Системы наведения для самодвижущихся снарядов: ..системы наведения по лучу – F41G 7/24

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в комплексах вооружения телеуправляемых ракет. На разгонном участке траектории полета ракеты в курсовой плоскости наведения ракеты устанавливают заранее, до запуска ракеты, пороговое значение параметра движения ракеты относительно линии визирования цели. Проводят по координатам цели и ракеты оценку текущего значения параметра движения ракеты относительно линии визирования цели. Сравнивают, с учетом направления программной траектории вывода относительно линии визирования цели, текущее значение параметра движения ракеты с его установленным пороговым значением. Если текущее значение параметра движения ракеты меньше порогового значения, то формируют корректирующую команду управления ракетой по величине, пропорциональную располагаемой перегрузке ракеты, а по знаку - уводящую ракету в сторону от линии визирования цели. Суммируют сформированную корректирующую команду с командой управления, пропорциональной линейному отклонению. На разгонном участке траектории наведение ракеты осуществляют по суммарной команде управления. Технический результат - предотвращение срыва наведения ракеты в условиях помех, создаваемых собственным разгонным двигателем ракеты. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретения относятся к области управляемых, вращающихся по углу крена ракет. Способ включает пуск и перемещение ракеты в поле управления со сложенными в продольных пазах внутри корпуса ракеты рулями, открытие приемника излучения и перевод рулей в наружное по отношению к корпусу ракеты положение, формирование сигналов управления первого и второго каналов, пропорциональных отклонениям ракеты в поле управления относительно линии прицеливания соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях, формирование периодических сигналов несущей частоты, пропорциональных синусу и косинусу угла крена ракеты, демодуляцию сигналов, пропорциональных углам отклонения рулей первого и второго рулевых приводов, сигналами несущей частоты, сглаживание в полосе частот и вычитание полученных в результате сглаживания сигналов в первом и втором каналах из соответствующих сигналов управления, формирование сигналов управления первым и вторым рулевыми приводами посредством модуляции полученных сигналов разности в первом и втором каналах управления сигналами несущей частоты и отклонения рулей в соответствии с сигналами управления. Отклонение рулей после пуска ракеты производят в пазах внутри корпуса ракеты. Перевод рулей в наружное положение осуществляют по истечении времени _З=(0.3 0.5)/ , отсчитываемого от момента открытия приемника излучения. Повышается точность вывода ракеты на ось луча управления. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к военной технике, в частности к системам управляемого оружия и ракетной, артиллерийской технике. Согласно способу наведения ракет и устройству для его осуществления при облучении приемника излучения лучом управления определяют его координаты в поле управления в моменты начала и конца облучения. Получают среднее значение координат луча управления в моменты начала и конца облучения. Координаты ракеты формируют по среднему значению координат луча управления. В системе наведения ракет в ракету дополнительно введены блок формирования стробирующих импульсов, регистр записи кода начала облучения, регистр записи кода конца облучения, блок осреднения. Технический результат - повышение точности определения координат ракеты в поле управления, точности наведения ракет, вероятности поражения цели. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к системам управления, стабилизации и высокоточного самонаведения подвижного носителя на заданный объект визирования (ОВ), содержащим устройства с изменяющейся ориентацией диаграммы направленности волн, излучаемых антенной. Сущность изобретения заключается в том, что по заданным начальным координатам взаимного положения подвижного носителя и ОВ и начальным условиям выставки инерциальной измерительной системы, а также по измеряемым с момента старта подвижного носителя проекциям вектора кажущегося ускорения движения и проекциям вектора абсолютной угловой скорости вектора визирования заданного ОВ на соответствующие оси базовой антенной системы координат формируют сигналы, пропорциональные текущим значениям параметров вектора визирования заданного ОВ. Заявленное изобретение обеспечивает высокоточную отработку сформированных сигналов и помехоустойчивость управления и стабилизации направления вектора визирования ОВ и сигналов управления и стабилизации подвижного носителя с одновременным регулированием скорости поворота осей и валов соответственно устройства приведения зеркала антенны в поворотное движение в двух взаимно перпендикулярных плоскостях и устройства приведения в действие дифференциальных аэродинамических рулей (АДР) подвижного носителя. 4 н.п. ф-лы, 10 ил.

Предложен способ комбинированного управления в луче. На пункте управления создают пространственную структуру поля управления поочередным сканированием в двух взаимно перпендикулярных направлениях диаграммы направленности модулированного электромагнитного излучения. На ракете измеряют величину информационного параметра электромагнитного излучения по курсу и тангажу и определяют ее координаты. Дополнительно вводят командную систему телеуправления в луче, которой формируют на пункте управления поправочные команды по курсу и тангажу. На ракете декодируют принимаемые поправочные команды и корректируют ими величины сигналов, соответствующих координатам ракеты по курсу и тангажу. Техническими результатами являются повышение маневренности ракеты и ее живучести, а также повышение точности наведения. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет. Технический результат - повышение точности наведения вращающихся по углу крена ракет на начальном участке полета. Сущность предполагаемого изобретения заключается в использовании дополнительного управления по угловому отклонению оси ракеты на начальном участке полета наряду с управлением по линейному отклонению и его производной на всем участке полета. В предлагаемом способе на ракете измеряют угловое отклонение ее продольной оси относительно положения в момент старта, формируют сигнал, пропорциональный этому отклонению, который дополнительно суммируют от момента старта ракеты до момента времени t_y с суммарным сигналом управления. При этом момент времени t_y устанавливают по зависимости t_y=(0,5 0,7)T_p, где T_p - период собственных колебаний ракеты. Система наведения содержит последовательно соединенные формирователь сигнала рассогласования между ракетой и осью луча, суммирующий усилитель, модулятор и привод руля, а также последовательно соединенные датчик периодического по углу крена сигнала, измеритель периода и звено с регулируемым временем запаздывания. Система также содержит последовательно соединенные датчик углового отклонения продольной оси ракеты и формирователь сигнала углового отклонения, выход которого соединен с третьим входом суммирующего усилителя. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области артиллерии. При стрельбе используют комплект снарядов, включающий ведущий снаряд, снабженный излучателем сигналами ведомый снаряд, снабженный приемником сигнала, при этом после каждого выстрела ведущим снарядом производят определенное число выстрелов из группы ведомыми снарядами с обеспечением расстояния между ведущим снарядом и последним из ведомых снарядов группы, определяемым из соотношения 1= ₀n/S, где ₀ - начальная скорость снаряда, м/с, S - скорострельность пушки, выстр/с, n - число ведомых снарядов в группе, причем ведущий снаряд наводят на цель, а ведомые снаряды наводятся на сигнал, излучаемый ведущим снарядом. Повышается эффективность стрельбы. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области систем наведения ракет. Технический результат - повышение точности стрельбы вращающимися по углу крена ракетами в различных климатических условиях. Сущность изобретения заключается в управлении вращающейся ракетой с учетом текущего изменения ее продольной скорости, определяемой по изменению периода вращения по крену. Способ заключается в формировании модулированного излучения, формировании сигнала рассогласования между ракетой и осью луча, суммировании сигнала рассогласования и сигнала, пропорционального разности сигнала рассогласования и сдвинутого на время запаздывания сигнала рассогласования, модуляции суммарного сигнала периодическим по углу крена сигналом и преобразовании полученного сигнала в отклонение руля ракеты. Суммарный сигнал дополнительно модулируют сигналом переменной амплитуды, изменяющейся в соответствии с измеренным периодом вращения ракеты по углу крена. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано в комплексах танкового и противотанкового управляемого вооружения с лучевой системой телеориентирования ракеты в луче лазера. Технический результат - повышение эффективности наведения ракет при перекрестной стрельбе двумя ракетными комплексами. Согласно изобретению при перекрестной стрельбе двумя комплексами ракет по двум целям, после обнаружения и распознавания целей первого и второго комплекса, измеряют расстояние между комплексами, расстояние между целями, расстояния от комплексов до целей, определяют угол между осями лучей первого и второго комплекса. Если угол 5.5°, то время между запусками ракет первого и второго комплексов выбирают путем решения математических уравнений, исходя из условий, чтобы для ракеты, выстреливаемой раньше, луч соседнего комплекса не ухудшал точностные характеристики аппаратуры выделения сигналов координат ракеты относительно «своего» луча, а с другой стороны ракета, выстреливаемая позже, не переходила в луч соседнего комплекса. 3 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. Предложен способ управления ракетой, в котором односторонне ограничивают сигнал управления, исключая из него значения величин, соответствующих направлению сигнала управления вниз, при этом с момента старта ракеты измеряют текущее время и вырабатывают в заданный момент времени импульсный сигнал, который задает формирование команды управления по тангажу вначале сигналом управления, а затем до конца полета ограниченным сигналом управления. Предложена система наведения ракеты, в которую введены таймер и переключаемый ограничитель, при этом выход таймера соединен с первым входом переключаемого ограничителя, второй вход которого подключен к выходу сумматора, а выход переключаемого ограничителя соединен со входом автопилота по тангажу, что повысило эффективность. Техническим результатом является повышение эффективности за счет исключения падения ракеты. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области разработки СН ракет и может быть использовано в комплексах противотанковых и зенитных управляемых ракет. Технический результат - повышение точности стрельбы вращающимися по углу крена ракетами. Сущность изобретения заключается в компенсации знакопеременных расфазировок за счет формирования команд управления в вертикальном канале - пропорционально не только вертикальному, но и горизонтальному отклонениям ракеты, а в горизонтальном канале - пропорционально не только горизонтальному, но и вертикальному отклонениям. Способ заключается в формировании излучения, приеме аппаратурой управления ракеты этого излучения, формировании сигналов, пропорциональных рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной и горизонтальной плоскостях, модуляции сигналов рассогласования периодическими по углу крена, сдвинутыми друг относительно друга на угол /2 опорными сигналами, формировании сигналов управления в связанной с вращающейся ракетой системе координат и преобразовании полученных сигналов управления в отклонения рулевых органов. Перед модуляцией сигнал, пропорциональный рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной плоскости, усиленный с коэффициентом k₁, суммируют с сигналом, пропорциональным рассогласованию между ракетой и осью луча в горизонтальной плоскости, ослабленным с коэффициентом k₂, а сигнал, пропорциональный рассогласованию между ракетой и осью луча в горизонтальной плоскости, усиленный с коэффициентом k ₁, суммируют с сигналом, пропорциональным рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной плоскости, ослабленным с коэффициентом k₂, причем коэффициенты k₁, k₂ вычисляют по заданным математическим зависимостям. 2 н.п. ф-лы, 3 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 наведения. Технический результат - повышение точности наведения за счет коррекции на борту ракеты величины команды управления в канале курса. Согласно изобретению в способе управления ракетой преобразуют электромагнитное излучение с пункта управления в электрические сигналы координат ракеты по курсу и тангажу, из величин электрических сигналов координат формируют команды управления ракетой по курсу и тангажу, интегрируют величину электрического сигнала координаты ракеты по курсу, а затем суммируют величину электрического сигнала координаты по курсу с ее интегрированной величиной и из суммарной величины формируют команду управления ракетой по курсу. Введение в систему наведения ракеты в канале курса сумматора, интегратора и блока включения интегратора повысило точность наведения ракеты в канале курса. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области разработки систем наведения (СН) ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР. Технический результат - повышение точности стрельбы вращающимися по углу крена ракетами в условиях изменяющейся в процессе полета по величине и знаку фазовой связи в СН. Сущность предлагаемого изобретения заключается в обеспечении несимметричных коэффициентов передачи по каналам управления, значения которых определяются величиной компенсируемой фазовой связи. Положительный эффект достигается за счет того, что по сравнению с известным способом, заключающимся в формировании излучения, приеме аппаратурой управления ракеты этого излучения, формировании сигналов, пропорциональных рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной и горизонтальной плоскостях, преобразовании сигналов рассогласования в сигналы в связанной с вращающейся ракетой системе координат и преобразовании полученных сигналов управления в отклонения рулевых органов, сигнал, пропорциональный рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной плоскости, усиливают с одним коэффициентом, а сигнал, пропорциональный рассогласованию между ракетой и осью луча в горизонтальной плоскости, ослабляют с другим коэффициентом, которые устанавливают по математическим зависимостям. 3 ил.

Изобретение относится к области разработки систем наведения (СН) ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР. Технический результат - повышение точности стрельбы вращающимися по углу крена ракетами, наводимыми по лучу, в условиях появления и пропадания излучения. Сущность изобретения заключается в формировании излучения, формировании сигнала рассогласования между ракетой и осью луча, суммировании сигнала рассогласования и сигнала, пропорционального разности сигнала рассогласования и сдвинутого на время запаздывания сигнала рассогласования, модуляции суммарного сигнала периодическим по углу крена сигналом и преобразовании полученного сигнала в отклонение рулей ракеты. При появлении или пропадании излучения в течение времени, равного времени запаздывания, отсчитываемого от момента появления или пропадания излучения, осуществляют модуляцию только сигнала рассогласования, а по истечении этого времени модулируют сумму сигнала рассогласования и сигнала, пропорционального разности сигнала рассогласования и сдвинутого на время запаздывания сигнала рассогласования. В СН, реализующую этот способ, по сравнению с известной СН, включающей формирователь сигнала рассогласования между ракетой и осью луча, состоящий из последовательно соединенных источника модулированного излучения, приемника излучения и блока выработки сигнала рассогласования, звено с регулируемым временем запаздывания, первый вход которого соединен с выходом блока выработки сигнала рассогласования, суммирующий усилитель, первый вход которого соединен с выходом звена с регулируемым временем запаздывания, а второй вход соединен с выходом блока выработки сигнала рассогласования, модулятор, первый вход которого соединен с выходом суммирующего усилителя, а второй вход соединен с выходом датчика периодического по углу крена сигнала, привод руля, вход которого соединен с выходом модулятора, измеритель периода, вход которого соединен с выходом датчика периодического по углу крена сигнала, а выход соединен со вторым входом звена запаздывания, по которому осуществляется регулировка времени запаздывания, введены пороговое устройство, вход которого соединен с выходом приемника излучения, первое логическое устройство между выходом звена с регулируемым временем запаздывания и первым входом суммирующего усилителя, второе логическое устройство между выходом блока выработки сигнала рассогласования и третьим входом суммирующего усилителя, причем вторые входы первого и второго логических устройств соединены с выходом порогового устройства, а их третьи входы соединены с выходом измерителя периода. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к ракетной технике, и может быть использовано при разработке ракетных комплексов, в которых применяются лучевые системы теленаведения с одноступенчатой модуляцией. Технический результат - упрощение реализации процесса наведения при сохранении перекрестной стрельбы с соседних пунктов управления, которая исключает перехват своей ракеты "чужим" пунктом управления. Предложен способ наведения телеориентируемой в луче ракеты, в котором формируют поле управления сканированием диаграммы направленности электромагнитного излучения относительно начала координат, совпадающего с центром поля управления, при котором изменяют параметры электромагнитного поля, преобразуют принимаемое электромагнитное излучение на ракете в электрический сигнал и декодируют его. Изменяют параметры электромагнитного излучения одноступенчатой модуляцией и присваивают каждой точке в структуре электромагнитного излучения адрес пункта управления, который соответствует ракете, управляемой с этого пункта управления, при этом выставляют адрес на пункте управления и на ракете до момента старта. Введение в ракетный комплекс на пункте управления блока задания адреса, а на ракете последовательно включенных блока установки адреса и дешифратора адреса упростило реализацию. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к ракетной технике, и может быть использовано при разработке ракетных комплексов, в которых применяются лучевые системы теленаведения. Технический результат - повышение точности наведения ракеты за счет исключения ложной команды управления при прерывании линии связи. Предложен способ теленаведения ракеты по лучу, при котором вводят ракету в зону луча, измеряют на ракете ее координаты относительно точки прицеливания, а затем вырабатывают управляющие сигналы. На ракете задают величину времени, в течение которого запоминают последние значения координат по курсу и тангажу при прерывании линии связи, обнуляют значения координат при времени запоминания, большем заданной величины, и выставляют измеренные значения координат при появлении сигналов теленаведения с момента восстановления линии связи. Система теленаведения ракеты по лучу, реализующая способ, содержит на ракете последовательно соединенные приемник и блок разделения каналов по курсу и тангажу, выходы которого поканально подключены к одной из двух цепочек, состоящей из преобразователя время-код и блока памяти соответственно по курсу и тангажу. В каждой цепочке вход записи блока памяти подключен к первому выходу преобразователя время-код, а информационный вход - ко второму выходу преобразователя время-код. Пункт управления связан со входом приемника. Введен блок контроля величины времени запоминания, выполненный в виде логической схемы «ИЛИ», счетчика импульсов, RS-триггера и синхронизатора, при этом выход логической схемы «ИЛИ» соединен со входом обнуления счетчика импульсов и первым входом RS-триггера, второй вход которого подключен к выходу счетчика импульсов, счетный вход которого соединен с выходом синхронизатора, причем выход RS-триггера подключен ко входам обнуления блоков памяти каналов курса и тангажа, а первый и второй входы логической схемы «ИЛИ» соединены с первыми выходами преобразователей время-код соответственно по курсу и тангажу. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к ракетной технике и, в частности к ракетам, вращающимся по углу крена, и может быть использовано в системах наведения ракет, в которых применяются, например, лучевые системы наведения. Технический результат - повышение надежности за счет использования угловой скорости вращения ракеты по крену в качестве регулирующей величины, которой корректируют величину командного сигнала на ракете. Предложен способ коррекции командного сигнала на ракете, вращающейся по углу крена, в котором электромагнитное излучение с пункта управления преобразуют на ракете в составляющие командного сигнала, корректируют их и из корректированных значений формируют командный сигнал. При этом на ракете вырабатывают креновый сигнал в виде электрических импульсов, длительности которых формируют равные по величине угловые интервалы, образуемые при вращении ракеты по углу крена, преобразуют длительность каждого импульса в двоичное число, величиной которого корректируют величины составляющих командного сигнала. Введение в систему наведения ракеты последовательно включенных датчика угла крена и преобразователя “длительность-код” повысило надежность за счет использования угловой скорости вращения ракеты по крену для коррекции величины командного сигнала на ракете. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к ракетной технике, и может быть использовано при разработке ракетных комплексов с лучевыми системами теленаведения, в которых траектория полета ракеты, например, близка и параллельна поверхности земли либо водной поверхности. Технический результат - уменьшение минимально допустимой дальности наведения за счет оптимизации начальных условий, приводящих к минимизации ошибок наведения, что не требует применения на стартовом участке комбинации “широкого” и “узкого” луча. Согласно изобретению на ракете с момента старта формируют программно изменяемую команду управления по тангажу, а при вводе ракеты в зону луча управляют системой теленаведения. В горизонтальной плоскости совмещают направления линии старта ракеты и луча с нулевыми значениями командных сообщений. В вертикальной плоскости выставляют направление линии старта ракеты по углу выше направления луча с нулевыми значениями командных сообщений, а управляют системой теленаведения с момента попадания ракеты в зону луча с нулевыми значениями командных сообщений в вертикальной плоскости, при этом ракету закручивают по углу крена. Описаны два варианта комплекса телеуправляемой в луче ракеты. Первый вариант содержит ракету, в которую входят элементы электромеханической стыковки ракеты, автопилот и последовательно включенные приемник и блок выделения координат, а также пункт управления, в который входят прицел-прибор наведения и устройство управления стартом, которое подключено через устройство электромеханической стыковки пусковой установки к элементам электромеханической стыковки ракеты, при этом приемник связан электромагнитным излучением с прицелом-прибором наведения; на ракете установлены блок задержки и последовательно включенные формирователь стартового импульса, формирователь изменяемой команды и сумматор, при этом выходы по курсу и тангажу блока выделения координат соединены соответственно с первым и вторым входами блока задержки, выход блока задержки по курсу соединен с первым входом автопилота, выход блока задержки по тангажу подключен ко второму входу сумматора, выход сумматора подключен ко второму входу автопилота, а третий вход блока задержки соединен с выходом формирователя стартового импульса, вход которого подключен к элементам электромеханической стыковки ракеты. Второй вариант отличается от первого тем, что выход приемника подключен к первому входу блока задержки, выход которого соединен со входом блока выделения координат, выход по тангажу блока выделения координат подключен ко второму входу сумматора, выход которого соединен со вторым входом автопилота, второй вход блока задержки соединен с выходом формирователя стартового импульса, вход которого подключен к элементам электромеханической стыковки ракеты. 3 н.п. ф-лы, 6 ил.

Группа изобретений относится к системам управления летательными аппаратами, а точнее к лучевым системам теленаведения ракет, и может быть использована для борьбы с военной техникой противника. Согласно способу на ракете формируют сигнал вращения. Затем декодируют принимаемые сигналы управления и вырабатывают команды управления. Фиксируют момент появления сигнала вращения, задают им начало отсчета времени, в течение которого изменяют параметры аппаратуры управления ракетой и осуществляют корректировку команд управления ракетой. Ракета содержит гироскопический датчик крена, рулевой привод и последовательно включенные приемный тракт и преобразователь координат, управляющий вход которого соединен с выходом гироскопического датчика крена. Ракета также содержит фиксатор и формирователь изменяемых команд. Вход фиксатора подключен к выходу гироскопического датчика крена. Выход фиксатора соединен с управляющим входом формирователя изменяемых команд, сигнальный вход которого подключен к выходу преобразователя координат, а выход - со входом рулевого привода. Реализация данных технических решений позволяет повысить точность наведения ракеты на цель. 2 н.п. ф-лы, 1 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. Задачей изобретения является повышение точности введения ракеты в луч и наведения ее на цель за счет формирования на борту ракеты поправочной команды управления в канале тангажа, учитывающей изменение скорости полета ракеты, определяемой скоростью горения топлива, зависящей от его температуры, а значит, и от температуры на борту ракеты. Предложен способ управления ракетой, при котором преобразуют электромагнитное излучение с пункта управления в координаты ракеты по курсу и тангажу и формируют из курсовой координаты команду управления по курсу, а на ракете измеряют температуру, преобразуют температуру в код, которым формируют поправочную команду, суммируют эту команду с величиной координаты по тангажу, а из полученного значения вырабатывают команду управления ракетой по тангажу. Описана система наведения ракеты, основанная на этом способе, содержащая аппаратуру пункта управления, а на ракете - последовательно включенные приемник и блок выделения координат, выход по курсу которого соединен с первым входом автопилота, при этом аппаратура пункта управления связана со входом приемника, введены сумматор, датчик температуры, преобразователь температура - код и формирователь поправочной команды. 2 с.п. ф-лы, 3 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. Задачей изобретения является повышение точности наведения за счет коррекции на борту ракеты величины команды управления в канале тангажа. Предложен способ управления ракетой, согласно которому преобразуют электромагнитное излучение с пункта управления в электрические сигналы координат ракеты по курсу и тангажу, формируют команды управления ракетой по курсу и тангажу, причем команду управления по курсу формируют из электрического сигнала координаты по курсу, при котором на ракете программно вырабатывают первую дополнительную команду, пропорциональную величине провисания ракеты, вырабатывают вторую дополнительную команду, интегрируя электрический сигнал координаты по тангажу, а затем суммируют первую и вторую дополнительные команды и электрический сигнал координаты по тангажу и из суммарной величины формируют команду управления ракетой по тангажу. Описана система наведения ракеты, основанная на этом способе, в которую введены сумматор, блок компенсации, интегратор и блок включения интегратора, связанный с управляющим входом интегратора, сигнальный выход интегратора соединен с выходом блока выделения координат по тангажу, подключенного к первому входу сумматора, второй вход которого соединен с выходом интегратора, а третий - с блоками компенсации, при этом выход сумматора соединен со вторым входом автопилота. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к оборонной технике и в частности к средствам борьбы с малоразмерными целями и может быть использовано в системах управления ракетами, формирующими на борту команды управления движением. Технический результат - повышение помехоустойчивости при использовании широтно-импульсной модуляции сигналов управления в рулевом приводе. Предложен способ формирования команд управления ракетой, в котором выделяют сигналы наведения, задают команды управления рулевым приводом в виде релейного широтно-импульсного модулированного сигнала, вырабатывают импульсы, передний фронт которых формируют до момента возникновения импульсов э.д.с. самоиндукции в обмотках управления рулевым приводом, вызывающих помеху, задний фронт импульсов формируют после момента окончания помехи, вырабатываемыми импульсами запрещают прохождение помехи в команды управления ракетой, что позволило исключить влияние внутренних помех при формировании команд управления. Предложена ракета, содержащая приемник и последовательно соединенные аппаратуру разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу, преобразователь команд и одноканальный рулевой привод, в которую введены первый и второй формирователи импульсов и схема запрета и ракета, содержащая дополнительно к изложенной выше второй канал рулевого привода, идентичный первому, третий и четвертый формирователи импульсов, что исключило влияние внутренних помех, создаваемых рулевым приводом, при этом повышено быстродействие рулевого привода за счет допустимости увеличения э.д.с.самоиндукции на обмотках рулевого привода, вызывающей соответственно увеличение амплитуды ложных импульсов. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.