RU2150124C1 - Method for pre-launch setting of high- accuracy missiles - Google Patents
Method for pre-launch setting of high- accuracy missiles Download PDFInfo
- Publication number
- RU2150124C1 RU2150124C1 RU95101364A RU95101364A RU2150124C1 RU 2150124 C1 RU2150124 C1 RU 2150124C1 RU 95101364 A RU95101364 A RU 95101364A RU 95101364 A RU95101364 A RU 95101364A RU 2150124 C1 RU2150124 C1 RU 2150124C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- radar
- coordinates
- kai
- missiles
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при топогеодезической привязке и наведении высокоточных ракет (ВТР) по сигналам космических аппаратов (КА). The invention relates to rocket technology and can be used for geodetic reference and guidance of high-precision missiles (VTR) according to the signals of spacecraft (SC).
Известен способ прицеливания ВТР с командно-гироскопическим прибором (КГП), заключающийся в передаче на борт ВТР ориентирного направления местности через гирокомпас, прибор управления, основу которого составляет коллиматор, многогранную призму (зеркало), установленную на КГП [1,2]. При вполне приемлемой точности (до 15 угловых секунд) выставки КГП в плоскость пуска, техническая реализация способа не удовлетворяет современным требованиям подготовки и пуска ВТР по временным показателям из-за наличия гирокомпаса, работа с которым (в основном ручные операции) связана со значительными временными затратами. Особенно эта ситуация характерна для подготовки и пуска ВТР с неподготовленной в топогеодезическом отношении стартовой позиции. Так, например, для современных ВТР данное время составляет свыше 20 минут, что в условиях высокоманевренных боевых действий, когда время пребывания подвижных объектов противника на позиции не превышает 20 - 30 минут, явно неприемлемо. There is a method of aiming VTR with a command-gyroscopic device (GGP), which consists in transferring onboard VTR an orientation direction of the terrain through a gyrocompass, a control device based on a collimator, a multifaceted prism (mirror) mounted on the GGP [1,2]. With quite acceptable accuracy (up to 15 arc seconds) of the CGP display in the launch plane, the technical implementation of the method does not meet the modern requirements for the preparation and launch of the VTR in terms of time due to the presence of a gyrocompass, work with which (mainly manual operations) is associated with significant time costs . This situation is especially characteristic for the preparation and launch of VTR from an unprepared starting position in the topographic and geodetic relation. So, for example, for modern VTR this time is over 20 minutes, which is highly unacceptable in conditions of highly maneuverable military operations, when the time the enemy’s moving objects in position does not exceed 20-30 minutes.
Известен также способ определения координат местоположения объекта [3] с помешаю КА, находящихся на равномерно расположенных круговых орбитах определенным образом и излучающих сигналы, принимаемые и обрабатываемые комплексом наземной аппаратуры. Орбиты выбраны так, что в любой точке земного шара в разное время наблюдаются не менее 4-х КА, которые образуют систему навигационных КА (СНКА), что позволяет одновременно производить четыре измерения и с достаточной точностью (до 10 м) по определенному алгоритму определять координаты местоположения (в рассматриваемом случае - точки пуска (ТП) ВТР. При известных координатах цели, решением обратной геодезической задачи (ОГЗ), определяется угол азимутального ориентирования ВТР, для передачи которого на борт ракеты опять же необходим гирокомпас. There is also a method for determining the coordinates of the location of an object [3], which will interfere with spacecraft located in uniformly located circular orbits in a certain way and emitting signals received and processed by a complex of ground-based equipment. The orbits are chosen so that at any time at least 4 spacecraft are observed at any point on the globe, which form a navigation satellite system (SSCA), which allows four measurements to be taken simultaneously and with sufficient accuracy (up to 10 m) to determine the coordinates location (in this case, the launch point (TP) of the VTR. With the known coordinates of the target, by solving the inverse geodetic problem (OGZ), the azimuthal orientation angle of the VTR is determined, for the transfer of which again the gyrocompass is needed on board the rocket .
Целью изобретения является расширение возможностей способа определения координат местоположения с помощью СНКА для предстартовой выставки ВТР и сокращение времени подготовки и пуска ВТР. The aim of the invention is to expand the capabilities of the method for determining location coordinates using SNA for the pre-launch exhibition of VTR and reducing the time of preparation and launch of VTR.
Сущность изобретения заключается в использовании сигналов СНКА для точного определения местоположения ВТР, ее ориентации в пространстве и азимутальном наведении на цель. The essence of the invention lies in the use of SNCA signals to accurately determine the location of the VTR, its orientation in space and azimuthal guidance to the target.
Предлагается, что в состав системы управления ВТР входит бортовая радиолокационная станция (БРЛС) с фазированной антенной решеткой (ФАР), которая в последующем может быть использована при решении задач преодоления ВТР системы противоракетной обороны, радиокоррекции (перенацеливания) ВТР на траектории полета, распознавания и идентификации цели. It is proposed that the VTR control system includes an airborne radar (phased radar) with a phased array (PAR), which can subsequently be used to solve the problems of overcoming the VTR missile defense system, radio correction (retargeting) of VTR along the flight path, recognition and identification goals.
СНКА обеспечивает излучение непрерывных радиосигналов СВЧ-диапазона, которые образуют равномерно-распределенное навигационное поле. В зоне радиовидимости БРЛС при полностью развернутой СHKA одновременно могут находиться до 10-ти КА. Из числа видимых КА выбирается рабочее "созвездие" КА, в которое включается оптимальное по критерию минимума погрешностей количество КА - 4. SNKA provides the emission of continuous microwave signals of the microwave range, which form a uniformly distributed navigation field. Up to 10 spacecraft can be simultaneously located in the radar visibility zone of a radar with a fully deployed SHKA simultaneously. From the number of visible spacecraft, the working spacecraft "constellation" is selected, which includes the optimal spacecraft quantity of 4 according to the criterion of minimum errors.
В качестве измеряемых в БРЛС радионавигационных параметров (РНП) используется время прихода радиосигналов (PC) и допплеровский сдвиг частоты. Данным РНП соответствуют дальность между КА и ВТР, а также радиальная скорость их относительного движения. В случае несинхронизированности опорных генераторов частот КА и БРЛС измерение указанных параметров позволяет определить так называемые квазидальность и радиальную квазискорость (дальность, радиальную скорость и соответствующие неизвестные величины, обусловленные расхождением фаз или частот опорных генераторов). As measured by radar radionavigation parameters (RNP), the time of arrival of radio signals (PC) and the Doppler frequency shift are used. The RNP data correspond to the range between the spacecraft and the VTR, as well as the radial velocity of their relative motion. In the case of non-synchronization of the reference frequency generators of the spacecraft and radar, measuring these parameters allows you to determine the so-called quasidality and radial quasi-speed (range, radial speed and the corresponding unknown values due to the discrepancy between the phases or frequencies of the reference generators).
Время прохода сигналов определяется по времени БРЛС и зависит от момента излучения сигнала КА относительно шкалы времени СНКА, а также взаимного сдвига времени БРЛС и СНКА и задержки распространения сигналов. Измерение времени прихода сигналов с i-го КА эквивалентно измерению квазидальности RКВi , которая может быть представлена в следующем виде:
Rквi= Roi+c•ΔtAi+c(Δtкаi-Δtп), (1)
где R оi - истинная наклонная дальность от БРЛС до i-го КА;
c - скорость распространения радиомагнитных волн;
ΔtAi - приращение задержки времени за счет влияния атмосферы (тропосферы и ионосферы);
Δtп - расхождение шкалы времени БРЛС относительно шкалы времени СНКА;
Δtкai - расхождение шкалы времени i-го КА относительно шкалы времени СНКА.The transit time of the signals is determined by the radar time and depends on the moment of emission of the spacecraft signal relative to the SNCA time scale, as well as the mutual shift of the radar and SNCA time and signal propagation delay. Measuring the arrival time of signals from the i-th spacecraft is equivalent to measuring the quasidality R KBi , which can be represented as follows:
R qi = R oi + c • Δt Ai + c (Δt каi -Δt p ), (1)
where R oi is the true slant range from the radar to the i-th spacecraft;
c is the propagation velocity of radio waves;
Δt Ai is the time delay increment due to the influence of the atmosphere (troposphere and ionosphere);
Δt p is the divergence of the radar time scale relative to the SNCA time scale;
Δt kai - divergence of the time scale of the i-th spacecraft relative to the time scale of the SNCA.
Истинная наклонная дальность от БРЛС до i-го КА определяется их взаимным расположением в пространстве:
где X каi , Yкаi , Z каi - координаты i-го КА в геоцентрической прямоугольной системе координат (см. фиг. 1);
Xп, Yп, Zп - координаты БРЛС в той же системе отсчета.The true oblique range from the radar to the i-th spacecraft is determined by their relative position in space:
where X kai , Y kai , Z kai - coordinates of the i-th spacecraft in a geocentric rectangular coordinate system (see Fig. 1);
X p , Y p , Z p - radar coordinates in the same reference frame.
Координаты X каi , Yкаi, Zкаi расхождение шкалы времени i-го КА относительно шкалы времени СНКА ( Δtкаi ) и приращение задержки времени за счет влияния атмосферы ΔtAi передаются с борта КА.The coordinates X kai , Y kai , Z kai the divergence of the time scale of the i-th spacecraft relative to the time scale of the SNCA (Δt kai ) and the increment of the time delay due to the influence of the atmosphere Δt Ai are transmitted from the spacecraft.
Из выражений (1) и (2) следует, что измеренное значение квазидальности (R КВi ) является функцией четырех неизвестных - Xп, Yп, Zп и Δtп .From the expressions (1) and (2) it follows that the measured value of quasidality (R KBi ) is a function of four unknowns - X p , Y p , Z p and Δt p .
Измерения квазидальности по сигналам 4-х КА позволяют составить систему из четырех уравнений вида (1) относительно указанных четырех неизвестных и решить навигационно-временную задачу, в результате которой рассчитываются координаты БРЛС. Решив ОГЗ, по определенным координатам ТП и известным координатам цели можно вычислить дирекционный угол цели αц (см. фиг. 2).Measurements of quasidality based on signals from 4 spacecraft make it possible to compose a system of four equations of the form (1) with respect to the four unknowns and solve the navigation-time problem, as a result of which the coordinates of the radar are calculated. Having solved the OGZ, using the determined coordinates of the TP and the known coordinates of the target, we can calculate the directional angle of the target α c (see Fig. 2).
При обработке РС каждого КА БРЛС автоматически отслеживает угловое положение работающих излучателей ФАР относительно КА, ориентируясь таким образом в пространстве. When processing the RS of each SC, the radar station automatically monitors the angular position of the working HEADLIGHTS emitters relative to the SC, thus orienting in space.
Дирекционный угол КА αi , представляющий собой горизонтальный угол между геометрической осью группы работающих излучателей и направлением на север, определяется решением ОГЗ по известным координатам точки пуска и КА.The directional angle of the spacecraft α i , which is the horizontal angle between the geometric axis of the group of working emitters and the direction to the north, is determined by the decision of the OGZ according to the known coordinates of the launch point and the spacecraft.
В соответствии с фиг. 2 угол прицеливания aпр, представляющий горизонтальный угол между геометрическим центром ФАР и направлением на цель, определяется из выражения:
αпрi= αц+βизмi-αi, (3)
где αц - дирекционный угол цели;
βизмi - горизонтальный угол между осью работающих излучателей и геометрическим центром ФАР;
αi - дирекционный угол КА, от которого производится прием радионавигационных параметров.In accordance with FIG. 2, the aiming angle a ol , representing the horizontal angle between the geometric center of the PAR and the direction to the target, is determined from the expression:
pri α = α i + β izmi -α i, (3)
where α C is the directional angle of the target;
β ism is the horizontal angle between the axis of the working emitters and the geometric center of the PAR;
α i is the directional angle of the spacecraft from which radio navigation parameters are received.
Повышение точности определения угла прицеливания aпр достигается статистической обработкой результатов измерений по всему "созвездию" КА, после чего осуществляется разворот ВТР в плоскость пуска с последующим стартом.Improving the accuracy of determining the aiming angle a pr is achieved by statistical processing of the measurement results over the entire "constellation" of the spacecraft, after which the VTR is rotated to the launch plane with subsequent launch.
Предлагаемый способ предстартовой выставки ВТР позволяет:
осуществлять топогеодезическую привязку, что позволяет отказаться от системы топопривязки и навигации, размещенной в пусковой установке;
проводить прицеливание ВТР по азимуту принципиально в пределах от 0o до 360o, что в свою очередь дает возможность не задавать ПУ определенного положения относительно цели (основного направления пуска) и не требует использования гирокомпаса;
полностью или в большей степени автоматизировать предстартовые операции с ВТР и ее пуск;
с использованием современной элементной базы сравнительно легко реализовать его технически;
сократить время подготовки ВТР к пуску (экспресс-оценка временных затрат показывает, что оно может быть равно 5 минутам, соответствуя современным требованиям ведения высокоманевренных боевых действий).The proposed method for the pre-launch exhibition of VTR allows:
to carry out topographic and geodetic binding, which allows you to abandon the topographic and navigation system located in the launcher;
to carry out the aiming of VTR in azimuth fundamentally in the range from 0 o to 360 o , which in turn makes it possible not to set the PU of a certain position relative to the target (main launch direction) and does not require the use of a gyrocompass;
fully or more fully automate prelaunch operations with VTR and its launch;
using a modern hardware base it is relatively easy to technically implement it;
to shorten the time for preparing the VTR for launch (an express estimate of time costs shows that it can be equal to 5 minutes, in accordance with modern requirements for conducting highly maneuverable military operations).
Список использованных источников
1. Липтон А. Выставка инерциальных систем на подвижном основании. Пер. с англ. - М.: Наука, 1971. - 130 с.List of sources used
1. Lipton A. Exhibition of inertial systems on a moving base. Per. from English - M .: Nauka, 1971. - 130 p.
2. Фролов B.C. Инерциальное управление ракетами. - М.: Воениздат, 1975. - 240 с. 2. Frolov B.C. Inertial missile control. - M .: Military Publishing, 1975 .-- 240 p.
3. Сетевые спутниковые радионавигационные системы / Под ред. В.С.Шебшаевича. - М.: Радио и связь, 1993. - 408 с. 3. Network satellite radio navigation systems / Ed. V.S.Shebshaevich. - M .: Radio and communications, 1993 .-- 408 p.
Claims (1)
Rквi= Roi+c•Δtpi+c(Δtn-Δtkai),
где Rквi - квазидальность;
Roi - истинная наклонная дальность от бортовой радиолокационной станции (БРЛС) с фазированной антенной решеткой (ФАР) до i-го КА;
с - скорость распространения радиомагнитных волн;
Δtpi - приращение задержки времени за счет влияния атмосферы (тропосферы и ионосферы);
Δtn - расхождение шкалы времени БРЛС относительно шкалы времени СНКА;
Δtкai - расхождение шкалы времени i-го КА относительно шкалы времени СНКА;
где Xкаi, Yкаi, Zкаi - координаты i-го в КА в прямоугольной системе координат;
Xn, Yn, Zn - координаты БРЛС в той же системе отсчета,
отличающийся тем, что при помощи БРЛС с ФАР производят угловую ориентацию ракеты в пространстве путем расчета угла прицеливания (αпрi) и его составляющих
αпрi= αц+βизмi-αi,
где αц - дирекционный угол цели, определяемый решением обратной геодезической задачи (ОГЗ) по известным координатам точки пуска и цели;
βизмi - горизонтальный угол между осью работающих излучателей и геометрическим центром ФАР;
αi - дирекционный угол КА, от которого производится прием радионавигационных параметров и определяемый решением ОГЗ по известным координатам точки пуска и КА.The method of pre-launch exhibition of high-precision missiles (VTR), which consists in determining the coordinates of the launch point of missiles by processing information received through the radio navigation channels of the navigation spacecraft system (SSCA), and solving the navigation-time problem
R qi = R oi + c • Δt pi + c (Δt n -Δt kai ),
where R qi is quasidality;
R oi is the true oblique range from the airborne radar (phased radar) with a phased array (PAR) to the i-th spacecraft;
c is the propagation velocity of radio waves;
Δt pi - time delay increment due to the influence of the atmosphere (troposphere and ionosphere);
Δt n is the divergence of the radar time scale relative to the SNCA time scale;
Δt kai - divergence of the time scale of the i-th spacecraft relative to the time scale of the SNCA;
where X Kai , Y Kai , Z Kai - coordinates of the i-th in KA in a rectangular coordinate system;
X n , Y n , Z n - radar coordinates in the same reference frame,
characterized in that with the help of radar with phased array produce the angular orientation of the rocket in space by calculating the angle of aim (α pri ) and its components
pri α = α i + β izmi -α i,
where α C is the directional angle of the target, determined by the solution of the inverse geodetic problem (OGZ) according to the known coordinates of the launch point and target;
β ism is the horizontal angle between the axis of the working emitters and the geometric center of the PAR;
α i is the directional angle of the spacecraft from which radio navigation parameters are received and determined by the decision of the OGZ according to the known coordinates of the launch point and spacecraft.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU95101364A RU2150124C1 (en) | 1995-01-31 | 1995-01-31 | Method for pre-launch setting of high- accuracy missiles |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU95101364A RU2150124C1 (en) | 1995-01-31 | 1995-01-31 | Method for pre-launch setting of high- accuracy missiles |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU95101364A RU95101364A (en) | 1996-11-10 |
| RU2150124C1 true RU2150124C1 (en) | 2000-05-27 |
Family
ID=20164411
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU95101364A RU2150124C1 (en) | 1995-01-31 | 1995-01-31 | Method for pre-launch setting of high- accuracy missiles |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2150124C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2558407C2 (en) * | 2013-12-26 | 2015-08-10 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия войсковой противовоздушной обороны Вооруженных Сил Российской Федерации имени Маршала Советского Союза А.М. Василевского" Министерства Обороны Российской Федерации | Detection of air target inclined range by target specified speed |
| RU2604592C2 (en) * | 2015-04-28 | 2016-12-10 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method of azimuthal targeting launcher |
| RU2691131C1 (en) * | 2018-08-03 | 2019-06-11 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method of aiming cruise missiles in vertical launchers |
| RU2704581C1 (en) * | 2018-11-29 | 2019-10-29 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method of aiming cruise missiles of an inclined start |
-
1995
- 1995-01-31 RU RU95101364A patent/RU2150124C1/en active
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| Сетевые спутниковые радионавигационные системы /Под ред. Шебшаевича В.С. - М.: Радио и связь, 1993, c.408. * |
| Фролов В.С. Инерционное управление ракетами. - М.; Воениздат, 1975, c.240. Липтон А. Выставка инерциальных систем на подвижном основании. - М.: Наука, 1971, c.130. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2558407C2 (en) * | 2013-12-26 | 2015-08-10 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия войсковой противовоздушной обороны Вооруженных Сил Российской Федерации имени Маршала Советского Союза А.М. Василевского" Министерства Обороны Российской Федерации | Detection of air target inclined range by target specified speed |
| RU2604592C2 (en) * | 2015-04-28 | 2016-12-10 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method of azimuthal targeting launcher |
| RU2691131C1 (en) * | 2018-08-03 | 2019-06-11 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method of aiming cruise missiles in vertical launchers |
| RU2704581C1 (en) * | 2018-11-29 | 2019-10-29 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method of aiming cruise missiles of an inclined start |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU95101364A (en) | 1996-11-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP0547637B1 (en) | Autonomous precision weapon delivery using synthetic array radar | |
| US4204210A (en) | Synthetic array radar command air launched missile system | |
| JP2625360B2 (en) | Relative guidance method using global positioning system | |
| US4589610A (en) | Guided missile subsystem | |
| US6281841B1 (en) | Direction determining apparatus | |
| EP1718918B1 (en) | Rf attitude measurement system and method | |
| US4954837A (en) | Terrain aided passive range estimation | |
| EP0709691B1 (en) | Combined SAR monopulse and inverse monopulse weapon guidance | |
| US3953856A (en) | Method and apparatus for mapping and similar applications | |
| EP0093603A1 (en) | Moving target ordnance control | |
| US6150979A (en) | Passive ranging using global positioning system | |
| RU2408846C1 (en) | Method of command guidance of aircraft to ground targets | |
| Goswami et al. | Potential of Multi-constellation Global Navigation Satellite System in Indian Missile Test Range Applications. | |
| Klotz et al. | GPS-aided navigation and unaided navigation on the joint direct attack munition | |
| EP0583972A1 (en) | Improvements in and relating to precision targeting | |
| US3643259A (en) | Navigation satellite system employing time synchronization | |
| RU2150124C1 (en) | Method for pre-launch setting of high- accuracy missiles | |
| US3902684A (en) | Method and system for airborne missile guidance | |
| WO2007063537A1 (en) | A method and system for locating an unknown emitter | |
| RU2678371C2 (en) | Mobile objects coordinates and axes position angles determining method by means of installed on objects and observation points atomic clocks | |
| US8513580B1 (en) | Targeting augmentation for short-range munitions | |
| US20240128993A1 (en) | Coordinate Frame Projection Using Multiple Unique Signals Transmitted from a Localized Array of Spatially Distributed Antennas | |
| US3246326A (en) | Air-borne navigation system | |
| RU2778179C1 (en) | Method for short-range aviation navigation | |
| Schmidt et al. | Precision strike concepts exploiting relative GPS techniques |