интегральная схема-1
.docПНЕВМОСИСТЕМА самолета используется для аварийного выпуска шасси в случае отказа гидросистемы. Рабочим телом пневмосистемы является азот высокого давления. На самолетах Су-27К, Су-35, Су-37, Су-30, Су-34 пневмосистема может быть использована для аварийного выпуска штанги системы дозаправки топливом в полете.
СИСТЕМА ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ самолета состоит из первичной системы переменного трехфазного тока с напряжением 115/200 В и частотой 400Гц и вторичной системы постоянного тока с напряжением 27 В. Основными источниками электроэнергии являются два привода-генератора переменного тока ГП-21, установленных на выносных коробках агрегатов и приводимые в действие роторами работающих двигателей. Приводы-генераторы питают током раздельные автоматически подключаемые к источникам шины и способны работать в перегрузочном режиме (до 150%) в течение 2 ч, что при отказе одного из них обеспечивает выполнение задания практически без ограничений по нагрузке электросистемы. Резервными источниками энергии переменного тока являются преобразователи. Система электроснабжения постоянного тока выполнена на трех параллельно работающих выпрямительных устройствах, питающих в нормальных режимах основные и аварийные шины, и двух аккумуляторных батареях 20НКБН-25, питающих две аварийные шины, отделенные от основных двумя парами силовых диодов. Такое построение системы электроснабжения обеспечивает двухканальную систему питания потребителей постоянного тока при пяти отказах отдельных подсистем и агрегатов.
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ включает системы продольного, поперечного и путевого управления, а также систему управления носками крыла.
Поскольку самолет Су-27 имеет запас статической устойчивости, близкий к нулевому (в зависимости от изменения центровки он может быть как положительным, так и отрицательным), при разработке системы управления учитывалось требование обеспечения нормального управления при статической неустойчивости самолета до 5%. Это определило необходимость использования в продольном канале системы дистанционного управления (СДУ-10). В поперечном и путевом каналах реализована традиционная механическая система, связывающая ручку управления (педали) с гидроусилителями, перемещающими поверхности управления. Управление самолетом осуществляется в ручном и автоматическом режимах. В автоматическом режиме управление производится по сигналам системы автоматического управления САУ-10.
Система дистанционного управления (СДУ-10) решает следующие основные задачи:
управление статически неустойчивым самолетом в продольном канале;
обеспечение требуемых характеристик устойчивости и управляемости самолета в продольном, поперечном и путевом каналах;
повышение аэродинамических характеристик самолета при маневрировании;
ограничение допустимых значений перегрузки и угла атаки;
снижение аэродинамических нагрузок на конструкцию планера самолета.
Работа системы основана на непрерывном измерении параметров полета и командных сигналов от рычагов управления, преобразовании этих сигналов в вычислителях в сигналы управления рулевыми приводами, которые, отклоняя рулевые поверхности, ббес-печивают устойчивость и заданный маневр самолета.
Система дистанционного управления имеет три режима работы: "взлет-посадка", "полет" и "жесткая связь". Режимы "взлет-посадка" и "полет" переключаются автоматически в зависимости от положения шасси. Режим "жесткая связь" является аварийным и включается летчиком.
Основным эксплуатационным режимом работы СДУ-10 является режим "полет". В этом случае электрический сигнал с датчика положения ручки управления поступает на вход множительного устройства, которое изменяет коэффициент усиления сигнала ручки в зависимости от высоты и скоростного напора (при неисправности вычислителя коэффициента усиления ручки предусмотрена возможность устанавливать его значение вручную при помощи кремальеры на пульте управления в кабине летчика). Сигнал ручки после множительного устройства поступает на вход нелинейного префильтра, который образует запаздывающее звено,
компенсирующее запаздывание сигналов обратных связей по угловой скорости и нормальной перегрузке, и ограничивает скорость нарастания сигнала для предотвращения возникновения неустойчивости самолета при выходе сервоприводов на максимальную скорость.
После нелинейного префильтра сигнал ручки поступает на входы сервоприводов, куда поступают также сигналы угловой скорости и перегрузки. Сигнал угловой скорости, формируемый на гироскопическом датчике угловой скорости, после фильтра упругих колебаний поступает на корректор передаточного числа, где осуществляется изменение передаточного числа по угловой скорости в зависимости от скоростного напора. Сигнал нормальной перегрузки, пропущенный через запаздывающее звено и корректор передаточного числа, также поступает на входы сервоприводов.
Сервоприводы, перемещая консоли стабилизатора в соответствии с перечисленными сигналами, обеспечивают требуемые характеристики устойчивости и управляемости самолета. В режиме "взлет-посадка", когда из-за малых скоростей полета влияние сигнала нормальной перегрузки незначительно, он заменяется сигналом угловой скорости, пропущенным через запаздывающее звено, а нелинейный префильтр отключается. В режиме "жесткая связь" сигнал ручки поступает непосредственно на входы сервоприводов, а сигналы угловой скорости и нормальной перегрузки отключаются. Значение коэффициента усиления при этом изменяется вручную.
Ограничитель предельных режимов (ОПР) предназначен для предотвращения выхода самолета за пределы допустимых значений углов атаки и нормальных перегрузок за счет непосредственного воздействия на ручку управления. Допустимые значения перегрузки и угла атаки, зависящие от режима полета, массы самолета и вида подвесок, формируются в специальном вычислителе и поступают на вход сервопривода ОПР. На него поступает также сигнал генератора колебаний, который вызывает тряску ручки при ее упоре в сервопривод ОПР. При необходимости в критических ситуациях летчик может "пересилить" ограничитель предельных режимов, обжимая пружину ОПР.
Система поперечного и путевого управления. Поперечное отклонение ручки управления через механическую проводку передается на рычажный смеситель и вызывает дифференциальное отклонение флаперонов. На второй вход смесителя поступает либо перемещение электромеханизма МПФ, выпускающего флапероны, как закрылки, либо перемещение электрогидравлической рулевой машины РМ-130, которому соответствует синхронное отклонение флаперонов для изменения профиля крыла в зависимости от угла атаки самолета.
Электрические сигналы датчика ручки управления поступают в вычислитель СДУ, корректируются в зависимости от угла атаки, высоты и скоростного напора и поступают на входы приводов, обеспечивая их дифференциальное отклонение. Этот же сигнал поступает на рулевой агрегат ПМ-15, который через дифференциальную качалку подключен к механической проводке, соединяющей педали с гидромеханическими приводами рулей направления.
Кроме того, на входы сервоприводов стабилизаторов поступают сигналы угловой скорости, а на рулевой агрегат ПМ-15 - сигналы угловой скорости и боковой перегрузки. Таким образом, при отклонении ручки по крену происходит дифференциальное отклонение флаперонов и стабилизаторов. Кроме того, отклоняется руль направления, чем обеспечиваегся перекрестная связь каналов крена и рыскания. Демпфирование колебаний по крену обеспечивает дифференциальное отклонение стабилизаторов по сигналам угловой скорости крена; демпфирование колебаний рыскания и статическую боковую устойчивость обеспечивают сигналы угловой скорости и перегрузки в путевом канале.
Система управления носками крыла. Носки крыла отклоняются автоматически, в зависимости от угла атаки самолета с целью адаптивного изменения профиля крыла. Закон отклонения носков формируется в вычислителе СДУ, а выработанный сигнал подается на электрогидравлический сервопривод. Выход сервопривода через механическую проводку соединяется с золотниковыми устройствами, которые регулируют расход жидкости в гидроцилиндры носков, расположенные вдоль размаха крыла.
Исполнительные механизмы системы управления. Отклонение стабилизаторов производится с помощью элсктрогидравлических приводов РПД-100. Каждый привод состоит из электрогидравлического распределителя и двухкамерного силового цилиндра. Электрогидравлический распределитель состоит из четырех рулевых машин и сдвоенного золотникового устройства. Выход каждой из четырех рулевых машин соединен со входом золотникового устройства через гидропружину. При неисправностях какой-либо рулевой машины происходит обжатие гидропружины и отключение неисправной части привода. Приводы стабилизаторов имеют очень высокие динамические характеристики даже при очень малых амплитудах входных сигналов. Эта особенность позволяет избежать возникновения автоколебаний в полете на статически неустойчивом самолете.
В канале флаперонов. носков крыла и рулей па-правления силовыми приводами являются гидравлические цилиндры, управляемые гидромеханическими золотниковыми устройствами. Рулевым агрегатом, пере-
мещающим руль направления по сигналам автоматики, является трехканальная рулевая машина, подсоединенная к механической системе через дифференциальную качалку. Рулевые агрегаты СДУ в каналах ОПР, носков крыла и флаперонов - одноканальные электрогидравлические машинки. В рулевой машинке носков крыла имеется вспомогательная резервная камера, которая устанавливает носки в крайнее выпущенное положение в случаях отказов системы, происшедших при нахождении самолета на больших углах атаки.
Электропитание СДУ производится постоянным током 27 В. При этом все виды необходимых для СДУ напряжений, включая напряжение переменного тока для питания гироскопических и индукционных датчиков, вырабатываются в блоках питания СДУ. Каждый подканал имеет свой блок питания. Каждый блок запи-тывается от двух аварийных шип через диодную развязку. Такая схема гарантирует отсутствие каких-либо перерывов питания при кратковременных перерывах напряжения на одной из шин.
Резервирование системы управления. При проектировании системы управления самолетом Су-27 были приняты следующие два основных требования для обеспечения надежности и отказобезопасности: вероятность отказа, приводящего к потере управления самолетом, должна быть не более чем 10", и система должна обеспечивать управление самолетом при любых двух последовательных отказах в ее электрической части. Исходя из этого, была реализована схема резервирования системы.
Продольный канал имеет четырехкратное резервирование. Отказ неисправного подканала выявляется при помощи сравнения значений сигнала каждого подканала со средним логическим значением сигналов всех подканалов Среднее логическое значение выбирается на специальных устройствах - кворум-элементах. Продольный канал разбит на семь участков, на концах которых установлены кворум-элементы. При неисправностях отключается только часть подканала системы, расположенная между соседними кворум-элементами. Благодаря такому разбиению схемы на контролируемые участки, критичными являются только три отказа на одном участке, что существенно уменьшает вероятность полного отказа системы.
В связи с наличием механической проводки от ручки и педалей к флаперонам и рулям направления боковые каналы СДУ имеют только трехкратное резервирование. Выявление отказов и отключение неисправных участков системы выполняется 'так же, как и в продольном канале.
СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ (САУ-10), взаимодействующая с нилотажно-навигаци-онным комплексом, системой управления вооружением и аппаратурой командного наведения, обеспечивает:
стабилизацию угловых положений самолета и высоты его полета;
приведение самолета к горизонтальному полету из любого пространственного положения;
программные набор высоты и снижение: -управление по командам наземного и воздушного пунктов наведения, а также по сигналам бортовой системы управления вооружением;
полет по маршруту, возврат на аэродром и заход па посадку по сигналам радиомаяка.
СВЕТОТЕХНИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ обеспечивает внутрикабиннос освещение, освещение взлетно-посадочной полосы и наружное сигнальное освещение. Освещение шкал приборов в кабине осуществляется светильниками, установленными над приборами; надписи на пультах и щитках освещаются лампами накаливания через светопроводы. Для освещения взлетно-посадочной полосы при посадке и рулежке самолета па стойке передней опоры шасси установлены две посадочные и одна рулежная фары. Обозначение габаритов истребителя и направления его полета производится при помощи аэронавигационных огней, установленных на законцовках консолей крыла и левом киле (левый бортовой аэронавигационный огонь имеет светофильтр красного, правый - зеленого, а хвостовой - белого цвета).
СИСТЕМА ПИТАНИЯ АНЕРОИДНО-МЕМБРАННЫХ ПРИБОРОВ предназначена для восприятия и распределения между датчиками приборов статического и полного давления во время полета. В систему входят приемники воздушного давления: основной (типа ПВД-18), смонтированный па носовом конусе по оси симметрии самолета, и два резервных (типа ПВД-7), установленных по обеим бортам ГЧФ. Основными потребителями системы являются указатели скорости, высоты, числа М, САУ, СОС, АРВ, СУВ и другое оборудование.
КИСЛОРОДНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ И СНАРЯЖЕНИЕ ЛЕТЧИКА обеспечивают создание необходимых жизненных условий летчику, сохранение его работоспособности при выполнении высотных полетов, полетов с большими перегрузками и катапультировании. Система снабжения летчика кислородом обеспечивает подачу кислородно-воздушной смеси в маску па высотах полета до 8000 м и чистого кислорода на больших высотах. Аварийная система подачи кислорода размещена в катапультном кресле. Она приводится в действие автоматически при катапультировании или вручную и .может снабжать летчика кислородом в течение 4 мин.
На самолете может использоваться комплект кислородного оборудования и снаряжения летчика ККО-15ЛП, обеспечивающий создание необходимых условий жизнедеятельности летчику при выполнении полетов на высотах до 20 км, а также после аварийного покидания самолета с высоты до 20 км и последующего приземления или приводнения (в частности, обеспечивается возможность дыхания летчика под водой в течение 3-5 минут). В состав комплекта ККО-15ЛП входят защитное снаряжение и бортовое кислородное оборудование. Защитное снаряжение включает высотный компенсирующий костюм ВКК-15К и защитный шлем ЗШ-7А с кислородной маской КМ-35. Высотный компенсирующий костюм имеет встроенную систему вентиляции, работающую от бортовой системы. При полете самолета на высотах менее 12 км вместо ВКК-15К возможно применение противоперегрузочного костюма ППК-3, что приводит к некоторому снижению переносимости пилотажных перегрузок. При полетах над морем предусматривается использование высотного морского спасательного комплекта ВМСК-4-15.
СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ, ОХЛАЖДЕНИЯ и НАДДУВА предназначены для поддержания в ручном пли автоматическом режимах заданной температуры и давления воздуха в кабине, вентиляции костюма летчика и работы противоперегрузочного устройства, обдува летчика, обдува остекления фонаря кабины, охлаждения оборудования, наддува герметичных блоков. Воздух для системы кондиционирования отбирается от седьмой ступени компрессора каждого двигателя, затем последовательно охлаждается в воздухо-воздушном радиаторе, топливо-воздушном радиаторе и турбохолодильной установке. Система наддува блоков оборудования предназначена для создания необходимого для нормальной работы давления воздуха в блоках радиолокационной станции и самолетного запросчика, высокочастотных трактах и в расширительном баке системы жидкостного охлаждения РЛС. Система жидкостного охлаждения радиолокационной станции обеспечивает надежную работу бортовой РЛС в любом режиме ее работы. В системе охлаждения по замкнутому контуру циркулирует хладагент.
СИСТЕМА АВАРИЙНОГО ПОКИДАНИЯ самолета включает в себя катапультное кресло К-36ДМ серии 2, а также пиромеханическую систему управления сбросом фонаря и катапультированием летчика. Кресло обеспечивает спасение летчика во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета, включая режимы движения самолета по аэродрому. Безопасное катапультирование гарантируется в горизонтальном полете с приборными скоростями от 0 до 1400 км/ч (числа М от 0 до 2.5) на высотах от 0 до 25 км, при маневрировании с перегрузкой от -2 до +4, на углах атаки до ╠30╟, углах скольжения до ╠20╟ и углах крена до ╠180╟, при вращении самолета относительно продольной оси с угловой скоростью до 3 с1, а также на режимах разбега и пробега при скорости не менее 75 км/ч. Минимальная высота катапультирования при пикировании самолета с углом 30╟ составляет 85 м, из положения перевернутого полета -55 м (для скорости самолета 400 км/ч в обоих случаях). Максимальная перегрузка при аварийном покидании самолета составляет 18 единиц.
Катапультирование осуществляется путем вытягивания вверх сдвоенной рукоятки управления системой катапультирования, после чего автоматически срабатывают в требуемой последовательности системы аварийного сброса откидной части фонаря, стреляющего механизма катапультного кресла и механизма ввода в действие спасательного парашюта. Защита летчика от возникающих при катапультировании перегрузок и воздействия скоростного напора воздуха обеспечивается высотным снаряжением летчика, принудительной фиксацией его в кресле, устойчивой стабилизацией кресла в процессе катапультирования, а при катапультировании на больших скоростях - дефлектором системы дополнительной защиты от воздушного потока.
Кресло К-ЗбДМ оборудуется двухступенчатым комбинированным стреляющим механизмом КСМУ-36, механизмом ввода парашюта, подвесной спасательной системой ПСУ-36 с 28-стропным парашютом, имеющим площадь купола 60 м2, системой стабилизации с двумя стабилизирующими парашютами, парашютными автоматами и полуавтоматами КПА-4М, ППК-1М-Т и ППК-У-Т. Импульс тяги порохового ракетного двигателя составляет 630 кгс"с. Для поддержания жизнедеятельности летчика и обеспечения его поиска после катапультирования на кресле установлена кислородная система, носимый аварийный запас НАЗ-7М и автоматический радиомаяк "Комар-2М" (Р-855УМ). В состав НАЗ-7М входят: спасательный надувной плот ПСН-1, продуктовый запас, лагерное снаряжение, средства сигнализации и медикаменты. Масса кресла К-ЗбДМ с кислородным оборудованием и НАЗом составляет 123 кг.
ПРИБОРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ служит для обеспечения безопасного полета и эффективного боевого применения самолета в простых и сложных метеорологических условиях, днем и ночью, на любых высотах вплоть до практического потолка. Для упрощения пилотирования самолета, облегчения условий работы летчика, а также с целью более рационального размещения оборудования, панели пультов кабины имеют панорамное расположение приборов на приборной доске, левом и правом пультах.
Основные рычаги управления - ручка управления самолетом по тангажу и крену, установленная по центру кабины между ног летчика, педали путевого управления и рычаги управления двигателями (РУД), размещенные на левом борту кабины. На ручке управления самолетом на лицевой стороне расположены кнопки управления автопилотом, приведения к горизонту (справа) и отключения режима САУ (слева); кнюппель триммирования продольного и поперечного управления (посередине), кнюппель управления маркером цели на ИЛС (слева внизу), на тыльной стороне -боевая кнопка стрельбы из пушки и пуска ракет, а также переключатель выбора типа оружия "пушка-ракеты"; под рукояткой - рычаг торможения колес шасси. На РУД имеются кнопки управления тормозным щитком, радиостанцией и тормозным парашютом, переключатель выбора групп подвесок применяемого оружия.
На подфонарной раме перед приборной доской на левом борту установлен рычаг открытия-закрытия фонаря, а на правом борту - рычаг аварийного сброса фонаря. Над приборной доской по центру расположен индикатор на фоне лобового стекла со щитком управления и дополнительным щитком кнопочных выключателей, закрывающийся крышкой, а справа - индикатор прямого видения(индикатор тактической обстановки), отображающий на экране электроннолучевой трубки информацию РЛПК и ОЭПС. Справа от ИЛС, под переплетом фонаря, закреплен магнитный компас. По бокам от щитка управления ИЛС находятся датчики нашлемной системы целеуказания, а под ним - панель индикации подвесок вооружения.
На левой части приборной доски размещены: кран шасси и пилотажно-посадочный индикатор со световой сигнализацией выпуска шасси, флаперонов и тормозного щитка; указатель угла атаки и перегрузки, указатель радиовысотомера, часы; рычаг аварийного выпуска шасси, указатели приборной скорости и барометрической высоты. В средней части приборной доски находятся: командно-пилотажный прибор (указатель крена и тангажа), навигационно-плановый прибор (указатель курса); комбинированный указатель вертикальной скорости, поворота и скольжения, указатель положения клина воздухозаборников, комбинированный четырехшкальный указатель высоты и перепада давления в кабине, запаса и подачи кислорода и комбинированный четырехшкальный указатель давлений в первой и второй гидросистемах и тормозных системах; двухстрелочный указатель частоты вращения двигателей (тахометр), два указателя температуры газов для левого и правого двигателей. В правой части приборной доски размещены: индикаторная панель топливомерной системы с ленточным указателем остатка топлива и световыми сигнализаторами выработки баков; дисплей системы встроенного контроля и предупреждения экипажа "Экран"; индикатор станции предупреждения об облучении. На боковых пультах кабины расположены щитки управления самолетными системами, двигателями, СУВ, системой навигации, радиостанциями, системой постановки помех и т.п.
На самолетах Су-35 и Су-37 применяется новое информационно-управляющее поле кабины летчика: его основу составляют два цветных многофункциональных индикатора на жидких кристаллах, модифицированный индикатор на фоне лобового стекла и многофункциональный пульт управления с жидкокристаллическим дисплеем. Число традиционных электромеханических приборов значительно сокращено, и им отводятся только дублирующие функции.
БОРТОВОЕ РАДИОЭЛЕКТРОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ.
Бортовое радиоэлектронное оборудование самолета включает:
систему управления вооружением (СУВ);
пилотажно-навигационный комплекс (ПНК);
комплекс средств связи;
аппаратуру бортового комплекса обороны;
бортовые средства контроля, сигнализации и регистрации полетных данных.
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ВООРУЖЕНИЕМ С-27 обеспечивает применение управляемых ракет "воздух-воздух" в дальнем ракетном и ближнем воздушном бою, захват и сопровождение цели из обзорных режимов РЛС и ОЛС в дальнем ракетном бою, захват и сопровождение визуально видимой цели в ближнем бою, определение госпринадлежности обнаруженной цели. Система управления вооружением включает в себя радиолокационный прицельный комплекс РЛПК-27, оптико-электронную прицельную систему ОЭПС-27, систему единой индикации СЕИ-31, систему управления оружием (СУО), запросчик системы государственного опознавания и систему объективного контроля.
Система управления вооружением сопрягаегся с другим радиоэлектронным оборудованием самолета:
пилотажно-навигационным комплексом;
бортовой частью аппаратуры наземной автоматизированной системы управления (командной
радиолинии управления);
аппаратурой системы государственного опознавания с включением в состав системы С-27 блока запросчика госопознавания;
аппаратурой межсамолетной телекодовой связи и передачи данных на землю;
аппаратурой бортового комплекса обороны самолета.
Система управления вооружением самолетов Су-35 и Су-37 включает радиолокационную систему управления (РЛСУ) и оптико-электронный прицельно-навигационный комплекс. Система управления вооружением самолета Су-34 включает в себя радиолокационный прицельный комплекс и обзорно-прицельную оптико-электронную систему (ОПОЭС).
Радиолокационный прицельный комплекс РЛПК-27. В состав РЛПК-27 входит импульсно-доплеровская радиолокационная станция Н001, обеспечивающая обнаружение и сопровождение целей в свободном пространстве и на фоне земли в передней и задней полусферах. Дальность обнаружения цели типа "истребитель" в передней полусфере - 80-100 км, в задней полусфере - 30-40 км Радиолокатор может одновременно сопровождать на проходе до 10 воздушных целей и обеспечивать перехват одной, представляющей наибольшую угрозу. Диапазон высот обнаруживаемых целей в телесном угле 120╟ - от 50-100 м до 27 км. РЛС имеет антенну диаметром 975 мм с механическим сканированием по азимуту и углу места. Работой РЛПК-27 управляет бортовой цифровой вычислитель Ц100.
Оптико-электронная прицельная система ОЭПС-27 предназначена для поиска, обнаружения и сопровождения воздушных целей по их инфракрасному излучению, определения координат линии визирования при работе летчика по визуально видимым
целям, измерения дальности и решения задач прицеливания по воздушным и наземным целям. В состав ОЭПС-27 входят оптико-локационная станция ОЛС-27, представляющая собой комбинацию теплопеленгатора и лазерного дальномера (теплопеленгатор обеспечивает обнаружение цели по тепловому излучению и ее угловое сопровождение, лазерный дальномер - измерение дальности до цели), нашлемная система целеуказания (НСЦ) "Щель-ЗУМ" и цифровой вычислитель Ц100. ОЭПС-27 выполняет те же функции, что и РЛПК-27, но только в простых метеоусловиях, и отличается большей точностью и лучшей помехозащищенностью.
Датчик ОЛС-27 размещается в сферическом обтекателе по оси самолета перед кабиной летчика. Дальность обнаружения теплопеленгатором ОЛС воздушной цели типа "истребитель" со стороны задней полусферы достигает 50 км, со стороны передней полусферы - 15 км. Поле поиска ОЛС составляет 120x75╟, поле обзора - 60x10╟, 20x5╟ или 3x3╟. Диапазон измеряемых дальностей лазерным дальномером, входящим в состав ОЛС, составляет 0.3-3.0 км при работе по воздушным целям и 0.3-5.0 км при работе по наземным целям. Точность измеряемых координат достигает: по углам - 5', по дальности -10 м. Угловая скорость автосопровождения цели следящим теплопеленгатором может превышать 25╟/с.
НСЦ позволяет производить целеуказание головкам самонаведения ракет и сканирующему устройству ОЛС-27 путем поворота головы летчика в сторону той части пространства, где ожидается нахождение цели. Нашлемная система целеуказания включает визирное устройство, закрепленное на шлеме летчика, блок оптической локации со сканерным устройством определения поворота головы летчика и блок электроники обеспечения работы сканерного устройства и определения координат линии визирования цели. С помощью аппаратуры НСЦ оптико-электронная прицельная система обеспечивает возможность визуального поиска летчиком цели в зоне ╠60╟ по азимуту и -15╟...+б0╟ по углу места, а также измерение координат линии визирования при слежении за целью со скоростью линии визирования до 20╟/с.
Система единой индикации СЕИ-31 обеспечивает отображение необходимой пилотажно-навигационной и прицельной информации на прицельно-пилотажном индикаторе на фоне лобового стекла ИЛС-31, а также вывод информации от БРЛС и ОЛС на индикатор прямого видения (ИПВ). В состав СЕИ входят также электронный блок и блок электропитания.