Способ подготовки пуска управляемых ракет и управляющая система комплекса ракетного вооружения

Группа изобретений относится к области применения управляемого ракетного вооружения и может быть использована в многоканальных комплексах, имеющих средства обнаружения, сопровождения целей и пеленгации ракет. Технический результат - сокращение времени проверки готовности ракеты перед пуском. Способ включает обнаружение, захват и сопровождение нескольких целей, привязку к каждой ракете своей цели путем задания канального интервала. После привязки к каждой ракете своей цели и поступления команды на запуск ракеты при готовности бортовой аппаратуры ракеты в нее осуществляют запись повторяющихся кодовых посылок. В каждой посылке формируют набор параметров соответствующего цели канального интервала, используемых в системе управления при передаче команд на ракету и приема с нее ответных сигналов, а также тип цели. Запись осуществляют до ее подтверждения от бортовой аппаратуры ракеты. Затем производят считывание записанного набора параметров и его сравнение с переданным. В случае их совпадения запись-чтение параметров прекращают и осуществляют пуск ракеты с последующим управляемым полетом. В случае несоответствия записанного в бортовую аппаратуру ракеты набора параметров переданному процедуру записи-чтения повторяют в течение заданного времени. При отсутствии соответствия набора параметров осуществляют пуск ракеты без управления полетом с последующей самоликвидацией. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

В настоящее время все большее значение приобретает время готовности комплексов вооружения к стрельбе, причем значительный упор делается на время подготовки вооружения и проверки его готовности к открытию огня после обнаружения и сопровождения целей.

Известна система ракетного вооружения, многоступенчатая система вооружения и соответствующие способы [1] подготовки к стрельбе в составе нескольких устройств управления (контроллеров) вооружением, нескольких блоков стрельбы, соединенных с блоками инициации момента запуска, содержащего заглушку-предохранитель для ручного отсоединения сигналов в каждом устройстве управления. Каждое устройство управления вооружением соединено с блоком стрельбы посредством цифрового канала связи, имеющего свой протокол, отбираемый из группы сетей (CAN), Ethernet, RS422, RS232, и RS485, а несколько устройств управления вооружением соединены друг с другом при помощи обычного канала связи от основного устройства (контроллера). Используемый способ контроля и подготовки многоступенчатой системы (п. 17-22) состоит из отправки управляющих сигналов нескольким устройствам управления для блоков стрельбы с соответствующим адресом, поочередно вручную отключают ступени, проверяют их готовности, а затем при их готовности отправляют сигнал на стрельбу. Основным недостатком такой системы является сложность в управлении каждой ступенью при проведении последовательного контроля блоков стрельбы с ручным отключением ступеней, а затем их подключением и выдачей сигналов на инициализацию запуска и стрельбу, что приводит к низкой надежности и большим временным затратам на подготовку пуска.

Известен также противотанковый ракетный комплекс Mizrak-U [2, 3, 4], в котором на пусковой установке транспортируют УР, подготавливают к пуску и осуществляют реализацию последовательности операций пуска УР Mizrak-U, для чего коммутируют сигналы при осуществлении захвата цели головкой самонаведения (ГСН), программируют автопилот, принимают видеосигнал с ГСН, проводят диагностическое тестирование УР и осуществляют пуск. В ракете размещены контактный взрыватель и кумулятивная боевая часть для поражения бронированных целей, задержка срабатывания взрывателя устанавливается перед пуском с точностью 10 мкс. Оператор отмечает на мониторе цель, предназначенную для захвата на сопровождение, если цель находится в зоне стрельбы, то он подает питание на электрические цепи ракеты, обеспечивает захват цели ГСН, ждет сигнала о готовности ракеты к пуску и производит пуск. Недостатком данного способа подготовки к пуску является большой объем действий, что приводит к большим временам подготовки к стрельбе и является недопустимым для зенитных комплексов, у которых основная задача - борьба с воздушными целями, скорости которых значительно превосходят скорости наземных целей и для борьбы с воздушными целями требуется иметь малое время (единицы и доли секунд) готовности ЗУР к пуску.

Известен способ подготовки пуска управляемых ракет, включающий обнаружение, захват и сопровождение нескольких целей, привязку к каждой ракете своей цели путем задания канального интервала наиболее близкий по совокупности признаков и выбранный нами в качестве прототипа. Данный способ реализован в зенитном ракетно-пушечном комплексе [5], содержащем управляющую систему ракетным вооружением с аппаратурой сопровождения цели и пеленгации ракеты, цифровой вычислительной системой (ЦВС) с планировщиком канальных интервалов и пультом пуска, соединенных с ракетой. Эти известные способ подготовки пуска и зенитный ракетно-пушечный комплекс для его осуществления обеспечивают высокую боевую эффективность поражения воздушных целей.

Однако при подготовке комплекса к боевой работе при загрузке боекомплекта ракет или перед их пуском вручную в ракете устанавливают ряд параметров, по которым осуществляется взаимодействие ракеты с управляющей системой комплекса при нахождении ракеты в лете. Это приводит зачастую к ошибкам и ракета летит неуправляемой, как баллистическая. Иногда в процессе батарейной работы ряд параметров необходимо изменить по указанию вышестоящего командного пункта. В этом случае может оказаться, что установленные вручную на ракете параметры не соответствуют, установленным в БМ, и фактически это делает БМ не боеспособной, либо в случае пуска ракет они улетят как баллистические. Кроме того, введение коррекции на отклонение вводимых параметров от номинальных при подготовке ракет к пускам, выполняемое с пульта командира, нетехнологично и недопустимо из-за возможности внесения ошибок. Учитывая, что ЗРПК [5] многоканальный, и одновременно в лете может быть несколько УР, то для исключения в лете помех и влияния одной ракеты на другую необходимо вводить на каждую ракету до ее схода свои параметры, обеспечивающие ее взаимодействие с управляющей системой комплекса в процессе полета, наведения и поражения цели. А в целом в управляющей системе должно быть столько вариантов параметров, сколько БМ в батарее и сколько производится одновременно пусков ракет. Одновременно при выполнении боевых действий возникает оперативная необходимость поражения различных типов целей, в том числе для обеспечения самозащиты комплекса. Причем наличие в комплексе радиолокационно-оптической системы обнаружения и сопровождения позволяет обнаруживать различные типы целей, а существующая подготовка УР к пуску не обеспечивает их применение по разным типам целей.

Задачей предлагаемого изобретения является сокращение времени проверки готовности ракеты перед пуском, за счет автоматической установки в ракете основных параметров ракеты при взаимодействии с управляющей системой комплекса ракетного вооружения в интервале времени от момента ее запуска (включение источника электропитания и бортовой аппаратуры) до схода, а также повышения эффективности системы вооружения за счет применения УР по разным типам целей, например, воздушным и наземным.

Решение поставленной задачи достигается тем, что в способе подготовки пуска управляемых ракет, включающем обнаружение, захват и сопровождение нескольких целей, привязку к каждой ракете своей цели путем задания канального интервала, после привязки к каждой ракете своей цели и поступления команды на запуск ракеты при готовности бортовой аппаратуры ракеты в нее (БА ракеты) осуществляют запись повторяющихся кодовых посылок, при этом в каждой посылке формируют набор параметров соответствующего цели канального интервала, используемых в системе управления при передаче команд на ракету и приема с нее ответных сигналов, а также тип цели, запись осуществляют до ее подтверждения от бортовой аппаратуры ракеты, после чего производят считывание записанного набора параметров и его сравнение с переданным и в случае их совпадения запись-чтение параметров прекращают и осуществляют пуск ракеты с последующим управляемым полетом, а в случае несоответствия записанного в бортовую аппаратуру ракеты набора параметров переданному, процедуру записи-чтения повторяют в течение заданного времени и при отсутствии соответствия набора параметров осуществляют пуск ракеты без управления полетом с последующей самоликвидацией.

Способ подготовки пуска управляемых ракет реализован в управляющей системе комплекса ракетного вооружения, содержащей аппаратуру сопровождения цели и пеленгации ракеты, цифровую вычислительную систему (ЦВС) с планировщиком канальных интервалов и пульт пуска, соединенной с бортовой аппаратурой ракеты, в ЦВС введены блок формирования посылки для ракеты, схема сравнения, две схемы задержки, схема И1, схема ИЛИ, два входа которой соединены раздельно с выходами схемы сравнения, первый выход которой также подключен к первому входу схемы И1, второй вход которой соединен с контактом схода ракеты, и выход схемы И1 через вторую схему задержки подключен к управляющему входу аппаратуры сопровождения цели и пеленгации ракеты, а между вторым выходом пульта пуска и вторым входом ракеты, осуществляющим ее пуск, введена схема И2, второй вход которой подключен к выходу схемы ИЛИ, при этом два входа схемы сравнения соединены раздельно с выходом бортовой аппаратуры ракеты и выходом блока формирования посылки для ракеты, который одновременно через первую схему задержки подключен ко входу бортовой аппаратуры ракеты.

Сущность изобретения заключается в том, чтобы за доли секунды от момента запуска УР (включение электробатареи и бортовой аппаратуры) до схода оперативно провести контроль работоспособности ее бортовой аппаратуры, ввести автоматически в ракету до схода основные параметры взаимодействия ракеты с управляющей системой комплекса ракетного вооружения при боевой работе, а после ввода параметров осуществить пуск по назначенной для этой ракеты цели.

Для решения этой задачи с момента назначения каждой ракете своей цели в вычислительной системе комплекса формируют свою кодовую посылку, содержащую информацию о необходимых параметрах, на которых будет производиться запрос и прием ответов от ракеты в лете и передача команд управления. После выхода на режим бортовой аппаратуры ракеты посылку с ЦВС передают на ракету до получения аппаратного ответного слова, наличия в ответной посылке слова данных и их правильности, после чего ракету считают исправной и производят пуск. Оценку готовности ракеты к пуску производят при обмене до заданного количества посылок, каждая из которых укладывается во время действия назначенного канального интервала ракеты. В случае несоответствия записанного в бортовую аппаратуру ракеты набора параметров переданному, процедуру записи-чтения повторяют в течение заданного времени и при отсутствии соответствия набора параметров осуществляют пуск ракеты без управления полетом с последующей самоликвидацией.

Введение в автоматическом режиме перед самым пуском каждой ракете своих параметров для управления УР в лете по назначенной ей цели позволяет повысить помехозащищенность, точность за счет исключения несинхронных помех и взаимовлияния ракет в лете на точность стрельбы при одновременном наведении нескольких УР на несколько целей или залповой стрельбе, а возможность учесть тип цели при стрельбе обеспечивает эффективное применение вооружения комплекса в зависимости от сложившейся боевой ситуации.

Введение блока формирования посылки и логических элементов в цифровой системе комплекса, выполняющих функции взаимодействия с бортовой аппаратурой ракеты и аппаратурой сопровождения цели и пеленгации ракеты, пультом пуска позволили обеспечить проверку готовности ракеты к пуску за короткое время, повысить надежность, точность, помехозащищенность системы вооружения, а также обеспечить применение зенитных управляемых ракет по разным типам целей.

Изобретение поясняется графическим материалом, где на фиг 1. изображена функциональная схема способа подготовки запуска, пуска и наведения управляемых ракет и система ракетного вооружения. В схеме приняты следующие обозначения:

1 - аппаратура сопровождения целей и пеленгации ракет;

2 - цифровая вычислительная система (ЦВС) с планировщиком канальных интервалов;

3 - блок формирования посылки;

4, 5 -первая «СЗ1», вторая «СЗ2» схемы задержки,;

6 - первая схема «И1»;

7 - схема сравнения «СхС»

8 - схема «ИЛИ»;

9 - вторая схема «И2»;

10 - пульт пуска;

11 - зенитная управляемая ракета с аппаратурой управления, контактом наличия ракеты и пусковыми элементами.

Аппаратура сопровождения целей и пеленгации ракет, цифровая вычислительная система с планировщиком канальных интервалов, пульт пуска, выполнены в соответствии с [5]. Все связи ЦВС с аппаратурой сопровождения целей и пеленгации ракет, пультом пуска и аппаратурой ракеты осуществляются по цифровой интерфейсной линии связи, выполненной по типу [6].

Управляемая ракета с аппаратурой управления выполнена, например, по типу [7] и [8]. Сигналы на ракету передаются по проводным кабелям через разъемы контейнера.

Новыми вновь введенными являются: блок формирования кодовой посылки (3), схема сравнения (7), первая и вторая схемы задержки (4 и 5), и логические элементы «ИЛИ» (8), «И1» (6), «И2» (9).

Блок формирования посылки, схема сравнения, схемы задержки, логические элементы И1 И2, ИЛИ построены на базе схем цифровой логики по примерам, приведенным в [9].

Если принято решение о стрельбе УР, то в пульте пуска формируется сигнал «Запуск», который с первого выхода пульта пуска поступает на первый вход УР и с третьего выхода пульта пуска по шине цифрового магистрального последовательного интерфейса на входы ЦВС и блока формирования посылки. По сигналу «Запуск» блок формирования посылки формирует командное слово «ЗАПИСЬ» и слово данных, содержащее кодовую информацию о параметрах, обеспечивающих взаимодействие УР с управляющей системой комплекса в лете (например, временные задержки, частоты, тип цели и другие) и отправляет эту информацию на первый вход схемы сравнения (7) и через первую схему задержки (4) на вход бортовой аппаратуры ракеты (11). Первая схема задержки обеспечивает задержку выдачи в бортовую аппаратуру ракеты посылки на время t1 соответствующее времени выхода батареи электропитания и бортовой аппаратуры ракеты на режим.

После выдачи кодовых слов на запись (заданное количество назначенного временного ракетного канального интервала) и получения с бортовой аппаратуры (11) ракеты сообщения, что информация принята и запомнена, блок формирования посылки (3) выдает в командном слове команду «ЧТЕНИЕ», по которой ракета отправляет ответные кодовые слова (ответное количество посылок), содержащие запомненную информацию, которая поступает на второй вход схемы сравнения (7).

Схема сравнения (7) проводит сравнение информации, которая пришла на первый и второй входы, и формирует соответствующие сигналы исправности или неисправности ракеты в зависимости от состояния пришедшей с ракеты информации:

- при совпадении значений кодов информации, которая пришла на первый и второй входы, считает, что ракета исправна, вырабатывает сигнал разрешения стрельбы (PC), и процедура «ЗАПИСЬ-ЧТЕНИЕ» прекращается;

- при несовпадении значений и ненулевых или нулевых значениях кодов, полученных на втором входе с кодами на первом входе, процедуру «ЗАПИСЬ» - «ЧТЕНИЕ» повторяют и если в течение заданного количества временных канальных интервалов после начала обмена не произошло совпадения значений слов, то считает, что ракета неисправна и вырабатывает сигнал запрет стрельбы неуправляемой ракетой («НРС»).

Всегда на выходе схемы сравнения после выдачи на ракету сигнала «Запуск» возможно состояние сигналов «РС»=1, «НРС»=0 или «НРС»=1, «РС»=0 или до запуска ракеты «РС»=0, «НРС»=0.

Логическая схема «И1» (6) подключена первым входом к первому выходу схемы сравнения, с которой поступает сигнал «РС», второй вход логической схемы «И1» подключен к контакту схода ракеты (11), с которого поступает сигнал «Сход» при сходе ракеты с пусковой. Выход логической схемы «И1» через вторую схему задержки (4) подсоединен к входу аппаратуры сопровождения цели и пеленгации ракеты, которая осуществляет передачу команд управления и захват ракеты для управления ей в лете. Вторая схема задержки (5) обеспечивает задержку выработки команды «Захват» для аппаратуры пеленгации ракеты на время движения ракеты в контейнере, что исключает на входе пеленгатора помехи до начала приема ответного сигнала с ракеты.

При отсутствии хотя бы одного из сигналов «СХОД» или «РС» командная посылка не формируется и захват пеленгатором ракеты не производится.

Сигналы «РС» и «НРС» с выхода схемы сравнения (7) поступают на первый и второй входы логической схемы «ИЛИ» (8). При наличии готовности комплекса к боевой работе, после выдачи команды «Запуск» с пульта пуска и завершения обмена посылками с выхода схемы сравнения на входе схемы «ИЛИ» присутствует информация о состоянии УР: исправна «РС»=1, «НРС»=0 или неисправна «РС»=0, «НРС»=1. Сигнал с выхода схемы «ИЛИ» (8) поступает на второй вход схемы «И2» (9), первый вход которой подключен ко второму выходу пульта пуска (10), а выход схемы «И2» подключен к второй пусковой цепи ракеты (11), осуществляющей запуск двигателя и сход ракеты. Введение логических схем «ИЛИ» и «И2» обеспечило пуск и сход УР независимо исправна она или неисправна, тем самым позволило исключить из боекомплекта неисправные УР. А в случае пуска неисправной (неуправляемой) ракеты сигнал «РС»=0 командная посылка не формируется и захват пеленгатором ракеты не производится. Ракета летит как баллистическая, и при отсутствии команд управления происходит ее самоликвидация.

Аппаратура комплекса обнаруживает и берет на сопровождение цели, идентифицирует их по типам, определяет их характеристики и параметры движения и по каналу связи передает в ЦВС. ЦВС ранжирует цели по степени опасности, определяет последовательность их обстрела и с помощью планировщика канальных интервалов назначает каждой ракете свою цель, осуществляя их взаимопривязку. После привязки ракеты к своей цели из ЦВС по интерфейсному выходу в пульт пуска (10) выдают сигнал разрешения на запуск электробатареи и включения аппаратуры ракеты. По этому сигналу с первого выхода пульта пуска поступает сигнал «Запуск» на первый вход ракеты, в ракете включается и выходит на режим источник электропитания и бортовая аппаратура. Одновременно ЦВС в блоке формирования посылки на ракету формирует кодовую посылку, учитывающую привязку к каждой ракете своей цели путем задания канального интервала. Посылка содержит командное слово «ЗАПИСЬ» и слово данных, содержащее кодовую информацию о параметрах, обеспечивающих взаимодействие ракеты в лете с управляющей системой комплекса ракетного вооружения, в посылке устанавливается информация о необходимых параметрах, на которых будет производиться запрос и прием ответов от ракеты в лете и передача команд управления, а также тип цели. С выхода блока формирования кодовой посылки информация поступает на первый вход схемы сравнения и через первую схему задержки СЗ1 на вход бортовой аппаратуры ракеты. Бортовая аппаратура ракеты после приема посылки декодирует ее, запоминает, устанавливает заданные параметры и сообщает ЦВС, что информация принята и записана. С выхода блока формирования посылки через СЗ1 поступает в бортовую аппаратуру ракеты команда «ЧТЕНИЕ», по этой команде бортовая аппаратура формирует ответную посылку с сообщением об установленных параметрах. Эта информация с бортовой аппаратуры ракеты поступает на второй вход схемы сравнения. В схеме сравнения производится сравнение посылок отправленной с блока формирования посылки и полученной с бортовой аппаратуры ракеты и в случае их совпадения вырабатывается сигнал разрешения стрельбы «РС»=1, который через схему «ИЛИ» поступает на второй вход схемы «И2», на первый вход которой приходит сигнал со второго выхода пульта пуска, и на выходе схемы «И2» вырабатывается сигнал «Пуск». С выхода схемы «И2» сигнал «Пуск» поступает на второй вход ракеты, осуществляя поджог воспламенителя двигателя и начинается движение ракеты в контейнере до выхода из контейнера. С момента начала движения ракеты контакт (перемычка) наличия ракеты, разрывается и появляется сигнал «Сход», который поступает на второй вход схемы «И!», на первый вход которой поступил сигнал исправности ракеты «РС»=1 с первого выхода схемы сравнения, в схеме «И1» вырабатывается сигнал «РК», поступающий на вход аппаратуры сопровождения целей и пеленгации ракет для формирования команд управления и захвата ракеты пеленгатором и формирования кодовой командной посылки управления наведением ракеты на цель.

В командной посылке, посылаемой на ракету, содержится информация в параметрах, которые устанавливались на ракету до старта, что позволило провести распознавание и дешифрацию на ракете в лете кодовых посылок, предназначенных только ей, выделение из кодовой посылки команд для управления ракетой при наведении на цель, и обеспечить в лете одновременно несколько ракет, имеющих другие канальные интервалы, в которых устанавливались свои параметры для каждой УР. Это исключило появление в лете помех и обеспечило высокую помехозащищенность и точность наведения ракет при обстреле нескольких близко расположенных целей, в том числе при залповой стрельбе. Одновременно при дешифрации кодовой посылки на ракете в лете определяется тип цели, по которой наводится УР, что обеспечивает ее эффективное использование для поражения цели.

Совокупность принятых технических решений позволила обеспечить проверку готовности ракеты к пуску за короткое время в период от запуска до схода ракеты, ввести необходимые параметры взаимодействия ракеты в лете с управляющей системой комплекса ракетного вооружения, что позволило повысить надежность, точность, помехозащищенность управляющей системы при одновременном наведении нескольких ракет, эффективный обстрел нескольких целей, в том числе при залповой стрельбе и оптимальное применение ракеты для обстрела различных типов целей.

Используемые источники

1. Система ракетного вооружения, многоступенчатая система вооружения и соответствующие способы. Патент США №09127918 от 08.09.2015, F42B 15/12, F42B 15/01, F02K 9/95.

2. Jane's Air-Launched Weapons, 2009, pp. 155, 611, 612.

3. Forecast International/DMS Missile. Turkish ATGWs, September 2014.

4. IHS Jane's Weapons: Air-Launched, 2010-2011, pp. 140, 141.

5. ЗРПК по патенту РФ №2321818, от 10.04.2008, F41H 11/02, F41G 7/20, F41A 23/42.

6. Интерфейс магистральный последовательный системы электронных модулей, ГОСТ Р52070-2003.

7. Управляемый снаряд по патенту РФ №2 442 516 от 07.09.2010, F42B 12/56.

8. Радиоуправляемая зенитная ракета по патенту РФ №2373486 от 02.06.2008 F42B 15/00.

9. «Аналоговые и интегральные микросхемы». Справочное пособие под редакцией Якубовского «Радио и связь», 1990 г. стр. 46-58.

1. Способ подготовки пуска управляемых ракет, включающий обнаружение, захват и сопровождение нескольких целей, привязку к каждой ракете своей цели путем задания канального интервала, отличающийся тем, что после привязки к каждой ракете своей цели и поступления команды на запуск ракеты при готовности бортовой аппаратуры ракеты в нее осуществляют запись повторяющихся кодовых посылок, при этом в каждой посылке формируют набор параметров соответствующего цели канального интервала, используемых в системе управления при передаче команд на ракету и приема с нее ответных сигналов, а также тип цели, запись осуществляют до ее подтверждения от бортовой аппаратуры ракеты, после чего производят считывание записанного набора параметров и его сравнение с переданным и в случае их совпадения запись-чтение параметров прекращают и осуществляют пуск ракеты с последующим управляемым полетом, а в случае несоответствия записанного в бортовую аппаратуру ракеты набора параметров переданному процедуру записи-чтения повторяют в течение заданного времени и при отсутствии соответствия набора параметров осуществляют пуск ракеты без управления полетом с последующей самоликвидацией.

2. Управляющая система комплекса ракетного вооружения, содержащая аппаратуру сопровождения цели и пеленгации ракеты, цифровую вычислительную систему - ЦВС с планировщиком канальных интервалов и пульт пуска, соединенная с бортовой аппаратурой ракеты, отличающаяся тем, что в ЦВС введены блок формирования посылки для ракеты, схема сравнения, две схемы задержки, схема «И1», схема «ИЛИ», два входа которой соединены раздельно с выходами схемы сравнения, первый выход которой также подключен к первому входу схемы «И1», второй вход которой соединен с контактом схода ракеты, и выход схемы «И1» через вторую схему задержки подключен к управляющему входу аппаратуры сопровождения цели и пеленгации ракеты, а между вторым выходом пульта пуска и вторым входом ракеты для осуществления ее пуска, введена схема «И2», второй вход которой подключен к выходу схемы «ИЛИ», при этом два входа схемы сравнения соединены раздельно с выходом бортовой аппаратуры ракеты и выходом блока формирования посылки для ракеты, который одновременно через первую схему задержки подключен ко входу бортовой аппаратуры ракеты.



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к военной технике и может быть применено для создания дальнобойных артиллерийских боеприпасов. Способ повышения дальности стрельбы корректируемыми артиллерийскими боеприпасами заключается в том, что в головной взрыватель вычислительного устройства снаряда перед выстрелом вводят количество импульсных коррекций и алгоритм их включения.

Изобретение относится к ракетам, использующим для создания воздушной реактивной тяги и полета электрическую энергию бортового источника электроэнергии. Технический результат - повышение маневренности ракеты, точности наведения на цель и надежности работы.

Изобретение относится к артиллерийскому вооружению и более конкретно к снарядам систем залпового огня. Перед выстрелом в устройство управления снарядом вводят данные для выполнения команд управления, угол возвышения α.

Группа изобретений относится к области высокоточного оружия - управляемых снарядов. Технический результат - увеличение дальности полета управляемых снарядов.

Изобретение относится к артиллерийским боеприпасам и может быть использовано для коррекции управляемых артиллерийских снарядов. Технический результат – повышение эффективности применения ствольной артиллерии.

Изобретение относится к области летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам фиксации рулей от поворота до начала работы рулевых приводов. Способ фиксации аэродинамического руля летательного аппарата включает размещение подпружиненного штока фиксатора в подвижном и неподвижном элементах летательного аппарата.
Изобретение относится к ракетам разного назначения и, в частности, к противосамолетным – основное применение, зенитным и противотанковым. Технический результат - увеличение вероятности поражения противника – самолетов и расширение арсенала технических средств.

Изобретение относится к пассивным головкам самонаведения (ГСН), используемым для формирования сигналов управления высокоточным оружием. Пассивная головка самонаведения содержит последовательно соединенные приемное устройство, первый коррелятор, коммутатор, устройство электронное, гиростабилизатор и вычислительное устройство, выход которого соединен со вторым входом коммутатора, выход гиростабилизатора является выходом пассивной головки самонаведения и соединен со вторым входом приемного устройства.
Способ поражения удаленной групповой цели ракетами стаи, при котором дополнительно организуют радиолинию связи между двумя ракетами, выпущенными с временным интервалом, рассчитываемым исходя из складок местности, скорости полета ракет и дальности, обеспечивающей устойчивую радиосвязь между ними, формируют общую линию связи между всеми ракетами стаи, используя радиолинии связи между парами ракет, кодируют и передают «по цепочке» на следующие позади ракеты информацию о прохождении установленных участков маршрута, выявленных средствах ПВО, начале атаки назначенной цели, наведении на нее и поражении, полученную информацию обрабатывают в бортовой системе управления каждой ракеты и при необходимости корректируют маршрут, производят перенацеливание и сообщают «по цепочке» на другие ракеты и пункт управления.

Изобретение относится к головкам самонаведения, используемым для формирования сигналов управления высокоточным оружием. Полуактивная головка самонаведения содержит последовательно соединенные многоканальное приемное устройство, сумматор, пороговое устройство, первый селектор импульсов и блок обработки сигналов, выход которого является выходом полуактивной головки самонаведения, а также первый формирователь строба, выход которого соединен со вторым входом первого селектора импульсов.

Изобретение относится к вооружению, в частности к системам огневого поражения объектов управляемыми боеприпасами. Сущность способа наведения управляемого боеприпаса заключается в подсвете области подстилающей поверхности направленным оптическим излучением в соответствии с известными координатами цели, обнаружении, захвате и наведении самонаводящегося боеприпаса по отраженному оптическому излучению от области подсвета подстилающей поверхности, при этом выбирают по меньшей мере две области подсвета подстилающей поверхности, симметричные относительно координат цели и находящиеся в поле зрения самонаводящегося боеприпаса, осуществляют подсвет выбранных областей подстилающей поверхности с периодом, меньшим постоянной времени накопления приемного устройства самонаводящегося боеприпаса.

Группа изобретений относится к авиации. Способ работы транспортной системы автопоезд - легкий штурмовик - беспилотный летательный аппарат (БЛА) включает перемещение легкого штурмовика и БЛА при помощи автопоезда от одной ВПП к другой ВПП, взлет и полет над поверхностью земли на малой высоте БЛА и полет легкого штурмовика с постоянной волновой связью.

Изобретение относится к системам наведения летательных аппаратов (ЛА) на воздушный объект и предназначено для перехвата воздушного объекта на больших дальностях, в том числе интенсивно маневрирующего.

Изобретение относится к военной технике, а именно к системам наведения управляемых ракет. Технический результат - повышение точности.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в системах наведения управляемых ракет. Технический результат - повышение эффективности стрельбы управляемыми ракетами.

Изобретение относится к военной технике, а именно, - к системам наведения управляемых ракет. Технический результат - повышение эффективности стрельбы управляемыми ракетами.

Изобретение относится к военной технике, а именно к системам наведения управляемых ракет. Технический результат - повышение эффективности стрельбы управляемыми ракетами.

Изобретение относится к военной технике, а именно к системам наведения управляемых ракет. Технический результат - повышение эффективности стрельбы управляемыми ракетами.

Изобретение относится к военной технике, а именно к системам наведения управляемых ракет. Система наведения управляемых ракет, содержит привод управления, прицел, управляемую ракету, пусковую установку, линию передачи команд, координатор, блок выработки управляющих сигналов, сумматор, блок выработки управляющих команд, ключ, блок стабилизации траектории управляемой ракеты, квадратор, масштабирующий блок, инвертор, устройство отстрела ракеты, блок определения скорости движения воздушного потока.

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к системам наведения управляемых ракет. .

Изобретение относится к средствам противовоздушной обороны, в частности к зенитным комплексам ближнего рубежа. Зенитная ракетно-пушечная боевая машина содержит башенную установку с пушечным и ракетным вооружением, оптическими и радиолокационными ответчиками, установленными на зенитных управляемых ракетах (ЗУР), оптико-электронной аппаратурой визирования ЗУР, цифровой вычислительной системой, радиолокационной станцией обнаружения целей, радиолокационной станцией сопровождения целей и ввода ЗУР миллиметрового диапазона волн, в корпусе которой размещены приемные и передающая системы, приемопередающая основная антенна, приемная антенна ввода ЗУР, блок первичной обработки сигналов (БПОС), цифровая вычислительная машина (ЦВМ) и синхронизатор.

Группа изобретений относится к области применения управляемого ракетного вооружения и может быть использована в многоканальных комплексах, имеющих средства обнаружения, сопровождения целей и пеленгации ракет. Технический результат - сокращение времени проверки готовности ракеты перед пуском. Способ включает обнаружение, захват и сопровождение нескольких целей, привязку к каждой ракете своей цели путем задания канального интервала. После привязки к каждой ракете своей цели и поступления команды на запуск ракеты при готовности бортовой аппаратуры ракеты в нее осуществляют запись повторяющихся кодовых посылок. В каждой посылке формируют набор параметров соответствующего цели канального интервала, используемых в системе управления при передаче команд на ракету и приема с нее ответных сигналов, а также тип цели. Запись осуществляют до ее подтверждения от бортовой аппаратуры ракеты. Затем производят считывание записанного набора параметров и его сравнение с переданным. В случае их совпадения запись-чтение параметров прекращают и осуществляют пуск ракеты с последующим управляемым полетом. В случае несоответствия записанного в бортовую аппаратуру ракеты набора параметров переданному процедуру записи-чтения повторяют в течение заданного времени. При отсутствии соответствия набора параметров осуществляют пуск ракеты без управления полетом с последующей самоликвидацией. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх