Патенты автора Ухабова Ольга Николаевна (RU)

Способ наведения управляемого снаряда, телеориентируемого в луче лазера (варианты) // 2612054

Изобретение относится к области авиационного приборостроения систем наведения управляемых снарядов и может быть использовано в системах наведения (СН) с телеориентацией снаряда в луче лазера. Технический результат – расширение функциональных возможностей на основе обеспечения рационального размера поля управления на всем участке полета снаряда: увеличение размера луча до потребных значений на начальном участке наведения снаряда, когда его отклонения достигают максимальных значений, и дальнейшее плавное уменьшение размера до значения, приемлемого для основного участка полета, с возможностью коррекции коэффициента передачи в поле управления, различного в вертикальном и горизонтальном каналах. Для этого по сравнению с известным способом наведения управляемого снаряда, телеориентируемого в луче лазера, включающим формирование модулированного оптического поля управления с помощью двух инжекционных лазеров, излучающие области которых расположены перпендикулярно осям двух измеряемых координат снаряда, и обеспечение постоянного линейного размера поля RЛ на полетной дальности снаряда путем изменения фокусного расстояния панкратического объектива, новым является то, что в первом варианте предлагаемого способа в течение времени от момента запуска снаряда до момента , где ωср - частота среза системы управления снарядом, рад/с, увеличивают размер поля до величины (1,8÷2,3)RЛ, а с момента времени t1 уменьшают его к моменту времени до величины RЛ посредством дополнительного варьирования программы изменения фокусного расстояния панкратического объектива. Во втором варианте - по сравнению с известным способом наведения управляемого снаряда, телеориентируемого в луче лазера, включающим формирование модулированного оптического поля управления с помощью двух инжекционных лазеров, излучающие области которых расположены перпендикулярно осям двух измеряемых координат снаряда, обеспечение постоянного линейного размера поля RЛ на полетной дальности снаряда путем изменения фокусного расстояния панкратического объектива и коррекцию по времени коэффициента передачи в поле управления, новым является то, что в течение времени от момента запуска снаряда до момента , где ωср - частота среза системы управления снарядом, рад/с, увеличивают размер поля до величины (3,0÷4,0)RЛ, а с момента времени t1 уменьшают его к моменту времени до величины RЛ посредством дополнительного варьирования программы изменения фокусного расстояния панкратического объектива, при этом коррекцию по времени коэффициента передачи в поле управления на участке полета снаряда до момента времени t2 производят различной по каждой из двух измеряемых координат. Применение предлагаемых вариантов способа позволяет повысить точность наведения снаряда на начальном участке полета при обеспечении требуемого энергетического потенциала лазерного луча на дальнейшем участке наведения. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

СПОСОБ СТРЕЛЬБЫ СНАРЯДОМ, УПРАВЛЯЕМЫМ ПО ЛУЧУ ЛАЗЕРА, И ОПТИЧЕСКИЙ ПРИЦЕЛ СИСТЕМЫ НАВЕДЕНИЯ СНАРЯДА // 2582308

Группа изобретений относится к области систем наведения снарядов. Способ стрельбы снарядом, управляемым по лучу лазера, включает измерение дальности до цели и ввод измеренного значения Dц в наземную систему управления, сравнение измеренной дальности до цели Dц с хранящимся в памяти наземной системы управления значением дальности Dmin, допускающим введение превышения оси луча относительно линии визирования цели, установку превышения при выполнении условия Dц>Dmin, запуск управляемого снаряда, полет снаряда в луче с превышением над линией визирования цели до момента времени, установленного в наземной системе управления в соответствии с измеренной дальностью до цели, и совмещение оси луча с линией визирования цели. При этом при дальности до цели менее дальности Dmin, но более дальности DЭГ, где DЭГ - дальность до снаряда в момент времени ; ωср - частота среза системы управления снарядом, рад/с, центр информационного поля луча в течение времени от запуска снаряда до момента времени tM, где , смещают вверх относительно оси луча на величину YЭГ=(0,2…0,5)RЛ, где RЛ - радиус луча, после чего их совмещают в течение времени от момента tM до момента tЭГ, а при дальности до цели менее дальности DЭГ стрельбу производят без смещения центра информационного поля луча. Устройство для реализации способа снабжено формирователем электронного смещения, вход которого соединен с выходом формирователя временных интервалов, а выход соединен с первым входом сумматора. Технический результат заключается в обеспечении возможности исключения соприкосновения снаряда с подстилающей поверхностью. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ РАКЕТ, УПРАВЛЯЕМЫХ ПО ЛУЧУ ЛАЗЕРА, И РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ // 2569045

Предлагаемая группа изобретений относится к области разработки систем наведения ракет и может быть использована в комплексах ПТУР и ЗУР. Подобный ракетный комплекс включает две управляемые ракеты, содержащие последовательно соединенные приемники излучения и блок управления. Входят также подъемно-поворотные платформы с приводами, на которых расположены теплотелевизионные прицелы и лазерно-лучевой блок, оптически связанный с приемником излучения ракет. Для реализации поставленных перед системой задач используются вычислитель, блоки отображения информации, пульты управления, автоматы сопровождения целей и датчики углов поворота по углам азимута и места, расположенные на подъемно-поворотных платформах. Комплекс также включает систему обнаружения и указания целей. Указанное устройство реализует соответствующий способ наведения ракет. Технический результат - обеспечение возможности стрельбы с одного носителя двумя ракетами по двум целям для повышения эффективности комплекса. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ ВРАЩАЮЩЕЙСЯ РАКЕТЫ И СИСТЕМА НАВЕДЕНИЯ ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ // 2548687

(54) Способ наведения вращающейся ракеты и система наведения для его осуществления (57) Реферат Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах наведения ракет. Технический результат - повышение точности наведения ракет при наличии в сигналах координат помех на удвоенной частоте вращения ракеты по крену. Для этого сигнал рассогласования, содержащий информацию об отклонении ракеты и помехе, дополнительно суммируют с сигналом рассогласования, сдвинутым относительно исходного в сторону запаздывания на время, равное половине периода гармонического сигнала помехи. При этом регулировка времени запаздывания обратно пропорциональна частоте вращения по крену, обеспечивает подавление помехи переменной частоты, изменяющейся в процессе полета ракеты. В системе наведения вращающейся ракеты дополнительно введены последовательно соединенные усилитель с ограничением, второе звено с регулируемым временем запаздывания и второй суммирующий усилитель, выход которого соединен со вторым входом модулятора, а второй вход соединен с выходом первого суммирующего усилителя, выходом соединенного со вторым входом второго звена с регулируемым временем запаздывания, при этом вход усилителя с ограничением соединен с выходом измерителя периода. 2 н.п. ф-лы, 3ил.

СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ ВРАЩАЮЩЕЙСЯ РАКЕТЫ И СИСТЕМА НАВЕДЕНИЯ ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ // 2540483

Предлагаемая группа изобретений относится к области разработки систем наведения ракет и может быть использована в комплексах ПТУР и ЗУР. Изобретения предназначены для повышения точности наведения ракет за счет повышения точности работы системы управления при наличии в сигналах координат помех априорно известной частоты. Сущность предлагаемой совокупности технических решений заключается в том, что сигнал рассогласования, содержащий информацию об отклонении ракеты и помехе определенной частоты, дополнительно суммируют с сигналом рассогласования, сдвинутым относительно исходного в сторону запаздывания на время, равное половине периода гармонического сигнала помехи, в результате чего происходит подавление сигнала помехи в сигнале координат. В системе наведения вращающейся ракеты имеются формирователь сигнала рассогласования между ракетой и линией визирования цели, последовательно соединенные звено с регулируемым временем запаздывания, суммирующий усилитель, модулятор и привод руля, а также блок выработки периодического по углу крена сигнала, выход которого соединен со вторым входом модулятора и входом измерителя периода, выход которого соединен с первым входом звена с регулируемым временем запаздывания, новым является то, что в нее введены последовательно соединенные звено с постоянным временем запаздывания, вход которого соединен с выходом формирователя сигнала рассогласования, и второй суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом формирователя сигнала рассогласования, а выход соединен со вторыми входами звена с регулируемым временем запаздывания и первого суммирующего усилителя. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ И СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ // 2536838

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР. Оно предназначено для повышения точности наведения ракет с аэродинамическими рулями. Сущность предлагаемой совокупности технических решений заключается в повышении точности работы привода рулей посредством уменьшения его «ненуля». Сущность предлагаемой совокупности технических решений заключается в том, что в управляющий автоколебательным приводом сигнал дополнительно вводится путем суммирования сигнал, пропорциональный его интегрированному значению, который минимизирует «ненуль» в замкнутой системе, охваченной отрицательной обратной связью. Поставленная задача решается за счет того, что в способе управления ракетой, включающем формирование системой управления ракетой управляющего сигнала автоколебательным приводом аэродинамических рулей, вибрационную линеаризацию этого сигнала путем его суммирования с внешним линеаризующим сигналом и соответствующее отклонение приводом аэродинамических рулей, новым является то, что формируют сигнал, пропорциональный интегрированному вибрационно - линеаризованному сигналу, а управляющий автоколебательным приводом сигнал формируют как сумму вибрационно-линеаризованного сигнала и сигнала, пропорционального интегрированному вибрационно-линеаризованному сигналу, причем коэффициент интегрирования kи, 1/с, устанавливают в соответствии с выполнением условия 20 … 30 t п < k и < ω П А Р 20 … 30 , где tп - полетное время ракеты на максимальную дальность стрельбы, с; ωПАР - полоса пропускания привода, 1/с. В системе управления ракетой, реализующей этот способ, включающей аппаратуру управления ракетой, содержащую последовательно соединенные устройство измерения рассогласования ракеты с заданной линией наведения и устройство формирования сигналов управления, а также генератор линеаризующих колебаний и привод аэродинамических рулей, содержащий последовательно соединенные усилитель мощности, релейный элемент, рулевую машинку, датчик отклонения рулей и суммирующий усилитель, второй вход которого подключен к выходу аппаратуры управления ракетой, которым является выход устройства формирования сигналов управления, новым является то, что в нее введены последовательно соединенные интегрирующий усилитель и второй суммирующий усилитель, выход которого соединен со входом усилителя мощности, причем вход интегрирующего усилителя и второй вход второго суммирующего усилителя соединены с выходом первого суммирующего усилителя, а выход генератора линеаризующих колебаний соединен с третьим входом первого суммирующего усилителя. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ ВРАЩАЮЩЕЙСЯ РАКЕТЫ С РЕЛЕЙНЫМ ПРИВОДОМ РУЛЕВОГО ОРГАНА И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ // 2532993

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в комплексах противотанковых управляемых ракет (ПТУР) и зенитных управляемых ракет (ЗУР). Технический результат - повышение точности наведения ракет с релейными приводами рулевых органов (ПРО). Для этого задают до пуска момент времени tз, а релейный двухпозиционный сигнал V формируют по закону V = { s i g n ⌊ h y + U 1 ⌋ C ( γ ) + s i g n [ h z + U 2 ] S ( γ ) п р и t ≤ t 0 s i g n ⌊ h y + U 1 ⌋ C ( γ ) + s i g n [ h z + U 2 s i g n ( − U 1 ) ] S ( γ ) п р и t > t 0 , где U1, U2 - периодические по углу γ сигналы, сдвинутые на угол π/2 друг относительно друга и на угол π/2 соответственно относительно сигналов C(γ), S(γ), а момент времени t0 определяют как ближайший момент времени после заданного до пуска момента времени tз, соответствующий переключению сигнала S(γ) с нулевого уровня на положительный уровень. При этом в систему с релейным ПРО введены соответствующие дополнительные суммирующие усилители, релейные элементы, модуляторы, фазовращатель и инвертирующий усилитель. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.

СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ И СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ // 2527391

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.

СПОСОБ СТРЕЛЬБЫ РАКЕТОЙ, УПРАВЛЯЕМОЙ ПО ЛУЧУ ЛАЗЕРА // 2516383

Изобретение относится к системам наведения ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР. Способ стрельбы ракетой, управляемой по лучу лазера, включает измерение дальности до цели и ввод измеренного значения в наземную систему управления, установку начального превышения Y0 оси луча относительно линии визирования цели, запуск управляемой ракеты, подъем оси луча до максимального превышения Ymax относительно линии визирования цели, полет ракеты на максимальном превышении до момента времени, установленного в наземной системе управления в соответствии с измеренной дальностью до цели, и совмещение оси луча с линией визирования цели. При этом осуществляют последовательное изменение превышения: в течение времени от момента запуска ракеты до момента , где ωcp - частота среза системы управления ракетой, рад/с, начальное превышение Y0 сохраняют неизменным, причем его значение устанавливают по зависимости , где - минимальное возможное значение вертикального отклонения ракеты от линии визирования на этом участке полета, м; Rл - радиус луча, м, а в течение времени от момента t1 до момента , где Vп - максимально допустимая скорость подъема луча, м/с, превышение увеличивают до значения Ymax. Технический результат заключается в повышении точности стрельбы ракетой. 2 ил.

СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ ВРАЩАЮЩЕЙСЯ РАКЕТЫ И СИСТЕМА НАВЕДЕНИЯ ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ // 2486428

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет

СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ КОМАНДЫ УПРАВЛЕНИЯ ОДНОКАНАЛЬНОЙ ВРАЩАЮЩЕЙСЯ ПО УГЛУ КРЕНА РАКЕТОЙ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ (ВАРИАНТЫ) // 2473864

СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ ВРАЩАЮЩЕЙСЯ ПО УГЛУ КРЕНА РАКЕТЫ, СИСТЕМА НАВЕДЕНИЯ И ПОЗИЦИОННЫЙ ДАТЧИК ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ // 2406962

Изобретение относится к области ракетного вооружения

СПОСОБ И СИСТЕМА НАВЕДЕНИЯ ВРАЩАЮЩЕЙСЯ РАКЕТЫ // 2402743

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет

СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ ВРАЩАЮЩЕЙСЯ РАКЕТЫ С РЕЛЕЙНЫМ ПРИВОДОМ РУЛЕВОГО ОРГАНА И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ // 2375667

Изобретение относится к области разработки систем наведения (СН) ракет

СПОСОБ СТРЕЛЬБЫ ВРАЩАЮЩИМСЯ ПО УГЛУ КРЕНА УПРАВЛЯЕМЫМ СНАРЯДОМ И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ // 2349871

Изобретение относится к области ракетного вооружения, а именно к способам стрельбы управляемыми снарядами

СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ КОМАНД УПРАВЛЕНИЯ ВРАЩАЮЩЕЙСЯ РАКЕТОЙ, НАВОДЯЩЕЙСЯ ПО ЛУЧУ, И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ // 2339893

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет по лучу и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР

СПОСОБ И СИСТЕМА НАВЕДЕНИЯ ВРАЩАЮЩЕЙСЯ РАКЕТЫ // 2326325

Изобретение относится к области систем наведения ракет

СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ ВРАЩАЮЩЕЙСЯ РАКЕТЫ С РЕЛЕЙНЫМ ПРИВОДОМ РУЛЕВОГО ОРГАНА (ВАРИАНТЫ) // 2326323

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР

СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ ВРАЩАЮЩЕЙСЯ РАКЕТЫ С РЕЛЕЙНЫМ ПРИВОДОМ РУЛЕВОГО ОРГАНА И СИСТЕМА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ // 2310151

Изобретение относится к области систем наведения (СН) ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР

СПОСОБ И СИСТЕМА НАВЕДЕНИЯ ВРАЩАЮЩЕЙСЯ РАКЕТЫ // 2294515

Изобретение относится к области разработки СН ракет и может быть использовано в комплексах противотанковых и зенитных управляемых ракет

СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ ВРАЩАЮЩЕЙСЯ РАКЕТЫ // 2284001

Изобретение относится к области разработки систем наведения (СН) ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР

СПОСОБ И СИСТЕМА НАВЕДЕНИЯ ВРАЩАЮЩЕЙСЯ РАКЕТЫ // 2274817