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



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

 


Владельцы патента RU 2543437:

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

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 области управления и регулирования, а более конкретно - к управляемому вооружению.

Изобретение предназначено для управления стрельбой управляемыми ракетами из пусковой установки.

Известен способ стрельбы управляемыми боеприпасами [Патент RU №2359214 от 20.06.2009 г. МПК F41G 7/00 - Способ стрельбы артиллерийским управляемым снарядом], в котором в качестве средств управления на огневой позиции используют пульт командира и цифровую радиостанцию.

Данный комплекс на огневой позиции имеет в своем составе пульт командира с аппаратурой спутниковой навигации для решения расчетных задач, задач организации связи и определения координат местоположения орудия. К пульту командира по цифровому каналу связи подключается радиостанция, обеспечивающая голосовой и цифровой канал связи с наблюдательной позицией, располагающейся на расстояниях до 20 км. Для записи рассчитанных установок стрельбы пульт командира подключается по цифровому кабельному каналу связи к управляемому снаряду и по команде с пульта командира осуществляется запись установок полетного задания в электронную аппаратуру управляемого боеприпаса.

Известен также способ стрельбы управляемыми боеприпасами [Патент RU №2379614 от 20.01.2010 г. МПК F41G 5/00 - Способ управления артиллерийским орудием при стрельбе], в котором в качестве средств управления на огневой позиции дополнительно к пульту командира и цифровой радиостанции используют орудийный терминал, с которого осуществляется запись установок полетного задания в управляемый боеприпас. В данном случае перед выстрелом установки полетного задания передаются с пульта командира на орудийный терминал по цифровому каналу связи, после чего орудийный терминал подключается к управляемому боеприпасу и по команде с орудийного терминала осуществляется запись полетного задания в память электронной аппаратуры управляемого боеприпаса (ракеты).

В момент выстрела управляемым боеприпасом на пульте командира нажимается кнопка, по которой сообщение о факте выстрела передается по цифровому каналу радиосвязи на наблюдательную позицию, где при наступлении необходимого времени лазерный целеуказатель-дальномер включается в режим лазерного излучения, по которому осуществляется наведение управляемого боеприпаса на цель.

Недостатками такого комплекса являются трудоемкость использования, проявляющаяся в невозможности обеспечить пуск управляемой ракеты на значительных расстояниях, кроме того, время совершения выстрела необходимо фиксировать вручную, не предусмотрена возможность автоматического совершения пуска по команде, поданной дистанционно, отсутствует возможность автоматической записи установок стрельбы в выбранную ракету из состава ракет заряженных в пусковую установку. Данный комплекс не позволяет подготовить данные для старта управляемой ракеты, которая наводится по сигналам спутникового навигационного приемника. Кроме того, комплекс не обеспечивает возможность корректировки полетного задания управляемой ракеты после выстрела.

Задачей изобретения является повышение эксплуатационных характеристик комплекса вооружения путем увеличения дальности поражения целей и повышение его надежности.

Это достигается комплексно путем увеличения дальности связи комплекса с наблюдательной позицией, обеспечения возможности подготовки данных для стрельбы управляемыми ракетами с наведением по сигналам навигационного спутникового приемника, обеспечения возможности корректировки полетного задания управляемой ракеты после выстрела, обеспечения дистанционной подготовки пуска, дистанционного пуска управляемой ракеты и автоматической фиксации времени схода ракеты из пусковой установки.

Решение задачи достигается тем, что в комплексе управления и связи выносного пункта управления для стрельбы управляемыми ракетами из пусковой установки, содержащем средство связи с наблюдательной позицией, пульт командира с аппаратурой спутниковой навигации, причем средство связи и аппаратура спутниковой навигации подключены к пульту командира по цифровому каналу связи, новым является то, что он снабжен лазерным гирокомпасом, установленным на пусковую установку и подключенным к пульту командира по цифровому каналу связи, в пульт командира введен дополнительный интерфейс для обеспечения цифрового канала связи пульта командира с блоком автоматики пусковой установки и управляемыми ракетами на пусковой установке, средство связи с наблюдательной позицией выполнено в виде терминала спутниковой связи, аппаратура спутниковой навигации выполнена в виде датчика данных об эфемеридах по каждому космическому аппарату системы космической навигации.

Эфемериды содержат информацию о координатах аппаратов системы космической навигации на определенный момент времени.

Для повышения эксплуатационных характеристик путем изменения полетного задания ракеты после выстрела в состав комплекса управления и связи выносного пункта управления дополнительно введен блок дистанционной передачи полетного задания управляемой ракеты после выстрела по радиоканалу, подключаемый к пульту командира по цифровому каналу связи.

Изобретение поясняется графическим материалом.

На фиг.1 представлена блок-схема устройства по п.1 формулы. На фиг.2 представлена блок-схема устройства по п.2 формулы.

Комплекс управления и связи выносного пункта управления для стрельбы управляемыми ракетами из пусковой установки (Фиг.1) содержит пульт командира 4 (ПК) с аппаратурой спутниковой навигации 5 (АСН), устройство ориентирования пусковой установки в виде лазерного гирокомпаса 6 (ЛГ), средство связи с наблюдательной позицией в виде терминала спутниковой связи 7 (СТ). Лазерный гирокомпас 6 подключается к пульту командира 4 по цифровому интерфейсу связи, например по интерфейсу RS-232. Терминал спутниковой связи 7 подключается к пульту командира 4 по цифровому интерфейсу типа Ethernet. Пульт командира подключается к блоку автоматики 2 (БА) пусковой установки 1 (ПУ) и управляемым ракетам 3 (УР), например, по магистральному последовательному интерфейсу по ГОСТ Р 52070-2003.

Предлагаемый комплекс управления и связи выносного пункта управления для стрельбы управляемыми ракетами из пусковой установки функционирует следующим образом.

С помощью аппаратуры спутниковой навигации 5 пульта командира 4 определяют координаты местоположения пусковой установки 1 (ПУ) и эфемериды по каждому космическому аппарату системы спутникового позиционирования.

К пульту командира, например, по интерфейсу ГОСТ Р 52070-2003 подключается блок автоматики 2 пусковой установки 1. Пусковая установка 1 с заряженными в нее ракетами 3 может находиться на удалении от пульта командира 4. Кроме того, к пульту командира 4 подключается терминал спутниковой связи 7, с помощью которого организуется цифровой канал связи с наблюдательной позицией, которая может находиться на значительном расстоянии от огневой позиции в районе цели. С наблюдательной позиции на пульт командира 4 поступает информация о разведанных целях. В пульте командира 4 рассчитываются установки стрельбы по цели для пусковой установки и управляемой ракеты.

Пусковая установка 1 по данным лазерного гирокомпаса 6 наводится в горизонтальной и вертикальной плоскости в направлении цели.

По команде с пульта командира 4 по цифровому каналу связи с блоком автоматики 2 пусковой установки 1 осуществляется дистанционная подготовка управляемой ракеты 3 к пуску, которая включает в себя следующие операции: подачу напряжения на выбранную управляемую ракету, передачу и запись в электронную аппаратуру ракеты рассчитанных установок стрельбы.

При передаче установок стрельбы в управляемую ракету дополнительно передают координаты цели и эфемериды спутниковой группировки. Информация об эфемеридах спутниковой группировки из электронной аппаратуры управляемой ракеты передается в бортовой навигационный спутниковый приемник, который сразу же при подаче питания выходит в режим определения координат местоположения ракеты без потери времени на поиск спутников.

Формируется разрешение на пуск и по команде на пуск автоматически производится пуск управляемой ракеты.

В момент пуска на пульте командира автоматически и дистанционно фиксируется время пуска путем опроса соответствующих контактов наличия ракеты на пусковой установке. С пульта командира огневой позиции по цифровому каналу связи на наблюдательную позицию передают факт выстрела и время включения лазерного целеуказателя дальномера.

Наведение управляемой ракеты на цель осуществляется под контролем бортового навигационного спутникового приемника. При этом осуществляется корректировка траектории полета ракеты с учетом текущего местоположения ракеты и введенной перед пуском информации о координатах цели.

На конечном участке наведения на наблюдательной позиции лазерный целеуказатель-дальномер автоматически включается в режим подсвета цели лазерным излучением в заданный момент времени.

Комплекс управления и связи выносного пункта управления для стрельбы управляемыми ракетами из пусковой установки может быть реализован с использованием следующих технических средств. В качестве пульта командира - устройство «Пульт Командира» (ПК) [ТЕЦА.466225.035 ТУ], в качестве терминала спутниковой связи - мобильный терминал широкополосной спутниковой связи EXPLORER 500 сети BGAN, в качестве лазерного гирокомпаса - лазерный гирокомпас [БИНС-1М, разработчик ООО Научно-производственный комплекс «Электрооптика»], в качестве навигационной спутниковой аппаратуры - [модуль Геос-1, разработчик КБ «ГеоСтар Навигация»]. Связь пульта командира с блоком автоматики и управляемыми ракетами может осуществляться по магистральному последовательному интерфейсу по ГОСТ Р 52070-2003.

В частном случае (Фиг.2) в носимом комплексе управления и связи к пульту командира 4 по цифровому каналу связи, например, по интерфейсу RS-232 подключается блок дистанционной передачи 8 (БПЗ) полетного задания на управляемую ракету после выстрела. Данный блок представляет собой радиомодем, который поддерживает канал радиосвязи с модулем связи, находящимся на борту управляемой ракеты. В случае необходимости после выстрела на пульте командира указывается новая цель, координаты цели передаются в блок дистанционной передачи полетного задания, из которого по радиоканалу с управляемой ракетой передаются в электронную аппаратуру управляемой ракеты, где начинают вырабатываться команды наведения на цель с новыми координатами.

Блок дистанционной передачи полетного задания на управляемую ракету после выстрела может быть реализован на базе радиомодема IP67 SATELLINE-3ASd Epic Pro.

Предлагаемое изобретение дает качественно иной результат по сравнению с прототипом. Использование изобретения по п.1 формулы позволит реализовать следующие качественно новые свойства по повышению эксплуатационных характеристик, а именно по увеличению в несколько раз дальности применения комплекса при сохранении эффективности поражения целей и повышению в 1,5÷2 раза надежности его функционирования в условиях помех.

Использование изобретения по п.2 формулы позволит обеспечить возможность корректировки полетного задания управляемой ракеты после выстрела.

В предлагаемом носимом комплексе средств разведки и целеуказания растет эффективность боевых действий при стрельбе управляемыми боеприпасами, что проверено на макете комплекса.

1. Комплекс управления и связи выносного пункта управления для стрельбы управляемыми ракетами из пусковой установки, содержащий средство связи с наблюдательной позицией, пульт командира с аппаратурой спутниковой навигации, причем средство связи и аппаратура спутниковой навигации подключены к пульту командира по цифровому каналу связи, отличающийся тем, что он снабжен лазерным гирокомпасом, установленным на пусковую установку и подключенным к пульту командира по цифровому каналу связи, в пульт командира введен дополнительный интерфейс для обеспечения цифрового канала связи пульта командира с блоком автоматики пусковой установки и управляемыми ракетами на пусковой установке, средство связи с наблюдательной позицией выполнено в виде терминала спутниковой связи, аппаратура спутниковой навигации выполнена в виде датчика данных об эфемеридах по каждому космическому аппарату системы космической навигации.

2. Комплекс по п.1, отличающийся тем, что для обеспечения возможности изменения полетного задания управляемой ракеты в полете дополнительно в состав комплекса введен блок дистанционной передачи полетного задания на управляемую ракету после выстрела по радиоканалу, подключаемый к пульту командира по цифровому каналу связи.



 

Похожие патенты:

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.

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 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.

Предлагаемая группа изобретений относится к области управляемых самонаводящихся ракет с аэродинамическим автоколебательным рулевым приводом. Повышение точности вывода ракет в зону захвата головкой самонаведения излучения от целей, расположенных на больших дальностях, и, следовательно, повышение вероятности поражения таких целей достигается 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. В способе вывода дальнобойной ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, включающем запуск ее на заданную высоту и последующее планирование на цель под действием подаваемой на рулевой привод в вертикальном канале управления команды “вверх” до захвата цели головкой самонаведения, запуск ракеты осуществляют по баллистической траектории с заарретированными рулями, разарретирование рулей производят с задержкой по времени, определенной предварительно из условия достижения ракетой заданной высоты, а вывод ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения осуществляют методом пропорциональной навигации при достижении ракетой заданной программной дальности до цели. Предлагаемая система наведения дальнобойной ракеты содержит на командном пункте блок приема данных целеуказания, 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, блок констант, блок вычисления угловой скорости линии ракета - цель и блок подключения команд управления, блок вычисления угловых координат линии ракета - цель и дальности между ракетой и целью, а на ракете - головку самонаведения, переключатель команд, аппаратуру управления и автоколебательный рулевой привод, радиоответчик, приемный модуль, дешифратор команд управления, блок временной задержки и блок арретирования рулей рулевого привода, фиксирующий рули неподвижно в положении, при котором плоскость рулей параллельна продольной оси ракеты. Технический результат - увеличение дальности стрельбы дальнобойной ракетой. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх