RU2481541C1 - Guided missile control method - Google Patents
Guided missile control method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2481541C1 RU2481541C1 RU2012101937/12A RU2012101937A RU2481541C1 RU 2481541 C1 RU2481541 C1 RU 2481541C1 RU 2012101937/12 A RU2012101937/12 A RU 2012101937/12A RU 2012101937 A RU2012101937 A RU 2012101937A RU 2481541 C1 RU2481541 C1 RU 2481541C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- missile
- target
- sight
- guided missile
- targets
- Prior art date
Links
Abstract
Description
В описании использованы только открытые источники информации.Only open sources of information are used in the description.
Изобретение относится к военной технике, а более конкретно - к способам наведения управляемых ракет, в частности устанавливаемых в составе противотанковых ракетных комплексов (ПТРК) управляемого ракетного вооружения, как на наземных установках, так и на различных объектах, таких, например, как танки, боевые машины пехоты, самоходные пусковые установки и др. Наведение ракет в процессе их полета позволяет существенно повысить эффективность стрельбы комплексов вооружения сухопутных войск, в боекомплекты которых включены управляемые ракеты. В настоящее время известны различные способы наведения управляемых ракет. От эффективности способа их наведения зависит и эффективность комплекса вооружения боевой машины в целом.The invention relates to military equipment, and more specifically to methods for guiding guided missiles, in particular those installed as part of anti-tank missile systems (ATGMs) of guided missile weapons, both on ground installations and at various objects, such as, for example, tanks, combat infantry vehicles, self-propelled launchers, etc. Guidance missiles during their flight can significantly improve the effectiveness of firing of weapons systems of the ground forces, in which ammunition includes guided missiles . Currently, various methods of guiding guided missiles are known. The effectiveness of the weapon system of the combat vehicle as a whole depends on the effectiveness of their guidance.
Известен способ наведения противотанковых управляемых ракет (ПТУР) первого поколения, заключающийся в наведении наводчиком (оператором) на цель линии прицеливания, глазомерном измерении отклонения от нее управляемой ракеты, воздействии на органы управления ракетой в соответствии с этими отклонениями до совмещения управляемой ракеты с целью (см., например, А.Н.Латухин «Противотанковое вооружение». - М.: Воениздат, 1974, с.192-236). К первому поколению относятся управляемые (противотанковые) ракеты с ручными системами наведения: французские SS-10, SS-11, SS-12, «Энтак», английские «Виджилент», «Малкара», западногерманская «Кобра», шведская «Бантам», швейцарская «Москито-64», отечественные «Шмель», «Фаланга», «Малютка» и др.There is a known method of pointing anti-tank guided missiles (ATGMs) of the first generation, which consists in guiding the aiming line by the gunner (operator) on the target, eye-measuring the deviation of the guided missile from it, acting on the missile control organs in accordance with these deviations before combining the guided missile with the target (see ., for example, A.N. Latukhin “Antitank weapons.” - M.: Military Publishing House, 1974, pp. 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, так как увеличение скорости полета ракеты сильно усложняет работу наводчика. Управление обычно осуществляется с учетом взаимного положения ракеты и цели, а наводчик физически не успевает своевременно реагировать на изменение направлений полета скоростной ракеты. Отсутствует объективная информация о текущем удалении управляемой ракеты от цели и моменте достижения управляемой ракетой плоскости цели, что вызывает напряженность оператора. Оператор испытывает также 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 необстреливаемая зона, размером до 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 with a depth of 300-600 m, and a low rate of fire at 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, since an increase in the flight speed of the rocket greatly complicates the work of the gunner. Control is usually carried out taking into account the relative position of the rocket and the target, and the gunner physically does not have time to respond in a timely manner to a change 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 the guided missile reaches the target plane, which causes operator tension. The operator 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, a non-firing zone is formed, up to 700 m in size.
Известен также способ наведения управляемой ракеты комплекса управляемого ракетного вооружения 9К112-1 «Кобра» (см., например, Танк - Т-80Б. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М.: Воениздат, 1984, С.95-127). Этот способ по технической сути и существенным признакам является наиболее близким к заявляемому и принят за его прототип. Одновременно он является и базовым объектом предлагаемого способа. Способ наведения управляемой ракеты (ракеты комплекса 9К112-1 «Кобра») включает формирование стабилизированной линии прицеливания и совмещение ее с целью, заряжание и запуск управляемой ракеты, ее захват системой наведения, измерение системой наведения отклонений управляемой ракеты от линии прицеливания в процессе ее полета после запуска и захвата, автоматическое формирование и передачу на ракету команд управления, соответствующих этим отклонениям, автоматическую выработку и подачу на органы управления ракетой сигналов, соответствующих этим командам.There is also known a method of guiding a guided missile complex guided missile weapons 9K112-1 "Cobra" (see, for example, Tank - T-80B. Technical description and instruction manual. - M .: Military Publishing, 1984, S.95-127). 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. A guided missile guidance method (9K112-1 Cobra missile) includes forming a stabilized aiming line and combining it with a target, loading and launching a guided missile, capturing it with a guidance system, measuring a guiding missile deviation system from the aiming line during its flight after launch and capture, automatic generation and transmission to the missile of control commands corresponding to these deviations, automatic generation and transmission of signals to the missile control organs corresponding to x these commands.
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 сигналов 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 to the flying missile, and then signals to its controls are made automatically by the guidance system. 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 сводит к минимуму влияние на ее результаты индивидуальных данных оператора;simplification of the operator’s work (its functions are reduced only to combining the aiming line with the target, and control commands are generated and transmitted to the rocket automatically), which increases firing accuracy and minimizes the impact on the results of individual operator data;
облегчение отбора операторов, упрощение процесса и уменьшение стоимости обучения.facilitating the selection of operators, simplifying the process and reducing the cost of training.
Однако этому способу также свойственны недостатки. Необходимость относительно продолжительного по времени удержания линии прицеливания на цели, отсутствие объективной информации о моменте подлета к ней управляемой ракеты, отсутствие информации о текущем (а в ряде случаев и о начальном) удалении управляемой ракеты от цели приводят к возникновению напряженности оператора и опасности потери управляемой ракеты, особенно при появлении в поле зрения оператора более опасных целей, требующих перенацеливания, а также световых или пыледымовых помех, часто вызывающих потерю видимости цели и прицельной марки при действии на управляемую ракету в полете воздушных потоков (бокового ветра, восходящих потоков воздуха), при отсутствии или несовершенстве алгоритма компенсации веса ракеты и др. В случае наличия на борту ракеты источника излучения, необходимого для образования световой обратной связи и замкнутого контура управления, слежение за целью затрудняется еще в большей степени из-за создания наводчику мощной световой помехи, совпадающей, как правило, с линией прицеливания.However, this method also has disadvantages. The need for a relatively long retention of the aiming line on the target, lack of objective information about the moment of approaching the guided missile to it, lack of information about the current (and in some cases the initial) distance of the guided missile from the target leads to operator tension and the risk of losing the guided missile , especially when more dangerous targets requiring retargeting appear in the operator’s field of vision, as well as light or dust interference, often causing the target to lose visibility and when a whole brand when acting on a guided missile in flight of air currents (crosswind, ascending air currents), in the absence or imperfection of the algorithm for compensating the weight of the rocket, etc. If there is a radiation source on board the rocket necessary for the formation of light feedback and a closed control loop , tracking the target is even more difficult due to the creation of powerful light interference by the gunner, which usually coincides with the aiming line.
В прототипе информация о положении управляемой ракеты и о командах управления принимается и передается по каналам с неизменными параметрами (поле зрения координатора, поле зрения прицела и др.), что не обеспечивает их достаточную помехозащищенность, особенно при стрельбе на максимальные дальности. В случаях лучевого управления нарушается постоянство энергетических и динамических характеристик (см., например, А.С.Белоновский. Военная электроника и автоматика. - М.: Изд. ВАБТВ, 1984, с.153-159).In the prototype, information about the position of the guided missile and about control commands is received and transmitted through channels with constant parameters (field of view of the coordinator, field of view of the sight, etc.), which does not provide sufficient noise immunity, especially when firing at maximum ranges. In cases of radiation control, the constancy of energy and dynamic characteristics is violated (see, for example, A. S. Belonovsky. Military electronics and automation. - M.: Publishing House VABTV, 1984, p. 153-159).
Маневрирование носителя во время полета управляемой ракеты приводит к нарушению соответствия положений управляемой ракеты на траектории в продольном направлении и информационной зоны (плоскости, перпендикулярной к траектории полета ракеты) управления.Maneuvering the carrier during the flight of the guided missile leads to a violation of the positions of the guided missile on the trajectory in the longitudinal direction and the information zone (plane perpendicular to the trajectory of the missile) control.
В результате перечисленных недостатков остаются значительными ошибки совмещения линии прицеливания с целью из-за действия помех, особенно неожиданных помех, появления в процессе наведения более опасных целей, требующих перенацеливания и принятия оперативного решения, приводит к промаху или потере ракеты (из-за неопределенности их характеристик: дальности, допустимых угловых размеров зон вероятного поражения и др.) постоянной напряженности оператора и снижению эффективности стрельбы.As a result of these shortcomings, significant errors in alignment of the aiming line with the target remain due to interference, especially unexpected interference, the appearance of more dangerous targets in the process of targeting that require retargeting and making an operational decision, leading to miss or missile loss (due to the uncertainty of their characteristics : range, permissible angular dimensions of zones of probable damage, etc.) constant tension of the operator and decrease in firing efficiency.
Задачей настоящего изобретения является повышение эффективности наведения управляемой ракеты путем ее перенацеливания на другую, более опасную цель или, в случае промаха по первой цели, повышения помехоустойчивости визуального канала, точности наведения управляемой ракеты и введения дополнительной информации о параметрах процесса наведения управляемой ракеты в цель.The objective of the present invention is to increase the efficiency of guided missile guidance by retargeting it to another, more dangerous target, or, in the case of a miss on the first target, to increase the noise immunity of the visual channel, the accuracy of guided missile guidance and the introduction of additional information about the parameters of the guided missile guidance process.
Указанная цель достигается тем, что в известном способе наведения управляемой ракеты, включающем формирование стабилизированной линии прицеливания и совмещение ее с целью, заряжание и запуск управляемой ракеты, ее захват системой наведения, измерение системой наведения отклонений управляемой ракеты от линии прицеливания в процессе ее полета после запуска и захвата, автоматическое формирование и передачу на ракету команд управления, соответствующих этим отклонениям, автоматическую выработку и подачу на органы управления ракетой сигналов, соответствующих этим командам, при наличии в поле зрения прицела нескольких целей совмещение стабилизированной линии прицеливания производят последовательно с каждой из них, определяют и запоминают их дальности и угловые координаты относительно стреляющего объекта, определяют рациональную последовательность перенацеливания при возможных промахах по целям с использованием выражений (1) и (2)This goal is achieved by the fact that in the known method of guiding a guided missile, including the formation of a stabilized aiming line and combining it with a target, loading and launching a guided missile, its capture by a guidance system, measuring the guidance system of deviations of a guided missile from the aiming line during its flight after launch and capture, automatic generation and transmission to the rocket of control commands corresponding to these deviations, automatic generation and submission of signal to the rocket control bodies Of the targets corresponding to these commands, if there are several targets in the field of view of the sight, the stabilized aiming line is aligned with each of them, their ranges and angular coordinates relative to the shooting object are determined and stored, a rational retargeting sequence is determined for possible misses on targets using expressions ( 1) and (2)
где Д1 - дальность до цели №1,where D 1 - range to goal number 1,
Д2 - дальность до цели №2,D 2 - range to goal number 2,
Vp - маршевая скорость управляемой ракеты,V p - marching speed of the guided missile,
tп - потери времени, определяемые инерционностью системы наведения и оператора,t p - time loss, determined by the inertia of the guidance system and the operator,
ωнг, ωнв - рациональные (располагаемые) угловые скорости наведения управляемой ракеты соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях,ω ng , ω nv - rational (disposable) angular guidance speeds of a guided missile in horizontal and vertical planes, respectively
Ψ2,1, φ2,1 - угловые размеры зон вероятного поражения соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях при промахе по первой цели (цель №1),Ψ 2.1 , φ 2.1 - the angular dimensions of the zones of potential damage, respectively, in the horizontal and vertical planes with a miss on the first target (goal No. 1),
вводят эту информацию в поле зрения прицела, после пуска управляемой ракеты в направлении первой цели и ее захвата системой наведения уменьшают диафрагмированием размеры поля зрения прицела до величины полуторного максимального размера видимой части изображения цели, измеряют время движения управляемой ракеты на траектории ее полета, определяют и подают информацию в поле зрения прицела о пролете ракетой этой цели с промахом по ней, после чего переводят в соответствии с выражениями (1) и (2) линию прицеливания на вторую и, в случае промаха по ней, на последующие цели с корректировкой размеров поля зрения прицела до величины полуторного максимального размера изображения последующей цели, определением и подачей информации в поле зрения прицела о пролете соответствующих целей с промахом, после чего и в случае попадания и в случае потери захвата и истечения времени на перезахват, возвращают линию прицеливания в исходное положение.enter this information into the sight of the sight, after launching the guided missile in the direction of the first target and capturing it by the guidance system, reduce the diaphragm size of the sight sight to the size of one and a half maximum size of the visible part of the target image, measure the time of the guided missile on its flight path, determine and submit information in the sight of the sight about the missile’s passage of this target with a miss on it, after which, in accordance with expressions (1) and (2), the aim line is transferred to the second and, in the case of a miss according to it, for subsequent purposes with adjusting the size of the sight field of view to a size of one and a half maximum image size of the subsequent target, determining and feeding information into the field of view of the sight about the flight of the corresponding targets with a miss, after which both in case of contact and in case of loss of capture and expiration of time to intercept, return the line of sight to its original position.
Введение новых существенных признаков позволяет расширить возможности известных способов, обеспечивает повышение эффективности наведения управляемой ракеты за счет ее перенацеливания на другие цели в случае промаха по первой цели, повышения помехоустойчивости визуального канала и точности наведения управляемой ракеты за счет введения дополнительной информации о рациональной последовательности перенацеливания, временных параметрах процесса наведения управляемой ракеты в цель, а также за счет уменьшения диафрагмированием размеров поля зрения прицела до величины полуторного максимального размера изображения соответствующей цели.The introduction of new significant features allows you to expand the capabilities of known methods, provides improved guidance of a guided missile by redirecting it to other targets in the event of a miss on the first target, increasing the noise immunity of the visual channel and accuracy of guiding a guided missile by introducing additional information about the rational sequence of redirection, time the parameters of the guided missile guidance process at the target, as well as by reducing the size of the diaphragm in the field of view of the sight to the size of one and a half maximum image size of the corresponding target.
Реализация предлагаемого способа происходит следующим образом. Формируют стабилизированную линию прицеливания по аналогии с прототипом и совмещают ее последовательно с целями, появившимися в поле зрения прицела (наводчика) и выбранными для поражения. Определяют и запоминают их дальности и угловые координаты относительно стреляющего объекта. При определении координат совместное функционирование лазерного дальномера, датчиков углов, запоминающих и вычислительных устройств, а также других элементов аппаратуры организуется таким образом, чтобы в моменты измерения дальности до целей одновременно измерялись бы и запоминались их угловые координаты относительно заданного направления, в качестве которого может использоваться направление на одну из целей. Наличие координат целей обеспечивает возможность их сравнения между собой и вычисление угловых размеров зон вероятного поражения в вертикальной и горизонтальной плоскостях для последующих после промаха целей. Определяют рациональную последовательность перенацеливания при возможных промахах по целям с использованием выражений (1) и (2):Implementation of the proposed method is as follows. Form a stable aiming line by analogy with the prototype and combine it sequentially with the goals that appeared in the field of view of the sight (gunner) and selected for destruction. Their ranges and angular coordinates relative to the firing object are determined and stored. When determining the coordinates, the joint functioning of the laser range finder, angle sensors, storage and computing devices, as well as other equipment elements is organized in such a way that at the moment of measuring the distance to the targets, their angular coordinates relative to a given direction could be measured and stored, for which the direction can be used for one of the goals. The presence of the coordinates of the targets provides the possibility of comparing them with each other and calculating the angular dimensions of the zones of probable damage in the vertical and horizontal planes for subsequent goals after a miss. A rational retargeting sequence is determined for possible misses on goals using expressions (1) and (2):
где Д1 - дальность до цели №1,where D 1 - range to goal number 1,
Д2 - дальность до цели №2,D 2 - range to goal number 2,
Vp - маршевая скорость управляемой ракеты,V p - marching speed of the guided missile,
tп - потери времени, определяемые инерционностью системы наведения и оператора,t p - time loss, determined by the inertia of the guidance system and the operator,
ωнг, ωнв - рациональные (располагаемые) угловые скорости наведения управляемой ракеты соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях,ω ng , ω nv - rational (disposable) angular guidance speeds of a guided missile in horizontal and vertical planes, respectively
Ψ2,1, φ2,1 - угловые размеры зон вероятного поражения соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях при промахе по первой цели (цель №1).Ψ 2.1 , φ 2.1 - the angular dimensions of the zones of likely damage, respectively, in the horizontal and vertical planes with a miss on the first target (goal No. 1).
На основании вычисленных значений вводят в поле зрения прицела и формируют визуальную информацию, облегчающую принятие решения на возможное предстоящее перенацеливание, если цель №2, например, находится в зоне вероятного поражения. Производят запуск управляемой ракеты и ее захват системой наведения, после чего начинают измерять время ее движения на траектории еще до вывода на линию прицеливания. Захват управляемой ракеты в прототипе осуществляется благодаря установке на ракету источника светового излучения, а в лучевых системах наведения захват обеспечивается устройством захвата, расположенным на борту управляемой ракеты.Based on the calculated values, the sight is introduced into the field of view and visual information is generated that facilitates the decision-making on the possible upcoming retargeting, if target No. 2, for example, is in the zone of likely damage. The guided missile is launched and captured by the guidance system, after which they begin to measure the time of its movement on the trajectory before it is brought to the aiming line. The guided missile capture in the prototype is carried out by installing a light source on the missile, and in beam guidance systems the capture is provided by the capture device located on board the guided missile.
После захвата УР уменьшают диафрагмированием размеры поля зрения прицела до величины полуторного максимального размера видимой части изображения цели, чтобы уменьшить вероятность помех и влияния других подвижных целей. Практика показывает, что именно такой размер поля зрения обеспечивает и снижение действия помех, и исключение опасности потери цели.After capturing the SD, diaphragm reduces the size of the field of view of the sight to one and a half maximum size of the visible part of the target image in order to reduce the likelihood of interference and the influence of other moving targets. Practice shows that it is precisely this size of the field of view that provides both a reduction in the effect of interference and elimination of the danger of losing the target.
Вывод управляемой ракеты на линию прицеливания, как правило, производится автономно, по определенной программе, и в выработке дополнительных команд управления на этом участке практической необходимости нет.Conclusion of a guided missile to the aiming line, as a rule, is carried out autonomously, according to a specific program, and there is no practical need for the development of additional control commands in this area.
Значение высоты полета управляемой ракеты поддерживают постоянной, обеспечивая уменьшение образования световых и пыледымовых помех, а также постоянство переходных процессов при маневрировании управляемой ракеты относительно линии прицеливания. В случаях каждого перенацеливания корректируют диафрагмированием размеры поля зрения прицела до величины полуторного максимального размера видимой части изображения последующей (очередной) цели.The height of the flight of the guided missile is kept constant, providing a reduction in the formation of light and dust interference, as well as the constancy of transient processes when maneuvering a guided missile relative to the line of sight. In cases of each retargeting, the dimensions of the sight field of vision are adjusted by aperture to the size of one and a half maximum size of the visible part of the image of the subsequent (next) target.
При потере захвата управляемой ракеты, связанной с окончанием процесса наведения из-за поражения цели, возвращают линию прицеливания в исходное положение или совмещают ее с другой целью и повторят операции по запуску второй управляемой ракеты.In case of loss of capture of a guided missile associated with the end of the guidance process due to a hit of a target, the aiming line is returned to its original position or combined with another target and operations of launching a second guided missile will be repeated.
При потере захвата управляемой ракеты, связанной с потерей видимости цели или ракеты, выдерживают паузу, равную времени на перезахват (0,3-0,7 с), и только после этого возвращают линию прицеливания в исходное положение или совмещают ее с другой целью.With the loss of capture of a guided missile associated with the loss of visibility of a target or missile, a pause is maintained equal to the time to intercept (0.3-0.7 s), and only after that the aiming line is returned to its original position or combined with another target.
Если же в момент пролета цели потери захвата не произошло, то определяют и подают информацию в поле зрения прицела о пролете ракетой этой цели с промахом по ней, после чего переводят в соответствии с выражениями (1) и (2) линию прицеливания на вторую и, в случае промаха по ней, на последующие цели с определением и подачей информации в поле зрения прицела о пролете соответствующих целей с промахом, после чего и в случае попадания, и в случае потери захвата и истечения времени на перезахват, возвращают линию прицеливания в исходное положение. При последующих пусках реализация способа происходит аналогично.If, at the moment of the target’s flight, there was no capture loss, then information is determined and fed into the sight of the sight about the missile’s flight of this target with a miss on it, and then, in accordance with expressions (1) and (2), the aiming line is transferred to the second in the event of a miss on it, for subsequent purposes with the determination and filing of information in the field of view of the sight about the flight of the corresponding targets with a miss, after which, in the event of a hit, in the case of loss of capture and the expiration of time to intercept, the aiming line is returned to its original position. At subsequent launches, the implementation of the method is similar.
Применение предлагаемого способа наведения управляемых ракет позволяет практически без существенного изменения его характеристик осуществить (посредством перенацеливания управляемой ракеты при промахах на другие цели) возможность существенно повысить эффективность стрельбы управляемыми ракетами. Так, например, попадание во вторую цель позволяет на 10-15% повысить общую вероятность попадания управляемой ракетой в условиях сложившихся неблагоприятных обстоятельств.The application of the proposed method of guiding guided missiles allows practically without a significant change in its characteristics to carry out (by re-targeting guided missiles at misses for other purposes) the ability to significantly increase the efficiency of firing guided missiles. So, for example, hitting the second target allows you to 10-15% increase the overall probability of a guided missile hitting under the prevailing adverse circumstances.
Claims (1)
где Д1 - дальность до цели №1,
Д2 - дальность до цели №2,
Vp - маршевая скорость управляемой ракеты,
tп - потери времени, определяемые инерционностью системы наведения и оператора,
ωнг, ωнв - рациональные (располагаемые) угловые скорости наведения управляемой ракеты соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях,
Ψ2,1, φ2,1 - угловые размеры зон вероятного поражения соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях при промахе по первой цели (цель №1),
вводят эту информацию в поле зрения прицела, после пуска управляемой ракеты в направлении первой цели и ее захвата системой наведения уменьшают диафрагмированно размеры поля зрения прицела до величины полуторного максимального размера видимой части изображения цели, измеряют время движения управляемой ракеты на траектории ее полета, определяют и подают информацию в поле зрения прицела о пролете ракетой этой цели с промахом по ней, после чего переводят в соответствии с выражениями (1) и (2) линию прицеливания на вторую и в случае промаха по ней на последующие цели с корректировкой размеров поля зрения прицела до величины полуторного максимального размера изображения последующей цели, определением и подачей информации в поле зрения прицела о пролете соответствующих целей с промахом, после чего и в случае попадания, и в случае потери захвата и истечения времени на перезахват возвращают линию прицеливания в исходное положение. A guided missile guidance method, including forming a stabilized aiming line and aligning it with a target, loading and launching a guided missile, capturing it with a guidance system, measuring the guiding missile deviation guidance system from the aiming line during its flight after launch and capture, automatic generation and transfer to missile control commands corresponding to these deviations, automatic generation and transmission to the missile control organs of signals corresponding to these commands, I mean that if there are several targets in the field of view of the sight, the stabilized aiming line is combined with each of them sequentially, their ranges and angular coordinates relative to the shooting object are determined and stored, a rational retargeting sequence is determined for possible misses on targets using expressions (1) and 2)
where D 1 - range to goal number 1,
D 2 - range to goal number 2,
V p - marching speed of the guided missile,
t p - time loss, determined by the inertia of the guidance system and the operator,
ω ng , ω nv - rational (disposable) angular guidance speeds of a guided missile in horizontal and vertical planes, respectively
Ψ 2.1 , φ 2.1 - the angular dimensions of the zones of potential damage, respectively, in the horizontal and vertical planes with a miss on the first target (goal No. 1),
enter this information into the sight of the sight, after launching the guided missile in the direction of the first target and capturing it by the guidance system, reduce the diaphragm size of the sight sight to the size of one and a half maximum size of the visible part of the target image, measure the time of the guided missile on its flight path, determine and submit information in the sight of the sight about the missile’s passage of this target with a miss on it, after which, in accordance with expressions (1) and (2), the aiming line is transferred to the second and in the case of miss for subsequent purposes with adjusting the size of the sight field of view to the size of one and a half maximum image size of the subsequent target, determining and supplying information in the sight field of sight of the flight of the corresponding targets with a miss, after which, in the event of a hit, and in case of loss of capture and the expiration of time interception returns the line of sight to its original position.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012101937/12A RU2481541C1 (en) | 2012-01-20 | 2012-01-20 | Guided missile control method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012101937/12A RU2481541C1 (en) | 2012-01-20 | 2012-01-20 | Guided missile control method |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2481541C1 true RU2481541C1 (en) | 2013-05-10 |
Family
ID=48789572
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012101937/12A RU2481541C1 (en) | 2012-01-20 | 2012-01-20 | Guided missile control method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2481541C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2775510C1 (en) * | 2021-06-01 | 2022-07-04 | Сергей Товмасович Баланян | Method for operation of an adaptive system for controlling the process of guidance of complex objects and apparatus for implementation thereof |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2768500A1 (en) * | 1997-09-17 | 1999-03-19 | Rheinmetall W & M Gmbh | METHOD OF AUTONOMOUS GUIDANCE OF A ROTATION-STABILIZED ARTILLERY PROJECTILE AND ARTILLERY PROJECT OF AUTONOMOUSLY GUIDED FOR THE IMPLEMENTATION OF THE PROCESS |
| RU2343392C1 (en) * | 2007-05-24 | 2009-01-10 | Общевойсковая Академия Вооруженных Сил Российской Федерации (Оа Вс Рф) | Method of control of shooting from gun with guided missile |
| RU2436030C1 (en) * | 2010-10-12 | 2011-12-10 | Сергей Петрович Белоконь | Guided missile control method |
| RU2439462C1 (en) * | 2010-11-11 | 2012-01-10 | Михаил Витальевич Головань | Method of precision weapons control |
-
2012
- 2012-01-20 RU RU2012101937/12A patent/RU2481541C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2768500A1 (en) * | 1997-09-17 | 1999-03-19 | Rheinmetall W & M Gmbh | METHOD OF AUTONOMOUS GUIDANCE OF A ROTATION-STABILIZED ARTILLERY PROJECTILE AND ARTILLERY PROJECT OF AUTONOMOUSLY GUIDED FOR THE IMPLEMENTATION OF THE PROCESS |
| RU2343392C1 (en) * | 2007-05-24 | 2009-01-10 | Общевойсковая Академия Вооруженных Сил Российской Федерации (Оа Вс Рф) | Method of control of shooting from gun with guided missile |
| RU2436030C1 (en) * | 2010-10-12 | 2011-12-10 | Сергей Петрович Белоконь | Guided missile control method |
| RU2439462C1 (en) * | 2010-11-11 | 2012-01-10 | Михаил Витальевич Головань | Method of precision weapons control |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2775510C1 (en) * | 2021-06-01 | 2022-07-04 | Сергей Товмасович Баланян | Method for operation of an adaptive system for controlling the process of guidance of complex objects and apparatus for implementation thereof |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11105589B1 (en) | Handheld automatic weapon subsystem with inhibit and sensor logic | |
| RU2351508C1 (en) | Short-range highly accurate weaponry helicopter complex | |
| RU2436032C1 (en) | Guided missile control method | |
| RU2439462C1 (en) | Method of precision weapons control | |
| RU2496081C1 (en) | Method of control over aircraft flight | |
| RU2481541C1 (en) | Guided missile control method | |
| US11209244B1 (en) | Automated weapons system with selecting of target, identification of target, and firing | |
| US11629934B2 (en) | Automated human transported weapon with additional linked weapons | |
| US11781835B2 (en) | Automatic weapon subsystem comprising a plurality of automated weapons subsystems | |
| US20220034630A1 (en) | Automatic Weapon Subsystem AWS with Target Selection and Aim Positioning | |
| US20210389086A1 (en) | Automatic Weapon Subsystem to Assist in Tracking and Eliminating Targets through Recognition and Munitions Selection | |
| RU2295690C1 (en) | Method for guidance of guided missile | |
| RU2435127C1 (en) | Method to control cannon firing by controlled projectile | |
| RU2294512C1 (en) | Method for guidance of guided missile | |
| RU2343392C1 (en) | Method of control of shooting from gun with guided missile | |
| RU2408832C1 (en) | Firing method with controlled artillery projectile with laser semi-active self-guidance head | |
| RU2213318C1 (en) | Method of aiming of guided rocket | |
| RU2365852C1 (en) | Missile guidance method | |
| RU2301392C1 (en) | Method for guidance of guided missile | |
| RU2426055C1 (en) | Guided missile control method | |
| RU2390717C1 (en) | Method of guiding guided missile | |
| RU2439463C1 (en) | Method of guided missile homing | |
| RU2240486C1 (en) | Method for guidance of guided missile | |
| RU2192603C2 (en) | Way to guide guided rocket | |
| RU2436030C1 (en) | Guided missile control method |