Способ формирования сигналов управления снарядом



Способ формирования сигналов управления снарядом
Способ формирования сигналов управления снарядом
Способ формирования сигналов управления снарядом
Способ формирования сигналов управления снарядом
Способ формирования сигналов управления снарядом
Способ формирования сигналов управления снарядом
Способ формирования сигналов управления снарядом
Способ формирования сигналов управления снарядом
Способ формирования сигналов управления снарядом
Способ формирования сигналов управления снарядом
Способ формирования сигналов управления снарядом
Способ формирования сигналов управления снарядом
Способ формирования сигналов управления снарядом
Способ формирования сигналов управления снарядом
Способ формирования сигналов управления снарядом
Способ формирования сигналов управления снарядом
Способ формирования сигналов управления снарядом
Способ формирования сигналов управления снарядом
Способ формирования сигналов управления снарядом
Способ формирования сигналов управления снарядом
Способ формирования сигналов управления снарядом

 


Владельцы патента RU 2542690:

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

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.

 

Предлагаемое изобретение относится к области разработки систем управления беспилотными летательными аппаратами и может быть использовано в комплексах управляемого ракетного и артиллерийского вооружения, в которых осуществляется наведение по сигналам спутниковых навигационных систем.

Известен способ формирования управляющих сигналов (В.И. Бабичев, В.В. Ветров, А.В. Игнатов, А.Р. Орлов «Основы устройства и функционирования артиллерийских управляемых снарядов», Тула, издательство ТулГУ, 2003 г., с.41, 108-120), включающий определение угловой скорости линии «снаряд-цель» (линии визирования цели) и формирование сигналов управления рулевым приводом, пропорциональных измеренной угловой скорости.

Для реализации данного способа, называемого методом пропорциональной навигации, требуется, чтобы на борту снаряда находилась следящая за целью гироскопическая головка самонаведения (ГСН), определяющая угловую скорость линии визирования цели и формирующая сигналы, пропорциональные угловой скорости линии визирования цели:

где UY, UZ - сигналы управления рулевым приводом (РП) в вертикальной и горизонтальной плоскостях;

k - коэффициент пропорциональности;

θ ˙ л в , ϕ ˙ л в - угловая скорость линии визирования цели в вертикальной и горизонтальной плоскостях;

θлв, φлв - углы наклона и поворота линии визирования цели.

Фотоприемное устройство (ФПУ) ГСН при этом измеряет рассогласование между линией визирования цели и осью ФПУ:

Δφулвг; ΔφZлвг,

где ϑг, ψг - углы наклона и поворота гирокоординатора ГСН.

Датчик момента преобразует сигналы Δφy, Δφz в моменты коррекции My,z, разворачивающие гирокоординатор на цель:

где k1 - коэффициент пропорциональности;

T1 - постоянная времени ФПУ;

T2 - постоянная времени датчика момента.

Передаточная функция гирокоординатора в упрощенной форме имеет вид:

где H - кинетический момент ротора гирокоординатора.

Формируемые моменты коррекции и сигналы управления РП при достаточно малых T1 и T2 пропорциональны угловой скорости линии визирования цели:

где T - постоянная времени контура слежения за целью, определяемая добротностью ГСН.

Недостатком такого формирования сигналов управления является ограничение пороговой чувствительности ГСН и вследствие этого ограничение дальности начала самонаведения. Увеличение максимальной дальности стрельбы при обеспечении требуемой точности попадания снаряда в цель возможно при увеличении дальности начала самонаведения в связи с необходимостью выбора снарядом увеличивающегося с увеличением дальности стрельбы рассеивания снаряда.

Спутниковые навигационные системы (СНС), обеспечивающие определение координат и скорости снаряда, позволяют осуществлять наведение снаряда на цель до начала наведения снаряда на цель по сигналам ГСН, что позволяет увеличить максимальную дальность стрельбы. Одной из проблем, связанных с использованием СНС, является зашумленность сигналов координат и скорости (в меньшей степени) снаряда.

Задачей предлагаемого изобретения является разработка способа формирования сигналов управления снарядом по сигналам СНС. Измерение СНС координат и скорости снаряда позволяет осуществлять наведение по методу пропорциональной навигации или по методу погони, когда сигналы управления формируются таким образом, чтобы вектор скорости снаряда был направлен на цель. Однако при наведении по методу погони контур наведения снаряда более чувствителен к расфазировке в сигналах управления, возникающей вследствие изменения требуемого угла фазирования системы при изменении частоты вращения снаряда по крену относительно его расчетного значения, определяемого при расчетном значении частоты вращения по крену. Поэтому наведение снаряда на цель по сигналам СНС осуществляется по методу пропорциональной навигации. Для обеспечения требуемой точности попадания снаряда в цель необходимо также уменьшить зашумленность измеренных СНС сигналов координат снаряда.

Решение задачи достигается тем, что в способе формирования сигналов управления снарядом, включающем определение угловой скорости линии визирования цели и формирование сигналов управления, пропорциональных угловой скорости линии визирования цели, угловую скорость линии визирования цели в вертикальной θ ˙ л в и горизонтальной ϕ ˙ л в плоскостях определяют по сигналам проекций скорости снаряда Vx, Vy, Vz и сигналам сглаженных координат снаряда Хф, Yф, Zф, полученным посредством суммирования сигналов, пропорциональных интегралам измеренных проекций скорости снаряда, с сигналами, пропорциональными сглаженным разностям сигналов измеренных координат снаряда и интегралов измеренных проекций скорости снаряда, в соответствии с зависимостями:

где θ ˙ л в , ϕ ˙ л в - угловые скорости линии визирования цели в вертикальной и горизонтальной плоскостях;

Хф, Yф, Zф - сглаженные координаты снаряда;

Vx, Vy, Vz - проекции скорости снаряда, измеренные СНС;

Хц, Yц, Zц - координаты цели, введенные в аппаратуру снаряда перед стартом снаряда.

Предлагаемый способ формирования управляющих сигналов осуществляется следующим образом. Перед пуском снаряда определяют координаты цели Хц, Yц, Zц и время начала наведения по сигналам СНС, отсчитываемое от момента старта. После пуска снаряда по истечении заданного промежутка времени измеряют координаты X, Y, Z и проекции скорости снаряда Vx, Vy, Vz, последние интегрируют, разности координат X, Y, Z и интегралов от соответствующих проекций скорости фильтруют, сигналы, полученные в результате фильтрации, суммируют с интегралами от соответствующих проекций скорости. По полученным сигналам Хф, Yф, Zф, проекциям скорости снаряда Vx, Vy, Vz и координатам цели Хц, Yц, Zц определяют угловые скорости разворота линии визирования цели в соответствии с зависимостями (1), (2). Затем формируют сигналы управления рулями, пропорциональные измеренным проекциям угловой скорости.

Зависимости (1) и (2) позволяют вычислить угловые скорости наклона и разворота линии визирования цели. Углы наклона и разворота линии визирования цели определяются в соответствии с зависимостями:

где Y, Z - координаты снаряда.

Продифференцировав (3), (4), получим:

Угловую скорость наклона линии визирования целесообразно определять по упрощенной зависимости:

так как величина Θ ˙ л в Θ ˙ л в * вплоть до срыва наведения (за секунду до подлета к цели) не превышает 0.27°/с, что соответствует точности определения угловой скорости линии визирования цели ГСН, и обеспечивает требуемую точность попадания.

Угловую скорость линии визирования цели необходимо определять в соответствии с зависимостями (1), (2), так как при численном дифференцировании выражений (3), (4) возникают дополнительные помеховые составляющие.

Сглаживание (фильтрация) координат, измеренных СНС, в соответствии с предлагаемым способом повышает точность измерения координат снаряда. Фильтрация в данном случае основана на различном уровне шумов, содержащихся в измеренных координатах и проекциях скорости: шумы проекций скорости достаточно малы, а шумы измеренных координат требуют фильтрации. Если проинтегрировать измеренные проекции скорости, то получим оценочные значения координат, содержащие меньший шум, чем непосредственно измеренные значения координат. Но чтобы измерять координаты интегрированием проекций скорости, необходимо иметь начальные условия, которые могут быть получены непосредственным измерением координат, следовательно, на начальные условия повлияет шум, присутствующий в измеренных координатах. Кроме того, возможно накопление ошибки интегрирования. Поэтому в предлагаемом способе интегралы от проекций скорости суммируют с сигналами, полученными в результате фильтрации разностей непосредственно измеренных координат и интегралов от проекций скорости. Апериодический фильтр служит для уменьшения амплитуды шума, содержащегося в непосредственно измеренной координате, но при этом в измеренную координату вносится запаздывание. Чтобы исключить несоответствие по времени, фильтрации подвергают не координату, а ее разность с координатой, полученной интегрированием проекции скорости. Величина на выходе фильтра служит поправкой на ошибку интегрирования. Поскольку требуемая поправка, в отличие от самих координат снаряда, изменяется медленно, запаздывание, вносимое в нее фильтром, является допустимым.

Предлагаемый фильтр координат аналогичен фильтру Калмана для измеренной координаты при наличии точно измеренной скорости. Уравнения фильтра Калмана, например, для координаты X в этом случае примут вид:

где Δt - интервал приема сигнала СНС;

Vx h-1 - измеренное на h-1 шаге значение проекции скорости снаряда;

X ˜ h - координата на выходе фильтра;

Хизм h - измеренное значение координаты.

Подставляя (5) в (6), получим:

Дискретное преобразование предлагаемого фильтра для координаты X определяется уравнением:

Зависимость (9) аналогична зависимости (8) при переменной величине T, определяемой в соответствии с зависимостью:

.

В предлагаемом способе постоянная времени T изменяется дискретно.

Предлагаемый способ управления снарядом поясняют графические материалы, приведенные на фигурах 1-5.

На фиг.1 приведена угловая скорость наклона линии визирования цели при определении ее в соответствии с зависимостью (1) - процесс 2 и при дифференцировании в соответствии с зависимостью (3) - процесс 1. Из фиг.1 видно, что угловая скорость, определяемая в соответствии с зависимостью (1), менее зашумлена.

На фиг.2 приведена структурная схема предлагаемого фильтра координат. На фиг.2 обозначено:

Хф - координата X на выходе фильтра координат;

ХV - координата, определенная интегрированием измеренной скорости;

ΔX - разность измеренных координат на выходе фильтра;

T - постоянная времени фильтра.

На фиг.3, 4 приведены ошибки ΔX и ΔY определения координат X и Y без фильтрации (процесс 1), при фильтрации предлагаемым фильтром (процесс 2) с постоянной времени T, равной:

а также при фильтрации фильтром Калмана без ограничения Bh (процесс 3) и при ограничении Bh при h>49 (процесс 4). Из фиг.3, 4 видно, что если коэффициент Bh фильтра Калмана не уменьшать ниже 0.05 (h>49), то при предлагаемом изменении постоянной времени предлагаемого фильтра установившиеся процессы фильтрации предлагаемым фильтром и фильтром Калмана с ограничением совпадают. Фильтр Калмана, у которого коэффициент В всегда без ограничения определяется формулой (7), подавляет шум эффективно, но постепенно уходит от истинного значения.

На фиг.5 приведены ошибки определения угловой скорости наклона линии визирования цели при отсутствии фильтрации (процесс 1), при фильтрации предлагаемым фильтром (процесс 2), при фильтрации фильтром Калмана без ограничения Bh (процесс 3) и с ограничением Bh (процесс 4). Из фиг.5 видно, что применение предлагаемого фильтра обеспечивает наилучшую фильтрацию, фильтр Калмана с ограничением наиболее близок к предлагаемому фильтру. Таким образом, предлагаемая фильтрация обеспечивает требуемую точность определения угловой скорости линии визирования цели при достаточной простоте реализации.

Способ формирования сигналов управления снарядом, включающий определение угловой скорости линии визирования цели, формирование сигналов управления рулями, пропорциональных угловой скорости линии визирования цели, отличающийся тем, что угловую скорость линии визирования цели в вертикальной θ ˙ л в и горизонтальной ϕ ˙ л в плоскостях определяют по сигналам проекций скорости снаряда Vx, Vy, Vz и сигналам сглаженных координат снаряда Хф, Yф, Zф, полученным посредством суммирования сигналов, пропорциональных интегралам измеренных проекций скорости снаряда с сигналами, пропорциональными сглаженным разностям сигналов измеренных координат снаряда и интегралов измеренных проекций скорости снаряда, в соответствии с зависимостями:
θ ˙ л в = V x ( Y ц Y ф ) V y ( Х ц Х ф ) ( Х ц Х ф ) 2 + ( Y ц Y ф ) 2 ;
φ ˙ л в = V x ( Z ц Z ф ) V z ( Х ц Х ф ) ( Х ц Х ф ) 2 + ( Z ц Z ф ) 2 ,
где θ ˙ л в , ϕ ˙ л в - угловые скорости линии визирования цели в вертикальной и горизонтальной плоскостях;
Xф, Yф, Zф - сглаженные координаты снаряда;
Vx, Vy, Vz - проекции скорости снаряда;
Хц, Yц, Zц - координаты цели.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к навигационной технике и предназначено для решения проблемы самонаведения кратковременно взаимодействующих малоразмерных летательных аппаратов методом "погони".

Изобретение относится к навигационной технике и предназначено для решения проблемы самонаведения кратковременно взаимодействующих малоразмерных летательных аппаратов методом ″погони″.

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 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.

Изобретение относится к системам вооружения и может быть использовано при реализации комплексов защиты объектов от средств нападения противника. Достигаемый технический результат - возможность защиты объектов с использованием преимуществ, обеспечиваемых применением четырехчастотного частотного радиолокатора, а именно, точность наведения ракеты на цель. Способ наведения реализуется с помощью радиолокационной станции (РЛС), содержащей четыре приемо-передающие антенны (ППА), десять генераторов сигналов (Г), двенадцать смесителей (СМ), двенадцать фильтров (Ф), четыре усилителя мощности (УМ), четыре частотомера (Ч), пять цифроаналоговых преобразователя (ЦАП), вычислитель коэффициента, две схемы умножения, две схемы вычитания, два электронных ключа (ЭК). Изобретение основано на использовании непрерывных сигналов с частотной модуляцией, осуществленной по одностороннему пилообразно линейно спадающему закону. 2 н.п. ф-лы.
Изобретение относится к области управления и регулирования и касается способа стрельбы по движущейся цели управляемой противотанковой ракетой. Способ стрельбы включает в себя поиск цели, замер полярных координат цели радиолокатором или лазерным дальномером пусковой установки, передачу координат цели в пульт управления, расчет дальности до точки встречи управляемой ракеты с целью, формирование и выдачу команды целеуказания на пусковую установку, нацеливание вооружения на цель, взятие цели на автоматизированное сопровождение, выработку в пульте управления разрешения на пуск управляемой ракеты по цели, пуск ракеты и сопровождение ракеты на цель. Пуск осуществляется с превышением траектории полета ракеты над целью. Выбор уровня превышения и типа траектории полета ракеты осуществляется в момент нажатия кнопки пуска в зависимости от дальности встречи ракеты с целью. Технический результат заключается в обеспечении оптимальной траектории полета ракеты, возможности поражения цели на дальней границе зоны поражения и высокой автономности работы пусковой установки. 2 з.п. ф-лы.
Изобретение относится к области управления и регулирования и касается способа оптической разведки. Разведка осуществляется с помощью телетепловизионного прицела пусковой установки ракетного комплекса. Оператор задает правую и левую границы сектора поиска относительно пусковой установки ракетного комплекса, двухкоординатную траекторию поиска и скорость движения прицела в горизонтальном и вертикальном направлениях. Перевод поиска и обнаружения цели в автоматический режим производится по команде оператора с пульта управления. Поиск ведут автоматическим сканированием в заданном секторе путем подачи управляющих команд с пульта управления на приводы вертикального и горизонтального наведения пусковой установки в соответствии с заданной двухкоординатной траекторией и заданными скоростями поиска. Обнаружение цели осуществляют по появлению образа цели в поле зрения прицела. При взятии цели на автоматизированное сопровождение автоматическое сканирование отключают. Технический результат заключается в снижении нагрузки на оператора и повышении результативности разведки. 3 з.п. ф-лы.
Наверх