Способ стрельбы по малоразмерным целям вращающимся вокруг продольной оси самонаводящимся на конечном участке полета по баллистической траектории корректируемым артиллерийским снарядом



 


Владельцы патента RU 2426970:

Вишневский Владимир Серафимович (RU)

Изобретение относится к области высокоточного оружия. Технический результат - сокращение времени и повышение эффективности поражения. Способ заключается в том, что корректируемый артиллерийский снаряд (КАС), содержащий корпус, безгироскопный индикатор-координатор цели, логическое устройство, систему электропитания, реактивные импульсные двигатели коррекции (ИДК) включают на конечном участке баллистической траектории полета в течение не более 3 с. Многократную импульсную коррекцию осуществляют с максимальной частотой, удовлетворяющей заданному соотношению. Для снижения угла нерегламентированных колебаний КАС точки приложения векторов тяги ИДК смещают от центра масс в сторону хвостовой части на расстояние 2-х…3-х диаметров критического сечения сопла ИДК. Для снижения вероятности ответного удара по средствам целеуказания лазерное облучение цели производят не более 3,5 с. Для сокращения времени и повышения эффективности поражения стрельбу производят двумя или более орудиями по одной цели с использованием графика огня, предусматривающего одновременный подход нескольких КАС к преграде (цели). 3 з.п. ф-лы.

 

Изобретение относится к самонаводящимся корректируемым артиллерийским снарядам (КАС). Известна самонаводящаяся мина «Strix», разработанная в Швеции [1] фирмами SAAB и Bofors. Мина состоит из следующих блоков; инфракрасной головки самонаведения (ИК ГСН) с монтируемой на гироплатформе системой поиска и обнаружения целей, блока электронной бортовой аппаратуры (БЭБА) с микропроцессором, элементов питания, реактивного маршевого двигателя, кумулятивной боевой части, блока стабилизации, расположенного в хвостовой части и состоящего из четырех косопоставленных стабилизаторов, ракетных микродвигателей (12 штук), расположенных по периметру корпуса в средней части мины, блока стартового порохового заряда. Дальность стрельбы от 1 до 7,5 км. Для выполнения выстрела из штатного 120-мм миномета с помощью устройства ввода в БЭБА вводятся азимут, угол возвышения ствола и полетное время. Мина вылетает из ствола со скоростью 180…320 м/с (в зависимости от количества дополнительных метательных зарядов), затем раскрывающиеся стабилизаторы обеспечивают вращение со скоростью 600 об/мин. За несколько секунд до захвата ИК ГСН маршевый двигатель отделяется и отбрасывается колпачок, закрывающий линзу ГСН, после выбора цели при зоне обзора ~16000 м2 непрерывно отслеживается вектор погрешности между центром цели и предполагаемой точкой падения мины, что позволяет использовать наведение методом пропорциональной навигации, а далее мина направляется на цель с помощью боковых микродвигателей. При стрельбе по движущимся целям ИК ГСН медленно летящей мины может потерять цель из поля зрения, поэтому мину рекомендуют применять по неподвижным бронетанковым целям. Общее время подготовки выстрела от команды до ввода данных в БЭБА составляет 15 с. Применение мины «Strix» позволяет поражать цели, находящиеся вне прямой видимости, если известны их координаты, но погодные условия в обстреливаемом районе и разность температур цели и фона сильно влияют на результаты стрельбы. К недостаткам данного способа стрельбы по малоразмерным целям следует также отнести отсутствие возможности выбора предельной частоты импульсной коррекции ν в зависимости от длительности импульса коррекции τ, от максимальной величины выбираемого промаха Н и частоты вращения ωx снаряда вокруг продольной оси.

Способ стрельбы миной «Strix» можно принять за прототип способа стрельбы по малоразмерным целям с использованием КАС.

Предлагаемый способ (пункт 1 формулы) стрельбы по малоразмерным целям вращающимся вокруг продольной оси КАС [2], содержащим корпус, безгироскопный индикатор-координатор цели (ИКЦ), логическое устройство, систему электропитания и реактивные импульсные двигатели коррекции, векторы тяги которых направлены перпендикулярно оси корпуса КАС, отличается тем, что осуществляют выбор промаха вращающегося с частотой ωx КАС путем многократной ракетной импульсной коррекции по так называемой RCIC-технологии (российской концепции импульсной коррекции) [2] в течение не более 3 с, причем выбор исходного возможного промаха по цели производится с максимальной частотой ν импульсов ракетной коррекции (ИРК), удовлетворяющей соотношению , где τ - длительность воздействия ИРК, определяемая как , где ωx - частота вращения КАС, а начальное предельное значение выбираемого исходного промаха H, определяемое как произведение суммы однонаправленных N-приращений скорости КАС от импульсов ракетной коррекции , времени наведения Т и опытного среднестатистического коэффициента полезного действия системы наведения K≈0,7, т.е. должно быть равно или больше удвоенного технического рассеивания снаряда (отклонений по дальности Bд и по боку Вб) на максимальной дальности. КАС, выполненный на базе RCIC-технологии, обладает малым техническим рассеиванием на баллистическом участке полета. В основу этой концепции положена коррекция конечного участка траектории снаряда при полуактивном самонаведении за предельно короткое время - не более 3 с. Реализация этой концепции обеспечивается за счет:

- точной синхронизации работы всех систем - от момента выстрела до начала участка коррекции;

- высокой энергетики бортовой системы коррекции с ракетными импульсными двигателями коррекции;

- головки наведения без гироприборов, выдерживающей артиллерийские перегрузки при выстреле с большим динамическим диапазоном по входному сигналу.

Целью предлагаемого изобретения по пункту 2 формулы является снижение угла нерегламентированных колебаний КАС вокруг центра масс при коррекции. Технический результат достигается тем, что точку приложения вектора тяги ИДК смещают на расстояние 2-х…3-х диаметров критического сечения сопла ИДК от центра масс снаряда в направлении к хвостовой части.

Целью предлагаемого способа по пункту 3 формулы является снижение вероятности ответного удара по средствам лазерного целеуказания во время наведения на цель. Технический результат достигается тем, что время лазерного облучения цели не должно превышать 3,5 с исходя из концепции ответного воздействия по вооружению с полуактивным лазерным самонаведением.

Целью предлагаемого способа по пункту 4 формулы является сокращение времени и повышение эффективности поражения одной малоразмерной цели, например, типа САО. Технический результат достигается при проведении стрельбы двумя или более орудиями по расчетному графику огня, предусматривающему одновременный подход нескольких КАС к преграде (цели).

Предложенные в пунктах 1…4 формулы способы стрельбы повышают боевую эффективность и надежность КАС, безопасность стрельбы с закрытых огневых позиций, снижают вероятность ответного удара при использовании полуактивного способа наведения КАС путем ограничения времени лазерного подсвета цели до 3,5 с.

Литература

1. Forecast International/ DMC, Ordnance & Munitions Forecast, Strix Guided Anti Armor Projectile, October 1997, pp.1-4.

2. Вишневский B.C. «"Смельчак" и другие»// Армейский сборник. - 2000. - № 1.

1. Способ стрельбы по малоразмерным целям вращающимся вокруг продольной оси с частотой (ωх) самонаводящимся на конечном участке полета по баллистической траектории корректируемым артиллерийским снарядом (КАС), содержащим корпус, безгироскопный и жестко связанный с корпусом индикатор-координатор цели, определяющий положение цели относительно вектора скорости КАС, логическое устройство с таймером полетного времени, систему разрешения, систему электропитания и реактивные импульсные двигатели коррекции (ИДК), векторы тяги которых перпендикулярны оси корпуса КАС, заключающийся в наведении КАС посредством выбора промаха по включению системы разрешения от логического устройства в течение не более 3 с путем многократной импульсной ракетной коррекции, причем максимальную частоту (ν) импульсов ракетной коррекции устанавливают по соотношению , где τ - длительность воздействия импульса ракетной коррекции, определяемая с помощью логического устройства как , при этом предельное значение выбираемого промаха Н, соответствующее произведению суммы однонаправленных N приращений скорости КАС от импульсов ракетной коррекции , времени наведения Т и опытного среднестатистического коэффициента полезного действия системы самонаведения K=0,7, т.е. , равно или больше удвоенного технического рассеивания снаряда на максимальной дальности.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что точку приложения вектора тяги каждого ИДК смещают от центра масс в направлении хвостовой части на расстояние 2х…3х диаметров критического сечения сопла ИДК.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве индикатора-координатора цели используют полуактивный лазерный индикатор-координатор, при этом лазерное облучение цели производят не более 3,5 с с отсчетом от момента подхода КАС к цели.

4. Способ по п.3, отличающийся тем, что стрельбу производят двумя или более орудиями по расчетному графику огня, предусматривающему одновременный подход нескольких КАС к цели.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в военных целях. .

Изобретение относится к оборонной технике. .

Изобретение относится к навигационной технике и предназначено, главным образом, для решения проблем самонаведения методом параллельного сближения кратковременно взаимодействующих малоразмерных летательных аппаратов.

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к системам наведения ракет, предназначенным для обнаружения и сопровождения наземных целей, а также для формирования и выдачи сигналов управления в систему управления ракеты для ее наведения на цель.

Изобретение относится к области испытаний и проверки работоспособности головок самонаведения (ГСН). .

Изобретение относится к области радиоуправления и может быть использовано в радиоэлектронных системах самонаведения управляемых ракет класса «воздух - воздух» при их наведении на элементы групповой воздушной цели, летящие в плотной группе.

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.

Изобретение относится к области авиационных управляемых ракет. .

Изобретение относится к системам наведения ракет. .

Изобретение относится к области систем вооружения, в частности к оптико-электронным системам, обеспечивающим обнаружение, сопровождение, обработку координат различных воздушных, преимущественно низколетящих целей, а также наведение на эти цели средства вооружения зенитных ракетных комплексов ближнего действия

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 авиационного вооружения, в частности к способам наведения управляемых ракет класса «воздух-воздух» с активными радиолокационными головками самонаведения для поражения целей - постановщиков активных когерентных помех, преимущественно самолетов - помехопостановщиков

Изобретение относится к области разработки систем управления беспилотными летательными аппаратами и может быть использовано в комплексах управляемого артиллерийского вооружения и других комплексах вооружения, в которых на конечном участке траектории осуществляется самонаведение по методу пропорциональной навигации

Изобретение относится к ракетам «земля-воздух» и «воздух-воздух»

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к способу управления движением летательного аппарата. Совмещение стабилизированной линии визирования производят последовательно с каждым объектом визирования. Определяют и запоминают их дальность и угловые координаты относительно визирного устройства. После запуска летательного аппарата в направлении ближнего по дальности объекта визирования и захвата его системой управления измеряют время его движения на траектории полета. Определяют и подают в поле зрения визирного устройства информацию о попадании летательного аппарата в заданную зону объекта визирования или о его промахе. В случае промаха по ближнему по дальности объекту визирования и возможности его перевода на следующий объект подают на летательный аппарат команду на превышение его полета над линией визирования. Переводят линию визирования на следующий по дальности объект визирования и при подлете к нему снимают команду на превышение и плавно выводят летательный аппарат на линию визирования. В случае дальнейших промахов на летательный аппарат продолжают подавать команду на превышение с переводом линии визирования на последующие объекты визирования. Команду на превышение на летательный аппарат подают в момент пролета им очередного объекта визирования. Техническим результатом изобретения является повышение точности управления движением летательного аппарата.

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах автосопровождения заданного объекта визирования (ОВ), а также в системах самонаведения подвижных носителей с инерциальной измерительной системой. Технический результат - повышение точности. Для этого во время предстартовой подготовки к пуску подвижного носителя определяют и устанавливают сигналы, пропорциональные начальным координатам по наклонной дальности, по углу наклона, по азимуту взаимного положения подвижного носителя и первоначально заданного ОВ относительно основания интегрированного антенного устройства в связанной с центром масс подвижного носителя системе координат. При этом формируют штатные сигналы в виде пакета последовательных слов, пропорциональные параметрам начальной выставки инерциального измерение параметров вектора визирования заданного ОВ в местной горизонтальной системе координат. Эти сигналы преобразуют параллельную форму и по ним формируют сигналы, пропорциональные начальным условиям выставки инерциального пеленгования заданного ОВ в базовой антенной системе координат. 2 н.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к системам автономной навигации летательных аппаратов (ЛА), в частности к системам навигации ЛА, включающим в свой состав бортовые радиолокационные средства, обеспечивающие приведение ЛА к наземным объектам (НО). При приведении ЛА к НО измеряют значения угла визирования НО в горизонтальной плоскости (ГП) относительно направления путевой скорости ЛА, угловую скорость линии визирования НО в ГП, значения дальности от ЛА до НО, скорости полета ЛА и его ускорения в ГП. Также измеряют текущее значение угла отклонения линии визирования НО от направления вектора скорости ЛА, текущее значение угла визирования НО в ВП, текущее значение угла наклона вектора скорости ЛА в ВП, текущее значение угловой скорости линии визирования НО в ВП, текущее значение ускорения ЛА в ВП. Рассчитывают значение текущего угла отклонения проекции линии визирования НО на ГП от проекции направления вектора скорости ЛА на эту же плоскость. С использованием полученных результатов осуществляют управление полетом ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях таким образом, чтобы обеспечивалась стабилизация линейного азимутального разрешения радиолокационного изображения НО, формируемого БРЛС с САР, стабилизация разрешения указанного радиолокационного изображения по горизонтальной дальности, а направление вектора скорости ЛА в ВП в каждый момент времени совпадало с направлением на точку пересечения перпендикуляра к горизонтальной проекции линии визирования НО, проходящего через этот объект и принадлежащего ГП, с вертикальной плоскостью, которой принадлежит вектор скорости ЛА. Затем оценивают величину отклонений (невязок) текущих измеренных значений углов, а также текущего угла наклона линии визирования НО от требуемых значений и формируют сигналы траекторного управления ЛА в горизонтальной и вертикальной плоскостях, обеспечивающие устранение этих отклонений. Достигается получение высокой точности приведения ЛА к заданным НО с использованием БРЛС с САР. 11 ил.

Предложен способ наведения летательных аппаратов (ЛА) на наземные объекты. В способе управление наведением на наземные объекты осуществляется одновременно в наклонной плоскости, положение которой определяется направлением земной скорости ЛА, и в вертикальной плоскости, исходя из условия обеспечения и стабилизации требуемого разрешения радиолокационных изображений наземных объектов, с использованием метода пропорционального наведения со смещением угловых скоростей линии визирования наземного объекта в обеих плоскостях управления ЛА. Значения смещений формируются так, что направление вектора скорости ЛА в вертикальной плоскости в каждый момент времени совпадет с направлением на точку пересечения перпендикуляра к проекции линии визирования наземного объекта на горизонтальную плоскость, совпадающую с земной поверхностью, проходящего через наземный объект и принадлежащего этой горизонтальной плоскости, с вертикальной плоскостью, которой принадлежит вектор скорости летательного аппарата. Техническим результатом является повышение точности наведения летательных аппаратов на наземные объекты. 10 ил.
Наверх