Патенты автора Кушников Дмитрий Вячеславович (RU)
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.
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.
СПОСОБ ОТДЕЛЕНИЯ МАРШЕВОЙ СТУПЕНИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ // 2584401
Группа изобретений относится к области ракетной техники. Способ отделения маршевой ступени ЛА включает механическое удержание в разомкнутом состоянии цепи запуска электровоспламенителя механизма разделения ступеней при пуске ЛА на стартовом участке траектории полета. На борту ЛА в процессе полета измеряют величину продольного ускорения и определяют скорость его изменения во времени, фиксируют момент смены знака производной продольного ускорения с отрицательного на положительный и замыкают электрическую цепь запуска электровоспламенителя механизма разделения ступеней. ЛА с отделяемым двигателем содержит маршевую ступень и пристыкованный к ней двигатель с механизмом разделения ступеней, снабженным электровоспламенителем. В маршевой ступени параллельно продольной оси ЛА установлен исполнительный механизм дистанционного инерционного действия, выполненный в виде токонепроводящего корпуса с неподвижной контактной группой и токопроводящего инерционного тела, запираемого силовой пружиной в сторону механизма разделения ступеней. Техническим результатом является исключение нештатного разделения двигателя и маршевой ступени при подготовке и проверках ЛА перед пуском. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Система испытаний летательных аппаратов с телеметрической системой регистрации основных параметров содержит установленные на летательном аппарате (ЛА) функциональные блоки, аппаратуру управления, бортовой телеметрический передающий модуль (БТПМ) с антенной и наземный приемный пункт с антенной. На наземном приемном пункте установлена аппаратура телеметрической системы регистрации, которая содержит пульт управления, вычислитель, привод наведения, соединенные определенным образом. Обеспечивается устойчивый прием телеметрической информации с борта ЛА при больших дальностях полета и сложных профилях его траектории. 1 ил.
СПОСОБ СТРЕЛЬБЫ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТОЙ // 2538509
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.
СПОСОБ СТРЕЛЬБЫ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТОЙ // 2534206
Изобретение относится к военной технике и может быть использовано при стрельбе управляемой ракетой (УР). Производят топографическую привязку целеуказателя и пусковой установки (ПУ) к местности, обнаруживают и измеряют координаты цели, передают координаты цели в пульт управления огневой позиции, рассчитывают и передают в диалоговом режиме установки стрельбы в блок автоматики ПУ и ракету, задают время ожидания готовности ракеты к пуску, осуществляют контроль готовности ракеты к пуску, формируют разрешение на пуск ракеты из совокупности признаков готовности бортовой навигационной спутниковой аппаратуры (количество наблюдаемых спутников не менее количества спутников, заданных оператором, канала головки самонаведения, высотометра, параметров полетного задания, канала связи с УР), производят пуск ракеты. Изобретение позволяет повысить надежность и безопасность пуска УР, вероятность попадания УР в заданную цель. 3 з.п. ф-лы.
Изобретение относится к оборонной технике, в частности к области испытания вооружения, и может быть использовано при отработке комплексов вооружения с полуактивным самонаведением летательных аппаратов (ЛА), в частности управляемых ракет (УР) или снарядов
