МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ

«(национальный исследовательский университет)» (МАИ)

Факультет «Робототехнические и интеллектуальные системы»

Кафедра 704

ЛАБОРАТОРНАЯ РАБОТА

«Лазерно–телевизионная прицельная система Кайра-24»

по дисциплине «Бортовые информационно-управляющие средства оснащения ЛА»

Разработано:

к.т.н. доц. Жуков Г.А.

ст. пр. Козлов П.В.

Утверждено:

на заседании кафедры 704

18 марта 2012 год.

Москва 2012 г.

Назначение и технические данные ЛТПС.

Лазерно-телевизионная прицельная система (ЛТПС) входит в состав прицельно-навигационной системы двухместного фронтового истребителя-бомбардировщика

Су-24МК и предназначена для решения следующих задач в условиях визуальной видимости:

• распознавания наземных подвижных и неподвижных целей ;

• лазерного подсвета наземных целей для самонаведения на них управляемых ракет с лазерными головками самонаведения и корректируемых авиабомб;

• стабилизации и удержания линии визирования на наземной цели в процессе наведения;

• измерения углов визирования в самолётной системе координат до наземной цели;

• выдачи целеуказания лазерным и телевизионным головкам самонаведения ракет X-25, X-29Л, X-29T;

• автоматического сопровождения выбранной цели с помощью коррелятора и её подсвета лучом лазера в автономном режиме (при отказе БЦВМ).

Основными объектами действия самолёта с ЛТПС являются:

• пусковые установки и РЛС (работающие и неработающие) комплексов ЗУР;

• тактические и оперативно-тактические ракеты на пусковых установках;

• артиллерия на огневых позициях и на марше;

• скопления живой силы и техники;

• командные пункты, посты наблюдения и связи;

• самолёты и вертолёты на открытых стоянках и в укрытиях;

• железнодорожные и шоссейные стационарные мосты, а также переправы;

• малотоннажные суда и десантно-высадочные средства в прибрежной полосе;

• железнодорожные узлы и станции;

• взлётно-посадочные бетонированные полосы.

Основные технические характеристики.

ЛТПС имеет следующие характеристики:

• максимальная дальность применения оружия – 7000 м;

• минимальная дальность применения оружия – 3000 м;

• углы наклона линии визирования:

в вертикальной плоскости – от 0 до минус ,

в боковой плоскости ;

• максимальная угловая скорость линии визирования – 40град/c.;

• максимальная ошибка совмещения перекрестия с целью при работающем корреляторе за время цикла 30с.- не более ;

• частота излучения лазера – 10Гц;

• длина волны излучения – 1,06 мкм;

• длительность импульсов излучения по уровню 0,5 – от 30 до 150нс.;

• расходимость пучка излучения ОКГ – не более ;

• импульсная энергия излучения – от 0,14 до 0,3 Дж;

• мощность в импульсе – не более 5 МВт;

• максимальное время работы излучателя 2 мин, при этом может быть обеспечена циклическая работа с интервалом между циклами не менее 15с. с числом циклов не более 8;

• масса прицельной системы – 160кг.

Состав и работа лтпс.

В состав ЛТПС входят следующие устройства (см. плакат “Общий вид изделия 21С1”):

• оптико-квантовый генератор (изделие 27Ф1-01),

• телевизионный канал (изделие КТ-11С),

• блок визирования (блок 11С1/01),

• гиростабилизатор (блок ГС-11С),

• блок электроники (блок 11С1/02),

• коррелятор (блок 26Е1),

• блок связи (изделие 16C1-БС).

Все блоки ЛТПС кроме блока связи смонтированы на раме. Эта сборка (изделие 11С1) называется станцией подсвета (СП). СП размещается в передней или средней части фюзеляжа самолёта. Структурная схема ЛТПС изображена на рис.1. Работу ЛТПС рассмотрим, используя плакат ”Функциональная схема изделия 21С1”.

Для подсвечивания цели лазерным лучом и целеуказания (наведения ГСН ракеты на цель перед её пуском) необходимо навести на цель визирную линию ЛТПС. Управление визирной линией может осуществляться от БЦВМ, коррелятора и от кнюппеля (кнопки) механизма управления перекрестием (МУП). Сигналы управления от этих устройств ( ) поступают в блок электроники, где суммируются и преобразуются в сигналы и для управления гиростабилизатором.

С помощью гиростабилизатора задаётся направление визирной линии и осуществляется её стабилизация при угловых колебаниях самолёта вокруг центра масс.

В гиростабилизаторе вектор , направленный по оси симметрии гироплатформы, определяет положение визирной линии в пространстве. Сигналы и с блока электроники поступают на соответствующие моментные датчики (МД), создающие моменты, под действием которых гироплатформа поворачивается вокруг своих осей “y” и “z”. Сигналы и действуют пока гироплатформа не займёт требуемое положение, которое в дальнейшем стабилизируется гироскопами. Таким образом гиростабилизатор фактически выполняет роль гиропривода. Преимущество гиропривода по сравнению с другими типами приводов заключается в его практически безынерционной отработке управляющих сигналов. Углы поворота гироплатформы и с помощью следящих приводов передаются в блок визирования для поворота оптических элементов, от положения которых непосредственно зависит положение визирной линии. В блоке визирования на угол поворачивается призма, а на угол - зеркало. При вращении призмы и зеркала визирная линия поворачивается соответственно вокруг осей и связанной системы координат

Структура следящего привода приведена на рис.2. Измеритель рассогласования (ИР), определяющий разность между углом поворота гироплатформы и углом поворота визирной линии вокруг i-ой оси, построен на синусно-косинусных трансформаторах (СКТ). СКТ – датчики измерителей рассогласования установлены по осям вращения гироплатформы (СКТ-232Д, см. плакат “Функциональная схема изделия 21С1”), а СКТ-приёмники – в блоке визирования по осям вращения призмы и зеркала (СКТ-432П). С СКТ - приёмника на усилитель подаётся сигнал рассогласования , где – коэффициент пропорциональности. Вращение призмы и зеркала осуществляется двигателями типа ДПР-42-41-02.

Стабилизация заданного положения визирной линии осуществляется следующим образом: пусть самолёт летит с углом крена и в момент времени продольная ось самолёта, гироплатформа и визирная линия находятся в положении, показанном на рис.3.

В момент времени угол тангажа изменился на и стал равным  + . Гироплатформа своего положения в пространстве не изменила, а визирная линия вместе с самолётом повернулась на угол (рис.4). Так как угол поворота платформы относительно оси самолёта изменился на величину , то с измерителя рассогласования выдаётся сигнал , под действием которого следящий привод возвратит визирную линию в согласованное положение с гироплатформой.

Углы и из блока визирования передаются в блок связи для согласования направления осей ГСН ракет и бомб с линией визирования в режиме целеуказания.Наведение ГСН управляемых средств поражения на цель при целеуказании осуществляется по схеме, показанной на рис.5.

Углы поворота визирной линии и с помощью следящего привода 1 передаются в преобразователь координат. Переданные из блока визирования в преобразователь углы преобразуются в другие углы и , которые следящим приводом 2 передаются на ГСН. Необходимость преобразования углов и в углы и связана с тем, что система координат , связанная с ГСН ракеты, повёрнута относительно системы координат , связанной с самолётом, на угол вокруг оси (рис.6).

_о