Способ определения угла крена бесплатформенной инерциальной навигационной системы вращающегося по крену артиллерийского снаряда

Заявленное изобретение относится к способам определения угла крена бесплатформенной инерциальной навигационной системы вращающегося по крену артиллерийского снаряда. Для определения угла крена измеряют угловые скорости снаряда в связанной со снарядом вращающейся по крену системе координат, демодулируют угловые скорости, перпендикулярные продольной оси снаряда, углом крена с поправкой. Поправку определяют как предварительное и последующее корректируемое значение. Предварительное значение определяют по фазе между средними сглаженными значениями интегралов демодулированных угловых скоростей. Последующее значение определяют по интегралу угловой скорости разворота снаряда по рысканию с определенным коэффициентом. Обеспечивается повышение точности определения угла крена, тангажа и рыскания снаряда. 1 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к способам определения угловой ориентации снаряда, основанным на измерении угловой скорости снаряда бесплатформенной инерциальной навигационной системой, установленной на вращающемся по крену снаряде. Измерение угловой скорости вращения снаряда осуществляется в проекциях на взаимно ортогональные оси связанной со снарядом вращающейся по крену системы координат, причем одна из осей инерциальной навигационной системы коллинеарна оси вращения снаряда по крену. Измерение угловой скорости вращения снаряда осуществляется МЕМС-датчиками - микромеханическими датчиками угловой скорости (ДУС). Изобретение может быть использовано для определения углов крена, тангажа и рыскания снаряда на баллистическом участке траектории.

Перед запуском снаряда (например, артиллерийского) имеется достаточно навигационной информации, чтобы выполнить выставку инерциальной навигационной системы. Запуск снаряда характеризуется высокими перегрузками. Во время запуска большинство навигационных систем не функционирует, поэтому после запуска необходимо выполнить выставку навигационной системы, в частности угла крена. Кроме того, при определении крена в бесплатформенных инерциальных навигационных системах MEMS-датчиками показания датчиков необходимо корректировать вследствие наличия их уходов, составляющих 0.05-0.1% и не обеспечивающих требуемой точности определения угла крена на вращающихся по крену снарядах.

Известен способ определения угла крена вращающихся по крену снарядов (патент США US 7395987), использующий фазу синусоидальной угловой скорости, измеряемой инерциальными датчиками (ДУС или акселерометрами), расположенными в плоскости, перпендикулярной оси вращения снаряда по крену. Коллинеарно оси вращения снаряда по крену установлен ДУС крена (ДУСх), измеряющий угловую скорость вращения снаряда по крену. Определение угла крена снаряда осуществляется интегрированием сигнала ДУСх, причем фаза крена корректируется при помощи замкнутого контура обратной связи по крену, для чего сигналы инерциальнных датчиков (ДУСу, ДУСz), расположенных в плоскости, перпендикулярной оси вращения снаряда по крену, демодулируются сигналами синуса и косинуса скорректированного угла крена, полученного суммированием интеграла сигнала ДУСх и сигнала обратной связи крена. Сигнал обратной связи крена вычисляется равным арктангенсу демодулированных и отфильтрованных фильтрами низких частот сигналов ДУСу и ДУСz, расположенных в плоскости, перпендикулярной оси вращения снаряда по крену. К недостаткам указанного способа определения угла крена следует отнести невозможность определения угла крена в случае наличия уходов ДУСх.

Известен также способ определения угла крена по патенту США US 8047070, принятый за прототип, отличающийся от патента US 7395987 тем, что демодулированные сигналы угловой скорости инерциальных датчиков, расположенных в плоскости, перпендикулярной продольной оси снаряда, интегрируют, полученные сигналы фильтруют адаптивными фильтрами, причем фильтрация указанных сигналов включает определение основной частоты колебаний с целью ее подавления. Определение основной частоты колебаний осуществляется при применении преобразования Фурье. Коррекция фазы крена, формируемая в цепи обратной связи угла крена, производится фазой, равной арктангенсу демодулированных сигналов интегралов угловых скоростей. Фильтрация сигналов включает также формирование скользящего среднего значений полученных оценок фазы крена с периодом времени усреднения, равным периоду основной частоты колебаний. К недостаткам такого способа определения угла крена следует отнести сложность его определения.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение точности определения угла крена при достаточной простоте способа, а также определение углов тангажа и рыскания снаряда.

Поставленная задача решается тем, что в способе определения угла крена бесплатформенной вращающейся по крену инерциальной навигационной системы снаряда, при котором измеряют угловые скорости снаряда в связанной со снарядом вращающейся по крену системе координат, демодулируют угловые скорости, перпендикулярные продольной оси снаряда, углом крена, вычисляемым с поправкой, вводимой за счет обратной связи по углу крена, причем поправку угла крена определяют как предварительное значение поправки угла крена и последующее корректируемое значение поправки угла крена. Предварительное значение поправки угла крена определяют по фазе между средними сглаженными значениями интегралов демодулированных угловых скоростей, а последующее значение поправки - по интегралу угловой скорости разворота снаряда по рысканию, вводимой с коэффициентом, соответствующим требуемой точности определения угла крена. Последующую поправку угла крена осуществляют из условия обеспечения требуемой точности определения угла тангажа, для чего поправку угла крена вводят с дискретностью, заведомо превышающей период собственных колебаний снаряда.

Предлагаемый способ определения угла крена γu осуществляется следующим образом. Предварительная настройка основана на том, что на баллистическом участке траектории снаряд разворачивается в сторону уменьшения угла тангажа и практически не разворачивается по углу рыскания, при этом по измеренным инерциальной системой приращениям углов тангажа ϑu и рыскания ψu можно определить ошибку начальной выставки угла крена. Углы тангажа и рыскания определяют интегрированием демодулированных сигналов датчиков угловой скорости ДУСу и ДУСz, измеряющих проекции угловой скорости вращения снаряда ωy1, ωz1 на оси, связанной со снарядом вращающейся по крену системы координат. Демодуляция осуществляется в соответствии с зависимостями:

Начальные значения измеренных углов тангажа и рыскания (ϑ0 и ψ0), соответствующие расчетным значениям углов тангажа и рыскания в момент начала предварительной настройки, вводят в аппаратуру снаряда перед запуском, последующие значения получают интегрированием выражений (1), (2).

Демодуляция сигналов производится сигналом крена, полученным интегрированием сигнала угловой скорости вращения снаряда по крену. Угловая скорость вращения снаряда по крену определяется в соответствии с зависимостью:

Угол крена получают интегрированием измеренной угловой скорости крена. Начальное значение угла крена считается произвольным (например, нулевым).

Предварительная настройка осуществляется следующим образом. Определяется интервал времени (0.5 с) таким образом, чтобы он был достаточно велик, чтобы усреднить колебательную составляющую приращений измеренных углов, и достаточно мал, чтобы на усреднение существенно не повлиял баллистический разворот снаряда.

В течение предварительной настройки вычисляются приращения ϑr и ψr измеренных углов тангажа ϑu и рыскания ψu относительно начальных значений ϑ0 и ψ0:

В момент начала предварительной настройки должны быть выставлены начальные нулевые значения для сумматоров Sϑ=0, Sψ=0, затем осуществляются операции:

По окончании указанного интервала (0.5 с) вычисляются величины ϑrs и ψrs, которые равны усредненным на этом интервале времени значениям ϑr и ψr:

где n - количество выполненных за 0.5 с операций;

после чего начальные значения углов тангажа и рыскания ϑ0 и ψ0 корректируются:

С этого момента времени продолжают вычисляться величины ϑr и ψr с обновленными начальными значениями ϑ0 и ψ0. Поправка, вносимая в величины ϑ0 и ψ0, позволяет практически исключить ошибки, обусловленные начальной фазой углов тангажа и рыскания, возникающей вследствие колебаний снаряда.

В течение последующего интервала времени (2.5 с) сигналы ϑr и ψr фильтруются с начальными нулевыми значениями апериодическими фильтрами, на выходе которых получают величины ϑra и ψra.

По окончании предварительной настройки (3 с) однократно осуществляется корректировка фазы крена в соответствии с зависимостью:

На этом предварительная настройка завершается.

Последующая подстройка крена осуществляется в соответствии с зависимостью:

где - фильтрованное апериодическим фильтром измеренное значение угловой скорости рыскания;

h - период дискретизации.

Коэффициент K1 обратно пропорционален угловой скорости баллистического разворота снаряда по тангажу и вводится, чтобы скомпенсировать влияние изменения угловой скорости тангажа на динамику изменения крена снаряда с учетом того, что

имеем

коэффициент K1 определяется в соответствии с зависимостью:

Коэффициент пропорциональности 0.35 определяется из условия обеспечения требуемого переходного процесса подстройки крена.

В отличие от способа определения крена, описанного в патенте US 8047070, принятом за прототип, определение крена по фазе сигналов тангажа и рыскания производится только при предварительной настройке крена. Последующая подстройка крена осуществляется по интегралу угловой скорости разворота снаряда по рысканию.

Предлагаемое изобретение иллюстрируется графическими материалами, приведенными на фиг. 1-9. На фиг. 1, 2 приведены процессы предварительной настройки крена в предлагаемом способе угловой ориентации: на фиг. 1 - процесс предварительной настройки угла крена, осуществляемый с 1.0 с до 4.0 с; на фиг. 2 - процессы подстройки углов тангажа и рыскания с 1 с до 4 с. На фиг. 1, 2 обозначено:

Δγu - ошибка в измерении крена;

ϑr, ψr, ϑrs, ψrs - углы, определяемые в соответствии с зависимостями 4-9;

ϑra, ψra - фильтрованные апериодическими фильтрами сигналы ϑrs и ψrs.

Из фиг. 2 видно, что через 0.5 с от момента начала функционирования алгоритма (на 1.5 с) происходит подстройка углов ϑr, ψr на величину ϑrs, ψrs, после чего осуществляется процесс фильтрации углов ϑr, ψr апериодическими фильтрами, на выходах которых получают величины ϑra, ψra. Через 3 с после начала подстройки (на 4 с) (фиг. 1) происходит одноразовая коррекция угла крена в соответствии с зависимостью (12).

Фиг. 3 поясняет способ определения поправки крена, изложенный в патенте US 7395987, при отсутствии колебаний снаряда и ухода датчика крена ДУСх. Поправка крена формируется по угловой скорости разворота снаряда в соответствии с зависимостью:

где Δγ - поправка крена;

где , - отфильтрованные апериодическими фильтрами угловые скорости разворота снаряда.

На фиг. 3 также обозначено:

ϑ, ϑu - угол тангажа снаряда и его измеренное значение;

Δγu - ошибка измеренного значения крена снаряда.

Для сравнения алгоритмов подстройки крена во всех рассмотренных алгоритмах подстройки осуществляется предварительная подстройка крена аналогично предлагаемому способу. Предварительная подстройка осуществляется с 1 с до 4 с. Из фиг. 3 видно, что подстройка крена осуществляется практически идеально: после окончания предварительной подстройки на 4 с ошибка угла крена Δγu изменяется с минус 180° до 1°. Угол тангажа снаряда при этом измеряется практически идеально. Однако при наличии ухода ДУСх, составляющего 0.05% (фиг. 4), ошибка крена после предварительной настройки непрерывно увеличивается, увеличивая ошибку определения тангажа.

Уменьшить ошибку измерения угла крена, обусловленную уходом ДУСх, позволяет способ, аналогичный способу, приведенному в патенте US 8047070 (фиг. 5). Поправка крена производится при этом в соответствии с зависимостью:

, обеспечивая интегрирование угловых скоростей тангажа и рыскания с выбранным шагом дискретизации, равным h. Коэффициент 0.35 позволяет оптимизировать переходные процессы подстройки крена. Ошибка измеренного угла крена при этом не превышает 10-5°, угла тангажа - не более 1-2°.

Однако при наличии колебаний снаряда с амплитудой, равной 2°, и подстройке угла крена указанным способом (фиг. 6) ошибка крена составит 18-5°, тангажа - 20°. Для исключения влияния колебаний снаряда на подстройку крена в патенте US 8047070 предлагается ввести фильтрацию ошибки крена с помощью скользящего среднего и преобразования Фурье.

Предлагаемый способ определения крена позволяет упростить процедуру определения поправки крена, обеспечивая требуемую точность определения крена.

Анализ процессов подстройки измеренного крена показал, что при наличии колебаний снаряда величина γu содержит колебания ошибки измерения угла крена на частоте колебаний снаряда. Поэтому использование величины γu для вычисления угловых скоростей тангажа и рыскания приводит к существенным ошибкам измерения углов тангажа и рыскания даже при несущественных (менее 1°) колебаниях ошибки измерения крена.

Поэтому величина поправки крена Δγ формируется таким образом, чтобы изменить частоту ошибки измеренного угла крена, выбирая ее заведомо ниже возможной частоты собственных колебаний снаряда, при этом интервал вычисления поправки угла крена, выбирается равным 1 с. Определение поправки угла крена производится при этом в соответствии с зависимостями:

t2=t, если t-t2=1.0 с

Процессы подстройки в этом случае приведены на фиг. 7. Ошибка определения крена составляет 10-2°, ошибка тангажа - не более 2°.

Указанный алгоритм эквивалентен алгоритму определения поправки крена в соответствии с зависимостью, соответствующей патенту US 8047070 (фиг. 8), при вычислении поправки угла крена и углов тангажа, рыскания с интервалом, равным 1 с:

где

t2=t, если t2-t=1.0 с,

Предлагаемый алгоритм (фиг. 9) отличается от алгоритма, приведенного на фиг. 7, тем, что вместо операции

выполняется операция

т.е. нелинейная функция arg заменяется линейной и это приводит к уменьшению динамической ошибки по крену. Эффект практически такой же, как в алгоритме, соответствующем фиг. 8, но при этом:

- не используется величина ;

- не вычисляется функция arg.

Таким образом, алгоритм проще прототипа (патент US 8047070), в котором используется вычисление arg(-ϑа+jψa), и проще аналога (патент US 7395987), в котором вычисляется

Дискретизация поправки угла крена 1 с в предлагаемом алгоритме позволяет уменьшить ошибку определения тангажа с 20° до не более 2°. Процессы подстройки крена в предлагаемом способе при отсутствии дискретизации приведены на фиг. 10.

Влияние колебаний снаряда на ошибку определения крена можно также уменьшить:

- увеличив постоянную времени апериодического фильтра, что приведет к снижению быстродействия алгоритма;

- применив фильтр, настроенный на подавление текущей частоты собственных колебаний, определить которую достаточно сложно при нерегулярных колебаниях снаряда.

Таким образом, предлагаемый способ определения угловой ориентации бесплатформенной инерциальной навигационной системы позволяет определить угловую ориентацию снаряда на баллистическом участке траектории.

1. Способ определения угла крена бесплатформенной инерциальной навигационной системы вращающегося по крену артиллерийского снаряда, при котором измеряют угловые скорости снаряда в связанной со снарядом вращающейся по крену системе координат, демодулируют угловые скорости, перпендикулярные продольной оси снаряда, углом крена, вычисляемым с поправкой, вводимой за счет обратной связи по углу крена, отличающийся тем, что поправку угла крена определяют как предварительное значение поправки угла крена и последующее корректируемое значение поправки угла крена, причем предварительное значение поправки угла крена определяют по фазе между средними сглаженными значениями интегралов демодулированных угловых скоростей, а последующее значение поправки - по интегралу угловой скорости разворота снаряда по рысканию, вводимой с коэффициентом, соответствующим требуемой точности определения угла крена.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что последующую поправку угла крена осуществляют из условия обеспечения требуемой точности определения угла тангажа, для чего поправку угла крена вводят с дискретностью, заведомо превышающей период собственных колебаний снаряда.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в управлении полётом ракеты. Изменяют направление потоконаправляющих поверхностей наклоном головной, хвостовой частей ракеты.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в высокоточном вооружении. Боевая часть (БЧ) с координатором цели содержит корпус с зарядом взрывчатого вещества кумулятивно-осколочного типа, парашют, источник питания, координатор цели с модулем хранения параметров цели, оптическим инфракрасным датчиком цели, магнитометрическим датчиком цели, устройством распознавания цели, устройство перемещения, автономную систему наведения с контроллером управления перемещением, навигационной системой, приемником навигационной системы, защитный кожух с тормозным устройством с парашютом и вытяжным фалом, механизм расстыковки парашюта с корпусом БЧ с координатором цели, пиропатрон.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к кассетным боевым частям боеприпасов. Кассетная боевая часть содержит корпус с зарядом взрывчатого вещества, парашют, источник питания, координатор цели, автономную систему наведения и устройство перемещения.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в сверхзвуковых крылатых ракетах. Сверхзвуковая крылатая ракета содержит планер, приборный отсек с блоками бортовой аппаратуры системы управления, сменную головку самонаведения, основное боевое снаряжение фугасного, проникающего, осколочно-фугасного типа, дополнительное боевое снаряжение с идентичными с головкой самонаведения массово-центровочными характеристиками.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым пулям. Управляемая пуля выполнена по двухступенчатой бикалиберной схеме.

Изобретение относится к боеприпасам и способам их применения, к гранатам и выстрелам для автоматических гранатометов, а также к способам стрельбы из автоматических гранатометов такими боеприпасами.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в системах наведения управляемых ракет. Задают методы совмещения трех точек, спрямления траектории наведения и пропорционального сближения наведения ракеты, ранжируют методы наведения ракеты по убывающему приоритету, формируют и сравнивают прогнозируемые и пороговые значения показателей угла места цели в момент пуска ракеты, угла пуска ракеты в вертикальной плоскости, дальности полета ракеты, скорости полета ракеты, угла пеленга ракеты, располагаемой перегрузки ракеты, угла встречи ракеты с целью, определяют границу зоны поражения ракеты, назначают выбранный метод наведения ракеты, сопровождают и измеряют координаты цели, прогнозируют показатели условия встречи ракеты с целью, выбирают метод наведения ракеты, определяют момент пуска и углы пуска ракеты, запускают ракету, наводят ракету на цель.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для управления полетом ракеты при летных испытаниях. Постоянно обследуют в течение всего отрезка времени от установки ракеты в пусковую установку до ее пуска с помощью бортового радиолокационного комплекса дистанционного зондирования Земли штатное и прогнозируемое места уничтожения ракеты в результате возможного нештатного изменения траектории полета, регистрируют в обоих местах появление несанкционированных объектов, существование которых подвергается опасности при самоликвидации ракеты, фиксируют, выявляют и идентифицируют несанкционированные объекты, одновременно вводят в программную систему управления полетом команду отсрочки момента самоликвидации, включают команду отсрочки самоликвидации ракеты или отвода ее в безопасное место, если к моменту пуска ракеты несанкционированные объекты все еще будут находиться в одном из мест ликвидации ракеты, запускают ракету, определяют текущие координаты и параметры движения ракеты, рассчитывают вероятную траекторию, формируют и передают на ракету команды на изменение траектории полета, постоянно передают на командный пункт данные о состоянии окружающей среды на трассе летных испытаний, прогнозируют возможные нештатные изменения траектории полета, приводящие к загрязнению поверхности земли, водоемов и воздуха, передают на ракету команды либо на продолжение полета к цели, либо на отклонение от траектории и уничтожение ракеты в районе с минимальным ущербом для окружающей среды.

Группа изобретений относится к способам и системам управления летательными аппаратами. В способе формирования линеаризованного сигнала на вращающейся по углу крена ракете разбивают период вращения ракеты на временные интервалы, измеряют и запоминают их длительности определенным образом.

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 способам наведения вращающегося по крену снаряда. Для инерциального наведения вращающегося по крену снаряда измеряют рассогласование между положением продольной оси снаряда и положением оси инерциального гироскопа, измеряют угловые скорости снаряда в связанной со снарядом вращающейся по крену системе координат относительно двух взаимно ортогональных поперечных осей снаряда, формируют сигнал управления рулевым приводом при превышении порогового значения рассогласования. Формируют дополнительные сигналы управления по угловой скорости на баллистическом участке траектории до начала инерциального наведения при превышении угловой скорости снаряда пороговых значений, определенных из условия обеспечения требуемой амплитуды колебания снаряда по углам атаки и скольжения. Обеспечивается угловая стабилизация снаряда. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к системам навигации и может быть использовано в ракетной технике. Авиационная ракета (АР) с инерциальной системой навигации с возможностью совершать вращение содержит гиродатчик угловой скорости тангажа, автоматическую систему управления со средствами автоматического управления. Автоматически вращают АР вокруг своей продольной оси, после каждого поворота АР вокруг своей оси меняют направление вращения, устраняют влияния масштабного коэффициента гиродатчика угловой скорости тангажа, корректируют дрейфы. Изобретение позволяет заменить гироскоп гиродатчиком угловой скорости тангажа в инерциальных системах навигации. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к военной технике, преимущественно к тактическим и оперативно-тактическим комплексам управляемого ракетного оружия (УРО) с баллистическими (аэробаллистическими) и высотными крылатыми ракетами. В состав оптико-электронной корреляционно-экстремальной СН ракеты дополнительно вводят лазерный высотомер (ЛВ). Функционирование СН начинают на удалении от цели и при высоте полета ракеты 1…20 км, при этом, в случае приема ЛВ отраженных подстилающей поверхностью сигналов выше порогового уровня, производят корреляционно-экстремальную привязку к подстилающей поверхности и коррекцию пикирующей траектории ракеты вплоть до окончания полета. В случае приема ЛВ отраженных сигналов ниже порогового уровня, осуществляют программный маневр ракеты в плоскости стрельбы с выходом на участок пологого планирования на высоте 100…500 м за 0,5…15,0 км от цели, производят корреляционно-экстремальную привязку к подстилающей поверхности и коррекцию планирующей траектории ракеты, с пикирующим конечным участком за 0,1…2,0 км от цели, вплоть до окончания полета. Изобретение позволяет расширить погодный диапазон применения ракет. 2 ил.

Изобретение относится к оборонной технике и может использоваться в комплексах управляемого вооружения для поражения неподвижных целей, расположенных в глубине боевых порядков противника. В систему наведения высокоточного оружия, содержащую наземную аппаратуру радиотелеметрического управления командного пункта и систему воздушного целеуказания, введен микропроцессорный оптимизатор ситуаций, соединенный с оборудованием, расположенным на ракете. До старта оптимизатор ситуаций соединен с первым входом дешифратора команд управления. После старта на начальном и промежуточном участках траектории движения осуществляется связь в режиме радиотелеуправления - по радиоканалу с радиоприемником и радиоответчиком ракеты. Выход радиоприемника соединен со вторым входом дешифратора команд управления, первый выход которого соединен с первым входом переключателя команд, его выход соединен с входом аппаратуры управления, ее первый выход соединен с входом рулевого привода, а второй выход - с входом радиоответчика. На ракете введен автономный симулятор линейки, состоящий из генератора автономного времени, симулятора высоты, нониусного симулятора, контроллера траектории движения. Второй выход дешифратора команд управления соединен с входом генератора автономного времени. Выход генератора автономного времени соединен с входом симулятора высоты, выход которого соединен с входом нониусного симулятора, его выход соединен с первым входом контроллера траектории движения, второй вход которого соединен с выходом генератора автономного времени. Выход контроллера траектории движения соединен со вторым входом переключателя команд, третий вход которого соединен с выходом генератора автономного времени. Технический результат - улучшение тактических возможностей наземной аппаратуры радиотелеметрического управления командного пункта и исключение возможности воздействия активными помехами при переходе ракеты в автономный режим подлета к цели. 1 ил.

Предложен способ самонаведения движущегося объекта по информации о факте визирования цели при условии совпадения направления оси локатора с направлением вектора скорости объекта. При этом траекторию объекта формируют в виде циклически повторяющихся дугообразных отрезков, по которым объект движется с заданной (максимальной) угловой скоростью, одинаковой по модулю, но противоположной по знаку. Каждые два отрезка объединяют в цикл, который начинается и заканчивается фактом совпадения направления вектора скорости объекта с линией визирования цели, а смену знака угловой скорости внутри цикла производят по факту совпадения углов наклона относительно инерциальной системы координат линий, соединяющих объект и цель в начале цикла и в данный момент. Также предложены устройства, реализующие указанный выше способ. 4 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к вооружению и касается систем огневого поражения воздушных объектов зенитными артиллерийскими комплексами (ЗАК). Поражение малогабаритного летательного аппарата (МГЛА) заключается в поиске, обнаружении и сопровождении зенитно-артиллерийским комплексом (ЗАК), наведении ЗАК в направление прицеливания с учетом параметров полета МГЛА и характеристик ЗАК. При этом передают параметры полета МГЛА на неконтактный оптический взрыватель зенитного боеприпаса (ЗБП) ЗАК, подсвечивают МГЛА лазерным излучением, после чего осуществляют ЗАК выстрел ЗБП. Неконтактным оптическим взрывателем ЗБП по принимаемому отраженному лазерному излучению измеряют угол места и азимут МГЛА и определяют угломестную составляющую скорости сближения ЗБП и МГЛА. Затем вычисляют значение оптимального угла места МГЛА подрыва ЗБП, при достижении которого осуществляют направленный подрыв ЗБП в направлении текущего азимута МГЛА. Достигается повышение эффективности поражения малогабаритных летательных аппаратов. 2 ил.

Предложен адаптивный цифровой спектральный селектор цели. Он содержит оптико-электронный следящий гирокоординатор с тремя каналами спектроделения оптического излучения, тремя фотоприемниками, тремя импульсными усилителями с однократным дифференцированием, выходы которых подключены к амплитудным детекторам, а выходы детекторов к схеме сравнения уровней, или вычислителям отношений уровней, а выходы схемы сравнения, или вычислителей отношений - к схеме определения и формирования "стробов" принадлежности сигналов цели или помехе. При этом в каждый канал введены последовательно соединенные корректоры сигналов в виде дифференцирующего устройства второго дифференцирования и бинарного квантователя, управляемые кодом делители напряжений, компараторы и анализаторы с переменными логическими переключательными функциями. Также введен задатчик коэффициентов деления делителей и логических функций анализаторов, причем первый выход задатчика подключен к входу управления делителей, а второй к входу задания логических функций анализаторов. 4 ил.

Группа изобретений относится к крылатым ракетам и способам поражения ими целей. Технический результат - разработка универсальной по целям ракеты и способов поражения ею целей. Универсальная ракета представляет собой корпус с несущим крылом и органами управления. Корпус оснащен двигательной установкой с реактивным двигателем. Внутри корпуса размещены фугасная или фугасно-кумулятивная боевая часть. Внутри корпуса или снаружи закреплена торпедная боевая часть, в качестве которой использована малогабаритная торпеда, имеющая фугасную или фугасно-кумулятивную боевую часть и систему торможения и стабилизации для обеспечения требуемых параметров приводнения. Ракета имеет бортовой источник питания и бортовую систему управления. Эта система обеспечивает автономное и дистанционное управление ракетой с носителя или пункта управления. В состав бортовой системы управления ракеты входят радиолокационная и/или тепловая головка самонаведения, предназначенные для обнаружения и наведения на контрастные надводные цели. В состав бортовой системы управления торпеды входит акустическая неконтактная система обнаружения подводных и надводных целей и система самонаведения. При этом ракета может нести дополнительные торпедные боевые части. Торпеда оснащена магнитометром, входящим в состав ее бортовой системы управления, для использования в качестве дополнительного источника информации при классификации контакта с целью, применяющей средства гидроакустического подавления. Дополнительно магнитометр включен в контур управления ракетой в качестве средства, обеспечивающего возможность обнаружения подводной лодки во время полета ракеты на маршевом участке. 3 н. и 1 з.п. ф-лы, 10 ил.

Группа изобретений относится к области систем рулевых приводов летательных аппаратов, а именно к системам комбинированных рулевых приводов, содержащих рулевую машину с аэродинамическими рулями и газодинамическое устройство управления со сверхзвуковыми соплами. По первому варианту рулевая машина и газодинамическое устройство управления снабжены соответственно первым и вторым газовыми эжекторами, содержащими низконапорные сопла, сообщенные с дополнительно установленными первым и вторым воздухозаборниками набегающего потока, высоконапорные сопла, сообщенные соответственно с первым и вторым бортовыми источниками сжатого газа, запускаемыми на начальном участке траектории полета при малых скоростных напорах набегающего потока, и камеры смешения, соединенные с каналами подвода газа соответственно к рулевой машине и газодинамическому устройству управления. По второму варианту рулевая машина и газодинамическое устройство управления снабжены соответственно первым и вторым распределительными клапанами, содержащими рабочие полости, соединенные соответственно с каналами подвода газа к рулевой машине и газодинамическому устройству управления, и клапанные регулирующие органы, каждый из которых имеет по два жестко соединенных впускных затвора, расположенных между двумя соответствующими впускными седлами, причем два впускных седла сообщены с дополнительно введенными воздухозаборниками набегающего потока, а два противоположно расположенных впускных седла сообщаются соответственно с первым и вторым бортовыми источниками сжатого газа, запускаемыми на высотном участке траектории полета при малых скоростных напорах набегающего потока. Обеспечивается повышение экономичности системы привода. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Предлагаемая группа изобретений относится к области ракетостроения и может быть использована в оснащенных воздушно-динамическим рулевым приводом (ВДРП) ракетах с широким диапазоном изменения скорости полета в качестве системы пропорционального управления ВДРП. Технический результат заключается в повышении динамических характеристик ВДРП при реализации пропорционального управления в режиме широтно-импульсной модуляции (ШИМ) в широком диапазоне изменения скорости полета ракеты за счет коррекции коэффициента передачи (повышения добротности) разомкнутого контура управления приводом в зависимости от скорости перемещения рулей при обеспечении в контуре управления постоянных запасов по фазе и амплитуде во всем диапазоне изменения скорости полета ракеты. Для достижения поставленной цели в контуре управления ВДРП с ШИМ сигнал ошибки пропускают через блок переменного коэффициента, на управляющий вход которого после последовательного выделения абсолютного значения и постоянной составляющей подают линеаризованный сигнал, пропорциональный скорости перемещения рулей привода. Значение коэффициента блока переменного коэффициента изменяют в зависимости от линеаризованного сигнала скорости перемещения рулей из условия обеспечения постоянных значений запасов устойчивости контура управления привода по фазе и амплитуде на всей траектории полета ракеты. Формирование вынужденных колебаний в контуре управления привода осуществляют внутренним управляемым генератором, образованным введением положительной обратной связи релейного элемента, за счет которой прямоугольный импульсный сигнал на выходе релейного элемента преобразуется в треугольный, а их разностный сигнал суммируется с выходным сигналом блока переменного коэффициента. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Заявленное изобретение относится к способам определения угла крена бесплатформенной инерциальной навигационной системы вращающегося по крену артиллерийского снаряда. Для определения угла крена измеряют угловые скорости снаряда в связанной со снарядом вращающейся по крену системе координат, демодулируют угловые скорости, перпендикулярные продольной оси снаряда, углом крена с поправкой. Поправку определяют как предварительное и последующее корректируемое значение. Предварительное значение определяют по фазе между средними сглаженными значениями интегралов демодулированных угловых скоростей. Последующее значение определяют по интегралу угловой скорости разворота снаряда по рысканию с определенным коэффициентом. Обеспечивается повышение точности определения угла крена, тангажа и рыскания снаряда. 1 з.п. ф-лы, 10 ил.

Наверх