RU2511513C2 - Method and system for aircraft protection against missiles of mobile air defence systems - Google Patents
Method and system for aircraft protection against missiles of mobile air defence systems Download PDFInfo
- Publication number
- RU2511513C2 RU2511513C2 RU2012135335/11A RU2012135335A RU2511513C2 RU 2511513 C2 RU2511513 C2 RU 2511513C2 RU 2012135335/11 A RU2012135335/11 A RU 2012135335/11A RU 2012135335 A RU2012135335 A RU 2012135335A RU 2511513 C2 RU2511513 C2 RU 2511513C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- laser radiation
- rocket
- missile
- infrared
- Prior art date
Links
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Данное изобретение относится к защитному противоракетному оборудованию воздушных судов. Областью применения настоящего изобретения является обеспечение защиты воздушных судов (пассажирских и транспортных самолетов, самолетов деловой авиации и вертолетов) от управляемых ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных ракетных зенитных комплексов.This invention relates to protective anti-missile equipment for aircraft. The scope of the present invention is the protection of aircraft (passenger and transport aircraft, business aircraft and helicopters) from guided missiles with infrared homing portable air defense systems.
Известны способы и системы защиты воздушных судов от управляемых переносных ракетных зенитных комплексов, такие как исключение места пуска ракеты, использование специальных самолетов сопровождения, которые могут быть задействованы на эскортировании обычных самолетов на взлете и посадке, обеспечивая им требуемую защиту, использование специализированных беспилотных летательных аппаратов с лазерными комплексами защиты. Но эти способы дороги в реализации и не нашли какого-либо практического применения.Known methods and systems for protecting aircraft from guided portable anti-aircraft missile systems, such as eliminating the rocket launch site, using special escort aircraft that can be used to escort conventional aircraft for take-off and landing, providing them with the required protection, using specialized unmanned aerial vehicles with laser protection systems. But these methods are expensive to implement and have not found any practical application.
Известны также такие способы и системы защиты, как способ защиты летательных аппаратов от ракет, оснащенных головками самонаведения, путем создания в пространстве между летательным аппаратом и наиболее вероятным направлением возможной ракетной атаки противника ложной цели /1/, техническое решение для защиты воздушных судов от ракет с инфракрасными головками самонаведения, базирующееся на устройстве для пространственного смещения теплового образа объекта, которое содержит расположенные на объекте источник ИК-излучения, формирователи теплового образа объекта, выполненные в виде объемных структур с боковыми отражающими гранями, фокусирующий распределитель в виде вогнутого зеркала, концентраторы лучистого потока в виде плоского зеркала и средство инфракрасной маскировки в виде купола с окнами /2/, способ противоракетной защиты воздушных судов, заключающийся в подрыве боевой части атакующей ракеты на безопасном расстоянии, а именно на расстоянии 3-25 м от корпуса защищаемого воздушного судна индукционным воздействием на электрические цепи неконтактного взрывателя боевой части атакующей ракеты посредством импульсного электромагнитного поля, генерируемого непрерывно или в виде пачек импульсов с периодом повторения 0,5-1,5 мс и несущей частотой 5-100 кГц при потребляемой резонансным контуром излучателя электрической мощности от бортовой сети летательного аппарата 5-25 кВт /3/, также комплекс самозащиты воздушных судов от зенитных управляемых ракет, содержащий блок многозарядных огневых модулей, установленных на раздельных вращающихся платформах на борту летательного аппарата со стороны вероятных атак. Каждый огневой модуль выполнен в виде одноствольного автоматического и/или многоствольного гранатомета с возможностью стрельбы надкалиберными и подкалиберными гранатами. Оптико-электронные средства обнаружения атакующих ракет установлены непосредственно на гранатометах и соединены через бортовой вычислитель с рабочим местом летчика и пиропатронами гранат, установленных в стволах гранатометов. Каждая граната выполнена с возможностью определения относительных угловых координат ракеты при вращении гранаты /4/.There are also known methods and protection systems, such as a method of protecting aircraft from missiles equipped with homing heads by creating a false target in the space between the aircraft and the most probable direction of a possible missile attack of the enemy / 1 /, a technical solution for protecting aircraft from missiles with infrared homing heads, based on a device for spatial displacement of the thermal image of an object, which contains a source of infrared radiation located on the object, shapers thermal image of the object, made in the form of volumetric structures with lateral reflective faces, a focusing distributor in the form of a concave mirror, radiant flux concentrators in the form of a flat mirror and infrared masking device in the form of a dome with windows / 2 /, the method of missile defense of aircraft, which consists in undermining the warhead of the attacking rocket at a safe distance, namely at a distance of 3-25 m from the hull of the protected aircraft by induction on the electrical circuits of a non-contact fuse part of the attacking rocket by means of a pulsed electromagnetic field generated continuously or in the form of bursts of pulses with a repetition period of 0.5-1.5 ms and a carrier frequency of 5-100 kHz when the electric power consumed by the resonant circuit of the radiator from the on-board network of the aircraft 5-25 kW / 3 /, also a complex of self-defense of aircraft from anti-aircraft guided missiles, containing a block of multiple-charge fire modules mounted on separate rotating platforms on board the aircraft from probable attacks. Each fire module is made in the form of a single-barrel automatic and / or multi-barrel grenade launcher with the possibility of firing with caliber and subcaliber grenades. Optoelectronic means of detecting attacking missiles are installed directly on the grenade launchers and are connected through the on-board computer with the pilot's station and grenade launchers installed in the barrels of grenade launchers. Each grenade is made with the possibility of determining the relative angular coordinates of the rocket during rotation of the grenade / 4 /.
Недостатками указанных устройств и способов их применения, кроме трудностей применения для защиты широкого круга воздушных судов, например пассажирских самолетов, являются отсутствие при их построении точных данных о координатах и направлении движения атакующих ракет и, как следствие, невозможность определения наиболее опасного средства, которому необходимо создать противодействие, и оптимального времени их создания.The disadvantages of these devices and methods of their use, in addition to the difficulties of using to protect a wide range of aircraft, such as passenger aircraft, are the lack of accurate data on the coordinates and direction of movement of the attacking missiles and, as a result, the inability to determine the most dangerous means that need to be created opposition, and the optimal time for their creation.
Наиболее близкими по технической сущности к заявляемому способу и системе по его реализации, выбранными в качестве прототипов, является способ и система автоматического управления /5/, решающие задачу защиты гражданского самолета от ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных зенитных ракетных комплексов в условиях оптических помех, и система защиты гражданских воздушных судов /6/.The closest in technical essence to the claimed method and system for its implementation, selected as prototypes, is a method and automatic control system / 5 /, solving the problem of protecting a civilian aircraft from missiles with infrared homing portable anti-aircraft missile systems under optical interference, and civil aircraft protection system / 6 /.
Сущность способа по прототипу /5/ заключается в том, что определяют факт пуска ракеты, определяют координаты ракеты в каждый момент времени, генерируют импульсное периодическое лазерное излучение, причем диапазон длин волн лазерного излучения лежит в диапазоне чувствительности инфракрасных головок самонаведения, мощность лазерного излучения превышает мощность излучения двигателя самолета в спектральном диапазоне чувствительности инфракрасных головок самонаведения, а частота следования импульсов близка к характерным частотам работы инфракрасных головок самонаведения, и посылают лазерное излучение в точку нахождения ракеты в данный момент времени. Дополнительно принимают отраженное от инфракрасной головки самонаведения лазерное излучение, по уровню мощности этого отраженного лазерного излучения определяют тот факт, что самолет атакует ракета именно с инфракрасной головкой самонаведения, по снижению уровня мощности отраженного лазерного излучения определяют факт срыва наведения на самолет инфракрасной головки самонаведения, после чего прекращают генерации лазерного излучения и передают информации о факте срыва наведения ракеты в наземную систему обеспечения безопасности полетов и в систему объективного контроля самолета. Также вычисляют координаты места пуска ракеты, передают информацию о факте пуска ракеты и о координатах места пуска ракеты в наземную систему обеспечения безопасности полетов и в систему объективного контроля самолета.The essence of the method according to the prototype / 5 / consists in determining the fact of the launch of the rocket, determining the coordinates of the rocket at each moment in time, generating pulsed periodic laser radiation, the wavelength range of the laser radiation lying in the sensitivity range of the infrared homing heads, the laser radiation power exceeds the power radiation of the aircraft engine in the spectral sensitivity range of infrared homing heads, and the pulse repetition rate is close to the characteristic frequencies of work s infrared homing heads, and send laser radiation to the missile's current location. In addition, laser radiation reflected from the infrared homing head is taken, according to the power level of this reflected laser radiation, the fact that the aircraft is attacked by a rocket with the infrared homing head is determined, the fact of the failure of the infrared homing target to the plane is determined by reducing the power level of the reflected laser radiation, and then stop the generation of laser radiation and transmit information about the failure of the missile guidance to the ground-based security system letov and in aircraft objective control. The coordinates of the rocket launch site are also calculated, information about the fact of the rocket launch and the coordinates of the rocket launch site is transmitted to the ground-based flight safety system and to the objective control system of the aircraft.
Недостатком указанного способа по прототипу /5/ является необходимость генерации лазерного излучения, мощность которого превышает мощность излучения двигателя самолета в спектральном диапазоне чувствительности инфракрасных головок самонаведения.The disadvantage of this method according to the prototype / 5 / is the need to generate laser radiation, the power of which exceeds the radiation power of the aircraft engine in the spectral sensitivity range of infrared homing heads.
Без указания необходимости генерации лазерного излучения с плотностью мощности, превышающей плотность мощности теплового излучения двигателя самолета в спектральном диапазоне чувствительности инфракрасных головок самонаведения (т.е. без указания необходимости генерации лазерного излучения в узком телесном угле), и с учетом того, что спектральный диапазон чувствительности инфракрасных головок самонаведения перекрывает значительную часть теплового излучения двигателя самолета, а коэффициент полезного действия инфракрасных лазеров не превышает нескольких процентов, это требование фактически приводит к необходимости иметь на борту дополнительный источник энергии для питания лазера, по мощности сравнимый с мощностью двигателей самолета, что делает реализацию указанного способа практически невозможной.Without indicating the necessity of generating laser radiation with a power density exceeding the power density of thermal radiation of the aircraft engine in the spectral sensitivity range of infrared homing heads (i.e., without indicating the need for generating laser radiation in a narrow solid angle), and taking into account that the spectral sensitivity range infrared homing covers a significant part of the thermal radiation of the aircraft engine, and the efficiency of infrared laser does not exceed a few percent, this requirement effectively leads to the need to carry a supplementary energy source for the laser power at comparable power to the power aircraft engines, which makes realization of this method is practically impossible.
Кроме того, использование лазерного излучения, модулированного только с частотой следования импульсов, близкой к характерным частотам работы инфракрасных головок самонаведения, неэффективно против инфракрасных головок самонаведения современного и перспективных поколений.In addition, the use of laser radiation modulated only with a pulse repetition rate close to the characteristic frequencies of the infrared homing heads is ineffective against infrared homing heads of modern and promising generations.
К недостаткам указанного способа следует отнести также отсутствие возможности отражения нескольких ракетных атак, что значительно снижает эффективность системы в случае многократных угроз; отсутствие указаний по обеспечению защиты гражданского самолета от ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных зенитных ракетных комплексов в условиях оптических помех.The disadvantages of this method include the lack of the ability to repel multiple missile attacks, which significantly reduces the effectiveness of the system in the event of multiple threats; lack of instructions to ensure the protection of a civilian aircraft from missiles with infrared homing portable anti-aircraft missile systems under optical interference.
Сущность системы защиты по прототипам /5, 6/ заключается в том, что она содержит размещенные на защищаемом гражданском самолете датчики факта пуска и координат пуска ракеты, приемопередатчик с приводом поворота и оптическим каналом, с выходом которого соединен датчик координат ракеты на траектории ее полета, бортовой вычислитель и генератор лазерного излучения с его пусковым устройством, причем генератор лазерного излучения выполнен фторо-водородно-дейтериевым, бортовой вычислитель выполнен с возможностью обработки сигналов с датчиков факта пуска и координат пуска ракеты для вычисления координат места пуска ракеты и выдачи управляющего сигнала на привод поворота приемопередатчика для ориентирования входа оптического канала приемопередатчика на запущенную ракету, а также с возможностью обработки сигнала с датчика координат ракеты на траектории ее полета для вычисления координат ракеты в данный момент времени и для выдачи пускового сигнала на пусковое устройство генератора лазерного излучения. Бортовой вычислитель выполнен также с возможностью передачи информации о факте пуска ракеты и о координатах места пуска в наземную систему обеспечения безопасности полетов и в систему объективного контроля летательного аппарата. Система дополнительно содержит приемник отраженного лазерного излучения, соединенный с дополнительным выходом оптического канала приемопередатчика и предназначенный для выдачи сигналов на бортовой вычислитель, который выполнен с дополнительной возможностью определения по уровню мощности отраженного от головки самонаведения запущенной ракеты лазерного излучения того факта, что самолет атакует ракета именно с инфракрасной головкой самонаведения, а по снижению уровня мощности отраженного лазерного излучения - факта срыва наведения на самолет инфракрасной головки самонаведения, выдачи на пусковое устройство генератора лазерного излучения сигнала для прекращения генерации лазерного излучения и передачи информации о факте срыва наведения в наземную систему обеспечения безопасности полетов и в систему объективного контроля летательного аппарата. Оптический канал приемопередатчика дополнительно предназначен для передачи излучения из генератора лазерного излучения в направлении запущенной ракеты, датчики факта пуска и координат пуска ракеты являются датчиками ультрафиолетового диапазона, а датчик координат ракеты на траектории ее полета, является узконаправленным датчиком инфракрасного диапазона.The essence of the protection system according to the prototypes / 5, 6 / is that it contains sensors of the fact of launch and launch coordinates of the missile located on the protected civilian aircraft, a transceiver with a rotation drive and an optical channel, the output of which is connected to the missile coordinate sensor on its flight path, the on-board computer and the laser radiation generator with its starting device, the laser radiation generator is made of fluorine-hydrogen-deuterium, the on-board computer is configured to process signals from sensors the fact of launch and launch coordinates of the rocket for calculating the coordinates of the rocket launch site and issuing a control signal to the drive of the transceiver to orient the input of the optical channel of the transceiver to the launched rocket, and also with the possibility of processing the signal from the coordinate sensor of the rocket on its flight path to calculate the coordinates of the rocket point in time and for issuing a trigger signal to the trigger device of the laser radiation generator. The on-board computer is also configured to transmit information about the fact of the launch of the rocket and about the coordinates of the launch site to the ground-based flight safety system and to the objective control system of the aircraft. The system further comprises a reflected laser radiation receiver connected to an additional output of the optical channel of the transceiver and designed to provide signals to the on-board computer, which is made with the additional possibility of determining by the power level of the laser radiation reflected from the homing head of the launched missile that the aircraft is attacking the rocket precisely from infrared homing head, and to reduce the power level of reflected laser radiation - the fact of the failure of guidance to the aircraft, an infrared homing head, issuing a signal to the laser radiation generator to stop the generation of laser radiation and transmitting information about the failure of guidance to the ground-based flight safety system and to the objective control system of the aircraft. The optical channel of the transceiver is additionally designed to transmit radiation from the laser radiation generator in the direction of the launched rocket, the sensors of the fact of launch and the coordinates of the launch of the rocket are UV sensors, and the sensor of the coordinates of the rocket on its flight path is a narrowly focused infrared sensor.
К недостаткам указанного устройства по прототипам /5, 6/ следует отнести:The disadvantages of this device according to the prototypes / 5, 6 / should include:
- излишнее требование необходимости обработки сигнала с датчика координат ракеты на траектории ее полета для вычисления координат ракеты в данный момент времени;- excessive requirement to process the signal from the rocket coordinate sensor on its flight path to calculate the coordinates of the rocket at a given time;
- излишнее требование наличия дополнительного приемника отраженного лазерного излучения, соединенного с дополнительным выходом оптического канала приемопередатчика и предназначенного для выдачи сигналов на бортовой вычислитель;- excessive requirement for an additional receiver of reflected laser radiation connected to the additional output of the optical channel of the transceiver and intended for the issuance of signals to the on-board computer;
- ограничения, связанные с выбором генератора лазерного излучения только фторо-водородно-дейтериевым;- limitations associated with the choice of a laser radiation generator only fluorine-hydrogen-deuterium;
- ограничения, связанные с выбором датчиков факта пуска и координат пуска ракеты только датчиками ультрафиолетового диапазона;- restrictions associated with the choice of sensors of the fact of launch and launch coordinates of the rocket only with ultraviolet sensors;
- ограничения, связанные с выбором датчика координат ракеты на траектории ее полета только узконаправленным датчиком инфракрасного диапазона;- restrictions associated with the choice of a missile coordinate sensor on its flight path only with a narrowly focused infrared sensor;
- технические трудности использования одного оптического канала приемопередатчика для получения инфракрасного излучения от ракеты и для передачи излучения из генератора лазерного излучения в направлении этой ракеты;- technical difficulties in using one optical channel of the transceiver for receiving infrared radiation from a rocket and for transmitting radiation from a laser radiation generator in the direction of this rocket;
- отсутствие связи устройства с пилотажно-навигационным комплексом воздушного судна, что делает труднореализуемой задачу получения реальных угловых координат пуска ракеты для выдачи управляющего сигнала на привод поворота приемопередатчика для ориентирования входа оптического канала приемопередатчика на запущенную ракету, а также делает нереализуемой задачу вычисления реальных координат места пуска для последующей передачи в наземную систему обеспечения безопасности полетов в условиях эволюции летательного аппарата в полете и существующей задержки времени передачи сигнала от датчики факта пуска и координат пуска ракеты в вычислитель;- the lack of communication between the device and the flight-navigation complex of the aircraft, which makes it difficult to obtain the real angular coordinates of the launch of the rocket to issue a control signal to the drive of rotation of the transceiver to orient the input of the optical channel of the transceiver to the launched rocket, and also makes it impossible to calculate the real coordinates of the launch site for subsequent transfer to the ground-based flight safety system under conditions of evolution of the aircraft in flight and with tage signal transmission delay time from the start fact sensors and coordinates calculator to missile launch;
- отсутствие возможности отражения нескольких ракетных атак, что значительно снижает эффективность устройства в случае многократных угроз;- the inability to repel multiple missile attacks, which significantly reduces the effectiveness of the device in case of multiple threats;
- отсутствие возможности по обеспечению защиты воздушного судна от ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных зенитных ракетных комплексов в условиях оптических помех;- the inability to protect the aircraft from missiles with infrared homing portable anti-aircraft missile systems under optical interference;
- отсутствие в устройстве источника электропитания для его подключения к бортовой сети летательного аппарата и распределения электроэнергии от бортовой сети составным частям устройства, и прежде всего для лазера, что вообще делает проблематичным общее функционирование устройства на борту летательного аппарата;- the lack of a power source in the device for its connection to the aircraft’s onboard network and power distribution from the onboard network to the component parts of the device, and especially for the laser, which generally makes the general operation of the device on board the aircraft problematic;
- отсутствие системы встроенного контроля и системы объективного контроля состояния составных частей устройства, что резко снижает эксплуатационную надежность предложенного устройства;- the lack of an integrated control system and a system of objective monitoring of the state of the component parts of the device, which dramatically reduces the operational reliability of the proposed device;
Каждый из перечисленных недостатков прототипа системы /5, 6/ приводит к снижению работоспособности и надежности работы устройства или делает проблематичным общее функционирование устройства на борту воздушных судов, а также к снижению эффективности обеспечения защиты воздушных судов от управляемых ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных ракетных зенитных комплексов в условиях оптических помех.Each of the listed disadvantages of the prototype system / 5, 6 / leads to a decrease in the operability and reliability of the device or makes the overall operation of the device on board aircraft problematic, as well as to a decrease in the efficiency of protecting aircraft from guided missiles with infrared homing missile defense systems in conditions of optical interference.
Задачей настоящего изобретения является обеспечение реализуемости и повышение эффективности способа, и обеспечение работоспособности и повышение надежности и эффективности работы системы защиты воздушных судов (пассажирских и транспортных самолетов и самолетов деловой авиации и вертолетов) от управляемых ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных зенитных ракетных комплексов в условиях оптических помех.The objective of the present invention is to ensure the feasibility and efficiency of the method, and to ensure operability and improving the reliability and efficiency of the system for protecting aircraft (passenger and transport aircraft and business aircraft and helicopters) from guided missiles with infrared homing portable anti-aircraft missile systems under optical conditions interference.
Данная задача решается в способе защиты воздушных судов от управляемых ракет с инфракрасными головками самонаведения по настоящему изобретению, заключающемся в том, что определяют факт пуска ракеты, генерируют импульсное периодическое лазерное излучение, причем диапазон длин волн лазерного излучения лежит в диапазоне чувствительности инфракрасных головок самонаведения и посылают лазерное излучение в точку нахождения ракеты в данный момент времени, а также вычисляют координаты места пуска ракеты, передают информацию о факте пуска ракеты и о координатах места пуска ракеты в наземную систему обеспечения безопасности полетов и в систему объективного контроля воздушного судна; также принимают отраженное от инфракрасной головки самонаведения лазерное излучение, по уровню мощности этого отраженного лазерного излучения определяют тот факт, что воздушное судно атакует ракета именно с инфракрасной головкой самонаведения, по снижению уровня мощности отраженного лазерного излучения определяют факт срыва наведения на воздушное судно инфракрасной головки самонаведения, после чего прекращают генерации лазерного излучения и передают информации о факте срыва наведения ракеты в наземную систему обеспечения безопасности полетов и в систему объективного контроля воздушного судна; отличающемся тем, что генерируют модулированное импульсное периодическое лазерное излучение, причем плотность мощности лазерного излучения превышает плотность мощности теплового излучения двигателя воздушного судна в спектральном диапазоне чувствительности инфракрасных головок самонаведения, а импульсное периодическое лазерное излучение модулируют по частоте повторения пачек импульсов, частоте повторения импульсов в пачке и числе импульсов в пачке, и посылают в точку нахождения ракеты в данный момент времени лазерное излучение, которое при поступлении во входной оптический тракт головки самонаведения и при его дальнейшей обработке в системе наведения ракеты становится источником ложной информации о местонахождении цели и обеспечивает пролет ракеты на безопасном расстоянии от воздушного судна.This problem is solved in the method of protecting aircraft from guided missiles with infrared homing heads of the present invention, namely, that they determine the fact of rocket launch, generate pulsed periodic laser radiation, the wavelength range of the laser radiation lying in the sensitivity range of the infrared homing heads and send laser radiation to the point of location of the rocket at a given time, and also calculate the coordinates of the launch site of the rocket, transmit information about the fact of launch chum salmon and the coordinates of the rocket launch site in the ground-based flight safety system and in the system of objective control of the aircraft; laser radiation reflected from the infrared homing head is also received, the fact that the aircraft attacks the missile with the infrared homing head is determined by the power level of this reflected laser radiation, the fact of the failure of the infrared homing head pointing to the aircraft is determined by reducing the power level of the reflected laser radiation, then they stop generating laser radiation and transmit information about the failure of the missile guidance to the ground-based safety system flight information and into the system of objective control of the aircraft; characterized in that they generate modulated pulsed periodic laser radiation, wherein the laser radiation power density is higher than the thermal radiation power density of the aircraft engine in the spectral sensitivity range of infrared homing heads, and the periodic pulsed laser radiation is modulated by the pulse repetition rate, the pulse repetition rate in the packet and the number of pulses in the packet, and laser radiation is sent to the missile’s location at a given time, which, upon entering the homing head optical path and its further processing in the missile guidance system, becomes a source of false information about the target’s location and ensures the missile’s passage at a safe distance from the aircraft.
Дополнительное отличие способа по настоящему изобретению состоит в том, что определяют факт и координаты пуска нескольких ракет и по выбранным критериям, например в зависимости от времени их появления, посылают лазерное излучение в точку нахождения первой ракеты, после определения факта срыва наведения на воздушное судно инфракрасной головки самонаведения первой ракеты посылают лазерное излучение в точку нахождения второй ракеты, а после определения факта срыва наведения на воздушное судно инфракрасной головки самонаведения второй ракеты посылают лазерное излучение в точку нахождения третьей и так далее для последующих ракет; обеспечивают селекцию обнаруженных инфракрасных объектов в градации «ракета - не ракета», что обеспечивает защиту воздушного судна от ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных зенитных ракетных комплексов в условиях оптических помех.An additional difference between the method of the present invention is that they determine the fact and coordinates of the launch of several missiles and, according to the selected criteria, for example, depending on the time of their appearance, send laser radiation to the point of location of the first missile, after determining the fact of the failure of pointing the infrared head to the aircraft The homing of the first missile sends laser radiation to the point of location of the second missile, and after determining the failure of the infrared homing of the second homing head to the aircraft Aketi sending laser radiation at the location of the third and so on for subsequent missile; ensure the detection of detected infrared objects in the “rocket is not rocket” gradation, which protects the aircraft from missiles with infrared homing portable anti-aircraft missile systems under optical interference.
Описанный способ реализуется с помощью системы, которая включает в себя размещенные на воздушном судне датчики факта пуска и координат пуска ракеты, приемопередатчик, бортовой вычислитель и генератор лазерного излучения с его пусковым устройством; бортовой вычислитель выполнен также с возможностью передачи информации о факте пуска ракеты и о координатах места пуска в наземную систему обеспечения безопасности полетов и в систему объективного контроля воздушного судна и с дополнительной возможностью определения по уровню мощности отраженного от головки самонаведения запущенной ракеты лазерного излучения того факта, что воздушное судно атакует ракета именно с инфракрасной головкой самонаведения, а по снижению уровня мощности отраженного лазерного излучения - факта срыва наведения на воздушное судно инфракрасной головки самонаведения, выдачи на пусковое устройство генератора лазерного излучения сигнала запуска или прекращения генерации лазерного излучения и передачи информации о факте срыва наведения в наземную систему обеспечения безопасности полетов и в систему объективного контроля воздушного судна, отличающейся тем, что датчиками определения факта и координат пуска ракет являются датчики ультрафиолетового или инфракрасного диапазона; датчик слежения за ракетой на траектории ее полета является следящим датчиком инфракрасного диапазона с переменным углом зрения (широко- и узконаправленным) и выполнен с возможностью как для приема инфракрасного излучения от атакующей ракеты, так и для приема отраженного лазерного излучения от головки самонаведения этой ракеты; генератор лазерного излучения выполнен любым лазером, например газовым фторо-водородно-дейтериевым или твердотельным, способным генерировать модулированное импульсное периодическое лазерное излучение с плотностью мощности, превышающей плотность мощности теплового излучения двигателя летательного аппарата в спектральном диапазоне чувствительности инфракрасных головок самонаведения, а диапазон длин волн излучения которого лежит в диапазоне чувствительности инфракрасных головок самонаведения.The described method is implemented using a system that includes sensors of the fact of launch and launch coordinates of a rocket placed on an aircraft, a transceiver, an on-board computer and a laser radiation generator with its launch device; the on-board computer is also capable of transmitting information about the fact of the launch of the rocket and about the coordinates of the launch site to the ground-based flight safety system and the objective control system of the aircraft and with the additional possibility of determining from the power level of the laser radiation reflected from the homing head of the launched rocket that the aircraft attacks the missile precisely with the infrared homing head, and to reduce the power level of the reflected laser radiation - the fact of disruption an infrared homing head to the aircraft, issuing to the laser radiation generator launcher a signal to start or stop the generation of laser radiation and transmitting information about the failure of guidance to the ground-based flight safety system and to the aircraft’s objective monitoring system, characterized in that fact detection sensors and coordinates of missile launch are ultraviolet or infrared sensors; the missile tracking sensor on its flight path is an infrared tracking sensor with a variable angle of view (wide and narrow) and is configured to receive infrared radiation from an attacking missile and to receive reflected laser radiation from the homing head of this missile; the laser radiation generator is made by any laser, for example a gas fluorine-hydrogen-deuterium or solid-state laser, capable of generating modulated pulsed periodic laser radiation with a power density exceeding the power density of thermal radiation of the aircraft engine in the spectral sensitivity range of infrared homing heads, and whose radiation wavelength range is lies in the sensitivity range of infrared homing heads.
Дополнительное отличие системы по настоящему изобретению состоит в том, что генератор лазерного излучения выполнен для обеспечения работы в двух режимах, обеспечивающих как генерацию зондирующих импульсов лазерного излучения с целью определения по уровню мощности отраженного зондирующего импульса лазерного излучения того факта, что воздушное судно атакует ракета именно с инфракрасной головкой самонаведения, а по снижению уровня мощности отраженного зондирующего импульса лазерного излучения определения факта срыва наведения на воздушное судно инфракрасной головки самонаведения, а также генерацию импульсного периодического лазерного излучения для обеспечения срыва наведения головки самонаведения, модулируемого по частоте повторения пачек импульсов, частоте повторения импульсов в пачке и числе импульсов в пачке; приемопередатчик системы содержит микропроцессор и два оптических канала, один из которых является приемным оптическим каналом для приема инфракрасного излучения от атакующей ракеты, соединенным с выходом датчика слежения за ракетой на траектории ее полета и с головным зеркалом с приводом поворота, а другой оптический канал является лазерным каналом, соединенным с выходом генератора лазерного излучения с его пусковым устройством, а также с головным зеркалом приемопередатчика с приводом поворота, являющимся общим для приемного и лазерного оптических каналов и обеспечивающим наведение лазерного излучения на головку самонаведения ракеты; микропроцессор приемопередатчика выполнен с возможностью по предварительному целеуказанию от бортового вычислителя выдачу управляющего сигнала на привод поворота для ориентирования входа головного зеркала оптического канала приемопередатчика на запущенную ракету и обеспечения работы следящего датчика в режиме захвата с широким углом зрения, согласованного с точностью предварительного целеуказания, с последующим переводом работы следящего датчика в режиме сопровождения с узконаправленным углом зрения, что обеспечивает точное сопровождение ракеты на траектории; микропроцессор приемопередатчика выполнен также с возможностью обработки сигнала со следящего датчика и при переходе следящего датчика с режима захвата с широким углом зрения на режим сопровождения с узконаправленным углом зрения обеспечить выдачу сигнала в бортовой вычислитель для подачи команды на пусковое устройство генератора лазерного излучения на генерацию либо зондирующего импульса лазерного излучения, либо импульсного периодического лазерного излучения; бортовой вычислитель выполнен с возможностью обработки сигналов с микропроцессора приемопередатчика для выдачи пускового сигнала на пусковое устройство генератора лазерного излучения при переходе следящего датчика с режима захвата с широким углом зрения на режим сопровождения с узконаправленным углом зрения; микропроцессор приемопередатчика выполнен с возможностью анализа принимаемого инфракрасного излучения для селекции обнаруженных инфракрасных объектов в градации «ракета - не ракета», что обеспечивают защиту воздушного судна от ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных зенитных ракетных комплексов в условиях ложных оптических помех; бортовой вычислитель выполнен с возможностью обработки сигналов с датчиков факта пуска и координат пуска ракеты и информации от пилотажно-навигационного комплекса воздушного судна для вычисления истинных угловых координат местонахождения ракеты в данный момент времени и выдачи в микропроцессор приемопередатчика предварительного целеуказания об угловых координатах местонахождения ракеты с необходимой точностью для последующего захвата ракеты следящим датчиком, а также вычисления координат пуска ракет на местности для передачи в наземную систему обеспечения безопасности полетов с учетом эволюции воздушного судна за время от начального обнаружения датчиком факта пуска и координат пуска ракеты до выдачи этим датчиком информации в бортовой вычислитель; система содержит блок питания, который обеспечивает подключение системы к бортовой сети электропитания летательного аппарата, распределение электроэнергии от бортовой сети составным частям системы в соответствии с требованиями и их защиту от перегрузок; система содержит систему встроенного контроля, обеспечивающую проверку работоспособности всех составных частей при наземном техническом обслуживании, а также текущего встроенного полетного и принудительного полетного контроля функционирования с выдачей информации о норме функционирования в систему объективного контроля воздушного судна и экипажу, например на пульт-индикатор; вычислитель выполнен с возможностью фиксировать несколько целей по информации от датчиков факта пуска и координат пуска ракеты, по выбранным критериям, например в зависимости от времени появления целей, посылать лазерное излучение в точку нахождения первой ракеты, после определения факта срыва наведения на воздушное судно инфракрасной головки самонаведения первой ракеты посылать лазерное излучение в точку нахождения второй ракеты, а после определения факта срыва наведения на воздушное судно инфракрасной головки самонаведения второй ракеты посылать лазерное излучение в точку нахождения третьей и так далее для последующих ракет.An additional difference of the system of the present invention is that the laser radiation generator is designed to operate in two modes, providing both the generation of probing laser radiation pulses in order to determine by the power level of the reflected laser radiation probe that the aircraft is attacking the rocket precisely from infrared homing head, and to reduce the power level of the reflected probe pulse of laser radiation to determine the fact of failure of guidance on stuffy vessel infrared homing head, and generating a periodic pulse laser light to provide a guidance seeker failure, bursts modulated according to the pulse repetition frequency, pulse repetition frequency in a bundle and the number of pulses in the packet; the system’s transceiver contains a microprocessor and two optical channels, one of which is a receiving optical channel for receiving infrared radiation from an attacking missile, connected to the output of the missile tracking sensor on its flight path and with a head mirror with a rotation drive, and the other optical channel is a laser channel connected to the output of the laser radiation generator with its starting device, as well as to the head mirror of the transceiver with a rotation drive, which is common for the receiving and laser Nogo optical channels and providing guidance of the laser radiation on the missile homing head; the transceiver microprocessor is made with the possibility of preliminary target designation from the on-board computer to issue a control signal to the rotation drive to orient the input of the head mirror of the optical channel of the transceiver to a launched rocket and to ensure the tracking sensor operates in a capture mode with a wide angle of view, consistent with the accuracy of preliminary target designation, with subsequent translation the tracking sensor in tracking mode with a narrow viewing angle, which ensures accurate rocket trajectory; the transceiver microprocessor is also capable of processing the signal from the tracking sensor and, when the tracking sensor is switched from the capture mode with a wide angle of view to the tracking mode with a narrow viewing angle, to provide a signal to the on-board computer to send a command to the starting device of the laser radiation generator to generate either a probe pulse laser radiation, or pulsed periodic laser radiation; the on-board computer is capable of processing signals from the microprocessor of the transceiver to issue a trigger signal to the trigger device of the laser radiation when the tracking sensor switches from a capture mode with a wide angle of view to a tracking mode with a narrow-angle view; the transceiver microprocessor is capable of analyzing the received infrared radiation to select the detected infrared objects in the “rocket is not rocket” gradation, which protects the aircraft from missiles with infrared homing portable anti-aircraft missile systems under false optical interference; the on-board computer is capable of processing signals from sensors of the fact of launch and launch coordinates of the rocket and information from the flight-navigation complex of the aircraft to calculate the true angular coordinates of the location of the rocket at a given time and issue a preliminary target designation to the transceiver microprocessor about the angular coordinates of the location of the rocket with the necessary accuracy for subsequent capture of the missile by a tracking sensor, as well as calculating the coordinates of the launch of missiles on the ground for azemnuyu safety system, taking into account the evolution of the aircraft during the time of the initial detection sensor, and the fact of starting coordinates of missile launch before issuing this information to the sensor-board computer; the system contains a power supply unit that provides connection of the system to the aircraft’s on-board power supply network, power distribution from the on-board network to the system components in accordance with the requirements and their protection against overloads; the system contains a built-in control system that ensures the operability of all components during ground maintenance, as well as the current built-in flight and compulsory flight control of operation with the issuance of information about the norm of operation in the objective control system of the aircraft and the crew, for example, on the indicator display; the calculator is configured to record several targets according to information from sensors of the fact of launch and launch coordinates of the rocket, according to the selected criteria, for example, depending on the time of the appearance of the targets, send laser radiation to the location of the first rocket, after determining the failure of the infrared homing target the first missile to send laser radiation to the point of location of the second missile, and after determining the failure of the guidance to the aircraft infrared homing head second rocket to send the laser light at the location of the third, and so on for the next launch.
Заявленное изобретение поясняется далее со ссылками на прилагаемый чертеж, на котором приведена функциональная схема системы защиты воздушного судна от ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных зенитных ракетных комплексов, а также функциональные связи с системами обороняемого воздушного судна.The claimed invention is explained further with reference to the attached drawing, which shows a functional diagram of a system for protecting an aircraft from missiles with infrared homing portable anti-aircraft missile systems, as well as functional connections with systems of the aircraft being protected.
Система защиты 1 от ракет 2 переносных зенитных ракетных комплексов с инфракрасными головками самонаведения 3 содержит размещенные на защищаемом воздушном судне 4: бортовой блок питания 5 с системой встроенного контроля 6, датчики факта пуска и координат пуска ракет 7, соединенные с системой встроенного контроля 8, приемопередатчик 9 с микровычислителем 10, соединенным с системой встроенного контроля 11, оптическим каналом 12 приема инфракрасного излучения от атакующей ракеты 2 и отраженного лазерного излучения от инфракрасной головки самонаведения 3, с выходом 13 которого соединен датчик 14 слежения за атакующей ракетой 2 на траектории ее полета и приема отраженного лазерного излучения от инфракрасной головки самонаведения 3, соединенный с микровычислителем 10 и с головным зеркалом 15 с приводом поворота 16, оптическим каналом 17 наведения лазерного излучения на выбранный объект с головным зеркалом 15, являющимся общим для приемного 12 и лазерного 17 каналов, генератор лазерного излучения 18 с его пусковым устройством 19 и с системой встроенного контроля 20, соединенный с оптическим каналом 17 наведения лазерного излучения, и бортовой вычислитель 21 с системой встроенного контроля 22. Первая группа входов 23 бортового вычислителя 21 соединена с выходами датчиков факта пуска и координат пуска 7 и с выходами системы встроенного контроля 8 датчиков факта пуска и координат пуска 7, вторая группа входов 24 бортового вычислителя 21 соединена с микровычислителем 10, соединенным с выходами системы встроенного контроля 11 приемопередатчика 9, третья группа входов 25 бортового вычислителя 21 соединена с выходами системы встроенного контроля 20 генератора лазерного излучения 18, четвертая группа входов 26 бортового вычислителя 21 соединена с выходами бортового блока питания 5 и системой встроенного контроля 6 бортового блока питания 5, пятая группа входов 27 бортового вычислителя 21 соединена с выходами пилотажно-навигационного комплекса 41 воздушного судна. Первый выход 28 бортового вычислителя 21 соединен с микровычислителем 10, второй выход 29 бортового вычислителя 21 соединен с пусковым устройством 19 генератора лазерного излучения 18, третий выход 30 бортового вычислителя 21 соединен с системой объективного контроля 43 воздушного судна 4, четвертый выход 31 бортового вычислителя 21 соединен с системой связи самолета с наземными службами 44 воздушного судна 4, пятый выход 32 бортового вычислителя 21 соединен с пультом-индикатором 42 воздушного судна 4. Первый вход 33 бортового блока питания 5 соединен с бортовой системой электроснабжения воздушного судна 40. Первый выход 34 бортового блока питания 5 соединен с датчиками факта пуска и координат пуска ракет 7, второй выход 35 бортового блока питания 5 соединен с приемопередатчиком 9, третий выход бортового 36 блока питания 5 соединен с генератором лазерного излучения 18, четвертый выход 37 бортового блока питания 5 соединен с входом 26 бортового вычислителя 21. Выход 38 генератора лазерного излучения 18 соединен с входом 39 лазерного канала 17.The anti-missile defense system 1 2 portable anti-aircraft missile systems with infrared homing 3 contains located on the protected aircraft 4: on-board power supply 5 with integrated monitoring system 6, sensors of the fact of launch and launch coordinates of missiles 7, connected to the integrated monitoring system 8, transceiver 9 with a microcomputer 10 connected to the built-in control system 11, an optical channel 12 for receiving infrared radiation from an attacking rocket 2 and reflected laser radiation from an infrared self-head 3, with an output 13 of which is connected to a sensor 14 for tracking an attacking missile 2 on its flight path and receiving reflected laser radiation from an infrared homing head 3, connected to a microcomputer 10 and to a head mirror 15 with a rotation drive 16, an optical laser radiation guidance channel 17 to the selected object with a head mirror 15, which is common to the receiving 12 and laser 17 channels, the laser radiation generator 18 with its starting device 19 and with the built-in control system 20 connected to the optical channel the laser radiation guidance scrap 17, and the on-board computer 21 with the built-in monitoring system 22. The first group of inputs 23 of the on-board computer 21 is connected to the outputs of the sensors of the fact of launch and launch coordinates 7 and to the outputs of the built-in control system 8 of sensors of the fact of launch and launch coordinates 7, the second group the inputs 24 of the on-board calculator 21 is connected to the microcomputer 10 connected to the outputs of the built-in control system 11 of the transceiver 9, the third group of inputs 25 of the on-board calculator 21 is connected to the outputs of the built-in control system 20, the laser oscillator 18, the fourth group of inputs 26 onboard computer 21 is connected to the outputs of the onboard power supply system 5 and 6 built-in control board power supply 5, the fifth set of inputs 27 onboard computer 21 is connected to the outputs of flight and navigation system 41 of the aircraft. The first output 28 of the on-board computer 21 is connected to the microcomputer 10, the second output 29 of the on-board computer 21 is connected to the starting device 19 of the laser radiation generator 18, the third output 30 of the on-board computer 21 is connected to the objective control system 43 of the aircraft 4, the fourth output 31 of the on-board computer 21 is connected with the communication system of the aircraft with ground services 44 of the aircraft 4, the fifth output 32 of the on-board computer 21 is connected to the display panel 42 of the aircraft 4. The first input 33 of the on-board power supply 5 is connected to the aircraft’s onboard power supply system 40. The first output 34 of the onboard power supply 5 is connected to sensors of the fact of launch and launch coordinates of the rockets 7, the second output 35 of the onboard power supply 5 is connected to the transceiver 9, the third output of the onboard 36 power supply 5 is connected to the laser radiation generator 18 , the fourth output 37 of the onboard power supply 5 is connected to the input 26 of the on-board computer 21. The output 38 of the laser radiation generator 18 is connected to the input 39 of the laser channel 17.
Способ защиты воздушных судов от управляемых ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных ракетных зенитных комплексов по настоящему изобретению реализуется в представленной системе следующим образом.The method of protecting aircraft from guided missiles with infrared homing portable air defense systems of the present invention is implemented in the presented system as follows.
При подготовке воздушного судна к вылету на бортовой блок питания 5 подается электропитание от бортовой системы электроснабжения 40 и от бортового блока питания 5 подается электропитание на датчики факта пуска и координат пуска ракет 7, приемопередатчик 9, генератор лазерного излучения 18 и бортовой вычислитель 21, после чего по команде бортового вычислителя 21 происходит тестирование работоспособности системы защиты 1 с помощью систем встроенного контроля 6, 8, 11, 20 и 22 с выдачей информации о работоспособности системы или об отказах в оперативную память бортового вычислителя 21, систему объективного контроля 43 и экипажу, например на пульт-индикатор 42, воздушного судна 4. При запуске по летящему воздушному судну 4 ракеты 2 с инфракрасной головкой самонаведения 3 размещенные на воздушном судне 4 датчики факта пуска и координат пуска ракет 7 фиксируют излучение двигателя (инфракрасное или ультрафиолетовое) стартующей ракеты 2. Сигналы с этих датчиков подаются на первую группу входов 23 вычислителя 21 для вычисления координат пуска ракеты с учетом информации от пилотажно-навигационного комплекса воздушного судна 41, получаемой через группу входов 27 вычислителя 21, вычисляют реальные угловые координаты пуска ракеты и координаты пуска ракеты на местности с учетом эволюции воздушного судна 4 за время от начального обнаружения датчиками факта пуска и координат пуска ракеты 7 до выдачи этими датчиками информации в вычислитель 21 и передают через выходы 30, 31 и 32 бортового вычислителя 21 информацию о факте и координатах пуска на местности экипажу (например на пульт-индикатор 42), в систему объективного контроля 43 и систему связи 44 воздушного судна 4 с наземными службами. Информация о факте пуска и об угловых координатах места пуска передается также из вычислителя 21 через выход 28 в микропроцессор 10 приемопередатчика 9 для формирования предварительного целеуказания с необходимой точностью об угловых координатах пуска ракеты 2 для последующего захвата ракеты 2 следящим датчиком 14. Микропроцессор 10 приемопередатчика 9 выдает сигнал на привод поворота 16 приемопередатчика 9 управляющего сигнала для ориентирования головного зеркала 15 приемного оптического канала 12 приемопередатчика 9 на запущенную ракету 2, приема инфракрасного излучения от ракеты 2 и обеспечения работы следящего датчика 14 в режиме захвата с широким углом зрения, согласованного с точностью предварительного целеуказания. После получения подтверждения о захвате атакующей ракеты от следящего датчика 14 микропроцессор 10 приемопередатчика 9 выдает команду для обеспечения работы следящего датчика 14 в режиме сопровождения с узконаправленным углом зрения и по информации от следящего датчика 14 выдает команды на привод поворота 16 для постоянного ориентирования головного зеркала 15 на атакующую ракету 2 без вычисления координат ракеты в каждый момент времени. Для обеспечения работы системы 1 в условиях ложных оптических помех микропроцессор 10 приемопередатчика 9 проводит анализ принимаемого следящим датчиком 14 инфракрасного излучения для селекции обнаруженных инфракрасных объектов в градации «ракета - не ракета» и обеспечивает выдачу сигнала в бортовой вычислитель 21 о начале режима сопровождения и о результатах селекции обнаруженных инфракрасных объектов. Бортовой вычислитель 21 после получения сигналов с микропроцессора 10 приемопередатчика 9 о ложной оптической помехе выдает команду о прекращении режима сопровождения. Бортовой вычислитель 21 после получения сигналов с микропроцессора 10 приемопередатчика 9 о начале режима сопровождения и подтверждения факта атаки ракетой выдает пусковой сигнал на пусковое устройство 19 генератора лазерного излучения 18, который обеспечивает по определенному алгоритму генерацию зондирующих одиночных импульсов и импульсного периодического лазерного излучения, модулируемого по частоте повторения пачек импульсов, частоте повторения импульсов в пачке и числе импульсов в пачке. Лазерное излучение по выходу 38 генератора лазерного излучения 18 подается через вход 39 в оптический канал 17 наведения лазерного излучения и через головное зеркало 15 посылается в точку нахождения ракеты в данный момент времени. Микропроцессор 10 приемопередатчика 9 при получении от следящего датчика 14 через головное зеркало 15 отраженного сигнала от первой группы зондирующих импульсов по уровню этого отраженного сигнала выдает информацию в вычислитель 21 о том, что атакует ракета с инфракрасной головкой самонаведения или ракета не с инфракрасной головкой самонаведения. Бортовой вычислитель 21 после получения сигналов с микропроцессора 10 приемопередатчика 9 об атаке ракеты с инфракрасной головкой самонаведения выдает пусковой сигнал на пусковое устройство 19 генератора лазерного излучения 18 о генерации импульсного периодического лазерного излучения, модулируемого по частоте повторения пачек импульсов, частоте повторения импульсов в пачке и числе импульсов в пачке с чередованием зондирующих одиночных импульсов, которое при поступлении во входной оптический тракт головки самонаведения 3 и при его дальнейшей обработке в системе наведения ракеты 2 становится источником ложной информации о местонахождении цели и обеспечивает пролет ракеты на безопасном расстоянии от воздушного судна. Микропроцессор 10 приемопередатчика 9 при получении от следящего датчика 14 через головное зеркало 15 отраженного сигнала от последующих групп зондирующих импульсов по снижению уровня мощности отраженного зондирующего импульса лазерного излучения определяет факт срыва наведения на воздушное судно инфракрасной головки самонаведения и выдает информацию о срыве наведения в бортовой вычислитель 21. Бортовой вычислитель 21 после получения сигналов с микропроцессора 10 приемопередатчика 9 о срыве наведения ракеты подает через выход 29 на пусковое устройство 19 генератора лазерного излучения 18 команду о прекращении генерации лазерного излучения, через выход 24 подает в микропроцессор 10 приемопередатчика 9 команду для формирования предварительного целеуказания о координатах пуска следующей атакующей ракеты с необходимой точностью для последующего захвата ракеты следящим датчиком, а через выходы 30, 31 и 32 бортового вычислителя 21 информацию о срыве атаки ракеты с инфракрасной головкой самонаведения экипажу (например, на пульт-индикатор 42), в систему объективного контроля 43 и систему связи 44 воздушного судна 4 с наземными службами.When preparing the aircraft for departure, on-board power supply 5 is supplied with power from the on-board power supply system 40 and from on-board power supply 5, power is supplied to the sensors of the fact of launch and launch coordinates of missiles 7, transceiver 9, laser radiation generator 18 and on-board computer 21, after which at the command of the on-board computer 21, the health of the protection system 1 is tested using the built-in control systems 6, 8, 11, 20 and 22 with the issuance of information about the health of the system or about failures in the operative the internal memory of the on-board computer 21, the objective monitoring system 43 and the crew, for example, on the indicator 42, aircraft 4. When launching on a flying aircraft 4 missiles 2 with an infrared homing 3 placed on the aircraft 4 sensors of the fact of launch and launch launch coordinates 7 fix the radiation of the engine (infrared or ultraviolet) of the launching rocket 2. The signals from these sensors are fed to the first group of inputs 23 of the calculator 21 to calculate the coordinates of the launch of the rocket taking into account information from the flight and navigation the complex of the aircraft 41, obtained through the group of inputs 27 of the calculator 21, calculate the real angular coordinates of the launch of the rocket and the coordinates of the launch of the rocket on the ground, taking into account the evolution of the aircraft 4 during the time from the initial detection by the sensors of the fact of the launch and coordinates of the launch of the rocket 7 to the output of these sensors information the calculator 21 and transmit through the outputs 30, 31 and 32 of the on-board calculator 21 information about the fact and coordinates of the launch on the ground to the crew (for example, to the indicator 42), to the objective monitoring system 43 and the communication system 44 4 airborne vessels with ground services. Information about the launch and about the angular coordinates of the launch site is also transmitted from the calculator 21 through the output 28 to the microprocessor 10 of the transceiver 9 to generate preliminary target designation with the necessary accuracy about the angular coordinates of the launch of the rocket 2 for subsequent capture of the rocket 2 by the tracking sensor 14. The microprocessor 10 of the transceiver 9 outputs a signal to the drive of rotation 16 of the transceiver 9 of the control signal for orienting the head mirror 15 of the receiving optical channel 12 of the transceiver 9 to the launched rocket 2, p receiving infrared radiation from the rocket 2 and ensuring the operation of the tracking sensor 14 in the capture mode with a wide angle of view, consistent with the accuracy of preliminary target designation. After receiving confirmation of the capture of the attacking rocket from the tracking sensor 14, the microprocessor 10 of the transceiver 9 issues a command to ensure that the tracking sensor 14 operates in the tracking mode with a narrow angle of view and, according to information from the tracking sensor 14, issues commands to the rotation drive 16 to constantly orient the head mirror 15 on attacking rocket 2 without calculating the coordinates of the rocket at each point in time. To ensure the operation of system 1 under conditions of false optical interference, the microprocessor 10 of the transceiver 9 analyzes the infrared radiation received by the tracking sensor 14 to select the detected infrared objects in the "rocket - not rocket" gradation and provides a signal to the on-board computer 21 about the start of the tracking mode and the results selection of detected infrared objects. On-board computer 21 after receiving signals from the microprocessor 10 of the transceiver 9 about false optical interference issues a command to terminate tracking mode. The on-board computer 21, after receiving signals from the microprocessor 10 of the transceiver 9 about the start of the tracking mode and confirming the fact of an attack by a rocket, gives a trigger signal to the trigger device 19 of the laser radiation generator 18, which provides, according to a certain algorithm, the generation of probing single pulses and pulsed periodic laser radiation modulated in frequency the repetition of bursts of pulses, the pulse repetition rate in a packet and the number of pulses in a packet. The laser radiation at the output 38 of the laser radiation generator 18 is fed through the input 39 into the optical channel 17 for guiding the laser radiation and is sent through the head mirror 15 to the rocket's current location. The microprocessor 10 of the transceiver 9, when receiving from the tracking sensor 14 through the head mirror 15 a reflected signal from the first group of probing pulses by the level of this reflected signal, gives information to the calculator 21 that the missile with an infrared homing or non-infrared homing missile is attacking. The on-board computer 21 after receiving signals from the microprocessor 10 of the transceiver 9 about the attack of a rocket with an infrared homing head gives a trigger signal to the starting device 19 of the laser radiation generator 18 about generating periodic pulsed laser radiation modulated by the frequency of repetition of pulses, the frequency of repetition of pulses in a packet and the number pulses in a packet with alternating probing single pulses, which, when entering the input optical path of the homing head 3 and its distance Further processing in the guidance system of rocket 2 becomes a source of false information about the location of the target and ensures the passage of the rocket at a safe distance from the aircraft. The microprocessor 10 of the transceiver 9, when receiving from the tracking sensor 14 through the head mirror 15 a reflected signal from subsequent groups of probe pulses to reduce the power level of the reflected probe pulse of laser radiation, determines the failure of the guidance of the infrared homing head on the aircraft and provides information about the failure of guidance to the on-board computer 21 On-board computer 21 after receiving signals from the microprocessor 10 of the transceiver 9 about the failure of the guidance of the rocket delivers through the output 29 to start The second device 19 of the laser radiation generator 18 command to stop the generation of laser radiation, through the output 24 sends a command to the microprocessor 10 of the transceiver 9 to generate preliminary target designation about the launch coordinates of the next attacking rocket with the necessary accuracy for subsequent capture of the rocket by a tracking sensor, and through outputs 30, 31 and 32 on-board computer 21 information about the failure of a missile with an infrared homing missile crew (for example, on the remote indicator 42), in the objective control system 43 and the system mu communications 44 aircraft 4 with ground services.
На предприятии совместно с предприятиями-соисполнителями разработаны опытные образцы лазерной системы защиты воздушных судов от управляемых ракет с инфракрасными головками самонаведения переносных ракетных зенитных комплексов и проведены их наземные испытания, в том числе с применением методов математического и полунатурного моделирования, и летные испытания, подтвердившие высокую эффективность лазерной системы защиты, обоснованность состава и алгоритмов ее работы.The enterprise, together with co-executing enterprises, developed prototypes of a laser system for protecting aircraft from guided missiles with infrared homing missiles anti-aircraft missile systems and conducted ground tests, including using mathematical and semi-natural modeling methods, and flight tests, confirming high efficiency laser protection system, the validity of the composition and algorithms of its operation.
ЛитератураLiterature
1. МПК F41J 2/02, F41H 11/02; №2141094; опубликовано 10.11.99. Патентообладатель - Государственный высокогорный научно-исследовательский испытательный центр авиационной техники и вооружения. Способ защиты летательных аппаратов от ракет, оснащенных головками самонаведения.1. IPC F41J 2/02, F41H 11/02; No. 2141094; published on November 10, 1999. Patent holder - State Alpine Research and Testing Center for Aviation Technology and Armaments. A method of protecting aircraft from missiles equipped with homing heads.
2. МПК B64D 7/00; F41H 11/02; F41J 2/02; №2347720; опубликовано 27.02.09. Патентообладатель - Общество с ограниченной ответственностью "СПЕЦТЕХ" (RU). Система защиты летательных аппаратов от управляемого оружия с инфракрасными головками самонаведения.2. IPC B64D 7/00; F41H 11/02; F41J 2/02; No. 2347720; published on 02.27.09. Patent holder - SPETSTECH Limited Liability Company (RU). A system for protecting aircraft from guided weapons with infrared homing heads.
3. МПК F41H 11/02; №2298760; опубликовано 10.05.07. Патентообладатель - Институт теплофизики экстремальных состояний Объединенного института высоких температур Российской академии наук (ИТЭС ОИВТ РАН) (RU). Способ противоракетной защиты летательного аппарата.3. IPC F41H 11/02; No. 2298760; published on 05/10/07. Patent holder - Institute of Thermophysics of Extreme States of the Joint Institute for High Temperatures of the Russian Academy of Sciences (ITES JIHT RAS) (RU). A method of missile defense of an aircraft.
4. МПК F41H 11/02; №2336486; опубликовано 20.10.08. Патентообладатель - Тикменков В.Н., Колесник В.Н. Комплекс самозащиты летательных аппаратов от зенитных управляемых ракет.4. IPC F41H 11/02; No. 2,3336486; published on 10/20/08. Patent holder - Tikmenkov V.N., Kolesnik V.N. Self-defense complex of aircraft from anti-aircraft guided missiles.
5. G06F 165:00 F41H 11/02. №2238510; опубликовано 20.10.04. Способ и система автоматического управления. Патентообладатель - ЗАО "СТИВТ".5. G06F 165: 00 F41H 11/02. No. 2238510; published on 10/20/04. Method and system of automatic control. The patent holder is STIVT CJSC.
6. МПК F41H 11/02 (2006.01); №2321817; опубликовано 10.04.08. Патентообладатель - "РФЯЦ-ВНИИЭФ". Система защиты гражданских воздушных судов.6. IPC F41H 11/02 (2006.01); No. 2321817; published on 04/10/08. Patent holder - RFNC-VNIIEF. Civil Aircraft Protection System.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012135335/11A RU2511513C2 (en) | 2012-08-16 | 2012-08-16 | Method and system for aircraft protection against missiles of mobile air defence systems |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012135335/11A RU2511513C2 (en) | 2012-08-16 | 2012-08-16 | Method and system for aircraft protection against missiles of mobile air defence systems |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2012135335A RU2012135335A (en) | 2014-02-27 |
| RU2511513C2 true RU2511513C2 (en) | 2014-04-10 |
Family
ID=50151494
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012135335/11A RU2511513C2 (en) | 2012-08-16 | 2012-08-16 | Method and system for aircraft protection against missiles of mobile air defence systems |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2511513C2 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2014204348A1 (en) * | 2013-06-20 | 2014-12-24 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт "Экран" | System for protecting aircraft from man-portable missiles |
| RU2658513C2 (en) * | 2016-01-28 | 2018-06-21 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт "Экран" | Method of the aircraft protection against the rockets with ir homing heads (variants) |
| RU2726351C1 (en) * | 2019-04-04 | 2020-07-13 | Леонид Георгиевич Степановский | Method and system of aircraft protection against guided missiles with optical homing heads |
| WO2022195345A1 (en) * | 2021-03-19 | 2022-09-22 | Станислав ЗАВЬЯЛОВ | "omut-civ" active electronic jamming station |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5600434A (en) * | 1994-01-31 | 1997-02-04 | Diehl Gmbh & Co. | Apparatus for defending against an attacking missile |
| RU2141094C1 (en) * | 1998-08-17 | 1999-11-10 | Государственный высокогорный научно-исследовательский испытательный центр авиационной техники и вооружения | Method protecting aircraft against rockets equipped with homing heads |
| RU2238510C1 (en) * | 2003-12-10 | 2004-10-20 | Закрытое акционерное общество "СТИВТ" | Method and system of automatic control |
| RU2291374C1 (en) * | 2005-06-22 | 2007-01-10 | Виктор Валентинович Кулалаев | Method for spatial shift of thermal image and device for its realization |
| JP2008070059A (en) * | 2006-09-14 | 2008-03-27 | Toshiba Corp | Simulator |
| RU2401411C2 (en) * | 2008-05-21 | 2010-10-10 | Межрегиональное общественное учреждение "Институт инженерной физики" | Method for protection of group object against highly accurate weapon with laser homing system (versions) |
-
2012
- 2012-08-16 RU RU2012135335/11A patent/RU2511513C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5600434A (en) * | 1994-01-31 | 1997-02-04 | Diehl Gmbh & Co. | Apparatus for defending against an attacking missile |
| RU2141094C1 (en) * | 1998-08-17 | 1999-11-10 | Государственный высокогорный научно-исследовательский испытательный центр авиационной техники и вооружения | Method protecting aircraft against rockets equipped with homing heads |
| RU2238510C1 (en) * | 2003-12-10 | 2004-10-20 | Закрытое акционерное общество "СТИВТ" | Method and system of automatic control |
| RU2291374C1 (en) * | 2005-06-22 | 2007-01-10 | Виктор Валентинович Кулалаев | Method for spatial shift of thermal image and device for its realization |
| JP2008070059A (en) * | 2006-09-14 | 2008-03-27 | Toshiba Corp | Simulator |
| RU2401411C2 (en) * | 2008-05-21 | 2010-10-10 | Межрегиональное общественное учреждение "Институт инженерной физики" | Method for protection of group object against highly accurate weapon with laser homing system (versions) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2014204348A1 (en) * | 2013-06-20 | 2014-12-24 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт "Экран" | System for protecting aircraft from man-portable missiles |
| RU2658513C2 (en) * | 2016-01-28 | 2018-06-21 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт "Экран" | Method of the aircraft protection against the rockets with ir homing heads (variants) |
| RU2726351C1 (en) * | 2019-04-04 | 2020-07-13 | Леонид Георгиевич Степановский | Method and system of aircraft protection against guided missiles with optical homing heads |
| WO2022195345A1 (en) * | 2021-03-19 | 2022-09-22 | Станислав ЗАВЬЯЛОВ | "omut-civ" active electronic jamming station |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2012135335A (en) | 2014-02-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US20100026554A1 (en) | Active protection method and system | |
| US10156429B2 (en) | Visual disruption network, and system, method, and computer program product thereof | |
| US9632168B2 (en) | Visual disruption system, method, and computer program product | |
| RU2511513C2 (en) | Method and system for aircraft protection against missiles of mobile air defence systems | |
| RU2738508C1 (en) | System for observation and counteraction to unmanned aerial vehicles | |
| US20200134852A1 (en) | Threat warning system | |
| RU2238510C1 (en) | Method and system of automatic control | |
| RU135405U1 (en) | AIRCRAFT PROTECTION SYSTEM FROM MOBILE MOBILE ANTI-MISSILE COMPLEXES | |
| WO2014204348A1 (en) | System for protecting aircraft from man-portable missiles | |
| RU105422U1 (en) | RECOGNITION-FIRE COMPLEX OF TANK WEAPONS | |
| RU2601241C2 (en) | Ac active protection method and system for its implementation (versions) | |
| RU2333450C1 (en) | Mobile firing unit for detection, tracking and illumination of targets, direction and missile launching of air defense system of medium range | |
| Hnatenko et al. | The usage of lasers in military equipment. Part1. | |
| RU2227892C1 (en) | Space-air defense complex | |
| RU2241193C2 (en) | Antiaircraft guided missile system | |
| RU2629464C1 (en) | Protection method for aerial vehicles against missiles fitted with target-seeking equipment with matrix photodetector | |
| RU2771076C1 (en) | Method for guiding anti-ship missiles and device for its implementation | |
| RU2321817C1 (en) | Civil aircraft protection system | |
| RU2819940C1 (en) | Method of protecting aircraft from guided missiles with optical homing heads and system for its implementation | |
| Yildirim | Self-defense of large aircraft | |
| Ogonowski et al. | Conception of protecting civil aircrafts from man-portable air-defence system | |
| Liao et al. | Development Status and Operation Analysis of Laser Weapon in Anti-Drone Warfare | |
| RU2771262C1 (en) | Method for protecting a mobile object of ground weapons and military equipment from guided weapons and a set of optoelectronic countermeasures for its implementation | |
| RU2751260C1 (en) | Protection system for moving ground objects from self-guiding and self-aiming high-accuracy ammunition on the march | |
| RU228084U1 (en) | On-board system of individual protection of aircraft from the damaging effects of man-portable air defense missile systems |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180817 |