Системы наведения для самодвижущихся снарядов: .основанные на непрерывном наблюдении за положением цели – F41G 7/20

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 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 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.

Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике, в частности, к системам управляемого оружия комбинированного назначения. Способ предназначен для управления высокоточным вооружением, оснащенным пусковыми установками с зенитными управляемыми ракетами и пусковой установкой с управляемыми ракетами для поражения наземных целей. При обнаружении и определении координат целей идентифицируют их вид как воздушные или наземные и вырабатывают признак вида целей. Переходят в режим автосопровождения целей, формируют адреса управляемых ракет, в которые вводят признак вида целей. Распределяют ракеты по целям, вырабатывают и передают углы отворота на пусковые устройства, соответствующие виду цели. По одинаковым для обоих видов ракет циклограммам производят подготовку их запуска и запуск. Пеленгуют ракеты и определяют их координаты, формируют команды управления ракетами и передают на соответствующий вид ракет. Для поражения наземных целей осуществляют вывод ракеты в зону захвата головки самонаведения, перевод управления в режим самонаведения, автономный поиск, распознавание, захват и сопровождение цели с помощью головки самонаведения. Технический результат заключается в расширении функциональных возможностей. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Способ включает измерение координат цели и ракеты, формирование опорной траектории наведения ракеты, формирование линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения, формирование команды управления ракетой, пропорциональной линейной комбинации линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения, производной линейного рассогласования и интегралу от линейного рассогласования, определение динамической ошибки наведения ракеты по опорной траектории и последующее корректирование опорной траектории наведения ракеты на величину этой динамической ошибки. Текущую составляющую команды управления ракетой, пропорциональную интегралу от линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения, корректируют на величину, пропорциональную отношению текущего значения потребной перегрузки ракеты для движения по опорной траектории наведения к текущему значению располагаемой перегрузки ракеты. Текущее значение потребной перегрузки ракеты для движения по опорной траектории наведения определяют пропорционально величине вычисленной динамической ошибки наведения ракеты по опорной траектории с учетом коэффициента передачи разомкнутого контура управления ракетой. Технический результат - повышение динамической точности наведения телеуправляемой ракеты и расширение условий ее применения. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в системах наведения телеуправляемых ракет. Способ наведения ракеты на цель включает в себя измерение координат цели и ракеты. При этом угловое смещение кинематической траектории наведения ракеты относительно линии визирования цели формируют пропорционально параметру метода наведения ракеты и текущей разности дальностей до цели и ракеты. Параметр метода наведения определяют в текущем времени наведения ракеты с момента начала формирования указанного углового смещения из соотношения

,

где А, - параметр метода наведения ракеты и его производная соответственно; U₁, U₂ - функции параметров относительного сближения ракеты с целью, определяемые соответственно по первому и второму математическим соотношениям; W_ц - текущее значение потребного нормального ускорения ракеты, определяемого движением линии визирования цели. Заявленное изобретение обеспечивает снижение потребных нормальных перегрузок ракеты и динамической ошибки наведения за счет спрямления кинематической траектории независимо от характера движения цели и скорости сближения ракеты с целью. 2ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в системах управления ракетами. Способ включает формирование сигнала в каждом канале управления по высоте и направлению, формирование команды управления ракетой, формирование сигналов управления рулевыми органами ракеты в каналах управления по высоте и направлению. Команды управления ракетой преобразуют пропорционально отклонению ракеты от заданной линии наведения в текущем времени наведения ракеты. При этом радиус-вектор, образованный командами управления, поворачивается на угол, пропорциональный текущей площади сектора, описываемого в плоскости измеренного отклонения ракеты радиус-вектором, образованным сигналами отклонения ракеты от заданной линии наведения в каналах управления по высоте и направлению, от своего положения в момент начала формирования сигналов отклонения ракеты. Знак угла поворота вектора команд управления определяют в соответствии со знаком приращения площади указанного сектора с учетом текущего направления вращения радиус-вектора, образованного сигналами отклонения ракеты от заданной линии наведения. Технический результат - повышение точности наведения ракеты за счет компенсации фазовой связи ее каналов управления. 3 ил.

Изобретение относится к способам управления объектами военной техники, а более конкретно - к способам управления вооружением. Технический результат - повышение эффективности наведения. Согласно изобретению формируют и совмещают с целью две линии прицеливания с острым углом между ними. Измеряют системами наведения отклонения управляемой ракеты в процессе ее полета от обеих линий прицеливания. Автоматически формируют и передают на ракету команды управления, соответствующие этим отклонениям. Автоматически вырабатывают и подают на органы управления ракетой сигнал, соответствующий сумме обеих команд управления, и периодически изменяют яркости прицельных марок линий прицеливания. При этом периодическое изменение яркости прицельной марки каждой линии прицеливания производят при наличии захвата управляемой ракеты соответствующей системой наведения. Определяют наличие и продолжительность совместного захвата управляемой ракеты одновременно в обеих системах наведения и удваивают на это время частоту изменения яркости обеих прицельных марок.

Изобретение относится к системам сопровождения авиационно-космических объектов и может быть использовано для определения точности наведения снаряда на цель, контроля конечных условий их сближения и определения попаданий поражающих элементов снаряда в цель. Технической результат - расширение функциональных возможностей. Сущность изобретения заключается в том, что с помощью станций сопровождения авиационно-космических объектов получают оптимальную по точности оценку расчетного времени полета снаряда при подходе его к цели и используют ее как параметры траекторного управления снаряжением снаряда при подходе его к цели. Определяют попадание поражающих элементов снаряда в цель путем определения времени момента подрыва снаряда Т_п , определения дальности до цели Д_ц(Т_п) и снаряда Д_с(Т_п) в момент подрыва снаряда, вычисления реального промаха _р(t,Т_п) как расстояния между снарядом и целью в момент подрыва снаряда по формуле _р(t,Т_п)=Д_ц(Т_п )-Д_с(Т_п). Сравнивают значения реального промаха

_р(t,Т_п) и предельного промаха снаряда, задаваемого его характеристиками _пред(t,Т), исходя из выражения = _р(t,Т_п)- _пред(t,Т), и при 0 принимают решение о попадании поражающих элементов снаряда в цель. 1 ил.

Изобретение относится к системам сопровождения авиационно-космических объектов и может быть использовано для определения точности наведения снаряда на цель и контроля конечных условий их сближения. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Определяют время в момент подрыва снаряда, определяют дальности до цели и снаряда в момент подрыва снаряда. Величину реального промаха определяют как расстояние между снарядом и целью в момент подрыва снаряда. Сравнивают значение реального промаха и траекторного промаха и по результатам сравнения оценивают точность наведения снаряда. 1 ил.

Группа изобретений относится к области вооружения. Технический результат - повышение точности стрельбы по движущейся цели. С помощью аппаратуры спутниковой навигации определяются координаты лазерного целеуказателя-дальномера (ЛЦД) и вводятся в пульт разведчика (ПР). В пульт огневой позиции (ПОП) вводятся координаты орудия. Для баллистических расчетов вводят метеоданные, баллистические поправки, время подготовки орудия и снаряда к стрельбе. Эти данные передаются на ПР. В первом варианте разведчик с помощью ЛЦД производит несколько замеров положения цели относительно целеуказателя, которые передаются в ПР и преобразуются в систему координат топографической привязки к местности (СКТПМ), отображаются на экране ПР. По нескольким замерам координат цели рассчитываются скорость и направление движения цели. В ПР рассчитывается прогнозируемая точка встречи снаряда с целью. Заряженное орудие наводится на цель по установкам стрельбы, и в рассчитанный момент осуществляется выстрел. Во втором варианте разведчик с помощью ЛЦД выбирает на местности точку поражения цели (ПЦ), в которой планируется поразить цель. Разведчик с помощью ЛЦД производит замер расстояния от ЛЦД до точки ПЦ, азимута и угла места точки ПЦ относительно ЛЦД. Результаты замеров передаются в ПР, преобразуются в СКТПМ и отображаются на экране ПР. Координаты точки ПЦ в виде кодов передаются в ПОП по цифровой радиосвязи. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способам управления военной техникой. Технический результат - повышение эффективности стрельбы управляемыми снарядами. Согласно изобретению осуществляют формирование и совмещение с целью независимой линии прицеливания, отклонение ствола пушки от линии прицеливания на углы прицеливания и бокового упреждения, определяемые в зависимости от условий стрельбы и баллистических характеристик выстреливаемого снаряда, и производство выстрела. Запоминают направление совмещенной с целью независимой линии прицеливания, величину и направление отклонения от нее управляемого снаряда в момент его захвата системой наведения, а перед пуском последующего управляемого снаряда в этом же направлении корректируют отклонение ствола пушки от линии прицеливания в боковом направлении в соответствии с математическим выражением. Обеспечивается повышение эффективности стрельбы управляемыми снарядами на 5-10%, а при стрельбе на резкопересеченной местности со значительными экранирующими свойствами эффективность стрельбы повышается более чем на 12%.

Изобретение относится к области управления военной техникой. Технический результат - повышение эффективности стрельбы. Способ включает формирование и совмещение с целью независимой линии прицеливания, отклонение ствола пушки от линии прицеливания на углы прицеливания и бокового упреждения, определяемые в зависимости от условий стрельбы и баллистических характеристик выстреливаемого снаряда, и производство выстрела. При стрельбе управляемым снарядом дополнительно определяют оптимальное время ввода управляемого снаряда в контур цели, измеряют боковые угловые размеры и скорость перемещения образуемого при выстреле пыледымового облака, определяют время экранирования им цели и сравнивают их значения между собой. Если значение первого превышает значение второго, отклоняют перед производством выстрела ствол орудия в сторону бокового перемещения пыледымового облака на дополнительный угол.

Изобретение относится к оборонной технике и может использоваться в зенитных ракетных комплексах для защиты военных и промышленных объектов от низколетящих самолетов, вертолетов и других малоразмерных средств воздушного нападения в пределах ближней тактической зоны. Технический результат - повышение эффективности поражения нескольких малоразмерных низколетящих воздушных целей в ближней тактической зоне залповым пуском ракет в различных погодных условиях и при наличии организованных противником радиопомех. Система наведения ЗУР содержит на командном пункте радиолокационную станцию обнаружения целей, вычислитель, аппаратуру навигации, видеомонитор, пульт управления, подъемно-поворотную платформу с приводами ее наведения и установленной на ней радиолокационной станцией сопровождения с фазированной антенной решеткой, каналами передачи команд управления и каналами пеленгации целей и пеленгации ракет. На каждой ракете содержится радиоприемник, радиоответчик, аппаратура управления, выход которой соединен со входом рулевого привода. На командном пункте дополнительно введены блок управления лучами, оптоэлектронная система, включающая пеленгатор ракет и теплотелевизионный прицел, автомат сопровождения целей и блок синхронизации и кодирования. 1 ил.

Изобретение относится к средствам противовоздушной обороны, в частности к зенитным комплексам ближнего рубежа. Техническим результатом является повышение боевой эффективности комплекса за счет расширения функциональных возможностей и обеспечения одновременного обстрела четырех целей с разных направлений при эффективном использовании ЗУР со сверхзвуковыми и гиперзвуковыми скоростями, в том числе на малых высотах в любых погодных условиях. Сущность изобретения заключается в том, что в комплекс введена многоканальная радиолокационная система с фазированной антенной решеткой (МРЛС), работающая в миллиметровом диапазоне волн с электронным сканированием луча в угломестной и азимутальной плоскостях в пределах ±45°, а при работе в азимутальной плоскости в пределах 360° при вращении башни с помощью приводов наведения. Электронное сканирование луча в широком диапазоне углов (±45°) за счет быстродействующей системы управления лучом позволило повысить точность определения координат за счет исключения электромеханических элементов из схем слежения за целями и ракетами. Применение миллиметрового диапазона и реализация узкой диаграммы направленности луча (±0,35°) обеспечивает высокую точность сопровождения целей (ошибки не более 0,1 мрад) и наведения ЗУР (ошибки 0,1-0,15 мрад) на дальностях до 20 км и эффективный обстрел низколетящих целей во всепогодном радиолокационном режиме. Введение синхронизатора-шифратора и планировщика канальных интервалов обеспечили многоканальность и многофункциональность за счет реализации временной циклограммы и синхронизации всех блоков радиолокационной станции сопровождения целей, оптико-электронной и вычислительной систем. Это обеспечивает одновременное сопровождение трех целей и одновременный ввод, пеленгацию и перевод в узкий луч четырех ракет с передачей на них команд управления. Четвертая цель при этом сопровождается оптико-электронной системой. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области наведения ракет на цель. Технический результат - оптимизация тактико-технических характеристик устройства наведения при снижении его стоимости. Система в соответствии с изобретением содержит первую подсистему для определения координат цели и выдачи координатных данных. Вторая подсистема вычисляет по этим данным траекторию полета к цели с упомянутыми координатами. Снаряд в такой системе запускается и наводится в полете по траектории на цель. В описанном применении снаряд выполнен в виде вольфрамового стержня, а первая подсистема содержит тепловизионную систему переднего обзора и лазерный дальномер. Вторая подсистема содержит систему управления огнем. Система управления огнем содержит дополнительное инерционное измерительное устройство и предвычисляет координаты цели. Снаряд установлен в ракету, запускаемую со стола, например, пусковой машины. После выгорания ракетного топлива на начальном этапе ракета выпускает снаряд в полете к цели. Ракета выполнена в виде реактивного снаряда с системой наведения и двигательной установкой. В соответствии с существом настоящего изобретения система наведения содержит смонтированное на снаряде приемопередающее устройство. Приемопередающее устройство включает в себя маломощный непрерывный излучатель миллиметрового диапазона. Система установлена на пусковой установке для обмена информацией со снарядом. Система на пусковой установке передает на снаряд короткие командные сигналы и измеряет время их прохождения туда и обратно для подтверждения дальности снаряда. Затем моноимпульсная антенна, установленная на пусковой установке, определяет азимут и угол места. В результате система пусковой установки определяет координаты снаряда и точку его попадания. Система пусковой установки вырабатывает команду на снаряд, которую тот принимает и использует для привода воздушных рулей, чтобы заданным образом скорректировать траекторию и точку попадания снаряда. 21 з.п. ф-лы, 3 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области вооружения и военной техники, в частности к области использования беспилотных летательных аппаратов в военных целях. Техническим результатом изобретения является создание для боевого беспилотного летательного аппарата системы прицеливания для оружия, использующего боеприпасы неуправляемого типа, сравнимого по точности попадания в цель с точностью попадания боеприпасов с головками самонаведения. Технический результат изобретения достигается тем, что прицельный комплекс боевого беспилотного летательного аппарата в составе бортового радио-оптико-электронного оборудования включает радиолокационную станцию с фазированной решеткой, радиостанцию связи с наземным командным пунктом, оптико-электронную систему в видимом и ИК-диапазонах волн, блок питания и высотомер. Согласно изобретению, бортовое радио-оптико-электронное оборудование дополнительно включает центральный вычислительный блок, блок обработки видеоинформации и формирования команд управления, первый усилитель мощности и второй усилитель мощности. Оптико-электронная система включает телевизионный и тепловизионный каналы, двухкоординатное поворотное устройство и систему стабилизации линии визирования. Телевизионный и тепловизионный каналы оптико-электронной системы могут быть выполнены с возможностью формирования сигналов узкого и широкого полей зрения. Радиолокационная станция с фазированной решеткой может быть выполнена с возможностью работы как в режиме реального луча, так и в режиме синтезированной апертуры. Система стабилизации линии визирования оптико-злектронной системы может быть выполнена прямой в виде гироскопической платформы или косвенной. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к военной технике и предназначено для наведения ракеты на воздушную цель и информационного обеспечения функционирования боевого снаряжения ракеты. Технический результат - повышение эффективности боевого применения ракеты за счет использования дополнительной информации о воздушной цели и параметрах ее движения. Сущность изобретения заключается в том, что определяют на основе исходной информации об уголовном положении и дальности до цели в непосредственной близости от цели скорость сближения ракеты, промах ракеты, геометрические размеры цели. Определяют также ракурс цели и формируют команду на подрыв боевой части ракеты с учетом данной информации и начальной скорости разлета осколков боевой части ракеты посредством устройства, имеющего в своем составе первый ключ и вычислитель формирования команды на подрыв боевой части ракеты, первый, второй входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами модуля обработки информации, третий вход - с выходом приемника отраженного сигнала. Четвертый вход вычислителя соединен со вторым выходом системы автономных датчиков, первый выход соединен со вторым входом первого ключа, первый вход которого соединен со вторым выходом канала управления антенной. Выход первого ключа соединен с первым входом усилителя мощности и привода антенны, второй вход которого соединен со вторым выходом вычислителя формирования команды на подрыв боевой части ракеты, третий выход которого является выходом команды на подрыв боевой части ракеты. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к ракетной технике, и может быть использовано при разработке ракетных комплексов, например, с носителями на земле, в которых применяются лучевые системы теленаведения, системы самонаведения. Технический результат - повышение надежности. Предложены два способа управления ракетой, в которых измеряют величину угловой скорости вращения продольной оси ракеты в одной плоскости (например, по тангажу) либо в двух (по тангажу и курсу) соответственно преобразуемых в электрический сигнал, из которого на частоте собственных колебаний ракеты выделяют сигнал, пропорциональный амплитуде соответствующих собственных колебаний, величиной которых формируют величину компенсирующей команды (либо команд), суммируемых с командой (либо командами), из которых формируют команду (команды) управления ракетой. Ракета (первый вариант) снабжена в одном из каналов датчиком угловой скорости, устройством выделения колебаний и формирователем компенсирующей команды. Ракета (второй вариант) снабжена вторым сумматором, а также в каждый канал первой и второй цепочек, в каждую из которых входят датчик угловой скорости, введены устройство выделения колебаний и формирователь компенсирующей команды. 4 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области военной техники, в частности к оптико-электронным командным системам наведения ракет зенитных ракетных комплексов ближнего рубежа. Технический результат - повышение эффективности за счет повышения точности наведения ракеты путем измерения рассогласования осей тепловизионной системы и ИК-пеленгатора в процессе наведения ракеты и учета полученного рассогласования в командах наведения, передаваемых на ракету. Способ наведения ракеты заключается в сопровождении и измерении координат цели тепловизионной (ТПВ) системой относительно центра ТПВ растра, пуске ракеты и отсчете текущего времени от момента ее схода, захвате, сопровождении и измерении координат ракеты инфракрасным (ИК) пеленгатором, выработке отклонения ракеты от цели с учетом величины рассогласования осей между координатами ракеты, измеренными ТПВ системой и ИК-пеленгатором. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области разработки систем телеуправления вращающихся вокруг продольной оси ракет и может быть использовано в комплексах танкового и противотанкового вооружения, а также в малогабаритных зенитных комплексах. Технический результат повышение точности наведения ракеты на цель за счет устранения фазовой связи каналов управления ракетой, вызванной инерционностью рулевого привода и разбросом частоты вращения ракеты по крену путем корректировки фазы входных сигналов рулевого привода в соответствии с текущим фазовым запаздыванием выходных. Поставленная задача решается посредством того, что в известном способе формирования команд управления вращающейся вокруг продольной оси двухканальной ракетой, включающем формирование сигналов управления U₁, U ₂ первого и второго каналов, пропорциональных линейным отклонениям ракеты относительно линии прицеливания в горизонтальной и вертикальной плоскостях, формирование периодических сигналов несущей частоты s( ), с( ), пропорциональных синусу и косинусу угла крена ракеты, формирование сигналов управления U_p1 , U_p2 первым и вторым рулевыми приводами путем амплитудной модуляции несущей частоты и последующего их суммирования, одновременно с формированием сигналов управления первого и второго каналов формируют сигналы U ₁, U ₂, пропорциональные углам отклонения первого и второго рулевых органов, подвергают их демодуляции путем умножения на сигналы несущей частоты и последующему усилению, затем вычитают из сигналов управления первого и второго каналов в соответствии с первыми заданными математическими зависимостями, причем амплитудную модуляцию сигналов несущей частоты осуществляют полученными сигналами разности в первом и втором каналах управления, а суммирование осуществляют в соответствии со вторыми заданными математическими зависимостями. 6 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в комплексах вооружения телеуправляемых ракет. Технический результат - повышение точности и помехозащищенности наведения ракеты. Способ командного телеуправления ракетой включает пуск ракеты под углом к линии визирования цели с последующим выводом на нее, измерение отклонения ракеты относительно линии визирования цели, определение оценок отклонения ракеты относительно линии визирования цели и первой производной отклонения, формирование сигнала коррекции, вычисление ускорения ракеты, пропорционального сигналу коррекции, и определение оценок отклонения ракеты и производной отклонения при прерывании процесса измерения отклонения с учетом оценок отклонения и его первой производной, запомненных на момент прерывания измерения отклонения. Новым в способе управления является то, что определяют оценки отклонения ракеты и первой производной отклонения с учетом оценки второй производной отклонения, формируют пороговую функцию отклонения ракеты, определяют разность между измеренным отклонением ракеты и оценкой отклонения ракеты. Формируют признак "ложная координата" при превышении этой разности над пороговой функцией, формируют весовую функцию оценки второй производной отклонения, как функцию времени отсутствия или времени ложного измерения отклонения ракеты, и при прерывании процесса измерения отклонения ракеты или при наличии признака "ложная координата" оценки отклонения, первой и второй производной отклонения определяют по запомненным на момент прерывания процесса измерения оценкам отклонения и его производных с учетом весовой функцию оценки второй производной отклонения. 1 ил.

Изобретение относится к области испытательной техники и может быть использовано при комплексном полунатурном моделировании функционирования авиационных и космических объектов. Технический результат - повышение достоверности оценки результатов испытаний. Имитатор содержит последовательно соединенные блок формирования сигналов и излучатель сигналов, закрепленный на перемещающейся каретке. При этом имитатор снабжен дополнительными каретками с излучателями сигналов и вертикальными стойками, верхним основанием, верхним узлом вращения, верхней осью вращения, нижним основанием, нижним узлом вращения, последовательно включенными пультом управления вращением, электроприводом и механическим приводом вращения, соединенным с верхним или нижним узлами вращения, блоком управления перемещением кареток, приемным блоком линии передачи команд управления, первые выходы которого подключены к соответствующим управляющим входам блока формирования сигналов, а вторые выходы - к управляющим входам соответствующих узлов перемещения каретки. Кроме того, имитатор снабжен последовательно соединенными блоком управления излучением и передающим блоком линии передачи команд управления, второй вход которого подключен к выходу блока управления перемещением кареток. Причем входы излучателей сигналов подключены к соответствующим выходам блока формирования сигналов, верхние концы вертикальных стоек соединены друг с другом и в месте их соединения закреплена вертикальная ось вращения, входящая в верхний узел вращения, закрепленный на верхнем основании, нижние концы вертикальных стоек укреплены в подвижной части нижнего узла вращения, неподвижная часть которого закреплена на нижнем основании. При этом приемный блок линии передач команд управления и блок формирования сигналов расположены на вращающейся части двухстепенного динамического имитатора целей, а каждая из кареток размещена на вертикальной стойке. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области наведения летательных аппаратов (ЛА) на подвижные, неподвижные, наземные или воздушные источники радиоизлучений в двухпозиционной пассивной радиолокационной системе. Технический результат - повышение точности наведения за счет увеличения точности измерений местоположения источника радиоизлучений на обоих летательных аппаратах. Способ согласно изобретению обеспечивает самонаведение одного из ЛА на радиоизлучающий объект одним из известных способов, в то время как другой ЛА перемещается по специально рассчитываемой траектории, обеспечивающей наивысшую точность измерения местоположения радиоизлучающего объекта на обоих ЛА и, соответственно, наивысшую точность наведения на него ЛА. 3 ил.

Изобретение относится к области наведения летательных аппаратов на источники радиоизлучений. Технический результат - минимизация времени подлета одного из летательных аппаратов и формирование траектории полета другого летательного аппарата для точных измерений координат источника. Способ управления летательными аппаратами (ЛА) по курсу в угломерной двухпозиционной радиолокационной системе предусматривает наведение одного из ЛА на источник радиоизлучения (ИРИ) для обеспечения минимально возможного времени подлета к нему и создание другим ЛА благоприятных условий для проведения радиолокационных наблюдений за ИРИ. Для этого в угломерной двухпозиционной радиолокационной системе измеряют значения пеленгов ИРИ на двух ЛА, координаты и курсы этих ЛА, между ЛА осуществляют взаимный обмен результатами измерений пеленгов ИРИ, координат ЛА и их курсов, оценивают координаты ИРИ и расстояния до ИРИ от обоих ЛА, выбирают ЛА для наведения на ИРИ и способ его самонаведения, осуществляют наведение данного ЛА на ИРИ, находят координаты точки в пространстве, из которой можно осуществить наиболее точные измерения пеленгов ИРИ, рассчитывают для второго ЛА курс на нее и формируют параметр для его управления для его самонаведения в эту точку. Заявленный способ существенно расширяет возможности практического применения ЛА в угломерной двухпозиционной радиолокационной системе: он позволяет наводить ЛА на любые ИРИ, обеспечивая минимум времени подлета одного из ЛА к ИРИ, при этом не накладывая никаких ограничений на характер его движения. 3 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в системах управления беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) с координатором цели и пассивным самонаведением. Согласно предлагаемому способу, выбирают точку слежения (ТС) внутри контура цели и измеряют параметры движения БПЛА относительно этой точки. В автономном полете БПЛА обеспечивают его избирательное наведение, задавая вокруг первоначально выбранной ТС ограниченную зону слежения с определенным множеством пороговых значений и соответствующих им интервалов времени. При выходе ТС за эти пороги восстанавливают ее положение принудительными коррекциями. Если после некоторого числа таких коррекций слежение в указанной зоне неустойчиво, то возвращаются от избирательного наведения к наведению в контур цели, проводя некоторое число повторных коррекций ТС. Если слежение вновь неустойчиво, то фиксируют факт потери цели, не допуская выход ТС за контур цели. При этом заменяют самонаведение принудительным движением БПЛА в направлении условной ТС по прямолинейной траектории, фиксируя ось координатора цели в направлении на первоначально выбранную ТС. В это время производят попытки захвата новой ТС внутри контура цели. В случае успеха обеспечивают самонаведение БПЛА в новую ТС. При неустойчивом слежении фиксируют факт отсутствия захвата цели и принудительно восстанавливают фиксированное положение оси координатора цели. По мере уменьшения дальности до цели в каждой последующей попытке захвата сохраняют примерное постоянство линейного отклонения ТС внутри контура цели. Предлагается соответствующая приборная реализация способа. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности БПЛА путем его избирательного наведения в точки контура цели, а также сохранения, при потери цели, управляемости БПЛА и недопущения выхода ТС за контур цели. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретения относятся к способам радиолокационного наведения управляемых ракет (УР) на воздушные цели (ВЦ) и могут применяться в радиолокационных системах наведения. Технический результат - уменьшение динамических ошибок наведения УР на ВЦ и увеличение времени радиоконтакта взрывателя боевой части УР с ВЦ. Технический результат достигается тем, что наведение УР на ВЦ, движущуюся в направлении на защищаемый объект, включающее обнаружение ВЦ, оценку параметров ее траектории, пуск УР, сближение УР с ВЦ на расстояние срабатывания устройства подрыва боевой части УР, корректировку курса УР в процессе сближения, подрыв заряда боевой части УР на расстоянии от защищаемого объекта не менее заданного, осуществляют по траектории, совпадающей на конечном участке с прогнозируемой траекторией движения ВЦ. При этом на конечном участке скорость движения УР устанавливают меньшей, чем скорость ВЦ. Технический результат достигается также тем, что наведение УР на ВЦ, движущуюся в направлении на защищаемый объект, включающее обнаружение ВЦ, оценку параметров ее траектории, пуск УР, сближение УР с ВЦ на расстояние срабатывания устройства подрыва боевой части УР, корректировку курса УР в процессе сближения, подрыв заряда боевой части УР на расстоянии от защищаемого объекта не менее заданного, осуществляют по траектории, совпадающей на конечном участке с траекторией движения ВЦ, переместившейся в направлении на защищаемый объект. При этом на конечном участке скорость движения УР устанавливают большей, чем скорость ВЦ. Технический результат достигается также тем, что радиолокационный комплекс для наведения управляемой ракеты на воздушную цель содержит пункт управления УР и бортовую аппаратуру У Р. Причем пункт управления УР включает в себя РЛС обнаружения, РЛС наведения, счетно-решающее устройство, следящий силовой привод, передающее устройство и антенное устройство, бортовая аппаратура УР содержит антенну УР, радиоприемное устройство канала наведения УР, исполнительное устройство, антенный переключатель, передающее устройство, радиоприемное устройство канала обнаружения, вычислитель. 3 с. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к системам самонаведения. Способ наведения летательного аппарата на отдельную воздушную цель в составе плотной группы не разрешаемых бортовой РЛС целей позволяет за счет соответствующего искривления траектории его полета получить на начальном участке разрешение целей по доплеровской частоте (скорости сближения) с определением количественного состава группы с последующим высокоточным наведением на одну из целей как в режиме ее непрерывной пеленгации, так и в режиме одновременного автоматического сопровождения всех целей группы. Возможность разрешения целей в плотной группе обусловлена переходом от их разрешения по углам за счет ширины диаграммы направленности антенны РЛС к разрешению по доплеровским частотам, предопределяющему так называемое доплеровское обострение луча антенны. 11 ил.

Изобретение относится к военной технике, а именно к зенитным ракетным комплексам (ЗРК) ближнего действия, и предназначено для поражения воздушных целей. Технический результат изобретения состоит в расширении возможности использования ЗРК в условиях низкой видимости, сильных радиопомех, а также против целей в режиме радиомолчания, при высокой скрытности комплекса и защищенности экипажа. Сущность изобретения заключается в том, что в ЗРК, содержащий установленную на носителе вращающуюся башню, размещенную на башне пусковую установку с ракетами, снабженными головками самонаведения, средства наведения пусковой установки на цель, средства связи, цифровой вычислитель и пульт управления, в качестве средства обнаружения целей введена пассивная инфракрасная (ИК) станция, содержащая приемник ИК изучения, установленный на пусковой установке и выполненный с возможностью кругового обзора, и связанный с приемником инфракрасного излучения блок выделения координат, который установлен в башне и, в свою очередь, связан с цифровым вычислителем. Предложены, кроме того, варианты усовершенствования ЗРК. Первый вариант характеризуется тем, что пульт управления ЗРК выполнен съемно-выносным с возможностью дистанционного управления боевой работой. Второй - тем, что цифровой вычислитель ЗРК связан с несколькими другими ЗРК, не снабженными средствами обнаружения целей, с возможностью передачи на них координат целеуказания. Третий - тем, что пульт управления ЗРК связан с несколькими ЗРК с возможностью одновременного управления их согласованной боевой работой. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.