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



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

 


Владельцы патента RU 2542691:

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

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.

 

Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике, в частности к системам управляемого оружия, и ракетной, артиллерийской технике с головками самонаведения (ГСН), может использоваться в комплексах управляемого вооружения для поражения одиночных и групповых подвижных и неподвижных наземных, надводных и воздушных целей, пунктов управления, огневых средств и других важных малоразмерных целей в пределах тактической зоны до 100 км.

В настоящее время на вооружении армий зарубежных стран состоят в основном противотанковые ракетные комплексы второго поколения с полуавтоматическими системами управления. Они имеют ряд недостатков, главными из которых являются: ограниченные возможности боевого применения в условиях плохой видимости (ночь, туман, снег и т.п.), небольшая дальность стрельбы и низкая скорострельность, а также уязвимость в боевых условиях из-за активных источников излучения.

В настоящее время стоят задачи обеспечения доставки боеприпаса на большую дальность с обеспечением высокой точности попадания в цель. В связи с этим проводятся работы в области создания ПТРК большой дальности третьего поколения. ПТРК этого типа должны иметь: вероятность поражения цели одной ракетой не менее 0.5-0.7 благодаря оснащению их более эффективными головками самонаведения и боевыми частями, автоматизированную систему управления ракетой, позволяющую реализовать концепцию ″выстрелил и забыл″, высокую степень технической готовности, простоту обслуживания за счет модульности узлов и агрегатов, а также встроенной аппаратуры диагностики.

Известен способ наведения снаряда по радиолучу, при котором радиолокационная станция, создающая радиолуч, направленный на цель, располагается на пункте управления снарядом (Ю.П. Доброленский, В.И. Иванова, Г.С. Поспелов, Автоматика управляемых снарядов, М., Оборонгиз, 1963 г., с.139-148, [1]).

На снаряде находится радиоприемник, воспринимающий сигналы радиолокационного передатчика пункта управления. Этот приемник является измерительным устройством, определяющим величину и направление отклонения снаряда от оси равносигнальной зоны в системе координат, связанной с этой зоной. С выхода приемника сигнал управления поступает в бортовую систему управления снарядом. При повороте рулей снаряда создается управляющая сила, возвращающая снаряд на ось радиолуча. В результате снаряд будет двигаться по радиолучу. Основными преимуществами систем управления по лучу являются большая дальность действия, сравнительная простота (меньшая сложность бортовой аппаратуры для создания управляющих сигналов). В то же время основными недостатками системы наведения по лучу являются недостаточная точность при больших дальностях между пунктом управления и снарядом, необходимость непрерывного участия пункта управления в процессе наведения снаряда. При увеличении дальности наличие угловой ошибки в направлении оси радиолуча приводит к увеличению линейного отклонения этой оси от центра цели. Второй недостаток становится существенным, например, в случае наведения снарядов воздух-воздух. Необходимость непрерывного сопровождения цели локатором, установленным на самолете, ограничивает его маневр. Поэтому для обеспечения высокой точности попадания при стрельбе на большую дальность целесообразно использовать на конечном участке самонаведение, при этом на начальном и среднем участках наведение ракеты осуществляют по лучу. Тогда при активном самонаведении пункт управления не участвует в наведении, при полуактивном - пункт управления должен лишь облучать цель, что не связывает маневр самолета, на котором установлен передатчик. Таким образом, чтобы использовать положительные свойства обоих методов, применяют комбинированные системы - управление по лучу на начальном участке с переходом на самонаведение при приближении снаряда к цели.

Для известного способа наведения характерно, что при переключении режимов наведения с радиокомандного наведения к самонаведению происходит переход от трехточечного метода наведения к двухточечному. (Основы радиоуправления, под ред. Вейцеля В.А. и Типугина В.Н., М., Советское радио, 1973 г., с.40). При этом нужно учитывать, что в общем случае формы трехточечной и двухточечной траекторий не совпадают, поэтому на расчетной (кинематической) траектории в момент перехода с одного способа управления на другой будет наблюдаться излом. Это потребует соответствующего маневра ракеты. В реальном случае подобный маневр совершается с конечной скоростью, и времени для осуществления маневра может оказаться недостаточно. На большой дальности скорость ракеты, как правило, уменьшается, соответственно падает развиваемая перегрузка ракеты, и ракета может не выбрать возникший вследствие этого недопустимо большой промах. Следовательно, одной из важных проблем в системах комбинированного управления является сопряжение траекторий, соответствующих различным участкам полета ракеты. При этом излом кинематической траектории не должен быть больше допустимого.

Известен способ наведения ракеты (патент РФ 2183006, МПК7 F41G 7/00, от 27.05.2002 г. - прототип), обеспечивающий достижение максимальной дальности полета самонаводящейся ракеты за счет оптимальной организации ее траектории. Способ включает запуск ракеты на баллистическую траекторию до достижения ракетой максимальной высоты, после чего сообщают ракете максимальную располагаемую перегрузку, направленную вверх, до тех пор, пока ее вектор скорости не станет горизонтальным, и осуществляют горизонтальный полет, переходящий в пологое планирование до вывода ракеты в район цели, после чего переводят ее в режим пикирования на цель и далее в режим самонаведения.

Данный способ позволяет решить задачу обеспечения максимальной дальности полета управляемой ракеты и вывода ее на цель за счет оптимальной организации ее траектории путем использования располагаемой перегрузки ракеты, однако недостатком способа является невысокая точность вывода ракеты в зону захвата излучения от цели головкой самонаведения вследствие наличия излома кинематической траектории при реализации сопряжения траекторий участка вывода ракеты в зону захвата цели и участка самонаведения.

Известный способ вывода ракеты на цель может быть реализован в известной системе наведения, описанной в патенте РФ №2284444, МПК7 F41G 7/00, F42B 15/01, от 27.09.2006 г. (прототип).

На чертеже фиг.1 представлена блок-схема системы наведения - прототипа предлагаемого устройства, где 1 - командный пункт, 2 - радиолокационная станция, 3 - каналы пеленгации ракет РЛС, 4 - каналы передачи команд управления РЛС, 5 - блок управления лучом, 6 - блок приема данных целеуказания, 7 - система воздушного целеуказания, 8 - вычислитель, 9 - блок синхронизации и кодирования, 10 - система топопривязки, 11 - видеомонитор, 12 - фазированная антенная решетка (ФАР), 13 - управляемая ракета, 14 - ГСН, 15 - радиоответчик, 16 - радиоприемник (приемный модуль), 17 - дешифратор команд управления, 18 - аппаратура управления, 19 - переключатель команд, 20 - рулевой привод.

В известной системе наведения реализовано комбинированное управление: радиокомандное телеуправление на начальном и среднем участках траектории полета и самонаведение на участке подлета ракет к целям.

Программная команда ″вверх″ для осуществления планирования ракеты при стрельбе на большую дальность передается радиолокатором на борт ракеты, где выделяется приемным модулем и поступает на исполнительное устройство. В результате поворота рулей и появления углов атаки и скольжения возникает аэродинамическая сила, обеспечивающая ее вывод и поддержание на заданной высоте полета в вертикальной плоскости.

При достижении ракетой определенной программной дальности до цели на ее борт передается команда управления в вертикальной плоскости, обеспечивающая ее вывод в зону захвата цели ГСП. ГСН осуществляет автономный поиск, распознавание и сопровождение цели по ее тепловому излучению или отраженному от цели сигналу и выдает сигнал «захват» цели в переключатель команд 19. По этому сигналу в предлагаемой системе происходит переход управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения по методу пропорционального сближения, который обеспечивает высокоточное наведение ракеты на цель при минимальных требованиях к располагаемой перегрузке ракеты.

Известная система наведения не обеспечивает необходимую точность вывода ракеты в зону захвата цели вследствие различия законов управления на разных участках наведения, и, следовательно, велика вероятность потери ракет из-за больших начальных промахов, что особенно проявляется при наведении на цели, расположенные на больших дальностях.

Задачей предлагаемой группы изобретений является повышение точности вывода ракет в зону захвата головкой самонаведения излучения от целей, расположенных на больших дальностях, за счет использования на участке, предшествующем участку самонаведения, такого же закона управления, как и при наведении ракеты на конечном участке самонаведения, на котором используется метод пропорционального сближения, и, следовательно, повышение вероятности поражения целей, расположенных на больших дальностях.

Технический результат достигается за счет того, что в способе вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, включающем запуск ее по баллистической траектории на необходимую высоту и последующее планирование на цель под действием подаваемой на исполнительное устройство в вертикальном канале управления команды ″вверх″ до захвата цели головкой самонаведения, дополнительно после старта ракеты определяют ее координаты в декартовой системе координат, начало которой находится в точке старта, одна из трех осей системы координат направлена на цель, вторая лежит в вертикальной плоскости, а третья дополняет систему координат до правой, в соответствии с определенными координатами вычисляют дальность между ракетой и целью, проекции этой дальности на осях декартовой системы координат, а также угловые координаты линии ракета-цель и до момента захвата цели головкой самонаведения при достижении проекциями дальности между ракетой и целью величин программных дальностей, заданных для вертикального и горизонтального каналов управления в зависимости от дальности стрельбы, подают на исполнительное устройство команды управления, сформированные по зависимостям:

,

,

где K1 - коэффициент передачи координатора цели ГСН, е.к./…°;

е.к. - единица измерения угла пеленга цели координатором ГСН,

,

,

λY, λZ - угловые координаты линии ракета - цель, …°;

UKB - команда компенсации веса ракеты, е.к.;

K2 - коэффициент передачи двигателей коррекции головки самонаведения, …°/с·е.к.;

t - время, отсчитываемое с момента старта ракеты, с.

Техническая реализация заявляемого способа вывода ракеты в зону захвата излучения цели осуществляется в предлагаемой системе (первый вариант), использующей радиокомандный метод и содержащей на командном пункте блок приема данных целеуказания, вход которого соединен радиолинией с системой воздушного целеуказания, а выход соединен с первым входом вычислителя, второй вход которого соединен с выходом системы топопривязки, а первый выход вычислителя соединен со входом видеомонитора, радиолокационную станцию с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом, блок синхронизации и кодирования, при этом выходы каналов пеленгации ракет соединены с третьим входом вычислителя, второй выход которого соединен со входом блока управления лучом, а третий выход - с первым входом блока синхронизации и кодирования, первый выход которого соединен с первыми входами каналов пеленгации ракет, второй выход - со входами каналов передачи команд управления, выход блока управления лучом соединен с первым входом фазированной антенной решетки, второй вход которой соединен с выходами каналов передачи команд управления, а выход - со вторыми входами каналов пеленгации ракет, а на ракете, содержащей последовательно соединенные головку самонаведения, переключатель команд, аппаратуру управления и рулевой привод, а также радиоответчик, приемный модуль, дешифратор команд управления, при этом второй выход аппаратуры управления соединен со входом радиоответчика, второй вход переключателя команд - с выходом дешифратора команд управления, первый вход которого соединен до старта с третьим выходом блока синхронизации и кодирования, а второй вход - с выходом приемного модуля, дополнительно на командном пункте введены блок констант, последовательно соединенные блок вычисления угловой скорости линии ракета - цель и блок подключения команд управления, выход которого соединен со вторым входом блока синхронизации и кодирования, а также подключенный своим входом к четвертому выходу вычислителя блок вычисления угловых координат линии ракета-цель и дальности между ракетой и целью, первый и второй выходы которого соединены соответственно с входом блока вычисления угловой скорости линии ракета-цель и вторым входом блока подключения команд управления, третий вход которого соединен с выходом блока констант.

Предлагается также система (второй вариант) для вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, содержащая на командном пункте блок приема данных целеуказания, вход которого соединен радиолинией с системой воздушного целеуказания, а выход соединен со входом вычислителя командного пункта, второй вход которого соединен с выходом системы топопривязки, а первый выход соединен со входом видеомонитора, а на ракете последовательно соединенные головку самонаведения, переключатель команд, аппаратуру управления и рулевой привод, в которой дополнительно на ракете введены последовательно соединенные приемный модуль спутниковой навигационной системы, вход которого соединен радиолинией со спутниковой навигационной системой, и вычислительное устройство, второй вход которого соединен до пуска ракеты со вторым выходом вычислителя командного пункта, а первый выход соединен со вторым входом переключателя команд, блок констант, последовательно соединенные блок вычисления угловой скорости линии ракета-цель и блок подключения команд управления, выход которого соединен со вторым входом аппаратуры управления, а также блок вычисления угловых координат линии ракета-цель и дальности между ракетой и целью, вход которого соединен со вторым выходом вычислительного устройства, а первый и второй выходы соединены соответственно с входом блока вычисления угловой скорости линии ракета-цель и вторым входом блока подключения команд управления, третий вход которого соединен с выходом блока констант.

Известно, что при реализации метода пропорционального сближения в процессе наведения ракеты для вертикальной плоскости управления должно выполняться условие , т.е. угловая скорость вращения вектора скорости ракеты должна быть пропорциональна угловой скорости вращения линии ракета-цель (k - коэффициент пропорциональности). Для получения параметра рассогласования необходимо измерять .

Для измерения угловой скорости вращения линии ракета-цель используют следящие головки самонаведения. Такие головки самонаведения состоят, как правило, из координатора цели, непосредственно связанного с осью ротора гироскопа, ориентируемого в направлении цели с помощью двигателей коррекции (с.135-137, [1]). При отклонении оси координатора от направления на цель двигатели коррекции создают управляющие моменты, под действием которых гироскоп прецессирует в направлении совмещения оси координатора с целью, при этом в процессе слежения за целью угол пеленга цели, измеренный координатором, пропорционален угловой скорости линии ракета-цель.

Таким образом, в процессе самонаведения на борту ракеты с помощью ГСН производят измерение угловой скорости вращения линии ″ракета-цель″, формируют сигнал управления , и пропорционально этому сигналу изменяют угловую скорость вращения вектора скорости ракеты для уменьшения величины промаха относительно цели.

В статье ″Математическая модель гироскопического координатора цели малогабаритной ракеты″ авторов В.И. Морозова, И.А. Недосекина, Е.Л. Леоновой (Оборонная техника, №№5-6, М., 2006 г., с.60-67) приведена структурная схема ГСН, на которой K1 - коэффициент передачи координатора ГСН, K2 - коэффициент передачи двигателей коррекции ГСН. Значения коэффициентов K1 и K2 выбираются в процессе динамического проектирования системы управления с головкой самонаведения в контуре, исходя из условий обеспечения необходимой точности и устойчивости контура управления. Представляется целесообразным наводить ракету до захвата цели ГСН по такому же методу, что и при наведении ракеты по сигналам, формируемым при слежении за целью ГСН, т.е. формировать команды управления на основе известных сигналов координат цели (внешнее целеуказание) и сигналов координат ракеты, полученных посредством радиолокационной станции или же по сигналам ГЛОНАСС, вычисляя по ним дальность ракета-цель, угловые координаты линии ракета-цель и проекции угловой скорости на оси измерительной системы координат. Предлагаемая группа изобретений поясняется чертежами фиг.2-5. На фиг.2 приведена блок-схема первого варианта системы вывода ракеты в зону захвата цели ГСН, реализующей радиокомандный метод. Дополнительно к имеющимся известным блокам системы - прототипа введены: блок вычисления угловых координат линии ракета цель и дальности между ракетой и целью 21, блок вычисления проекций угловой скорости линии ракета-цель 22, блок подключения команд управления 23, блок констант 24. На фиг.3 приведена блок-схема второго варианта системы вывода ракеты в зону захвата цели ГСН, использующей информацию о параметрах траектории, полученных с помощью системы ГЛОНАСС. На фиг.4 представлена развернутая структурная схема предлагаемой системы вывода ракеты в зону захвата цели ГСН в части вводимых блоков. На фиг.5 приведена траектория полета ракеты при стрельбе на дальность 100 км, полученная в результате цифрового моделирования, где показаны основные фазы траектории: 28-29 - баллистический участок, 29-30 - участок программного управления, 30-31 - участок вывода ракеты в зону захвата цели ГСН, 31-32 - участок самонаведения.

Вывод ракеты в зону захвата излучения цели ГСН в соответствии с предлагаемым способом осуществляется следующим образом.

При поступлении целеуказания с разведывательной машины, вычислитель командного пункта осуществляет привязку каждой цели к связанной с боевой машиной системе координат (вычисляет углы азимута, места и дальность до цели) и распределение ракет залпа по целям.

В соответствии с угловыми координатами целей осуществляется разворот пусковой установки в направлении расположения целей в горизонтальной плоскости и на некоторый фиксированный угол пуска в вертикальной плоскости. Производится запуск ракет залпа. Далее для каждой ракеты радиолокатор по сигналам с радиоответчика ракеты определяет ее координаты относительно своей оси (углы азимута, места и дальности до ракеты), а вычислительное устройство командного пункта по известным координатам ракеты и цели в соответствии с принятым методом наведения формирует команды управления ракетой, которые затем передаются на ее борт тем же локатором. Команды управления ракетой, принимаемые приемным модулем, преобразуются на борту ракеты в углы отклонения рулей. Возникающая при этом перегрузка уменьшает отклонение ракеты от траектории принятого метода наведения.

Под оптимальными траекториями наведения понимаются траектории, обеспечивающие максимально возможную дальность полета ракеты. При формировании оптимальных траекторий решаются следующие задачи:

вывод и удержание ракеты на необходимой высоте полета, обеспечивающей минимальные потери скорости и максимально возможное увеличение дальности полета;

вывод ракеты в зону захвата излучения цели ГСН.

Вывод ракеты на необходимую высоту полета осуществляется выбором соответствующего угла пуска в вертикальной плоскости. Далее полет ракеты происходит по баллистической траектории. При достижении вершины траектории, на борт ракеты подается единичная команда «вверх», которая обеспечивает удержание ракеты на необходимой высоте полета.

В зависимости от дальности до цели за 5…40 км до подлета к цели осуществляется вывод ракеты в зону захвата цели ГСП по траекториям, реализующим метод пропорционального сближения, который обеспечивает высокоточное наведение ракеты на цель при минимальных требованиях к располагаемой перегрузке ракеты и позволяет исключить задачу сопряжения законов управления при переходе на конечный участок наведения - самонаведение, где наведение ракеты на цель осуществляется так же методом пропорционального сближения. Таким образом, при выводе ракеты в зону захвата цели ГСН по предлагаемому способу отпадает необходимость решать задачу сопряжения участков траектории с наведением ракет по различным законам управления.

Система вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения функционирует следующим образом.

Информация о координатах целей от системы воздушного целеуказания в зашифрованном виде передается по радиолинии в блок приема данных целеуказания 6 командного пункта 1 и далее поступает в вычислитель командного пункта 8 (фиг.2). Одновременно сюда же поступает информация о координатах командного пункта с системы топопривязки 10. При поступлении информации о координатах целей и командного пункта в вычислителе 8 осуществляется привязка каждой цели в связанной с командным пунктом системе координат (вычисляются углы азимута, места и дальности до целей) и распределение ракет залпа по целям. Пусковая установка, ориентированная вдоль продольной оси боевой машины, в боевом положении позволяет ориентировать пусковые контейнеры в направлении расположения целей в горизонтальной плоскости и под некоторым фиксированным углом пуска в вертикальной плоскости.

В вычислителе 8 на основании данных целеуказания в системе координат командного пункта формируются команды управления лучами РЛС таким образом, чтобы обеспечить их движение на заданный угол места и в направлении выбранной цели в горизонтальной плоскости. Управление ракетами осуществляется относительно осей лучей, формируемых ФАР 12 по данным целеуказания и по программе, заложенной в вычислителе, через блок управления лучом 5. Координаты ракет в измерительной системе координат определяются каналами пеленгации ракет 3 по сигналам, поступающим с радиоответчиков ракет 15, и передаются в вычислитель 8. В вычислителе определяются команды управления по азимуту и углам места, пропорциональные линейным отклонениям ракет от осей луча. Вычисленная информация передается в блок синхронизации и кодирования 9, в котором осуществляется ее кодирование и синхронная передача в канал передачи команд управления 4 РЛС, одновременно блок синхронизации и кодирования обеспечивает стробирование канала пеленгации ракет 3. Распределение ракет в залпе по целям осуществляется по сигналам с вычислителя блоком синхронизации и кодирования 9. Блок 9 осуществляет общую синхронизацию каналов пеленгации ракет и каналов передачи команд управления. Команды управления и команды запрета ответчиков формируются в блоке 9 в виде кодовой последовательности импульсов, в которой адрес ракеты закодирован в виде временного интервала комбинации импульсов. Для каждой ракеты до пуска по каналу связи в дешифратор 17 ракеты передается и записывается конкретный адрес ракеты, являющийся ″электронным ключом″ к последующей расшифровке передаваемой информации, при этом расшифровывается только ″своя″ информация, а радиоответчик ракеты отвечает только на ″свой″ запрос. На видеомонитор 11 для оператора с вычислителя поступают координаты целей на местности, информация о распределении ракет по целям, траектории полета ракет и готовности систем к пуску ракет.

В момент пуска первой ракеты блок синхронизации и кодирования 9 по сигналу вычислителя передает информацию в дешифратор команд управления 17 ракеты о записи адреса первой ракеты. Одновременно с этим блок управления лучом формирует луч ФАР, направленный в поле встреливания ракеты. Канал передачи команд управления 4 РЛС через ФАР посылает сигнал запроса радиоответчика, а на ракете приемный модуль (радиоприемник) 16 обеспечивает прием закодированной информации, передает ее в дешифратор, который через переключатель команд 19 и аппаратуру управления 18 запускает радиоответчик. Сигналы радиоответчика через ФАР поступают в каналы пеленгации ракет 3, где вырабатываются координаты ракеты по дальности, углу места и азимуту в измерительной системе координат.

Координаты ракеты поступают в вычислитель, где определяются линейные отклонения ракеты от равносигнального направления луча (его оси) и вырабатываются команды управления, поступающие в блок синхронизации и кодирования 9, где кодируются, передаются в канал передачи команд управления и через ФАР излучаются в направлении ракеты. Каналы пеленгации ракеты осуществляют захват ракеты и ее пеленгацию относительно оси луча, а каналы передачи команд управления обеспечивают передачу через ФАР кодированной информации на ракету, при этом блок синхронизации и кодирования производит общую синхронизацию РЛС, а также запись адреса ракеты в момент ее пуска. Аналогичным образом производится радиокомандное наведение других ракет. Электромагнитная совместимость системы обеспечивается за счет временного разделения обращений к каждой ракете.

Принятые приемным модулем 16 на ракете команды управления декодируются в дешифраторе команд управления 17 и через переключатель команд 19 поступают в аппаратуру управления 18, где преобразуются в сигналы управления аэродинамическим рулевым приводом 20. В результате возникают боковые перегрузки, парирующие отклонение ракеты от заданной траектории. Аппаратура управления также обеспечивает кодирование излучения радиоответчика в соответствии с видом, записанным в ее память перед пуском ракеты.

С момента старта ракеты вычислительное устройство боевой машины по информации о текущих координатах ракеты βP, εP, ДНР, поступающей с радиолокатора, и координатах цели, пересчитанных в связанную с пусковой установкой систему координат βЦ, εЦ, ДНЦ, вычисляет угловые координаты линии ракета-цель λY,Z и дальность между ракетой и целью ДРЦ, а также программную команду удержания ракеты на заданной высоте UYПР(t). Вывод ракет по программным траекториям в зону захвата целей ГСН с помощью радиокомандного управления является наиболее простым и эффективным методом парирования отклонений ракет от программных траекторий, обусловленных рассеиванием ракет, разбросом углов пуска и изменением параметров движения целей.

Сигналы управления, приведенные на структурной схеме фиг.2, фиг.3 должны формироваться по следующим алгоритмам.

Программную команду UYПР(t) удержания ракеты на заданной высоте полета формируют в вычислителе 8 в соответствии с зависимостью:

UYПР(t)=U1E.K.*KYПР(t),

где U1Е.К. - единичная команда «вверх»;

коэффициент UYПР(t) должен определяться в соответствии с зависимостями:

KYПР(t)=t-tПР1, при tПР1≤t<tПР1+1.0 с;

KYПР(t)=1.0, при t≥tПР1+1.0 с,

где tПР1 - момент времени, при котором координата YИ достигает своего максимального значения.

В вычислителе 8 командного пункта должны быть реализованы следующие уравнения для расчета линейных отклонений ракеты от линии визирования цели в измерительной системе координат:

XИ=X*cos(εЦ)*cos(βЦ)+Y*sin(εЦ)-Z*cos(εЦ)*sin(βЦ);

YИ=-X*sin(εЦ)*cos(βЦ)+Y*cos(εЦ)+Z*sin(εЦ)*sin(βЦ);

ZИ=X*sin(βЦ)+Z*cos(βЦ);

где: X=ДНР*cos(εЛ)-εРНР*sin(εЛ);

Y=ДНР*sin(εЛ)+εРНР*cos(εЛ)+hЛ;

Z=βРНР;

εЛ - угловой разворот радиолокатора в вертикальной плоскости;

hЛ - высота расположения радиолокатора над подстилающей поверхностью.

В блоке 21 реализованы уравнения для расчета дальности между ракетой и целью и угловых координат линии ракета-цель:

ДРЦНЦ-XИ;

;

.

Программные дальности ДY,ZПРНЦ) должны изменяться в зависимости от дальности до цели ДНЦ и угла пуска. Массивы значений программных дальностей приведены в блоке констант (24). Например, при стрельбе на дальность 100 км ракетой с ЛПГСН угол пуска должен составлять 50°, при этом ДYПР=5.1 км, ДZПР=13.8 км.

При достижении проекциями дальности ракета-цель ДРЦ программных дальностей ДYПР, ДZПР на борт ракеты в вертикальном и горизонтальном каналах управления передают команды , , сформированные по вычисленному угловому положению линии ракета-цель λY, λZ в блоке 21. Приведенная на фиг.4 блок-схема вычисления проекций угловой скорости линии ракета-цель на оси измерительной системы координат аналогична структурной схеме ГСН, т.е. блок вычисления угловых координат совместно с блоком вычисления проекций угловой скорости линии ракета-цель функционально повторяют схему ГСН. Блок 23 обеспечивает подачу вычисленных команд в каждом канале на ракету.

Известные блоки устройства выполнены так же, как и в прототипе. Блок вычисления координат линии ракета-цель 21 может быть выполнен на основе сумматоров, вычитающих блоков (на основе схемы на рис.11.1, с.137, У. Титце, К. Шенк ″Полупроводниковая схемотехника″, Москва, Мир, 1982 г., [1]) и функциональных преобразователей, реализующих функции арктангенса, арксинуса (на основе схем функционального преобразователя на ПЗУ, рис.19.39, с.341 [1]) и вычисления квадратного корня (рис.11.47, с.166-167, [1]).

Блок вычисления проекций угловой скорости может быть выполнен на основе сумматоров, вычитающих блоков, блоков произведения (по схеме рис.19.38, с.340, [1]), интеграторов (по схеме на рис. 11.6, с.141, [1]).

Блок подключения команд управления может быть выполнен на основе компараторов (рис.17.20, с.286, [1]) и ключей на базе триггера Шмитта (рис.8.9, с.97, [1]). Блок констант может быть выполнен на основе программируемых логических матриц (с.127-129, [1]). Сюда заносятся величины программных дальностей для каждого канала, соответствующие дальности стрельбы в зависимости от угла пуска, при достижении которых происходит переход на управление по вычисленным угловым скоростям линии ракета-цель.

Для определения параметров траектории ракеты вместо радиолокатора может быть использована спутниковая навигационная система ГЛОНАСС. Блок-схема системы для вывода ракеты в зону захвата излучения цели головкой самонаведения приведена на фиг.3. На командном пункте здесь присутствуют так же, как и в прототипе, блок приема данных целеуказания, вычислитель командного пункта, система топопривязки и видеомонитор. На ракете расположены известные блоки ГСН (14), аппаратура управления (18), переключатель команд (19) и рулевой привод (20), к которым добавлены новые блоки, такие как приемный модуль спутниковой навигационной системы (26), соединенный радиолинией со спутниковой навигационной системой (25), вычислительное устройство (27), блок вычисления угловых координат линии ракета-цель и дальности между ракетой и целью (21), блок вычисления угловой скорости линии ракета-цель (22), блок подключения команд управления (23) и блок констант (24).

Приемный модуль принимает сигналы о координатах ракеты и проекциях ее скорости на оси земной системы координат, которые затем пересчитываются в вычислителе в проекциях на оси измерительной системы координат.

Вывод ракеты в зону захвата излучения цели ГСН системой, выполненной по второму варианту, осуществляется следующим образом.

Информация о координатах цели от системы воздушного целеуказания в зашифрованном виде передается по радиолинии в блок приема данных целеуказания 6 командного пункта и далее поступает в вычислитель командного пункта 8 (фиг.3). Координаты ракеты в измерительной системе координат определяются по сигналам, поступающим с приемного блока СНС и передаются в вычислительное устройство ракеты, куда до пуска ракеты поступают и координаты цели. В вычислительном устройстве ракеты определяются команды управления по азимуту и углам места, пропорциональные линейным отклонениям ракеты от линии визирования цели. Управление ракетами обеспечивает необходимую дальность полета и вывод ракет в зону захвата.

С момента старта ракеты вычислительное устройство, установленное на ракете, по информации о текущих координатах ракеты βР, εР, ДНР, поступающей с приемного модуля СНС, и координатах цели, пересчитанных в стартовую систему координат βЦ, εЦ, ДНЦ, вычисляет угловые координаты линии ракета-цель λY,Z и дальность между ракетой и целью ДРЦ, а также программную команду удержания ракеты на заданной высоте UYПР(t).

На участке захвата цели ГСН наведение ракеты на цель осуществляется по прямолинейной траектории. В момент захвата цели ГСН ее гироскоп разарретируется и под действием сигналов рассогласования с ГСН обеспечивается последующее высокоточное наведение ракеты на цель.

В результате поворота рулей и появления углов атаки и скольжения возникает аэродинамическая сила, обеспечивающая ее вывод и поддержание на заданной высоте полета в вертикальной плоскости.

Приемный модуль спутниковой навигационной системы может быть выполнен так же, как в книге ″ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования″, под ред. А.И. Перова, В.Н. Харисова, М., Радиотехника, 2010 г., с.484-494.

Заявляемые способ вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения и система для его осуществления (варианты) по сравнению с известными обеспечивают точное наведение на большие дальности высокоскоростных ракет в залпе на неподвижные и движущиеся малоразмерные цели, расположенные в глубине боевых порядков противника.

1. Способ вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, включающий запуск ее по баллистической траектории на необходимую высоту и последующее планирование на цель под действием подаваемой на исполнительное устройство в вертикальном канале управления команды "вверх" до захвата цели головкой самонаведения, отличающийся тем, что после старта ракеты определяют ее координаты в декартовой системе координат, начало которой находится в точке старта, одна из трех осей системы координат направлена на цель, вторая лежит в вертикальной плоскости, а третья дополняет систему координат до правой, в соответствии с определенными координатами вычисляют дальность между ракетой и целью, проекции этой дальности на осях декартовой системы координат, а также угловые координаты линии ракета-цель и до момента захвата цели головкой самонаведения при достижении проекциями дальности между ракетой и целью величин программных дальностей, заданных для вертикального и горизонтального каналов управления в зависимости от дальности стрельбы, подают на исполнительное устройство команды управления, сформированные по зависимостям:
,
,
где K1 - коэффициент передачи координатора цели ГСН, е.к./…°;
е.к. - единица измерения угла пеленга цели координатором ГСН,
,
,
λY, λZ - угловые координаты линии ракета - цель, …°;
UКВ - команда компенсации веса ракеты, е.к.;
K2 - коэффициент передачи двигателей коррекции головки самонаведения, …°/(с·е.к.);
t - время, отсчитываемое с момента старта ракеты, с.

2. Система для вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, содержащая на командном пункте блок приема данных целеуказания, вход которого соединен радиолинией с системой воздушного целеуказания, а выход соединен с первым входом вычислителя, второй вход которого соединен с выходом системы топопривязки, а первый выход вычислителя соединен со входом видеомонитора, радиолокационную станцию с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом, блок синхронизации и кодирования, при этом выходы каналов пеленгации ракет соединены с третьим входом вычислителя, второй выход которого соединен со входом блока управления лучом, а третий выход - с первым входом блока синхронизации и кодирования, первый выход которого соединен с первыми входами каналов пеленгации ракет, второй выход - со входами каналов передачи команд управления, выход блока управления лучом соединен с первым входом фазированной антенной решетки, второй вход которой соединен с выходами каналов передачи команд управления, а выход - со вторыми входами каналов пеленгации ракет, а на ракете, содержащей последовательно соединенные головку самонаведения, переключатель команд, аппаратуру управления и рулевой привод, а также радиоответчик, приемный модуль, дешифратор команд управления, при этом второй выход аппаратуры управления соединен со входом радиоответчика, второй вход переключателя команд - с выходом дешифратора команд управления, первый вход которого соединен до старта с третьим выходом блока синхронизации и кодирования, а второй вход - с выходом приемного модуля, отличающаяся тем, что на командном пункте введены блок констант, последовательно соединенные блок вычисления угловой скорости линии ракета - цель и блок подключения команд управления, выход которого соединен со вторым входом блока синхронизации и кодирования, а также подключенный своим входом к четвертому выходу вычислителя блок вычисления угловых координат линии ракета-цель и дальности между ракетой и целью, первый и второй выходы которого соединены соответственно с входом блока вычисления угловой скорости линии ракета-цель и вторым входом блока подключения команд управления, третий вход которого соединен с выходом блока констант.

3. Система для вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, содержащая на командном пункте блок приема данных целеуказания, вход которого соединен радиолинией с системой воздушного целеуказания, а выход соединен с первым входом вычислителя командного пункта, второй вход которого соединен с выходом системы топопривязки, а первый выход соединен со входом видеомонитора, а на ракете последовательно соединенные головку самонаведения, переключатель команд, аппаратуру управления и рулевой привод, отличающаяся тем, что на ракете введены последовательно соединенные приемный модуль спутниковой навигационной системы, вход которого соединен радиолинией со спутниковой навигационной системой, и вычислительное устройство, второй вход которого соединен до пуска ракеты со вторым выходом вычислителя командного пункта, а первый выход соединен со вторым входом переключателя команд, блок констант, последовательно соединенные блок вычисления угловой скорости линии ракета-цель и блок подключения команд управления, выход которого соединен со вторым входом аппаратуры управления, а также блок вычисления угловых координат линии ракета-цель и дальности между ракетой и целью, вход которого соединен со вторым выходом вычислительного устройства, а первый и второй выходы соединены соответственно с входом блока вычисления угловой скорости линии ракета-цель и вторым входом блока подключения команд управления, третий вход которого соединен с выходом блока констант.



 

Похожие патенты:

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.

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 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.

Изобретение относится к области вооружения и касается способа и устройства наведения ракеты. Способ включает формирование информационного поля управления, запуск ракеты под углом к линии визирования цели. При запуске передают на борт ракеты угловое положение линии визирования цели в стартовой системе координат. С момента схода ракеты измеряют угловые скорости разворота продольной оси ракеты и линейные ускорения по осям связанной с ракетой системы координат, вычисляют углы рыскания, тангажа и координаты центра масс ракеты. До включения двигателя осуществляют газореактивное управление угловым положением ракеты по измеренным угловым скоростям разворота ее продольной оси и вычисленным углам рыскания и тангажа. После включения двигателя осуществляют аэродинамическое управление ракетой по отклонениям вычисленных координат центра масс ракеты относительно программной траектории вывода ракеты на линию визирования цели. Технический результат заключается в повышении помехоустойчивости линий визирования цели и ракеты, повышении точности и уменьшении ближней границы зоны поражения комплекса. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх