Патенты автора Волобуев Михаил Федорович (RU)

Изобретение относится к области радионавигации и может быть использовано для однозначного определения углового положения в азимутальной плоскости наземного радиомаяка фазовым пеленгатором, размещенным на квадрокоптере. Техническим результатом является обеспечение возможности определения направления на источник излучения фазовым пеленгатором с квадрокоптера за счет снижения массы и габаритов пеленгатора, а также расширение сектора одновременного наблюдения до 360°. Заявленный способ основан на приеме сигнала источника излучения в одной плоскости двумя антеннами, установленными на носителе симметрично его строительной оси на расстоянии базы, перемножении принятых сигналов в умножителе и определении пеленга на источник излучения по уровню сигнала с выхода умножителя. Дополнительно антенны выполнены ненаправленными, а носителем является квадрокоптер. При наличии сигнала на выходе умножителя квадрокоптер переводят в режим зависания, вращают вокруг своей оси и измеряют уровень сигнала на выходе умножителя. Определяют ближайшее к максимальному нулевое значение сигнала на выходе умножителя и соответствующее ему угловое положение квадрокоптера относительно нормали к базе и дополнительно поворачивают до него квадрокоптер. Выполняют прямолинейное передвижение квадрокоптера в плоскости пеленгации в направлении, перпендикулярном базе, и измеряют значение сигнала на выходе умножителя. Если сигнал убывает, то считают, что источник излучения находится в направлении движения и угол, соответствующий ближайшему максимальному значению на выходе умножителя, будет являться его истинным пеленгом, в противном случае принимают решение, что источник излучения расположен в противоположном направлении и угол, соответствующий ближайшему максимальному значению на выходе умножителя, +180°, будет являться его истинным пеленгом. 3 ил.

Группа изобретений относится к способу и устройству точной посадки беспилотного летательного аппарата (БЛА) самолетного типа. Для посадки БЛА осуществляют его вывод в направлении места посадки определенным образом, спускают с БЛА якорь с помощью якорного троса, понижают обороты двигателя БЛА для снижения скорости и выполняют полет БЛА на минимально допустимой скорости до зацепления якоря за зацепное устройство, при зацеплении якоря за зацепное устройство выпускают парашют и отключают двигатель, после зацепления якоря за зацепное устройство и раскрытия парашюта тянут БЛА за якорный трос, сцепленный с помощью якоря с зацепным устройством, в направлении натянутой заранее горизонтально сетки на месте посадки БЛА, сажают БЛА на натянутую сетку. Устройство содержит бортовое оборудование и посадочное оборудование. Бортовое оборудование содержит парашют, устройство выброса парашюта, бортовую катушку с якорным тросом и якорем, закрепленным на конце троса, устройство спускания троса. Посадочное оборудование содержит посадочную площадку с установленными вертикально на ней стойками, сетку, натянутую на каркас и имеющую отверстие, два гибких шеста, устройство перемотки якорного троса, лебедку, пусковое устройство, механизмы уборки шестов, посадочный трос. Обеспечивается повышение безопасности посадки БЛА, повышение оперативности повторного применения БЛА. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами и может быть использовано для их гарантированного наведения на наземный источник излучения по известному лишь только пеленгу без определения координат источника. Технический результат – повышение эффективности наведения за счет исключение вывода летательного аппарата за источник излучения. По способу пеленгуют источник излучения. Идентифицируют его как цели. Определяют курсовой угол на источник излучения. Строят прямую линию заданного пути, проходящую через точку пеленгования в направлении источника излучения. Выводят летательный аппарат с разворотом на линию заданного пути с нулевым курсовым углом на источник излучения. При этом для расчета используют местную декартову систему координат с центром, совпадающим с местом расположения летательного аппарата в момент пеленгования источника излучения. Обеспечивают выход летательного аппарата на линию заданного пути до точки пеленгования источника излучения при любых скоростях и курсовых углах. Определяют скорость летательного аппарата и минимально допустимый для этой скорости радиус разворота. Рассчитывают точку начала и радиус разворота летательного аппарата. Выполняют прямолинейный полет до расчетной точки начала разворота. Вывод летательный аппарат на линию заданного пути осуществляют по окружности с расчетным радиусом с разворотом в противоположную сторону от источника излучения. 1 ил.

Изобретение относится к вычислительной технике и может быть использовано в сложных автоматических системах управления, радиотехнических комплексах. Техническим результатом является повышение надежности дублированных систем. Способ содержит определение разностей выходных параметров резервируемых элементов, нахождение количественных значений степени уверенности в исправности или отказе каждого резервированного элемента с использованием методов нечеткой логики и при наличии исправных элементов подключение к выходу резервированной системы одного из них, при этом находят среднее арифметическое значение выходных параметров резервированных элементов, определяют разности выходных параметров резервированных элементов со средним арифметическим значением, задержанным по времени, определяемым интервалом от момента обнаружения факта отказа в дублированной системе до момента локализации отказавшего резервированного элемента, используют полученные разности выходных параметров при нахождении количественных значений степени уверенности в исправности или отказе каждого резервированного элемента с использованием методов нечеткой логики. 4 ил.

Для резервирования системы с помощью мажоритарного элемента осуществляют выбор значения порога для сравнения выходных параметров резервируемых элементов (РЭ) исходя из рабочего диапазона сравниваемого параметра РЭ, вероятностей безотказной работы каждого РЭ и всей резервированной системы, определение разностей выходных параметров (РВП) всех возможных пар РЭ, сравнение каждой РВП со значением порога в пороговых устройствах, определение числа s пороговых устройств, в которых РВП не превысила значение порога, и числа k пороговых устройств, в которых РВП превысила значение порога, при выполнении условия k<s подключение к выходу резервированной системы одного из РЭ, подключенных к пороговым устройствам, входящим в число s, через соответствующее вычитающее устройство и отключение всех РЭ от выхода резервированной системы при выполнении условия k>s, то есть отказе системы. Дополнительно предварительно определяют зависимости вероятностей безотказной работы каждого РЭ от наработки, на основании которых находят зависимость вероятности безотказной работы резервированной системы от наработки и значения порога для сравнения выходных параметров РЭ, рассчитывают значение порога, обеспечивающего максимум вероятности безотказной работы резервированной системы, подстраивают значение порога в пороговых устройствах в соответствии с наработкой РЭ. Повышается вероятность безотказной работы резервированной системы. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способу вывода самолета в точку начала посадки. Для вывода самолета в точку начала посадки измеряют текущие координаты самолета, предварительно строят участок маршрута в виде прямой линии заданного пути, являющейся касательной к дуге предпосадочного разворота самолета для выхода на ось взлетно-посадочной полосы в точке начала посадки с курсом в направлении ее центра, доопределяют маршрут из пункта возврата дугой предварительного разворота заданного радиуса для выхода по касательной к ней прямой линией заданного пути, строят четыре возможных маршрута комбинаций право- и левостороннего предварительного и предпосадочного разворота, рассчитывают длину их пути, осуществляют полет по маршруту с минимальной длиной пути до точки начала посадки. Обеспечивается сокращение времени вывода самолета в точку начала посадки. 2 ил.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано в системах радиолокации, навигации, связи для определения местоположения излучателей и синхронизации. Достигаемый технический результат - расширение области применения способа на класс непрерывных радиосигналов. Указанный результат достигается за счет того, что способ включает прием анализируемого радиосигнала на заданном интервале времени и прием опорного радиосигнала, формирование их корреляционного отклика и определение положения его максимума, при этом прием опорного радиосигнала начинают с запаздыванием на абсолютное значение минимально измеряемой задержки, а завершают с опережением на величину максимально измеряемой задержки соответственно относительно начала и окончания приема анализируемого радиосигнала. 2 ил.

Изобретение относится к радиотехнике и может быть использовано в наземных и авиационных радиотехнических системах для всеракурсного определения направления на источники радиоизлучений. Достигаемый технический результат – обеспечение двухмерного всеракурсного пеленгования одновременно в двух ортогональных плоскостях, по азимуту и углу места. Указанный результат достигается за счет того, что способ амплитудного двухмерного пеленгования включает прием излучаемого сигнала с помощью идентичных разнонаправленных антенн, измерение амплитуды принятых сигналов, преобразование измерений в угловой спектр и определение направления на излучатель по его максимуму, при этом прием сигнала осуществляют не менее чем пятью антеннами с симметричными диаграммами направленности, углы ориентации фокальных осей антенн сдвинуты один относительно другого с равномерным перекрытием сектора сферического обзора. Операции, следующие за измерением амплитуд, выполняют как двухмерные, причем диаграммы направленности антенн определяют как функции их главного сечения от угла между фокальными осями и вектором двухмерного пеленга. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к методам определения дальности с использованием пеленгатора, размещенного на носителе, выполняющего движение в направлении источника радиоизлучения, в интересах снижения погрешности определения координат. Достигаемый технический результат – снижение погрешности определения дальности до неподвижного источника радиоизлучения с подвижного объекта, оснащенного пеленгатором. Указанный результат достигается за счет того, что способ определения дальности до неподвижного источника излучения движущимся пеленгатором основан на последовательном выполнении угловых маневров носителем пеленгатора с отворотом от источника излучения и определении дальности до него, дополнительно угловой маневр совершают при постоянном угле пеленгации α, при этом измеряют пройденный путь L0 и изменение курсового угла ϕ0 носителя пеленгатора и по их значениям рассчитывают начальную дальность до источника излучения по формуле , по мере сближения измеряют изменения курсового угла ϕi носителя пеленгатора и уточняют дальность до источника излучения по формуле , где , N - число измерений. 2 ил.

Изобретение относится к методам определения расстояния с использованием пеленгатора, размещенного на носителе, выполняющего движение в направлении источника радиоизлучения, в интересах снижения погрешности определения координат. Достигаемый технический результат – снижение погрешности определения расстояния до неподвижного источника радиоизлучения с подвижного объекта, оснащенного пеленгатором. Указанный результат достигается за счет того, что способ определения расстояния до неподвижного источника излучения движущимся пеленгатором основан на последовательном выполнении угловых маневров носителем пеленгатора с отворотом от источника излучения и определении расстояния до него, дополнительно угловой маневр совершают при постоянном угле пеленгации α через промежутки времени Ti, где , N - число измерений, измеряют изменения курсового угла ϕi носителя пеленгатора, движущегося со скоростью V, и определяют расстояние до источника излучения по формуле . 2 ил.

Группа изобретений относится к области вычислительной техники и может быть использована в сложных радиотехнических комплексах, автоматизированных системах управления. Техническим результатом является повышение надежности. Устройство содержит рабочий элемент, элементы сравнения, суммирующее устройство, делитель, вычитающие устройства, блок управления, устройства коммутации, контроллер. 2 н.п. ф-лы, 5 ил., 1 прил.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в реактивных системах залпового огня (РСЗО). Осуществляют наведение пусковой установки (ПУ) в горизонтальной плоскости в направлении на цель, поднимают направляющие с реактивными снарядами (РС) на заданный угол пуска в вертикальной плоскости (ВП), вводят расчетное время (РВ) полета в систему автономной коррекции траектории полета (САКТ) PC по начальному участку траектории, включают твердотопливные ракетные двигатели, осуществляют пуск PC под малым углом в ВП по начальному участку траектории полета (УТП) PC с учётом технических характеристик ПУ и рельефа местности размещения ПУ, осуществляют перевод PC на новую траекторию с большим углом в ВП после истечения РВ с учётом условия необнаружения PC на начальном участке траектории радиолокационной станцией (РЛС) контрбатарейной борьбы (КББ) противника, производят пуск PC с последующим полетом по заданной баллистической траектории, имитирующей запуск PC из фиктивной точки, удаленной от ПУ на безопасное расстояние, исключающее поражение ПУ огнем артиллерии противника по результатам засечки РЛС КББ стартовой позиции РСЗО, управляют углами тангажа и рысканья PC с помощью газодинамических рулей по командам от САКТ PC в зависимости от безопасной высоты полета PC, исключающей обнаружение с помощью РЛС КББ, удаления ПУ от РЛС от линии фронта, минимального угла обзора РЛС КББ в ВП, фиктивного угла пуска, угла пуска PC в ВП, угла вектора скорости PC, поправки к углу пуска PC, скорости полета PC, допустимой перегрузки PC в ВП, ускорения свободного падения, поражают цель. Изобретение позволяет повысить эффективность стрельбы РСЗО. 2 ил.
Изобретение относится к импульсной технике. Техническим результатом является обеспечение возможности формирования последовательности двух разнополярных прямоугольных импульсов, изменения их длительности и интервала между ними в пределах от сотен миллисекунд до единиц-десятков-сотен секунд путем раздельного управления положением переднего и заднего фронтов формируемого импульса. Формирователь содержит четыре триггера Шмитта (ТШ), источник колебаний произвольной формы (ИКПФ), три переключателя (П) на два положения, источник постоянного напряжения (ИПН), два делителя напряжения (ДН), интегратор (И), перемножитель сигналов (ПС), три вычитающих устройства (ВУ). 3 ил., 1 табл.

Изобретение относится к современным пилотажно-навигационным комплексам (ПНК) летательных аппаратов (ЛА) и их бортовой аппаратуре и предназначается в основном для формирования сигналов управления резервированными с помощью мажоритарных элементов системами радиоавтоматики и системами автоматического управления ЛА. Техническим результатом является повышение надежности работы системы. Устройство управления резервированной с помощью мажоритарных элементов системой содержит рабочий элемент (РЭ), два элемента сравнения (ЭС), три вычитающих устройства (ВУ), три компаратора (К), три электронных ключа (ЭК), а также содержит три канала обнаружения отказавшего элемента (ООЭ), каждый содержащий последовательно соединенные линию задержки (ЛЗ), ВУ, дифференцирующее звено (ДЗ) и триггер (Тр), причем вход каждой ЛЗ подсоединен ко вторым входам соответствующих ВУ, при этом вход первой ЛЗ подключен к выходу РЭ, вход второй ЛЗ - к выходу первого ЭС, вход третьей ЛЗ - к выходу второго ЭС, а выходы Тр подсоединены соответственно к четвертому, пятому и шестому входам БУ. 4 ил.

Изобретение относится к вычислительной технике и может быть использовано в сложных радиотехнических комплексах, автоматизированных системах управления. Техническим результатом является повышение надежности. Способ содержит определение разностей выходных параметров (РВП) основного элемента (ОЭ) и резервируемых элементов (РЭ), сравнение РВП с пороговым значением и обнаружение внезапных отказов, при этом, задают лингвистические переменные (ЛП), описывающие количественные значения РВП и выходных решений на качественном уровне, для каждой ЛП определяют базовое терм-множество с соответствующими функциями принадлежности каждого терма, задают для входных ЛП на шкале возможных значений РВП термы «большое минус», «среднее минус», «нулевое», «среднее плюс», «большое плюс», которые зависят от среднеквадратических отклонений РВП от нуля, а для выходных ЛП «элемент исправен», «постепенный отказ элемента», «внезапный отказ элемента» задают термы «малая уверенность», «достаточная уверенность», «сильная уверенность», формируют экспертное множество правил нечеткого вывода, ставящих в соответствие входной ситуации определенное выходное решение, последовательно выполняют фаззификацию, агрегирование, активизацию, аккумуляцию и дефаззификацию, при этом если из полученного ряда максимальное значение соответствует выходным ЛП «постепенный отказ элемента» или «внезапный отказ элемента», принимают решение об отказе ОЭ или РЭ, отключают его и, при наличии исправных элементов, подключают один из них к выходу резервированной системы. 5 ил.

Изобретение относится к системам радиоавтоматики и автоматического управления, резервированных с помощью мажоритарных элементов. Технический результат - повышение вероятности безотказной работы. Устройство восстановления работоспособности системы, резервированной с помощью мажоритарных элементов, содержит блок управления (БУ), четыре компаратора (К), шесть электронных ключей (ЭК), три вычитающих устройства (ВУ), рабочий элемент (РЭ), два элемента сравнения (ЭС), элемент резерва (ЭР), четыре логических элемента ИЛИ (далее ИЛИ), четыре логический элемента И (далее И), три логических элемента НЕ (далее НЕ), переключатель электронных ключей (ПЭК), счетчик импульсов (Сч) и два триггера (Тр). 3 ил.

Изобретение относится к импульсной технике и может быть использовано в устройствах радиоавтоматики и системах автоматического управления летательными аппаратами. Техническим результатом является формирование последовательности двух прямоугольных импульсов с возможностью изменения в широких пределах их длительности (от 100 мс до 150-200 с) и интервала между ними (от 4 с до 215 с). Устройство содержит четыре триггера Шмитта, источник колебаний произвольной формы, три переключателя на два положения, источник постоянного напряжения, два делителя напряжения, интегратор, перемножитель сигналов, два вычитающих устройства и суммирующее устройство. 2 ил., 1 табл.

Изобретение относится к современным пилотажно-навигационным комплексам летательных аппаратов и их бортовой аппаратуре. Технический результат - повышение эффективности функционирования резервированной системы с выбором среднего арифметического значения выходных параметров резервируемых элементов. Устройство управления резервированной системой с выбором среднего арифметического значения выходных параметров резервируемых элементов содержит: i=1…n резервируемых каналов (РК), каждый содержащий резервируемый элемент (РЭ), последовательно соединенные суммирующее устройство (СУ) и устройство деления (УД), являющееся выходом устройства, последовательно соединенные счетчик (Сч) и блок управления (БУ), выход которого подключен ко второму входу УД, последовательно соединенные ключ (Кл), линию задержки (ЛЗ), вычитающее устройство (ВУ), пороговое устройство (ПУ) и триггер, при этом выходы каждого триггера РК подключены к соответствующим входам Сч и управляющим входам Кл, причем в каждом РК входы ЛЗ и ВУ подсоединены к соответствующим входам СУ, причем выход РЭ каждого РК подключен к входу соответствующего Кл. 3 ил.

Изобретение относится к области способов посадки беспилотных летательных аппаратов (БЛА) и может быть использовано при решении задачи обеспечения точной автоматической посадки БЛА самолетной конструкции на площадку малых размеров. В способе выполняют посадку БЛА в улавливающую сеть, причем формируют круговую зону захода на посадку, для чего в заданной точке посадки устанавливают ненаправленный источник радиоизлучения, а на борту БЛА устанавливают радиопеленгатор, выполняют автономный ввод БЛА в зону захода на посадку, используя штатное бортовое навигационное оборудование, производят прием сигналов ненаправленного источника радиоизлучения и выполняют его угловое сопровождение в горизонтальной и вертикальной плоскостях бортовым радиопеленгатором, по данным которого с помощью бортовой системы управления формируют команды самонаведения БЛА на источник радиоизлучения в горизонтальной плоскости. Одновременно выполняют самонаведение БЛА на источник радиоизлучения в горизонтальной плоскости и полет БЛА на заданной высоте, по достижении заданного угла визирования источника радиоизлучения в вертикальной плоскости переводят БЛА в пикирование, по данным бортового радиопеленгатора с помощью бортовой системы управления формируют команды самонаведения БЛА на источник радиоизлучения в вертикальной плоскости, выполняют самонаведение БЛА на источник радиоизлучения в вертикальной и горизонтальной плоскостях до попадания в улавливающую сеть, установленную горизонтально над источником радиоизлучения. Достигается увеличение автономности выполнения точной посадки БЛА. 1 ил.

Изобретение относится к средствам управления самонаводящимся по радиоизлучению оружием (СНО) и их бортовой радиоэлектронной аппаратуре. Устройство определения направления и величины скачков пеленга содержит последовательно соединенные антенну (А), приемно-пеленгационное устройство (ППУ) и устройство управления (УУ), а также устройство задержки (УЗ), вычитающее устройство (ВУ), интегрирующее устройство (ИУ), два пороговых устройства (ПУ) и два индикатора скачка пеленга (ИСП), причем первый выход УУ подключен к второму входу ППУ, третий выход которого соединен с третьим входом УУ, пятый и четвертый входы которого подключены к выходам первого и второго ИСП соответственно, входы которых соединены с выходами первого и второго ПУ соответственно, входы которых, а также шестой вход УУ подключены к выходу ИУ, вход которого соединен с выходом ВУ, первый и второй входы которого подключены к выходу УЗ и второму выходу ППУ соответственно, при этом вход УЗ соединен с вторым выходом ППУ, причем первый вход УУ является входом устройства, на который поступают данные целеуказания с носителя СНО, а второй выход УУ - выходом устройства, с которого снимаются сигналы управления. Технический результат изобретения - повышение вероятности определения направления и величины скачков пеленга в момент разрешения групповой цели. 5 ил.

Изобретение относится к вооружению и может быть использовано в системах управления самонаводящимся по радиоизлучению оружием (СНО). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого устройство обнаружения содержит последовательно соединенные антенну (А), приемно-пеленгационное устройство (ППУ) и устройство управления (УУ), а также второе ППУ, устройство совпадения (УС), устройство индикации одиночной цели (УИОЦ) и устройство индикации групповой цели (УИГЦ). Причем первый вход второго ППУ подключен к выходу А, а второй выход соединен с третьим входом УС, второй вход которого соединен со вторым выходом ППУ, второй вход которого соединен с первым выходом УУ, третий выход которого подключен к первому входу УС, первый и второй выходы которого соединены с входами УИОЦ и УИГЦ соответственно, причем выходы УИОЦ и УИГЦ подключены к четвертому и пятому входам УУ соответственно, на первый вход УУ, являющийся входом устройства, поступают данные целеуказания с носителя СНО, а с четвертого выхода УУ, являющегося выходом устройства, поступают в автопилот сигналы управления. 2 ил.

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами и предназначено для использования при решении задачи обеспечения контроля дистанций между ведущим и ведомым самолетами как в аварийных ситуациях, связанных с отказом штатных средств измерения дистанций, так и в условиях, когда по соображениям скрытности эти средства не включаются. Для контроля дистанции используют станции предупреждения о радиолокационном облучении (СПО) самолета и бортовые источники радиоизлучения (БИРИ), размещаемые на ведущем и ведомом самолетах. Частоты БИРИ заранее заносятся в банк данных СПО и их разнос должен составлять 500-1000 МГц. При контроле дистанций с борта ведомого самолета на ведущем самолете производят включение БИРИ на излучение сигналов, а на ведомом самолете выключают питание собственного БИРИ и в качестве приоритетной цели для СПО задают БИРИ ведущего самолета, параметры которого уже ранее внесены в банк данных СПО. На борту ведомого самолета принимаются сигналы передатчика БИРИ ведущего самолета и передаются в пеленгационную аппаратуру СПО. Определяют угловые направления в вертикальной и горизонтальной плоскости на БИРИ, размещенном на ведущем самолете, а по значениям измеренной частоты идентифицируют ведущий самолет. С использованием определенных по индикатору СПО угловых положений БИРИ ведущего самолета в горизонтальной и вертикальной плоскостях и разности высот полета ведущего и ведомого самолетов вычисляют дистанцию и интервал до ведущего самолета. Значения высоты полета ведущего самолета, необходимые для вычисления разности высот, передаются на ведомый самолет по его запросу. При контроле дистанций с борта ведущего самолета угловые координаты ведомого самолета определяются с помощью СПО ведущего самолета по сигналам БИРИ ведомого самолета. Предложенный способ обеспечивает достаточную для безопасного самолетовождения по маршруту точность определения линейных дистанций между ведущим и ведомым самолетами. 2 ил.

Изобретение относится к области систем управления летательными аппаратами и обеспечивает заход самолета на посадку в аварийных ситуациях, связанных с отказом как штатных бортовых автоматических радиокомпасов (АРК), так и наземных средств привода самолетов дальних приводных радиомаяков (ДПРМ) в точку начала снижения (ТНС). Способ захода самолета на посадку состоит в том, что для вывода самолета в ТНС используются станция предупреждения о радиолокационном облучении (СПО) самолета и два источника радиоизлучения (ИРИ), работающие на разнесенных частотах, перекрываемых частотным диапазоном СПО и размещаемых на ДПРМ и ближних приводных радиомаяках (БПРМ) для обозначения продольной оси взлетно-посадочной полосы (ВПП). Причем частоты ИРИ заранее заносятся в банк данных СПО самолета и их разнос должен составлять 500-1000 МГц. В зависимости от взаимного положения самолета и двух наземных ИРИ возможны три варианта реализации способа захода на посадку. Предлагаемые способы захода самолета на посадку обеспечивают вывод самолета в точку начала снижения при отказах его бортовых средств радиосвязи и автоматических радиокомпасов или выходе из строя штатного радиотехнического оборудования аэродромов и могут использоваться как резервный способ захода на посадку самолетов, оснащенных СПО. Повышается безопасность полетов. 3 н.п. ф-лы, 3 ил.

Использование: относится к области управляемого оружия и может быть использовано в способе поражения наземных станций активных помех бортовым радиолокационным станциям самолетов самонаводящимся по радиоизлучению оружием и система для его осуществления. Сущность: пуск самонаводящегося по радиоизлучению оружия производят при отсутствии излучения станции активных помех бортовым РЛС, на первом этапе его полет происходит по программе с использованием данных инерциальной навигационной системы, на определенном рубеже производят включение пассивной радиотехнической головки самонаведения в режим поиска сигналов станции активных помех по несущей частоте, длительности, периоду повторения импульсов и угловым координатам. Провоцируют включение станции активных помех противника в режим подавления бортовой РЛС, производят бланкирование (запирание) приемника пассивной радиотехнической головки самонаведения, в паузах между сигналами имитатора осуществляют поиск, обнаружение и измерение параметров ответных сигналов станции активных помех пассивной радиотехнической головкой самонаведения. Сравнивают параметры сигналов и формируют команды разрешения на захват цели пассивной радиотехнической головкой самонаведения. На втором этапе, полет самонаводящегося по радиоизлучению оружия производят под управлением пассивной радиотехнической головкой самонаведения вплоть до поражения станции активных помех. Система для осуществления способа поражения наземных станций активных помех бортовым РЛС самонаводящимся по радиоизлучению оружием. Технический результат: обеспечение поражения наземных САП самонаводящимся по радиоизлучению оружием без снижения скрытности и боевых возможностей ударной группы повышает точность наведения самонаводящегося по радиоизлучению оружия на наземные САП в 3-10 раз, увеличивает вероятность поражения РЭС-цели в 4-8 раз, а требуемый наряд СНО для поражения САП с вероятностью не менее 0.8 снижает в 6-13 раз. 2 н.п. ф-лы, 2 ил., 1 табл.

Изобретение относится к современным пилотажно-навигационным комплексам летательных аппаратов и их бортовой аппаратуре и может быть использовано для восстановления работоспособности систем радиоавтоматики и автоматического управления, резервированных с помощью мажоритарных элементов путем формирования сигналов управления элементами резервированных систем. Техническим результатом является повышение надежности устройства. Устройство содержит рабочий элемент, два элемента сравнения (резервных элемента), коммутируемый дополнительный элемент сравнения, шесть электронных ключей, три вычитающих устройства, три компаратора, блок управления, два логических элемента ИЛИ, три логических элемента НЕ, переключатель электронных ключей, четыре логических элемента И, три триггера. 3 ил.

Изобретение относится к оборудованию для управляемого оружия и предназначено для использования при управлении полетом корректируемой авиационной бомбы (КАБ) при нанесении ударов по стационарным (наземным и надводным) объектам противника бомбами, оснащенными фугасными боевыми частями, в условиях радиоэлектронного противодействия противника

Изобретение относится к оборудованию для управляемого оружия и предназначено для использования при управлении полетом корректируемой авиационной бомбы (КАБ) с целью поражения радиоэлектронных средств (РЭС) противника

Изобретение относится к пилотажно-навигационным комплексам летательных аппаратов и их бортовой радиоэлектронной аппаратуре и предназначается для формирования сигналов оповещения об отказе элементов в резервированных системах радиоавтоматики и системах автоматического управления летательными аппаратами

Изобретение относится к современным пилотажно-навигационным комплексам (ПНК) летательных аппаратов (ЛА) и их бортовой аппаратуре

Изобретение относится к импульсной технике и может быть использовано для формирования прямоугольных импульсов с изменяемой длительностью в устройствах радиоавтоматики и системах автоматического управления летательными аппаратами

 


Наверх