Системы наведения для самодвижущихся снарядов: ..системы самонаведения – F41G 7/22

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 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 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.

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.

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.

Использование: область авиационного вооружения, в частности в способах наведения управляемых ракет класса «воздух-воздух» с активными радиолокационными головками самонаведения для поражения целей - постановщиков активных когерентных помех, преимущественно самолетов - помехопостановщиков. Сущность: способ поражения цели-постановщика когерентных помех путем пуска и наведения ракет с активным радиолокационным самонаведением, заключающийся в излучении зондирующего сигнала и приеме отраженного от цели сигнала, при этом на цель осуществляют наведение одновременно двух ракет, а излучение зондирующего сигнала и прием отраженного от цели сигнала перераспределяют между ракетами попеременно, перед пуском ракет интервалы излучения зондирующих сигналов и прием отраженных сигналов синхронизируют таким образом, чтобы интервалам излучения сигнала одной ракеты соответствовали интервалы приема отраженного от цели сигнала другой ракеты. Переключение интервалов излучения сигнала и приема отраженного сигнала осуществляют с частотой, превышающей ширину полосы пропускания системы наведения, а частоту переключения интервалов излучения и приема задают преимущественно переменной. При этом наведение ракет на цель осуществляют по максимально расходящимся траекториям типа «клещи». 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управлению ракетой с лазерной полуактивной головкой самонаведения, захватывающей подсвеченную цель на конечном участке траектории. Топографическую привязку пусковой установки к местности с помощью аппаратуры спутниковой навигации пульта управления огневой позиции выполняют до расчета установок стрельбы. Устанавливают пульт управления огневой позиции вместе со средствами цифровой радиосвязи на расстоянии 50-100 метров от пусковой установки. Обеспечивают, чтобы погрешность топографической привязки пусковой установки, целеуказателя и цели по каждому измерению географической системы координат не превышала 50 метров. Рассчитанные в пульте управления огневой позиции установки стрельбы по пусковой установке и ракете передают в двоичном коде в блок автоматики пусковой установки и далее в ракету. Разворачивают пусковую установку по углам азимута и места установок стрельбы и производят пуск ракеты по сигналу с пульта управления огневой позиции. Техническим результатом изобретения является повышение дальности стрельбы и безопасности бойцов расчета огневой позиции. 1 ил.

Изобретение относится к области систем вооружения, в частности к оптико-электронным системам, обеспечивающим обнаружение, сопровождение, обработку координат различных воздушных, преимущественно низколетящих целей, а также наведение на эти цели средства вооружения зенитных ракетных комплексов ближнего действия. Оптико-электронная система зенитного ракетного комплекса включает прицельную головку (5), установленную на прецизионном двухкоординатном поворотном устройстве (8), а также вычислительный блок (13), монитор (15) и блок управления (16). Прицельная головка 5 выполнена двухканальной с тепловизионными каналами широкого (6) и узкого (7) полей зрения. Оптико-электронная система снабжена блоком совмещения изображений (14) широкого и узкого полей зрения. Объектив канала узкого поля зрения выполнен зеркально-линзовым с центральным экранированием и включает последовательно установленные главное вогнутое зеркало (19) и контррефлектор (20), а также установленные перед контррефлектором (20) с возможностью независимого вращения относительно друг друга вокруг оптической оси объектива кольцеобразные первый (21) и второй (22) оптические клинья. Внешний диаметр оптических клиньев равен диаметру главного вогнутого зеркала (19), а внутренний диаметр равен диаметру контррефлектора (20). Канал широкого поля зрения (6) установлен перед каналом узкого поля зрения (7), имея с ним общую оптическую ось. Диаметр каждого из компонентов канала широкого поля зрения (6) не превышают диаметра контррефлектора (20). Изобретение обеспечивает возможность осуществления залпового пуска ракет одним зенитным ракетным комплексом сразу по нескольким целям. 1 ил.

Изобретение относится к области высокоточного оружия. Технический результат - сокращение времени и повышение эффективности поражения. Способ заключается в том, что корректируемый артиллерийский снаряд (КАС), содержащий корпус, безгироскопный индикатор-координатор цели, логическое устройство, систему электропитания, реактивные импульсные двигатели коррекции (ИДК) включают на конечном участке баллистической траектории полета в течение не более 3 с. Многократную импульсную коррекцию осуществляют с максимальной частотой, удовлетворяющей заданному соотношению. Для снижения угла нерегламентированных колебаний КАС точки приложения векторов тяги ИДК смещают от центра масс в сторону хвостовой части на расстояние 2-х 3-х диаметров критического сечения сопла ИДК. Для снижения вероятности ответного удара по средствам целеуказания лазерное облучение цели производят не более 3,5 с. Для сокращения времени и повышения эффективности поражения стрельбу производят двумя или более орудиями по одной цели с использованием графика огня, предусматривающего одновременный подход нескольких КАС к преграде (цели). 3 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в военных целях. Тепловая головка самонаведения ракеты содержит один фотоприемник, расположенный отдельно от фотоприемников, размещенных на вращающемся роторе координатора после оптической диафрагмы в форме щели. Указанный фотоприемник передает принятый импульсный сигнал от генератора пульсирующих инфракрасных помех в блок усиления сигнала, а затем в блок управления рулями направления ракеты и прерывает сигнал от фотоприемников, размещенных на вращающемся роторе. Изобретение обеспечивает повышение помехозащищенности от пульсирующих инфракрасных помех. 1 ил.

Способ включает измерение параметров движения маневрирующей цели и собственного движения ракеты и формирование сигналов управления ракеты. При осуществлении способа задают начальный гипотетический момент встречи, рассчитывают координаты вершин треугольных областей достижимости ракеты и цели в горизонтальной плоскости для этого момента встречи из позиции, соответствующей моменту выбора управления ракеты. Определяют расстояния от вершин треугольной области достижимости цели до области достижимости ракеты, которые совместно с гипотетическим моментом встречи запоминают. Варьируют гипотетический момент встречи в диапазоне от момента времени, в которое выбирают управление, до максимально допустимого момента окончания наведения. Для каждой вершины треугольной области достижимости цели находят свой оптимальный гипотетический момент встречи, соответствующий минимальному расстоянию между областью достижимости ракеты и этой вершиной. Запоминают оптимальные гипотетические моменты встречи для каждой вершины области достижимости цели и расстояние от этой вершины до области достижимости ракеты. Выбирают ту вершину области достижимости цели, которая при своем оптимальном гипотетическом моменте встречи имеет наибольшее удаление от области достижимости ракеты, и по взаимному расположению этой вершины и области достижимости ракеты, построенной для того же гипотетического момента встречи, выбирают управление ракеты. Технический результат заключается в повышении точности наведения ракеты, увеличении эффективности применения боевого снаряжения ракеты при стрельбе по высокоскоростным и высокоманевренным целям. 2 ил.

Изобретение относится к оборонной технике. Технический результат - повышение вероятности попадания ракеты в маневрирующую цель. Система наведения противосамолетных ракет сравнивает сигналы оптической и инфракрасной цифровых фотокамер и сигнала радиолокационной станции и по результирующему сигналу отличает истинные цели от ложных. Система формирует траекторию упреждения путем обратной связи рулей с подвижной головкой самонаведения - головка поворачивается в сторону, противоположную отклонению рулей до тех пор, пока рули не встанут в нейтральное положение. Система может производить опережающее упреждение на фюзеляж путем смещения нейтрали датчика положения рулей в ту же сторону, что и отклонение головки, или дополнительного смещения головки в ту же сторону. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к навигационной технике и предназначено, главным образом, для решения проблем самонаведения методом параллельного сближения кратковременно взаимодействующих малоразмерных летательных аппаратов. Техническим результатом реализации предлагаемого устройства самонаведения является упрощение конструкции и расширение возможности управления кинематикой движения методом параллельного сближения. Устройство содержит антенну, радиолокатор, таймер и устройство управления. Введены два блока вычисления, электронный ключ, два блока памяти, логическое устройство и устройство управления. При этом антенна соединена с первым входом радиолокатора, выход которого соединен с первыми входами первого блока вычисления и первого блока памяти. Выход первого блока вычисления соединен с первым входом второго блока вычисления и с последовательно соединенными электронным ключом и вторым блоком памяти, выход которого соединен со вторым входом второго блока вычисления, выход которого через первый вход логического устройства соединен с входом устройства управления. На второй вход логического устройства подается нормированный сигнал единицы, а выход устройства управления является выходом всего устройства, причем радиолокатор, второй вход которого соединен с выходом таймера, может являться дальномером или измерителем доплеровской частоты. 6 ил.

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к системам наведения ракет, предназначенным для обнаружения и сопровождения наземных целей, а также для формирования и выдачи сигналов управления в систему управления ракеты для ее наведения на цель. Технический результат - повышение точности сопровождения подвижных целей. Указанный результат достигается определением угловой скорости и ускорения перемещения цели путем введения блока обработки информационных сигналов угловых положений цели. Вход блока соединен с выходом ЦВМ через первую цифровую магистраль, а выход соединен с входом микроЦВМ через пятую цифровую магистраль. При этом блок обработки информационных угловых положений цели состоит из канала обработки информационных сигналов угловых положений цели в горизонтальной плоскости и канала обработки информационных сигналов угловых положений цели в вертикальной плоскости, входы которых соединены с первым цифровым выходом ЦВМ через первую цифровую магистраль, а выходы - с входом микроЦВМ по пятой цифровой магистрали. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области испытаний и проверки работоспособности головок самонаведения (ГСН). Технический результат - повышение точности моделирования. Стенд содержит излучатель сигналов (имитатор цели), ГСН, вычислительно-моделирующее устройство (ВМУ). ГСН, содержащая БЦВМ, зафиксирована на неподвижном основании, излучатель сигналов зафиксирован на неподвижном основании так, что его продольная ось совмещена с продольной осью ГСН. ВМУ содержит блоки моделей динамики и движения летательного аппарата (ЛА), модели движения цели, модели движения гиростабилизированной платформы ГСН, модели управления гиростабилизированной платформой ГСН, модели расчета единичного вектора «ЛА-цель». Стенд позволяет в реальном масштабе времени проводить полунатурное моделирование системы самонаведения ЛА во всем диапазоне угловых скоростей линии визирования «ЛА-цель» без искажения динамики контура системы. 1 ил.

Изобретение относится к области радиоуправления и может быть использовано в радиоэлектронных системах самонаведения управляемых ракет класса «воздух - воздух» при их наведении на элементы групповой воздушной цели, летящие в плотной группе. Технический результат - увеличение разрешения головкой самонаведения ракеты элементов групповой воздушной цели. Способ заключается в формировании сигнала управления ракетой в вертикальной плоскости, начиная с дальности захвата цели радиолокационной головкой самонаведения (РГС) на сопровождение до встречи ракеты с целью, и формировании сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости с дальности разрешения целей, определяемой шириной диаграммы направленности антенны (ДНА) РГС, до встречи ракеты с целью в соответствии с методом пропорционального сближения. При этом наведение ракеты в горизонтальной плоскости с дальности захвата цели РГС до дальности разрешения целей, определяемой шириной ДНА РГС, разбивают на несколько последовательных этапов, равных по длительности, определяемой временем, необходимым для оценки в РГС ракеты максимального количества разрешаемых по доплеровской частоте воздушных целей с вероятностью правильной оценки, превышающей ее пороговое значение. На каждом этапе в зависимости от ситуации относительно количества разрешаемых по доплеровской частоте целей в группе в РГС ракеты на предыдущем этапе наведения ракеты сигнал управления ею формируется либо также в соответствии с методом пропорционального сближения либо в соответствии с методом пропорционального сближения со смещением угловой скорости вращения линии визирования «ракета - цель» на постоянную и не равную нулю величину для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в горизонтальной плоскости. 1 ил.

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к области испытания вооружения, и может быть использовано при отработке комплексов вооружения с полуактивным самонаведением летательных аппаратов (ЛА), в частности управляемых ракет (УР) или снарядов. Технический результат - обеспечение возможности испытаний и автономной отработки системы полуактивного самонаведения на различных дальностях взаимного положения элементов, при разных углах целеуказания, свойствах отражающих поверхностей целей, внешних условиях с исключением безусловной необходимости запусков ЛА при отработке. Способ включает задание кода лазерной полуактивной головкой самонаведения (ЛПГСН), подсвет цели лазерным излучением с заданным кодом посредством лазерного целеуказателя-дальномера (ЛЦД), поиск ЛПГСН лазерного излучения, отраженного от цели, координацию действий через средства связи. В зависимости от решаемой тактической задачи располагают ЛЦД, цель и ЛПГСН на требуемых взаимных дальностях, для чего их контролируют и корректируют, при поиске лазерного излучения регистрируют выходные сигналы ЛПГСН, сравнивают выходные сигналы ЛПГСН с требуемыми значениями, по результатам сравнения оценивают правильность функционирования тракта «ЛЦД-цель-ЛПГСН». 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиационных управляемых ракет. Технический результат - повышение эффективности боевого применения. Сущность изобретения заключается в подготовке ракеты на борту самолета-носителя к работе, измерении параметров движения цели и собственного движения ракеты, формировании оценки необходимых параметров относительного движения цели и абсолютного движения ракеты, выбор метода наведения ракеты на цель наилучшего по какому-либо критерию для данных условий применения. Вычисляют для выбранного метода параметры рассогласования, характеризующие степень несоответствия действительных параметров движения ракеты их требуемым значениям, проводят анализ помеховой обстановки и включают в зависимости от помеховой обстановки средства помехозащиты и нерадиотехнические измерители. Осуществляют формирование сигнала подготовки и управления для радиовзрывателя, определение на основе текущих значений углового положения и дальности до цели скорости сближения ракеты с целью, модуля промаха ракеты, геометрических размеров и ракурса цели. Формируют команды на подрыв боевой части ракеты с учетом этих данных и начальной скорости разлета осколков боевой части ракеты. 2 н.и 19 з.п.ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к системам наведения ракет. Технический результат - уменьшение ближней границы зоны поражения и увеличение скорости полета в точке встречи на участке возрастания скоростного напора. При использовании метода пропорциональной навигации на участке возрастания скоростного напора управление можно начинать с определенного момента времени. Кроме того, имеет место потеря скорости к моменту встречи из-за неоптимального распределения управляющих ускорений. Сущность изобретения заключается в том, что используют переменный по времени навигационный коэффициент. Предлагаемый метод наведения по структуре близок к методу пропорциональной навигации, но в отличие от последнего, где навигационный коэффициент является постоянной величиной, в предложенном способе он оптимально изменяется в зависимости от известного поведения ракеты на траектории скоростного напора ракеты с целью максимизации ее скорости на момент встречи с целью.

Изобретение относится к области авиационных управляемых ракет и может использоваться для информационного обеспечения функционирования боевого снаряжения ракеты. Технический результат - повышение информативности. Сущность изобретения заключается в подготовке ракеты на борту самолета-носителя к автономной работе путем подачи питающих напряжении из аппаратуры истребителя, в измерении параметров движения цели и собственного движения ракеты, формировании оценки необходимых параметров относительного движения цели и абсолютного движения ракеты, выборе метода наведения ракеты на цель, наилучшего по какому-либо критерию для данных условий применения, вычислении для выбранного метода параметров рассогласования, характеризующих степень несоответствия действительных параметров движения ракеты их требуемым значениям, формировании сигнала подготовки и управления для радиовзрывателя. Также осуществляют излучение и прием электромагнитных колебаний путем сканирования узким лучом в заданном секторе, относительно оси ракеты. При подлете ракеты к цели на расстояние, когда она становиться размерной, выделяют из спектра отраженного от цели сигнала полосы частот, соответствующие частотам колебаний элементов конструкции цели, определяют в этой полосе частот величины максимальной амплитуды отраженного сигнала. Далее фиксируют излучение и прием электромагнитных колебаний в заданном относительно оси ракеты направлении, распознают элемент конструкции цели, имеющий максимальную амплитуду вибрации. При совмещении фиксированного луча электромагнитных колебаний с данным элементом конструкции формируют сигнал на подрыв боевой части ракеты по сигналу положения цели относительно оси ракеты и сигналу опознавания. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управлению артиллерийскими управляемыми снарядами с лазерной полуактивной головкой самонаведения, захватывающей подсвеченную цель на конечном участке траектории, и предназначено для управления огнем при стрельбе управляемыми боеприпасами с головкой самонаведения. Технический результат - уменьшение времени поражения нескольких целей за счет комплексного ведения стрельбы несколькими орудиями по ряду целей при использовании одного целеуказателя. Способ стрельбы включает нумерацию орудий, установление количества и порядка поражения целей, по каждой цели, начиная с первой, измерение расстояния от целеуказателя до цели и азимута цели относительно целеуказателя, топографическую привязку каждой цели к местности в пульте разведчика расчетным путем по данным топографической привязки целеуказателя, преобразование координат целей в пульте разведчика в последовательность двоичных кодов и передачу их по цифровой радиосвязи в пульт огневой позиции. Производят расчет в пульте огневой позиции установок стрельбы каждого орудия по координатам соответствующих целей и топографической привязке соответствующего орудия при едином с пультом разведчика компьютерном времени, реализацию установок стрельбы на орудии с соответствующим номером. При этом производство выстрелов выполняют в порядке нумерации орудий, причем команду на стрельбу следующим орудием вырабатывает пульт огневой позиции по соотношению:

Т _{огонь i+1}=Т_{выстрела i}+ Т_{полета i}+ T_н-Т_{з.п. i+1} , i=1, 2, ...n,

где T_{огонь i+1} - время выдачи команды на стрельбу по следующей цели;

Т _{выстрела i} - момент времени выстрела по i-й цели;

Т_{полета i} - полетное время снаряда до i-й цели;

Т_н - время перенацеливания целеуказателя на следующую цель;

Т_{з.п. i+1} - задержка включения целеуказателя в режим подсвета по i+1-й цели,

n - количество поражаемых целей.

Производство каждого выстрела фиксируют в пульте огневой позиции, при этом целеуказатель после наведения снаряда на предыдущую цель переводят на следующую цель, а включение и выключение лазерного излучения по каждой цели производят по сигналу из пульта разведчика при достижении соответствующего времени, заданного из пульта огневой позиции. 2 ил.

Изобретение относится к области артиллерийского вооружения и может быть использовано при создании корректируемых артиллерийских снарядов (КАС). Технический результат - повышение точности при одновременном упрощении. Согласно изобретению устанавливают на продольной оси КАС датчики линейного ускорения (ДЛУ), с помощью которых измеряют кажущиеся ускорения снаряда по осям X, Y, Z в связанной системе координат, затем в бортовом вычислителе определяют углы атаки и скольжения. Формируют сигнал наведения КАС, а при проведении коррекции траектории с помощью ДЛУ контролируют наличие воздействия перегрузок на КАС, превышающих заданный уровень кажущихся ускорений. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ряду областей промышленности, где находит применение дистанционное управление одним или несколькими подвижными техническими объектами различного назначения: наземными, воздушными, водными аппаратами и устройствами, например, роботами (беспилотными летательными аппаратами). В частности, изобретение может быть использовано в авиационной технике для доставки с повышенной точностью полезного груза с высоколетящего самолета-носителя в заданные точки местности. Технический результат - повышение надежности и точности управления подвижными объектами при одновременном их спуске в разные точки местности, отмеченные ориентирами. Согласно способу осуществляют генерацию, по меньшей мере, одним источником излучения серии импульсов для маркировки, по меньшей мере, одного ориентира, прием и фильтрацию отраженных импульсов в единой системе отсчета времени излучения и приема. Для каждого подвижного объекта осуществляют генерацию серии импульсов, маркирующих ориентир, с индивидуальными характеристиками и временным сдвигом цикла излучения, исключающим наложение импульсов разных серий, при этом начало отсчета времени на всех источниках излучения синхронизируют. 2 ил.

Изобретение относится к различным областям промышленности, где с помощью оптико-электронных систем производят обработку наблюдаемой информации, в частности к авиационной и морской технике (бортовые системы наблюдения), к системам промышленного и экологического мониторинга и т.д. Технический результат заключается в повышении чувствительности и разрешающей способности системы. Система содержит датчик изображения, размещенный на стабилизированной платформе, установленной на подвижном основании, блок обработки видеосигнала, включающий аналого-цифровой преобразователь и первый блок памяти, соединенные со схемой синхронизации чтения-записи, систему стабилизации платформы, включающую датчик угловой скорости платформы, дифференциальный усилитель, усилитель мощности и двигатель привода стабилизированной платформы, при этом в систему дополнительно вводят первый цифровой фильтр, блок адресации, обеспечивающий в первом цифровом фильтре возможность смещения сигналов датчика изображения, второй цифровой фильтр, интегрирующий фильтр, второй блок памяти и цифроаналоговый преобразователь, при этом первый блок памяти выполнен с числом ячеек, превышающим число элементов разрешения датчика изображения. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к оборонной технике, в частности, к системам наведения ракет. Технический результат - повышение точности сопровождения целей и их разрешения по азимуту, а также увеличение дальности обнаружения. Активная радиолокационная головка самонаведения содержит гиростабилизированный привод антенны с установленной на нем щелевой антенной решеткой моноимпульсного типа, трехканальное приемное устройство, передатчик, трехканальный АЦП, программируемый процессор сигналов, синхронизатор, опорный генератор и цифровую вычислительную машину. В процессе обработки принимаемых сигналов реализуется высокое разрешение наземных целей и высокая точность определения их координат (дальность, скорость и угол места и азимут). 1 ил.

Изобретение относится к области систем самонаведения подвижных носителей. Технический результат - повышение точности, линейной и угловой разрешающей способности, помехозащищенности самонаведения при одновременном повышении помехоустойчивости и динамической точности автосопровождения объекта визирования по направлению и дальности. Сущность изобретения заключается в том, что формируют сигналы, пропорциональные проекциям вектора кажущегося линейного ускорения и проекциям вектора абсолютной скорости поворота вектора (линии) визирования цели на соответствующие координатные оси базовой антенной системы координат. По полученным сигналам с учетом начальной информации назначения цели или/и объекта визирования (ОВ) и начальных условий выставки инерциального измерения параметров вектора визирования определяют сигналы, пропорциональные текущим значениям вектора визирования цели, т.е. проекций вектора абсолютной линейной скорости сближения подвижного носителя с целью на соответствующие координатные оси базовой антенной системы координат, наклонной дальности сближения подвижного носителя с целью, составляющих пространственной угловой координаты цели в базовой антенной системе координат, направляющих косинусов взаимного углового положения базовой антенной системы координат и опорной геоцентрической системы координат, связанной одной своей координатной осью с неподвижной целью или/и с ОВ, расположенной, например, на земной поверхности. При отсутствии локационного контакта с целью или/и с ОВ преобразуют полученные сигналы в сигналы стабилизации подвижного носителя от его колебаний относительно своего центра масс в горизонтальной плоскости, в вертикальной плоскости и по крену, а также в сигналы самонаведения подвижного носителя на цель, пропорциональные перегрузкам. При поиске ОВ и его автосопровождении формируют сигналы по основному или по встроенному коротковолновому каналу излучения волн, которые пропорциональны составляющим пространственной угловой координаты ОВ и наклонной дальности до ОВ в антенной системе координат. При этом определяют сигналы, пропорциональные параметрам траекторных флюктуаций и деформирующих воздействий корпуса подвижного носителя на пространственное положение фазового центра антенны относительно цели или/и ОВ. По этим сигналам формируют сигнал, пропорциональный фазе опорной функции, являющейся функцией модуля вектора визирования цели или/и ОВ в смещенной системе координат, т.е. наклонной дальности до цели или/и ОВ, а также скорости ее изменения и ускорения за время интервала разрешения цели или/и ОВ. Положение смещенной системы координат при этом определяется вектором смещения фазового центра антенны или/и центра излучения зондирующих сигналов антенны относительно центра пересечения осей чувствительности измерения проекций кажущегося линейного ускорения и проекций вектора абсолютной угловой скорости поворота вектора (линии) визирования цели или/и ОВ в процессе инерциального измерения параметров вектора визирования цели или/и ОВ. По полученному сигналу, пропорциональному фазе опорной функции, определяют сигнал, пропорциональный фазовой поправке, компенсирующей в принимаемых сигналах, отраженных от облучаемого ОВ, траекторную нестабильность фазового центра антенны и деформирующих воздействий корпуса подвижного носителя. При автосопровождении ОВ по направлению и по дальности сравнивают сформированные сигналы, пропорциональные текущим параметрам вектора визирования цели в базовой антенной системе координат, соответственно с идентичными сигналами автосопровождения ОВ по направлению и по дальности в этой системе координат. Затем осуществляют оптимальную адаптивную помехоустойчивую фильтрацию соответствующих сигналов сравнения и формируют сигналы, пропорциональные точным оценкам соответствующих сигналов сравнения. Сигналами, пропорциональными точным оценкам, корректируют сигналы, пропорциональные соответственно текущим значениям параметров вектора визирования цели. По этим сигналам производят поворот вектора визирования по углу наклона и по азимуту относительно корпуса подвижного носителя до совмещения ее с направлением на ОВ, а при автосопровождении ОВ формируют сигналы, пропорциональные наклонной дальности и скорости сближения подвижного носителя с ОВ. Кроме того, формируют одновременно сигналы, пропорциональные скорости изменения соответственно углов визирования ОВ в горизонтальной и вертикальной плоскости в горизонтальной системе координат. По полученным данным формируют сигналы стабилизации подвижного носителя от колебаний его относительно центра масс в горизонтальной плоскости, в вертикальной плоскости и по крену, а также сигналы самонаведения подвижного носителя, пропорциональные перегрузкам соответственно в горизонтальной и в вертикальной плоскости. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управлению артиллерийскими управляемыми снарядами с лазерной полуактивной головкой самонаведения. Способ стрельбы заключается в том, что после расчета установок стрельбы по углу азимута, углу возвышения орудия и углу ориентации головки самонаведения до их реализации на орудии на огневой позиции, производят моделирование полета снаряда, сравнение значений а(Х) и b(Х) и выработку разрешения на стрельбу орудием при превышении а(Х) над b(Х). При b(Х) а(Х) производят корректировку установок стрельбы по углу возвышения орудия и по углу ориентации головки самонаведения на соответствующие величины прямо пропорциональные передаточным отношениям К1 и К2 модели снаряда и разности b(X') и а(Х'). При этом а(Х) - высота крайней нижней траектории модели полета снаряда с учетом рассеивания при рассчитанных установках стрельбы для горизонтальной дальности Х от орудия, b(X) - высота профиля местности по данным электронной карты для горизонтальной дальности Х от орудия, X' - значение горизонтальной дальности X, при котором величина разности а(Х) и b(Х) будет минимальной. К1, К2 - передаточные отношения модели снаряда на дальности X' для угла возвышения орудия и угла ориентации головки самонаведения соответственно. При реализации изобретения повышается надежность стрельбы по целям в условиях гор. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области управления наведением летательных аппаратов (ЛА) и может быть использовано для формирования в процессе наведения спускаемого аэробаллистического ЛА в заданную точку земной поверхности (точку цели) различных траекторий спуска заданной конфигурации. Способ заключается в формировании спиралевидных траекторий спуска различной конфигурации. При этом в процессе управления спуском ЛА осуществляется программное вращение требуемого направления вектора конечной скорости ЛА по образующей прямого кругового конуса с вершиной в точке цели в прямом или в обратном направлении с заданным постоянным или переменным периодом вращения. Технический результат заключается в возможности реализации маневренных возможностей спускаемых аэробаллистических ЛА путем формирования различных траекторий спуска. 3 ил.