RU2240486C1 - Method for guidance of guided missile - Google Patents
Method for guidance of guided missile Download PDFInfo
- Publication number
- RU2240486C1 RU2240486C1 RU2003133123/02A RU2003133123A RU2240486C1 RU 2240486 C1 RU2240486 C1 RU 2240486C1 RU 2003133123/02 A RU2003133123/02 A RU 2003133123/02A RU 2003133123 A RU2003133123 A RU 2003133123A RU 2240486 C1 RU2240486 C1 RU 2240486C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- missile
- guidance
- target
- control
- deviation
- Prior art date
Links
Abstract
Description
Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к способам наведения управляемых ракет, в частности, устанавливаемых в составе комплексов управляемого ракетного вооружения как на наземных установках, так и на различных объектах, таких, например, как танки, боевые машины пехоты, самоходные пусковые установки и др.The invention relates to military equipment, and more specifically to methods for guiding guided missiles, in particular, installed as part of guided missile systems both on ground installations and at various objects, such as, for example, tanks, infantry fighting vehicles, self-propelled launchers and etc.
Наведение снарядов и управляемых ракет в процессе их полета позволяет существенно повысить точность комплексов вооружения сухопутных войск, устанавливаемых как на земле, так и на различных подвижных объектах: танках, боевых машинах пехоты, самоходных пусковых установках и др. Существенно возрастает огневая мощь таких машин и за счет дополнения обычного вооружения (артиллерийского или стрелкового) управляемым ракетным вооружением.Aiming shells and guided missiles during their flight can significantly improve the accuracy of weapons systems of the ground forces, installed both on the ground and in various moving objects: tanks, infantry fighting vehicles, self-propelled launchers, etc. The firepower of such vehicles increases significantly. through the addition of conventional weapons (artillery or small arms) with guided missile weapons.
В настоящее время известны различные способы наведения управляемых ракет и снарядов. От эффективности способа наведения зависит и эффективность комплекса вооружения боевой машины в целом.Currently, various methods of guiding guided missiles and shells are known. The effectiveness of the weapon system of the combat vehicle as a whole depends on the effectiveness of the guidance method.
Известен способ наведения управляемых ракет первого поколения, заключающийся в наведении наводчиком (оператором) на цель линии прицеливания, глазомерном измерении отклонения от нее управляемой ракеты, воздействии на органы управления ракетой в соответствии с этими отклонениями до совмещения управляемой ракеты с целью (см., например, Л.Н.Латухин, Противотанковое вооружение. - М.: Воениздат. 974, с.192-236). К первому поколению относятся управляемые (противотанковые) ракеты с ручными системами наведения: французские ΣΣ-10, ΣΣ-11, ΣΣ-12, "Энтак", английские "Виджилент", "Малкара", западногерманская "Кобра шведская "Бантам", швейцарская "Москито-64", отечественные "Шмель", "Фаланга", "Малютка" и др.There is a method of pointing guided missiles of the first generation, which consists in pointing the aiming line at the target, the eye measuring the deviation of the guided missile from it, affecting the missile controls in accordance with these deviations before combining the guided missile with the target (see, for example, L.N. Latukhin, Anti-tank weapons. - M.: Military Publishing. 974, p. 192-236). The first generation includes guided (anti-tank) missiles with manual guidance systems: French ΣΣ-10, ΣΣ-11, ΣΣ-12, Entak, English Vigilent, Malkara, West German Swedish Cobra Bantam, Swiss Mosquito-64 ", domestic" Bumblebee "," Phalanx "," Baby ", etc.
ПТУР первого поколения и способы и ведения имеют очевидные недостатки: невысокая скорость движения ракеты реализуемая в них, а следовательно, и очень большое время полета (20-25 с) наличие не поражаемой зоны перед огневой позицией глубиной 300-600 м, малая скорострельность по сравнению с другими противотанковыми средствами и др. Обучение личного состава правилам стрельбы и практическим навыкам очень дорого и сложно, так как ручное отравление требует строгого отбора и тщательного обучения операторов, низкая скорость полета ракеты требует от оператора непрерывного визуального слежения за ракетой и целью и управления ракетой на всей траектории. Поэтому к наводчикам (операторам) ГПУР предъявляются строгие требования. Для обучения и периодических тренировок наводчиков управляемых ракет с ручной системой наведения требуются сложные электронно-оптические тренажеры. Кроме того, при таком способе управления практически невозможно устранить один из основных недостатков: низкую скорость полета управляемой ракеты. Дело в том, что при увеличении скорости полета ракеты работа наводчика сильно усложняется, поскольку управление обычно осуществляется с помощью команд, основанных на учете взаимного положения ракеты и цели. Наводчик физически не успевает своевременно реагировать на изменения направления полета скоростной ракеты. Он также испытывает значительные трудности при выводе ракеты на линию прицеливания. Во избежание клевка ракеты о землю вблизи пусковой установки (стреляющего объекта) последней придают значительный угол возвышения. В результате и образуется (см. выше) необстреливаемая зона, размеры в 600-700 м.First-generation ATGMs and methods and operations have obvious drawbacks: the low speed of the rocket’s movement realized in them, and, consequently, a very long flight time (20-25 s), the presence of an unaffected zone in front of the firing position with a depth of 300-600 m, low rate of fire compared to with other anti-tank weapons, etc. Training personnel in shooting rules and practical skills is very expensive and difficult, as manual poisoning requires rigorous selection and thorough training of operators, low missile flight speed requires an operator of continuous visual tracking of the missile and the target and control of the missile along the entire trajectory. Therefore, strict requirements are imposed on gunners (operators) of the gas control system. For training and periodic training of guided missile gunners with a manual guidance system, sophisticated electron-optical simulators are required. In addition, with this control method it is practically impossible to eliminate one of the main disadvantages: the low flight speed of the guided missile. The fact is that with an increase in the flight speed of the rocket, the work of the gunner is greatly complicated, since control is usually carried out using commands based on the relative position of the rocket and the target. The gunner physically does not have time to respond in a timely manner to changes in the direction of flight of a high-speed rocket. He also experiences significant difficulties in bringing the rocket to the line of sight. In order to avoid pecking the rocket on the ground near the launcher (firing object), the latter give a significant elevation angle. As a result, an unshielded zone is formed (see above), dimensions of 600-700 m.
Известен способ наведения управляемой ракеты комплекса управляемого ракетного вооружения 9К112-1 “Кобра” (см., например, Комплекс вооружения танка - Т-64Б. Материалы учебного пособия - М, ВАБТВ, 1977. С.8-51).A known method of guiding a guided missile complex guided missile weapons 9K112-1 "Cobra" (see, for example, the armament of the tank - T-64B. Materials of the manual - M, VABTV, 1977. S.8-51).
Способ наведения управляемой ракеты комплекса 9К112-1 “Кобра” заключается в формировании линии прицеливания и совмещении ее с целью, измерении системой наведения отклонения управляемой ракеты в процессе ее полета от линии прицеливания, автоматическом формировании и передаче на ракету команды управления, соответствующей этому отклонению, автоматической выработке и подаче на органы управления ракетой сигнала, соответствующего этой команде.The guidance method of the 9K112-1 “Cobra” guided missile consists in forming an aiming line and combining it with a target, measuring the deviation of the guided missile during its flight from the aiming line by the guidance system, automatically generating and transmitting to the missile a control command corresponding to this deviation, automatic generating and applying to the rocket controls a signal corresponding to this command.
Этот способ от предшествующего отличается тем, что непрерывное слежение за целью, совмещая с нею линию прицеливания, ведет наводчик (оператор), а слежение за ракетой, измерение ее отклонений от линии прицеливания, выработка и передача команд на борт летящей ракеты, а затем на ее органы управления производятся системой наведения автоматически. Этот способ по сравнению с предшествующим обеспечивает (см. там же):This method differs from the previous one in that the gunner (operator) conducts continuous tracking of the target, combining the aiming line with it, and tracking the missile, measuring its deviations from the aiming line, generating and transmitting commands on board the flying rocket, and then on it controls are made by the guidance system automatically. This method in comparison with the previous one provides (see ibid.):
увеличение скорости полета ракеты до 220-500 м/с;increase in missile flight speed up to 220-500 m / s;
уменьшение времени полета ракеты на предельную дальность;reducing the flight time of the rocket to the maximum range;
уменьшение “мертвой зоны” до 75 м и менее от огневой позиции;reduction of the “dead zone" to 75 m or less from the firing position;
более высокую эффективность и стабильность результатов стрельбы в разнообразных ситуациях противотанкового боя;higher efficiency and stability of firing results in various situations of anti-tank combat;
упрощение работы оператора (его функции сводятся лишь к совмещению линии прицеливания с целью, а команды управления вырабатываются и передаются на ракету автоматически), что повышает точность стрельбы и сводит к минимуму влияние на ее результаты индивидуальных данных оператора;simplification of the operator’s work (its functions are reduced only to combining the aiming line with the target, and control commands are generated and transmitted to the rocket automatically), which increases the accuracy of shooting and minimizes the impact on the results of individual operator data;
облегчение отбора операторов, упрощение процесса и уменьшение стоимости обучения.facilitating the selection of operators, simplifying the process and reducing the cost of training.
Однако этому способу также свойственны недостатки. Необходимость продолжительного по времени удержания линии прицеливания на цели приводит к возникновению опасности ее потери при появлении в поле зрения наводчика световых или пыледымовых помех. Наличие на борту ракеты мощного источника света, необходимого для образования световой обратной связи и замкнутого контура управления, затрудняет наводчику слежение за целью, создавая ему световую помеху. Если же передача команд управления на борт ракеты происходит по радиоканалу, то со стороны противника возможно противодействие путем применения по стреляющему комплексу противорадиолокационных управляемых ракет.However, this method also has disadvantages. The need for a long-term retention of the line of sight on the target leads to the danger of losing it when light or dust noise appears in the gunner’s field of vision. The presence on board the rocket of a powerful light source, necessary for the formation of light feedback and a closed control loop, makes it difficult for the gunner to track the target, creating him light interference. If the transfer of control commands on board the rocket occurs via radio channel, then from the enemy’s side it is possible to counter by using anti-radar guided missiles on the firing complex.
Известен также способ наведения управляемой ракеты по патенту Российской Федерации №02192603 с приоритетом от 4.07.2000 г. Этот способ по технической сути существенным признакам является наиболее близким к заявляемому и принят за его прототип. Одновременно он является и базовым объектом предлагаемого способа. Способ наведения управляемой ракеты на цель по патенту №2192603 заключается в формировании линии прицеливания и совмещении ее с целью, измерении системой наведения отклонения управляемой ракеты от линии прицеливания в процессе ее полета, автоматическом формировании и передаче на ракету команды управления, соответствующей этому отклонению, автоматической выработке и подаче на органы управления ракетой сигнала, соответствующего этой команде, формировании и совмещении с целью второй линии прицеливания, измерении отклонения ракеты от второй линии прицеливания, формировании в соответствии с ее отклонением от второй линии прицеливания второй команды управления и выработке сигнала на органы управления ракетой в соответствии с суммой первой и второй команд управления, при этом вторую линию прицеливания формируют под острым углом к первой.There is also a known method of guiding a guided missile according to the patent of the Russian Federation No. 02192603 with a priority of July 4, 2000. This method is technically the essential features are closest to the claimed and adopted for its prototype. At the same time, it is also the basic object of the proposed method. The method of guiding a guided missile at a target according to patent No. 2192603 consists in forming an aiming line and combining it with a target, measuring the deviation of a guided missile from an aiming line during its flight by the guidance system, automatically generating and transmitting to the missile a control command corresponding to this deviation, automatic generation and applying to the missile control organs a signal corresponding to this command, forming and combining for the purpose of the second line of sight, measuring the deviation of the missile from the second oh aiming line, forming in accordance with its deviation from the second aiming line of the second control command and generating a signal to the missile control elements in accordance with the sum of the first and second control commands, while the second aiming line is formed at an acute angle to the first.
В этом способе достигнут качественно новый результат (увеличение коэффициента усиления) без изменения характеристик систем, что при удовлетворительной устойчивости объединенной системы обеспечивает повышение ее и точности, и быстродействия. Кроме того, совместное наведение управляемой ракеты двумя системами наведения позволяет повысить надежность ее захвата и наведения в случае выхода из строя одной из систем, а также повысить помехоустойчивость системы, так как при потере управления одной системой из-за световых или пыледымовых помех наведение продолжает вторая. Повышается также и защищенность обоих стреляющих комплексов от противорадиационных ракет противника, так как ГСН ракеты противника, суммируя сигналы о местоположении стреляющих комплексов, расположенных на определенном удалении друг от друга, приводит к промаху (ракета противника проходит, как правило, между стреляющими объектами.In this method, a qualitatively new result was achieved (increase in gain) without changing the characteristics of the systems, which, with satisfactory stability of the combined system, provides an increase in both its accuracy and speed. In addition, the joint guidance of a guided missile by two guidance systems allows to increase the reliability of its capture and guidance in the event of failure of one of the systems, as well as to increase the noise immunity of the system, since when the loss of control of one system due to light or dust interference leads to the second. The security of both firing complexes from anti-radiation missiles of the enemy also increases, since the GOS of the enemy’s missile, summing the signals about the location of the firing complexes located at a certain distance from each other, leads to a miss (the enemy’s missile passes, as a rule, between firing objects.
Однако и этому способу свойственны недостатки. При стрельбе по маневрирующей цели как в первой, так и во второй системах наведения появляются ошибки наведения (динамические ошибки, см., например., Неупокоев Ф.К. Стрельба зенитными ракетами. - М.: Воениздат, 1970 г., с.190-204), которые при больших скоростях цели могут привести к промаху. Выходом из положения в обычных ситуациях (при одной системе наведения) может быть измерение угловой скорости движения линии прицеливания и корректирование в соответствии с этой скоростью команды управления. Однако в прототипе такая корректировка не приводит к устранению ошибок наведения. Более того, суммирование команд управления приводит к суммированию и компенсирующих поправок на ошибки наведения, что не только не дает возможности их полной компенсации, но в ряде случаев приводит к их увеличению (в случаях перекомпенсации).However, this method also has disadvantages. When firing at a maneuvering target in both the first and second guidance systems, guidance errors appear (dynamic errors, see, for example, Neupokoev F.K. Anti-aircraft missile shooting. - M.: Military Publishing House, 1970, p.190 -204), which, at high speeds, can cause a miss. The way out in ordinary situations (with one guidance system) can be measuring the angular velocity of the line of sight and adjusting the control commands in accordance with this speed. However, in the prototype, such an adjustment does not eliminate the guidance errors. Moreover, the summation of control commands leads to the summation and compensating corrections for guidance errors, which not only does not allow their full compensation, but in some cases leads to their increase (in cases of overcompensation).
Целью настоящего изобретения является повышение эффективности наведения управляемой ракеты.The aim of the present invention is to increase the guidance efficiency of guided missiles.
Указанная цель достигается тем, что в способе наведения управляемой ракеты на цель, заключающемся в формировании линии прицеливания и совмещении ее с целью, измерении системой наведения отклонения управляемой ракеты от линии прицеливания в процессе ее полета, автоматическом формировании и передаче на ракету команды управления, соответствующей этому отклонению, автоматической выработке и подаче на органы управления ракетой сигнала, соответствующего этой команде, формировании и совмещении с целью второй линии прицеливания, образующей с первой прицельной линией острый угол, измерении отклонения ракеты от второй линии прицеливания, формировании в соответствии с ее отклонением от второй линии прицеливания второй команды управления и выработке сигнала на органы управления ракетой в соответствии с суммой первой и второй команд управления дополнительно измеряют угловые скорости линий прицеливания, формируют поправки на угловые скорости линий прицеливания, определяют большую из них по модулю и суммируют ее с сигналом, подаваемым на органы управления ракетой.This goal is achieved by the fact that in the method of guiding a guided missile at a target, which consists in forming an aiming line and combining it with a target, measuring with a guidance system the deviation of a guided missile from an aiming line in the course of its flight, automatically generating and transmitting a control command corresponding to this to the missile rejecting, automatically generating and applying to the missile control bodies a signal corresponding to this command, forming and combining with the goal the second aiming line forming an acute angle with the first sighting line, measuring the deviation of the missile from the second aiming line, forming, in accordance with its deviation from the second aiming line, a second control command and generating a signal to the missile control organs in accordance with the sum of the first and second control commands, the angular velocity of the aiming lines is additionally measured , form corrections for the angular velocities of the aiming lines, determine the largest of them modulo and summarize it with the signal supplied to the rocket controls.
Изобретение поясняется чертежом, на котором показаны принцип формирования двух линий прицеливания траектории полета управляемой ракеты и приняты следующие обозначения:The invention is illustrated in the drawing, which shows the principle of the formation of two lines of aiming the trajectory of the guided missile and the following notation:
1,1′ - цель (Ц), 2 - первая линия прицеливания (ЛП1), 3 - вторая линия прицеливания (ЛП2), 4 - управляемая ракета (УР), 5 - траектория управляемой ракеты, 6 - первый стреляющий объект, 7 - второй стреляющий объект - γ, γ′ - острый угол между первой и второй линиями прицеливания, Дmin - минимальная дальность начала совместного наведения управляемой ракеты, Дц - дальность до цели, ψ - угол расходимости поля (луча) управления системы наведения управляемой ракеты.1,1 ′ - target (C), 2 - first aiming line (PL 1 ), 3 - second aiming line (PL 2 ), 4 - guided missile (SD), 5 - guided missile trajectory, 6 - first firing object, 7 - the second firing object - γ, γ ′ - the sharp angle between the first and second aiming lines, D min - the minimum starting distance of the joint guidance of the guided missile, D c - the distance to the target, ψ - the divergence angle of the field (beam) of the control of the guided guidance system rockets.
Реализация (работа) предлагаемого способа происходит следующим образом. При стрельбе по неподвижной цели оба стреляющих объекта устанавливаются, как и в прототипе, таким образом относительно цели и друг относительно друга, чтобы в соответствии с их техническими характеристиками при одновременном визировании цели и запуске управляемой ракеты одним из них был возможен захват управляемой ракеты и ее дальнейшее наведение вторым комплексом. Например, для комплексов, реализующих прототип, расстояние между объектами должно быть не более 50 м (при стрельбе на максимальную дальность - 4000 м). Получив команду на поражение цели (при подготовленной к работе аппаратуре комплексов вооружения), наводчики стреляющих объектов совмещают линии прицеливания своих прицелов с целью 1 (см. чертеж) и один из них производит запуск управляемой ракеты Допустим, что запуск произведен с первого стреляющего объекта 6. После запуска управляемой ракеты 4 по неподвижной цели системы наведения обоих стреляющих комплексов 6 и 7 производят ее захват. Информация об отклонении управляемой ракеты от первой линии прицеливания 2 воспринимается и измеряется системой наведения первого стреляющего объекта 6, а информация об отклонении управляемой ракеты от второй линии прицеливания 3 воспринимается и измеряется системой наведения второго стреляющего объекта 7. В соответствии с измеренными отклонениями станции наведения обоих комплексов формируют команды управления К1 и К2 и по линии связи передают их на управляемую ракету 4, где они суммируются (с учетом знака) и передаются на органы управления ракеты. Сигнал управления в этом случае будет определяться, как и в прототипе, выражением:Implementation (work) of the proposed method is as follows. When shooting at a fixed target, both firing objects are set, as in the prototype, in this way relative to the target and relative to each other, so that in accordance with their technical characteristics while targeting and launching the guided missile, one of them could capture the guided missile and its further guidance by the second complex. For example, for complexes that implement the prototype, the distance between the objects should be no more than 50 m (when shooting at a maximum range of 4000 m). Having received a command to hit the target (with the equipment of the weapon systems prepared for operation), the gunners of the firing objects combine the aiming lines of their sights with target 1 (see drawing) and one of them launches a guided missile.Let's say that the launch was made from the first shooting object 6. After launching a guided missile 4 at a fixed target, the guidance systems of both firing complexes 6 and 7 make its capture. Information about the deviation of the guided missile from the first aiming line 2 is sensed and measured by the guidance system of the first firing object 6, and information about the deviation of the guided missile from the second aiming line 3 is sensed and measured by the guidance system of the second firing object 7. In accordance with the measured deviations of the guidance station of both complexes form control commands K 1 and K 2 and transfer them to a guided missile 4 via a communication line, where they are summed up (taking into account the sign) and transmitted to control bodies missile rocket. The control signal in this case will be determined, as in the prototype, by the expression:
Иу=К(К1+К2), где Иу - сигнал управления, подаваемый на органы управления ракеты К - передаточный коэффициент, К1 - команда управления, формируемая системой наведения первого стреляющего объекта 6, К2 - команда управления, формируемая системой наведения второго стреляющего объекта 7. В результате такого формирования сигнала управления ракета в процессе полета будет находиться между линиями прицеливания и, если характеристики систем наведения будут идентичными, то на равном удалении от каждой из линий прицеливания.And y = K (K 1 + K 2 ), where And y is the control signal supplied to the rocket controls K is the gear ratio, K 1 is the control command generated by the guidance system of the first shooting object 6, K 2 is the control command formed guidance system of the second firing target 7. As a result of this formation of the control signal, the missile will be between the aiming lines during the flight and, if the characteristics of the guidance systems are identical, then at equal distance from each of the aiming lines.
Согласование совместной работы систем наведения обоих стреляющих объектов происходит (при необходимости) с помощью согласующего устройства, обеспечивающего при подаче команды на запуск одной из ракеты подачу соответствующей команды на систему наведения второго стреляющего объекта 7, переводящей ее в режим управления ракетой (без ее пуска), слежения за нею и ее наведения на цель. При появлении трудностей в одновременной передаче команд управления с двух стреляющих объектов на одну и ту же ракету (например, если канал передачи команд выполнен на основе радиоканала) синхронизирующее устройство обеспечивает поочередную передачу команд для предотвращения взаимных помех.Coordination of the joint operation of the guidance systems of both firing objects occurs (if necessary) with the help of a matching device, which, when giving a command to launch one of the missiles, provides the appropriate command to the guidance system of the second firing object 7, which transfers it to the missile control mode (without launching it), tracking her and pointing her at the target. When difficulties arise in the simultaneous transmission of control commands from two firing objects to the same missile (for example, if the command transmission channel is based on a radio channel), the synchronizing device provides alternate transmission of commands to prevent mutual interference.
Динамика процесса управления при движении управляемой ракеты между первой и второй линиями прицеливания (в треугольнике, образованном целью 1 и стреляющими объектами 6, 7) определяется (как и в прототипе) разностью команд управления, а при движении вне треугольника - их суммой. Это обеспечивает увеличение коэффициента усиления объединенной системы наведения при неизменных характеристиках каждой их самостоятельных систем наведения. Если управление происходит на линейных участках каждой из идентичных по характеристикам систем наведения, то коэффициент усиления удваивается. Введение поправок на угловые скорости линий прицеливания его величину практически не изменяют. Благодаря этому достигается качественно новый результат (увеличение коэффициента усиления) без изменения характеристик систем, что при удовлетворительной устойчивости объединенной системы и введении поправок на угловые скорости перемещений линий прицеливания обеспечивает повышение и точности и быстродействия.The dynamics of the control process during the movement of a guided missile between the first and second lines of aim (in a triangle formed by target 1 and shooting objects 6, 7) is determined (as in the prototype) by the difference in control commands, and when moving outside the triangle, by their sum. This provides an increase in the gain of the integrated guidance system with the same characteristics of each of their independent guidance systems. If control occurs on the linear sections of each of the guidance systems that are identical in characteristics, the gain doubles. The introduction of corrections for the angular velocities of the aiming lines practically does not change its value. Due to this, a qualitatively new result is achieved (increase in gain) without changing the characteristics of the systems, which, with satisfactory stability of the combined system and the introduction of corrections for the angular velocities of movement of the aiming lines, provides an increase in both accuracy and speed.
При стрельбе по маневрирующей цели возрастают ошибки наведения, значение которых определяется угловой скоростью цели, астатизмом, конструктивными и техническими особенностями систем наведения. Для их компенсации измеряются угловые скорости линий прицеливания и формируются соответствующие поправки: П1=С1Х1, П2=С2Х2, где П1 и П2 - поправки на угловые скорости перемещения соответственно первой и второй линий прицеливания, С1 и С2 - динамические коэффициенты соответственно первой и второй систем наведения, X1 и Х2 - угловые скорости перемещения первой и второй линий прицеливания (см., например, Неупокоев Ф.К. Стрельба зенитными ракетами. - М.: Воениздат. 1970 г., с.190-204), которые как и команды управления передаются на управляемую ракету. Сравнивая поправки от обеих систем наведения, определяют большую из них по модулю и суммируют ее с сигналом, подаваемым на органы управления ракетой. Например, если поправка на угловую скорость перемещения первой линии прицеливания больше, чем - второй, то есть /П1/>/П2/, то величина поправки П1 суммируется с сигналом, подаваемым на органы управления ракетой Иу. Если же /П2/</П1/, то с сигналом Иу суммируется поправка П2. При равных поправках с сигналом Иу суммируется одна из них. Знак поправки определяется направлением перемещения соответствующей линии прицеливания. Такие действия объясняются следующим. Исследованиями установлено, что попытки простого суммирования поправок проблему не решают, а усложнение математического аппарата ведет к соответствующему усложнению конструктивной реализации поправок и появлению дополнительных помех. Вместе с тем оказалось, что компенсация только большей ошибки существенно снижает суммарную ошибку наведения, не усложняет конструкцию (особенно, если сравнение и определение большей по модулю поправки производятся с помощью синхронизирующего устройства) и в большинстве ситуаций является приемлемым.When shooting at a maneuvering target, guidance errors increase, the value of which is determined by the angular velocity of the target, astatism, and the structural and technical features of guidance systems. To compensate for them, the angular velocities of the aiming lines are measured and the corresponding corrections are formed: P1 = C1X1, P2 = C2X2, where P1 and P2 are the corrections for the angular velocities of the first and second aiming lines, respectively, C1 and C2 are the dynamic coefficients of the first and second guidance systems, respectively , X1 and X2 are the angular velocities of the first and second aiming lines (see, for example, Neupokoev F.K. Anti-aircraft missile shooting. - M.: Military Publishing. 1970, p.190-204), which, like the command transmitted to a guided missile. Comparing corrections from both guidance systems, the largest of them is determined modulo and summarized with the signal supplied to the missile controls. For example, if the correction for the angular velocity of the first aiming line is greater than the second, that is, / P1 /> / P2 /, then the correction value P1 is summed with the signal supplied to the rocket controls And y . If, however, / P2 / </ P1 /, then correction P2 is added to the signal And y . With equal corrections with the signal And , one of them is summed. The sign of correction is determined by the direction of movement of the corresponding aiming line. Such actions are explained as follows. Studies have established that attempts to simply summarize corrections do not solve the problem, and the complexity of the mathematical apparatus leads to a corresponding complication of the constructive implementation of amendments and the appearance of additional interference. At the same time, it turned out that the compensation of only the larger error significantly reduces the total pointing error, does not complicate the design (especially if the comparison and determination of the larger modulus correction is carried out using a synchronizing device) and in most situations is acceptable.
Использование предлагаемого способа наведения управляемой ракеты позволяет сохранить и ряд других положительных результатов, полученных в прототипе. Совместное наведение управляемой ракеты двумя системами наведения повышает надежность захвата и наведения ракеты в случае выхода из строя одной из систем, а также повышает помехоустойчивость системы, так как при потере упрощения одной системой из-за световых или пыледымовых помех наведение продолжает вторая. Кроме того, повышается защищенность обоих стреляющих комплексов от противорадиолокационных ракет противника, так как ГСН ракеты противника, суммируя сигналы о местоположении стреляющих комплексов, расположенных на определенном удалении друг от друга, приводит к промаху (ракета противника проходит, как правило, между стреляющими объектами (6 и 7). При стрельбе по маневрирующей цели точностные характеристики систем наведения и их защищенность практически не меняются.Using the proposed method of guiding a guided missile allows you to save a number of other positive results obtained in the prototype. Joint guidance of a guided missile by two guidance systems increases the reliability of capture and guidance of a rocket in the event of failure of one of the systems, and also increases the noise immunity of the system, since when the loss of simplification by one system due to light or dust interference, guidance continues to the second. In addition, the protection of both firing complexes from anti-radar missiles of the enemy is increased, since the GOS of the enemy’s missile, summing the signals about the location of the firing complexes located at a certain distance from each other, leads to a miss (the enemy’s missile passes, as a rule, between firing objects (6 and 7) .When shooting at a maneuvering target, the accuracy characteristics of guidance systems and their security practically do not change.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003133123/02A RU2240486C1 (en) | 2003-11-13 | 2003-11-13 | Method for guidance of guided missile |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003133123/02A RU2240486C1 (en) | 2003-11-13 | 2003-11-13 | Method for guidance of guided missile |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2240486C1 true RU2240486C1 (en) | 2004-11-20 |
Family
ID=34311330
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003133123/02A RU2240486C1 (en) | 2003-11-13 | 2003-11-13 | Method for guidance of guided missile |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2240486C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111397441A (en) * | 2019-01-03 | 2020-07-10 | 北京理工大学 | Full range coverage guidance system for remotely guided vehicles with strapdown seeker |
-
2003
- 2003-11-13 RU RU2003133123/02A patent/RU2240486C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Комплекс вооружения танка Т-64Б. Материалы учебного пособия. - М.: ВАБТВ, 1977, с.8-51. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111397441A (en) * | 2019-01-03 | 2020-07-10 | 北京理工大学 | Full range coverage guidance system for remotely guided vehicles with strapdown seeker |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US3955292A (en) | Apparatus for antiaircraft gunnery practice with laser emissions | |
| EP0797068B1 (en) | A guidance system for air-to-air missiles | |
| US5036748A (en) | Weapon system | |
| KR20030005234A (en) | Precision gunnery simulator system and method | |
| US4449041A (en) | Method of controlling antiaircraft fire | |
| US3862584A (en) | Fire ranging method for launchers of self-propelled missiles | |
| GB2322692A (en) | Fire control device for anti-aircraft systems | |
| US3598344A (en) | Missile command system | |
| RU2351508C1 (en) | Short-range highly accurate weaponry helicopter complex | |
| RU2240486C1 (en) | Method for guidance of guided missile | |
| RU2436032C1 (en) | Guided missile control method | |
| RU2390717C1 (en) | Method of guiding guided missile | |
| US8245624B1 (en) | Decoupled multiple weapon platform | |
| RU2439462C1 (en) | Method of precision weapons control | |
| RU2213318C1 (en) | Method of aiming of guided rocket | |
| RU2192603C2 (en) | Way to guide guided rocket | |
| RU2426055C1 (en) | Guided missile control method | |
| RU2295690C1 (en) | Method for guidance of guided missile | |
| RU2213926C1 (en) | Method for missile guidance | |
| RU2343392C1 (en) | Method of control of shooting from gun with guided missile | |
| RU2294512C1 (en) | Method for guidance of guided missile | |
| RU2496081C1 (en) | Method of control over aircraft flight | |
| RU2435127C1 (en) | Method to control cannon firing by controlled projectile | |
| RU2393415C1 (en) | Method for homing of controlled missile | |
| RU2365852C1 (en) | Missile guidance method |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20051114 |