ВЕРТОЛЕТНЫЙ КОМПЛЕКС СОВРЕМЕННОГО БОРТОВОГО ВООРУЖЕНИЯ
MODERN ONBOARD WEAPONS HELICOPTER SYSTEM

Предлагаемое изобретение имеет отношение к совершенствованию систем управления высокоточным оружием, и может быть использовано на штурмовых самолетах и ударных вертолетах, которые благодаря своей маневренности, мобильности и способности быстро сосредотачиваться в районах боевых операций обеспечивают эффективную огневую поддержку сухопутным войскам.
В настоящее время в ведущих странах мира проводятся работы, направленные на совершенствование оптических и оптоэлектронных координаторов, тепловизионных и радиолокационных головок самонаведения (ГСН) и устройств коррекции для систем управления тактическими ракетами. Одним из примеров таких разработок является создание комбинированной головки самонаведения с полуактивным лазерным, тепловизионным и активным радиолокационным каналами, которой намечено оснастить перспективную УР JCM, предназначенную для ударных вертолетов типа AH-64D "Апач Лонгбоу" и OH-58D [1]. Конструктивно оптоэлектронный блок приемников ГСН и радиолокационная антенна выполнены в единой следящей системе, что обеспечивает их раздельную либо совместную работу в процессе наведения. В ГСН реализован принцип комбинированного самонаведении в зависимости от типа цели (тепло- или радиоконтрастной) и условий обстановки, в соответствии с которыми автоматически выбирается оптимальный метод наведения в одном из режимов работы ГСН, а остальные используются для формирования контрастного отображения цели при расчете точки прицеливания. Ракета должна поступить взамен состоящих на вооружении ракет AGM-114 «Хеллфайр» и AGM-65 «Мейверик», ее дальность стрельбы составляет 16 км, максимальная скорость не более 300 м/с.
Похожим по выполняемым задачам является комплекс Spike-ER (Израиль), предназначенный для поражения бронированной и другой номенклатуры целей на небольших дальностях и размещаемый на ударных вертолетах АН-1 Cobra, SA 330L Puma и др. [2]. Эффективная дальность стрельбы комплекса - 8 км, максимальная скорость полета ракеты - 180 м/с, средняя - 160 м/с, время полета ракеты на 8 км - 50 с, вероятность поражения цели типа «танк» - 0,6-0,7. Комплекс принят на вооружение ВС Израиля и будет находиться на вооружении до 2020 г.
Указанный комплекс содержит обзорно-прицельную систему с теплотелевизионным прицелом, систему отображения информации (видеомониторы), вычислитель, пульт управления комплексом и пусковую установку с ракетами, которые содержат теплотелевизионную ГСН, блок электроники, рулевой привод и катушку ВОЛС.
В комплексе используются два режима управления ракетой: автономное самонаведение в случае захвата цели ГСН до пуска при стрельбе на дальности до 4-5 км и комбинированное ручное управление по ВОЛС с участием оператора (при отсутствии захвата цели ГСН до пуска) и последующее самонаведение на конечном участке при захвате цели ГСН.
Основными недостатками аналога являются:
- не обеспечивается залповая стрельба ракетами по нескольким целям на дальностях более 4-5 км из-за ручного наведения оператором ракеты по ВОЛС;
- не обеспечивается эффективная стрельба по движущимся наземным целям на больших дальностях вследствие низкой скорости и большого времени полета ракеты;
- наличие ручного наведения с участием оператора требует значительного снижения скорости ракеты, при этом возрастает вероятность поражения вертолета средствами ПВО противника.
В качестве прототипа для сравнения с заявляемым устройством выбрано устройство "Вертолетный комплекс высокоточного оружия ближнего действия", изобретение (19)RU(11) 2 351 508(13) С11 [3], содержащее: обзорно-прицельную систему (ОПС) с теплотелевизионным прицелом, приводами наведения, датчиками углов поворота, видеомонитором, автоматом сопровождения целей, лазерно-лучевой блок управления ракетой, вычислитель, датчики параметров движения вертолета, пульт управления, подъемно-поворотная пусковая установка, приводы пусковой установки, а также ракеты с приемником излучения, электроным блоком выделения координат ракеты, с рулевым приводом и стартово-маршевым двигателем, размещенные в транспортно-пусковых контейнерах, которые установлены на пусковой установке,
Как отмечается в описании изобретения, оно призвано исправить отмеченные недостатки для комплексов типа Spike-ER, благодаря пуску и управлению ракеты в прямом луче лазера с установленного на вертолете лазерно-лучевого блока, направление излучения которого формируется с помощью автомата сопровождения целей, расположенным также на носителе, а сигналы управления полетом ракеты формируются за счет закодированной информации, извлекаемой из лазерного излучения.
Именно это обстоятельство определяет следующие основные недостатки прототипа:
- использование на борту носителя активного лазера повышает вероятность обнаружения носителя;
- необходимость сохранять линию связи "носитель-ракета" через излучение лазера в течение всего времени наведения ракеты ограничивает маневренность вертолета и увеличивает время нахождения его в зоне действия активных средств ПВО противника, тем самым нарушается основной принцип "пустил и забыл", который является определяющим в системе управления современными тактическими ракетами.
В последние десятилетия реализация этого принципа нашла свое воплощение, прежде всего при внедрении пассивных теле-тепловизионных систем самонаведения, которые имеют на сегодняшний день наилучшие характеристики по пространственному разрешению, обеспечивая высокую точность попадания в цель. Первые подобные системы нашли применение в организации процесса пуска ракет в, так называемом, режиме "из-под крыла", при котором оператор непосредственно управляет линией визирования теле-тепловизионной системы ракеты, по изображению, получаемому с ее датчика. После поиска и обнаружения цели он производит захват цели бортовым автоматом автосопровождения ракеты с последующим ее пуском. Дальнейшее наведение ракеты производится за счет отработки системой наведения ракеты управляющих сигналов, получаемых из автомата автосопровождения. Однако, такой режим из-за значительной величины мгновенного поля зрения оптического блока бортовой системы автосопровождения приводит к тому, что процесс обнаружения объектов с последующим целеуказанием в режиме "из-под крыла" возможен в зоне эффективного действия объектовой ПВО. В то же время возможности обзорно прицельной системы вертолета, использующей оптико-электронную систему с лучшими характеристиками, позволяют оператору наблюдать сцену и обнаруживать потенциальные цели на значительно больших дальностях. Очевидно, что возникает необходимость создания системы, обеспечивающей целеуказание и пуск ракеты, минуя режим "из-под крыла", так как для него требуется дополнительное временя на переход оператора на наблюдение сцены через камеру ракеты для последующего целеуказания. Увеличение же времени нахождения носителя в поражаемой зоне средствами ПВО уменьшает его живучесть.
Задачей предлагаемого изобретения является устранение этого недостатка и создание вертолетного комплекс современного бортового вооружения, обеспечивающего оперативность целеуказания и высокую точность наведения тактической ракеты по стационарным и подвижным целям при соблюдении принципа "пустил и забыл" и повышения живучести носителя.
Необходимо отметить, что предлагаемое изобретение работает с изображением, полученным от любого источника видеосигнала, это может быть камера, работающая в видимом диапазоне, либо камеры среднего и дальнего инфракрасных областей спектра. Поэтому в дальнейшем описании при упоминании теплотелевизионного источника сигнала (как это указано в прототипе) следует рассматривать общий вид оптико-электронной системы, обеспечивающий получение видеосигнала от приемника излучения, работающего в видимой или инфракрасной области спектра.
На рис. 1 представлена блок-схема предлагаемого устройства, содержащая основные функциональные блоки, иллюстрирующая последовательность необходимых действий для его реализации.
Введены следующие обозначения по функциональным блокам:
1 - Обзорно-прицельная система (ОПС), в составе:
2 - теплотелевизионный прицел
3 - видеомонитор
4 - пульт управления
5 - привода
6 - датчики углов
7 - Аппаратура информационного обмена
8 - Тепловизионная головка автосопровождения, в составе:
9 - Блок формирования эталонов
10 - Гирокоординатор, в составе
11 - гиростабилизированный привод
12 - тепловизионная камера
13 - обтекатель
14 - Блок обработки сигналов, в составе:
15 - Модуль питания
16 - Устройство сопряжения
20 - Устройство сопровождения и привязки, в составе:
17 - Первый блок памяти
18 - Второй блок памяти
19 - Блок преобразования и обработки сигналов
21 - Коррелятор
22 - Вычислительное устройство
23 - Система автосопровождения
24 - Информационо-навигационная система (ИНС)
Решение данной задачи достигается тем, что в вертолетный комплекс современного бортового вооружения, включающий обзорно-прицельную систему с теплотелевизионным прицелом, привода наведения, датчики углов поворота, видеомонитор и пульт управления, отличающийся тем, что введена аппаратура информационного обмена, информационная навигационная система (ИНС), тепловизионная головка автосопровождения, содержащая блок формирования эталонов, гирокоординатор, блок обработки сигналов, содержащий устройство сопряжения, модуль питания, устройство сопровождения и привязки, включающее два блока памяти, блок преобразования и обработки сигнала, коррелятор, вычислительное устройство и систему автосопровождения, причем выход теплотелевизионного прицела соединен с входом аппаратуры информационного обмена, а выход датчиков углов поворота обзорно прицельной системы соединен с первым входом устройства сопряжения, первый выход которого соединен с входом гиростабилизированного привода, выход аппаратуры информационного обмена соединен с первым входом блока формирования эталонов, выход которого соединен со вторым входом устройства сопряжения, второй выход которого соединен с входом первого блока памяти, а третий выход соединен с первым входом второго блока памяти, а его выход соединен с первым входом блока преобразования и обработки сигнала, второй вход которого соединен с выходом первого блока памяти, первый и второй выходы блока преобразования и обработки сигнала соединены с первым и вторым входами коррелятора, выход которого соединен с входом вычислительного устройства, первый выход которого соединен с четвертым входом устройства сопряжения, а второй выход соединен с первым входом системы автосопровождения, выход которой соединен с пятым входом устройства сопряжения, выход тепловизионной камеры соединен со вторым входом системы автосопровождения и третьим входом блока преобразования и обработки сигнала, информационный выход ИНС соединен со вторым входом блока формирования эталонов, с третьим входом устройства сопряжения и вторым входом второго блока памяти. Предлагаемый комплекс работает следующим образом.
Оператор обзорно прицельной системы (1) вертолета, наблюдая сцену на экране видеомонитора (3), производит с помощью пульта управления (4) наведение оптической оси теплотелевизионного прицела (1) на цель. Воздействуя на соответствующие привода (5), оператор старается совместить положение центральной метки прицела с положением центра цели. Одновременно снятые с датчиков углов (6) визирной системы (1) значения направления оптической оси теплотелевизионного прицела через устройство сопряжения (16) тепловизионной головки автосопровождения (8) передается в гирокоординатор (10). Эти сигналы с помощью гиростабилизированного привода (11), установленного на ракете, задают угловое положение оптической оси тепловизионной камеры в направлении на цель. Такая связь позволяет отслеживать все движения теплотелевизионного прицела и формировать пеленг на цель в момент прицеливания. Следует отметить, что из-за различных инструментальных ошибок, связанных с неточностью датчиков углов (ОПС) (1) и гиростабилизированного провода (11), юстировкой прицела и оптики тепловизионной камеры (12), изгиба подвески и т.д., неточность отслеживания по углу может достигать 0,5°. Если в таких условиях произвести захват объекта системой автосопровождения по сигналам от ОПС с теми точностями которая она обеспечивает, то произойдет захват не того элемента сцены, на который указывал оператор, а с некоторым смещением. В этих условиях необходимо непосредственное наблюдение сцены через тепловизионную камеру (12) гирокоординатора (10). Такой режим, безусловно, возможен и он реализуется. Однако, из-за существенного различия оптических характеристик теплотелевизионного прицела (1) и тепловизионной камеры (12), - последняя имеет более чем в три раза шире угол поля зрения и большее мгновенное поле зрения (пространственное разрешение одного чувствительного элемента датчика камеры), - оператор сможет обнаружить малоразмерный объект и произвести захват цели на меньших (в разы) дальностях по сравнению с тем, как если бы он делал это, используя лишь теплотелевизионный прицел ОПС (1). Это приводит к ухудшению такой важной тактической характеристики, как дальности применения бортового вооружения.
Рассматриваемый комплекс позволяет разрешить эту трудность. Цифровое изображение сцены (кадр), полученное тепловизионной камерой теплотелевизионного прицела (1) в момент, когда оператор произвел прицеливание на объект, поступает в соответствии с установленным протоколом через аппаратуру информационного обмена (7) в блок формирования эталонов (9) по его первому входу. В этом блоке с учетом знания оптических характеристик теплотелевизионного прицела (1) и тепловизионной камеры (12) гирокоординатора (10): угла поля зрения, размера пикселя и формата фотоприемника, - производится преобразование операцией сжатия цифрового кадра в цифровое изображение, метрические характеристики которого будут совпадать с аналогичными характеристиками изображения тепловизионной камеры (12) гирокоординатора (10); в дальнейшем преобразованный цифровой кадр фигурирует как первое эталонное изображение. Процедура метрической корректировки изображения приведена в [4, 5]. Одновременно запоминается и выделенный фрагмент изображения вокруг точки целеуказания как исходный (несжатый) цифровой кадр (второе эталонное изображение). Полученные цифровые кадры размещаются в блоках памяти: первый блок памяти (17) (сжатое изображение - первый эталон), второй блок памяти (18) (несжатое изображение - второй эталон). После этого в устройстве сопровождения и привязки (20) запускается процесс привязки. Для проведения дальнейших действий в блоке преобразования и обработки сигнала (19) первое эталонное изображение и текущее изображение, полученное в момент прицеливания с тепловизионной камеры (12), обрабатываются региональными градиентными операторами, для представления их в виде полей яркостных аномалий. Сформированные таким образом поля используются в корреляторе (21), который реализует функцию нормированной кросс-корреляции, для поиска в текущем изображении места, наилучшим образом соответствующего первому эталону. По найденным координатам места, наилучшим образом соответствующего первому эталону, вычислительное устройство (22) производит автоматическое целеуказание и включает систему автосопровождения (23), либо за самой целью, если она хорошо идентифицируется при текущей дальности, либо, если этого не происходит из-за различия углов зрений тепловизионных камер гирокоординатора и теплотелевизионного прицела, за фрагментом сцены, в центре которого находится обнаруженная оператором цель.
Система автосопровождения устройства сопровождения и привязки построена и реализует функции изложенные в патентах [6, 7].
Как правило, положение найденной точки целеуказания в поле текущего изображения существенно может быть смещено относительно центра его поля, куда направлен вектор гирокоординатора (10). Запуск в таких условиях ракеты нежелателен, так как из-за стартовых возмущений может произойти срыв автосопровождения. Влияние стартовых возмущений минимальны, когда положение отслеживаемой цели совпадает с центром поля зрения тепловизионной камеры (12). Для того чтобы обеспечить эти условия, к сигналам, поступающим из системы автосопровождения, подмешиваются еще и дополнительные сигналы, по которым в условиях автосопровождения осуществляется автоматический плавный разворот линии визирования тепловизионной камеры на указанную оператором цель и перевод точки слежения в центральное положение поля зрения тепловизионной камеры гирокоординатора. В вычислительном устройстве (22) и устройстве сопряжения и привязки (20) отслеживается процесс перевода точки слежения в центральное положение поля зрения тепловизионной камеры гирокоординатора, и выработка этих сигналов прекращается, когда смещение обнулено. Время отработки смещения не превышает одной секунды. По завершению процесса перевода точки слежения в центральное положение поля зрения тепловизионной камеры гирокоординатора при сохранении режима автосопровождения за указанной точкой на изображении производится автоматический запуск ракеты. Подобная организация работы предлагаемого комплекса решает задачу оперативного применения вооружения с увеличенных дальностей с сохранением точности поражения, которая достигается последующей работой тепловизионной головки автосопровождения в полете ракеты следующим образом.
В процессе наведения ракеты ее бортовая навигационная система ИНС (24) вычисляет остаточную дальность до цели. При остаточной дальности до цели, когда метрические характеристики текущего изображения, получаемого с тепловизионной камеры (12) гирокоординатора совпадут с метрикой изображения от теплотелевизионного прицела, в момент произведенного целеуказания, запускается процесс привязки по второму эталону, хранящемуся во втором блоке памяти (18), аналогичный описанному выше процессу привязки по первому эталону. В процессе привязки по второму эталону производится уточнение точки целеуказания на поступающем, в данный момент, изображении из тепловизионной камеры (12) с последующим переводом автосопровождения на вновь найденную (уточненную) точку, которая была указана оператором в процессе прицеливания по изображению с теплотепловизионного прицела вертолета (2) с максимальным пространственных разрешением.
Следует заметить, что описываемая логика функционирования предлагаемого комплекса не ограничивается двумя итерациями работы с эталонами - их может быть больше. Число итераций обусловлено информационной насыщенностью ближайшей окрестности точки целеуказания. На максимальных дальностях, когда оператор обнаружил и распознал потенциальные цели с помощью прицельной системы вертолета, изображение цели может не иметь достаточной информативности для надежного автосопровождения. В этом случае, удержание области (целевая область), где оператор увидел цель, обеспечивается за счет информативности периферийных участков. В процессе полета производится анализ информативности целевой области и при ее достаточности формируется эталон меньшего размера, но улучшенной детализации. Проведение привязки этим эталоном позволяет уточнить точку целеуказания и увеличивает надежность слежения. Подобные циклы на разных дальностях позволяют перейти на отслеживание цели по присущим только ему информационным элементам и обеспечивают максимальную точность наведения в точку целеуказания.
Литература
1. "Зарубежное военное обозрение" №1, 2006 г., стр. 40-44.
2. Military Technology, 1998, №4, рр. 26-28; Compendium by Armada, Anti-Armour Weapons, 2000, pp. 1-30.
3. "Вертолетный комплекс высокоточного оружия ближнего действия", изобретение (19)RU(11) 2 351 508(13) С1 прототип
4. "Системы и средства связи, телевидения и радиовещания", №1.2, 2013 г., стр. 123-125.
5. Труды 21-й Международной научно-технической конференции "Современное телевидение и радиоэлектронника", 19-20 марта 2013 г, М, ФГУП МКБ "Электрон", стр. 77-80.
6. Патент RU 2153235 "Способ слежения за объектом и устройство для его осуществления", МПК 7 H04N 7/18, F41G 7/26, приоритет 25.01.1991, дата публикации 20.07.2000.
7. Патент RU 2460135 "Способ автоматического определения координатных смещений объекта слежения в последовательности цифровых изображений, МПК G06K 9/56, H04N 7/18, приоритет 31.03.2011, дата публикации 27.08.2012.