RU2426055C1

RU2426055C1 - Guided missile control method

Info

Publication number: RU2426055C1
Application number: RU2010110341/28A
Authority: RU
Inventors: Бассам Ахмед Дииб (RU); Бассам Ахмед Дииб
Original assignee: Бассам Ахмед Дииб
Priority date: 2010-03-19
Filing date: 2010-03-19
Publication date: 2011-08-10

Abstract

FIELD: weapons and ammunition.

SUBSTANCE: at simultaneous missile capture there performed is periodic change of brightness of laying mark with the appropriate guidance system. Availability and time of joint capture of guided missile is determined simultaneously in both guidance systems; brightness change frequency of both laying marks is doubled by this time; guidance is stopped at target damage or lapse of flight time of guided missile to it. The proposed invention provides improvement of guidance efficiency of guided missiles by 5-10%, protection of firing weapon system, security of their use, as well as optimises time characteristics of guidance process by saving 1-2 seconds when each target is fired.

EFFECT: possibility of simultaneous target capture, as well as alternate or joint capture of guided missile with possibility of its further guidance with any system.

Description

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к способам наведения управляемых ракет, в частности, устанавливаемых в составе комплексов управляемого ракетного вооружения как на наземных установках, так и на различных объектах, таких, например, как танки, боевые машины пехоты, самоходные пусковые установки и др.The invention relates to military equipment, and more specifically to methods for guiding guided missiles, in particular, installed as part of guided missile systems both on ground installations and at various objects, such as, for example, tanks, infantry fighting vehicles, self-propelled launchers and etc.

Наведение снарядов и управляемых ракет в процессе их полета позволяет существенно повысить точность комплексов вооружения сухопутных войск, устанавливаемых как на земле, так и на различных подвижных объектах. Существенно возрастает огневая мощь таких машин и за счет дополнения обычного вооружения (артиллерийского или стрелкового) управляемым ракетным вооружением.Aiming shells and guided missiles during their flight can significantly improve the accuracy of weapons systems of the ground forces, installed both on the ground and in various moving objects. The firepower of such vehicles also increases significantly due to the addition of conventional weapons (artillery or small arms) with guided missile weapons.

В настоящее время известны различные способы наведения управляемых ракет и снарядов. От эффективности способа наведения зависит и эффективность комплекса вооружения в целом.Currently, various methods of guiding guided missiles and shells are known. The effectiveness of the guidance system also determines the effectiveness of the weapons complex as a whole.

Известен способ наведения управляемых ракет первого поколения, заключающийся в наведении наводчиком (оператором) на цель линии прицеливания, глазомерном измерении отклонения от нее управляемой ракеты, воздействии на органы управления ракетой в соответствии с этими отклонениями до совмещения управляемой ракеты с целью (см., например, 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 method of pointing guided missiles of the first generation, which consists in pointing the aiming line at the target, the eye measuring the deviation of the guided missile from it, affecting the missile controls in accordance with these deviations before combining the guided missile with the target (see, for example, A.N. Latukhin, Anti-tank weapons, Moscow: Military Publishing House, 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, реализуемая в них, а следовательно, и очень большое время полета (20-25 с), наличие непоражаемой зоны перед огневой позицией глубиной 300-600 м, малая скорострельность по сравнению с другими противотанковыми средствами и др. Обучение личного состава правилам стрельбы и практическим навыкам очень дорого и сложно, так как ручное управление требует строгого отбора и тщательного обучения операторов. Низкая скорость полета ракеты требует от оператора непрерывного визуального слежения за ракетой и целью и управления ракетой на всей траектории. Поэтому к наводчикам (операторам) ПТУР предъявляются строгие требования. Для обучения и периодических тренировок наводчиков управляемых ракет с ручной системой наведения требуются сложные электронно-оптические тренажеры. Кроме того, при таком способе управления практически невозможно устранить один из основных недостатков: низкую скорость полета управляемой ракеты. Дело в том, что при увеличении скорости полета ракеты работа наводчика сильно усложняется, поскольку управление обычно осуществляется с помощью команд, основанных на учете взаимного положения ракеты и цели. Наводчик физически не успевает своевременно реагировать на изменения направления полета скоростной ракеты, отсутствует объективная информация о текущем удалении управляемой ракеты от цели и моменте достижения ею цели, что вызывает напряженность оператора. Он также испытывает значительные трудности при выводе ракеты на линию прицеливания. Во избежание клевка ракеты о землю вблизи пусковой установки (стреляющего объекта) последней придают значительный угол возвышения. В результате и образуется (см. выше) необстреливаемая зона, размеры которой достигают 600-700 м.The first-generation ATGMs and their guidance methods have obvious drawbacks: the low speed of the rocket’s movement, realized in them, and, consequently, a very long flight time (20-25 s), the presence of an unaffected zone in front of the firing position 300-600 m deep, and low rate of fire compared with other anti-tank weapons, etc. Training personnel in shooting rules and practical skills is very expensive and difficult, since manual control requires rigorous selection and thorough training of operators. The low flight speed of the rocket requires the operator to continuously monitor the rocket and the target and control the rocket along the entire trajectory. Therefore, gunners (operators) ATGM are subject to strict requirements. For training and periodic training of guided missile gunners with a manual guidance system, sophisticated electron-optical simulators are required. In addition, with this control method it is practically impossible to eliminate one of the main disadvantages: the low flight speed of the guided missile. The fact is that with an increase in the flight speed of the rocket, the work of the gunner is greatly complicated, since control is usually carried out using commands based on the relative position of the rocket and the target. The gunner physically does not have time to respond in a timely manner to changes in the direction of flight of a high-speed rocket, there is no objective information about the current distance of the guided missile from the target and the moment it reaches the target, which causes operator tension. He also experiences significant difficulties in bringing the rocket to the line of sight. In order to avoid pecking the rocket on the ground near the launcher (firing object), the latter give a significant elevation angle. As a result, an unfired zone is formed (see above), the dimensions of which reach 600-700 m.

Известен способ наведения управляемой ракеты комплекса управляемого ракетного вооружения 9К112-1 «Кобра» (см., например, «Танк Т-80Б», ТО и ИЭ, М., Воениздат, 1984, с.77-81, 116-119). Способ наведения управляемой ракеты комплекса 9К112-1 «Кобра» заключается в формировании линии прицеливания и совмещении ее с целью, измерении системой наведения отклонения управляемой ракеты в процессе ее полета от линии прицеливания, автоматическом формировании и передаче на ракету команды управления, соответствующей этому отклонению, автоматической выработке и подаче на органы управления ракетой сигнала, соответствующего этой команде.There is a method of guiding a guided missile complex guided missile weapons 9K112-1 "Cobra" (see, for example, "Tank T-80B", TO and IE, M., Military Publishing, 1984, p.77-81, 116-119). The guidance method of the guided missile of the 9K112-1 “Cobra” complex consists in forming an aiming line and combining it with a target, measuring the deviation of the guided missile during its flight from the aiming line by the guidance system, automatically generating and transmitting to the missile a control command corresponding to this deviation, automatic generating and applying to the rocket controls a signal corresponding to this command.

Этот способ от предшествующего отличается тем, что непрерывное слежение за целью, совмещая с нею линию прицеливания, ведет наводчик (оператор), а слежение за ракетой, измерение ее отклонений от линии прицеливания, выработка и передача команд на борт летящей ракеты, а затем на ее органы управления производятся системой наведения автоматически. Этот способ по сравнению с предшествующим обеспечивает (см. там же):This method differs from the previous one in that the gunner (operator) conducts continuous tracking of the target, combining the aiming line with it, and tracking the missile, measuring its deviations from the aiming line, generating and transmitting commands on board the flying rocket, and then on it controls are made by the guidance system automatically. This method in comparison with the previous one provides (see ibid.):

увеличение скорости полета ракеты до 220-500 м/с;increase in missile flight speed up to 220-500 m / s;

уменьшение времени полета ракеты на предельную дальность;reducing the flight time of the rocket to the maximum range;

уменьшение «мертвой зоны» до 75 м и менее от огневой позиции;reduction of the "dead zone" to 75 m or less from the firing position;

более высокую эффективность и стабильность результатов стрельбы в разнообразных ситуациях противотанкового боя;higher efficiency and stability of firing results in various situations of anti-tank combat;

упрощение работы оператора (его функции сводятся лишь к совмещению линии прицеливания с целью, а команды управления вырабатываются и передаются на ракету автоматически), что повышает точность стрельбы и уменьшает влияние на ее результаты индивидуальных данных оператора;simplification of the operator’s work (its functions are reduced only to combining the aiming line with the target, and control commands are generated and transmitted to the rocket automatically), which increases the accuracy of shooting and reduces the impact on its results of individual operator data;

облегчение отбора операторов, упрощение процесса и уменьшение стоимости обучения.facilitating the selection of operators, simplifying the process and reducing the cost of training.

Однако этому способу также свойственны недостатки. Необходимость продолжительного по времени удержания линии прицеливания на цели, отсутствие объективной информации о моменте подлета к ней управляемой ракеты приводят к возникновению напряженности оператора и опасности потери управляемой ракеты, особенно при появлении в поле зрения оператора световых или пыледымовых помех. Наличие на борту ракеты источника излучения, необходимого для образования световой обратной связи и замкнутого контура управления, затрудняют наводчику слежение за целью, создавая ему световую помеху. В результате всего этого остаются значительными ошибки совмещения линии прицеливания с целью, что приводит к промаху или потере ракеты и постоянной напряженности оператора. Если же передача команд управления на борт ракеты происходит по радиоканалу, то со стороны противника возможно противодействие путем применения по стреляющему комплексу противорадиолокационных управляемых ракет, что еще больше усиливает напряженность оператора.However, this method also has disadvantages. The need for a long-term retention of the aiming line on the target, the lack of objective information about the moment of approaching the guided missile to it leads to the tension of the operator and the danger of losing the guided missile, especially when light or dust interference appears in the operator's field of vision. The presence on board the rocket of the radiation source necessary for the formation of light feedback and a closed control loop make it difficult for the gunner to track the target, creating him light interference. As a result of all this, significant errors in combining the aiming line with the target remain, which leads to miss or missile loss and constant operator tension. If the transfer of control commands to the missile aboard takes place via the radio channel, then from the enemy’s side it is possible to counter using the anti-radar guided missiles on the firing complex, which further increases the operator’s tension.

Известен также способ наведения управляемых ракет по патенту РФ на изобретение №2213926, включающий формирование и совмещение с целью двух линий прицеливания с острым углом между ними, измерение системами наведения отклонений управляемой ракеты в процессе ее полета от обеих линий прицеливания, автоматическое формирование и передачу на ракету команд управления, соответствующих этим отклонениям, автоматическую выработку и подачу на органы управления ракетой сигнала, соответствующего сумме обеих команд управления, и периодическое изменение яркости прицельных марок линий прицеливания.There is also a method of guiding guided missiles according to the patent of the Russian Federation for invention No. 2213926, including forming and combining for the purpose of two aiming lines with an acute angle between them, measuring guidance systems for deviations of the guided missile during its flight from both aiming lines, automatic formation and transmission to the missile control commands corresponding to these deviations, the automatic generation and submission to the rocket controls of a signal corresponding to the sum of both control commands, and the periodic change The brightness of the sighting marks of the aiming lines.

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.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.

Использование этого способа позволяет устранить ряд отмеченных недостатков. В частности, улучшить динамику наведения управляемых ракет, повысить помехозащищенность (уменьшается действие световых и пыледымовых помех), оптимизировать время решения огневых задач, повысить достоверность информации о процессах наведения управляемых ракет и др.) Однако этот способ также имеет недостатки. Изменение яркости прицельных марок начинается с момента пуска управляемой ракеты, то есть еще до ее захвата системами наведения, что дезинформирует наводчиков о начале управления (как минимум на 1-1.5 с). То же касается и при достижении управляемой ракетой цели. Отсутствие достоверной информации о реальном процессе наведения (информации о прекращении наведения одной или обеими системами наведения из-за неисправностей, действия помех и др.) не позволяет оптимизировать время использования систем наведения, в частности, своевременно переносить наведение на другие цели, переходить к исполнению других функций и т.д. В этих случаях потери времени наводчиков как для одного, так и для другого стреляющих комплексов могут быть соизмеримы со временем полета УР на максимальную дальность (более 10 секунд для прототипа).Using this method eliminates a number of noted disadvantages. In particular, to improve the guidance dynamics of guided missiles, to increase noise immunity (the effect of light and dust interference is reduced), to optimize the time for solving fire missions, to increase the reliability of information about the guidance processes of guided missiles, etc.) However, this method also has drawbacks. Changing the brightness of sighting marks starts from the moment the guided missile is launched, that is, even before it is captured by guidance systems, which misinforms gunners about the start of control (at least 1-1.5 s). The same applies to reaching a missile-guided target. The lack of reliable information about the real guidance process (information about the termination of guidance by one or both guidance systems due to malfunctions, interference, etc.) does not allow optimizing the time of use of guidance systems, in particular, transferring guidance to other targets in a timely manner, and moving on to other functions, etc. In these cases, the gunner’s time loss for both one and the other firing systems can be commensurate with the UR flight time at the maximum range (more than 10 seconds for the prototype).

Задачей настоящего изобретения является повышение эффективности наведения управляемых ракет, защищенности систем наведения, стреляющих объектов и устранение недостатков прототипа.The objective of the present invention is to increase the guidance efficiency of guided missiles, the security of guidance systems, firing objects and eliminate the disadvantages of the prototype.

Указанная задача решается тем, что в способе наведения управляемых ракет, включающем формирование и совмещение с целью двух линий прицеливания с острым углом между ними, измерение системами наведения отклонений управляемой ракеты в процессе ее полета от обеих линий прицеливания, автоматическое формирование и передачу на ракету команд управления, соответствующих этим отклонениям, автоматическую выработку и подачу на органы управления ракетой сигнала, соответствующего сумме обеих команд управления, и периодическое изменение яркости прицельных марок линий прицеливания, определяют время полета управляемой ракеты к цели, производят периодическое изменение яркости прицельной марки каждой линии прицеливания при наличии захвата управляемой ракеты соответствующей системой наведения, определяют наличие и продолжительность совместного захвата управляемой ракеты одновременно в обеих системах наведения, удваивают на это время частоту изменения яркости обеих прицельных марок, а наведение прекращают при поражении цели или истечении времени полета управляемой ракеты к ней.This problem is solved by the fact that in the guided missile guidance method, including the formation and alignment of two aiming lines with an acute angle between them, measurement of guided missile deflection guidance systems during its flight from both aiming lines, automatic formation and transmission of control commands to the missile corresponding to these deviations, the automatic generation and supply to the rocket controls of a signal corresponding to the sum of both control commands, and a periodic change in brightness of target marks of the aiming lines, determine the flight time of the guided missile to the target, periodically change the brightness of the sighting marks of each aiming line in the presence of capture of the guided missile by the appropriate guidance system, determine the presence and duration of joint capture of the guided missile simultaneously in both guidance systems, double the frequency for this time changes in the brightness of both aiming marks, and the guidance stops when the target is struck or the flight time of the guided missile to it expires .

Реализация (работа) предлагаемого способа происходит следующим образом. Оба стреляющих объекта устанавливают таким образом, относительно цели и относительно друг друга, чтобы в соответствии с их техническими характеристиками при одновременном визировании цели и запуске управляемой ракеты одним из них был возможен захват управляемой ракеты и ее дальнейшее наведение вторым комплексом. Например, для комплексов, реализующих прототип, это расстояние между объектами должно быть не более 50 м (при стрельбе на максимальную дальность - 4000 м). Получив команду на поражение цели (при подготовленной к работе аппаратуре комплексов вооружения), наводчики стреляющих объектов готовят системы наведения к использованию по назначению, формируют линии прицеливания (проверяют и настраивают приводы наведения линий прицеливания (прицельных марок), устанавливают начальную яркость прицельных марок и др.), совмещают линии прицеливания своих прицелов с целью таким образом, чтобы между ними был острый угол. Определяют время полета управляемой ракеты к цели путем, например, измерения дальности к ней. Наводчик одного из комплексов производит запуск управляемой ракеты. Например, запуск произведен с первого стреляющего объекта. После запуска управляемой ракеты системы наведения обоих стреляющих комплексов производят поочередно или совместно ее захват. Момент захвата управляемой ракеты фиксируют, определяют и фиксируют продолжительность захвата. С момента захвата начинают периодически изменять яркость прицельной марки линии прицеливания соответствующей системы наведения (в которой произведен захват), и это изменение продолжают в течение всего времени захвата. Определяют наличие и продолжительность совместного захвата управляемой ракеты одновременно обеими системами наведения. При наличии совместного захвата управляемой ракеты одновременно обеими системами наведения на все это время удваивают частоту изменения яркости обеих прицельных марок для информации операторов о состоянии процесса наведения. Наведение продолжают до попадания в цель и ее поражения. Если попадание в цель и ее поражение не происходят, то наведение заканчивают по истечении времени полета управляемой ракеты к цели, а затем принимают решение о повторном наведении или о перенацеливании.Implementation (work) of the proposed method is as follows. Both firing objects are set in such a way, relative to the target and relative to each other, that in accordance with their technical characteristics while simultaneously targeting and launching the guided missile, one of them could capture the guided missile and its subsequent guidance by the second complex. For example, for complexes implementing the prototype, this distance between objects should be no more than 50 m (when shooting at a maximum range of 4000 m). Having received a command to hit the target (with the equipment of the weapon systems prepared for operation), the gunners of the firing objects prepare the guidance systems for their intended use, form the aiming lines (check and adjust the aiming actuators of the aiming lines (aiming marks), establish the initial brightness of the aiming marks, etc. ), combine the aiming lines of their sights with the target in such a way that there is an acute angle between them. The flight time of the guided missile to the target is determined by, for example, measuring the distance to it. The gunner of one of the complexes launches a guided missile. For example, the launch was made from the first shooting object. After launching a guided missile, the guidance systems of both firing complexes alternately or jointly capture it. The moment of capture of a guided missile is recorded, the duration of capture is determined and fixed. From the moment of capture, the brightness of the aiming mark of the aiming line of the corresponding guidance system (in which the capture was made) is periodically changed, and this change continues throughout the capture time. The presence and duration of the joint capture of a guided missile simultaneously by both guidance systems is determined. In the presence of a joint capture of a guided missile simultaneously by both guidance systems for all this time double the frequency of change in brightness of both aiming marks for information of operators on the state of the guidance process. Guidance continues until it hits the target and its defeat. If the hit on the target and its defeat do not occur, then the guidance ends after the time of the guided missile’s flight to the target expires, and then a decision is made on re-pointing or on re-targeting.

Таким образом, введение новых признаков обеспечивает возможность повышения эффективности наведения управляемой ракеты и за счет дополнительного информирования наводчиков в обоих стреляющих объектах о реальных процессах наведения, что позволяет также оптимизировать применение стреляющих объектов (повысить их огневую и тактическую маневренность, защищенность и др.).Thus, the introduction of new features makes it possible to increase the guidance of a guided missile and by additionally informing gunners in both shooting objects about real guidance processes, which also makes it possible to optimize the use of shooting objects (to increase their fire and tactical maneuverability, security, etc.).

Информация об отклонении управляемой ракеты от первой линии прицеливания воспринимается и измеряется системой наведения первого стреляющего объекта, а информация об отклонении управляемой ракеты от второй линии прицеливания воспринимается и измеряется системой наведения второго стреляющего объекта. В соответствии с измеренными отклонениями станции наведения обоих комплексов формируют команды управления К₁ и К₂ и по линии связи передают их на управляемую ракету, где они суммируются (с учетом знака) и передаются на органы управления ракетой. Сигнал управления в этом случае будет определяться выражением:Information about the deviation of the guided missile from the first aiming line is perceived and measured by the guidance system of the first firing object, and information about the deviation of the guided missile from the second aiming line is perceived and measured by the guidance system of the second firing object. In accordance with the measured deviations, the guidance stations of both complexes form control commands K ₁ and K ₂ and transfer them to a guided missile via a communication line, where they are summed up (taking into account the sign) and transmitted to the missile control bodies. The control signal in this case will be determined by the expression:

И_y=К(К₁+К₂), где И_у - сигнал управления, подаваемый на органы управления ракеты, К - передаточный коэффициент, К₁ - команда управления, формируемая системой наведения первого стреляющего объекта, К₂ - команда управления, формируемая системой наведения второго стреляющего объекта. В результате такого формирования сигнала управления ракета в процессе полета будет находиться между линиями прицеливания, и если характеристики систем наведения будут идентичными, то на равном удалении от каждой из линий прицеливания.And _y = K (K ₁ + K ₂ ), where And _y is the control signal supplied to the rocket controls, K is the gear ratio, K ₁ is the control command generated by the guidance system of the first firing object, K ₂ is the control command formed guidance system of the second firing object. As a result of this formation of the control signal, the rocket during the flight will be between the aiming lines, and if the characteristics of the guidance systems are identical, then at an equal distance from each of the aiming lines.

Согласование совместной работы систем наведения обоих стреляющих объектов происходит (при необходимости) с помощью согласующего устройства, обеспечивающего при подаче команды на запуск ракеты одного из объектов подачу соответствующей команды на систему наведения второго стреляющего объекта, переводящей ее в режим управления ракетой (без ее пуска), слежения за нею и ее наведения на цель. При появлении трудностей в одновременной передаче команд управления с двух стреляющих объектов на одну и ту же ракету (например, если канал передачи команд выполнен на основе радиоканала) синхронизирующее устройство обеспечивает поочередную передачу команд для предотвращения взаимных помех.Coordination of the joint operation of the guidance systems of both firing objects occurs (if necessary) with the help of a matching device, which, when giving a command to launch a rocket of one of the objects, gives the appropriate command to the guidance system of the second firing object, which transfers it to the missile control mode (without launching it), tracking her and pointing her at the target. If difficulties arise in the simultaneous transmission of control commands from two firing objects to the same missile (for example, if the command transmission channel is based on a radio channel), the synchronizing device provides alternate transmission of commands to prevent mutual interference.

Динамика процесса управления при движении управляемой ракеты между первой и второй линиями прицеливания (в треугольнике, образованном целью и стреляющими объектами) определяется разностью команд управления, а при движении вне треугольника - их суммой. Это обеспечивает увеличение коэффициента усиления объединенной системы наведения при неизменных характеристиках каждой из самостоятельных систем наведения. Если управление происходит на линейных участках каждой из идентичных по характеристикам систем наведения, то коэффициент усиления удваивается. Благодаря этому достигается качественно новый результат (увеличение коэффициента усиления) без изменения характеристик систем, что при удовлетворительной устойчивости объединенной системы может обеспечить повышение и точности, и быстродействия.The dynamics of the control process during the movement of a guided missile between the first and second lines of aiming (in a triangle formed by the target and shooting objects) is determined by the difference of the control commands, and when moving outside the triangle, by their sum. This provides an increase in the gain of the integrated guidance system with the same characteristics of each of the independent guidance systems. If control occurs on the linear sections of each of the guidance systems that are identical in characteristics, the gain doubles. Due to this, a qualitatively new result is achieved (an increase in the gain) without changing the characteristics of the systems, which, with satisfactory stability of the combined system, can provide an increase in both accuracy and speed.

Периодическое изменение яркости прицельных марок обеих линий прицеливания позволяет информировать операторов о моменте захвата управляемой ракеты, его продолжительности и моменте исчезновения как в конкретной системе наведения, так и в совместной (по удвоению частоты изменения яркости прицельных марок), что позволяет исключить потери времени при оценке результатов стрельбы и ускорить производство последующих пусков.A periodic change in the brightness of the aiming marks of both aiming lines allows you to inform the operators about the moment of capture of the guided missile, its duration and the moment of disappearance both in a specific guidance system and in the joint (by doubling the frequency of change in brightness of the aiming marks), which eliminates the loss of time in evaluating the results firing and speed up the production of subsequent launches.

По сравнению с прототипом достоверность способа в части определения момента захвата повысилась (на 1-2 с), так как изменение яркости прицельной марки происходит с момента захвата управляемой ракеты, а не ее пуска, что на такое же время позволяет ускорить принятие решения.Compared with the prototype, the reliability of the method in terms of determining the moment of capture increased (by 1-2 s), since the brightness of the aiming mark changes from the moment of capture of the guided missile, and not its launch, which at the same time allows to accelerate decision making.

Периодическое изменение яркости прицельных марок в процессе одновременного наведения управляемой ракеты двумя системами наведения (изменение яркости обеих прицельных марок происходит с удвоенной частотой), когда изображение ракеты в поле зрения каждого из операторов находится на значительном удалении от соответствующей прицельной марки, информирует операторов о том, что процесс наведения еще не закончен, управляемая ракета не достигла цели, а управление производится обеими системами наведения одновременно.A periodic change in the brightness of the aiming marks during the simultaneous guidance of the guided missile by two guidance systems (the brightness of both sighting marks occurs at a double frequency), when the image of the rocket in the field of view of each of the operators is at a considerable distance from the corresponding aiming mark, informs the operators that the guidance process is not yet complete, the guided missile has not reached the target, and both guidance systems are controlling at the same time.

Использование предлагаемого способа наведения управляемой ракеты позволяет достичь и ряд других положительных результатов. Совместное наведение управляемой ракеты двумя системами наведения позволяет повысить надежность захвата и наведения в случае выхода из строя одной из систем. Повысить помехоустойчивость системы, так как при потере управления одной системой из-за световых или пыледымовых помех наведение продолжает вторая. Повышается защищенность обоих стреляющих комплексов от противорадиолокационных ракет противника, так как ГСН ракеты противника, суммируя сигналы о местоположении стреляющих комплексов, расположенных на определенном удалении друг от друга, приводит к промаху (ракета противника проходит, как правило, между стреляющими объектами.Using the proposed method of guided missile guidance allows you to achieve a number of other positive results. Joint guidance of a guided missile by two guidance systems can improve the reliability of capture and guidance in the event of failure of one of the systems. To increase the noise immunity of the system, since in case of loss of control of one system due to light or dust noise, guidance continues to the second. The protection of both firing systems from anti-radar missiles of the enemy increases, since the GOS of the enemy’s missile, summing the signals about the location of the firing systems located at a certain distance from each other, leads to a miss (the enemy’s missile passes, as a rule, between firing objects.

Claims

A guided missile guidance method, including forming and combining two aiming lines with an acute angle between them, measuring guiding missile deflection systems during its flight from both aiming lines, automatically generating and transmitting control commands corresponding to these deviations to the missile, automatic generation and applying to the rocket controls a signal corresponding to the sum of both control commands, and periodically changing the brightness of the sighting marks of the aiming lines, o characterized in that they determine the time of the guided missile’s flight to the target, periodically change the brightness of the aiming mark of each aiming line in the presence of a guided missile capture by the appropriate guidance system, determine the presence and duration of the joint guided missile capture simultaneously in both guidance systems, double the frequency of change for this time the brightness of both aiming marks, guidance is stopped when the target is hit or the flight time of the guided missile to it expires.