RU2460963C2 - Method of missile radar-beam-control guidance and device to this end - Google Patents
Method of missile radar-beam-control guidance and device to this end Download PDFInfo
- Publication number
- RU2460963C2 RU2460963C2 RU2010148825/11A RU2010148825A RU2460963C2 RU 2460963 C2 RU2460963 C2 RU 2460963C2 RU 2010148825/11 A RU2010148825/11 A RU 2010148825/11A RU 2010148825 A RU2010148825 A RU 2010148825A RU 2460963 C2 RU2460963 C2 RU 2460963C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- missile
- rocket
- radar
- control
- radio
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике, в частности к системам управляемого оружия и ракетной артиллерийской технике с головками самонаведения (ГСН), может использоваться в комплексах управляемого вооружения для поражения одиночных и групповых подвижных и неподвижных наземных, надводных и воздушных целей, пунктов управления, огневых средств и других важных малоразмерных целей.The proposed group of inventions relates to military equipment, in particular to guided weapon systems and missile artillery equipment with homing heads (GOS), can be used in guided weapon systems to destroy single and group mobile and stationary ground, surface and air targets, control points, and fire means and other important small-sized goals.
Известен способ наведения ракеты в системах многоцелевого высокоточного оружия дальней зоны, в котором на начальном и среднем участках траектории полета реализовано радиокомандное телеуправление траектории полета и автономное самонаведение на участке подлета ракеты к цели. В данном способе формируют команды управления лучом радиолокационной станции (РЛС) на заданный угол места и в горизонтальной плоскости, осуществляют прием сигналов пеленгации с радиоответчика (РО) ракеты, определяют координаты и формируют команды управления ракетой, пропорциональные линейным отклонениям ракеты от оси луча относительно заданного положения оси луча РЛС, производят передачу команд управления на радиоприемник (РП) ракеты, вывод ракеты в зону захвата головки самонаведения, перевод управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения, автономный поиск, распознавание, захват и сопровождение цели, патент РФ №2284444, публикация 2006 г., 27 сентября, кл. МКИ F41G 7/00, F42B 15/01 /1/.A known method of guiding a rocket in multi-purpose high-precision weapons systems of the far zone, in which at the initial and middle sections of the flight path is implemented radio command telecontrol of the flight path and autonomous homing in the area of approach of the rocket to the target. In this method, commands are generated for controlling the beam of a radar station (RLS) at a given elevation angle and in a horizontal plane, they receive direction-finding signals from a missile's radio responder (RO), coordinates are determined, and missile control commands are generated that are proportional to the linear deviations of the missile from the beam axis relative to a given position axis of the radar beam, transmit control commands to the missile’s radio receiver (RP), launch the missile to the homing zone, transfer missile control from the radio command mode MA in homing mode, autonomous search, recognition, capture and tracking of targets, RF patent No. 2284444, publication 2006, September 27, cl. MKI F41G 7/00, F42B 15/01 / 1 /.
Данный способ реализован в системе наведения высокоточного оружия дальней зоны, содержащей на командном пункте блок приема данных целеуказания, вход которого соединен радиолинией с системой целеуказания, а выход соединен с первым входом вычислителя, второй вход которого соединен с выходом системы топопривязки, а первый выход соединен со входом видеомонитора, радиолокационную станцию с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом и блок синхронизации и кодирования, при этом выходы каналов пеленгации ракет соединены с третьим входом вычислителя, второй выход которого соединен со входом блока управления лучом, а третий выход соединен со входом блока синхронизации и кодирования, первый выход которого соединен с первыми входами каналов пеленгации ракет, второй выход - со входами каналов передачи команд управления, выход блока управления лучом соединен с первым входом фазированной антенной решетки, второй вход которой соединен с выходами каналов передачи команд управления, а выход - со вторыми входами каналов пеленгации ракет, и содержащей на ракете головку самонаведения, аппаратуру управления, первый выход которой соединен со входом рулевого привода, дешифратор команд управления и переключатель команд, радиоответчик (РО) с антенной РО, радиоприемник (РП) с антенной РП, при этом оси диаграмм направленности антенн РО и РП направлены вдоль оси ракеты, второй выход аппаратуры управления соединен со входом радиоответчика, а вход - с выходом переключателя команд, первый вход которого соединен с выходом тепловизионной головки самонаведения, второй вход - с выходом дешифратора команд управления, первый вход которого соединен до старта с третьим выходом блока синхронизации и кодирования, а второй вход - с выходом радиоприемника /1/.This method is implemented in the guidance system of high-precision weapons of the far zone, containing at the command post a targeting data receiving unit, the input of which is connected by a radio link to the targeting system, and the output is connected to the first input of the computer, the second input of which is connected to the output of the topographic location system, and the first output is connected to video monitor input, a radar station with a phased array, missile direction finding channels, control command transmission channels and a beam control unit and a synchronization and coding unit the outputs of the direction finding channels of the missiles are connected to the third input of the calculator, the second output of which is connected to the input of the beam control unit, and the third output is connected to the input of the synchronization and coding unit, the first output of which is connected to the first inputs of the direction finding channels of the rockets, the second output is connected to the inputs of the control command transmission channels, the output of the beam control unit is connected to the first input of the phased array antenna, the second input of which is connected to the outputs of the control command transmission channels, and the output to the second input odes of missile direction finding channels, and containing a homing head on the rocket, control equipment, the first output of which is connected to the input of the steering gear, control command decoder and command switch, radio transponder (RO) with aerial RO, radio receiver (RP) with an RP antenna, with axes the radiation patterns of the antennas RO and RP are directed along the axis of the rocket, the second output of the control equipment is connected to the input of the radio transponder, and the input is connected to the output of the command switch, the first input of which is connected to the output of the thermal imaging head eniya, the second input - to the output of the decoder control commands, the first input of which is connected to the start with the third output of the synchronization and coding, and the second input - to the output radio / 1 /.
Данные известные способ наведения многоцелевого высокоточного оружия дальней зоны и система наведения для его осуществления обеспечивают вывод в глубину боевых порядков противника высокоскоростных управляемых ракет и поражение неподвижных и движущихся малоразмерных целей.These known methods of targeting multi-purpose high-precision weapons of the far zone and the guidance system for its implementation provide the conclusion in the depth of the battle formations of the enemy high-speed guided missiles and the defeat of motionless and moving small targets.
Мощность радиосигнала максимальна, когда оси диаграммы направленности (ДН) антенн РП и РО ракеты совпадают с осью луча РЛС. Для бесперебойного действия радиолинии пеленгации и передачи команд управления угол рассогласования β между осью луча РЛС и продольной осью ракеты должен быть меньше половины ширины луча антенны ракеты (β0,5), угла между точками половинной мощности диаграммы направленности. Это условие достигается и поддерживается при стрельбе по воздушным целям, когда ракета в течение всего полета при управлении РЛС набирает высоту.The power of the radio signal is maximum when the axes of the radiation pattern of the RP and RO antennas of the rocket coincide with the axis of the radar beam. For the uninterrupted operation of the direction finding radio signal and the transmission of control commands, the mismatch angle β between the axis of the radar beam and the longitudinal axis of the rocket should be less than half the beam width of the rocket antenna (β 0.5 ), the angle between the half power points of the radiation pattern. This condition is achieved and maintained when firing at aerial targets, when the rocket gains altitude during the entire flight when controlling the radar.
При стрельбе по наземным целям на участке траектории полета ракеты, где снижается высота, ракета разворачивается, угол тангажа меняет знак и возникает угол рассогласования β, превышающий величину β0,5/2. Причиной увеличения угла β также может быть смещение оси луча РЛС в зависимости от данных целеуказания и программной дальности.When firing at ground targets in a portion of a missile’s flight path where the altitude decreases, the missile turns around, the pitch angle changes sign, and a mismatch angle β occurs, which exceeds β 0.5 / 2. The reason for the increase in the angle β can also be a shift in the axis of the radar beam depending on the target designation data and the program range.
Разворот направления оси ракеты относительно оси луча РЛС приводит к значительному, в несколько раз, уменьшению коэффициентов усиления антенн. Как следствие, при пеленгации ракеты по линии «РО ракеты - РЛС» уменьшается мощность радиосигнала на входе РЛС, при передачи команд по линии «РЛС-РП ракеты» уменьшается мощность радиосигнала на входе РП ракеты. Если величина β превышает значение β0,5/2, может разрушиться связь РЛС с ракетой.The reversal of the direction of the axis of the rocket relative to the axis of the radar beam leads to a significant, several-fold decrease in the antenna gain. As a result, during direction finding of a rocket along the line “Rocket-radar” the power of the radio signal at the input of the radar decreases, while the transmission of commands through the line “Radar-RP of the rocket” decreases the power of the radio signal at the input of the rocket. If the β value exceeds the β value of 0.5 / 2, the connection of the radar with the missile may be destroyed.
Поэтому задачей предлагаемой группы изобретений является устранение указанных выше недостатков, а именно: обеспечение надежной бесперебойной связи РЛС с ракетой на всей траектории полета и за счет этого повышение вероятности безотказной работы системы наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции.Therefore, the task of the proposed group of inventions is to eliminate the above disadvantages, namely: ensuring reliable uninterrupted communication between the radar and the missile along the entire flight path and thereby increasing the probability of failure-free operation of the missile guidance system controlled by the beam of the radar station.
В способе наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, включающем формирование команд управления лучом РЛС на заданный угол места и в горизонтальной плоскости, прием сигналов пеленгации с радиоответчика ракеты, определение координат и формирование команд управления ракетой, пропорциональных линейным отклонениям ракеты от оси луча относительно заданного положения оси луча РЛС, передачу команд управления на радиоприемник ракеты, вывод ракеты в зону захвата головки самонаведения, перевод управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения, автономный поиск, распознавание, захват и сопровождение цели, поставленная задача достигается тем, что при формировании команд управления лучом РЛС и команд управления ракетой на основании возможных расчетных траекторий полета и траекторных параметров положения ракеты реализуют траекторию ракеты, при которойIn a method for guiding a rocket controlled by a radar beam, including generating radar beam control commands at a given elevation and horizontal plane, receiving direction-finding signals from a rocket's radio transponder, determining coordinates and generating rocket control commands proportional to the linear deviations of the rocket from the beam axis relative to a given position axis of the radar beam, transmitting control commands to the rocket’s radio receiver, launching the missile to the homing zone, transferring control of the missile with the radio ndnogo mode homing mode, offline search, recognition, acquisition and tracking targets, the problem is achieved by the formation of a beam steering commands radar and missile control commands on the basis of potential settlement trajectories and trajectory parameters of the missile provisions implementing missile trajectory, in which
где βmax и βmin - наибольший и наименьший расчетные углы рассогласования между продольной осью ракеты в полете и осью "РЛС-ракета", обеспечивают бесперебойную связь РЛС с ракетой направлением оси диаграмм направленности (ДН) антенн РП и РО относительно продольной оси ракеты на расчетный угол и принудительным вращением ракеты по крену, при этом обновление команд управления осуществляют на частоте вращения, которую выбирают из условий устойчивого управления ракетой.where β max and β min are the largest and smallest calculated mismatch angles between the longitudinal axis of the rocket in flight and the axis of the radar-rocket, provide uninterrupted communication between the radar and the rocket with the direction of the directional axis (RP) of the RP and RO antennas relative to the longitudinal axis of the rocket the angle and forced rotation of the rocket along the roll, while updating the control commands is carried out at a speed that is selected from the conditions of stable rocket control.
В системе наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, содержащей на командном пункте РЛС и наземную аппаратуру управления (НАУ), включающую блок синхронизации и кодирования, а на ракете - последовательно соединенные головку самонаведения (ГСН), переключатель команд, аппаратуру управления и рулевой привод, управляющий углами курса и тангажа планера ракеты, а также радиоответчик (РО) с антенной РО, радиоприемник (РП) с антенной РП и дешифратор команд управления, первый вход которого соединен до старта с выходом блока синхронизации и кодирования наземной аппаратуры управления, второй вход - с выходом РП, а выход - со вторым входом переключателя команд, при этом второй выход аппаратуры управления соединен со входом РО, поставленная задача достигается тем, что ракета дополнительно оснащена узлом принудительного вращения по крену, установленным на планере ракеты, при этом оси ДН антенн РО и РП развернуты относительно продольной оси ракеты на угол βРАЗВ=(βmax+βmin)/2.In a missile guidance system controlled by a beam of a radar station, which contains a radar at the command post and ground control equipment (NAU), which includes a synchronization and coding unit, and on a missile - homing head (GOS), command switch, control equipment and steering gear, controlling the angles of the course and pitch of the rocket glider, as well as a radio transponder (RO) with an RP antenna, a radio receiver (RP) with an RP antenna and a control command decoder, the first input of which is connected to the synchro block output before start downsizing and coding of ground control equipment, the second input - with the output of the RP, and the output - with the second input of the command switch, while the second output of the control equipment is connected to the input of the PO, the task is achieved by the fact that the rocket is additionally equipped with a roll forcing rotation unit installed on the rocket glider, while the axis of the bottom of the antennas RO and RP are deployed relative to the longitudinal axis of the rocket at an angle β DEVEL = (β max + β min ) / 2.
Технический результат обеспечивается за счет того, что в способе наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, при формировании команд управления лучом РЛС и команд управления ракетой на основании возможных расчетных траекторий полета и траекторных параметров положения ракеты реализуют траекторию ракеты, при которойThe technical result is achieved due to the fact that in the method of guiding a rocket controlled by a radar beam, when generating radar beam control commands and missile control commands based on possible calculated flight paths and rocket positional trajectory, the rocket trajectory is realized in which
(βmax-βmin)<β0,5,(β max- β min ) <β 0.5 ,
обеспечивают бесперебойную связь РЛС с ракетой направлением оси ДН антенн РП и РО относительно продольной оси ракеты на расчетный угол βРАЗВ=(βmax+βmin)/2 относительно продольной оси ракеты. Условие (1) является одним из необходимых для бесперебойной связи РЛС с ракетой на всей траектории полета ракеты. Иначе никакое направление осей ДН антенн РП и РО не обеспечит устойчивый прием - передачу сигналов между РЛС и ракетой. Также необходимым условием является принудительное вращение ракеты по крену, которое реализуют посредством узла принудительного вращения по крену, установленным на планере ракеты. В этом случае в любой точке траектории полета ракеты в периоде вращения ракеты по крену существует интервал времени, когда луч РЛС пересекает ширину луча антенн ракеты и происходит прием - передача сигналов. При этом обновление команд управления осуществляют на частоте крена, которую выбирают из условий устойчивого управления ракетой.provide uninterrupted communication between the radar and the missile with the direction of the axis of the RP of the RP and RO antennas relative to the longitudinal axis of the rocket by the calculated angle β DEVEL = (β max + β min ) / 2 relative to the longitudinal axis of the rocket. Condition (1) is one of the necessary for uninterrupted communication of the radar with the missile on the entire flight path of the missile. Otherwise, no direction of the axes of the DN of the RP and RO antennas will ensure stable reception - the transmission of signals between the radar and the missile. Also a prerequisite is the forced rotation of the rocket along the roll, which is realized through the node of the forced rotation of the roll mounted on the glider of the rocket. In this case, at any point of the flight path of the rocket during the roll period of the rocket roll, there is a time interval when the radar beam crosses the beam width of the rocket antennas and signals are received and transmitted. At the same time, control commands are updated at a roll frequency, which is selected from the conditions of stable rocket control.
Данное техническое решение поясняется графическими материалами.This technical solution is illustrated by graphic materials.
На фиг.1 схематически представлен вариант траектории полета ракеты при стрельбе по наземным целям (зависимость высоты полета H от дальности D) и пространственные положения оси ракеты и луча РЛС.Figure 1 schematically shows a variant of the flight path of the rocket when firing at ground targets (the dependence of the flight altitude H on the range D) and the spatial position of the axis of the rocket and the radar beam.
На фиг.2 приведена блок-схема системы наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, с помощью которой реализуют предлагаемый способ наведения, гдеFigure 2 shows a block diagram of a guidance system of a rocket, controlled by a beam of a radar station, with which they implement the proposed guidance method, where
1 - командный пункт с наземной аппаратурой управления и РЛС;1 - command post with ground control equipment and radar;
2 - ракета;2 - rocket;
3 - ГСН;3 - GOS;
4 - радиоответчик с анненной РО;4 - a radio answering device with annotated RO;
5 - радиоприемник с антенной РП;5 - radio receiver with RP antenna;
6 - аппаратура управления;6 - control equipment;
7 - рулевой привод;7 - steering gear;
8 - дешифратор команд управления;8 - decoder control commands;
9 - переключатель команд;9 - command switch;
10 - узел принудительного вращения по крену.10 - knot forced rotation roll.
При постановке тактических задач по применению системы наведения ракеты, управляемой лучом РЛС, рассчитывают возможные траектории полета на заданную дальность и траекторные параметры положения ракеты. На их основании для участка траектории, на котором ракета управляется лучом РЛС, определяют наибольший βmax и наименьший βmin углы рассогласования между продольной осью ракеты в полете и осью луча РЛС. Если луч РЛС находится вне угла β0,5, связь между РЛС и ракетой может быть нарушена. На фиг.1 качественно показано, как это может получиться при стрельбе по наземным целям. Учитывая характеристики антенн РО и РП, ширину их луча β0,5, в предполетных установках системы наведения задают траекторию полета ракеты, при которой выполняют условие (βmax-βmin)<β0,5.When setting tactical tasks for the use of a missile guidance system controlled by a radar beam, possible flight paths for a given range and trajectory parameters of the missile position are calculated. Based on them, for the portion of the trajectory on which the rocket is controlled by the radar beam, the largest β max and smallest β min mismatch angles between the longitudinal axis of the rocket in flight and the axis of the radar beam are determined. If the radar beam is outside the angle β 0.5 , the connection between the radar and the missile may be broken. Figure 1 shows qualitatively how this can happen when firing at ground targets. Given the characteristics of the PO and RP antennas, their beam width β 0.5 , in the pre-flight installations of the guidance system, the missile flight path is set at which the condition (β max- β min ) <β 0.5 is fulfilled.
На участке траектории, когда высота снижается, возникают ситуации, когда угол рассогласования оси ракеты относительно луча РЛС β превышает величину β0,5/2 и ось луча РЛС находится вне ширины луча антенн ракеты (фиг.1).On the plot of the trajectory, when the height decreases, situations arise when the misalignment angle of the missile axis relative to the radar beam β exceeds β 0.5 / 2 and the radar beam axis is outside the beam width of the rocket antennas (Fig. 1).
Для обеспечения устойчивого управления ракеты посредством РЛС до старта ракеты разворачивают оси ДН антенн РП и РО относительно продольной оси ракеты на угол βРАЗВ=(βmax+βmin)/2.To ensure stable rocket control by means of a radar, before the start of the rocket, the RP axes of the RP and PO antennas are rotated relative to the longitudinal axis of the rocket at an angle of β Raz = (β max + β min ) / 2.
Т.к. (βmax-βmin)<β0,5, при таком положении антенн величина β будет всегда меньше β0,5/2.Because (β max −β min ) <β 0.5 , with this position of the antennas, β will always be less than β 0.5 / 2.
Ось луча РЛС в зависимости от угла крена может находиться вне ширины луча антенн ракеты. Поэтому обеспечивают принудительное вращение ракеты по крену с частотой, достаточной для устойчивого управления, например, от 4 до 20 Гц. В этом случае всегда в некотором интервале периода вращения ракеты по крену луч РЛС пересекает ширину луча антенн ракеты, обеспечивая бесперебойную связь РЛС с ракетой.The axis of the radar beam, depending on the angle of heel, may be outside the beam width of the rocket antennas. Therefore, they provide forced rotation of the rocket along the roll with a frequency sufficient for stable control, for example, from 4 to 20 Hz. In this case, always in a certain interval of the rotation period of the rocket along the roll, the radar beam crosses the beam width of the rocket antennas, providing uninterrupted communication between the radar and the rocket.
При поступлении информации о координатах цели наземная аппаратура командного пункта вычисляет углы азимута, места и дальности до цели, на основании чего в момент старта ракеты формируют луч РЛС, направленный в поле встреливания ракеты, и команды его управления. Управление ракетой осуществляют относительно оси луча РЛС по данным целеуказания и по предполетной программе, заложенной в наземной аппаратуре командного пункта.Upon receipt of information about the coordinates of the target, the ground-based equipment of the command post calculates the azimuth, elevation and distance to the target, based on which, at the time of the launch of the rocket, a radar beam directed to the field of shooting of the rocket and its control commands are formed. The missile is controlled relative to the axis of the radar beam according to target designation and according to the pre-flight program embedded in the ground equipment of the command post.
С командного пункта (1) посылают запрос РО (4), а на ракете (2) РП (5) посредство антенны РП обеспечивает прием информации, передает ее в дешифратор команд управления (8), который через переключатель команд (9) и аппаратуру управления (6) запускает РО (4). Сигналы РО через РЛС командного пункта поступают в наземную аппаратуру управления командного пункта, где вырабатывают координаты ракеты по дальности, углу места и азимуту, определяют линейное отклонение ракеты от направления луча РЛС, формируют команды управления ракетой, которые через РЛС излучаются в направлении ракеты.A PO request (4) is sent from the command post (1), and on the rocket (2) RP (5), through the RP antenna, it receives information, transfers it to the control command decoder (8), which through the command switch (9) and control equipment (6) launches PO (4). RO signals are transmitted through the radar of the command post to the ground control equipment of the command post, where they produce the coordinates of the missile in range, elevation and azimuth, determine the linear deviation of the missile from the direction of the radar beam, and form missile control commands that are emitted through the radar towards the missile.
Принятые РП (5) посредством антенны РП на ракете команды управления декодируют в дешифраторе команд управления (8), и через переключатель команд (9) поступают в аппаратуру управления (6), где преобразуются в сигналы управления аэродинамическим рулевым приводом (7), управляющим углами курса и тангажа планера ракеты.The control commands received by the RP (5) through the RP antenna on the rocket are decoded in the control command decoder (8), and through the command switch (9) they enter the control equipment (6), where they are converted into control signals of the aerodynamic steering gear (7), which control the angles the course and pitch of the rocket glider.
При полете ракеты ее принудительное вращение по крену обеспечивает узел принудительного вращения по крену (10), который может быть выполнен, например, в виде крыльев, установленных под углом к продольной оси ракеты.During the flight of a rocket, its forced rotation along the roll provides a node of forced rotation along the roll (10), which can be performed, for example, in the form of wings mounted at an angle to the longitudinal axis of the rocket.
Программным управлением лучом РЛС по вертикали и управлением ракетой относительно луча обеспечивают необходимую дальность полета и вывод ракет в зону захвата ГСН. ГСН осуществляет автономный поиск, распознавание и сопровождение цели и выдает сигнал «захват» цели. По этому сигналу происходит переход управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения по методу пропорционального сближения, который обеспечивает высокоточное наведение ракеты на цель.The vertical control of the radar beam and the control of the rocket relative to the beam provide the required range and the launch of missiles into the capture zone of the seeker. GOS performs an autonomous search, recognition and tracking of the target and gives a signal "capture" of the target. According to this signal, the missile control transitions from the radio command mode to the homing mode using the proportional approach method, which provides high-precision guidance of the missile to the target.
Командный пункт может быть выполнен, например, аналогично прототипу /1/ и содержать блок приема данных целеуказания, вход которого соединен радиолинией с системой целеуказания, а выход соединен с первым входом вычислителя, второй вход которого соединен с выходом системы топопривязки, а первый выход соединен со входом видеомонитора, радиолокационную станцию с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом и блок синхронизации и кодирования, при этом выходы каналов пеленгации ракет соединены с третьим входом вычислителя, второй выход которого соединен со входом блока управления лучом, а третий выход соединен со входом блока синхронизации и кодирования, первый выход которого соединен с первыми входами каналов пеленгации ракет, второй выход - со входами каналов передачи команд управления, выход блока управления лучом соединен с первым входом фазированной антенной решеткой, второй вход которой соединен с выходами каналов передачи команд управления, а выход - со вторыми входами каналов пеленгации ракет.The command point can be performed, for example, similarly to the prototype / 1 / and contain a target designation data receiving unit, the input of which is connected by a radio link to the target designation system, and the output is connected to the first input of the computer, the second input of which is connected to the output of the topographic location system, and the first output is connected to video monitor input, a phased array radar, missile direction finding channels, control command transmission channels and a beam control unit and a synchronization and coding unit, while the channel outputs direction finding of the missiles is connected to the third input of the calculator, the second output of which is connected to the input of the beam control unit, and the third output is connected to the input of the synchronization and coding unit, the first output of which is connected to the first inputs of the direction finding channels of the missiles, the second output is connected to the inputs of the control command transmission channels, the output of the beam control unit is connected to the first input of the phased array, the second input of which is connected to the outputs of the control command transmission channels, and the output to the second inputs of the cancer direction finding channels em.
На ракете блоки (4)-(10) могут быть выполнены, например, аналогично прототипу /1/.On the rocket blocks (4) - (10) can be performed, for example, similarly to the prototype / 1 /.
Таким образом, использование предлагаемых способа наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции, и устройства для его осуществления позволяет обеспечить надежной бесперебойной связью РЛС с ракетой на всей траектории полета и повысить вероятность безотказной работы системы наведения ракеты, управляемой лучом радиолокационной станции.Thus, the use of the proposed method for guiding a rocket controlled by a beam of a radar station and a device for its implementation makes it possible to provide reliable uninterrupted communication between a radar and a missile along the entire flight path and to increase the likelihood of a failure-free operation of a guidance system of a rocket controlled by a beam of a radar station.
Claims (2)
(βmax-βmin)<β0,5,
где βmax и βmin - наибольший и наименьший расчетные углы рассогласования между продольной осью ракеты в полете и осью "РЛС-ракета",
β0,5 - ширина луча антенны ракеты, угол между точками половинной мощности диаграммы направленности,
обеспечивают бесперебойную связь РЛС с ракетой направлением оси диаграмм направленности (ДН) антенн РП и РО относительно продольной оси ракеты на расчетный угол и принудительным вращением ракеты по крену, при этом обновление команд управления осуществляют на частоте вращения, которую выбирают из условий устойчивого управления ракетой.1. A method of guiding a rocket controlled by a beam of a radar station (radar), including generating commands for controlling a radar beam at a given elevation angle and in a horizontal plane, receiving direction-finding signals from a missile's radio responder (RO), determining coordinates and generating rocket control commands proportional to linear deviations missiles from the axis of the beam relative to the specified position of the axis-beam of the radar, transmitting control commands to the radio receiver (RP) of the missile, launching the missile into the homing zone of the homing head, transferring control of the missile from a radio command mode to homing mode, autonomous search, recognition, capture and tracking of a target, characterized in that when generating radar beam control commands and missile control commands based on the calculated flight paths and trajectory parameters of the missile position, the missile trajectory is realized in which
(β max- β min ) <β 0.5 ,
where β max and β min - the largest and smallest calculated mismatch angles between the longitudinal axis of the missile in flight and the axis of the "radar missile",
β 0,5 - the beam width of the rocket antenna, the angle between the points of half the power of the radiation pattern,
provide uninterrupted communication between the radar and the missile with the direction of the directional axis (RP) of the RP and RO antennas relative to the longitudinal axis of the rocket by the calculated angle and forced rotation of the rocket along the roll, while updating the control commands is carried out at a speed that is selected from the conditions of stable rocket control.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010148825/11A RU2460963C2 (en) | 2010-11-29 | 2010-11-29 | Method of missile radar-beam-control guidance and device to this end |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010148825/11A RU2460963C2 (en) | 2010-11-29 | 2010-11-29 | Method of missile radar-beam-control guidance and device to this end |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010148825A RU2010148825A (en) | 2012-06-10 |
| RU2460963C2 true RU2460963C2 (en) | 2012-09-10 |
Family
ID=46679472
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010148825/11A RU2460963C2 (en) | 2010-11-29 | 2010-11-29 | Method of missile radar-beam-control guidance and device to this end |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2460963C2 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2484420C1 (en) * | 2011-12-01 | 2013-06-10 | Виктор Леонидович Семенов | Method to detect direction of missile movement deviation from its direction to target, methods for missile homing at target and devices for their realisation |
| RU2525650C2 (en) * | 2012-11-02 | 2014-08-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Радар ммс" | Method of guiding aircraft to ground facilities |
| RU2596173C1 (en) * | 2015-07-29 | 2016-08-27 | Эдуард Владимирович Рахов | High-precision weapon guidance system |
| RU2790339C1 (en) * | 2021-11-19 | 2023-02-16 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Method for launching a surface-to-air missile and surface-to-air missile launch system |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117234070B (en) * | 2023-11-13 | 2024-03-19 | 西安现代控制技术研究所 | BTT distribution method based on angle control instruction |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2107879C1 (en) * | 1994-12-27 | 1998-03-27 | Конструкторское бюро приборостроения | Method of formation of control commands of beam-guided spin-stabilized missile |
| RU2114372C1 (en) * | 1997-02-28 | 1998-06-27 | Конструкторское бюро приборостроения | Method of formation of control commands for beam-guided spinning missile and device for its realization |
| RU2118784C1 (en) * | 1997-05-29 | 1998-09-10 | Конструкторское бюро приборостроения | Method of guidance |
| RU2284444C2 (en) * | 2003-06-24 | 2006-09-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Guidance system of far-zone high-accuracy weapon |
-
2010
- 2010-11-29 RU RU2010148825/11A patent/RU2460963C2/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2107879C1 (en) * | 1994-12-27 | 1998-03-27 | Конструкторское бюро приборостроения | Method of formation of control commands of beam-guided spin-stabilized missile |
| RU2114372C1 (en) * | 1997-02-28 | 1998-06-27 | Конструкторское бюро приборостроения | Method of formation of control commands for beam-guided spinning missile and device for its realization |
| RU2118784C1 (en) * | 1997-05-29 | 1998-09-10 | Конструкторское бюро приборостроения | Method of guidance |
| RU2284444C2 (en) * | 2003-06-24 | 2006-09-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Guidance system of far-zone high-accuracy weapon |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2484420C1 (en) * | 2011-12-01 | 2013-06-10 | Виктор Леонидович Семенов | Method to detect direction of missile movement deviation from its direction to target, methods for missile homing at target and devices for their realisation |
| RU2525650C2 (en) * | 2012-11-02 | 2014-08-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Радар ммс" | Method of guiding aircraft to ground facilities |
| RU2596173C1 (en) * | 2015-07-29 | 2016-08-27 | Эдуард Владимирович Рахов | High-precision weapon guidance system |
| RU2790339C1 (en) * | 2021-11-19 | 2023-02-16 | Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Method for launching a surface-to-air missile and surface-to-air missile launch system |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2010148825A (en) | 2012-06-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5131602A (en) | Apparatus and method for remote guidance of cannon-launched projectiles | |
| US4925129A (en) | Missile defence system | |
| RU2399854C1 (en) | Method of guiding multi-target high-precision long-range weapon and device to this end | |
| EP0797068B1 (en) | A guidance system for air-to-air missiles | |
| EP2645047B1 (en) | Low-altitude low-speed small target intercepting method based on firing table fitting | |
| EP1366334B1 (en) | Precision-guided hypersonic projectile weapon system | |
| US20060238403A1 (en) | Method and system for destroying rockets | |
| US8748787B2 (en) | Method of guiding a salvo of guided projectiles to a target, a system and a computer program product | |
| US11199380B1 (en) | Radio frequency / orthogonal interferometry projectile flight navigation | |
| RU2584210C1 (en) | Method of firing guided missile with laser semi-active homing head | |
| RU2460963C2 (en) | Method of missile radar-beam-control guidance and device to this end | |
| RU2538509C1 (en) | Guided missile firing method | |
| JP2008538403A (en) | Guided motion penetrating device | |
| RU2542691C1 (en) | Method for expelling missile to track initiation area with target seeking head, and system for its implementation (versions) | |
| US11740055B1 (en) | Radio frequency/orthogonal interferometry projectile flight management to terminal guidance with electro-optical handoff | |
| RU2473867C1 (en) | Method of guiding missile controlled by radar beam and device to this effect | |
| RU2596173C1 (en) | High-precision weapon guidance system | |
| RU2657356C1 (en) | Method of simultaneous adjustment of guided missiles with laser semi-active homing heads and device for its implementation | |
| KR101062335B1 (en) | Apparatus and method for pursuing moving launch objects signals | |
| RU2583347C1 (en) | Method of long-range target capture of zone missile homing head and long missile guidance system | |
| US11385024B1 (en) | Orthogonal interferometry artillery guidance and navigation | |
| JP2002228399A (en) | Rocket and its guiding controller | |
| US10429151B2 (en) | Recapture of remotely-tracked command guided vehicle into the tracker's field-of-view | |
| US11859949B1 (en) | Grid munition pattern utilizing orthogonal interferometry reference frame and range radio frequency code determination | |
| RU2741133C1 (en) | Method of hitting variable-heading and height object |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |