СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОРИЕНТАЦИИ ШЛЕМА ПИЛОТА И УСТРОЙСТВО НАШЛЕМНОЙ СИСТЕМЫ ЦЕЛЕУКАЗАНИЯ И ИНДИКАЦИИ Российский патент 2012 года по МПК G05D1/00 G01C23/00 

Изобретение относится к области измерительной техники, в частности к системам ориентации и навигации, а также может быть использовано при определении и выдаче в системе координат объекта угловых координат линии визирования наблюдаемой цели, сопровождаемой поворотом головы оператора.

Известна (см., например, рекламный проспект НСЦ-Т Федеральное Государственное Унитарное Предприятие «Санкт-Петербургское опытно-конструкторское бюро «Электроавтоматика» имени П.А.Ефимова») нашлемная система целеуказания НСЦ-Т. Система состоит из нашлемного визирного устройства, двух локационных устройств и бортовой центральной вычислительной машины БЦВМ90-607. НСЦ-Т обеспечивает в условиях непосредственной видимости цели выдачу в самолетной системе координат информации о положении ЛВЦ в зоне, ограниченной конусом с плоским углом при вершине 60°, ограниченной по углу места до минус 15°. Предусмотрены ручная и автоматическая регулировка яркости коллимированных изображений прицельной и сигнальной марок, формируемых в поле зрения правого глаза оператора. Информационный обмен с ЦВМ комплекса осуществляется по двум каналам последовательного кода (по одному каналу приема и одному каналу передачи информации) в соответствии с ГОСТ 18977-79 и РТМ 1495-75 (интерфейс Arinc-429). Конструкция НСЦ-Т позволяет обеспечить в эксплуатации требуемые точности без котировочных работ.

Недостатком системы является ограниченность диапазона углов целеуказания и значительные погрешности по каждой координате при углах более 45°. Система также обладает невысокой скоростью выдачи данных и большими значениями габаритно-массовых характеристик.

Данные недостатки были частично исправлены в известной нашлемной системе целеуказания и индикации HMS/D TopOwl (фирмы THALES). В состав системы входит система позиционирования, состоящая из антенны и приемника, базовый шлем с соединителем, блок реперных устройств, пульт управления, электроблок, дисплейный модуль, модуль усиления изображения, модуль связи и защитный козырек. Система работает с шинами данных летательных аппаратов (ЛА) по интерфейсам MIL-STD-1553 Databus и Arinc-429. Система отображает на дисплее пространственное положение (тангаж, крен и рыскание), воздушную скорость ЛА, высоту полета ЛА, вертикальную скорость ЛА, курс ЛА и высоту по радиовысотомеру. Позиционирование осуществляется с помощью антенны, улавливающей изменение электромагнитного поля кабины.

Недостатком этой системы является ее сложность и дороговизна. Более того, требуется крайне сложный подготовительный процесс картографирования. Любое изменение конфигурации кабины влечет за собой необходимость проведения нового картографирования кабины в виду изменения магнитных характеристик кабины. Также не допускается расположение в пределах указанной зоны металлических, электропроводящих или магнитопроводящих материалов. Для картографирования используется специальное оборудование, в т.ч. робот и стойка управления приводами. В процессе картографирования участвуют и заказчик, и поставщик оборудования, результаты готовы лишь через длительное время. Также предъявляются многочисленные требования к экранированию и заземлению системы.

Известны способ и следящая система для определения положения и ориентации подвижного объекта в трехмерной рабочей зоне ограниченных размеров, включающий создание в рабочей зоне магнитного поля, получение эталонных значений его компонент путем предварительного магнитного картографирования рабочей зоны, регистрацию текущих компонент магнитного поля, определение величины магнитного поля Земли и вычисление координат объекта, отличается тем, что указанное магнитное поле в рабочей зоне создают постоянным и несимметричным относительно выбранных осей координат в пределах рабочей зоны, регистрацию текущих компонент магнитного поля осуществляют одновременно посредством по меньшей мере шести однокомпонентных подвижных датчиков, размещенных на объекте, при этом величину создаваемого магнитного поля динамически регулируют в зависимости от перемещений объекта, достигая поддержания усредненного по всем датчикам значения магнитного поля на заданном уровне, магнитное поле Земли определяют постоянно и учитывают его при определении координат объекта путем включения дополнительного алгебраического уравнения в систему уравнений для подвижных датчиков, решаемую относительно трех линейных и трех угловых координат объекта, кроме того, направление создаваемого в рабочей зоне магнитного поля периодически переключают на обратное, вычисляют полуразности измеренных значений до и после переключения для каждого датчика и направления, по которым вычисляют координаты объекта, а полусуммы измеренных значений до и после переключения для каждого датчика и направления используют для контроля правильности картографирования и определения магнитного поля Земли (патент России №2197013, МПК G05D 1/00, 09.11.2000).

Недостатком данной системы является ее сложность и трудоемкость картографирования, необходимость экранирования и заземления системы.

Известна система целеуказания, содержащая вычислительное устройство, соединенное со средством оптического сканирования, выполненным в виде видеокамеры, объектив которой направлен в лицо летчика, и прицельный маркер с меткой в виде перекрестия, расположенный со стороны лица летчика на уровне его глаз, отличающаяся тем, что вычислительное устройство состоит из соединенного своими входами с выходами видеокамеры многоканального блока приема и предварительной обработки информации, соединенного своим выходом с входом блока распознавания и деления образов, на выходах которого установлены блоки индексации образов, своими выходами соединенные с входами блока определения координат шлема и блока определения координат лица летчика, блок определения координат шлема выходом соединен с входом блока определения координат метки на прицельном маркере, а блок определения координат лица летчика - с блоком определения координат центра зрачков летчика, блоки определения координат метки на прицельном маркере и определения координат центра зрачков летчика выходами соединены с входами блока распределения информации, который своим выходом соединен с входом блока формирования линии визирования, а он своим выходом соединен с входом блока формирования линии прицеливания и выдачи команд, блок формирования линии прицеливания и выдачи команд выходами соединен с входами системы управления авиационного оружия, при этом блоки индексации образов соединены с блоком распределения информации (патент России №2294513, МПК F41G 3/22, 30.06.2005).

Недостатком данной системы является ее дороговизна и низкая надежность из-за сложности подсистемы распознавания образов.

Известна нашлемная система целеуказания, прицеливания и индикации, содержащая устройство отображения видеоинформации, коллиматор, узел вывода изображения видеоинформации в поле зрения глаза летчика, корпус с реперными излучателями, размещенный на шлеме, при этом шлем снабжен щитком-фильтром, установленным с возможностью перемещения, оптико-локационные блоки, оптически сопряженные с реперными излучателями, и электронный блок с вычислительным устройством, она снабжена дополнительным корпусом, в котором размещены устройство отображения видеоинформации, выполненное в виде микродисплея, и коллиматор, а узел вывода изображения видеоинформации жестко соединен с дополнительным корпусом, при этом дополнительный корпус установлен с возможностью поворота и фиксации относительна корпуса с реперными излучателями и сопряжения его профильной поверхности с кромкой щитка-фильтра (патент России №2321813, МПК F41G 3/22, B64D 7/00, 28.03.2007).

Недостатком данной системы является усложнение конструкции и габаритов шлема, что снижает надежность системы.

Известны способ и нашлемная система для определения линейных и угловых координат шлема оператора в кабине летательного аппарата по координатам размещенных на шлеме элементов реперных точек, в которых на шлеме оператора в реперных точках дополнительно размещают не менее трех нашлемных ультразвуковых приемников, а в кабине над шлемом оператора в разнесенных точках с известными координатами в связанной системе координат кабины - не менее трех ультразвуковых излучателей, при этом в непосредственной близости от шлема оператора в точке с известными расстояниями до каждого ультразвукового излучателя размещают, по крайней мере, один ультразвуковой приемник корректирующего канала, осуществляют излучение и прием импульсных ультразвуковых сигналов, измеряют время задержки сигналов от каждого ультразвукового излучателя до каждого нашлемного ультразвукового приемника и время задержки сигналов от каждого ультразвукового излучателя до ультразвукового приемника корректирующего канала и рассчитывают расстояния от каждого нашлемного ультразвукового приемника до каждого ультразвукового излучателя, по которым определяют линейные и угловые координаты шлема оператора (патент России №2357184, МПК F41G 3/22, 13.08.2007).

Недостатком данной системы, принятой в качестве прототипа, является невысокая точность измерения, низкое быстродействие из-за сложности взаимодействия большого количества излучателей и приемников, громоздкость оборудования, сложность настройки и калибровки системы.

Техническим результатом изобретения является повышение точности измерения, расширение функциональных возможностей и увеличение быстродействия прибора при обеспечении определения и выдачи угловых координат линии визирования наблюдаемой цели, сопровождаемой поворотом головы оператора.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе определения ориентации шлема пилота, включающем определение линейных и угловых координат шлема с помощью установленного на нем, по меньшей мере, одного нашлемного визирного устройства, сигнал с которого вводят в вычислительную машину и определяют его положение относительно самолетной навигационной системы, на шлем устанавливают блок нашлемной микромеханической бесплатформенной инерциальной системы ориентации (МБИСО), содержащий инерциальные микромеханические датчики, после чего осуществляют начальную привязку систем координат нашлемного визирного устройства и блока микромеханической бесплатформенной инерциальной системы ориентации к системе координат самолета, для чего определяют углы поворота координатных осей систем координат нашлемного визирного устройства и блока микромеханической бесплатформенной инерциальной системы ориентации до их совпадения относительно системы координат самолета и фиксируют их в памяти вычислительной машины, а в процессе определения линейных и угловых координат шлема вводят сигнал блока микромеханической бесплатформенной инерциальной системы ориентации в вычислительную машину и корректируют его с учетом сигнала с нашлемного визирного устройства.

Для устройства указанный технический результат достигается тем, что в нашлемной системе целеуказания и индикации, содержащей вычислитель, по меньшей мере, одно визирное устройство, установленное на шлеме пилота, закрепленный в кабине самолета приемник сигнала с визирного устройства, на шлеме в зоне размещения визирного устройства жестко закреплен блок нашлемной микромеханической бесплатформенной инерциальной системы ориентации, а вычислитель выполнен в виде бортовой центральной вычислительной машины нашлемной системы ориентации, к входам которой подключены приемник сигнала с визирного устройства и выход блока нашлемной микромеханической бесплатформенной инерциальной системы ориентации.

Кроме того, в него введены, по меньшей мере, два светодиода, закрепленных на шлеме пилота, два устройства локационных, закрепленных в кабине самолета, и бортовая центральная вычислительная машина нашлемной системы целеуказания, при этом выходы устройств локационных подключены к входам бортовой центральной вычислительной машины нашлемной системы целеуказания, а ее выход - к входу бортовой центральной вычислительной машины нашлемной системы ориентации, выход которой является выходом устройства.

Кроме того, приемник сигнала с визирного устройства выполнен в виде самолетной комплексированной навигационной системы.

Улучшение характеристик прибора достигается благодаря введению в состав нашлемной системы целеуказания (НСЦ) блока микромеханической бесплатформенной инерциальной системы ориентации (МБИСО), содержащего инерциальные микромеханические датчики, и применению алгоритмов компенсации погрешностей системы с помощью высокоточной бортовой навигационной системы.

Изобретения поясняются чертежами.

На фиг.1 показана общая схема построения гибридной нашлемной системы целеуказания на основе блока нашлемной микромеханической бесплатформенной инерциальной системы ориентации (МБИСО) и штатной оптико-электронной системы ориентации (ОЭСО).

На фиг.2 показана общая схема построения нашлемной системы целеуказания на основе МБИСО.

На фиг.3 показана функциональная схема нашлемной системы целеуказания (НСЦ) на основе МБИСО-ОЭСО.

На фиг.4 показан пример информационного кадра НСЦ.

При позиционировании используются следующие системы координат:

1) навигационная система координат (географическая) (НСК);

2) система координат самолета (СКС);

3) система координат МБИСО (СКМ);

4) система координат оптико-электронной системы ориентации (СКО).

СКМ является опорной системой координат блока нашлемной МБИСО и служит для определения положения измерительных осей блока и их привязки к системе координат, связанной с самолетом. Привязка осуществляется через выставку нулевого положения СКМ относительно СКС. СКМ представляет собой правую прямоугольную систему координат O_mX_mУ_mZ_m, оси X_m и У_m которой лежат в базовой плоскости, а нормальная к ней ось Z_m направлена от установочной плоскости в сторону объема блока. Ось У_m параллельна базовому направлению блока. Несовпадение осей оценивается во время начальной привязки МБИСО. Углы ориентации НСЦ определяются согласно следующим формулам Фиг.3:

-60°≤φ_x≤60° или

-10°≤φ_y≤60° или

-40°≤φ_z≤40°

НСК связана с Землей. Ось N направлена на север. Ось Up направлена по направлению силы тока. Ось Е направлена на восток

СКС система координат определяет ориентацию самолета. Данная система координат представляет собой правую прямоугольную систему координат OX_CY_CZ_C. Ось Хс - продольная ось фюзеляжа, положительное направление которой совпадает с направлением полета самолета. Ось Yo - вертикальная ось с положительным направлением вверх, перпендикулярным оси Хс. Ось Zc - горизонтальная ось с положительным направлением в сторону правого крыла перпендикулярно плоскости XcOYc правой.

Самолетная комплексированная навигационная система 12 выдает углы крена γ_c, тангажа ν_c и курса ψ_c (путевой угол) самолета относительно географической системы координат (ИСК).

Система координат ОЭСО связана со шлемом и выдает углы ориентации НСЦИ по тангажу φ_z и крену φ_y и курса относительно самолетной системы координат СКС.

СКО связана с оптическими датчиками. Ось Хо - продольная ось фюзеляжа, положительное направление которой совпадает с направлением полета самолета. Ось Yo - вертикальная ось с положительным направлением вверх, перпендикулярным оси Хо. Ось Zo - горизонтальная ось с положительным направлением в сторону правого крыла, перпендикулярно плоскости XoOYo. СКО отличается от СКС вследствие погрешностей установки датчиков. Углы поворота относительно СКС определены перед началом работы. Оптическая система фиксирует углы поворота не более 30°, что позволяет периодически сверять показания инерциальной измерительной системы и вычислить систематическую погрешность показаний МБИСО.

Системы координат СКО и СКС отличается в силу погрешностей установки оптико-электронной системы ориентации (ОЭСО) на углы φ_х0, φ_y0 и φ_z0.

Отсчет угловых координат относительно СКО осуществляется следующим образом:

1) положительный отсчет по азимуту (φ_Y) совпадает с направлением, противоположным вращению часовой стрелки вокруг вертикальной оси Yo (φ_y=±30°);

2) положительный отсчет по углу места (φ_Z) совпадает с направлением, противоположным вращению часовой стрелки вокруг горизонтальной оси Zo (φ_Z=±40°);

3) положительный отсчет крена головы летчика (φ_X) совпадает с направлением, противоположным вращению часовой стрелки вокруг оси Хо (φ_X=±120°).

Таким образом, алгоритмы нашлемной системы целеуказания и индикации должны выполнять следующие задачи:

1) начальная привязка систем координат к СКС (вычисление углов поворотов СКМ и СКО относительно СКС);

2) переход от СКМ к СКО;

3) корректировка показаний МБИСО на основе показаний ОЭСО.

Перед началом работы производится начальная привязка (выставка). Летчик фиксирует нашлемную систему, совмещая визирку с меткой 15 реперного устройства 11 на метку на бортовой панели НПК 10.

В момент времени совмещения i вычисляются начальные рассогласования (погрешность) в показаниях между ОЭСО и МБИСО, СНС и ОЭСО и СНС и МБИСО.

На фиг.1 приведены позиции:

1 - каска шлема;

2 - нашлемный модуль;

3 - защитный светофильтр;

4 - светодиоды;

5А, 5Б - устройства локационные УЛ-А и УЛ-Б соответственно;

6 - нашлемная МБИСО;

7 - нашлемное визирное устройство;

8 - визирная метка;

9 - кожух кабины;

10 - панель навигационно-пилотажного комплекса (НПК) самолета;

11 - блок реперного устройства;

12 - самолетная комплексированная навигационная система;

13 - бортовая центральная вычислительная машина нашлемной системы целеуказания БЦВМ НСЦ;

14 - бортовая центральная вычислительная машина нашлемной системы ориентации БЦВМ НСО;

15 - метка реперного устройства.

На передней части каски шлема 1 установлен нашлемный модуль (НШМ) 2, под кожухом которого размещен откидывающийся защитный фильтр 3. На верхней части НШМ установлены инфракрасные светодиоды 4, образующие опорный треугольник, входящие в блок ОЭ системы позиционирования (СП) и нашлемное визирное устройство 7. Оптическая система в НШМ проецирует в правый глаз летчика коллимированное изображение прицельной и сигнальной марок. Устройства локационные УЛ-А и УЛ-Б 5А и 5Б соответственно могут быть установлены в верхней части кожуха кабины 9, а именно на раме переплета остекления. В этом случае обзор устройствами локационными рабочей зоны является более эффективным, особенно при больших положительных углах места шлема. Нашлемная МБИСО 6 устанавливается рядом с нашлемным визирным устройством 7 на шлеме летчика 1. На верхней части кожуха кабины установлена самолетная комплексированная навигационная система 12. Данные с локационных устройств 5А, 5Б поступают в БЦВМ НСЦ. Данные с самолетной навигационной системы 12, нашлемной МБИСО 6 и от бортовой центральной вычислительной машины (БЦВМ) НСЦ 13 поступают в БЦВМ НСО 14.

На фиг.2 приведены позиции:

1 - каска шлема;

2 - нашлемный модуль;

3 - защитный светофильтр;

6 - нашлемная МБИСО;

7 - нашлемное визирное устройство;

8 - визирная метка;

9 - кожух кабины;

10 - панель навигационно-пилотажного комплекса (НПК) самолета;

11 - блок реперного устройства;

12 - самолетная комплексированная навигационная система;

14 - бортовая центральная вычислительная машина нашлемной системы ориентации БЦВМ НСО;

15 - метка реперного устройства.

На передней части каски шлема 1 установлен нашлемный модуль (НШМ) 2, под кожухом которого размещен откидывающийся защитный фильтр 3. На верхней части НШМ установлено нашлемное визирное устройство 7. Нашлемная МБИСО 6 устанавливается рядом с нашлемным визирным устройством 7 на шлеме летчика 1. На верхней части кожуха кабины 9 установлена самолетная комплексированная навигационная система 12. Данные с самолетной навигационной системы 12 и от нашлемной МБИСО 6 поступают в бортовую центральную вычислительную машину БЦВМ НСО 14.

В начале работы производится начальная выставка НСО. При совмещении нашлемного визирного устройства 7 с визирной меткой 8 и меткой реперного устройства 15 запоминается разница между значениями, выдаваемыми самолетной навигационной системой и МБИСО (т.е. относительное положение шлема), называемая начальными углами φ_x0, φ_y0, φ_z0.

Ниже для пояснения работы представлен в общем виде алгоритм работы НСО с ОЭСО и МБИСО. Если относительное положение шлема попадает в диапазон работы ОЭСО, то на выход НСО подаются значения относительных углов тангажа, курса и крена, полученные ОЭСО. Иначе выходными значениями НСО будут углы, вычисленные по показаниям МБИСО и самолетной системы навигации с учетом начального положения МБИСО, определенного при выставке. Выставка МБИСО постоянно синхронизируется с ОЭСО, пока устройство работает в диапазоне ОЭСО, т.е. вычисляется разница выходных значений и вычитается из значений МБИСО на следующем шаге. Для сглаживания «пульсации» значений углов используются N измерений для усреднения. В алгоритме используются следующие формулы:

1) Формулы для цифровых фильтров (вычисляем среднее значение выборки)

где - средние значения соответственно углов крена, курса и тангажа, измеренных самолетной навигационной системой;

- средние значения соответственно углов крена, курса и тангажа, измеренных МБИСО;

γ_ci, υ_ci, ψ_ci - значения соответственно углов крена, курса и тангажа, измеренных самолетной навигационной системой;

γ_mi, υ_mi, ψ_mi - значения соответственно углов крена, курса и тангажа, измеренных МБИСО;

N - размер выборки для усреднения.

2) Формулы для вычисления относительных углов поворота шлема

Сначала вычисляем относительные углы по формулам:

,

,

,

где φ_x, φ_y, φ_z - относительные углы без корректировки начального положения.

При начальной выставке определяются углы φ_x0, φ_y0, φ_z0 в соответствии с формулами:

Далее при каждом измерении корректируем значения углов в соответствии с формулами:

,

,

.

3) Корректировка выходных значений МБИСО с помощью более точных значений ОЭСО производится при работе системы в оптическом диапазоне, т.е. диапазоне измерения ОЭСО в соответствии с формулами:

Δφ_x=(φ_x-φ_ox),

Δφ_y=(φ_y-φ_оy),

Δφ_z=(φ_z-φ_oz),

где φ_ox, φ_оy, φ_oz - значения углов поворота по осям X, Y, Z, измеренные ОЭСО,

Δφ_x, Δφ_y, Δφ_z - ошибка МБИСО соответственно по осям X, Y, Z.

Вычисления производятся в БЦВМ НСО в соответствии с указанными выше алгоритмом и формулами.

На фиг.3 изображен информационный кадр НСЦ, на рисунке обозначено:

1 - воздушная скорость ЛА;

2 - шкала магнитного азимута;

3 - барометрическая высота полета ЛА;

4 - шкала тангажа;

5 - угол крена (центральная марка);

6 - скорость сноса;

7 - вертикальная скорость.

Информационный кадр НСЦ включает отображение прицельной метки и числовые значения относительного положения головы летчика. В том числе в кадре может присутствовать информация, полученная с других систем самолета, определяющих высоту полета, скорость и другие значения.

Таким образом, предлагаемыми изобретениями получен технический результат, заключающийся в повышении точности измерения, расширении функциональных возможностей и увеличении быстродействия прибора при обеспечении определения и выдачи угловых координат линии визирования наблюдаемой цели, сопровождаемой поворотом головы оператора.

Изобретение относится к системам ориентации и навигации для выдачи в системе координат объекта угловых координат линии визирования наблюдаемой цели, сопровождаемой поворотом головы оператора. Технический результат заключается в расширении функциональных возможностей за счет использования взаимодействующих друг с другом системы целеуказания и нашлемной системы ориентации. В способе и системе на шлем устанавливают блок микромеханической бесплатформенной инерциальной системы ориентации с инерциальными микромеханическими датчиками, осуществляют начальную привязку систем координат нашлемного визирного устройства и блока микромеханической бесплатформенной инерциальной системы ориентации к системе координат самолета, определяя углы поворота координатных осей систем координат нашлемного визирного устройства и блока микромеханической бесплатформенной инерциальной системы ориентации до их совпадения относительно системы координат самолета, и фиксируют их в памяти вычислительной машины. Вводят сигнал блока микромеханической бесплатформенной инерциальной системы ориентации в вычислительную машину и корректируют его с учетом сигнала с нашлемного визирного устройства. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Способ определения ориентации шлема пилота, включающий определение линейных и угловых координат шлема с помощью установленного на нем, по меньшей мере, одного нашлемного визирного устройства, сигнал с которого вводят в вычислительную машину и определяют его положение относительно самолетной навигационной системы, отличающийся тем, что на шлем устанавливают блок микромеханической бесплатформенной инерциальной системы ориентации, содержащий инерциальные микромеханические датчики, после чего осуществляют начальную привязку систем координат нашлемного визирного устройства и блока микромеханической бесплатформенной инерциальной системы ориентации к системе координат самолета, для чего определяют углы поворота координатных осей систем координат нашлемного визирного устройства и блока микромеханической бесплатформенной инерциальной системы ориентации до их совпадения относительно системы координат самолета и фиксируют их в памяти вычислительной машины, а в процессе определения линейных и угловых координат шлема вводят сигнал блока микромеханической бесплатформенной инерциальной системы ориентации в вычислительную машину и корректируют его с учетом сигнала с нашлемного визирного устройства.

2. Устройство нашлемной системы целеуказания и индикации, содержащее вычислитель, по меньшей мере, одно визирное устройство, установленное на шлеме пилота, закрепленный в кабине самолета приемник сигнала с визирного устройства, отличающееся тем, что на шлеме, в зоне размещения визирного устройства, жестко закреплен блок микромеханической бесплатформенной инерциальной системы ориентации, а вычислитель выполнен в виде бортовой центральной вычислительной машины нашлемной системы ориентации, ко входам которой подключены приемник сигнала с визирного устройства и выход блока микромеханической бесплатформенной инерциальной системы ориентации, при этом в устройство нашлемной системы целеуказания и индикации введены, по меньшей мере, два светодиода, закрепленных на шлеме пилота, два устройства локационных, закрепленных в кабине самолета, и бортовая центральная вычислительная машина нашлемной системы целеуказания, при этом выходы устройств локационных подключены ко входам бортовой центральной вычислительной машины нашлемной системы целеуказания, а ее выход - ко входу бортовой центральной вычислительной машины нашлемной системы ориентации, выход которой является выходом устройства.

3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что приемник сигнала с визирного устройства выполнен в виде самолетной комплексированной навигационной системы.