Комплексная головка самонаведения (варианты)


 


Владельцы патента RU 2483273:

Староверов Николай Евгеньевич (RU)

Комплексная головка самонаведения содержит оптическую и инфракрасную цифровые фотокамеры, пассивный или активный радиолокатор, автопилот, блок порогового пропускания сигнала оптической фотокамеры, блок выключения инфракрасных пикселей, электронный ключ, линию задержки и прибор ночного видения. Сигнал с прибора ночного видения или с инфракрасной камеры поступает на специализированный компьютер системы управления, где с заданной степенью достоверности сравнивается с имеющимися в памяти компьютера всеракурсными изображениями всех известных самолетов. После идентификации типа самолета компьютер определяет заранее заданное разрешение или запрещение поражения цели. На цели выбирается заранее запрограммированное наиболее уязвимое место, и дальнейшее наведение осуществляется в это место по показаниям прибора ночного видения или инфракрасной камеры. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к ракетам «земля-воздух» и «воздух-воздух».

Известна подвижная головка самонаведения (далее ГСН), содержащая оптическую и инфракрасную цифровые фотокамеры и осуществляющая дискриминацию ложных целей и наводящая ракету по опережающей траектории с переносом точки попадания с сопла на фюзеляж, см. патент RU 2400690. Недостатками этой ГСН является то, что возможно случайное поражение своего или гражданского самолета, и то, что попадание ракеты осуществляется не в самое уязвимое место самолета.

С целью устранения этих недостатков ГСН кроме вышеупомянутых элементов имеет прибор ночного видения, сигнал с которого поступает на специализированный компьютер системы управления, где с заданной степенью достоверности сравнивается с имеющимися в памяти компьютера всеракурсными изображениями всех известных самолетов, и после идентификации типа самолета компьютер определяет заранее заданное разрешение или запрещение поражения цели, причем на цели выбирается заранее запрограммированное наиболее уязвимое место, и дальнейшее наведение осуществляется в это место по показаниям прибора ночного видения.

ГСН также может дополнительно иметь пассивный или активный радиолокатор и/или автопилот, сигналы с которых поступают в компьютер.

Идентификация цели по радиоответчику не производится, так как при современных радиотехнических средствах его сигнал можно имитировать, что сделает вражеский самолет неуязвимьм.

Если на стороне противника воюют некоторые самолеты отечественного производства или если противник использует гражданские самолеты, то извлечение их изображений из памяти компьютера может быть заблокировано.

Под «самолетом» понимаются все летательные аппараты: вертолеты, дирижабли, крылатые ракеты, боеголовки баллистических ракет и т.п.

Прибор ночного видения имеет диапазон автоматической регулировки усиления (АРУ), позволяющий различать цели и днем.

Для облегчения идентификации целей на фоне земли, особенно целей, имеющих камуфляжную окраску, компьютер имеет программу сравнения двух или более соседних кадров прибора ночного видения с удалением элементов изображения, не совпадающих на этих кадрах. После такой обработки меняющееся изображение земли полностью или частично самоликвидируется и останется почти не изменившееся изображение самолета.

Для исключения влияния раскраски самолета идентификация целей осуществляется только по контуру самолета. Возможен и другой способ - идентификация осуществляется по кадрам инфракрасной камеры (раскраска в этом случае почти не имеет значения), но это изображение будет зависеть от скорости самолета, то есть от аэродинамического нагрева. Не говоря уже о погоде.

Если цель не идентифицирована с заданной достоверностью, допустим, с вероятностью 95%, ни с одним из имеющихся в памяти компьютера самолетов, то она поступает в разряд разрешенных к поражению.

Если цель идентифицируется как свой или гражданский самолет, то компьютером подается команда на изменение направления полета (лучше вверх, чтобы не столкнуться с землей на бреющем полете) и осуществляется самостоятельный поиск цели путем отклонения головки (например, движением по спирали) или осуществляется перенацеливание на одну из целей, математические модели которых имеются в памяти компьютера.

Если цель идентифицируется как вражеская и включилось управление по прибору ночного видения или по инфракрасной камере, то компьютер отключает систему переноса точки попадания с сопла на фюзеляж (систему опережения), если таковая имелась в ГСН, так как наведение осуществляется в самую уязвимую точку самолета. Если цель находится в сплошной облачности, то система не отключится.

На эскизе показана блок-схема ГСН ракеты среднего радиуса действия, где: ОФК - оптическая цифровая фотокамера, ИФК - инфракрасная цифровая фотокамера, имеющая одинаковую и синхронизированную развертку, ППС - блок порогового пропускания сигнала, ВИП - блок выключения пикселей инфракрасной камеры, ЭКУ - электронный ключ управления, ЛЗ - линия задержки, РЛС - радиолокатор, ПНВ - прибор ночного видения, К - компьютер.

Ракета дальнего радиуса действия дополнительно будет иметь автопилот, а ракета ближнего радиуса действия может не иметь радиолокатора, но автопилот может иметь.

Работает ГСН так: на больших дальностях наведение осуществляется по РЛС. При сближении до соответствующей дальности происходит обнаружение цели инфракрасной камерой и наведение осуществляется по двум сигналам, что повышает помехозащищенность.

При попадании в поле зрения оптической камеры тепловой ловушки ее яркий сигнал преодолевает блок порогового пропускания и с помощью блока выключения инфракрасных пикселей ВИП «вырезает» на сигнале инфракрасной камеры черное пятно в это месте. В результате чего ГСН не реагирует на тепловые ловушки.

При попытке противника выдать свой самолет за ложную цель, искусственно увеличив его оптическую светимость, пропадает сигнал с ИФК и электронный ключ ЭКУ через линию задержки ЛЗ отключает блок ВИП. Цель опять становится видимой в инфракрасном диапазоне. Процесс пульсирующее повторяется, что не мешает наведению.

На дистанциях надежного различения контуров цели прибор ночного видения или инфракрасная камера подают изображение цели в компьютер, где контур цели сравнивается с имеющимся в памяти. Компьютер выдает в систему управления рулями (не показана) сигнал о наведении на цель или об изменении курса и поиске другой цели.

При поражении осуществляется наведение в заранее заданную наиболее уязвимую точку данного самолета, например в центроплан. При этом система переноса точки попадания с сопла на фюзеляж (система опережения) отключатся компьютером.

1. Комплексная головка самонаведения, содержащая оптическую и инфракрасную цифровые фотокамеры, блок порогового пропускания сигнала оптической фотокамеры, блок выключения инфракрасных пикселей, электронный ключ и линию задержки, отличающаяся тем, что имеет прибор ночного видения, сигнал с которого поступает на специализированный компьютер системы управления, где с заданной степенью достоверности сравнивается с имеющимися в памяти компьютера всеракурсными изображениями всех известных самолетов, и после идентификации типа самолета компьютер определяет заранее заданное разрешение или запрещение поражения цели, причем на цели выбирается заранее запрограммированное наиболее уязвимое место, и дальнейшее наведение осуществляется в это место по показаниям прибора ночного видения.

2. Головка по п.1, отличающаяся тем, что прибор ночного видения имеет диапазон автоматической регулировки усиления, позволяющий различать цели и днем.

3. Головка по п.1, отличающаяся тем, что компьютер имеет программу сравнения двух или более соседних кадров прибора ночного видения с удалением элементов изображения, не совпадающих на этих кадрах.

4. Головка по п.1, отличающаяся тем, что идентификация целей осуществляется только по контуру самолета.

5. Головка по п.1, отличающаяся тем, что если цель не идентифицирована с заданной достоверностью ни с одним из имеющихся в памяти компьютера самолетов, то она поступает в разряд разрешенных к поражению.

6. Головка по п.1, отличающаяся тем, что компьютер имеет следующую программу: если цель идентифицируется как свой или гражданский самолет, то компьютером подается команда на изменение направления полета и осуществляется самостоятельный поиск цели путем отклонения головки, или осуществляется перенацеливание на одну из целей, математические модели которых имеются в памяти компьютера.

7. Головка по п.1, отличающаяся тем, что компьютер имеет следующую программу: если включилось управление по прибору ночного видения, то компьютер отключает систему переноса точки попадания с сопла на фюзеляж (систему опережения), если она имелась на ракете.

8. Комплексная головка самонаведения, содержащая оптическую и инфракрасную цифровые фотокамеры, блок порогового пропускания сигнала оптической фотокамеры, блок выключения инфракрасных пикселей, электронный ключ и линию задержки, отличающаяся тем, что сигнал с инфракрасной камеры поступает на специализированный компьютер системы управления, где с заданной степенью достоверности сравнивается с имеющимися в памяти компьютера всеракурсными изображениями всех известных самолетов, и после идентификации типа самолета компьютер определяет заранее заданное разрешение или запрещение поражения цели, причем на цели выбирается заранее запрограммированное наиболее уязвимое место, и дальнейшее наведение осуществляется в это место по показаниям инфракрасной камеры.

9. Головка по п.8, отличающаяся тем, что имеет пассивный или активный радиолокатор и/или автопилот, сигналы с которых поступают в компьютер.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области разработки систем управления беспилотными летательными аппаратами и может быть использовано в комплексах управляемого артиллерийского вооружения и других комплексах вооружения, в которых на конечном участке траектории осуществляется самонаведение по методу пропорциональной навигации.

Изобретение относится к области авиационного вооружения, в частности к способам наведения управляемых ракет класса «воздух-воздух» с активными радиолокационными головками самонаведения для поражения целей - постановщиков активных когерентных помех, преимущественно самолетов - помехопостановщиков.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управлению ракетой с лазерной полуактивной головкой самонаведения, захватывающей подсвеченную цель на конечном участке траектории.

Изобретение относится к области систем вооружения, в частности к оптико-электронным системам, обеспечивающим обнаружение, сопровождение, обработку координат различных воздушных, преимущественно низколетящих целей, а также наведение на эти цели средства вооружения зенитных ракетных комплексов ближнего действия.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в военных целях. .

Изобретение относится к оборонной технике. .

Изобретение относится к навигационной технике и предназначено, главным образом, для решения проблем самонаведения методом параллельного сближения кратковременно взаимодействующих малоразмерных летательных аппаратов.

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к системам наведения ракет, предназначенным для обнаружения и сопровождения наземных целей, а также для формирования и выдачи сигналов управления в систему управления ракеты для ее наведения на цель.

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к способу управления движением летательного аппарата. Совмещение стабилизированной линии визирования производят последовательно с каждым объектом визирования. Определяют и запоминают их дальность и угловые координаты относительно визирного устройства. После запуска летательного аппарата в направлении ближнего по дальности объекта визирования и захвата его системой управления измеряют время его движения на траектории полета. Определяют и подают в поле зрения визирного устройства информацию о попадании летательного аппарата в заданную зону объекта визирования или о его промахе. В случае промаха по ближнему по дальности объекту визирования и возможности его перевода на следующий объект подают на летательный аппарат команду на превышение его полета над линией визирования. Переводят линию визирования на следующий по дальности объект визирования и при подлете к нему снимают команду на превышение и плавно выводят летательный аппарат на линию визирования. В случае дальнейших промахов на летательный аппарат продолжают подавать команду на превышение с переводом линии визирования на последующие объекты визирования. Команду на превышение на летательный аппарат подают в момент пролета им очередного объекта визирования. Техническим результатом изобретения является повышение точности управления движением летательного аппарата.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах автосопровождения заданного объекта визирования (ОВ), а также в системах самонаведения подвижных носителей с инерциальной измерительной системой. Технический результат - повышение точности. Для этого во время предстартовой подготовки к пуску подвижного носителя определяют и устанавливают сигналы, пропорциональные начальным координатам по наклонной дальности, по углу наклона, по азимуту взаимного положения подвижного носителя и первоначально заданного ОВ относительно основания интегрированного антенного устройства в связанной с центром масс подвижного носителя системе координат. При этом формируют штатные сигналы в виде пакета последовательных слов, пропорциональные параметрам начальной выставки инерциального измерение параметров вектора визирования заданного ОВ в местной горизонтальной системе координат. Эти сигналы преобразуют параллельную форму и по ним формируют сигналы, пропорциональные начальным условиям выставки инерциального пеленгования заданного ОВ в базовой антенной системе координат. 2 н.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к системам автономной навигации летательных аппаратов (ЛА), в частности к системам навигации ЛА, включающим в свой состав бортовые радиолокационные средства, обеспечивающие приведение ЛА к наземным объектам (НО). При приведении ЛА к НО измеряют значения угла визирования НО в горизонтальной плоскости (ГП) относительно направления путевой скорости ЛА, угловую скорость линии визирования НО в ГП, значения дальности от ЛА до НО, скорости полета ЛА и его ускорения в ГП. Также измеряют текущее значение угла отклонения линии визирования НО от направления вектора скорости ЛА, текущее значение угла визирования НО в ВП, текущее значение угла наклона вектора скорости ЛА в ВП, текущее значение угловой скорости линии визирования НО в ВП, текущее значение ускорения ЛА в ВП. Рассчитывают значение текущего угла отклонения проекции линии визирования НО на ГП от проекции направления вектора скорости ЛА на эту же плоскость. С использованием полученных результатов осуществляют управление полетом ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях таким образом, чтобы обеспечивалась стабилизация линейного азимутального разрешения радиолокационного изображения НО, формируемого БРЛС с САР, стабилизация разрешения указанного радиолокационного изображения по горизонтальной дальности, а направление вектора скорости ЛА в ВП в каждый момент времени совпадало с направлением на точку пересечения перпендикуляра к горизонтальной проекции линии визирования НО, проходящего через этот объект и принадлежащего ГП, с вертикальной плоскостью, которой принадлежит вектор скорости ЛА. Затем оценивают величину отклонений (невязок) текущих измеренных значений углов, а также текущего угла наклона линии визирования НО от требуемых значений и формируют сигналы траекторного управления ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях, обеспечивающие устранение этих отклонений. Достигается получение высокой точности приведения ЛА к заданным НО с использованием БРЛС с САР. 11 ил.

Предложен способ наведения летательных аппаратов (ЛА) на наземные объекты. В способе управление наведением на наземные объекты осуществляется одновременно в наклонной плоскости, положение которой определяется направлением земной скорости ЛА, и в вертикальной плоскости, исходя из условия обеспечения и стабилизации требуемого разрешения радиолокационных изображений наземных объектов, с использованием метода пропорционального наведения со смещением угловых скоростей линии визирования наземного объекта в обеих плоскостях управления ЛА. Значения смещений формируются так, что направление вектора скорости ЛА в вертикальной плоскости в каждый момент времени совпадет с направлением на точку пересечения перпендикуляра к проекции линии визирования наземного объекта на горизонтальную плоскость, совпадающую с земной поверхностью, проходящего через наземный объект и принадлежащего этой горизонтальной плоскости, с вертикальной плоскостью, которой принадлежит вектор скорости летательного аппарата. Техническим результатом является повышение точности наведения летательных аппаратов на наземные объекты. 10 ил.

Изобретение относится к способам управления движущимся объектом в случае самонаведения с использованием минимальной информации о цели. Достигаемый технический результат - возможность сближения при встречном самонаведении, когда линейная скорость цели превышает скорость объекта. Способ основан на использовании информации о факте визирования цели локатором, ось чувствительности которого совпадает с направлением вектора скорости объекта. Траекторию объекта формируют в виде циклов, которые начинаются и кончаются фактом визирования цели. Внутри каждого цикла дугообразное движение производят с максимально возможной, постоянной в цикле угловой скоростью, знак которой меняют по достижению значения величины среднего угла упреждения траектории объекта относительно линии визирования, который вычисляют для текущего цикла как произведение разности значения этого угла в предыдущем цикле и приращения угла наклона траектории объекта в текущем цикле относительно предыдущего, умноженного на коэффициент, зависящий от условий сближения, и дроби, в числителе которой стоит разность значений среднего угла упреждения в предыдущем цикле и приращения угла наклона траектории объекта в текущем цикле относительно предыдущего, а в знаменателе - сумма указанных величин. 5 ил.

Изобретение относится к области противовоздушной обороны. Способ управления зенитной управляемой ракетой средней дальности с активной головкой самонаведения при наведении на групповую сосредоточенную цель (ГСЦ) основан на использовании зависимости статистических характеристик угловых шумов радиолокационной цели от ее линейных размеров. Сущность способа состоит в том, что значения угловых координат цели подвергаются адаптивной фильтрации методом α-β-γ сглаживания и алгоритму коррекции. Полученные таким образом значения будут соответствовать угловым координатам реальной цели из состава групповой, а не кажущемуся центру, который может находиться за пределами геометрических размеров объектов локации. Технический результат заключается в повышении точности наведения ракеты в условиях негативного воздействия угловых шумов. 4 ил.

Изобретение может быть использовано в системах управления и самонаведения летательных аппаратов, например ракет. Головка самонаведения содержит оптическую систему, выполненную с возможностью угловых отклонений относительно двух ортогональных осей подвеса по команде от двухосевой системы стабилизации и слежения, последовательно соединенные блок обнаружения и распознавания, блок выделения координат заданной точки цели и блок управления слежением, а также блок памяти и хранения эталонного изображения цели, задаваемого в виде предстартового полетного задания. Введены лазерный излучатель подсвета цели, плоские наклонные зеркала, спектроделитель, первый и второй узкополосные оптические фильтры, первый и второй объективы, лазерный дальномер, блок синхронизации и стробирования. Технический результат - обеспечение надежного и высокоточного функционирования в любое время суток при снижении уровней освещенности, плохой видимости в различных погодных условиях и при организованном противодействии. 2 ил.

Предлагаемое техническое решение относится к беспилотным летательным аппаратам с лазерными головками самонаведения и может быть использовано в ракетах, размещенных на внешних подвесках авиационных носителей. Захват цели лазерной головкой самонаведения беспилотного летательного аппарата производят следующим образом: подсвечивают цель световым импульсом станции подсвета, размещенной на авиационном носителе, фотоприемным устройством, размещенным в лазерной головке самонаведения беспилотного летательного аппарата фиксируют свечение атмосферы и преобразуют в электрический ток. В устройстве формирования стробирующих импульсов формируют стробирующий импульс, открывающий усилитель лазерной головки самонаведения беспилотного летательного аппарата на время ожидаемого прихода отраженного от цели сигнала. Технический результат - использование разных авиационных носителей с разными типами БПЛА без дополнительной доработки станции подсвета цели носителя. 5 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники и может использоваться при разработке авиационных и зенитных управляемых ракет. Предложенный способ поражения цели-постановщика когерентных помех заключается в пространственном разнесении излучателя зондирующего сигнала и приемника отраженного от цели сигнала, которое достигается путем одновременного пуска функционально связанной группы как минимум из двух ракет, передатчики которых излучают на разных частотах, а приемники воспринимают частоты передатчиков соседних ракет. Это практически исключает взаимные помехи, т.к. приемники прицельно настроены на частоту излучаемого сигнала своего передатчика и находятся вне полосы частот приемника. При этом обеспечивается высокоточное наведение ракет, которые необходимо пускать по максимально расходящимся траекториям типа «клещи». Технический результат - повышение эффективности поражения цели-постановщика когерентных помех путем пуска и наведения ракет с активными радиолокационными головками самонаведения, излучающими зондирующие сигналы на разных частотах, с приемниками, настроенными на частоту передатчиков соседних ракет. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх