RU2099665C1 - Method of generation of air-to-air missile control signal and device for its realization - Google Patents

Method of generation of air-to-air missile control signal and device for its realization Download PDF

Info

Publication number
RU2099665C1
RU2099665C1 RU95110337A RU95110337A RU2099665C1 RU 2099665 C1 RU2099665 C1 RU 2099665C1 RU 95110337 A RU95110337 A RU 95110337A RU 95110337 A RU95110337 A RU 95110337A RU 2099665 C1 RU2099665 C1 RU 2099665C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
input
output
calculator
target
missile
Prior art date
Application number
RU95110337A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU95110337A (en
Inventor
А.В. Богданов
А.А. Филонов
Original Assignee
Военная академия противовоздушной обороны им.маршала Советского Союза Жукова Г.К.
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 Военная академия противовоздушной обороны им.маршала Советского Союза Жукова Г.К. filed Critical Военная академия противовоздушной обороны им.маршала Советского Союза Жукова Г.К.
Priority to RU95110337A priority Critical patent/RU2099665C1/en
Publication of RU95110337A publication Critical patent/RU95110337A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2099665C1 publication Critical patent/RU2099665C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

FIELD: radio control, applicable in radio electronic air-to-air missile homing systems. SUBSTANCE: with the aid of antenna 1, direction finder 2, gyrostabilizer 3, outpilot 4, horizontal and vertical rudders 5, vertical plane control signal formation channel 6 consisting of power amplifier 7, matching unit 8, scaler 9, multiplier 10, horizontal plane control signal formation channel 11 consisting of power amplifier 12, matching unit 13, scaler 14, multiplier 15, computer 16 of required sighting line angular velocity Wkr generated is the missile vertical control signal from the lock-on range to the point of missile impact with the target and the missile horizontal control signal from the boundary of the zone of target class identification to the point of missile impact with the target determined respectively by relations: Δv= NoVWv-Jv (1) Δh= NoVWh-Jh (2) and the missile horizontal control signal from the lock-on range for automatic tracking of the missile to the boundary of the zone of target class identification determined by relation:
Figure 00000004
, where No - navigation constant; V - rate of closure of missile and target; Wv,Wh - "missile-target" sighting line angular velocities respectively in the vertical and horizontal planes' Jv,Jh - linear accelerations developed by missile in the vertical and horizontal planes respectively. EFFECT: enhanced information ability of missile homing signal. 4 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к области радиоуправления и может быть использовано в радиоэлектронных системах самонаведения управляемых ракет. Известен способ формирования сигнала управления ракетой при наведении на воздушную цель (ВЦ), заключающийся в приеме отраженного от ВЦ сигнала, суммировании его сигналом целеуказания, формировании сигнала управления для автопилота ракетой и сигнала управления антенной радиолокационной головки самонаведение (РГС) и [1]
Известно устройство формирования сигнала управления ракетой при наведении на ВЦ, содержащее блок задержки и последовательно соединенные антенну, сумматор, блок обработки и автопилот, причем второй вход сумматора является входом целеуказания, а управляющий вход антенны через блок задержки соединен с выходом блока обработки [1]
Недостатком данных способа и устройства являются низкая информативность сигнала управления ракетой, которая (информативность) не позволяет вывести ракету, находящуюся на этапе самонаведения вне зоны распознавания в ее РГС класса цели на основе анализа сигналов вторичной модуляции, в границы этой зоны.The invention relates to the field of radio control and can be used in electronic homing systems of guided missiles. A known method of generating a missile control signal when pointing at an aerial target (VC), which consists in receiving the signal reflected from the VC, summing it with a targeting signal, generating a control signal for the autopilot with a missile and a control signal for the antenna of the radar homing (RGS) and [1]
A device is known for generating a missile control signal when pointing at a VC, containing a delay unit and an antenna, adder, processing unit and autopilot connected in series, the second adder input being a target designation input, and the antenna control input through a delay unit connected to the output of the processing unit [1]
The disadvantage of the method and device data is the low information content of the missile control signal, which (information content) does not allow a missile located at the homing stage outside the recognition zone in its target class CWG based on the analysis of secondary modulation signals to the boundaries of this zone.

Наиболее близким к изобретению является способ формирования сигнала управления ракетой при наведении на ВЦ, заключающийся в формировании сигналов управления в вертикальной (в) и горизонтальной (г) плоскостях с дальности захвата цели РГС до встречи ракеты с целью, определяемые соотношениями

Figure 00000005

где N0 навигационная постоянная;
V скорость сближения ракеты с целью;
Wв, Wг угловые скорости вращения линии визирования "ракета-цель" соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях;
Jв, Jг линейные ускорения, развиваемые ракетой соответственно в вертикальной (нормальное) и горизонтальной (боковое) плоскостях [2]
Наиболее близким к изобретению является устройство формирования сигнала управления ракетой при наведении на ВЦ, содержащее антенну, пеленгатор, гидростабилизатор (ГС), автопилот вертикальные и горизонтальные рули, канал формирования сигнала управления в вертикальной плоскости, состоящий из последовательно соединенных первого усилителя мощности (УМ), первого блока согласования (БС), первого масштабирующего усилителя (МУ) и первого умножителя, канал формирования сигнала управления в горизонтальной плоскости, состоящий из последовательно соединенных второго УМ и второго БС, а также последовательно соединенных второго МУ и второго умножителя, причем входы первого и второго УМ соединены соответственно с первым и вторым выходами пеленгатора, первый, второй и третий входы которого соединены соответственно с первым, вторым и третьим выдохами антенны, первый и второй механические входы который соединены соответственно с первым и вторым механическими выходами ГС, первый и второй входы которого соединены с выходами соответственно первого и второго УМ, вторые входы первого и второго умножителей объединены и соединены с выходом измерителя скорости сближения ракеты с целью, а их выходы - соответственно с первым и вторым входами автопилота, первый и второй выходы которого соединены соответственно с вертикальными и горизонтальными рулями ракеты [2]
Недостатком способа и устройства является низкая информативность сигнала управления ракетой. Это обусловлено тем, что информативность существующего сигнала управления не позволяет вывести ракету, находящуюся на этапе самонаведения вне зоны распознавания в ее РГС класса цели на основе анализа сигналов вторичной модуляции, в границы этой зоны.Closest to the invention is a method of generating a missile control signal when pointing at the VC, which consists in generating control signals in the vertical (in) and horizontal (d) planes from the target range of the CWG to the meeting of the missile with the target, defined by the relations
Figure 00000005

where N 0 is a navigation constant;
V speed of approach of a rocket with a target;
W in , W g the angular velocity of rotation of the line of sight "missile-target", respectively, in the vertical and horizontal planes;
J in , J g linear accelerations developed by the rocket, respectively, in the vertical (normal) and horizontal (lateral) planes [2]
Closest to the invention is a device for generating a missile control signal when pointing at a VC, containing an antenna, direction finder, hydrostabilizer (GS), autopilot vertical and horizontal rudders, a channel for generating a control signal in the vertical plane, consisting of a first power amplifier (UM) connected in series, the first matching unit (BS), the first scaling amplifier (MU) and the first multiplier, a channel for generating a control signal in the horizontal plane, consisting of a follower about the connected second PA and the second BS, as well as the series-connected second MP and the second multiplier, the inputs of the first and second PA connected respectively to the first and second outputs of the direction finder, the first, second and third inputs of which are connected respectively to the first, second and third exhalations of the antenna the first and second mechanical inputs which are connected respectively to the first and second mechanical outputs of the HS, the first and second inputs of which are connected to the outputs of the first and second PA, respectively, the second inputs of the first and of the multipliers are combined and connected to the output of the rocket approach velocity meter for the purpose, and their outputs are respectively to the first and second inputs of the autopilot, the first and second outputs of which are connected respectively to the vertical and horizontal rudders of the rocket [2]
The disadvantage of this method and device is the low information content of the missile control signal. This is due to the fact that the information content of the existing control signal does not allow a missile located at the homing stage outside the recognition zone in its target class CSG based on the analysis of secondary modulation signals to the boundaries of this zone.

Известно [3] что одним из признаков, по которому распознают класс ВЦ, является вид радиолокационного сигнала, отраженного от вращающихся частей ее двигательной установки (вторичная модуляция отраженного сигнала). При этом сигналы вторичной модуляции имеют ракурсную зависимость. Каждая ВЦ характеризуется наличием заданного (граничного) угла (ракурса радиолокационного наблюдения) Φцз при котором еще возможно наблюдение сигналом, отраженных от вращающихся частей двигательной установки цели. Угол Φцз образует в пространстве объемную фигуру, так называемую зону распознавания класса цели, сечение которой в горизонтальной плоскости представляет собой равнобедренный треугольник с вершиной, определяемой местоположением ВЦ (фиг. 1).It is known [3] that one of the signs by which the CC class is recognized is the type of radar signal reflected from the rotating parts of its propulsion system (secondary modulation of the reflected signal). In this case, the signals of the secondary modulation have an angle dependence. Each CC is characterized by the presence of a given (boundary) angle (angle of radar observation) Φ cz at which it is still possible to observe a signal reflected from the rotating parts of the target's propulsion system. The angle Φ cz forms a three-dimensional figure in space, the so-called zone of recognition of the target class, the cross section of which in the horizontal plane is an isosceles triangle with a vertex determined by the location of the center (Fig. 1).

При известном способе формирования сигнала управления ракетой на всем участке самонаведения угловая скорость вращения линии визирования в горизонтальной плоскости Wг стремиться к нулю [2] Поэтому если ракета наводится на ВЦ, летящую под ракурсом Φц > Φцз где Φц угол (ракурс радиолокационного наблюдения отраженных от цели сигнала) между вектором скорости ВЦ и линией визирования, то она от момента захвата цели РГС до встречи с ней будет находиться вне зоны распознавания класса цели.With the known method of generating a missile control signal over the entire homing section, the angular speed of rotation of the line of sight in the horizontal plane W g tends to zero [2] Therefore, if the missile is aimed at the VC flying from the angle Φ c > Φ cz where Φ c is the angle (radar observation angle reflected from the target of the signal) between the velocity vector of the CC and the line of sight, then from the moment of capturing the CWG target to the meeting with it, it will be outside the recognition zone of the target class.

Следовательно, информативность сигнала управления при данных способе и устройстве формирования сигнала управления ракетой не позволяет самостоятельно попасть ракете в зону распознавания класса цели на основе анализа сигналов вторичной модуляции при нахождении ее вне этой зоны на начальном участке самонаведения. Therefore, the information content of the control signal with this method and device for generating a missile control signal does not allow the rocket to independently enter the recognition zone of the target class based on the analysis of secondary modulation signals when it is outside this zone at the initial homing section.

Цель изобретения повышение информативности сигнала управления ракетой при наведении ее на воздушную цель. The purpose of the invention is to increase the information content of the missile control signal when pointing it at an air target.

Указанная цель достигается тем, что в способе формирования сигнала управления ракетой, заключающимся в формировании сигнала управления ракетой в вертикальной плоскости с дальности захвата цели РГС до встречи ракеты с целью и формировании сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости с границей зоны распознавания класса цели, до встречи ракеты с целью, причем сигнал управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях определяется соответственно соотношениями (1), (2), дополнительно с дальности захвата цели на автосопровождение РГС ракеты до границы зоны распознавания класса цели, формирует сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости, определяемый соотношением

Figure 00000006

где
Figure 00000007

Figure 00000008

Vц, Vр скорость цели и ракеты соответственно;
Φцо, Φцз, Φц начальный (на дальности захвата цели РГС ракеты), заданный и текущий угол (ракурс радиолокационного наблюдения отраженных от цели сигналов) между вектором скорости цели и линии визирования соответственно;
Φро, Φрк, Φрт начальный (на дальности захвата цели РГС ракеты), конечный (на границе зоны распознавания класса цели (при входе в нее ракеты)) и требуемый угол между вектором скорости ракеты и линией визирования;
D текущее значение дальности между ракетой и целью.This goal is achieved by the fact that in the method of generating a missile control signal, which consists in generating a missile control signal in a vertical plane from a target capture range of the CWG to a missile meeting with a target and generating a missile control signal in a horizontal plane with the boundary of the target class recognition zone, until a missile meets with the goal, moreover, the control signal in the vertical and horizontal planes is determined by the relations (1), (2), respectively, additionally from the target capture range for auto tracking e CWG missiles to the border of the recognition zone of the target class, generates a missile control signal in the horizontal plane, determined by the ratio
Figure 00000006

Where
Figure 00000007

Figure 00000008

V c , V p the speed of the target and missiles, respectively;
Φ tso , Φ tsz , Φ ts initial (at the target capture range of the CWG missiles), the given and current angle (angle of radar observation of the signals reflected from the target) between the target velocity vector and the line of sight, respectively;
Φ ro , Φ pk , Φ pt initial (at the target capture range of the CWG missile), final (at the border of the target class recognition zone (at the entrance of the missile)) and the required angle between the rocket velocity vector and the line of sight;
D the current value of the range between the missile and the target.

Кроме того, указанная цель достигается тем, что в устройство формирования сигнала управления ракетой, содержащее антенну, пеленгатор, ГС, автопилот, вертикальные и горизонтальные рули, канал формирования сигнала управления в вертикальной плоскости, состоящий из последовательно соединенных первого УМ, первого БС, первого МУ и первого умножителя, канал формирования сигнала управления в горизонтальной плоскости, состоящий из последовательно соединенных второго УМ и второго БС, а также последовательно соединенных второго МУ и второго умножителя, причем входы первого и второго УМ соединены соответственно с первым и вторым выходами пеленгатора, первый, второй и третий входы которого соединены соответственно с первым, вторым и третьим выходами антенны, первый и второй механические входы которой соединены соответственно с первым и вторым механическими выходами ГС, первый и второй входы которого соединены с выходами соответственно первого и второго УМ, вторые входы первого и второго умножителей объединены и соединены с выходом измерителя скорости сближения ракеты с целью, а их выходы соответственно с первым и вторым входами автопилота, первый и второй выход которого соединены соответственно с вертикальными и горизонтальными рулями ракеты, дополнительно введен в канал формирования сигнала управления в горизонтальной плоскости вычислитель требуемой угловой скорости вращения линии визирования, первый вход которого соединен с выходом второго БС, второй вход с выходом измерителя дальности, третий вход с выходом измерителя скорости сближения ракеты с целью, четвертый вход с выходом измерителя собственной скорости ракеты, пятый вход с выходом датчика ориентации диаграммы направленности антенны, а выход с входом второго МУ, вычислитель требуемой угловой скорости вращения линии визирования состоит из вычислителя требуемого угла, вычислителя параметров движения цели, первого и второго функциональных преобразователей (ФП), третьего и четвертого умножителей, первого вычитающего устройства (ВУ), первого блока деления, первого блока логических элементов И, цифроаналогового преобразователя (ЦАП) и первого устройства сравнения (УС), причем первые входы вычислителя требуемого угла, третьего умножителя и вычислителя параметров движения цели объединены и подключены к четвертому входу вычислителя требуемой угловой скорости вращения линии визирования, второй вход вычислителя параметров движения цели подключен к пятому входу вычислителя требуемой угловой скорости вращения линии визирования, третий вход вычислителя параметром движения цели и первый вход первого блока деления объединены и подключены к второму входу вычислителя требуемой угловой скорости вращения линии визирования, первый вход первого УС и пятый вход вычислителя параметров движения цели объединены и подключены к первому входу вычислителя требуемой угловой скорости вращения линии визирования, первый выход вычислителя требуемого угла через первый ФП соединен с вторым входом третьего умножителя, выход которого соединен с первым входом первого ВУ, второй вход которого соединен с выходом четвертого умножителя, первый вход которого объединен с третьим входом вычислителя требуемого угла и соединен с первым выходом вычислителя параметров движения цели, второй выход которого объединен с вторым входом вычислителя требуемого угла и через второй ФП соединен с вторым входом четвертого умножителя, четвертый вход вычислителя параметров движения цели подключен к третьему входу вычислителя требуемой угловой скорости вращения линии визирования, выход первого ВУ соединен с вторым входом первого блока деления, выход которого соединен с первым входом первого блока логических элементов И, второй вход которого соединен с вторым выходом вычислителя требуемого угла, а выход через ЦАП соединен с вторым входом устройства сравнения, выход которого является выходом вычислителя требуемой угловой скорости вращения линии визирования. In addition, this goal is achieved by the fact that in the device for generating a missile control signal containing an antenna, direction finder, GS, autopilot, vertical and horizontal rudders, a channel for generating a control signal in the vertical plane, consisting of series-connected first PA, first BS, first MU and the first multiplier, a channel for generating a control signal in the horizontal plane, consisting of a second UM and a second BS connected in series, and a second MU and a second smartly connected second resident, and the inputs of the first and second PA are connected respectively to the first and second outputs of the direction finder, the first, second and third inputs of which are connected respectively to the first, second and third outputs of the antenna, the first and second mechanical inputs of which are connected respectively to the first and second mechanical outputs of the HS , the first and second inputs of which are connected to the outputs of the first and second PAs, respectively, the second inputs of the first and second multipliers are combined and connected to the output of the rocket approach velocity meter with the target, and their outputs, respectively, with the first and second inputs of the autopilot, the first and second outputs of which are connected respectively to the vertical and horizontal rudders of the rocket, are additionally introduced into the channel for generating a control signal in the horizontal plane, the calculator of the required angular velocity of rotation of the line of sight, the first input of which is connected to the output of the second BS , the second input with the output of the range meter, the third input with the output of the meter for approaching the rocket with the target, the fourth input with the output of the meter of its own speed rocket growth, the fifth input with the output of the antenna orientation sensor, and the output with the second MU input, the calculator of the required angular velocity of rotation of the line of sight consists of a calculator of the required angle, a calculator of target motion parameters, the first and second functional converters (FP), the third and fourth multipliers, the first subtractive device (VU), the first division block, the first block of logical elements AND, digital-to-analog converter (DAC) and the first comparison device (CSS), the first in The odes of the required angle calculator, the third multiplier and the target motion parameter calculator are combined and connected to the fourth input of the target angular rotation speed calculator, the second input of the target motion parameter calculator is connected to the fifth input of the target angular rotation speed calculator, the third input of the calculator is the target motion parameter and the first input of the first division unit is combined and connected to the second input of the calculator of the desired angular speed of rotation of the line of sight, the first input of the first DC and the fifth input of the calculator of the target motion parameters are combined and connected to the first input of the calculator of the required angular speed of rotation of the line of sight, the first output of the calculator of the required angle through the first phase converter is connected to the second input of the third multiplier, the output of which is connected to the first input of the first VU, the second the input of which is connected to the output of the fourth multiplier, the first input of which is combined with the third input of the calculator of the required angle and connected to the first output of the calculator of motion parameters int the second output of which is combined with the second input of the calculator of the required angle and is connected through the second FP to the second input of the fourth multiplier, the fourth input of the calculator of the target motion parameters is connected to the third input of the calculator of the required angular speed of rotation of the line of sight, the output of the first WU is connected to the second input of the first division block the output of which is connected to the first input of the first block of logical elements AND, the second input of which is connected to the second output of the calculator of the required angle, and the output through the DAC is connected to W the other input of the comparison device, the output of which is the output of the calculator of the required angular speed of rotation of the line of sight.

Кроме того, вычислитель требуемого угла содержит второй и третий блоки деления, третий и четвертый ФП, второй, третий, четвертый, пятый и шестой блоки логических элементов И, первый, второй, третий и четвертый перепрограммируемые запоминающие устройства (ППЗУ), пятый и шестой умножители, второе, третье и четвертое ВУ, первый сумматор, второе и третье УС, первое и второе постоянные запоминающие устройства (ПЗУ), логический элемент НЕ, логический элемент ИЛИ, причем первый вход второго ВУ и вход четвертого ФП объединены и соединены с выходом четвертого ППЗУ, вход которого является входом ввода заданного угла Φвц между вектором скорости цели и линией визирования, второй вход второго ВУ соединен с вторым входом вычислителя требуемого угла, а выход соединен с первыми входами пятого умножителя, четвертого блока логических элементов И, четвертого ВУ и второго УС, второй вход которого соединен с корпусом РГС, что соответствует наличию на этом входе уровня логического нуля, второй вход четвертого ВУ соединен с выходом первого ПЗУ, выход второго УС соединен с первыми входами второго, третьего и вторым входом четвертого блоков логических элементов И и является вторым выходом вычислителя требуемого угла, выход четвертого ФП соединен с первым входом шестого умножителя, второй вход которого является третьим входом вычислителя требуемого угла, а выход соединен с первым входом второго блока деления, второй вход которого через первое ППЗУ соединен с выходом второго блока логических элементов И, второй вход которого является первым входом вычислителя требуемого угла, выход второго блока деления через третий ФП соединен с первыми входами первого сумматора и третьего ВУ, второй вход которого через второе ППЗУ соединен с выходом третьего блока логических элементов И, второй вход которого соединен с выходом логического элемента ИЛИ, первый и второй входы которого соединены соответственно с выходами пятого и шестого блоков логических элементов И, второй вход пятого блока логических элементов И, объединен через логический элемент НЕ с первым входом шестого блока логических элементов И и соединен с выходом третьего УС, первый вход которого объединен с первым входом пятого блока логических элементов И и соединен с выходом четвертого ВУ, а второй вход объединен с вторым входом шестого блока логических элементов И и соединен с выход второго ПЗУ, выход третьего ВУ соединен с первым входом третьего блока деления, второй вход которого через третье ППЗУ соединен с выходом четвертого блока логических элементов И, выход третьего блока давления соединен с вторым входом пятого умножителя, выход которого соединен с вторым входом первого сумматора, выход которого является первым выходом вычислителя требуемого угла.In addition, the calculator of the required angle contains the second and third blocks of division, the third and fourth FP, the second, third, fourth, fifth and sixth blocks of logical elements AND, the first, second, third and fourth reprogrammable memory devices (PROM), the fifth and sixth multipliers , the second, third and fourth slave, the first adder, the second and third CSS, the first and second read-only memory (ROM), the logical element is NOT, the logical element is OR, and the first input of the second slave and the input of the fourth FP combined and connected to the output even the second EPROM, the input of which is the input of the input of the given angle Φ nt between the target velocity vector and the line of sight, the second input of the second WU is connected to the second input of the required angle calculator, and the output is connected to the first inputs of the fifth multiplier, the fourth block of logical elements AND, the fourth WU and the second DC, the second input of which is connected to the casing of the CWG, which corresponds to the presence of a logic zero level at this input, the second input of the fourth VU is connected to the output of the first ROM, the output of the second CSS is connected to the first inputs of the second, tr and the second input of the fourth block of logical elements AND is the second output of the required angle calculator, the fourth FP output is connected to the first input of the sixth multiplier, the second input of which is the third input of the required angle calculator, and the output is connected to the first input of the second division block, the second input of which through the first EPROM connected to the output of the second block of logical elements AND, the second input of which is the first input of the calculator of the required angle, the output of the second division unit through the third FP is connected to the input inputs of the first adder and the third slave, the second input of which through the second EPROM is connected to the output of the third block of logical elements AND, the second input of which is connected to the output of the logical element OR, the first and second inputs of which are connected respectively to the outputs of the fifth and sixth blocks of logical elements AND, the second input of the fifth block of logical elements AND is connected through a logical element NOT to the first input of the sixth block of logical elements AND and is connected to the output of the third CSS, the first input of which is combined with the first input ohm of the fifth block of logical elements AND and is connected to the output of the fourth unit, and the second input is combined with the second input of the sixth block of logic elements And and is connected to the output of the second ROM, the output of the third unit is connected to the first input of the third division unit, the second input of which is connected through the third EPROM with the output of the fourth block of logical elements AND, the output of the third pressure unit is connected to the second input of the fifth multiplier, the output of which is connected to the second input of the first adder, the output of which is the first output of the calculator th corner.

Кроме того, вычислитель параметров движения цели содержит пятый, шестой и седьмой ФП, седьмой, восьмой и девятый умножители, третий МУ, пятое, шестое и седьмое ВУ, второй сумматор, четвертый блок деления, причем входы пятого и шестого ФП объединены и являются вторым входом вычислителя, а их выходы соединены соответственно с первыми входами седьмого и девятого умножителя, вторые входы которых объединены и являются первым входом вычислителя, а их выходы соединены соответственно с первым входом пятого ВУ и объединенными вторыми входами пятого и шестого ВУ, выход пятого ВУ соединен с первым выходом второго сумматора, второй выход которого объединен с первым выходом шестого ВУ и является четвертым входом вычислителя, выход второго сумматора соединен с первым входом седьмого ВУ, второй вход которого соединен с выходом восьмого умножителя, первый и второй входы которого являются соответственно третьим и пятым входами вычислителя, выход седьмого ВУ соединен с входом третьего МУ, выход которого соединен с первым входом четвертого блока деления и является первым выходом вычислителя, второй вход четвертого блока деления соединен с выходом шестого ВУ, а его выход с входом седьмого ФП, выход которого является вторым выходом вычислителя. In addition, the target motion parameter calculator contains a fifth, sixth, and seventh phase converter, a seventh, eighth, and ninth multiplier, a third MU, a fifth, sixth, and seventh VU, a second adder, a fourth division block, the inputs of the fifth and sixth phase transitions being combined and being the second input the calculator, and their outputs are connected respectively to the first inputs of the seventh and ninth multiplier, the second inputs of which are combined and are the first input of the calculator, and their outputs are connected respectively to the first input of the fifth WU and the combined second inputs of the heel and the sixth slave, the output of the fifth slave is connected to the first output of the second adder, the second output of which is combined with the first output of the sixth slave and is the fourth input of the calculator, the output of the second adder is connected to the first input of the seventh slave, the second input of which is connected to the output of the eighth multiplier, the first and the second inputs of which are respectively the third and fifth inputs of the calculator, the output of the seventh slave is connected to the input of the third MU, the output of which is connected to the first input of the fourth division block and is the first output I, the second input of the fourth divider connected to the output of the sixth slave, and its output to the input of the seventh OP, the output of which is the second output of the calculator.

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями являются:
1. С дальностью захвата цели РГС до границы зоны распознавания класса цели формируют сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости, определяемый соотношением (3).New features with significant differences are:
1. With a target capture range of the CWG to the border of the target class recognition zone, a missile control signal is generated in the horizontal plane, defined by relation (3).

2. Вычислитель требуемой угловой скорости вращения линии визирования "ракета-цель". 2. The calculator of the required angular velocity of rotation of the line of sight "missile-target."

3. Вычислитель требуемого угла отклонения вектора скорости ракеты. 3. The calculator of the required angle of deviation of the rocket velocity vector.

4. Вычислитель параметров движения цели. 4. The calculator of the parameters of the movement of the target.

5. Новые связи между известными и новыми признаками, т.е. новая схема устройства формирования сигнала управления ракетой в целом. 5. New connections between known and new features, ie A new circuit for a rocket control signal generation device as a whole.

Данные признаки обладают существенными отличиями, т.к. в известных способах и их технических решениях не обнаружены. These signs have significant differences, because in known methods and their technical solutions are not found.

Использование всех новых признаков позволяет повысить информативность сигнала управления ракетой при ее наведении на ВЦ за счет формирования сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости, определяемого соотношением (3), и применения его с момента захвата цели РГС до границы зоны распознавания класса цели путем введения в устройство формирования сигнала управления ракетой вычислителя требуемой угловой скорости вращения линии визирования, вычислителя требуемого угла отклонения вектора скорости ракеты и вычислителя параметров движения цели. The use of all new features makes it possible to increase the information content of the missile control signal when it is aimed at the CC due to the formation of the missile control signal in the horizontal plane defined by relation (3) and its application from the moment of capturing the CWG target to the border of the target class recognition zone by introducing rocket control signal of the calculator of the required angular velocity of rotation of the line of sight, the calculator of the required angle of deviation of the rocket velocity vector and the parameter calculator target movement.

На фиг. 1 приведена кинематическая схема самонаведения ракеты на ВЦ; на фиг. 2 блок-схема устройства для предложенного способа формирования сигнала управления ракетой; на фиг.3 блок-схема вычислителя требуемого угла отклонения вектора скорости ракеты; на фиг.4 блок-схема вычислителя параметров движения цели. In FIG. 1 shows the kinematic scheme of homing missiles at the CC; in FIG. 2 is a block diagram of a device for the proposed method of generating a missile control signal; figure 3 is a block diagram of a calculator of the required angle of deviation of the rocket velocity vector; figure 4 is a block diagram of a calculator of the parameters of the movement of the target.

Устройство для осуществления предложенного способа формирования сигнала управления ракетой содержит (фиг.2) антенну 1, пеленгатор 2, ГС 3, автопилот 4, вертикальные и горизонтальные рули 5, канал 6 формирования сигнала управления в вертикальной плоскости, состоящий из последовательно соединенных первого УМ 7, первого ВС 8, первого МУ 9 и первого умножителя 10, канал 11 формирования сигнала управления в горизонтальной плоскости, состоящий из последовательно соединенных второго УМ 12 и второго ВС, а также последовательно соединенных второго МУ 14 и второго умножителя 15, входы первого 7 и второго 12 УМ соединены соответственно с первым и вторым выходами пеленгатора 2, первый, второй и третий входы которого соединены соответственно с первым, вторым и третьим выходами антенны 1, первый и второй механические входы которой соединены соответственно с первым и вторым механическими выходами ГС 3, первый и второй входы которого соединен с выходами соответственно первого 7 и второго 12 УМ, вторые входы первого 10 и второго 15 умножителей объединены и соединены с выходом измерителя скорости сближения ракеты с целью (на схеме не показан), а их выходы соответственно с первым и вторым входами автопилота 4, первый и второй выходы которого соединены соответственно с вертикальными и горизонтальными рулями ракеты 5, а также содержит вычислитель 16 требуемой угловой скорости вращения линии визирования, первый вход которого соединен с выходом второго ВС 13, второй вход с выходом измерителя дальности, третий вход с выходом измерителя скорости сближения ракеты с целью, четвертый вход с выходом измерителя собственной скорости ракеты, пятый вход с выходом датчика ориентации диаграммы направленности антенны (измерители и датчики на схеме не показано), а выход с входом второго МУ 14, вычислитель 16 требуемой угол скорости вращения линии визирования состоит из вычислителя 17 требуемого угла, вычислителя 18 параметров движения цели, первого 19 и второго 20 ФП, третьего 21 и четвертого 22 умножителей, первого ВУ 23, первого блока давления 24, первого блока логических элементов и 25, ЦАП 26и первого УС 27, причем первые входы вычислителя 17 требуемого угла, третьего умножителя 21 и вычислителя 18 параметров движения цели объединены и подключены к четвертому входу вычислителя 16 требуемой угловой скорости вращения линии визирования, второй вход вычислителя 18 параметров движения цели подключен к пятому входу вычислителя 16 требуемой угловой скорости вращения линии визирования, третий вход вычислителя 18 параметров движения цели и первый вход первого блока деления 24 объединены и подключены ко второму входу вычислителя 16 требуемой угловой скорости вращения линии визирования, первый вход первого устройства сравнения 27 и пятый вход вычислителя 18 параметров движения цели объединены и подключены к первому входу вычислителя 16 требуемой угловой скорости вращения линии визирования, первый выход вычислителя 17 требуемого угла через первый ФП 19 соединен с вторым входом третьего умножителя 21, выход которого соединен с первым входом первого ВУ 23, второй вход которого соединен с выходом четвертого умножителя 22, первый вход которого объединен с третьим входом вычислителя 17 требуемого угла и соединен с первым выходом вычислителя 18 параметров движения цели, второй выход которого объединен с вторым входом вычислителя 17 требуемого угла, и через второй ФП 20 соединен с вторым входом четвертого умножителя 22, четвертый вход вычислителя 18 параметров движения цели подключен к третьему входу вычислителя 16 требуемой угловой скорости вращения линии визирования, выход первого ВУ 23 соединен с вторым входом первого блока деления 24, выход которого соединен с первым входом первого блока логических элементов И 25, второй вход которого соединен с вторым выходом вычислителя 17 требуемого угла, а выход через ЦАП 26 соединен с вторым входом УС 27, выход которого является выходом вычислителя 16 требуемой угловой скорости вращения линии визирования. A device for implementing the proposed method for generating a missile control signal comprises (Fig. 2) an antenna 1, a direction finder 2, a GS 3, an autopilot 4, vertical and horizontal rudders 5, a channel 6 for generating a control signal in a vertical plane, consisting of a series of connected first UM 7, the first aircraft 8, the first MU 9 and the first multiplier 10, the channel 11 of the formation of the control signal in the horizontal plane, consisting of series-connected second MIND 12 and the second aircraft, as well as series-connected second MU 14 and of the second multiplier 15, the inputs of the first 7 and second 12 PA are connected respectively to the first and second outputs of the direction finder 2, the first, second and third inputs of which are connected respectively to the first, second and third outputs of the antenna 1, the first and second mechanical inputs of which are connected respectively to the first and the second mechanical outputs GS 3, the first and second inputs of which are connected to the outputs of the first 7 and second 12 PAs, respectively, the second inputs of the first 10 and second 15 multipliers are combined and connected to the output of the proximity meter missiles with a target (not shown in the diagram), and their outputs, respectively, with the first and second inputs of the autopilot 4, the first and second outputs of which are connected respectively to the vertical and horizontal rudders of the rocket 5, and also contains a calculator 16 of the required angular velocity of rotation of the line of sight, the first the input of which is connected to the output of the second aircraft 13, the second input with the output of the range meter, the third input with the output of the rocket approach speed meter, the fourth input with the output of the rocket's own speed meter, the fifth input with the direction of the antenna orientation sensor (meters and sensors are not shown in the diagram), and the output with the input of the second MU 14, calculator 16, the desired angle of rotation of the line of sight consists of a calculator 17 of the required angle, calculator 18 of the target movement parameters, the first 19 and second 20 FP, third 21 and fourth 22 multipliers, the first VU 23, the first pressure block 24, the first block of logic elements and 25, the DAC 26 and the first CSS 27, and the first inputs of the calculator 17 of the required angle, the third multiplier 21 and the calculator 18 parameters d target movements are combined and connected to the fourth input of calculator 16 of the required angular speed of rotation of the line of sight, the second input of calculator 18 of the target motion parameters is connected to the fifth input of calculator 16 of the required angular speed of rotation of the line of sight, the third input of calculator 18 of the target motion parameters and the first input of the first division block 24 are combined and connected to the second input of the calculator 16 of the desired angular speed of rotation of the line of sight, the first input of the first comparison device 27 and the fifth input of the calculator 18 target motion parameters are combined and connected to the first input of the calculator 16 of the required angular speed of rotation of the line of sight, the first output of the calculator 17 of the desired angle through the first FP 19 is connected to the second input of the third multiplier 21, the output of which is connected to the first input of the first VU 23, the second input of which is connected with the output of the fourth multiplier 22, the first input of which is combined with the third input of the calculator 17 of the desired angle and is connected to the first output of the calculator 18 of the parameters of the motion of the target, the second output of which is combined the second input of the calculator 17 of the required angle, and through the second FP 20 is connected to the second input of the fourth multiplier 22, the fourth input of the calculator 18 of the target motion parameters is connected to the third input of the calculator 16 of the desired angular speed of the line of sight, the output of the first VU 23 is connected to the second input of the first block division 24, the output of which is connected to the first input of the first block of logical elements AND 25, the second input of which is connected to the second output of the calculator 17 of the required angle, and the output through the DAC 26 is connected to the second input of the DC 27, the output of which is the output of the calculator 16 of the desired angular speed of rotation of the line of sight.

Вычислитель 17 требуемого угла (фиг.3), содержит второй 28 и третий 29 блоки деления, третий 30 и четвертый 31 ФП, второй 32, третий 33, четвертый 35 и шестой 36 блоки логических элементов И, первое 37, второе 38, третье 39 и четвертое 40 ППЗУ, пятый 41 и шестой 42 умножители, второе 43, третье 44 и четвертое 45 ВУ, первый сумматор 46, второе 47 и третье 48 УС, первое 49 и второе 50 ПЗУ, логический элемент НЕ 51, логический элемент ИЛИ 52, причем первый вход второго ВУ 43 и вход четвертого ФП 31 объединены и соединены с выходом четвертого ППЗУ 40, вход которого является входом ввода заданного угла Φвц между вектором скорости цели и линией визирования, второй вход второго ВУ 43 соединен с вторым входом вычислителя 17 требуемого угла, а выход соединен с первыми входами пятого умножителя 41, четвертого блока логических элементов И 34, четвертого ВУ 45, второй вход которого соединен с выходом первого ПЗУ 49, и второго УС 47, второй вход которого соединен с корпусом РГС, что соответствует наличию на этом входе уровня логического нуля, выход второго УС соединен с первыми входами второго 32, третьего 33 и вторым входом четвертого 34 блоков логических элементов И и является вторым выходом вычислителя 17 требуемого угла, выход четвертого ФП 31 соединен с первым входом шестого умножителя 42, второй вход которого является третьим входом вычислителя 17 требуемого угла, а выход соединен с первым входом второго блока деления 28, второй вход которого через первое ППЗУ 37 соединен с выходом второго блока логических элементов И 32, второй вход которого является первым входом вычислителя 17 требуемого угла, выход второго блока деления 28 через третий ФП 30 соединен с первыми входами первого сумматора 46 и третьего ВУ 44, второй вход которого через второе ППЗУ 38 соединен с выходом третьего блока логических элементов И 33, второй вход которого соединен с выходом логического элемента ИЛИ 52, первый и второй входы которого соединены соответственно с выходами пятого 35 и шестого 36 блоков логических элементов И, второй вход пятого блока логических элементов И 45 объединен через логический элемент НЕ 51 с первым входом шестого блока логических элементов И 36 и соединен с выходом третьего УС 48, первый вход которого объединен с первым входом пятого блока логических элементов И 35 и соединен с выходом четвертому ВУ 45, а второй вход объединен со вторым входом шестого блока логических элементов И 36 и соединен с выходом второго ПЗУ 50, выход третьего ВУ 44 соединен с первым входом третьего блока деления 29, второй вход которого через третье ППЗУ 39 соединен с выходом четвертого блока логических элементов И 34, выход третьего блока 29 деления соединен с вторым входом пятого умножителя 41, выход которого соединен с вторым входом первого сумматора 46, выход которого является первым выходом вычислителя 17 требуемого угла.The calculator 17 of the required angle (figure 3), contains the second 28 and third 29 blocks of division, the third 30 and fourth 31 FP, second 32, third 33, fourth 35 and sixth 36 blocks of logical elements And, the first 37, second 38, third 39 and the fourth EPROM 40, the fifth 41 and sixth 42 multipliers, the second 43, the third 44 and the fourth 45 VU, the first adder 46, the second 47 and the third 48 US, the first 49 and the second 50 ROM, the logical element NOT 51, the logical element OR 52, moreover, the first input of the second WU 43 and the input of the fourth FP 31 are combined and connected to the output of the fourth EPROM 40, the input of which is the input of the input adannogo angle Φ CC between the vector velocity of the target and the line of sight, the second input of the second slave 43 is connected to the second input of the calculator 17, the desired angle, and an output connected to the first inputs of the fifth multiplier 41, the fourth block of the AND gates 34, fourth slave 45, the second input of which connected to the output of the first ROM 49, and the second CSS 47, the second input of which is connected to the CWG housing, which corresponds to the presence of a logic zero level at this input, the output of the second CSS is connected to the first inputs of the second 32, third 33, and the second input of the fourth 34 block of logic gates And is the second output of the required angle calculator 17, the fourth FP output 31 is connected to the first input of the sixth multiplier 42, the second input of which is the third input of the required angle calculator 17, and the output is connected to the first input of the second division block 28, the second input of which through the first EPROM 37 is connected to the output of the second block of logical elements And 32, the second input of which is the first input of the calculator 17 of the required angle, the output of the second division unit 28 through the third FP 30 is connected to the first inputs of the first the adder 46 and the third WU 44, the second input of which through the second EPROM 38 is connected to the output of the third block of logical elements AND 33, the second input of which is connected to the output of the logical element OR 52, the first and second inputs of which are connected respectively to the outputs of the fifth 35 and sixth 36 blocks logical elements AND, the second input of the fifth block of logical elements AND 45 is combined through a logical element NOT 51 with the first input of the sixth block of logical elements AND 36 and connected to the output of the third CSS 48, the first input of which is combined with the first input of the block of logical elements And 35 and is connected to the output of the fourth WU 45, and the second input is combined with the second input of the sixth block of logical elements And 36 and is connected to the output of the second ROM 50, the output of the third WU 44 is connected to the first input of the third division unit 29, the second input which through the third EPROM 39 is connected to the output of the fourth block of logical elements AND 34, the output of the third division unit 29 is connected to the second input of the fifth multiplier 41, the output of which is connected to the second input of the first adder 46, the output of which is the first output of the calculation 17 of the desired angle.

Вычислитель 18 параметров движения цели (фиг.4) содержит пятый 52, шестой 54 и седьмой 55 ФП, седьмой 56, восьмой 57 и десятый 58 умножители, третий МУ 59, пятое 60, шестой 61 и седьмое 62 ВУ, второй сумматор 63, четвертый блок деления 64, причем входы пятого 53 и шестого 54 ФП объединены и являются вторым входом вычислителя, а их выходы соединены соответственно с первыми входами седьмого 56 и девятого 58 умножителей, вторые входы которых объединены и являются первым входом вычеслителя 18, а их выходы соединены соответственно с первым входом пятого ВУ 60 и объединенными вторыми входами пятого 60 и шестого 61 ВУ, выход пятого ВУ 60 соединен с первым входом второго сумматора 63, второй вход которого объединен с первым входом шестого ВУ 61 и является четвертым входом вычислителя 18, выход второго сумматора 63 соединен с первым входом седьмого ВУ 62, второй вход которого соединен с выходом восьмого умножителя 57, первый и второй входы которого являются соответственно третьим и пятым входами вычислителя 18, выход седьмого ВУ 62 соединен с входом третьего МУ 59, а его выход соединен с первым входом четвертого блока деления 64 и является первым выходом вычислителя 18, второй вход четвертого блока деления 64 соединен с выходом шестого ВУ 61, а его выход с входом седьмого ФП 55, выход которого являются вторым выходом вычислителя 18. The calculator 18 parameters of the movement of the target (figure 4) contains the fifth 52, sixth 54 and seventh 55 FP, seventh 56, eighth 57 and tenth 58 multipliers, the third MU 59, fifth 60, sixth 61 and seventh 62 WU, second adder 63, fourth a division block 64, wherein the inputs of the fifth 53 and sixth 54 FP are combined and are the second input of the calculator, and their outputs are connected respectively to the first inputs of the seventh 56 and ninth 58 multipliers, the second inputs of which are combined and are the first input of the calculator 18, and their outputs are connected respectively with the first input of the fifth WU 60 and combined the second inputs of the fifth 60 and sixth 61 WUs, the output of the fifth WU 60 is connected to the first input of the second adder 63, the second input of which is combined with the first input of the sixth WU 61 and is the fourth input of the calculator 18, the output of the second adder 63 is connected to the first input of the seventh WU 62 the second input of which is connected to the output of the eighth multiplier 57, the first and second inputs of which are respectively the third and fifth inputs of the calculator 18, the output of the seventh VU 62 is connected to the input of the third MU 59, and its output is connected to the first input of the fourth block is divided 64 and is the first output of the calculator 18, the second input of the fourth division block 64 is connected to the output of the sixth VU 61, and its output is the input of the seventh FP 55, the output of which is the second output of the calculator 18.

Первый 8 и второй 13 БС представляют собой усилители с коэффициентами усиления (2) KдвKw/Hг, где Kдв, Hг - коэффициент передачи корректирующего двигателя и кинетический момент ГС 3 соответственно; Kw масштабный коэффициент по угловой скорости вращения линии визирования. ВС 8 и 13 идентичны для обоих каналов 6 и 11 и отличаются только численными значениями коэффициентов.The first 8 and second 13 BS are amplifiers with amplification factors (2) K dv K w / H g , where K dv , H g - transmission coefficient of the correction motor and the kinetic moment of the GS 3, respectively; K w scale factor for the angular velocity of rotation of the line of sight. BC 8 and 13 are identical for both channels 6 and 11 and differ only in the numerical values of the coefficients.

Первый 9 и второй 14 МУ представляет собой усилители с коэффициентом 9 и второй 14 МУ представляет собой усилители с коэффициентом усиления N0.The first 9 and second 14 MU are amplifiers with a coefficient of 9 and the second 14 MU are amplifiers with a gain of N 0 .

Третий 58 МУ представляет собой усилитель с коэффициентом усиления, равным 2/ π. The third 58 MU is an amplifier with a gain of 2 / π.

Пример исполнения антенны 1 совместно с пеленгатором 2 приведен в (2). An example of the antenna 1 together with the direction finder 2 is given in (2).

ПЗУ 49 и 50 представляют собой блок памяти с предварительно записанным в нем цифровым кодом, соответствующим p/2 и значению максимального угла Φргс отворота антенны РГС от строительной оси ракеты соответственно.ROM 49 and 50 are a memory block with a digital code pre-recorded in it, corresponding to p / 2 and the value of the maximum angle Φ pgc of the CWG antenna flap from the rocket construction axis, respectively.

ППЗУ 37, 38, 39, 40 представляют собой блоки памяти, осуществляющие хранение и перезапись информации. EEPROM 37, 38, 39, 40 are memory blocks for storing and overwriting information.

ФП 19, 20, 31, 53 осуществляют операцию вычисления функции sin. FP 19, 20, 31, 53 carry out the operation of calculating the function sin.

ФП 30 осуществляет операцию вычисления функции arcsin. FP 30 performs the operation of calculating the arcsin function.

ФП 54 осуществляет операцию вычисления функции cos. FP 54 performs the operation of calculating the function cos.

ФП 55 осуществляет операцию вычисления функции arcos. FP 55 performs the operation of calculating the function arcos.

Все цифровые блоки и устройства тактируются с помощью соответствующих синхроимпульсов с выхода синхронизатора (на схеме не показан). All digital blocks and devices are clocked using the corresponding clock pulses from the synchronizer output (not shown in the diagram).

Способ формирования сигнала управления ракетой при наведении на воздушную цель осуществляет следующим образом. При достижении ракетой после ее пуска дальности захвата цели РГС начинается этап ее самонаведения. При этом сигнал, отраженный от цели, через антенну 1 РГС (фиг.2) поступает на три входа пеленгатора 2 (разностные сигналы в горизонтальной и вертикальной плоскостях и суммарный сигнал). С его первого выхода сигнал, соответствующий угловому отклонению цели от равносигнального направления вертикальной плоскости, поступает в канал 6 формирования сигнала управления в вертикальной плоскости на вход первого УМ 7. После его усиления и преобразования в первом БС 8 в сигнал, в соответствующий величине Wв, он поступает через первый МУ 9 на первый вход первого множителя 10. На его второй вход поступает сигнал, соответствующий скорости V сближения ракеты с целью с выхода измерителя скорости сближения (на схеме не показан). В результате на выходе первого умножителя 10 формируется сигнал, соответствующий величине N0 V Wв, который через первый вход поступает на автопилот 4, где формируется сигнал управления ракеты в вертикальной плоскости согласно соотношению (1). Этот сигнал поступает на вертикальные рули 5 ракеты, которые управляют ракетой таким образом, чтобы Δв было бы равно нулю, т.е. в процессе самонаведения ракеты в вертикальной плоскости величина Wв также стремится к нулю.The method of generating a missile control signal when pointing at an air target is as follows. When a missile reaches after its launch the target range of the CSG, the stage of its homing begins. In this case, the signal reflected from the target through the antenna 1 of the CWG (figure 2) is fed to the three inputs of the direction finder 2 (differential signals in the horizontal and vertical planes and the total signal). From its first output, the signal corresponding to the angular deviation of the target from the vertical direction of the equal signal direction enters the channel 6 of the formation of the control signal in the vertical plane to the input of the first PA 7. After amplification and conversion in the first BS 8 into a signal corresponding to the value of W in , it enters through the first MU 9 to the first input of the first multiplier 10. At its second input, a signal is received corresponding to the speed V of the approach of the rocket with the aim of coming out of the approach speed meter (not shown in the diagram). As a result, at the output of the first multiplier 10 generates a signal corresponding to the value N 0 in the VW, which via a first input is fed to the autopilot 4, wherein the control signal is formed missiles in a vertical plane according to (1). This signal is fed to the vertical rudders 5 of the rocket, which control the rocket so that Δ in would be equal to zero, i.e. in the process of homing missiles in a vertical plane, the value of W in also tends to zero.

Одновременно с второго выхода пеленгатора 2 сигнал, соответствующий угловому отклонению цели от равносигнального направления в горизонтальной плоскости, поступает в канал 11 формирования сигнала управления в горизонтальной плоскости на вход второго УМ 12. После его усиления и преобразования во втором БС 13 в сигнал, в соответствующий величине Wг, он поступает через первый вход вычислителя 16 требуемой угловой скорости вращения линии визирования на первый вход УС 27. На второй вход УС 27 с дальности захвата цели РГС до границы зоны распознавания класса цели поступает сигнал, соответствующий требуемой Wгт, изменяющейся в зависимости от разности требуемого и текущего ракурса радиолокационного наблюдения отраженных цели сигналов, угловой скорости вращения линии визирования в горизонтальной плоскости. Этот сигнал формируется в вычислителе 16 требуемой угловой скорости вращения линии визирования в соответствии с соотношениями (4) (6). Результат сравнения с выхода УС 27 через второй МУ 14 поступает на первый вход второго умножителя 15. На его второй вход, аналогично как и в канале 6, поступает сигнал, соответствующий скорости сближения ракеты с целью с выхода измерителя скорости сближения. В результате на его выходе формируется сигнал, соответствующий величине N0 V (Wгт Wг), который через второй вход поступает на автопилот 4, где формируется сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости согласно соотношению (3). Этот сигнал поступает на горизонтальные рули 5 ракеты, которые управляют таким образом, чтобы в процессе самонаведения ракеты на данном участке угловая скорость вращения линии визирования была бы равной требуемой Wгт.At the same time, from the second output of the direction finder 2, the signal corresponding to the angular deviation of the target from the equal direction in the horizontal plane enters the channel 11 of the formation of the control signal in the horizontal plane to the input of the second PA 12. After its amplification and conversion in the second BS 13 into a signal corresponding to W g , it enters through the first input of the calculator 16 of the required angular speed of rotation of the line of sight to the first input of the DC 27. The second input of the DC 27 from the target range of the CWG to the border of the zone is recognized In order to class the target, a signal is received corresponding to the required W rm , which varies depending on the difference between the required and the current angle of radar observation of the signals reflected from the target, the angular velocity of rotation of the line of sight in the horizontal plane. This signal is generated in the calculator 16 of the desired angular speed of rotation of the line of sight in accordance with relations (4) (6). The result of the comparison with the output of US 27 through the second MU 14 is fed to the first input of the second multiplier 15. At its second input, similarly to channel 6, a signal corresponding to the speed of approach of the rocket with the aim of the output of the proximity speed meter is received. As a result, its output signal is generated corresponding to the value N 0 V (W rm W z) that enters through the second inlet to the autopilot 4, wherein the control signal is formed rocket in a horizontal plane according to (3). This signal is fed to the horizontal rudders of the rocket 5, which control in such a way that in the process of homing the rocket in this section, the angular velocity of rotation of the line of sight would be equal to the required W gm .

Для сопровождения цели по направлению необходимо, чтобы ось визирования следила за целью. Для этого сигналы с выходов соответственно первого 7 и второго 12 УМ поступают соответственно через первый и второй входы ГС 3 на его корректирующие двигатели (азимута и угла места соответственно). Под действием моментов коррекции ГС 3 прецессирует относительно своих осей подвесе. Движение ГС 3 через механические связи передаются антенне 1. Процессия ГС 3 продолжается до тех пор, пока ось визирования антенны 1 не совпадет с направлением на цель. To accompany the target in the direction, it is necessary that the axis of sight follows the target. To do this, the signals from the outputs of the first 7 and second 12 PA respectively, respectively, pass through the first and second inputs of the GS 3 to its corrective engines (azimuth and elevation, respectively). Under the action of correction moments, the GS 3 precesses the suspension relative to its axes. The movement of the HS 3 through mechanical connections is transmitted to the antenna 1. The procession of the HS 3 continues until the axis of sight of the antenna 1 coincides with the direction to the target.

При нахождении ракеты в зоне распознавания класса цели необходимо, чтобы на конечном участке самонаведения промах ракеты был равен нулю, т.е. угловая скорость вращения линии визирования тоже была бы равна нулю. В этом случае сигнал, соответствующий величине Wгт, на второй вход УС 27 поступать не должен, а следовательно, и в автопилоте 4 должен формироваться сигнал Δг, определяемый соотношением (2), т.е. в горизонтальной плоскости (как и в вертикальной) на этом участке самонаведения величина Wг должна стремиться к нулю.When the missile is in the recognition zone of the target class, it is necessary that the miss missed missile is zero at the final homing section, i.e. the angular velocity of rotation of the line of sight would also be zero. In this case, the signal corresponding to the value of W gt should not be supplied to the second input of the DC 27, and therefore, a signal Δ g defined by relation (2) should also be generated in the autopilot 4 in the horizontal plane (as well as in the vertical) in this homing section, the value of W g should tend to zero.

Формирование сигнала, соответствующего величине Wгт, и подача его на второй вход УС 27 с дальности захвата цели РГС до границы зоны распознавания класса цели происходит в вычислителе 16 требуемой угловой скорости вращения линии визирования следующим образом.The formation of the signal corresponding to the value of W gt and its supply to the second input of the DC 27 from the target capture range of the CWG to the border of the target class recognition zone occurs in the calculator 16 of the required angular rotation speed of the line of sight as follows.

Цифровой код требуемого угла отворота вектора скорости ракеты Φрт с первого выхода вычислителя 17 требуемого угла отклонения вектора скорости ракеты через первый ФП 19, который осуществляет операцию вычисления функции sin, поступает на второй вход третьего умножителя 21, где умножается на код значения собственной скорости ракеты Vр, поступающий через четвертый вход вычислителя 16 требуемой угловой скорости вращения линии визирования. С выхода умножителя 21 код произведения Vр sin Φрт поступает на первый вход первого ВУ 23. Одновременно код значения угла цели Φц со второго выхода вычислителя 18 параметров движения цели через второй ФП 20, осуществляющий операцию вычисления функции sin, поступает на второй вход четвертого умножителя 22, где умножается на код значения скорости цели Vц, поступающий с первого выхода вычислителя 18 параметров движения цели. С выхода умножителя 22 код произведения Vц sin Φц поступает на второй вход первого ВУ 23. Код результата разности произведений с выхода ВУ 23 поступает на второй вход первого блока деления 24, где делится на код текущей дальности D ракета-цель, поступающий с выхода дальномера (на схеме не показан) на первый вход блока деления со второго входа вычислителя 16. В результате на выходе блока деления 24 формируется код требуемой угловой скорости вращения линии визирования Wгт (формула 4), который через первый блок логических элементов И 25 поступает на ЦАП 26, где преобразуется в аналоговый вид, и далее на второй вход первого УС 27 для последующего формирования сигнала управления Δ′ (в это время на первом входе УС 27 присутствует сигнал Wг). При достижении ракетой границы зоны распознавания на втором выходе вычислителя 17 требуемого угла отклонения вектора скорости ракеты с формируется сигнал логического нуля, который является запрещающим сигналом для прохождения цифрового кода требуемой угловой скорости вращения линии визирования Wгт с выхода первого блока деления 24 на УС 27. Это необходимо для того, чтобы дальнейшее формирование сигнала управления Δ′ не привело к выходу ракеты из зоны распознавания. В результате в дальнейшем будет сформирован сигнал управления Δг (формула 2).The digital code of the required angle of rotation of the rocket velocity vector Φ rt from the first output of the calculator 17 of the required angle of inclination of the rocket velocity vector through the first FP 19, which performs the sin function calculation operation, is fed to the second input of the third multiplier 21, where it is multiplied by the code of the rocket's own velocity value V p coming through the fourth input of the calculator 16 of the desired angular speed of rotation of the line of sight. From the output of the multiplier 21 product code V p sin Φ Hg is supplied to a first input of the first slave code 23. Simultaneously angle target value Φ i from the second output of the calculator 18 via the motion parameters target second AF 20 performs the operation of calculating the function sin, is supplied to the second input of the fourth the multiplier 22, where it is multiplied by the code value of the target speed V C coming from the first output of the calculator 18 parameters of the target’s movement. From the output of the multiplier 22, the product code V c sin Φ c is supplied to the second input of the first VU 23. The result code of the difference of the products from the output of VU 23 goes to the second input of the first division unit 24, where it is divided by the current range code D missile target coming from the output a range finder (not shown in the diagram) to the first input of the division unit from the second input of the calculator 16. As a result, the output of the division unit 24 generates a code of the required angular speed of rotation of the line of sight W gt (formula 4), which through the first block of logic elements AND 25 goes to DAC 2 6, where it is converted into an analog form, and then to the second input of the first CSS 27 for the subsequent formation of the control signal Δ '(at this time, the signal W g is present at the first input of the CSS 27). When the rocket reaches the boundary of the recognition zone, at the second output of the calculator 17, the required angle of deviation of the rocket velocity vector s, a logic zero signal is generated, which is a prohibitory signal for passing the digital code of the required angular velocity of the line of sight W r from the output of the first division unit 24 to US 27. This necessary so that the further formation of the control signal Δ ′ does not lead to the rocket leaving the recognition zone. As a result, in the future, a control signal Δ g will be generated (formula 2).

Код изменения требуемого угла Φрт отклонения вектора скорости ракеты формируется в вычислителе 17 требуемого угла отклонения вектора скорости ракеты следующим образом (фиг. 3). Предварительно, перед пуском ракеты в четвертый ППЗУ 40 вычислителя 17 требуемого угла отклонения вектора скорости ракеты из бортовой цифровой вычислительной машины носителя управляемых ракет вводятся в цифровой код значения заданного угла Φцз между вектором скорости цели и линией визирования, при котором в РГС возможно радиолокационное наблюдение сигналов вторичной модуляции. После захвата цели РГС в вычислителе 17 требуемого угла отклонения вектора скорости ракеты происходит текущий анализ местоположения УР (в зоне распознавания класса цели или за ее приделами). Для этого формируемый на выходе второго ВУ 43 сигнал разности значений текущего ракурса радиолокационного наблюдения цели Φц поступающего через второй вход вычислителя 17, и заданной величины угла Φцз, поступает на первый вход второго УС 47, где сравнивается с сигналом, соответствующим уровню логического нуля, поступающего на второй вход (второй вход УС 47 соединен с корпусом РГС, что соответствует наличию на его входе сигнала логического нуля). Если УР находится в зоне распознавания класса цели (что соответствует Φц ≅ Φцз), то на выходе УС 47 формируется уровень логического нуля, в противном случае формируется сигнал логической единицы, который, поступая на первые входы второго 32 и третьего 33, второй вход четвертого 34 блоков логических элементов И и второй выход вычислителя 17, является разрешающим для прохождения на первое 37, второе 38 и третье 39 ППЗУ и ЦАП 26 (фиг. 2) соответственно значения собственной скорости ракеты Vр с первого входа вычислителя 17 начального (на дальности захвата цели РГС) угла Φро между вектором скорости ракеты и линией визирования с выхода логического элемента ИЛИ 52, начального (на дальности захвата цели РГС) угла Φцо (код разности Φц - Φцз) между вектором скорости цели и линией визирования с выхода второго ВУ 43, требуемой угловой скорости вращения линии визирования Wгт с выхода блока деления 24 (фиг. 2).The code for changing the required angle Φ rt of the deviation of the rocket velocity vector is generated in the calculator 17 of the required angle of the deviation of the rocket velocity vector as follows (Fig. 3). Previously, before launching the rocket into the fourth EPROM 40 of the calculator 17, the required angle of deviation of the rocket velocity vector from the onboard digital computer of the guided missile launcher is entered into the digital code the values of the given angle Φ cz between the target velocity vector and the line of sight, at which radar observation of signals is possible in the CWG secondary modulation. After capturing the CWG target in the calculator 17 of the required angle of missile velocity vector of the rocket, the current analysis of the location of the SD occurs (in the recognition zone of the class of the target or beyond). To do this, the signal of the difference in the values of the current angle of radar observation of the target Φ c coming through the second input of the calculator 17 and the given angle Φ cz generated at the output of the second VU 43 is fed to the first input of the second CSS 47, where it is compared with a signal corresponding to a logical zero level, arriving at the second input (the second input of DC 47 is connected to the housing of the CWG, which corresponds to the presence of a logic zero signal at its input). If the SD is in the recognition zone of the target class (which corresponds to Φ c ≅ Φ cz ), then the logic zero level is generated at the output of DC 47, otherwise a logical unit signal is generated, which, entering the first inputs of the second 32 and third 33, the second input fourth 34 blocks of logical elements And and the second output of the calculator 17 is permissible for passing to the first 37, second 38 and third 39 of the ROM and DAC 26 (Fig. 2), respectively, the values of the rocket's own speed V p from the first input of the calculator 17 of the initial (at a distance capture target CSG) angle Φ ro between the vector of velocity of the rocket and the line of sight from the output of the OR gate 52, the initial (at a range of capture target CSG) angle Φ io (difference code Φ i - Φ CL) between the target vector velocity and the line of sight from the output of the second WU 43, the required angular speed of rotation of the line of sight W gt from the output of the division unit 24 (Fig. 2).

Оптимальный угол (фиг. 1), на который необходимо отклонить вектор скорости ракеты от линии визирования, чтобы совершаемый ею маневр (полет до границы зоны распознавания) длился минимальное время, определяется следующим образом:
Φропт = (π/2)-(Φц-Φцз). (7),
Значение Φр опт формируется на выходе четвертого ВУ 45 путем вычитания из цифрового кода константы π /2, поступающего на его второй вход с выхода первого ПЗУ 49, кода, соответствующего разности углов vц и Φцз поступающего на первый вход с выхода второго ВУ 43.The optimal angle (Fig. 1), by which it is necessary to deviate the rocket velocity vector from the line of sight, so that the maneuver performed by it (flight to the border of the recognition zone) lasts the minimum time, is determined as follows:
Φ ropt = (π / 2) - (Φ c -Φ cz ). (7)
The value Φ p opt is formed at the output of the fourth VU 45 by subtracting from the digital code the constant π / 2 received at its second input from the output of the first ROM 49, the code corresponding to the difference of angles v c and Φ cz arriving at the first input from the output of the second VU 43 .

Чтобы не произошло срыва сопровождения ВЦ из-за выхода ее из приделов диаграммы направленности антенной РГС (например, во время маневра цели), начальный угол Φро отворота вектора скорости ракеты не должен превышать значения максимального угла Φргс отклонения антенны от строительной оси ракеты. С этой целью в третьем УС 48 сравнивается цифровой код значения угла Φропт, поступающего на первый его вход с выхода четвертого ВУ 45, с кодом величины угла Φргс, поступающим на второй его вход с выхода второго ПЗУ 50. При этом если Φропт ≅ Φргс, то на выходе УС 48 будет сформирован сигнал логической единицы, который, поступая на второй вход пятого блока логических элементов И 35, является разрешающим сигналом для прохождения с выхода второго ВУ 45 через логический элемент ИЛИ 52 на второй вход третьего блока логических элементов И 33 цифрового кода величины Φропт. Если Φропт > Φргс то на выходе третьего УС 48 сформируется сигнал логического нуля, который будет запрещающим сигналом для прохождения цифрового кода Φропт через пятый блок логических элементов И 35 и через логический элемент НЕ 51 разрешающим для прохождения цифрового кода Φргс с выхода второго ПЗУ 50 через шестой блок логических элементов И 36 и логический элемент ИЛИ 52 на второй вход третьего блока логических элементов И 33. Таким образом, если Φропт ≅ Φргс, то в ППЗУ 38 в качестве начального угла между вектором скорости ракеты и линией визирования Φро будет записан цифровой код значения угла Φропт. Если Φропт > Φргс, то угол Φро будет иметь значение, равное углу Φргс.In order to avoid a breakdown of the CC support due to its exit from the aisles of the radiation pattern of the CWG antenna (for example, during a maneuver of the target), the initial angle Φ ro of the flap of the rocket velocity vector should not exceed the value of the maximum angle Φ rgs of the antenna deviation from the rocket construction axis. To this end, the third CSS 48 compares the digital code of the value of the angle Φ ropt arriving at its first input from the output of the fourth VU 45, with the code of the value of the angle Φ rpg arriving at its second input from the output of the second ROM 50. Moreover, if Φ ropt ≅ Φ rgs , then at the output of the DC 48 a logical unit signal will be generated, which, entering the second input of the fifth block of logical elements AND 35, is an enable signal for passing from the output of the second VU 45 through the logical element OR 52 to the second input of the third block of logical elements AND 33 digital co Yes, the values Φ ropt . If Φ murmur > Φ rhc, then a logic zero signal will be generated at the output of the third DC 48, which will be a prohibitory signal for passing the digital code Φ murmur through the fifth block of logical elements AND 35 and through the logical element NOT 51 allowing for the passage of the digital code Φ rhc from the output of the second ROM unit 50 via the sixth aND gates 36 and OR gate 52 to a second input of the third block of the aND gates 33. Thus, if Φ ≅ Φ ropt CSG, the EEPROM 38 as the initial angle between the vector of the missile and a line speed of visas tion Φ Ro is recorded with a digital code values of the angle Φ ropt. If Φ ropt > Φ pgs , then the angle Φ po will have a value equal to the angle Φ pgs .

Требуемый угол отклонения вектора скорости ракеты Φрт изменяется от его максимального начального значения Φро до конечного (на границе зоны распознавания класса цели, при входе в нее ракеты) угла Φрк который определяется следующим образом [4]

Figure 00000009

Формирование значения Φрк в вычислителе 17 требуемого угла происходит следующим образом. Код значения заданного угла Φцз поступает через четвертый ФП 31 (осуществляет операцию вычисления функции sin) на первый вход шестого умножителя 42, на второй вход которого поступает цифровой код значения скорости цели Vц через третий вход вычислителя 17. Код, соответствующий произведению Vц sin Φцз, поступает на первый вход второго блока деления 28, где делится на код значения собственной скорости ракеты Vр, поступающий на его второй вход с выхода первого ППЗУ 37. Результат деления поступает на третий ФП 30 (осуществляет операцию вычисления функции arosin), на выходе которого формируется код значения конечного угла Φрк
Код значения углового коэффициента K наклона изменения угла Φрт (формула 6) формируется в вычислителе 17 требуемого угла следующим образом. С выхода третьего ВУ 44 код разности значений углов Φро, поступающего с выхода ППЗУ 38, и Φрк, поступающего с выхода ФП 30, поступает на первый вход третьего блока деления 29, на второй вход которого поступает код значения угла Φцо с выхода ППЗУ 39. В результате, на выходе блока деления 29 формируется код значения коэффициента K.The required angle of deviation of the rocket velocity vector Φ rt varies from its maximum initial value Φ ro to the final angle (at the entrance to the missile’s class recognition zone) at the angle Φ rk which is defined as follows [4]
Figure 00000009

The formation of the value Φ pk in the calculator 17 of the desired angle is as follows. The code of the value of the given angle Φ cz passes through the fourth FP 31 (performs the sin function calculation operation) to the first input of the sixth multiplier 42, the second input of which receives the digital code of the target speed value V c through the third input of the calculator 17. The code corresponding to the product V c sin Φ cz , is fed to the first input of the second division unit 28, where it is divided by the code of the rocket’s own velocity value V p , received at its second input from the output of the first EPROM 37. The division result is supplied to the third FP 30 (performs the operation of calculating the function arosin), at the output of which a code of the value of the final angle Φ pk is formed
The code of the value of the slope coefficient K of the slope of the change in the angle Φ pt (formula 6) is generated in the calculator 17 of the required angle as follows. From the output of the third VU 44, the code of the difference of the values of the angles Φ po coming from the output of the EPROM 38 and Φ pk coming from the output of the FP 30 goes to the first input of the third division unit 29, the second input of which receives the code of the angle Φ ЦО from the output of the EPROM 39. As a result, the code of the value of the coefficient K is formed at the output of the division unit 29

Код изменяющегося требуемого угла Φрт отклонения вектора скорости ракеты формируется в вычислителе 17 требуемого угла отклонения вектора скорости ракеты следующим образом. На выходе пятого умножителя 41 формируется код произведения значений коэффициента K, поступающего с выхода третьего блока деления 29, и разности углов текущего Φц и заданного Φцз, поступающей с выхода второго ВУ 43. Цифровой код произведения K ((Φц-Φцз)) поступает далее на второй вход первого сумматора 46, где суммируется с кодом, соответствующим величине Φрк, с выхода третьего ФП 30. В результате, на выходе первого сумматора 46 формируется код величины угла Φрт, который поступает на первый выход вычислителя 17.The code of the changing required angle Φ pt of the deviation of the rocket velocity vector is generated in the calculator 17 of the required angle of the deviation of the rocket velocity vector as follows. At the output of the fifth multiplier 41, a code is generated for the product of the values of the coefficient K coming from the output of the third division unit 29 and the difference of the angles of the current Φ c and the given Φ cz coming from the output of the second WU 43. The digital code of the product K ((Φ c -Φ cz ) ) then goes to the second input of the first adder 46, where it is summed with the code corresponding to the value Φ pk from the output of the third FP 30. As a result, the output code of the first adder 46 generates a code for the angle Φ pt , which goes to the first output of the calculator 17.

Код значения Vц и Φц формируется в вычислителе 18 параметров движения цели следующим образом (фиг. 4).The value code V c and Φ c is generated in the calculator 18 of the parameters of the movement of the target as follows (Fig. 4).

Известны [4] кинематические уравнения движения ракеты и цели

Figure 00000010

После преобразования уравнений и линейной аппроксимации тригонометрических функциях уравнений скорость цели Vц и текущий угол Φц между вектором скорости цели и линией визирования (ракурс радиолокационного наблюдения отраженных от цели сигналов) будут определяться следующим образом:
Figure 00000011

Код значения угла Φр отворота диаграммы направленности антенны РГС от строительной оси ракеты с выхода датчика ориентации диаграммы направленности антенны (на схеме не показан) через второй вход вычислителя 18 поступает на пятый 53 и шестой 54 ФП (осуществляют операцию вычисления функции sin и cos соответственно), откуда далее подаются на первые входы седьмого 56 и девятого 58 умножителей, где происходит их умножение на код значения собственной скорости ракеты Vр, поступающий на их вторые входы через первый вход вычислителя 18. На выходе пятого ВУ 60 формируется код соответствующий величине Vр ( (sinΦр-cosΦр) ) который поступает на первый вход второго сумматора 63, где производится его суммирование с кодом скорости V сближения ракеты с целью, поступающим на второй вход через четвертый вход вычислителя 18. Результат суммирования с выхода второго сумматора 63 поступает на первый вход седьмого ВУ 62, где из суммы осуществляется вычитание кода произведения Wг D, формируемого на выходе восьмого умножителя 57 путем перемножения сигналов угловой скорости Wг вращения линии визирования, поступающей через пятый вход вычислителя 18, и текущей дальности D до цели, поступающей через третий вход вычислителя 18. Цифровой код разности с выхода седьмого ВУ 62 поступает на третий МУ 59 с коэффициентом усиления 2/ π на выходе которого формируется код скорости цели Vц.Known [4] are the kinematic equations of rocket movement and targets
Figure 00000010

After transforming the equations and linear approximation of the trigonometric functions of the equations, the target velocity V c and the current angle Φ c between the target velocity vector and the line of sight (radar observation angle of the signals reflected from the target) will be determined as follows:
Figure 00000011

The code of the value of the angle Φ r of the CWG antenna antenna’s flap from the building axis of the rocket from the output of the antenna antenna orientation sensor (not shown in the diagram) through the second input of the calculator 18 is fed to the fifth 53 and sixth 54 AF (the operation of calculating the functions sin and cos, respectively) where further fed to the first inputs 56 of the seventh and ninth multipliers 58 where they are multiplication value code own missile velocity V p supplied to the second inputs them via the first input of the calculator 18. The output of the fifth 60 is formed corresponding to the code value V p ((sinΦ -cosΦ p p)) which is fed to a first input of the second adder 63 where it is performed with the code summation convergence speed V missiles for the purpose coming to the second input via a fourth input of the calculator 18. The result of the summation output from the second adder 63 is supplied to a first input of the seventh slave 62, wherein the amount of work performed subtraction code W r D, generated at the output of the eighth multiplier 57 by multiplying the angular speed signal W z rotation sight line, behaving second through the fifth input calculator 18, and the current range D to the target, entering through a third input of the difference calculator 18. The digital code output from the seventh slave 62 is supplied to the third MU 59 with a gain of 2 / π is generated at the output target code rate V c.

Для формирования кода значения vц в шестом ВУ 61 производится вычитание из значения скорости V сближения ракеты с целью, поступающего на его первый вход через четвертый вход вычислителя 18, значение произведения Vр cos Φр с выхода девятого умножителя 58. Разность с выхода шестого ВУ 61 поступает на второй вход четвертого блока деления 64, где производится ее деление на код скорости цели Vц, поступающего с выхода третьего МУ 59. Результат деления через седьмой ФП 55, в котором осуществляется операция вычисления функции arcos, поступает на второй выход вычислителя 18.To generate code value v q in the sixth UW 61 is subtracted from the value of missile convergence speed V with a view to arriving at its first input through the fourth input of the calculator 18, the value of product p V p cos Φ from the output of the ninth multiplier 58. The difference output from the sixth UW 61 is fed to the second input of the fourth block of division 64, where it is divided by the target speed code V c , coming from the output of the third MU 59. The result of the division through the seventh FP 55, in which the operation of calculating the arcos function is performed, goes to the second output calculator 18.

Таким образом, путем дополнительного введения в контур самонаведения ракеты с дальности захвата цели на автосопровождение РГС до пересечения ракетой границы зоны распознавания класса цели требуемой, изменяющейся в зависимости от разности текущего и требуемого ракурсов радиолокационного наблюдения отраженных от цели сигналов угловой скорости вращения линии визирования "ракета-цель" увеличивается информативность сигнала управления ракетой, позволяющая, во-первых, вывести ее в зону распознавания класса цели при нахождении ракеты вне этой зоны на этапе самонаведения, и, во-вторых, после пересечения границы зоны распознавания класса цели осуществить дальнейшее самонаведение ракеты в приделах этой зоны. Thus, by additionally introducing missiles into the homing loop from the target capture range to the CSG auto-tracking until the missile crosses the target recognition zone of the target class required, varying depending on the difference between the current and required angles of radar observation of the angular velocity of rotation of the line of sight of the missile target "increases the information content of the missile control signal, allowing, firstly, to bring it into the recognition zone of the target class when the missile is outside that zone at the stage of the homing and, secondly, after crossing the class detection zone boundary purpose to implement further homing missiles in the aisles of the zone.

Источники информации
1. Патент США кл. F 42 B 15/02, N 4010467, 1972.Sources of information
1. US patent CL F 42 B 15/02, N 4010467, 1972.

2. Максимов М.В. Горгонов Г.И. Радиоэлектронные системы самонаведения. - М. Радио и связь, 1982. 2. Maximov M.V. Gorgonov G.I. Electronic homing systems. - M. Radio and Communications, 1982.

3. Небабин В. Г. Сергеев В.В. Методы и техника радиолокационного распознавания. М. Радио и связь, 1984. 3. Nebabin V. G. Sergeev V. V. Methods and techniques of radar recognition. M. Radio and Communications, 1984.

4. Боевое применение и боевая эффективность авиационных комплексов войск ПВО страны / Под ред. В.Абрамова. М. Военное издательство, 1979. 4. Combat use and combat effectiveness of aviation complexes of the air defense forces of the country / Ed. V.Abramova. M. Military Publishing House, 1979.

Claims (4)

1. Способ формирования сигнала управления ракетой, заключающийся в формировании сигнала управления ракетой в вертикальной плоскости с дальности захвата цели радиолокационной головкой самонаведения до встречи ракеты с целью и формировании сигнала управления ракетой в горизонтальной плоскости с границы зоны распознавания класса цели до встречи ракеты с целью, причем сигнал управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях определяется соответственно соотношениями
Δв = NoV•Wв-Jв,
Δг = NoV•Wг-Jг,
где N0 навигационная постоянная;
V скорость сближения ракеты с целью;
Wв, Wг угловые скорости вращения линии визирования ракета цель соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях;
Jв, Jг линейные ускорения, развиваемые ракетой соответственно в вертикальной (нормальное) и горизонтальной (боковое) плоскостях,
отличающийся тем, что с дальности захвата цели на автосопровождение радиолокационной головкой самонаведения ракеты до границы зоны распознавания класса цели дополнительно формируют сигнал управления ракетой в горизонтальной плоскости, определяемый соотношением
Figure 00000012

где
Wгт = [VрsinΦрт-VцsinΦц]/D,
Φрт = K(Φц-Φцз)+Φрк,
Figure 00000013

Vц, Vр скорость цели и ракеты соответственно;
Φцо, Φцз, Φц - начальный (на дальности захвата цели радиолокационной головкой самонаведения ракеты), заданный и текущий угол (ракурс радиолокационного наблюдения отраженных от цели сигналов) между вектором скорости цели и линией визирования соответственно;
Φро, Φрк, Φрт - начальный (на дальности захвата цели радиолокационной головкой самонаведения ракеты), конечный (на границе зоны распознавания класса цели (при входе в нее ракеты) и требуемый угол между вектором скорости ракеты и линией визирования;
D текущее значение дальности между ракетой и целью.1. A method of generating a missile control signal, which consists in generating a missile control signal in a vertical plane from a target capture range of a homing radar until a missile meets with a target and generating a missile control signal in a horizontal plane from the border of the target class recognition zone until a missile meets for a purpose, the control signal in the vertical and horizontal planes is determined respectively by the relations
Δ in = N o V • W in -J in ,
Δ g = N o V • W g -J g ,
where N 0 is a navigation constant;
V speed of approach of a rocket with a target;
W in , W g the angular velocity of rotation of the line of sight of the missile target, respectively, in the vertical and horizontal planes;
J in , J g linear accelerations developed by the rocket, respectively, in the vertical (normal) and horizontal (lateral) planes,
characterized in that, from the target capture range to auto-tracking by the radar homing missile to the border of the target class recognition zone, an additional rocket control signal is generated in the horizontal plane, determined by the ratio
Figure 00000012

Where
W rm = [V p sinΦ rt -V c sinΦ c ] / D,
Φ pt = K (Φ c -Φ cz ) + Φ pk ,
Figure 00000013

V c , V p the speed of the target and missiles, respectively;
Φ tso , Φ tsz , Φ ts - the initial (at the target capture range of the missile homing radar), the given angle and the current angle (angle of radar observation of the signals reflected from the target) between the target velocity vector and the line of sight, respectively;
Φ ro , Φ pk , Φ pt - initial (at the target capture range of the missile homing radar), final (at the border of the target class recognition zone (when the missile enters it) and the required angle between the rocket velocity vector and the line of sight;
D the current value of the range between the missile and the target. 2. Устройство формирования сигнала управления ракетой, содержащее антенну, пеленгатор, гиростабилизатор, автопилот, вертикальные и горизонтальные рули, канал формирования сигнала управления в вертикальной плоскости, состоящий из последовательно соединенных первого усилителя мощности, первого блока согласования, первого масштабирующего усилителя и первого умножителя, канал формирования сигнала управления в горизонтальной плоскости, состоящий из последовательно соединенных второго усилителя мощности и второго блока согласования, а также последовательно соединенных второго масштабирующего усилителя и второго умножителя, причем входы первого и второго усилителей мощности соединены соответственно с первым и вторым выходами пеленгатора, первый, второй и третий входы которого соединены соответственно с первым, вторым и третьим выходами антенны, первый и второй механические входы которой соединены соответственно с первым и вторым механическими выходами гиростабилизатора, первый и второй входы которого соединены с выходами соответственно первого и второго усилителей мощности, вторые входы первого и второго умножителей объединены и соединены с выходом измерителя скорости сближения ракеты с целью, а их выходы соответственно с первым и вторым входами автопилота, первый и второй выходы которого соединены соответственно с вертикальными и горизонтальными рулями ракеты, отличающееся тем, что в канал формирования сигнала управления в горизонтальной плоскости дополнительно введен вычислитель требуемой угловой скорости вращения линии визирования, первый вход которого соединен с выходом второго блока согласования, второй вход с выходом измерителя дальности, третий вход с выходом измерителя скорости сближения ракеты с целью, четвертый вход с выходом измерителя собственной скорости ракеты, пятый вход с выходом датчика ориентации диаграммы направленности антенны, а выход с входом второго масштабирующего усилителя, вычислитель требуемой угловой скорости вращения линии визирования состоит из вычислителя требуемого угла, вычислителя параметров движения цели, первого и второго функциональных преобразователей, третьего и четвертого умножителей, первого вычитающего устройства, первого блока деления, первого блока логических элементов И, цифроаналогового преобразователя и первого устройства сравнения, причем первые входы вычислителя требуемого угла, третьего умножителя и вычислителя параметров движения цели объединены и подключены к четвертому входу вычислителя требуемой угловой скорости вращения линии визирования, второй вход вычислителя параметров движения цели подключен к пятому входу вычислителя требуемой угловой скорости вращения линии визирования, третий вход вычислителя параметров движения цели и первый вход первого блока деления объединены и подключены к второму входу вычислителя требуемой угловой скорости вращения линии визирования, первый вход первого устройства сравнения и пятый вход вычислителя параметров движения цели объединены и подключены к первому входу вычислителя требуемой угловой скорости вращения линии визирования, первый выход вычислителя требуемого угла через первый функциональный преобразователь соединен с вторым входом третьего умножителя, выход которого соединен с первым входом первого вычитающего устройства, второй вход которого соединен с выходом четвертого умножителя, первый вход которого объединен с третьим входом вычислителя требуемого угла и соединен с первым выходом вычислителя параметров движения цели, второй выход которого объединен с вторым входом вычислителя требуемого угла и через второй функциональный преобразователь соединен с вторым входом четвертого умножителя, четвертый вход вычислителя параметров движения цели подключен к третьему входу вычислителя требуемой угловой скорости вращения линии визирования, выход первого вычитающего устройства соединен с вторым входом первого блока деления, выход которого соединен с первым входом первого блока логических элементов И, второй вход которого соединен с вторым выходом вычислителя требуемого угла, а выход через цифроаналоговый преобразователь соединен с вторым входом устройства сравнения, выход которого является выходом вычислителя требуемой угловой скорости вращения линии визирования. 2. A device for generating a missile control signal, comprising an antenna, direction finder, gyrostabilizer, autopilot, vertical and horizontal rudders, a channel for generating a control signal in the vertical plane, consisting of a first power amplifier, a first matching unit, a first scaling amplifier and a first multiplier, connected in series generating a control signal in the horizontal plane, consisting of series-connected second power amplifier and a second matching unit, and also connected in series to the second scaling amplifier and the second multiplier, the inputs of the first and second power amplifiers being connected respectively to the first and second outputs of the direction finder, the first, second and third inputs of which are connected respectively to the first, second and third outputs of the antenna, the first and second mechanical inputs of which connected respectively to the first and second mechanical outputs of the gyrostabilizer, the first and second inputs of which are connected to the outputs of the first and second amplifier, respectively power, the second inputs of the first and second multipliers are combined and connected to the output of the rocket approach speed meter with the target, and their outputs, respectively, to the first and second inputs of the autopilot, the first and second outputs of which are connected respectively to the vertical and horizontal rudders of the rocket, characterized in that a calculator of the required angular velocity of rotation of the line of sight, the first input of which is connected to the output of the second block with glasovaniya, the second input with the output of the range meter, the third input with the output of the rocket approach speed meter with the target, the fourth input with the output of the rocket’s own speed meter, the fifth input with the output of the antenna orientation sensor, and the output with the input of the second scaling amplifier, the calculator of the required angular rotation speed of the line of sight consists of a calculator of the required angle, a calculator of the parameters of the target’s movement, the first and second functional converters, the third and fourth smartly Iteli, the first subtractor, the first division unit, the first block of logical elements AND, the digital-to-analog converter and the first comparison device, the first inputs of the calculator of the required angle, the third multiplier and the calculator of the target motion parameters are combined and connected to the fourth input of the calculator of the required angular speed of rotation of the line of sight , the second input of the calculator of the target motion parameters is connected to the fifth input of the calculator of the required angular velocity of rotation of the line of sight, the third input q calculator of the target motion parameters and the first input of the first division block are combined and connected to the second input of the calculator of the required angular rotation speed of the line of sight, the first input of the first comparison device and the fifth input of the calculator of the target motion parameters are combined and connected to the first input of the calculator of the required angular rotation speed of the line of sight , the first output of the desired angle calculator through the first functional converter is connected to the second input of the third multiplier, the output of which is connected with the first input of the first subtractor, the second input of which is connected to the output of the fourth multiplier, the first input of which is combined with the third input of the calculator of the desired angle and connected to the first output of the calculator of the parameters of the target movement, the second output of which is combined with the second input of the calculator of the desired angle and through the second functional the converter is connected to the second input of the fourth multiplier, the fourth input of the target motion parameter calculator is connected to the third input of the desired angular velocity calculator To increase the rotation of the line of sight, the output of the first subtractor is connected to the second input of the first division block, the output of which is connected to the first input of the first block of logical elements AND, the second input of which is connected to the second output of the calculator of the required angle, and the output is connected via the digital-to-analog converter to the second input of the device comparison, the output of which is the output of the calculator of the required angular velocity of rotation of the line of sight. 3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что вычислитель требуемого угла содержит второй и третий блоки деления, третий и четвертый функциональные преобразователи, второй, третий, четвертый, пятый и шестой блоки логических элементов И, первое, второе, третье и четвертое перепрограммируемые запоминающие устройства, пятый и шестой умножители, второе, третье и четвертое вычитающие устройства, первый сумматор, второе и третье устройства сравнения, первое и второе постоянные запоминающие устройства, логический элемент НЕ и логический элемент ИЛИ, причем первый вход второго вычитающего устройства и вход четвертого функционального преобразователя объединены и соединены с выходом четвертого перепрограммируемого запоминающего устройства, вход которого является входом ввода заданного угла Φзц между вектором скорости цели и линией визирования, второй вход второго вычитающего устройства соединен с вторым входом вычислителя требуемого угла, а выход соединен с первыми входами пятого умножителя, четвертого блока логических элементов И, четвертого вычитающего устройства и второго устройства сравнения, на второй вход которого подается уровень логического нуля, второй вход четвертого вычитающего устройства соединен с выходом первого постоянного запоминающего устройства, выход второго устройства сравнения соединен с первыми входами второго, третьего и вторым входом четвертого блоков логических элементов И и является вторым выходом вычислителя требуемого угла, выход четвертого функционального преобразователя соединен с первым входом шестого умножителя, второй вход которого является третьим входом вычислителя требуемого угла, а выход соединен с первым входом второго блока деления, второй вход которого через первое перепрограммируемое запоминающее устройство соединен с выходом второго блока логических элементов И, второй вход которого является первым входом вычислителя требуемого угла, выход второго блока деления через третий функциональный преобразователь соединен с первыми входами первого сумматора и третьего вычитающего устройства, второй вход которого через второе перепрограммируемое запоминающее устройство соединен с выходом третьего блока логических элементов И, второй вход которого соединен с выходом логического элемента ИЛИ, первый и второй входы которого соединены соответственно с выходами пятого и шестого блоков логических элементов И, второй вход пятого блока логических элементов И объединен через логический элемент НЕ с первым входом шестого блока логических элементов И и соединен с выходом третьего устройства сравнения, первый вход которого объединен с первым входом пятого блока логических элементов И и соединен с выходом четвертого вычитающего устройства, а второй вход объединен с вторым входом шестого блока логических элементов И и соединен с выходом второго постоянного запоминающего устройства, выход третьего вычитающего устройства соединен с первым входом третьего блока деления, второй вход которого через третье перепрограммируемое запоминающее устройство соединен с выходом четвертого блока логических элементов И, выход третьего блока деления соединен с вторым входом пятого умножителя, выход которого соединен с вторым входом первого сумматора, выход которого является первым выходом вычислителя требуемого угла.3. The device according to p. 2, characterized in that the calculator of the required angle contains the second and third blocks of division, the third and fourth functional converters, the second, third, fourth, fifth and sixth blocks of logical elements AND, the first, second, third and fourth reprogrammable storage devices, fifth and sixth multipliers, second, third and fourth subtracting devices, first adder, second and third comparison devices, first and second read-only memory devices, the logical element NOT and the logical element IL And, and the first input of the second subtractor and the input of the fourth functional converter are combined and connected to the output of the fourth reprogrammable memory device, the input of which is the input of the input of the given angle Φ sz between the target velocity vector and the line of sight, the second input of the second subtractor is connected to the second input of the calculator the required angle, and the output is connected to the first inputs of the fifth multiplier, the fourth block of logical elements AND, the fourth subtractor and the second a comparison device, to the second input of which a logic zero level is supplied, the second input of the fourth subtracting device is connected to the output of the first read-only memory device, the output of the second comparison device is connected to the first inputs of the second, third and second input of the fourth block of logical elements AND is the second output of the calculator of the required angle, the output of the fourth functional converter is connected to the first input of the sixth multiplier, the second input of which is the third input of the calculator the required angle, and the output is connected to the first input of the second division unit, the second input of which through the first reprogrammable memory is connected to the output of the second block of logical elements AND, the second input of which is the first input of the calculator of the required angle, the output of the second division unit through the third functional converter is connected to the first inputs of the first adder and the third subtractor, the second input of which is connected through the second reprogrammable storage device to the output t its block of logical elements AND, the second input of which is connected to the output of the logical element OR, the first and second inputs of which are connected respectively to the outputs of the fifth and sixth blocks of logical elements AND, the second input of the fifth block of logical elements AND is connected through a logical element NOT to the first input of the sixth block logical elements And and connected to the output of the third comparison device, the first input of which is combined with the first input of the fifth block of logical elements And and connected to the output of the fourth subtracting device state, and the second input is combined with the second input of the sixth block of logical elements AND and connected to the output of the second read-only memory, the output of the third subtractor is connected to the first input of the third division unit, the second input of which is connected through the third programmable memory to the output of the fourth block of logical elements And, the output of the third division block is connected to the second input of the fifth multiplier, the output of which is connected to the second input of the first adder, the output of which is the first the output of the calculator of the desired angle. 4. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что вычислитель параметров движения цели содержит пятый, шестой и седьмой функциональные преобразователи, седьмой, восьмой и девятый умножители, третий масштабирующий усилитель, пятое, шестое и седьмое вычитающие устройства, второй сумматор, четвертый блок деления, причем входы пятого и шестого функциональных преобразователей объединены и являются вторым входом вычислителя, а их выходы соединены соответственно с первыми входами седьмого и девятого умножителей, вторые входы которых объединены и являются первым входом вычислителя, а их выходы соединены соответственно с первым входом пятого вычитающего устройства и объединенными вторыми входами пятого и шестого вычитающих устройств, выход пятого вычитающего устройства соединен с первым входом второго сумматора, второй вход которого объединен с первым входом шестого вычитающего устройства и является четвертым входом вычислителя, выход второго сумматора соединен с первым входом седьмого вычитающего устройства, второй вход которого соединен с выходом восьмого умножителя, первый и второй входы которого являются соответственно третьим и пятым входами вычислителя, выход седьмого вычитающего устройства соединен с входом третьего масштабирующего усилителя, выход которого соединен с первым входом четвертого блока деления и является первым выходом вычислителя, второй вход четвертого блока деления соединен с выходом шестого вычитающего устройства, а его выход с входом седьмого функционального преобразователя, выход которого является вторым выходом вычислителя. 4. The device according to claim 2, characterized in that the target motion parameter calculator comprises fifth, sixth and seventh functional converters, seventh, eighth and ninth multipliers, a third scaling amplifier, fifth, sixth and seventh subtracting devices, a second adder, fourth division block moreover, the inputs of the fifth and sixth functional converters are combined and are the second input of the calculator, and their outputs are connected respectively to the first inputs of the seventh and ninth multipliers, the second inputs of which are combined and explicitly are the first input of the calculator, and their outputs are connected respectively to the first input of the fifth subtractor and the combined second inputs of the fifth and sixth subtractors, the output of the fifth subtractor is connected to the first input of the second adder, the second input of which is combined with the first input of the sixth subtractor and is the fourth the input of the calculator, the output of the second adder is connected to the first input of the seventh subtractor, the second input of which is connected to the output of the eighth multiplier, the first the second inputs of which are the third and fifth inputs of the calculator, the output of the seventh subtractor is connected to the input of the third scaling amplifier, the output of which is connected to the first input of the fourth division unit and is the first output of the calculator, the second input of the fourth division unit is connected to the output of the sixth subtractor, and its output with the input of the seventh functional converter, the output of which is the second output of the calculator.
RU95110337A 1995-06-19 1995-06-19 Method of generation of air-to-air missile control signal and device for its realization RU2099665C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU95110337A RU2099665C1 (en) 1995-06-19 1995-06-19 Method of generation of air-to-air missile control signal and device for its realization

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU95110337A RU2099665C1 (en) 1995-06-19 1995-06-19 Method of generation of air-to-air missile control signal and device for its realization

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU95110337A RU95110337A (en) 1997-06-10
RU2099665C1 true RU2099665C1 (en) 1997-12-20

Family

ID=20169094

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU95110337A RU2099665C1 (en) 1995-06-19 1995-06-19 Method of generation of air-to-air missile control signal and device for its realization

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2099665C1 (en)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2442962C2 (en) * 2006-10-05 2012-02-20 Мбда Франсе Control system and method for an inertial platform of a mobile object
RU2478898C1 (en) * 2011-09-13 2013-04-10 Федеральное государственное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный авиационный инженерный университет" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Method of target identification and device to this end
RU2483281C2 (en) * 2008-02-08 2013-05-27 Мбда Франсе Method and system for inspection of functioning of inertial block of moving object
RU2593911C1 (en) * 2015-03-23 2016-08-10 Федеральное государственное казённое военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия воздушно-космической обороны имени Маршала Советского Союза Г.К. Жукова" Министерства обороны Российской Федерации Method of generating signal to control fighter in horizontal plane in its short-range guidance at clustered air target

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2000049361A1 (en) * 1999-02-16 2000-08-24 Mashinostroitelnoe Konstruktorskoebjuro 'fakel' Method for the aeroballistic control of an aerodynamic aircraft

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Максимов М.В., Горгонов Г.И. Радиолокационные системы самонаведения. - М.: Радио и связь, 1982, с. 57. Там же, с. 274, рис. 7.14. *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2442962C2 (en) * 2006-10-05 2012-02-20 Мбда Франсе Control system and method for an inertial platform of a mobile object
RU2483281C2 (en) * 2008-02-08 2013-05-27 Мбда Франсе Method and system for inspection of functioning of inertial block of moving object
RU2478898C1 (en) * 2011-09-13 2013-04-10 Федеральное государственное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный авиационный инженерный университет" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации Method of target identification and device to this end
RU2593911C1 (en) * 2015-03-23 2016-08-10 Федеральное государственное казённое военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия воздушно-космической обороны имени Маршала Советского Союза Г.К. Жукова" Министерства обороны Российской Федерации Method of generating signal to control fighter in horizontal plane in its short-range guidance at clustered air target

Also Published As

Publication number Publication date
RU95110337A (en) 1997-06-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Nesline et al. A new look at classical vs modern homing missile guidance
US4128837A (en) Prediction computation for weapon control
US4008869A (en) Predicted - corrected projectile control system
US20120234966A1 (en) Deconfliction of guided airborne weapons fired in a salvo
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
US3992708A (en) Optical tracking analog flywheel
RU2099665C1 (en) Method of generation of air-to-air missile control signal and device for its realization
EP0222571A2 (en) Line of sight missile guidance
US3156435A (en) Command system of missile guidance
Farooq et al. Trajectory optimization for air-to-surface missiles with imaging radars
Khamis et al. Nonlinear Finite‐Horizon Regulation and Tracking for Systems with Incomplete State Information Using Differential State Dependent Riccati Equation
US3206143A (en) Controller for guiding a missile carrier on the location curve of ballistic firing positions
JP2002544526A (en) Electromagnetic induction method and apparatus particularly applied to target tracking
RU2253820C2 (en) Mobile antiaircraft guided missile system
RU2230278C1 (en) Helicopter weapon guidance system
Blakelock Design and analysis of a digitally controlled integrated flight/firecontrol system
GB2279444A (en) Missile guidance system
RU2826814C1 (en) Missile flight control method
RU2613016C1 (en) Method of missile placing into track initiation area by homing head and device for its implementation
RU2335730C2 (en) Method of missile command signal formation
Creaser et al. Fuzzy missile guidance laws
RU2192605C2 (en) Method of guidance of remote-controlled rocket and guidance system for its realization
RU2593911C1 (en) Method of generating signal to control fighter in horizontal plane in its short-range guidance at clustered air target
RU2134892C1 (en) Device for control of artillery fire against moving targets
RU2329454C2 (en) System for guiding remote-controlled missile