Оптико-электронный следящий координатор


 


Владельцы патента RU 2476826:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственная корпорация "Государственный оптический институт им. С.И. Вавилова" (RU)

Изобретение относится к оптическому приборостроению и может быть использовано в военной технике при создании ракет с оптическими головками самонаведения (ОГС). Оптико-электронный следящий координатор содержит двухосный карданов подвес с датчиками угла и двигателями стабилизации, чувствительный элемент - трехстепенной гироскоп с датчиками углов и момента, закрепленный с возможностью вращения его ротора вокруг оси X, перпендикулярной осям Y и Z, блок выработки команды на исполнительное устройство, а также лазерный дальномер, состоящий из передающего и приемного блоков. Изобретение позволяет расширить функциональные возможности координатора, являющегося составной частью гиростабилизированной ОГС, в отношении точности автоматической выдачи сигнала для срабатывания исполнительного устройства с учетом скорости сближения, а также типа цели. 1 ил.

 

Изобретение относится к оптическому приборостроению и может быть использовано в военной технике при создании ракет с оптическими головками самонаведения (ОГС). Одним из основных узлов таких головок самонаведения является оптико-электронный следящий координатор (ОЭСК), предназначенный для измерения координат цели и автосопровождения (а.с.) объекта слежения, в том числе, в условиях воздействия оптических помех как естественного, так и искусственного происхождения, что выражается в совмещении оптической оси (о.о) координатора с линией визирования (л.в.) источника излучения (цели).

Известен ряд ОЭСК, предназначенных для работы в составе ОГС управляемых ракет: патент №140212 SU, кл. F42B 15/00, G01C 19/18, 29.05.1970 г.; патент №2101742 RU, кл. G02B 26/10, G01S 3/78, 28.03.1995 г. и патент №2395108 RU, кл. G02B 26/10, 04.09.2008 г.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению по технической сущности является ОЭСК по заявке на изобретение №2008135849, класс G02B 26/10, опубликованной 10.03.2010 г. Координатор-прототип включает в себя три варианта построения. Во всех трех вариантах он содержит карданов подвес с датчиками угла и двигателями стабилизации, размещенными на двух взаимно перпендикулярных осях Y, Z, и установленные на его внутренней раме объектив с контрзеркалом, снабженным приводом, и фотоприемное устройство, также на внутренней раме карданова подвеса размещен гиродатчик, закрепленный с ориентацией вектора кинетического момента Н по оси X, перпендикулярной осям Y и Z, и снабженный датчиками угла и момента относительно этих осей. Отличаются варианты построения координатора выполнением фотоприемного устройства либо в виде двух идентичных параллельных многоэлементных линеек с фильтром для каждой из линеек соответствующего спектрального диапазона пропускания, а контрзеркало, закреплено под углом к о.о. с возможностью вращения, либо в виде одной многоэлементной линейки с соответствующей установкой двухспектрального фильтра и зеркала.

Эффективность работы оптико-электронного следящего координатора-прототипа определяется способностью осуществлять автосопровождение цели при наличии в поле зрения ОЭСК помеховых источников оптического излучения. Наиболее устойчивым признаком, характеризующим различие в источниках, является разница в длине волны, на которую приходится максимум излучения /Сафронов Ю.П., Эльман Р.П. ИК распознающие устройства. М., 1976, стр.18, 111-116/. Для идентификации источников по этому принципу с целью последующей отстройки от помеховых излучателей в прототипе используются два фотоприемника: основной и помеховый, максимумы спектральной чувствительности которых сдвинуты относительно друг друга, или один фотоприемник, у которого последовательно выделяют две спектральные полосы.

Основными недостатками прототипа являются:

- сложность приемной системы ОЭСК, вызванная наличием оптико-механического блока сканирования поля обзора и колебанием спектрального фильтра;

- невозможность вычисления фактической скорости сближения ракеты с целью и определения момента времени для выдачи команды на исполнительное устройство.

Задачей предлагаемого изобретения является расширение функциональных возможностей ОЭСК, являющегося составной частью гиростабилизированной оптической головки самонаведения ракеты, в отношении точности автоматической выдачи сигнала для срабатывания исполнительного устройства с учетом скорости сближения, а также типа цели.

Указанный технический результат достигается тем, что в известный оптико-электронный следящий координатор, содержащий двухосный карданов подвес с датчиками угла и двигателями стабилизации, при этом на двух взаимно-перпендикулярных осях Y и Z его внутренней рамы последовательно установлены первый объектив со сканирующим устройством и первый фотоприемник, выход которого соединен со входом первого усилителя, подключенного ко входу блока выделения координат, а также установлен чувствительный элемент - трехстепенной гироскоп, закрепленный с ориентацией вектора кинетического момента по оси X, перпендикулярной осям Y и Z, блок выработки команды на исполнительное устройство и последовательно соединенные второй усилитель и контроллер обмена информацией, первый, второй, третий, четвертый и пятый входы которого соединены с выходом блока выделения координат, с выходами датчиков углов относительно осей Y и Z карданова подвеса и гироскопа, соответственно, введены лазерный дальномер, состоящий из передающего и приемного блоков, формирователь стартового импульса и блок управления формирователем расходимости, а также последовательно соединенные тактовый генератор, счетчик импульсов для измерения дальности и арифметико-логическое устройство, последовательно соединенные делитель частоты, формирователь импульсов, управляющий излучением лазера, и формирователь временного окна, разрешающего измерение дальности, последовательно соединенные формирователь стартового импульса и счетчик импульсов, определяющий моменты генерации импульсов излучения, второй вход которого соединен со вторым выходом тактового генератора, третий выход которого соединен с входом делителя частоты, а второй выход формирователя стартового импульса соединен со вторым входом счетчика импульсов для измерения дальности, и блок управления формирователем расходимости, соединенный со вторым выходом формирователя импульсов, управляющего излучением лазера, при этом передающий блок состоит из последовательно установленных переключаемого телескопического формирователя расходимости и лазера, выход которого соединен с входом формирователя стартового импульса, а вход лазера соединен с третьим выходом формирователя импульсов, управляющего излучением лазера, второй вход переключаемого телескопического формирователя расходимости соединен с выходом блока управления формирователя расходимости, приемный блок состоит из последовательно установленных второго объектива и второго фотоприемника, выход которого соединен со входом порогового устройства, первый выход которого подключен к шестому входу контроллера обмена информацией, а второй выход - к третьему входу счетчика импульсов для измерения дальности, четвертый вход которого соединен с выходом формирователя временного окна, разрешающего измерение дальности, выход счетчика импульсов, определяющего моменты генерации импульсов излучения, подключен ко второму входу арифметико-логического устройства, соединенного с входом блока выработки команды на исполнительное устройство, первый и второй выходы второго усилителя соединены с двигателями стабилизации карданова подвеса по осям Y и Z, соответственно, а оптические оси передающего и приемного блоков параллельны оптической оси первого объектива.

Предлагаемый оптико-электронный следящий координатор 1 (см. фиг.1) представляет собой двухосную следящую платформу, выполненную в виде двухосного карданова подвеса, по осям Y и Z которого установлены двигатели стабилизации 2, 3 и датчики угла 4, 5, соответственно, на внутренней раме последовательно установлены первый объектив 6 со сканирующим устройством, первый фотоприемник 7, работающий, например, в спектральной области 8-12 мкм, первый усилитель 8 и блок выделения координат 9; твердотельный лазер 10, например, на иттрий-алюминиевом гранате, легированном неодимом, с пассивной модуляцией добротности, переключаемый телескопический формирователь расходимости 11, формирователь импульсов 12, управляющий излучением лазера 10; второй объектив 13 приемного блока дальномера с диаметром входного зрачка, например, 30 мм и относительным отверстием 1:1,3, второй фотоприемник 14, в качестве которого может быть использован ФУО-155 или ФУО-157 (изготовитель НПО «Орион»), пороговое устройство 15; тактовый генератор 16 с частотой следования импульсов, например, 150 МГц, счетчик импульсов для измерения дальности 17, арифметико-логическое устройство 18, блок выработки команды на исполнительное устройство 19, формирователь стартового импульса 20, счетчик импульсов, определяющий моменты генерации импульсов излучения 21, формирователь временного окна, разрешающего измерения дальности, 22, блок управления формирователем расходимости 23, датчик частоты 24; чувствительный элемент - трехстепенной гироскоп, состоящий, в свою очередь, из гиромотора 25, установленного на внутренней раме карданова подвеса, по осям Y и Z которого установлены датчики угла 26, 27 и момента 28, 29, соответственно, а на борту носителя размещен контроллер обмена информацией 30, второй и третий усилитель 31 и 32, соответственно.

Работает предлагаемый ОСК следующим образом. Излучение, попавшее в поле зрения первого объектива 6, фокусируется на чувствительной площадке первого фотоприемника 7. При этом оптическая ось объектива 6 параллельна оси ОХ карданова подвеса и вектору кинетического момента гироскопа Н. Фотоприемник 7 преобразует излучение цели в электрический сигнал, который после усиления в первом усилителе 8 подается на вход блока выделения координат 9. С выхода блока выделения координат 9 электрический сигнал, пропорциональный углу отклонения оптической оси объектива 6 от направления на цель, поступает на первый вход контроллера 30, а затем по его первому выходу - на вход первого усилителя 31. По первому и второму выходу последнего сигнал поступает, соответственно, на датчики моментов 28 и 29 гироскопа 25. При этом гироскоп 25 начинает прецессировать вокруг осей Y и Z, а с датчиков угла 26 и 27 следуют сигналы на 4-й и 5-й входы контроллера 30. В контроллере эти сигналы сравниваются с сигналами датчиков угла 4 и 5, а результат сравнения по третьему выходу контроллера поступает на вход третьего усилителя 32. Усиленные им сигналы подаются далее на двигатели стабилизации 2 и 3 следящей платформы. Таким образом осуществляется угловое автосопровождение цели, в направлении на которую ракета летит с каким-то промахом.

Когда расстояние между ними становится равным заранее установленному значению, по команде с РЛС сигнал по второму выходу контроллера 30 подается на вход тактового генератора 16 и на второй вход формирователя импульсов 12, управляющего по дополнительному выходу излучением лазера 10. Последний может быть выполнен в виде плоского оптического резонатора, внутри которого установлены пассивный затвор на основе ИАГ, легированного ионами хрома, и брюстеровская пластина-поляризатор. Накачка активного элемента производится, например, диодными линейками типа ATC-Q100-11 мощностью по 100 Вт каждая. Длительность накачки 200-220 мкс. Подобные схемы накачки успешно апробированы в ряде разработок ФГУП НПК «ГОИ им. С.И.Вавилова». На выходе лазерного резонатора установлен переключаемый телескопический формирователь расходимости лазерного излучения 11. С формированное им излучение лазера 10 направляется на цель строго параллельно оси визирования системы слежения. В моменты генерации импульсов излучения передающий канал формирует электрические сигналы, например, с помощью фотоприемника, установленного за глухим зеркалом резонатора, которые поступают на вход формирователя стартовых импульсов 20.

Отраженное от цели излучение лазера 10 улавливается вторым объективом 13 приемного канала и фокусируется на чувствительной площадке второго фотоприемника 14. Этот фотоприемник преобразует лазерное излучение в электрический сигнал, который проходит пороговую обработку в блоке 15 и по первому выходу подается на шестой вход контроллера 30, а по второму выходу - на третий вход счетчика импульсов 17, определяющего моменты измерения дальности.

При сближении ракеты с целью на дистанцию L(t)=Lo-V·t имеют место следующие эффекты:

- угловая величина промаха Ω=a(t)/L(t) увеличивается, где a(t) - абсолютная величина промаха;

- интенсивность излучения на цели возрастает I(a,L)=I(a,Lo)/L2(t).

При подлете к цели, несмотря на увеличение угловой ошибки наведения, наблюдается рост интенсивности сигнала на втором фотоприемнике 14 вследствие уменьшения дистанции. Далее, по мере сближения с целью, она начинает спадать из-за смещения цели от оси диаграммы направленности излучения. На этом участке необходимо увеличить расходимость пучка до величины a(t)/L(t). Увеличение расходимости осуществляется путем подачи управляющего импульса с выхода блока управления 23 на первый вход формирователя расходимости 11, принцип действия которого основан на двухэлементной ячейке Поккельса. соединенного с дополнительным выходом формирователя импульсов 12, управляющего излучением лазера 10, на второй вход переключаемого телескопического формирователя расходимости лазерного пучка 10. В результате излучение лазера проходит либо через один телескоп, либо через другой телескоп телескопического формирователя и направляется на цель.

Основная задача, стоящая перед ОЭСК, состоит в получении данных о дальности и скорости сближения к моменту, когда необходимо провести расчет интервала времени, через который должна быть выдана команда на исполнительное устройство 19. Решается она путем обеспечения высокой точности измерения дальности в каждом измерении в сочетании со статической обработкой большого числа данных измерений дальности при вычислении скорости сближения и благодаря высокой частоте следования импульсов излучения лазера 10. Алгоритм статистической обработки реализуется с помощью счетчика импульсов по измерению дальности 17, аналого-логического устройства 18, счетчика импульсов, определяющего моменты генерации импульсов 21 и формирователя временного окна, разрешающего измерение дальности 22, когда дальность до цели измеряется по времени прохождения импульса лазерного излучения до цели и обратно до приемного устройства. При этом первый, второй, третий и четвертый вход счетчика импульсов для измерения дальности 17 соединен с первым выходом тактового генератора 16, со вторым выходом формирователя стартового импульса 20, со вторым выходом порогового блока 15 и с выходом формирователя временного окна, разрешающего измерение дальности 22, а его выход подключен к первому входу арифметико-логического устройства 18. Второй вход арифметико-логического устройства 18 соединен с выходом счетчика импульсов, определяющего моменты генерации импульсов излучения 21. На первый вход последнего подается сигнал с первого выхода формирователя стартового импульса 20, а на второй вход - со второго выхода тактового генератора 16. Арифметико-логическое устройство 18 вычисляет момент времени, в который расстояние до цели станет равным нулю, и может быть выполнено на базе программируемой логической интегральной микросхемы, например, серии ALTERA.

Оптико-электронный следящий координатор, содержащий двухосный карданов подвес с датчиками угла и двигателями стабилизации, при этом на его внутренней раме последовательно установлены на двух взаимно перпендикулярных осях Y и Z первый объектив со сканирующим устройством и первый фотоприемник, выход которого соединен со входом первого усилителя, подключенного ко входу блока выделения координат, а также установлен чувствительный элемент - трехстепенной гироскоп с датчиками углов и момента, закрепленный с возможностью вращения его ротора вокруг оси X, перпендикулярной осям Y и Z, блок выработки команды на исполнительное устройство, последовательно соединенные второй усилитель и контроллер обмена информацией, третий усилитель, при этом первый и второй выходы второго усилителя соединены с датчиками момента гироскопа, первый, второй, третий, четвертый и пятый входы контроллера обмена информацией соединены с выходами блока выделения координат, датчиков углов карданова подвеса и гироскопа соответственно, а третий выход контроллера обмена информацией соединен со входом третьего усилителя, первый и второй выходы которого соединены с двигателями стабилизации карданова подвеса, отличающийся тем, что в него введены лазерный дальномер, состоящий из передающего и приемного блоков, а также последовательно соединенные тактовый генератор, счетчик импульсов для измерения дальности и арифметико-логическое устройство, последовательно соединенные делитель частоты, формирователь импульсов, управляющий излучением лазера, и формирователь временного окна, разрешающего измерение дальности, последовательно соединенные формирователь стартового импульса и счетчик импульсов, определяющий моменты генерации импульсов излучения, второй вход которого соединен со вторым выходом тактового генератора, третий выход которого соединен с входом делителя частоты, а вход тактового генератора соединен со вторым выходом контроллера обмена информацией, второй выход формирователя стартового импульса соединен со вторым входом счетчика импульсов для измерения дальности, и блок управления формирователем расходимости, соединенный с дополнительным выходом формирователя импульсов, управляющего излучением лазера, при этом передающий блок состоит из последовательно установленных переключаемого телескопического формирователя расходимости и лазера, выход которого соединен со входом формирователя стартового импульса, а вход лазера соединен с дополнительным выходом формирователя импульсов, управляющего излучением лазера, второй вход переключаемого телескопического формирователя расходимости соединен с выходом блока управления формирователя расходимости, приемный блок состоит из последовательно установленных второго объектива и второго фотоприемника, выход которого соединен со входом порогового устройства, первый выход которого подключен к шестому входу контроллера обмена информацией, а второй выход - к третьему входу счетчика импульсов для измерения дальности, четвертый вход которого соединен с выходом формирователя временного окна, разрешающего измерение дальности, выход счетчика импульсов, определяющего моменты генерации импульсов излучения, подключен ко второму входу арифметико-логического устройства, соединенного со входом блока выработки команды на исполнительное устройство, оптические оси передающего и приемного блоков параллельны оптической оси первого объектива.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к устройствам отображения информации, используемой пилотом и членами экипажа при пилотировании летательными аппаратами (ЛА), а именно к командно-пилотажным индикаторам (КПИ) с визуализацией индексов "Лидер" и "Самолет".

Изобретение относится к системам дистанционного управления самолетами. .

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может найти применение в системах управления летательными аппаратами (ЛА). .

Изобретение относится к области радиолокационного приборостроения и может быть использовано при построении различных радиолокационных или аналогичных систем, предназначенных для навигации летательных аппаратов (ЛА) путем определения местоположения и управления движением ЛА.

Изобретение относится к области исследований устойчивости, управляемости и динамики посадки самолетов и может быть использовано в приборном оборудовании летательных аппаратов для повышения безопасности и сокращения сроков и стоимости летного обучения и летной отработки управляемости самолетов при посадке на объект (корабль или ВПП).

Изобретение относится к системам измерения и индикации, обеспечивающим пилотирование летательных аппаратов в случае отказа основных пилотажно-навигационных систем.

Изобретение относится к геодезии, в частности к способам топогеодезической подготовки боевых действий ракетных войск и артиллерии Сухопутных войск. .

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к бортовым цифровым вычислительным машинам (БЦВМ). .

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может найти применение в системах индикации для полноэкранной приборной панели летательного аппарата (ЛА).

Изобретение относится к способу формирования прогноза вектора скорости полета. .

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА), совершающим полет по баллистическим и аэробаллистическим траекториям с высотой подъема не менее 20 км. .

Изобретение относится к области управляемых снарядов, а именно к гирокоординаторам головок самонаведения. .

Изобретение относится к головкам самонаведения управляемых снарядов и ракет. .

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к комплексным средствам контроля параметров управляемых ракет, например, телеориентируемых в луче. .

Изобретение относится к автоматизированным информационно-управляющим системам, в частности системам визирования операторов, например военных объектов
Наверх