Способ самонаведения малоразмерных ракет на цель и система для его осуществления



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

 


Владельцы патента RU 2539823:

Федяев Виктор Николаевич (RU)
Кондрашов Николай Георгиевич (RU)
Ефанов Василий Васильевич (RU)
Савельев Дмитрий Олегович (RU)

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, главным образом, для решения проблемы самонаведения кратковременно взаимодействующих малоразмерных летательных аппаратов методом ″погони″ (или так называемым методом ″кривой атаки″).

Известен способ самонаведения ракеты на цель [1], заключающийся в установке остронаправленной антенны на стабилизированной платформе по информации с командного пункта, таким образом, чтобы ось ее равносигнальной зоны совпала с направлением на цель. В начальном процессе самонаведения радиолокатор по команде, поступившей с таймера, совместно с гироскопом измеряет угол отклонения направления на цель от направления равносигнальной зоны антенны. Сигнал ошибки с выхода радиолокатора поступает на устройство управления, корректирующее траекторию движения ракеты.

Известно устройство самонаведения, описанное в [1], которое содержит антенну, радиолокатор, таймер, гироскоп, стабилизированную платформу, мотор начальной установки, угломерный радиодатчик и устройство управления.

Недостатками данного способа и устройства является сложность и громоздкость устройства, содержащего остронаправленную антенну и гироскопический координатор, которые не всегда могут быть реализованы в изделиях ограниченных размеров, в том числе и во многих малоразмерных ракетах. Следовательно, возникает главная проблема - создание устройства самонаведения методом ″погони″ для летательных аппаратов ограниченных размеров, в частности для малоразмерных ракет.

Наиболее близким к изобретению является способ самонаведения ракеты на цель, заключающийся в полете ракеты относительно цели таким образом, чтобы вектор скорости ракеты постоянно был направлен на цель по линии вектора направления «ракета-цель», определении стороны отклонения скорости движения ракеты относительно направления вектора скорости «ракета-цель» за счет 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 через доплеровские частоты

где Δ U F i = U F д , с б л U F д . τ - разностный сигнал, при этом в случае если значения Zi больше 1, необходимо производить поворот строительной оси ракеты в одну сторону, а если условие Zi меньше 1 - производить ее поворот в противоположную сторону, отличающийся тем, что дополнительно анализируют динамику изменения процесса наведения ракеты за счет анализа динамики изменения отношений напряжений и осуществляют изменения управляющего воздействия на исполнительное устройство с учетом динамики сближения ракеты и цели, процесс наведения продолжается до момента контактной встречи ракеты с целью, при этом слабая направленность антенны позволяет обеспечивать наведение ракеты методом ″погони″ даже при случайных колебаниях ее оси относительно цели [2].

Наиболее близкой к изобретению является система самонаведения ракеты на цель, которая содержит антенну, автодинный радиолокатор с двумя выходами, электронный ключ, блок памяти, первый и второй блок вычислений, логическое устройство, устройство управления и таймер, при этом антенна соединена с первым входом радиолокатора, первый выход которого соединен как с первым сигнальным, так и со вторым блокирующим входом электронного ключа, а второй выход радиолокатора соединен с первым входом первого блока вычислений, выход электронного ключа соединен с входом блока памяти и вторым входом первого блока вычислений, выход которого соединен с первым входом второго блока вычисления, выход которого соединен с входом логического устройства, первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым и вторым входами устройства управления, выход блока памяти соединен со вторым входом второго блока вычислений, а выход таймера, на вход которого подается внешняя команда ″Пуск″, соединен со вторым входом автодинного радиолокатора, имеющего два выхода рабочих сигналов, образованных соответственно амплитудной и частотной внутренней модуляцией в автодине, а антенна является приемопередающей и слабонаправленной [2].

Недостатком данного устройства является недостаточная точность сопровождения, обусловленная тем, что определяется только сторона отклонения и не определяется динамика отклонения ракеты относительно линии визирования «ракета-цель».

Цель изобретения - повышение точности наведения управляемой ракеты на цель за счет учета динамики отклонения ракеты относительно линии визирования «ракета-цель».

Данная цель достигается в способе самонаведения ракеты на цель, заключающемся в полете ракеты относительно цели таким образом, чтобы вектор скорости ракеты постоянно был направлен на цель по линии вектора направления «ракета-цель», определении стороны отклонения скорости движения ракеты относительно направления вектора скорости «ракета-цель» за счет 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 через доплеровские частоты

где Δ U F i = U F д , с б л U F д . τ - разностный сигнал, при этом в случае если значения Zi больше 1, необходимо производить поворот строительной оси ракеты в одну сторону, а если условие Zi меньше 1 - производить ее поворот в противоположную сторону, дополнительно анализируют динамику изменения процесса наведения ракеты за счет анализа динамики изменения отношений напряжений и осуществляют изменения управляющего воздействия на исполнительное устройство с учетом динамики сближения ракеты и цели, процесс наведения продолжается до момента контактной встречи ракеты с целью, при этом слабая направленность антенны позволяет обеспечивать наведение ракеты методом ″погони″ даже при случайных колебаниях ее оси относительно цели.

Предлагаемый способ реализуется в системе самонаведения ракеты на цель, которая содержащим антенну, автодинный радиолокатор с двумя выходами, электронный ключ, блок памяти, первый и второй блок вычислений, логическое устройство, устройство управления и таймер, при этом антенна соединена с первым входом радиолокатора, первый выход которого соединен как с первым сигнальным, так и со вторым блокирующим входом электронного ключа, а второй выход радиолокатора соединен с первым входом первого блока вычислений, выход электронного ключа соединен с входом блока памяти и вторым входом первого блока вычислений, выход которого соединен с первым входом второго блока вычисления, выход которого соединен с входом логического устройства, первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым и вторым входами устройства управления, выход блока памяти соединен со вторым входом второго блока вычислений, а выход таймера, на вход которого подается внешняя команда ″Пуск″, соединен со вторым входом автодинного радиолокатора, имеющего два выхода рабочих сигналов, образованных соответственно амплитудной и частотной внутренней модуляцией в автодине, а антенна является приемопередающей и слабонаправленной, в которую дополнительно введен блок оценки динамики сближения ракеты, который содержит n-пороговых устройств, задатчик сигналов, первый и второй элементы ИЛИ, сдвиговый регистр, n-элементов НЕ, n-триггеров, n-элементов И, n-счетчиков, n-делителей, генератор сигналов, при этом выходы команды «Пуск» и второго блока вычислений соединены соответственно с первым и вторым входами блока оценки динамики сближения ракеты, первый вход которого является вторыми входами сдвигового регистра, n-триггеров и n-счетчиков, а второй вход является первыми входами n-пороговых устройств, вторые входы которых соединены с выходами задатчика сигналов, а выходы n-пороговых устройств соединены с входами первого элемента ИЛИ, выход которого соединен с первым входом сдвигового регистра, третий вход которого соединен с выходом генератора импульсов, нечетные и четные выходы сдвигового регистра соединены соответственно с первыми входами n-триггеров и входами n-элементов НЕ, выходы которых соединены со вторыми входами n-элементов И, первые и третьи входы которых соединены соответственно с выходами триггеров и выходом генератора импульсов, выходы элементов И соединены с первыми входами n-счетчиков, выходы которых соединены с первыми входами делителей, вторые входы которых соединены с выходами n-пороговых устройств, выходы n-делителей соединены с входами второго элемента ИЛИ, выход которого является выходом блока оценки динамики сближения ракеты.

На фиг.1 представлена функциональная схема предлагаемого устройства, где 1 - антенна; 2 - автодинный радиолокатор; 3 - электронный ключ; 4 - блок памяти; 5 - первый блок вычислений; 6 - второй блок вычислений; 7 - логическое устройство; 8 - устройство управления; 9 - таймер, 10 - блок оценки динамики сближения ракеты, который содержит 11 - n-пороговых устройств, 12 - задатчик сигналов, 13, 14 - первый и второй элементы ИЛИ, 15 - сдвиговый регистр, 16 - n-элементов НЕ, 17 - n-триггеров, 18 - n-элементов И, 19 - n-счетчиков, 20 - n-делителей, 21 - генератор сигналов.

На фиг.2 и 3 графически представлено взаимодействие ракеты (Р) и цели (Ц) методом «погони» в меридиональной плоскости (вдоль строительной оси ракеты).

Система самонаведения ракеты на цель содержит антенну 1, радиолокатор 2, электронный ключ 3; блок 4 памяти; первый 5 и второй 6 блоки вычислений; логическое устройство 7; устройство 8 управления; таймер 9, при этом антенна соединена с первым входом радиолокатора 2, первый выход которого соединен как с первым сигнальным, так и со вторым блокирующим входом электронного ключа 3, а второй выход радиолокатора 2 соединен с первым входом первого блока вычислений 5. Выход электронного ключа 3 соединен с входом блока памяти 4 и вторым входом первого блока вычислений 5, выход которого соединен с первым входом второго блока вычисления 6. Выход второго блока вычислений 6 соединен с входом логического устройства 7, первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым и вторым входами устройства управления 8. Выход блока памяти 4 соединен со вторым входом второго блока вычислений 6, а выход таймера 9, на вход которого подается внешняя команда ″Пуск″, соединен со вторым входом автодинного радиолокатора 2.

Блок 10 оценки динамики сближения ракеты содержит n-пороговых устройств 11, задатчик 12 сигналов, первый 13 и второй 14 элементы ИЛИ, сдвиговый регистр 15, n-элементов НЕ 16, n-триггеров 17, n-элементов И 18, n-счетчиков 19, n-делителей 20, генератор сигналов 21, при этом выходы команды «Пуск» и второго 6 блока вычислений соединены соответственно с первым и вторым входами блока 10 оценки динамики сближения ракеты, первый вход которого является вторыми входами сдвигового регистра 15, n-триггеров 17 и n-счетчиков 19, а второй вход является первыми входами n-пороговых устройств 11, вторые входы которых соединены с выходами задатчика 12 сигналов, а выходы n-пороговых устройств 11 соединены с входами первого 13 элемента ИЛИ, выход которого соединен с первым входом сдвигового регистра 15, третий вход которого соединен с выходом генератора 21 импульсов, нечетные и четные выходы сдвигового регистра 15 соединены соответственно с первыми входами n-триггеров 17 и входами n-элементов НЕ 16, выходы которых соединены со вторыми входами n-элементов И 18, первые и третьи входы которых соединены соответственно с выходами триггеров 17 и выходом генератора 21 импульсов, выходы элементов И 18 соединены с первыми входами n-счетчиков 19, выходы которых соединены с первыми входами делителей 20, вторые входы которых соединены с выходами n-пороговых устройств 11, выходы n-делителей 20 соединены с входами второго 14 элемента ИЛИ, выход которого является выходом блока 10 оценки динамики сближения ракеты

Автодинный радиолокатор 2 имеет два выхода рабочих сигналов, образованных соответственно амплитудной и частотной внутренней модуляцией в автодине, а антенна 1 является приемопередающей и слабонаправленной.

Начало работы предлагаемого устройства самонаведения (t0) задается таймером 9 и подачей на его вход внешней команды «Пуск» (фиг.1) (например, при выстреле ракеты). В качестве таймера 9 может быть использован, например, входящий в состав взрывателя ракеты предохранительно-исполнительный механизм (ПИМ) с часовым механизмом [1].

Перед рассмотрением работы предлагаемого устройства сначала приведем некоторые положения.

1) Принимается, что в процессе самонаведения ракеты методом ″погони″ в результате его кратковременности скорость цели Vц и ракеты Vр будут постоянными величинами (Vц=const, Vр=const) и при этом вектор скорости ракеты Vр направлен вдоль ее строительной оси.

2) Известно [3], что при двухточечном самонаведении ракеты на цель методом ″погони″ полет ракеты (Р) относительно цели (Ц) осуществляется таким образом, что вектор скорости ракеты Vр постоянно направлен на цель по линии вектора R ¯ направления «ракета-цель».

При таком самонаведении угол β (фиг.2), образованный направлением вектора скорости ракеты Vр и направлением линии вектора R ¯ «ракета-цель», всегда равен нулю.

На фиг.2 и 3 графически представлено взаимодействие ракеты (Р) и цели (Ц) методом «погони» в меридиональной плоскости (вдоль строительной оси ракеты).

3) При движении ракеты со скоростью Vр и движении цели со скоростью Vц вектор их суммарной скорости может быть разложен на две составляющие: радиальную и тангенциальную (фиг.2). Радиальная составляющая скорости Vсбл может быть определена традиционным радиолокационным способом [4].

Одновременная оценка радиальной Vсбл и тангенциальной Vτ составляющей суммарной скорости «ракета-цель» Vрц (фиг.2) может производиться по частоте Доплера устройством, описанным, например, в [5].

Известно (см., например, [4]), что вектор радиальной составляющей суммарной скорости сближения объектов Vсбл всегда направлен в сторону цели (фиг.2, а), а частота Доплера Fд.сбл определяется этой скоростью по формуле

где λ - длина волны радиолокационного сигнала радиолокатора.

Частота Доплера F д τ , образованная тангенциальной составляющей суммарной скорости сближения объектов Vτ (фиг.2,а), определяется по формуле

Из (1) следует, что радиальная составляющая суммарной скорости ракеты и цели Vсбл будет всегда максимальной при условии α0, равной нулю. Но при этом из (2) следует, что при условии α0, равной нулю, т.е. при совмещении векторов суммарной скорости Vрц с вектором ее радиальной составляющей Vсбл, тангенциальная составляющая вектора скорости Vτ будет равна нулю (фиг.2). Такое угловое положение векторов скоростей в пространстве меридиональной плоскости может достигаться изменением направления вектора скорости полета ракеты Vр поворотом положения ее строительной оси, например, аэродинамическим или реактивным способом. Таким образом, параметром рассогласования при управлении ракеты методом ″погони″ становится напряжение сигнала, образованное тангенциальной составляющей суммарной скорости движения ракеты и цели (UFд.τ). Изменением положения продольной оси ракеты в меридиональной плоскости таким образом, чтобы на втором выходе радиолокатора этот сигнал будет отсутствовать (UFд.τ равно нулю), обеспечивается условие движения ракеты методом ″погони″, т.к. при этом угол β становится равным нулю (фиг.2 и 3).

Рассмотрим работу функциональной схемы предлагаемого устройства самонаведения (фиг.1).

По внешней команде ″Пуск″ на вход таймера 9 поступает одиночный сигнал запуска, после чего с выхода таймера 9 на второй вход автодинного радиолокатора 2 поступает сигнал для его включения. Автодинный радиолокатор 2 начинает вырабатывать непрерывный немодулированный сигнал, излучаемый в пространство слабонаправленной приемопередающей антенной 1. При облучении цели этим сигналом отраженный от нее сигнал через антенну 1 поступает на вход автодинного радиолокатора 2.

В рассматриваемом устройстве применяется автодинный радиолокатор 2, структурная схема которого описана в патенте [5]. Этот автодин имеет два выхода сигналов доплеровских частот: на первом выходе - сигнал, образованный радиальной скоростью Vсбл, а на втором выходе - сигнал, образованный тангенциальной составляющей Vτ суммарной скорости «ракета-цель» Vрц. На этих выходах будут соответствующие уровни сигналов: для скорости Vсбл напряжение будет UFд.сбл, а для скорости Vτ напряжение будет UFд.τ, т.е. величина сигнала доплеровской частоты на первом выходе автодинного радиолокатора 2 пропорциональна величине частоты радиальной составляющей вектора суммарной скорости «ракета-цель» Fд.сбл, а на его втором выходе сигнал доплеровской частоты пропорционален величине частоты тангенциальной составляющей вектора суммарной скорости «ракета-цель» Fдτ. С первого выхода автодинного радиолокатора 2 сигнал доплеровской частоты UFд.сбл поступает на первый сигнальный и второй блокировочный входы электронного ключа 3, выход которого соединен с входом блока памяти 4 и вторым входом первого блока вычислений 5, на первый вход которого со второго выхода автодинного радиолокатора 2 поступает сигнал доплеровской частоты тангенциальной составляющей (UFд.τ). Затем электронный ключ 3 самоблокируется (выключается) сигналом UFд.сбл, поступившим с первого выхода автодинного радиолокатора 2. В начальный момент времени работы устройства самонаведения в первом блоке вычислений 5 производится вычитание напряжений двух сигналов: одного - поступающего на его второй вход с выхода электронного ключа 3 U F д . с б л и второго - текущего значения напряжения сигнала U F д . τ , поступающего на первый вход блока вычислений 5 со второго выхода автодинного радиолокатора 2, в результате на выходе блока вычислений 5 появится разностный сигнал Δ U F д . i

поступающий затем на первый вход второго блока вычислений 6. На второй вход блока вычислителей 6 поступает сигнал первичного измерения доплеровской частоты Fдо.сбл с выхода блока памяти 4 в виде напряжения UFдо.сбл.

Таким образом, на два входа второго блока вычислений 6 поступают соответственно два сигнала: на первый вход поступает сигнал с выхода первого вычислителя 5 как текущее значение U F д . i и второй сигнал поступает на второй вход блока вычислений 6 с выхода блока памяти 4 в виде постоянного значения UFдо.сбл, при этом на выходе блока вычислений 6 будет сигнал Zi, являющийся величиной как частное от деления этих входных величин

В зависимости от направления вектора скорости «ракета-цель» Vрц (характеризуемое величиной угла α, см. фиг.3), определяемые, например, направлением скорости движения ракеты Vр, относительные величины значений доплеровских частот Vсбл и Vτ могут быть между собой либо равными, либо относительно большими, либо относительно меньшими, т.е.

Соответственно этому будут изменяться отношения напряжений Zi, образованные этими скоростями через доплеровские частоты UFдо.сбл и

Сигнал Zi с выхода второго блока вычислений 6 поступает на вход логического устройства 7, с выхода которого сигнал поступает только на один из двух его выходов: на первом выходе появится сигнал при условии, если Z i = U F д о . с б л Δ U F д . i > 1 , а на втором - при условии Z i = U F д о . с б л Δ U F д . i < 1 . Значения величин сигнала Zi являются управляющими.

Так, например, условие Zi больше 1, означает, что необходимо производить поворот строительной оси ракеты в одну сторону, а условие Zi меньше 1 - производить ее поворот в противоположную сторону.

С одного из двух выходов логического устройства 7 сигнал поступает на соответствующий вход устройства управления 8, чем производится управление поворотом строительной оси ракеты до тех пор, пока не будет выполнено условие отсутствия сигнала, образованного тангенциальной составляющей скорости «ракета-цель», при котором на двух выходах логического устройства 7 сигнала не будет, чем подтверждается проводимый процесс самонаведения ракеты на цель методом ″погони″.

Кроме того дополнительно определяется динамика сближения ракеты с целью. При этом предварительно по команде «Пуск» производится обнуление сдвигового регистра 15, триггеров 17 и n-счетчиков 19 путем подачи сигнала на вторые входы.

С выхода второго 6 блока вычислений сигнал поступает на второй вход блока 10 оценки динамики сближения ракеты с целью и соответственно на первые входы n-пороговых устройств 11, на вторые входы которых поступают сигналы с выходов задатчика 12 сигналов (фиг.1).

В зависимости от величины сигнала, которая определяется динамикой сближения ракеты с цель, происходит срабатывание одного из n-пороговых устройств 11, при этом сигнал через первый 13 элемент ИЛИ поступает на вход сдвигового регистра 15, с четного выхода которого поступает на первый вход одного из триггеров 17, с выхода которого поступает на один из первых входов n-элемента И 18, на второй и третий входы которого поступают сигналы с выхода элемента НЕ 16 и генератора 21 сигналов.

Сигнал с выхода одного из n-элементов И 18 поступает на один из входов n-счетчиков 19 до момента срабатывания следующего одного из n-пороговых устройств 11, при этом сигнал через первый 13 элемент ИЛИ поступает на вход сдвигового регистра 15, с нечетного выхода которого поступает на вход одного из элементов НЕ 16, тем самым снимая сигнал со второго входа элемента И 18.

С выхода одного из n-счетчиков 19 сигнал через один из n-делителей 20, один из входов второго 14 элемента ИЛИ поступает на третий вход устройства 8 управления.

Аналогично процесс продолжается при следующем изменении величины сигнала до момента контактной встречи ракеты с целью. Слабая направленность антенны позволяет обеспечивать правильное наведение ракеты методом ″погони″ даже при случайных колебаниях ее оси относительно цели.

Источники информации

1. Дорофеев А.Н. Взрыватели ракет. М., Военное издательство МО СССР. 1963, стр.86 и др.

2. Патент РФ на изобретение №2466344. Устройство самонаведения. Авторы Климатов Б.М., Смагин В.А.

3. Гуткин Л.С., Борисов Ю.П., Валуев А.А. и др. Радиоуправление реактивными снарядами и космическими аппаратами. / Под общей ред. Л.С. Гуткина. М., Сов. радио, 1968, стр.597, 680.

4. Коган И.М. Ближняя радиолокация. Теоретические основы. М., Сов. радио, 1973, стр.272.

5. Патент №2351946. Автодинное устройство системы ближней радиолокации. Автор Климашов Б.М.

1. Способ самонаведения ракеты на цель заключается в полете ракеты относительно цели таким образом, чтобы вектор скорости ракеты постоянно был направлен на цель по линии вектора направления «ракета-цель», определении стороны отклонения скорости движения ракеты относительно направления вектора скорости «ракета-цель» за счет 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 через доплеровские частоты
, и ,
где - разностный сигнал, при этом в случае если значения Zi больше 1, необходимо производить поворот строительной оси ракеты в одну сторону, а если условие Zi меньше 1 - производить ее поворот в противоположную сторону, отличающийся тем, что дополнительно анализируют динамику изменения процесса наведения ракеты за счет анализа динамики изменения отношений напряжений и осуществляют изменения управляющего воздействия на исполнительное устройство с учетом динамики сближения ракеты и цели, процесс наведения продолжается до момента контактной встречи ракеты с целью, при этом слабая направленность антенны позволяет обеспечивать наведение ракеты методом ″погони″ даже при случайных колебаниях ее оси относительно цели.

2. Система самонаведения ракеты на цель содержит антенну, автодинный радиолокатор с двумя выходами, электронный ключ, блок памяти, первый и второй блок вычислений, логическое устройство, устройство управления и таймер, при этом антенна соединена с первым входом автодинного радиолокатора, первый выход которого соединен как с первым сигнальным, так и со вторым блокирующим входом электронного ключа, а второй выход автодинного радиолокатора соединен с первым входом первого блока вычислений, выход электронного ключа соединен с входом блока памяти и вторым входом первого блока вычислений, выход которого соединен с первым входом второго блока вычисления, выход которого соединен с входом логического устройства, первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым и вторым входами устройства управления, выход блока памяти соединен со вторым входом второго блока вычислений, а выход таймера, на вход которого подается внешняя команда ″Пуск″, соединен со вторым входом автодинного радиолокатора, имеющего два выхода рабочих сигналов, образованных соответственно амплитудной и частотной внутренней модуляцией в автодине, а антенна является приемопередающей и слабонаправленной, отличающаяся тем, что в нее введен блок оценки динамики сближения ракеты, который содержит n-пороговых устройств, задатчик сигналов, первый и второй элементы ИЛИ, сдвиговый регистр, n-элементов НЕ, n-триггеров, n-элементов И, n-счетчиков, n-делителей, генератор сигналов, при этом выходы команды «Пуск» и второго блока вычислений соединены соответственно с первым и вторым входами блока оценки динамики сближения ракеты, первый вход которого является вторыми входами сдвигового регистра, n-триггеров и n-счетчиков, а второй вход является первыми входами n-пороговых устройств, вторые входы которых соединены с выходами задатчика сигналов, а выходы n-пороговых устройств соединены с входами первого элемента ИЛИ, выход которого соединен с первым входом сдвигового регистра, третий вход которого соединен с выходом генератора импульсов, нечетные и четные выходы сдвигового регистра соединены соответственно с первыми входами n-триггеров и входами n-элементов НЕ, выходы которых соединены со вторыми входами n-элементов И, первые и третьи входы которых соединены соответственно с выходами триггеров и выходом генератора импульсов, выходы элементов И соединены с первыми входами n-счетчиков, выходы которых соединены с первыми входами делителей, вторые входы которых соединены с выходами n-пороговых устройств, выходы n-делителей соединены с входами второго элемента ИЛИ, выход которого является выходом блока оценки динамики сближения ракеты.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в системах наведения телеуправляемых ракет. Технический результат - повышение точности и помехозащищенности телеуправления ракетой.

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.

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

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.

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.

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

Изобретение относится к области 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 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.

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.

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.

(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.

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.
Группа изобретений относится к системам вооружения. При способе самонаведения ракеты с оружием на цель облучают цель непрерывным сигналом с частотной модуляцией по одностороннему пилообразно линейно возрастающему закону (НЛЧМ сигнал). Принимают отраженные от цели НЛЧМ сигналы приемными антеннами, которые расположены на одинаковом расстоянии от оси ракеты на окружности с центром ,совпадающим с продольной осью ракеты, и в перпендикулярной оси плоскости. Полученные и излученные сигналы дважды перемножают и дважды выделяют разностные сигналы. Если моменты обнаружения сигналов не совпадают, перемещают ракету до положения, когда они начинают совпадать. Далее поворачивают ракету на 90° вокруг ее продольной оси и повторяют вышеперечисленные операции до момента, когда сигналы начнут обнаруживаться одновременно. Ракета с устройством самонаведения на цель содержит радиолокационную станцию (РЛС) с передающей антенной, две приемные антенны, два смесителя, два обнаружителя разностного сигнала (ОРС), два двигателя коррекции (ДК) торможения и ускорения, ДК поворота на ракеты на 90°, средство нападения (СН). Обеспечивается самонаведение на цель ракеты. 2 н.п. ф-лы.

Изобретение относится к оборонной технике, а именно к устройству управления захватом цели и пуском ракеты переносного зенитного комплекса с оптической головкой самонаведения (ОГС). Устройство включает в себя блок разгона ротора гирокоординатора, обнаружитель сигнала ОГС, устройство приема команд управления от оператора, блок сигнализации оператору, реле времени анализа, программное устройство запуска ракеты. Также в устройство введены перестраиваемый узкополосный измеритель вектора входного сигнала, система синхронизации, генератор сканирования, генератор сигнала направленного увода, подающих сигналы в контур слежения ОГС, когда ракета находится на пусковой установке. Производится оценка факта слежения ОГС за источником излучения и отключения этих генераторов после принятия решения на пуск ракеты. Достигается повышение надежности запуска ракеты и упрощение работы оператора. 7 ил.
Наверх