Средства прицеливания, средства наводки: .для оружия на транспортных средствах, например на самолетах – F41G 3/22

Изобретения относятся к области измерительной техники, в частности - к системам ориентации и навигации. Чувствительные преобразователи установлены на шлеме пилота и в кабине ЛА, связанные с вычислителем. Чувствительный преобразователь на шлеме пилота выполнен в виде жестко закрепленных в зоне его визирного устройства радиоинтерфейса и нашлемного МБИБ, содержащего наномеханические гироскопы (НМГ) с автоэлекронной эмиссией. Чувствительный преобразователь в кабине ЛА выполнен в виде расположенного в блоке индикатора его лобового стекла вычислителя, представляющего собой модуль, содержащий микроконтроллер и приемопередатчик радиоинтерфейса. Для осуществления начальной привязки системы координат микромеханического бесплатформенного инерциального блока к системе координат летательного аппарата (ЛА) определяют углы поворота координатных осей системы координат МБИБ до их совпадения с осями системы координат ЛА и фиксируют значения этих углов в памяти вычислительной машины. Вычисляют средние значения угловых скоростей, абсолютное и относительное пространственное положение шлема. Обмен данными между чувствительными преобразователями осуществляют посредством радиосигнала. Техническим результатом изобретения является повышение точности измерения, безопасности полета и удобства пилотирования. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к способу управления движением летательного аппарата. Линию визирования формируют и совмещают с объектом визирования. Измеряют системой управления отклонения летательного аппарата от линии визирования в процессе его полета. Автоматически формируют команду управления, соответствующую этому отклонению. Осуществляют автоматическую выработку и подачу на органы управления летательного аппарата сигнала соответствующего этой команде. Измеряют дальность до объекта визирования. Определяют вызванные маневрированием носителя его курсовые углы движения в горизонтальной и вертикальной плоскостях, направление и величину линейной поперечной скорости отклонения линии визирования, изменение дальности до объекта визирования и перемещают линию визирования в сторону уменьшения отклонения с угловой скоростью, уточненной с учетом масштабирующего коэффициента, линейной поперечной скорости линии визирования, начальной дальности до цели, изменения дальности до цели, при увеличении расстояния между носителем и целью, при уменьшении расстояния между носителем и целью, линейной скорости носителя, времени движения носителя от ввода, курсовых углов носителя в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Техническим результатом изобретения является уменьшение погрешности стабилизации линии визирования на 25-30% в условиях помех.

Группа изобретений относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использована, например, при запуске ракет с летательного аппарата. Прицел выполнен с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях. К датчикам подключен блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, соединенный с индикатором углового положения линии визирования прицела. Пусковая установка снабжена датчиком наличия ракеты. Устройство наведения ракеты подключено: в первом варианте к датчикам углов линии визирования прицела, во втором варианте - к датчикам углов и угловой скорости линии визирования прицела, в третьем варианте - к блоку формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела. Входы блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты подключены к блоку формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, датчику наличия ракеты пусковой установки и устройству наведения ракеты соответственно. Имеются последовательно соединенные включатель сигнала «Пуск» и блок формирования сигнала пуска ракеты, второй вход которого подключен к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты. Индикатор разрешения пуска ракеты подключен к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты. Устройство наведения ракеты может подключаться дополнительно либо к включателю сигнала «Пуск», либо к датчику наличия ракеты пусковой установки. Группа изобретений позволяет повысить точность стрельбы по близко расположенным целям. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата устройство содержит прицел с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, подключенный к датчикам блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, соединенный с индикатором углового положения линии визирования прицела, пусковую установку с датчиком наличия ракеты, устройство наведения ракеты, блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, входы которого подключены к блоку формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, датчику наличия ракеты пусковой установки и устройству наведения ракеты соответственно, последовательно соединенные включатель сигнала «Пуск» и блок формирования сигнала пуска ракеты. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата устройство содержит прицел с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, подключенный к датчикам блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, соединенный с индикатором углового положения линии визирования прицела, пусковую установку с датчиком наличия ракеты, устройство наведения ракеты, блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, входы которого подключены к блоку формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, датчику наличия ракеты пусковой установки и устройству наведения ракеты соответственно, последовательно соединенные включатель сигнала «Пуск» и блок формирования сигнала пуска ракеты. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата. Устройство включает прицел с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, подключенный к датчикам блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, соединенный с индикатором углового положения линии визирования прицела, пусковую установку с датчиком наличия ракеты, устройство наведения ракеты, подключенное, по крайней мере, к одному из датчиков угловой скорости линии визирования, блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, входы которого подключены к блоку формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, датчику наличия ракеты пусковой установки и устройству наведения ракеты соответственно, последовательно соединенные включатель сигнала «Пуск» и блок формирования сигнала пуска ракеты, второй вход которого подключен к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, и индикатор разрешения пуска ракеты, подключенный к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты. Технический результат заключается в повышении точности стрельбы. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата. Устройство включает прицел с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, подключенный к датчикам блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, соединенный с индикатором углового положения линии визирования прицела, пусковую установку с датчиком наличия ракеты, блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, входы которого подключены к блоку формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела и датчику наличия ракеты пусковой установки соответственно, последовательно соединенные включатель сигнала «Пуск» и блок формирования сигнала пуска ракеты, второй вход которого подключен к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, индикатор разрешения пуска ракеты, подключенный к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, и датчик ветра, подключенный к блоку формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты. Технический результат заключается в повышении достоверности индицируемой стрелку-оператору информации о разрешении пуска ракеты. 1 ил.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата. Устройство включает прицел с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, подключенный к датчикам блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, соединенный с индикатором углового положения линии визирования прицела, пусковую установку с датчиком наличия ракеты, устройство наведения ракеты, подключенное к датчику наличия ракеты пусковой установки, блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, входы которого подключены к блоку формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, датчику наличия ракеты пусковой установки и устройству наведения ракеты соответственно, последовательно соединенные включатель сигнала «Пуск» и блок формирования сигнала пуска ракеты, второй вход которого подключен к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, индикатор разрешения пуска ракеты, подключенный к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, и датчик крена подвижного носителя, подключенный к устройству наведения ракеты. Технический результат заключается в повышении точности стрельбы. 1 ил.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата в устройство введены пусковая установка с датчиком наличия ракеты, блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты и блок формирования сигнала пуска ракеты, причем входы блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты подключены к выходу блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела стрелка-оператора, датчику наличия ракеты пусковой установки и прицелу стрелка-оператора соответственно, входы блока формирования сигнала пуска ракеты подключены к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты и включателю сигнала "Пуск", а индикатор разрешения пуска ракеты стрелка-оператора подключен к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты. 1 ил.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата. Устройство для запуска ракеты включает прицел стрелка-оператора с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, подключенный к датчикам блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела стрелка-оператора, соединенный с индикатором углового положения линии визирования прицела стрелка-оператора, включатель сигнала «Пуск», индикатор разрешения пуска ракеты стрелка-оператора, пусковую установку с датчиком наличия ракеты, дальномер прицела стрелка-оператора, блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты и блок формирования сигнала пуска ракеты. Входы блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты подключены к выходу блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела стрелка-оператора, датчику наличия ракеты пусковой установки и дальномеру прицела стрелка-оператора соответственно. Входы блока формирования сигнала пуска ракеты подключены к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты и включателю сигнала "Пуск". Индикатор разрешения пуска ракеты стрелка-оператора подключен к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты. Технический результат заключается в повышении достоверности индицируемой стрелку-оператору информации о разрешении пуска ракеты. 1 ил.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата. Устройство включает прицел стрелка-оператора с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, подключенный к датчикам блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела стрелка-оператора, соединенный с индикатором углового положения линии визирования прицела стрелка-оператора, включатель сигнала «Пуск», индикатор разрешения пуска ракеты стрелка-оператора, пусковую установку с датчиком наличия ракеты, блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты и блок формирования сигнала пуска ракеты. При этом входы блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты подключены к выходу блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела стрелка-оператора и датчику наличия ракеты пусковой установки соответственно, входы блока формирования сигнала пуска ракеты подключены к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты и включателю сигнала "Пуск", а индикатор разрешения пуска ракеты стрелка-оператора подключен к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты. Технический результат заключается в повышении достоверности индицируемой информации о возможности пуска ракеты. 1 ил.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата устройство включает прицел стрелка-оператора с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, подключенный к датчикам блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела стрелка-оператора, соединенный с индикатором углового положения линии визирования прицела стрелка-оператора, включатель сигнала «Пуск», индикатор разрешения пуска ракеты стрелка-оператора, пусковую установку с датчиком наличия ракеты, стабилизатор прицела стрелка-оператора, блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты и блок формирования сигнала пуска ракеты. 1 ил.

Способ может быть использован для прицельной доставки грузов с произвольных криволинейных траекторий. В способе отображают линию прогнозируемых требуемых пеленгов (ЛПТП) цели, строящуюся в виде функции времени прогноза , изменяющегося от ₀=t до _k в предположении того, что летательный аппарат на этом интервале времени будет лететь с неизменным управлением U( )=const, равным управлению в данный текущий момент t, т.е. U( )=U(t), [t, _k]. Совмещают путем управления летательным аппаратом отображаемую цель с ЛПТП с последующей фиксацией цели на ЛПТП. В случае выхода цели и/или прицельной марки за пределы поля их отображения используют режим интерактивного прицеливания с отображением в зоне отображения псевдоцели и псевдоприцельной марки с исходящей из нее псевдоЛПТП. Технический результат - расширение возможностей для маневрирования при доставке грузов с криволинейных траекторий, не ограниченных полем зрения коллиматорного авиационного индикатора. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата. Сущность изобретения заключается в том, что устройство включает прицел стрелка-оператора с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, подключенный к датчикам блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела стрелка-оператора, соединенный с индикатором углового положения линии визирования прицела стрелка-оператора, включатель сигнала «Пуск», индикатор разрешения пуска ракеты стрелка-оператора, пусковую установку с датчиком наличия ракеты, обзорную систему прицела стрелка-оператора, блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты и блок формирования сигнала пуска ракеты, причем входы блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты подключены к выходу блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела стрелка-оператора, датчику наличия ракеты пусковой установки и обзорной системе прицела стрелка-оператора соответственно, входы блока формирования сигнала пуска ракеты подключены к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты и включателю сигнала «Пуск», а индикатор разрешения пуска ракеты стрелка-оператора подключен к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты. Технический результат - повышение эффективности комплекса управляемого ракетного вооружения, установленного на подвижном носителе. 1 ил.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата. Сущность изобретения заключается в том, что устройство включает прицел стрелка-оператора с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, подключенный к датчикам блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела стрелка-оператора, соединенный с индикатором углового положения линии визирования прицела стрелка-оператора, включатель сигнала «Пуск», индикатор разрешения пуска ракеты стрелка-оператора, пусковую установку с датчиком наличия ракеты, датчик крена подвижного носителя, блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты и блок формирования сигнала пуска ракеты, причем входы блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты подключены к выходу блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела стрелка-оператора, датчику наличия ракеты пусковой установки и датчику крена подвижного носителя соответственно, входы блока формирования сигнала пуска ракеты подключены к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты и включателю сигнала «Пуск», а индикатор разрешения пуска ракеты стрелка-оператора подключен к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты. Технический результат - повышение эффективности комплекса управляемого ракетного вооружения, установленного на подвижном носителе. 1 ил.

Изобретение относится к области размещения ракетного вооружения на подвижных носителях и может быть использовано, например, при запуске ракет с летательного аппарата. Сущность изобретения заключается в том, что устройство включает прицел стрелка-оператора с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, подключенный к датчикам блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела стрелка-оператора, соединенный с индикатором углового положения линии визирования прицела стрелка-оператора, включатель сигнала «Пуск», индикатор разрешения пуска ракеты стрелка-оператора, пусковую установку с датчиком наличия ракеты, устройство наведения ракеты, блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты и блок формирования сигнала пуска ракеты, причем входы блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты подключены к выходу блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела стрелка-оператора, датчику наличия ракеты пусковой установки и выходу устройства наведения ракеты соответственно, входы блока формирования сигнала пуска ракеты подключены к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты и включателю сигнала "Пуск", а индикатор разрешения пуска ракеты стрелка-оператора подключен к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты. Технический результат - повышение эффективности комплекса управляемого ракетного вооружения, установленного на подвижном носителе. 1 ил.

Изобретение относится к технике акустических нашлемных систем позиционирования и может быть применено в устройствах, где используются данные о трех координатах положения и трех углах ориентации головы оператора, преимущественно в нашлемных системах целеуказания и индикации летательных аппаратов, в системе управления прожектором вертолета, в авиа- и автотренажерах, в системах виртуальной реальности. Сущность: система содержит не менее трех ультразвуковых излучателей, размещенных в кабине над шлемом оператора, четыре нашлемных ультразвуковых приемника, не менее одного ультразвукового приемника корректирующего канала, размещенного в непосредственной близости от шлема четыре усилителя сигналов нашлемных приемников, четыре измерителя времени задержки сигналов нашлемных приемников, усилитель сигналов корректирующего канала и измеритель времени задержки сигналов корректирующего канала, мультиплексор, формирователь сигналов, синхронизатор, бортовой вычислитель. Технический результат: увеличение темпа выдачи координат шлема и повышение помехоустойчивости к переотраженным сигналам предыдущего периода. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Способ включает совмещение стабилизированной линии визирования с целью, запуск управляемой ракеты и ее захват системой наведения, измерение системой наведения отклонений по высоте и направлению управляемой ракеты от линии визирования, передачу на ракету команд управления, соответствующих этим отклонениям, подачу на органы управления ракетой сигналов, соответствующих этим командам. Стабилизированную линию визирования юстируют с оптической осью координатора управляемой ракеты, измеряют вызванные маневрированием носителя углы крена измерительных осей поля зрения координатора, формируют команду управления по высоте как сумму произведений отклонения управляемой ракеты по высоте на косинус угла крена и отклонения управляемой ракеты по курсу на синус угла крена. Команду управления по направлению формируют как разность произведений отклонения управляемой ракеты по направлению на косинус угла крена и отклонения управляемой ракеты по высоте на синус угла крена. На время захвата управляемой ракеты периодически уменьшают яркость прицельной марки стабилизированной линии прицеливания до 60% от первоначального уровня и исключают из команд управления составляющие, частота которых превышает 1,5 Гц. Технический результат - повышение эффективности наведения путем повышения помехоустойчивости визуального канала, точности наведения управляемой ракеты и введения дополнительной информации о параметрах процесса наведения управляемой ракеты в цель.

Способ включает формирование стабилизированной линии прицеливания и совмещение ее с целью, запуск управляемой ракеты и ее захват системой наведения, измерение отклонений ракеты от линии прицеливания, формирование и передачу на ракету команд управления. При наличии нескольких целей совмещение стабилизированной линии прицеливания производят последовательно с каждой из них. Определяют и запоминают их дальности и угловые координаты. После пуска управляемой ракеты в направлении первой (по дальности) цели и ее захвата измеряют время ее движения на траектории полета, определяют и подают в поле зрения прицела информацию о попадании ракеты в цель или ее промахе. В случае промаха по первой по дальности (ближней) цели и выполнении условий, указанных в формуле изобретения, переводят линию прицеливания на вторую по дальности. В случае промаха по ней - на последующие цели с подачей информации в поле зрения прицела о промахе. После чего и в случае попадания, и в случае потери захвата возвращают линию прицеливания в исходное положение. Технический результат - повышение эффективности наведения ракеты путем ее перенацеливания на другую цель, повышения помехоустойчивости визуального канала, точности наведения и введения дополнительной информации о параметрах процесса наведения.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может быть использовано предприятиями авиационной и оборонной промышленности, ведущими разработку систем управления вооружением «СУВ». Технический результат - повышение эффективности боевых действий группировки истребителей. Для достижения данного результата система содержит: многофункциональную бортовую радиолокационную станцию; оптико-электронную визирную систему; бортовой комплект аппаратуры наведения; бортовой комплект навигационного оборудования с датчиками полетной информации; вычислительную систему; комплект индикаторов прицельной, навигационной и пилотажной информации; индикатор тактической обстановки; бортовой комплект аппаратуры радиотелеметрической связи, включающий приемо-передающее устройство, программное устройство перестройки частоты приемо-передающего устройства, шифратор, дешифратор радиосигналов, пульт управления с двумя галетными переключателями, преобразователи сигналов в цифровую форму, пульт целераспределения (целеуказания) с кнопками ввода и отмены заданий с цифроаналоговым преобразователем, авиационный терминал автоматизированной системы объединенной связи, навигации и обмена данными. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

Способ включает совмещение стабилизированной линии прицеливания с целью, измерение отклонений управляемой ракеты от линии прицеливания, передачу на ракету команд управления, соответствующих этим отклонениям, подачу на органы управления ракетой сигналов, соответствующих этим командам. Формируют и юстируют с линией прицеливания информационную область управления ракетой и устанавливают ее начальные угловую расходимость ₀ относительно ее продольной оси и начальный угол возвышения ₀ относительно линии прицеливания в соответствии с выражениями, приведенными в формуле изобретения. Измеряют после захвата ракеты время ее движения, вызванные маневрированием носителя его скорость, время движения, курсовые углы движения относительно цели в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Изменяют угловую расходимость и угол возвышения информационной области управления ракетой в соответствии с выражениями, приведенными в формуле изобретения, и при потере захвата управляемой ракеты восстанавливают начальные угловую расходимость ₀ и угол возвышения ₀. Технический результат - повышение эффективности наведения управляемой ракеты путем повышения помехоустойчивости визуального канала, точности наведения управляемой ракеты и введения дополнительной информации о параметрах процесса наведения управляемой ракеты в цель.

Способ включает совмещение с целью двух линий прицеливания с острым углом между ними, захват управляемой ракеты, измерение отклонений управляемой ракеты от обеих линий прицеливания, передачу на ракету команд управления, соответствующих этим отклонениям, подачу на органы управления ракетой сигнала, соответствующего сумме обеих команд управления, и периодическое изменение яркости прицельных марок линий прицеливания. Предварительно определяют запасы устойчивости каждой системы наведения по фазе и значение меньшего из них, формируют и юстируют с каждой линией прицеливания информационные области управления ракетой. Измеряют относительно плоскости стрельбы утлы крена каждой из них и относительный угол крена между ними, сравнивают значения меньшего запаса устойчивости по фазе и относительного угла крена между информационными областями управления ракетой, изменяют цвет прицельных марок, если значение относительного угла крена между информационными областями управления ракетой превышает меньшее значение запаса устойчивости одной из систем наведения. Производят периодическое изменение яркости прицельной марки каждой линии прицеливания при наличии захвата ракеты соответствующей системой наведения, определяют наличие и продолжительность совместного захвата ракеты одновременно в обеих системах наведения и удваивают на это время частоту изменения яркости обеих прицельных марок. Технический результат - повышение эффективности наведения управляемых ракет, защищенности систем наведения и стреляющих объектов.

Способ включает формирование независимой стабилизированной линии прицеливания и совмещение ее с целью, отклонение ствола орудия от линии прицеливания на углы прицеливания и бокового упреждения, производство выстрела, захват управляемой ракеты системой наведения, измерение отклонений ракеты от линии прицеливания, формирование и передачу на нее команд управления, соответствующих этим отклонениям, выработку и подачу на органы управления ракетой сигналов, соответствующих этим командам. При наличии нескольких целей измеряют, запоминают и вводят в поле зрения их координаты. В случае промаха по первой по дальности (ближней) цели и выполнении условий _1,2<{[(Д₂-Д₁)/V _p]-t_п} _нг, _2,1<{[(Д₂-Д₁)/V _p]-t_п} _нв, где Д₁ - дальность до первой (ближней) по дальности цели; Д₂ - дальность до второй по дальности цели; V_p - маршевая скорость управляемой ракеты; t_п - потери времени, определяемые инерционностью системы наведения и оператора; _нг, _нв - рациональные угловые скорости наведения управляемой ракеты соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях; _2,1, _2,1 - угловые рассогласования между второй и первой линиями целей в горизонтальной и вертикальной плоскостях; производят перемещение линии прицеливания с первой на вторую цель, а затем при промахах и на последующие по дальности цели до попадания или окончания цикла управления. Технический результат - повышение эффективности управления стрельбой управляемой ракетой.

Переходник к дулу пушки для угломера относится к средствам наземного обслуживания летательных аппаратов. Технический результат - обеспечение высокого качества прицела дула пушки к мишени с помощью предлагаемого устройства. Переходник к дулу пушки для угломера содержит трубу, и он снабжен конусом, на одном конце которого выполнена наружная коническая поверхность, составляющая угол , и наружная резьба, труба выполнена на одном конце с упругими лепестками с внутренней конической поверхностью угла , на другом конце трубы выполнена внутренняя резьба, при этом угол внутренней конической поверхности упругих лепестков больше угла наружной конической поверхности конуса. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к измерительным комплексам и системам летательных аппаратов. Система содержит блок средств обнаружения и сопровождения, блок индикации и баллистический вычислитель. Первый выход блока средств обнаружения и сопровождения подключен к третьему входу баллистического вычислителя. Выход баллистического вычислителя подключен к первому входу блока индикации. Второй выход блока средств обнаружения и сопровождения подключен ко второму входу блока индикации, визуально связанному с экипажем. Система снабжена блоком отбраковки аномальных результатов измерений скорости ветра, блоком вычисления средней скорости ветра и блоком вычисления средней плотности воздуха. Выход блока отбраковки аномальных результатов измерений скорости ветра соединен с входом блока вычисления средней скорости ветра, а его выход и выход блока вычисления средней плотности воздуха соединены с соответствующими входами баллистического вычислителя. Обеспечивает снижение погрешностей в прицеливании и повышение эффективности применения авиационных средств поражения. 1 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для использования при реализации бортового комплекса навигации, управления и наведения многофункциональных маневренных летательных аппаратов (ЛА). В состав комплекса входят взаимосоединенные посредством магистралей информационного обмена две инерциальные навигационные системы (ИНС), радиосистема ближней навигации (РСБН), доплеровский измеритель скорости и сноса (ДИСС), спутниковая навигационная система, радиовысотомер, бесплатформенная курсовертикаль, оптико-локационная система (ОЛС), система определения взаимных координат ЛА в группе, система управления оружием, устройства управления и ввода информации (УВИ), система отображения информации (СОИ), интегрированная вычислительная среда комплекса. В составе последней содержатся бортовая графическая станция (БГС) и две идентичные цифровые вычислительные системы (ЦВС), каждая из которых содержит цифровую вычислительную машину управления, цифровую вычислительную машину навигации, цифровую вычислительную машину прицеливания. В состав СОИ введены дополнительные полностью взаимозаменяемые многофункциональные индикаторы, основные устройства ввода информации и управления в составе УВИ продублированы для каждого члена экипажа. Между ОЛС и СОИ введена дополнительная телекодовая связь. Дополнительные навигационные каналы построены на основе РСБН, ДИСС и корреляционно-экстремальной навигационной системы. В БГС осуществляется формирование цветной карты местности для индикации экипажу. В состав ЦВС также введены блоки, осуществляющие формирование параметров для подготовки и наведения на цель средств поражения. Расширенные функциональные возможности комплекса повышают эффективность применения многофункциональных ЛА. 4 ил.

Изобретение относится к способам наведения управляемых ракет. Способ включает формирование двух линий прицеливания и совмещение их с целью, измерение отклонения управляемой ракеты от них в процессе ее полета, формирование и передачу на ракету команд, подачу на органы управления ракетой сигналов, соответствующих этим командам, выработку сигналов на органы управления ракетой в соответствии с суммой первой и второй команд управления. Вторую линию прицеливания формируют под острым углом к первой, измеряют угловые скорости перемещения линий прицеливания, формируют поправки на них, определяют большую из них по модулю и суммируют ее с сигналом, подаваемым на органы управления ракетой. Дополнительно измеряют направление и величину линейных поперечных скоростей перемещения каждой линии прицеливания, начальные дальности до цели вдоль каждой из них и их изменение от момента ввода до достижения управляемой ракетой цели. Определяют текущие дальности до цели и корректируют значение угловых скоростей перемещения линий прицеливания путем ввода поправок, определенных с учетом значений линейных поперечных скоростей перемещения. Обеспечивается уменьшение погрешности стабилизации линии прицеливания и повышение эффективности стрельбы в условиях действия помех. 1 ил.

Изобретение относится к измерительным комплексам летательных аппаратов (ЛА) - самолетов и вертолетов. В состав предложенной системы, кроме базовой навигационной системы, обзорно-прицельных средств и блоков расчета и хранения параметров оперативных целей, входят также высокоточные корректирующие навигационные средства и блоки формирования измерений, сглаживающих фильтров, расчета корректирующих поправок, коррекции параметров оперативных целей и хранения уточненных параметров оперативных целей. Первичное определение координат оперативных целей осуществляется посредством обработки информации о положении ЛА, поступающей от базовой навигационной системы, и об относительных координатах цели, поступающей от обзорно-прицельных средств. Полученные грубые значения координат оперативных целей, а также точно измеренные значения их относительных координат и момент измерений запоминаются. При наступлении благоприятных условий для нормального функционирования высокоточных навигационных измерителей из состава блока корректирующих средств комплексной системы осуществляются формирование невязок между данными, получаемыми от этих измерителей и от базовой навигационной системы, а также последующая обработка этих невязок с целью определения величин погрешностей базовой системы, существовавших в момент измерения параметров оперативных целей. С использованием оценок указанных погрешностей и записанных параметров ЛА и цели формируются новые, более точные, значения координат целей. Изобретение обеспечивает эффективное автоматическое уточнение записанных координат обнаруженных оперативных целей, что повышает качество решения различных специальных задач боевого применения ЛА, использующих информацию об этих целях. 1 ил.

Изобретение относится к прицельным системам и может быть использовано в прицельных устройствах самолетов-перехватчиков, ведущих атаку воздушных целей в условиях ближнего воздушного боя. Технический результат - уменьшение времени прицеливания. Самолетный прицел содержит бортовую радиолокационную станцию, включающую зеркальную антенну с блоком управления антенной, снабженную датчиками углов поворота и угловых скоростей зеркала по осям азимута, наклона и крена, процессор обработки сигналов, вход которого соединен с выходом приемного устройства, а также индикатор и блок связи с ракетами. Прицел снабжен переключателем смещения зоны обзора и процессором управления прицеливанием, первый вход которого соединен с переключателем режимов атаки, второй вход - с переключателем смещения зоны обзора, третий вход - с датчиками углов поворота и угловых скоростей зеркала антенны, четвертый вход - с информационным выходом блока связи с ракетами, пятый вход - с датчиками высоты и крена самолета, выходы процессора управления прицеливанием соответственно подключены: первый - ко входу индикатора, второй - ко входу блока связи с ракетами, третий - ко входу блока управления антенной, а четвертый - к управляющему входу синхронизатора, при этом процессоры связаны между собой линией связи. 2 ил.

Изобретение относится к авиации и предназначено для автоматического решения задачи прицеливания по наземным и воздушным, программным и оперативным целям. В состав прицельной системы входят блок средств обнаружения и сопровождения целей, баллистический вычислитель, база данных целей, блок формирования прицельных параметров и блок формирования заданных параметров движения ЛА. Блок средств обнаружения и сопровождения обнаруживает оперативную цель, осуществляет ее сопровождение и определяет текущие значения относительных координат цели. Для программной цели текущие значения относительных координат рассчитываются в базе данных целей по запрограммированным параметрам цели и поступающим от внешней бортовой информационной системы текущим значениям параметров движения ЛА. Определенные таким образом текущие значения относительных координат целей поступают в блок формирования прицельных параметров, в который также поступают рассчитанные в баллистическом вычислителе значения угловых поправок. Рассчитанные прицельные параметры поступают в блок формирования заданных параметров движения ЛА, в который также поступают измеренные внешней бортовой информационной системой значения текущих параметров движения ЛА. Блок формирования заданных параметров движения ЛА по этой информации рассчитывает требуемые значения параметров движения ЛА, которые затем поступают в комплексную систему управления ЛА. Тем самым осуществляется автоматическое приведение ЛА в положение, требуемое для точного поражения цели. Изобретение обеспечивает простое и эффективное автоматическое определение параметров движения ЛА при прицеливании. При этом задача прицеливания решается полностью автоматически и качество ее решения не зависит от человеческого фактора. 1 ил.