Системы наведения для самодвижущихся снарядов: .основанные на расчетах данных о положении цели – F41G 7/34

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет. Способ наведения вращающейся ракеты включает формирование модулированного излучения на пусковом устройстве, прием излучения на ракете и выработку сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях, формирование периодических по углу крена ракеты релейных трехпозиционных трапецеидальных сигналов С*( ) и S*( ), сдвинутых друг относительно друга на угол /2, модуляцию сигналов управления, суммирование промодулированных сигналов и преобразование полученного сигнала в отклонение рулевого органа. Устройство наведения вращающейся ракеты содержит источник излучения на пусковом устройстве, оптически связанный с ним приемник излучения, формирователи сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях и суммирующий усилитель, соединенные с первым и вторым модуляторами, привод рулевого органа, соединенный с выходом суммирующего усилителя, гироскопический датчик угла крена (ГДУК). Также включены третий и четвертый модуляторы, в которые вводят релейные трехпозиционные сигналы с ГДУК, сдвинутые друг относительно друга на угол /2, формирователь пилообразного сигнала, соединенный с ГДУК и третьим и четвертым модуляторами, второй и третий суммирующие усилители, соединенные входами с ГДУК и третьим и четвертым модуляторами, а выходами с входами первого и второго модуляторов. Технический результат заключается в обеспечении возможности повышения точности наведения вращающихся по углу крена ракет. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к системам высокоточного вооружения и может быть использовано для управления ракетами при их наведении на маневрирующие воздушные цели в составе множественной группы целей. В основе распределения целей между ракетами и наведения ракет на заданные цели положен расчет будущего гипотетического промаха. Согласно заявленному решению осуществляется пуск группы противоракет (ПР) и их целераспределение по конкретным воздушным целям (ВЦ) из группы с образованием условных пар «ракета-цель». Для формирования сигнала управления определяют все возможные варианты пар «ракета-цель», вычисляют для каждой пары оптимальный будущий гипотетический момент встречи и минимаксный гипотетический промах. Рассчитывают суммарный гипотетический промах в данный момент времени. Решают задачу оптимизации суммарного гипотетического промаха и передают ракетам команду нацеливания на другие цели. Технический результат: повышение точности наведения группы ракет на группу скоростных маневрирующих целей. 1 ил.

Изобретение относится к цифровой вычислительной технике, а именно к цифровым вычислительным системам для обработки входной информации о характеристиках боевых средств, ее преобразовании, выбора необходимой стратегии, формировании критериев противоборства с выявлением результатов боя, оценки своих потерь и нанесенного противнику ущерба, может быть использовано командным составом Вооруженных Сил в процессе его обучения и переучивания, проведения командно-штабных учений и непосредственно для планирования группового боя (ГБ). Техническим результатом является расширение арсенала технических средств за счет создания способа и устройства целераспределения по групповым объектам. Указанная задача решается за счет того, что коммутируют данные своих боевых средств и средств каждой группировки противника, записывают в блок памяти, передают их на входы всех арифметических блоков, а характеристики группировок противника сравнивают в первом блоке сравнения, результаты сравнения поступают на блок визуализации, считывание с которого определяет стратегию ведения боя, величину критерия противоборства вычисляют в первом арифметическом блоке, сравнивают ее во втором блоке сравнения с пороговым значением, результаты сравнения подают на блок визуализации, считывание которых определяет исход боя, остатки своих боевых средств или средств противника вычисляют соответственно во втором или третьем арифметическом блоке, и осуществляют их считывание с блока визуализации. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, авиационным управляемым ракетам класса «воздух-воздух». Способ заключается в измерении параметров движения цели и собственного движения ракеты. Для повышения эффективности боевого применения ракеты определяют три дискретных значения углового положения цели и два базовых расстояния, проходимых ракетой при постоянной скорости ее полета между первой, второй и третьей засечкой, одно значение углового положения цели при осуществлении четвертой засечки и базовое расстояние, проходимое ракетой при снижении ее скорости полета между третьей и четвертой засечкой. Определяют дальность, скорость сближения ракеты с целью, определяют промах ракеты и ракурс цели, определяют геометрические размеры цели путем сканирования цели относительно второй опорной точки относительно ракеты и формируют команду на подрыв боевой части ракеты относительно третьей опорной точки ракеты. Устройство содержит последовательно соединенные антенну, приемник, модуль обработки сигнала, соединенный с аппаратурой истребителя, и вычислитель параметров рассогласования. Для достижения того же технического результата введен первый ключ и вычислитель формирования команды на подрыв боевой части ракеты, причем первый и второй входы вычислителя соединены соответственно с выходом системы автономных датчиков и выходом усилителя мощности и привода антенны. Первый, второй, третий выходы вычислителя формирования команды на подрыв боевой части ракеты соединены соответственно со вторым входом первого ключа, вторым входом усилителя мощности и привода антенны, боевой частью авиационной управляемой ракеты, третий выход модуля обработки информации соединен с первым входом первого ключа, выход которого соединен с первым входом усилителя мощности и привода антенны, первый и второй выходы которого механически связаны с антенной и входом вычислителя формирования команды на подрыв боевой части ракеты. 2 н. и 16 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к управлению летательными аппаратами и может быть использовано для решения задач маневрирования на заданной траектории движения. Способ заключается в осуществлении маневра, включающего трехэтапные синусоидальные силовые воздействия на аппарат в вертикальной и горизонтальной плоскостях, с различием по фазе на /2. При этом на каждом этапе задается свое значение коэффициента передачи управляющего воздействия. Технический результат заключается в формировании маневра с возвратом на опорную траекторию после прекращения маневра. 2 ил.

Изобретение относится к области управления наведением летательных аппаратов (ЛА) и может быть использовано для формирования в процессе наведения спускаемого аэробаллистического ЛА в заданную точку земной поверхности (точку цели) различных траекторий спуска заданной конфигурации. Способ заключается в формировании спиралевидных траекторий спуска различной конфигурации. При этом в процессе управления спуском ЛА осуществляется программное вращение требуемого направления вектора конечной скорости ЛА по образующей прямого кругового конуса с вершиной в точке цели в прямом или в обратном направлении с заданным постоянным или переменным периодом вращения. Технический результат заключается в возможности реализации маневренных возможностей спускаемых аэробаллистических ЛА путем формирования различных траекторий спуска. 3 ил.

Группа изобретений относится к авиационным управляемым ракетам. Сущность способа заключается в том, что на основе исходной информации об угловом положении и дальности до цели, в непосредственной близости от нее определяют скорость сближения ракеты, геометрические размеры цели, промах ракеты и формируют команду на подрыв боевой части ракеты на основе данной информации, с учетом начальной скорости разлета осколков боевой части ракеты. Способ реализуется посредством устройства, имеющего в своем составе ключ и вычислитель формирования команды на подрыв боевой части ракеты, первый, второй входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами модуля обработки информации, третий вход с выходом приемника отраженного сигнала, первый выход соединен со вторым входом ключа, первый вход которого соединен со вторым выходом канала управления антенной, а выход ключа соединен с первым входом усилителя мощности и привода антенны, второй вход которого соединен со вторым выходом вычислителя формирования команды на подрыв боевой части ракеты, третий выход которого является выходом команды на подрыв боевой части ракеты. Реализация изобретений позволяет повысить функциональные возможности наведения за счет информационного обеспечения функционирования боевого снаряжения. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 8 ил.