Способ повышения точности нарезного стрелкового оружия и реализующее устройство

Авторы патента:

F42B15/00 - Реактивные снаряды, например ракеты; управляемые снаряды (F42B 10/00,F42B 12/00,F42B 14/00 имеют преимущество; тренировочные или учебные снаряды F42B 8/12; ракеты-торпеды F42B 17/00; морские торпеды F42B 19/00; космические транспортные средства B64G; реактивные двигатели F02K)

Владельцы патента RU 2603334:

Громыко Александр Иванович (RU)

Изобретение относится к области вооружения, реализующего задачи повышения точности стрелкового оружия, более конкретно к способам управления вращающейся пулей и снарядом высокоточного оружия. Способ повышения точности нарезного стрелкового оружия включает: подключение источника питания к схеме управления полетом пули, при выстреле фиксируют отклонение пули от центра цели, подсвеченного лазером, преобразованный сигнал с учетом гироскопического эффекта вращающейся пули подают на привод аэродинамического руля в интервалы времени нахождения руля перпендикулярно позиционно-чувствительной фотолинейки. Конструктивно устройство содержит оптическую систему, позиционно-чувствительную фотолинейку (ПЧФ) с зарядовой связью, усилитель-нормализатор, генератор линейно изменяющегося напряжения, датчик импульсов управления, усилитель-нормализатор пороговое устройство, датчик импульсов управления, счетчик импульсов, электронный ключ, выход которого через усилитель-формирователь подключен к входу привода аэродинамического руля. Технический результат - улучшение управляемости вращающейся пули и повышение точности нарезного стрелкового оружия за счет реализации управления пулей на всем протяжении ее полета от ствола оружия до цели. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области вооружений, реализующих задачи повышения точности стрелкового оружия, более конкретно к способам управления вращающихся пуль и снарядов высокоточного оружия.

Известно техническое решение «Способ стрельбы управляемым снарядом с лазерной полуактивной головкой самонаведения» (Пат. РФ №2485430. Опубл. 27.02.2005, аналог), включающий обнаружение цели целеуказателем, измерение расстояний от целеуказателя до цели и от огневой позиции до цели с топографической привязкой цели, целеуказателя и огневой позиции к местности, расчет и реализация установок стрельбы по координатам цели и огневой позиции, наведение снаряда на цель, включающее последовательное наведение орудия на цель по углам баллистических установок и разворот снаряда на цель, подсвеченную после выстрела лазерным излучением целеуказателя, топографическая привязка цели к местности и преобразование ее координат в последовательность двоичных кодов осуществляется при помощи пульта разведчика, а расчет установок орудия осуществляется при помощи пульта управления орудием. При этом в пульте разведчика и в пульте управления орудием организовано единое компьютерное время, и после выстрела до включения целеуказателя осуществляют передачу из пульта управления орудием в пульт разведчика по цифровой радиосвязи значение времени включения лазерного излучения целеуказателя, а сигнал включения подсвечивания цели автоматически посылают из пульта разведчика в целеуказатель при достижении времени включения.

Недостатком данного технического решения является то, что моменты раскрытия рулей не согласованы по времени с периодом вращения снаряда. Кроме этого, из за существенных габаритов двух пар рулей устройство может быть использовано только для габаритных снарядов и не решает проблему повышения точности наведения вращающейся пули на цель.

Габариты пули и дальность стрельбы не позволяют использовать этот способ для реализации в нарезном стрелковом оружии.

Известно также техническое решение «Управляемые пули ручного огнестрельного оружия» (http://tainy/info/technics/umnye-puli-sami-najdut-cel/, аналог). Согласно описанию новая пуля в отличие от обычной не вращается, то есть ствол для нового боеприпаса не нарезной, а гладкий. Новая пуля имеет длину около 100 мм. На кончике ее установлен оптический датчик, фиксирующий пространственное положение световой лазерной точки на цели. Внутри имеется электронная система управления, которая до 30 раз в секунду корректирует траекторию полета, используя для этого компактные приводы, управляющие небольшими лопастями стабилизатора. Даже на излете эта пуля не кувыркается так, как это происходит с обычными неуправляемыми пулями, а ее скорость вдвое превышает скорость звука. Стабилизация пули достигается рулевыми лопастями, контролируемыми электроникой. Компьютерное моделирование показало, что типовая вращающаяся пуля на расстоянии в один километр может отклониться от цели на целых девять метров, тогда как новая пуля - не более чем на 20 см. При этом прочность «начинки» новой пули такова, что она выдержала и сам выстрел, и возникающие в полете перегрузки.

Недостатком данного технического решения является то, что данная конструкция пули предусматривает использование только гладкоствольного оружия.

Известно также техническое решение «Способ и система наведения вращающегося снаряда по отраженному от цели частотному лазерному излучению» (Пат. РФ №. 2231735 Опубл. 27.06.2004, прототип) с использованием импульсной коррекции траектории, заключающийся в доставке снаряда к цели по баллистической траектории, подсвете цели на конечном участке полета снаряда, пеленгации цели по отраженным от нее сигналам и воздействии на снаряд корректирующими импульсами двигателей коррекции в плоскости, перпендикулярной оси снаряда, на участке коррекции по показаниям неподвижно закрепленной оптико-электронной головки вычисляют утлы пеленга цели, вычисляют частоту вращения снаряда по приращению фазового угла пеленга цели за (N_s-1) периодов подсвета цели, затем по показаниям флюгерных датчиков вычисляют углы атаки и скольжения, по показаниям датчика температуры из таблицы, хранящейся в постоянном запоминающем устройстве, определяют время формирования и моменты включения равнодействующей тяги импульсных двигателей с учетом положения цели и параметров импульсных двигателей.

Недостатком данного технического решения является то, что из-за существенных габаритов системы, включающей корректирующие импульсные двигатели, устройство может быть использовано только для габаритных снарядов и не решает проблему повышения точности наведения вращающейся пули на цель.

Известна «Система наведения вращающегося снаряда по отраженному от цели частотному лазерному излучению» (Пат. РФ №. 2231735 Опубл. 27.06.2004, прототип) с использованием импульсной коррекции траектории, содержащая наземное средство наведения и установленные на борту снаряда несколько импульсных двигателей коррекции, блок управления и оптико-электронную головку коррекции (ОЭГК), включающую основные блоки и вспомогательные схемы, где ОЭГК выполнена в едином корпусе, который установлен неподвижно относительно продольной оси снаряда, основные блоки выполнены в виде оптической системы в составе интерференционного оптического фильтра, объектива и четырехсекторного фотоприемника, четырехканального блока обработки сигнала, каждый канал которого состоит из последовательно соединенных аттенюатора, предварительного усилителя, масштабируемого усилителя, аналого-цифрового преобразователя, а вспомогательные схемы выполнены в виде сумматора сигналов, определителя максимального сигнала, компаратора автоматической регулировки усиления, компаратора обнаружения сигнала схемы шумовой автоматической регулировки порога (ШАРП) и счетчика автоматической регулировки усиления, при этом вспомогательные схемы ОЭГК подключены к основным блокам или соединены между собой следующим образом - четыре выхода масштабных усилителей блока обработки сигнала соединены с входами сумматора, выход сумматора подключен к первому входу определителя максимального сигнала, к первому входу компаратора обнаружения сигнала, к первому входу компаратора автоматической регулировки усиления и к входу схемы ШАРП, выход которой подключен ко второму входу компаратора обнаружения сигнала, предназначенного для формирования команды "Пуск" на блок управления и запуска по второму входу определителя максимального сигнала, третий вход которого, а также первый вход счетчика автоматической регулировки усиления предназначены для приема сигнала "Строб" с блока управления, выход определителя максимального сигнала соединен со вторыми входами аналого-цифрового преобразователя, выходы младших разрядов счетчика автоматической регулировки усиления соединены с цифроаналоговым преобразователем, выход которого подключен ко вторым входам регулируемых усилителей блока обработки сигналов, а выход старшего разряда счетчика автоматической регулировки усиления подключен ко вторым входам управляемых аттенюаторов блока обработки сигнала, при этом указанная система снабжена блоком формирования последовательных данных, в котором вход каждого канала обработки сигнала соединен с соответствующим выходом площадок фотоприемника, причем выходы каждого канала подключены к одному из четырех входов блока формирования последовательных данных, который выдает цифровые "Данные" об угле пеленга цели в блок управления и управляется с блока управления командами "Синхронизация" и двоичным адресом "A₀" и "A₁", а блок управления снабжен микропроцессором для обработки сигналов от ОЭГК и для выработки сигналов управления, устройством сопряжения микропроцессора с другими бортовыми устройствами, энергонезависимым перепрограммируемым постоянным запоминающим устройством, предназначенным для хранения управляющих программ и таблицы зависимости длительности импульсов коррекции от температуры, устройством с силовыми полупроводниковыми ключами, входы которого соединены с соответствующими выходами бортовых устройств, а выходы соединены соответственно с входами импульсных двигателей коррекции и входом устройства сброса обтекателя, и датчиком температуры, соединенным с устройством сопряжения, причем снаряд снабжен флюгерами, шарнирно закрепленными в его головной части, например, под углом 90° с возможностью размещения в аэродинамическом потоке, при этом указанные флюгеры кинематически связаны с электрическими датчиками углов, выходы которых в блоке управления подсоединены через мультиплексор и аналого-цифровой преобразователь к устройству сопряжения.

Недостатком данной системы являются габариты и вес, обусловленные наличием корректирующих импульсных двигателей. В связи с этим устройство может быть использовано только для габаритных снарядов и не может быть использовано для повышения точности наведения вращающейся пули на цель.

Габариты пули и дальность стрельбы стрелкового оружия не позволяют использовать это устройство для реализации в нарезном стрелковом оружии.

Задачей предлагаемого технического решения является устранение отмеченных недостатков, а именно улучшение управляемости вращающейся пули, повышение точности нарезного стрелкового оружия за счет реализации управления пулей на всем протяжении ее полета от ствола оружия до цели.

Для решения поставленной задачи в заявляемом способе повышения точности нарезного стрелкового оружия, включающем импульсную коррекцию траектории по показаниям неподвижно закрепленной оптико-электронной головки, определение угла пеленга цели, подсвет цели, пеленгацию цели по отраженным от нее сигналам дополнительно, центр оптического прицела стрелкового оружия совмещают с направлением на цель с учетом поправок на метеоусловия и расстояние до цели, подсвечивают цель лазером и производят выстрел, при выстреле происходит замыкание контактов, которые подключают источник питания к схеме управления полетом пули, при появлении сигнала от объекта, подсвеченного лазером. На выходе схемы управления получают сигнал, пропорциональный отклонению пули от центра цели, который с учетом гироскопического эффекта вращающейся пули подают на привод аэродинамического руля в интервалы времени нахождения руля перпендикулярно позиционно-чувствительной фотолинейки, фиксирующей угловое местоположение цели, при этом количество дискретных выдвижений аэродинамического руля задают пропорциональным величине отклонения сигнала от нулевого уровня на выходе схемы управления с интервалом, достаточным для устранения колебаний пули относительно продольной оси.

Существенное отличие заявляемого технического решения от прототипа состоит в том, что центр оптического прицела стрелкового оружия совмещают с направлением на цель с учетом поправок на метеоусловия и расстояние до цели, подсвечивают цель лазером и производят выстрел, при выстреле происходит замыкание контактов, которые подключают источник питания к схеме управления полетом пули при появлении сигнала от объекта, подсвеченного лазером. Данное техническое решение решает задачу использования источника питания только на интервале времени полета пули от оружия до цели и мгновенного включения в работу системы управления.

Вторым существенным отличием является то, что на выходе схемы управления получают сигнал, пропорциональный отклонению пули от центра цели, который с учетом гироскопического эффекта вращающейся пули подают на привод аэродинамического руля в интервалы времени нахождения руля перпендикулярно позиционно-чувствительной фотолинейки, фиксирующей угловое местоположение цели. Данное техническое решение решает задачу наведения пули на цель с помощью одного аэродинамического руля, что существенно упрощает конструкцию пули и габариты автономной системы управления.

Третьим существенным отличием является то, что количество дискретных выдвижений аэродинамического руля задают пропорциональным величине отклонения сигнала от нулевого уровня на выходе схемы управления с интервалом, достаточным для устранения колебаний пули относительно продольной оси. Данное техническое решение решает задачу сохранения устойчивости полета пули при воздействии управляющих воздействий на аэродинамический руль.

Результатом предлагаемого технического решения является повышение точности стрельбы вращающейся пулей по цели, подсвеченной лучом лазера, за счет автоматического управления аэродинамическим рулем с последующей стабилизацией устойчивости полета пули в цель.

Реализующее способ устройство включает наземное средство наведения, блок управления, оптико-электронную головку коррекции, основные блоки и вспомогательные схемы, корпус и аэродинамический руль с механизмом управления, дополнительно оптическая система, включающая один объектив, в задней фокальной плоскости которого размещена позиционно-чувствительная фотолинейка (ПЧФ) с зарядовой связью, ориентирована перпендикулярно оси продольной симметрии пули, причем оптическая ось объектива оптической системы совпадает с осью продольной симметрии пули. Выход ПЧФ присоединен к входу усилителя-нормализатора, а управляющий вход соединен с выходом датчика импульсов управления, второй выход которого подключен к входу генератора линейно изменяющегося напряжения. Выход генератора тактовых импульсов соединен со вторым входом ПЧФ и первым входом датчика импульсов управления.

Выход усилителя-нормализатора подсоединен к входу порогового устройства, выход которого одновременно присоединен ко второму входу датчика импульсов управления и к входу счетчика импульсов, а выход генератора линейно изменяющегося напряжения соединен с первым входом электронного ключа. Выход счетчика импульсов присоединен ко второму входу электронного ключа, выход которого подключен к входу усилителя-формирователя, выход которого присоединен к входу привода аэродинамического руля, содержащего механическую связь через шток с аэродинамическим рулем. Источник постоянного напряжения подключен ко всем электронным узлам схемы управления, через электронный ключ, управляемый датчиком удара.

Устройство, реализующее способ, представлено на фиг. 1-4. На фиг. 1 введены следующие обозначения: пуля с оболочкой - 1, оптическая система - 2, позиционно-чувствительная фотолинейка - 3, аэродинамический руль - 4, шток - 5, устройство управления аэродинамическим рулем (пьезоэлемент) - 6, блок питания - БП, электрическая схема управления - СУ.

Пуля с оболочкой (1), представленная на Фиг. 1, содержит: оптическую систему - (2), включающую в себя один объектив, в задней фокальной плоскости которого размещена позиционно-чувствительная фотолинейка (3). Позиционно-чувствительная фотолинейка (3) ориентирована перпендикулярно оси продольной симметрии пули. Оптическая ось объектива оптической системы (2) совпадает с осью продольной симметрии пули. Выход позиционно-чувствительной фотолинейки (3) присоединен к входу усилителя-нормализатора (7). Управляющий вход позиционно-чувствительной фотолинейки (3) соединен с выходом датчика импульсов управления (11). Одновременно выход датчика импульсов управления (11) подключен к входу генератора линейно изменяющегося напряжения (12). Выход генератора тактовых импульсов (10) соединен со вторым входом позиционно-чувствительной фотолинейки (3), фотоприемника (2) и первым входом датчика импульсов управления (11). Выход усилителя-нормализатора (7) подсоединен к входу порогового устройства (8). Выход порогового устройства (8) одновременно присоединен ко второму входу датчика импульсов управления (11) и к входу счетчика импульсов (9). Выход генератора линейно изменяющегося напряжения (12) соединен с первым входом электронного ключа (13). Выход счетчика импульсов (9) присоединен ко второму входу электронного ключа (13). Выход электронного ключа (13) соединен с входом усилителя-формирователя (14). Выход усилителя-формирователя (14) присоединен к приводу аэродинамического руля (пьезоэлемент) (6) (см. фиг. 1) управления аэродинамическим рулем (4) через шток (5). Электрическая схема блока управления (БП) (см. фиг. 1, фиг. 2) подключена к источнику постоянного напряжения (15) через электронный ключ (17), который замыкается датчиком удара (16).

На Фиг. 2 представлена структурная схема блока управления пулей, в состав которой входит: оптическая система - 2; позиционно-чувствительная фотолинейка - 3: электрическая схема управления (СУ), содержащая: усилитель-нормализатор - 7; пороговое устройство - 8; счетчик импульсов - 9; генератор тактовых импульсов - 10: датчик импульсов управления - 11; генератор линейно изменяющегося напряжения (ГЛИН) - 12; электронный ключ - 13; усилитель-формирователь - 14; привод аэродинамического руля (пьезоэлемент) - 6. Блок питания (БП) включает: источник постоянного тока - 15; датчик удара - 16; электронный ключ - 17.

На фиг. 3 приведен разрез пули, изображенной на фиг. 1, где введены следующие обозначения: пуля с оболочкой - 1; позиционно-чувствительная фотолинейка - 2; аэродинамический руль - 4; угловая скорость вращения пули - ω; сила воздействия аэродинамического потока на пулю F_a; направление смещения головной части пули - L_c.

На фиг. 4 приведена схема, поясняющая наведение пули на цель по лучу лазера, где введены следующие обозначения: пуля с оболочкой - 1; оптическая система - 2, цель - 18; лазерный маркер (точка прицеливания) - 19; линия оптического излучения лазерного целеуказателя - 20; линия отраженного оптического излучения от цели - 21; лазерный целеуказатель - 22.

Устройство работает следующим образом. Включение устройства происходит от воздействия ударной волны на пулю в канале ствола огнестрельного оружия при срабатывании датчика удара (16). Датчик удара (16) формирует электрический импульс, поступающий на электронный ключ (17. Электронный ключ (17) замыкается и источник постоянного напряжения (15) гальванически соединяется со всеми элементами устройства. Оптическое изображение, находящееся в поле зрения оптической системы (2), проецируется на позиционно-чувствительную фотолинейку (3), где преобразуется в пропорциональные напряжения. Считывание получаемого в позиционно-чувствительной фотолинейке (3) видеосигнала изображения осуществляется непрерывно с помощью генератора тактовых импульсов (10) и датчика импульсов управления (11). Полученный видеосигнал изображения с выхода позиционно-чувствительной фотолинейки (3) поступает на усилитель-нормализатор (7) и далее на пороговое устройство (8), которое формирует на своем выходе импульс напряжения, если в поле зрения оптической системы (2) находится лазерный подсвечивающий цель маркер (19), фиг. 4. Далее импульс напряжения с порогового устройства (8) поступает одновременно на счетчик импульсов (9) и датчик импульсов управления (11). Счетчик импульсов (9) через заданное количество оборотов пули (1) (см. фиг. 4) вокруг своей оси замыкает электронный ключ (13) (фиг. 2). Сигнал, формируемый генератором линейно изменяющегося напряжения (12), уровень которого пропорционален местоположению пятна лазерного маркера (19) (фиг. 4) на позиционно-чувствительной фотолинейке (3), поступает через электронный ключ (13) на усилитель-формирователь (14) и далее на привод аэродинамического руля (пьезоэлемент) (6) (см. фиг. 1), который воздействует на аэродинамический руль (4) через шток (5).

В существующих конструкциях пуль указанная совокупность существенных признаков не выявлена, что позволяет считать данное техническое решение соответствующим критерию «новизна».

Предлагаемое техническое решение может быть реализовано промышленным способом.

1. Способ повышения точности нарезного стрелкового оружия, включающий импульсную коррекцию траектории по показаниям неподвижно закрепленной оптико-электронной головки, определение угла пеленга цели, подсвет цели, пеленгацию цели по отраженным от нее сигналам, отличающийся тем, что центр оптического прицела стрелкового оружия совмещают с направлением на цель с учетом поправок на метеоусловия и расстояние до цели, подсвечивают цель лазером и производят выстрел, при выстреле происходит замыкание контактов, которые подключают источник питания к схеме управления полетом пули, при появлении сигнала от объекта, подсвеченного лазером в поле зрения оптической системы, на выходе схемы управления получают сигнал, пропорциональный отклонению пули от центра цели, который с учетом гироскопического эффекта вращающейся пули подают на привод аэродинамического руля в интервалы времени нахождения руля перпендикулярно позиционно-чувствительной фотолинейке, фиксирующей угловое местоположение цели, при этом количество дискретных выдвижений аэродинамического руля задают пропорциональным величине отклонения сигнала от нулевого уровня на выходе схемы управления с интервалом, минимизирующим колебания пули относительно продольной оси.

2. Реализующее способ устройство, включающее наземное средство наведения, блок управления, оптико-электронную головку коррекции, электронную систему управления, корпус и аэродинамический руль с механизмом управления, отличающееся тем, что оптическая система, включающая один объектив, в задней фокальной плоскости которого размещена позиционно-чувствительная фотолинейка (ПЧФ) с зарядовой связью, ориентирована перпендикулярно оси продольной симметрии пули, причем оптическая ось объектива оптической системы совпадает с осью продольной симметрии пули, выход ПЧФ присоединен к входу усилителя-нормализатора, а управляющий вход соединен с выходом датчика импульсов управления, второй выход которого подключен к входу генератора линейно изменяющегося напряжения, выход генератора тактовых импульсов соединен со вторым входом ПЧФ и первым входом датчика импульсов управления, выход усилителя-нормализатора подсоединен к входу порогового устройства, выход которого одновременно присоединен ко второму входу датчика импульсов управления и к входу счетчика импульсов, а выход генератора линейно изменяющегося напряжения соединен с первым входом электронного ключа, выход счетчика импульсов присоединен ко второму входу электронного ключа, выход которого подключен к входу усилителя-формирователя, выход которого присоединен к входу привода аэродинамического руля, содержащего механическую связь через шток с аэродинамическим рулем, источник постоянного напряжения подключен ко всем электронным узлам схемы управления через электронный ключ, управляемый датчиком удара.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к раскладываемым аэродинамическим поверхностям летательных аппаратов. Раскладываемая аэродинамическая поверхность содержит соединенные корневую и раскладываемую части.

Беспилотный летательный аппарат (варианты) и способ его работы // 2597740

Изобретение относится к области авиации, в частности к крылатым ракетам. Беспилотный летательный аппарат содержит корпус, баки, крыло и двигатель.

Управляемый боеприпас // 2595748

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым боеприпасам. Управляемый боеприпас содержит электронную аппаратуру управления и систему спутниковой навигации с антенной, установленную в носовом обтекателе.

Неуправляемый реактивный снаряд // 2595070

Изобретение относится к области вооружения, а именно к реактивным боеприпасам. Активно - реактивный снаряд стартует из пусковой трубы, заглушенной с донной части.

Корпус боевого элемента с раскрывающимся стабилизатором // 2593664

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к корпусу боевого элемента с раскрывающимся стабилизатором. Корпус содержит цилиндрическую наружную оболочку.

Привод рулевой // 2591005

Изобретение относится к рулевым приводам многоступенчатых ракет. Привод рулевой содержит рулевые машины, систему питания рулевых машин, узлы развязки, кронштейны для закрепления рулевых машин к днищу ракеты.

Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракеты-носителя // 2585395

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для снижения площадей районов падения отделяющихся частей (ОЧ) ракет космического назначения (РКН).

Способ отделения маршевой ступени летательного аппарата и устройство для его осуществления // 2584401

Группа изобретений относится к области ракетной техники. Способ отделения маршевой ступени ЛА включает механическое удержание в разомкнутом состоянии цепи запуска электровоспламенителя механизма разделения ступеней при пуске ЛА на стартовом участке траектории полета.

Ракетная часть со стабилизирующим устройством реактивного снаряда // 2581097

Изобретение относится к ракетной технике и представляет собой ракетную часть со стабилизирующим устройством реактивного снаряда. Корпус ракетной части перед стабилизирующим устройством выполнен с коническим кольцевым уступом, при этом больший диаметр корпуса расположен под наружным кольцом.

Крылатая ракета, в частности - противокорабельная (варианты) // 2580376

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в крылатых ракетах. Противокорабельная крылатая ракета, имеющая в поперечном сечении эллиптическую или овальную форму, содержит корпус цилиндрической формы с каналом внутри, крыло, конфузор в форме эллипсоида вращения или параболоида вращения, расширяюще-сужающуюся полость, диффузор, скругление, цилиндрическую часть, реактивный двигатель, воздушный винт, излучатель радиолокационного излучения, приемник радиолокационного излучения, пилоны.

Способ регулирования номинального тока управляющего электромагнита привода летательного аппарата и устройство для его осуществления // 2606213

Группа изобретений относится к области систем управления летательными аппаратами и может быть использована в контуре управления рулевого привода ракет с широтно-импульсным методом регулирования. Задачей группы изобретений является снижение энергопотребления рулевым приводом при увеличении мощности управляющего электромагнита (УЭМ) с целью повышения его быстродействия. В предлагаемом способе регулирования номинального тока управляющего электромагнита (УЭМ) широтно-импульсный модулированный сигнал (ШИМ-сигнал) управления подвергают дополнительной модуляции, при которой после срабатывания УЭМ в соответствии с указанным сигналом управления через время t0 формируют сигнал на отключение тока в возбужденной обмотке УЭМ длительностью Тотк, по истечении которого формируют сигнал на включение тока в указанной обмотке длительностью Твкл. Цикл сигналов длительностью Тотк и Твкл повторяют до момента отключения обмотки в соответствии с сигналом управления. При этом длительность t0, Тотк и Твкл подбирают таким образом, чтобы номинальный ток был больше тока срабатывания в момент прихода якоря УЭМ на упор. Устройство для осуществления указанного способа содержит источник питания, формирователь ШИМ-сигнала управления, выход которого подключен к первому входу схемы совпадения, последовательно соединенные нагрузку в виде обмотки УЭМ и электронный ключ, управляющий вход (база транзистора) которого подключен к выходу схемы совпадения, а эмиттерный вывод - к одному из выводов источника питания. В устройство введены генератор тактовых импульсов и регулятор тока, состоящий из счетчика, выходы D3, D4, D15 которого подключены соответственно ко входам элемента ИЛИ, выход которого подключен ко второму входу схемы совпадения, и двух последовательно включенных D-триггеров, выходы «О» которых через элемент ИСКЛЮЧАЮЩЕЕ ИЛИ подключены к «RST» входу счетчика, а входы «С» D-триггеров и счетчика подключены к генератору тактовых импульсов, причем «D» вход первого D-триггера подключен к выходу формирователя ШИМ-сигнала управления, а второй вывод обмотки УЭМ подключен к другому выводу источника питания. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Адаптивный цифровой спектральный селектор цели // 2612650

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.

Ракета // 2613391

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в малогабаритных ракетах с отделяемой стартовой ступенью. Технический результат - упрощение конструкции ракеты при повышении надежности ее работы. Ракета содержит маршевую ступень, зафиксированную в переходном шпангоуте разрушаемыми элементами, отделяемую стартовую ступень с двигателем, скрепленным с переходным шпангоутом накидной гайкой, поршень и обтекатель. При этом накидная гайка снабжена контргайкой, выполненной с охватом обтекателя. Поршень закреплен в кормовой части маршевой ступени и скреплен с переходным шпангоутом разрушаемыми элементами. Переходный шпангоут снабжен перфорациями в виде продольных каналов, образующих с внутренней полостью переходного шпангоута, кормовой частью маршевой ступени и двигателем накопительную камеру. Эта камера сообщена с атмосферой каналами воздухозаборников. Каждый из этих каналов выполнен в виде диффузора и установлен с упором во внутреннюю часть обтекателя, снабженного сквозным пазом. Паз выполнен с охватом воздухозаборника и расположен от заднего торца к круговой выемке с плоским дном на внешней поверхности обтекателя. На каждом воздухозаборнике установлена гайка с упором в плоское дно круговой выемки. Фронтальная часть каждого воздухозаборника снабжена радиусной выемкой, переходящей в плоскую лыску, ширина которой не меньше входной части диффузора и расположенную перпендикулярно продольной оси ракеты. На кормовой части маршевой ступени подвижно установлен аэродинамический конус. Он отжат распорной гайкой от торца переходного шпангоута, который объединен с аэродинамическим конусом зацепом, выполненным в виде раздельных секций. Эти секции равномерно размещены с охватом маршевой ступени и удерживаются от угловых перемещений жесткими выступами. 7 ил.

Бикалиберная ракета (варианты) // 2616206

Предлагаемая группа изобретений относится к области ракетной техники и может быть использована в малогабаритных зенитных и противотанковых ракетах. Бикалиберная ракета (вариант 1) содержит разгонный двигатель и механически связанный с ним переходной обтекатель, телескопически установленные на кормовую часть маршевой ступени. Маршевая ступень и двигатель связаны между собой разрывным винтом, усилие разрыва которого меньше усилия разрушения механической связи между двигателем и переходным обтекателем и больше усилия от перегрузок, действующих на маршевую ступень при эксплуатации, а также меньше разности аэробаллистических сил, действующих на разгонный двигатель и подкалиберную маршевую ступень в полете в конце разгона. Бикалиберная ракета (вариант 2) содержит разгонный двигатель, телескопически соединенный с подкалиберной маршевой ступенью. Маршевая ступень и разгонный двигатель связаны между собой стыковочным узлом, выполненным в виде штока, закрепленного на торце маршевой ступени и установленного во втулку, закрепленную в донной части телескопического соединения двигателя. Шток и втулка зафиксированы между собой штифтом, сила срезания которого больше силы, действующей на маршевую ступень при эксплуатации, и меньше силы, действующей на маршевую ступень в процессе разгона, а между торцами маршевой ступени и двигателя образованы зазоры, величины которых не менее хода, необходимого для срезания штифта. Изобретение позволяет повысить надежность демпфирования возмущений маршевой ступени ракеты при разделении и упростить конструкцию ракет. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Сверхзвуковой летательный аппарат и способ реализации его полета // 2619361

Группа изобретений относится к управляемому стратегическому вооружению, в частности к сверхзвуковым летательным аппаратам и способам реализации их полета. Сверхзвуковой летательный аппарат содержит стартовый двигатель с механизмом разделения ступеней, маршевую ступень с планером и с функциональными блоками. Маршевая ступень помещена в защитный обтекатель, раскрывающийся при отделении двигателя. Планер маршевой ступени выполнен по самолетной схеме «низкоплан» с элементами вертикального оперения, обеспечивающими устойчивость планера по крену. Оперение заневоленно защитным обтекателем. Способ реализации полета сверхзвукового летательного аппарата заключается в использовании программируемой амплитуды рикошетирования. На этапе погружения в атмосферу изменение вектора аэродинамической силы осуществляют путем выбора оптимального угла атаки. Запуск летательного аппарата осуществляют с установки под траекторным углом от 50 до 85° к горизонту. Летательный аппарат выводят по баллистической траектории в разреженные слои атмосферы на высоты от 50 до 70 км. Достигается уменьшение аэродинамических нагрузок. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Узел соединения отделяемых частей летательного аппарата // 2619611

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к системам соединения разделяемых частей летательных аппаратов. Технический результат - повышение сдвигоустойчивости узла соединения при длительных знакопеременных нагрузках с одновременной возможностью его распадения - отделения. Узел соединения содержит стыковочные фитинги, расположенные оппозитно друг к другу, и узлы крепления. Узлы крепления выполнены с возможностью распадения, а оси перпендикулярны плоскости стыковки фитингов. На одном фитинге в плоскости стыка выполнены кольцевые зубья в виде равнобедренного треугольника в поперечном сечении, вертикальная ось которых параллельна оси узла крепления, а поверхность контактирует с поверхностью кольцевого углубления, выполненного прессовкой стыковочных фитингов. Фитинг с кольцевым углублением выполнен из материала с меньшей твердостью, чем материал фитинга с кольцевым зубом. Отношение длины основания равнобедренного треугольника поперечного сечения кольцевого зуба к его высоте находится в интервале 0,52-1,3. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Раструб, выполненный с возможностью изменения наклона и с разделенными лепестками, для гидрогазодинамического управления ракетой или снарядом // 2620851

Группа изобретений относится к газодинамическому управлению ракетой или снарядом. Система гидрогазодинамического управления ракетой или снарядом включает по меньшей мере один исполнительно-приводной элемент, соединенный прямо или косвенно по меньшей мере с одним общим исполнительно-приводным механизмом для обеспечения создания усилия для приведения в действие, передаваемого через общий исполнительно-приводной механизм. В способе гидрогазодинамического управления усилие для приведения в действие передается по меньшей мере через один рычажно-тяговый механизм по меньшей мере одной управляющей поверхности для гидрогазодинамического управления, прямо или косвенно соединенной с ним. Техническим результатом группы изобретений является минимизация динамического сопротивления, улучшение маневренности и увеличение дальности действия ракеты или снаряда. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 8 ил.

Крылатая ракета (варианты) // 2622274

Группа изобретений относится к вариантам выполнения крылатой ракеты для поражения преимущественно наземных целей. Технический результат – повышение эффективности поражения целей крылатой ракетой. Крылатая ракета по одному варианту содержит фюзеляж, крыло, турбореактивный двигатель и несколько суббоеприпасов - управляемых или свободнопадающих бомб. Компьютер системы наведения упомянутой ракеты предусматривает программу ее пролета над несколькими целями в несколько заходов. Предусмотрена возможность подбора целей, расположенных примерно на прямой линии. Предусмотрена программа для свободнопадающих с малых высот бомб с поправками траектории их полета в расчете на выброс упомянутых бомб под заданным к горизонтали углом или вниз с дозированной скоростью, или с торможением - в зависимости от вида цели. По другому варианту крылатая ракета включает гиростабилизированные двухплоскостной радиопеленгатор и двухплоскостной инфракрасный пеленгатор. Кроме того, имеются бомбоотсеки с двумя люками сверху и снизу и устройство для подбрасывания верх находящихся внутри бомбоотсеков противорадиолокационных и инфракрасных ракет, являющихся суббоеприпасами. Имеется также устройство для сбрасывания суббоеприпасов - ракет вниз. При запасе суббоеприпасов большем, чем количество встреченных целей, предусмотрена возможность сбрасывания суббоеприпасов в виде бомб. Для последнего случая предусмотрена возможность отключения двигателей ракет, сохранения рулей ракет в нейтральном положении, не взведенного положения бесконтактных взрывателей и взведенного положения контактных взрывателей. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Снаряд-невидимка // 2625056

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к артиллерийским снарядам. Снаряд содержит корпус, взрыватель и взрывчатое вещество, при этом корпус выполнен из керамики, на которую намотаны концентричные слои растянутых параллельно лежащих волокон, ориентированных послойно под углом 0º, +45º, -45º к продольной оси снаряда, скрепленных между собой посредством полимерного связующего, волокна выполнены с поперечным сечением в виде равностороннего треугольника, при этом площадь поперечного сечения волокон уменьшается послойно в направлении от оси снаряда, а соседние волокна контактируют между собой взаимообращенными гранями. Корпус может быть выполнен из кварцевой, нитридной или оксидной керамики и могут использоваться стеклянные или базальтовые волокна. Техническим результатом является создание снаряда, обладающего достаточной прочностью и высокими осколочно-фугасными характеристиками. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Способ парного пуска противосамолётных ракет // 2625135

Изобретение относится к области ракетной техники. Способ парного пуска противосамолетных ракет включает запуск первой противорадиолокационной ракеты, нацеленной на радиолокатор самолета противника или на его сигнатуру от постороннего радиолокатора, летящей по упреждающей пересекающейся траектории, а затем с перерывом вслед ей запуск второй ракеты с инфракрасной головкой самонаведения, нацеленной на сопло противорадиолокационной ракеты. Скорость противорадиолокационной ракеты равна или больше, чем у ракеты с инфракрасным самонаведением. Противорадиолокационная ракета снабжена автопилотом, автоматически включающимся при потере цели. В топливо противорадиолокационной ракеты добавлен порошок лития или меди, и/или соединение лития или меди, например нитрат лития, боргидрид лития. Противорадиолокационная ракета имеет приемник радиоизлучения с измерителем уровня принимаемого сигнала, причем данные об этом уровне перед пуском выводятся на пусковое устройство оператора или на автоматическое пусковое устройство. Ракета с инфракрасным самонаведением имеет гироскоп для сохранения горизонтали, а головка самонаведения этой ракеты размещена с наклоном вниз. Изобретение позволяет увеличить вероятность поражения цели. 5 з.п. ф-лы.