Патенты автора Рябов Дмитрий Анатольевич (RU)

Изобретение относится к средствам имитации аппаратуры ракеты и предназначено для отработки электрического и информационного взаимодействия ракеты с аппаратурой носителя. Имитатор крылатой ракеты содержит устройство для отработки электрического и информационного взаимодействия ракеты с аппаратурой носителя, включающее в себя цифровой прибор управления, устройство коммутации разовых команд, устройство отображения информации, устройство задания параметров цифрового обмена, устройство задания ошибок цифрового обмена. Имитатор содержит корпус, выполненный с массово-габаритными характеристиками, идентичными штатной ракете в транспортно-пусковом контейнере. В носовой части корпуса установлен имитатор электрической нагрузки. Предлагаемое устройство позволяет производить отладку систем носителя в различных условиях боевого применения. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к способу полунатурного моделирования движения инерциальной навигационной системы летательного аппарата. Для полунатурного моделирования движения инерциальной навигационной системы летательного аппарата используют бортовую вычислительную машину объекта испытаний, имитатор линейных перемещений и вычислительное устройство. Воспроизводят угловое движение объекта испытаний с применением трехстепенного динамического стенда, при котором угловое движение имитируют физически, путем закрепления объекта испытаний на трехстепенном динамическом стенде и задании соответствующих программ разворота от системы управления стенда по каждой из осей стенда. Линейное движение объекта испытаний задают в вычислительном устройстве в виде значений перегрузок nX, nY, nZ, значения которых передают в имитатор линейных перемещений одновременно с массивом данных покоящегося инерциального прибора, содержащим информацию о проекциях приращения кажущейся скорости на оси приборной системы координат. После чего в имитаторе линейных перемещений преобразовывают данные с использованием информации о перегрузках nX, nY, nZ и угловом положении летательного аппарата, при этом учитывают реальные погрешности акселерометров из состава инерциального прибора объекта испытаний. Далее получают сформированный массив данных, содержащий информацию о проекциях приращения кажущейся скорости на оси приборной системы движущегося инерциального прибора, после чего сформированный массив данных передают в бортовую цифровую вычислительную машину объекта испытаний. Обеспечивается повышение качества и точности полунатурного моделирования. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к военной технике и может найти применение для прицеливания крылатых ракет (КР), размещаемых на самоходной пусковой установке. Для прицеливания крылатых ракет на самоходной пусковой установке (СПУ) определяют азимутальный угол инерциального блока (ИБ) ракеты по известному азимутальному углу маршрутно-навигационной системы топопривязки и ориентирования (МНСТО) самоходной пусковой установки. При этом в процессе штатных электрических проверок при горизонтальном положении подъемной стрелы с ракетами и МНСТО проводят измерения углового рассогласования по крену между инерциальном блоком ракеты и МНСТО и после перевода стрелы СПУ в вертикальное стартовое положение используют результаты измерений для расчета поправки к азимутальному углу, измеренному МНСТО. Обеспечивается меньшее количество измерений и проведение начальной выставки ИБ КР в режиме предстартовой подготовки не только в горизонтальном положении КР на СПУ, но и в вертикальном, что повышает точность определения взаимного положения осей ИБ КР и МНСТО СПУ без применения специальной оснастки для каждого этапа измерений, упрощает технологию контроля, сокращает время сборки КР, учитывает влияние деформаций конструкции КР и шасси СПУ на взаимное положение ИБ КР и МНСТО СПУ, уменьшает бесполетное время работы ИБ КР в инерциальном режиме. 4 ил.

Изобретение относится к военной технике и может найти применение для прицеливания наклонных пусковых установок крылатых ракет, размещаемых на надводных и подводных носителях. Способ основан на использовании результатов ранее проведенных измерений на заводе-изготовителе инерциального блока крылатой ракеты (ИБ КР) относительно внешних элементов КР по крену (параметр αХР) и курсу (параметр αYP), а также в процессе штатных регламентных проверок между ИБ КР и навигационным комплексом носителя (НКН) по крену (параметр αXКОП). Суть предлагаемого способа заключается в возможности определения крена стыковочного узла пусковой установки с учетом ранее измеренных параметров αYP, αXP, αXКОП для последующего вычисления курсовой поправки к положению инерциального блока ракеты относительно навигационного комплекса морского носителя. Технический результат – повышение точности определения начального азимутального угла ракеты, исключение проведения операций поэтапного контроля, применения специальных средств измерения и при необходимости исключение ошибки, обусловленной деформациями корабля на взаимное положение ИБ КР и НКН, путем проведения повторной электрической проверки. 3 ил.

Изобретение относится к военной технике и может найти применение при изготовлении крылатых ракет. Способ основан на использовании результатов измерений угловых рассогласований между инерциальным блоком и внешним узлом транспортно-пускового стакана, стыкуемого с пусковой установкой. Суть предлагаемого способа заключается в измерении углового рассогласования по крену между инерциальным блоком крылатой ракеты и внешним узлом транспортно-пускового стакана и последующим использовании результатов измерений для автоматического расчета поправки к азимутальному углу, измеренному навигационным комплексом носителя, во время предстартовой подготовки. Угловая поправка, измеряемая на заводе-изготовителе крылатой ракеты, записывается в постоянное запоминающее устройство бортовой цифровой вычислительной машины ракеты и используется во время предстартовой подготовки для расчета начального азимута инерциального блока крылатой ракеты. Расчет начального азимутального угла крылатой ракеты проводится во время предстартовой подготовки в автоматическом режиме без участия оператора и не требует дополнительных измерительных операций. Техническим результатом изобретения является повышение точности определения начального азимута инерциального блока крылатой ракеты. 2 ил.

Изобретение относится к помехозащищенным системам спутниковой навигации, предлагаемым к использованию в составе передвижных ракетных комплексов. Система спутниковой навигации передвижного ракетного комплекса содержит аппаратуру спутниковой навигации и антенную систему, выполненную помехозащищенной в виде независимых блоков: антенны системы спутниковой навигации и блока обработки информации, при этом антенна выполнена в виде отдельных, в количестве не менее четырех, антенных элементов приема спутниковых сигналов, предназначенных для обеспечения работы одного канала спутниковой связи, каждый антенный элемент независимо соединен с блоком обработки информации, причем антенна размещена в верхней части элементов комплекса под радиопрозрачным защитным кожухом. Блок обработки информации размещают под радиопрозрачным защитным кожухом или в отсеке бортовой аппаратуры комплекса. Изобретение позволяет повысить помехозащищенность системы спутниковой навигации. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к военной технике и может найти применение при изготовлении наземных передвижных ракетных комплексов с крылатыми ракетами средней дальности. Технический результат - повышение точности. Для этого осуществляют сбор данных от маршрутно-навигационной системы топопривязки и ориентирования (МНСТО) из состава самоходной пусковой установки (дСПУ) и результатов измерений угловых рассогласований между осями инерциальной навигационной системы (ИНС) ракеты и МНСТО. При этом осуществляют измерение угловых рассогласований по курсу между продольной осью ИНС ракеты и продольной осью МНСТО и последующим использованием результатов проведенных измерений во время предстартовой подготовки для определения истинного азимутального угла ракеты путем расчета поправки к азимутальному углу, измеренному МНСТО. Массив угловых поправок, измеряемых на заводах-изготовителях ИНС, ракеты и СПУ записывается в постоянные запоминающие устройства. 3 ил., 1 табл.

 


Наверх