Самоходная огневая установка обнаружения, сопровождения и подсвета целей, наведения и пуска ракет зенитного ракетного комплекса средней дальности



Самоходная огневая установка обнаружения, сопровождения и подсвета целей, наведения и пуска ракет зенитного ракетного комплекса средней дальности
Самоходная огневая установка обнаружения, сопровождения и подсвета целей, наведения и пуска ракет зенитного ракетного комплекса средней дальности

 


Владельцы патента RU 2521889:

Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт приборостроения имени В.В. Тихомирова" (RU)

Изобретение относится к военной технике, а именно к зенитным ракетным комплексам (ЗРК). Самоходная огневая установка обнаружения, сопровождения и подсвета целей, наведения и пуска ракет зенитного ракетного комплекса средней дальности содержит первую антенную систему, радиолокационную станцию, цифровую вычислительную систему, поворотную пусковую установку с ракетами, на которой установлена гироскопическая система измерения углов курса, крена и тангажа, систему навигации, топопривязки и ориентирования, размещенную на самоходном шасси, интеллектуальную систему (ИС), мортиры, датчик определения направления и силы ветра, соединённый через устройство сопряжения с ИС. Изобретение позволяет повысить боевую эффективность ЗРК в условиях активных помех различного вида. 2 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области оборонной техники, в частности к мобильным зенитным ракетным комплексам (ЗРК), и может быть использовано для организации противовоздушной обороны войск и военных объектов от поражения средствами воздушного нападения противника.

Известна «Самоходная огневая установка обнаружения, сопровождения и подсвета целей, наведения и пуска ракет зенитного ракетного комплекса средней дальности» (RU 2208213 C1, опубл. 10.07.2003 г. МПК F41F 03/04, F41G 7/00), она содержит фазированную антенную решетку, радиолокационную станцию, поворотную пусковую установку с ракетами и датчиком угла поворота, цифровую вычислительную систему, гироскопическую систему измерения углов курса, крена и тангажа, необходимую для электронной стабилизации луча фазированной антенной решетки, а также систему навигации, топопривязки и ориентирования, систему сравнения и запоминания углов гироскопической системы и систему коррекции временной нестабильности гироскопической системы измерения углов. Выход гироскопической системы подключен к объединенным входам системы сравнения и запоминания и системы коррекции временной нестабильности гироскопической системы, причем система навигации, топопривязки и ориентирования связана соответственно с входом гироскопической системы и со вторым входом системы сравнения и запоминания. Выход датчика угла поворота пусковой установки соединен с третьим входом системы сравнения и запоминания, выход которой через систему коррекции временной нестабильности гироскопической системы подключен к центральной вычислительной системе, выходная шина которой связана с фазированной антенной решеткой.

Известна также «Самоходная огневая установка обнаружения, сопровождения и подсвета целей, наведения и пуска зенитных управляемых ракет» (RU 2223459 C1, опубл. 10.02.2004 г. МПК F41F 03/04, F41F 7/00), содержащая последовательно соединенные антенную систему, радиолокационную станцию, цифровую вычислительную систему, поворотную пусковую установку для N ракет, устройство стартовой автоматики для ракет с полуактивными радиолокационными головками самонаведения, К ракет с полуактивными радиолокационными головками самонаведения, а также систему распознавания, связанную шинами с радиолокационной станцией и цифровой вычислительной системой, формирователь команды для пуска ракет и систему навигации, топопривязки и ориентирования, выход которой подключен к третьему входу цифровой вычислительной системы, вторая выходная шина которой связана с входом антенной системы. Кроме того, последовательно соединенные шиной связи устройство стартовой автоматики для ракет с активной радиолокационной головкой самонаведения и N-K зенитных управляемых ракет с активными радиолокационными головками самонаведения, логическое устройство для выбора типа пускаемой ракеты и логическое устройство для формирования команды на выключение излучения радиолокационной станции. При этом вход устройства стартовой автоматики для ракет с активной радиолокационной головкой самонаведения связан шиной со вторым выходом поворотной пусковой установки. Первый выход системы распознавания подключен через логическое устройство для выбора типа ракет соответственно к входам устройств стартовой автоматики для ракет с полуактивными радиолокационными головками самонаведения и для ракет с активными радиолокационными головками самонаведения. Первый и второй выходы формирователя команды для пуска ракет соединены соответственно со вторым входом логического устройства для выбора типа ракеты и через логическое устройство для формирования команды на выключение излучения радиолокационной станции - со вторым входом радиолокационной станции. Второй выход системы распознавания подключен ко второму входу логического устройства для формирования команды на выключение излучения радиолокационной станции.

Известна «Самоходная огневая установка» (RU 2208213 U1, опубл. 27.02.2012 г. МПК F41F 03/04, F41G 7/00). Она содержит фазированную антенную решетку, радиолокационную станцию, пусковую установку с ракетами и цифровую вычислительную систему. Выход фазированной антенной решетки соединен с первым входом радиолокационной станции, а также передатчик подсвета целей и ракеты и блок автоматизированного фазирования антенны, причем вход-выход цифровой вычислительной системы подключен ко второму входу-выходу радиолокационной станции, вход-выход пусковой установки подключен к первому входу-выходу радиолокационной станции, выход цифровой вычислительной системы соединен со входом блока автоматизированного фазирования антенны, выход которого подключен ко второму входу фазированной антенной решетки, выход радиолокационной станции соединен со входом передатчика подсвета целей и ракеты, выход передатчика подсвета целей и ракеты соединен с первым входом фазированной антенной решетки. Недостатками известных устройств является существенное ухудшение тактико-технических характеристик зенитного ракетного комплекса в сложной помеховой обстановке.

Наиболее близкой по технической сущности к предлагаемой полезной модели является «Самоходная огневая установка (СОУ) обнаружения, сопровождения и подсвета целей, наведения и пуска ракет зенитного ракетного комплекса средней дальности» (RU 2333450 C1, опубл. 10.09.2008 г. МПК F41H 11/02). Она содержит первую антенную систему, выход которой соединен с первым входом радиолокационной станции, первый выход которой подключен к первому входу цифровой вычислительной системы, первый выход которой подключен к поворотной пусковой установке с ракетами, на которой установлена гироскопическая система измерения углов курса, крена и тангажа, вход которой подключен к выходу системы навигации, топопривязки и ориентирования, размещенной на самоходном шасси. Выход гироскопической системы измерения углов курса, крена и тангажа соединен со вторым входом цифровой вычислительной системы, второй выход цифровой вычислительной системы подключен ко второму входу радиолокационной станции, второй выход которой соединен с входом первой антенной системы. Кроме того, она снабжена второй антенной системой, приемным устройством и интеллектуальной системой для распознавания класса помехи и принятия решения об оптимальном по критерию максимального отношения сигнал\помеха методе компенсации воздействия помехи данного класса. Выход второй антенной системы соединен с входом приемного устройства, выход приемного устройства подключен к первому входу интеллектуальной системы, выход интеллектуальной системы соединен с третьим входом цифровой вычислительной системы, третий выход которой подключен ко второму входу интеллектуальной системы.

Недостатком этого технического решения является ухудшение тактико-технических характеристик СОУ в условиях применения противником интенсивных активных помех различного вида (модулированные и смодулированные) (Палий А.И. Радиоэлектронная борьба. - М.: Воениздат, 1989 г.).

Техническим результатом предлагаемого изобретения является достижение возможности эффективной боевой работы в условиях активных помех различного вида. Сущность предлагаемой самоходной огневой установки обнаружения, сопровождения и подсвета целей, наведения и пуска ракет зенитного ракетного комплекса средней дальности состоит в том, что она содержит первую антенную систему, радиолокационную станцию, цифровую вычислительную систему, поворотную пусковую установку с ракетами, систему навигации, топопривязки и ориентирования, гироскопическую систему, вторую антенную систему, приемное устройство, интеллектуальную систему. Выход первой антенной системы соединен с первым входом радиолокационной станции. Первый выход радиолокационной станции подключен к первому входу цифровой вычислительной системы, первый выход которой подключен к поворотной пусковой установке с ракетами, на которой установлена гироскопическая система измерения углов курса, крена и тангажа, вход которой подключен к выходу системы навигации, топопривязки и ориентирования, размещенной на самоходном шасси. Выход гироскопической системы измерения углов курса, крена и тангажа соединен со вторым входом цифровой вычислительной системы, второй выход цифровой вычислительной системы подключен ко второму входу радиолокационной станции, второй выход которой соединен с входом первой антенной системы. Выход второй антенной системы соединен с входом приемного устройства, выход приемного устройства подключен к первому входу интеллектуальной системы, первый выход интеллектуальной системы соединен с третьим входом цифровой вычислительной системы, третий выход которой подключен ко второму входу интеллектуальной системы.

Новым в предлагаемом изобретении является введение в состав самоходной огневой установки обнаружения, сопровождения и подсвета целей, наведения и пуска ракет зенитного ракетного комплекса средней дальности мортир, датчика определения направления и силы ветра и устройства сопряжения. Второй выход интеллектуальной системы соединен с входом мортир, выход датчика определения направления и силы ветра соединен с устройством сопряжения, выход которого подключен в третьему входу интеллектуальной системы.

На фиг.1 изображена структурная схема самоходной огневой установки обнаружения, сопровождения и подсвета целей, наведения и пуска ракет зенитного ракетного комплекса средней дальности.

На фиг.2 изображена функциональная схема самоходной огневой установки обнаружения, сопровождения и подсвета целей, наведения и пуска ракет зенитного ракетного комплекса средней дальности.

Самоходная огневая установка обнаружения, сопровождения и подсвета целей, наведения и пуска ракет зенитного ракетного комплекса средней дальности содержит первую антенную систему 1, радиолокационную станцию (РЛС) 2, цифровую вычислительную систему (ЦВС) 3, поворотную пусковую установку с ракетами (ПУ) 4, систему навигации, топопривязки и ориентирования (СНТО) 5, гироскопическую систему измерения углов курса, крена и тангажа 6, вторую антенную систему 7, приемное устройство 8, интеллектуальную систему (ИС) 9, мортиры 10, датчик определения направления и силы ветра 11 и устройство сопряжения 12. Выход первой антенной системы 1 соединен с первым входом радиолокационной станции 2. Первый выход радиолокационной станции 2 подключен к первому входу цифровой вычислительной системы 3, первый выход которой подключен к поворотной пусковой установке с ракетами 4, на которой установлена гироскопическая система измерения углов курса, крена и тангажа 6. Вход гироскопической системы измерения углов курса, крена и тангажа 6 подключен к выходу системы навигации, топопривязки и ориентирования 5, размещенной на самоходном шасси. Выход гироскопической системы измерения углов курса, крена и тангажа 6 соединен со вторым входом цифровой вычислительной системы 3, второй выход цифровой вычислительной системы 3 подключен ко второму входу радиолокационной станции 2, второй выход которой соединен с входом первой антенной системы 1. Выход второй антенной системы 7 соединен с входом приемного устройства 8, выход приемного устройства 8 подключен к первому входу интеллектуальной системы 9, первый выход интеллектуальной системы 9 соединен с третьим входом цифровой вычислительной системы 3, третий выход которой подключен ко второму входу интеллектуальной системы 9. Второй выход интеллектуальной системы 9 соединен с входом мортир 10, выход датчика определения направления и силы ветра 11 соединен с устройством сопряжения 12, выход которого подключен в третьему входу интеллектуальной системы 9.

Самоходная огневая установка обнаружения, сопровождения и подсвета целей, наведения и пуска ракет зенитного ракетного комплекса средней дальности работает следующим образом:

После развертывания зенитного ракетного комплекса на местности, после марша и установки СОУ на боевую позицию из системы навигации, топопривязки и ориентирования 5 и гироскопическую систему измерения углов курса, крена и тангажа 6, ЦВС 3 вводится значение курсового угла СОУ (угол между продольной осью СОУ и направлением на север). Курсовой угол СОУ используется в гироскопической системе измерения углов курса, крена и тангажа 6 в качестве начальных условий, и в процессе дальнейшей работы гироскопическая система измерения углов курса, крена и тангажа 6 выдает значение курса с учетом этого угла. В ЦВС курсовой угол СОУ используется в сеансах коррекции для расчета угла ψрасч, где ψрасч - рассчитанный курсовой угол.

В процессе боевой работы ЗРК РЛС СОУ осуществляет поиск воздушных целей в заданном секторе ответственности. Сигналы с выхода первой антенной системы 1 выдаются на вход РЛС 2, которая осуществляет обнаружение, захват, сопровождение и подсвет целей. После усиления и преобразования сигналы целей поступают с первого выхода РЛС 2 на первый вход ЦВС 3, в которой производится формирование сигналов управления ПУ 4 для выработки углов упреждения и формирование сигнала (полетного задания) для наведения ракеты. Сформированные сигналы выдаются с первого выхода ЦВС 3 на вход ПУ 4, со второго выхода ЦВС 3 на второй вход РЛС 2 и с третьего выхода ЦВС 3 на второй вход РЛС 2. На ПУ 4 установлена гироскопическая система измерения углов курса, крена и тангажа 6, необходимая для стабилизации луча первой антенной системы 1 в пространстве при поворотах ПУ 4 в горизонтальной плоскости и при наличии кренов. Измеренные значения углов курса с выхода гироскопической системы измерения углов курса, крена и тангажа угловых координат 6 ψизм подаются на второй вход ЦВС 3, где ψизм - измеренный в горизонтальной плоскости курсовой угол СОУ. После усреднения вычисляется разность

Δ=ψрасчизм, которая используется в ЦВС для стабилизации луча первой антенной системы 1.

Когда уровень помехи достигает критического значения для устойчивого обнаружения и сопровождения воздушной цели (анализ уровня помехи осуществляется с использованием интеллектуальной системы), интеллектуальная система 9 формирует команду на включение режима подавления активной помехи с использованием датчика определения направления и силы ветра 11 и мортир 12. Сигнал активной помехи принимается второй антенной системой 7, усиливается приемным устройством 8 и поступает на интеллектуальную систему 9. В интеллектуальной системе 9 осуществляется анализ помехи, ее идентификация, определяется пеленг на помехопостановщик и выбор оптимальных методов защиты от активных помех данного вида. С выхода датчика определения направления и силы ветра 11 (см , ) через устройство сопряжения 12 на интеллектуальную систему 9 поступает информация о параметрах ветра и с их учетом формируется команда «пуск» на мортиры 10 (cm.www , www.) в направлении помехопостановщика. Гранаты мортир содержат дипольные радиоотражатели (ДРО), длина и толщина которых выбирается таким образом, чтобы обеспечить наиболее активное рассеяние радиоволн активных помех при меньших размерах (выбор типа гранаты с необходимыми размерами ДРО формирует ИС 9 по результатам анализа параметров активной помехи). Максимальное значение ЭПР (эффективной поверхности рассеяния) имеют ДРО с длиной, близкой к половине длины волны подавляемой помехи, при которой наблюдается резонансное рассеяние. Дипольное облако, которое образуется при разрыве пущенной из мортиры гранаты в направлении помехопостановщика (на дальность30-50 м от СОУ), имеет ЭПР, равное произведению ЭПР отдельных ДРО на количество ДРО, и обеспечивает надежное экранирование (затухание порядка 20-40 дб), что приводит к снижению уровня активной помехи, принимаемой первой антенной 1 и снижению уровня сигнала РЛС СОУ принимаемого и анализируемого помехопостановщиком для формирования (одного из видов, например, ретранслированной) активной помехи. Отраженный сигнал от облака ДРО является для РЛС СОУ пассивной помехой, способы защиты от которой хорошо известны (например, использование систем селекции движущейся цели, квазинепрерывные сигналы и др.) (см.Палий А.И. Радиоэлектронная борьба. - М.: Воениздат, 1989 г.).

Обучение ИС 9 осуществляется с использованием известных способов противодействия помехам в радиолокации (см. Юдин Л.М., Фомичев К.И. Системы радиоэлектронного противодействия. Запоминание высокочастотных сигналов. - Электроника, НТБ,1999, Вакин С.А., Шустов Л.Н. Основы радиоэлектронной борьбы. ВВИА им.проф. Н.Е.Жуковского, 1998, Палий А.И. Радиоэлектронная борьба: - Воениздат, 1989, Вакин С.А., Шустов Л.Н. Основы радиопротиводействия и радиотехнической разведки. - М,: Сов. радио, 1968., Тузов Г.И. Помехозащищенность радиосистем со сложными сигналами. - М.: Радио и связь, 1985, Защита от радиопомех. Под ред. М.В.Максимова, М: Советское радио, 1976 г., Гудкин Л.С. Теория оптимальных методов радиоприема при флуктуационных помехах. М.: Сов. радио, 1972 и др.), алгоритмы различных методов и способов защиты от различных видов активных помех хранятся в ЦВС 3 и реализуются по команде от ИС 9.

Таким образом, предлагаемая самоходная огневая установка обнаружения, сопровождения и подсвета целей, наведения и пуска ракет зенитного ракетного комплекса средней дальности может обеспечить эффективную боевую работу в условиях активных помех различного вида без снижения основных тактико-технических характеристик СОУ.

Самоходная огневая установка обнаружения, сопровождения и подсвета целей, наведения и пуска ракет зенитного ракетного комплекса средней дальности, содержащая первую антенную систему, радиолокационную станцию, цифровую вычислительную систему, поворотную пусковую установку с ракетами, систему навигации, топопривязки и ориентирования, гироскопическую систему, вторую антенную систему, приемное устройство, интеллектуальную систему, выход первой антенной системы соединен с первым входом радиолокационной станции, первый выход радиолокационной станции подключен к первому входу цифровой вычислительной системы, первый выход которой подключен к поворотной пусковой установке с ракетами, на которой установлена гироскопическая система измерения углов курса, крена и тангажа, вход которой подключен к выходу системы навигации, топопривязки и ориентирования, размещенной на самоходном шасси, выход гироскопической системы измерения углов курса, крена и тангажа соединен со вторым входом цифровой вычислительной системы, второй выход цифровой вычислительной системы подключен ко второму входу радиолокационной станции, второй выход которой соединен с входом первой антенной системы, выход второй антенной системы соединен с входом приемного устройства, выход приемного устройства подключен к первому входу интеллектуальной системы, первый выход интеллектуальной системы соединен с третьим входом цифровой вычислительной системы, третий выход которой подключен ко второму входу интеллектуальной системы, отличающаяся тем, что в нее введены мортиры, датчик определения направления и силы ветра и устройство сопряжения, второй выход интеллектуальной системы соединен с входом мортир, выход датчика определения направления и силы ветра соединен с устройством сопряжения, выход которого подключен в третьему входу интеллектуальной системы.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет из проточных пусковых труб. Устройство для запуска ракет содержит проточную пусковую трубу с передним и задним торцами и связанную с носителем, газоотражатель в виде струйного органа управления снижения газодинамического воздействия, установленный на носителе тангенциально его поверхности.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендам испытаний авиационных ракет (АР). Стенд для многократной имитации пуска АР содержит коробчатую станину, подвесное устройство для габаритно-массового макета АР, имитатор усилия схода АР в виде гидравлического цилиндра (ГЦ), измерительный модуль с датчиком силы в виде тензометра, каретку со стопорным механизмом и опорно-поворотным механизмом, выполненным в виде шарнирно установленных на основании каретки двух вертикальных стоек.

Изобретение относится к военной технике, а именно к зенитным ракетным комплексам (ЗРК). Самоходная огневая установка обнаружения, сопровождения и подсвета целей, наведения и пуска ракет зенитного ракетного комплекса средней дальности содержит первую антенную систему, радиолокационную станцию, цифровую вычислительную систему, поворотную пусковую установку с ракетами, на которой установлена гироскопическая система измерения углов курса, крена и тангажа, систему навигации, топопривязки и ориентирования, размещенную на самоходном шасси, интеллектуальную систему (ИС), лазерный дальномер, оптико-электронную систему, соединённую через устройство сопряжения с ИС.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет из проточных пусковых труб. Устройство для запуска ракет содержит проточную пусковую трубу с насадком, соединённым через отверстие с выходом (в виде регулирующего клапана вдува или сверхзвукового сопла) вторичного рабочего тела.

Изобретение относится к оружейной технике, а именно к переносным зенитно-ракетным комплексам. Переносной зенитно-ракетный комплекс (ПЗРК) содержит транспортно-пусковой контейнер (ТПК) (поперечное сечение в части двигателя имеет вид ромба, или овала, или прямоугольника, или шестигранной неосесимметричной фигуры), монитор, зенитную ракету или два ПЗРК с ракетами радиолокационного и инфракрасного типа, блок управления ракетой, оптический прицел оператора.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендам испытаний авиационных ракет (АР). Стенд для контроля параметров схода АР содержит коробчатую станину, подвесное устройство для АР, имитатор усилия схода АР в виде гидравлического цилиндра (ГЦ), измерительный модуль с датчиком силы в виде тензометра, каретку с двумя хомутами и подъемным механизмом, гибкую тягу, обводные ролики.

Группа изобретений относится к ракетной технике. Корпус снабжен профильным силовым слоем (5), который расположен между его наружным (3) и внутренним (4) силовыми слоями и скреплен с ними.

Для осуществления пуска ракеты на подвижной пусковой установке производят определение уточненных координат текущей точки цели и зонных признаков цели и выдачу на пульт оператора в реальном времени опережающей динамической информации для принятия решений по пуску ракеты.

Изобретение относится к пусковым установкам, а именно к испытательным стендам. Стабилизирующее устройство монорельсовой ракетной тележки (РТ) содержит основной башмак с собственной парой крыльев в виде пластин и возможностью охвата рельсовой направляющей и перемещения вдоль нее, два крыла, дополнительный башмак с обтекаемой передней поверхностью и собственной парой крыльев, выполненных с треугольным поперечным сечением.

Изобретение относится к средствам радиоэлектронной борьбы, в частности к способу задания значений параметров выброса (отстрела) расходуемых средств радиоэлектронной борьбы.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетном вооружении. Ракетная пусковая установка содержит основание, стойку, опорно-поворотное устройство, качающуюся платформу с направляющими для размещения ракет, приводы наведения со стопорными устройствами, блоки индикации углов азимута и возвышения со стрелочным указателем, кабельную сеть (или радиоканал), систему видеоконтроля из двух автономных видеоустройств в герметичных, пылевлагозащищенных отсеках (корпусах), с подсветкой, видеорегистратором, видеокамерой. Изобретение позволяет повысить точность и эффективность стрельбы. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к военной технике, а именно к корабельным пусковым установкам (КПУ). Корабельная пусковая система содержит пусковую установку в виде контейнера с крышкой и опорным фланцем, каркас с гнёздами, нижние, верхние и промежуточные основания с ячейками, транспортно-пусковые стаканы (ТПС) (контейнеры), средства крепления ТПС, устройство герметизации, резинокордную оболочку, средства продольной и поперечной амортизации каркаса, нуль-установители, упоры, фундаменты контейнера, исполнительный гидроцилиндр, шток, рычажный механизм, тяги, направляющий стакан, амортизаторы из эластичного материала, опорные элементы, амортизирующее устройство, механизмы автоматической стыковки донных разъёмов электрических соединителей ТПС, герметизирующее уплотнение, центрирующий направляющий элемент в виде штыря, элемент в виде ромбического пальца, защитный козырёк, втулка с индивидуальным герметизирующим уплотенением. Изобретение позволяет повысить надёжность КПУ. 10 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в пусковых ракетных установках. Стопорное устройство направляющей ракетной пусковой установки (ПУ) содержит корпус с элементами крепления к ПУ, стопор с клиновидным выступом, рукоятку в виде ступенчатого изгиба, фиксатор в виде ступенчатого изгиба, стопорную пружину из ленточной стали. Стопорная пружина содержит клиновидный стопорный выступ, Г-образный изгиб, кронштейн с прорезью и вертикальным пазом. Изобретение позволяет повысить надежность и эффективность стопора. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть применено для запуска ПТУР. Универсальный боевой модуль содержит поворотную (в виде цилиндрической обечайки), подъемную платформы с основанием (в виде вертикальной стойки коробчатой формы) и вращающейся частью (в виде цилиндрической обечайки), устройство управления вооружением с прицелом-прибором наведения, электронные блоки управления электрическими приводами наведения, автомат сопровождения цели, пульт оператора с дисплеем, соединенный электрическими линиями связи (проходящие через отверстие в заглушке поворотной платформы) с устройством управления вооружением, опорное устройство (носитель или треножное основание, содержащее фланцы с отверстиями). Основание подъемной платформы закреплено на вращающейся части поворотной платформы. Платформы содержат электрические приводы наведения с зубчатыми редукторами, люльки, закрепленные на вращающейся части подъемной платформы, с ПТУРами. Наружная часть обечайки основания содержит элементы крепления, внутренняя часть - зубчатый венец с внутренним зацеплением. Цилиндрическая обечайка вращающейся части установлена внутри обечайки основания на двух подшипниках с диаметром меньше длины ПТУР и содержит в верхней части заглушку с зубчатыми колесами и выходной шестерней. Основание подъемной платформы закреплено нижней частью на заглушке вращающейся части поворотной платформы. Вертикальная стойка в верхней части содержит жесткое кольцо с подшипником. Люльки закреплены вместе с устройством управления на торцах вращающейся части. Изобретение позволяет снизить массу и габариты и упростить конструкцию боевого модуля. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к пусковым установкам, а именно к испытательным стендам. Стабилизирующее устройство монорельсовой ракетной тележки (РТ) ракетного трека содержит крыло в виде заостренной пластины, вал, устройство определения крена с гироскопом и двумя контактными датчиками, устройство вращения крыла в виде шагового двигателя или в виде двух пиротолкателей с цилиндрами, штоками и пороховыми зарядами, устройство управления устройством вращения крыла с источником питания, башмак, колодку, систему поджига порохового заряда пиротолкателей в виде запального порохового заряда, пару ракетных двигателей (РД). Крыло устанавливают в вертикальной плоскости и во время движения РТ устраняют изменение угла атаки, устанавливают пару РД и во время движения РТ устраняют крен. Изобретение позволяет стабилизировать крен на все длине разгонного участка. 4 н. и 11 з.п. ф-лы, 25 ил.

Изобретение относится к области вооружений и касается узла крепления многоствольных гранатометов (пусковых установок). Многоствольный гранатомет содержит основание с установленным в нем приводом, поворотную опору с блоком стволов, установленную на основании через опорное устройство. Основание выполнено с возможностью закрепления на кронштейне объекта-носителя. Во внутренней части основания выполнен выступ, в котором выполнены отверстие под кронштейн объекта-носителя и отверстие, в которое установлен фиксатор кронштейна. Достигается создание простого, малогабаритного, легкого, прочного узла крепления многоствольного гранатомета, возможность замены в полевых условиях. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Предлагаемое изобретение относится к заряжающим устройствам орудий, используемых на транспортных средствах, и может быть использовано преимущественно в транспортно-заряжающих машинах реактивных систем залпового огня и зенитных ракетных комплексов. Устройство для заряжания и разряжания ракеты содержит траверсу, имеющую узел соединения с подъемным механизмом и снабженную элементами фиксации контейнера. Направляющие бугелей контейнера расположены на траверсе. Устройство имеет для стыковки с направляющими бугелей боевой машины узел стыковки, выполненный в виде двух вилок со стопорами, расположенными по обе стороны траверсы в горизонтальной плоскости. Узел стыковки снабжен отжимателем стопоров бугелей контейнера. Достигается исключение деформации направляющих бугелей и упрощение операции извлечения контейнера из боевой машины после пуска ракеты. 2 ил.
Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для отработки старта ракеты из контейнера. Определяют по заданной (отведенной) зоне падения и известному направлению увода величину и знак угла отклонения органов управления, время работы двигателя, отклоняют в известном направлении органы управления на полученные величины углов и неподвижно их закрепляют, баки макета заправляют необходимым количеством топлива, включают энергетическое средство катапультирования, катапультируют макет ракеты из контейнера, размещенного на пусковой установке (ПУ), отделяют поддон от макета, запускают двигатель после выхода из контейнера с временной задержкой относительно момента выхода макета из контейнера, уводят макет от ПУ в заданную зону падения. Изобретение позволяет исключить использование системы управления для обеспечения старта и увода макета от стартовой позиции.
Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для отработки старта ракеты из контейнера. Определяют по заданной (отведенной) зоне падения и известному направлению увода величину и знак угла отклонения органов управления, время работы двигателя первой ступени, жестко фиксируют органы управления в нулевом положении, устанавливают неподвижно механические упоры, баки макета заправляют необходимым количеством топлива, включают энергетическое средство катапультирования, катапультируют макет ракеты из контейнера, запускают двигатель после выхода макета из контейнера с временной задержкой относительно момента выхода макета из контейнера, отделяют поддон от макета, расфиксируют органы управления штоками рулевых машин с помощью постоянного электрического сигнала заданной полярности, отклоняют и удерживают органы управления до установленных механических упоров с помощью рулевых машин, уводят макет от пусковой установки в заданную зону падения. Изобретение позволяет исключить использование системы управления для обеспечения старта и увода макеты от стартовой позиции.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для отработки старта ракеты из контейнера. Бортовое командное устройство содержит источник питания, электрически связанный с катапультирующим устройством, двигателем первой ступени, рулевыми машинами через переключатели с нормально разомкнутыми контактами, переключатель, взаимодействующий с датчиком выхода макета, блок временной задержки запуска двигателя относительно момента срабатывания датчика выхода, две параллельные цепи с инвертором для подачи на рулевые машины электрического сигнала нужной полярности. Изобретение позволяет исключить использование системы управления для обеспечения старта и увода макеты от стартовой позиции. 2 ил.
Наверх