Способ управления ракетой и система управления для его осуществления

Авторы патента:

F41G7/00 - Системы наведения для самодвижущихся снарядов (управление полетом B64C,G05D 1/00; реактивные снаряды со средствами наведения и управления на борту F42B 15/01; ракеты-торпеды F42B 17/00; морские торпеды или самодвижущиеся морские мины F42B 19/00; определение местонахождения цели с помощью радиоволн или других волн G01S; вычислительные устройства G06)

Владельцы патента RU 2536838:

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

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 k_и, 1/с, устанавливают в соответствии с выполнением условия

$\frac{20 \dots 30}{t_{п}} < k_{и} < \frac{ω_{П А Р}}{20 \dots 30},$

где t_п - полетное время ракеты на максимальную дальность стрельбы, с;

ω_ПАР - 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 области разработки систем наведения управляемых ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР.

Одной из задач, решаемых при разработке систем управления, является увеличение точности наведения ракеты на цель, что, в свою очередь, связано с качеством работы привода ее рулей, т.е. с точностью отработки приводом входного сигнала.

Известны способы управления ракетой, в которых применяется охват привода руля отрицательной обратной связью, в результате чего привод функционирует в автоколебательном режиме, например в известном способе /Бесекерский В.А., Попов Е.П. Теория систем автоматического регулирования. - М.: Наука, 1975, с. 615/. При таких способах управления отклонение руля представляет собой совокупность двух составляющих: низкочастотной, пропорциональной управляющему сигналу, и высокочастотной автоколебательной составляющей, образующейся в системе замкнутого привода (амплитуда и частота автоколебательной составляющей зависит от параметров элементов системы).

Недостатком способов с автоколебательным режимом работы привода рулей является то, что в процессе полета ракеты амплитуда автоколебательной составляющей может существенно меняться и, в частности, достигать значений, близких к максимальным (положения рулей на упорах). Увеличение амплитуды автоколебаний аэродинамических рулей повышает индуктивную составляющую аэродинамического сопротивления ракеты, а при достижении упоров происходит уменьшение коэффициента передачи привода по полезной гармонике, что может приводить к недопустимому ухудшению качества процесса наведения.

Известен способ управления автоколебательной системой, включающий организацию режима вынужденных колебаний ее выходной координаты за счет формирования и введения в прямой тракт управления системы внешних высокочастотных периодических колебаний /Под редакцией Солодовникова В.В. Теория автоматического регулирования, книга 3, часть 2. - М.: Машиностроение, 1969, с. 9-10, 51-52/.

В таком способе за счет внешних высокочастотных периодических колебаний (частотой выше частоты автоколебаний) происходит подавление автоколебательного режима системы и устанавливается режим вынужденных периодических колебаний с частотой внешнего воздействия. Такой режим работы получил название вибрационной линеаризации или синхронного режима.

Наиболее близким к предлагаемому способу, принятым в качестве прототипа, является способ управления летательным аппаратом (ЛА)/патент RU №2435131, МПК F42B 15/01 (2006.01)/, включающий формирование системой управления ЛА управляющего сигнала автоколебательным приводом аэродинамических рулей, вибрационную линеаризацию этого сигнала путем его суммирования с внешним линеаризующим сигналом и соответствующее отклонение приводом аэродинамических рулей.

Система управления ЛА /патент RU №2435131, МПК F42B 15/01 (2006.01)/, реализующая данный способ, включает аппаратуру управления (АУ) ЛА, содержащую последовательно соединенные устройство измерения рассогласования (УИР) ЛА с заданной линией наведения и устройство формирования (УФ) сигналов управления, автоколебательный привод аэродинамических рулей (ПАР), содержащий последовательно соединенные суммирующий усилитель (СУ), первый вход которого подключен к выходу АУ ЛА, усилитель мощности (УМ), релейный элемент (РЭ), рулевую машинку (РМ) и датчик отклонения рулей (ДОР), выход которого соединен со вторым входом СУ, а также последовательно соединенные генератор линеаризующих колебаний (ГЛК) и блок умножения, выход которого соединен с третьим входом СУ, и устройство задания программного коэффициента изменения амплитуды линеаризующего сигнала, выход которого соединен со вторым входом блока умножения.

Известный способ управления основан на том, что введение внешних высокочастотных колебаний на вход привода приводит к нарушению условия существования автоколебаний в его контуре. При этом происходит захват внешних периодических колебаний и в системе устанавливается режим вынужденных колебаний. В результате вибрационной линеаризации угол отклонения рулей содержит наряду с составляющей, определяемой отработкой управляющего сигнала, составляющую вынужденных колебаний на частоте внешнего периодического воздействия, амплитуда которой меньше амплитуды автоколебаний.

Согласно известному способу и реализующему его устройству угол отклонения рулей δ для идеального ПАР имеет вид:

δ=К_пV+δ_k,

где К_п - коэффициент передачи ПАР, значение которого зависит от значений параметров РМ и аэродинамической шарнирной нагрузки/Лебедев А.А., Карабанов В.А. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. -М.: Машиностроение, 1965, с. 191/;

δ_k - колебательная составляющая отклонений аэродинамических рулей ЛА на частоте внешнего периодического воздействия (частоте сигнала ГЛК);

V - сигнал управления приводом (сигнал с выхода АУ).

В более общем случае угол отклонения рулей δ для реального ПАР имеет вид:

δ=K_пV+δ_k+δ₀, (1)

где δ₀ - «ненуль» привода, обусловленный несимметрией механических элементов ПАР: электромеханического преобразователя, распределительного устройства и исполнительного двигателя, являющихся составными частями РМ.

Наличие «ненуля» ПАР в случае применения в невращающемся ЛА приводит к его уводам относительно заданной линии наведения.

Во вращающемся ЛА, например во вращающейся по углу крена ракете, «ненуль» усредняется за период ее вращения и практически не влияет на отклонения от заданной линии наведения, однако, он вызывает увеличение колебаний ракеты по углам атаки и скольжения. В свою очередь, это приводит к уменьшению продольной скорости ракеты вследствие повышения индуктивной составляющей ее аэродинамического сопротивления.

Недостатком способа и реализующего его устройства, представленных в прототипе, является отсутствие мероприятий по уменьшению «ненуля» ПАР.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение точности работы ПАР посредством уменьшения его «ненуля».

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 k_и, 1/с, устанавливают в соответствии с выполнением условия

$\frac{20 \dots 30}{t_{п}} < k_{и} < \frac{ω_{П А Р}}{20 \dots 30}, (2)$

где t_п - полетное время ракеты на максимальную дальность стрельбы, с;

ω_ПАР - полоса пропускания ПАР, 1/с.

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 (уменьшает до нуля) «ненуль» в замкнутой системе, охваченной отрицательной обратной связью. Для обеспечения эффективности предлагаемого способа необходимо:

во-первых, минимизировать «ненуль» в течение времени, гораздо меньшего времени полета ракеты на максимальную дальность стрельбы;

во-вторых, не допустить существенного изменения частотных характеристик системы в области высоких частот, дабы не изменять свойства режима вибрационной линеаризации ПАР.

Введенные в предлагаемый способ операции и реализующие их элементы устройства (соединенные между собой интегрирующий усилитель и второй суммирующий усилитель) математически описываются в операторной форме в виде передаточной функции

$W (p) = 1 + \frac{k_{и}}{p} = \frac{p + k_{и}}{p} = k_{и} \frac{T_{и} p + 1}{p}, (3)$

где $p = \frac{d}{d t}$ - оператор дифференцирования;

$T_{и} = \frac{1}{k_{и}}$ - постоянная времени интегрирования, с.

Как известно, точность стрельбы (вероятность попадания) в рассматриваемой системе управления, ухудшается с ростом дальности до цели. Это обусловлено, главным образом, увеличением ошибок наведения, линейные значения которых возрастают пропорционально дальности до цели. Дополнительным фактором является ухудшение характеристик самой ракеты к концу полета вследствие падения ее скорости по окончании работы реактивного двигателя, что увеличивает подчеркивание указанных ошибок наведения.

Следовательно, наличие «ненуля» и возникающие при этом уводы невращающейся ракеты или колебания по углам атаки и скольжения вращающейся ракеты не являются критичными при стрельбе на ближние и средние дальности, но могут значительно снижать точность при стрельбе на максимальные дальности.

Время переходного процесса по устранению «ненуля» с помощью введенных элементов для звена первого порядка можно принять равным (2…3)Т_и (В.А. Бесекерский, Е.П. Попов. Теория систем автоматического регулирования. М., «Наука», 1972, с. 71) и это время предпочтительно должно быть на порядок меньше полетного времени ракеты t_п на максимальную дальность стрельбы, т.е.

(20…30)T_и<t_п

или с учетом $T_{и} = \frac{1}{k_{и}} :$

$\frac{20 \dots 30}{t_{п}} < k_{и} (4)$

С другой стороны, значение k_и, определяющее полосу звена из введенных элементов, должно быть на порядок (плюс некоторый запас) меньше полосы пропускания ПАР ω_ПАР во избежание влияния на его свойства в режиме вибрационной линеаризации, т.е.

(20…30)k_и<ω_ПАР

или

$k_{и} < \frac{ω_{П А Р}}{20 \dots 30} (5)$

Объединяя условия (4) и (5), получим условие (2).

Например, при t_п=40 с и ω_ПАР=100 1/с значение коэффициента интегрирования выбирается в диапазоне (0,5…0,75)<k_и<(3,3…5,0), 1/с.

Предлагаемое изобретение поясняется графическим материалом.

Структура предлагаемой системы управления приведена на фиг.1, где 1 - аппаратура управления (АУ), 2 - устройство измерения рассогласования (УИР), 3 - устройство формирования (УФ) сигналов управления, 4 - привод аэродинамических рулей (ПАР), 5 - первый суммирующий усилитель (СУ1), 6 - усилитель мощности (УМ), 7 - релейный элемент (РЭ), 8 - рулевая машинка (РМ), 9 - датчик отклонения рулей (ДОР), 10 - генератор линеаризующих колебаний (ГЛК), 11 - интегрирующий усилитель (ИУ), 12 - второй суммирующий усилитель (СУ2).

На фиг.2 приведены амплитудная А(ω) и фазовая F(ω) частотные характеристики блока из введенных элементов ИУ-СУ2 согласно передаточной функции (3) при k_и=1,0 1/с.

Выходной сигнал ПАР δ (отклонение руля) вращающейся по углу крена ракеты для существующего и предлагаемого способов представлен на фиг.3 (а и δ соответственно).

Предлагаемая система управления (фиг.1) работает следующим образом.

В АУ 1 УИР 2 определяет сигналы линейных рассогласований h_y, h_z относительно заданной линии наведения. УФ сигналов управления 3 вырабатывает команды управления. ПАР 4 с помощью ДОР 13 охвачен обратной связью, а ГЛК 14 обеспечивает режим вибрационной линеаризации. Эти три сигнала суммируются на СУ1 5. При наличии «ненуля» ПАР блок из введенных элементов ИУ-СУ2 обеспечивает его плавную ликвидацию.

Приведенные на фиг.2 амплитудная А(ω) и фазовая F(ω) частотные характеристики блока элементов ИУ-СУ2 показывают, что этот блок не изменяет частотные характеристики системы в области высоких частот (при ω≥75 1/с A(ω)≈1 и F(ω)≈0) и, соответственно, не изменяются характеристики режима вибрационной линеаризации ПАР, т.е. сохраняются положительные свойства прототипа.

На фиг.3 представлены графики отклонения руля для существующего (а) и предлагаемого (б) способов. Согласно зависимости (1), отклонение руля на графике содержит:

команду управления (на частоте вращения ракеты) K_пV, представленную штриховой линией;

колебательную составляющую (на частоте линеаризации) δ_к, представленную сплошной линией;

«ненуль» δ₀, представленный штрихпунктирной линией.

Предлагаемая совокупность технических решений, как видно из фиг.3б, обеспечивает минимизацию «ненуля» ПАР.

В качестве ИУ может быть использована схема, представленная в книге Тетельбаум И.М., Шнейдер Ю.Р. 400 схем для ABM. - М.: Энергия, 1978, с. 24.

В качестве остальных элементов системы могут быть использованы устройства, представленные в прототипе.

Применение предлагаемой совокупности технических решений позволяет повысить точность наведения ракет.

1. Способ управления ракетой, включающий 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, отличающийся тем, 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 k_и, 1/с, устанавливают в соответствии с выполнением условия

где t_п - полетное время ракеты на максимальную дальность стрельбы, с;
ω_ПАР - полоса пропускания привода аэродинамических рулей, 1/с.

2. Система управления ракетой, включающая 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, отличающаяся тем, 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.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в комплексах противотанковых управляемых ракет (ПТУР) и зенитных управляемых ракет (ЗУР).

Способ повышения эффективности наведения на подводную цель корректируемого подводного снаряда противолодочного боеприпаса и устройство для его реализации // 2531794

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.

Способ селекции импульсов и селектор импульсов полуактивной головки самонаведения // 2530225

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.

Способ стрельбы управляемой ракетой // 2529828

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

Способ управления ракетой и система управления для его осуществления // 2527391

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.

Способ формирования сигнала компенсации фазовых искажений принимаемых сигналов, отраженных от облучаемого объекта визирования, с одновременным его инерциальным пеленгованием и инерциальным автосопровождением и система для его осуществления // 2526790

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.

Устройство определения направления и величины скачков пеленга на борту самонаводящегося по радиоизлучению оружия // 2516206

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.

Тренажер для отработки навыков применения управляемых ракет // 2511547

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

Устройство обнаружения факта наведения самонаводящегося по радиоизлучению оружия на радиоэлектронное средство, защищенное отвлекающим устройством // 2510481

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

Способ управления реактивным снарядом // 2502937

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.

Способ телеуправления ракетой // 2537124

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.

Способ самонаведения малоразмерных ракет на цель и система для его осуществления // 2539823

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.

Система самонаведения на цель малоразмерных летательных аппаратов // 2539824

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.

Способ наведения вращающейся ракеты и система наведения для его осуществления // 2540483

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.

Способ формирования сигналов управления снарядом // 2542690

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.

Способ вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения и система для его осуществления (варианты) // 2542691

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.

Комплекс управления и связи выносного пункта управления для стрельбы управляемыми ракетами из пусковой установки // 2543437

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых ракетах (УР). Комплекс управления и связи выносного пункта управления для стрельбы УР из пусковой установки содержит средство связи с наблюдательной позицией, пульт командира с дополнительным интерфейсом и аппаратурой спутниковой навигации, цифровой канал связи, лазерный гирокомпас на пусковой установке, блок автоматики, средство связи с наблюдательной позицией в виде терминала спутниковой связи, аппаратуру спутниковой навигации в виде датчика данных об эфемеридах, блок дистанционной передачи на УР по радиоканалу полетного задания. Изобретение позволяет повысить эффективную дальность поражения целей УР. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Тренажер для подготовки расчетов пунктов управления зенитных ракетно-пушечных комплексов // 2544861

Изобретение относится к средствам подготовки расчетов пунктов управления (ПУ) зенитных ракетно-пушечных комплексов (ЗРПК) и может быть применено в составе учебно-тренировочных средств для подготовки расчетов ПУ ЗРПК. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого дополнительно введены ПУ, устройство моделирования навигационной системы (НС) ПУ, устройство моделирования внутрикомплексной связи БМ и ПУ и средства моделирования фоно-целевой обстановки (ФЦО). При этом ПУ соединен с устройствами моделирования работы БМ через устройство моделирования внутрикомплексной связи БМ и ПУ и с устройством моделирования НС ПУ, соединенным со средствами моделирования ФЦО и управления процессом обучения, соединенными с устройствами моделирования работы БМ. ПУ выполнен в виде стенда, содержащего автоматизированные рабочие места командира ПУ, оператора боевых действий ПУ и оператора разведки ПУ. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Способ наведения вращающейся ракеты и система наведения для его осуществления // 2548687

(54) Способ наведения вращающейся ракеты и система наведения для его осуществления (57) Реферат Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах наведения ракет. Технический результат - повышение точности наведения ракет при наличии в сигналах координат помех на удвоенной частоте вращения ракеты по крену. Для этого сигнал рассогласования, содержащий информацию об отклонении ракеты и помехе, дополнительно суммируют с сигналом рассогласования, сдвинутым относительно исходного в сторону запаздывания на время, равное половине периода гармонического сигнала помехи. При этом регулировка времени запаздывания обратно пропорциональна частоте вращения по крену, обеспечивает подавление помехи переменной частоты, изменяющейся в процессе полета ракеты. В системе наведения вращающейся ракеты дополнительно введены последовательно соединенные усилитель с ограничением, второе звено с регулируемым временем запаздывания и второй суммирующий усилитель, выход которого соединен со вторым входом модулятора, а второй вход соединен с выходом первого суммирующего усилителя, выходом соединенного со вторым входом второго звена с регулируемым временем запаздывания, при этом вход усилителя с ограничением соединен с выходом измерителя периода. 2 н.п. ф-лы, 3ил.

Способ управления ракетой и система управления его реализующая // 2549615

Предложенная группа технических решений относится к классу лучевых способов и систем управления ракетами, обеспечивающих прямое попадание в цель. Задача состоит в обеспечении управления ракетой при вращении электромагнитного информационного луча по крену без компенсации «скручивания» и повышении надежности работы. Предлагаемый способ управления ракетой содержит выработку электромагнитного луча, кодирование поперечного сечения луча или поля управления электромагнитными импульсами, напряженность и длительность каждой пары которых постоянна на любой концентрической, по отношению к центру луча, окружности и линейно изменяется от центра луча к краю, измерение приемным устройством ракеты их текущих значений и преобразование в электрический сигнал, пропорциональный отклонению приемного устройства ракеты от центра поля управления, измерение углового положения приемного устройства ракеты относительно радиуса-вектора, соединяющего ЦМ ракеты и центр поля управления, выработку сигнала управления, отклонение рулевого органа, выработку управляющей силы пропорционально отклонению рулевого органа и в соответствии с законом полярного управления, состоящем в том, что полярную управляющую силу направляют в центр поля управления независимо от скорости относительного движения поля управления и ракеты, величину вырабатываемой полярной управляющей силы определяют по зависимости kρ=k1(ρ+k2ρ'+k3ρ''), где kρ - величина полярной управляющей силы, k1,2,3 - коэффициенты пропорциональности определяемые из условий устойчивости и точности управления, ρ - отклонение ЦМ ракеты от центра поля управления, ρ' - радиальная скорость движения центра масс ракеты, ρ'' - центростремительное ускорение движения ЦМ ракеты, и изменяют в соответствии с угловым положением приемного устройства ракеты относительно радиуса-вектора, соединяющего ЦМ ракеты и центр поля управления. Предлагаемая система управления, реализующая предложенный способ управления ракетой, содержит источник электромагнитного излучения, последовательно соединенные приемное устройство, координатор, блок выделения крена, блок выработки команд управления, блок преобразования команд и рулевой привод, причем приемное устройство смещено относительно продольной оси ракеты, блок выделения крена и блок преобразования команд соответственно содержат последовательно соединенные узкополосный фильтр, первый сумматор и интегратор, второй сумматор, умножитель, вход узкополосного фильтра и второй вход первого сумматора соединены с выходом координатора, выход которого соединен со входом интегратора и вторым входом второго сумматора, второй вход умножителя соединен с выходом узкополосного фильтра, а выход умножителя соединен со входом рулевого привода. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.