Патенты автора Матвеев Эдуард Львович (RU)
Изобретение относится к системам дистанционного управления машинами и в частности к системам управления малогабаритными летательными аппаратами. Технический результат заключается в повышении надежности системы. Ракеты, имеющие бортовую аппаратуру, также имеют в своем составе пиротехнические батареи для ее питания. При данной схеме запуска СД нет однозначной уверенности в том, что бортовые батареи ракеты вышли на режим, что в свою очередь может привести к потере ракеты. Устройство для формирования сигнала на запуск СД содержит первое и второе сравнивающие устройства, первый и второй формирователи опорного напряжения, формирователь убывающего напряжения, первый, второй и третий ключи, элемент И и элемент ИЛИ, согласующее устройство, формирователь сигнала логической единицы, формирователь импульса, первый и второй входы, выходной вывод, дополнительно введены стабилизатор тока, третье сравнивающее устройство, третий формирователь опорного напряжения, третий вход и второй элемент И. Таким образом, инициализация электровоспламенителя стартового двигателя производится импульсом, стабилизированным по току, и при выходе бортовой батареи на режим, что повышает надежность работы системы. 1 ил.
Способ управления пулей и управляемая пуля // 2719802
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах и, в том числе, пулях. Технический результат - увеличение точности стрельбы. По способу осуществляют разгон управляемой пули стартовым двигателем. Затем отделяют стартовый двигатель и наводят маршевую ступень на цель в оптическом луче с использованием инерциальной навигационной системы с датчиками угла крена пули для выделения координаты в канале крена. При выходе управляемой пули из трубчатой направляющей раскрывают два или более стабилизатора с децентрически расположенными на них фотоприемными устройствами, которыми оснащают управляемую пулю. После этого производят сканирование пространства вдоль линии визирования цели оптическим лучом в виде ножевидных пучков лазерного излучения. Это излучение принимают фотоприемными устройствами и переводят сначала в координаты каждого из фотоприемных устройств, а затем - в угол крена по аналитической зависимости с учетом текущих координат фотоприемников и расстояния между ними. При этом до отделения стартового двигателя в процессе полета калибруют датчик угла крена также по аналитическим зависимостям. После отделения стартового двигателя осуществляют управляемый полет с использованием откалиброванного датчика угла крена. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 5 ил.
Изобретение относится к средствам контроля прицелов, предназначенных для телеориентирования в луче машин и, в частности, летательных аппаратов, использующих в качестве источников излучения инжекционные лазеры. Заявленный способ контроля параметров прицела системы телеориентирования с излучающими каналами на инжекционных лазерах на краю поля управления летательным аппаратом включает излучение через диафрагму с отверстием, которую устанавливают перпендикулярно оптической оси излучения в фокальной плоскости объектива коллиматора, производят снятие сигнала излучения регистрирующим устройством, которым сигнал излучения преобразуют в координаты, и оценивают параметры прицела. Диафрагму выполняют с отверстием, эксцентричным относительно ее геометрической оси и смещенным на край поля, а ось диафрагмы совмещают с осью лазерного излучения прибора, при этом диафрагму вращают в режиме динамической координаты с частотой 0,5-1,5 Гц, производят снятие сигнала излучения регистрирующим устройством на краю поля и оценивают параметры прицела. Заявленный способ реализуется устройством контроля параметров прицела системы телеориентирования с излучающими каналами на инжекционных лазерах на краю поля управления летательным аппаратом и содержит диафрагму, расположенную в фокальной плоскости объектива коллиматора, фотоприемное устройство с электронной аппаратурой, соединенное с электронной аппаратурой измерения координат и контрольно-измерительной аппаратурой выделения координат, кассетницу для светофильтров, установленные на оптической скамье. При этом диафрагма выполнена в виде диска с отверстием, геометрическая ось которого не совпадает с геометрической осью диска, установленного и закрепленного соосно лазерному излучению прибора во втулке, установленной на подшипниках в корпусе редуктора с электродвигателем и имеющей зубчатое колесо, которое кинематически контактирует с зубчатой шестерней, соединенной с валом электродвигателя. Технический результат - повышение качества контроля параметров прицела за счет обеспечения максимальной точности на краю поля управления летательным аппаратом 2 н.п. ф-лы, 4 ил.
Объектив для ближней ИК-области спектра // 2631538
Изобретение может быть использовано в наблюдательных приборах и телевизионных обзорных комплексах. Объектив содержит апертурную диафрагму и четыре компонента. Первый компонент - положительный мениск, обращенный выпуклостью к предмету, склеенный из двояковыпуклой и двояковогнутой линз. Второй - положительный мениск, обращенный выпуклостью к предмету и склеенный из двояковыпуклой и двояковогнутой линз. Третий - отрицательный мениск, обращенный выпуклостью к изображению, склеенный из отрицательного и положительного менисков. Четвертый - отрицательный мениск, обращенный выпуклостью к изображению. Фокусные расстояния компонентов удовлетворяют условиям: F0/F1=0,1÷1,0; F2/F0=0,5÷0,9; F0/|F3|=0,1÷1,0; |F4|/F0=0,5÷0,9, где F1, F2, F3, F4, F0 - фокусные расстояния первого, второго, третьего, четвертого компонентов и объектива соответственно. Технический результат - повышение качества изображения, уменьшение длины и увеличение рабочего отрезка объектива. 6 з.п. ф-лы, 6 ил., 4 табл.
Изобретение относится к области оптико-электронного приборостроения и касается оптического прицела системы наведения управляемого снаряда. Прицел содержит соосно установленные визир и прожектор. Прожектор включает в себя два инжекционных лазера, излучающие области которых расположены перпендикулярно осям измеряемых координат, систему вывода излучения лазеров на единую оптическую ось, оптический сканер, панкратический объектив, непрозрачную шторку, растровый диск, два оптронных датчика и формирователь импульсов. Оптический сканер выполнен в виде вращающейся призмы. Непрозрачная шторка установлена на оправу вращающейся призмы и выполнена с прозрачной щелью. Первый оптронный датчик снимает сигнал с непрозрачной шторки, а второй снимает сигнал с растрового диска. Выходы оптронных датчиков подключены ко входам формирователя импульсов, выходы которого соединены с лазерами. Технический результат заключается в повышении точности наведения управляемого снаряда. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.
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.
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 ПРОВЕРКИ ГОДНОСТИ ПРИЦЕЛА К ЭКСПЛУАТАЦИИ И СИСТЕМА ПРОВЕРКИ ГОДНОСТИ ПРИЦЕЛА К ЭКСПЛУАТАЦИИ // 2397427
Изобретение относится к системам автоматического управления и может быть использовано в образцах техники в качестве комплексного средства проверки годности прицелов, предназначенных для телеориентирования в оптическом луче машин, в частности летательных аппаратов, а также в установках для научных исследований
Изобретение относится к системам автоматического управления и может быть использовано в образцах техники в качестве комплексных средств контроля, а также в установках для научных исследований
Изобретение относится к области дистанционного управления машинами и, в частности, летательными аппаратами и предназначено для формирования оптического поля для телеориентирования управляемых объектов
СИСТЕМА НАВЕДЕНИЯ УПРАВЛЯЕМОГО СНАРЯДА // 2287762
Изобретение относится к оптическим системам наведения управляемых снарядов и может быть использовано в системах управляемого оружия с телеориентацией в луче лазера
Изобретение относится к оптическим системам наведения управляемых снарядов и может быть использовано в системах управляемого оружия с телеориентацией в луче лазера
