Способ определения направления отклонения движения ракеты от ее направления на цель. способы самонаведения ракеты на цель и устройства для их реализации


 


Владельцы патента RU 2484420:

Семенов Виктор Леонидович (RU)

Изобретения относятся к радиолокационной технике. Достигаемый технический результат изобретения - улучшение массогабаритных и стоимостных характеристик устройств наведения и самонаведения ракет и управляемых снарядов на цель. Самонаведение ракеты на цель осуществляют посредством определения принятой электромагнитной энергии от цели N приемными антеннами N приемников, располагаемыми все в вертикальной плоскости перпендикулярной продольной оси ракеты, от которой начинается конусообразная носовая часть ракеты, на равном удалении друг от друга, на внешней стороне ракеты и при этом считают: если на выходах всех N приемных антенн наблюдается появление сигнала от цели, то ракета точно приближается к цели, а если не на всех выходах N приемных антенн, то ракета приближается к цели с промахом и ее направление движения, относительно направления на цель, отклонено в сторону N-i приемных антенн, на выходах которых появление сигнала от цели, из-за закрытия раскрыва антенн передней частью корпуса ракеты, не наблюдается, и если ракета точно приближается к цели, то воздействия на рули управления ракетой не оказывают, также как и тогда, когда принятых сигналов не наблюдается на всех N приемных антеннах, а если ракета не точно приближается к цели, то сигналы с выходов N-i приемных антенн, которые принимают от цели сигналы и которые располагаются симметрично N-i приемным антеннам, которыми не принимаются сигналы от цели, преобразуют в сигналы управления, подводимые к соответствующим N-i рулям управления ракетой, рулям стоящими в каналах с N-i приемными антеннами, которые не принимают сигналы от цели. Устройства самонаведения ракет на цель содержат N приемных каналов, антенны которых располагают в вертикальной плоскости перпендикулярной продольной оси ракеты, от которой начинается конусообразная носовая часть ракеты, на равном удалении друг от друга, на внешней стороне ракеты. 5 н.п. ф-лы.

 

Изобретения относятся к радиолокационной технике и могут быть использованы при построении систем наведения и самонаведения ракет и управляемых снарядов на наземные, надводные, воздушные и т.п. цели.

Известны [патент RU 2374597, F41H 11/02] способ и устройство формирования команды на пуск защитного боеприпаса, содержащее две радиолокационные станции (РЛС) определения момента выдачи команды на его пуск с частотно модулированным (ЧМ) сигналом, с помощью которых можно определить знак отклонения ракеты от направления на цель, для того чтобы скорректировать движение ракеты в нужном направлении, но это можно сделать только в двух точках пространства и в одной плоскости.

Целью изобретения является улучшение массогабаритных и стоимостных характеристик устройств самонаведения ракет на цель.

Поставленная цель достигается за счет того, что устройства самонаведения ракет на цель реализуемы с использованием простейших сигналов электромагнитных волн и простейшими методами их обработки.

Определение направления отклонения движения ракеты от ее направления на цель (вариант 1) осуществляют посредством облучения цели сигналом излученным передающей антенной РЛС, совмещенной с ракетой и приема отраженного от цели сигнала приемной антенной РЛС, причем отраженный от цели сигнал принимают не одной, а N приемными антеннами РЛС, располагаемыми все в вертикальной плоскости перпендикулярной продольной оси ракеты, от которой начинается конусообразная носовая часть ракеты, на внешней стороне ракеты, на равном удалении друг от друга и от передающей антенны РЛС, устанавливаемой в носовой части ракеты, в самой удаленной точке ее продольной оси и при этом: если на выходах всех N приемных антенн наблюдается появление отраженного от цели сигнала, то считают, что ракета точно приближается к цели, а если не на всех выходах N приемных антенн наблюдается появление отраженного от цели сигнала, то считают, что ракета не точно приближается к цели и ее направление движения, относительно направления на цель, отклонено в сторону N-i приемных антенн, на выходах которых появление отраженного от цели сигнала, из-за закрытия раскрыва антенн передней частью корпуса ракеты, не наблюдается.

Определение направления отклонения движения ракеты от ее направления на цель (вариант 2) также осуществляют посредством приема электромагнитной энергии от цели антенной приемника, причем электромагнитную энергию от цели принимают не одной, а N приемными антеннами N приемников, располагаемыми все в вертикальной плоскости перпендикулярной продольной оси ракеты, от которой начинается конусообразная носовая часть ракеты, на равном удалении друг от друга, на внешней стороне ракеты и при этом: если на выходах всех N приемных антенн наблюдается появление сигнала от цели, то считают, что ракета точно приближается к цели, а если не на всех выходах N приемных антенн наблюдается появление сигнала от цели, то считают, что ракета не точно приближается к цели и ее направление движения, относительно направления на цель, отклонено в сторону N-i приемных антенн, на выходах которых появление сигнала от цели, из-за закрытия раскрыва антенн передней частью корпуса ракеты, не наблюдается.

Самонаведение ракеты на цель осуществляют посредством приема от цели электромагнитной энергии, причем направление отклонения движения ракеты от ее направления на цель определяют описанными в двух предыдущих абзацах способами, и если ракета точно приближается к цели, и на выходах всех N, где N - целое четное число, приемных антенн наблюдается появление сигнала от цели, то воздействия на рули управления ракетой не оказывают, так же как и тогда, когда принятых сигналов не наблюдается на всех N приемных антеннах, а если ракета не точно приближается к цели, то сигналы с выходов N-i приемных антенн, которые принимают от цели сигналы и которые располагаются симметрично N-i приемным антеннам, которыми не принимаются сигналы от цели, преобразуют в сигналы управления, подводимые к соответствующим N-i рулям управления ракетой, рулям стоящими в каналах с N-i приемными антеннами, которые не принимают сигналы от цели.

Устройство самонаведения ракеты на цель (вариант 1) содержит установленную на ракете РЛС с раздельным приемом и передачей радиосигналов, в которой N приемных антенн, где N - целое четное число, выход которых через свой приемник подключен к своему формирователю сигнала управления рулем ракеты, причем все N приемных антенн РЛС располагают в вертикальной плоскости перпендикулярной продольной оси ракеты, от которой начинается конусообразная носовая часть ракеты, на внешней стороне ракеты, на равном удалении друг от друга и от передающей антенны РЛС, устанавливаемой в носовой части ракеты, в самой удаленной точке ее продольной оси.

Устройство самонаведения ракеты на цель (вариант 2) содержит N приемных каналов из последовательно соединенных приемной антенны, приемника и формирователя сигнала управления рулем ракеты, где N - целое четное число, причем приемные антенны каналов располагают в вертикальной плоскости перпендикулярной продольной оси ракеты, от которой начинается конусообразная носовая часть ракеты, на равном удалении друг от друга, на внешней стороне ракеты.

Устройства самонаведения ракеты на цель (варианты 1 и 2) работают следующим образом.

При активной радиолокации отраженные целью электромагнитные волны принимают N приемными антеннами, которые устанавливают на ракете, все в вертикальной плоскости перпендикулярной продольной оси ракеты, от которой начинается конусообразная носовая часть ракеты, на внешней стороне ракеты, на равном удалении друг от друга и от передающей антенны, устанавливаемой в носовой части ракеты, в самой удаленной точке ее продольной оси. При пассивной же радиолокации N приемными антеннами принимают излучаемое целью тепловое излучение либо отраженные от подсвечиваемой цели электромагнитные волны. Количество приемных антенн выбирают четным, например, равным 4, которые, условно, пусть будут установлены в верхней, нижней, максимально левой и правой точках окружности, являющейся переходом цилиндрической части ракеты в конусообразную ее носовую часть, и пусть ракета в таком положении (не вращаясь вокруг своей продольной оси) приближается к цели. Тогда очевидно, если ракета точно приближается к цели, то отраженные либо излученные целью электромагнитные волны попадут в раскрыв всех четырех приемных антенн. При этом все рули ракеты будут оставаться в положении, позволяющем перемещаться ракете в данном направлении.

Если же, например, продольная ось ракеты будет отклонена, например, вверх от направления на цель - линией, соединяющей цель и центр окружности, на которой расположены приемные антенны, то тогда электромагнитные волны от цели попадут в раскрыв только левой, правой и нижней приемных антенн. Попаданию же прямолинейно распространяющимся электромагнитным волнам в раскрыв верхней приемной антенны будет препятствовать конусообразная часть ракеты. Отсутствие сигнала на выходе верхней приемной антенны приведет к его отсутствию и на выходах приемника и формирователя сигнала управления рулем ракеты, образующих канал поворота ракеты вниз к направлению на цель. При этом руль ракеты данного канала должен будет установиться в положение, обязывающее ракету изменять свое перемещение вниз к направлению на цель до момента, когда на входе верхней приемной антенны не появится сигнал от цели.

По аналогии с вышесказанным будет проводиться, при определенных условиях, и поворот антенны влево, вправо и вниз к направлению на цель. Очевидно, что при использовании больше чем 4 количества каналов поворота ракеты можно будет существенно снизить требования к необходимости стабилизации вращения ракеты вокруг своей продольной оси. Очевидно также и то, что при реализации устройства самонаведения ракеты на цель по вышеописанному способу, как при активной, так и при пассивной радиолокации, можно использовать любой, даже самый простейший радиосигнал, например низко стабилизированный по частоте непрерывный сигнал постоянной частоты и простейший приемник прямого усиления для его обработки, что позволяет провести реализацию малогабаритного устройства самонаведения малыми материальными вложениями.

1. Способ определения направления отклонения движения ракеты от ее направления на цель, заключающийся в облучении цели сигналом, излученным передающей антенной радиолокационной станции (РЛС), совмещенной с ракетой, и приеме отраженного от цели сигнала приемной антенной РЛС, отличающийся тем, что отраженный от цели сигнал принимают N приемными антеннами N приемников, которые устанавливают в точках окружности, являющейся переходом цилиндрической части ракеты в конусообразную ее носовую часть, на внешней стороне ракеты, на равном удалении друг от друга и от передающей антенны РЛС, устанавливаемой в носовой части ракеты, в самой удаленной точке ее продольной оси, и при этом: если на выходах всех N приемных антенн и выходах N приемников наблюдается появление отраженного от цели сигнала, то принимают решение, что ракета точно приближается к цели, а если не на всех выходах N приемных антенн наблюдается появление отраженного от цели сигнала, то принимают решение, что ракета не точно приближается к цели, и ее направление движения, относительно направления на цель, отклонено в сторону N-i приемных антенн, на выходах которых появление отраженного от цели сигнала, из-за закрытия раскрыва антенн передней частью корпуса ракеты, не наблюдается.

2. Способ определения направления отклонения движения ракеты от ее направления на цель, заключающийся в приеме электромагнитной энергии от цели антенной приемника, отличающийся тем, что электромагнитную энергию от цели принимают N приемными антеннами N приемников, которые устанавливают в точках окружности, являющейся переходом цилиндрической части ракеты в ее конусообразную носовую часть, на равном удалении друг от друга, на внешней стороне ракеты, и при этом: если на выходах всех N приемных антенн и выходах N приемников наблюдается появление сигнала от цели, то принимают решение, что ракета точно приближается к цели, а если не на всех выходах N приемных антенн наблюдается появление сигнала от цели, то принимают решение, что ракета не точно приближается к цели, и ее направление движения, относительно направления на цель, отклонено в сторону N-i приемных антенн, на выходах которых появление сигнала от цели, из-за закрытия раскрыва антенн передней частью корпуса ракеты, не наблюдается.

3. Способ самонаведения ракеты на цель, заключающийся в использовании радиолокационной станции, совмещенной с ракетой, отличающийся тем, что направление отклонения движения ракеты от ее направления на цель определяют способом по п.1 или 2, и если ракета точно приближается к цели, и на выходах всех N, где N - целое четное число, приемных антенн наблюдается появление сигнала от цели, то воздействия на рули управления ракетой не оказывают, так же, как и тогда, когда принятых сигналов не наблюдается на всех N приемных антеннах, а если ракета не точно приближается к цели, то сигналы с выходов N-i приемных антенн, которые принимают от цели сигналы и которые располагаются симметрично N-i приемным антеннам, которыми не принимаются сигналы от цели, преобразуют в сигналы управления, подводимые к соответствующим N-i рулям управления ракетой, рулям, стоящим в каналах с N-i приемными антеннами, которые не принимают сигналы от цели.

4. Устройство самонаведения ракеты на цель, содержащее установленную на ракете радиолокационную станцию (РЛС) с раздельным приемом и передачей радиосигналов, отличающееся тем, что в РЛС введены N-1 приемных антенн, где N - целое четное число, идентичных приемной антенне РЛС, выход которых через свой приемник, идентичный приемнику РЛС, подключен к своему формирователю сигнала управления рулем ракеты, причем все N приемных антенн РЛС располагают в вертикальной плоскости, перпендикулярной продольной оси ракеты, от которой начинается конусообразная носовая часть ракеты, на внешней стороне ракеты, на равном удалении друг от друга и от передающей антенны РЛС, устанавливаемой в носовой части ракеты, в самой удаленной точке ее продольной оси, а N приемников подключены к своему формирователю сигнала управления.

5. Устройство самонаведения ракеты на цель, содержащее приемный канал из последовательно соединенных приемной антенны, приемника и формирователя сигнала управления рулем ракеты, отличающееся тем, что для самонаведения ракеты на цель используют N приемных каналов, где N - целое четное число, приемные антенны которых устанавливают в точках окружности, являющейся переходом цилиндрической части ракеты в конусообразную ее носовую часть, на равном удалении друг от друга.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к оборонной технике и может быть использовано для информационного обеспечения боевого снаряжения, в частности высокоточных управляемых снарядов или управляемых ракет.

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 технике управления вращающимися по углу крена беспилотными летательными аппаратами и может быть использовано в комплексах вооружения, в которых на конечном участке траектории осуществляется самонаведение методом пропорциональной навигации.

Изобретение относится к области вооружений и может быть использовано во взрывателях различных боеприпасов, для определения расстояния до цели. .

Изобретение относится к автоматизированным информационно-управляющим системам, в частности системам визирования операторов, например военных объектов. .

Изобретение относится к оптическому приборостроению и может быть использовано в военной технике при создании ракет с оптическими головками самонаведения (ОГС). .

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА), совершающим полет по баллистическим и аэробаллистическим траекториям с высотой подъема не менее 20 км. .

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет

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 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 области вооружения, а именно к ракетной технике, в частности к ракетам, регулярно вращающимся по углу крена, например со стартом из ствольной установки

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах и в управляемых пулях. Управляемая пуля выполнена по двухступенчатой бикалиберной схеме. Пуля содержит балансировочный груз, стабилизирующие элементы, аэродинамические органы управления, блок привода органов управления и систему управления по лучу. Система управления по лучу включает фотоприемник, размещенный на маршевой ступени, и бортовую аппаратуру. В качестве балансировочного груза выступает боевая часть кинетического действия, которая выполнена в виде бронебойного стержня. Управляемая пуля снабжена отделяемым стартовым двигателем, в котором размещена центральная трубка для передачи сигнала на фотоприемник от защитной линзы. Линза расположена в задней части трубки. Внутренняя часть трубки выполнена светоотражающим световодом. Сопла двигателя установлены под углом 10-30° к оси двигателя. Достигается расширение номенклатуры поражаемых целей. 2 ил.

Изобретение относится к области военной техники, в частности к управляемым реактивным снарядам. Управляемый реактивный снаряд включает управляющий и разгонный блоки. Управляющий блок выполнен в виде двух модулей: носового с органами управления реактивным снарядом и хвостового. Между собой модули управляющего блока соединены посредством цилиндрического шарнира с осью вращения, совпадающей с продольной осью разгонного блока. Хвостовой модуль управляющего блока выполнен в виде единого конструктивного целого с разгонным блоком. На оси цилиндрического шарнира, жестко связанной с разгонным блоком, расположен ротор электрического моментного двигателя. Статор двигателя жестко связан с корпусом носового модуля управляющего блока. На внешней поверхности носового модуля управляющего блока расположена одна пара аэродинамических рулей, жестко связанных с внешней поверхностью носового модуля. Рули установлены под фиксированным углом к продольной оси управляющего модуля. Достигается упрощение конструкции и повышение боевой эффективности управления реактивных снарядов. 1 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к пулям для стрелкового оружия. Хвостовая часть пули в полете принимает удобообтекаемую форму. Хвостовая часть пули выполнена в виде винтовой конической пружины сжатия. Пружина изготовлена из облегченной полосовой стали переменного прямоугольного поперечного сечения. Пружина принимает удобообтекаемую заднюю часть пули при ее полете за счет сил упругости. Достигается увеличение дальности полета пули. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к снарядам с газовым подвесом. Снаряд с газовым подвесом содержит гладкую цилиндрическую часть. В цилиндрической части выполнена полость питания. Полость питания соединена с наружной цилиндрической поверхностью через питающие устройства. Полость питания заполнена веществом, имеющим высокую скорость горения. Полость питания соединена с тыльной частью снаряда через отверстие, в котором размещен термитный фитиль. Питающие устройства выполнены в виде отверстий малого диаметра. Оси отверстий направлены под углом к радиусу гладкой цилиндрической части. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, а именно к головным отсекам (ГО) летательных аппаратов (ЛА). ГО ЛА содержит переднюю панель в виде клина с плоскими иллюминаторами, осесимметричную с переменным сечением боковую обечайку со стыковочным шпангоутом, складную телескопическую аэродинамическую иглу. Иллюминаторы выполнены с различным диапазоном пропускания. Боковая обечайка выполнена биконической, оживальной, параболической, в виде сплайна или их комбинаций. В боковой обечайке выполнена призматическая, цилиндрическая, оптически- и радиопрозрачная вставка. Передняя панель и часть боковой обечайки выполнены поворотными и отделены от неподвижной части герметичной мембраной и в плоскости их разделения установлен подшипник. На внутренней стороне боковой обечайки и передней панели установлена теплоизоляция, на внутренней стороне иллюминаторов установлены сдвигающиеся теплоизолирующие накладки. Изобретение позволяет повысить точность наведения ГО ЛА. 18 з.п. ф-лы, 7 ил.
Наверх