САМОЛЕТНЫЙ ПРИЦЕЛ Российский патент 2005 года по МПК F41G3/22 

Изобретение относится к прицельным системам и может быть использовано в прицельных устройствах самолетов-перехватчиков, ведущих атаку воздушных целей.

Известен самолетный прицел, содержащий коллиматорный оптический индикатор, установленный в кабине летчика, с оптической системой, проецирующей на отражатель прицельную метку, по которой летчик, управляя самолетом, производит визуальное прицеливание оружия, совмещая его ось с направлением на цель [1].

Наиболее близким по технической сущности к предложенному является самолетный прицел, содержащий коллиматорный оптический индикатор с оптической системой, установленный в кабине летчика, а также соединенные между собой бортовую радиолокационную станцию (БРЛС) и цифровую вычислительную машину (ЦВМ)с сигнализаторами отказа, а также блок связи с ракетами, снабженными тепловыми головками самонаведения (ТГС) [2].

Недостатком известного прицела является невозможность пуска ракет с ТГС при визуальном обнаружении цели при выходе из строя БРЛС и ЦВМ, вызванными воздействием на прицел радиационного излучения, помех и других поражающих факторов, что существенно снижает его боевую эффективность при атаке воздушной цели.

Таким образом, задачей изобретения является обеспечение пуска ракет с ТГС при атаке воздушной цели при воздействии на прицел радиационного излучения, помех и других поражающих факторов при визуальном обнаружении цели.

Решение поставленной задачи достигается тем, что самолетный прицел, содержащий коллиматорный оптический индикатор, установленный в кабине летчика, соединенные между собой БРЛС и ЦВМ с сигнализаторами отказа и блок связи с ракетами, введены блок формирования сигналов разрешения пуска ракет, первый многоканальный коммутатор, элемент И, два элемента ИЛИ и двухполюсный переключатель, установленный в кабине летчика, а в оптическую систему коллиматорного оптического индикатора введен дополнительный отражатель с нанесенной на нем прицельной сеткой и источник света, при этом выходы сигнализаторов отказа БРЛС и ЦВМ соединены со входами первого элемента ИЛИ и элемента И, выходы которых соединены со входами второго элемента ИЛИ, выход которого подключен к источнику света и управляющему входу первого многоканального коммутатора, первые входы которого соединены с выходами БРЛС и ЦВМ, вторые входы - с выходом блока формирования сигналов разрешения пуска ракет, вход которого подключен к переключателю, а выходы первого многоканального коммутатора соединены со входами блока связи с ракетами, при этом блок формирования сигналов разрешения пуска ракет выполнен в виде двух датчиков нулевого целеуказания, формирователей сигналов разрешения пуска ракет в переднюю полусферу (ППС) и заднюю полусферу (ЗПС) и второго многоканального коммутатора, первый и второй входы которого подключены к выходам формирователей сигналов разрешения пуска ракет в ППС и ЗПС, управляющий вход - ко входу блока, его выходы и выходы датчиков нулевого целеуказания - к выходам блока формирования сигналов разрешения пуска ракет.

На фиг.1 представлена схема прицела, на фиг.2 - внешний вид прицельной сетки оптического отражателя.

В состав прицела (фиг.1) входят: коллиматорный оптический индикатор 1, БРЛС - 2, ЦВМ - 3, сигнализаторы отказа 4, 5, двухполюсный переключатель 6, элемент И - 7, первый и второй элементы ИЛИ 8 и 9, блок формирования сигналов разрешения пусков ракет 10, первый многоканальный коммутатор 11, блок связи с ракетами 12, источник света 13, отражатель 14 с нанесенной на нем сеткой (фиг.2), ракеты 15 с ТГС. В состав блока 10 входят: формирователи сигналов разрешения пуска ракет в ППС - 16 и ЗПС 17, второй многоканальный коммутатор 18 и датчики нулевого целеуказания 19 и 20.

Выходы сигнализаторов отказа 4, 5 соединены со входами первого элемента ИЛИ 8 и элемента И - 7, выходы которых соединены со входами второго элемента ИЛИ 9, выход которого подключен к источнику света 13 и к управляющему входу первого многоканального коммутатора 11, первые входы которого соединены с выходами БРЛС 2 и ЦВМ 3, вторые входы - с выходом блока формирования сигналов разрешения пуска ракет 10, вход которого связан с выходом переключателя 6, а выходы многоканального коммутатора 11 соединены со входами блока связи с ракетами 12. Первый и второй входы второго многоканального коммутатора 18 соединены с выходами формирователей сигналов разрешения пуска ракет в ППС 16 и ЗПС 17 управляющий вход - ко входу блока формирования сигналов разрешения пуска ракет 10, а его выход и выходы датчиков нулевого целеуказания 19 и 20 подключены к выходам блока 10.

Устройство работает следующим образом.

В процессе атаки летчик при помощи БРЛС 2 производит обзор передней полусферы и осуществляет выбор наиболее опасной цели, при этом информация о полусфере атаки (ППС и ЗПС), дальности до цели, скорости сближения, угловом положении цели относительно самолета (угловом целеуказании) и определение зон разрешенных пусков ракет формируются как в БРЛС 2, так и ЦВМ 3. Эти сигналы поступают на первый вход первого многоканального коммутатора 11, и при наличии на его управляющем входе сигнала уровня логического "0" подаются далее через блок связи 12 на входы ракет 15, ориентируя их ГСН в направлении на цель.

При воздействии радиационного излучения в элементах БРЛС 2 и ЦВМ 3 происходят сбой логических схем, а также "потеря памяти ОЗУ", в результате которых они теряют свою работоспособность. При наличии помех работоспособность могут также потерять как БРЛС 2, так и БЦВМ 3 вследствие сбоев в ее цифровой системе, а при отстройке БРЛС 2 от помех - только ЦВМ 3. Во всех случаях при потере работоспособности БРЛС 2 и ЦВМ 3 на выходах сигнализаторов отказа 4, 5 появляется сигнал уровня логической "1".

При одновременном появлении сигнала "1" на выходах сигнализаторов 4, 5 (БРЛС и ЦВМ отказали одновременно) он поступает на входы элемента И - 7 и с его выхода на вход второго элемента ИЛИ 9, на другом входе которого сигнал равен "1", вследствие чего он проходит на его выход (здесь и далее при описании работы логических схем приняты таблицы истинности, приведенные в [3]).

При раздельном появлении сигнала "1" на выходах сигнализаторов 4, 5 (отказали или БРЛС иди ЦВМ) сигнал уровня логической "1" через элемент ИЛИ 8 также подается на вход второго элемента ИЛИ 9. С выхода второго элемента ИЛИ 9 сигнал "1" (как при раздельной, так и одновременной потере работоспособности БРЛС и ЦВМ)поступает на управляющий вход первого многоканального коммутатора 11, который, срабатывая, отключает от входа блока 12 сигналы БРЛС 2 и ЦВМ 3 и подает на его вход сигналы с выхода блока формирования сигналов разрешения пуска ракет 10.

Одновременно сигнал "1" с выхода элемента ИЛИ 9 поступает на вход источника света 13, который проецирует на экран коллиматорного индикатора 1 прицельную сетку (фиг.2), при этом при появлении сигнала "1" на выходах сигнализаторов 3, 4 электронное изображение на экране индикатора 1, формируемое БРЛС 2, гаснет, и летчик видит только прицельную сетку 14 (фиг.2).

Визуально обнаружив цель, летчик производит оценку направления ее полета относительно самолета (сближение или удаление), то есть определяет полусферу атаки (в переднюю или заднюю полусферу) и устанавливает выключатель 6 в соответствующее положение (ППС или ЗПС).

Сигнал с выхода переключателя 6 поступает на управляющий вход второго многоканального коммутатора 18, который, срабатывая, подключает к выходу блока 10 сигналы с соответствующего формирователя сигналов разрешения пуска ракет в ППС 16 или ЗПС 17, при этом сигналы с датчиков нулевого целеуказания по азимуту и наклону 19 и 20 постоянно подключены к многоканальному выходу блока 10 и при поступлении их на входы ракет 15 ориентируют ГСН в нулевое положение, то есть совмещают их оси с продольной осью самолета.

При срабатывании первого многоканального коммутатора 11 сигналы с выхода блока 10 через второй вход первого многоканального коммутатора 11 и блок связи 12 подаются на входы ракет 15. По этим сигналам, содержащим информацию о полусфере атаки и соответствующих ей разрешенных дальностях, зонах разрешенных пусков и скоростях сближения, а также нулевом целеуказании, ТГС начинают подготовку к захвату цели. В это время летчик, управляя угловым положением самолета по индикатору 1, начинает совмещать ось самолета (и связанными с ней ТГС) с визуально выбранной целью по прицельной сетке 14, площадь которой пропорциональна полю захвата ТГС, и при их совмещении и захвате цели ТГС производит пуск ракет 15. Таким образом, при воздействии радиационного излучения и помех, то есть фактическом выходе из строя основных блоков прицела БРЛС и ЦВМ - летчик, не прерывая атаки, может произвести пуск ракет с ТГС по цели при ее визуальном обнаружении.

Вновь введенные элементы схемы, такие как датчики нулевого целеуказания 19 и 20, формирователи сигналов разрешения пусков ракет - 16, 17 и элементы И и ИЛИ, выполненные на электромеханических элементах, устойчивы к воздействию радиационного излучения. Переключатель 6, многоканальные коммутаторы 11, 18 и источник 13 со шкалой 14 также не подвержены воздействию радиации, вследствие чего обеспечивают работоспособность прицела при воздействии перечисленных выше факторов.

Дополнительным преимуществом предложенного технического решения является обеспечение пуска ракет с ТГС без какого-либо воздействия спец. факторов, а при простых отказах БРЛС и ЦВМ или их раздельных отказах в процессе полета.

Источник информации

1. А.Л.Кербер. Компановка оборудования на самолетах. - М.: Машиностроение 1982 г.

2. В.Т.Бородин, Г.И.Рыльский. Пилотажные комплексы и системы управления самолетов и вертолотов. М.: Машиностроение, 1984 г., стр.149.

3. У.Титце, К.Шеик. Полупроводниковая схемотехника. М.: Мир, 1982 г., стр.101.

Изобретение относится к прицельным системам и может быть использовано в прицельных устройствах самолетов-перехватчиков, ведущих атаку воздушных целей. Сущность изобретения заключается в том, что в схему прицела введены блок формирования сигналов разрешения пуска ракет, элемент И, два элемента ИЛИ, двухполюсный переключатель, дополнительный отражатель с нанесенной на нем прицельной сеткой и источник света. Реализация изобретения позволяет обеспечить пуск ракет с тепловыми головками самонаведения при воздействии на прицел различных поражающих факторов при визуальном обнаружении цели. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Самолетный прицел, содержащий коллиматорный оптический индикатор, установленный в кабине летчика, соединенные между собой бортовую радиолокационную станцию (БРЛС) и цифровую вычислительную машину (ЦВМ) с сигнализаторами отказа и блок связи с ракетами, отличающийся тем, что в него введены блок формирования сигналов разрешения пуска ракет, первый многоканальный коммутатор, элемент И, два элемента ИЛИ и двухполюсный переключатель, установленный в кабине летчика, а в оптическую систему коллиматорного оптического индикатора введен дополнительный отражатель с нанесенной на нем прицельной сеткой и источник света, при этом выходы сигнализаторов отказа БРЛС и ЦВМ соединены со входами первого элемента ИЛИ и элемента И, выходы которых соединены со входами второго элемента ИЛИ, выход которого подключен к источнику света и управляющему входу первого многоканального коммутатора, первые входы которого соединены с выходами БРЛС и ЦВМ, вторые входы - с выходом блока формирования сигналов разрешения пуска ракет, вход которого подключен к двухполюсному переключателю, а выходы первого многоканального коммутатора соединены со входами блока связи с ракетами.2. Прицел по п.1, отличающийся тем, что в нем блок формирования сигналов разрешения пуска ракет выполнен в виде двух датчиков нулевого целеуказания, формирователей сигналов разрешения пуска ракет в переднюю полусферу (ППС) и заднюю полусферу (ЗПС) и второго многоканального коммутатора, первый и второй входы которого подключены к выходам формирователей сигналов разрешений пуска ракет в ППС и ЗПС, управляющий вход - ко входу блока, а его выходы и выходы датчиков нулевого целеуказания - к выходам блока формирования сигналов разрешения пуска ракет.