RU2542691C1 - Method for expelling missile to track initiation area with target seeking head, and system for its implementation (versions) - Google Patents

Method for expelling missile to track initiation area with target seeking head, and system for its implementation (versions) Download PDF

Info

Publication number
RU2542691C1
RU2542691C1 RU2013152107/11A RU2013152107A RU2542691C1 RU 2542691 C1 RU2542691 C1 RU 2542691C1 RU 2013152107/11 A RU2013152107/11 A RU 2013152107/11A RU 2013152107 A RU2013152107 A RU 2013152107A RU 2542691 C1 RU2542691 C1 RU 2542691C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
target
missile
input
output
rocket
Prior art date
Application number
RU2013152107/11A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Андрей Викторович Гусев
Владимир Иванович Морозов
Игорь Алексеевич Недосекин
Владимир Михайлович Минаков
Елена Львовна Леонова
Алексей Николаевич Гранкин
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" filed Critical Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова"
Priority to RU2013152107/11A priority Critical patent/RU2542691C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2542691C1 publication Critical patent/RU2542691C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: weapons and ammunition.
SUBSTANCE: system for expelling of a missile to a track initiation area with a target seeking head includes a command centre, a constant unit, a calculation unit of angular speed of a missile-target line, a control command connection unit, a target designation data receiving unit, a radio line, an air target designation system, a calculator, a survey control unit, a video display unit, a radar station with a phased antenna array, missile direction finding channels, channels for transfer of control commands and a beam control unit, a synchronisation and coding unit, a satellite navigation system, a missile with a target seeking head, a command switch, control equipment, a steering gear, a radar beacon, a receiving module, a control command decoder, a receiving module of the satellite navigation system, and a calculation device. A missile is launched along a ballistic trajectory; missile coordinates are determined in a rectangular coordinate system (RCS); distance between the missile and the target, a projection of distance on RCS axes, angular coordinates of the missile-target line are calculated; control commands are supplied to an actuating device before target detection with the target seeking head at achievement with projections of the distance between the missile and the target of values of programme distances.
EFFECT: invention allows improving accuracy of missile expelling to track initiation area with the target seeking head.
3 cl, 5 dwg

Description

Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике, в частности к системам управляемого оружия, и ракетной, артиллерийской технике с головками самонаведения (ГСН), может использоваться в комплексах управляемого вооружения для поражения одиночных и групповых подвижных и неподвижных наземных, надводных и воздушных целей, пунктов управления, огневых средств и других важных малоразмерных целей в пределах тактической зоны до 100 км.The proposed group of inventions relates to military equipment, in particular to guided weapon systems, and rocket, artillery equipment with homing heads (GOS), can be used in guided weapon systems to destroy single and group mobile and fixed ground, surface and air targets, control points , fire weapons and other important small targets within the tactical zone up to 100 km.

В настоящее время на вооружении армий зарубежных стран состоят в основном противотанковые ракетные комплексы второго поколения с полуавтоматическими системами управления. Они имеют ряд недостатков, главными из которых являются: ограниченные возможности боевого применения в условиях плохой видимости (ночь, туман, снег и т.п.), небольшая дальность стрельбы и низкая скорострельность, а также уязвимость в боевых условиях из-за активных источников излучения.At present, the armies of foreign countries are mainly comprised of second-generation anti-tank missile systems with semi-automatic control systems. They have several disadvantages, the main of which are: limited combat capabilities in poor visibility conditions (night, fog, snow, etc.), a small firing range and low rate of fire, as well as vulnerability in combat conditions due to active radiation sources .

В настоящее время стоят задачи обеспечения доставки боеприпаса на большую дальность с обеспечением высокой точности попадания в цель. В связи с этим проводятся работы в области создания ПТРК большой дальности третьего поколения. ПТРК этого типа должны иметь: вероятность поражения цели одной ракетой не менее 0.5-0.7 благодаря оснащению их более эффективными головками самонаведения и боевыми частями, автоматизированную систему управления ракетой, позволяющую реализовать концепцию ″выстрелил и забыл″, высокую степень технической готовности, простоту обслуживания за счет модульности узлов и агрегатов, а также встроенной аппаратуры диагностики.Currently, the tasks are to ensure the delivery of ammunition over a long range with high accuracy of hitting the target. In this regard, work is underway in the creation of a third-generation long-range ATGM. ATGMs of this type should have: the probability of hitting a target with one missile is not less than 0.5-0.7 due to equipping them with more efficient homing heads and warheads, an automated missile control system that allows implementing the concept of “shot and forgot ″, a high degree of technical readiness, ease of maintenance due to modularity of units and assemblies, as well as built-in diagnostic equipment.

Известен способ наведения снаряда по радиолучу, при котором радиолокационная станция, создающая радиолуч, направленный на цель, располагается на пункте управления снарядом (Ю.П. Доброленский, В.И. Иванова, Г.С. Поспелов, Автоматика управляемых снарядов, М., Оборонгиз, 1963 г., с.139-148, [1]).A known method of pointing a projectile at a radio beam, in which a radar station that creates a radio beam aimed at the target, is located at the projectile control point (Yu.P. Dobrolensky, V.I. Ivanova, G.S. Pospelov, Automation of guided missiles, M., Oborongiz, 1963, p.139-148, [1]).

На снаряде находится радиоприемник, воспринимающий сигналы радиолокационного передатчика пункта управления. Этот приемник является измерительным устройством, определяющим величину и направление отклонения снаряда от оси равносигнальной зоны в системе координат, связанной с этой зоной. С выхода приемника сигнал управления поступает в бортовую систему управления снарядом. При повороте рулей снаряда создается управляющая сила, возвращающая снаряд на ось радиолуча. В результате снаряд будет двигаться по радиолучу. Основными преимуществами систем управления по лучу являются большая дальность действия, сравнительная простота (меньшая сложность бортовой аппаратуры для создания управляющих сигналов). В то же время основными недостатками системы наведения по лучу являются недостаточная точность при больших дальностях между пунктом управления и снарядом, необходимость непрерывного участия пункта управления в процессе наведения снаряда. При увеличении дальности наличие угловой ошибки в направлении оси радиолуча приводит к увеличению линейного отклонения этой оси от центра цели. Второй недостаток становится существенным, например, в случае наведения снарядов воздух-воздух. Необходимость непрерывного сопровождения цели локатором, установленным на самолете, ограничивает его маневр. Поэтому для обеспечения высокой точности попадания при стрельбе на большую дальность целесообразно использовать на конечном участке самонаведение, при этом на начальном и среднем участках наведение ракеты осуществляют по лучу. Тогда при активном самонаведении пункт управления не участвует в наведении, при полуактивном - пункт управления должен лишь облучать цель, что не связывает маневр самолета, на котором установлен передатчик. Таким образом, чтобы использовать положительные свойства обоих методов, применяют комбинированные системы - управление по лучу на начальном участке с переходом на самонаведение при приближении снаряда к цели.On the projectile is a radio receiver that receives signals from the radar transmitter of the control center. This receiver is a measuring device that determines the magnitude and direction of the deviation of the projectile from the axis of the equal-signal zone in the coordinate system associated with this zone. From the output of the receiver, the control signal enters the on-board projectile control system. When you turn the rudders of the projectile creates a control force that returns the projectile to the axis of the radio beam. As a result, the projectile will move along the radio beam. The main advantages of beam control systems are long range, comparative simplicity (less complexity of on-board equipment for creating control signals). At the same time, the main disadvantages of the beam guidance system are insufficient accuracy at large distances between the control point and the projectile, the need for continuous participation of the control point in the projectile guidance process. With increasing range, the presence of an angular error in the direction of the axis of the radio beam leads to an increase in the linear deviation of this axis from the center of the target. The second drawback becomes significant, for example, in the case of guidance of air-to-air shells. The need for continuous tracking of the target with a locator mounted on an airplane limits its maneuver. Therefore, to ensure high accuracy when hitting a long range when firing, it is advisable to use homing in the final section, while in the initial and middle sections, the missile is guided by the beam. Then, with active homing, the control point does not participate in guidance, with semi-active homing, the control point should only irradiate the target, which does not bind the maneuver of the aircraft on which the transmitter is mounted. Thus, in order to use the positive properties of both methods, combined systems are used - beam control in the initial section with transition to homing when the projectile approaches the target.

Для известного способа наведения характерно, что при переключении режимов наведения с радиокомандного наведения к самонаведению происходит переход от трехточечного метода наведения к двухточечному. (Основы радиоуправления, под ред. Вейцеля В.А. и Типугина В.Н., М., Советское радио, 1973 г., с.40). При этом нужно учитывать, что в общем случае формы трехточечной и двухточечной траекторий не совпадают, поэтому на расчетной (кинематической) траектории в момент перехода с одного способа управления на другой будет наблюдаться излом. Это потребует соответствующего маневра ракеты. В реальном случае подобный маневр совершается с конечной скоростью, и времени для осуществления маневра может оказаться недостаточно. На большой дальности скорость ракеты, как правило, уменьшается, соответственно падает развиваемая перегрузка ракеты, и ракета может не выбрать возникший вследствие этого недопустимо большой промах. Следовательно, одной из важных проблем в системах комбинированного управления является сопряжение траекторий, соответствующих различным участкам полета ракеты. При этом излом кинематической траектории не должен быть больше допустимого.For the known guidance method, it is typical that when switching guidance modes from radio command guidance to homing, a transition from the three-point pointing method to the two-point one occurs. (Fundamentals of radio control, under the editorship of Weizel V.A. and Tipugin V.N., M., Soviet radio, 1973, p.40). It should be borne in mind that in the general case the shapes of the three-point and two-point trajectories do not coincide, therefore, a kink will be observed on the calculated (kinematic) trajectory at the time of transition from one control method to another. This will require appropriate rocket maneuver. In the real case, such a maneuver takes place at a finite speed, and time for the maneuver may not be enough. At a long range, the speed of the rocket, as a rule, decreases, accordingly the developed overload of the rocket falls, and the rocket may not choose the resulting unacceptably large miss. Therefore, one of the important problems in combined control systems is the conjugation of the trajectories corresponding to different sections of the flight of the rocket. In this case, the kink of the kinematic trajectory should not be more than permissible.

Известен способ наведения ракеты (патент РФ 2183006, МПК7 F41G 7/00, от 27.05.2002 г. - прототип), обеспечивающий достижение максимальной дальности полета самонаводящейся ракеты за счет оптимальной организации ее траектории. Способ включает запуск ракеты на баллистическую траекторию до достижения ракетой максимальной высоты, после чего сообщают ракете максимальную располагаемую перегрузку, направленную вверх, до тех пор, пока ее вектор скорости не станет горизонтальным, и осуществляют горизонтальный полет, переходящий в пологое планирование до вывода ракеты в район цели, после чего переводят ее в режим пикирования на цель и далее в режим самонаведения.A known method of guidance missiles (RF patent 2183006, IPC 7 F41G 7/00, dated May 27, 2002 - prototype), ensuring the achievement of the maximum flight range of a homing missile due to the optimal organization of its trajectory. The method includes launching a rocket on a ballistic trajectory until the rocket reaches its maximum height, after which they inform the rocket of the maximum available overload directed upwards until its velocity vector becomes horizontal, and carry out a horizontal flight that goes into a shallow planning before the rocket is brought into the area target, after which they transfer it to the dive mode on the target and then to the homing mode.

Данный способ позволяет решить задачу обеспечения максимальной дальности полета управляемой ракеты и вывода ее на цель за счет оптимальной организации ее траектории путем использования располагаемой перегрузки ракеты, однако недостатком способа является невысокая точность вывода ракеты в зону захвата излучения от цели головкой самонаведения вследствие наличия излома кинематической траектории при реализации сопряжения траекторий участка вывода ракеты в зону захвата цели и участка самонаведения.This method allows us to solve the problem of ensuring the maximum flight range of the guided missile and bringing it to the target due to the optimal organization of its trajectory by using the available missile overload, however, the disadvantage of this method is the low accuracy of the rocket’s withdrawal from the target by the homing head due to the kink of the kinematic trajectory when implementation of the pairing of the trajectories of the rocket launch site to the target capture zone and the homing area.

Известный способ вывода ракеты на цель может быть реализован в известной системе наведения, описанной в патенте РФ №2284444, МПК7 F41G 7/00, F42B 15/01, от 27.09.2006 г. (прототип).The known method of launching missiles to the target can be implemented in the known guidance system described in the patent of the Russian Federation No. 2284444, IPC 7 F41G 7/00, F42B 15/01, dated September 27, 2006 (prototype).

На чертеже фиг.1 представлена блок-схема системы наведения - прототипа предлагаемого устройства, где 1 - командный пункт, 2 - радиолокационная станция, 3 - каналы пеленгации ракет РЛС, 4 - каналы передачи команд управления РЛС, 5 - блок управления лучом, 6 - блок приема данных целеуказания, 7 - система воздушного целеуказания, 8 - вычислитель, 9 - блок синхронизации и кодирования, 10 - система топопривязки, 11 - видеомонитор, 12 - фазированная антенная решетка (ФАР), 13 - управляемая ракета, 14 - ГСН, 15 - радиоответчик, 16 - радиоприемник (приемный модуль), 17 - дешифратор команд управления, 18 - аппаратура управления, 19 - переключатель команд, 20 - рулевой привод.The drawing of figure 1 shows a block diagram of a guidance system - a prototype of the proposed device, where 1 is a command post, 2 is a radar station, 3 are radar direction finding channels, 4 are radar control command transmission channels, 5 is a beam control unit, 6 is target designation data receiving unit, 7 - air target designation system, 8 - calculator, 9 - synchronization and coding unit, 10 - topographic reference system, 11 - video monitor, 12 - phased array antenna (PAR), 13 - guided missile, 14 - GOS, 15 - radio transponder, 16 - radio receiver (receiving module), 17 - decryption op management teams, 18 - control equipment 19 - teams switch, 20 - steering.

В известной системе наведения реализовано комбинированное управление: радиокомандное телеуправление на начальном и среднем участках траектории полета и самонаведение на участке подлета ракет к целям.The well-known guidance system implements combined control: radio command telecontrol at the initial and middle sections of the flight path and homing at the section of missile approach to targets.

Программная команда ″вверх″ для осуществления планирования ракеты при стрельбе на большую дальность передается радиолокатором на борт ракеты, где выделяется приемным модулем и поступает на исполнительное устройство. В результате поворота рулей и появления углов атаки и скольжения возникает аэродинамическая сила, обеспечивающая ее вывод и поддержание на заданной высоте полета в вертикальной плоскости.The program command ″ up ″ for planning missiles when firing at a long range is transmitted by radar to the side of the missile, where it is allocated by the receiving module and fed to the actuator. As a result of the rotation of the rudders and the appearance of angles of attack and slip, an aerodynamic force arises that ensures its withdrawal and maintenance at a given flight height in a vertical plane.

При достижении ракетой определенной программной дальности до цели на ее борт передается команда управления в вертикальной плоскости, обеспечивающая ее вывод в зону захвата цели ГСП. ГСН осуществляет автономный поиск, распознавание и сопровождение цели по ее тепловому излучению или отраженному от цели сигналу и выдает сигнал «захват» цели в переключатель команд 19. По этому сигналу в предлагаемой системе происходит переход управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения по методу пропорционального сближения, который обеспечивает высокоточное наведение ракеты на цель при минимальных требованиях к располагаемой перегрузке ракеты.When the missile reaches a certain programmed range to the target, a control command in a vertical plane is transmitted to its board, ensuring its withdrawal to the target capture zone of the GPS. The GOS performs an autonomous search, recognition and tracking of the target by its thermal radiation or the signal reflected from the target and gives the signal "capture" of the target to the command switch 19. According to this signal in the proposed system, the missile control switches from the radio command mode to the homing mode by the proportional approach method , which provides high-precision guidance of the missile at the target with minimal requirements for the available missile overload.

Известная система наведения не обеспечивает необходимую точность вывода ракеты в зону захвата цели вследствие различия законов управления на разных участках наведения, и, следовательно, велика вероятность потери ракет из-за больших начальных промахов, что особенно проявляется при наведении на цели, расположенные на больших дальностях.The known guidance system does not provide the necessary accuracy of launching the missile into the target capture zone due to the difference in control laws at different guidance sites, and, therefore, there is a high probability of missile loss due to large initial misses, which is especially evident when aiming at targets located at long ranges.

Задачей предлагаемой группы изобретений является повышение точности вывода ракет в зону захвата головкой самонаведения излучения от целей, расположенных на больших дальностях, за счет использования на участке, предшествующем участку самонаведения, такого же закона управления, как и при наведении ракеты на конечном участке самонаведения, на котором используется метод пропорционального сближения, и, следовательно, повышение вероятности поражения целей, расположенных на больших дальностях.The objective of the proposed group of inventions is to increase the accuracy of the output of missiles into the capture zone by the homing head of radiation from targets located at long ranges due to the use of the same control law in the area preceding the homing area as when aiming the missile in the final homing area, on which the method of proportional approach is used, and, consequently, an increase in the probability of hitting targets located at long ranges.

Технический результат достигается за счет того, что в способе вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, включающем запуск ее по баллистической траектории на необходимую высоту и последующее планирование на цель под действием подаваемой на исполнительное устройство в вертикальном канале управления команды ″вверх″ до захвата цели головкой самонаведения, дополнительно после старта ракеты определяют ее координаты в декартовой системе координат, начало которой находится в точке старта, одна из трех осей системы координат направлена на цель, вторая лежит в вертикальной плоскости, а третья дополняет систему координат до правой, в соответствии с определенными координатами вычисляют дальность между ракетой и целью, проекции этой дальности на осях декартовой системы координат, а также угловые координаты линии ракета-цель и до момента захвата цели головкой самонаведения при достижении проекциями дальности между ракетой и целью величин программных дальностей, заданных для вертикального и горизонтального каналов управления в зависимости от дальности стрельбы, подают на исполнительное устройство команды управления, сформированные по зависимостям:The technical result is achieved due to the fact that in the method of launching a rocket into the target capture zone by a homing head, including launching it along a ballistic trajectory to the required height and subsequent planning on the target under the action of an ″ up ″ command sent to the actuator in the vertical control channel until the target is captured homing head, additionally after the launch of the rocket, its coordinates are determined in the Cartesian coordinate system, the beginning of which is at the start point, one of the three axes of the coordinate system aimed at the target, the second lies in the vertical plane, and the third complements the coordinate system to the right, in accordance with certain coordinates calculate the distance between the missile and the target, the projection of this range on the axes of the Cartesian coordinate system, as well as the angular coordinates of the missile-target line and up to the moment target acquisition by the homing head when projections reach the range between the missile and the target values of the programmed ranges specified for the vertical and horizontal control channels depending on the firing range would submit to the actuator control commands generated by the dependencies:

Figure 00000001
,
Figure 00000001
,

Figure 00000002
,
Figure 00000002
,

где K1 - коэффициент передачи координатора цели ГСН, е.к./…°;where K 1 - transmission coefficient of the coordinator of the goal of the GOS, ek./ ... °;

е.к. - единица измерения угла пеленга цели координатором ГСН,e.k. - the unit of measurement of the angle of the bearing of the target coordinator GOS,

Figure 00000003
,
Figure 00000003
,

Figure 00000004
,
Figure 00000004
,

λY, λZ - угловые координаты линии ракета - цель, …°;λ Y , λ Z - angular coordinates of the rocket-target line, ... °;

UKB - команда компенсации веса ракеты, е.к.;U KB - rocket weight compensation team, ek .;

K2 - коэффициент передачи двигателей коррекции головки самонаведения, …°/с·е.к.;K 2 - gear ratio of the homing correction engines, ... ° / s · ek .;

t - время, отсчитываемое с момента старта ракеты, с.t is the time counted from the moment the rocket starts, sec.

Техническая реализация заявляемого способа вывода ракеты в зону захвата излучения цели осуществляется в предлагаемой системе (первый вариант), использующей радиокомандный метод и содержащей на командном пункте блок приема данных целеуказания, вход которого соединен радиолинией с системой воздушного целеуказания, а выход соединен с первым входом вычислителя, второй вход которого соединен с выходом системы топопривязки, а первый выход вычислителя соединен со входом видеомонитора, радиолокационную станцию с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом, блок синхронизации и кодирования, при этом выходы каналов пеленгации ракет соединены с третьим входом вычислителя, второй выход которого соединен со входом блока управления лучом, а третий выход - с первым входом блока синхронизации и кодирования, первый выход которого соединен с первыми входами каналов пеленгации ракет, второй выход - со входами каналов передачи команд управления, выход блока управления лучом соединен с первым входом фазированной антенной решетки, второй вход которой соединен с выходами каналов передачи команд управления, а выход - со вторыми входами каналов пеленгации ракет, а на ракете, содержащей последовательно соединенные головку самонаведения, переключатель команд, аппаратуру управления и рулевой привод, а также радиоответчик, приемный модуль, дешифратор команд управления, при этом второй выход аппаратуры управления соединен со входом радиоответчика, второй вход переключателя команд - с выходом дешифратора команд управления, первый вход которого соединен до старта с третьим выходом блока синхронизации и кодирования, а второй вход - с выходом приемного модуля, дополнительно на командном пункте введены блок констант, последовательно соединенные блок вычисления угловой скорости линии ракета - цель и блок подключения команд управления, выход которого соединен со вторым входом блока синхронизации и кодирования, а также подключенный своим входом к четвертому выходу вычислителя блок вычисления угловых координат линии ракета-цель и дальности между ракетой и целью, первый и второй выходы которого соединены соответственно с входом блока вычисления угловой скорости линии ракета-цель и вторым входом блока подключения команд управления, третий вход которого соединен с выходом блока констант.The technical implementation of the proposed method for launching a rocket into the target radiation capture zone is carried out in the proposed system (first option) using the radio command method and containing at the command post a target designation data receiving unit, the input of which is connected by a radio line to the air target designation system, and the output is connected to the first input of the calculator, the second input of which is connected to the output of the topographic reference system, and the first output of the computer is connected to the input of a video monitor, a radar station with a phased antenna with rocket direction finding channels, control command transmission channels and a beam control unit, a synchronization and coding unit, while the outputs of the direction finding channels of the rockets are connected to the third input of the computer, the second output of which is connected to the input of the beam control unit, and the third output to the first input of the block synchronization and coding, the first output of which is connected to the first inputs of rocket direction finding channels, the second output - to the inputs of control command transmission channels, the output of the beam control unit is connected to the first phaser input antenna array, the second input of which is connected to the outputs of the control command transmission channels, and the output - to the second inputs of the direction finding channels of the missiles, and on the rocket containing the homing head in series, command switch, control equipment and steering gear, as well as a radio transponder, receiving module , a control command decoder, while the second output of the control equipment is connected to the input of the radio transponder, the second input of the command switch is connected to the output of the control command decoder, the first input of which is connected inen before start with the third output of the synchronization and coding unit, and the second input with the output of the receiving module, in addition to the command point, a block of constants, a series-connected unit for calculating the angular velocity of the rocket line — a target and a control command connection unit, the output of which is connected to the second input synchronization and coding unit, as well as a unit for calculating the angular coordinates of the missile-target line and the distance between the missile and the target, connected with its input to the fourth output of the calculator, the first and second outputs to which are connected respectively to the input of the block for calculating the angular velocity of the rocket-target line and the second input of the control command connection block, the third input of which is connected to the output of the constant block.

Предлагается также система (второй вариант) для вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, содержащая на командном пункте блок приема данных целеуказания, вход которого соединен радиолинией с системой воздушного целеуказания, а выход соединен со входом вычислителя командного пункта, второй вход которого соединен с выходом системы топопривязки, а первый выход соединен со входом видеомонитора, а на ракете последовательно соединенные головку самонаведения, переключатель команд, аппаратуру управления и рулевой привод, в которой дополнительно на ракете введены последовательно соединенные приемный модуль спутниковой навигационной системы, вход которого соединен радиолинией со спутниковой навигационной системой, и вычислительное устройство, второй вход которого соединен до пуска ракеты со вторым выходом вычислителя командного пункта, а первый выход соединен со вторым входом переключателя команд, блок констант, последовательно соединенные блок вычисления угловой скорости линии ракета-цель и блок подключения команд управления, выход которого соединен со вторым входом аппаратуры управления, а также блок вычисления угловых координат линии ракета-цель и дальности между ракетой и целью, вход которого соединен со вторым выходом вычислительного устройства, а первый и второй выходы соединены соответственно с входом блока вычисления угловой скорости линии ракета-цель и вторым входом блока подключения команд управления, третий вход которого соединен с выходом блока констант.A system is also proposed (the second option) for launching a missile into the target capture zone with a homing head, which contains a target designation data receiving unit at the command post, the input of which is connected by radio link to the air target designation system, and the output is connected to the input of the command post calculator, the second input of which is connected to the output topographic systems, and the first output is connected to the video monitor input, and on the rocket there are series-connected homing heads, command switches, control equipment and steering gear, in In addition, on the rocket, a receiver module of the satellite navigation system is sequentially connected, the input of which is connected by a radio line to the satellite navigation system, and a computing device, the second input of which is connected to the second output of the command station calculator, and the first output is connected to the second input of the command switch, a block of constants connected in series to a block for calculating the angular velocity of the rocket-target line and a block for connecting control commands, the output of which is connected to the second input of the control equipment, as well as the unit for calculating the angular coordinates of the missile-target line and the distance between the missile and the target, the input of which is connected to the second output of the computing device, and the first and second outputs are connected respectively to the input of the unit for calculating the angular velocity of the missile-target line and the second the input of the control command connection block, the third input of which is connected to the output of the constant block.

Известно, что при реализации метода пропорционального сближения в процессе наведения ракеты для вертикальной плоскости управления должно выполняться условие

Figure 00000005
, т.е. угловая скорость вращения вектора скорости ракеты
Figure 00000006
должна быть пропорциональна угловой скорости вращения линии ракета-цель
Figure 00000007
(k - коэффициент пропорциональности). Для получения параметра рассогласования необходимо измерять
Figure 00000008
.It is known that when implementing the method of proportional approach in the process of guiding a rocket for the vertical control plane, the condition
Figure 00000005
, i.e. angular velocity of rotation of the rocket velocity vector
Figure 00000006
must be proportional to the angular velocity of rotation of the missile-target line
Figure 00000007
(k is the coefficient of proportionality). To obtain the mismatch parameter, it is necessary to measure
Figure 00000008
.

Для измерения угловой скорости вращения линии ракета-цель используют следящие головки самонаведения. Такие головки самонаведения состоят, как правило, из координатора цели, непосредственно связанного с осью ротора гироскопа, ориентируемого в направлении цели с помощью двигателей коррекции (с.135-137, [1]). При отклонении оси координатора от направления на цель двигатели коррекции создают управляющие моменты, под действием которых гироскоп прецессирует в направлении совмещения оси координатора с целью, при этом в процессе слежения за целью угол пеленга цели, измеренный координатором, пропорционален угловой скорости линии ракета-цель.To measure the angular velocity of rotation of the missile-target line, follow-up homing heads are used. Such homing heads, as a rule, consist of a target coordinator directly connected with the rotor axis of the gyroscope, oriented in the direction of the target using correction engines (p.135-137, [1]). When the coordinator axis deviates from the direction to the target, the correction engines create control moments under which the gyroscope precesses in the direction of coordinator axis alignment with the target, while in the process of tracking the target, the target bearing angle measured by the coordinator is proportional to the angular velocity of the target-rocket line.

Таким образом, в процессе самонаведения на борту ракеты с помощью ГСН производят измерение угловой скорости вращения

Figure 00000009
линии ″ракета-цель″, формируют сигнал управления
Figure 00000010
, и пропорционально этому сигналу изменяют угловую скорость вращения вектора скорости ракеты
Figure 00000006
для уменьшения величины промаха относительно цели.Thus, in the process of homing on board a rocket with the help of GOS, the angular velocity of rotation is measured
Figure 00000009
″ missile target ″ lines form a control signal
Figure 00000010
, and in proportion to this signal change the angular velocity of rotation of the rocket velocity vector
Figure 00000006
to reduce the amount of miss relative to the target.

В статье ″Математическая модель гироскопического координатора цели малогабаритной ракеты″ авторов В.И. Морозова, И.А. Недосекина, Е.Л. Леоновой (Оборонная техника, №№5-6, М., 2006 г., с.60-67) приведена структурная схема ГСН, на которой K1 - коэффициент передачи координатора ГСН, K2 - коэффициент передачи двигателей коррекции ГСН. Значения коэффициентов K1 и K2 выбираются в процессе динамического проектирования системы управления с головкой самонаведения в контуре, исходя из условий обеспечения необходимой точности и устойчивости контура управления. Представляется целесообразным наводить ракету до захвата цели ГСН по такому же методу, что и при наведении ракеты по сигналам, формируемым при слежении за целью ГСН, т.е. формировать команды управления на основе известных сигналов координат цели (внешнее целеуказание) и сигналов координат ракеты, полученных посредством радиолокационной станции или же по сигналам ГЛОНАСС, вычисляя по ним дальность ракета-цель, угловые координаты линии ракета-цель и проекции угловой скорости на оси измерительной системы координат. Предлагаемая группа изобретений поясняется чертежами фиг.2-5. На фиг.2 приведена блок-схема первого варианта системы вывода ракеты в зону захвата цели ГСН, реализующей радиокомандный метод. Дополнительно к имеющимся известным блокам системы - прототипа введены: блок вычисления угловых координат линии ракета цель и дальности между ракетой и целью 21, блок вычисления проекций угловой скорости линии ракета-цель 22, блок подключения команд управления 23, блок констант 24. На фиг.3 приведена блок-схема второго варианта системы вывода ракеты в зону захвата цели ГСН, использующей информацию о параметрах траектории, полученных с помощью системы ГЛОНАСС. На фиг.4 представлена развернутая структурная схема предлагаемой системы вывода ракеты в зону захвата цели ГСН в части вводимых блоков. На фиг.5 приведена траектория полета ракеты при стрельбе на дальность 100 км, полученная в результате цифрового моделирования, где показаны основные фазы траектории: 28-29 - баллистический участок, 29-30 - участок программного управления, 30-31 - участок вывода ракеты в зону захвата цели ГСН, 31-32 - участок самонаведения.In the article ″ Mathematical model of the gyroscopic coordinator of the target of a small-sized rocket ″ authors V.I. Morozova, I.A. Nedosekina, E.L. Leonova (Defense Technology, Nos. 5-6, Moscow, 2006, pp. 60-67) shows the structural diagram of the seeker, in which K 1 is the transfer coefficient of the coordinator of the seeker, K 2 is the transfer coefficient of the correction engine of the seeker. The values of the coefficients K 1 and K 2 are selected during the dynamic design of the control system with a homing head in the loop, based on the conditions for ensuring the necessary accuracy and stability of the control loop. It seems appropriate to direct the missile to capture the target of the seeker by the same method as when pointing the missile at the signals generated when tracking the target of the seeker, i.e. generate control commands based on the known target coordinate signals (external target designation) and missile coordinate signals received by means of a radar station or by GLONASS signals, calculating the target-target range, the target-target angular coordinates and the angular velocity projections on the axis of the measuring system coordinates. The proposed group of inventions is illustrated by drawings 2-5. Figure 2 shows a block diagram of a first embodiment of a system for launching a rocket into a target acquisition zone of a GOS implementing a radio command method. In addition to the existing known units of the prototype system, the following were introduced: a unit for calculating the angular coordinates of the missile-target line and the distance between the missile and the target 21, a unit for calculating the projections of the angular velocity of the missile-target line 22, a control command connection unit 23, a block of constants 24. In FIG. 3 The block diagram of the second variant of the system for launching a rocket into the target acquisition zone of the GOS using the information about the trajectory parameters obtained using the GLONASS system is shown. Figure 4 presents a detailed structural diagram of the proposed system for launching missiles into the target acquisition zone of the GOS in terms of input units. Figure 5 shows the trajectory of the rocket when firing at a range of 100 km, obtained as a result of digital modeling, which shows the main phases of the trajectory: 28-29 - ballistic section, 29-30 - program control section, 30-31 - section of the rocket in GOS target capture zone, 31-32 - homing section.

Вывод ракеты в зону захвата излучения цели ГСН в соответствии с предлагаемым способом осуществляется следующим образом.The conclusion of the rocket in the zone of capture of radiation of the target of the GOS in accordance with the proposed method is as follows.

При поступлении целеуказания с разведывательной машины, вычислитель командного пункта осуществляет привязку каждой цели к связанной с боевой машиной системе координат (вычисляет углы азимута, места и дальность до цели) и распределение ракет залпа по целям.Upon receipt of target designation from a reconnaissance vehicle, the command post calculator binds each target to the coordinate system associated with the combat vehicle (calculates azimuth angles, location and distance to the target) and the distribution of salvo missiles by targets.

В соответствии с угловыми координатами целей осуществляется разворот пусковой установки в направлении расположения целей в горизонтальной плоскости и на некоторый фиксированный угол пуска в вертикальной плоскости. Производится запуск ракет залпа. Далее для каждой ракеты радиолокатор по сигналам с радиоответчика ракеты определяет ее координаты относительно своей оси (углы азимута, места и дальности до ракеты), а вычислительное устройство командного пункта по известным координатам ракеты и цели в соответствии с принятым методом наведения формирует команды управления ракетой, которые затем передаются на ее борт тем же локатором. Команды управления ракетой, принимаемые приемным модулем, преобразуются на борту ракеты в углы отклонения рулей. Возникающая при этом перегрузка уменьшает отклонение ракеты от траектории принятого метода наведения.In accordance with the angular coordinates of the targets, the launcher is rotated in the direction of the targets in the horizontal plane and at some fixed launch angle in the vertical plane. Volley missiles are launched. Further, for each missile, the radar determines the coordinates of the missile from the missile’s radio transponder relative to its axis (azimuth, elevation and distance to the missile), and the command center’s computing device generates missile control commands according to the adopted guidance method, which then transferred to her board with the same locator. The missile control commands received by the receiving module are converted aboard the rocket into rudder deflection angles. The resulting overload reduces the deviation of the rocket from the trajectory of the adopted guidance method.

Под оптимальными траекториями наведения понимаются траектории, обеспечивающие максимально возможную дальность полета ракеты. При формировании оптимальных траекторий решаются следующие задачи:Optimal guidance trajectories are understood as trajectories providing the maximum possible range of a missile. In the formation of optimal trajectories, the following tasks are solved:

вывод и удержание ракеты на необходимой высоте полета, обеспечивающей минимальные потери скорости и максимально возможное увеличение дальности полета;launching and holding the rocket at the required flight altitude, ensuring minimum speed loss and the maximum possible increase in flight range;

вывод ракеты в зону захвата излучения цели ГСН.the launch of the rocket into the radiation capture zone of the target of the GOS.

Вывод ракеты на необходимую высоту полета осуществляется выбором соответствующего угла пуска в вертикальной плоскости. Далее полет ракеты происходит по баллистической траектории. При достижении вершины траектории, на борт ракеты подается единичная команда «вверх», которая обеспечивает удержание ракеты на необходимой высоте полета.The rocket is brought to the required flight altitude by selecting the appropriate launch angle in the vertical plane. Next, the flight of the rocket occurs along a ballistic trajectory. Upon reaching the top of the trajectory, a single “up” command is given on board the rocket, which ensures that the rocket is held at the required flight altitude.

В зависимости от дальности до цели за 5…40 км до подлета к цели осуществляется вывод ракеты в зону захвата цели ГСП по траекториям, реализующим метод пропорционального сближения, который обеспечивает высокоточное наведение ракеты на цель при минимальных требованиях к располагаемой перегрузке ракеты и позволяет исключить задачу сопряжения законов управления при переходе на конечный участок наведения - самонаведение, где наведение ракеты на цель осуществляется так же методом пропорционального сближения. Таким образом, при выводе ракеты в зону захвата цели ГСН по предлагаемому способу отпадает необходимость решать задачу сопряжения участков траектории с наведением ракет по различным законам управления.Depending on the range to the target, 5 ... 40 km before approaching the target, the missile is brought into the target capture zone of the GPS along trajectories that implements the proportional approach method, which ensures high-precision guidance of the missile at the target with minimal requirements for the available missile overload and eliminates the mating problem control laws during the transition to the final guidance site - homing, where the missile is aimed at the target using the same method of proportional approach. Thus, when launching a rocket into the target zone of the GOS by the proposed method, there is no need to solve the problem of pairing sections of the trajectory with guiding missiles according to various control laws.

Система вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения функционирует следующим образом.The system for launching a missile into the target capture zone by the homing head functions as follows.

Информация о координатах целей от системы воздушного целеуказания в зашифрованном виде передается по радиолинии в блок приема данных целеуказания 6 командного пункта 1 и далее поступает в вычислитель командного пункта 8 (фиг.2). Одновременно сюда же поступает информация о координатах командного пункта с системы топопривязки 10. При поступлении информации о координатах целей и командного пункта в вычислителе 8 осуществляется привязка каждой цели в связанной с командным пунктом системе координат (вычисляются углы азимута, места и дальности до целей) и распределение ракет залпа по целям. Пусковая установка, ориентированная вдоль продольной оси боевой машины, в боевом положении позволяет ориентировать пусковые контейнеры в направлении расположения целей в горизонтальной плоскости и под некоторым фиксированным углом пуска в вертикальной плоскости.Information about the coordinates of the targets from the air target designation system in encrypted form is transmitted over the air to the target data receiving unit 6 of command point 1 and then goes to the command point computer 8 (Fig. 2). At the same time, information about the coordinates of the command post from the topographic reference system 10 is received here. Upon receipt of information about the coordinates of the targets and the command post in calculator 8, each target is linked to the coordinate system associated with the command post (azimuth, location and distance to the target are calculated) and distribution volley missiles at targets. Launcher, oriented along the longitudinal axis of the combat vehicle, in the combat position allows you to orient the launch containers in the direction of the targets in the horizontal plane and at some fixed launch angle in the vertical plane.

В вычислителе 8 на основании данных целеуказания в системе координат командного пункта формируются команды управления лучами РЛС таким образом, чтобы обеспечить их движение на заданный угол места и в направлении выбранной цели в горизонтальной плоскости. Управление ракетами осуществляется относительно осей лучей, формируемых ФАР 12 по данным целеуказания и по программе, заложенной в вычислителе, через блок управления лучом 5. Координаты ракет в измерительной системе координат определяются каналами пеленгации ракет 3 по сигналам, поступающим с радиоответчиков ракет 15, и передаются в вычислитель 8. В вычислителе определяются команды управления по азимуту и углам места, пропорциональные линейным отклонениям ракет от осей луча. Вычисленная информация передается в блок синхронизации и кодирования 9, в котором осуществляется ее кодирование и синхронная передача в канал передачи команд управления 4 РЛС, одновременно блок синхронизации и кодирования обеспечивает стробирование канала пеленгации ракет 3. Распределение ракет в залпе по целям осуществляется по сигналам с вычислителя блоком синхронизации и кодирования 9. Блок 9 осуществляет общую синхронизацию каналов пеленгации ракет и каналов передачи команд управления. Команды управления и команды запрета ответчиков формируются в блоке 9 в виде кодовой последовательности импульсов, в которой адрес ракеты закодирован в виде временного интервала комбинации импульсов. Для каждой ракеты до пуска по каналу связи в дешифратор 17 ракеты передается и записывается конкретный адрес ракеты, являющийся ″электронным ключом″ к последующей расшифровке передаваемой информации, при этом расшифровывается только ″своя″ информация, а радиоответчик ракеты отвечает только на ″свой″ запрос. На видеомонитор 11 для оператора с вычислителя поступают координаты целей на местности, информация о распределении ракет по целям, траектории полета ракет и готовности систем к пуску ракет.In the calculator 8, based on the target designation data in the coordinate system of the command post, radar beam control commands are generated in such a way as to ensure their movement at a given elevation angle and in the direction of the selected target in the horizontal plane. The missiles are controlled relative to the axes of the beams formed by the PAR 12 according to the target designation and according to the program embedded in the calculator, through the beam control unit 5. The coordinates of the missiles in the measuring coordinate system are determined by the direction finding channels of the missiles 3 by the signals received from the radio responders of the missiles 15 and transmitted to calculator 8. The calculator determines control commands in azimuth and elevation, proportional to the linear deviations of the missiles from the axes of the beam. The calculated information is transmitted to the synchronization and coding unit 9, in which it is encoded and synchronously transmitted to the radar control command transmission channel 4, while the synchronization and coding unit provides gating of the missile direction finding channel 3. The missiles are distributed in the salvo by targets using signals from the calculator unit synchronization and coding 9. Block 9 performs general synchronization of direction finding channels for missiles and control command transmission channels. Control commands and prohibition command responders are formed in block 9 in the form of a code sequence of pulses in which the missile address is encoded in the form of a time interval of a combination of pulses. For each rocket, before launch, a specific rocket address is transmitted and recorded to the rocket decoder 17, which is a ″ electronic key ’for subsequent decryption of the transmitted information, only ″ own’ information is decrypted, and the missile’s radio response only answers your ’request. On the video monitor 11 for the operator, the calculator receives the coordinates of the targets on the ground, information about the distribution of missiles by targets, the flight path of the missiles and the readiness of the systems for launching missiles.

В момент пуска первой ракеты блок синхронизации и кодирования 9 по сигналу вычислителя передает информацию в дешифратор команд управления 17 ракеты о записи адреса первой ракеты. Одновременно с этим блок управления лучом формирует луч ФАР, направленный в поле встреливания ракеты. Канал передачи команд управления 4 РЛС через ФАР посылает сигнал запроса радиоответчика, а на ракете приемный модуль (радиоприемник) 16 обеспечивает прием закодированной информации, передает ее в дешифратор, который через переключатель команд 19 и аппаратуру управления 18 запускает радиоответчик. Сигналы радиоответчика через ФАР поступают в каналы пеленгации ракет 3, где вырабатываются координаты ракеты по дальности, углу места и азимуту в измерительной системе координат.At the time of launch of the first rocket, the synchronization and coding unit 9 transmits information to the decoder of the control commands 17 of the rocket on the record of the address of the first rocket by the signal of the computer. At the same time, the beam control unit generates a HEADLIGHT beam directed into the rocket’s shooting field. The channel for transmitting control commands 4 of the radar through the headlamp sends a request signal to the radio responder, and on the rocket the receiving module (radio) 16 receives the encoded information, passes it to the decoder, which, through the command switch 19 and the control equipment 18, starts the radio responder. The radio transponder signals through the headlamp enter the direction finding channels of the missiles 3, where the coordinates of the missile are generated in range, elevation and azimuth in the measuring coordinate system.

Координаты ракеты поступают в вычислитель, где определяются линейные отклонения ракеты от равносигнального направления луча (его оси) и вырабатываются команды управления, поступающие в блок синхронизации и кодирования 9, где кодируются, передаются в канал передачи команд управления и через ФАР излучаются в направлении ракеты. Каналы пеленгации ракеты осуществляют захват ракеты и ее пеленгацию относительно оси луча, а каналы передачи команд управления обеспечивают передачу через ФАР кодированной информации на ракету, при этом блок синхронизации и кодирования производит общую синхронизацию РЛС, а также запись адреса ракеты в момент ее пуска. Аналогичным образом производится радиокомандное наведение других ракет. Электромагнитная совместимость системы обеспечивается за счет временного разделения обращений к каждой ракете.The coordinates of the rocket go to the calculator, where the linear deviations of the rocket from the equal direction of the beam (its axis) are determined and control commands are generated, which enter the synchronization and coding unit 9, where they are encoded, transmitted to the control command transmission channel and transmitted through the PAR to the direction of the rocket. The direction finding channels of the rocket capture the rocket and its direction finding relative to the axis of the beam, and the control command transmission channels transmit encoded information to the rocket via the PAR, while the synchronization and coding unit performs general radar synchronization, as well as recording the address of the rocket at the time of its launch. Similarly, radio command guidance of other missiles is carried out. The electromagnetic compatibility of the system is ensured by the temporary separation of calls to each missile.

Принятые приемным модулем 16 на ракете команды управления декодируются в дешифраторе команд управления 17 и через переключатель команд 19 поступают в аппаратуру управления 18, где преобразуются в сигналы управления аэродинамическим рулевым приводом 20. В результате возникают боковые перегрузки, парирующие отклонение ракеты от заданной траектории. Аппаратура управления также обеспечивает кодирование излучения радиоответчика в соответствии с видом, записанным в ее память перед пуском ракеты.The control commands received by the receiving module 16 on the rocket are decoded in the control command decoder 17 and through the command switch 19 are supplied to the control equipment 18, where they are converted into control signals of the aerodynamic steering gear 20. As a result, lateral overloads occur that counter the rocket deviation from the given trajectory. The control equipment also provides coding of the radiation of the radio responder in accordance with the form recorded in its memory before launching the rocket.

С момента старта ракеты вычислительное устройство боевой машины по информации о текущих координатах ракеты βP, εP, ДНР, поступающей с радиолокатора, и координатах цели, пересчитанных в связанную с пусковой установкой систему координат βЦ, εЦ, ДНЦ, вычисляет угловые координаты линии ракета-цель λY,Z и дальность между ракетой и целью ДРЦ, а также программную команду удержания ракеты на заданной высоте UY ПР(t). Вывод ракет по программным траекториям в зону захвата целей ГСН с помощью радиокомандного управления является наиболее простым и эффективным методом парирования отклонений ракет от программных траекторий, обусловленных рассеиванием ракет, разбросом углов пуска и изменением параметров движения целей.From the moment the rocket starts, the computing device of the combat vehicle, based on information on the current coordinates of the rocket β P , ε P , Н НР coming from the radar, and the coordinates of the target, converted into the coordinate system β Ц , ε Ц , Д НЦ , associated with the launcher, calculates the angular the coordinates of the missile-target line λ Y, Z and the distance between the missile and the target D of the RC , as well as the program command to hold the rocket at a given height U Y PR (t). The withdrawal of missiles along programmed paths to the target capture zone of the GOS using radio command control is the simplest and most effective method of countering missile deviations from programmed paths due to missile scattering, dispersion of launch angles and changing target motion parameters.

Сигналы управления, приведенные на структурной схеме фиг.2, фиг.3 должны формироваться по следующим алгоритмам.The control signals shown in the structural diagram of figure 2, figure 3 should be generated according to the following algorithms.

Программную команду UY ПР(t) удержания ракеты на заданной высоте полета формируют в вычислителе 8 в соответствии с зависимостью:The program command U Y PR (t) holding the rocket at a given flight altitude is generated in the calculator 8 in accordance with the dependence:

UY ПР(t)=U1E.K.*KY ПР(t),U Y PR (t) = U 1E.K. * K Y PR (t),

где U1Е.К. - единичная команда «вверх»;where U 1E.K. - single command “up”;

коэффициент UY ПР(t) должен определяться в соответствии с зависимостями:the coefficient U Y PR (t) should be determined in accordance with the dependencies:

KY ПР(t)=t-tПР1, при tПР1≤t<tПР1+1.0 с;K Y PR (t) = tt PR1 , with t PR1 ≤t <t PR1 +1.0 s;

Figure 00000011
KY ПР(t)=1.0, при t≥tПР1+1.0 с,
Figure 00000011
K Y PR (t) = 1.0, at t≥t PR1 +1.0 s,

где tПР1 - момент времени, при котором координата YИ достигает своего максимального значения.where t PR1 - the point in time at which the coordinate Y And reaches its maximum value.

В вычислителе 8 командного пункта должны быть реализованы следующие уравнения для расчета линейных отклонений ракеты от линии визирования цели в измерительной системе координат:In calculator 8 of the command post, the following equations should be implemented to calculate the linear deviations of the rocket from the line of sight of the target in the measuring coordinate system:

XИ=X*cos(εЦ)*cos(βЦ)+Y*sin(εЦ)-Z*cos(εЦ)*sin(βЦ);X AND = X * cos (ε C ) * cos (β C ) + Y * sin (ε C ) -Z * cos (ε C ) * sin (β C );

YИ=-X*sin(εЦ)*cos(βЦ)+Y*cos(εЦ)+Z*sin(εЦ)*sin(βЦ);Y AND = -X * sin (ε C ) * cos (β C ) + Y * cos (ε C ) + Z * sin (ε C ) * sin (β C );

ZИ=X*sin(βЦ)+Z*cos(βЦ);Z AND = X * sin (β C ) + Z * cos (β C );

где: X=ДНР*cos(εЛ)-εР*ДНР*sin(εЛ);where: X = Д НР * cos (ε Л ) -ε Р * Д НР * sin (ε Л );

Y=ДНР*sin(εЛ)+εР*ДНР*cos(εЛ)+hЛ;Y = D NR * sin (ε L ) + ε P * D NR * cos (ε L ) + h L ;

Z=βР*ДНР;Z = β P * D HP ;

εЛ - угловой разворот радиолокатора в вертикальной плоскости;ε L - angular turn of the radar in a vertical plane;

hЛ - высота расположения радиолокатора над подстилающей поверхностью.h L - the height of the radar above the underlying surface.

В блоке 21 реализованы уравнения для расчета дальности между ракетой и целью и угловых координат линии ракета-цель:Block 21 implements equations for calculating the distance between the missile and the target and the angular coordinates of the missile-target line:

ДРЦ=ДНЦ-XИ;D RC = D SC -X And ;

Figure 00000012
;
Figure 00000012
;

Figure 00000013
.
Figure 00000013
.

Программные дальности ДY,Z ПР (ДНЦ) должны изменяться в зависимости от дальности до цели ДНЦ и угла пуска. Массивы значений программных дальностей приведены в блоке констант (24). Например, при стрельбе на дальность 100 км ракетой с ЛПГСН угол пуска должен составлять 50°, при этом ДY ПР=5.1 км, ДZ ПР=13.8 км.The program ranges D Y, Z PR (D SC ) should vary depending on the distance to the target D SC and the angle of launch. Arrays of values of program ranges are given in the block of constants (24). For example, when firing at a range of 100 km with a missile with an LPSGN, the launch angle should be 50 °, while D Y PR = 5.1 km, D Z PR = 13.8 km.

При достижении проекциями дальности ракета-цель ДРЦ программных дальностей ДY ПР, ДZ ПР на борт ракеты в вертикальном и горизонтальном каналах управления передают команды

Figure 00000014
,
Figure 00000015
, сформированные по вычисленному угловому положению линии ракета-цель λY, λZ в блоке 21. Приведенная на фиг.4 блок-схема вычисления проекций угловой скорости линии ракета-цель на оси измерительной системы координат аналогична структурной схеме ГСН, т.е. блок вычисления угловых координат совместно с блоком вычисления проекций угловой скорости линии ракета-цель функционально повторяют схему ГСН. Блок 23 обеспечивает подачу вычисленных команд в каждом канале на ракету.When the projection reaches the target missile range D RC programmed ranges D Y PR , D Z PR on board the missile in the vertical and horizontal control channels transmit commands
Figure 00000014
,
Figure 00000015
formed by the calculated angular position of the missile-target line λ Y , λ Z in block 21. The block diagram for calculating the projections of the angular velocity projections of the missile-target line on the axis of the measuring coordinate system shown in Fig. 4 is similar to the GOS structural diagram, i.e. the unit for calculating the angular coordinates together with the unit for calculating the projections of the angular velocity of the rocket-target line functionally repeat the GOS scheme. Block 23 provides the supply of calculated commands in each channel to the rocket.

Известные блоки устройства выполнены так же, как и в прототипе. Блок вычисления координат линии ракета-цель 21 может быть выполнен на основе сумматоров, вычитающих блоков (на основе схемы на рис.11.1, с.137, У. Титце, К. Шенк ″Полупроводниковая схемотехника″, Москва, Мир, 1982 г., [1]) и функциональных преобразователей, реализующих функции арктангенса, арксинуса (на основе схем функционального преобразователя на ПЗУ, рис.19.39, с.341 [1]) и вычисления квадратного корня (рис.11.47, с.166-167, [1]).Known units of the device are made in the same way as in the prototype. The unit for calculating the coordinates of the missile-target line 21 can be performed on the basis of adders subtracting blocks (based on the circuit in Fig. 11.1, p.137, W. Titze, K. Schenk “Semiconductor circuitry ″, Moscow, Mir, 1982, [1]) and functional converters that implement the functions of arc tangent, arcsine (based on functional converter circuits on ROM, fig. 19.39, p. 341 [1]) and calculation of the square root (fig. 11.47, p. 166-167, [1 ]).

Блок вычисления проекций угловой скорости может быть выполнен на основе сумматоров, вычитающих блоков, блоков произведения (по схеме рис.19.38, с.340, [1]), интеграторов (по схеме на рис. 11.6, с.141, [1]).The block for calculating the projections of the angular velocity can be performed on the basis of adders, subtracting blocks, blocks of the product (according to the scheme in Fig. 19.38, p. 340, [1]), integrators (according to the scheme in Fig. 11.6, p. 141, [1]) .

Блок подключения команд управления может быть выполнен на основе компараторов (рис.17.20, с.286, [1]) и ключей на базе триггера Шмитта (рис.8.9, с.97, [1]). Блок констант может быть выполнен на основе программируемых логических матриц (с.127-129, [1]). Сюда заносятся величины программных дальностей для каждого канала, соответствующие дальности стрельбы в зависимости от угла пуска, при достижении которых происходит переход на управление по вычисленным угловым скоростям линии ракета-цель.The control command connection block can be made on the basis of comparators (Fig. 17.20, p. 286, [1]) and keys based on the Schmitt trigger (Fig. 8.9, p. 97, [1]). The block of constants can be performed on the basis of programmable logic matrices (p.127-129, [1]). Here are entered the values of the programmed ranges for each channel, corresponding to the firing range depending on the angle of launch, upon reaching which there is a transition to control according to the calculated angular velocities of the missile-target line.

Для определения параметров траектории ракеты вместо радиолокатора может быть использована спутниковая навигационная система ГЛОНАСС. Блок-схема системы для вывода ракеты в зону захвата излучения цели головкой самонаведения приведена на фиг.3. На командном пункте здесь присутствуют так же, как и в прототипе, блок приема данных целеуказания, вычислитель командного пункта, система топопривязки и видеомонитор. На ракете расположены известные блоки ГСН (14), аппаратура управления (18), переключатель команд (19) и рулевой привод (20), к которым добавлены новые блоки, такие как приемный модуль спутниковой навигационной системы (26), соединенный радиолинией со спутниковой навигационной системой (25), вычислительное устройство (27), блок вычисления угловых координат линии ракета-цель и дальности между ракетой и целью (21), блок вычисления угловой скорости линии ракета-цель (22), блок подключения команд управления (23) и блок констант (24).Instead of a radar, the GLONASS satellite navigation system can be used to determine rocket trajectory parameters. A block diagram of a system for launching a rocket into a target radiation capture zone by a homing head is shown in FIG. 3. At the command post there are present, as in the prototype, a target data reception unit, a command post calculator, a topographic location system and a video monitor. The rocket contains the well-known GOS units (14), control equipment (18), command switch (19) and steering gear (20), to which new units are added, such as the receiving module of the satellite navigation system (26), connected by a radio link to the satellite navigation system (25), a computing device (27), a unit for calculating the angular coordinates of the missile-target line and the distance between the missile and the target (21), a unit for calculating the angular velocity of the missile-target line (22), a control command connection unit (23), and a block constants (24).

Приемный модуль принимает сигналы о координатах ракеты и проекциях ее скорости на оси земной системы координат, которые затем пересчитываются в вычислителе в проекциях на оси измерительной системы координат.The receiving module receives signals about the coordinates of the rocket and the projections of its speed on the axis of the earth's coordinate system, which are then recalculated in the calculator in projections on the axis of the measuring coordinate system.

Вывод ракеты в зону захвата излучения цели ГСН системой, выполненной по второму варианту, осуществляется следующим образом.The launch of the rocket into the radiation capture zone of the target of the GOS system, performed according to the second embodiment, is as follows.

Информация о координатах цели от системы воздушного целеуказания в зашифрованном виде передается по радиолинии в блок приема данных целеуказания 6 командного пункта и далее поступает в вычислитель командного пункта 8 (фиг.3). Координаты ракеты в измерительной системе координат определяются по сигналам, поступающим с приемного блока СНС и передаются в вычислительное устройство ракеты, куда до пуска ракеты поступают и координаты цели. В вычислительном устройстве ракеты определяются команды управления по азимуту и углам места, пропорциональные линейным отклонениям ракеты от линии визирования цели. Управление ракетами обеспечивает необходимую дальность полета и вывод ракет в зону захвата.Information about the coordinates of the target from the air targeting system in encrypted form is transmitted over the air to the target data receiving unit 6 of the command post and then goes to the command point computer 8 (Fig. 3). The coordinates of the rocket in the measuring coordinate system are determined by the signals received from the receiving unit of the SNA and transmitted to the computing device of the rocket, where the target coordinates are received before the launch. In the computing device of the rocket control commands are determined in azimuth and elevation, proportional to the linear deviations of the rocket from the line of sight of the target. Missile control provides the required range and the launch of missiles into the capture zone.

С момента старта ракеты вычислительное устройство, установленное на ракете, по информации о текущих координатах ракеты βР, εР, ДНР, поступающей с приемного модуля СНС, и координатах цели, пересчитанных в стартовую систему координат βЦ, εЦ, ДНЦ, вычисляет угловые координаты линии ракета-цель λY,Z и дальность между ракетой и целью ДРЦ, а также программную команду удержания ракеты на заданной высоте UY ПР(t).Since the launch of the rocket, the computing device installed on the rocket, according to the information about the current coordinates of the rocket β Р , ε Р , Д НР , coming from the receiving module of the SNA, and the coordinates of the target, converted to the starting coordinate system β Ц , ε Ц , Д НЦ , calculates the angular coordinates of the missile-target line λ Y, Z and the distance between the missile and the target D of the RC , as well as the program command to hold the rocket at a given height U Y PR (t).

На участке захвата цели ГСН наведение ракеты на цель осуществляется по прямолинейной траектории. В момент захвата цели ГСН ее гироскоп разарретируется и под действием сигналов рассогласования с ГСН обеспечивается последующее высокоточное наведение ракеты на цель.At the GOS target capture section, guidance of the missile at the target is carried out along a straight path. At the moment of capturing the target of the GOS, its gyroscope is uncovered and, under the action of the error signals from the GOS, the subsequent high-precision guidance of the rocket to the target is ensured.

В результате поворота рулей и появления углов атаки и скольжения возникает аэродинамическая сила, обеспечивающая ее вывод и поддержание на заданной высоте полета в вертикальной плоскости.As a result of the rotation of the rudders and the appearance of angles of attack and slip, an aerodynamic force arises that ensures its withdrawal and maintenance at a given flight height in a vertical plane.

Приемный модуль спутниковой навигационной системы может быть выполнен так же, как в книге ″ГЛОНАСС. Принципы построения и функционирования″, под ред. А.И. Перова, В.Н. Харисова, М., Радиотехника, 2010 г., с.484-494.The receiving module of the satellite navigation system can be performed in the same way as in the book ″ GLONASS. The principles of construction and operation ″, ed. A.I. Perova, V.N. Harisova, M., Radio Engineering, 2010, p. 444-494.

Заявляемые способ вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения и система для его осуществления (варианты) по сравнению с известными обеспечивают точное наведение на большие дальности высокоскоростных ракет в залпе на неподвижные и движущиеся малоразмерные цели, расположенные в глубине боевых порядков противника.The inventive method of launching a missile into the target capture zone by a homing head and a system for its implementation (options), as compared with the known ones, provide precise guidance of long-range high-speed missiles in a salvo to stationary and moving small-sized targets located in the depths of the enemy battle formation.

Claims (3)

1. Способ вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, включающий запуск ее по баллистической траектории на необходимую высоту и последующее планирование на цель под действием подаваемой на исполнительное устройство в вертикальном канале управления команды "вверх" до захвата цели головкой самонаведения, отличающийся тем, что после старта ракеты определяют ее координаты в декартовой системе координат, начало которой находится в точке старта, одна из трех осей системы координат направлена на цель, вторая лежит в вертикальной плоскости, а третья дополняет систему координат до правой, в соответствии с определенными координатами вычисляют дальность между ракетой и целью, проекции этой дальности на осях декартовой системы координат, а также угловые координаты линии ракета-цель и до момента захвата цели головкой самонаведения при достижении проекциями дальности между ракетой и целью величин программных дальностей, заданных для вертикального и горизонтального каналов управления в зависимости от дальности стрельбы, подают на исполнительное устройство команды управления, сформированные по зависимостям:
Figure 00000016
,
Figure 00000017
,
где K1 - коэффициент передачи координатора цели ГСН, е.к./…°;
е.к. - единица измерения угла пеленга цели координатором ГСН,
Figure 00000003
,
Figure 00000004
,
λY, λZ - угловые координаты линии ракета - цель, …°;
UКВ - команда компенсации веса ракеты, е.к.;
K2 - коэффициент передачи двигателей коррекции головки самонаведения, …°/(с·е.к.);
t - время, отсчитываемое с момента старта ракеты, с.1. A method of launching a rocket into the target capture zone by the homing head, including launching it along a ballistic trajectory to the required height and subsequent planning on the target under the action of an up command sent to the actuator in the vertical control channel until the homing head captures the target, characterized in that after the launch of a rocket, its coordinates are determined in a Cartesian coordinate system, the beginning of which is at the start point, one of the three axes of the coordinate system is aimed at the target, the second lies in the vertical plane, and the third one complements the coordinate system to the right, in accordance with certain coordinates, calculate the distance between the missile and the target, the projections of this range on the axes of the Cartesian coordinate system, as well as the angular coordinates of the missile-target line and until the target is captured by the homing head when the projection reaches the range between the rocket and the target of the values of the programmed ranges specified for the vertical and horizontal control channels depending on the firing range, commands are sent to the actuator controls formed by dependencies:
Figure 00000016
,
Figure 00000017
,
where K 1 - transmission coefficient of the coordinator of the goal of the GOS, ek./ ... °;
e.k. - the unit of measurement of the angle of the bearing of the target coordinator GOS,
Figure 00000003
,
Figure 00000004
,
λ Y , λ Z - angular coordinates of the rocket-target line, ... °;
U KV - rocket weight compensation team, ek .;
K 2 - gear coefficient of the homing correction engines, ... ° / (s · e.k.);
t is the time counted from the moment the rocket starts, sec. 2. Система для вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, содержащая на командном пункте блок приема данных целеуказания, вход которого соединен радиолинией с системой воздушного целеуказания, а выход соединен с первым входом вычислителя, второй вход которого соединен с выходом системы топопривязки, а первый выход вычислителя соединен со входом видеомонитора, радиолокационную станцию с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом, блок синхронизации и кодирования, при этом выходы каналов пеленгации ракет соединены с третьим входом вычислителя, второй выход которого соединен со входом блока управления лучом, а третий выход - с первым входом блока синхронизации и кодирования, первый выход которого соединен с первыми входами каналов пеленгации ракет, второй выход - со входами каналов передачи команд управления, выход блока управления лучом соединен с первым входом фазированной антенной решетки, второй вход которой соединен с выходами каналов передачи команд управления, а выход - со вторыми входами каналов пеленгации ракет, а на ракете, содержащей последовательно соединенные головку самонаведения, переключатель команд, аппаратуру управления и рулевой привод, а также радиоответчик, приемный модуль, дешифратор команд управления, при этом второй выход аппаратуры управления соединен со входом радиоответчика, второй вход переключателя команд - с выходом дешифратора команд управления, первый вход которого соединен до старта с третьим выходом блока синхронизации и кодирования, а второй вход - с выходом приемного модуля, отличающаяся тем, что на командном пункте введены блок констант, последовательно соединенные блок вычисления угловой скорости линии ракета - цель и блок подключения команд управления, выход которого соединен со вторым входом блока синхронизации и кодирования, а также подключенный своим входом к четвертому выходу вычислителя блок вычисления угловых координат линии ракета-цель и дальности между ракетой и целью, первый и второй выходы которого соединены соответственно с входом блока вычисления угловой скорости линии ракета-цель и вторым входом блока подключения команд управления, третий вход которого соединен с выходом блока констант.2. A system for launching a missile into the target capture zone by a homing head, containing at the command post a targeting data receiving unit, the input of which is connected by a radio link to the air targeting system, and the output is connected to the first input of the calculator, the second input of which is connected to the output of the topographic location system, and the first the output of the computer is connected to the input of the video monitor, a radar station with a phased antenna array, direction finding channels for missiles, transmission channels for command commands and a beam control unit, synchronization unit and coding, while the outputs of the direction finding channels of the missiles are connected to the third input of the calculator, the second output of which is connected to the input of the beam control unit, and the third output is to the first input of the synchronization and coding unit, the first output of which is connected to the first inputs of direction finding channels of the missiles, the second the output is with the inputs of the control command transmission channels, the output of the beam control unit is connected to the first input of the phased antenna array, the second input of which is connected to the outputs of the control command transmission channels, and the output is connected to the second inputs of the direction finding channels of the missiles, and on a rocket containing a homing head in series, a command switch, control equipment and a steering gear, as well as a radio transponder, a receiving module, a control command decoder, the second output of the control equipment being connected to the radio transponder input, the second input of the switch commands - with the output of the decoder control commands, the first input of which is connected to the start with the third output of the synchronization and coding unit, and the second input - with the output of the receiving module, characterized in that at the command point a block of constants is entered, a block for calculating the angular velocity of the rocket line — a target and a block for connecting control commands, the output of which is connected to the second input of the synchronization and coding block, as well as the block for calculating angular inputs connected to its fourth output the coordinates of the missile-target line and the distance between the missile and the target, the first and second outputs of which are connected respectively to the input of the unit for calculating the angular velocity of the missile-target line and the second the input of the control command connection block, the third input of which is connected to the output of the constant block. 3. Система для вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, содержащая на командном пункте блок приема данных целеуказания, вход которого соединен радиолинией с системой воздушного целеуказания, а выход соединен с первым входом вычислителя командного пункта, второй вход которого соединен с выходом системы топопривязки, а первый выход соединен со входом видеомонитора, а на ракете последовательно соединенные головку самонаведения, переключатель команд, аппаратуру управления и рулевой привод, отличающаяся тем, что на ракете введены последовательно соединенные приемный модуль спутниковой навигационной системы, вход которого соединен радиолинией со спутниковой навигационной системой, и вычислительное устройство, второй вход которого соединен до пуска ракеты со вторым выходом вычислителя командного пункта, а первый выход соединен со вторым входом переключателя команд, блок констант, последовательно соединенные блок вычисления угловой скорости линии ракета-цель и блок подключения команд управления, выход которого соединен со вторым входом аппаратуры управления, а также блок вычисления угловых координат линии ракета-цель и дальности между ракетой и целью, вход которого соединен со вторым выходом вычислительного устройства, а первый и второй выходы соединены соответственно с входом блока вычисления угловой скорости линии ракета-цель и вторым входом блока подключения команд управления, третий вход которого соединен с выходом блока констант. 3. A system for launching a missile into the target capture zone by a homing head, comprising a target designation data receiving unit at a command post, the input of which is connected by a radio link to the air target designation system, and the output is connected to the first input of the command post calculator, the second input of which is connected to the output of the topographic location system, and the first output is connected to the input of the video monitor, and on the rocket the homing head, command switch, control equipment and steering gear are connected in series, characterized in that on the rocket in the receiver module of the satellite navigation system is connected in series, the input of which is connected by a radio line to the satellite navigation system, and a computing device, the second input of which is connected to the second output of the command station calculator before the rocket is launched, and the first output is connected to the second input of the command switch, a block of constants, in series connected unit for calculating the angular velocity of the missile-target line and a unit for connecting control commands, the output of which is connected to the second input of the control equipment lane, as well as a unit for calculating the angular coordinates of the missile-target line and the distance between the missile and the target, the input of which is connected to the second output of the computing device, and the first and second outputs are connected respectively to the input of the unit for calculating the angular velocity of the missile-target line and the second input of the connection unit control commands, the third input of which is connected to the output of the constant block.
RU2013152107/11A 2013-11-22 2013-11-22 Method for expelling missile to track initiation area with target seeking head, and system for its implementation (versions) RU2542691C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013152107/11A RU2542691C1 (en) 2013-11-22 2013-11-22 Method for expelling missile to track initiation area with target seeking head, and system for its implementation (versions)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013152107/11A RU2542691C1 (en) 2013-11-22 2013-11-22 Method for expelling missile to track initiation area with target seeking head, and system for its implementation (versions)

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2542691C1 true RU2542691C1 (en) 2015-02-20

Family

ID=53289107

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013152107/11A RU2542691C1 (en) 2013-11-22 2013-11-22 Method for expelling missile to track initiation area with target seeking head, and system for its implementation (versions)

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2542691C1 (en)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2583347C1 (en) * 2015-02-17 2016-05-10 Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" Method of long-range target capture of zone missile homing head and long missile guidance system
RU2613016C1 (en) * 2015-09-11 2017-03-14 Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" Method of missile placing into track initiation area by homing head and device for its implementation
RU2685591C1 (en) * 2017-11-07 2019-04-22 Акционерное общество "Московское конструкторское бюро "Компас" Ballistic missile
RU2730068C1 (en) * 2019-10-10 2020-08-17 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "Московский институт электронной техники" Guided missile guidance device

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2002048636A1 (en) * 2000-12-13 2002-06-20 Saab Ab Method for controlling a missile
RU2284444C2 (en) * 2003-06-24 2006-09-27 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Guidance system of far-zone high-accuracy weapon
RU2311605C2 (en) * 2006-01-19 2007-11-27 Василий Васильевич Ефанов Method for functioning of missile information-computing system at guidance to target and device for its realization
RU2362107C2 (en) * 2007-09-24 2009-07-20 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Method of introducing rockets into zone of control, rotating along angle of list, and rocket systems
WO2011027969A1 (en) * 2009-09-07 2011-03-10 Agency For Defense Development Missile warning radar system

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2002048636A1 (en) * 2000-12-13 2002-06-20 Saab Ab Method for controlling a missile
RU2284444C2 (en) * 2003-06-24 2006-09-27 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Guidance system of far-zone high-accuracy weapon
RU2311605C2 (en) * 2006-01-19 2007-11-27 Василий Васильевич Ефанов Method for functioning of missile information-computing system at guidance to target and device for its realization
RU2362107C2 (en) * 2007-09-24 2009-07-20 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Method of introducing rockets into zone of control, rotating along angle of list, and rocket systems
WO2011027969A1 (en) * 2009-09-07 2011-03-10 Agency For Defense Development Missile warning radar system

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2583347C1 (en) * 2015-02-17 2016-05-10 Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" Method of long-range target capture of zone missile homing head and long missile guidance system
RU2613016C1 (en) * 2015-09-11 2017-03-14 Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" Method of missile placing into track initiation area by homing head and device for its implementation
RU2685591C1 (en) * 2017-11-07 2019-04-22 Акционерное общество "Московское конструкторское бюро "Компас" Ballistic missile
RU2730068C1 (en) * 2019-10-10 2020-08-17 Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "Московский институт электронной техники" Guided missile guidance device

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2399854C1 (en) Method of guiding multi-target high-precision long-range weapon and device to this end
US4925129A (en) Missile defence system
EP0797068B1 (en) A guidance system for air-to-air missiles
EP1696198B1 (en) Method and system for fire simulation
RU2584210C1 (en) Method of firing guided missile with laser semi-active homing head
RU2659622C1 (en) Rotating along the roll angle with direction gyroscope to the target acquisition zone by the homing head rocket outputting method and system for its implementation
RU2663764C1 (en) Method of firing guided missile and system of precision-guided weapons that implements it
RU2542691C1 (en) Method for expelling missile to track initiation area with target seeking head, and system for its implementation (versions)
RU2247297C1 (en) Method for firing of guided missile with laser semi- active homing head
RU2284444C2 (en) Guidance system of far-zone high-accuracy weapon
RU2538509C1 (en) Guided missile firing method
CA1242516A (en) Terminally guided weapon delivery system
RU2596173C1 (en) High-precision weapon guidance system
RU2664974C1 (en) Management method of barrel and rocket artillery units fire
RU2460963C2 (en) Method of missile radar-beam-control guidance and device to this end
RU2583347C1 (en) Method of long-range target capture of zone missile homing head and long missile guidance system
RU2529828C1 (en) Firing of guided missile
RU2664529C1 (en) Guided artillery shell
RU2549559C1 (en) Method of weapon systems control of units of rocket artillery during firing
RU2453794C1 (en) Method to control high precision armament and complex of high precision armament
RU2473867C1 (en) Method of guiding missile controlled by radar beam and device to this effect
RU2333450C1 (en) Mobile firing unit for detection, tracking and illumination of targets, direction and missile launching of air defense system of medium range
RU2253820C2 (en) Mobile antiaircraft guided missile system
KR102242124B1 (en) Re-acquisition of a remote-track command-guided vehicle with the tracker&#39;s field of view
RU2496081C1 (en) Method of control over aircraft flight