Системы наведения для самодвижущихся снарядов – F41G 7/00

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управлению ракетой с лазерной полуактивной головкой самонаведения, захватывающей подсвеченную цель на конечном участке траектории. Изобретение предназначено для управления огнем минометов и ствольной артиллерии при стрельбе управляемыми боеприпасами, в том числе управляемыми ракетами. Дополнительно определяют угол места цели относительно целеуказателя и устанавливают единое компьютерное время в ракете. После пуска ракеты последовательно осуществляют топопривязку к местности летящей ракеты с помощью аппаратуры спутниковой навигации, обнаружение второй, более приоритетной, цели, измерение целеуказателем азимута, угла места и дальности до второй цели, топографическую привязку второй цели к местности в пульте разведчика, передачу координат второй цели из пульта разведчика в пульт управления огневой позиции по цифровой радиосвязи, расчет установок стрельбы ракеты по второй цели и передачу их на ракету по цифровой радиосвязи, разворот и наведение ракеты на вторую цель, а также передачу в пульт управления огневой позиции с ракеты сообщения о работе по второй цели. Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности перенацеливания ракеты во время полета при стрельбе на дальность более 50 км по движущейся цели или второй, более приоритетной, цели. 1 ил.

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР. В способе управления ракетой формируют управляющий сигнал автоколебательным приводом аэродинамических рулей с обратной связью и вибрационной линеаризацией и соответствующее отклонение приводом аэродинамических рулей. При этом до пуска ракеты задают фиксированный момент времени, от момента пуска ракеты до фиксированного момента времени сигнал управления приводом формируют в виде релейного двухпозиционного сигнала с модуляцией импульсов по ширине и при этом организуют работу привода в релейном режиме с отключением его обратной связи и вибрационной линеаризации. Система управления ракетой содержит аппаратуру управления ракетой (1), содержащую последовательно соединенные устройство измерения рассогласования ракеты (2) с заданной линией наведения и устройство формирования сигналов управления (3), привод аэродинамических рулей (4), содержащий суммирующий усилитель (5), усилитель мощности (6), релейный элемент (7), рулевую машинку (8) и датчик отклонения рулей (13), а также генератор линеаризующих колебаний (14). В систему управления дополнительно введены первый и второй ключ (11, 12), источник временного сигнала (9) и логическое устройство (10). Достигается повышение точности наведения ракет с аэродинамическими рулями. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области радиолокации, к системам автосопровождения объекта визирования (ОВ), к системам самонаведения подвижных носитетелей (ПН), особенно разового действия, и может быть применено в первичных радиолокационных системах, т.е. в системах, использующих принцип отражения радиоволн, а также в аналогичных системах, в которых длины и тип волн несущественны, и, кроме того, в комплексированных радиолокационных бортовых системах самонаведения (БССН) высокого уровня интеграции, содержащих радиолокационную и инерциальную системы автосопровождения, в составе которых имеется устройство с изменяющейся ориентацией направления зеркала антенны, основанные на использовании первичной информации гироинерциальных датчиков пространственного движения ПН интегрированных радиолокационных (РЛ) БССН, установленных на нем соответствующим образом. Техническим результатом изобретения является обеспечение высокого разрешения БССН в режиме реального времени при поиске ОВ, высокой точности пеленгования облучаемого ОВ и определения координат положения облучаемого ОВ относительно ПН, высокой помехозащищенности сигналов компенсации фазовых искажений принимаемых сигналов, обусловленных траекторными нестабильностями (ТН) и упругими колебаниями корпуса (УКК) ПН БССН. Предложены способ и система формирования сигнала пеленгования сигнала компенсации фазовых искажений принимаемых сигналов, отраженных от облучаемого ОВ, с одновременным его инерциальным пеленгованием и инерциальным автосопровождением для его осуществления, состоящая из узкополосного контура 1 инерциального автосопровождения заданного ОВ и широкополосного контура 2 гиростабилизации и управления направлением вектора визирования. При этом система содержит инерциальный дискриминатор 3 сигналов пеленгования заданного ОВ, который включает в свой состав цифровое вычислительное устройство (ЦВУ) 4 и интегрированное устройство (ИАУ). 2 н.п. ф-лы, 9 ил.

Предложен способ наведения летательных аппаратов (ЛА) на наземные объекты. В способе управление наведением на наземные объекты осуществляется одновременно в наклонной плоскости, положение которой определяется направлением земной скорости ЛА, и в вертикальной плоскости, исходя из условия обеспечения и стабилизации требуемого разрешения радиолокационных изображений наземных объектов, с использованием метода пропорционального наведения со смещением угловых скоростей линии визирования наземного объекта в обеих плоскостях управления ЛА. Значения смещений формируются так, что направление вектора скорости ЛА в вертикальной плоскости в каждый момент времени совпадет с направлением на точку пересечения перпендикуляра к проекции линии визирования наземного объекта на горизонтальную плоскость, совпадающую с земной поверхностью, проходящего через наземный объект и принадлежащего этой горизонтальной плоскости, с вертикальной плоскостью, которой принадлежит вектор скорости летательного аппарата. Техническим результатом является повышение точности наведения летательных аппаратов на наземные объекты. 10 ил.

Изобретение относится к системам автономной навигации летательных аппаратов (ЛА), в частности к системам навигации ЛА, включающим в свой состав бортовые радиолокационные средства, обеспечивающие приведение ЛА к наземным объектам (НО). При приведении ЛА к НО измеряют значения угла визирования НО в горизонтальной плоскости (ГП) относительно направления путевой скорости ЛА, угловую скорость линии визирования НО в ГП, значения дальности от ЛА до НО, скорости полета ЛА и его ускорения в ГП. Также измеряют текущее значение угла отклонения линии визирования НО от направления вектора скорости ЛА, текущее значение угла визирования НО в ВП, текущее значение угла наклона вектора скорости ЛА в ВП, текущее значение угловой скорости линии визирования НО в ВП, текущее значение ускорения ЛА в ВП. Рассчитывают значение текущего угла отклонения проекции линии визирования НО на ГП от проекции направления вектора скорости ЛА на эту же плоскость. С использованием полученных результатов осуществляют управление полетом ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях таким образом, чтобы обеспечивалась стабилизация линейного азимутального разрешения радиолокационного изображения НО, формируемого БРЛС с САР, стабилизация разрешения указанного радиолокационного изображения по горизонтальной дальности, а направление вектора скорости ЛА в ВП в каждый момент времени совпадало с направлением на точку пересечения перпендикуляра к горизонтальной проекции линии визирования НО, проходящего через этот объект и принадлежащего ГП, с вертикальной плоскостью, которой принадлежит вектор скорости ЛА. Затем оценивают величину отклонений (невязок) текущих измеренных значений углов, а также текущего угла наклона линии визирования НО от требуемых значений и формируют сигналы траекторного управления ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях, обеспечивающие устранение этих отклонений. Достигается получение высокой точности приведения ЛА к заданным НО с использованием БРЛС с САР. 11 ил.

Изобретение относится к системам наведения ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР. Способ стрельбы ракетой, управляемой по лучу лазера, включает измерение дальности до цели и ввод измеренного значения в наземную систему управления, установку начального превышения Y₀ оси луча относительно линии визирования цели, запуск управляемой ракеты, подъем оси луча до максимального превышения Y_max относительно линии визирования цели, полет ракеты на максимальном превышении до момента времени, установленного в наземной системе управления в соответствии с измеренной дальностью до цели, и совмещение оси луча с линией визирования цели. При этом осуществляют последовательное изменение превышения: в течение времени от момента запуска ракеты до момента , где _cp - частота среза системы управления ракетой, рад/с, начальное превышение Y₀ сохраняют неизменным, причем его значение устанавливают по зависимости , где - минимальное возможное значение вертикального отклонения ракеты от линии визирования на этом участке полета, м; R _л - радиус луча, м, а в течение времени от момента t ₁ до момента , где V_п - максимально допустимая скорость подъема луча, м/с, превышение увеличивают до значения Y_max . Технический результат заключается в повышении точности стрельбы ракетой. 2 ил.

Изобретение относится к средствам управления самонаводящимся по радиоизлучению оружием (СНО) и их бортовой радиоэлектронной аппаратуре. Устройство определения направления и величины скачков пеленга содержит последовательно соединенные антенну (А), приемно-пеленгационное устройство (ППУ) и устройство управления (УУ), а также устройство задержки (УЗ), вычитающее устройство (ВУ), интегрирующее устройство (ИУ), два пороговых устройства (ПУ) и два индикатора скачка пеленга (ИСП), причем первый выход УУ подключен к второму входу ППУ, третий выход которого соединен с третьим входом УУ, пятый и четвертый входы которого подключены к выходам первого и второго ИСП соответственно, входы которых соединены с выходами первого и второго ПУ соответственно, входы которых, а также шестой вход УУ подключены к выходу ИУ, вход которого соединен с выходом ВУ, первый и второй входы которого подключены к выходу УЗ и второму выходу ППУ соответственно, при этом вход УЗ соединен с вторым выходом ППУ, причем первый вход УУ является входом устройства, на который поступают данные целеуказания с носителя СНО, а второй выход УУ - выходом устройства, с которого снимаются сигналы управления. Технический результат изобретения - повышение вероятности определения направления и величины скачков пеленга в момент разрешения групповой цели. 5 ил.

Изобретение относится к области оптико-электронных систем авиационного приборостроения и может быть использовано в системах наведения беспилотного летательного аппарата (БЛА) на наземные цели. Технический результат - повышение точности доставки БЛА к цели. Для этого дополнительно производят сравнение в вычислителе БЛА текущей оценки цифровой карты поля высот местности района цели с подготовленной заранее и введенной в вычислитель БЛА эталонной цифровой картой поля высот местности (ЭЦКПВМ) района цели, на которой задано положение, по меньшей мере, одной эталонной точки прицеливания. Затем определяют величину пространственного и углового смещения текущей оценки цифровой карты поля высот местности относительно ЭЦКПВМ района цели, а также точки прицеливания относительно эталонной точки прицеливания. При этом формируют управляющие воздействия для коррекции траектории БЛА и положения точки прицеливания на основе информации, получаемой с помощью оптико-электронной системы БЛА. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к системе определения размотанной/оставшейся длины оптического волокна в катушке и может быть использовано на подводном боевом средстве. Волокно служит носителем для передачи данных между боевым средством и подводным аппаратом, с которого запускают боевое средство. Согласно изобретению система содержит средства измерения световой мощности, распространяющейся в обратном направлении по волокну. Средства анализа сигнала мощности обеспечивают обнаружение скачка обратно распространяющейся световой мощности, соответствующего месту схождения волокна с катушки, определяемому средствами локализации вдоль волокна. Средства определения на основании локализации и длины волокна обеспечивают определение первоначально намотанной на катушку и размотанной/оставшейся длины волокна на катушке. Технический результат - непрерывная передача информации о скорости и пройденном расстоянии боевого средства. 11 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в системах наведения управляемых ракет. Технический результат - повышение точности наведения ракеты за счет устранения фазовой связи ее каналов управления. Для этого сигналы рассогласования между командами управления ракетой в каналах курса и тангажа и соответствующими демодулированными сигналами, пропорциональными углам отклонения рулей, в каждом канале управления усиливают, интегрируют, ограничивают по уровню и полученными сигналами осуществляют амплитудную модуляцию сигналов несущей частоты при формировании сигналов управления рулевыми приводами, а также измеряют угловые скорости движения ракеты относительно ее поперечных осей в соответствующих плоскостях, формируют в каналах курса и тангажа корректирующие сигналы, пропорциональные угловым скоростям движения ракеты относительно ее поперечных осей, и организуют по этим сигналам цепи отрицательной обратной связи, охватывающие в каждом канале управления динамические звенья, предназначенные для формирования сигналов управления ракетой соответственно в каналах курса и тангажа. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к тренажерной технике и предназначено для обучения отработке навыков применения зенитно-ракетных комплексов и противотанковых управляемых ракет. Блок обработки видеоизображений первой группой входов-выходов соединен с первой группой входов-выходов пульта оператора, а второй группой входов-выходов и группой входов подключен соответственно к первой группе входов-выходов и к группе выходов исполнительного блока. Последний содержит мини-ЭВМ, предназначенную для генерирования имитационного видеоизображения, видеопреобразователь, предназначенный для передачи сгенерированного мини-ЭВМ изображения в блок обработки видеоизображений, два микроконтроллера, предназначенные для информационного обмена с блоками боевой машины (БМ), блок разовых команд, предназначенный для приема и преобразования управляющих команд от пульта оператора, стабилизированный блок электропитания, предназначенный для энергообеспечения мини-ЭВМ и систем исполнительного блока, и порт карты флеш-памяти, предназначенный для подключения к мини-ЭВМ внешних устройств, своими второй группой входов-выходов и группой входов соединенный соответственно со второй группой входов-выходов и с группой выходов пульта оператора БМ, группа входов которого является также первой группой входов тренажера. Техническим результатом изобретения является развитие навыков применения средств поражения в условиях, приближенных к реальным. 1 з.п. ф-лы, 2 ил., 2 прилож.

Изобретение относится к вооружению и может быть использовано в системах управления самонаводящимся по радиоизлучению оружием (СНО). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого устройство обнаружения содержит последовательно соединенные антенну (А), приемно-пеленгационное устройство (ППУ) и устройство управления (УУ), а также второе ППУ, устройство совпадения (УС), устройство индикации одиночной цели (УИОЦ) и устройство индикации групповой цели (УИГЦ). Причем первый вход второго ППУ подключен к выходу А, а второй выход соединен с третьим входом УС, второй вход которого соединен со вторым выходом ППУ, второй вход которого соединен с первым выходом УУ, третий выход которого подключен к первому входу УС, первый и второй выходы которого соединены с входами УИОЦ и УИГЦ соответственно, причем выходы УИОЦ и УИГЦ подключены к четвертому и пятому входам УУ соответственно, на первый вход УУ, являющийся входом устройства, поступают данные целеуказания с носителя СНО, а с четвертого выхода УУ, являющегося выходом устройства, поступают в автопилот сигналы управления. 2 ил.

Использование: в способах корректировки траектории полета управляемого снаряда. Сущность: предложено направлять или вращать пучок (12) лазерных лучей относительно центра (13) текущего заданного курса снаряда (1), чтобы снаряд (1) сам определял массив данных и затем выполнял автоматическое корректирование. Для этого первый лазерный луч (11) посылается через определенную область (15) относительно заданного курса снаряда (1), который одновременно может вызвать начало отсчета времени. Например, одновременно другой вращающийся лазерный луч (12) с постоянной частотой вращения ( ) находится вокруг области (15). Посредством данного второго лазерного луча (12) снаряд определяет массив данных относительно заданного курса и инициирует корректирование на основе установленного массива данных. Размер установленного массива данных используется для того, чтобы начать выполнение корректирования. Для этого в снаряде (1) реализованы задержки. Технический результат: повышение эффективности корректировки траектории полета. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области управления вооружением зенитных ракетно-пушечных комплексов. В способе управления вооружением зенитного ракетно-пушечного комплекса осуществляют обнаружение и опознавание цели, принятие решения на стрельбу и вычисление координат упрежденной точки для стрельбы ракетным и пушечным вооружением, наведение вооружения и стрельбу ракетой и/или снарядами, оценку результатов стрельбы и принятие решения на продолжение стрельбы. При стрельбе ракетой с помощью оптического прицела совмещают прицельную марку с целью, измеряют скорость воздушного потока, определяют угловые поправки на отклонение и ракетного, и пушечного вооружения от линии прицеливания с учетом условий стрельбы и баллистических характеристик выстреливаемых ракет и снарядов, наличия в поле зрения прицела пыледымовых помех и их характеристик, вводят эти поправки в приводы наведения соответствующего вооружения, во время полета управляемой ракеты после ее захвата системой наведения на ряде участков траектории производят ее отклонение от линии прицеливания путем корректировки команд управления вводом дополнительных постоянного сигнала и псевдослучайных сигналов генератора случайных чисел, при этом ограничивают максимальный уровень скорректированных команд управления и величину отклонения ракеты от линии прицеливания в картинной плоскости, перпендикулярной линии прицеливания, а при приближении ракеты к цели на заданное удаление корректировку команд управления ракетой прекращают. Технический результат заключается в повышении вероятности поражения цели, и в понижении вероятности поражения самой управляемой ракеты.

Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано в комплексах управляемого артиллерийского вооружения. Способ заключается в том, что старт или полет реактивного снаряда осуществляют со стабилизацией по крену его головного отсека, соединенного с остальными отсеками снаряда через цилиндрический шарнир. При этом стабилизацию головного отсека снаряда по крену осуществляют электрическим моментным двигателем; управляющее воздействие на электрический моментный двигатель формируют блоком управления креном по командам от блока управления полетом на основе информации от блока системы навигации и ориентации об угле поворота по крену (относительно неподвижной системы координат) управляющего модуля. Управляющее воздействие на реактивный снаряд формируют одной парой аэродинамических рулей, неподвижно закрепленных на внешней поверхности управляющего модуля под фиксированным углом к продольной оси управляющего модуля. Увеличение дальности полета осуществляют при нулевом угле поворота относительно продольной оси управляющего модуля за счет режима подпланирования. Управление реактивным снарядом на траектории осуществляют путем изменения направления вектора подъемной силы рулей за счет поворота по крену управляющего модуля на углы, вычисляемые блоком управления полетом. Технический результат заключается в упрощении алгоритма функционирования системы управления реактивным снарядом, а также повышении боевой эффективности реактивного снаряда. 3 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах автосопровождения заданного объекта визирования (ОВ), а также в системах самонаведения подвижных носителей с инерциальной измерительной системой. Технический результат - повышение точности. Для этого во время предстартовой подготовки к пуску подвижного носителя определяют и устанавливают сигналы, пропорциональные начальным координатам по наклонной дальности, по углу наклона, по азимуту взаимного положения подвижного носителя и первоначально заданного ОВ относительно основания интегрированного антенного устройства в связанной с центром масс подвижного носителя системе координат. При этом формируют штатные сигналы в виде пакета последовательных слов, пропорциональные параметрам начальной выставки инерциального измерение параметров вектора визирования заданного ОВ в местной горизонтальной системе координат. Эти сигналы преобразуют параллельную форму и по ним формируют сигналы, пропорциональные начальным условиям выставки инерциального пеленгования заданного ОВ в базовой антенной системе координат. 2 н.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области наведения управляемых ракет. Способ наведения по оптическому лучу ракеты, стартующей с подвижного носителя, включает формирование на носителе лазерного луча с информационным полем управления, наведение на цель оптического прицела, ось которого съюстирована с осью информационного поля, ориентирование оси пускового устройства в направлении оси луча, пуск ракеты со сложенными аэродинамическими рулями и ввод ракеты в информационное поле, открытие на ракете приемника излучения и формирование команд управления, зависящих от положения ракеты относительно оси информационного поля, раскрытие аэродинамических рулей и их отклонение. В момент схода ракеты запоминают угловое положение оси пускового устройства относительно связанной с носителем системы координат, а также угловое положение носителя относительно земной системы координат, раскрытие рулей осуществляют с временной задержкой относительно открытия приемника излучения, в момент открытия приемника излучения совмещают ось информационного поля луча с запомненным в момент схода ракеты положением пускового устройства, а в момент времени раскрытия рулей начинают совмещение оси информационного поля лазерного луча с линией визирования цели. Технический результат заключается в повышении точности и уменьшении времени вывода ракеты на ось луча. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области оптико-электронного приборостроения. Заявленное устройство включает последовательно соединенные лазер и оптико-электронную систему сканирования, включающую два скрещенных анизотропных акустооптических дефлектора и выходную оптическую систему, а также блок управления дефлекторами, выходы которого подключены к входам управления дефлекторов, а на управляющие входы которого поступают внешние сигналы пуска и схода управляемого изделия, блок выбора режима, на вход которого поступает внешний сигнал разрешения измерения дальности, генератор синхроимпульсов, блок управления модулятором, оптический модулятор добротности резонатора, вход управления которого соединен с выходом блока управления модулятором, выходная оптическая система дальномерного канала и поляризационный призменный блок, установленный между первым и вторым акустооптическими дефлекторами, второй выход которого соединен с входом оптической системы дальномерного канала. Приемный дальномерный канал включает последовательно соединенные приемную оптическую систему, фотоприемное устройство и блок накопления эхо-сигналов и вычисления дальности. Технический результат - уменьшение габаритно-весовых характеристик оптико-электронного прибора при сохранении возможности измерения дальности и наблюдения фоно-целевой обстановки. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к способу управления движением летательного аппарата. Совмещение стабилизированной линии визирования производят последовательно с каждым объектом визирования. Определяют и запоминают их дальность и угловые координаты относительно визирного устройства. После запуска летательного аппарата в направлении ближнего по дальности объекта визирования и захвата его системой управления измеряют время его движения на траектории полета. Определяют и подают в поле зрения визирного устройства информацию о попадании летательного аппарата в заданную зону объекта визирования или о его промахе. В случае промаха по ближнему по дальности объекту визирования и возможности его перевода на следующий объект подают на летательный аппарат команду на превышение его полета над линией визирования. Переводят линию визирования на следующий по дальности объект визирования и при подлете к нему снимают команду на превышение и плавно выводят летательный аппарат на линию визирования. В случае дальнейших промахов на летательный аппарат продолжают подавать команду на превышение с переводом линии визирования на последующие объекты визирования. Команду на превышение на летательный аппарат подают в момент пролета им очередного объекта визирования. Техническим результатом изобретения является повышение точности управления движением летательного аппарата.

Способ относится к управляемому вооружению. В способе осуществляется топографическая привязка целеуказателя и пусковой установки к местности, цель обнаруживается целеуказателем, координаты цели определяются и передаются в пульт огневой позиции. Устанавливается единое время в пульте разведчика и пульте огневой позиции, в пульте огневой позиции рассчитываются установки стрельбы и полетное задание ракеты. Пуск ракеты с пульта огневой позиции подготавливается по цифровому каналу связи через блок автоматики пусковой установки. При этом осуществляют подачу напряжения на выбранную ракету, инициализацию ракеты, снятие блокировок стрельбы с ракеты и подачу силового питания. Выстрел производится путем подачи с пульта командира на пусковую установку команды на пуск, время производства выстрела фиксируется автоматически путем опроса контактов наличия ракеты в установке. По каналу спутниковой связи на пульт разведчика передается время включения лазерного излучения целеуказателя, при достижении которого посылается из пульта разведчика в целеуказатель сигнал включения излучения и осуществляется наведение ракеты на цель. На пульте огневой позиции осуществляется индикация состояния боекомплекта. Технический результат заключается в обеспечении возможности реализации дистанционной подготовки пуска ракеты. 2 ил.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к способу и системам управления ракетами, вращающимися по углу крена, и может быть использовано в системах управления, формирующих на борту команды управления. Технический результат - повышение точности. Для этого до старта ракеты измеряют или заранее задают величину ее начального угла крена ₀, запоминают соответствующий ей сигнал и с него начинают интегрирование сигнала угловой скорости вращения ракеты, при достижении интегрированной величины сигнала, соответствующей углу крена ракеты равному 360°, устанавливают интегратор в нулевое состояние, после чего процесс интегрирования повторяют, дополнительно используют на ракете датчик магнитного поля Земли, сигнал которого преобразуют в прямоугольные колебания с угловым интервалом 360°, вырабатывают в заданный момент времени сигнал, разрешающий прохождение фронтов спада и нарастания прямоугольных колебаний, в момент прохождения первого фронта спада или нарастания измеряют величину интегрированного сигнала A₁, соответствующую величине угла крена ракеты ₁, при выполнении условия _макс> ₁> _мин запоминают величину A₁, соответствующую ₁, где _макс и _мин - соответственно максимальная и минимальная назначенные величины угла крена ракеты. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относятся к противовоздушной обороне, а более конкретно к способу и устройству поражения низколетящих целей минами направленного действия. Инженерная противовоздушная мина содержит неконтактный датчик цели и осколочную боевую часть направленного поражения. Способ поражения низколетящих целей заключается в том, что боевая часть мины приводится в действие с использованием бистатического радиолокационного датчика цели. Устройство поражения низколетящих целей выполнено в виде бистатической радиолокационной системы, состоящей из разнесенных в пространстве радиолокационного передатчика и автономного доплеровского радиолокационного приемника. Радиолокационный передатчик расположен на защищаемом объекте. Автономный доплеровский радиолокационный приемник установлен на местности, окружающей объект, вместе с осколочной боевой частью. В другом варианте исполнения боевая часть устройства выполнена в виде электромагнитного метательного устройства. Электромагнитное метательное устройство содержит готовые осколки из ферромагнитного материала. Зона поражения осколочной боевой части согласована с зоной обнаружения автономного доплеровского радиолокационного приемника. Достигается повышение надежности поражения различных воздушных целей в любых метеоусловиях. 3 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к ракетной технике. В способе осуществляют измерение угла крена гироскопическим датчиком угла крена и преобразование его в сигнал, близкий к меандру, с периодом повторения, соответствующим 360°. Этот сигнал формируют на выходе устройства измерения угла крена ракеты. Сигнал датчика магнитного поля Земли на ракете с периодом повторения, соответствующим 360°, в соответствии с его полярностью преобразуют в прямоугольные колебания. В первоначальный заданный момент времени t₁ исключают первый импульс прямоугольных колебаний и, начиная с выбранных фронтов нарастания или спада второго, измеряют длительности временных интервалов между ними. Запоминают каждую измеренную величину предыдущего временного интервала T _i до времени окончания счета последующего интервала T _i+1, где i=2, 3, 4 и т.д. Измеряют длительность временного интервала t между выбранным фронтом второго импульса прямоугольных колебаний и аналогичным фронтом ближайшего отстающего от него сигнала, близкого к меандру. Вычисляют коэффициент N= t/T₂ и запоминают его до конца полета ракеты. Формируют импульсы длительностями _i+1=N·T_i, отсчитываемыми от выбранных фронтов импульсов прямоугольных колебаний, начиная с третьего. Измеряют временные интервалы между соседними фронтами формируемых импульсов, соответствующими окончаниям каждого импульса длительностью _i+1 и _i+2, и запоминают каждое предыдущее значение до момента окончания измерения последующего. Вырабатывают импульсы длительностью , в заданный момент времени t₂ формируют сигнал переключения, которым отключают сигнал угла крена ракеты, близкий к меандру, и подключают сигнал с длительностью импульсов до конца полета ракеты. В датчик угла крена ракеты введены электронный переключатель, измеритель временных интервалов, последовательно соединенные датчик магнитного поля Земли и второй компаратор, а также последовательно соединенные устройство установки, измеритель временной задержки и формирователь корректирующего сигнала. Группа изобретений исключает ограничение времени функционирования и, как следствие, ограничение дальности управляемого полета ракеты. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет. Способ наведения вращающейся ракеты включает формирование модулированного излучения на пусковом устройстве, прием излучения на ракете и выработку сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях, формирование периодических по углу крена ракеты релейных трехпозиционных трапецеидальных сигналов С*( ) и S*( ), сдвинутых друг относительно друга на угол /2, модуляцию сигналов управления, суммирование промодулированных сигналов и преобразование полученного сигнала в отклонение рулевого органа. Устройство наведения вращающейся ракеты содержит источник излучения на пусковом устройстве, оптически связанный с ним приемник излучения, формирователи сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях и суммирующий усилитель, соединенные с первым и вторым модуляторами, привод рулевого органа, соединенный с выходом суммирующего усилителя, гироскопический датчик угла крена (ГДУК). Также включены третий и четвертый модуляторы, в которые вводят релейные трехпозиционные сигналы с ГДУК, сдвинутые друг относительно друга на угол /2, формирователь пилообразного сигнала, соединенный с ГДУК и третьим и четвертым модуляторами, второй и третий суммирующие усилители, соединенные входами с ГДУК и третьим и четвертым модуляторами, а выходами с входами первого и второго модуляторов. Технический результат заключается в обеспечении возможности повышения точности наведения вращающихся по углу крена ракет. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Комплексная головка самонаведения содержит оптическую и инфракрасную цифровые фотокамеры, пассивный или активный радиолокатор, автопилот, блок порогового пропускания сигнала оптической фотокамеры, блок выключения инфракрасных пикселей, электронный ключ, линию задержки и прибор ночного видения. Сигнал с прибора ночного видения или с инфракрасной камеры поступает на специализированный компьютер системы управления, где с заданной степенью достоверности сравнивается с имеющимися в памяти компьютера всеракурсными изображениями всех известных самолетов. После идентификации типа самолета компьютер определяет заранее заданное разрешение или запрещение поражения цели. На цели выбирается заранее запрограммированное наиболее уязвимое место, и дальнейшее наведение осуществляется в это место по показаниям прибора ночного видения или инфракрасной камеры. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретения относятся к области разработки систем управления беспилотными летательными аппаратами и может быть использовано в комплексах управляемого артиллерийского вооружения и других комплексах вооружения, в которых на конечном участке траектории осуществляется самонаведение по методу пропорциональной навигации. Способ формирования сигнала управления вращающимся по углу крена снарядом заключается в определении следящей гироскопической головкой самонаведения амплитудно-модулированного сигнала, пропорционального угловой скорости линии визирования цели, преобразование сигнала в широтно-модулированный сигнал, поступающий на вход рулевого привода снаряда. При этом в широтно-модулированный сигнал преобразуют сумму амплитудно-модулированного сигнала и отфильтрованного фильтром помеховых составляющих и фильтром постоянной составляющей сигнала датчика угловой скорости снаряда. Технический результат заключается в обеспечении возможности увеличения вероятности попадания снаряда в цель. 6 ил.

Способы и система относятся к ракетной технике и могут быть использованы в комплексах управляемого вооружения. Варианты способов одновременного наведения телеориентируемых в луче ракет включают формирование луча управления, совмещение его оптической оси с линией визирования цели, сужение луча управления с обеспечением постоянства его диаметра на дальности полета ракет, формирование сигналов, пропорциональных отклонению ракет от оптической оси луча управления, и формирование команд управления ракетами. В первом варианте способа величину сигналов разнесения ракет в полете поддерживают постоянной в течение всего времени полета, сохраняя тем самым взаимное удаление ракет до поражения цели. Во втором варианте вначале измеряют дальность до цели и прогнозируют время полета ракеты до цели, а на конечном участке наведения в момент, определяемый разностью прогнозируемого значения времени полета ракет до цели и времени переходного процесса контура управления ракетой, уменьшают сигналы разнесения по абсолютной величине до значения, соответствующего остаточному взаимному удалению ракет не менее максимальных габаритов ракеты в плоскости, перпендикулярной ее продольной оси. Технический результат заключается в повышении эффективности поражения цели при стрельбе залпом управляемых ракет при уменьшении вероятности столкновения ракет в полете за счет их удаления друг от друга в поперечном сечении луча управления с обеспечением высокой энергетики луча для ракет залпа. 3 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение может быть использовано в системах управления огнем противовоздушной обороны. Способ заключается в том, что обнаруживают воздушную цель, выбирают угловую скорость наведения оптико-электронного модуля (ОЭМ) путем совмещения перекрестья на экране монитора с целью, переводят ОЭМ в режим автоматического слежения за целью, измеряют текущую дальность до цели, преобразуют цифровой код дальности в видеосигнал, высвечиваемый на мониторе в виде цифровой надписи. Дополнительно определяют угловые скорости движения цели путем измерений временных интервалов перемещений цели относительно заданных угловых положений, определяют угловые ускорения движения цели путем оценки динамики изменений угловых скоростей движения цели, определяют динамику изменения угловых ускорений движения цели путем вычитания последующих и предыдущих значений угловых ускорений движения цели, распознают сопровождения цели в случае, если значения динамики изменения угловых ускорений движения цели меньше заданного значения, распознают сопровождения инфракрасной ловушки в случае, если значения динамики изменения угловых ускорений движения цели больше заданного значения, при этом выдают информацию наводчику переносного комплекса о захвате инфракрасной ловушки. Технический результат заключается в повышении помехозащищенности. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к системам управляемого оружия и ракетной артиллерийской технике с головками самонаведения (ГСН) при радиокомандном выводе управляемых ракет или снарядов в зону самонаведения. Способ наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции (РЛС), включает формирование команд управления лучом РЛС, прием сигналов пеленгации с радиоответчика (РО) ракеты, определение координат и формирование команд управления ракетой, пропорциональных линейным отклонениям ракеты от оси луча относительно заданного положения оси луча РЛС, передачу команд управления на радиоприемник (РП) ракеты, вывод ракеты в зону захвата головки самонаведения (ГСН), перевод управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения, автономный поиск, распознавание, захват и сопровождение цели. При формировании команд управления лучом РЛС и команд управления ракетой на основании возможных расчетных траекторий полета и траекторных параметров положения ракеты обеспечивают траекторию ракеты, при которой ( _mах- _min)<Р_0,5, где _mах и _min - наибольший и наименьший расчетные углы рассогласования между продольной осью ракеты и осью "РЛС-ракета", _0,5 - угол между точками половинной мощности диаграммы направленности (ДН). Оси ДН антенн РП и РО направляют в сторону поверхности земли на угол _РАЗВ=( _mах+ _min)/2 относительно оси ракеты, при этом ракету стабилизируют по крену. Технический результат заключается в повышении надежности связи РЛС с ракетой на всей траектории полета. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Предлагаемая группа изобретений относится к области ракетного вооружения. Способ формирования команды управления одноканальной вращающейся по углу крена ракетой включает формирование программно-временного сигнала, формирование сигнала крена ракеты, модуляцию им программно-временного сигнала и преобразование полученного сигнала управления в отклонение руля. При этом ракету ориентируют перед стартом по углу крена, фиксируют момент появления сигнала крена, а от момента старта ракеты до момента фиксации формируют сигнал управления соответствующим программно-временному сигналу и предварительно прогнозируемому сигналу крена. Технический результат заключается в обеспечении повышения точности наведения вращающихся по крену одноканальных ракет на начальном участке полета. 3 н.п. ф-лы, 4 ил.