RU2295690C1 - Method for guidance of guided missile - Google Patents
Method for guidance of guided missile Download PDFInfo
- Publication number
- RU2295690C1 RU2295690C1 RU2005128780/02A RU2005128780A RU2295690C1 RU 2295690 C1 RU2295690 C1 RU 2295690C1 RU 2005128780/02 A RU2005128780/02 A RU 2005128780/02A RU 2005128780 A RU2005128780 A RU 2005128780A RU 2295690 C1 RU2295690 C1 RU 2295690C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aiming
- guided missile
- target
- guided
- missile
- Prior art date
Links
Abstract
Description
Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к способам наведения управляемых ракет, в частности, устанавливаемых в составе противотанковых ракетных комплексов (ПГРК) управляемого ракетного вооружения как на наземных установках (на различных объектах, таких, например, как танки, боевые машины пехоты, самоходные пусковые установки и др.), так и на других: воздушных (вертолеты, самолеты), речных (катера). Наведение управляемых ракет в процессе их полета позволяет существенно повысить эффективность стрельбы комплексов вооружения, в боекомплекты которых включены управляемые ракеты В настоящее время известны различные способы наведения управляемых ракет. От эффективности способа их наведения зависит и эффективность комплексов вооружения боевых машин в целом.The invention relates to military equipment, and more specifically to methods for guiding guided missiles, in particular those installed as part of anti-tank missile systems (PGRK) of guided missile weapons both on ground installations (at various objects, such as, for example, tanks, infantry fighting vehicles, self-propelled launchers, etc.), and on others: air (helicopters, airplanes), river (boats). Aiming guided missiles during their flight can significantly increase the efficiency of firing of weapon systems, in which ammunition are included guided missiles. Currently, various methods of guiding guided missiles are known. The effectiveness of the weapon systems of military vehicles as a whole depends on the effectiveness of their guidance.
Известен способ наведения противотанковых управляемых ракет (ПГУР) 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, А.Н.Латухин, «Противотанковое вооружение», М., Воениздат, 1974, С.192-236). К первому поколению относятся управляемые (противотанковые) ракеты с ручными системами наведения: французские SS-10, SS-11, SS-12, «Энтак», английские «Виджилент», «Малкара», западногерманская «Кобра», шведская «Бантам», швейцарская «Москито-64», отечественные «Шмель», «Фаланга», «Малютка» и др.There is a known method of pointing anti-tank guided missiles (PGUR) of the first generation, which consists in pointing the aiming line at the target, the eye measurement of the deviation of the guided missile from it, the impact on the missile controls in accordance with these deviations before combining the guided missile with the target (see ., for example, A.N. Latukhin, "Anti-tank weapons", M., Military Publishing, 1974, S.192-236). The first generation includes guided (anti-tank) missiles with manual guidance systems: French SS-10, SS-11, SS-12, "Entak", English "Vigilent", "Malkara", West German "Cobra", Swedish "Bantam", Swiss "Mosquito-64", domestic "Bumblebee", "Phalanx", "Baby" and others.
ПТУР первого поколения и способы их наведения имеют очевидные недостатки: невысокая скорость движения ракеты, 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, отсутствие информации о текущем удалении управляемой ракеты от цели и др. Обучение личного состава правилам стрельбы и практическим навыкам очень дорого и сложно, так как ручное управление требует строгого отбора и тщательного обучения операторов из-за необходимости непрерывного визуального слежения за ракетой и целью и управления ракетой на всей траектории. Поэтому к наводчикам (операторам) ПГУР предъявляются повышенные 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, поскольку при увеличении скорости полета ракеты работа наводчика сильно усложняется из-за необходимости управления с помощью команд, основанных на учете взаимного положения и ракеты, и цели. Наводчик физически не успевает своевременно отслеживать одновременно и положение цели, и положение ракеты, реагировать на изменения направления полета скоростной ракеты и корректировать их. Отсутствие объективной информации о текущем удалении управляемой ракеты от цели и моменте достижения ею плоскости цели значительно усиливают напряженность оператора и приводят к снижению точности стрельбы кроме того, возникают 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 которой достигают 700 м.First-generation ATGMs and their guidance methods have obvious drawbacks: the low speed of the rocket, 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 others anti-tank means, lack of information about the current distance of the guided missile from the target, etc. Training personnel in shooting rules and practical skills is very expensive and difficult, since manual control requires rigorous selection and thorough training operators because of the need for continuous visual tracking of the missile and the target and missile control over the entire trajectory. Therefore, high requirements are imposed on gunners (operators) of the PGUR. 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 speed of the guided missile, since with increasing the speed of the missile the gunner’s work is very complicated due to the need to control using commands based on the relative position of the missile and the target . The gunner physically does not have time to timely track both the position of the target and the position of the rocket, to respond to changes in the direction of flight of a high-speed rocket and to correct them. The lack of objective information about the current distance of the guided missile from the target and the moment it reaches the target plane significantly increase the operator’s tension and lead to a decrease in firing accuracy. In addition, considerable difficulties arise when the missile is brought to the aim line. 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 unfired zone is formed (see above), the dimensions of which reach 700 m.
Известен также способ наведения управляемой ракеты комплекса управляемого ракетного вооружения 9К112-1 «Кобра» (см., например, «Комплекс вооружения танка - Т-64Б. Материалы учебного пособия, М., ВДБТВ, 1977, С.8-51). Этот способ по технической сути и существенным признакам является наиболее близким к заявляемому и принят за его прототип. Одновременно он является и базовым объектом предлагаемого способа. Способ наведения управляемой ракеты комплекса 9К112-1 «Кобра» включает формирование с помощью прицельной марки линии прицеливания и совмещение ее с целью, измерение посредством системы наведения отклонения управляемой ракеты от линии прицеливания в процессе ее полета, автоматическое формирование команды управления, соответствующей этому отклонению, автоматическую выработку и подачу на органы управления ракетой сигнала, соответствующего этой команде.There is also a known method of guiding a guided missile complex guided missile weapons 9K112-1 "Cobra" (see, for example, "The armament complex of the tank - T-64B. Textbook materials, M., VDBTV, 1977, S.8-51). This method according to the technical essence and essential features is the closest to the claimed and adopted for its prototype. At the same time, it is also the basic object of the proposed method. The guidance method of guided missile system 9K112-1 "Cobra" includes the formation using an aiming mark of the line of sight and aligning it with the target, measuring through the guidance system the deviation of the guided missile from the line of sight during its flight, the automatic formation of 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, совмещением с нею линии 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 200-500 м/с;increase in missile flight speed up to 200-500 m / s;
уменьшение времени полета ракеты на предельную дальность;reducing the flight time of the rocket to the maximum range;
уменьшение «мертвой зоны» (менее 75 м) перед огневой позицией;reduction of the "dead zone" (less than 75 m) in front of the firing position;
более высокую эффективность стрельбы в различных условиях;higher firing efficiency in various conditions;
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 firing accuracy 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 относительно продолжительного по времени удержания линии прицеливания на цели, отсутствие объективной информации о моменте подлета к ней управляемой ракеты, отсутствие информации о текущем (а в ряде случаев и о начальном) удалении управляемой ракеты от цели приводят к неопределенности в выборе типа и режима наведения управляемой ракеты, если, например, в боевом комплекте имеется несколько типов управляемых ракет с различными характеристиками, а диапазоны максимальных и эффективных дальностей наведения управляемых ракет различны, возникновению напряженности оператора и опасности потери управляемой ракеты, особенно при появлении в поле зрения оператора световых или пыледымовых помех, часто вызывающих потерю видимости цели и прицельной марки, при действии на управляемую ракету в полете воздушных потоков (бокового ветра, восходящих потоков воздуха), при отсутствии или несовершенстве алгоритма компенсации веса ракеты и др. В случае наличия на борту ракеты источника излучения (как в прототипе), необходимого для образования световой образной связи и замкнутого контура управления, слежение за целью затрудняется еще в большей степени из-за мощной световой помехи. В результате этого уровень ошибок совмещения линии прицеливания с целью остается высоким, что приводит к промаху или потере ракеты, снижению эффективности стрельбы и постоянной напряженности оператора.However, this method also has disadvantages. The need for a relatively long retention of the aiming line on the target, the lack of objective information about the moment of approaching the guided missile to it, the lack of information about the current (and in some cases the initial) distance of the guided missile from the target leads to uncertainty in the choice of the type and mode of guidance of the guided missile missiles, if, for example, in a combat set there are several types of guided missiles with different characteristics, and the ranges of maximum and effective guidance ranges of guided missiles are different, to the occurrence of operator tension and the risk of losing a guided missile, especially when light or dust interference appears in the operator’s field of vision, often causing loss of sight of the target and sighting mark, when the guided missile is exposed to air currents (side wind, ascending air currents), in the absence or imperfection of the algorithm for compensating the weight of the rocket, etc. If there is a radiation source on board the rocket (as in the prototype) necessary for the formation of a light-shaped connection and th control loop target tracking difficult even greater extent due to intense light interference. As a result, the error level of alignment of the aiming line with the target remains high, which leads to miss or missile loss, reduced firing efficiency and constant operator tension.
Задача настоящего изобретения состоит в повышении эффективности стрельбы путем повышения помехоустойчивости визуального канала и точности наведения управляемой ракеты за счет введения дополнительной информации о параметрах процесса наведения управляемой ракеты в цель.The objective of the present invention is to improve the firing efficiency by increasing the noise immunity of the visual channel and the accuracy of the guided missile guidance by introducing additional information about the parameters of the guided missile guidance process in the target.
Решение этой задачи достигается тем, что в известный способ наведения управляемой ракеты, включающий формирование с помощью прицельной марки линии прицеливания и совмещение ее с целью, измерение посредством системы наведения отклонения управляемой ракеты от линии прицеливания в процессе ее полета, автоматическое формирование команды управления, соответствующей этому отклонению, автоматическую выработку и подачу на органы управления ракетой сигнала, соответствующего этой команде, вводят дополнительные признаки максимально возможных и эффективных диапазонов дальностей наведения управляемых ракет применяемых типов, положения линии прицеливания и удаления управляемой ракеты от цели в виде соответственно съюстированной с линией прицеливания окружности и ее размера, выбирают путем сравнения дополнительных признаков с характеристиками цели наиболее целесообразные для ее поражения тип и режим наведения управляемой ракеты, моделируют движение уловляемой ракеты вдоль линии прицеливания путем изменения размеров введенной окружности пропорционально текущему удалению управляемой ракеты от цели, уточняют наводку линии прицеливания посредством использования дополнительного признака положения линии прицеливания в качестве указателя удаления управляемой ракеты от цели и дополнительной прицельной марки, положение которой симметрируют относительно точки прицеливания, и периодически изменяют яркости прицельных марок.The solution to this problem is achieved by the fact that in the known method of guiding a guided missile, which includes forming an aiming line with an aiming mark and combining it with a target, measuring the deviation of a guided missile from an aiming line during its flight by means of a guidance system, automatically generating a control command corresponding to this deviation, automatic generation and submission to the rocket controls of a signal corresponding to this command, additional signs are introduced as much as possible x and the effective range of guidance ranges of guided missiles of the types used, the position of the aiming line and the distance of the guided missile from the target in the form of a circle, respectively, aligned with the aiming line of the circle and its size, choose the type and mode of guiding of the guided missiles, simulate the movement of a captured missile along the line of sight by changing the size of the entered circle in proportion to the current distance When the guided missile is away from the target, the aiming of the aiming line is refined by using an additional sign of the position of the aiming line as an indicator of the distance of the guided missile from the target and an additional aiming mark, the position of which is symmetrical relative to the aiming point, and periodically changing the brightness of the aiming marks.
При этом изменение размеров дополнительной прицельной марки производят в соответствии с выражением:In this case, the resizing of the additional reticle is made in accordance with the expression:
R=КпДт=Кп(До±Vнcosg·tн-Vурtур),R = K p D t = K p (D about ± V n cosg · t n -V ur t ur ),
где R - текущий размер дополнительной прицельной марки,where R is the current size of the additional reticle,
Кп - коэффициент пропорциональности,To p - the coefficient of proportionality,
До - начальное удаление управляемой ракеты от цели,D about - the initial removal of the guided missile from the target,
Дт - текущее удаление управляемой ракеты от цели,D t - the current removal of the guided missile from the target,
Vн - скорость носителя,V n - the speed of the carrier,
Vyp - скорость управляемой ракеты после ее пуска,V yp is the speed of the guided missile after its launch,
g - курсовой угол носителя,g - heading angle of the carrier,
tн - время движения носителя от определения и ввода До до пуска управляемой ракеты,t n - the time of movement of the carrier from the definition and input D about to launch guided missiles,
typ - время полета управляемой ракеты после ее запуска.t yp is the flight time of the guided missile after its launch.
Периодическое изменение яркостей прицельных марок производят в соответствии с выражениями:A periodic change in the brightness of the reticle is made in accordance with the expressions:
B=Bо(1-КяSinωt),B = B o (1-K i Sinωt),
Вд=Вдо(1-КдяSinωt),In V to d = (1-K AH Sinωt),
где В и Вд - яркости основной и дополнительной прицельных марок,where In and In d - the brightness of the primary and secondary aiming marks,
Кя и Кдя -коэффициенты пропорциональности,K i and K q are proportionality coefficients,
Во и Вдо - начальные яркости основной и дополнительной прицельных марок,In about and in to - the initial brightness of the primary and secondary reticle,
ω - частота изменения яркостей основной и дополнительной прицельных марок,ω is the frequency of change of brightness of the main and additional aiming marks,
t - текущее время.t is the current time.
Введение новых существенных признаков обеспечивает сокращение времени на выбор типа управляемой ракеты и режима ее наведения за счет ввода дополнительных признаков максимально возможных и эффективных диапазонов дальностей наведения управляемых ракет применяемых типов, то есть за счет повышения информативности операторов о максимально возможных и эффективных диапазонах дальностей наведения управляемых ракет, находящихся в боевом комплекте комплекса вооружения. Это способствует исключению ошибок, связанных с выбором определенного типа ракеты и режима ее наведения, так как для каждого из них установлены определенные максимальные дальности стрельбы, диапазоны эффективного огня (наведения) и пр. Если в боекомплекте комплекса вооружения применяется несколько типов управляемых ракет, то правильный выбор наиболее эффективного из них для конкретных условий представляет собой довольно сложную задачу, сопровождается ошибками, потерей времени и возникновением напряженности операторов. Введение дополнительных признаков обеспечивает также повышение помехоустойчивости визуального канала операторов и повышение точности наведения управляемой ракеты в цель за счет дополнительного ввода положения линии прицеливания в виде окружности, изменения размеров этой окружности и изменения яркостей основной и дополнительной прицельных марок.The introduction of new essential features reduces the time to choose the type of guided missile and the mode of its guidance by introducing additional features of the maximum possible and effective ranges of guidance of guided missiles of the types used, that is, by increasing the information content of operators about the maximum possible and effective ranges of guidance of guided missiles located in a combat set of weapons. This helps to eliminate errors associated with the choice of a certain type of missile and its guidance mode, since for each of them certain maximum firing ranges, effective fire ranges (guidance), etc. are established. If several types of guided missiles are used in the ammunition complex of the weapon complex, then the correct one the selection of the most effective of them for specific conditions is a rather difficult task, accompanied by errors, loss of time and the emergence of tension operators. The introduction of additional features also provides increased noise immunity of the visual channel of the operators and increased accuracy of guided missile guidance at the target by additionally entering the position of the aiming line in the form of a circle, changing the size of this circle and changing the brightness of the main and additional aiming marks.
Реализация предлагаемого способа может быть осуществлена следующим образом. В поле зрения вводят признаки, информирующие о максимально возможных и эффективных диапазонах дальностей наведения управляемых ракет, применяемых в данном (конкретном) комплексе вооружения. Если эти дополнительные признаки вводятся с использованием шкал, то, например, для прототипа максимально возможным диапазоном дальностей наведения управляемых ракет является один диапазон 25-5000 м, так как в боекомплекте используется только один тип управляемой ракеты. Эффективных диапазонов, исходя из реализованных в комплексе вооружения режимов наведения, несколько: 1) 25-1000 м, 2) 1000-4000 м, 3) 2000-4000 м. Сравнивая положение окружности (ее контура) с характеристиками введенных диапазонов, выбирают тип управляемой ракеты (если в боевом комплекте используется несколько типов управляемых ракет) и режим ее наведения. В прототипе один тип управляемой ракеты. Поэтому выбирают лишь режим наведения. Например, при дальности до цели 1500 м, то есть при удалении управляемой ракеты от цели в 1500 м, размер окружности также должен соответствовать 1500 м, так как масштабы размеров окружности и шкал диапазонов должны быть одинаковыми. В этом случае контур окружности в качестве указателя пересекает второй диапазон по отметке 1500 м. Поэтому следует выбрать второй режим наведения управляемой ракеты, так как именно он является эффективным для данных условий (первый и третий диапазоны окружностью не пересекаются).Implementation of the proposed method can be carried out as follows. In the field of view, signs are introduced that inform about the maximum possible and effective ranges of guided missile guidance ranges used in this (specific) weapon system. If these additional features are entered using scales, then, for example, for the prototype, the maximum possible range of guided missile guidance ranges is one range of 25-5000 m, since only one type of guided missile is used in the ammunition. There are several effective ranges based on guidance modes implemented in the weapon system: 1) 25-1000 m, 2) 1000-4000 m, 3) 2000-4000 m. Comparing the position of the circle (its contour) with the characteristics of the entered ranges, select the type of controlled missiles (if several types of guided missiles are used in the combat kit) and its guidance mode. In the prototype, one type of guided missile. Therefore, only the guidance mode is selected. For example, at a distance to the target of 1500 m, that is, when the guided missile is removed from the target at 1500 m, the circumference should also correspond to 1500 m, since the scales of the circumference and range scales should be the same. In this case, the circle contour as a pointer crosses the second range at a mark of 1,500 m. Therefore, you should choose the second guided missile guidance mode, since it is effective for these conditions (the first and third ranges do not intersect with a circle).
Получив команду на поражение цели в заданном секторе (направленнии), совмещают (операторы комплексов высокоточного оружия, например, комплексов ПГУР (ТУР) и др.) с помощью прицельной марки (основной) линию прицеливания с целью, воздействуя на органы управления системы наведения. Одновременно с перемещением линии прицеливания перемещается под действием следящей системы комплекса вооружения и пусковая установка. Совместив линию прицеливания (прицельную марку) с целью, определяют и вводят (операторы) в систему наведения (и/или поле зрения) значение начального удвоения ракеты До, в соответствии с которым блоками формирования дополнительной прицельной марки и моделирования движения управляемой ракеты вдоль линии прицеливания формируют и вводят в поле зрения изображение окружности, съюстированное с линией прицеливания и с размерами, соответствующими измеренному начальному удалению. Используя контур окружности в качестве указателя и сравнивая его положение относительно введенных дополнительных признаков максимально возможных и эффективных диапазонов дальностей наведения управляемых ракет, представленных, например, в виде шкал, цветных зон и др., выбирают наиболее эффективный для конкретных условий тип управляемой ракеты, устанавливают, исходя из индивидуальных особенностей зрительного аппарата, значения канальных яркостей основной и дополнительной прицельных марок, частоты их изменения, коэффициента яркости Кя.Having received a command to defeat a target in a given sector (direction), they combine (operators of high-precision weapon systems, for example, PGUR complexes (TUR), etc.) with the aim mark (main) aiming line with the target, acting on the controls of the guidance system. Simultaneously with the movement of the line of sight, the launcher also moves under the influence of the tracking system of the weapon complex. Combining the aiming line (sighting mark) with the target, the values of the initial doubling of the rocket D о are determined and entered (by the operators) into the guidance system (and / or field of view), in accordance with which the units for forming an additional aiming mark and simulating the movement of the guided missile along the aiming line a circle image is formed and introduced into the field of view, aligned with the aiming line and with dimensions corresponding to the measured initial distance. Using the circumference of the circle as a pointer and comparing its position relative to the introduced additional features of the maximum possible and effective ranges of guidance missiles, presented, for example, in the form of scales, color zones, etc., choose the type of guided missile most effective for specific conditions, set based on the individual characteristics of the visual apparatus, the values of the channel brightness of the primary and secondary aiming marks, their frequency of change, brightness coefficient K me .
В том случае, если носитель пусковой установки с управляемой ракетой является подвижным и продолжает движение после появления изображения в поле зрения наводчика дополнительной прицельной марки, то размеры последней изменяют в соответствии с выражением:In the event that the launcher launcher with a guided missile is mobile and continues to move after the image appears in the field of view of the gunner of an additional reticle, then the dimensions of the latter are changed in accordance with the expression:
R=КпДт=Кп(До±Vнcosg·tн-Vурtур),R = K p D t = K p (D about ± V n cosg · t n -V ur t ur ),
где R - текущий размер дополнительной прицельной марки,where R is the current size of the additional reticle,
Кп - коэффициент пропорциональности,To p - the coefficient of proportionality,
До - начальное удаление управляемой ракеты от цели,D about - the initial removal of the guided missile from the target,
Дт - текущее удаление управляемой ракеты от цели,D t - the current removal of the guided missile from the target,
Vн - скорость носителя,V n - the speed of the carrier,
Vyp - скорость управляемой ракеты после ее пуска,V yp is the speed of the guided missile after its launch,
g - курсовой угол носителя,g - heading angle of the carrier,
tн - время движения носителя от определения и ввода До до пуска управляемой ракеты,t n - the time of movement of the carrier from the definition and input D about to launch guided missiles,
typ - время полета управляемой ракеты после ее запуска.t yp is the flight time of the guided missile after its launch.
Знак перед выражением, определяющим составляющую, вносимую вследствие движения носителя, может быть как положительным (в случае удаления носителя от цели), так и отрицательным (в случае приближения носителя к цели).The sign in front of the expression that determines the component introduced due to the movement of the medium can be either positive (in the case of removal of the medium from the target) or negative (in the case of approaching the medium to the target).
Для исключения потери видимости прицельных марок, основной и дополнительной (окружности), и повышения их контраста на фоне местности и цели их яркость периодически изменяют. Опытным путем установлено, что наиболее целесообразно изменение яркостей прицельных марок производить в соответствии с выражениями:To exclude the loss of sight of sighting marks, the primary and secondary (circles), and increase their contrast against the background of the terrain and the target, their brightness is periodically changed. It has been experimentally established that it is most advisable to change the brightness of the aiming marks in accordance with the expressions:
B=Bо(1-КяSinωt),B = B o (1-K i Sinωt),
Вд=Вдо(1-КдяSinωt),In V to d = (1-K AH Sinωt),
где В и Bд - яркости основной и дополнительной прицельных марок,where B and B d - the brightness of the primary and secondary aiming marks,
Кя и Кдя = коэффициенты пропорциональности,By AJ I and K = constants of proportionality,
Во и Вдо = начальные яркости основной и дополнительной прицельных марок,B about and B do = initial brightness of the primary and secondary reticle,
ω - частота изменения яркостей основной и дополнительной прицельных марок,ω is the frequency of change of brightness of the main and additional aiming marks,
t - текущее время.t is the current time.
При этом и уровень начальных яркостей прицельных марок, и их частоту, и значение коэффициентов пропорциональности целесообразно задавать одинаковыми (близкими по значению).At the same time, it is advisable to set the level of initial brightness of the aiming marks, their frequency, and the value of the proportionality coefficients the same (close in value).
Убедившись в надежной видимости основной и дополнительной прицельных марок и в том, что размеры дополнительной прицельной марки не превышают допустимых, то есть удаленность управляемой ракеты не больше максимальной дальности стрельбы этой ракетой, производят ее запуск и захват системой наведения, а затем вывод на линию прицеливания. Вывод управляемой ракеты на линию прицеливания, как правило, производится автономно, по определенной программе. Захват управляемой ракеты в прототипе осуществляется благодаря установке на ракету источника светового излучения.Having convinced of the reliable visibility of the main and additional aiming marks and that the dimensions of the additional aiming mark do not exceed the allowable ones, that is, the distance of the guided missile is not greater than the maximum range of this missile, launch it and capture it with the guidance system, and then output it to the aiming line. Conclusion of a guided missile to the line of sight, as a rule, is carried out autonomously, according to a specific program. The capture of a guided missile in the prototype is carried out by installing a light radiation source on the missile.
В соответствии с направлением и величиной отклонений управляемой ракеты от линии прицеливания, измеренными ее системой наведения, автоматически формируют команды управления, вырабатывают и подают на органы управления ракетой сигналы, соответствующие этим командам, отрабатывая которые управляемая ракета совмещается с линией прицеливания. При отсутствии внешних возмущений (воздушных потоков, погрешностей компенсации веса ракеты и др.) управляемая ракета в процессе полета к цели совершает близкие к синусоидальным колебания с небольшой амплитудой (5-15) см относительно линии прицеливания и значительной частотой (высокочастотные), Математическое ожидание (МОЖ) отклонения управляемой ракеты от линии прицеливания равно нулю (или близко к нулю). В том случай, если линия прицеливания будет точно совмещена с точкой прицеливания, то вероятность попадания будет близкой к единице, что возможно, при четкой видимости цели и центральной прицельной марки, при допустимых возмущениях. В случаях плохой видимости, действия световых и пыледымовых помех, особенно вдоль линии прицеливания между прицельной маркой и целью, а также в случае одинаковых яркостей цели и прицельной марки в прототипе операторы, как правило теряют истинное положение линии прицеливания и не могут точно удерживать центральную (основную) прицельную марку на цели. В результате этого между ними появляются дополнительные рассогласования (ошибки наводки), которые операторы не видят и устранить самостоятельно не могут. Следовательно, эффективность стрельбы снижается. Чтобы этого не допустить, и вводится дополнительный признак положения линии прицеливания в виде окружности. Чтобы исключить потерю обоих признаков положения линии прицеливания (основной и дополнительной прицельных марок) одновременно из-за действия одной и той же помехи, их размещают на относительно значительном удалении друг от друга. Так, например, если центральная прицельная марка размещается, как правило, в центре поля зрения оператора, то дополнительный признак положения линии прицеливания (дополнительную прицельную марку) первоначально целесообразно размещать как можно ближе к периферии поля зрения, особенно если дополнительный признак положения линии прицеливания выполнен в виде окружности и соответствует стрельбе на максимальную дальность для используемой управляемой ракеты. В этом случае вероятность наличия в поле зрения хотя бы одного признака положения линии прицеливания будет близкой к единице.In accordance with the direction and magnitude of the deviations of the guided missile from the aiming line measured by its guidance system, control commands are automatically generated, and signals corresponding to these commands are generated and transmitted to the missile control organs, which the guided missile fulfills and aligns with the aiming line. In the absence of external disturbances (air flows, errors in compensating the weight of the rocket, etc.), the guided missile during the flight to the target performs close to sinusoidal oscillations with a small amplitude (5-15) cm relative to the aim line and a significant frequency (high frequency), Mathematical expectation ( MOF) deflection of the guided missile from the line of sight is zero (or close to zero). In that case, if the aiming line is exactly aligned with the aiming point, then the probability of hitting will be close to unity, which is possible with clear visibility of the target and central aiming mark, with permissible disturbances. In cases of poor visibility, the effects of light and dust interference, especially along the line of sight between the aiming mark and the target, as well as in the case of the same brightness of the target and the aiming mark in the prototype, the operators, as a rule, lose the true position of the aiming line and cannot precisely hold the center (main ) reticle on the target. As a result of this, additional discrepancies (interference errors) appear between them, which operators cannot see and cannot resolve on their own. Consequently, firing efficiency is reduced. In order to prevent this, an additional sign of the position of the aiming line in the form of a circle is introduced. In order to exclude the loss of both signs of the position of the aiming line (primary and secondary aiming marks) at the same time due to the same interference, they are placed at a relatively significant distance from each other. So, for example, if the central aiming mark is usually located in the center of the operator’s field of view, then an additional sign of the aiming line position (additional aiming mark) should initially be placed as close to the periphery of the field of view as possible, especially if the additional sign of the aiming line’s position is made in the form of a circle and corresponds to firing at maximum range for the guided missile used. In this case, the probability of the presence in the field of view of at least one sign of the position of the aiming line will be close to unity.
По мере приближения управляемой ракеты к цели размер дополнительной прицельной марки (окружности) уменьшается пропорционально ее удалению (расстоянию) от цели, и она приближается к основной прицельной марке. Появление помехи в этом случае повышает вероятность потери не только основной прицельной марки, но и дополнительной. Чтобы этого не происходило, яркость прицельных марок периодически изменяют и тем самым уменьшают вероятность ее потери на сложных (в отношении яркости) фонах местности и целей. При достижении управляемой ракетой цели (попадании или промахе) изображение дополнительной прицельной марки из поля зрения оператора выводят.As the guided missile approaches the target, the size of the additional aiming mark (circle) decreases in proportion to its distance (distance) from the target, and it approaches the main aiming mark. The appearance of interference in this case increases the likelihood of losing not only the main aiming mark, but also the additional one. To prevent this from happening, the brightness of sighting marks is periodically changed and thereby reduces the likelihood of its loss on complex (in terms of brightness) terrain and targets. Upon reaching the missile-guided target (hit or miss), the image of the additional aiming mark is removed from the operator’s field of vision.
При последующем пуске реализация способа происходит аналогично.At a subsequent start-up, the implementation of the method is similar.
В случае изменения яркостей местности и фона уточняются значения начальных яркостей основной и дополнительной прицельных мерок Во и Вдо и коэффициентов пропорциональности Кя и Кдя. Уточнение значений начальных яркостей основной и дополнительной прицельных марок производится исходя из условия их надежной видимости на фоне местности и цели, а коэффициентов пропорциональности - из условий отсутствия возможности потери изображений прицельных марок и дискомфорта при наблюдении за ними в диапазонах Кя=Кдя=0,1-0,5In the case of changes in the brightness of the terrain and background, the values of the initial brightness of the primary and secondary aiming measurements B o and B do and the proportionality coefficients K i and K q are specified . The values of the initial brightnesses of the main and additional aiming marks are specified on the basis of the condition of their reliable visibility against the background of the terrain and target, and proportionality coefficients - on the basis of the absence of the possibility of loss of sighting marks and discomfort when observing them in the ranges К i = К дя = 0, 1-0.5
Применение предлагаемого способа наведения управляемых ракет позволяет практически без существенного изменения его характеристик исключить ошибки и сократить время выбора необходимого типа управляемой ракеты (от 5 до 15 сек), осуществить возможность компенсации действия внешних возмущений, прежде всего, световых помех. Это позволяет существенно повысить эффективность стрельбы управляемыми ракетами, например, компенсация действия световых помех, экранирующих центральную прицельную марку, позволяет на (10-15) % повысить эффективность стрельбы управляемой ракетой по танку типа «Леопард».The application of the proposed method for guiding guided missiles makes it possible to virtually eliminate errors and reduce the time it takes to select the type of guided missile needed (from 5 to 15 seconds), and to compensate for the effects of external disturbances, primarily light interference. This makes it possible to significantly increase the efficiency of guided missile firing, for example, compensating for the effects of light noise shielding the central reticle, allows (10-15)% to increase the effectiveness of guided missile firing at a Leopard-type tank.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005128780/02A RU2295690C1 (en) | 2005-09-16 | 2005-09-16 | Method for guidance of guided missile |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005128780/02A RU2295690C1 (en) | 2005-09-16 | 2005-09-16 | Method for guidance of guided missile |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2295690C1 true RU2295690C1 (en) | 2007-03-20 |
Family
ID=37994130
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005128780/02A RU2295690C1 (en) | 2005-09-16 | 2005-09-16 | Method for guidance of guided missile |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2295690C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2714748C2 (en) * | 2017-09-18 | 2020-02-19 | Федеральное Государственное Казенное "Военное Образовательное Учреждение Высшего Образования "Военный Учебно-Научный Центр Сухопутных Войск "Общевойсковая Академия Вооруженных Сил Российской Федерации" | Method of increasing target destruction efficiency with high-accuracy submunition |
| RU2714747C2 (en) * | 2017-09-18 | 2020-02-19 | Федеральное Государственное Казенное "Военное Образовательное Учреждение Высшего Образования "Военный Учебно-Научный Центр Сухопутных Войск "Общевойсковая Академия Вооруженных Сил Российской Федерации" | Method for increasing target hitting efficiency with self-targeting combat element |
| RU2728912C2 (en) * | 2017-09-18 | 2020-08-03 | Федеральное Государственное Казенное "Военное Образовательное Учреждение Высшего Образования "Военный Учебно-Научный Центр Сухопутных Войск "Общевойсковая Академия Вооруженных Сил Российской Федерации" | Method of increasing target hitting efficiency with precision-guided weapons |
-
2005
- 2005-09-16 RU RU2005128780/02A patent/RU2295690C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Комплекс вооружения танка Т-64Б. Материалы учебного пособия. - М.: ВА БТВ, 1977, с.8-51. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2714748C2 (en) * | 2017-09-18 | 2020-02-19 | Федеральное Государственное Казенное "Военное Образовательное Учреждение Высшего Образования "Военный Учебно-Научный Центр Сухопутных Войск "Общевойсковая Академия Вооруженных Сил Российской Федерации" | Method of increasing target destruction efficiency with high-accuracy submunition |
| RU2714747C2 (en) * | 2017-09-18 | 2020-02-19 | Федеральное Государственное Казенное "Военное Образовательное Учреждение Высшего Образования "Военный Учебно-Научный Центр Сухопутных Войск "Общевойсковая Академия Вооруженных Сил Российской Федерации" | Method for increasing target hitting efficiency with self-targeting combat element |
| RU2728912C2 (en) * | 2017-09-18 | 2020-08-03 | Федеральное Государственное Казенное "Военное Образовательное Учреждение Высшего Образования "Военный Учебно-Научный Центр Сухопутных Войск "Общевойсковая Академия Вооруженных Сил Российской Федерации" | Method of increasing target hitting efficiency with precision-guided weapons |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US3955292A (en) | Apparatus for antiaircraft gunnery practice with laser emissions | |
| US3452453A (en) | Gunnery practice apparatus employing laser beams | |
| Friedman | Naval Firepower: Battleship Guns and Gunnery in the Dreadnought Era | |
| US1708389A (en) | Sighting apparatus for guns | |
| US4244586A (en) | Four-in-one scope sighting-in target | |
| GB2107835A (en) | Correcting, from one shot to the next, the firing of a weapon | |
| RU2295690C1 (en) | Method for guidance of guided missile | |
| RU2436032C1 (en) | Guided missile control method | |
| US3965582A (en) | Gunnery practice method and apparatus | |
| RU2290591C1 (en) | Method for guidance of guided missile | |
| RU2465534C1 (en) | Simulator for operators of cannon and missile armament | |
| RU2269085C1 (en) | Method for guidance of guided missile | |
| RU2439462C1 (en) | Method of precision weapons control | |
| EP0330886B1 (en) | Shooting simulator device | |
| RU2365852C1 (en) | Missile guidance method | |
| RU2331834C1 (en) | Method of guided missile directing | |
| RU2294512C1 (en) | Method for guidance of guided missile | |
| RU2439463C1 (en) | Method of guided missile homing | |
| RU2301392C1 (en) | Method for guidance of guided missile | |
| RU2496081C1 (en) | Method of control over aircraft flight | |
| RU2343392C1 (en) | Method of control of shooting from gun with guided missile | |
| RU2408832C1 (en) | Firing method with controlled artillery projectile with laser semi-active self-guidance head | |
| RU2207490C1 (en) | Method for guidance of guided missile | |
| RU2334936C1 (en) | Method for guiding guided missile | |
| RU2481541C1 (en) | Guided missile control method |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20070917 |