СПОСОБ ОЦЕНКИ ИЗОБРАЖЕНИЯ КОЛЛИМАТОРНОГО АВИАЦИОННОГО ИНДИКАТОРА И ДИАФРАГМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ Российский патент 2014 года по МПК G02B27/01 F41G3/32 H04N17/00 

Группа изобретений относится к области испытаний и проверки средств прицеливания и наводки, в частности к оперативной оценке и юстировке коллиматорных авиационных индикаторов (КАИ) самолетов, и может быть использована в авиационной промышленности.

Известен способ юстировки положения прицельных марок (ПМ) на индикаторе ИЛС-31, включающий задание на его экране ПМ с известными угловыми координатами, совмещение наблюдателем их изображений с помощью кнюпеля с соответствующими перекрестиями на прицельной мишени, установленной на конечном расстоянии (10-20 м) перед самолетом и ввод полученных поправок в БЦВМ (Инструкция по механической наводке и юстировке агрегатов воружения и блоков оптикоэлектронного прицельно-навигационного комплекса ОПрНК-29СМ (СМУ) на самолетах МиГ-29СМТ и МиГ-29УБТ, М., 2004 г. Юстировка прицельных меток на индикаторе ИЛС-31 с учетом остекления фонаря).

Недостатком способа является низкая точность из-за отсутствия устройства для фиксации положения глаз наблюдателя в процессе оценки и юстировки.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому является способ оценки изображения коллиматорного авиационного индикатора, включающий установку мишени с нанесенными на ней знаками на конечном расстоянии перед индикатором, установку, неподвижно, на оптической оси индикатора со стороны наблюдателя диафрагмы, выполненной в виде пластины, отображение с помощью индикатора меток на фоне знаков мишени, выявление с помощью диафрагмы ошибок совмещения изображения меток индикатора со знаками мишени, на основании которых судят о необходимости проведения юстировки индикатора (патент РФ №2325679, G02B 27/01, опубл. 10.01.2008 г.).

Недостатком указанного способа является низкая точность из-за того, что для оценки изображения индикатора используется узкая центральная зона выходной линзы размером не более 1/2 ее диаметра, а расположение диафрагмы не совпадает с расчетным положением глаз летчика в кабине самолета и не позволяет обеспечить контроль изображения по всему диаметру выходной линзы индикатора.

Техническим результатом заявленного способа является повышение точности оценки изображения индикатора по всему диаметру выходной линзы индикатора, а также повышение точности применения авиационных средств поражения.

Указанный технический результат достигается тем, что способ оценки изображения коллиматорного авиационного индикатора включает установку мишени с нанесенными на ней знаками на конечном расстоянии перед индикатором, установку, неподвижно, на оптической оси индикатора со стороны наблюдателя диафрагмы, выполненной в виде пластины, отображение с помощью индикатора меток на фоне знаков мишени, выявление с помощью диафрагмы ошибок совмещения изображения меток индикатора со знаками мишени, на основании которых судят о необходимости проведения юстировки индикатора, причем выявление ошибок совмещения осуществляют, наблюдая изображения меток индикатора на фоне знаков мишени с помощью выполненных в диафрагме двух или более отверстий, количество которых выбирают равным количеству меток, отображаемых индикатором, при этом наблюдение изображения каждой метки индикатора на фоне знака мишени ведут поочередно через соответствующее отверстие диафрагмы, а отверстия в диафрагме располагают таким образом, чтобы выполнялись условия:

yi=a×tgαi

xi=a×tgβi

где xi и yi - линейные координаты центра i-го отверстия относительно точки пересечения оптической оси индикатора с плоскостью диафрагмы;

a - расстояние от диафрагмы до расчетной точки размещения глаз летчика в кабине самолета;

αi и βi - заданные значения, соответственно, вертикального и горизонтального углов i-й метки, отображаемой индикатором, относительно точки размещения глаз летчика в кабине самолета;

i - номер метки, отображаемой индикатором.

После выявления ошибок совмещения изображения меток индикатора со знаками мишени может быть проведено устранение ошибок путем наводки изображения каждой метки индикатора на соответствующий знак мишени, при этом наблюдая изображения каждой метки индикатора на фоне знака мишени поочередно через соответствующее отверстие диафрагмы.

Отверстия в диафрагме можно расположить, по меньшей мере, в один ряд.

Отверстия в диафрагме можно расположить, по меньшей мере, на двух вертикальных осях, отстоящих на заданное расстояние от вертикальной оси, проходящей через точку пересечения оптической оси индикатора с плоскостью диафрагмы.

Диафрагму можно установить на корпус коллиматорной головки индикатора.

Диафрагму можно установить на кронштейн полупрозрачного отражателя индикатора.

Диафрагму можно установить на верхнюю кромку пульта управления индикатора.

Диафрагму можно установить на подфонарной раме самолета.

Осуществление наблюдения изображений меток индикатора на фоне знаков мишени с помощью выполненных в диафрагме двух или более отверстий, расположенных соответствующим образом, а именно наблюдение изображения каждой метки индикатора на фоне знака мишени поочередно через соответствующее отверстие диафрагмы, обеспечивает возможность наблюдения совмещения меток индикатора с контрольными знаками на мишени для заданного набора контрольных углов по всему диаметру выходной линзы индикатора, что повышает точность оценки изображения индикатора.

Известны съемные котировочные устройства СЮП, ЮСП-3 и СВУ-1, предназначенные для контроля изображения индикатора по сетке визира, содержащие визиры с прямой и ломаной осью, закрепленные в кронштейнах для установки на индикаторы типа ИКШ-1К, ИКШ-1КИ и КАИ-35 со стороны наблюдателя («Съемное юстировочное приспособление СЮП»; Формуляр ФАЗ. 811.001 ФО. «Съемное визирное устройство СВУ-1»; Техническое описание и инструкция по эксплуатации ФАЗ. 811.008 ТО. «Индикатор коллиматорный широкоформатный ИКШ-1КИ с ЮСП-3»).

Общим недостатком указанных СЮП, ЮСП-3 и СВУ-1 является невозможность контроля хода лучей по всему диаметру выходной линзы индикатора, поскольку их входные зрачки перекрывают только узкую центральную часть линзы.

Наиболее близким к заявленному устройству является диафрагма для оценки изображения коллиматорного авиационного индикатора, выполненная в виде пластины и с возможностью ее установки на оптической оси индикатора со стороны глаз наблюдателя, приведенная в патенте РФ №2325679, G02B 27/01, опубл. 10.01.2008 г. Диафрагма выполнена в виде откидной пластины с отверстием диаметром 3-6 мм и устанавливается неподвижно на время проведения оценки и юстировки на оптической оси индикатора со стороны глаз наблюдателя. При этом диафрагма закреплена на кронштейне полупрозрачного отражателя индикатора. Отверстие в диафрагме расположено на оси индикатора на расстоянии b=100 мм от полупрозрачного отражателя, тогда как расчетное расстояние от оси индикатора до точки размещения глаз летчика в кабине самолета намного больше и достигает s≈543 мм (см. например, патент РФ №2358302, G02B 27/18, 10.06.2009).

Максимальную для нижнего луча величину превышения Δh_н в вертикальной плоскости контрольного луча над точкой размещения глаз наблюдателя можно рассчитать по формуле

Δh_н=a×tgα_н,

где a=s-b - расстояние от диафрагмы до расчетной точки размещения глаз наблюдателя;

α_н - значение нижнего прицельного угла относительно оси индикатора.

В прототипе α_н=12°. Подставляя значения а, b, s, и α_н в расчетные формулы, получаем превышение Δh_н нижнего луча над точкой размещения глаз наблюдателя:

Δh_н=(543-100)×tg(+12°)=443×tg12°≈+94,1 мм

Аналогично получаем значение Δh_н≈-94,1 мм превышения и для луча - 12°.

Таким образом, в прототипе верхний и нижний контрольные лучи проходит намного ниже/выше расчетной точки размещения глаз наблюдателя и поэтому принятое в нем положение отверстия диафрагмы не позволяет контролировать метки индикатора (прицельные марки) в условиях, соответствующих расчетным условиям размещения коллиматорнного авиационного индикатора в кабине самолета, поскольку все лучи от контрольных знаков мишени и меток индикатора, проходящие через отверстие диафрагмы, кроме осевых, не попадают в расчетную точку размещения глаз летчика в кабине самолета, что и приводит к ошибкам юстировки.

Соответственно, недостатком указанного устройства является низкая точность при проведении оценки из-за несовпадения месторасположения отверстия диафрагмы с расчетным положением глаз летчика в кабине самолета. Еще одним недостатком прототипа является то, что внеосевые контрольные лучи проходят также через защитный козырек самолета намного ближе к оптической оси индикатора, т.е. в зоне меньших искажений, вносимых козырьком, что тоже не соответствует рабочим условиям и ведет к дополнительным ошибкам при оценке и возможной последующей юстировке. К тому же в прототипе отсутствует конструктивное выполнение узла установки диафрагмы на индикаторе, что вызывает вопрос о возможности его применения.

Техническим результатом заявленного способа является повышение точности оценки изображения индикатора по всему диаметру выходной линзы индикатора, а также повышение точности применения авиационных средств поражения.

Указанный технический результат достигается тем, что диафрагма для оценки изображения коллиматорного авиационного индикатора, выполненная в виде пластины и с возможностью ее установки на оптической оси индикатора со стороны глаз наблюдателя, содержит два или более отверстия, выполненных в диафрагме таким образом, что выполняются условия:

$$\begin{array}{c}yi=a\times tg\alpha i\\ xi=a\times tg\beta i\end{array}\left(1\right)$$

где xi и yi - линейные координаты центра i-го отверстия относительно точки пересечения оптической оси индикатора с плоскостью диафрагмы;

a - расстояние от диафрагмы до расчетной точки размещения глаз летчика в кабине самолета;

αi и βi - заданные значения, соответственно, вертикального и горизонтального углов i-й метки, отображаемой индикатором, относительно точки размещения глаз летчика в кабине самолета;

i - номер метки, отображаемой индикатором,

при этом количество отверстий в диафрагме соответствует количеству меток, отображаемых индикатором.

Отверстия в диафрагме могут быть выполнены, по меньшей мере, в один ряд.

Отверстия в диафрагме могут быть расположены, по меньшей мере, на двух вертикальных осях, отстоящих на заданное расстояние от вертикальной оси, проходящей через точку пересечения оптической оси индикатора с плоскостью диафрагмы.

Диафрагма может быть выполнена с возможностью установки на корпус коллиматорной головки индикатора.

Диафрагма может быть выполнена с возможностью установки на кронштейн полупрозрачного отражателя индикатора.

Диафрагма может быть выполнена с возможностью установки на верхнюю кромку пульта управления индикатора.

Диафрагма может быть выполнена с возможностью установки на подфонарной раме самолета.

Выполнение диафрагмы с двумя или более отверстиями, расположенными в диафрагме (в пластине диафрагмы) заявленным образом, обеспечивает возможность поочередного наблюдения совмещения изображений контролируемых меток в поле зрения коллиматорного авиационного индикатора с контрольными знаками мишени через соответствующие отверстия диафрагмы, которые обеспечивают прохождение контрольных лучей по всему диаметру выходной линзы индикатора и все вместе образуют общий входной зрачок, эквивалентный по своему действию зрачку глаза летчика (или наблюдателя), размещенному в расчетной точке в кабине самолета.

Заявленные изобретения поясняются схематичными чертежами,

где на фиг.1 приведен общий вид коллиматорного авиационного индикатора с диафрагмой и схемой лучей, сходящихся в расчетной точке размещения глаз летчика в кабине самолета;

на фиг.2 приведен вариант выполнения мишени с нанесенными знаками в виде перекрестий;

на фиг.3 приведен вариант установки диафрагмы на верхнюю кромку пульта управления индикатора;

на фиг.4 показаны посадочные места на основании (вид сверху) для установки диафрагмы на верхнюю кромку пульта управления индикатора;

на фиг.5 приведен вариант установки диафрагмы на корпус коллиматорной головки индикатора;

на фиг.6а и 6б показаны соответственно вид сверху и вид спереди диафрагмы (к фиг.5) с посадочными местами для ее установки на корпус коллиматорной головки индикатора;

на фиг.7 приведен вариант установки диафрагмы на кронштейн полупрозрачного отражателя индикатора (вид сбоку);

на фиг.8а и 8б показаны соответственно вид спереди и вид сзади диафрагмы (к фиг.7) с элементами крепления ее пластины к кронштейну;

на фиг.9 показано выполнение паза (вид сверху) на корпусе кронштейна диафрагмы (к фиг.7);

на фиг.10а и 10б показан вариант выполнения диафрагмы (к фиг.7), выполненной в виде планки прямой и изогнутой формы, с кронштейном прямоугольной формы;

на фиг.11а, 11б и 11в показаны варианты выполнения отверстий в диафрагме;

на фиг.12а, 12б и 12в показаны варианты выполнения мишени, соответственно, для диафрагм на фиг.11а, 11б и 11в.

Заявленный способ оценки точности изображения коллиматорного авиационного индикатора (далее - индикатор) осуществляется следующим образом.

На индикатор 1, содержащий коллиматорную головку 2 с выходной линзой 3 диаметром D, полупрозрачным отражателем 4, дисплеем 5 с экраном 6, устанавливают диафрагму 7, выполненную в виде пластины с отверстиями 8 (фиг.1). Диафрагму 7 устанавливают, неподвижно, на оптической оси 9 индикатора со стороны глаз наблюдателя, расположенных в расчетной точке 10. При этом отверстия в диафрагме располагают таким образом, чтобы выполнялись условия:

yi=a×tgαi

xi=a×tgβi

где xi и yi - линейные координаты центра i-го отверстия относительно точки пересечения оптической оси индикатора с плоскостью диафрагмы;

а - расстояние от диафрагмы до расчетной точки размещения глаз летчика в кабине самолета;

αi и βi - заданные значения, соответственно, вертикального и горизонтального углов i-й метки, отображаемой индикатором, относительно точки размещения глаз летчика в кабине самолета;

i - номер метки, отображаемой индикатором.

Перед индикатором 1 на расстоянии L размещают мишень 11 (фиг.2) с нанесенными на нее контрольными знаками 12, выполненными, например, в виде перекрестий, точек, окружностей и т.п. Количество знаков 12 и их расположение на мишени выбирают с учетом требований к точности отображения меток на индикаторе, а также типа конструкции штатной мишени для наводки и юстировки агрегатов вооружения и блоков оптико-электронного прицельно-навигационного комплекса самолета. Контрольные знаки 12 могут быть расположены на мишени 11, например, в один ряд по вертикали (см. фиг.2), в центре и углах поля мишени 11 (как в прототипе), или по всему полю мишени 11 в виде сетки контрольных точек и т.д.

Расстояние L от индикатора 1 до мишени 11, как в прототипе и аналогах, может составлять 8-20 м.

При автономных испытаниях индикатора 1 мишень 11 с контрольными знаками 12 размещают на таком же расстоянии L (8-20 м) перед индикатором, что обеспечивает возможность получения сравнительных оценок.

При проведении оценки точности формирования изображения индикатора 1 по мишени 11 на экране 6 дисплея 5 высвечивается набор контрольных меток 13, например, в виде перекрестий. Наблюдатель, через выбранное отверстие 8 диафрагмы 7, соответствующее заданному прицельному углу αi, наблюдает на фоне мишени 11 с контрольными знаками 12 изображение выбранной метки (прицельной марки) 13, сформированное дисплеем 5 индикатора 1 (см. фиг.12). По величине отклонения изображения метки 13 от знака 12 на мишени 11 наблюдатель может судить о погрешности формирования координат метки 13 индикатором 1. Затем наблюдатель через второе отверстие 8 диафрагмы 7 наблюдает совмещение второй метки 13 с соответствующим знаком 12 мишени 11 и т.д. Таким образом, каждая метка 13 наблюдается через свое отверстие 8 диафрагмы 7, что обеспечивает прохождение контрольных лучей для заданных прицельных углов через расчетную точку 10 размещения глаз летчика в кабине самолета. В случае выявления погрешности совмещения изображения метки 13 со знаком 12 на мишени 11 оператор фиксирует результаты оценки, на основании которых судит о необходимости проведения юстировки индикатора. После выявления ошибок совмещения изображения меток 13 индикатора 1 со знаками 12 мишени 11, в случае необходимости, наблюдатель проводит устранение ошибок путем наводки изображения каждой метки 13 индикатора 1 на соответствующий знак 12 мишени 11, при этом наблюдая изображения каждой метки 13 индикатора 1 на фоне знака 12 мишени 11 поочередно через соответствующее отверстие 8 диафрагмы 7.

Для удобства работы наблюдателя, осуществляющего оценку или юстировку изображения индикатора, отверстия 8 диафрагмы 7 могут быть пронумерованы.

При осуществлении оценки (и последующей юстировки) изображения индикатора 1, установленного на самолете, между полупрозрачным отражателем 4 и мишенью 11 расположен защитный козырек самолета (не показан) и в этом случае о погрешностях формирования координат метки 13 индикатором 1 судят с учетом погрешностей, вносимых защитным козырьком самолета.

В нерабочем положении (после осуществления оценки и последующей юстировки) диафрагму снимают с индикатора.

Способ оценки точности изображения может быть применен для проверки как одноканального, так и двух канального индикатора 1. При этом, если контролируемый индикатор 1 выполнен двухканальным и дополнительно к дисплею 5 содержит узел механической визирной сетки (на чертежах не показано), то предварительно, в автономном режиме, через отверстия 8 по очереди наблюдают изображения метки 13 индикатора 1 на фоне механической визирной сетки.

Диафрагму 7 для оценки изображения коллиматорного авиационного индикатора 1 выполняют в виде пластины и с возможностью ее установки на оптической оси 9 индикатора 1 со стороны глаз наблюдателя. Диафрагма 7 содержит, по меньшей мере, два отверстия 8, выполненных в диафрагме 7 (пластине диафрагмы) таким образом, чтобы их центры лежали на осях, сходящихся в расчетной точке 10 размещения глаз летчика в кабине самолета, и при этом выполнялись условия:

yi=a×tgαi

xi=a×tgβi

где xi и yi - линейные координаты центра i-го отверстия 8 относительно точки пересечения оптической оси 9 индикатора 1 с плоскостью диафрагмы 7;

а - расстояние от диафрагмы 7 до расчетной точки 10 размещения глаз летчика в кабине самолета;

αi и βi - заданные значения, соответственно, вертикального и горизонтального углов i-й метки 13, отображаемой индикатором 1, относительно точки 10 размещения глаз летчика в кабине самолета;

i - номер метки 13, отображаемой индикатором 1.

Количество отверстий 8 в диафрагме 7 соответствует количеству меток 13, отображаемых индикатором 1, и числу контрольных лучей.

Отверстия 8 могут быть расположены в диафрагме 7 различным образом, например, вертикально в один ряд по центру (см. фиг.11 а) или в несколько рядов. Также отверстия 8 могут быть расположены по всей поверхности диафрагмы (пластины) 7, соответственно, в центре и углах поля зрения индикатора 1 или в виде креста с центральным отверстием, как в прототипе, или в виде сетки контрольных точек по всему полю и т.д.

Другой вариант выполнения отверстий 8 в диафрагме 7 показан на фиг.11б. В соответствии с этим вариантом отверстия 8 расположены вертикально в один ряд и смещены на заданное расстояние x₀ от центральной оси Y в плоскости диафрагмы 7. Данный вариант расположения отверстий 8 обеспечивает возможность работы с диафрагмой 7 без съема с индикатора 1 штатной видеокамеры.

Еще один вариант выполнения отверстий 8 в диафрагме 7 показан на фиг.11 в. Согласно этому варианту отверстия 8 расположены в два ряда, симметрично относительно центральной оси Y в плоскости диафрагмы 7 и на определенном расстоянии Б (≈65 мм) друг от друга. Данный вариант расположения отверстий 8 обеспечивает возможность бинокулярного контроля положения изображений меток 13 индикатора 1 на фоне знаков 12 мишени 11.

Диаметр d отверстий 8 диафрагмы 7, определяющий погрешность фиксации точки наблюдения, выбирают в пределах 3-5 мм, что обеспечивает снижение параллакса до величины, не влияющей на оценку погрешности совмещения на принятых расстояниях до мишени (8-20 м).

Диафрагма 7 устанавливается на индикатор 1 только на время проведения работ по оценке и юстировки его изображения, а в нерабочем положении снимается.

Диафрагма 7 может быть установлена различным образом. Выбор конкретного варианта установки диафрагмы 7 зависит от конкретных конструкций как коллиматорной головки 2 индикатора 1, так и пульта управления индикатора 1, поскольку для разных типов самолетов (летательных аппаратов) и их модификаций на индикаторы 1 одного и того же типа с коллиматорной головкой 2 могут быть установлены разные по конструкции пульты управления индикатора.

Число отверстий 8 в диафрагме 7 выбирают с учетом особенностей методов коррекции и контроля изображения, примененных в индикаторе 1 и типа применямой мишени 11.

На базе индикаторов ИЛС-31 с коллиматорной головкой ЗР-2, ИКШ-1К и ИКШ-1КИ с коллиматорной головкой КГ-7 были изготовлены и прошли натурные испытания макеты нескольких вариантов диафрагмы 7 с возможностью их фиксации в рабочем положении элементами крепления (винтами), аналогичными штатным, на место установки:

- видеокамеры на пульте управления индикатора ИКШ;

- отсчетного визира на корпусе коллиматорной головки ИЛС-31;

- приспособления ЮСП-3 на кронштейне для крепления полупрозрачного отражателя к коллиматорной головке индикатора ИКШ.

Основные варианты установки диафрагмы 7 приведены ниже.

Диафрагма 7 может быть установлена на верхней кромке пульта управления 14 индикатора 1 (фиг.3). Данный вариант диафрагмы 7 может быть применен для ее установки на место штатной видеокамеры на индикаторах типа ИКШ-1К и ИКШ-1КИ, например, на самолетах типа МиГ-29К/КУБ и МиГ-29 UPG. В соответствии с данным вариантом пластину диафрагмы 7, содержащую отверстия 8, выполняют с основанием 15, которое образует вместе с пластиной диафрагмы 7 единую деталь или составную деталь в виде прямоугольного уголка. Основание 15 может быть выполнено в виде планки меньшего размера по отношению к пластине диафрагмы 7 и содержит установочные отверстия 16 (фиг.4) для фиксации винтами 17 диафрагмы 7 на верхней кромке пульта управления 14 индикатора 1.

Другой вариант установки диафрагмы 7 представлен на фиг.5, согласно которому диафрагма 7 устанавливается на корпус коллиматорной головки 2 индикатора 1. Данный вариант установки диафрагмы 7 может быть применен, например, для установки на индикатор ИЛС-31 на самолетах типа МиГ-29СМТ. В соответствии с данным вариантом диафрагму 7 выполняют аналогично приведенной выше конструкции, при этом основание 15 дополняют Г-образной планкой 18. Для обеспечения большей площади контакта основания 15 с частью корпуса коллиматорной головки 2, прилегающей к оправе выходной линзы 3, на задней кромке основания 15 планки 18 сделана выборка 19 (фиг.6а). Планка 18 содержит два отверстия 20 (фиг.6б) для фиксации планки 18 винтами 21 на коллиматорной головке 2 индикатора 1 аналогично креплению на ней отчетного визира или штатного налобника.

Еще одним возможным вариантом установки диафрагмы 7 является ее установка на кронштейн полупрозрачного отражателя 4 индикатора 1 (фиг.7). Данный вариант установки диафрагмы 7 может быть применен для установки, например, на индикаторах типа ИКШ-1К и ИКШ-1КИ, на самолетах типа МиГ-29К/КУБ и МиГ-29 UPG. Планка диафрагмы 7 крепится при помощи винтов 22 к кронштейну 23, выполненному аналогично кронштейну (корпусу) съемного визирного устройства типа СВУ-1. Для этого кронштейн 23 снабжен отверстиями 24 (фиг.10а). Кронштейн 23 с укрепленной на нем планкой диафрагмы 7 крепится винтами 25 (фиг.7 и фиг.8б) на кронштейне 26 для крепления отражателя 4 на коллиматорной головке 2 аналогично креплению приспособлений (устройств) типа ЮСП-3 или СВУ-1. Кронштейн 23 снабжен пазом 27 (фиг.9) для обеспечения возможности прохождения нижнего контрольного луча (обозначен буквами НЛ на фиг.7) через верхнюю часть кронштейна 23, а также посадочными штырями 28 (фиг.8б) для фиксации кронштейна 23 на индикаторе 1 (ИКШ-1К или ИКШ-1КИ).

Отверстия 24 в кронштейне 23 могут быть выполнены гладкими или с резьбой.

На фиг.10а и 10б показан вариант выполнения кронштейна 23 с более простым прямоугольным корпусом, аналогичным по форме кронштейну приспособления ЮСП-3. При этом планка диафрагмы 7 может быть выполнена как плоской (фиг.10а), так и изогнутой формы (фиг.10б).

Возможен также вариант крепления диафрагмы 7 на подфонарную раму самолета (на чертежах не показано).

Ниже приведен пример расчета координаты yi отверстий 8 диафрагмы 7 по предложенной формуле (1) для случая установки диафрагмы 7 на корпусе коллиматорной головки 2 индикатора 1 (фиг.5).

В данном случае углы βi=0 и контрольные знаки 12 на мишени 11 расположены в один вертикальный ряд (см. фиг.2). При этом расстояние а от планки 7 до точки 10 размещения глаз летчика в кабине из конструктивных соображений выбрано равным a=425 мм, значение нижнего прицельного угла принято, как в прототипе, равным αi=-12°, а шаг изменения угла αi задан равным 4°.

В соответствии с формулой (1): y1=a×tgα1=425×tg4°=29,71.

Результаты расчета приведены в таблице 1.

таблица 1 i αi yi 1 +4° 29,71 2 0° 0 3 -4° -29,71 4 -8° -59,73 5 -12° -90,33

Способ включает установку мишени с нанесенными на ней знаками на конечном расстоянии перед индикатором, установку неподвижно на оптической оси со стороны наблюдателя диафрагмы в виде пластины, отображение с помощью индикатора меток на фоне знаков мишени, выявление с помощью диафрагмы ошибок совмещения изображения меток индикатора со знаками мишени, на основании которых судят о необходимости проведения юстировки индикатора. Выявление ошибок совмещения осуществляют с помощью выполненных в диафрагме двух или более отверстий, количество которых выбирают равным количеству меток, отображаемых индикатором. Отверстия в диафрагме располагают так, чтобы выполнялись условия: yi=a×tgαi; xi=a×tgβI, где xi и yi - линейные координаты центра i-го отверстия относительно точки пересечения оптической оси индикатора с плоскостью диафрагмы; а - расстояние от диафрагмы до расчетной точки размещения глаз летчика; αi и βi - заданные значения соответственно вертикального и горизонтального углов i-й метки относительно точки размещения глаз летчика; i - номер метки, отображаемой индикатором. Технический результат - повышение точности оценки изображения индикатора по всему диаметру выходной линзы индикатора. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 12 ил., 1 табл.

1. Способ оценки изображения коллиматорного авиационного индикатора, включающий установку мишени с нанесенными на ней знаками на конечном расстоянии перед индикатором, установку, неподвижно, на оптической оси индикатора со стороны наблюдателя диафрагмы, выполненной в виде пластины, отображение с помощью индикатора меток на фоне знаков мишени, выявление с помощью диафрагмы ошибок совмещения изображения меток индикатора со знаками мишени, на основании которых судят о необходимости проведения юстировки индикатора, отличающийся тем, что выявление ошибок совмещения осуществляют наблюдая изображения меток индикатора на фоне знаков мишени с помощью выполненных в диафрагме двух или более отверстий, количество которых выбирают равным количеству меток, отображаемых индикатором, при этом наблюдение изображения каждой метки индикатора на фоне знака мишени ведут поочередно через соответствующее отверстие диафрагмы, а отверстия в диафрагме располагают таким образом, чтобы выполнялись условия:
yi=a×tgαi
xi=a×tgβi
где xi и yi - линейные координаты центра i-го отверстия относительно точки пересечения оптической оси индикатора с плоскостью диафрагмы;
а - расстояние от диафрагмы до расчетной точки размещения глаз летчика в кабине самолета;
αi и βi - заданные значения, соответственно, вертикального и горизонтального углов i-й метки, отображаемой индикатором, относительно точки размещения глаз летчика в кабине самолета;
i - номер метки, отображаемой индикатором.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что после выявления ошибок совмещения изображения меток индикатора со знаками мишени осуществляют устранение ошибок путем наводки изображения каждой метки индикатора на соответствующий знак мишени, при этом наблюдая изображения каждой метки индикатора на фоне знака мишени поочередно через соответствующее отверстие диафрагмы.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что отверстия в диафрагме располагают, по меньшей мере, в один ряд.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что отверстия в диафрагме располагают, по меньшей мере, на двух вертикальных осях, отстоящих на заданное расстояние от вертикальной оси, проходящей через точку пересечения оптической оси индикатора с плоскостью диафрагмы.

5. Способ по п.1, отличающийся тем, что диафрагму устанавливают на корпус коллиматорной головки индикатора.

6. Способ по п.1, отличающийся тем, что диафрагму устанавливают на кронштейн полупрозрачного отражателя индикатора.

7. Способ по п.1, отличающийся тем, что диафрагму устанавливают на верхнюю кромку пульта управления индикатора.

8. Способ по п.1, отличающийся тем, что диафрагму устанавливают на подфонарной раме самолета.

9. Диафрагма для оценки изображения коллиматорного авиационного индикатора, выполненная в виде пластины и с возможностью ее установки на оптической оси индикатора со стороны глаз наблюдателя, отличающаяся тем, что диафрагма содержит, два или более отверстия, выполненных в диафрагме таким образом, что выполняются условия:
yi=a×tgαi
xi=a×tgβi
где xi и yi - линейные координаты центра i-го отверстия относительно точки пересечения оптической оси индикатора с плоскостью диафрагмы;
а - расстояние от диафрагмы до расчетной точки размещения глаз летчика в кабине самолета;
αi и βi - заданные значения, соответственно, вертикального и горизонтального углов i-й метки, отображаемой индикатором, относительно точки размещения глаз летчика в кабине самолета;
i - номер метки, отображаемой индикатором, при этом количество отверстий в диафрагме соответствует количеству меток, отображаемых индикатором.

10. Диафрагма по п.9, отличающаяся тем, что отверстия в диафрагме выполнены, по меньшей мере, в один ряд.

11. Диафрагма по п.9, отличающаяся тем, что отверстия в диафрагме расположены, по меньшей мере, на двух вертикальных осях, отстоящих на заданное расстояние от вертикальной оси, проходящей через точку пересечения оптической оси индикатора с плоскостью диафрагмы.

12. Диафрагма по п.9, отличающаяся тем, что выполнена с возможностью установки на корпус коллиматорной головки индикатора.

13. Диафрагма по п.9, отличающаяся тем, что выполнена с возможностью установки на кронштейн полупрозрачного отражателя индикатора.

14. Диафрагма по п.9, отличающаяся тем, что выполнена с возможностью установки на верхнюю кромку пульта управления индикатора.

15. Диафрагма по п.9, отличающаяся тем, что выполнена с возможностью установки на подфонарной раме самолета.