Способ самонаведения ракеты с оружием на цель и устройство для его осуществления


 


Владельцы патента RU 2554053:

Семенов Виктор Леонидович (RU)

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.

 

Группа изобретений относится к области машиностроения и транспортной техники и может быть использованы при построении самонаводящихся на наземные, надводные, воздушные, космические и т.п. цели новых систем вооружения.

Известны [патент 2374597, RU, F41H 11/02] способ и устройство формирования команды на пуск защитного боеприпаса (ЗБ), содержащее две радиолокационные станции (РЛС) определения момента выдачи команды на его пуск с непрерывными сигналами с частотной модуляцией по одностороннему пилообразно линейно возрастающему закону (НЛЧМ сигнал), с помощью которых можно определить знак отклонения ракеты от направления на цель, для того чтобы скорректировать движение ракеты в нужном направлении, но это можно сделать только дважды в двух точках пространства и в одной плоскости. Кроме того, данное устройство формирования команды на пуск ЗБ, реализованное на базе двух РЛС определения момента выдачи команды на пуск ЗБ, могут быть использованы, при установке их вместе с ЗБ на ракете, для ее активной защиты от средств нападения (СН), запускаемых со стороны цели. При этом массогабаритные и стоимостные характеристики такого устройства вооружения определятся, в частности, стоимостью двух полноценных малоразмерных РЛС.

Целью изобретения является улучшение массогабаритных и стоимостных характеристик самонаводящихся на цель систем вооружения и расширение их ассортимента.

Поставленная цель достигается за счет реализации самонаводящихся на цель систем вооружения с использованием всего одного передатчика ЧМ сигнала.

Самонаведение ракеты с оружием на цель при близком расстоянии между объектами и медленном их перемещении относительно друг друга заключается в том, что цель облучают с одной передающей антенны, находящейся на конце продольной оси ракеты, непрерывным сигналом с частотной модуляцией по одностороннему пилообразно линейно возрастающему закону (НЛЧМ сигнал), а принимают отраженные от цели НЛЧМ сигналы установленными на ракете двумя разнесенными в пространстве и находящимися в плоскости, перпендикулярной продольной оси ракеты, на окружности с центром, совпадающим с продольной осью ракеты, на одинаковом расстоянии друг от друга, приемными антеннами, диаграммы направленности которых образуют в пространстве равносигнальное направление приема электромагнитной энергии, а также в том, что дважды, по раздельно, перемножают отраженные от цели и излученный НЛЧМ сигналы и дважды выделяют разностные сигналы конкретной частоты Fp=DiFmdfm/C±2Vifo/C, где: C и Vi - скорость света и радиальная скорость цели; fo, Fm и dfm - несущая частота, девиация частоты и частота модуляции НЛЧМ сигнала; Di-расстояние от антенн РЛС до цели, при котором проводят процесс самонаведения, и если моменты обнаружения разностных сигналов не совпадают, то, многократно, проводят перемещение ракеты в сторону равносигнального направления приема, в направлении приемной антенны, первой начинающей принимать отраженный от цели НЛЧМ сигнал, проводя поочередно торможение и ускорение ракеты, и повторяют это до момента, когда обнаружения разностных сигналов начнут совпадать во времени, что будет соответствовать нахождению цели на равносигнальном направлении приема электромагнитной энергии и окончанию процесса самонаведения ракеты с оружием на цель в одной плоскости, после чего ракету поворачивают на 90° вокруг ее продольной оси и, аналогично, повторяют процесс самонаведения ракеты на цель в другой плоскости, до момента, когда принятые обеими приемными антеннами НЛЧМ сигналы начнут обнаруживаться одновременно, что будет соответствовать нахождению цели на равносигнальном направлении приема максимума электромагнитной энергии и окончанию процесса самонаведения ракеты с оружием на цель.

Устройство самонаведения ракеты на цель выполнено в виде РЛС, которая содержит передающую антенну, установленную на конце продольной оси ракеты и подключенную к высокомощному выходу передатчика непрерывного сигнала с частотной модуляцией по одностороннему пилообразно линейно возрастающему закону (НЛЧМ сигнал), маломощный выход которого подключен к вторым входам первого и второго смесителей, и две приемные антенны, установленные в плоскости, перпендикулярной продольной оси ракеты, на окружности с центром, совпадающим с продольной осью ракеты, на одинаковом расстоянии друг от друга, диаграммы направленности которых образуют в пространстве равносигнальное направление приема электромагнитной энергии, при этом выход первой приемной антенны, через первые: смеситель и обнаружитель разностного сигнала (ОРС), а также выход второй приемной антенны, через вторые: смеситель и ОРС, подключены к входам срабатывающего по фронту фазового детектора с запоминанием знака [У. Титце, К. Шенк «Полупроводниковая схемотехника», М., «Мир», 1982 г.], оба выхода которого, через последовательно соединенные элементы ИЛИ и задержки, подключены к триггеру, первый и второй выходы которого подключены к схемам пуска ДК торможения и ускорения ракеты, первый и второй выходы срабатывающего по фронту фазового детектора с запоминанием знака подключены к схемам пуска, соответственно, первого и второго ДК движения ракеты перпендикулярно ее продольной оси, выход элемента ИЛИ, через селектор импульса и регистр сдвига, подключен к схеме пуска ДК поворота ракеты на 90° вокруг продольной оси, выход первого смесителя подключен к выходной шине, второй выход регистра сдвига подключен к входу схемы пуска СН.

А истребитель летательных аппаратов содержит защитный боеприпас (ЗБ) и устройство самонаведения ракеты с оружием на цель, выходная шина которого, через фильтр разностных частот и обнаружитель сигнала узкополосного спектра частот (ОСУСЧ), подключена к схеме пуска ЗБ и к измерителю скорости сближения ракеты с целью, выходы которого подключены к входам схемы пуска основного двигателя торможения.

При этом ОРС могут быть выполнены в виде устройства, содержащего последовательно соединенные: узкополосный полосовой фильтр определенной разностной частоты (УПФ); амплитудный детектор (АД); компаратор с шиной опорного напряжения; формирователь импульса [патент 2374597]. А СН может быть выполнено в виде пушки или мортиры, из которой в нужный момент в сторону цели выстреливают снаряд или метают металлическую сеть и накрывают ею цель, запрещая к ней доступ электромагнитным волнам.

Проанализируем работу истребителя летательных аппаратов с устройством самонаведения ракеты на цель. Мозговым центром истребителя летательных аппаратов с оружием является РЛС, содержащая передающую антенну, установленную на конце продольной оси ракеты, в ее, например, носовой части, вход которой подключен к высокомощному выходу передатчика НЛЧМ сигнала, а его маломощный выход подключен к вторым входам двух смесителей, и две приемные антенны, с выходами, подключенными к первым входам смесителей и установленными в плоскости, перпендикулярной продольной оси ракеты, на окружности с центром, совпадающим с продольной осью ракеты, на одинаковом расстоянии друг от друга, диаграммы направленности которых образуют в пространстве равносигнальное направление приема электромагнитной энергии. При этом после перемножения в смесителях излученных и отраженных от цели НЛЧМ сигналов получают разностные сигналы частотой Fp=DiFmdfm/C±2Vifo/C и обнаруживают их каждый своим OPC1 и ОРС2. При этом первым будет обнаружен тот разностный сигнал, в тракте обнаружения которого стоит приемная антенна, ближе расположенная к цели, например первая. При этом только на первом выходе срабатывающего по фронту фазового детектора с запоминанием знака появится импульс, которым, через схему пуска, будет проведено воздействие на второй ДК движения ракеты перпендикулярно ее продольной оси. Т.е. ракета переместится в сторону первой антенны и ее продольная ось переместится ближе к направлению ракета - цель. Обнаруживают разностные сигналы ОРС. Т.е. из всей совокупности формируемых смесителем разностных сигналов, с помощью УПФ, выбирают разностный сигнал наперед известной частоты, выпрямляют его с помощью АД и сравнивают, на компараторе, амплитуду полученного постоянного напряжения с опорным. И при равенстве амплитуд формируют импульс.

Очевидно, что совместить продольную ось ракеты с направлением ракета - цель после одноразовой коррекции трудно. Поэтому описанный процесс самонаведения ракеты на цель повторяют многократно.

Следует отметить, что процесс самонаведения ракеты на цель начинают проводить после обнаружения разностных сигналов, когда цель будет находиться на выбираемом заранее удалении Di от приемных антенн РЛС и которое (удаление) после проведения первой коррекции и сближении объектов становится меньшим по величине. Поэтому после проведения первой коррекции с выходов OPC1 и ОРС2, через последовательно соединенные срабатывающий по фронту фазовый детектор с запоминанием знака, элементы ИЛИ и задержки и триггер, проводят торможение ракеты третьим ДК, воздействуя на его схему пуска, до момента начала расхождения объектов. После чего и после очередного обнаружения разностных сигналов, при нахождении цели на удалении Di от приемных антенн РЛС, проводят очередную коррекцию перемещения ракеты в направление ракета - цель и ускорении ракеты четвертым ДК до момента начала сближения объектов. И так делают до тех пор, пока обнаружения обоих разностных сигналов начнут совпадать во времени, что будет соответствовать окончанию процесса самонаведения ракеты на цель в данной плоскости и формированию на выходе элемента ИЛИ очень короткого импульса, на длительность которого среагирует селектор и установит регистр сдвига, например, с высоким потенциалом на первом его выходе, позволяющим, через схему пуска двигателя поворота ракеты, повернуть ее на 90° вокруг продольной оси. После чего повторяют самонаведение ракеты на цель в другой плоскости по тому же алгоритму, до момента, когда принятые обоими приемными антеннами НЛЧМ сигналы начнут обнаруживаться одновременно и это будет соответствовать нахождению цели на равносигнальном направлении приема уже максимума электромагнитной энергии и окончанию, в целом, процесса самонаведения ракеты на цель. При этом на выходе элемента ИЛИ будет сформирован второй очень короткий импульс и на втором выходе регистра сдвига появится высокий потенциал, которым, через схему пуска, будет произведен пуск СН в сторону цели для вывода ее из строя. Следует отметить, что схема, содержащая передающую антенну, передатчик НЛЧМ сигнала, а также первые: приемную антенну; смеситель, а также фильтр разностных частот; ОСУСЧ и измеритель скорости сближения ракеты с целью представляет собой известные определители момента пуска ЗБ с измерителями скорости [заявки RU №№: 2012127650 и 2011130234]. При этом при дальних подступах к цели, после торможения ракеты, в измерителе скорости все устройства с памятью (регистры…) сбрасывают в исходное состояние. А при выпуске по ракете СН со стороны ракеты запускается ЗБ для уничтожения СН и сохранения жизнеспособности истребителя летательных аппаратов с оружием для многоразового действия.

1. Способ самонаведения ракеты с оружием на цель при близком расстоянии между объектами и медленном их перемещении относительно друг друга, заключающийся в радиолокационном облучении цели со стороны ракеты, отличающийся тем, что цель облучают с одной передающей антенны, находящейся на конце продольной оси ракеты, непрерывным сигналом с частотной модуляцией по одностороннему пилообразно линейно возрастающему закону (НЛЧМ сигнал), а принимают отраженные от цели НЛЧМ сигналы установленными на ракете двумя разнесенными в пространстве и находящимися в плоскости, перпендикулярной продольной оси ракеты, на окружности с центром, совпадающим с продольной осью ракеты, на одинаковом расстоянии друг от друга, приемными антеннами, диаграммы направленности которых образуют в пространстве равносигнальное направление приема электромагнитного сигнала, а также тем, что дважды, по раздельно, перемножают отраженные от цели и излученный НЛЧМ сигналы и дважды выделяют разностные сигналы конкретной частоты Fp=DiFmdfm/C±2Vifo/C, где: С и Vi - скорость света и радиальная скорость цели; fo, Fm и dfm - несущая частота, девиация частоты и частота модуляции НЛЧМ сигнала; Di - расстояние от антенн РЛС до цели, при котором проводят процесс самонаведения, и если моменты обнаружения разностных сигналов не совпадают, то, многократно, проводят перемещение ракеты в сторону равносигнального направления приема, в направлении приемной антенны, первой начинающей принимать отраженный от цели НЛЧМ сигнал, проводя поочередно торможение и ускорение ракеты, и повторяют это до момента, когда обнаружения разностных сигналов начнут совпадать во времени, что будет соответствовать нахождению цели на равносигнальном направлении приема электромагнитного сигнала и окончанию процесса самонаведения ракеты с оружием на цель в одной плоскости, после чего ракету поворачивают на 90° вокруг ее продольной оси и, аналогично, повторяют процесс самонаведения ракеты на цель в другой плоскости, до момента, когда принятые обеими приемными антеннами НЛЧМ сигналы начнут обнаруживаться одновременно, что будет соответствовать нахождению цели на равносигнальном направлении приема максимума электромагнитного сигнала и окончанию процесса самонаведения ракеты с оружием на цель.

2. Ракета с устройством самонаведения ракеты с оружием на цель и установленными на ракете: радиолокационной станцией (РЛС); двумя двигателями коррекции (ДК) движения ракеты перпендикулярно ее продольной оси и средством нападения (СН), отличающаяся тем, что РЛС содержит передающую антенну, установленную на конце продольной оси ракеты и подключенную к высокомощному выходу передатчика непрерывного сигнала с частотной модуляцией по одностороннему пилообразно линейно возрастающему закону (НЛЧМ сигнал), маломощный выход которого подключен к вторым входам первого и второго смесителей и две приемные антенны, установленные в плоскости, перпендикулярной продольной оси ракеты, на окружности с центром, совпадающим с продольной осью ракеты, на одинаковом расстоянии друг от друга, диаграммы направленности которых образуют в пространстве равносигнальное направление приема электромагнитного сигнала, при этом выход первой приемной антенны, через первые: смеситель и обнаружитель разностного сигнала (ОРС), а также выход второй приемной антенны, через вторые: смеситель и ОРС, подключены к входам срабатывающего по фронту фазового детектора с запоминанием знака, оба выхода которого, через последовательно соединенные элементы ИЛИ и задержки, подключены к триггеру, первый и второй выходы которого подключены к схемам пуска ДК торможения и ускорения ракеты, первый и второй выходы срабатывающего по фронту фазового детектора с запоминанием знака подключены к схемам пуска, соответственно, первого и второго ДК движения ракеты перпендикулярно ее продольной оси, выход элемента ИЛИ, через селектор импульса и регистр сдвига, подключен к схеме пуска ДК поворота ракеты на 90° вокруг продольной оси, выход первого смесителя подключен к выходной шине, второй выход регистра сдвига подключен к входу схемы пуска СН.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к лазерной технике и может быть использовано при оптической локации быстроперемещающихся объектов. Достигаемый технический результат - повышение эффективности оптической локации и селекции высокоскоростных целей в условиях действия помех.

Изобретение относится к способам для определения состояния поверхности дорожного полотна, на котором возможно образование слоя воды, снега или льда. Контролируемый участок поверхности дороги зондируют электромагнитными волнами, принимают отраженные от этого участка поверхности электромагнитные волны, определяют фазовый сдвиг между падающими и отраженными волнами или изменение амплитуды (мощности) принимаемых волн по отношению к их значениям для падающих волн, предварительно определяют, соответственно, основной фазовый сдвиг этих волн или основное изменение амплитуды (мощности) этих волн в отсутствие покрывающего слоя на поверхности дороги.

Изобретение относится к области радиолокации и может быть использовано в автономных бортовых радиосистемах управления посадкой летательных аппаратов. Достигаемый технический результат - расширение функциональных возможностей за счет измерения составляющих вектора скорости.

Изобретение относится к способам для определения состояния поверхности дорожного полотна, на котором возможно образование слоя воды, снега или льда. Контролируемый участок поверхности дороги зондируют электромагнитными волнами по нормали к ней, принимают отраженные от этого участка поверхности электромагнитные волны.

Изобретение относится к области радиолокационной техники и может быть использовано при построении различных радиолокационных систем, предназначенных для определения дальности до поверхности земли, использующих принцип отражения радиоволн (радиодальномеры или дальномеры).
Изобретения относятся к области радиолокации и могут быть использованы в радиолокационных станциях (РЛС) для защиты от импульсных помех. Достигаемый технический результат - формирование признаков импульсной и, в частности, синхронной ответной помехи и ее распознавание на любой дальности.

Изобретение относится к области радиолокации, в частности к юстировочным щитам. Юстировочный щит моделирует прямые и зеркально отраженные от земли радиосигналы, идущие от ракеты и цели на конечном участке наведения.

Изобретение относится к радиотехническим средствам приема и передачи сигналов, в частности к RFID-считывателям систем распознавания объектов. Техническим результатом является повышение чувствительности приемного канала приемно-передающего тракта считывателя за счет введенного устройства компенсации, осуществляющего компенсацию паразитного отраженного излучения в приемном канале считывателя.

Изобретение относится к области радиолокации. Достигаемый технический результат - повышение качества обнаружения и сопровождения воздушных объектов.

Изобретения относятся к области радиолокации. Достигаемый технический результат - распознавание импульсов помехи, в том числе импульсов ответной помехи в потоке принимаемых сигналов от источников радиоизлучений.

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.

(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.

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.

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