генератора импульсов, выход первого элемента И через первый счетчик соединен с первым входом вычитающего устройства, второй вход которого через второй счетчик соединен с выходом второго элемента И, первый, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходами второго сдвигового регистра, генератора импульсов, второго элемента И-НЕ, выход вычитающего элемента соединен с первым входом первого делителя, второй вход которого соединен с выходом второго счетчика, выход первого делителя соединен одновременно с первым входом элемента ИЛИ, входом четвертой линии задержки и первым входом второго делителя, второй вход которого соединен с выходом четвертой линии задержки, а выход через первый интегратор со вторым входом элемента ИЛИ, выход которого через второй интегратор соединен с первым входом второго сумматора, второй вход которого соединен с выходом прицельного элемента, а выход сумматора является выходом блока анализа параметров движения цели.

Новыми элементами по устройству является блок анализа параметров движения цели, который состоит из дифференцирующей цепи, первых пороговых устройств, триггеров, первых ключей, первого сумматора, первой, второй, третьей и четвертой линий задержки, второго, третьего и четвертого ключей, второго, третьего и четвертого пороговых устройств, первого и второго сдвиговых регистров, первого и второго элементов И-НЕ, первого и второго элементов И, генератора импульсов, первого и второго счетчиков, вычитающего устройства, первого и второго делителей, первого и второго интеграторов, элемента ИЛИ, второго сумматора, задатчика сигналов; и связи между известными и новыми элементами.

На фиг.1 приведена структурная схема оптикоэлектронного устройства, на фиг.2 - то же, блока анализа параметров движения цели.

Прицельный элемент выполнен в виде блока 1 нашлемного целеуказания и индикации. Блок 1 нашлемного целеуказания и индикации включает устройство определения углового положения головы летчика и визирное устройство с неподвижным перекрестием, где также индицируются захват цели оптиколокационной станцией 2 и головкой самонаведения 4.

Формирователь признака устойчивого захвата цели головкой самонаведения АУР выполнен с возможностью функционирования при кратковременных сбросах захвата головкой самонаведения авиационной управляемой ракеты.

Блок управления режимами работы головки самонаведения АУР выполнен с возможностью перенацеливания головки самонаведения ракеты.

Устройство содержит блок 1 нашлемного целеуказания и индикации, оптиколокационную станцию 2 с лазерным дальномером, кнопку 3 разрешения захвата цели, управляемую летчиком, головку 4 самонаведения авиационной управляемой ракеты, формирователь 5 целеуказания авиационной управляемой ракете, блок 6 формирователя признака устойчивого захвата цели головкой самонаведения авиационной управляемой ракеты, блок 7 управления режимами работы головки самонаведения авиационной управляемой ракеты с возможностью перенацеливания, блок 18 анализа параметров движения цели.

Блок 6 содержит первый блок запоминания 8, блок памяти 9, первый логический элемент НЕ 10, счетчик 11 и компаратор 12.

Блок 7 содержит логический элемент ИЛИ 13, второй блок запоминания 14, второй логический элемент НЕ 15, логический элемент И 16 и элемент задержки 17.

Блок 18 анализа параметров движения цели состоит из дифференцирующей цепи 19, первых пороговых устройств 20, триггеров 21, первых ключей 22, первого сумматора 23, первой 24, второй 25, третьей 26 линий с четвертой 27 линией задержки, второго 28, третьего 29 и четвертого 30 ключей, второго 31, третьего 32 и четвертого 33 пороговых устройств, первого 34 и второго 35 сдвиговых регистров, первого 36 и второго 37 элементов И-НЕ, первого 38 и второго 39 элементов И, генератора 40 импульсов, первого 41 и второго 42 счетчиков, вычитающего устройства 43, первого 44 и второго 45 делителей, первого 46 и второго 47 интеграторов, элемента ИЛИ 48, второго 49 сумматора, задатчика 50 сигналов.

Выход блока 1 соединен одновременно с первым входом блока 2 и входом блока 18 анализа параметров движения цели, выход которого соединен с первым входом блока 5. Второй и третий входы блока 5 соединены с первым и вторым выходами блока 2, выход блока 5 соединен с первым входом блока 4, выход которого соединен с входом блока 6.

Вход блока 6 соединен с первым входом первого 8 блока запоминания и входом первого 10 логического элемента НЕ. Выход первого 10 логического элемента НЕ соединен через счетчик 11 с первым входом компаратора 12, второй вход которого соединен с выходом блока памяти 9, а выход - со вторым входом первого 8 блока запоминания. Выход кнопки 3 разрешения захвата цели соединен со вторым входом блока 2 и первым входом логического элемента 13, второй вход которого соединен со вторым выходом блока 2, а выход - с первым входом второго блока запоминания 14, и одновременно со входом второго логического элемента НЕ 15, выход которого соединен с первым входом логического элемента И 16, второй вход которого соединен с выходом первого 8 блока запоминания, а выход - с входом элемента задержки 17 и вторым входом блока 4. Выход блока 17 соединен со вторым входом второго 14 блока запоминания, выход которого соединен с третьим входом блока 4. Входы блока 1 соединены со вторым выходом блока 2 и выходом блока 8.

Выход блока 1 нашлемного целеуказания соединен со входом дифференцирующей цепи 19 и с первыми входами первых 20 пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первыми выходами задатчика 50 сигналов, а выходы соединены с первыми входами триггеров 21, вторые входы которых соединены с выходом дифференцирующей цепи 19, выходы триггеров 21 соединены с первыми входами первых 22 ключей, вторые входы которых соединены со вторыми выходами задатчика 50 сигналов, а выходы через первый сумматор 23 соединены со вторыми входами второго 28, третьего 29 и четвертого 30 ключей, первые входы которых соответственно через первую 24, вторую 25 и третью 26 линии задержки соединены с выходом дифференцирующей цепи 19, выходы второго 28, третьего 29 и четвертых 30 ключей соединены с первыми входами второго 31, третьего 32 и четвертого 33 пороговых устройств, вторые входы которых соединены с выходом блока 1, выход второго 31 порогового устройства через первый 34 сдвиговый регистр соединен с первым входом первого 38 элемента И, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходом первого 36 элемента И-НЕ и выходом генератора 40 импульсов, выход первого 38 элемента И через первый 41 счетчик соединен с первым входом вычитающего устройства 43, второй вход которого через второй 42 счетчик соединен с выходом второго 39 элемента И, первый, второй и третий входы которого соединены соответственно с выходом второго 35 сдвигового регистра, второго 37 элемента И-НЕ, генератора 40 импульсов, выход вычитающего устройства 43 соединен с первым входом делителя 44, второй вход которого соединен с выходом второго 42 счетчика, выход делителя 44 соединен одновременно с первым входом элемента ИЛИ, со входом четвертой 27 линии задержки и одновременно с первым входом второго 45 делителя, второй вход которого соединен с выходом четвертой 27 линии задержки, а выход через первый 46 интегратор соединен со вторым входом элемента ИЛИ 48, выход которого через интегратор 47 соединен с первым входом второго 49 сумматора, второй вход которого соединен с выходом прицельного элемента 1, а выход является выходом блока 18 анализа параметров движения цели.

Устройство работает следующим образом.

Летчик совмещает неподвижное перекрестие нашлемного визира с воздушной целью, после чего нажимает кнопку 3. Целеуказание с блока 1 поступает на оптиколокационную станцию 2 и головку самонаведения 4 через блок 18 анализа параметров движения цели и первый вход блока 5. На оптиколокационную станцию 2 поступает команда разрешения захвата с кнопки 3, после чего она переходит в режим обнаружения и захвата цели в поле захвата.

В случае кратковременного сопровождения воздушной цели на блок анализа параметров движения цели поступают угловые координаты воздушной цели, анализ динамики изменения их значений позволит определить угловую скорость движения цели.

Текущие значения угловых координат цели поступают на вход дифференцирующей цепи и на первые входы первых пороговых устройств 20, на вторые входы которых поступают сигналы с первых выходов задатчика 50 сигналов.

С выходов дифференцирующей цепи 19 сигналы поступают на вторые входы («входы обнуления») триггеров 21.

С выходов пороговых устройств 20 сигналы поступают на первые входы триггеров 21, с выходов которых поступают на первые входы первых 22 ключей, на вторые входы которых поступают сигналы со вторых выходов задатчика 46 сигналов, с выходов первых 22 ключей через сумматор 23 сигналы, пропорциональные текущим угловым положениям цели, поступают на вторые входы второго 28, третьего 29 и четвертого 30 ключей, на первые входы которых поступают сигналы соответственно через первую 24, вторую 25 и третью 26 линии задержки с выхода дифференцирующей цепи 19.

Через интервалы времени, заданные линиями задержек, информация об угловом положении цели поступает с выходов второго 28, третьего 29 и четвертых 30 ключей на первые входы второго 31, третьего 32 и четвертых 33 пороговых устройств, на вторые входы которых поступают сигналы, определяющие текущие значения угловых положений цели с выхода блока 1.

Данное схемное решение позволяет осуществлять анализ динамики изменения угловых положений воздушных целей для определения скорости движения цели.

Определение угловой скорости движения цели осуществляется следующим образом.

С выходов второго 31 порогового устройства через первый 34 сдвиговый регистр сигнал поступает на первый вход первого 38 элемента И, на второй и третий входы которого поступают сигналы соответственно с выходов первого 36 элемента И-НЕ и выхода 40 генератора импульсов.

Сигнал с выхода первого 38 элемента И через первый 41 счетчик поступает на первый вход вычитающего устройства 43, на второй вход которого поступает сигнал через второй 42 счетчик с выхода второго 39 элемента И, на первый, второй и третий входы которого поступают сигналы соответственно с выхода второго 35 сдвигового регистра, второго 37 элемента И-НЕ, генератора 40 импульсов. С выхода вычитающего устройства 43 сигнал поступает на первый вход первого делителя 44, на второй вход которого поступает сигнал с выхода второго 42 счетчика, с выхода первого делителя 44 сигнал поступает через первый вход элемента ИЛИ, второй интегратор 47 на первый вход второго 49 сумматора, на второй вход которого поступает сигнал с выхода блока 1, с выхода сумматора 49 сигнал поступает на первый вход блока 5, обеспечивая целеуказания головки 4 самонаведения ракеты в упрежденную точку относительно цели с учетом угловой скорости движения цели.

Угловое ускорение движения цели определяется на основе анализа динамики изменения угловой скорости движения цели.

Сигнал с выхода первого 44 делителя поступает одновременно на вход четвертой 27 линии задержки и на первый вход второго делителя 45, на второй вход которого поступает сигнал с выхода четвертой 27 линии задержки, с выхода второго 45 делителя сигнал поступает через первый 46 интегратор на второй вход элемента ИЛИ 48.

Сигнал с выхода элемента ИЛИ 48 через второй 47 интегратор поступает на первый вход второго 49 сумматора, на второй вход которого поступает сигнал с выхода блока 1, с выхода сумматора 49 сигнал поступает на первый вход блока 5, обеспечивая целеуказания головки 4 самонаведения ракеты в упрежденную точку относительно цели с учетом углового ускорения движения цели.

В блоке 5 формируется сигнал целеуказания на головку 4. Блок 5 представляет собой ключ. В нормально замкнутом состоянии на его выход проходит сигнал целеуказания с блока 1, а при захвате цели оптиколокационной станцией 2 на третий вход блока 5 поступает сигнал захвата со второго выхода блока 2 и на выход блока 5 проходит сигнал целеуказания с первого выхода блока 2.

Выходной сигнал блока 5 формируется в соответствии с выражением:

В блоке 6 формируется сигнал устойчивого захвата цели головкой самонаведения 4. Сигнал захвата с блока 4 поступает на блок 8, где запоминается. При пропадании сигнала с блока 4 запускается счетчик 11 (U10=1). При превышении выходным сигналом счетчика 11 порогового значения, запомненного в блоке 9, срабатывает компаратор 12 (U12=1), что обнуляет выход блока 8. Т.е. при кратковременных пропаданиях сигнала с блока 5 сигнал устойчивого захвата с блока 8 не снимается. Величина допустимого времени пропадания сигнала с блока 5 задается величиной порога U9.

В блоке 7 формируются сигналы управления головкой самонаведения 4. При нажатии кнопки 3 либо захвате цели оптиколокационной станцией 2 сигнал с выхода блока 14 (U13=U14=1) поступает на третий вход головки самонаведения 4, которая переходит в режим отработки целеуказания, поступающего с блока 5. При отпускании кнопки 3 и отсутствии захвата станции 2 (U13=0, U14=1) и наличии захвата цели головкой самонаведения (U8=1, U16=1) на второй вход блока 4 поступает сигнал перехода головки самонаведения в режим автосопровождения, а сигнал отработки целеуказания с блока 14 снимается (U17=1, U14=0).

Для перенацеливания ракеты летчик накладывает перекрестие нашлемного визира на другую цель и повторно нажимает кнопку 3, после чего (U13=U14=1) головка самонаведения 4 переходит в режим отработки целеуказания по новой цели, режим автосопровождения снимается (U15=U16=0).

Таким образом, прицеливания по высокоманевренной воздушной цели осуществляются за счет учета параметров ее движения, угловой скорости и ускорения на основе осуществления целеуказаний головки самонаведения АУР в упрежденную точку относительно цели.

Источник информации

1. Патент РФ на изобретение №2158407, кл. F41G 3/22, 27.10.2000 г. (прототип).