Способ стрельбы по движущейся цели противотанковой управляемой ракетой



Владельцы патента RU 2564051:

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

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, а более конкретно - к управляемому вооружению.

Изобретение предназначено для управления комплексом вооружения при поражении движущихся наземных или малоскоростных воздушных целей и может быть использовано, например, для подразделения противотанковых ракетных комплексов (ПТРК).

В качестве прототипа выбран способ стрельбы по движущейся цели [Патент RU №2463543 от 10.10.2012 г. МПК F41G 7/00 - Способ прямого наведения вооружения на движущуюся цель], который заключается в следующем.

В пульт управления командира вводятся географические координаты местоположения командира и операторов вооружения подразделения. Полярные координаты цели, например, со средств радиолокационной разведки автоматически поступают в пульт управления командира; на дисплее пульта управления отображается символ, обозначающий тип цели, номер цели и ее координаты. Командир формирует приказ на уничтожение цели. Координаты цели в пульте командира пересчитываются в полярные координаты относительно местоположения оператора вооружения и передаются в пульт оператора вооружения. Оператор осуществляет разворот вооружения в направлении цели.

В это время цель сопровождается с помощью средств разведки, осуществляется последовательный замер ее координат и ввод их в пульт управления командира, где производится расчет уточненных полярных координат (дальность, дирекционный угол, угол места) цели относительно местоположения вооружения оператора и повторная передача их на пульт оператора вооружения. Оператор вооружения донацеливает вооружение на цель с учетом ее движения по значениям уточненного дирекционного угла и угла места цели.

Обновление координат цели оператору вооружения осуществляется до момента получения от оператора вооружения признака, что цель им обнаружена. После чего оператор берет цель на сопровождение, совершает пуск ракеты и осуществляет ее наведение на цель.

Недостатком прототипа является то, что движущаяся цель может быть не поражена из-за особенностей движения цели и технических возможностей комплекса.

Задачей изобретения является обеспечение поражения движущейся цели на дальней границе зоны поражения комплекса за счет выработки разрешения на стрельбу, обеспечение выбора рациональной траектории полета ракеты за счет расчета точки встречи ракеты с целью в момент пуска, обеспечение высокой автономной работы пусковой установки комплекса при поражении движущихся целей за счет постоянного автоматического замера полярных координат цели с помощью лазерного дальномера при ее сопровождении телетепловизионным прицелом оператора пусковой установки ракетного комплекса.

Указанная задача достигается за счет того, что в известном способе стрельбы по движущейся цели противотанковой управляемой ракетой, включающем поиск цели, замер полярных координат цели, передачу их в пульт управления, формирование и выдачу команды целеуказания на пусковую установку, нацеливание вооружения на цель, взятие цели на автоматизированное сопровождение, пуск и сопровождение ракеты на цель, новым является то, что после замера полярных координат цели в пульте управления рассчитывают дальность до точки встречи управляемой ракеты с целью, в пульте управления дополнительно вырабатывают разрешение R=1 на пуск управляемой ракеты по цели, исходя из условия, что

Dтв≤Dmax и Vцугл≤Vmax, где

R - признак разрешения на пуск в текущий момент времени (0 - пуск запрещен, 1 - пуск разрешен);

Dтв - дальность от комплекса вооружения до точки встречи управляемой ракеты с целью;

Dmax - максимальная дальность стрельбы комплекса вооружения;

Vцугл - угловая скорость цели относительно комплекса вооружения;

Vmax - максимальная угловая скорость сопровождения цели, которую может реализовать комплекс вооружения при стрельбе по движущейся цели,

пуск управляемой ракеты на цель осуществляют с превышением траектории полета ракеты над целью, а уровень превышения и тип траектории полета ракеты выбирают в пульте управления в момент нажатия кнопки пуск в зависимости от дальности до точки встречи ракеты с целью.

Стрельба по движущейся цели противотанковой управляемой ракетой по предлагаемому способу осуществляется следующим образом.

Средства разведки командира и оператор вооружения могут располагаться на местности произвольно. При этом осуществляется совместное ориентирование средств разведки и вооружения оператора относительно географических координат. Осуществляется поиск цели, периодический замер ее координат и сопровождение цели средствами разведки, например, с помощью радиолокационной станции с определением полярных координат цели относительно средства разведки. В процессе сопровождения цели замеренные координаты передаются в пульт управления, где рассчитываются географические координаты цели относительно земной поверхности.

Командир формирует приказ на уничтожение цели, координаты цели в пульте управления пересчитываются из географической системы координат в полярную, причем координатами центра данной полярной системы координат являются координаты местоположения оператора вооружения, и автоматически по средствам связи передаются на приводы автоматизированной пусковой установки (АПУ).

До пуска ракеты на пульт управления передаются координаты цели, обновленные по результатам сопровождения цели средствами разведки. В пульте управления по данным нескольких засечек координат цели осуществляется расчет параметров движения цели (угловая скорость цели, скорость цели в направлении комплекса вооружения) и координат точки встречи ракеты с целью, исходя из условия, что пуск ракеты будет осуществлен в данный момент времени.

Пульт управления по приказу командира выдает команду на разворот АПУ в направлении цели и оператор вооружения с помощью телетепловизионного прицела осуществляет поиск цели и нацеливание вооружения на цель. При обнаружении цели она берется на сопровождение с помощью автомата сопровождения АПУ.

В пульте управления вырабатывают разрешение R=1 на пуск управляемой ракеты по цели, исходя из условия, что цель к моменту ее поражения будет находиться в зоне поражения комплекса и комплекс способен осуществить наведение ракеты на цель, исходя из ее скоростных характеристик, т.е.

R=1, если

Dтв≤Dmax и Vцугл≤Vmax, где

R - признак разрешения на пуск в текущий момент времени (0 - пуск запрещен, 1 - пуск разрешен);

Dтв - дальность от комплекса вооружения до точки встречи управляемой ракеты с целью;

Dmax - максимальная дальность стрельбы комплекса вооружения;

Vцугл - угловая скорость цели относительно комплекса вооружения;

Vmax - максимальная угловая скорость сопровождения цели, которую может реализовать комплекс вооружения, при стрельбе по движущейся цели.

После захвата цели и выработки разрешения на стрельбу оператор совершает пуск ракеты на цель. При этом в момент нажатия кнопки «Пуск» уточняется дальность до точки встречи ракеты с целью и пуск управляемой ракеты на цель осуществляют с превышением траектории полета ракеты над целью, а уровень превышения и тип траектории полета ракеты выбирают в пульте управления в зависимости от дальности до точки встречи ракеты с целью. Выбор траектории полета ракеты на цель и уровня превышения ее траектории над целью необходим для обеспечения качественного сопровождения цели с минимальными помехами и для наведения ракеты с помощью автомата сопровождения цели. Так при стрельбе по цели, находящейся на дальней границе зоны поражения, реализуется максимальное превышение ракеты над линией визирования цели, например, на 3÷4 м, на большей части траектории. При стрельбе по цели, находящейся на 100 м от пусковой установки, превышение реализуется нулевым.

Цель автоматически удерживается в перекрестии телетепловизионного прицела с помощью автомата сопровождения, и ракета автоматически наводится на цель, сопровождаемую телетепловизионным прицелом.

В частном случае стрельбы по движущейся цели оператор вооружения самостоятельно осуществляет разведку цели с помощью телетепловизионного прицела автоматизированной пусковой установки. В этой ситуации в развитие предлагаемого способа разработан способ, когда поиск цели осуществляют с помощью телетепловизионного прицела пусковой установки, а замер полярных координат цели осуществляют лазерным дальномером пусковой установки. С целью автоматического замера полярных координат цели без участия оператора вооружения разработан способ, когда замер полярных координат цели осуществляют лазерным дальномером пусковой установки автоматически после взятия цели на сопровождение автоматом сопровождения телетепловизионного прицела с частотой 0,5÷20 Гц.

Стрельба по движущейся цели противотанковой управляемой ракетой по предлагаемому способу осуществляется следующим образом.

Оператор самостоятельно осуществляет поиск цели с помощью телетепловизионного прицела АПУ. При обнаружении цели оператор назначает цель для ее сопровождения автоматом сопровождения АПУ. Осуществляется замер полярных координат цели либо по команде оператора АПУ, либо автоматически с частотой, например, 0,5÷20 Гц. Дальность до цели измеряется с помощью дальномера АПУ, а с датчиков приводов наведения снимаются показания значений углов наведения. Замеренные полярные координаты цели (горизонтальный и вертикальный углы цели, дальность до цели) передаются в пульт управления, где рассчитываются параметры движения цели и определяется точка встречи ракеты с целью.

Автоматический замер полярных координат цели лазерным дальномером пусковой установки при сопровождении цели позволит обеспечить автономную работу ракетного комплекса при поражении движущейся цели за счет того, что сопровождение цели осуществляется с помощью телетепловизионного прицела пусковой установки, замер полярных координат осуществляется с помощью лазерного дальномера телетепловизионного прицела пусковой установки, а выработка разрешения на стрельбу и выбор траектории полета ракеты осуществляется с помощью пульта управления.

Для реализации описанного способа может быть использована автоматизированная пусковая установка (АПУ), аналогичная пусковой установке многоцелевого ракетного комплекса большой дальности «Корнет-ЭМ» [«Горизонты КБП» - №4/2012, «Многоцелевой ракетный комплекс «Корнет-ЭМ», стр. 9-11]. АПУ с размещенными на ней готовыми к пуску управляемыми ракетами оснащена телетепловизионным прицелом с телевизионными камерами высокого разрешения и тепловизором третьего поколения, встроенным лазерным дальномером и лазерным каналом наведения ракет, а также интегрированной управляющей системой с автоматом сопровождения целей и приводами наведения пусковой установки и телетепловизионного прицела, пультом управления.

Указанные в способе новые операции реализуются с использованием пульта управления, автомата сопровождения цели, лазерного дальномера, телетепловизионного прицела, пусковой установки с приводами наведения.

Использование описанных способов позволит повысить эффективность поражения движущейся цели особенно на дальней границе зоны поражения комплекса за счет введения новых режимов работы телетепловизионного прицела и лазерного дальномера, а также за счет выработки разрешения на стрельбу, выбора в момент пуска рациональной траектории полета ракеты за счет расчета точки встречи ракеты с целью, обеспечить автономную работу комплекса при поражении движущихся целей за счет постоянного автоматического замера полярных координат цели с помощью лазерного дальномера при ее сопровождении телетепловизионным прицелом пусковой установки ракетного комплекса.

1. Способ стрельбы по движущейся цели противотанковой управляемой ракетой, включающий поиск цели, замер полярных координат цели, передачу их в пульт управления, формирование и выдачу команды целеуказания на пусковую установку, нацеливание вооружения на цель, взятие цели на автоматизированное сопровождение, пуск и сопровождение ракеты на цель, отличающийся тем, что после замера полярных координат цели в пульте управления рассчитывают дальность до точки встречи управляемой ракеты с целью, в пульте управления дополнительно вырабатывают разрешение R=1 на пуск управляемой ракеты по цели, исходя из условия, что
Dтв≤Dmax и Vцугл≤Vmax,
где
R - признак разрешения на пуск в текущий момент времени (0 - пуск запрещен, 1 - пуск разрешен);
Dтв - дальность от комплекса вооружения до точки встречи управляемой ракеты с целью;
Dmax - максимальная дальность стрельбы комплекса вооружения;
Vцугл - угловая скорость цели относительно комплекса вооружения;
Vmax - максимальная угловая скорость сопровождения цели, которую может реализовать комплекс вооружения при стрельбе по движущейся цели,
пуск управляемой ракеты на цель осуществляют с превышением траектории полета ракеты над целью, а уровень превышения и тип траектории полета ракеты выбирают в пульте управления в момент нажатия кнопки пуск в зависимости от дальности до точки встречи ракеты с целью.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что поиск цели осуществляют с помощью телетепловизионного прицела оператора пусковой установки, а замер полярных координат цели осуществляют лазерным дальномером прицела оператора пусковой установки.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что поиск цели осуществляют с помощью телетепловизионного прицела оператора пусковой установки, а замер полярных координат цели осуществляют лазерным дальномером прицела оператора пусковой установки автоматически с частотой 0,5÷20 Гц после взятия цели на сопровождение телевизионным автоматом сопровождения телетепловизионного прицела.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к оборонной технике, а именно к устройству управления захватом цели и пуском ракеты переносного зенитного комплекса с оптической головкой самонаведения (ОГС).
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).

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 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.

Изобретение относится к области военной техники и может быть использовано на летательных аппаратах (ЛА) для их защиты от атакующих управляемых ракет класса «воздух-воздух» и «земля-воздух». Предлагаемый способ осуществляется системой активной защиты (САЗ), содержащей датчики обнаружения ультрафиолетового и инфракрасного излучений, датчики обнаружения лазерного облучения, радиолокатор обнаружения атакующих ракет и станцию радиотехнической разведки, устройство управления комплекса радиоэлектронного подавления и устройство управления САЗ, лазерную станцию оптико-электронного подавления, станцию активных радиопомех, устройства выброса ложных целей, пусковую установку защитных боеприпасов, бортовую радиолокационную станцию, подсистему автоматического управления ЛА, комплекс навигационного оборудования, бортовые сети переменного и постоянного тока. Технический результат - повышение защиты ЛА от попадания в него управляемых ракет. 4 н. и 4 з.п. ф-лы, 7 ил.
Изобретение относится к способам уничтожения воздушной цели зенитными управляемыми ракетами (ЗУР). Для уничтожения воздушной цели излучают ложный сигнал с параметрами, аналогичными параметрам сигнала РЛС наведения ЗУР на определенной частоте, осуществляют поиск, обнаружение и измерение параметров радиоэлектронных помех противника. При обнаружении помехи создают помехи на определенных частотах с позиции РЛС и с позиции, удаленной от РЛС ЗРК на расстоянии не менее радиуса поражения РЛС самонаводящимся на радиоизлучение оружием, откуда излучают ложный сигнал. Обеспечивается повышение вероятности уничтожения воздушной цели противника. 1 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к способам обнаружения и высокоточного определения параметров скоростных летящих целей, а также к головкам самонаведения, используемым для формирования сигналов управления в зенитных ракетных комплексах. В предлагаемом способе обнаружения и высокоточного определения параметров скоростных летящих целей сначала осуществляют действия по выделению целеподобных объектов от помех фона и иных низкоскоростных крупногабаритных помех. Далее производят выделение цели по комплексу признаков: яркость, геометрические размеры, взаимное расположение частей, форма и т.д. Также определяют характер траектории движения выделенных объектов: цель движется практически прямолинейно, а помехи разлетаются по различным направлениям. Затем производится анализ траекторий движения объектов, наиболее похожих на цель по движению. Суммарные данные группируют в совокупности или образы, сопоставляют их с «эталонными» образами, хранящимися в памяти, и определяют координаты цели. Технический результат - улучшение точности поражения цели ракетой. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения систем наведения управляемых снарядов и может быть использовано в системах наведения (СН) с телеориентацией снаряда в луче лазера. Технический результат – расширение функциональных возможностей на основе обеспечения рационального размера поля управления на всем участке полета снаряда: увеличение размера луча до потребных значений на начальном участке наведения снаряда, когда его отклонения достигают максимальных значений, и дальнейшее плавное уменьшение размера до значения, приемлемого для основного участка полета, с возможностью коррекции коэффициента передачи в поле управления, различного в вертикальном и горизонтальном каналах. Для этого по сравнению с известным способом наведения управляемого снаряда, телеориентируемого в луче лазера, включающим формирование модулированного оптического поля управления с помощью двух инжекционных лазеров, излучающие области которых расположены перпендикулярно осям двух измеряемых координат снаряда, и обеспечение постоянного линейного размера поля RЛ на полетной дальности снаряда путем изменения фокусного расстояния панкратического объектива, новым является то, что в первом варианте предлагаемого способа в течение времени от момента запуска снаряда до момента , где ωср - частота среза системы управления снарядом, рад/с, увеличивают размер поля до величины (1,8÷2,3)RЛ, а с момента времени t1 уменьшают его к моменту времени до величины RЛ посредством дополнительного варьирования программы изменения фокусного расстояния панкратического объектива. Во втором варианте - по сравнению с известным способом наведения управляемого снаряда, телеориентируемого в луче лазера, включающим формирование модулированного оптического поля управления с помощью двух инжекционных лазеров, излучающие области которых расположены перпендикулярно осям двух измеряемых координат снаряда, обеспечение постоянного линейного размера поля RЛ на полетной дальности снаряда путем изменения фокусного расстояния панкратического объектива и коррекцию по времени коэффициента передачи в поле управления, новым является то, что в течение времени от момента запуска снаряда до момента , где ωср - частота среза системы управления снарядом, рад/с, увеличивают размер поля до величины (3,0÷4,0)RЛ, а с момента времени t1 уменьшают его к моменту времени до величины RЛ посредством дополнительного варьирования программы изменения фокусного расстояния панкратического объектива, при этом коррекцию по времени коэффициента передачи в поле управления на участке полета снаряда до момента времени t2 производят различной по каждой из двух измеряемых координат. Применение предлагаемых вариантов способа позволяет повысить точность наведения снаряда на начальном участке полета при обеспечении требуемого энергетического потенциала лазерного луча на дальнейшем участке наведения. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способу определения условия возможного пуска беспилотного летательного аппарата (БПЛА). Для определения возможности пуска с помощью первого пользовательского интерфейса вводят координаты цели, количество и координаты пунктов перемены маршрута, курс стрельбы, угол подхода к цели, угол целеуказания, признак и размер цели, тип топлива, скорость ветра, отображают текущие параметры носителя, через равные промежутки времени в вычислительном модуле носителя рассчитывают точку предполагаемого начала поиска цели, время выхода БПЛА на рубеж атаки, вероятность захвата цели активной радиолокационной головкой самонаведения, минимальную и максимальную дальность использования БПЛА, способ обнаружения цели, суммарную траекторию полета БПЛА до цели, необходимое количество топлива, которые отражают на экране второго пользовательского интерфейса носителя, выводят на экран с помощью третьего пользовательского интерфейса диаграмму отображения траектории полетного задания БПЛА, цель, пункты перемены маршрута, траекторию полета БПЛА, зону неопределенности положения цели, точку начала поиска цели, радиус рубежа атаки, угол прокачки антенны, передают в БПЛА полетное задание и дают разрешение на пуск при условии вхождения параметров в пределы заданных диапазонов. Обеспечивается точность определения момента выдачи команды на пуск БПЛА с разных типов носителей. 3ил.

Изобретение относится к гирокоординаторам головок самонаведения, используемых в системах управления ракет и артиллерийских управляемых снарядов. В гирокоординаторе головки самонаведения управляемого ракетного и артиллерийского вооружения, содержащем корпус, ротор на внутреннем кардановом подвесе, во внутренней рамке которого размещены оптическая система и приемник излучения, основание карданова подвеса, установленное в корпусе с возможностью поворота и продольного перемещения упругим элементом сжатия-кручения, на заднем торце основания установлена втулка с выступом и пазом, контактирующая выступом с ограничительной поверхностью, выполненной во фланце, закрепленном на задней стенке корпуса, фиксатор, в нем на выступе втулки со стороны, направленной к ограничительной поверхности, в направлении поворота выполнен уступ, а на ограничительной поверхности, контактирующей с выступом в направлении поворота, выполнен паз, расстояние до которого от опорной плоскости ограничительной поверхности в продольном направлении равно перемещению основания карданова подвеса при разарретировании за вычетом высоты уступа в продольном направлении. Технический результат – повышение устойчивости гирокоординатора головки самонаведения к продольному ускорению при сохранении жесткости упругого элемента в продольном направлении. 2 ил.

Изобретение относится к области стрельбы и управления огнем артиллерии, а именно к стрельбе и управлению огнем артиллерии при стрельбе высокоточными боеприпасами с закрытой огневой (стартовой) позиции. Технический результат – расширение функциональных возможностей за счет учета отклонений разрыва (центра группы разрывов (ЦГР)), центра группы разрывов боевых элементов (ЦГР БЭ) высокоточных боеприпасов по результатам засечки разрыва (ЦГР, ЦГР БЭ) для определения координат новой точки прицеливания с целью сокращения времени и расхода высокоточных боеприпасов на уничтожение целей при стрельбе высокоточными боеприпасами. Для этого при непопадании высокоточного боеприпаса в цель происходит учет отклонений разрыва (ЦГР, ЦГР БЭ) высокоточных боеприпасов от центра цели для определения установок по новой точке прицеливания с использованием результатов предыдущего пуска. Новая точка прицеливания определяется с учетом отклонения разрыва (ЦГР, ЦГР БЭ) высокоточного боеприпаса от цели по дальности и направлению. Установки для пусков (выстрелов) определяются способом полной (сокращенной) подготовки с огневой (стартовой) позиции артиллерии по центру цели. 2 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2015-09-27 2015-09-27T02:22:09
Наверх