RU2290592C1 - Method for guidance of guided missile and guidance system for its realization - Google Patents
Method for guidance of guided missile and guidance system for its realization Download PDFInfo
- Publication number
- RU2290592C1 RU2290592C1 RU2005113372/02A RU2005113372A RU2290592C1 RU 2290592 C1 RU2290592 C1 RU 2290592C1 RU 2005113372/02 A RU2005113372/02 A RU 2005113372/02A RU 2005113372 A RU2005113372 A RU 2005113372A RU 2290592 C1 RU2290592 C1 RU 2290592C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- radiation source
- motion
- unit
- guided missile
- onboard
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемые способ наведения управляемой ракеты и система наведения управляемой ракеты относятся к области разработки систем управления ракетами и могут быть использованы в противотанковых ракетных комплексах (ПТРК).The proposed guided missile guidance method and guided missile guidance system relate to the development of missile control systems and can be used in anti-tank missile systems (ATGMs).
Наиболее близким к предлагаемому является способ наведения противотанковой ракеты, реализованный в ПТРК 9К111 "Фагот" и взятый в качестве прототипа [1, Пусковая установка 9П135. Техническое описание. Ордена Трудового Красного Знамени Военное издательство Министерства обороны СССР, Москва - 1975 г., стр.11-13], включающий запуск противотанковой ракеты с бортовым источником излучения, прохождение светового потока от источника излучения через объектив и оптический растр, модуляцию светового потока с помощью оптического растра, прием модулированного светового потока от источника излучения фотоприемником со сплошной фоточувствительной поверхностью, выделение координат бортового источника излучения, определение координат противотанковой ракеты и формирование команд управления противотанковой ракетой.Closest to the proposed is a method of pointing an anti-tank missile, implemented in the ATGM 9K111 "Bassoon" and taken as a prototype [1, Launcher 9P135. Technical description. Order of the Red Banner of Labor Military Publishing House of the Ministry of Defense of the USSR, Moscow - 1975, pp. 11-13], including the launch of an anti-tank missile with an onboard radiation source, the passage of the light flux from the radiation source through the lens and the optical raster, modulation of the light flux using optical a raster, receiving a modulated light flux from a radiation source by a photodetector with a continuous photosensitive surface, identifying the coordinates of an onboard radiation source, determining the coordinates of an anti-tank missiles and the formation of anti-tank missile command teams.
Наиболее близкой к предлагаемой является система наведения противотанковой ракеты, реализующая известный способ наведения противотанковой ракеты и применяемая в переносном ПТРК 9К111 "Фагот" [1, Пусковая установка 9П135. Техническое описание. Ордена Трудового Красного Знамени Военное издательство Министерства обороны СССР, Москва - 1975 г., стр.11-13]. Эта система наведения содержит последовательно соединенные объектив, принимающий сигнал от бортового источника излучения, оптический растр, фотоприемник излучения, усилитель фототока, блок выделения координат и блок формирования команд, а также генератор опорных напряжений, подключенный между оптическим растром и блоком выделения координат.Closest to the proposed is an anti-tank missile guidance system that implements the known method of anti-tank missile guidance and used in the 9K111 Fagot portable ATGM [1, Launcher 9P135. Technical description. Order of the Red Banner of Labor Military Publishing House of the Ministry of Defense of the USSR, Moscow - 1975, pp. 11-13]. This guidance system contains a series-connected lens that receives a signal from an onboard radiation source, an optical raster, a radiation photodetector, a photocurrent amplifier, a coordinate extraction unit and a command generation unit, as well as a reference voltage generator connected between the optical raster and the coordinate allocation unit.
Функциональная схема системы наведения противотанковой ракеты, реализующей известный способ наведения противотанковой ракеты, приведена на фиг.1.A functional diagram of an anti-tank missile guidance system that implements the known method of anti-tank missile guidance is shown in FIG.
Система наведения противотанковой ракеты работает следующим образом. Входным воздействием для нее является угловое отклонение бортового источника излучения противотанковой ракеты от линии прицеливания. Объектив (1), фокусирует излучение фоноцелевой обстановки (ФЦО) с бортовым источником излучения на оптическом растре (2), который имеет прозрачные и непрозрачные сектора, расположенные радиально, и совершает плоскопараллельное перемещение (сканирование), что обеспечивает частотную модуляцию и пространственную селекцию светового потока бортового источника излучения. Частотно-модулированный световой поток воспринимается фотоприемником излучения (3) и преобразуется в соответствующие электрические сигналы. Частотно-модулированный сигнал с фотоприемника поступает в усилитель фототока (4), где усиливается до необходимого значения. Выходной сигнал с усилителя фототока содержит информацию об угловых отклонениях источника излучения ракеты от линии прицеливания, которая поступает в блок выделения координат (5). После преобразования сигнала усилителя фототока блок выделения координат вырабатывает напряжения, соответствующие уже линейным отклонениям ракеты от линии прицеливания. В качестве опорных напряжений при фазовом детектировании используются сигналы с генератора опорных напряжений (7). Напряжения, пропорциональные отклонениям ракеты от линии прицеливания по курсу и тангажу, с выхода блока выделения координат поступают на блок формирования команд (6), где преобразуются в сигналы управления, предназначенные для передачи по ПЛС на ракету.The guidance system of an anti-tank missile works as follows. The input for it is the angular deviation of the onboard radiation source of the anti-tank missile from the line of sight. The lens (1) focuses the radiation of the phono-target environment (FCO) with the on-board radiation source on the optical raster (2), which has transparent and opaque sectors located radially and performs plane-parallel movement (scanning), which provides frequency modulation and spatial selection of the light flux onboard radiation source. The frequency-modulated luminous flux is perceived by the photodetector of radiation (3) and converted into the corresponding electrical signals. The frequency-modulated signal from the photodetector enters the photocurrent amplifier (4), where it is amplified to the required value. The output signal from the photocurrent amplifier contains information on the angular deviations of the radiation source of the rocket from the aiming line, which enters the coordinate allocation unit (5). After converting the signal of the photocurrent amplifier, the coordinate extraction unit generates voltages corresponding to linear deviations of the rocket from the aiming line. The signals from the reference voltage generator (7) are used as reference voltages during phase detection. Stresses proportional to the deviation of the missile from the aiming line along the course and pitch, from the output of the coordinate allocation unit are sent to the command generation unit (6), where they are converted into control signals intended for transmission via PLC to the missile.
Современные условия развития ПТРК поставили задачу решения ряда принципиальных технических особенностей, свойственных данным способу наведения противотанковой ракеты и системе наведения для его реализации. Так система наведения противотанковой ракетой устойчиво работает только при наличии в поле зрения объектива одного единственного источника полезного сигнала - бортового источника излучения противотанковой ракеты. Но при современных условиях ведения боевых действий фоноцелевая обстановка (ФЦО) может содержать высокоинтенсивные световые помехи - источники оптических помех (ОП), количество которых может быть произвольным. При попадании излучения такой световой помехи совместно с полезным источником излучения в объектив возможен срыв управления ракетой, несмотря на частотную модуляцию и пространственную селекцию светового потока бортового источника излучения оптическим растром. Это обусловлено тем, что фотоприемник будет вырабатывать сигнал, соответствующий среднегеометрическому положению всех источников излучения, находящихся в поле зрения объектива, а это приведет к существенному снижению точности выделения координат бортового источника излучения. Кроме того, для осуществления модуляции светового потока необходимо соблюдать как высокие технологические требования по установке и юстировке оптического растра, так и обеспечивать высокие точностные характеристики при стабилизации частоты опорного напряжения. К тому же, фотоприемник может вносить высокие шумовые составляющие в результирующий сигнал на его выходе (особенно при высоких температурах эксплуатации), что существенно уменьшает соотношение сигнал/шум в системе управления.Modern conditions for the development of anti-tank systems set the task of solving a number of fundamental technical features inherent in this method of guiding an anti-tank missile and guidance system for its implementation. So the anti-tank missile guidance system works stably only if there is one single source of useful signal in the field of view of the lens - the on-board radiation source of the anti-tank missile. But under modern conditions of warfare, the phono-target environment (FCO) may contain high-intensity light interference - sources of optical interference (OP), the number of which can be arbitrary. If radiation of such light noise enters together with a useful radiation source in the lens, missile control can be disrupted, despite the frequency modulation and spatial selection of the light flux of the onboard radiation source by an optical raster. This is due to the fact that the photodetector will generate a signal corresponding to the geometric mean position of all radiation sources in the field of view of the lens, and this will lead to a significant decrease in the accuracy of the coordinates of the onboard radiation source. In addition, for the implementation of modulation of the light flux, it is necessary to observe both high technological requirements for the installation and adjustment of the optical raster, and to ensure high accuracy characteristics when stabilizing the frequency of the reference voltage. In addition, the photodetector can introduce high noise components into the resulting signal at its output (especially at high operating temperatures), which significantly reduces the signal-to-noise ratio in the control system.
Задачей предлагаемого изобретения является разработка такого способа наведения управляемой ракеты и системы наведения управляемой ракеты, которые позволили бы повысить качество и надежность процесса наведения управляемой ракеты без изменения конструкции самой ракеты, осуществлять селекцию источника полезного сигнала среди возможных оптических помех, существенно упростить конструкцию аппаратуры управления, повысить соотношение сигнал/шум и, как следствие, повысить помехозащищенность всей системы управления.The objective of the invention is to develop such a guided missile guidance method and guided missile guidance system that would improve the quality and reliability of the guided missile guidance process without changing the design of the missile itself, select a source of a useful signal among possible optical noise, significantly simplify the design of control equipment, increase signal-to-noise ratio and, as a result, increase the noise immunity of the entire control system.
Поставленная задача решается тем, что в способе наведения управляемой ракеты, включающем старт управляемой ракеты с бортовым источником излучения, прием и фокусировку на фотоприемнике излучения фоноцелевой обстановки с источником полезного сигнала, выделение координат источника полезного сигнала, определение координат управляемой ракеты и формирование команд управления для передачи на ракету, перед стартом управляемой ракеты в качестве программных значений запоминают изменение параметров, характеризующих отличительную особенность движения бортового источника излучения, определяют максимальное и минимальное значения параметров, характеризующих отличительную особенность движения бортового источника излучения, в процессе выделения координат бортового источника излучения определяют и запоминают параметры движения всех источников излучения, сравнивают текущие параметры движения каждого из источников излучения с программными значениями, а формирование команд управления осуществляют в соответствии с координатами изображения того источника излучения, параметры движения которого соответствуют программным и находятся между максимальным и минимальным значениями.The problem is solved in that in a guided missile guidance method, including launching a guided missile with an onboard radiation source, receiving and focusing on a photodetector radiation of a phono-target environment with a useful signal source, highlighting the coordinates of the useful signal source, determining the coordinates of the guided missile and generating control commands for transmitting on the rocket, before the launch of the guided missile, as program values, remember the change in the parameters characterizing the distinguishing feature l the movement of the onboard radiation source, determine the maximum and minimum values of the parameters characterizing the distinguishing feature of the movement of the onboard radiation source, in the process of extracting the coordinates of the onboard radiation source determine and remember the motion parameters of all radiation sources, compare the current motion parameters of each of the radiation sources with program values, and the formation of control commands is carried out in accordance with the coordinates of the image of the radiation source, param The motion traces of which correspond to the software and are between the maximum and minimum values.
В частном случае, в качестве параметров, характеризующих отличительную особенность движения бортового источника излучения, используют изменение длины вектора перемещения, угол поворота вектора перемещения и направление движения бортового источника излучения.In the particular case, as the parameters characterizing the distinguishing feature of the motion of the onboard radiation source, use is made of the change in the length of the displacement vector, the angle of rotation of the displacement vector, and the direction of motion of the onboard radiation source.
В качестве параметров, характеризующих отличительную особенность движения бортового источника излучения, используют изменение радиуса вращения относительно продольной оси управляемой ракеты, изменение частоты вращения и направление движения бортового источника излучения.As parameters characterizing the distinguishing feature of the motion of the onboard radiation source, a change in the radius of rotation relative to the longitudinal axis of the guided missile, a change in the rotation frequency and direction of motion of the onboard radiation source are used.
В качестве параметров, характеризующих отличительную особенность движения бортового источника излучения, используют изменение линейной скорости движения и направление движения бортового источника излучения.As parameters characterizing the distinguishing feature of the motion of the onboard radiation source, a change in the linear velocity of motion and the direction of motion of the onboard radiation source are used.
В качестве параметров, характеризующих отличительную особенность движения бортового источника излучения, используют изменение составляющих координат центра масс бортового источника излучения, а также изменение координат центра масс ракеты.As parameters characterizing the distinguishing feature of the motion of the onboard radiation source, a change in the components of the coordinates of the center of mass of the onboard radiation source is used, as well as a change in the coordinates of the center of mass of the rocket.
Поставленная задача решается также тем, что в систему наведения управляемой ракеты, содержащую объектив, фотоприемник излучения и последовательно соединенные блок выделения координат и блок формирования команд, дополнительно введены блок задания параметров движения, последовательно соединенные блок памяти, блок определения параметров движения и блок сравнения, причем вход объектива соединен с входом фотоприемника, первый выход которого соединен с блоком выделения координат, а второй выход соединен с блоком памяти, выход блока сравнения соединен со вторым входом блока выделения координат, а блок задания параметров движения подключен ко второму входу блока сравнения.The problem is also solved by the fact that in the guidance system of the guided missile, which contains a lens, a radiation photodetector, and a serially connected coordinate allocation unit and a command generation unit, a motion parameter setting unit, a sequentially connected memory unit, a motion parameter determination unit and a comparison unit are additionally introduced, moreover the input of the lens is connected to the input of the photodetector, the first output of which is connected to the coordinate allocation unit, and the second output is connected to the memory unit, the output of the unit is comparable The unit is connected to the second input of the coordinate allocation unit, and the motion parameter setting unit is connected to the second input of the comparison unit.
Функциональная схема системы наведения управляемой ракеты приведена на фиг.2.Functional diagram of a guided missile guidance system is shown in figure 2.
Система наведения управляемой ракеты работает следующим образом. Излучение фоноцелевой обстановки (ФЦО) с бортовым источником излучения объектив (1) фокусирует непосредственно на фотоприемнике излучения (3), выполненном на основе фоточувствительного прибора матричного типа, на чувствительных ячейках которого образуются изображения, соответствующие всем источникам излучения, которые в данный момент времени присутствуют в поле зрения объектива. Блок памяти (8) осуществляет накопление информации с нескольких видеокадров изображения для анализа местоположения всех источников излучения. После этого в блоке определения параметров движения (9) для каждого из источника излучения, присутствующего в поле зрения объектива, рассчитываются параметры его движения (перемещения), которые отличают его от остальных источников излучения.Guided missile guidance system operates as follows. The radiation of a phono-target environment (FCO) with an onboard radiation source, the lens (1) focuses directly on the radiation photodetector (3), made on the basis of a matrix-type photosensitive device, on the sensitive cells of which images corresponding to all radiation sources that are currently present in field of view of the lens. The memory unit (8) accumulates information from several video frames of the image to analyze the location of all radiation sources. After that, in the block for determining the motion parameters (9) for each of the radiation source present in the field of view of the lens, the parameters of its motion (movement) are calculated, which distinguish it from other radiation sources.
В качестве отличительной особенности движения бортового источника излучения и управляемой ракеты могут выступать как отдельные параметры, так и их комбинации, например, изменение длины вектора перемещения, угол поворота вектора перемещения и направление движения бортового источника излучения.As a distinctive feature of the motion of the onboard radiation source and the guided missile, both individual parameters and their combinations can act, for example, a change in the length of the displacement vector, the angle of rotation of the displacement vector, and the direction of motion of the onboard radiation source.
Для вращающихся по крену управляемых ракет, у которых источник излучения зафиксирован на определенном расстоянии от продольной оси ракеты, в качестве отличительной особенности движения бортового источника излучения можно использовать изменение радиуса вращения относительно продольной оси управляемой ракеты, изменение частоты вращения и направление движения бортового источника излучения.For guided missiles rotating along the roll, in which the radiation source is fixed at a certain distance from the longitudinal axis of the rocket, as a distinguishing feature of the onboard radiation source, you can use the change in the radius of rotation relative to the longitudinal axis of the guided missile, the change in the rotation frequency and the direction of motion of the onboard radiation source.
В качестве отличительной особенности движения бортового источника излучения можно использовать изменение линейной скорости движения и направление движения бортового источника излучения.As a distinctive feature of the movement of the onboard radiation source, you can use the change in the linear speed of movement and the direction of motion of the onboard radiation source.
В качестве отличительной особенности движения бортового источника излучения можно использовать изменение составляющих координат центра масс бортового источника излучения, а также изменение координат центра масс ракеты.As a distinctive feature of the motion of the onboard radiation source, you can use the change in the components of the coordinates of the center of mass of the onboard radiation source, as well as the change in the coordinates of the center of mass of the rocket.
После определения параметров движения источника излучения производится их сравнение с программными значениями, заложенными в блоке задания параметров движения (11). Данное сравнение производится в блоке сравнения (10), который осуществляет выделение из всего числа источников излучения бортовой источник полезного сигнала управляемой ракеты. После этого блок выделения координат (5) осуществляет преобразование информации об угловых отклонениях бортового источника излучения управляемой ракеты от линии прицеливания в напряжения, соответствующие линейным отклонениям ракеты от линии прицеливания. Напряжения, пропорциональные отклонениям ракеты от линии прицеливания по курсу и тангажу, с выхода блока выделения координат поступают на блок формирования команд (6), где преобразуются в сигналы управления, предназначенные для передачи на ракету.After determining the motion parameters of the radiation source, they are compared with the program values embedded in the motion parameter setting block (11). This comparison is made in the comparison unit (10), which selects from the total number of radiation sources an onboard source of the useful signal of a guided missile. After that, the coordinate allocation unit (5) converts information on the angular deviations of the onboard radiation source of the guided missile from the aiming line into voltages corresponding to linear deviations of the missile from the aiming line. Stresses proportional to the deviation of the rocket from the aiming line along the course and pitch from the output of the coordinate allocation unit are sent to the command generation unit (6), where they are converted into control signals intended for transmission to the rocket.
В предлагаемой системе наведения управляемой ракеты объектив, блок выделения координат и блок формирования команд могут быть выполнены как в прототипе. Фотоприемник излучения может быть выполнен на основе высокочастотной ПЗС-матрицы [2]. Блок памяти, блок определения параметров движения, блок сравнения и блок задания параметров движения могут быть выполнены на основе сигнальных микропроцессоров [3] и программируемых логических интегральных схем [4].In the proposed guided missile guidance system, a lens, a coordinate allocation unit, and a command generation unit can be performed as in the prototype. The radiation photodetector can be made on the basis of a high-frequency CCD matrix [2]. A memory block, a block for determining motion parameters, a comparison block and a block for setting motion parameters can be performed based on signal microprocessors [3] and programmable logic integrated circuits [4].
Предлагаемые способ наведения управляемой ракеты и система наведения управляемой ракеты по сравнению с прототипами позволяют достичь:The proposed guided missile guidance method and guided missile guidance system in comparison with prototypes allow to achieve:
- упрощения конструкции системы наведения, уменьшения ее габаритно-массовых характеристик;- simplifying the design of the guidance system, reducing its overall mass characteristics;
- существенного повышения надежности и помехозащищенности системы наведения;- a significant increase in the reliability and noise immunity of the guidance system;
- повышения точности наведения управляемой ракеты без изменения конструкции самой ракеты.- improving the accuracy of guided missile guidance without changing the design of the rocket itself.
Обосновать работу системы наведения управляемой ракеты можно следующим образом. Исходными данными является последовательность видеокадров с изображением источника излучения, по которым необходимо осуществить построение траектории источника излучения.Justify the operation of the guided missile guidance system as follows. The source data is a sequence of video frames with the image of the radiation source, according to which it is necessary to construct the path of the radiation source.
Определение траектории бортового источника излучения управляемой ракеты по последовательности видеоизображений на фоне других источников излучения может быть решена следующим образом.The determination of the trajectory of an onboard radiation source of a guided missile from a sequence of video images against the background of other radiation sources can be solved as follows.
В каждом видеокадре осуществляется расчет координат смещения геометрического центра изображения каждого источника излучения относительно оптической оси пеленгатора:In each video frame, the coordinates of the displacement of the geometric center of the image of each radiation source relative to the optical axis of the direction finder are calculated:
где Yc - координата оптической оси пеленгатора по вертикали;where Y c is the coordinate of the optical axis of the direction finder vertically;
Хc - координата оптической оси пеленгатора по горизонтали;X c - horizontal coordinate of the optical axis of the direction finder;
N - количество ячеек фотоприемника в изображении источника;N is the number of cells of the photodetector in the source image;
nyi, nxi - координаты ячеек фотоприемника в изображении источника.ny i , nx i are the coordinates of the cells of the photodetector in the source image.
Определение смещения энергетического центра изображения источника излучения, соответствующего энергетическому центру данного изображения с учетом уровней сигналов si с фотоприемника, а также определение смещения этой ячейки относительно координаты оптической оси можно осуществить по формулам:The determination of the displacement of the energy center of the image of the radiation source corresponding to the energy center of this image, taking into account the signal levels s i from the photodetector, as well as the determination of the displacement of this cell relative to the coordinate of the optical axis can be carried out using the formulas:
где si - уровни выходных сигналов с ячеек фотоприемника в изображении источника.where s i are the levels of output signals from the cells of the photodetector in the source image.
Использование зависимости (1) целесообразно, как правило, на участке управления, когда область засвеченного пространства от бортового источника излучения имеет незначительные размеры, либо накладываются ограничения на допустимые вычислительные ресурсы оптического пеленгатора при слабом требовании по точности выделения координат источника излучения.The use of dependence (1) is advisable, as a rule, in the control area, when the area of the illuminated space from the onboard radiation source is small, or restrictions are placed on the permissible computational resources of the optical direction finder with a weak requirement for the accuracy of the allocation of coordinates of the radiation source.
Линейные координаты источника полезного сигнала относительно оптической оси пеленгатора определяются из (1) или соответственно (2):The linear coordinates of the source of the useful signal relative to the optical axis of the direction finder are determined from (1) or, respectively (2):
где D - текущая дальность до источника полезного сигнала;where D is the current range to the source of the useful signal;
f - фокусное расстояние пеленгатора;f is the focal length of the direction finder;
δf - размер ячейки фотоприемника излучения.δ f is the cell size of the radiation detector.
Координаты источника излучения соответствуют дискретным моментам времени, пусть n - номер текущего видеокадра. Траектория состоит из множества векторов перемещений источника, причем каждый вектор имеет следующие параметры:The coordinates of the radiation source correspond to discrete time instants; let n be the number of the current video frame. The trajectory consists of many source displacement vectors, each vector having the following parameters:
R[n] - длина вектора перемещения;R [n] is the length of the displacement vector;
φ[n] - угол поворота вектора перемещения относительно предыдущего вектора.φ [n] is the angle of rotation of the displacement vector relative to the previous vector.
Расчет параметров относительного перемещения источника излучения осуществляется по формулам (4)-(5).The calculation of the parameters of the relative displacement of the radiation source is carried out according to formulas (4) - (5).
Определив истинные значения радиуса-вектора и угла поворота в каждый момент времени и сравнив их с рассчитанными программными значениями, можно найти изображение источника излучения, которое по своей вращательной составляющей движения соответствует бортовому источнику излучения и на основе его координат осуществлять формирование команд управления для передачи на ракету.Having determined the true values of the radius vector and the angle of rotation at each moment of time and comparing them with the calculated program values, you can find the image of the radiation source, which according to its rotational component of movement corresponds to the onboard radiation source and based on its coordinates generate control commands for transmission to the rocket .
Селекция бортового источника на фоне помех осуществляется в этом случае по следующим условиям:The selection of an onboard source against the background of interference is carried out in this case according to the following conditions:
где Rmax[n]=Ro[n]+ΔR[n], Rmin[n]=Ro[n]-ΔR[n] - максимальное и минимальное значение вектора перемещения источника,where Rmax [n] = Ro [n] + ΔR [n], Rmin [n] = Ro [n] -ΔR [n] is the maximum and minimum value of the source displacement vector,
Ro[n] - программное значение вектора перемещения,Ro [n] is the programmed value of the displacement vector,
ΔR - величина допустимого отклонения от программного значения вектора перемещения,ΔR is the value of the permissible deviation from the program value of the displacement vector,
φmax[n]=φo[n]+Δφ[n], φmin[n]=φo[n]-Δφ[n] - максимальное и минимальное значение угла поворота вектора перемещения,φmax [n] = φo [n] + Δφ [n], φmin [n] = φo [n] -Δφ [n] - the maximum and minimum value of the rotation angle of the displacement vector,
φo[n] - программное значение угла поворота вектора перемещения,φo [n] is the program value of the angle of rotation of the displacement vector,
Δφ[n] - величина допустимого отклонения от программного значения угла поворота вектора перемещения.Δφ [n] is the value of the permissible deviation from the program value of the angle of rotation of the displacement vector.
Анализ формул (6)...(7) показывает, что в рассматриваемой системе осуществляется селекция источника полезного сигнала среди возможных оптических помех по признакам, характеризующим движение источника излучения относительно вращения ракеты. Это обеспечивает повышение помехоустойчивости системы управления.An analysis of formulas (6) ... (7) shows that in the system under consideration, the source of the useful signal is selected among possible optical noise by signs characterizing the movement of the radiation source relative to the rotation of the rocket. This provides increased noise immunity of the control system.
Селекция бортового источника излучения по направлению осуществляется так же согласно формуле (7). Значение угла φ[n] будет характеризовать направление вращения ракеты.Selection of an onboard radiation source in the direction is also carried out according to formula (7). The value of the angle φ [n] will characterize the direction of rotation of the rocket.
Вращательное движение источника может характеризоваться следующими параметрами:The rotational motion of the source can be characterized by the following parameters:
B[n] - радиус вращения;B [n] is the radius of rotation;
ω[n] - частота вращения.ω [n] is the rotation frequency.
Расчет В[n] и ω[n], как правило, может осуществляться при большом количестве видеокадров изображений источника излучения с помощью преобразования Фурье.The calculation of B [n] and ω [n], as a rule, can be carried out with a large number of video frames of images of the radiation source using the Fourier transform.
Селекция бортового источника на фоне помех по характеристикам вращательного движения может осуществляться по следующим условиям:The selection of an onboard source against the background of interference according to the characteristics of rotational motion can be carried out according to the following conditions:
где Bmax[n]=Bo[n]+ΔB[n], Bmin[n]=Bo[n]-ΔB[n] - максимальное и минимальное значение радиуса вращения,where Bmax [n] = Bo [n] + ΔB [n], Bmin [n] = Bo [n] -ΔB [n] is the maximum and minimum value of the radius of rotation,
Bo[n] - программное значение радиуса вращения,Bo [n] - software value of the radius of rotation,
ΔB[n] - величина допустимого отклонения от программного значения радиуса вращения,ΔB [n] is the value of the permissible deviation from the program value of the radius of rotation,
ωmax[n]=ωo[n]+Δω[n], ωmin[n]=ωo[n]-Δω[n] - максимальное и минимальное значение частоты вращения,ωmax [n] = ωo [n] + Δω [n], ωmin [n] = ωo [n] -Δω [n] is the maximum and minimum speed
ωo[n] - программное значение частоты вращения,ωo [n] is the software value of the rotational speed,
Δω[n] - величина допустимого отклонения от программного значения частоты вращения.Δω [n] - the value of the permissible deviation from the program value of the speed.
Селекция бортового источника излучения по направлению осуществляется так же согласно формуле (7). Значение угла ω[n] будет характеризовать направление вращения ракеты.Selection of an onboard radiation source in the direction is also carried out according to formula (7). The value of the angle ω [n] will characterize the direction of rotation of the rocket.
Анализ формул (7)...(9) показывает, что в рассматриваемой системе осуществляется селекция источника полезного сигнала среди возможных оптических помех по признакам, характеризующим движение источника излучения относительно вращения ракеты. Это обеспечивает повышение помехоустойчивости системы управления.An analysis of formulas (7) ... (9) shows that in the system under consideration the selection of the source of the useful signal among possible optical noise is carried out according to signs characterizing the movement of the radiation source relative to the rotation of the rocket. This provides increased noise immunity of the control system.
Скорость бортового источника излучения в картинной плоскости можно определить как:The speed of the onboard radiation source in the picture plane can be defined as:
где V[n] - скорость бортового источника излучения в картинной плоскости;where V [n] is the speed of the onboard radiation source in the picture plane;
Линейную скорость движения бортового источника можно записать через угловую скорость движения:The linear velocity of the onboard source can be written through the angular velocity of motion:
где ωцм - угловая скорость движения центра масс ракеты;where ω cm - the angular velocity of the center of mass of the rocket;
ωвр - угловая скорость движения бортового источника излучения ракеты;ω BP - the angular velocity of the onboard radiation source of the rocket;
rцм - линейное отклонение центра масс ракеты;r cm - linear deviation of the center of mass of the rocket;
rвр - отклонение бортового источника излучения относительно продольной оси ракеты - радиус вращения.r BP - the deviation of the onboard radiation source relative to the longitudinal axis of the rocket is the radius of rotation.
Как правило, в линейной скорости движения бортового источника излучения составляющая от вращения превосходит составляющую от движения центра масс и является известной полетной характеристикой управляемой ракеты. По этому признаку можно осуществлять селекцию источника вращения.As a rule, in the linear velocity of the onboard radiation source, the rotation component exceeds the component from the center of mass movement and is a known flight characteristic of a guided missile. On this basis, it is possible to select a source of rotation.
Вычисление линейной скорости движения центров изображений источников излучения осуществляется по следующей зависимости:The linear velocity of the centers of the images of the radiation sources is calculated according to the following relationship:
где Vx[n]=(ΔX[n]-ΔХ[n-1])/Td - вертикальная составляющая скорости,where V x [n] = (ΔX [n] -ΔX [n-1]) / Td is the vertical component of the velocity,
Vy[n]=(ΔY[n]-ΔY[n-1])/Td - горизонтальная составляющая скорости,V y [n] = (ΔY [n] -ΔY [n-1]) / Td is the horizontal component of the velocity,
Td - период следования видеокадров.Td - the period of the sequence of video frames.
Выделение бортового источника излучения осуществляется по следующему условию:The selection of the onboard radiation source is carried out according to the following condition:
где Vmin[n], Vmax[n] - минимальная и максимальная линейные скорости движения бортового источника излучения:where Vmin [n], Vmax [n] is the minimum and maximum linear velocities of the onboard radiation source:
Vmax[n]=ωmax[n]В[n], Vmin[n]=ωmin[n]B[n],Vmax [n] = ω max [n] B [n], Vmin [n] = ω min [n] B [n],
ωmin[n], ωmax[n] - минимальная и максимальная угловые скорости движения ракеты,ω min [n], ω max [n] - the minimum and maximum angular velocity of the rocket,
В[n] - величина смещения бортового источника относительно оси вращения ракеты.In [n] - the displacement of the onboard source relative to the axis of rotation of the rocket.
Дополнительным признаком выделения бортового источника излучения является направление вращения. При этом должна выполняться определенная смена знаков составляющих скорости. Так при вращении по часовой стрелке происходит следующая смена знаков:An additional sign of the allocation of an onboard radiation source is the direction of rotation. In this case, a certain change in the signs of the speed components should be performed. So when rotating clockwise, the following change of signs occurs:
Анализ формул (10)-(13) показывает, что в рассматриваемой системе обеспечивается селекция смещенного относительно оси вращения ракеты бортового источника излучения по скорости и направлению вращения ракеты, что обеспечивает повышение помехоустойчивости.An analysis of formulas (10) - (13) shows that in the system under consideration, the onboard radiation source displaced relative to the axis of rotation of the rocket is selected in terms of speed and direction of rotation of the rocket, which provides increased noise immunity.
Следовательно, использование новых элементов, соединенных в соответствии с фиг.2 в предлагаемой системе наведения управляемой ракеты, выгодно отличает предлагаемое техническое решение от прототипа.Therefore, the use of new elements connected in accordance with FIG. 2 in the proposed guided missile guidance system compares favorably with the proposed technical solution from the prototype.
Источники литературыSources of literature
1. Пусковая установка 9П135. Техническое описание. Ордена Трудового Красного Знамени Военное издательство Министерства обороны СССР, Москва - 1975 г., стр.11-13 - прототип.1. Launcher 9P135. Technical description. Order of the Red Banner of Labor Military Publishing House of the USSR Ministry of Defense, Moscow - 1975, pp. 11-13 - prototype.
2. Приборы с зарядовой связью / Под ред. М.Хоувза и Д.Моргана: Пер. с англ. - М.: Энергоиздат, 1981. - 376 с., ил.2. Devices with charge coupling / Ed. M. Howes and D. Morgan: Trans. from English - M.: Energoizdat, 1981. - 376 p., Ill.
3. Руководство пользователя по сигнальным микропроцессорам ADSP-2100 / Пер. с англ. О.В.Луневой; Под ред. А.Д.Викторова; Санкт-Петербургский государственный электротехнический университет. - Санкт-Петербург, 1997. - 520 с.3. User Guide for signal microprocessors ADSP-2100 / Per. from English O.V. Luneva; Ed. A.D. Viktorov; St. Petersburg State Electrotechnical University. - St. Petersburg, 1997 .-- 520 p.
4. В.Б.Стешенко. ПЛИС фирмы "ALTERA": Проектирование устройств обработки сигналов. / М.: "Додека", 2000 г.4. V. B. Steshenko. FPGA company "ALTERA": Design of signal processing devices. / M .: "Dodeca", 2000
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005113372/02A RU2290592C1 (en) | 2005-05-03 | 2005-05-03 | Method for guidance of guided missile and guidance system for its realization |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005113372/02A RU2290592C1 (en) | 2005-05-03 | 2005-05-03 | Method for guidance of guided missile and guidance system for its realization |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2290592C1 true RU2290592C1 (en) | 2006-12-27 |
Family
ID=37759878
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005113372/02A RU2290592C1 (en) | 2005-05-03 | 2005-05-03 | Method for guidance of guided missile and guidance system for its realization |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2290592C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2549615C2 (en) * | 2013-08-07 | 2015-04-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) | Missile control method and control system therefor |
| RU2707426C1 (en) * | 2019-03-04 | 2019-11-26 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Method of increasing noise immunity of guided ammunition |
-
2005
- 2005-05-03 RU RU2005113372/02A patent/RU2290592C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Пусковая установка 9П135. Техническое описание 9П135 00.000 ТО. - М.: Военное издательство, 1975, с.11-14. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2549615C2 (en) * | 2013-08-07 | 2015-04-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) | Missile control method and control system therefor |
| RU2707426C1 (en) * | 2019-03-04 | 2019-11-26 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Method of increasing noise immunity of guided ammunition |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9759605B2 (en) | Low-orbit satellite-borne image-spectrum associated detection method and payload | |
| US6877691B2 (en) | High altitude stripping for threat discrimination | |
| US8946606B1 (en) | Determining angular rate for line-of-sight to a moving object, with a body-fixed imaging sensor | |
| US11079234B2 (en) | High precision—automated celestial navigation system | |
| EP2816310B1 (en) | Laser-aided passive seeker | |
| US20140231650A1 (en) | Digitally scanned multi-cell electro-optic sensor | |
| CN105737792A (en) | Rotation angle determining sensor based on a laser beam emitted by a satellite | |
| US5341435A (en) | System for detection and recognition of an object by video imaging means | |
| CN104154827B (en) | A kind of fire accuracy measuring system and method for testing | |
| RU2635299C1 (en) | Guided weapon control method | |
| RU2290592C1 (en) | Method for guidance of guided missile and guidance system for its realization | |
| RU2759057C1 (en) | Method for controlling the weaponry of multifunctional tactical aircrafts and system for implementation thereof | |
| US10989797B2 (en) | Passive altimeter system for a platform and method thereof | |
| US11340042B2 (en) | Command control system, interceptor system, and command control method | |
| RU2406055C2 (en) | Method of guided missile homing and system of homing for its realisation | |
| RU2573709C2 (en) | Self-guidance active laser head | |
| González et al. | Vision-based UAV detection for air-to-air neutralization | |
| RU2258887C1 (en) | Method for guidance of guided missile and guidance system for realization | |
| Vaitekunas et al. | Naval threat and countermeasures simulator | |
| RU2282127C2 (en) | Method for guidance of guided missile and guidance system for its realization | |
| RU2260161C1 (en) | Method for guiding a guided missile and guiding system for realization of said method | |
| RU2539728C1 (en) | Method for homing of controlled missile and homing system for its realisation | |
| RU2277689C1 (en) | Method for guidance of guided missile and guidance system for its realization | |
| RU2290593C1 (en) | Method for guidance of guided missile and guidance system for its realization | |
| RU2277688C1 (en) | Method for guidance of guided missile and guidance system for its realization |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20190628 |