Патенты автора Леонова Елена Львовна (RU)
Управляемая пуля // 2713831
Изобретение относится к области вооружений и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах. Технический результат заключается в улучшении динамических свойств управляемой пули и увеличении точности стрельбы. Управляемая пуля содержит бронебойный стержень, стабилизирующие элементы, аэродинамические рули, блок привода органов управления, фотоприемник, размещенный в заднем торце управляемой пули, бортовую аппаратуру, бортовой источник питания и отделяемый стартовый двигатель. Блок привода органов управления с аэродинамическими рулями размещен перед бронебойным стержнем по направлению полета. В бронебойном стержне выполнен паз, в котором размещен электрический кабель. Стабилизирующие элементы выполнены в виде четырех консолей, расположенных в плоскости, проходящей через продольную ось управляемой пули. В задней части маршевой ступени размещен механический гироскоп крена. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.
Изобретение относится к системам управления, в частности к ракетной технике с головками самонаведения, и может использоваться в комплексах управляемого вооружения, расположенных на воздушных носителях. Технический результат – повышение надежности на основе повышения вероятности поражения целей при обеспечении высокой точности вывода ракет с гироскопом направления в зону захвата головкой самонаведения излучения от целей, расположенных на больших дальностях, за счет вычисления ошибок ориентации транспортно-пускового контейнера относительно линии визирования цели и последующей их компенсации. Для этого в способе вывода вращающейся по углу крена ракеты с гироскопом направления в зону захвата цели головкой самонаведения, включающем ориентирование транспортно-пускового контейнера перед пуском ракеты относительно линии визирования цели под заданными углами ϕH, , разарретирование гироскопа направления перед сходом ракеты, измерение в процессе полета ракеты отклонений продольной оси ракеты по углам рыскания и тангажа относительно запомненного в момент разарретирования гироскопа направления ее положения и формирование команд управления на исполнительное устройство пропорционально измеренным угловым отклонениям до захвата цели головкой самонаведения, дополнительно в процессе подготовки к пуску ракеты измеряют угол крена носителя и углы линии визирования цели относительно связанной с носителем системы координат, а в момент разарретирования гироскопа направления запоминают угол крена носителя γH0 и углы линии визирования цели ϕY0, ϕZ0, вычисляют ошибки ориентации транспортно-пускового контейнера относительно заданного направления, формируют сигналы компенсации ошибок ориентации транспортно-пускового контейнера UΔθ, UΔϕ и команду программного разворота ракеты в вертикальной плоскости и суммируют их с измеренными отклонениями ракеты по углам рыскания и тангажа. Для реализации способа введены запоминающее устройство, подключенное своими пятью входами к соответствующим пяти выходам бортовой цифровой вычислительной машины, первый и второй функциональные преобразователи, входы которых соединены соответственно с первым и вторым выходами запоминающего устройства, фазовращатель, первый и второй входы которого соединены с выходами соответственно первого и второго функциональных преобразователей, третий вход фазовращателя соединен с шестым выходом бортовой цифровой вычислительной машины, а первый и второй выходы фазовращателя соединены соответственно с четвертым и пятым входами формирователя команд, блок программных команд, первый, второй и третий выходы которого соединены соответственно с шестым, седьмым и восьмым входами формирователя команд, последовательно соединенные гирокоординатор с датчиком угла крена и формирователь сигналов модуляции, первый и второй выходы которого соединены соответственно с третьим и четвертым входами исполнительного устройства и соответственно с девятым и десятым входами формирователя команд управления, одиннадцатый вход которого соединен со вторым выходом гироскопа направления, а третий и четвертый выходы формирователя команд управления соединены соответственно с первым и вторым входами головки самонаведения. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Способ вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения и устройство для его осуществления // 2613016
Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике, в частности к системам управляемого оружия и ракетной, артиллерийской технике с головками самонаведения. Технический результат - повышение вероятности поражения целей за счет обеспечения требуемого угла подхода ракеты к плоскости горизонта в районе цели к моменту захвата излучения от цели. Это обеспечивается тем, что в известном способе вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, включающем запуск ракеты по баллистической траектории на заданную высоту, вычисление угловых координат линии ракета - цель, в соответствии с которыми до момента захвата излучения от цели формируют команды управления UY, UZ в вертикальном и горизонтальном каналах управления, пропорциональные угловым скоростям линии ракета - цель, новым является то, что одновременно с вычислением угловых координат линии ракета - цель определяют разность между вычисленной угловой координатой λY в вертикальной плоскости и требуемым углом λТР подхода к плоскости горизонта на участке захвата цели головкой самонаведения и к сформированной команде управления в вертикальном канале UY добавляют команду, пропорциональную разности углов: (λY-λТР)⋅Kλ, где Kλ - коэффициент пропорциональности, определяемый из условия обеспечения устойчивости процесса регулирования углового положения линии ракета - цель. Предложенное устройство включает последовательно соединенные вычислительный блок, первый блок вычитания, первый усилитель, последовательно соединенные второй блок вычитания, второй усилитель, интегратор, выход которого соединен со вторым входом первого блока вычитания, а выход первого усилителя соединен с первым входом второго блока вычитания, со вторым входом которого соединен выход запоминающего элемента. В указанное устройство дополнительно введены последовательно соединенные блок хранения констант, коммутатор, третий блок вычитания, третий усилитель, сумматор, второй вход которого соединен с выходом первого усилителя, а второй вход третьего блока вычитания соединен с выходом вычислительного блока. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к области вооружения и касается способа и устройства наведения ракеты. Способ включает формирование информационного поля управления, запуск ракеты под углом к линии визирования цели. При запуске передают на борт ракеты угловое положение линии визирования цели в стартовой системе координат. С момента схода ракеты измеряют угловые скорости разворота продольной оси ракеты и линейные ускорения по осям связанной с ракетой системы координат, вычисляют углы рыскания, тангажа и координаты центра масс ракеты. До включения двигателя осуществляют газореактивное управление угловым положением ракеты по измеренным угловым скоростям разворота ее продольной оси и вычисленным углам рыскания и тангажа. После включения двигателя осуществляют аэродинамическое управление ракетой по отклонениям вычисленных координат центра масс ракеты относительно программной траектории вывода ракеты на линию визирования цели. Технический результат заключается в повышении помехоустойчивости линий визирования цели и ракеты, повышении точности и уменьшении ближней границы зоны поражения комплекса. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 5 ил.
Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетах с головками самонаведения. Система для вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения содержит командный пункт, блок констант, блок вычислителя угловой скорости линии ракета-цель, блок подключения команд управления, блок приема данных целеуказания, радиолинию, систему воздушного целеуказания, вычислитель, систему топопривязки, видеомонитор, радиолокационную станцию с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом, блок синхронизации и кодирования, спутниковую навигационную систему, ракету с головкой самонаведения, переключателем команд, аппаратурой управления, рулевым приводом, радиоответчиком, приемным модулем, дешифратором команд управления, приемным модулем спутниковой навигационной системы, вычислительным устройством. Запускают ракету по баллистической траектории, определяют координаты ракеты в декартовой системе координат (ДСК), вычисляют дальность между ракетой и целью, проекцию дальности на осях ДСК, угловые координаты линии ракета-цель, до захвата цели головкой самонаведения подают на исполнительное устройство команды управления при достижении проекциями дальности между ракетой и целью величин программных дальностей. Изобретение позволяет повысить точность вывода ракет в зону захвата головкой самонаведения. 3 н.п. ф-лы, 5 ил.
