Способ инерциального наведения вращающегося по крену снаряда

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 области разработки систем управления вращающимися по крену беспилотными летательными аппаратами и может быть использовано в комплексах управляемого артиллерийского вооружения и других комплексах вооружения, в которых применяется комбинированное наведение снаряда на цель: баллистический полет после выстрела, затем инерциальное наведение с постоянным углом наклона траектории и точное наведение на цель (например, самонаведение) на конечном участке траектории.

Известен способ стабилизации углового положения [«152-мм выстрел 3ВОФ64 (3ВОФ93) с осколочно-фугасным управляемым снарядом 3ОФ39 с полным переменным (уменьшенным переменным) зарядом. Техническое описание и инструкция по эксплуатации» М.: Военное издательство, 1990, пункт 7.2.2] вращающегося по крену управляемого артиллерийского снаряда, включающий измерение одноканальным релейным датчиком угла между осью гироскопа инерциального и осью снаряда во вращающейся по крену системе координат, реализуемой гироскопом инерциальным после разарретирования, и формирование сигналов управления одноканальным релейным рулевым приводом на время превышения углом величин контактных секторов датчика. Разарретирование гироскопа инерциального осуществляется в определенный момент времени, отсчитываемый от момента старта. Токосъемник датчика связан с наружной рамкой гироскопа инерциального, а контактные сектора датчика - с корпусом снаряда.

Формирование сигналов управления одноканальным рулевым приводом производится при превышении угла между осью гироскопа инерциального и осью снаряда пороговых значений в соответствии с зависимостью:

где b1, b2 - контактные сектора датчика гироскопа инерциального, b1>0, b2<0;

αГИ - угол между осью гироскопа инерциального и осью снаряда во вращающейся по крену системе координат, определяемый в соответствии с зависимостью:

где

γ - угол крена снаряда, отсчитываемый от вертикальной плоскости;

ϑГИ, ΨГИ - углы наклона и поворота гироскопа инерциального в невращающейся по крену системе координат;

ϑ, Ψ - углы наклона и поворота оси снаряда в невращающейся по крену системе координат;

где

Δ - модуль угла пеленга, т.е. модуль угла между продольной осью снаряда и осью ротора гироскопа в невращающейся по крену системе координат;

Известен способ стабилизации углового положения снаряда, принятый за прототип [патент РФ 2401981, F42B 15/01], в котором формирование сигналов управления на участке инерциального наведения производится в два канала управления UY, UZ, при этом сигналы управления формируются в первую очередь в канале Y, при недостаточной для компенсации веса команде канала Y формируется команда компенсации веса в канале Z. При этом система инерциального наведения включает в себя гироскоп инерциальный на кардановом подвесе, датчик, контактные сектора которого жестко связаны с корпусом снаряда, а токоподвод - с осью наружной рамки карданного подвеса, и формирователь сигналов управления, определяющий алгоритм формирования сигналов управления.

В формирователе сигналов управления, на вход которого подаются сигналы с контактных секторов датчика гироскопа инерциального Ub1, Ub2, Ub3, определяемые в соответствии с зависимостями:

где

b1, b2 и b3, - величины контактных секторов датчика гироскопа инерциального, причем b1>0 и b2<0 близки по модулю, величина b3 близка к 0,

формируются сигналы управления на вход рулевого привода UY, UZ в соответствии со следующим алгоритмом:

если в течение последнего периода вращения снаряда по крену сигнал Ub1 был равен 0, осуществляют операции

где L, M - целочисленные величины с начальными значениями L=0, M=0, соответствующие количеству отсутствующих или присутствующих импульсов с ламели b1;

если в течение последнего периода вращения снаряда по крену сигнал Ub1 принимал ненулевое значение, осуществляют операции

если величина M достигает заданного значения N, определяющего временной интервал, то осуществляют операции:

где R=1, 2, …, 5 - номер режима, начальное значение R=1;

если величина L достигает значения N,

сигналы на входе рулевого привода UY, UZ формируют в соответствии с зависимостями:

сигнал U ˜ b 3 смещен относительно сигнала Ub3 по времени на величину 0.25T;

где T - период следования импульсов сигнала Ub3.

Способ угловой стабилизации вращающегося по крену снаряда, описанный в прототипе, осуществляет угловую стабилизацию снаряда. Стабилизация по угловой скорости снаряда не осуществляется. Но при управлении слабодемпфированными снарядами отсутствие стабилизации по угловой скорости может привести к возникновению колебаний оси снаряда с недопустимо большой амплитудой, что приведет к ошибке в удержании пеленга снаряда. Кроме того, на участке баллистического полета до начала угловой стабилизации также могут возникать колебания, приводящие к недопустимому отклонению оси гироскопа инерциального в момент разарретирования гироскопа и вследствие этого к невстреливанию снаряда в зону захвата гироскопической головкой самонаведения цели.

Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение стабилизации снаряда по угловой скорости на участках баллистического полета и угловой стабилизации при минимальных доработках аппаратуры управления.

Поставленная задача достигается тем, что в способе инерциального наведения вращающегося по крену снаряда, включающем измерение датчиком угла инерциального гироскопа рассогласования между положением продольной оси снаряда и положением оси гироскопа инерциального, формирование сигналов управления при превышении указанного рассогласования пороговых значений, измеряют угловые скорости снаряда в связанной со снарядом вращающейся по крену системе координат относительно двух взаимно ортогональных поперечных осей снаряда и формируют дополнительные сигналы управления при превышении угловой скорости снаряда пороговых значений. Величина пороговых значений по угловой скорости определяется из условия обеспечения требуемой амплитуды колебаний снаряда по углам атаки и скольжения. Дополнительные сигналы управления с датчиков угловых скоростей формируют также на баллистическом участке траектории до начала инерциального наведения.

В предлагаемом способе инерциального наведения, включающем формирование сигналов управления UY, UZ, измеряют угловые скорости снаряда относительно двух взаимно ортогональных поперечных осей ωy и ωz и формируют дополнительные сигналы управления в соответствии с зависимостями:

где а 1, …, a 4 - пороговые значения угловых скоростей, a 1>0, a 2<0; а 3>0, а 4<0, суммируют сигналы каналов Y и Z в соответствии с зависимостями:

и отклоняют аэродинамические рули в соответствии с зависимостями:

где δmax - максимальный по модулю угол отклонения рулей.

Сущность предлагаемого способа поясняет структурная схема, представленная фиг. 1.

На фиг. 1 обозначено:

1 - гироскоп инерциальный (ГИ);

2 - датчик ламельный (Д);

3 - формирователь сигналов угловой стабилизации снаряда (ФС);

4 - датчик угловых скоростей канала Z (ДУСZ);

5 - формирователь сигналов управления в канале Y (ФY);

6 - датчик угловых скоростей канала Y (ДУСY);

7 - формирователь сигналов управления в канале Z (ФZ);

8 - первый сумматор (Сум1);

9 - второй сумматор (Сум2);

10 - привод рулевой (РП).

Система функционирует следующим образом. Сигналы с датчика (2) гироскопа инерциального (1) поступают в формирователь команд управления (3), формирующий на участке инерциального наведения сигналы UY, UZ. Датчик ДУCZ (4) измеряет угловую скорость колебаний снаряда ωz. Датчик ДУСY (6) измеряет угловую скорость снаряда ωy. Формирователь ФY (5) формирует сигнал UY1 с ДУСZ; ФZ (7) - сигнал с ДУСY UZ1 при превышении угловых скоростей пороговых значений. Сумматор Сум1 (8) суммирует сигнал компенсации веса UY, поступающий на первый вход сумматора 8, и сигнал ДУСz, поступающий с формирователя ФY на второй вход сумматора Сум1, полученный сигнал UY2 с выхода Сум1 подается на вход Y рулевого привода (10). Сигнал UZ1 формирователя команд компенсации веса (3) подается на первый вход сумматора Сум2 (9), на второй вход Сум2 подается сигнал UZ1 с выхода формирователя ФZ (7) сигналов ДУСY (6). Сигнал с выхода Сум2 UZ2 поступает на вход Z РП (10).

Формирование сигналов угловой скорости поясняет фиг. 2, где приведены сигналы с датчиков угловой скорости ωz (1) ДУСZ и ωy (3) ДУСY и формирование управляющих сигналов UZ1 (4) и UY1 (2) в соответствии с зависимостями (15, 16).

Величина пороговых значений по угловой скорости колебаний определяется исходя из необходимой степени демпфирования колебаний снаряда. Для стабилизации по угловой скорости (искусственного демпфирования колебаний) необходимы отрицательные обратные связи по угловой скорости ωz в канале Y и по угловой скорости ωy в канале Z, что и реализуется в способе.

Команда демпфирования по угловой скорости в невращающейся по крену системе координат определяется в соответствии с зависимостью:

Таким образом, на величину демпфирующего сигнала влияют модули пороговых значений a i, независимо от их распределения по каналам. Однако с учетом того, что канал Y в большей степени используется для угловой стабилизации, целесообразно по мере увеличения величины ω подключать сначала канал Z, а затем канал Y. Например, если с точки зрения динамики системы оптимально, чтобы пороговые значения по модулю составляли 30, 60, 90 и 120°/с, то распределяют их следующим образом: а 1=120°/с, а 2=-90°/c; а 3=60°/c, a 4=-30°/c, тогда демпфирующий сигнал в канале Y (и, соответственно, необходимость его сложения с управляющим сигналом) будет возникать только при увеличении угловой скорости продольной оси снаряда до 90°/c.

Зависимость команды демпфирования, формируемой с ДУС в невращающейся по крену системе координат от величины угловой скорости снаряда ω при выбранных пороговых значениях угловой скорости колебаний, приведена на фиг. 3.

При необходимости уменьшения амплитуды колебаний уровень первого порогового значения сигнала ДУС может быть уменьшен (например, до 9°/c при допустимой амплитуде колебаний равной 1,0-1,5°). Преимуществом способа является относительная простота операций над сигналами (отсутствует сложение непрерывных величин).

Предложенный способ демпфирования колебаний позволяет обеспечить инерциальное наведение слабодемпфированного снаряда и, кроме того, может быть применен на баллистическом участке полета снаряда перед началом инерциального наведения.

Процессы угловой стабилизации и демпфирования колебаний снаряда на участках инерциального наведения и баллистического полета перед началом инерциального наведения приведены на фиг. 4-6. На фиг. 4-6 обозначено:

Δ - пеленг ГК;

Кку - коэффициент команды в вертикальной плоскости;

α - угол атаки снаряда;

Кку дус - коэффициент команды в вертикальной плоскости, формируемый с ДУС на участках баллистического полета и инерциального наведения.

На фиг. 4 представлены процессы при отсутствии колебаний снаряда, сигналы демпфирования при этом не формируются. На фиг. 5 - процессы при возникновении колебаний снаряда по углам атаки и скольжения и отсутствии демпфирования колебаний снаряда. На фиг. 6 приведены процессы при демпфировании колебаний, приведенных на фиг. 5, сигналами ДУС в соответствии с предлагаемым алгоритмом. Разарретирование ГК на фиг. 4-6 производится на 24 с. С этого момента до достижения пеленга ГК порогового значения (36 с при отсутствии колебаний снаряда) происходит баллистический разворот снаряда, затем инерциальное наведение, при котором пеленг ГК должен стабилизоваться (фиг. 4) на пороговом уровне (24°), с 77 с начинается процесс самонаведения снаряда на цель. Однако при наличии колебаний снаряда на баллистическом участке в момент разарретирования ГК положение ГК может отличаться от расчетного на амплитуду колебаний снаряда, что приведет к изменению угла наклона траектории снаряда на участке инерциального наведения и невстреливанию снаряда в зону захвата гироскопической головкой самонаведения цели. Кроме того, на участке инерциального наведения отсутствие стабилизации снаряда по угловой скорости приводит (фиг. 5) к изменению с 50 с пеленга снаряда относительно расчетного значения. На фиг. 6 представлены процессы при введении в соответствии с предлагаемым алгоритмом сигналов демпфирования с ДУС, которое начинается после взведения рулей на 22 с. В результате функционирования системы демпфирования амплитуда колебаний снаряда на участке баллистического полета до начала инерциального наведения уменьшается с 4-6° до 1°, на участке инерциального наведения с 3° до 0,5°. На участке инерциального наведения происходит удержание пеленга снаряда на необходимом уровне при требуемом положении ГК в момент разарретирования и требуемом угле стабилизации снаряда. Коэффициент команды демпфирования в вертикальной плоскости Кку дус, формируемый с ДУС в соответствии с предлагаемым алгоритмом, приведен на фиг. 6.

Таким образом, предлагаемый способ инерциального наведения обеспечивает удержание требуемого углового положения снаряда при требуемой амплитуде колебаний снаряда по углам атаки и скольжения на участках инерциального наведения и баллистического полета снаряда.

1. Способ инерциального наведения вращающегося по крену снаряда, включающий измерение датчиком угла инерциального гироскопа рассогласования между положением продольной оси снаряда и положением оси гироскопа инерциального, формирование сигналов управления рулевым приводом при превышении указанного рассогласования пороговых значений, отличающийся тем, что измеряют угловые скорости снаряда в связанной со снарядом вращающейся по крену системе координат относительно двух взаимно ортогональных поперечных осей снаряда и формируют дополнительные сигналы управления при превышении угловой скорости снаряда пороговых значений.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что дополнительные сигналы управления с датчиков угловых скоростей формируют на баллистическом участке траектории до начала инерциального наведения.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что величина пороговых значений по угловой скорости определяется из условия обеспечения требуемой амплитуды колебаний снаряда по углам атаки и скольжения.



 

Похожие патенты:

Заявленное изобретение относится к способам определения угла крена бесплатформенной инерциальной навигационной системы вращающегося по крену артиллерийского снаряда.

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 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.

Координатор головки самонаведения содержит сферический обтекатель, карданов подвес, двигатели наведения и стабилизации, датчики угла, датчики угловой скорости. На внутренней раме подвеса установлено первое плоское зеркало. Точка пересечения оси вращения внутренней рамы и оси вращения внешней рамы подвеса совпадает с центром кривизны поверхностей сферического обтекателя. На неподвижной части координатора установлено второе плоское зеркало, связанное с фоточувствительными элементами. Технический результат заключается в увеличении угла обзора в передней полусфере ГСН, повышении точности определения координат объекта, уменьшении нагрузки на приводы подвеса и, как следствие, возможности получения более высоких динамических характеристик системы стабилизации оптической оси. 2 ил.

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.

Наверх