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

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.

 

Предлагаемая группа изобретений относится к способу и системам управления ракетами, позволяющим снизить энергопотребление системы управления рулевого привода (РП), и может быть использована в контуре управления РП управляемой ракеты с широтно-импульсным методом регулирования, являющегося основным потребителем электрической энергии, необходимой для функционирования управляющего электромагнита (УЭМ).

Рассмотрим график переходного процесса по току при срабатывании УЭМ, который включает 2 участка (Фиг. 1). Участок, который соответствует времени срабатывания tcp УЭМ, и участок после срабатывания tуст, когда ток в возбужденной обмотке увеличивается и устанавливается постоянным, величина которого существенно превышает ток, необходимый для удержания якоря на упоре icp.

При этом длительность тока iyст, зависящая от длительности периода Т широтно-импульсного модулированного сигнала управления (ШИМ-сигнала управления), величина которого выбирается из условия отработки РП линеаризующего сигнала, как правило, превышает время tcp.

С целью снижения величины потребления тока, что является важным фактором при проектировании летательных аппаратов, применяются разные способы снижения тока после срабатывания УЭМ.

Так, общеизвестен способ снижения потребления тока, при котором в цепь возбужденной обмотки после срабатывания включают балластный резистор значительной мощности, увеличивающий общее омическое сопротивление. При этом увеличиваются габариты аппаратуры управления, что не всегда приемлемо. Кроме того, так как установившийся ток при минус 50°C на 43% больше, чем при 50°C (из-за температурного изменения сопротивления обмотки с медным проводом), величины балластных сопротивлений должны быть разные. При этом в случае применения одного балластного сопротивления для обеспечения работоспособности УЭМ величина его выбирается для положительной температуры, которая будет меньше необходимой его величины при минус 50°C на 43%, что увеличивает потребление тока при отрицательных температурах. Указанный способ рассмотрен авторами в качестве аналога.

В качестве прототипа авторами принят способ регулирования номинального тока нагрузки и устройство для его осуществления по патенту РФ №2235352 от 27.08.2004 г. [1], позволяющий снизить энергопотребление системой управления, согласно которому широтно-импульсный модулированный сигнал управления подвергают дополнительной широтно-импульсной модуляции, при этом измеряют величину тока нагрузки, сравнивают ее с величиной заданных порогов включения и выключения нагрузки и по результатам сравнения устанавливают величину коэффициента дополнительной широтно-импульсной модуляции, которым задают номинальный ток нагрузки.

Устройство регулирования номинального тока нагрузки, реализующее способ, содержит источник питания, формирователь ШИМ-сигнала управления, последовательно включенные нагрузку и электронный ключ, последовательно соединенные датчик тока, двухпороговое устройство сравнения с задатчиком порогов включения и выключения нагрузки и схему совпадения, второй вход которой подключен к выходу формирователя ШИМ, выход схемы совпадения соединен с управляющим входом электронного ключа, при этом первый вход датчика соединен с источником питания, второй вход - со вторым выводом нагрузки.

Данный способ и устройство обладают следующим недостатком.

При разработке новых летательных аппаратов, в которых необходимо применить РП с повышенным быстродействием, возникает потребность повышения быстродействия и управляющего электромагнита за счет увеличения его мощности при снижении энергопотребления. В известном способе и устройстве повышение мощности УЭМ влечет за собой повышение и его номинального тока, что является нежелательным (а иногда и невыполнимым) ввиду ограничения мощности бортового источника питания.

Условия эксплуатации ракет предполагают использование их в диапазоне температур от минус 50°C до 50°C. При этом, как указывалось выше, при минус 50°C происходит увеличение тока на 43% по сравнению с температурой 50°C. Это означает, что в прототипе пороги включения и выключения дополнительной ШИМ должны быть разными для температур минус 50°C и 50°C, что усложняет устройство и увеличивает его габариты. При использовании указанных порогов только для положительной температуры при отрицательной температуре в возбужденной обмотке ток не будет доходить до величины iп2 (Фиг. 2). Это ведет к отказу работы УЭМ, так как ток в возбужденной обмотке начинает падать до прихода якоря на упор. Поэтому приходится устанавливать пороги включения и выключения дополнительной ШИМ только для отрицательной температуры. При таком ограничении тока, выбранном для отрицательной температуры, номинальный ток будет больше требуемого, и в некоторых случаях возможно отсутствие включения дополнительной ШИМ при 50°C (пороги включения и выключения, имеющие место при минус 50°C, могут быть больше iyст при положительной температуре).

По этой причине указанный порог включения тока надо выбирать при максимальной отрицательной температуре, что приводит к увеличению тока при положительных температурах. К тому же в устройстве для осуществления данного способа необходимо размещать дополнительно датчик тока в виде резистора, с которого снимается напряжение, подаваемое в аппаратуру.

При этом величина среднего тока iсред (Фиг. 2) всегда больше тока срабатывания при обеих температурах icp1 и icp2, что позволяет якорю удерживаться на упоре.

Задачей предлагаемой группы изобретений является снижение номинального тока УЭМ рулевого привода летательного аппарата при увеличении мощности УЭМ с целью повышения его быстродействия.

Поставленная задача решается за счет того, что в способе регулирования номинального тока УЭМ привода летательного аппарата, при котором ШИМ-сигнал управления подвергают дополнительной модуляции, 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 времени Тотк формируют сигнал на включение тока в указанной обмотке длительностью Твкл, при этом цикл сигналов длительностью Тотк и Твкл повторяют до момента отключения обмотки в соответствии с сигналом управления, длительность t0, Тотк и Твкл подбирают таким образом, чтобы номинальный ток был больше тока срабатывания icp.

Предложенный способ реализуется устройством регулирования номинального тока, содержащим 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. Согласно изобретению 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.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами, представленными на фиг. 3 и фиг. 4. На фиг. 3 приведена структурная схема устройства регулирования номинального тока управляющего электромагнита привода летательного аппарата, где:

1 - формирователь широтно-импульсного модулированного сигнала управления;

2 - генератор тактовых импульсов (ГТИ);

3 - первый D-триггер;

4 - второй D-триггер;

5 - элемент «исключающее ИЛИ»;

6 - счетчик;

7 - регулятор тока;

8 - элемент «ИЛИ»;

9 - схема совпадения;

10 - VT-транзистор (электронный ключ);

11 - Zн - обмотка управляющего электромагнита (активно-индуктивная нагрузка);

12 - Е - источник питания (батарея).

На фиг. 4 приведены эпюры сигналов, где:

а - напряжение на выходе формирователя ШИМ-сигнала управления 1;

б - сигнал с выхода регулятора тока 7;

в - ток нагрузки Zн 11;

г - напряжение коллектор-эмиттер транзистора VT 10.

Устройство регулирования номинального тока управляющего электромагнита привода летательного аппарата работает следующим образом. Формирователь ШИМ-сигнала управления 1 преобразует сигнал управления из аналогового или цифрового вида в ШИМ. При наличии на входах схемы совпадения 9 единичных логических уровней с выхода регулятора тока 7 (эпюра «б» на фиг. 4) и формирователя ШИМ-сигнала управления (эпюра «а» на фиг. 4) на выходе схемы совпадения 9 формируется высокий уровень напряжения, который обеспечит подключение транзистором VT 10 нагрузки Zн 11 к источнику питания Е 12. Через активно-индуктивную нагрузку Zн в течение времени t0, превышающего время срабатывания управляющего электромагнита привода летательного аппарата, начнет протекать ток (эпюра «в» на фиг. 4). Через время t0 (в данном случае 3,25 мс) при достижении тока верхнего значения iв формируется нулевой логический уровень на время Тотк (в данном случае 0,25 мс) (эпюра «б» на фиг. 4), который запретит прохождение единичного логического уровня сигнала с выхода формирователя ШИМ-сигнала (эпюра «а» на фиг. 4), при этом транзистор отключит нагрузку Zн от источника питания Е. Ток, протекающий через нагрузку Zн, начнет уменьшаться в течение Тотк до нижнего значения iн. Далее в течение времени Твкл (в данном случае 0,75 мс) формируется единичный логический уровень с выхода регулятора тока 7 (эпюра «б» на фиг. 4), при котором ток через нагрузку Zн вновь будет расти до значения iв и т.д. до появления следующего нулевого логического уровня с выхода регулятора тока 7.

Как следует из фиг. 4, эпюра «б» представляет собой дополнительный широтно-импульсный модулированный сигнал ШИМ-сигнала управления, изображенного на эпюре «а».

На эпюре «г» фиг. 4 изображено напряжение к-э перехода транзистора VT с выбросами, обусловленными ЭДС самоиндукции в нагрузке Zн. Нагрузка Zн может шунтироваться цепочкой из последовательно включенных диода и стабилитрона, описанной в патенте 2235352 от 27.08.2004 г [1].

Устройство регулирования номинального тока нагрузки может выполнено и иначе, например для двух идентичных активно-индуктивных нагрузок, поочередно подключаемых к источнику питания в течение времени t0-t1 и t1-t2 соответственно. При этом эпюры сигналов, приведенные на фиг. 4 для первой нагрузки, сохранятся, а для второй (с момента подключения нагрузки) они сдвинуты и будут иметь место в течение времени t1-t2, т.к. вторая нагрузка работает в противофазе к первой по сигналу управления (эпюра «а» на фиг. 4).

Регулятор тока работает следующим образом.

При помощи D-триггеров 3 и 4 формируется сигнал «Сброс» (по каждому положительному и отрицательному фронту сигнала «Вых. 1». По сигналу «Сброс» счетчик 6 устанавливается в состояние FF98 (в шестнадцатеричной системе) и продолжает счет по тактовым импульсам, поступающим с генератора тактовых импульсов 2. Тактовые импульсы одновременно поступают на входы С D-триггеров 3 и 4 и счетчика 6. При возникновении на выходе счетчика 6 комбинаций D15=0, D4=0, D3=0 формируется сигнал с выхода регулятора тока с активным уровнем «Вых. 2». Период формирования сигнала регулятора тока составляет 1 мс и определяется состоянием D4=0. Состояние D15=1, которое устанавливается по сигналу «Сброс», блокирует формирование импульсов сигнала «Врезка» на время 3,25 мс после фронта сигнала «Вых. 2».

Реализация предложенного способа может быть выполнена с использованием цифровой схемотехники или на программно-алгоритмическом уровне с использованием микропроцессоров или программируемых логических интегральных схем.

Источники информации

1. Патент РФ №2235352 от 27.08.2004 г.

1. Способ регулирования номинального тока управляющего электромагнита (УЭМ) привода летательного аппарата, при котором широтно-импульсный модулированный (ШИМ) сигнал управления подвергают дополнительной модуляции, отличающийся тем, что после срабатывания УЭМ в соответствии с ШИМ-сигналом управления через время t0 формируют сигнал на отключение тока в возбужденной обмотке УЭМ длительностью Тотк, по истечении времени Тотк формируют сигнал на включение тока в указанной обмотке длительностью Твкл, при этом цикл сигналов длительностью Тотк и Твкл повторяют до момента отключения обмотки в соответствии с сигналом управления, длительность t0, Тотк и Твкл подбирают таким образом, чтобы номинальный ток был больше тока срабатывания icp.

2. Устройство регулирования номинального тока для осуществления способа по п. 1, содержащее 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, отличающееся тем, что 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.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области вооружения, реализующего задачи повышения точности стрелкового оружия, более конкретно к способам управления вращающейся пулей и снарядом высокоточного оружия.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к раскладываемым аэродинамическим поверхностям летательных аппаратов. Раскладываемая аэродинамическая поверхность содержит соединенные корневую и раскладываемую части.
Изобретение относится к области авиации, в частности к крылатым ракетам. Беспилотный летательный аппарат содержит корпус, баки, крыло и двигатель.

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.

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

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

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.

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

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.
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.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. В способе минимизации зон отчуждения для отделяемых частей (ОЧ) ракеты-носителя (РН) на этапе предполетной подготовки РН производят расчет параметров движения ОЧ до момента падения их на землю. По результатам расчетов определяют участки на траектории спуска для воздействия на ОЧ, формируют сигнал в процессе автономного полета ОЧ и осуществляют воздействие на конструкцию ОЧ. На ОЧ размещают пиротехнический состав. При сжигании пиротехнический состав обеспечивает нагрев ОЧ до температуры, при которой происходит их горение в набегающем потоке атмосферного воздуха, по достижении высоты 25-30 км осуществляют зажигание ОЧ с использованием зажигающего состава. Техническим результатом изобретения является максимальное снижение площадей, выделяемых под районы падения ОЧ РН. 5 з.п. ф-лы, 1 табл.

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 с целью повышения его быстродействия. В предлагаемом способе регулирования номинального тока управляющего электромагнита широтно-импульсный модулированный 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 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.

Наверх