Способ автоматического управления гиродатчиком угловой скорости тангажа, установленным на летательном аппарате

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.

 

Область техники

Настоящее изобретение относится к способу автоматического управления гиродатчиком угловой скорости тангажа, установленным на летательном аппарате с инерциальной навигационной системой, который способен совершать вращения, а также к летательному аппарату, в частности авиационной ракете, которая оснащена таким гиродатчиком угловой скорости тангажа.

Уровень техники

Известно, что дрейф инерциальной навигационной системы ограничивает дальность ракет. Кроме того, в том случае, если ракета является недорогостоящей ракетой (например, ракета класса «воздух-земля»), то основная задача заключается в сокращении этого дрейфа без использования дополнительного датчика (кроме инерциального блока уже присутствующего на ракете) так, чтобы избежать увеличения стоимости.

Известный способ преодоления этой проблемы состоит в том, чтобы вызвать автоматическое вращение ракеты (всегда в одном и том же направлении) относительно ее продольной оси. Это вращение, в среднем, позволяет устранить большинство дрейфов.

Однако этот обычный способ не является в достаточной степени удовлетворительным, поскольку он не обеспечивает коррекции ошибок масштабного коэффициента гиродатчика угловой скорости тангажа. По этой причине гиродатчик угловой скорости тангажа необходимо заменить гироскопом, который приводит к нескольким дополнительным ограничениям:

- дополнительные расходы (разработка, интеграция и т.д.);

- если инерциальный блок основан на нынешней “вибрационной” технологии (например, на основе MEMS (микроэлектромеханическая система) типа), то гироскоп может работать только при высоких скоростях вращения (более 1000°/с) и сохраняет дрейф порядка 1%, что сводит на нет все преимущества этого решения (дрейф превышает нормальное гирометрическое смещение недорогих MEMS-модулей) и

- если инерциальный блок основан на старой технологии (роторный гироскоп), то в нем не наблюдается никаких ограничений, связанных со скоростью вращения, но эта технология становится устаревшей.

Задачей настоящего изобретения является устранение этих недостатков. Настоящее изобретение относится к способу автоматического управления гиродатчиком угловой скорости тангажа, установленным на летательном аппарате с инерциальной навигационной системой, в частности к авиационной ракете, которая способна совершать вращения, указанный способ управления позволяет избежать необходимости замены гиродатчика угловой скорости тангажа гироскопом, и, следовательно, снижает стоимость, при сопоставимых характеристиках навигации.

С этой целью, в соответствии с настоящим изобретением, указанный способ отличается тем, что при использовании гиродатчика угловой скорости тангажа, указанный летательный аппарат автоматически управляется таким образом, что он может совершать вращения вокруг своей продольной оси, регулярно изменяя направление вращения (каждые n вращений, где n представляет собой целое число, большее или равное 1), таким образом автоматически устраняется влияние масштабного коэффициента гиродатчика угловой скорости тангажа, а также устраняются общие дрейфы, которые корректируются посредством вращения летательного аппарата.

Таким образом, посредством управления летательным аппаратом таким образом, который обеспечивает совершение постоянно изменяющегося вращения, естественным образом устраняется влияние масштабного коэффициента гиродатчика угловой скорости тангажа, установленного на летательном аппарате, в дополнение к другим общим дрейфам, как это описано далее. В отношении этих других дрейфов, в настоящем изобретении они устраняются тем же самым способом, как и в обычном вышеупомянутом способе автоматического вращения в одном направлении.

Необходимость в гироскопе, таким образом, значительно снижается (исчезновение дрейфа по причине масштабного коэффициента гиродатчика угловой скорости тангажа), и настоящее изобретение позволяет далее использовать гиродатчик для различных областей применений. Таким образом, изобретение позволяет снизить расходы, связанные с обеспечением навигационных характеристик, сравнимых с теми, которые предоставляет использование гироскопа.

Изобретение может быть использовано в любых типах ракет с инерциальной навигационной системой, вращение которых возможно без каких-либо других ограничений (дальность, принцип управления и т.д.).

Предпочтительно, чтобы направление вращения чередовалось после каждого поворота летательного аппарата (n=1). Тем не менее возможно также выбрать n больше 1 (менее частое чередование), например, с целью ограничения создаваемой аэродинамической силы.

Настоящее изобретение также относится к летательным аппаратам с инерциальной навигационной системой, в частности к авиационной ракете, которая способна совершать вращения и которая содержит гиродатчик угловой скорости тангажа.

Согласно настоящему изобретению, указанный летательный аппарат отличается тем, что он содержит автоматическое средство управления, для управления указанным летательным аппаратом таким образом, чтобы он мог совершать вращения вокруг своей продольной оси, при постоянной смене направления вращения, для того, чтобы устранить действие масштабного коэффициента гиродатчика угловой скорости тангажа, а также устранить общие дрейфы, которые корректируются посредством вращения указанного летательного аппарата.

Кроме того, указанные автоматические средства управления, предпочтительно, являются частью обычной автоматической системы управления указанного летательного аппарата, такая система обычно содержит, в том числе, и средства, обеспечивающие вращение летательного аппарата.

Таким образом, изобретение обеспечивает как коррекцию общего дрейфа (как и в случае обычного способа автоматического вращения летательного аппарата), так и дополнительное устранение влияния масштабного коэффициента.

Краткое описание чертежей

Фигуры на прилагаемых чертежах обеспечивают понимание того, каким образом изобретение может быть реализовано. На этих фигурах одинаковыми позициями обозначены схожие элементы.

Фиг.1 частично и очень схематично иллюстрирует ракету, оснащенную гиродатчиком угловой скорости тангажа, к которой применяется настоящее изобретение.

Фиг.2 представляет собой график, иллюстрирующий пример управления изменением направления вращения летательного аппарата.

Фиг.3 представляет собой схематическое изображение, используемое для пояснения эффектов, вызываемых управлением изменения направления вращения летательного аппарата, на измерения гиродатчика угловой скорости тангажа.

Настоящее изобретение применяется на летательном аппарате 1, в частности на авиационной ракете, как показано на фиг.1, например на авиационной ракете с системой навигации инерциального типа, и способной совершать вращения (вокруг своей продольной оси 3, как показано посредством стреки 4), и которая содержит обычный датчик угловой скорости тангажа 2. Настоящее изобретение предназначено для управления работой указанного датчика угловой скорости тангажа 2. Этот датчик угловой скорости тангажа 2 хорошо известен, и его признаки не описаны в нижеследующем описании.

Этот летательный аппарат 1 содержит обычные средства управления 5, которые являются частью обычной системы управления 6 (показана очень схематично на фиг.1) и которые включают в себя все элементы, необходимые для направления и наведения летательного аппарата 1, в частности таким образом, чтобы он мог достигнуть цели и уничтожить ее. Эти средства управления 5, в частности, содержат средства обработки информации, которые автоматически генерируют команды управления, позволяющие летательному аппарату 1 следовать траектории для перехвата цели, и средства изменения направления (не показаны), такие как рули или известные элементы любого другого типа, которые автоматически осуществляют эти команды управления летательным аппаратом 1. Все эти обычные средства хорошо известны и ниже дополнительно не описаны.

Согласно настоящему изобретению, указанный летательный аппарат 1 дополнительно содержит средства автоматического управления 8 для управления вращением указанного летательного аппарата 1 таким образом, что он может совершать вращения вокруг своей продольной оси, постоянно изменяя направление вращения, для того чтобы устранить влияние масштабного коэффициента гиродатчика угловой скорости тангажа. Пример управления по крену p (в рад/с), применяемого в соответствии с настоящим изобретением, показан в качестве иллюстрации на фиг.2.

Таким образом, задачей настоящего изобретения является предоставление летательного аппарата 1 не с однонаправленным вращением вокруг его продольной оси, а с регулярно изменяющимся направлением вращения (каждые n вращений, где n представляет собой целое число, большее или равное 1). Для управления по крену, таким образом, используется периодический сигнал с нулевым средним, в отличие от вышеупомянутого обычного способа, который использует управление с постоянным знаком.

Таким образом, при таком управлении летательным аппаратом 1, которое предназначено для постоянного изменения направления вращения указанного аппарата, влияние масштабного коэффициента гиродатчика угловой скорости тангажа 2, установленного на летательном аппарате 1, устраняется естественным образом, как описано ниже, в дополнение к другим дрейфам. Эти другие дрейфы, в настоящем изобретении устраняются тем же самым способом, как и в обычном вышеупомянутом способе автоматического вращения в одном направлении.

Фиг.3 помогает объяснить коррекцию масштабного коэффициента. На фиг.3 показано:

- ось Т иллюстрирует изменение во времени в процессе полета летательного аппарата 1;

- выше этой оси Т находится система координат R1, содержащая условные оси х1, y1, z1, связанные с летательным аппаратом 1, который подвергается вращению (вокруг оси x1), вызванному управлением, в соответствии с настоящим изобретением, и это вращение осуществляется периодически (при каждом повороте) и поочередно, сначала в одном направлении (-w), а затем в другом направлении (+w);

- ниже этой оси T находится система координат R2, содержащая нормальные (земные) оси x2, y2, z2, которые фиксированы и на которые перемещены произведенные измерения.

На фиг.3 видно, что, благодаря изобретению, систематические ошибки (гирометрические или акселерометрические), которые являются постоянными по оси аппарата, автоматически устраняются в течение периода (один оборот), как это выражение в нормальных осях (навигационный ориентир R2).

Изменение направления вращения (±w) позволяет устранить влияние масштабного коэффициента гиродатчика угловой скорости тангажа 2, которое в противном случае стало бы неприемлемым. В качестве примера, в случае ошибки в 0,1%, и даже при малых w (например, 1 Гц, то есть 2π рад/с), ошибка, генерируемая в течение лишь 60 секунд, будет равна 360°×60×0,001=21,6°, это приводит к неприемлемым последствиям в отношении дрейфов скорости и положения. Решение согласно настоящему изобретению, которое состоит в изменении знака w, позволяет устранить среднее по времени значение этой ошибки.

Необходимость в гироскопе, таким образом, значительно снижается (исчезновение дрейфа по причине масштабного коэффициента гиродатчика угловой скорости тангажа), и настоящее изобретение позволяет далее использовать гиродатчик для различных областей применений. Таким образом, изобретение позволяет снизить расходы связанные с обеспечением навигационных характеристик, сравнимых с теми, которые предоставляет использование гироскопа.

Следует отметить, что:

- проекция оси аппарата, вращающегося относительно нормальных осей, остается постоянной для продольной оси X (в отличии от осей Y и Z): направление x1 остается постоянным и всегда равно +x2 (в отличии от y1, z1, которые соответственно поворачиваются). По этой причине обычное автоматическое вращение не корректирует ошибки в продольном направлении: смещение и масштабный коэффициент гиродатчика X (и акселерометра X);

- для скорости вращения w вокруг X, угловой дрейф в секунду вокруг оси X1=Х2 выражается как Δ+=bgx+fgx.w, где bgx является смещением гиродатчика X, а fgx является масштабным коэффициентом гиродатчика X;

- при таком положении, если ничего не предпринимать, то это значение, таким образом, является постоянным по осям X1 и Х2 и в среднем не устраняется;

- значение bgx имеет место и ничего нельзя предпринять. Тем не менее, установка w=-w позволяет продолжить обеспечивать вращение аппарата 1 (таким образом, устраняются другие дрейфы, корректируемые обычным автоматическим вращением), и, в этом случае, реализовать угловой дрейф в секунду равный Δ-=bgx-fgx.w.

Значение bgx остается. Тем не менее, значение fgx аннулируется в среднем за проход туда-обратно (при x1=x2, это верно для вращающейся системы координат и неподвижной системы координат земли).

Настоящее изобретение, которое относится к ведению и инерциальной навигации летательного аппарата 1, а более конкретно к управлению (ограничению) инерционного дрейфа во время полета, может быть применено к любому типу ракет с инерциальной системой навигации, вращение которых возможно без каких-либо других ограничений (дальность, принцип управления и т.д.).

В примере на фиг.2, которая иллюстрирует управления по крену p (в рад/с), как функцию времени t (в секундах), предусмотрено изменение направления после каждого поворота, совершенного летательным аппаратом 1 вокруг его продольной оси 3 (n=1). Тем не менее, возможно, также выбрать n больше 1 (менее частое чередование), например, с целью ограничения создаваемой аэродинамической силы. Тем не менее, скорость вращения может быть низкой, и из-за дрейфа, вызванного масштабным коэффициентом, получаемого в течение только одного поворота в первом направлении корректируется (компенсируется) вращением в другом направлении, изменение направления вращения после каждого оборота обычно является предпочтительным.

Оценка инерционного дрейфа, после применения управления в соответствии с настоящим изобретением (в частности, на малой дальности, у недорогой ракеты типа воздух-земля, для которой дополнительные затраты на гироскоп сильно ограничены) и их сравнение с общим дрейфом (без попытки коррекции), и решение с постоянным знаком автоматического вращения (без гироскопа и с гироскопом), были использованы, чтобы продемонстрировать, что настоящее изобретение имеет инерционные характеристики, близкие к гироскопу (40% - 60% компенсации дрейфа, в отличие от 50% - 75% для решения с гироскопом, за исключением угла крена), но без каких-либо дополнительных затрат или необходимости в оборудовании (отсутствие гироскопа или дополнительного датчика).

Следовательно, в соответствии с изобретением:

- по поперечным осям:

- систематические ошибки (гирометрические или акселерометрические) датчиков по осям y1 и z1 эффективно корректируются (так же, как при обычном автоматическом вращении);

- ошибки масштабного коэффициента (гирометрические или акселерометрические) датчиков по осям y1 и z1 также корректируются (так же, как при обычном автоматическом вращении);

- по продольной оси:

- систематические ошибки (гирометрические или акселерометрические) датчиков по оси x1 не корректируются (так же, как при обычном автоматическом вращении);

- акселерометрические ошибки масштабного коэффициента датчиков по оси x1 не корректируются (так же, как при обычном автоматическом вращении), однако

- гирометрические ошибки масштабного коэффициента датчиков по оси x1 корректируется (в чем и состоит отличие от обычного автоматического вращения).

Настоящее изобретение относится ко всей системе навигации, а именно полному блоку инерциальных датчиков (за исключением акселерометра продольных ускорений).

1. Способ автоматического управления гиродатчиком угловой скорости тангажа (2), установленным на летательном аппарате (1) с инерциальной системой навигации, в частности авиационной ракете, который способен совершать вращение, отличающийся тем, что при использовании указанного гиродатчика угловой скорости тангажа (2) указанный летательный аппарат (1) управляется автоматически таким образом, что он может совершать вращение вокруг своей продольной оси (3) при постоянной смене направления вращения так, чтобы обеспечить устранение влияния масштабного коэффициента указанного гиродатчика угловой скорости тангажа (2), а также скорректировать дрейфы, которые корректируются посредством вращения летательного аппарата (1).

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что направление вращения изменяется после каждого поворота указанного летательного аппарата (1) вокруг своей оси.

3. Летательный аппарат с инерциальной системой навигации, в частности авиационная ракета, который способен совершать вращения и который содержит гиродатчик угловой скорости тангажа (2), отличающийся тем, что он содержит средства автоматического управления (8) для управления указанным летательным аппаратом (1) таким образом, чтобы он мог совершать вращения вокруг своей продольной оси (3) при постоянной смене направления вращения так, чтобы обеспечить устранение влияния масштабного коэффициента указанного гиродатчика угловой скорости тангажа (2), а также скорректировать дрейфы, которые корректируются посредством вращения летательного аппарата (1).

4. Летательный аппарат по п.3, отличающийся тем, что указанные средства автоматического управления (8) являются частью автоматической системы управления (6) указанного летательного аппарата (1).



 

Похожие патенты:

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.

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.

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 головкам самонаведения, используемым для формирования сигналов управления высокоточным оружием. Полуактивная головка самонаведения содержит последовательно соединенные многоканальное приемное устройство, сумматор, пороговое устройство, первый селектор импульсов и блок обработки сигналов, выход которого является выходом полуактивной головки самонаведения, а также первый формирователь строба, выход которого соединен со вторым входом первого селектора импульсов. Дополнительно введены последовательно соединенные второй селектор импульсов, первый вход которого соединен с выходом порогового устройства, первая линия задержки и второй формирователь строба, второй вход которого является входом внешних импульсов, а выход соединен с объединенными вторыми входами первого и второго селекторов импульсов. Введены вторая и третья линии задержки, причем выход третьей линии задержки соединен со вторым входом первого формирователя строба, первый вход второй линии задержки соединен с выходом второго селектора импульсов, а выход - со своим вторым входом и объединенными первым входом первого формирователя строба и входом третьей линии задержки. Изобретение позволяет повысить помехоустойчивость за счет формирования строб импульса с опережением относительно времени прихода отраженного импульса и длительностью с учетом нестабильности частоты повторения импульсов подсвета. 1 ил.

Изобретение относится к системам навигации и может быть использовано в ракетной технике. Авиационная ракета 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.

Наверх