RU2539803C1

RU2539803C1 - Guidance system of guided missiles

Info

Publication number: RU2539803C1
Application number: RU2013149730/28A
Authority: RU
Inventors: Василий Васильевич Ефанов; Андрей Геннадьевич Чубыкин; Николай Павлович Зледенный; Дмитрий Олегович Савельев
Original assignee: Василий Васильевич Ефанов; Андрей Геннадьевич Чубыкин; Николай Павлович Зледенный; Дмитрий Олегович Савельев
Priority date: 2013-11-06
Filing date: 2013-11-06
Publication date: 2015-01-27

Abstract

FIELD: weapons and ammunition.

SUBSTANCE: guidance system of guided missiles comprises a control drive, a sight, a guided missile, a launcher, a command line, a coordinator, a unit of generating the control signals, an adder, a unit of generating control commands, a key, a unit of trajectory stabilisation of a guided missile, a quadrator, a scaling unit, an inverter, a device of missile ejection, a detection unit of the air flow rate. A detection unit the air flow rate comprises a receiving-transmitting antenna, a switch of transmit-receiving, the first mixer, the intermediate frequency amplifier, the detector, the main oscillator, the power amplifier, the pulse modulator, the second mixer, the intermediate frequency generator.

EFFECT: increased efficiency of guided missile firing.

2 dwg

Description

Изобретение относится к относится к области военной техники и может быть использовано для наведения управляемых ракет.The invention relates to the field of military equipment and can be used to direct guided missiles.

Известны ручные системы наведения управляемых ракет (см., например, книгу А.Н. Латухина "Противотанковое вооружение". - М.: Воениздат, МО СССР, 1974, С.192-218). Они содержат привод управления, пусковую установку, прицел, блоки выработки управляющих сигналов и команд, линию передачи команд, выход которой соединен с аппаратурой управления управляемой ракетой.Known manual guidance systems for guided missiles (see, for example, the book by AN Latukhin "Anti-tank weapons". - M .: Military Publishing House, Ministry of Defense of the USSR, 1974, S.192-218). They contain a control drive, a launcher, a sight, control signal and command generating units, a command transmission line, the output of which is connected to guided missile control equipment.

Данная система наведения обладает следующими недостатками: маршевая скорость управляемой ракеты не превышает 80-100 м/сек, что приводит к большому времени полета (20-25 сек), малая скорострельность, наличие непоражаемой зоны перед огневой позицией глубиной 300-600 м.This guidance system has the following disadvantages: the cruise speed of the guided missile does not exceed 80-100 m / s, which leads to a long flight time (20-25 sec), low rate of fire, the presence of an unaffected zone in front of the firing position with a depth of 300-600 m.

Кроме того, обучение личного состава правилам стрельбы и практическим навыкам слишком дорого и сложно, так как ручное управление требует строгого отбора и тщательного обучения операторов.In addition, training personnel in shooting rules and practical skills is too expensive and difficult, since manual control requires rigorous selection and thorough training of operators.

Известна система наведения управляемых ракет (см., например, А.H. Латухин. "Противотанковое вооружение". - М.: Воениздат, МО СССР, 1974, С.208-235). Эта система содержит: привод управления, пусковую установку и прицел, входы которых соединены с выходом привода управления, а также последовательно соединенные координатор управляемой ракеты, вход которого оптически сопряжен с полем зрения прицела, блок выработки управляющих сигналов и блок выработки управляющих команд, выход которого через линию передачи команд соединен с аппаратурой управления управляемой ракетой.A known guidance system for guided missiles (see, for example, A.N. Latukhin. "Antitank weapons". - M .: Military Publishing House, Ministry of Defense of the USSR, 1974, S.208-235). This system contains: a control drive, a launcher and a sight, the inputs of which are connected to the output of the control drive, as well as a coordinated rocket coordinator whose input is optically coupled to the sight field of view, a control signal generation unit and control command generation unit, the output of which is through command line is connected to guided missile control equipment.

Данная система наведения обладает следующим недостатком: не учитывается воздействия на ракету внешних возмущений, например, силы поперечного (вертикального и горизонтального) ветра и др., наведение происходит с ошибками, что существенно снижает его точность.This guidance system has the following drawback: it does not take into account the impact of external disturbances on the rocket, for example, the force of the transverse (vertical and horizontal) wind, etc., the guidance occurs with errors, which significantly reduces its accuracy.

Компенсация силы поперечного ветра ни в современных, ни в перспективных системах наведения не предусмотрена. Вместе с тем известно, что на равнинной и пустынной местности точность стрельбы всеми типами снарядов (в том числе и управляемыми ракетами) может существенно изменяться. Это объясняется тем, что в указанных районах возникают мощные воздушные потоки, отклоняющие управляемую ракету в полете по высоте и направлению от точки прицеливания. Это отклонение может быть определено по выражению (см., например, Ф.К. Неупокоев "Стрельба зенитными ракетами".- М.: Воениздат, 1970, с.200-202):Compensation of the shear wind neither in modern nor in perspective guidance systems is provided. At the same time, it is known that on flat and desert terrain the accuracy of firing by all types of shells (including guided missiles) can vary significantly. This is because in these areas there are powerful air currents that deflect a guided missile in flight in height and direction from the aiming point. This deviation can be determined by the expression (see, for example, F.K. Neupokoev "Anti-aircraft missile shooting" .- M .: Voenizdat, 1970, p.200-202):

,

где α cos θ - нормальная к траектории составляющая ускорения силы воздушного потока, k_o - коэффициент усиления разомкнутого контура управления.where α cos θ is the normal to the trajectory component of the acceleration of the air flow force, k _o is the gain of the open control loop.

В результате действия потоков воздуха отклонение ракеты может быть существенным, а вероятность попадания уменьшаться на 10-15%.As a result of the action of air currents, the deflection of the rocket can be significant, and the probability of getting reduced by 10-15%.

Наиболее близким к изобретению является система наведения управляемых ракет (см., например, Анцев Г.В., Турнецкий Л.С., патент РФ на изобретение №2267318 от 27.12.2005 г,), которая содержит привод управления, пусковую установку и прицел, систему наведения управляемых ракет, содержащую привод управления пусковую установку и прицел, входы которых соединены с выходом привода управления, и последовательно соединенные координатор управляемой ракеты, вход которого оптически сопряжен с полем зрения прицела, блок выработки управляющих сигналов и блок выработки управляющих команд, выход которого через линию передачи команд соединен с аппаратурой управления управляемой ракетой, сумматор, включенный между блоком выработки управляющих сигналов и блоком выработки управляющих команд, последовательно соединенные ключ, вход которого подключен ко второму выходу координатора, датчик скорости воздушного потока, кинематически связанный с пусковой установкой, квадратор, масштабирующий блок и инвертор, выход которого соединен с третьим входом сумматора, а также блок стабилизации траектории управляемой ракеты, вход которого соединен с третьим выходом координатора, а выход - со вторым входом сумматора.Closest to the invention is a guided missile guidance system (see, for example, Antsev G.V., Turnetskiy L.S., RF patent for invention No. 2267318 dated December 27, 2005), which contains a control drive, a launcher and an aim , a guided missile guidance system comprising a launcher control actuator and a sight, the inputs of which are connected to the control actuator output, and a guided missile coordinator, the input of which is optically coupled to the sight field of view, a control signal generation unit and a cutout unit control command bots, the output of which through the command transmission line is connected to the guided missile control equipment, an adder connected between the control signal generation unit and the control command generation unit, a key connected in series, the input of which is connected to the second output of the coordinator, an air flow velocity sensor kinematically connected with a launcher, a quadrator, a scaling unit and an inverter, the output of which is connected to the third input of the adder, as well as a control unit for stabilizing the control path trolled missile, whose input is connected to the third output of the coordinator, and the output - to the second input of the adder.

Недостатком данной системы наведения управляемых ракет является отсутствия возможности наблюдения за динамикой изменения скорости воздушного потока на высоте полета ракеты и соответственно внесение корректирующего сигнала в процесс управления ракетой.The disadvantage of this guided missile guidance system is the inability to monitor the dynamics of changes in air velocity at the height of the missile’s flight and, accordingly, the introduction of a corrective signal in the missile control process.

Целью настоящего изобретения является повышение эффективности стрельбы управляемыми ракетами путем повышения точности их наведения на цель за счет учета скорости воздушного потока на высоте полета ракеты.The aim of the present invention is to increase the efficiency of firing guided missiles by increasing the accuracy of their guidance on the target by taking into account the speed of the air flow at the height of the flight of the rocket.

Указанная цель достигается тем, что в систему наведения управляемых ракет, содержащую привод управления, пусковую установку и прицел, входы которых соединены с выходом привода управления, и последовательно соединенные координатор управляемой ракеты, вход которого оптически сопряжен с полем зрения прицела, блок выработки управляющих сигналов и блок выработки управляющих команд выход, которого через линию передачи команд соединен с аппаратурой управления управляемой ракетой, сумматор, включенный между блоком выработки управляющих сигналов и блоком выработки управляющих команд, квадратор, масштабирующий блок и инвертор, выход которого соединен с третьим входом сумматора, а также блок стабилизации траектории управляемой ракеты, вход которого соединен с третьим выходом координатора, а выход - с вторым входом сумматора, отличающееся тем, что введены устройство отстрела ракет с дипольными отражателями и блок определения скорости воздушного потока, причем предварительно перед пуском управляемой ракеты производится отстрел ракеты с дипольными отражателями, на траектории движения образуется облако дипольных отражателей, которое неконтактно соединено с входом блока определения скорости воздушного потока, выход которого соединен с входом квадратора, блок определения скорости воздушного потока содержит последовательно соединенные приемно-передающую антенну, переключатель приемо-передачи, первый смеситель, усилитель промежуточной частоты и детектор, задающий генератор, первый выход которого соединен с первым входом усилителя мощности, второй вход которого соединен с выходом импульсного модулятора, а выход соединен со вторым входом переключателя приемо-передачи, второй выход задающего генератора через второй смеситель соединен со вторым входом первого смесителя, генератор промежуточной частоты, первый выход которого соединен со вторым входом второго смесителя, выход детектора является выходом блока определения скорости воздушного потока.This goal is achieved by the fact that in the guided missile guidance system containing the control drive, launcher and sight, the inputs of which are connected to the output of the control drive, and the coordinated missile coordinator, the input of which is optically coupled to the sight field of view, is a control signal generating unit and control command generation unit; an output which is connected through the command transmission line to guided missile control equipment; an adder connected between the control signal generation unit alov and the block generating control commands, a quadrator, a scaling block and an inverter, the output of which is connected to the third input of the adder, as well as the stabilization unit of the trajectory of the guided missile, the input of which is connected to the third output of the coordinator, and the output - with the second input of the adder, characterized in that a device for firing missiles with dipole reflectors and a unit for determining the air flow velocity were introduced, and before launching a guided missile, a missile with dipole reflectors is fired, on a trajectory a cloud of dipole reflectors is formed which is noncontactly connected to the input of the airflow velocity determining unit, the output of which is connected to the quadrator input; the airflow velocity detecting unit contains a receiving-transmitting antenna, a transmit-receive switch, a first mixer, an intermediate frequency amplifier, and a detector the master oscillator, the first output of which is connected to the first input of the power amplifier, the second input of which is connected to the output of the pulse modulator, and Exit connected to a second input of transceiver transmission switch, the second output of the master oscillator via a second mixer coupled to the second input of the first mixer, an intermediate frequency oscillator, a first output connected to a second input of the second mixer, the detector output is the output determination unit airflow.

Введение новых элементов и связей позволяет получить новую информацию об условиях стрельбы (скорость воздушного потока на высоте полета), определить и ввести необходимые компенсирующие поправки, что обеспечивает повышение точности наведения управляемой ракеты.The introduction of new elements and relationships allows us to obtain new information about the firing conditions (air flow velocity at altitude), to determine and introduce the necessary compensating corrections, which provides increased accuracy of guided missile guidance.

На фиг.1 приведена структурная схема системы наведения управляемых ракет, где 1 - цель (Ц), 2 - привод управления (ПУ), 3 - прицел (Пр), 4 - управляемая ракета (УР), 5 - пусковая установка (ПУс), 6 - линия передачи команд (ЛПК), 7 - координатор (К), 8 - блок выработки управляющих сигналов (БВС), 9 - сумматор ("+"), 10 - блок выработки управляющих команд (БВК), 11 - блок стабилизации траектории управляемой ракеты (БСТ), 12 - квадратор (KB), 13 - масштабирующий блок (МБ), 14 - инвертор (Ив), 15 - блок отстрела дипольных отражателей, 16 - дипольные отражатели, 17 - блок определения скорости движения воздушного потока.Figure 1 shows the structural diagram of the guidance system of guided missiles, where 1 - target (C), 2 - control drive (PU), 3 - sight (Pr), 4 - guided missile (UR), 5 - launcher (PU) 6 - command transmission line (LPC), 7 - coordinator (K), 8 - control signal generation block (BVS), 9 - adder ("+"), 10 - control command generation block (BVC), 11 - stabilization block guided missile trajectory (BST), 12 - quadrator (KB), 13 - scaling unit (MB), 14 - inverter (Iv), 15 - unit for shooting dipole reflectors, 16 - dipole reflectors, 17 - speed determination unit The motion of airflow.

На фиг.2 структурная схема блока 17 определения скорости воздушного потока, где 18 приемно-передающая антенна, 19 - переключатель приемо-передачи, первый 20 смеситель, 21 усилитель промежуточной частоты, детектор, 23 - задающий генератор, 24 - усилитель мощности, 25 - импульсный модулятор, 26 - второй смеситель, 27 - генератор промежуточной частоты.Figure 2 is a structural diagram of a block 17 for determining the air flow velocity, where 18 is a transmit-receive antenna, 19 is a transmit-receive switch, the first 20 is a mixer, 21 is an intermediate frequency amplifier, a detector, 23 is a master oscillator, 24 is a power amplifier, 25 is pulse modulator, 26 - second mixer, 27 - intermediate frequency generator.

Ключ 11 обеспечивает включение датчика скорости воздушного потока 13, который обычно состоит из крыльчатки, частота вращения которой пропорциональна скорости воздушного потока, и преобразователя вращения крыльчатки в электрический сигнал (см., например, В.В. Корнеев и др. «Основы автоматики и танковые автоматические системы». - М.: ВА БТВ, 1976, с.159-161). Блок 13 кинематически связан с пусковой установкой 5 так, чтобы измерительная ось прибора была перпендикулярна траектории полета управляемой ракеты. Блок стабилизации траектории управляемой ракеты 11 обеспечивает уменьшение колебательности управляемой ракеты относительно среднего значения ее траектории. Он содержит блок разрешения, срабатывающий при значительном увеличении сигнала на выходе блока 7, и блок формирования сигнала дополнительной коррекции (не показаны). Квадратор 12 обеспечивает возведение поданного на него сигнала с блока 17 (т.е. скорости воздушного потока) во вторую степень и его подачу на вход блока 13. Масштабирующий блок 13 обеспечивает получение сигнала, соответствующего аэродинамической силе, действующей на управляемую ракету в результате действия воздушного потока. Его значение определяется выражением (см., например, Неупокоев Ф.К. «Стрельба зенитными ракетами». - М.: Воениздат, 1970, с.99-121):The key 11 provides for the inclusion of an air speed sensor 13, which usually consists of an impeller, the rotational speed of which is proportional to the speed of the air flow, and a converter for impeller rotation into an electric signal (see, for example, V.V. Korneev et al. automatic systems. ”- M .: VA BTV, 1976, p. 159-161). Block 13 is kinematically connected with the launcher 5 so that the measuring axis of the device is perpendicular to the flight path of the guided missile. The stabilization unit of the trajectory of the guided missile 11 provides a reduction in the oscillation of the guided missile relative to the average value of its trajectory. It contains a resolution block, triggered by a significant increase in the signal at the output of block 7, and a block for generating an additional correction signal (not shown). The quadrator 12 ensures that the signal supplied to it from the block 17 (i.e., the air flow velocity) is raised to the second power and is fed to the input of the block 13. The scaling block 13 provides a signal corresponding to the aerodynamic force acting on the guided missile as a result of the action of the air flow. Its value is determined by the expression (see, for example, Neupokoev F.K. “Shooting anti-aircraft missiles.” - M .: Military Publishing House, 1970, pp. 99-121):

где k - коэффициент пропорциональности, определяющий уровень сигнала на выходе блока 15 от действующей силы, С_y - коэффициент сопротивления управляемой ракеты воздушному потоку в поперечной плоскости, p - плотность воздуха, S - характерная площадь управляемой ракеты.where k is the proportionality coefficient that determines the signal level at the output of block 15 from the effective force, C _y is the drag coefficient of the guided missile to the air flow in the transverse plane, p is the air density, S is the characteristic area of the guided missile.

Инвертор 14 обеспечивает изменение полярности сигнала с блока 15.The inverter 14 provides a change in the polarity of the signal from block 15.

Система наведения управляемых ракет содержит привод 2 управления (ПУ), прицел (Пр 3), управляемую ракету (УР) 4, пусковую установку (ПУс) 5, линию 6 передачи команд (ЛПК), координатор (К) 7, блок 8 выработки управляющих сигналов (БВС), сумматор ("+") 9, блок 10 выработки управляющих команд (БВК), блок 11 стабилизации траектории управляемой ракеты (БСТ), квадратор (KB) 12, масштабирующий блок (МБ) 13, инвертор (Ив) 14, блок 15 отстрела дипольных отражателей, дипольные отражатели 16, блок 17 определения скорости движения воздушного потока.The guided missile guidance system includes a control drive 2 (PU), a sight (Pr 3), a guided missile (SD) 4, a launcher (PU) 5, a command transmission line 6, a coordinator (K) 7, a control generation block 8 signals (BVS), adder ("+") 9, control command generation block (BVC) 10, guided missile trajectory stabilization block (BST) 11, quadrator (KB) 12, scaling block (MB) 13, inverter (Iv) 14 block 15 shooting off dipole reflectors, dipole reflectors 16, block 17 determine the speed of air flow.

Блок 17 определения скорости движения воздушного потока содержит приемно-передающую антенну 18, переключатель приемо-передачи 19, первый 20 смеситель, усилитель 21 промежуточной частоты, детектор 22, задающий генератор 23, усилитель 24 мощности, импульсный модулятор 25, второй 26 смеситель, генератор 27 промежуточной частоты.Block 17 determining the speed of the air flow contains a transmitting and receiving antenna 18, a switch for receiving and transmitting 19, a first 20 mixer, an intermediate frequency amplifier 21, a detector 22, a driver 23, a power amplifier 24, a pulse modulator 25, a second 26 mixer, a generator 27 intermediate frequency.

Работает предлагаемая система наведения управляемой ракеты следующим образом.The proposed guided missile guidance system works as follows.

Предварительно перед пуском управляемой ракеты устройством 15 производится отстрел ракеты с дипольными отражателями, при этом на траектории движения образуется облако 16 дипольных отражателей, которое неконтактно соединено с входом блока 17 определения скорости воздушного потока.Previously, before launching the guided missile by the device 15, a missile with dipole reflectors is fired, while a cloud of 16 dipole reflectors is formed on the trajectory of the movement, which is non-contacted with the input of the airflow velocity determination unit 17.

Приемно-передающая антенна 18 излучает зондирующие импульсы, поступающие через переключатель приемо-передачи 22 от передатчика, построенного по многокаскадному принципу, в котором колебания задающего генератора 23 усиливаются в усилителе мощности 24, в котором одновременно происходит импульсная модуляция сигнала с частотой повторения F_п, задаваемой импульсным модулятором 25.The transmit-receive antenna 18 emits sounding pulses arriving through the receive-transmitting switch 22 from a transmitter constructed according to a multistage principle, in which the oscillations of the master oscillator 23 are amplified in a power amplifier 24, in which pulse signal modulation with a repetition frequency F _p specified pulse modulator 25.

Отраженные от облака 16 дипольных отражателей импульсы принимаются антенной 18 и через переключатель приемо-передачи 19 поступают на первый вход первого 20 смесителя. На второй вход первого 20 смесителя с выхода второго смесителя 26 поступает гетеродинный сигнал, сформированный из колебаний задающего генератора 23 и колебаний генератора промежуточной частоты 27. Преобразованные в первом 20 смесителе в колебания на промежуточной частоте f_пч сигналы цели усиливаются до необходимого уровня в усилителе промежуточной частоты 21 и поступают на детектор 22. На выходе детектора 22 образуются биения, которые с учетом импульсного характера зондирования образуют последовательность видеоимпульсов, модулированных по амплитуде доплеровской частотой f_д в соответствии со скоростью движения дипольных отражателей.The pulses reflected from the cloud 16 of dipole reflectors are received by the antenna 18 and through the receive-transmit switch 19 are fed to the first input of the first 20 mixer. The heterodyne signal generated from the oscillations of the master oscillator 23 and the oscillations of the intermediate frequency generator 27 is fed to the second input of the first mixer 20 from the output of the second mixer 26. The target signals converted in the first 20 mixer to vibrations at the intermediate frequency f _pc are amplified to the required level in the intermediate frequency amplifier 21 and act on the detector 22. At the output of the detector 22, beats are formed, which, taking into account the pulsed nature of the sensing, form a sequence of video pulses modulated by the amplitude of the Doppler frequency f _d in accordance with the speed of the dipole reflectors.

Данный сигнал поступает в блок 12, где сигнал возводится во вторую степень, а в блоке 13 окончательно преобразуется в соответствии с выражением (1), инвертируется в блоке 14, а затем подается на третий вход сумматора 9 в качестве сигнала компенсации силы воздушного потока, обеспечивая ввод информации о скорости движения воздушного потока на высотах применения управляемой ракеты.This signal enters block 12, where the signal is raised to the second degree, and in block 13 it is finally converted in accordance with expression (1), inverted in block 14, and then fed to the third input of adder 9 as a signal for compensating the air flow force, providing entering information about the speed of the air flow at the heights of the guided missile.

Совместив с помощью привода управления 2 прицельную марку прицела 3 с целью 1 и задав соответствующее положение пусковой установке 5 с управляемой ракетой 4, наводчик-оператор производит пуск управляемой ракеты 4. После пуска управляемая ракета 4 попадает в поле зрения прицела 3 и съюстированное с ним поле зрения координатора 7. Координатор обеспечивает выработку сигнала, соответствующего отклонению управляемой ракеты от линии прицеливания, и подает его на вход блока 8 выработки сигнала управления, который производит усиление и корректировку сигнала управления и подает его через сумматор 9 на блок 10 выработки управляющих команд, где преобразуется, шифруется и в виде управляющей команды подается через линию передачи команд 6 на аппаратуру управления управляемой ракетой 4, которая под действием полученной команды перемещается к линии прицеливания, чем и устраняется рассогласование между ней и линией прицеливания.Using the control drive 2, combining the reticle of the sight 3 with the target 1 and setting the appropriate position of the launcher 5 with the guided missile 4, the gunner-operator launches the guided missile 4. After the launch, the guided missile 4 enters the field of view of the sight 3 and the field aligned with it view of the coordinator 7. The coordinator provides a signal corresponding to the deviation of the guided missile from the line of sight, and feeds it to the input of the control signal generation block 8, which amplifies and corrects at the control signal and feeds it through the adder 9 to the control command generation unit 10, where it is converted, encrypted and transmitted as a control command through the command transmission line 6 to the guided missile control equipment 4, which, under the action of the received command, moves to the aiming line, which the mismatch between it and the aiming line is eliminated.

Введенная совокупность признаков обеспечивает измерение внешнего вредного возмущения воздушного потока, определение и формирование необходимой компенсирующей поправки, которая уменьшает (вплоть до устранения) отклонение управляемой ракеты от линии прицеливания, что повышает точность ее наведения.The introduced set of features provides measurement of the external harmful disturbance of the air flow, determination and formation of the necessary compensating correction, which reduces (up to elimination) the deviation of the guided missile from the aiming line, which increases the accuracy of its guidance.

Claims

The guided missile guidance system includes a control drive, a launcher and a sight, the inputs of which are connected to the output of the control drive, and a coordinated rocket coordinator whose input is optically coupled to the sight field of view, a control signal generation unit and control command generation unit, the output of which is through the command line is connected to the guided missile control equipment, an adder connected between the control signal generating unit and the control room generating unit and, a quadrator, a scaling unit and an inverter, the output of which is connected to the third input of the adder, as well as a stabilization unit for the trajectory of the guided missile, the input of which is connected to the third output of the coordinator, and the output - with the second input of the adder, characterized in that a device for firing missiles with dipole reflectors and a unit for determining the air flow velocity, and previously, before launching a guided missile, a missile with dipole reflectors is fired, a cloud of dipole about fuses, which is noncontactly connected to the input of the airflow velocity determining unit, the output of which is connected to the quadrator input, the airflow velocity determining unit comprises a receiving-transmitting antenna, a receiving-transmitting switch, a first mixer, an intermediate frequency amplifier, and a detector defining a generator, the first output of which is connected to the first input of the power amplifier, the second input of which is connected to the output of the pulse modulator, and the output is connected to the second input of the switch receiver, the second output of the master oscillator through the second mixer is connected to the second input of the first mixer, an intermediate frequency generator, the first output of which is connected to the second input of the second mixer, the output of the detector is the output of the air flow rate determining unit.