Способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель

Изобретение относится к области радиоуправления и может быть использовано в радиоэлектронных системах радиоуправления при ближнем наведении истребителя в наивыгоднейшую, упрежденную точку встречи, на групповую воздушную цель (ГВЦ) с дополнительным созданием условия для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в группе в бортовой радиолокационной станции истребителя за счет эффекта радиолокационного синтезирования апертуры антенны. Технический результат - в процессе ближнего наведения истребителя в горизонтальной плоскости на групповую воздушную цель (ГВЦ) в наивыгоднейшую упреждающую точку встречи создать условия для обеспечения в его бортовой радиолокационной системе (БРЛС) требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта радиолокационного синтеза апертуры (РСА). 4 ил.

 

Изобретение относится к области радиоуправления и может быть использовано в радиоэлектронных системах радиоуправления (РЭУ) при ближнем наведении истребителя в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи на групповую воздушную цель (ГВЦ) с дополнительным созданием условия для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в группе в бортовой радиолокационной станции (БРЛС) истребителя за счет эффекта радиолокационного синтезирования апертуры (РСА) антенны.

Известен способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его наведении в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи на одиночную воздушную цель, в соответствии с которым параметр рассогласования Δχг в горизонтальной плоскости определяется, как

где

χг и χгт - соответственно фактический и требуемый углы упреждения продольного полета истребителя в горизонтальной плоскости;

ψи и ψит - соответственно фактический и требуемый курсы полета истребителя;

εг - угол пеленга цели в горизонтальной плоскости [1].

Недостатком данного способа формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его наведении в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи является невозможность обеспечить такое наведение истребителя на групповую воздушную цель, при котором создавались бы дополнительное условие для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в группе в БРЛС истребителя при его наведении на ГВЦ.

Известен способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи, заключающийся в формировании сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости Δг с дальности, при достижении которой истребителем осуществляется пуск с его борта ракеты, до дальности, при достижении которой истребителем пущенная с его борта ракета встретится с целью, в соответствии с выражением

где

к1 - коэффициент пропорциональности;

φг - текущее значение наивыгоднейшего угла упреждения в горизонтальной плоскости;

Д - дальность до групповой воздушной цели;

ωг - угловая скорость вращения линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель» в горизонтальной плоскости;

Vсбл - скорость сближения истребителя с групповой воздушной целью;

Vp и tp - соответственно скорость и время полета ракеты [2].

Недостатком данного способа формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости является невозможность с его помощью обеспечить такое ближнее наведения истребителя на групповую воздушную цель в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества при полете истребителя в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи, при котором дополнительно создавалось бы условие и для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в группе в БРЛС истребителя на основе эффекта PC А антенны.

Цель изобретения - в процессе ближнего наведения истребителя в горизонтальной плоскости на групповую воздушную цель в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества, дополнительно создать условие для обеспечения в его БРЛС требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта РСА антенны.

Указанная цель достигается тем, что в способе формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель, заключающемся в том, что с дальности, при достижении которой истребителем осуществляется пуск с его борта ракеты, до дальности, при достижении которой истребителем пущенная с его борта ракета встретится с целью, формируется сигнал управления истребителем в соответствии с выражением (4), а с дальности захвата ГВЦ бортовой радиолокационной станцией на сопровождение по дальности, скорости, угловым координатам и их производным, до дальности, при достижении которой истребителем осуществляется пуск ракеты, сигнал Δ Г * управления истребителем формируется в соответствии выражением

где

kΔφ - динамический коэффициент усиления;

w - коэффициент штрафа на точность слежения за текущим значением угла между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета истребителя;

k - коэффициент штрафа на величину сигнала управления

φтр - требуемый угол отклонения вектора скорости полета истребителя от линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель»;

ΔL - требуемое линейное разрешение целей в группе;

Vгвц и Vи - соответственно продольные составляющие скоростей полета групповой воздушной цели и истребителя;

q - угол между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета групповой воздушной цели;

λ и Δf - соответственно рабочая длина волны бортовой радиолокационной станции истребителя и ширина полосы пропускания узкополосного доплеровского фильтра в измерителе скорости бортовой радиолокационной станции.

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями, являются:

1. Формирование в соответствии с выражениям (6), (7) и (8) сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении с дальности захвата ГВЦ бортовой радиолокационной станцией на сопровождение по дальности, скорости, угловым координатам и их производным, до дальности, при достижении которой истребителем осуществляется пуск с его борта ракеты, в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества для обеспечения в его БРЛС истребителя требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта РСА антенны.

2. Последовательное использование двух способов формирования сигналов управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества с дополнительным созданием условия для обеспечения в БРЛС истребителя требуемого линейного разрешения целей в группе, определяемого выражением (6), и в дальнейшем, при ближнем наведении истребителя также в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи, определяемого выражением (4).

Данные признаки обладают существенными отличиями, т.к. в известных способах не обнаружены.

Применение новых признаков позволит сформировать такой сигнал управления истребителем, который, во-первых, в процессе ближнего наведения истребителя в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в горизонтальной плоскости на ГВЦ в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества, дополнительно создаст условие для обеспечения в БРЛС истребителя требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта РСА антенны и, во-вторых, обеспечит наведение истребителя в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи для успешного пуска ракеты по назначенной для поражения цели из состава их группы.

На рис. 1 приведена динамическая структурная схема РЭСУ истребителем при его ближнем наведении в горизонтальной плоскости, поясняющая предлагаемый способ формирования сигнала управления истребителем во взаимодействии с известным [2] (страница 343, рисунок 15.5 - элементы РЭСУ: кинематическое звено, формула (15.27) на странице 341; угломер; формирователь сигнала управления истребителем Δг, формула (4) описания изобретения); формирователь сигнала Δр траекторного управления по крену, формула (15.30) на странице 342); система автоматического управления (САУ); объект управления (истребитель) с их связями), куда дополнительно введены вычислитель требуемого угла отклонения вектора скорости полета истребителя от линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель» (формула (8) описания изобретения), коммутатор, формирователь сигнала управления истребителем (формула (6) описания изобретения) с их связями.

На рисунке 2 представлена геометрия взаимного перемещения истребителя и групповой воздушной цели, состоящей из двух целей Ц1 и Ц2.

На рисунках 3 и 4 представлены результаты моделирования РЭСУ истребителем с предлагаемым способом формирования сигнала управления.

Способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель в составе контура РЭСУ реализуется следующим образом (рисунок 1).

С помощью кинематического звена 1 (рисунок 1) осуществляется связь фазовых координат собственного полета истребителя (поперечного ускорения Jг и курса Ψ истребителя) и ГВЦ (поперечного ускорения Jгвц) в горизонтальной плоскости. В результате на входы угломера 2 поступают значения угла εг пеленга ГВЦ и текущего значения наивыгоднейшего угла φг упреждения в горизонтальной плоскости (рисунок 2). В вычислителе 3 (рисунок 1) на основе поступающих на его входы значений дальности Дз захвата ГВЦ бортовой радиолокационной станцией на сопровождение по дальности, скорости, угловым координатам и их производным, скорости сближения Vcбл истребителя с ГВЦ, радиальной составляющей скорости Vи полета истребителя, (рисунок 2) значения требуемого линейного разрешения ΔL целей в группе и угла q между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета ГВЦ, в соответствии с выражением (8) вычисляется требуемый угол φтр между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета истребителя, который (угол φтр) необходимо постоянно поддерживать в процессе его ближнего наведения в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи на ГВЦ по методу, оптимальному по критерию минимума локального функционала качества при его полете для дополнительного создания условия для обеспечения в БРЛС истребителя требуемого линейного разрешения ΔL целей в группе на основе эффекта РСА антенны. Значение этого угла φтр поступает (рисунок 1) на вход формирователя 4 сигнала управления истребителем, куда также поступают значения угла φг, скорости сближения Vcбл истребителя с ГВЦ и отношение весовых коэффициентов w/k. В результате на выходе формирователя 4 в соответствии с выражением (6) формируется сигнал управления истребителем в горизонтальной плоскости, который поступает на вход коммутатора 5, куда дополнительно поступают значения (рисунок 2) дальности Дпр, при достижении которой истребителем осуществляется пуск с его борта ракеты по назначенной для атаки цели из состава группы, дальности Дз, дальности окончания ближнего наведения Дон (дальности, при достижении которой истребителем пущенная с его борта ракета встретится с назначенной для атаки целью из состава группы), (рисунок 1) сигнал управления Δг истребителем в горизонтальной плоскости, формируемый на выходе формирователя 6 сигнала управления истребителем в соответствии с выражением (4) на основе поступающих на его входы сигналов φг, угловой скорости ωг вращения линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель» в горизонтальной плоскости, дальности Дпр и скорости сближения Vcбл. На выходе коммутатора 5 первоначально, при выполнении условия Дзпр, формируется сигнал управления истребителем в горизонтальной плоскости, который поступает на вход формирователя 7 сигнала траекторного управления истребителем по крену, куда также поступает текущее значение крена истребителя с выхода динамического звена 8, описывающего объект управления (истребитель). В результате на выходе формирователя 7 формируется сигнал Δр траекторного управления истребителем в горизонтальной плоскости ([2], страница 342, формула (15.30) для обеспечения его ближнего наведения в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи на ГВЦ по методу, оптимальному по критерию минимума локального функционала качества с дополнительным созданием условия для обеспечения в БРЛС истребителя требуемого линейного разрешения ΔL целей в группе на основе эффекта РСА антенны. На основе сигнала Δр в САУ 9 вырабатывается сигнал δэ управления элеронами истребителя 8 для его управления в горизонтальной плоскости. Собственное поперечное ускорение Jг и курс Ψ истребителя с выхода динамического звена, описывающего истребитель 8, поступают на входы кинематического звена 1, замыкая тем самым контур ближнего наведения истребителя в горизонтальной плоскости в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи с дополнительным созданием условия для обеспечения в его БРЛС требуемого линейного разрешения ΔL целей в группе на основе эффекта РСА антенны. Для обеспечения устойчивости и управляемости работы РЭСУ истребителем в САУ 9 вводится корректирующий сигнал ωх.

При достижении истребителем (рисунок 2) дальности пуска ракеты (Дзпр) на выходе коммутатора 5 (рисунок 1) будет сформирован сигнал управления истребителем Δг (выражение (4), в результате чего на выходе формирователя 7 будет сформирован сигнал траекторного управления истребителем по крену в горизонтальной плоскости, переводящий его в режим ближнего наведения только в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи.

При достижении истребителем дальности (рисунок 2), при достижении которой произойдет встреча пущенной с его борта ракеты с назначенной для атаки целью из состав группы (выполнении условия Дзон), на выходе коммутатора 5 (рисунок 2) не будет формироваться ни один из двух сигналов управления Δг или что приведет к размыканию контура ближнего наведения истребителя и выходу его из процесса ближнего наведения (выходу из атаки).

С целью оценки работоспособности предлагаемого способа формирования сигнала управления истребителем было проведено его моделирование в составе динамической структурной схемы РЭСУ истребителем в горизонтальной плоскости. При моделировании были приняты следующие исходные данные (рисунок 2):

количество целей в группе - 2;

требуемое линейное разрешение целей в группе ΔL=150 м;

начальная дальность до ГВЦ Д(0)=250 км;

радиальная составляющая скорости полета ГВЦ Vгвц=300 м/с;

радиальная составляющая скорости полета истребителя Vи=300 м/с;

начальный угол между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета ГВЦ q (0)=0 град.; рабочая длина волны БРЛС истребителя λ=3 см;

ширина полосы пропускания узкополосного доплеровского фильтра в канале измерения скорости сближения истребителя с ГВЦ Δf=10 Гц;

отношение коэффициентов штрафа -

В результате моделирования установлено, что к 15-й секунде ближнего наведения истребителя (рисунок 3) с помощью РЭСУ с введенным в нее способом формирования сигнала управления истребителем полностью отрабатывается требуемый угол φтр отклонения вектора скорости полета истребителя от линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель», при этом обеспечивается (рисунок 4) требуемое линейное разрешение целей в группе ΔL=150 м.

Таким образом, предлагаемый способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель в наивыгоднейшую упрежденную точку встречи в соответствии с методом, оптимальным по критерию минимума локального функционала качества, позволит дополнительно создать условие для обеспечения в его БРЛС требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта радиолокационного синтезирования апертуры антенны.

Источники информации

1. Радиоэлектронные комплексы навигации, прицеливания и управления вооружением летательных аппаратов. Т. 2. Применение авиационных радиоэлектронных комплексов при решении боевых и навигационных задач / Под ред. М.С. Ярлыкова. - М.: Радиотехника, 2012 (страница 104, формула (2.44), (аналог).

2. Авиационные системы радиоуправления. Т. 2. Радиоэлектронные системы самонаведения / Под ред. А.И. Канащенкова и В.И. Меркулова. - М.: «Радиотехника», 2003 (страница 18, формула (7.6); страница 20, формула (7.16), (прототип).

Способ формирования сигнала управления истребителем в горизонтальной плоскости при его ближнем наведении на групповую воздушную цель, заключающийся в формировании сигнала Δ Г управления истребителем в горизонтальной плоскости с дальности, при достижении которой истребителем осуществляется пуск с его борта ракеты, до дальности, при достижении которой истребителем пущенная с его борта ракета встретится с целью, в соответствии с выражением

где

кi - коэффициент пропорциональности;
φг - текущее значение наивыгоднейшего угла упреждения в горизонтальной плоскости;
Д - дальность до групповой воздушной цели;
ωг - угловая скорость вращения линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель» в горизонтальной плоскости;
Vсбл - скорость сближения истребителя с групповой воздушной целью;
Vp и tp - соответственно скорость и время полета ракеты,
отличающийся тем, что с дальности захвата групповой воздушной цели бортовой радиолокационной станцией на сопровождение по дальности, скорости, угловым координатам и их производным, до дальности, при достижении которой истребителем осуществляется пуск с его борта ракеты, сигнал Δ Г * управления истребителем определяется выражением

где


kΔφ - динамический коэффициент усиления;
w - коэффициент штрафа на точность слежения за текущим значением угла между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета истребителя;
k - коэффициент штрафа на величину сигнала управления;
φтр - требуемый угол отклонения вектора скорости полета истребителя от линии визирования «истребитель - групповая воздушная цель»;
ΔL - требуемое линейное разрешение целей в группе;
Vгвц и Vи - соответственно продольные составляющие скоростей полета групповой воздушной цели и истребителя;
q - угол между линией визирования «истребитель - групповая воздушная цель» и вектором скорости полета групповой воздушной цели;
λ и Δf - соответственно рабочая длина волны бортовой радиолокационной станции истребителя и ширина полосы пропускания узкополосного доплеровского фильтра в измерителе скорости бортовой радиолокационной станции.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационной техники и может использоваться при разработке авиационных и зенитных управляемых ракет. Предложенный способ поражения цели-постановщика когерентных помех заключается в пространственном разнесении излучателя зондирующего сигнала и приемника отраженного от цели сигнала, которое достигается путем одновременного пуска функционально связанной группы как минимум из двух ракет, передатчики которых излучают на разных частотах, а приемники воспринимают частоты передатчиков соседних ракет.

Предлагаемое техническое решение относится к беспилотным летательным аппаратам с лазерными головками самонаведения и может быть использовано в ракетах, размещенных на внешних подвесках авиационных носителей.

Изобретение может быть использовано в системах управления и самонаведения летательных аппаратов, например ракет. Головка самонаведения содержит оптическую систему, выполненную с возможностью угловых отклонений относительно двух ортогональных осей подвеса по команде от двухосевой системы стабилизации и слежения, последовательно соединенные блок обнаружения и распознавания, блок выделения координат заданной точки цели и блок управления слежением, а также блок памяти и хранения эталонного изображения цели, задаваемого в виде предстартового полетного задания.

Изобретение относится к области противовоздушной обороны. Способ управления зенитной управляемой ракетой средней дальности с активной головкой самонаведения при наведении на групповую сосредоточенную цель (ГСЦ) основан на использовании зависимости статистических характеристик угловых шумов радиолокационной цели от ее линейных размеров.

Изобретение относится к способам управления движущимся объектом в случае самонаведения с использованием минимальной информации о цели. Достигаемый технический результат - возможность сближения при встречном самонаведении, когда линейная скорость цели превышает скорость объекта.

Предложен способ наведения летательных аппаратов (ЛА) на наземные объекты. В способе управление наведением на наземные объекты осуществляется одновременно в наклонной плоскости, положение которой определяется направлением земной скорости ЛА, и в вертикальной плоскости, исходя из условия обеспечения и стабилизации требуемого разрешения радиолокационных изображений наземных объектов, с использованием метода пропорционального наведения со смещением угловых скоростей линии визирования наземного объекта в обеих плоскостях управления ЛА.

Изобретение относится к системам автономной навигации летательных аппаратов (ЛА), в частности к системам навигации ЛА, включающим в свой состав бортовые радиолокационные средства, обеспечивающие приведение ЛА к наземным объектам (НО).

Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах автосопровождения заданного объекта визирования (ОВ), а также в системах самонаведения подвижных носителей с инерциальной измерительной системой.

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к способу управления движением летательного аппарата. Совмещение стабилизированной линии визирования производят последовательно с каждым объектом визирования.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может найти применение в системах автоматического управления реактивными снарядами. Технический результат - повышение эффективности систем самонаведения. Для этого реактивный снаряд (1) оснащен головкой (2) самонаведения с системой самонаведения на базе бесплатформенной навигационной системы, характеризующейся стадией захвата цели, в ходе которой она пытается обнаружить цель (C), и которая характеризуется направлением (3) визирования, причем указанное направление (3) визирования является фиксированным по отношению к реактивному снаряду (1) и направлено вдоль продольной оси (4) последнего, и указанный реактивный снаряд (1) дополнительно содержит средства (8) управления для осуществления автоматического управления указанным реактивным снарядом (1) таким образом, чтобы его продольная ось (4) во время полета в ходе стадии захвата головкой (2) самонаведения описывала окружность, радиус которой увеличивается во времени, пока цель (C) не будет обнаружена. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к способу и устройству для формирования траектории летательного аппарата. Для формирования траектории летательного аппарата в блок памяти передают сигналы, пропорциональные координатам, курсу и горизонтальной скорости цели, запоминают их на момент поступления, передают или вводят заданную величину промаха, сравнивают полученные сигналы, оценивают отклонения ЛА по курсу и дальности, получают поправку к текущему курсу и запоминают ее в выходном буфере, передают из буфера в систему автоматического управления курсом ЛА для отработки, обеспечивают движения ЛА по заданному радиусу вокруг цели, формируют новую траекторию при движении цели. Устройство для формирования траектории содержит коммутатор, блок памяти, два вычитающих устройства, выходной буфер, блок дальности, блок фиктивной цели, блок углового смещения, логический блок, соединенные определенным образом. Блок фиктивной цели содержит два делителя, вычислитель арксинуса, вычислитель арктангенса, устройство сравнения, умножитель, два арифметических устройства. Блок углового смещения содержит два вычислителя синуса, два умножителя, вычитающее устройство. Логический блок содержит два блока сравнения с заданной величиной, усилитель, два вычитающих устройства, пять умножителей, два делителя, два инвертора, вычислитель арктангенса, два сумматора. Обеспечивается автоматическое формирование траектории ЛА при движении цели. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к вооружению, в частности к системам огневого поражения радиоэлектронных объектов. Для поражения РЭС, функционирующих в СЧ, ВЧ и ОВЧ, на одном управляемом боеприпасе (УБП) используется два метода самонаведения: на начальных участках полета для поиска и грубого наведения на РЭС - радиосистема самонаведения; на конечном участке, после отключения наведения по РЭС, для более точного наведения - оптико-электронная система. Это позволяет существенно повысить устойчивость наведения на РЭС, увеличить дальность поражения и сократить время подготовительного периода пуска УБП. Технический результат - повышение эффективности поражения РЭС, функционирующих СЧ, ВЧ и ОВЧ диапазонах. 2 ил.

Предложен способ самонаведения движущегося объекта по информации о факте визирования цели при условии совпадения направления оси локатора с направлением вектора скорости объекта. При этом траекторию объекта формируют в виде циклически повторяющихся дугообразных отрезков, по которым объект движется с заданной (максимальной) угловой скоростью, одинаковой по модулю, но противоположной по знаку. Каждые два отрезка объединяют в цикл, который начинается и заканчивается фактом совпадения направления вектора скорости объекта с линией визирования цели, а смену знака угловой скорости внутри цикла производят по факту совпадения углов наклона относительно инерциальной системы координат линий, соединяющих объект и цель в начале цикла и в данный момент. Также предложены устройства, реализующие указанный выше способ. 4 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к системам самонаведения, в частности к антеннам с механическим сканированием зеркала антенны, и может быть использовано на подвижных объектах, например, в активных радиолокационных головках самонаведения сверхзвуковых ракет на конечном участке выхода на цель. Антенное устройство с бикардановым подвесом, выполненным в виде двух кардановых подвесов, состоящих из внешней и внутренней рамок, содержит приводы поворота внешней и внутренней рамок, расположенные на неподвижном основании, сверхвысокочастотный тракт, зеркало, закрепленное на внутренней рамке первого карданова подвеса, и подвижно и консольно установленный шток, на котором закреплена вилка, кинематически связанная с бугелем (дугой), концы которого закреплены на приводе внутренней рамки. При этом ось вращения внешней рамки второго карданова подвеса проходит параллельно плоскости основания, отличающееся тем, что внутренние и внешние рамки кардановых подвесов соединены соответственно двумя тягами, установленными симметрично оси вращения штока, закрепленного на валу внешней рамки второго карданова подвеса на внешней ее стороне и по оси симметрии внешней рамки, при этом ось привода бугеля (внутренней рамки) пересекает ось вращения внешней рамки второго карданова подвеса перпендикулярно плоскости основания, а вал вилки бугеля установлен подвижно в плоскости симметрии штока под углом к оси симметрии внешней рамки второго карданова подвеса, причем вилка выполнена с возможностью ее поворота относительно оси поперечного сечения бугеля, а на валу вилки установлена пружина кручения, один конец которой закреплен на штоке, а другой на вилке. Техническим результатом является повышение плотности компоновки антенного устройства симметрично строительной оси ракеты, улучшение балансировки и увеличение поля «зрения» подвижного зеркала антенны. 8 ил.

Изобретение относится к области автоматического управления при самонаведении движущегося объекта (в дальнейшем «объект») на другой движущийся объект (в дальнейшем «цель»). Многофункциональный способ самонаведения с дискретными коррекциями траектории движущегося объекта отличается тем, что траекторию объекта формируют в виде сменяющих друг друга дуговых отрезков-полуциклов, по которым объект перемещается с постоянной по модулю, но противоположной по знаку действующей (максимально возможной) угловой скоростью. Два полуцикла объединяют в цикл, начинающийся и заканчивающийся фактом совпадения вектора линейной скорости объекта и линии визирования цели, а смену знака угловой скорости в конце начального полуцикла (то есть в середине цикла) делают по факту наступившей параллельности линий, соединяющей одномоментное нахождение объекта и цели в начальный и текущий моменты времени при условии равенства углов наклона линии максимальной чувствительности локатора и вектора линейной скорости объекта относительно инерциальной систем координат. При этом для реализации нулевого промаха проводят измерения расстояния до цели в начале и в конце каждого цикла или полуцикла траектории объекта, после чего, в текущий момент времени, производят корректирующее воздействие в виде очередного разворота с меньшей величиной угловой скорости. Технический результат данного способа заключается, при условии совпадения в момент визирования цели вектора скорости объекта и линии визирования, в следующих свойствах:- постоянный средний угол упреждения траектории объекта в случае неизменности условий сближения,- минимальный кинематический промах (при постоянстве условий сближения - нулевой),- отсутствие недопустимых перегрузок на объект в процессе самонаведения;- возможность сближения с целью на конечном участке в положениях «больше навстречу» или «больше вдогон»;- обеспечение гарантированного промаха при нештатной ситуации в положениях сближения «сверху» или «снизу»;- обход материального препятствия (преграды) в процессе самонаведения;- сближение с целью одним откорректированным дуговым отрезком с нулевым промахом в случае постоянства условий процесса самонаведения. 4 з.п. ф-лы, 15 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.

Группа изобретений относится к устройству маркировки цели и системе обработки цели. Устройство маркировки цели содержит компактный летательный блок, содержащий датчики, измеряющие параметры окружения, блок передачи данных, излучатель. Система обработки цели содержит устройство маркировки цели, автономное летательное устройство, средство для обнаружения информации позиции, средство наведения летательного устройства, средство для обработки цели. Обеспечивается надежность определения местонахождения, идентификации и назначения цели, повышение надежности наведения на цель. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области радиоуправления и может быть использовано в радиоэлектронных системах радиоуправления при ближнем наведении истребителя в наивыгоднейшую, упрежденную точку встречи, на групповую воздушную цель с дополнительным созданием условия для обеспечения требуемого линейного разрешения целей в группе в бортовой радиолокационной станции истребителя за счет эффекта радиолокационного синтезирования апертуры антенны. Технический результат - в процессе ближнего наведения истребителя в горизонтальной плоскости на групповую воздушную цель в наивыгоднейшую упреждающую точку встречи создать условия для обеспечения в его бортовой радиолокационной системе требуемого линейного разрешения целей в группе на основе эффекта радиолокационного синтеза апертуры. 4 ил.

Наверх