Устройство для запуска ракеты с вертолета

 

Использование: изобретение относится к прицельным приспособлениям, в частности к средствам прицеливания, размещаемым на транспортных средствах, например вертолетах. Сущность изобретения: устройство включает прицел стрелка-оператора с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, подключенный к датчикам блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты, включатель сигнала "Пуск", коммутатор цепи пуска ракеты, соединенный с включателем сигнала "Пуск" и выходом блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты, а также сигнализатор разрешения пуска ракеты стрелка-оператор, соединенный с выходом блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты и соединенный с его вторым и третьим выходами индикатор углового отклонения линии визирования относительно продольной оси неподвижной пусковой установки для пилота вертолета, что дает возможность сократить время совмещения направления оси пусковой установки с направлением линии визирования оптико-электронного прицела стрелка-оператора. 2 з. п. ф-лы, 3 ил.

Предлагаемое устройство относится к области размещения вооружения на летальном аппарате и может быть использовано для запуска ракет с подвижного носителя, например вертолета.

Известно устройство для запуска ракет с летательного аппарата, включающее прицел, регулирующее устройство, измерительный и исполнительный органы, измеритель вертикального ускорения, коммутирующий элемент электрической цепи запуска и пусковую рукоятку.

Пусковое устройство состоит из взаимно подвижных верхней и нижней частей, расположенных на общей оси.

Устройство функционирует следующим образом. После обнаружения цели пилот совмещает направление полета в горизонтальной плоскости с направлением на цель, после чего, например, с помощью оптического прицела определяет угол атаки вертолета, являющийся одновременно углом запуска ракеты. Этот угол вводится в регулирующее устройство в качестве параметра и сохраняется контуром управления до схода ракеты с пускового устройства. С помощью следящей системы пусковое устройство сохраняет заданное направление.

Целью всех вышеописанных операций является осуществление пуска ракеты в направлении цели. Дело в том, что большинство управляемых ракет, за исключением тех, которые имеют головки самонаведения с захватом цели до старта, имеют после пуска неуправляемый начальный участок полета. На этом участке полета характер траектории определяется в основном начальными возмущениями, обусловленными взаимодействием пусковой установки и ракеты при старте, влиянием составляющей набегающего воздушного потока, перпендикулярной направлению полета, поведением носителя в момент старта ракеты. Наименьшее рассеивание ракет на начальном неуправляемом участке полета при прочих равных условиях обеспечивается при их старте в направлении цели. Наименьшее же начальное рассеивание важно как с точки зрения быстрейшего вывода ракеты на направление оптической оси пеленгатора (лазерного излучателя, локатора) аппаратуры управления ракетой, установленной на носителе, что ведет к уменьшению минимально допустимой дальности стрельбы, так и с точки зрения принципиального обеспечения попадания ракеты в поле зрения пеленгатора.

Недостатком данного изобретения является наличие подвижной пусковой установки с серводвигателями, увеличивающими ее вес. Причем увеличение веса пусковой установки, рассчитанной на 4-8 ракет (типовая боевая загрузка летательных аппаратов) за счет наличия подвижных элементов и серводвигателей составит по меньшей мере 200-300 кГ. Данное обстоятельство весьма существенно для летательных аппаратов. В силу жесткой лимитированной грузоподъемности установка на них подвижных пусковых установок приведет к снижению полезной нагрузки, в частности боезапаса.

К недостаткам может быть также отнесено отсутствие углового упреждения пусковой установки, поскольку при движении цели пуск ракеты должен производиться с некоторым упреждением, зависящим от скорости этого движения.

Кроме того, вышеописанный способ стрельбы, когда обнаружение цели, ориентирование направления полета вертолета в ее сторону и определение угла атаки осуществляется пилотом вертолета, может быть реализован только при стрельбе по крупногабаритным морским целям, которые относительно легко могут быть обнаружены на больших расстояниях. Боевые цели вертолетов сухопутных войск, как правило, малоразмерные, например бронемашины, танки. Последние в подавляющем большинстве случаев имеют камуфлирующую окраску, снижающую оптический контраст и делающую их трудноразличимыми на фоне местности. Практика показывает, что без использования специальных оптических средств цели такого типа могут быть обнаружены пилотом на дальностях, не превышающих 1,0-1,5 км, т.е. практически на ближней границе зоны боевого применения вертолетных ракетных комплексов (зона их боевого применения лежит в пределах от 1,0 до 5-6 км). Понятно, что обнаружив цель на столь малой дистанции, пилот не сможет ее поразить из-за отсутствия времени на совмещение направления полета с направлением на цель и осуществление предпусковых операций. В лучшем случае он сможет поразить ее на втором заходе, однако при этом резко возрастает время нахождения демаскировавшего себя вертолета в зоне действия средств противовоздушной обороны противника и, стало быть, вероятность его поражения этими средствами.

Использование же для поиска, обнаружения и опознавания целей в широком диапазоне углов оптических визиров или иных оптико-электронных прицелов пилотом в условиях маловысотного (чтобы не демаскировать вертолет высота его полета обычно лежит в пределах 10-30 м над поверхностью земли) полета над пересеченной местностью крайне затруднительно. Более того, оно практически невозможно, поскольку затрудняет пилоту ориентацию в пространстве, что может привести к катастрофе.

Поэтому экипажи боевых вертолетов сухопутных войск состоят из двух человек, один из которых пилот, а другой стрелок-оператор, ведущий наблюдение за местностью, осуществляющий поиск, обнаружение и опознавание целей и поражающий их с помощью бортового вертолетного комплекса управляемого ракетного вооружения.

Стрелок-оператор ведет наблюдение за местностью через оптико-электронный прицел с большой кратностью увеличения, с которым жестко съюстирован пеленгатор аппаратуры управления ракеты, и имеет возможность обнаружить цели на больших дальностях (5-6 км и выше). При этом пилот вертолета цели не видит.

Таким образом, появляется необходимость обеспечения экипажа вертолета устройством для формирования и представления пилоту информации для совмещения направления оси пусковой установки с направлением линии визирования оптико-электронного прицела стрелка-оператора (т.е. с направлением на цель), а последнему информации о выполнении пилотом маневра по совмещению (с требуемой точностью) направления продольной оси пусковой установки с направлением на цель для осуществления пуска ракеты. Если вертолет оснащен неподвижной пусковой установкой, то информация об отклонении линии визирования прицела стрелка-оператора относительно ее продольной оси нужна пилоту как в горизонтальной, так и в вертикальной плоскости. Говоря о горизонтальной и вертикальной плоскостях, мы имеем в виду систему координат, связанную с вертолетом, с его пусковой установкой и не совпадающую с системой координат, связанной с землей, относительно которой вертолет практически всегда движется с некоторым креном. Стрелку-оператору информация о выполнении пилотом маневра по совмещению оси пусковой установки с направлением линии визирования прицела необходима для обеспечения пуска ракеты только при совмещении этих осей с требуемой точностью, поскольку только в этом случае гарантируется попадание ракеты в поле зрения пеленгатора аппаратуры управления. Поэтому до момента совмещения цепи пуска ракеты блокируется в аппаратуре управления для предотвращения ее несанкционированного пуска и потери.

Целью заявляемого изобретения является формирование и представление экипажу вертолета, включающего пилота и стрелка-оператора вертолетного комплекса управляемого ракетного вооружения, необходимой информации для обеспечения пуска ракет в направлении цели.

Для достижения поставленной цели в известное устройство, содержащее прицел, блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты, включатель сигнала "Пуск" и коммутатор цепи пуска ракеты, соединенный с включателем сигнала "Пуск" и выходом блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты, введены индикатор углового отклонения линии визирования прицела относительно продольной оси неподвижной пусковой установки для пилота вертолета, соединенный с первым и вторым выходами блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты, и сигнализатор разрешения пуска ракеты стрелка-оператора, соединенный с третьим выходом блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты, при этом формирователь сигнала разрешения пуска ракеты выполнен в виде двух сумматоров, соединенных с компараторами, подключенными к схеме "И", причем входы первого и второго сумматоров соединены с датчиками угла и угловой скорости линии визирования в первой и второй взаимно ортогональных плоскостях соответственно, выходы сумматоров соединены со входами индикатора углового отклонения линии визирования прицела стрелка-оператора относительно продольной оси неподвижной пусковой установки, а выход схемы "И" соединен с коммутатором цепи пуска ракеты и сигнализатором разрешения пуска ракеты стрелка-оператора.

На фиг. 1 схематически показан один из вариантов взаимного расположения вертолета и цели (танка) в момент обнаружения последней стрелком-оператором вертолета.

Символом обозначен угол между направлением линии визирования и продольной осью вертолета в горизонтальной плоскости, символом b угол между направлением линии визирования и продольной осью вертолета в вертикальной плоскости.

На фиг. 2 приведена функциональная схема заявляемого устройства.

На фиг. 3 приведена функциональная схема блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты.

Устройство функционирует следующим образом. Сигналы с датчиков углового положения и угловой скорости линии визирования в каждой из двух взаимно перпендикулярных плоскостей поступают на сумматоры. В качестве датчиков используются датчики прицела стрелка-оператора, обычно гиростабилизированного, жестко закрепленного на вертолете. Прицел устанавливается таким образом, чтобы направление его линии визирования при нулевых сигналах с датчиков ее углового положения совпадало с направлением продольной оси или строительной горизонтали фюзеляжа вертолета. Направление продольной оси неподвижной пусковой установки, которой оснащен вертолет, также жестко связано с направлением его продольной оси (обычно продольная ось пусковой установки параллельна продольной оси вертолета в горизонтальной плоскости и превышает ее на несколько градусов в вертикальной плоскости). Таким образом, сигналы с датчиков углового положения линии визирования в каждой из взаимно перпендикулярных плоскостей пропорциональны ее угловым отклонениям относительно продольной оси пусковой установки в этих плоскостях.

Сигналы угловой скорости линии визирования необходимы для обеспечения пуска ракеты с упреждением. Данное упреждение выбирается с таким расчетом, чтобы в момент начала управления ракетой по сигналам с пеленгатора аппаратуры управления она находилась на оптической оси пеленгатора, совпадающей с направлением линии визирования прицела. Величина угла упреждения задается в соответствии с формулой: Dv = _лвt, где _лв угловая скорость разворота линии визирования; t длительность неуправляемого полета ракеты.

Хотя углы и угловые скорости имеют различные единицы измерения, сигналы с датчиков угла и угловой скорости линии визирования имеют одинаковую размерность размерность электрического напряжения, поскольку и те и другие датчики электрические. Поэтому сигналы с датчиков угловой скорости линии визирования не нуждаются в дополнительных преобразованиях для получения сигнала углового упреждения Сигналы, соответствующие требуемым значениям Dv могут быть получены либо подбором типа датчиков угловой скорости, либо совместным подбором типов датчиков угла и угловой скорости, либо введением в выходные каскады тех или иных датчиков делителей напряжения, либо путем сложения сигналов с датчиков угла и угловой скорости с разными коэффициентами, что может быть достигнуто использованием в качестве сумматора суммирующего усилителя. В этом последнем случае сигнал углового упреждения Dv будет формироваться в виде компоненты выходного сигнала сумматора.

Сигналы угловых отклонений линии визирования в курсе и тангаже с поправками на упреждение в случае наличия угловых скоростей линии визирования поступают на входы индикатора отклонения линии визирования относительно направления продольной оси пусковой установки или продольной оси вертолета. В качестве индикатора может быть использован телевизионный индикатор, наборное поле из знакографических индикаторных элементов и даже вспомогательный навигационный прибор летчика авиагоризонт резервный АГР-29. При этом на телевизионном индикаторе и на наборном поле из знакографических индикаторных элементов индицируется, например, в виде прямоугольника зона допустимых угловых рассогласований между линией визирования и продольной осью пусковой установки, при которых обеспечивается заданная минимальная дальность боевого применения вертолетного ракетного комплекса. Данная зона называется зоной разрешенного пуска (ЗРП) ракет. Положение линии визирования маркируется определенным символом, например перекрестием, перемещающимся по двумерному полю индикатора в зависимости от изменения уровней входных сигналов. Задачей пилота является совмещение подвижного символа линии визирования с ЗРП путем маневрирования вертолетом, т.е. изменением направления его продольной оси в пространстве. При нахождении отметки (символа) линии визирования в пределах ЗРП необходимые условия для пуска ракеты соблюдены, задача пилота выполнена и проинформированный им об этом стрелок-оператор вертолетного комплекса ракетного вооружения может производить пуск ракеты.

Для того, чтобы обеспечить пуск ракеты только при совмещении отметки линии визирования с ЗРП, цепи ее пуска блокированы коммутатором цепи пуска ракеты до момента совмещения. Управляющий вход коммутатора соединен с выходом схемы "И", на входы которой поступают сигналы с компараторов. В том случае, когда выходной сигнал каждого из сумматоров не превышает порога компаратора, последний срабатывает, обеспечивая поступление на вход схемы "И" сигнала, соответствующего логической единице. При этом на выходе схемы "И" также формируется сигнал, соответствующий логической единице, поступающий на управляющий вход коммутатора. Коммутатор срабатывает, подключая включатель пуска к пусковым цепям ракеты, после чего ее пуск может быть произведен стрелком-оператором задействованием включателя пуска.

Сигнализатор разрешения пуска ракеты, например световой или звуковой, соединен с выходом схемы "И" и срабатывает одновременно с коммутатором цепи пуска ракеты, мгновенно информируя стрелка-оператора о выполнении пилотом маневра по обеспечению возможности пуска ракеты.

Поскольку диапазон возможных угловых отклонений линии визирования относительно продольной оси пусковой установки, особенно в горизонтальной плоскости, достаточно велик (до 220^o и выше), а ширина ЗРП не превышает нескольких угловых градусов, для пилота может оказаться полезной дополнительная информация о совмещении отметки линии визирования с ЗРП. Эта информация может быть выведена на экран телевизионного или знакографического индикатора в виде некоторого дополнительного символа, например мигающего квадрата. Потребность пилота в дополнительной информации особенно велика в случае использования в качестве индикатора отклонения линии визирования относительно продольной оси пусковой установки вспомогательного навигационного прибора типа АГР-29. Данный прибор имеет две подвижные планки: горизонтальную и вертикальную, которые могут быть использованы для индикации отклонения линии визирования относительно продольной оси пусковой установки. Диапазон возможных перемещений указанных планок существенно ограничен (порядка 15-20 мм), в силу чего пилоту очень трудно без дополнительной информации обеспечить совмещение направления линии визирования с ЗРП и устойчивое удержание линии визирования в ее пределах. Эта дополнительная информация может быть выведена на индикатор, например, в виде световой сигнализации, подключенной к выходу схемы "И". Практика показала, что введение дополнительной сигнализации при использовании в качестве индикатора отклонения линии визирования относительно продольной оси пусковой установки прибора типа АГР-29 существенно облегчает пилоту выполнение маневра по их совмещению и сокращает время его выполнения.

В качестве прицела может быть использован, например, оптический прицел с гиростабилизированным головным зеркалом.

В качестве датчиков углового положения линии визирования могут быть использованы трансформаторные датчики типа СКТ-265.

В качестве датчиков угловой скорости линии визирования могут быть использованы потенциометры рукояток пульта наведения прицела, если закон управления гиростабилизатором скоростной. При скоростном законе управления величины сигналов потенциометров курса и тангажа пульта наведения задают скорость перемещения головного зеркала прицела в курсе и тангаже, т.е. оптической оси прицела или линии визирования.

В качестве сумматоров могут быть использованы, например, суммирующие усилители, выполненные на базе операционных усилителей.

В качестве компараторов могут быть использованы двухуровневые компараторы, построенные, например, на базе функциональных микросхем 521СА3.

В качестве схемы "И" может быть использована, например, функциональная логическая микросхема 564ЛП2.

В качестве коммутатора цепи пуска ракеты может быть использована функциональная микросхема 590КН13.

Включатель пуска может быть выполнен, например, в виде пусковой кнопки.

В качестве индикатора отклонения линии визирования прицела стрелка-оператора относительно продольной оси пусковой установки может быть использован, например, авиагоризонт резервный АГР-29.

В качестве сигнализатора разрешения пуска ракеты может быть использован, например, светодиод, введенный в окуляр прицела стрелка-оператора. При этом излучение светодиода попадает в поле зрения стрелка-оператора и фиксируется им.

Формула изобретения

1. Устройство для запуска ракеты с вертолета, содержащее прицел стрелка-оператора с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, подключенный к датчикам блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты, включатель сигнала "Пуск" и коммутатор цепи пуска ракеты, соединенный с включателем сигнала "Пуск" и выходом блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты, отличающееся тем, что в него введены сигнализатор разрешения пуска ракеты стрелка-оператора, соединенный с выходом блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты и соединенный с его вторым и третьим выходами индикатор углового отклонения линии визирования прицела стрелка-оператора относительно продольной оси неподвижной пусковой установки для пилота.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты выполнен в виде двух сумматоров, соединенных с компараторами, подключенными к схеме И, при этом входы первого и второго сумматоров соединены с датчиками угла и угловой скорости линии визирования в первой и второй взаимно ортогональных плоскостях соответственно, выходы сумматоров соединены с входами индикатора отклонения линии визирования прицела стрелка-оператора относительно продольной оси неподвижной пусковой установки, а выход схемы И соединен с коммутатором цепи пуска ракеты и сигнализатором разрешения пуска ракеты стрелка-оператора.

3. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что выход блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты соединен с индикатором углового отклонения линии визирования прицела стрелка-оператора относительно продольной оси неподвижной пусковой установки для пилота.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3