Способ стрельбы управляемой ракетой



Владельцы патента RU 2529828:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" (RU)

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управлению ракетой с лазерной полуактивной головкой самонаведения, захватывающей подсвеченную цель на конечном участке траектории. Изобретение предназначено для управления огнем минометов и ствольной артиллерии при стрельбе управляемыми боеприпасами, в том числе управляемыми ракетами. Дополнительно определяют угол места цели относительно целеуказателя и устанавливают единое компьютерное время в ракете. После пуска ракеты последовательно осуществляют топопривязку к местности летящей ракеты с помощью аппаратуры спутниковой навигации, обнаружение второй, более приоритетной, цели, измерение целеуказателем азимута, угла места и дальности до второй цели, топографическую привязку второй цели к местности в пульте разведчика, передачу координат второй цели из пульта разведчика в пульт управления огневой позиции по цифровой радиосвязи, расчет установок стрельбы ракеты по второй цели и передачу их на ракету по цифровой радиосвязи, разворот и наведение ракеты на вторую цель, а также передачу в пульт управления огневой позиции с ракеты сообщения о работе по второй цели. Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности перенацеливания ракеты во время полета при стрельбе на дальность более 50 км по движущейся цели или второй, более приоритетной, цели. 1 ил.

 

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управлению ракетой с лазерной полуактивной головкой самонаведения, захватывающей подсвеченную цель на конечном участке траектории.

Изобретение предназначено для управления огнем минометов и ствольной артиллерии при стрельбе управляемыми боеприпасами, в том числе управляемыми ракетами.

Известен способ стрельбы управляемой ракетой с лазерной полу активной головкой самонаведения [Патент RU №2468327 от 15.11.2011 г. - Способ стрельбы управляемой ракетой с лазерной полуактивной головкой самонаведения], выбранный нами за прототип.

Разведчик на контрольно-наблюдательном пункте обнаруживает и сопровождает цель лазерным целеуказателем-дальномером, передает координаты цели на огневую позицию, откуда производится стрельба по сопровождаемой цели управляемой ракетой, которая захватывает подсвеченную лучом лазера цель на конечном участке траектории.

Названный способ заключается в следующем: производят обнаружение цели целеуказателем, измерение целеуказателем азимута и дальности до цели, топографическую привязку целеуказателя и цели к местности, причем топографическую привязку цели к местности осуществляют в пульте разведчика расчетным путем. После этого в пульте разведчика координаты цели преобразуют в последовательность двоичных кодов и передают их по цифровой радиосвязи в пульт управления огневой позиции. В пульте разведчика и в пульте управления огневой позиции устанавливают единое компьютерное время. Выполняют топографическую привязку пусковой установки к местности с помощью аппаратуры спутниковой навигации пульта управления огневой позиции. Устанавливают пульт управления огневой позиции вместе со средствами цифровой радиосвязи на расстоянии 50-100 метров от пусковой установки и обеспечивают, чтобы погрешность топопривязки пусковой установки, целеуказателя и цели по каждому измерению географической системы координат не превышала 50 метров. Рассчитанные в пульте управления огневой позиции установки стрельбы по пусковой установке и ракете передают в двоичном коде в блок автоматики пусковой установки и далее в ракету. Разворачивают пусковую установку по углам азимута и места установок стрельбы и производят пуск ракеты по цели, подсвеченной целеуказателем, причем сигнал на включение целеуказателя передают с пульта управления огневой позиции в пульт разведчика, сигнал на пуск ракеты передают с пульта управления огневой позиции в блок автоматики пусковой установки в двоичном коде, а задержка передачи сигнала на включение целеуказателя с пульта управления огневой позиции в пульт разведчика после пуска ракеты не превышает 3-6 секунд.

Недостатком данного способа является невозможность перенацеливания ракеты во время полета при стрельбе на значительную дальность (более 50 км) по движущейся цели или неожиданно появившейся второй, более приоритетной, цели.

Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение возможности перенацеливания ракеты во время полета при стрельбе на дальность более 50 км по движущейся цели или по второй, более приоритетной, цели.

Для достижения указанной задачи в известном способе стрельбы управляемой ракетой, включающем обнаружение цели целеуказателем, измерение целеуказателем азимута и дальности до цели, топографическую привязку пусковой установки, целеуказателя и цели к местности, причем топографическую привязку цели к местности осуществляют в пульте разведчика расчетным путем, передачу координат цели из пульта разведчика в пульт управления огневой позиции по цифровой радиосвязи, установление единого компьютерного времени в пульте разведчика и в пульте управления огневой позиции, расчет в пульте управления огневой позиции и реализацию установок стрельбы ракеты и пусковой установки, пуск и наведение ракеты на цель, новым является то, что дополнительно определяют угол места цели относительно целеуказателя и устанавливают единое компьютерное время в ракете, а после пуска ракеты последовательно осуществляют топопривязку к местности летящей ракеты с помощью аппаратуры спутниковой навигации, обнаружение второй, более приоритетной, цели, измерение целеуказателем азимута, угла места и дальности до второй цели, топографическую привязку второй цели к местности в пульте разведчика, передачу координат второй цели из пульта разведчика в пульт управления огневой позиции по цифровой радиосвязи, расчет установок стрельбы ракеты по второй цели и передачу их на ракету по цифровой радиосвязи, разворот и наведение ракеты на вторую цель, а также передачу в пульт управления огневой позиции с ракеты сообщения о работе по второй цели.

Реализация предлагаемого способа поясняется блок-схемой, приведенной на чертеже.

Предлагаемый способ стрельбы ракетой реализуется следующим образом. Огневая позиция располагается на большой дальности от линии соприкосновения с противником. К линии боевого соприкосновения высылается разведчик с лазерным целеуказателем-дальномером (ЛЦД) 1, гирокомпасом 2, пультом разведчика 3, аппаратурой спутниковой навигации 4 и цифровой радиостанцией 5, причем выходы ЛЦД 1, гирокомпаса 2, аппаратуры спутниковой навигации 4 и цифровой радиостанции 5 через разъемы и адаптеры подключены к процессору пульта разведчика 3.

ЛЦД 1 с дальномером и визирным каналом служит для обнаружения и сопровождения цели, а также для определения координат цели, например азимута, угла места и дальности до цели относительно ЛЦД 1.

С помощью аппаратуры спутниковой навигации 4 и гирокомпаса 2 определяются координаты ЛЦД 1 в прямоугольной географической системе координат и вводятся в пульт разведчика 3.

Разведчик с помощью ЛЦД 1 производит замер азимута, угла места и дальности до цели. Результаты замеров вводятся в пульт разведчика 3, преобразуются, например, в земную систему координат топографической привязки цели к местности, отображаются на экране пульта разведчика 3, преобразуются в последовательность двоичных кодов, например, по стандарту EIA интерфейса RS232C и передаются в пульт управления огневой позиции 7 по цифровой радиосвязи.

В пульте управления огневой позиции 7 выполняют топографическую привязку пусковой установки к местности, например, с аппаратуры спутниковой навигации 6, вводятся координаты широты, долготы и высоты пусковой установки, с клавиатуры вводят данные для баллистических расчетов (весовой коэффициент ракеты, температура заряда), метеоданные (метеобюллетень или результаты наземных метеоизмерений).

Пульт управления огневой позиции 7 подключают с помощью кабелей к блоку автоматики 9 пусковой установки, к аппаратуре спутниковой навигации 6 и к цифровой радиостанции 8.

С помощью аппаратуры спутниковой навигации 4 в пульте разведчика 3, аппаратуры спутниковой навигации 6 в пульте управления огневой позиции 7 и аппаратуры спутниковой навигации 11 в ракете устанавливают единое компьютерное время.

В пульте управления огневой позиции 7 с использованием полученных по радиосвязи координат цели автоматически вычисляются установки стрельбы пусковой установки и ракеты. Расчет углов наведения стрельбы пусковой установки выполняется, например, по зависимостям, приведенным в [Патент RU №2111437 от 20.05.98 г. - Способ и устройство наводки орудия].

Расчет установок стрельбы ракеты может включать траекторию полета, определение времени подлета к цели и времени включения головки самонаведения.

С использованием гирокомпаса 10 осуществляется наведение пусковой установки на цель по установкам стрельбы (по углам азимута и места).

Установки стрельбы ракеты, определяющие циклограмму ее полета, передаются в двоичном коде в блок автоматики 9 пусковой установки и далее в запоминающее устройство ракеты.

Бойцы расчета огневой позиции выполняют разворот пусковой установки, вводят установки стрельбы в ракету и после этого укрываются в окопе (блиндаже) в 50-100 метрах от пусковой установки; оттуда ведется пуск ракеты.

После этого, как правило, по речевому каналу связи на контрольно-наблюдательный пункт, где находится заместитель командира, передается доклад о готовности пусковой установки к пуску. С контрольно-наблюдательного пункта по речевому каналу связи подается команда «Пуск». По этой команде на огневой позиции осуществляется пуск ракеты.

Перед пуском блок автоматики 9 пусковой установки формирует напряжения, необходимые для реализации циклограммы пуска ракеты.

В момент пуска на пульте управления огневой позиции 7 командиром включается кнопка «Пуск» и автоматически формируется сообщение в пульт разведчика 3 о пуске. При этом с таймера часов системы единого времени с пульта управления огневой позиции 7 считывается время выстрела и назначается время задержки включения ЛЦД 1 в режиме подсвета цели, учитывая общее время полета ракеты. Значение времени включения подсвета цели передается в пульт разведчика 3 в виде последовательности двоичных кодов.

С помощью аппаратуры спутниковой навигации 11, установленной на ракете, автоматически выполняется топопривязка к местности ракеты в течение всего времени ее полета.

При обнаружении разведчиком неожиданно появившейся второй, более приоритетной (опасной) цели, как правило, близкой к первой, разведчик берет ее на сопровождение и продолжает ее сопровождать до поражения. Разведчик с помощью ЛЦД 1 производит замер азимута, угла места и дальности до второй цели. Результаты замеров вводятся в пульт разведчика 3, преобразуются, например, в земную систему координат топографической привязки к местности, отображаются на экране пульта разведчика 3, преобразуются в последовательность двоичных кодов, например, по стандарту EIA интерфейса RS232C и передаются в пульт управления огневой позиции 7 по цифровой радиосвязи вместе с признаком перенацеливания.

В пульте управления огневой позиции 7 с использованием полученных по радиосвязи координат второй цели и рассчитанным координатам летящей ракеты автоматически вычисляются установки стрельбы летящей ракеты по второй цели. Эти установки определяют новую траекторию полета ракеты. С помощью средств цифровой радиосвязи 8, 12 установки стрельбы по второй цели передаются в двоичном коде в запоминающее устройство ракеты.

После этого автоматически выполняется разворот и наведение ракеты на вторую цель и передача с ракеты в пульт управления огневой позиции 7 с помощью средств цифровой радиосвязи 12, 8 сообщения о работе по второй цели.

Под второй целью может быть сама исходная цель, имеющая высокую скорость движения и вышедшая за 25-40 секунд полета ракеты из зоны захвата головкой самонаведения управляемой ракеты. Повторный замер координат сместившейся цели и корректировка траектории полета ракеты по второму варианту установок позволяет существенно повысить эффективность стрельбы управляемой ракетой.

Разведчик через ЛЦД 1 продолжает сопровождать вторую цель, держать ее в перекрестии визирного канала.

В пульте разведчика 3 автоматически устанавливается время включения ЛЦД 1, исходя из показаний единого времени пульта разведчика 3 и времени включения подсвета цели, переданного с пульта управления огневой позиции 7. В соответствующий момент времени сигнал из пульта разведчика 3 выдается по цифровому интерфейсу, например RS232, в ЛЦД 1 и луч лазера подсвечивает цель.

После пуска ракеты пусковую установку можно переводить в походное положение и перевозить на новую позицию.

При подлете ракеты к цели головка самонаведения на ракете сканирует земную поверхность в поисках следа луча лазера. При обнаружении лазерного пятна в управляемой ракете вырабатываются команды на рули, обеспечивающие разворот ракеты в центр лазерного пятна.

Время включения ЛЦД 1 может выбираться постоянным и равным, например, 12 секундам до подлета ракеты к цели. При таком включении подсвета цели за фиксированный отрезок времени до встречи с целью проще организуется работа системы управления ракеты и допускаются возможные корректировки траектории. Для включения ЛЦД 1 на подсвет до подлета ракеты к цели экспериментально установлено, что оптимальная задержка передачи сигнала на включение ЛЦД 1 должна составлять 3-6 секунд.

Представления координат в данном способе могут производиться с использованием следующих систем координат.

Привязку к местности ЛЦД 1, огневой позиции и ракеты желательно производить в географической системе координат (СК) с фиксацией широты, долготы и высоты местостояния.

ЛЦД 1 фиксирует цель в сферической СК с измерением дальности и углов наведения (азимута и угла места) ЛЦД 1. В пульте разведчика 3 координаты цели, введенные с ЛЦД 1, преобразуются в географическую СК. Через радиосвязь координаты топографической привязки цели в географической СК поступают в пульт управления огневой позиции 7.

В пульте управления огневой позиции 7 по координатам цели и огневой позиции определяют дальность до цели, перепад высот, а также производят расчет установок стрельбы в сферической СК, связанной с пусковой установкой, причем ось Х системы координат ориентирована на север. По этим координатам наводят пусковую установку.

Ракета на первом участке при полете с маршевым двигателем движется по траектории, определяемой наводкой пусковой установки. На втором участке после завершения работы маршевого двигателя до включения головки самонаведения траектория полета ракеты корректируется по отклонениям положения ракеты относительно траектории полета, заданной при установках стрельбы. После включения головки самонаведения управление ракетой идет в сферической СК, связанной с продольной осью ракеты.

Предлагаемый способ применим дополнительно в следующем случае. Когда ЛЦД 1, гирокомпас 2, пульт разведчика 3, аппаратура спутниковой навигации 4 и цифровая радиостанция 5 контрольно-наблюдательного пункта расположены на беспилотном летательном аппарате и функции контрольно-наблюдательного пункта выполняет сам беспилотный летательный аппарат. Он и обнаруживает цель, и выполняет в пульте разведчика 3 топографическую привязку к местности своего положения в пространстве и топографическую привязку цели, передает эти координаты на пульт управления огневой позиции 7 по цифровой радиосвязи и обеспечивает подсвет цели ЛЦД 1 при подлете ракеты. Реализация такого беспилотного летательного аппарата описана в каталоге [Оружие России, Москва, ООО «Военный Парад», 2012 г., стр.533-534].

Для реализации предлагаемого способа могут применяться следующие устройства.

В качестве ЛЦД 1, гирокомпаса 2, 10, аппаратуры спутниковой навигации 4, 6, пульта разведчика 3, цифровой радиостанции 5, 8, и пульта управления огневой позиции 7 могут быть использованы приборы, описанные в «Способе стрельбы управляемым снарядом с лазерной полуактивной головкой самонаведения» [Патент RU №2247297 от 27.02.2005 г.].

В качестве блока автоматики 9 может быть использован блок автоматики комплекса «Гермес-А», описанный в [Многоцелевой ракетный комплекс ВТО вертолетного базирования, «Горизонты КБП», №3, 2007 г., стр.36-38].

В качестве пусковой установки может быть использована пусковая установка, описанная на стр.365 в книге [Высокоточное оружие зарубежных стран. Том 1. Противотанковые ракетные комплексы: обзорно-аналитический справочник. / Конструкторское бюро приборостроения. - Тула: Издательство «Бедретдинов и Ко», 2008 г.].

Ракета описана на стр.39 публикации [«Гермес-К» - легкий, многоцелевой, дальнобойный, журнал «Военный парад», №3, 2009 г., стр.38-40]. Ракета может иметь комбинированную систему наведения: бортовую инерциальную систему наведения с коррекцией траектории по сигналам спутниковой системы навигации ГЛОНАСС/GPS на первом и втором участках полета и высокоточную систему наведения с помощью лазерной полуактивной головки самонаведения на конечном участке полета. На ракете могут быть установлены аппаратура спутниковой навигации 11 и цифровая радиостанция 12 функционально аналогичные аппаратуре спутниковой навигации 4, 6 и цифровой радиостанции 5, 8, расположенным на контрольно-наблюдательном пункте и огневой позиции, но выполненные в другом конструктивном исполнении.

Предлагаемый способ стрельбы ракетой по сравнению с прототипом позволяет обеспечить возможность перенацеливания ракеты во время полета при стрельбе на дальность более 50 км по движущейся цели или второй, более приоритетной, цели. Эффективность предложенного способа стрельбы подтверждена на комплексном моделирующем стенде предприятия.

Способ стрельбы управляемой ракетой, включающий обнаружение цели целеуказателем, измерение целеуказателем азимута и дальности до цели, топографическую привязку пусковой установки, целеуказателя и цели к местности, причем топографическую привязку цели к местности осуществляют в пульте разведчика расчетным путем, передачу координат цели из пульта разведчика в пульт управления огневой позиции по цифровой радиосвязи, установление единого компьютерного времени в пульте разведчика и в пульте управления огневой позиции, расчет в пульте управления огневой позиции и реализацию установок стрельбы ракеты и пусковой установки, пуск и наведение ракеты на цель, отличающийся тем, что дополнительно определяют угол места цели относительно целеуказателя и устанавливают единое компьютерное время в ракете, а после пуска ракеты последовательно осуществляют топопривязку к местности летящей ракеты с помощью аппаратуры спутниковой навигации, обнаружение второй, более приоритетной, цели, измерение целеуказателем азимута, угла места и дальности до второй цели, топографическую привязку второй цели к местности в пульте разведчика, передачу координат второй цели из пульта разведчика в пульт управления огневой позиции по цифровой радиосвязи, расчет установок стрельбы ракеты по второй цели и передачу их на ракету по цифровой радиосвязи, разворот и наведение ракеты на вторую цель, а также передачу в пульт управления огневой позиции с ракеты сообщения о работе по второй цели.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР. В способе управления ракетой формируют управляющий сигнал автоколебательным приводом аэродинамических рулей с обратной связью и вибрационной линеаризацией и соответствующее отклонение приводом аэродинамических рулей.

Изобретение относится к области радиолокации, к системам автосопровождения объекта визирования (ОВ), к системам самонаведения подвижных носитетелей (ПН), особенно разового действия, и может быть применено в первичных радиолокационных системах, т.е.

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.

Изобретение относится к тренажерной технике и предназначено для обучения отработке навыков применения зенитно-ракетных комплексов и противотанковых управляемых ракет.

Изобретение относится к вооружению и может быть использовано в системах управления самонаводящимся по радиоизлучению оружием (СНО). Технический результат - расширение функциональных возможностей.

Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано в комплексах управляемого артиллерийского вооружения. Способ заключается в том, что старт или полет реактивного снаряда осуществляют со стабилизацией по крену его головного отсека, соединенного с остальными отсеками снаряда через цилиндрический шарнир.

Изобретение относится к области наведения управляемых ракет. Способ наведения по оптическому лучу ракеты, стартующей с подвижного носителя, включает формирование на носителе лазерного луча с информационным полем управления, наведение на цель оптического прицела, ось которого съюстирована с осью информационного поля, ориентирование оси пускового устройства в направлении оси луча, пуск ракеты со сложенными аэродинамическими рулями и ввод ракеты в информационное поле, открытие на ракете приемника излучения и формирование команд управления, зависящих от положения ракеты относительно оси информационного поля, раскрытие аэродинамических рулей и их отклонение.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к способу и системам управления ракетами, вращающимися по углу крена, и может быть использовано в системах управления, формирующих на борту команды управления.

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 импульсной техники, в частности к селекторам по периоду следования, и к области головок самонаведения. Технический результат заключается в уменьшении времени поиска и обеспечении перехода в режим слежения при отказе одного из каналов в диапазоне возможных частот вращения. Технический результат достигается за счет селектора импульсов полуактивной головки самонаведения вращающихся по крену артиллерийских снарядов, содержащего блок выделения первого импульса, первую схему ИЛИ, элемент задержки, блок формирования строба, схему И, первый и второй пересчетные блоки, вторую схему ИЛИ, многоканальный усилитель, блок компараторов, блок триггеров, генератор импульсов, счетчик импульсов, регистр, блок умножения, сравнивающее устройство, таймер, блок счетчиков, шифратор, приемник излучения с чувствительными элементами и схему И-ИЛИ с соответствующими связями. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится военной технике и может быть использовано в противолодочных боеприпасах. Противолодочный боеприпас (ПБ) содержит корпус, систему запуска и разделения, тормозной отсек с парашютом и поплавком с невозвратным клапаном, отделяемый корректируемый подводный снаряд (КПС) с ускорителем, боевой частью, взрывательным устройством, системой коррекции траектории, содержащей гидроакустическую приемоизлучающую антенну, электронный блок обработки сигналов, рулевое устройство, дежурный гидроакустический канал. С установки сбрасывают или выстреливают прицельно серийно или одиночно ПБ в заданную точку на водной поверхности, обеспечивают заданную скорость полета ПБ на воздушной траектории, отделяют КПС после приводнения и зависания на заданной глубине ПБ, отклоняют траекторию движения КПС в сторону цели с помощью системы наведения. Изобретение позволяет повысить эффективность наведения ПБ на цель. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в комплексах противотанковых управляемых ракет (ПТУР) и зенитных управляемых ракет (ЗУР). Технический результат - повышение точности наведения ракет с релейными приводами рулевых органов (ПРО). Для этого задают до пуска момент времени tз, а релейный двухпозиционный сигнал V формируют по закону V = { s i g n ⌊ h y + U 1 ⌋ C ( γ ) + s i g n [ h z + U 2 ] S ( γ )                                                                     п р и     t ≤ t 0 s i g n ⌊ h y + U 1 ⌋ C ( γ ) + s i g n [ h z + U 2 s i g n ( − U 1 ) ] S ( γ )                     п р и     t > t 0 , где U1, U2 - периодические по углу γ сигналы, сдвинутые на угол π/2 друг относительно друга и на угол π/2 соответственно относительно сигналов C(γ), S(γ), а момент времени t0 определяют как ближайший момент времени после заданного до пуска момента времени tз, соответствующий переключению сигнала S(γ) с нулевого уровня на положительный уровень. При этом в систему с релейным ПРО введены соответствующие дополнительные суммирующие усилители, релейные элементы, модуляторы, фазовращатель и инвертирующий усилитель. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР. Оно предназначено для повышения точности наведения ракет с аэродинамическими рулями. Сущность предлагаемой совокупности технических решений заключается в повышении точности работы привода рулей посредством уменьшения его «ненуля». Сущность предлагаемой совокупности технических решений заключается в том, что в управляющий автоколебательным приводом сигнал дополнительно вводится путем суммирования сигнал, пропорциональный его интегрированному значению, который минимизирует «ненуль» в замкнутой системе, охваченной отрицательной обратной связью. Поставленная задача решается за счет того, что в способе управления ракетой, включающем формирование системой управления ракетой управляющего сигнала автоколебательным приводом аэродинамических рулей, вибрационную линеаризацию этого сигнала путем его суммирования с внешним линеаризующим сигналом и соответствующее отклонение приводом аэродинамических рулей, новым является то, что формируют сигнал, пропорциональный интегрированному вибрационно - линеаризованному сигналу, а управляющий автоколебательным приводом сигнал формируют как сумму вибрационно-линеаризованного сигнала и сигнала, пропорционального интегрированному вибрационно-линеаризованному сигналу, причем коэффициент интегрирования kи, 1/с, устанавливают в соответствии с выполнением условия 20 … 30 t п < k и < ω П А Р 20 … 30 ,   где tп - полетное время ракеты на максимальную дальность стрельбы, с; ωПАР - полоса пропускания привода, 1/с. В системе управления ракетой, реализующей этот способ, включающей аппаратуру управления ракетой, содержащую последовательно соединенные устройство измерения рассогласования ракеты с заданной линией наведения и устройство формирования сигналов управления, а также генератор линеаризующих колебаний и привод аэродинамических рулей, содержащий последовательно соединенные усилитель мощности, релейный элемент, рулевую машинку, датчик отклонения рулей и суммирующий усилитель, второй вход которого подключен к выходу аппаратуры управления ракетой, которым является выход устройства формирования сигналов управления, новым является то, что в нее введены последовательно соединенные интегрирующий усилитель и второй суммирующий усилитель, выход которого соединен со входом усилителя мощности, причем вход интегрирующего усилителя и второй вход второго суммирующего усилителя соединены с выходом первого суммирующего усилителя, а выход генератора линеаризующих колебаний соединен с третьим входом первого суммирующего усилителя. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в системах наведения телеуправляемых ракет. Технический результат - повышение точности и помехозащищенности телеуправления ракетой. Способ включает измерение угловых координат и дальностей цели и ракеты, формирование в функции времени полета ракеты программной дальности и программной скорости ракеты, формирование опорной траектории наведения ракеты, формирование сигнала линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения, формирование пропорциональной этому сигналу рассогласования команды управления ракетой, формирование сигнала динамической ошибки наведения ракеты относительно опорной траектории, корректирование команды управления ракетой на величину сигнала динамической ошибки наведения ракеты по опорной траектории. Новым является то, что программную дальность и программную скорость ракеты формируют в текущем времени полета ракеты с помощью модели ракеты и с учетом сформированных команд управления ракетой, формируют текущий сигнал рассогласования между измеренной дальностью ракеты и программной дальностью ракеты, корректируют с учетом этого рассогласования дальностей программную дальность и программную скорость ракеты, а формирование сигнала линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией и формирование сигнала динамической ошибки наведения ракеты относительно опорной траектории проводят с учетом скорректированных программной дальности и программной скорости ракеты, далее формируют с помощью модели ракеты и с учетом скорректированной программной скорости ракеты текущую программную располагаемую перегрузку ракеты и текущую программную частоту собственных колебаний ракеты и затем последовательно преобразуют текущую команду управления ракетой пропорционально коэффициенту передачи, изменяющемуся обратно пропорционально текущему значению программной располагаемой перегрузки ракеты, и режекторным фильтром, среднюю частоту полосы задерживания которого задают равной текущему значению программной частоты собственных колебаний ракеты. № ЗюП. Ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к навигационной технике и предназначено для решения проблемы самонаведения кратковременно взаимодействующих малоразмерных летательных аппаратов методом ″погони″. Технический результат - повышение точности наведения. Для этого в полете контролируют вектор скорости ракеты так, чтобы он был направлен на цель по линии вектора направления «ракета-цель», определяют стороны отклонения скорости движения ракеты относительно направления вектора скорости «ракета-цель» на основе разложения суммарной скорости «ракета-цель» на две составляющие: радиальную и тангенциальную, и одновременной оценки радиальной и тангенциальной составляющей суммарной скорости «ракета-цель». При этом относительные величины значений доплеровских частот радиальной и тангенциальной составляющей могут быть между собой либо равными, либо относительно большими, либо относительно меньшими, при этом соответственно будут изменяться отношения напряжений Zi, образованные этими скоростями. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к навигационной технике и предназначено для решения проблемы самонаведения кратковременно взаимодействующих малоразмерных летательных аппаратов методом "погони". Технический результат - повышение точности наведения управляемой ракеты на цель за счет учета величины отклонения ракеты относительно линии визирования «ракета-цель». Для этого система содержит антенну, автодинный радиолокатор с двумя выходами, электронный ключ, блок памяти, первый блок вычислений, второй блок вычислений, логическое устройство, устройство управления, таймер и блок оценки величины сигнала отклонения, который содержит n пороговых устройств, задатчик сигналов, элемент ИЛИ. При этом выход второго блока вычислений соединен с входом блока оценки величины сигнала отклонения, входы которого являются первыми входами n-пороговых устройств, вторые входы которых соединены с выходами задатчика сигналов, а выходы n-пороговых устройств соединены с входами элемента ИЛИ, выход которого является выходом блока оценки величины сигнала отклонения. 3 ил.

Предлагаемая группа изобретений относится к области разработки систем наведения ракет и может быть использована в комплексах ПТУР и ЗУР. Изобретения предназначены для повышения точности наведения ракет за счет повышения точности работы системы управления при наличии в сигналах координат помех априорно известной частоты. Сущность предлагаемой совокупности технических решений заключается в том, что сигнал рассогласования, содержащий информацию об отклонении ракеты и помехе определенной частоты, дополнительно суммируют с сигналом рассогласования, сдвинутым относительно исходного в сторону запаздывания на время, равное половине периода гармонического сигнала помехи, в результате чего происходит подавление сигнала помехи в сигнале координат. В системе наведения вращающейся ракеты имеются формирователь сигнала рассогласования между ракетой и линией визирования цели, последовательно соединенные звено с регулируемым временем запаздывания, суммирующий усилитель, модулятор и привод руля, а также блок выработки периодического по углу крена сигнала, выход которого соединен со вторым входом модулятора и входом измерителя периода, выход которого соединен с первым входом звена с регулируемым временем запаздывания, новым является то, что в нее введены последовательно соединенные звено с постоянным временем запаздывания, вход которого соединен с выходом формирователя сигнала рассогласования, и второй суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом формирователя сигнала рассогласования, а выход соединен со вторыми входами звена с регулируемым временем запаздывания и первого суммирующего усилителя. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых снарядах (УС). Определяют угловые скорости линии визирования цели в вертикальной и горизонтальной плоскостях по сигналам проекций скорости снаряда и сигналам сглаженных координат снаряда посредством суммирования сигналов, пропорциональных интегралам измеренных проекций скорости снаряда с сигналами, пропорциональными сглаженным разностям сигналов измеренных координат снаряда и интегралов измеренных проекций скорости снаряда, формируют сигналы управления рулями пропорционально угловой скорости линии визирования цели. Изобретение позволяет обеспечить необходимую точность попадания УС в цель по сигналам спутниковой навигационной системы. 5 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетах с головками самонаведения. Система для вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения содержит командный пункт, блок констант, блок вычислителя угловой скорости линии ракета-цель, блок подключения команд управления, блок приема данных целеуказания, радиолинию, систему воздушного целеуказания, вычислитель, систему топопривязки, видеомонитор, радиолокационную станцию с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом, блок синхронизации и кодирования, спутниковую навигационную систему, ракету с головкой самонаведения, переключателем команд, аппаратурой управления, рулевым приводом, радиоответчиком, приемным модулем, дешифратором команд управления, приемным модулем спутниковой навигационной системы, вычислительным устройством. Запускают ракету по баллистической траектории, определяют координаты ракеты в декартовой системе координат (ДСК), вычисляют дальность между ракетой и целью, проекцию дальности на осях ДСК, угловые координаты линии ракета-цель, до захвата цели головкой самонаведения подают на исполнительное устройство команды управления при достижении проекциями дальности между ракетой и целью величин программных дальностей. Изобретение позволяет повысить точность вывода ракет в зону захвата головкой самонаведения. 3 н.п. ф-лы, 5 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2014-09-27 2014-09-26T19:24:46
Наверх