Патенты автора Гусев Андрей Викторович (RU)

Изобретение относится к области оптического приборостроения и касается оптического прицела системы управления огнем. Прицел включает в себя визирный и обзорный каналы, канал наведения и устройство выверки, включающее в себя регуляторы выверки оптических осей канала наведения и визирного канала. Регуляторы выполнены в виде двух пар поворотных оптических клиньев с механическими приводами. Канал наведения закреплен на несущей пластине, скрепленной с корпусом прицела, в которой выполнены отверстия под крепежные элементы с шайбами, установленными с обеих сторон отверстий пластины. Причем один крепежный элемент установлен в отверстие корпуса и прилегающей к нему шайбы без зазора, а в отверстие пластины и верхней шайбы - с зазором, образуя шаровой шарнир. Два других крепежных элемента установлены в отверстия пластины и шайб с зазором. Кроме того, в пластине выполнен продольный паз в направлении первого крепежного элемента - шарнира, в который установлен эксцентрик сферической формы, с обеспечением контакта сферы эксцентрика с боковыми поверхностями паза. Контактирующие опорные поверхности отверстий пластины выполнены коническими, а контактирующие поверхности шайб выполнены сферическими. Технический результат заключается в повышении надежности прицела, обеспечении высокой стабильности оптических осей и упрощении процесса юстировки. 4 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.

Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике, в частности к системам управляемого оружия с лазерными полуактивными головками самонаведения (ЛПГСН). Способ одновременного наведения управляемых ракет (УР) с ЛПГСН включает определение координат целей с помощью лазерного дальномера - целеуказателя (ЛДЦ) и передачу их в пульт огневой позиции, для каждой УР расчет полетного задания и формирование в нем времени включения лазерного излучения соответствующего ЛДЦ после выстрела, передачу с пульта огневой позиции на УР полетного задания, производство выстрела, установку УР канала цифровой радиосвязи и передачу по нему сигнала для включения лазерного излучения ЛДЦ, автоматическую посылку в ЛДЦ сигнала включения лазерного излучения, наведение каждой УР на цель, подсвеченную лазерным излучением ЛДЦ. При этом при одновременном наведении на близкорасположенные цели при подготовке выстрела каждой УР и соответствующей позиции разведки и целеуказания назначают одинаковый адрес, который запоминают в позиции разведки и целеуказания и вместе с кодом частоты лазерного излучения соответствующего ЛДЦ включают в полетное задание УР. При полете с каждой УР в момент подачи сигнала на включение лазерного излучения соответствующего ЛДЦ по цифровому каналу радиосвязи передают адрес УР и код частоты лазерного излучения соответствующего ЛДЦ, в позиции разведки и целеуказания сравнивают свой адрес с принятыми адресами УР, при совпадении адреса позиции разведки и целеуказания с адресом одной из УР происходит включение лазерного излучения ЛДЦ данной позиции и подсвет цели лазерным излучением с частотой, код которой принят от соответствующей УР. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение возможности эффективного поражения нескольких целей, в том числе и близкорасположенных, при одновременном запуске нескольких УР с ЛПГСН, повышение надежности и безопасности пуска УР, осуществление квазизалповой стрельбы, при которой ракеты выпускаются одна за другой с небольшим временным промежутком. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области управления, в частности управляемому вооружению, может найти применение в системах управления летательных аппаратов (ЛА), снарядов и ракет, у которых траекторию полета на начальном и среднем участках корректируют по данным приемника сигналов с навигационных космических аппаратов (НКА). Технический результат – повышение надежности связи ЛА с группировкой НКА на всей траектории полета, обеспечивая повышение устойчивости системы наведения ЛА. Для этого определение текущих координат ЛА дублируют второй аппаратурой спутниковой навигации, у которой ось ДН приемной антенны развернута относительно оси ДН приемной антенны первой аппаратуры спутниковой навигации на угол, при котором суммарная диаграмма направленности системы двух приемных антенн обеспечивает во всех направлениях коэффициент направленного действия не менее 0,5, при этом по количеству видимых спутников в навигации и геометрическому фактору их положения (GDOP), определяемым первой и второй аппаратурами спутниковой навигации, оценивают уровень достоверности навигационной информации, а коррекцию траектории полета ЛА производят по текущим координатам, определенным аппаратурой спутниковой навигации с более высоким уровнем достоверности. При этом в системе управления ЛА поставленная задача достигается тем, что ЛА снабжен второй аппаратурой спутниковой навигации с приемной антенной, последовательно соединенными блоком сравнения и переключателем, выход которого соединен со входом бортового вычислителя, причем первый выход первой аппаратуры спутниковой навигации и первый выход второй аппаратуры спутниковой навигации подключены соответственно к первому и второму входам блока сравнения, а второй выход первой аппаратуры спутниковой навигации и второй выход второй аппаратуры спутниковой навигации подключены соответственно ко второму и третьему входам переключателя. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к области вооружения и может быть использована при проектировании и модернизации управляемых боеприпасов, включающих в свою конструкцию отделяемый на траектории носовой обтекатель. Группа изобретений предназначена для обеспечения безударного отделения носового обтекателя от управляемого артиллерийского снаряда или мины. Указанная задача по первому варианту выполняется за счет того, что способ отделения носового обтекателя включает в себя вычисление связанных с ним углов атаки по данным бортовой аппаратуры боеприпаса и выработку разрешения на отстрел при совпадении знака проекции угла атаки с направлением действия реактивной силы. По второму варианту задача решается за счет формирования постоянной команды управления в произвольной плоскости, сохраняющей фиксированный угол с плоскостью горизонта, подачи команды на отстрел НО в момент совпадения плоскости команды и плоскости действия реактивной силы, формирования постоянной противокоманды в той же плоскости для восстановления направления движения снаряда. Результатом группы изобретений является повышение вероятности поражения цели управляемым боеприпасом, имеющим в своем составе отделяемый носовой обтекатель, за счет увеличения вероятности его гарантированного безударного отделения от управляемого снаряда или мины. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в системах наведения телеуправляемых ракет. Технический результат - снижение потребной перегрузки ракеты, динамической ошибки наведения с обеспечением требуемых углов встречи ракеты с целью и расширение условий применения телеуправляемой ракеты. Для этого осуществляют измерение координат цели и ракеты, формирование текущих параметров движения ракеты относительно цели, формирование сигналов управления ракетой в соответствии с параметрами движения ракеты относительно цели, передачу сигналов управления на ракету и наведение ракеты по сформированным сигналам управления. При этом преобразуют измеренные координаты цели и ракеты в прямоугольные координаты, определяют оценки текущих параметров движения цели и ракеты, формируют по оценкам параметров движения цели и ракеты текущие параметры относительного движения ракеты, определяют текущее время, оставшееся до встречи ракеты с целью, формируют по параметрам относительного движения ракеты сигналы текущей угловой скорости линии визирования ракета-цель, определяют пропорционально сигналам угловой скорости линии визирования сигналы текущего промаха, определяют оценки текущего промаха, прогнозируют по оценкам текущего промаха с учетом времени, оставшегося до встречи ракеты с целью, сигналы промаха в точке встречи, формируют сигналы текущей угловой скорости линии визирования ракета-цель в точке встречи, формируют сигналы программного текущего смещения угловой скорости линии визирования и затем формируют сигналы управления ракетой пропорционально сигналам угловой скорости линии визирования в точке встречи с учетом сигналов программного смещения угловой скорости линии визирования ракета-цель. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в системах наведения телеуправляемых ракет. Технический результат - снижение потребной перегрузки ракеты, динамической ошибки наведения с обеспечением требуемых углов встречи ракеты с целью и расширение условий применения телеуправляемой ракеты. Для этого осуществляют измерение координат цели и ракеты, формирование текущих параметров движения ракеты относительно цели, формирование сигналов управления ракетой в соответствии с параметрами движения ракеты относительно цели, передачу сигналов управления на ракету и наведение ракеты по сформированным сигналам управления. При этом преобразуют измеренные координаты цели и ракеты в прямоугольные координаты, определяют оценки текущих параметров движения цели и ракеты, формируют по оценкам параметров движения цели и ракеты текущие параметры относительного движения ракеты, определяют текущее время, оставшееся до встречи ракеты с целью, формируют по параметрам относительного движения ракеты сигналы текущей угловой скорости линии визирования ракета-цель, определяют пропорционально сигналам угловой скорости линии визирования сигналы текущего промаха, определяют оценки текущего промаха, прогнозируют по оценкам текущего промаха с учетом времени, оставшегося до встречи ракеты с целью, сигналы промаха в точке встречи, формируют сигналы текущей угловой скорости линии визирования ракета-цель в точке встречи, формируют сигналы программного текущего смещения угловой скорости линии визирования и затем формируют сигналы управления ракетой пропорционально сигналам угловой скорости линии визирования в точке встречи с учетом сигналов программного смещения угловой скорости линии визирования ракета-цель. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в системах наведения телеуправляемых ракет. Технический результат - снижение потребной перегрузки ракеты, динамической ошибки наведения с обеспечением требуемых углов встречи ракеты с целью и расширение условий применения телеуправляемой ракеты. Для этого осуществляют измерение координат цели и ракеты, формирование текущих параметров движения ракеты относительно цели, формирование сигналов управления ракетой в соответствии с параметрами движения ракеты относительно цели, передачу сигналов управления на ракету и наведение ракеты по сформированным сигналам управления. При этом преобразуют измеренные координаты цели и ракеты в прямоугольные координаты, определяют оценки текущих параметров движения цели и ракеты, формируют по оценкам параметров движения цели и ракеты текущие параметры относительного движения ракеты, определяют текущее время, оставшееся до встречи ракеты с целью, формируют по параметрам относительного движения ракеты сигналы текущей угловой скорости линии визирования ракета-цель, определяют пропорционально сигналам угловой скорости линии визирования сигналы текущего промаха, определяют оценки текущего промаха, прогнозируют по оценкам текущего промаха с учетом времени, оставшегося до встречи ракеты с целью, сигналы промаха в точке встречи, формируют сигналы текущей угловой скорости линии визирования ракета-цель в точке встречи, формируют сигналы программного текущего смещения угловой скорости линии визирования и затем формируют сигналы управления ракетой пропорционально сигналам угловой скорости линии визирования в точке встречи с учетом сигналов программного смещения угловой скорости линии визирования ракета-цель. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в системах наведения телеуправляемых ракет. Технический результат - снижение потребной перегрузки ракеты, динамической ошибки наведения с обеспечением требуемых углов встречи ракеты с целью и расширение условий применения телеуправляемой ракеты. Для этого осуществляют измерение координат цели и ракеты, формирование текущих параметров движения ракеты относительно цели, формирование сигналов управления ракетой в соответствии с параметрами движения ракеты относительно цели, передачу сигналов управления на ракету и наведение ракеты по сформированным сигналам управления. При этом преобразуют измеренные координаты цели и ракеты в прямоугольные координаты, определяют оценки текущих параметров движения цели и ракеты, формируют по оценкам параметров движения цели и ракеты текущие параметры относительного движения ракеты, определяют текущее время, оставшееся до встречи ракеты с целью, формируют по параметрам относительного движения ракеты сигналы текущей угловой скорости линии визирования ракета-цель, определяют пропорционально сигналам угловой скорости линии визирования сигналы текущего промаха, определяют оценки текущего промаха, прогнозируют по оценкам текущего промаха с учетом времени, оставшегося до встречи ракеты с целью, сигналы промаха в точке встречи, формируют сигналы текущей угловой скорости линии визирования ракета-цель в точке встречи, формируют сигналы программного текущего смещения угловой скорости линии визирования и затем формируют сигналы управления ракетой пропорционально сигналам угловой скорости линии визирования в точке встречи с учетом сигналов программного смещения угловой скорости линии визирования ракета-цель. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов, преимущественно с дозвуковыми и трансзвуковыми скоростями полета, и может быть использовано в конструкциях с различными аэродинамическими схемами. Управляемый снаряд, выполненный по аэродинамической схеме «утка», содержит цилиндрический корпус и головную часть с обтекателем, блок рулевого привода и аэродинамические органы управления. Аэродинамические органы управления выполнены из руля, консоли которого установлены на боковой поверхности обтекателя головной части, и пилонов, жестко закрепленных на корпусе перед консолями руля в одной плоскости. Консоли руля и пилонов выполнены из плоских пластин с бортовыми хордами, установленными на боковой поверхности под углом 5-15 градусов к продольной оси снаряда. Руль выполнен с переменным по размаху углом стреловидности по передней кромке - 0 градусов от корневой хорды до 0,30-0,40 размаха консоли руля, далее с углом стреловидности 55-65 градусов до полного размаха консоли руля. Размах консоли пилона выполнен с соотношением 0,30-0,40 размаха консоли руля. Бортовая хорда пилона выполнена с соотношением 0,40-0,50 к длине бортовой хорды руля, а величина зазора между передней кромкой руля и задней пилона составляет 0,05-0,15 длины бортовой хорды консоли руля. Изобретение повышает эффективность управления снаряда, динамические и баллистические характеристики, увеличивает дальность полёта снарядов. 4 ил.

Предлагаемая группа изобретений относится к области ракетостроения и может быть использована в оснащенных воздушно-динамическим рулевым приводом (ВДРП) ракетах с широким диапазоном изменения скорости полета в качестве системы пропорционального управления ВДРП. Технический результат заключается в повышении динамических характеристик ВДРП при реализации пропорционального управления в режиме широтно-импульсной модуляции (ШИМ) в широком диапазоне изменения скорости полета ракеты за счет коррекции коэффициента передачи (повышения добротности) разомкнутого контура управления приводом в зависимости от скорости перемещения рулей при обеспечении в контуре управления постоянных запасов по фазе и амплитуде во всем диапазоне изменения скорости полета ракеты. Для достижения поставленной цели в контуре управления ВДРП с ШИМ сигнал ошибки пропускают через блок переменного коэффициента, на управляющий вход которого после последовательного выделения абсолютного значения и постоянной составляющей подают линеаризованный сигнал, пропорциональный скорости перемещения рулей привода. Значение коэффициента блока переменного коэффициента изменяют в зависимости от линеаризованного сигнала скорости перемещения рулей из условия обеспечения постоянных значений запасов устойчивости контура управления привода по фазе и амплитуде на всей траектории полета ракеты. Формирование вынужденных колебаний в контуре управления привода осуществляют внутренним управляемым генератором, образованным введением положительной обратной связи релейного элемента, за счет которой прямоугольный импульсный сигнал на выходе релейного элемента преобразуется в треугольный, а их разностный сигнал суммируется с выходным сигналом блока переменного коэффициента. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано при разработке систем радиозондирования атмосферы (CP) построенных на основе применения радиолокационного метода измерения пространственных координат аэрологического радиозонда (АРЗ) и использования сигналов спутниковых навигационных радиоэлектронных систем (СНРС) ГЛОНАСС/GPS для определения текущих координат аэрологического радиозонда (РЗ), направления и скорости ветра, а также передачи координатной и телеметрической информации на наземную базовую станцию (БС). Достигаемый технической результат изобретения - повышение надежности и точности получения метеорологической информации о вертикальном профиле состояния атмосферы в оперативном радиусе действия CP при возможном воздействии преднамеренных и непреднамеренных помех. Указанный технический результат достигается за счет развития структуры построения CP, а именно за счет обеспечения возможности оперативной работы CP в двух разрешенных диапазонах частот и различных режимах определения текущих координат АРЗ: радиолокационном, радиопеленгационном, радионавигационном. 1 ил.

Изобретение относится к радиотехнике, в частности к радиолокации с активным ответом, и может быть использовано в аэрологических радиозондах систем радиозондирования атмосферы для измерения наклонной дальности до радиозонда импульсным методом, пеленгации по угловым координатам и передачи телеметрической информации на одной несущей частоте. Задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, состоит в увеличении чувствительности устройства в режиме приема запросного радиоимпульса, уменьшении флуктуаций временного положения, глубины и продолжительности ответной паузы, сужении спектра излучения приемопередатчика, повышении его помехозащищенности от воздействия активных помех и упрощении настойки устройства. Технический результат достигается тем, что в предлагаемом устройстве, содержащем СВЧ генератор и связанную с ним приемопередающую антенну, СВЧ генератор выполнен с возможностью электрического управления частотой и к нему подключены последовательно соединенные блок выделения автодинного сигнала, усилитель, обнаружитель запросного сигнала и формирователь импульса ответной паузы. При этом выход формирователя импульсов ответной паузы связан с СВЧ генератором. Обнаружитель запросного сигнала состоит из последовательно соединенных полосового фильтра, линейного детектора, компаратора и временного селектора запросных импульсов. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к области управления и регулирования, а более конкретно - к управляемому вооружению. Задачей предлагаемого изобретения является реализация дистанционной проверки готовности ракетного комплекса к пуску и формирование разрешения на пуск за счет оценки реализуемости зон стрельбы и зоны подсвета цели, а также отсутствия рассогласования углов наведения пусковой установки от рассчитанных установок стрельбы наведения пусковой установки. Указанная задача выполняется за счет того, что осуществляется топографическая привязка целеуказателя и пусковой установки к местности, обнаружение цели целеуказателем, измерение целеуказателем координат цели и передача их в пульт управления огневой позиции, вывод оператору сигнала запрета стрельбы на пульте управления, в пульте управления проверка соответствия дальности до цели с позиции пусковой установки допустимому диапазону дальностей стрельбы, расчет установок стрельбы управляемой ракеты и пусковой установки, в пульте управления проверка соответствия того, что углы наведения пусковой установки находятся вне диапазона углов запрета стрельбы комплекса, передача установок стрельбы по пусковой установке и ракете в блок автоматики пусковой установки и далее в ракету, наведение пусковой установки, контроль в пульте управления готовности ракеты к пуску, формирование разрешения на пуск при готовности ракеты и при отсутствии рассогласования наведения пусковой установки и установок стрельбы пусковой установки с предельно допустимыми отклонениями по углу азимута ±Δβ и углу места ±Δε, абсолютные величины которых принадлежат диапазону величин от 0,1° до 5°, подача с пульта управления огневой позиции в блок автоматики пусковой установки команды на пуск и производство пуска. Кроме того, при формировании разрешения на пуск управляемой ракетой с лазерной полуактивной головкой самонаведения до расчета установок стрельбы выполняют проверку соответствия дальности от целеуказателя до цели допустимому диапазону дальности подсвета, и соответствия угла подсвета цели допустимому отклонению до ±60° от направления биссектрисы стрельбы. 2 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано в системах радиозондирования атмосферы на основе использования сигналов глобальных навигационных спутниковых систем (ГНСС). Достигаемый технический результат - повышение точности и надежности определения пространственных координат аэрологического радиозонда (АРЗ), направления и скорости ветра, повышении помехоустойчивости и электромагнитной совместимости. Указанный результат достигается за счет того, что навигационная система зондирования атмосферы содержит N передатчиков сигналов ГНСС, АРЗ, антенную систему приема сигналов ГНСС, антенную систему приема сигнала АРЗ с круговой диаграммой направленности, антенную систему приема сигнала АРЗ с узкой диаграммой направленности, снабженную угломестно-азимутальным приводом, антенный переключатель, базовую станцию с блоком отображения и ввода-вывода информации, сверхвысокочастотный (СВЧ) коммутатор, при этом антенная система приема сигналов ГНСС подключена к базовой станции, антенная система приема сигналов АРЗ с круговой диаграммой содержит антенну ближнего канала и антенну дальнего канала, выходы которых через переключатель и СВЧ-коммутатор подключены к базовой станции, соответственно выход базовой станции подключен к угломестно-азимутальному приводу антенной системы с узкой диаграммой направленности, выход которой через СВЧ-коммутатор подключен к базовой станции. Антенная система приема сигналов ГНСС обеспечивает точное определение координат базовой станции, антенная система приема сигналов АРЗ с круговой диаграммой направленности обеспечивает прием сигнала АРЗ при его вертикальном подъеме и удалениях до 250 км, антенная система с узкой диаграммой направленности обеспечивает прием сигнала АРЗ при удалениях более 250 км и сложной помеховой обстановке. 1 ил.

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 локационной технике и предназначено для использования в системах сопровождения подвижных объектов и системах наведения ракет. Достигаемый технический результат - повышение точности оценки параметров траектории сопровождаемого объекта в условиях неопределенности динамики его движения. Указанный результат достигается за счет того, что способ оценки параметров траектории объекта основан на измерении координат объекта, преобразовании их в прямоугольные координаты и использовании для оценки параметров траектории объекта фильтра Калмана, при этом устанавливают контролируемый параметр фильтра Калмана и задают его пороговое значение, в текущем времени оценивания умножают корреляционную матрицу ошибок экстраполяции фильтра Калмана на весовой коэффициент с начальным значением, равным единице, накапливают значение контролируемого параметра, сравнивают накопленное значение контролируемого параметра с пороговым значением и если оно больше порогового значения, то формируют признак "Маневр", обнуляют накопленное значение контролируемого параметра, а значение весового коэффициента дискретно увеличивают и далее продолжают накопление контролируемого параметра и формирование оценок параметров траектории, при этом, если при наличии признака "Маневр" накопленное значение контролируемого параметра станет меньше порогового значения, то признак "Маневр" снимают, обнуляют накопленное значение контролируемого параметра, а значение весового коэффициента дискретно уменьшают и далее продолжают накопление контролируемого параметра и формирование оценок параметров траектории объекта. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Способ и устройства, его реализующие, основаны на особенности излучателей полупроводниковых лазеров, заключающейся в том, что с увеличением температуры излучателя для сохранения выходных параметров (мощности, силы излучения) на требуемом для работы уровне необходимо увеличивать ток накачки излучателя, при снижении температуры излучателя необходимо уменьшать ток накачки излучателя. Напряжение на емкостном накопителе энергии изменяется при изменении температуры излучателя по заранее определенному закону, что обеспечивает протекание через излучатель тока накачки, необходимого для поддержания мощности излучения в требуемых для работы пределах. Технический результат - упрощение способа и устройства накачки излучателя полупроводникового лазера, обеспечивающих поддержание мощности излучения в определенных пределах при воздействии дестабилизирующего фактора - температуры. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 10 ил.

Способ и устройства, его реализующие, основаны на особенности излучателей полупроводниковых лазеров, заключающейся в том, что с увеличением температуры излучателя для сохранения выходных параметров (мощности, силы излучения) на требуемом для работы уровне необходимо увеличивать ток накачки излучателя, при снижении температуры излучателя необходимо уменьшать ток накачки излучателя. Напряжение на емкостном накопителе энергии изменяется при изменении температуры излучателя по заранее определенному закону, что обеспечивает протекание через излучатель тока накачки, необходимого для поддержания мощности излучения в требуемых для работы пределах. Технический результат - упрощение способа и устройства накачки излучателя полупроводникового лазера, обеспечивающих поддержание мощности излучения в определенных пределах при воздействии дестабилизирующего фактора - температуры. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 10 ил.

Заявленное изобретение относится к способам определения угла крена бесплатформенной инерциальной навигационной системы вращающегося по крену артиллерийского снаряда. Для определения угла крена измеряют угловые скорости снаряда в связанной со снарядом вращающейся по крену системе координат, демодулируют угловые скорости, перпендикулярные продольной оси снаряда, углом крена с поправкой. Поправку определяют как предварительное и последующее корректируемое значение. Предварительное значение определяют по фазе между средними сглаженными значениями интегралов демодулированных угловых скоростей. Последующее значение определяют по интегралу угловой скорости разворота снаряда по рысканию с определенным коэффициентом. Обеспечивается повышение точности определения угла крена, тангажа и рыскания снаряда. 1 з.п. ф-лы, 10 ил.
Изобретение относится к управлению артиллерийскими управляемыми снарядами и ракетами с лазерной полуактивной головкой самонаведения (ГСН), захватывающей подсвеченную цель на конечном участке траектории, и предназначено для управления огнем минометов и ствольной артиллерии калибров 120, 122, 152, 155 мм при стрельбе управляемыми боеприпасами, а также управляемыми ракетами с ГСН. Указанная задача достигается использованием установки целеуказателя на беспилотном летательном аппарате (БЛА) с возможностью автосопровождения цели, ее обнаружения и дальнейшего автоматического сопровождения целеуказателем. Имеется возможность определения скорости движения БЛА, топографической привязки целеуказателя, огневой позиции и цели к местности и передачи периодически с частотой от 0,2 до 5 Гц координат и скорости движения целеуказателя на огневую позицию, измерения полярных координат цели относительно целеуказателя, передачи их по цифровой радиосвязи на огневую позицию, расчета в ней установок стрельбы и их реализации, установки единого компьютерного времени в целеуказателе и на огневой позиции, выработки на огневой позиции разрешения на выстрел и его производство, причем формируется оно после проверки возможности попадания отраженного от цели лазерного излучения целеуказателя в поле зрения ГСН управляемого снаряда при подлете его к цели, передачи с огневой позиции на целеуказатель по каналу цифровой радиосвязи времени включения лазерного излучения и его включения при достижении необходимого времени, наведение снаряда на цель, подсвеченную лазерным излучением целеуказателя. Технический результат - повышение безопасности оператора целеуказателя, повышение оперативности решения задач разведки и управления стрельбой, расширение области применения управляемых артиллерийских боеприпасов с лазерной полуактивной ГСН за счет размещения целеуказателя на БЛА. 2 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к способам наведения вращающегося по крену снаряда. Для инерциального наведения вращающегося по крену снаряда измеряют рассогласование между положением продольной оси снаряда и положением оси инерциального гироскопа, измеряют угловые скорости снаряда в связанной со снарядом вращающейся по крену системе координат относительно двух взаимно ортогональных поперечных осей снаряда, формируют сигнал управления рулевым приводом при превышении порогового значения рассогласования. Формируют дополнительные сигналы управления по угловой скорости на баллистическом участке траектории до начала инерциального наведения при превышении угловой скорости снаряда пороговых значений, определенных из условия обеспечения требуемой амплитуды колебания снаряда по углам атаки и скольжения. Обеспечивается угловая стабилизация снаряда. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Предлагаемая группа изобретений относится к области управляемых самонаводящихся ракет с аэродинамическим автоколебательным рулевым приводом. Повышение точности вывода ракет в зону захвата головкой самонаведения излучения от целей, расположенных на больших дальностях, и, следовательно, повышение вероятности поражения таких целей достигается за счет использования на участке, предшествующем участку самонаведения, такого же закона управления, как и при наведении ракеты на конечном участке самонаведения, на котором используется метод пропорционального сближения. В способе вывода дальнобойной ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, включающем запуск ее на заданную высоту и последующее планирование на цель под действием подаваемой на рулевой привод в вертикальном канале управления команды “вверх” до захвата цели головкой самонаведения, запуск ракеты осуществляют по баллистической траектории с заарретированными рулями, разарретирование рулей производят с задержкой по времени, определенной предварительно из условия достижения ракетой заданной высоты, а вывод ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения осуществляют методом пропорциональной навигации при достижении ракетой заданной программной дальности до цели. Предлагаемая система наведения дальнобойной ракеты содержит на командном пункте блок приема данных целеуказания, 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, блок констант, блок вычисления угловой скорости линии ракета - цель и блок подключения команд управления, блок вычисления угловых координат линии ракета - цель и дальности между ракетой и целью, а на ракете - головку самонаведения, переключатель команд, аппаратуру управления и автоколебательный рулевой привод, радиоответчик, приемный модуль, дешифратор команд управления, блок временной задержки и блок арретирования рулей рулевого привода, фиксирующий рули неподвижно в положении, при котором плоскость рулей параллельна продольной оси ракеты. Технический результат - увеличение дальности стрельбы дальнобойной ракетой. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано при модернизации и разработке новых систем радиозондирования (CP) с повышенной точностью, надежностью и ускоренной передачей телеметрической информации с борта аэрологического радиозонда (АРЗ) на наземную радиолокационную станцию (РЛС). Достигаемый технический результат - повышение надежности и достоверности передаваемой телеметрической информации о метеорологических параметрах атмосферы ΜΠΑ. Для достижения указанного результата предлагается унифицированная система радиозондирования атмосферы, позволяющая работать в трех режимах: радиолокационном, радиопеленгационном, радионавигационном. 3 ил.

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано при модернизации и разработке новых систем радиозондирования (CP) с повышенной точностью, надежностью и ускоренной передачей телеметрической информации с борта аэрологического радиозонда (АРЗ) на наземную радиолокационную станцию (РЛС). Достигаемый технический результат - повышение достоверности и надежности передаваемой метеоинформации. Указанный результат достигается тем, что радиолокационная система зондирования атмосферы содержит аэрологический радиозонд - АРЗ и наземную базовую станцию - РЛС, при этом в состав АРЗ введены блок контроля параметров рабочих режимов и блок контроля параметров источника питания со следующими соединениями: выходы этих блоков соединены с блоком сопряжения микроконтроллера АРЗ, выход которого через выходные блоки АРЗ соединен с антенной АРЗ, которая через радиоканал соединена с антенной РЛС. 1 ил.

Изобретение относится к оптическим монтажным кабелям и способам их производства. Согласно способу оптическое волокно подают в зону технологической обработки, где на него наносят буферный слой. После прохождения обработанным изделием системы роликов на него наносят буферный слой и повив упрочняющих элементов, который включает в себя два слоя упрочняющих элементов. Внешний слой равномерно распределен по всей площади буферного покрытия и проходит между буферным покрытием и защитной оболочкой. Внутренний слой равномерно внедрен в буферное покрытие по площади и глубине и составляет его часть. Далее производят продольное наложение внешней защитной оболочки. Технический результат - повышение прочности кабеля, снижение расхода материалов и массогабаритных характеристик, снижение вибрационных и температурных воздействий. 2 н. и 15 з.п. ф-лы., 1 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.
Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано для стрельбы управляемой ракетой (УР). Производят топографическую привязку целеуказателя и пусковой установки (ПУ) к местности наземным спутниковым приемником (СП), определяют координаты местоположения ПУ и эфемерид по каждому космическому аппарату системы спутникового позиционирования, обнаруживают и измеряют координаты цели, передают координаты цели в пульт управления огневой позиции (ОП), устанавливают единое компьютерное время в пульте разведчика и пульте управления ОП, рассчитывают и передают установки стрельбы в блок автоматики ПУ и ракету, осуществляют наведение ПУ, запускают ракету из транспортно-пускового контейнера по заданной баллистической траектории, осуществляют наведение ракеты бортовым навигационным СП, при подлете к цели осуществляют наведение ракеты по лазерному излучателю. Изобретение позволяет повысить вероятность попадания УР в заданную цель.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управлению ракетой с лазерной полуактивной головкой самонаведения, захватывающей подсвеченную цель на конечном участке траектории. Изобретение предназначено для управления огнем минометов и ствольной артиллерии при стрельбе управляемыми боеприпасами, в том числе управляемыми ракетами. Дополнительно определяют угол места цели относительно целеуказателя и устанавливают единое компьютерное время в ракете. После пуска ракеты последовательно осуществляют топопривязку к местности летящей ракеты с помощью аппаратуры спутниковой навигации, обнаружение второй, более приоритетной, цели, измерение целеуказателем азимута, угла места и дальности до второй цели, топографическую привязку второй цели к местности в пульте разведчика, передачу координат второй цели из пульта разведчика в пульт управления огневой позиции по цифровой радиосвязи, расчет установок стрельбы ракеты по второй цели и передачу их на ракету по цифровой радиосвязи, разворот и наведение ракеты на вторую цель, а также передачу в пульт управления огневой позиции с ракеты сообщения о работе по второй цели. Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности перенацеливания ракеты во время полета при стрельбе на дальность более 50 км по движущейся цели или второй, более приоритетной, цели. 1 ил.

Изобретение предназначено для систем радиозондирования с ускоренной передачей телеметрической информации с борта аэрологического радиозонда (АРЗ) на наземную радиолокационную станцию (РЛС). Достигаемый технический результат - повышение надежности приема телеметрической информации, передаваемой с борта АРЗ на наземную РЛС, повышение точности измерения информации, передаваемой с борта АРЗ на наземную РЛС, получение дополнительных характеристик измеряемых параметров атмосферы, например турбулентности атмосферы, снижение времени передачи информации. Указанный результат достигается за счет того, что система содержит АРЗ и базовую станцию - РЛС, при этом в состав АРЗ введен блок предполетной подготовки АРЗ, состоящий из пульта предполетной подготовки и блока контроля и записи параметров АРЗ, причем пульт предполетной подготовки АРЗ через блок контроля и записи параметров АРЗ соединен двунаправленной шиной Ml со входами микроконтроллера АРЗ; в состав РЛС введены блок декодирования пакетной телеинформации и блок вторичной обработки телеинформации и выдачи сигналов метеопараметров атмосферы, причем однонаправленная шина М2 приемопередающего устройства РЛС соединена через блок декодирования пакетной телеинформации с блоком вторичной обработки телеинформации и выдачи метеопараметров атмосферы, выход которого является выходом системы. 2 з.п. ф-лы, 4 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 военной технике, а именно к управляемым ракетам. В пульт огневой позиции передают координаты цели, полученные с помощью целеуказателя, рассчитывают установки стрельбы и полетное задание, передают установки стрельбы на пусковую установку и на управляемую ракету с лазерной полуактивной головкой самонаведения, производят запуск, устанавливают канал радиосвязи с пультом разведчика для передачи сигнала о времени включения лазерного излучения целеуказателя после выстрела. При наступлении времени включения лазерного излучения управляемая ракета автоматически в течение 1-5 с передает в пульт разведчика сигнал на включение лазерного излучения целеуказателя. Изобретение позволяет повысить надежность работы ракетного комплекса. 1 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к области наведения управляемых ракет. Способ наведения по оптическому лучу ракеты, стартующей с подвижного носителя, включает формирование на носителе лазерного луча с информационным полем управления, наведение на цель оптического прицела, ось которого съюстирована с осью информационного поля, ориентирование оси пускового устройства в направлении оси луча, пуск ракеты со сложенными аэродинамическими рулями и ввод ракеты в информационное поле, открытие на ракете приемника излучения и формирование команд управления, зависящих от положения ракеты относительно оси информационного поля, раскрытие аэродинамических рулей и их отклонение. В момент схода ракеты запоминают угловое положение оси пускового устройства относительно связанной с носителем системы координат, а также угловое положение носителя относительно земной системы координат, раскрытие рулей осуществляют с временной задержкой относительно открытия приемника излучения, в момент открытия приемника излучения совмещают ось информационного поля луча с запомненным в момент схода ракеты положением пускового устройства, а в момент времени раскрытия рулей начинают совмещение оси информационного поля лазерного луча с линией визирования цели. Технический результат заключается в повышении точности и уменьшении времени вывода ракеты на ось луча. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Способ относится к управляемому вооружению. В способе осуществляется топографическая привязка целеуказателя и пусковой установки к местности, цель обнаруживается целеуказателем, координаты цели определяются и передаются в пульт огневой позиции. Устанавливается единое время в пульте разведчика и пульте огневой позиции, в пульте огневой позиции рассчитываются установки стрельбы и полетное задание ракеты. Пуск ракеты с пульта огневой позиции подготавливается по цифровому каналу связи через блок автоматики пусковой установки. При этом осуществляют подачу напряжения на выбранную ракету, инициализацию ракеты, снятие блокировок стрельбы с ракеты и подачу силового питания. Выстрел производится путем подачи с пульта командира на пусковую установку команды на пуск, время производства выстрела фиксируется автоматически путем опроса контактов наличия ракеты в установке. По каналу спутниковой связи на пульт разведчика передается время включения лазерного излучения целеуказателя, при достижении которого посылается из пульта разведчика в целеуказатель сигнал включения излучения и осуществляется наведение ракеты на цель. На пульте огневой позиции осуществляется индикация состояния боекомплекта. Технический результат заключается в обеспечении возможности реализации дистанционной подготовки пуска ракеты. 2 ил.

Способ относится к управляемому вооружению. В способе осуществляется топографическая привязка целеуказателя и пусковой установки к местности, цель обнаруживается целеуказателем, координаты цели определяются и передаются в пульт огневой позиции. Устанавливается единое время в пульте разведчика и пульте огневой позиции, в пульте огневой позиции рассчитываются установки стрельбы и полетное задание ракеты. Пуск ракеты с пульта огневой позиции подготавливается по цифровому каналу связи через блок автоматики пусковой установки. При этом осуществляют подачу напряжения на выбранную ракету, инициализацию ракеты, снятие блокировок стрельбы с ракеты и подачу силового питания. Выстрел производится путем подачи с пульта командира на пусковую установку команды на пуск, время производства выстрела фиксируется автоматически путем опроса контактов наличия ракеты в установке. По каналу спутниковой связи на пульт разведчика передается время включения лазерного излучения целеуказателя, при достижении которого посылается из пульта разведчика в целеуказатель сигнал включения излучения и осуществляется наведение ракеты на цель. На пульте огневой позиции осуществляется индикация состояния боекомплекта. Технический результат заключается в обеспечении возможности реализации дистанционной подготовки пуска ракеты. 2 ил.

Способ относится к управляемому вооружению. В способе осуществляется топографическая привязка целеуказателя и пусковой установки к местности, цель обнаруживается целеуказателем, координаты цели определяются и передаются в пульт огневой позиции. Устанавливается единое время в пульте разведчика и пульте огневой позиции, в пульте огневой позиции рассчитываются установки стрельбы и полетное задание ракеты. Пуск ракеты с пульта огневой позиции подготавливается по цифровому каналу связи через блок автоматики пусковой установки. При этом осуществляют подачу напряжения на выбранную ракету, инициализацию ракеты, снятие блокировок стрельбы с ракеты и подачу силового питания. Выстрел производится путем подачи с пульта командира на пусковую установку команды на пуск, время производства выстрела фиксируется автоматически путем опроса контактов наличия ракеты в установке. По каналу спутниковой связи на пульт разведчика передается время включения лазерного излучения целеуказателя, при достижении которого посылается из пульта разведчика в целеуказатель сигнал включения излучения и осуществляется наведение ракеты на цель. На пульте огневой позиции осуществляется индикация состояния боекомплекта. Технический результат заключается в обеспечении возможности реализации дистанционной подготовки пуска ракеты. 2 ил.

Способ относится к управляемому вооружению. В способе осуществляется топографическая привязка целеуказателя и пусковой установки к местности, цель обнаруживается целеуказателем, координаты цели определяются и передаются в пульт огневой позиции. Устанавливается единое время в пульте разведчика и пульте огневой позиции, в пульте огневой позиции рассчитываются установки стрельбы и полетное задание ракеты. Пуск ракеты с пульта огневой позиции подготавливается по цифровому каналу связи через блок автоматики пусковой установки. При этом осуществляют подачу напряжения на выбранную ракету, инициализацию ракеты, снятие блокировок стрельбы с ракеты и подачу силового питания. Выстрел производится путем подачи с пульта командира на пусковую установку команды на пуск, время производства выстрела фиксируется автоматически путем опроса контактов наличия ракеты в установке. По каналу спутниковой связи на пульт разведчика передается время включения лазерного излучения целеуказателя, при достижении которого посылается из пульта разведчика в целеуказатель сигнал включения излучения и осуществляется наведение ракеты на цель. На пульте огневой позиции осуществляется индикация состояния боекомплекта. Технический результат заключается в обеспечении возможности реализации дистанционной подготовки пуска ракеты. 2 ил.

Способ относится к управляемому вооружению. В способе осуществляется топографическая привязка целеуказателя и пусковой установки к местности, цель обнаруживается целеуказателем, координаты цели определяются и передаются в пульт огневой позиции. Устанавливается единое время в пульте разведчика и пульте огневой позиции, в пульте огневой позиции рассчитываются установки стрельбы и полетное задание ракеты. Пуск ракеты с пульта огневой позиции подготавливается по цифровому каналу связи через блок автоматики пусковой установки. При этом осуществляют подачу напряжения на выбранную ракету, инициализацию ракеты, снятие блокировок стрельбы с ракеты и подачу силового питания. Выстрел производится путем подачи с пульта командира на пусковую установку команды на пуск, время производства выстрела фиксируется автоматически путем опроса контактов наличия ракеты в установке. По каналу спутниковой связи на пульт разведчика передается время включения лазерного излучения целеуказателя, при достижении которого посылается из пульта разведчика в целеуказатель сигнал включения излучения и осуществляется наведение ракеты на цель. На пульте огневой позиции осуществляется индикация состояния боекомплекта. Технический результат заключается в обеспечении возможности реализации дистанционной подготовки пуска ракеты. 2 ил.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к ракетной технике, в частности к ракетам, регулярно вращающимся по углу крена, например со стартом из ствольной установки

Изобретение относится к области радиотехники, а именно к радиозондированию, и может быть использовано при разработке систем радиозондирования атмосферы (СР) на основе использования сигналов спутниковых навигационных радиоэлектронных систем (СНРС) GPS/ГЛОНАСС

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано в аэрологических радиозондах (АРЗ) систем радиозондирования атмосферы для измерения дальности до радиозонда импульсным методом, пеленгации по угловым координатам и передачи телеметрической информации на одной несущей частоте, также может быть использовано для построения высокостабильных и экономичных сверхрегенеративных приемо-передающих устройств систем радиолокации и связи

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управлению ракетой с лазерной полуактивной головкой самонаведения, захватывающей подсвеченную цель на конечном участке траектории

Изобретение относится к области динамических (ударных) испытаний узлов изделий, преимущественно узлов ракетных и артиллерийских снарядов

Изобретение относится к технике летательных аппаратов (ЛА) и предназначено для использования в системах наведения управляемых ракет и самолетов
Мы будем признательны, если вы окажете нашему проекту финансовую поддержку!

 


Наверх