Реактивные снаряды, например ракеты, управляемые снаряды: .средства наведения или управления для них – F42B 15/01

Изобретение относится к области военной техники, а именно к различным боеприпасам, преимущественно для гладкоствольного оружия. Боеприпас содержит корпус с хвостовой частью, откидывающиеся консоли стабилизирующего оперения и элементы шарнирного соединения консолей с хвостовой частью корпуса. Хвостовая часть выполнена в форме усеченного конуса с радиально-продольными пазами. Откидывающиеся консоли стабилизирующего оперения выполнены из листового проката, частично размещенные в радиально-продольных пазах и содержащие отверстия со стороны дна корпуса. Радиально-продольные пазы выполнены открытыми со стороны дна корпуса. Элементы шарнирного соединения консолей с хвостовой частью корпуса образованы кольцевой канавкой, выполненной в хвостовой части корпуса у его дна, и разрезным кольцом, выполненным из круглого пружинного проката. Кольцо установлено одновременно в кольцевой канавке и в отверстиях консолей. На консолях, вдоль их крайней хорды, выполнена отгибка листового проката. Материал хвостовой части корпуса у кольцевой канавки местно деформирован к образующей разрезного кольца. Достигается упрощение конструкции боеприпаса. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к управлению траекторией полета тел, движущихся с высокими, в т. ч. космическими, скоростями. Система, согласно предлагаемому способу, м. б. использована в качестве вспомогательной (резервной) для коррекции траектории ракет, штатная система наведения которых вышла из строя. Возможно также ее использование на малых телах, на которых размещение обычных систем самонаведения затруднительно. Способ предусматривает нанесение на боковую поверхность тела (4) полос (5, 6, 7, 8) из кремния, легированного с разной степенью (дающей разную резонансную частоту лазерного поглощения). Излучение (3) лазера (2), попадая на полосу с резонансной частотой его поглощения, вызывает ее испарение и появление соответствующей корректирующей реактивной силы. Меняя частоту излучения (3), получают импульсы коррекции в требуемых направлениях. Техническим результатом изобретения является возможность управления траекторией полета тела в двух направлениях, поперечных по отношению к вектору его текущей скорости. 1 ил.

Изобретение относится к области управляемого артиллерийского вооружения, в частности к управляемым артиллерийским снарядам. Управляемый артиллерийский снаряд содержит корпус, блок автоматического управления, блок рулевого привода, блок тормозных устройств, боевую часть, комбинированное взрывательное устройство, стабилизатор и донный газогенератор. Блок автоматического управления включает автопилот, блок инерциальных датчиков, приемник GPS, процессор, пассивную радиолокационную головку самонаведения с широкополосным приемником и модулем настройки частоты приемника. Блок тормозных устройств изменяет лобовое сопротивление снаряда на конечном участке траектории. Пассивная радиолокационная головка самонаведения работает по радиосигналу, излучаемому целью, и способна работать в прерывистом режиме поступления сигнала от цели. Достигается повышение точности поражения цели снарядом. 1 ил.

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

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами (ЛА), в частности, стабилизированными вращением. Способ использует информацию о векторе магнитного поля Земли (МПЗ), измеренном датчиком МПЗ в связанной с ЛА вращающейся по крену системе координат. Сигнал измеренного датчиком угла крена суммируют с сигналом поправки этого угла, вычисляемой с учетом угла наклона вектора напряженности МПЗ, углов магнитного курса и тангажа ЛА. Определяют функцию чувствительности (ФЧ) сигнала поправки угла крена в зависимости от ФЧ ошибки измерения угла крена ЛА датчиком МПЗ к ошибкам определения углов тангажа и рыскания ЛА, вычисляемых с учетом наклона вектора напряженности МПЗ. При этом углы тангажа и курса ЛА выбирают так, чтобы ФЧ-сигнала поправки угла крена не превышала допустимого по точности вычисления данного угла значения. 2 з.п. ф-лы, 2 табл., 8 ил.

Группа изобретений относится к области устройств для улучшения управления ракетами или реактивными снарядами, а именно к устройствам управления ракетой или реактивным снарядом, например малого калибра. Устройство управления ракетой или реактивным снарядом имеет основную боковую поверхность с носом на уровне одного из ее концов и средства инициирования пороха. Устройство содержит полость, определяющую камеру сгорания и заполненную взрываемым порохом. Взрываемый порох содержит нанотермиты. Реактивный снаряд или ракета содержит устройство управления ракетой или реактивным снарядом. Достигается улучшение управления ракетами или реактивными снарядами. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к военной технике, в частности к способу подрыва осколочно-фугасной боевой части (ОФБЧ). Способ подрыва ОФБЧ самонаводящегося боеприпаса с управляющим блоком (УБ) осуществляется посредством ударного воздействия бойка на головное взрывательное устройство (ВУ) мгновенного действия ОФБЧ. Боеприпас снабжен системой управления. Ударное воздействие бойка на ВУ осуществляют через дополнительно введенную в состав УБ аэродинамическую иглу (АИ), которую опирают на боек. Для осколочного подрыва ОФБЧ производят, в момент удара УБ о преграду, механическую расфиксацию и утапливание АИ и бойка в корпус УБ соосно его продольной оси вплоть до удара бойка по ВУ. Для фугасного подрыва ОФБЧ, по команде системы управления УБ, АИ жестко заклинивают в корпусе УБ. Достигается придание самонаводящимся боеприпасам нового качества ситуационного преобразования типа подрыва. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к снарядам, невидимым для радиорадаров (стелс-снарядам). Стелс-снаряд содержит корпус, взрыватель и взрывчатое вещество. Снаряд выполнен из радиопрозрачного композитного материала и имеет заднюю (относительно направления движения) часть в виде полусферы или полуэллипсоида, или полуовала вращения. Достигается создание снаряда, невидимого для радиорадаров. 3 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к области вооружений, в частности к взрывателям с оптическим датчиком цели для реактивных боеприпасов. Оптический датчик цели установлен внутри корпуса головного взрывателя. На корпус взрывателя установлен защитный кожух, головной стопорный элемент, пиропривод, электронно-временное устройство и нижний стопорный элемент. Кожух представляет собой тело вращения оболочечного типа, преимущественно повторяющее наружные обводы взрывателя. Кожух установлен с наружной стороны взрывателя. Кожух состоит из трех и более сегментов. Головной стопорный элемент установлен на головной части защитного кожуха. Пиропривод установлен на корпусе взрывателя и обеспечивает осевое перемещение головного стопорного элемента. Выводы электронно-временного устройства соединены с выводами пиропривода. Нижний стопорный элемент взаимодействует с нижними частями сегментов защитного кожуха и фиксирует сегменты защитного кожуха на корпусе взрывателя от перемещения в радиальном направлении. Сегменты защитного кожуха имеют конструктивные элементы, взаимодействующие с ответными конструктивными элементами на корпусе взрывателя, и исключают возможность перемещения сегментов относительно корпуса взрывателя при установленных головном и нижнем стопорных элементах. Достигается

расширение функциональных характеристик реактивного боеприпаса с оптическим датчиком цели. 3 ил.

Группа изобретений относится к системам управления ракетами (СУР). Cпособ формирования команд управления включает измерение величины угла крена ракеты, формируемой в виде сигнала в n-разрядном коде Грея, который преобразуют в двоичное число, содержащее n-разрядов, логические уровни которого вырабатывают многоступенчатую аппроксимацию сигналов синусоиды и косинусоиды, и формируют из декодированных принимаемых сигналов команды управления ракетой соответственно по курсу и тангажу. СУР включает в себя гироскопический измеритель угла крена, логическую схему «исключающее ИЛИ», преобразователь команд управления и второй рулевой привод. Способ измерения угла крена включает формирование дополнительных последовательностей логических уровней,формирующих число в n-разрядном коде Грея, которое преобразуют в двоичное n-разрядное число, соответствующее измеренной величине угла крена ракеты. В гироскопический измеритель угла крена дополнительно введены пары светодиод-фотодиод, размещенные на корпусе гироскопа и разделяемые растром. Способ включает формирование синусного и косинусного сигналов для формирования команд управления на ней, при котором двоичное число в параллельном виде формируют в виде n-разрядного. В СУР введён синус-косинусный формирователь М задатчиков чисел и логическая схема «НЕ». Повышается эффективность формирования команд управления СУР. 6 н. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники. Управляемая пуля выполнена по двухступенчатой бикалиберной схеме и содержит боевую часть, стартовый двигатель, блок управления и газодинамическое устройство управления. Она снабжена переходным обтекателем, в котором вокруг хвостовой части маршевой ступени размещено газодинамическое устройство управления, выполненное в виде газодинамического рулевого привода с пороховым аккумулятором давления торообразной формы, реализующее моментное управление путем создания поперечной тяги. Сопла газодинамического устройства управления выведены наружу переходного обтекателя в радиальном направлении. Стартовый двигатель выполнен отделяемым. Корпус стартового двигателя выполнен коническим. Боевая часть размещена в носовой части маршевой ступени. Блок управления размещен в хвостовой части маршевой ступени, которая вдвинута в центральную трубку, выполненную в стартовом двигателе. Уменьшается масса и увеличивается маневренность летательного аппарата. 2 ил.

Изобретение относится к области авиации и ракетостроения, в частности к системам стабилизации полета. Способ управления заключается в измерении текущих значений углов наклона траектории , пути , крена , определении необходимых для наведения на цель ракеты значений углов наклона траектории _зад, пути _зад, крена _зад, определении сигналов рассогласований по углам наклона траектории _зад, пути _зад, крена _зад от заданных значений и формировании сигналов скорости отклонения рулей по каналу высоты , направления , элеронов . Сигналы управления по каналам , , суммируются между собой и формируют сигналы управления каждого из четырех X-образно расположенных рулей , , , . Измеряя воздушную скорость движения ракеты V_a и зная воздушную скорость, необходимую для движения на цель V_{a зад}, определяют рассогласование от заданной скорости V_{a зад}=V_a-V_{a зад} и формируют дополнительный сигнал скорости отклонения рулей по каналу продольной скорости . Формируют сигналы управления каждого из четырех X-образно расположенных рулей , , , : - при угле атаки, большем угла скольжения - синхронное перемещение соседних рулей с каждой стороны попарно-синхронно навстречу друг другу; - при угле скольжения, большем угла атаки - синхронное перемещение соседних рулей сверху и снизу попарно-синхронно навстречу друг другу, что приводит к управлению значениями воздушной скорости движения ракеты V_a. Повышается эффективность управления. 4 ил.

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, а именно к головным отсекам (ГО) летательных аппаратов (ЛА). ГО ЛА содержит переднюю панель в виде клина с плоскими иллюминаторами, осесимметричную с переменным сечением боковую обечайку со стыковочным шпангоутом, складную телескопическую аэродинамическую иглу. Иллюминаторы выполнены с различным диапазоном пропускания. Боковая обечайка выполнена биконической, оживальной, параболической, в виде сплайна или их комбинаций. В боковой обечайке выполнена призматическая, цилиндрическая, оптически- и радиопрозрачная вставка. Передняя панель и часть боковой обечайки выполнены поворотными и отделены от неподвижной части герметичной мембраной и в плоскости их разделения установлен подшипник. На внутренней стороне боковой обечайки и передней панели установлена теплоизоляция, на внутренней стороне иллюминаторов установлены сдвигающиеся теплоизолирующие накладки. Изобретение позволяет повысить точность наведения ГО ЛА. 18 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к снарядам с газовым подвесом. Снаряд с газовым подвесом содержит гладкую цилиндрическую часть. В цилиндрической части выполнена полость питания. Полость питания соединена с наружной цилиндрической поверхностью через питающие устройства. Полость питания заполнена веществом, имеющим высокую скорость горения. Полость питания соединена с тыльной частью снаряда через отверстие, в котором размещен термитный фитиль. Питающие устройства выполнены в виде отверстий малого диаметра. Оси отверстий направлены под углом к радиусу гладкой цилиндрической части. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к пулям для стрелкового оружия. Хвостовая часть пули в полете принимает удобообтекаемую форму. Хвостовая часть пули выполнена в виде винтовой конической пружины сжатия. Пружина изготовлена из облегченной полосовой стали переменного прямоугольного поперечного сечения. Пружина принимает удобообтекаемую заднюю часть пули при ее полете за счет сил упругости. Достигается увеличение дальности полета пули. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области военной техники, в частности к управляемым реактивным снарядам. Управляемый реактивный снаряд включает управляющий и разгонный блоки. Управляющий блок выполнен в виде двух модулей: носового с органами управления реактивным снарядом и хвостового. Между собой модули управляющего блока соединены посредством цилиндрического шарнира с осью вращения, совпадающей с продольной осью разгонного блока. Хвостовой модуль управляющего блока выполнен в виде единого конструктивного целого с разгонным блоком. На оси цилиндрического шарнира, жестко связанной с разгонным блоком, расположен ротор электрического моментного двигателя. Статор двигателя жестко связан с корпусом носового модуля управляющего блока. На внешней поверхности носового модуля управляющего блока расположена одна пара аэродинамических рулей, жестко связанных с внешней поверхностью носового модуля. Рули установлены под фиксированным углом к продольной оси управляющего модуля. Достигается упрощение конструкции и повышение боевой эффективности управления реактивных снарядов. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах и в управляемых пулях. Управляемая пуля выполнена по двухступенчатой бикалиберной схеме. Пуля содержит балансировочный груз, стабилизирующие элементы, аэродинамические органы управления, блок привода органов управления и систему управления по лучу. Система управления по лучу включает фотоприемник, размещенный на маршевой ступени, и бортовую аппаратуру. В качестве балансировочного груза выступает боевая часть кинетического действия, которая выполнена в виде бронебойного стержня. Управляемая пуля снабжена отделяемым стартовым двигателем, в котором размещена центральная трубка для передачи сигнала на фотоприемник от защитной линзы. Линза расположена в задней части трубки. Внутренняя часть трубки выполнена светоотражающим световодом. Сопла двигателя установлены под углом 10-30° к оси двигателя. Достигается расширение номенклатуры поражаемых целей. 2 ил.

Изобретения относятся к области обеспечения безопасности Земли от столкновения с опасным космическим телом (ОКТ). Способ заключается в том, что после обнаружения и определения характеристик ОКТ выводят на траекторию встречи с ним космический аппарат (КА)-носитель. КА-носитель содержит блок доставки с командным отсеком и набор ударных блоков с системой самонаведения на цель. В первом варианте, на околоземную орбиту выводят КА, оснащенный гамма-лазером. При подходе к ОКТ ударные блоки выпускают и позиционируют в пространстве через необходимые интервалы. Перед встречей с ОКТ первого ударного блока наводят высокоэнергетический луч гамма-лазера на ОКТ, создавая в ОКТ высокотемпературный канал. В этот канал поочередно наводятся ударные блоки. При попадании в канал инициируют детонацию взрывчатого вещества ударного блока. Корректируют траектории и управление движением этих блоков но результатам предыдущих воздействий на ОКТ и с учетом изменения текущей ситуации. Во втором варианте, КА с гамма-лазером включают в состав КА-носителя и доставляют к ОКТ для воздействия на него с минимального расстояния. Технический результат изобретений направлен на повышение эффективности воздействия на ОКТ и надежности реализации этого процесса, с обеспечением гибкой реакции на изменение ситуации при одновременном расширении возможностей энергетического воздействия на ОКТ. 2 н.п. ф-лы, 11 ил.

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

Изобретение относится к оборудованию для управляемого оружия и предназначено для использования при управлении полетом корректируемой авиационной бомбы (КАБ) при нанесении ударов по стационарным (наземным и надводным) объектам противника бомбами, оснащенными фугасными боевыми частями, в условиях радиоэлектронного противодействия противника. Система содержит: приемоиндикатор спутниковых навигационных систем (ПСНС), устройство коррекции (УК), инерциальную навигационную систему (ИНС), блок связи с носителем (БСН), блок управления (БУ), два коммутирующих устройства (КУ), блоки формирования команд спутникового наведения (БФКСН), инерциального наведения (БФКИН) и инерциального наведения с коррекцией (БФКИНК). Имеются последовательно соединенные автопилот (АЛ), рулевые приводы с турбогенераторным источником питания (РП) и аэродинамические рули (АР). Система управления КАБ обеспечивает наведение бомбы на цель с использованием трех каналов наведения - спутникового, инерциального и инерциального, корректируемого по данным спутникового канала. Это позволяет значительно повысить вероятность поражения цели в условиях радиоэлектронного подавления противником канала спутникового наведения КАБ. 3 ил.

Изобретение относится к оборудованию для управляемого оружия и предназначено для использования при управлении полетом корректируемой авиационной бомбы (КАБ) с целью поражения радиоэлектронных средств (РЭС) противника. Система содержит пассивную радиотехническую головку самонаведения (ПРГС), блок связи с носителем (БСН), блок управления (БУ), два коммутатора, блок формирования команд наведения (БФКН), инерциальную навигационную систему (ИНС), блок управления твердотопливным ракетным двигателем (БУТРД), автопилот (АП), рулевые приводы (РП), аэродинамические рули (АР) и твердотопливный ракетный двигатель (ТРД). Первые управляющие входы коммутаторов K₁, K₂ и автопилота соединены с первым выходом БУ, первый вход которого соединен с первым выходом БСН, второй вход - со вторым выходом ИНС, а третий вход - с первым выходом ПРГС. Второй выход ПРГС подключен ко второму входу коммутатора K₁, третий выход соединен в первым входом БСН, а вход соединен с третьим выходом БУ. Второй выход БУ соединен с третьим входом коммутатора K₁, первый выход которого соединен со входом БФКН. Выход БФКН подключен ко второму входу коммутатора K₂, второй выход коммутатора K₁ соединен с входом ИНС. Первый выход ИНС подключен к третьему входу коммутатора K₂, а третий выход - к второму входу БУТРД. Выход БУТРД соединен с ТРД, а первый вход подключен к четвертому выходу БУ. Выход коммутатора K₂ соединен с входом АП. При этом второй вход БСН является входом, а второй его выход - выходом системы. Изобретение обеспечивает повышенную вероятность поражения РЭС-цели и сокращение требуемого наряда КАБ для поражения РЭС. 2 ил, 1 табл.

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

Изобретения относятся к радиолокационной технике. Достигаемый технический результат изобретения - улучшение массогабаритных и стоимостных характеристик устройств наведения и самонаведения ракет и управляемых снарядов на цель. Самонаведение ракеты на цель осуществляют посредством определения принятой электромагнитной энергии от цели N приемными антеннами N приемников, располагаемыми все в вертикальной плоскости перпендикулярной продольной оси ракеты, от которой начинается конусообразная носовая часть ракеты, на равном удалении друг от друга, на внешней стороне ракеты и при этом считают: если на выходах всех N приемных антенн наблюдается появление сигнала от цели, то ракета точно приближается к цели, а если не на всех выходах N приемных антенн, то ракета приближается к цели с промахом и ее направление движения, относительно направления на цель, отклонено в сторону N-i приемных антенн, на выходах которых появление сигнала от цели, из-за закрытия раскрыва антенн передней частью корпуса ракеты, не наблюдается, и если ракета точно приближается к цели, то воздействия на рули управления ракетой не оказывают, также как и тогда, когда принятых сигналов не наблюдается на всех N приемных антеннах, а если ракета не точно приближается к цели, то сигналы с выходов N-i приемных антенн, которые принимают от цели сигналы и которые располагаются симметрично N-i приемным антеннам, которыми не принимаются сигналы от цели, преобразуют в сигналы управления, подводимые к соответствующим N-i рулям управления ракетой, рулям стоящими в каналах с N-i приемными антеннами, которые не принимают сигналы от цели. Устройства самонаведения ракет на цель содержат N приемных каналов, антенны которых располагают в вертикальной плоскости перпендикулярной продольной оси ракеты, от которой начинается конусообразная носовая часть ракеты, на равном удалении друг от друга, на внешней стороне ракеты. 5 н.п. ф-лы.

Изобретение относится к оборонной технике и может быть использовано для информационного обеспечения боевого снаряжения, в частности высокоточных управляемых снарядов или управляемых ракет. Сущность изобретения заключается в том, что предлагаемый способ содержит излучение двумя действующими в разных диапазонах электромагнитного спектра неконтактными датчиками цели, фиксацию цели и определение стороны ее пролета на больших промахах, фиксацию цели и определение стороны ее пролета на малых промахах, определение положения цели относительно оси ракеты на основе сравнения полярности сигналов от датчиков азимута и угла места головки самонаведения ракеты, сравнение положения цели, определяемой, с одной стороны, головкой самонаведения ракеты, а с другой стороны -радиолокационным датчиком цели и оптическим датчиком цели и при совпадении положений цели установление факта отсутствия помехи и определение значения угловой скорости и ускорения перемещений цели на основе сравнения угловых координат цели с заданными значениями, определение динамики углового перемещения цели на основе анализа значений угловой скорости и ускорения движения цели, определение прогнозируемого углового положения цели на основе учета динамики ее углового перемещения и формирование поля поражения боевой части ракеты в направлении пролета цели с учетом ее прогнозируемого углового перемещения, определение условий подхода ракеты к цели, определение класса цели и на основе данной информации уточнение времени задержки на подрыв боевой части ракеты. Технический результат изобретения - повышение эффективности боевого применения ракет. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 6 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.

Изобретение относится к технике управления вращающимися по углу крена беспилотными летательными аппаратами и может быть использовано в комплексах вооружения, в которых на конечном участке траектории осуществляется самонаведение методом пропорциональной навигации. Электронный блок (ЭБ) включает в себя четыре сумматора, четыре схемы линейного нарастания (СЛН) и схему широтно-импульсной модуляции (ШИМ) сигналов. ЭБ подключен первым и вторым входами к первому и второму выходам фотоприемного устройства. Схема ШИМ сигналов соединена четырьмя выходами с рулевым приводом снаряда. Первый сумматор соединен первым входом с первым входом ЭБ, вторым входом - с третьим входом ЭБ-сигналом «Компенсация» инерциального гироскопа, а выходом - с первым входом коррекции гироскопа головки самонаведения. Второй вход коррекции гироскопа соединен со вторым входом ЭБ. Первая СЛН, второй сумматор, вторая СЛН и третий сумматор соединены последовательно. Выход третьего сумматора соединен с первым входом схемы ШИМ. Третья СЛН соединена последовательно с четвертым сумматором, выход которого соединен с вторым входом схемы ШИМ. Четвертая СЛН соединена входом с третьим входом ЭБ, а выходом подключена к второму входу второго сумматора. Входы первой и третьей СЛН соединены соответственно с первым и вторым входами ЭБ. Вторые входы третьего и четвертого сумматоров соединены с первым и вторым выходами датчика угловых скоростей, являющимися соответственно четвертым и пятым входами ЭБ. Изобретение позволяет изменять величину сигнала компенсации влияния силы тяжести, поступающего непосредственно на вход рулевого привода, ограничить сигналы фотоприемного устройства и компенсации влияния силы тяжести, поступающие на вход рулевого привода в начале самонаведения, ввести обратную связь по угловой скорости продольной оси снаряда при наличии на борту снаряда датчиков угловой скорости снаряда. 2 ил.

Способ относится к области вооружений и может быть использован для определения заданного расстояния при сближении боеприпаса с целью. Способ основан на обнаружении цели посредством зондирования пространства световыми импульсами и регистрации отраженного излучения с последующим анализом. Излучение зондирующих световых импульсов осуществляют одним излучателем, а регистрацию отраженного излучения - одним приемником, размещенными на боеприпасе. Причем установленную серию световых импульсов излучают в течение заданного временного интервала, при этом сигнал об обнаружении цели формируют при условии регистрации отраженных сигналов всех излученных световых импульсов текущей серии, и при условии регистрации конечного отраженного сигнала в тестовом временном окне. Технический результат заключается в обеспечении возможности минимизации габаритно-весовых характеристик и энергопотребления устройства и в обеспечении высокой точности определения расстояния до цели, с возможностью защиты от воздействия малоразмерных помех. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к автоматизированным информационно-управляющим системам, в частности системам визирования операторов, например военных объектов. Имеются пульт управления оператора, оптическая формирующая система, последовательно соединенные источник питания, блок изменения яркости, сумматор, фильтр низкой частоты, блок подсветки визирного индекса, блок светофильтров и блок формирования визирного индекса. Предусмотрены генератор периодических сигналов с блоком их регулировки, блок информации и управления, датчики амплитуды и частоты периодических сигналов, указатели их амплитуды и частоты, первый и второй блоки управления. Вход датчика амплитуды периодических сигналов соединен с выходом блока регулировки периодических сигналов, первые входы указателей амплитуды и частоты периодических сигналов соединены с выходами соответствующих датчиков, а вторые входы - с выходами соответственно первого и второго блоков управления. В отличие от известных, предложенная система снабжена масштабирующим блоком и последовательно соединенными блоком включения, запоминающим устройством, переключателем и вторым сумматором. Выход второго сумматора соединен с входом оптической формирующей системы. Первые входы блока включения и масштабирующего блока соединены с четвертым выходом пульта управления оператора. Второй вход масштабирующего блока соединен с вторым выходом переключателя, а выход масштабирующего блока соединен со входом второго сумматора. Блок информации и управления снабжен датчиками дальности и типа визируемого объекта, счетно-решающим блоком и электроприводом со шторкой экранирования. Система характеризуется повышенной помехоустойчивостью и точностными показателями при управлении визированием подвижных объектов. 1 ил.

Изобретение относится к оптическому приборостроению и может быть использовано в военной технике при создании ракет с оптическими головками самонаведения (ОГС). Оптико-электронный следящий координатор содержит двухосный карданов подвес с датчиками угла и двигателями стабилизации, чувствительный элемент - трехстепенной гироскоп с датчиками углов и момента, закрепленный с возможностью вращения его ротора вокруг оси X, перпендикулярной осям Y и Z, блок выработки команды на исполнительное устройство, а также лазерный дальномер, состоящий из передающего и приемного блоков. Изобретение позволяет расширить функциональные возможности координатора, являющегося составной частью гиростабилизированной ОГС, в отношении точности автоматической выдачи сигнала для срабатывания исполнительного устройства с учетом скорости сближения, а также типа цели. 1 ил.

Устройство относится к головкам самонаведения и может быть использовано для формирования сигналов управления артиллерийскими снарядами и управляемыми ракетами. Лазерная полуактивная головка самонаведения содержит гирокоординатор, включающий многоэлементный приемник излучения и гироскоп с обмотками управления системы коррекции, два многоканальных усилителя, два блока компараторов, блок пиковых детекторов, две схемы суммо-разностной обработки, блок усилителей мощности, блок триггеров, схему ИЛИ, селектор, генератор импульсов, таймер, два регистра, ключ, два блока счетчиков, две схемы И-ИЛИ, схему запрета, триггер и схему И с соответствующими связями. Технический результат заключается в повышении помехозащищенности. 1 ил.