RU2406055C2 - Method of guided missile homing and system of homing for its realisation - Google Patents
Method of guided missile homing and system of homing for its realisation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2406055C2 RU2406055C2 RU2008149963/02A RU2008149963A RU2406055C2 RU 2406055 C2 RU2406055 C2 RU 2406055C2 RU 2008149963/02 A RU2008149963/02 A RU 2008149963/02A RU 2008149963 A RU2008149963 A RU 2008149963A RU 2406055 C2 RU2406055 C2 RU 2406055C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- radiation source
- image
- onboard
- coordinates
- guided missile
- Prior art date
Links
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемый способ наведения управляемой ракеты и система наведения для его реализации относятся к области разработки систем управления ракетами и могут быть использованы в противотанковых ракетных комплексах (ПТРК).The proposed guided missile guidance method and guidance system for its implementation 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, приведенный в описании патента [патент РФ 2258887 от 24.03.2004, МКИ 7 F41G 7/00 (прототип)] [1], включающий запуск управляемой ракеты с бортовым источником излучения, прием светового потока от бортового источника излучения управляемой ракеты фотоприемником матричного типа, определение засвеченного бортовым источником излучения пространства и координат его центра, определение координат управляемой ракеты и формирование команд управления, при этом в процессе выделения координат управляемой ракеты формируют последовательность видеокадров фоноцелевой обстановки вместе с бортовым источником излучения.Closest to the proposed one is a method for guiding an anti-tank missile described in the patent description [RF patent 2258887 dated 24.03.2004, MKI 7 F41G 7/00 (prototype)] [1], including launching a guided missile with an onboard radiation source, receiving a light flux from an onboard radiation source of a guided missile with a matrix-type photodetector, determining the space and coordinates of its center illuminated by an onboard radiation source, determining the coordinates of a guided missile and generating control commands, while The coordinates of the guided missile form a sequence of video frames of the phono-target environment together with the onboard radiation source.
Наиболее близкой к предлагаемой является система наведения для осуществления указанного способа [1] и выбранная в качестве прототипа, содержит последовательно соединенные объектив, фотоприемник, блок выделения засвеченного пространства, блок расчета центра засвеченного пространства, блок выделения координат и блок формирования команд.Closest to the proposed is a guidance system for implementing the specified method [1] and selected as a prototype, contains a series-connected lens, a photodetector, a block for highlighting the illuminated space, a unit for calculating the center of the illuminated space, a block for allocating coordinates and a unit for generating commands.
Современные условия применения противотанковых ракет потребовали создать такой способ наведения управляемой ракеты и систему наведения для его реализации, которые позволили бы преодолеть ряд технических трудностей. Например, появление на видеокадре дополнительных изображений источников излучения из-за наличия оптических помех или естественных источников излучения приведет к тому, что расчетные координаты центра изображения бортового источника излучения будут не соответствовать его истинным координатам. Это, в свою очередь, приведет к расчетам неправильных координат ракеты, а следовательно, к формированию неверных команд управления ракетой.Current conditions for the use of anti-tank missiles have required the creation of a guided missile guidance method and guidance system for its implementation, which would overcome a number of technical difficulties. For example, the appearance on the video frame of additional images of radiation sources due to the presence of optical noise or natural radiation sources will lead to the fact that the calculated coordinates of the image center of the onboard radiation source will not correspond to its true coordinates. This, in turn, will lead to the calculation of the incorrect coordinates of the rocket, and consequently, to the formation of incorrect rocket control commands.
Задачей предлагаемого изобретения является разработка такого способа наведения управляемой ракеты и системы наведения для его реализации, которые позволили бы повысить качество и надежность процесса наведения управляемой ракеты без изменения конструкции самой ракеты, осуществлять селекцию полезного источника излучения при наличии на видеокадрах дополнительных изображений источников излучения из-за наличия оптических помех или естественных источников излучения в поле зрения объектива, и, как следствие, повысить помехоустойчивость всей системы управления.The objective of the invention is to develop such a guided missile guidance method and guidance system for its implementation, which would improve the quality and reliability of the guided missile guidance process without changing the design of the missile itself, and select a useful radiation source if there are additional images of radiation sources on the video frames due to the presence of optical interference or natural sources of radiation in the field of view of the lens, and, as a result, increase noise immunity the entire control system.
Поставленная задача решается тем, что в способе наведения управляемой ракеты, включающем запуск управляемой ракеты с бортовым источником излучения, прием светового потока от бортового источника излучения управляемой ракеты фотоприемником матричного типа, формирование последовательности видеокадров фоноцелевой обстановки вместе с бортовым источником излучения, определение засвеченного бортовым источником излучения пространства и координат его центра, определение координат управляемой ракеты и формирование команд управления, определение засвеченного бортовым источником излучения пространства и координат его центра осуществляют в сформированных N смежных видеокадрах, в этих видеокадрах определяют размер изображения бортового источника излучения, по текущей последовательности координат центра изображения бортового источника излучения определяют траекторию его движения или прогнозируемые координаты траектории движения, формируют область поиска изображения бортового источника излучения с координатами центра изображения, соответствующими текущим или прогнозируемым координатам траектории движения бортового источника, определяют размеры области поиска, при отсутствии изображения источника излучения в заданной области поиска размеры этой области увеличивают до обнаружения изображения бортового источника излучения.The problem is solved in that in the guided missile guidance method, including launching a guided missile with an onboard radiation source, receiving a light flux from an onboard radiation source of a guided missile with a matrix-type photodetector, forming a sequence of video frames of the phono-target environment together with the onboard radiation source, determining the illuminated onboard radiation source the space and coordinates of its center, determining the coordinates of a guided missile and the formation of control commands, def the division of the space illuminated by the onboard radiation source and the coordinates of its center is carried out in the formed N adjacent video frames, the image size of the onboard radiation source is determined in these video frames, the trajectory of its movement or the predicted coordinates of the motion path are determined by the current sequence of coordinates of the image center of the onboard radiation source, and the image search area is formed onboard radiation source with the coordinates of the center of the image corresponding to the current or prog oziruemym coordinates trajectory onboard source, define the search area size, in the absence of the image of the radiation source in a predetermined search area dimensions of this region is increased to detect airborne radiation source image.
В предлагаемом способе наведения управляемой ракеты в качестве размера изображения бортового источника излучения используют совместно или по отдельности его длину, высоту, сумму длины и высоты.In the proposed method for guiding a guided missile, the image length of the onboard radiation source is used jointly or separately for its length, height, sum of length and height.
В предлагаемом способе наведения управляемой ракеты определяют на видеокадрах размер изображения бортового источника излучения, пропорционально которому устанавливают размеры области поиска изображения бортового источника излучения.In the proposed guided missile guidance method, the image size of the onboard radiation source is determined on video frames in proportion to which the dimensions of the image search area of the onboard radiation source are set.
В предлагаемом способе наведения управляемой ракеты определяют на видеокадрах размер изображения бортового источника излучения, а размеры области поиска изображения бортового источника излучения вычисляют пропорционально размеру изображения бортового источника излучения и параметра или параметров траектории движения бортового источника излучения, характеризующих величину изменения размера и смещения изображения бортового источника излучения в смежных кадрах.In the proposed guided missile guidance method, the image size of the onboard radiation source is determined on video frames, and the dimensions of the image search area of the onboard radiation source are calculated in proportion to the image size of the onboard radiation source and the path parameter or parameters of the onboard radiation source, characterizing the amount of change in the size and image shift of the onboard radiation source in adjacent frames.
Поставленная задача решается также тем, что система наведения управляемой ракеты, содержащая объектив, соединенный с фотоприемником матричного типа, и последовательно соединенные блок выделения засвеченного пространства, блок расчета центра засвеченного пространства, блок выделения координат и блок формирования команд, снабжена блоком формирования области поиска, первый вход которого соединен с выходом фотоприемника матричного типа, а выход - с входом блока выделения засвеченного пространства, выход которого и выход блока расчета центра засвеченного пространства соединены соответственно со вторым и третьим входами блока формирования области поиска.The problem is also solved by the fact that the guided missile guidance system, comprising a lens connected to a matrix-type photodetector, and serially connected to the highlighted space allocation unit, the center of the exposed space calculation unit, the coordinate allocation unit and the command generation unit, is provided with a search area forming unit, the first the input of which is connected to the output of the photodetector of a matrix type, and the output is connected to the input of the highlighted space allocation unit, the output of which and the output of the calculation unit ntra of the illuminated space are connected respectively to the second and third inputs of the block for forming the search area.
Сущность способа заключается в следующем. После пуска ракеты излучение фоноцелевой обстановки совместно с излучением бортового источника излучения управляемой ракеты попадает на входной зрачок объектива и фокусируется на чувствительных ячейках фотоприемника матричного типа, который формирует последовательность видеокадров с изображением фоноцелевой обстановки и бортового источника излучения управляемой ракеты. Во время формирования кадра видеоизображения с каждой чувствительной ячейки фотоприемника матричного типа снимается сигнал, пропорциональный энергии падающего на него излучения. Так как уровень сигнала от бортового источника излучения управляемой ракеты известен и превосходит сигнал фона, на фотоприемнике матричного типа образуется изображение бортового источника излучения с ожидаемым уровнем сигнала с чувствительных ячеек. При опросе пространства фотоприемника матричного типа, засвеченного бортовым источником излучения, определяется центр засвеченного пространства, определяется номер чувствительной ячейки, являющейся центром засвеченного пространства бортовым источником излучения, а далее определяется расположение центральной ячейки засвеченного пространства относительно центральной ячейки фотоприемника матричного типа. После выделения в N смежных видеокадрах засвеченного бортовым источником излучения пространства определяют размер изображения бортового источника излучения. В качестве размера изображения бортового источника излучения используют совместно или по отдельности его длину, высоту, сумму длины и высоты. По текущей последовательности рассчитанных координат центра изображения бортового источника излучения определяют траекторию его движения или прогнозируемые координаты траектории движения. Формируют область поиска изображения бортового источника излучения с координатами центра, соответствующими текущим или прогнозируемым координатам траектории движения центра изображения бортового источника и размерами области, пропорциональными размеру изображения бортового источника излучения и параметру или параметрам траектории движения бортового источника излучения, характеризующих величину изменения размера и смещения изображения бортового источника излучения в смежных кадрах. При отсутствии изображения источника излучения в заданной области поиска размеры этой области увеличивают до обнаружения изображения бортового источника излучения. После определения расположения центральной ячейки засвеченного пространства относительно центральной ячейки фотоприемника матричного типа осуществляется расчет координат управляемой ракеты и формируются команды управления.The essence of the method is as follows. After the rocket is launched, the radiation of the phono-target environment together with the radiation of the onboard radiation source of the guided missile falls on the entrance pupil of the lens and focuses on the sensitive cells of the matrix-type photodetector, which forms a sequence of video frames with the image of the phono-target environment and the onboard radiation source of the guided missile. During the formation of a frame of a video image, a signal proportional to the energy of the radiation incident on it is removed from each sensitive cell of a matrix-type photodetector. Since the signal level from the onboard radiation source of the guided missile is known and exceeds the background signal, an image of the onboard radiation source with the expected signal level from the sensitive cells is formed on a matrix-type photodetector. When interrogating the space of a matrix-type photodetector illuminated by an onboard radiation source, the center of the illuminated space is determined, the number of the sensitive cell that is the center of the illuminated space by the onboard radiation source is determined, and then the location of the central cell of the illuminated space relative to the central cell of the matrix-type photodetector is determined. After highlighting the space illuminated by the onboard radiation source in N adjacent video frames, the image size of the onboard radiation source is determined. As the image size of the onboard radiation source, it is used together or separately its length, height, the sum of the length and height. According to the current sequence of calculated coordinates of the center of the image of the onboard radiation source, the trajectory of its movement or the predicted coordinates of the trajectory of movement are determined. The search area for the image of the onboard radiation source is formed with the center coordinates corresponding to the current or forecasted coordinates of the path of the center of the image of the onboard source and the size of the region proportional to the image size of the onboard radiation source and the parameter or parameters of the path of the onboard radiation source characterizing the size of the image size and the image shift radiation source in adjacent frames. If there is no image of the radiation source in a given search region, the size of this region is increased until the image of the onboard radiation source is detected. After determining the location of the central cell of the illuminated space relative to the central cell of the matrix-type photodetector, the coordinates of the guided missile are calculated and control commands are generated.
В заявляемых технических решениях предлагается обеспечить повышение качества и надежности процесса наведения управляемой ракеты без изменения конструкции самой ракеты, осуществлять селекцию источника полезного сигнала по интенсивности излучения, и, как следствие, повысить помехоустойчивость всей системы управления за счет формирования области поиска изображения бортового источника излучения в соответствии с его размерами и параметрами движения.In the claimed technical solutions, it is proposed to improve the quality and reliability of the guided missile guidance process without changing the design of the missile itself, to select a source of a useful signal according to the radiation intensity, and, as a result, to increase the noise immunity of the entire control system by forming an image search area of an onboard radiation source in accordance with its size and motion parameters.
Функциональная схема системы наведения управляемой ракеты приведена на чертеже.A functional diagram of the guided missile guidance system is shown in the drawing.
Система наведения управляемой ракеты работает следующим образом. Входным воздействием для нее является угловое отклонение ракеты относительно линии визирования цели. Источник излучения обеспечивает наличие потока излучения в течение всего полетного времени управляемой ракеты. Объектив 1 фокусирует изображение источника излучения непосредственно на фотоприемнике матричного типа 2, который установлен в фокальной плоскости объектива, причем его центральная чувствительная ячейка находится на оптической оси объектива. Световой поток от источника излучения обеспечивает засветку определенной области фотоприемника матричного типа. В блоке формирования области поиска 3 определяется область на фотоприемнике матричного типа, где наиболее вероятно его появление. При этом координаты центра этой области соответствуют текущим или прогнозируемым координатам траектории движения центра изображения бортового источника. Размеры области поиска изображения бортового источника излучения пропорциональны размеру изображения бортового источника излучения и параметру или параметрам траектории движения бортового источника излучения, характеризующих величину изменения размера и смещения изображения бортового источника излучения в смежных кадрах. В качестве размера изображения бортового источника излучения используют совместно или по отдельности его длину, высоту, сумму длины и высоты. При отсутствии изображения бортового источника излучения в заданной области поиска размеры этой области увеличивают до обнаружения изображения бортового источника излучения пропорционально количеству видеокадров, в которых не выделено изображение бортового источника излучения. Расширение области поиска осуществляют до максимально возможных размеров фотоприемника матричного типа. Сформированная таким образом область поиска обеспечивает уменьшение вероятности попадания в эту область дополнительных источников излучения. Определение местоположения изображения бортового источника в данной области возложено на блок выделения засвеченного пространства 4, который не только определяет размеры области засветки фотоприемника источником излучения, но и дает информацию о количестве и координатах засвеченных чувствительных ячеек, а также об их уровнях сигналов. Данная информация поступает в блок расчета центра засвеченного пространства 5, который обеспечивает обработку сигналов непосредственно с тех чувствительных ячеек, которые были засвечены источником излучения. Выходной сигнал с блока расчета центра засвеченного пространства 5 содержит информацию о линейных отклонениях источника излучения относительно линии прицеливания, которая поступает в блок выделения координат 6. После преобразования блок выделения координат вырабатывает сигналы, соответствующие линейным отклонениям управляемой ракеты от линии прицеливания. Напряжения, пропорциональные отклонению управляемой ракеты от линии прицеливания по курсу и тангажу, с выхода блока выделения координат поступают на блок формирования команд 7, где преобразуются в сигналы управления ракетой, предназначенные для передачи по линии связи на управляемую ракету.Guided missile guidance system operates as follows. The input for it is the angular deviation of the rocket relative to the line of sight of the target. The radiation source provides a radiation flux during the entire flight time of the guided missile. The lens 1 focuses the image of the radiation source directly on the photodetector matrix type 2, which is installed in the focal plane of the lens, and its Central sensitive cell is located on the optical axis of the lens. The luminous flux from the radiation source provides illumination of a certain region of the photodetector matrix type. In the block for forming the search region 3, the region on the photodetector of the matrix type is determined, where its appearance is most likely. The coordinates of the center of this area correspond to the current or predicted coordinates of the trajectory of the center of the image of the onboard source. The dimensions of the image search region of the onboard radiation source are proportional to the image size of the onboard radiation source and to the parameter or parameters of the motion path of the onboard radiation source, characterizing the amount of change in the size and image displacement of the onboard radiation source in adjacent frames. As the image size of the onboard radiation source, it is used together or separately its length, height, the sum of the length and height. If there is no image of the onboard radiation source in a given search area, the size of this area is increased until the image of the onboard radiation source is detected in proportion to the number of video frames in which the image of the onboard radiation source is not highlighted. The search area is expanded to the maximum possible size of the photodetector matrix type. The search region formed in this way reduces the likelihood of additional radiation sources falling into this region. Determining the location of the image of the onboard source in this area is assigned to the highlighted space allocation unit 4, which not only determines the size of the photodetector illumination area by the radiation source, but also provides information on the number and coordinates of the illuminated sensitive cells, as well as their signal levels. This information is fed to the calculation unit of the center of the illuminated space 5, which provides the processing of signals directly from those sensitive cells that were illuminated by the radiation source. The output signal from the calculation unit of the center of the illuminated space 5 contains information about the linear deviations of the radiation source relative to the aiming line, which enters the coordinate allocation unit 6. After conversion, the coordinate allocation unit generates signals corresponding to linear deviations of the guided missile from the aiming line. Stresses proportional to the deviation of the guided missile from the aiming line at the heading and pitch, from the output of the coordinate allocation unit are sent to the command formation unit 7, where they are converted into missile control signals intended for transmission through the communication line to the guided missile.
В предлагаемой системе наведения управляемой ракеты объектив, блок выделения координат 6, блок формирования команд 7 могут быть выполнены как в прототипе. Фотоприемник матричного типа 2 может быть выполнен на основе высокочастотной ПЗС-матрицы [2]. Блок формирования области поиска 3, блок выделения засвеченного пространства 4 и блок расчета центра засвеченного пространства 5 могут быть выполнены на основе сигнальных микропроцессоров [3] и программируемых логических интегральных схем [4].In the proposed guided missile guidance system, the lens, coordinate allocation unit 6, and command formation unit 7 can be performed as in the prototype. The matrix type 2 photodetector can be made on the basis of a high-frequency CCD matrix [2]. The block for forming the search area 3, the block for highlighting the illuminated space 4, and the unit for calculating the center of the illuminated space 5 can be performed on the basis of signal microprocessors [3] and programmable logic integrated circuits [4].
Обосновать работу системы наведения можно следующим образом.Justify the operation of the guidance system as follows.
Блок выделения засвеченного пространства 4 определяет область засветки. Критерием оценки является соотношение:The highlighting unit 4 determines the area of illumination. The evaluation criterion is the ratio:
где U - входной сигнал с ячейки фотоприемника матричного типа; i - номер строки; j - номер столбца; UОП - опорный сигнал, определяющий допустимую величину уровня восприятия сигнала фотоприемником матричного типа, обусловленный энергетикой бортового источника излучения управляемой ракеты; Ue - уровень сигнала, определяемый внутренними шумами и дискретностью фотоприемника матричного типа.where U is the input signal from the cell of the photodetector matrix type; i is the line number; j is the column number; U OP - a reference signal that determines the acceptable level of signal perception by a photodetector of a matrix type, due to the energy of the onboard radiation source of the guided missile; U e is the signal level determined by internal noise and the discreteness of the photodetector matrix type.
В блоке формирования области поиска 3 после выделения в N смежных видеокадрах засвеченного бортовым источником пространства осуществляется расчет координат центра области поиска изображения бортового источника, соответствующих текущим или прогнозируемым координатам траектории движения бортового источника:In the block for forming the search area 3, after allocating the space illuminated by the onboard source in N adjacent video frames, the coordinates of the center of the search area for the image of the onboard source corresponding to the current or forecasted coordinates of the path of the onboard source are calculated:
где ny(n-1), nz(n-1) - координаты центра изображения бортового источника излучения, образующие траекторию его движения; 
Размеры области поиска изображения бортового источника излучения могут вычисляться пропорционально размера изображения бортового источника излучения:The dimensions of the image search region of the onboard radiation source can be calculated in proportion to the image size of the onboard radiation source:
где lo(n) - минимальный размер строба; kli(n) - i-й коэффициент пропорциональности, характеризующий размер изображения бортового источника излучения; bi(n-1) - i-й размер изображения бортового источника изображения в видеокадре (например, длина, высота, сумма длины и высоты и т.д.).where l o (n) is the minimum size of the strobe; k li (n) is the i-th proportionality coefficient characterizing the image size of the onboard radiation source; b i (n-1) - i-th image size of the onboard image source in the video frame (for example, length, height, sum of length and height, etc.).
В случае сложного и высокоскоростного движения бортового источника излучения в фокальной плоскости объектива 1 размеры области поиска изображения бортового источника излучения дополнительно увеличиваются пропорционально параметру или параметрам траектории его движения и могут вычисляться пропорционально размера изображения бортового источника излучения и параметру или параметрам траектории движения бортового источника излучения, характеризующих величину изменения размера и смещения изображения бортового источника излучения в смежных кадрах:In the case of complex and high-speed motion of the onboard radiation source in the focal plane of the lens 1, the dimensions of the image search area of the onboard radiation source are further increased in proportion to the parameter or parameters of the path of its movement and can be calculated in proportion to the image size of the onboard radiation source and the parameter or parameters of the path of the onboard radiation source, characterizing the amount of change in the size and image shift of the onboard radiation source in adjacent frames:
где lo(n) - минимальный размер строба; kli(n) - i-й коэффициент пропорциональности, характеризующий размер изображения бортового источника излучения; bi(n-1) - i-й размер изображения бортового источника излучения в видеокадре; k2j(n) - j-й коэффициент пропорциональности параметру траектории движения бортового источника излучения; Vj(n-1) - j-й параметр траектории движения бортового источника излучения, характеризующий величину изменения размера и смещения изображения бортового источника излучения в смежных кадрах и вычисленный по координатам центра изображения бортового источника излучения в N смежных видеокадрах (например, скорость, ускорение и т.д. движения бортового источника в фокальной плоскости фотоприемника матричного типа; скорость, ускорение и т.д. приближения или удаления бортового источника относительно фокальной плоскости фотоприемника и т.д.).where l o (n) is the minimum size of the strobe; k li (n) is the i-th proportionality coefficient characterizing the image size of the onboard radiation source; b i (n-1) - i-th image size of the onboard radiation source in the video frame; k 2j (n) is the jth coefficient of proportionality to the parameter of the trajectory of motion of the onboard radiation source; V j (n-1) - j-th parameter of the path of the onboard radiation source, characterizing the change in the size and displacement of the image of the onboard radiation source in adjacent frames and calculated from the coordinates of the center of the image of the onboard radiation source in N adjacent video frames (for example, speed, acceleration etc. the motion of the onboard source in the focal plane of the photodetector matrix type; speed, acceleration, etc., approaching or removing the onboard source relative to the focal plane of the photodetector, etc.).
При отсутствии изображения бортового источника излучения в заданной области поиска размеры этой области увеличивают до обнаружения изображения бортового источника излучения пропорционально количеству nl видеокадров, в которых не выделено изображение бортового источника излучения:If there is no image of the onboard radiation source in a given search area, the size of this region is increased until the image of the onboard radiation source is detected in proportion to the number nl of video frames in which the image of the onboard radiation source is not highlighted:
где k3(nl) - коэффициент изменения размеров области поиска при отсутствии в ней изображения бортового источника излучения.where k 3 (nl) is the coefficient of change in the size of the search area in the absence of an image of the onboard radiation source.
Расширение области поиска осуществляют до максимально возможных размеров фотоприемника матричного типа.The search area is expanded to the maximum possible size of the photodetector matrix type.
В блоке выделения засвеченного пространства 4 определяют количество М, координаты nyi, nzi ячеек фотоприемника матричного типа, попавших в область засветки, а также их уровни выходных сигналов si.In the block for highlighting the illuminated space 4, the number M is determined, the coordinates ny i , nz i of the cells of the matrix-type photodetector falling into the illumination region, as well as their output signal levels s i .
В блоке расчета центра засвеченного пространства 5 осуществляется определение координат геометрического центра засвеченного пространства, также определяется центральная ячейка засвеченного бортовым источником излучения пространства относительно центральной ячейки фотоприемника матричного типа:In the unit for calculating the center of the illuminated space 5, the coordinates of the geometric center of the illuminated space are determined, the central cell of the space illuminated by the onboard radiation source relative to the central cell of the matrix-type photodetector is also determined:
где MY, MZ - максимальное количество ячеек по вертикали и горизонтали в фотоприемнике матричного типа.where M Y , M Z is the maximum number of cells vertically and horizontally in a matrix type photodetector.
В блоке расчета центра засвеченного пространства 5 может также осуществляться определение координат энергетического центра засвеченного пространства, определение центральной ячейки засвеченного бортовым источником излучения пространства с учетом уровней выходных сигналов, а также определение смещения этой ячейки относительно центральной ячейки фотоприемника матричного типа:In the unit for calculating the center of the illuminated space 5, the coordinates of the energy center of the illuminated space can also be determined, the central cell of the space illuminated by the onboard radiation source can be determined taking into account the levels of the output signals, and the offset of this cell relative to the central cell of the photodetector matrix type can be determined:
Использование зависимостей (9), (10) целесообразно, как правило, на участке управления, когда область засвеченного пространства от бортового источника излучения имеет значительные размеры.The use of dependences (9), (10) is advisable, as a rule, in the control section, when the area of the illuminated space from the onboard radiation source has significant dimensions.
Линейные координаты бортового источника излучения относительно линии визирования определяются из (7), (8) или соответственно из (9), (10):The linear coordinates of the onboard radiation source relative to the line of sight are determined from (7), (8) or, respectively, from (9), (10):
где D - дальность до бортового источника излучения; f/ - фокусное расстояние объектива; δf - размер ячейки фотоприемника матричного типа.where D is the distance to the onboard radiation source; f / is the focal length of the lens; δ f is the cell size of the photodetector matrix type.
Анализ формул (1) - (12) показывает, что повышается качество и надежность процесса наведения управляемой ракеты без изменения конструкции самой ракеты, и, как следствие, повышается помехоустойчивость всей системы управления за счет ограничения области поиска изображения бортового источника излучения на фотоприемнике матричного типа. При этом область поиска изображения изменяется в соответствии с текущими или прогнозируемыми координатами траектории движения бортового источника излучения, размера этого изображения и параметрами траектории движения, характеризующими величину изменения размера и смещения изображения бортового источника излучения в смежных кадрах.An analysis of formulas (1) - (12) shows that the quality and reliability of the guided missile guidance process increases without changing the design of the missile itself, and, as a result, the noise immunity of the entire control system increases due to the limitation of the image search region of the onboard radiation source on a matrix type photodetector. In this case, the image search area changes in accordance with the current or predicted coordinates of the path of the onboard radiation source, the size of this image and the parameters of the motion path, characterizing the amount of change in the size and image shift of the onboard radiation source in adjacent frames.
Таким образом, предлагаемый способ наведения управляемой ракеты и система наведения для его реализации обеспечивают повышение качества и надежности процесса наведения управляемой ракеты без изменения конструкции самой ракеты, и, как следствие, повышение помехоустойчивости всей системы управления за счет формирования области поиска изображения бортового источника излучения в соответствии с его размерами и параметрами движения.Thus, the proposed guided missile guidance method and guidance system for its implementation provide improved quality and reliability of the guided missile guidance process without changing the design of the missile itself, and, as a result, increased noise immunity of the entire control system due to the formation of the image search region of the onboard radiation source in accordance with its size and motion parameters.
Следовательно, использование новых элементов, соединенных в последовательности в соответствии с чертежом с указанными динамическими характеристиками, определенными соотношениями (1)…(12), в предлагаемом способе наведения управляемой ракеты и системе наведения для его реализации выгодно отличают предлагаемое техническое решение от прототипа, так как обеспечивает повышение помехоустойчивости всей системы управления.Therefore, the use of new elements connected in sequence in accordance with the drawing with the indicated dynamic characteristics, certain ratios (1) ... (12), in the proposed guided missile guidance method and guidance system for its implementation advantageously distinguishes the proposed technical solution from the prototype, since provides increased noise immunity of the entire control system.
Источники информацииInformation sources
1. Способ наведения управляемой ракеты и система наведения для его реализации. Шипунов А.Г., Степаничев И.В., Погорельский С.Л., Галантэ А.И., Пальцев М.В., Понятский В.М., Чинарев А.В., Карамов С.В., Тикменов В.Н. (Россия) патент 2258887 от 24.03.2004, МКИ 7 F41G 7/00 (прототип).1. Guided missile guidance method and guidance system for its implementation. Shipunov A.G., Stepanichev I.V., Pogorelsky S.L., Galante A.I., Paltsev M.V., Ponyatsky V.M., Chinarev A.V., Karamov S.V., Tikmenov V .N. (Russia) patent 2258887 dated 03.24.2004, MKI 7 F41G 7/00 (prototype).
2. Приборы с зарядовой связью. /Под ред. М.Хоувза и Д.Моргана: Пер. с англ. - М.: Энергоиздат, 1981. - 376 с.2. Charge coupled devices. / Ed. M. Howes and D. Morgan: Trans. from English - M .: Energoizdat, 1981. - 376 p.
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 from ALTERA: Designing signal processing devices. M .: Dodeka, 2000
Claims (5)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008149963/02A RU2406055C2 (en) | 2008-12-17 | 2008-12-17 | Method of guided missile homing and system of homing for its realisation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008149963/02A RU2406055C2 (en) | 2008-12-17 | 2008-12-17 | Method of guided missile homing and system of homing for its realisation |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2008149963A RU2008149963A (en) | 2010-06-27 |
| RU2406055C2 true RU2406055C2 (en) | 2010-12-10 |
Family
ID=42683069
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008149963/02A RU2406055C2 (en) | 2008-12-17 | 2008-12-17 | Method of guided missile homing and system of homing for its realisation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2406055C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2663764C1 (en) * | 2017-04-26 | 2018-08-09 | Акционерное общество "Российский институт радионавигации и времени" | Method of firing guided missile and system of precision-guided weapons that implements it |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105910495B (en) * | 2016-05-09 | 2017-06-13 | 哈尔滨工业大学 | The missile weapon system method for designing towards efficiency based on performance indications |
| CN109726734B (en) * | 2018-11-23 | 2023-05-23 | 山东航天电子技术研究所 | Automatic target platform identification system based on radiation source reconnaissance information |
-
2008
- 2008-12-17 RU RU2008149963/02A patent/RU2406055C2/en active
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2663764C1 (en) * | 2017-04-26 | 2018-08-09 | Акционерное общество "Российский институт радионавигации и времени" | Method of firing guided missile and system of precision-guided weapons that implements it |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2008149963A (en) | 2010-06-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2049916B1 (en) | A method and system for designating a target and generating target-related action | |
| JP3340427B2 (en) | Imaging target detection method and apparatus | |
| EP2956734B1 (en) | Digitally scanned multi-cell electro-optic sensor | |
| CN108507542B (en) | Ultra-high speed moving target attitude measurement system and method | |
| EP2816310A2 (en) | Laser-aided passive seeker | |
| RU2406055C2 (en) | Method of guided missile homing and system of homing for its realisation | |
| EP1690111A1 (en) | Fire control system using a lidar (laser identification, detecting and ranging) unit | |
| RU2635299C1 (en) | Guided weapon control method | |
| CN102494564A (en) | Method for designing miniature forward tracking and intercepting tail seeker head | |
| RU2691902C1 (en) | Method to direct an unmanned aerial vehicle | |
| CN108549159B (en) | Optical system for airborne laser irradiation detector | |
| RU2278388C1 (en) | Device for determination of exterior ballistic parameters of projectile element with the aid of photorules and light screens | |
| CN109946705A (en) | One kind spaceborne active-passive integratedization overlength distance space Small object range-measurement system and method | |
| RU2539728C1 (en) | Method for homing of controlled missile and homing system for its realisation | |
| RU2258887C1 (en) | Method for guidance of guided missile and guidance system for realization | |
| 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 | |
| RU2290592C1 (en) | Method for guidance of guided missile and guidance system for its realization | |
| RU2573709C2 (en) | Self-guidance active laser head | |
| RU2277690C1 (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 | |
| RU157629U1 (en) | PASSIVE SELF-HEADING HEAD FOR MANAGED ANTI-ARRANGEMENTS | |
| RU2282127C2 (en) | Method for guidance of guided missile and guidance system for its realization | |
| RU2584793C1 (en) | Device for automatic recognition of nearly invisible ground objects based on 3-d laser location images | |
| 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: 20160412 |