Системы наведения ракет или самодвижущихся снарядов, не отнесенные к другим группам: .при бомбометании – F41G 9/02

МПКРаздел FF41F41GF41G 9/00F41G 9/02
Раздел F МАШИНОСТРОЕНИЕ; ОСВЕЩЕНИЕ; ОТОПЛЕНИЕ; ДВИГАТЕЛИ И НАСОСЫ; ОРУЖИЕ И БОЕПРИПАСЫ; ВЗРЫВНЫЕ РАБОТЫ
F41 Оружие
F41G Прицельные приспособления; наведение
F41G 9/00 Системы наведения ракет или самодвижущихся снарядов, не отнесенные к другим группам
F41G 9/02 .при бомбометании

Патенты в данной категории

СПОСОБ ПРИЦЕЛИВАНИЯ С МАНЕВРИРУЮЩЕГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Способ может быть использован для прицельной доставки грузов с произвольных криволинейных траекторий. В способе отображают линию прогнозируемых требуемых пеленгов (ЛПТП) цели, строящуюся в виде функции времени прогноза , изменяющегося от 0=t до k в предположении того, что летательный аппарат на этом интервале времени будет лететь с неизменным управлением U( )=const, равным управлению в данный текущий момент t, т.е. U( )=U(t), [t, k]. Совмещают путем управления летательным аппаратом отображаемую цель с ЛПТП с последующей фиксацией цели на ЛПТП. В случае выхода цели и/или прицельной марки за пределы поля их отображения используют режим интерактивного прицеливания с отображением в зоне отображения псевдоцели и псевдоприцельной марки с исходящей из нее псевдоЛПТП. Технический результат - расширение возможностей для маневрирования при доставке грузов с криволинейных траекторий, не ограниченных полем зрения коллиматорного авиационного индикатора. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

2453793
патент выдан:
опубликован: 20.06.2012
СПОСОБ ПРИЦЕЛИВАНИЯ ПРИ СБРОСЕ ГРУЗОВ В ТОЧКУ ЗЕМНОЙ ПОВЕРХНОСТИ С МАНЕВРИРУЮЩЕГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к способам прицеливания при сбросе грузов с летательного аппарата. Сущность изобретения заключается в том, что измеряют текущие значения фазовых координат летательного аппарата, цели и ветра, решают задачу баллистики сбрасываемого груза, решают задачу прогнозирования фазовых координат движения маневрирующего летательного аппарата, формируют сигнал координат поверхности точек сбрасывания, обеспечивающий попадание в цель, определяют плоскость маневра и формируют сигнал координат траектории выведения летательного аппарата из текущего положения на поверхность точек сбрасывания. Формируют директорные сигналы текущих перегрузки и крена и заданных перегрузки и крена, необходимых для полета по траектории выведения. Формируют временной интервал до сброса, выделяют сигнал рассогласования между положениями прогнозируемой и заданной точек сброса, корректируют сигналы координат поверхности точек сбрасывания, траектории выведения и увода сигналом рассогласования до заданной величины. По достижении директорными сигналами заданных перегрузки, крена или времени, оставшегося до сброса, управляют наведением летательного аппарата, совмещая директорные сигналы заданной и текущей перегрузки и заданного и текущего крена. При этом сигнал рассогласования формируют в виде разности между прогнозируемой минимальной высотой и безопасной высотой сбрасывания груза, а сигнал рассогласования формируют в виде разности между прогнозируемой и заданной дальностью сбрасывания груза. Реализация изобретения обеспечивает расширение возможностей для маневрирования при доставке грузов с криволинейных траекторий. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

2295104
патент выдан:
опубликован: 10.03.2007
БОРТОВОЙ КОМПЛЕКС УПРАВЛЕНИЯ КОРРЕКТИРУЕМОЙ АВИАЦИОННОЙ БОМБЫ, ВЫПОЛНЕННОЙ ПО СХЕМЕ "УТКА", С ЛАЗЕРНОЙ ФЛЮГЕРНОЙ ГОЛОВКОЙ САМОНАВЕДЕНИЯ

Изобретение относится к авиационной технике. Технический результат - возможность наведения нескольких лазерных авиабомб по различным целям. Бортовой комплекс управления корректируемой авиационной бомбы, выполненной по схеме “утка”, обеспечивает самонаведение авиабомбы, не стабилизированной по крену, с помощью пассивной лазерной головки самонаведения с флюгерной стабилизацией. В качестве приемников отраженного целью лазерного сигнала в бортовом комплексе применен четырехквадрантный фотоприемник. Сигналы с каждого квадранта через пороговые схемы, отрезающие шумы фотоприемника, импульсные усилители, аналоговые усилители попадают на вход электронных устройств, обеспечивающих режим целераспределения всех авиационных бомб с пассивными головками самонаведения, применяемых одновременно при атаке различных целей несколькими самолетами-носителями. Это реализуется с помощью задания специального кода и введения в бортовой комплекс амплитудного сумматора, пяти пиковых детекторов, аналогового вычислителя, аналогового коммутатора, усилителя, аналогово-цифрового преобразователя, сравнивающего устройства, трех цифроаналоговых преобразователей, спецвычислителя. Реализация в бортовом комплексе режима целераспределения существенно повышает эффективность комплекса, так как обеспечивает боевую работу одного или нескольких самолетов-носителей по различным разнесенным целям. 2 ил.

2251656
патент выдан:
опубликован: 10.05.2005
СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ЗНАЧЕНИЙ ПАРАМЕТРОВ ТРАЕКТОРИИ БОМБЫ

Изобретение относится к бомбометанию, в частности к вычислению параметров траектории бомбы. Сущность изобретения заключается в том, что закон сопротивления бомбы (Б) аппроксимируют кусочно-линейной функцией. Процесс падения Б делят на ряд последовательных участков заданной длительности dTi, начинающихся в заданные моменты времени Ti и заканчивающихся в моменты времени Ткi= Ti+dTi. Значения H(Ti) высоты полета Б, модуля V(Ti) вектора скорости Б, угла ориентации (Ti) этого вектора и расстояния X(Ti) в горизонтальной плоскости между Б и точкой ее сброса в начале i-го участка принимают равными значениям этих параметров в конце предыдущего участка. На каждом участке зависимость плотности воздуха R(H) аппроксимируют линейной функцией Ri(H(Ti),r), которая зависит от текущего времени г на этом участке. Зависимость модуля V вектора скорости Б задают линейной функцией Vi(V(Ti),dVi,r), которая зависит от изменения dVi скорости Б на этом участке. С использованием этих зависимостей получают аналитическое решение системы дифференциальных уравнений движения Б на этом участке в виде полиномов от г, с использованием которых вычисляют параметры траектории бомбы на этом участке. Этот алгоритм используют последовательно для всех участков и вычисляют значения параметров траектории бомбы при встрече ее с землей. 3 ил.
2212620
патент выдан:
опубликован: 20.09.2003
СПОСОБ ПРИЦЕЛИВАНИЯ ПРИ БОМБОМЕТАНИИ

Изобретение (И) относится к способам прицеливания (П) при бомбометании с летательного аппарата (ЛА) по наземным целям (НЦ) и при десантировании объектов с ЛА. Техническим результатом является обеспечение возможности П в любое время суток и в любых метеоусловиях по малоконтрастным НЦ. Это достигается тем, что предварительно на наземном пункте (НП) определяют географические координаты (ГК) его местоположения (М), в вычислитель (В) НП вводят цифровую карту местности с высотой ее рельефа, угол магнитного склонения (УМС). В В ЛА предварительно вводят баллистическую информацию, УМС. В ходе П на НП измеряют координаты НЦ относительно НП, вычисляют ГК НЦ и передают их на ЛА по радиоканалу. На ЛА принимают ГК НЦ и радиоизлучение от искусственных спутников Земли (ИСЗ) системы спутниковой навигации, определяют ГК М ЛА и путевую скорость W ЛА, измеряют текущие значения (ТК) высоты Н и скорости V полета, магнитного азимута и угла тангажа продольной оси ЛА, углов атаки и скольжения ЛА. По этой информации на ЛА вычисляют ТК скорости цели, скорости ветра, требуемые значения дальности Дтр между ЛА и НЦ в момент сброса бомбы (Б) или десантируемого объекта (ДО) и бортового угла Fтр НЦ, ТК дальности Д между ЛА и НЦ и бортового угла F НЦ, ТК разностей dД между Дтр и Д и dF между Fтр и F, изменяют направление полета ЛА до получения нулевого значения величиной dF и сбрасывают Б или ДО при достижении нулевого значения величиной dД. 4 ил.
2204106
патент выдан:
опубликован: 10.05.2003
СПОСОБ ПРИЦЕЛИВАНИЯ ПРИ СБРОСЕ ГРУЗОВ В НАБЛЮДАЕМУЮ ТОЧКУ ЗЕМНОЙ ПОВЕРХНОСТИ С МАНЕВРИРУЮЩЕГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к прицельной технике и предназначено для реализации управления пространственным маневром летательного аппарата, в процессе выполнения которого обеспечивается прицельный сброс груза в наблюдаемую точку земной поверхности. Техническим результатом является расширение диапазона условий применения летательных аппаратов (ЛА) при сбросе грузов в назначенную и визуально обнаруженную экипажем точку земной поверхности, повышение быстродействия и точности при грузометании с нешаблонного пространственного маневра. Цель достигается путем внедрения дополнительных технологических операций в процессе прицеливания, а именно прогнозируют фазовые координаты движения маневрирующего ЛА на прогнозируемой траектории его движения в ряде точек, то есть многократно, решают задачу баллистики груза. Прогнозируемые ветровые сносы вычисляют не только с учетом времени падения груза, но и времени прогнозируемого движения ЛА до каждой из указанных точек прогнозируемой траектории. Выражения для каждой из точек прогнозируемого падения груза и всей кривой линии "разрывов" представляют в виде проекции на горизонтальную плоскость картографической системы координат, вводят изображение вычисленной линии "разрывов" в поле зрения летчика (штурмана), управляя летательным аппаратом, заблаговременно накладывают и удерживают кривую линию "разрывов" на наблюдаемой точке земной поверхности и в момент совпадения последней с точкой начала линии "разрывов" производят прицельный сброс груза. 2 ил.
2199074
патент выдан:
опубликован: 20.02.2003
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ КОРРЕКТИРУЕМОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВА ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к способам и устройствам управления корректируемыми летательными аппаратами, задачей которых является доставка с повышенной точностью полезного груза с высоколетящего самолета-носителя к наземной цели. Технический результат - повышение точности наведения. Сущность предлагаемого способа заключается в том, что перед спуском корректируемого летательного аппарата в район цели сбрасывают три и более ориентирных авиабомб, которые после достижения ими земной поверхности по команде, поступаемой с самолета-носителя корректируемого летательного аппарата, излучают импульсные световые сигналы с разнесенными некратными частотами повторения в течение промежутка времени, длительность которого закодирована в этой команде. Для реализации предлагаемого способа предложена ориентирная авиабомба, корпус которой имеет каплевидную форму и центр тяжести размещен так, что она всегда после приземления занимает положение, близкое к вертикальному, и из нее на телескопической штанге выдвигается импульсный источник света, который включается по команде, поступаемой по радио с самолета-носителя. 2 с.п. ф-лы, 2 ил.
2192604
патент выдан:
опубликован: 10.11.2002
Наверх