Способ определения курса, угла места и координат пакета направляющих реактивной системы залпового огня

Изобретение относится к военной технике, а именно к реактивным системам залпового огня. В способе определения курса, угла места и координат пакета направляющих реактивной системы залпового огня определение указанных параметров осуществляют по показаниям приемника спутниковых навигационных сигналов с двумя приемными антеннами, расположенными на пакете направляющих на удалении между собой вдоль продольной оси пакета направляющих. Техническим результатом изобретения является повышение точности работы реактивной системы залпового огня, упрощение конструкции системы.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Изобретение относится к военной технике, в частности, к пусковым устройствам реактивных систем залпового огня, и может найти широкое применение в ракетной технике

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Известны способы и устройства ориентации пакета направляющих с помощью систем, содержащих гироскопы и акселерометры.

Автоматизированная система управления наведением и огнем боевой машины реактивной системы залпового огня по Патенту РФ №2167380 содержит двухрежимный гироскопический прибор, установленный на пакете направляющих.

По Патенту РФ 2168691 пакет направляющих снабжен системой определения своего углового положения, в качестве которой используется бесплатформенная инерциальная система

Принятая на вооружение РФ РСЗО «Торнадо-Г» имеет гирокурсокреноуказатель, механически связанный с пакетом направляющих блока орудий, и приемник СНС для определения координат с антенной, установленной на кабине транспортного средства.

К недостаткам известного способа и устройства относится наличие дорогостоящей инерциальной системы. Такая система устанавливается не на всех подвижных объектах.

Кроме того, в большинстве случаев применения таких систем оказывается недостаточна точность определения курса. Погрешность определения курса ΔК гироскопической системы в режиме компасирования вычисляется по формуле ΔК=Δω/ωcosϕ, где: Δω - угловая скорость ухода гироскоп,

Ω - 15°/час - угловая скорость вращения Земли,

ϕ - географическая широта места.

Для того, чтобы при ϕ=60° ошибка определения курса ΔК не превысила 1ду=0,06°=10-3 радиана необходимо чтобы уходы применяемых гироскопов не превышали Δω=0,0075°/час.

Погрешность определения истинного курса современной высокоточной инерциальной системы ЛИНС-100РС составляет 6 угловых минут +1 угловая минута в час, т.е. не менее 1,7 ду.

Системы такого качества имеют достаточно высокую цену и не используются для ориентации артиллерийских систем.

Необходимо также отметить, что способ определения ориентации пакета направляющих с помощью ИНС обладает избыточными свойствами. Такой способ не учитывает необходимости определения только курса и угла места в условиях неподвижного транспортного средства, в отличие от ИНС, предназначенных для измерения в условиях подвижного объекта наклонов, угловых скоростей и ускорений относительно трех координатных осей.

В последнее время получили широкое распространение спутниковые навигационные системы для определения не только координат объекта, но и для определения его курса.

Примерами таких систем являются спутниковый речной компас по патенту РФ №2411551 и изделие «Фарватер -К2». В этих устройствах используются две приемные антенны, установленные вдоль продольной оси объекта на некотором расстоянии между собой.

В этих устройствах не измеряется угол места, т.е. угол наклона относительно горизонта линии, соединяющей приемные антенны.

Таким образом, в области техники существует необходимость в появлении точного и более экономичного способа получения информации о курсе, угле места и координатах пакета направляющих реактивной системы залпового огня.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение является создание способа определения курса, угла места и координат пакета направляющих реактивной системы залпового огня, свободных от указанных недостатков.

Предлагаемое изобретение относится к способу определения курса, угла места и координат пакета направляющих реактивной системы залпового огня, согласно которому указанные параметры определяют по показаниям приемника спутниковых навигационных сигналов с двумя приемными антеннами, расположенными на пакете направляющих на удалении между собой вдоль продольной оси пакета направляющих.

Приемник спутниковой навигационной системы с одной антенной позволяет определить географические координаты места приемной антенны и ее возвышения над геоидом.

При наличии двух удаленных между собой антенн определяется ориентация относительно географического меридиана линии, соединяющей эти антенны и разности их высот. По отношению разности высот к расстоянию между соответствующими антеннами имеется возможность определить угол места линии, соединяющей антенны.

При наличии трех антенн, не лежащих на одной линии, по разностям их высот определяется ориентация относительно горизонта плоскости, в которой лежит треугольник, в вершинах которого находятся антенны. При известном расположении антенн на объекте определяются углы крена и тангажа летательного аппарата или углы наклона палубы корабля. Такой способ определения углового положения летательного аппарата по данным приемников спутниковой навигационной системы, например, изложен в Патенте РФ №2388008 и реализован в изделии «Фарватер-3». Такой способ определения угловой ориентации объекта обладает избыточными для решения задач изобретения свойствами, что приводит к усложнению аппаратуры.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение точности работы реактивной системы залпового огня и снижение ее стоимости.

Указанный технический результат достигается за счет использования более простого в реализации и более эффективного метода определения ориентации пакета направляющих реактивной системы залпового огня.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Для оценки осуществимости изобретения и ожидаемого технического эффекта целесообразно рассмотреть параметры реализованных изделий аналогичного назначения.

Погрешность определения курса изделия «Фарватер-К2» определяется формулой ΔК=0,3°/L, где: L - расстояние в метрах между антеннами в горизонтальной плоскости. Если принять L=3м, то ΔК=0,1°=1,7 ду. Величина L принята близкой к длине существующих пакетов направляющих РСЗО. Погрешность определения координат 3-5 м.

Погрешность определения крена и дифферента изделия «Фарватер-К3» с тремя удаленными друг от друга антеннами не превышает 0,4°/L. Если принять L=3 м, то погрешности крена и дифферента не превысят 2ду.

Если определять по аналогичным вычислительным процедурам угол места линии, соединяющей две удаленные между собой антенны, то погрешность определения угла места не превысит указанной величины.

Таким образом, показана возможность осуществления изобретения.

Заявитель предлагает формулу изобретения, где отражены существенные его признаки.

Способ определения курса, угла места и координат пакета направляющих реактивной системы залпового огня, согласно которому указанные параметры определяют по показаниям приемника спутниковых навигационных сигналов с двумя приемными антеннами, расположенными на пакете направляющих на удалении между собой вдоль продольной оси пакета направляющих.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области систем автоматического регулирования, а именно к системам автоматического наведения и стабилизации пакета направляющих с реактивными снарядами, размещенного на боевой машине реактивной системы залпового огня.

Изобретение относится к транспортно-пусковым контейнерам, соединяемым между собой для переноски и последовательного или залпового пуска реактивных гранат различного назначения.

Группа изобретений относится к военной технике. В способе обеспечения автоматизации стрельбы группы переносных ПЗРК ЭВМ располагают в нарукавной информационной вычислительной системе, подключают к радиостанции и обеспечивают работу по оптоволоконным линиям связи в автономном режиме в составе взвода или отделения до четырех стрелков.

Группа изобретений относится к средствам запуска твердотопливной ракеты из транспортно-пускового контейнера (ТПК). В способе охлаждения внутренней поверхности ТПК при воздействии на нее продуктов сгорания стартового порохового аккумулятора давления (ПАД) при минометном старте твердотопливной ракеты в полость ТПК с донной его части вдувается вдоль внутренней поверхности по периметру ТПК низкотемпературный инертный газ с расходом пропорционально расходу продуктов сгорания заряда ПАДа.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к устройствам, обеспечивающим сохранность ракеты при ее размещении в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) на носителях, транспортно-заряжающих машинах, базах долговременного хранения.

Изобретение относится к пусковым установкам (ПУ) для ракет в транспортно-пусковом контейнере (ТПК). Корабельная ПУ для ракет в ТПК с минометным стартом оснащена продольной системой амортизации (СА) с заданным ходом подвижной части ПУ с жестко закрепленным в ней ТПК с ракетой.

Изобретение относится к пусковым установкам (ПУ) для ракет в транспортно-пусковом контейнере (ТПК). Корабельная ПУ для ракет в ТПК с минометным стартом оснащена продольной системой амортизации (СА) с заданным ходом подвижной части ПУ с жестко закрепленным в ней ТПК с ракетой.

Изобретение относится к ракетно-пушечным пусковым установкам. Пусковая установка содержит основание, подвижный с возможностью ориентации по углу возвышения и по азимуту пакет направляющих труб и два привода.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к противоградовым ракетам, используемым для активного воздействия на грозоградовые облака с целью предотвращения градобитий и искусственного вызывания осадков.

Изобретение относится к мобильным зенитным ракетным комплексам. Зенитный ракетный комплекс (ЗРК) включает транспортное средство, на котором на двухкоординатном поворотном устройстве с приводами по азимуту и по углу места установлен блок из N зенитных ракет с головками самонаведения (ГСН), содержащими оптико-электронные каналы, прицельную головку, установленную на блоке зенитных ракет и содержащую оптико-электронный канал прицельной головки.

Изобретение относится к военной технике, а именно к реактивным системам залпового огня. В способе определения курса, угла места и координат пакета направляющих реактивной системы залпового огня определение указанных параметров осуществляют по показаниям приемника спутниковых навигационных сигналов с двумя приемными антеннами, расположенными на пакете направляющих на удалении между собой вдоль продольной оси пакета направляющих. Техническим результатом изобретения является повышение точности работы реактивной системы залпового огня, упрощение конструкции системы.

Наверх