RU2187781C2 - Guided missile guidance system - Google Patents
Guided missile guidance system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2187781C2 RU2187781C2 RU2000117586A RU2000117586A RU2187781C2 RU 2187781 C2 RU2187781 C2 RU 2187781C2 RU 2000117586 A RU2000117586 A RU 2000117586A RU 2000117586 A RU2000117586 A RU 2000117586A RU 2187781 C2 RU2187781 C2 RU 2187781C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input
- output
- inputs
- gate
- outputs
- Prior art date
Links
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области вооружения, в частности к артиллерийским управляемым снарядам с лазерной головкой самонаведения. The invention relates to the field of armament, in particular to artillery guided projectiles with a laser homing head.
Известна система наведения управляемого снаряда [1], содержащая головку самонаведения, гироскоп инерциальный и рулевой привод, выход "захват" головки самонаведения соединен с первым входом 1-ой схемы И и через инвентор - с первым входом второй схемы И, вторые входы 1-ой и 2-ой схем И соединены соответственно со 2-м и 3-им выходами гироскопа инерциального, выхода "-y", "+y", "+z" и "-z" головки самонаведения соединены соответственно с первым, вторым, третьим и четвертым расширителями импульсов, выход первого расширителя импульсов соединен с первым входом 1-ой схемы ИЛИ, третий вход которой соединен с выходом 1-ой схемы И и со входом "Компенсация" ГСМ, а ее выход соединен со входом 1-го усилителя мощности, выход второго расширителя импульсов соединен с первым входом 2-ой схемы ИЛИ, второй вход которой соединен с выходом 2-ой схемы И, а выход 2 схемы ИЛИ соединен со входом второго усилителя мощности, выходы 3-го и 4-го расширителей импульсов соединены соответственно со входами третьего и четвертого усилителей мощности, выходы первого, второго, третьего и четвертого усилителей мощности соединены соответственно с первыми входами 1-ой, 2-ой, 3-ей и 4-ой обмоток управления, вторые входы которых соединены с 4-м выходом гироскопа инерциального и источником питания. A known guidance system of a guided projectile [1], comprising a homing head, an inertial gyroscope and a steering gear, an output "capture" of a homing head is connected to the first input of the 1st circuit And and through the inventory - to the first input of the second circuit And, the second inputs of the 1st and 2nd circuits And are connected respectively to the 2nd and 3rd outputs of the inertial gyroscope, the outputs "-y", "+ y", "+ z" and "-z" of the homing head are connected respectively to the first, second, third and a fourth pulse expander, the output of the first pulse expander is connected to the first input 1st OR circuit, the third input of which is connected to the output of the 1st AND circuit and the input "Compensation" of fuel and lubricants, and its output is connected to the input of the 1st power amplifier, the output of the second pulse expander is connected to the first input of the 2nd OR circuit the second input of which is connected to the output of the 2nd AND circuit, and the output of the 2 OR circuit is connected to the input of the second power amplifier, the outputs of the 3rd and 4th pulse extenders are connected respectively to the inputs of the third and fourth power amplifiers, the outputs of the first, second, the third and fourth power amplifiers are connected respectively Accordingly, with the first inputs of the 1st, 2nd, 3rd and 4th control windings, the second inputs of which are connected to the 4th output of the inertial gyroscope and the power source.
Недостатком данной системы наведения является тот факт, что при мортирной стрельбе с углами метания 65-85o вследствие почти вертикального подхода УАС к цели команда компенсации веса снаряда, действующая в вертикальной плоскости перпендикулярно вектору скорости УАС (или с точностью до углов колебаний УАС, действующая перпендикулярно его продольной оси) приводит к дополнительному смещению (техническому рассеиванию) его относительно цели, что снижает вероятность выбора снарядом начального промаха, увеличивает амплитуду колебаний снаряда при его наведении на цель и приводит тем самым к снижению точности работы системы наведения.The disadvantage of this guidance system is the fact that during mortar shooting with throwing angles of 65-85 o due to the almost vertical approach of the UAE to the target, the projectile weight compensation team acting in the vertical plane is perpendicular to the velocity of the UAE (or accurate to the angles of oscillation of the UAE, acting perpendicularly its longitudinal axis) leads to an additional displacement (technical dispersion) of it relative to the target, which reduces the probability of the shell choosing the initial miss, increases the amplitude of the shell’s vibrations when it is aimed at the target and thereby leads to a decrease in the accuracy of the guidance system.
Задачей настоящего предложения является устранение указанного недостатка, т.е. обеспечение более высокой точности работы системы наведения за счет отключения сигналов компенсации веса с гироскопа инерциального при мортирной стрельбе. The objective of this proposal is to eliminate this drawback, i.e. providing higher accuracy of the guidance system by disabling weight compensation signals from the inertial gyroscope during mortar shooting.
Поставленная задача достигается тем, что в систему наведения, содержащую головку самонаведения, гироскоп инерциальный, рулевой привод, первый, второй, третий и четвертый расширители импульсов, инвентор, первый и второй элементы И, первый и второй элементы ИЛИ, первый, второй, третий и четвертый усилители мощности и первую, вторую, третью и четвертую обмотки управления, причем выход "Захват" головки самонаведения соединен с первым входом второго элемента И и через инвертор - с первым входом второго элемента И, вторые входы которых соединены соответственно со вторым и третьим выходами гироскопа инерциального, выход первого элемента И соединен со входом "Компенсация" ГСН и с третьим входом первого элемента ИЛИ, выход которого соединен со входом первого усилителя мощности, выход второго элемента И соединен со вторым входом второго элемента ИЛИ, выход которого соединен со входом второго усилителя мощности, выходы "-y", "+y", "+z", "-z" головки самонаведения соединены соответственно со входами первого, второго, третьего и четвертого расширителей импульсов, выходы первого и второго расширителей импульсов соединены соответственно с первыми входами первого и второго элементов ИЛИ, выходы третьего и четвертого расширителей импульсов соединены соответственно со входами третьего и четвертого усилителей мощности, выходы первого, второго, третьего и четвертого усилителей мощности соединены соответственно с первыми входами первой, второй, третьей и четвертой обмоток управления, вторые входы которых соединены с четвертым выходом гироскопа инерциального и источником питания бортовой аппаратуры, введены блок установки вида стрельбы и третий элемент И, причем выход блока установки соединен с третьими входами первого и второго элементов И и вторым входом третьего элемента И, первый вход которого соединен с первым выходом гироскопа инерциального, а его выход соединен со вторым входом первого элемента ИЛИ. The task is achieved in that in the guidance system containing the homing head, inertial gyroscope, steering gear, first, second, third and fourth pulse expanders, inventory, first and second elements AND, first and second elements OR, first, second, third and the fourth power amplifiers and the first, second, third and fourth control windings, the output of the "Capture" of the homing head is connected to the first input of the second element And through the inverter to the first input of the second element And, the second inputs of which are connected to respectively, with the second and third outputs of the inertial gyroscope, the output of the first element AND is connected to the compensation input of the GOS and to the third input of the first OR element, the output of which is connected to the input of the first power amplifier, the output of the second element And is connected to the second input of the second OR element, output which is connected to the input of the second power amplifier, the outputs "-y", "+ y", "+ z", "-z" of the homing head are connected respectively to the inputs of the first, second, third and fourth pulse expanders, the outputs of the first and second expansion pulse amplifiers are connected respectively to the first inputs of the first and second OR elements, outputs of the third and fourth pulse extenders are connected respectively to the inputs of the third and fourth power amplifiers, the outputs of the first, second, third and fourth power amplifiers are connected respectively to the first inputs of the first, second, third and the fourth control windings, the second inputs of which are connected to the fourth output of the inertial gyroscope and the power supply of the on-board equipment, an installation unit of the form with relby and third AND gate, the output block of the third inputs connected to first and second AND gates and the second input of the third AND gate, a first input coupled to the first output of the inertial gyroscope and its output connected to the second input of the first OR gate.
На чертеже представлена структурная схема системы наведения. The drawing shows a structural diagram of a guidance system.
Система наведения состоит из головки самонаведения 1, гироскопа инерциального 2, рулевого привода 3, первого 4, второго 5, третьего 6 и четвертого 7 расширителей импульсов, инвертора 8, первого 10, второго 11 и третьего 9 элементов И, первого 12 и второго 13 элементов ИЛИ, первого 14, второго 15, третьего 16 и четвертого 17 усилителей мощности, первой 18, второй 19, третьей 20 и четвертой 21 обмоток управления и блока установки вида стрельбы 22. The guidance system consists of a homing head 1, an inertial gyroscope 2, a steering gear 3, a first 4, a second 5, a third 6 and a fourth 7 pulse expanders, an inverter 8, a first 10, a second 11 and a third 9 elements And, the first 12 and second 13 elements OR, first 14, second 15, third 16 and fourth 17 power amplifiers, first 18, second 19, third 20 and fourth 21 control windings and firing type setting unit 22.
Причем выход "Захват" головки самонаведения 1 соединен с первым входом первого элемента И 10 и через инвертор 8 - с первым входом второго элемента И 11, вторые входы которых соединены соответственно со вторым и третьим выходом гироскопа инерциального 2, выход первого элемента И 10 соединен со входом "Компенсация" ГСН 1 и с третьим входом первого элемента ИЛИ 12, выход которого соединен со входом первого усилителя мощности 14, выход второго элемента И 11 соединен со вторым входом второго элемента ИЛИ 13, выход которого соединен со входом второго усилителя мощности 15, выходы "-y", "+y", "+z", "-z" головки самонаведения 1 соединены соответственно со входами первого 4, второго 5, третьего 6 и четвертого 7 расширителей импульсов, выходы первого 4 и второго 5 расширителей импульсов соединены соответственно с первыми входами первого 12 и второго 13 элементов ИЛИ, выходы третьего 6 и четвертого 7 расширителей импульсов соединены соответственно со входами третьего 16 и четвертого 17 усилителей мощности, выходы первого 14, второго 15, третьего 16 и четвертого 17 усилителей мощности соединены соответственно с первыми входами первой 18, второй 19, третьей 20 и четвертой 21 обмоток управления, вторые входы которых соединены с четвертым выходом гироскопа инерциального 2 и источником питания бортовой аппаратуры, выход блока установки 22 соединен с третьими входами первого 10 и второго 11 элементов И и вторым входом третьего элемента И 9, первый вход которого соединен с первым выходом гироскопа инерциального 2, а его выход соединен со вторым входом первого 12 элемента ИЛИ. Moreover, the output "Capture" of the homing head 1 is connected to the first input of the first element And 10 and through the inverter 8 to the first input of the second element And 11, the second inputs of which are connected respectively to the second and third output of the inertial gyroscope 2, the output of the first element And 10 is connected to the compensation input of the GOS 1 and with the third input of the first element OR 12, the output of which is connected to the input of the first power amplifier 14, the output of the second element And 11 is connected to the second input of the second element OR 13, the output of which is connected to the input of the second amplifier dividing power 15, outputs "-y", "+ y", "+ z", "-z" of homing head 1 are connected respectively to the inputs of the first 4, second 5, third 6 and fourth 7 pulse expanders, the outputs of the first 4 and second 5 pulse extenders are connected respectively to the first inputs of the first 12 and second 13 elements OR, outputs of the third 6 and fourth 7 pulse extenders are connected respectively to the inputs of the third 16 and fourth 17 power amplifiers, outputs of the first 14, second 15, third 16 and fourth 17 power amplifiers connected respectively to the first the inputs of the first 18, second 19, third 20 and fourth 21 control windings, the second inputs of which are connected to the fourth output of the inertial gyroscope 2 and the power supply of the on-board equipment, the output of the installation unit 22 is connected to the third inputs of the first 10 and second 11 elements And and the second input of the third element And 9, the first input of which is connected to the first output of the inertial gyroscope 2, and its output is connected to the second input of the first 12 element OR.
Головка самонаведения 1, гироскоп инерциальный 2, рулевой привод 3, первый 4, второй 5, третий 6, четвертый 7 расширители импульсов, инвертор 8, третий элемент И 9, первый 12 и второй 13 элементы ИЛИ, первый 14, второй 15, третий 16, четвертый 17 усилители мощности могут быть выполнены как в прототипе, первый 10 и второй 11 элементы И могут быть выполнены на микросхемах серии 561, см. В.Л. Шило. Популярные цифровые микросхемы. М.: Радио и связь, 1987. Блок установки 22 может быть выполнен, например, на базе устройства установочного 9Э140. Homing 1, inertial gyroscope 2, steering gear 3, first 4, second 5, third 6, fourth 7 pulse extenders, inverter 8, third element And 9, first 12 and second 13 elements OR, first 14, second 15, third 16 , the fourth 17 power amplifiers can be performed as in the prototype, the first 10 and second 11 elements And can be performed on 561 series microcircuits, see V.L. Awl. Popular digital circuits. M .: Radio and communication, 1987. The installation unit 22 can be performed, for example, on the basis of the installation device 9E140.
Работает система следующим образом. The system works as follows.
Перед выстрелом на снаряде с помощью блока установки устанавливают тип стрельбы - настильная или мортирная - в зависимости от обстановки. При этом на выходе блока установки может присутствовать сигнал Лог.1 (настильная траектория) или сигнал Лог.0 (мортирная траектория). Before firing on a projectile, using the installation unit, the type of firing is set - flat or mortar - depending on the situation. At the same time, at the output of the installation unit, a Log.1 signal (flat trajectory) or a Log.0 signal (mortar trajectory) may be present.
Пусть стрельба ведется настильными траекториями. При выстреливании снаряда от бойка орудия воспламеняется метательный заряд и под действием давления газов снаряд выстреливается из орудия. Let the shooting be carried out by flat trajectories. When a projectile is fired from a striker, the propellant is ignited and under the influence of gas pressure the projectile is fired from the gun.
В определенный момент времени разорретируется и раскручивается ротор гироскопа инерциального 2, выходят на режим батареи питания бортовой аппаратуры и головки самонаведения 1, отделяется блок носовой, открывается входной зрачок ГСН. At a certain point in time, the rotor of the inertial gyroscope 2 is released and untwisted, they enter the battery mode of the on-board equipment and homing head 1, the nasal block is separated, the entrance pupil of the seeker is opened.
После разгона ротора гироскопа инерциального последний приобретает гироскопические свойства и его главная ось запоминает положение продольной оси снаряда в момент разорретирования. After acceleration of the inertial gyro rotor, the latter acquires gyroscopic properties and its main axis remembers the position of the longitudinal axis of the projectile at the time of sizing.
При подлете снаряда к цели и при приеме отраженных от цели импульсов лазерного излучения ГСН осуществляет захват цели. После раскрутки ротора ГСН формирует сигнал "Захват", который поступает на первый вход первого элемента И 10 и через инвертор 8 - на первый вход второго элемента И 11. При этом на третьи входы первого 10 и второго 11 и на второй вход третьего 9 элементов И поступает сигнал Лог.1 с выхода блока установки 22, разрешая прохождение сигналов с первого и второго выходов гироскопа инерциального 2. С выхода первого элемента И 10 сигнал поступает на вход "Компенсация" ГСН и на третий вход первого элемента ИЛИ 12, на второй вход которого поступает сигнал с выхода третьего элемента И 9. С выхода первого элемента ИЛИ 12 сигнал через первый усилитель мощности 14 поступает на первую обмотку управления 18, т.о. осуществляется компенсация силы тяжести на участке самонаведения. When the projectile approaches the target and when receiving laser pulses reflected from the target, the GOS captures the target. After spinning the rotor, the seeker generates a "Capture" signal, which is fed to the first input of the first element And 10 and through the inverter 8 to the first input of the second element And 11. In this case, the third inputs of the first 10 and second 11 and the second input of the third 9 elements And signal Log.1 comes from the output of the installation unit 22, allowing the passage of signals from the first and second outputs of the inertial gyroscope 2. From the output of the first element And 10, the signal goes to the input "Compensation" of the GOS and to the third input of the first element OR 12, the second input of which the output signal t the third element And 9. From the output of the first element OR 12, the signal through the first power amplifier 14 is supplied to the first control winding 18, i.e. Gravity compensation is carried out in the homing area.
ГСН начинает вырабатывать управляющие импульсы на выходе "-y", "+y", "+z", "-z". Эти импульсы, пройдя через первый 4, второй 5, третий 6 и четвертый 7 расширители импульсов, поступают соответственно на первые входы первого 12 и второго 13 элементов ИЛИ, а с их выходов сигналы управления "-y" и "+y" поступают через первый усилитель мощности 14 и второй усилитель мощности 15 на входы первой 18 и второй 19 обмоток управления, сигналы "+z" и "-z" через третий 16 и четвертый 17 усилители мощности поступают на третью 20 и четвертую 21 обмотки управления. Под действием этих сигналов происходит наведение снаряда на цель до ее поражения. The seeker starts to generate control pulses at the output "-y", "+ y", "+ z", "-z". These pulses, passing through the first 4, second 5, third 6 and fourth 7 pulse expanders, respectively, are fed to the first inputs of the first 12 and second 13 OR elements, and from their outputs the control signals "-y" and "+ y" come through the first power amplifier 14 and a second power amplifier 15 to the inputs of the first 18 and second 19 control windings, the signals "+ z" and "-z" through the third 16 and fourth 17 power amplifiers are supplied to the third 20 and fourth 21 of the control windings. Under the influence of these signals, the projectile is aimed at the target before it is hit.
Если же стрельба ведется мортирными траекториями, то на выходе блока установки 22 действует сигнал Лог.0, который поступает на третьи входы первого 10 и второго 11 и на второй вход третьего 9 элементов И. If the shooting is carried out by mortar paths, then at the output of the installation unit 22 the signal Log.0 acts, which is fed to the third inputs of the first 10 and second 11 and to the second input of the third 9 elements I.
Сигнал Лог. 0 блокирует прохождение сигналов компенсации силы тяжести с выходов гироскопа инерциального 2, и управление снарядом осуществляется только под действием сигналов "-y", "+y", "+z" и "-z", вырабатываемых головкой самонаведения аналогично тому, как было описано при стрельбе настильными траекториями. Signal Log. 0 blocks the passage of gravity compensation signals from the outputs of the inertial gyroscope 2, and the projectile is controlled only by the signals "-y", "+ y", "+ z" and "-z" generated by the homing head in the same way as described when shooting flat trajectories.
Таким образом, введение блока установки вида стрельбы и третьего элемента И с соответствующими связями позволяет осуществлять наведение снаряда на цель с высокой точностью при стрельбе любыми траекториями, что расширяет возможности системы наведения управляемыми снарядами. Thus, the introduction of a shooting type installation unit and a third AND element with appropriate connections allows the projectile to be aimed at the target with high accuracy when firing any trajectories, which expands the capabilities of the guided projectile guidance system.
Источники информации
1. "Система наведения управляемого снаряда". Патент 2138768 от 03.08.98, заявка 98115074.Sources of information
1. "Guided projectile guidance system." Patent 2138768 from 08/03/98, application 98115074.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000117586A RU2187781C2 (en) | 2000-07-03 | 2000-07-03 | Guided missile guidance system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000117586A RU2187781C2 (en) | 2000-07-03 | 2000-07-03 | Guided missile guidance system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2000117586A RU2000117586A (en) | 2002-04-27 |
| RU2187781C2 true RU2187781C2 (en) | 2002-08-20 |
Family
ID=20237286
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2000117586A RU2187781C2 (en) | 2000-07-03 | 2000-07-03 | Guided missile guidance system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2187781C2 (en) |
-
2000
- 2000-07-03 RU RU2000117586A patent/RU2187781C2/en active
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| TWI480500B (en) | In-flight programming of trigger time of a projectile | |
| US8563910B2 (en) | Systems and methods for targeting a projectile payload | |
| US5788180A (en) | Control system for gun and artillery projectiles | |
| US6565036B1 (en) | Technique for improving accuracy of high speed projectiles | |
| NO339338B1 (en) | Steering projectiles towards a target based on instructions during swiping | |
| RU2527609C1 (en) | Guided artillery round | |
| RU2187781C2 (en) | Guided missile guidance system | |
| GB2073382A (en) | Method of compensation for target location changes when firing ballistic missiles | |
| CN104677191A (en) | Photoelectric intelligent gun, controllable explosive and working method | |
| RU2111445C1 (en) | Individual-use guided anti-aircraft missile | |
| RU2336486C2 (en) | Complex of aircraft self-defense against ground-to-air missiles | |
| RU2707637C1 (en) | Air target striking method | |
| RU2297588C1 (en) | Method for guidance of telecontrolled missile with control surfaces deployed after launch | |
| RU2138768C1 (en) | Missile guidance system | |
| RU2814323C1 (en) | Method of controlling flight of rocket missiles and system for its implementation | |
| RU2102684C1 (en) | Tank armament control system | |
| JP2002181495A (en) | Small aperture shooting control device and ammunition | |
| RU2263874C1 (en) | Method of a rocket control | |
| RU2649286C1 (en) | Method of shot synchronization when firing guided artillery armament system | |
| RU2234041C2 (en) | Method for guidance of telecontrolled missile | |
| RU2419060C2 (en) | Infrared missile seeker non-sensitive to generators of infrared pulse interference | |
| RU2168691C1 (en) | Salvo-fire jet-propelled system | |
| JPS5828998A (en) | Side acceleration control method for missile and corresponding arm device | |
| RU2293284C1 (en) | Arrangement for destruction of air targets | |
| RU2165589C1 (en) | Method for fire by artillery guided missile |