RU2539841C1

RU2539841C1 - Guidance system of guided missiles

Info

Publication number: RU2539841C1
Application number: RU2013149666/28A
Authority: RU
Inventors: Василий Васильевич Ефанов; Александр Владимирович Подкопаев; Виктор Юрьевич Канивец; Валерий Александрович Васильев
Original assignee: Василий Васильевич Ефанов; Александр Владимирович Подкопаев; Виктор Юрьевич Канивец; Валерий Александрович Васильев
Priority date: 2013-11-06
Filing date: 2013-11-06
Publication date: 2015-01-27

Abstract

FIELD: weapons and ammunition.

SUBSTANCE: system comprises a control drive, a launcher, a sight, a coordinator of the guided missile, a unit of generating control signals, a unit of generating of control commands, an adder, a key, a speed sensor of the airflow, a quadrator, a scaling block, an inverter, a unit of trajectory stabilisation of the guided missile, a correction unit, the correction unit comprises n threshold devices, a signal setup unit, a differentiating circuit, the first and second OR elements, a shift register, a signal generator, n and-gates, n NOT-gates, n counters.

EFFECT: increase in efficiency of firing the guided missiles.

2 dwg

Description

Изобретение 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 A.N. Latukhin ″ Antitank 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/с, что приводит к большому времени полета (20-25 с), малая скорострельность, наличие не поражаемой 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 s), 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.Н. 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 недостатками: 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 disadvantages: 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. “Shooting anti-aircraft missiles.” M., Military Publishing House, 1970, S.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.), содержащая 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, отличающаяся тем, что в нее введены 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 со вторым входом сумматора, а также блок стабилизации траектории управляемой ракеты, вход которого соединен с третьим выходом координатора, а выход - с третьим входом сумматора.Closest to the invention is a guidance system for guided missiles (see, for example, Antsev G.V., Turnetsky L.S., RF patent for the invention No. 2267318 dated 12/27/2005), comprising a control drive, a launcher and an aim, 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 of the sight, the control signal generation unit and the control command generation unit, the output of which is connected to the control equipment through the command transmission line a guided missile, characterized in that an adder is inserted into it, connected between the control signal generating unit and the control command generating 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 to the launcher, a quadrator, a scaling unit and an inverter, the output of which is connected to the second 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 coordinate output pa, and an output - to a third input of the adder.

Недостатком данной системы наведения управляемых ракет является отсутствие возможности наблюдения за динамикой изменения скорости воздушного потока 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 and, accordingly, the introduction of a corrective signal in the missile control process.

В зависимости от погодных условий возможны резкие порывы ветра, при этом не учет динамической составляющей ветра приведет к увеличению ошибки наведения ракет.Depending on weather conditions, sudden gusts of wind are possible, while not taking into account the dynamic component of the wind will lead to an increase in missile guidance errors.

Целью настоящего изобретения является повышение эффективности стрельбы управляемыми ракетами путем повышения точности их наведения на цель за счет учета изменений интенсивностей воздушного потока.The aim of the present invention is to increase the efficiency of firing guided missiles by improving the accuracy of their guidance on the target by taking into account changes in air flow intensities.

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, 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 - с вторым входом сумматора, дополнительно введен блок коррекции, вход которого соединен с выходом датчика скорости воздушного потока, а выход - с четвертым входом сумматора, блок коррекции содержит n пороговых устройств, задатчик сигналов, дифференцирующую цепь, первый и второй элементы ИЛИ, сдвиговый регистр, генератор сигналов, n элементов И, n элементов НЕ, n счетчиков, при этом вход блока коррекции является первыми входами n пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первой группой выходов задатчика сигналов, второй вход которого соединен с входом дифференцирующей цепи, выход которой соединен со вторыми входами сдвигового регистра и n счетчиков, выходы n пороговых устройств соединены с первыми входами сдвигового регистра, выходы которого за исключением n выхода соединены с первыми входами n элементов И, второй и третий входы которых соединены соответственно с выходами генератора импульсов и n элементов НЕ, второй и последующие выходы сдвигового регистра соединены с входами n элементов НЕ, выходы n элементов И соединены с первыми входами n счетчиков, выходы которых соединены с первыми входами второго элемента ИЛИ, выход которого является выходом блока коррекции.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, the output of which through the command transmission line is connected to guided missile control equipment, an adder connected between the control signal generation unit alov and the block generating control commands, connected in series with a key whose input is connected to the second output of the coordinator, an air velocity sensor kinematically connected to the 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 path stabilization unit guided missile, the input of which is connected to the third output of the coordinator, and the output to the second input of the adder, an additional correction block is introduced, the input of which is connected to the output of the sensor air flow, and the output with the fourth adder input, the correction unit contains n threshold devices, a signal adjuster, a differentiating circuit, the first and second OR elements, a shift register, a signal generator, n AND elements, n NOT elements, n counters, while the input of the correction block is the first inputs of n threshold devices, the second inputs of which are connected to the first group of outputs of the signal setter, the second input of which is connected to the input of the differentiating circuit, the output of which is connected to the second inputs of the shift register and n counters, outputs of n threshold devices are connected to the first inputs of the shift register, the outputs of which, with the exception of n outputs, are connected to the first inputs of n AND elements, the second and third inputs of which are connected respectively to the outputs of the pulse generator and n elements NOT, the second and subsequent outputs of the shift register connected to the inputs of n elements NOT, the outputs of n elements AND are connected to the first inputs of n counters, the outputs of which are connected to the first inputs of the second OR element, the output of which is the output of the correction block.

Введение новых элементов и связей позволяет получить новую информацию об условиях стрельбы (динамику изменения скорости воздушного потока), 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 (the dynamics of changes in the air flow velocity), to determine and introduce the necessary compensating corrections, which ensures an increase in the 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 - ключ (Кл), 12 - блок стабилизации траектории управляемой ракеты (БСТ), 13 - датчик скорости воздушного потока (ДВП), 14 - квадратор (KB), 15 - масштабирующий блок (МБ), 16 - инвертор (Ив), 17 - блок коррекции.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 - key ( Kl), 12 - stabilization unit of the guided missile trajectory (BST), 13 - air flow rate sensor (DVP), 14 - quadrator (KB), 15 - scaling unit (MB), 16 - inverter (Iv), 17 - correction unit .

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 12 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 14 обеспечивает возведение поданного на него сигнала с блока 13 (т.е. скорости воздушного потока) во вторую степень и его подачу на вход блока 15. Масштабирующий блок 15 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. “Fundamentals of automation and tank 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 trajectory of the guided missile 12 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 14 ensures that the signal supplied to it from the block 13 (i.e., the air flow velocity) is raised to the second power and is fed to the input of the block 15. The scaling block 15 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 16 обеспечивает изменение полярности сигнала с блока 15.The inverter 16 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), ключ (Кл) 11, блок 12 стабилизации траектории управляемой ракеты (БСТ), датчик 13 скорости воздушного потока (ДВП), квадратор (КВ) 14, масштабирующий блок (МБ) 15, инвертор (Ив) 16, блок 17 коррекции, пороговые устройства 18, задатчик 19 сигнала, дифференцирующую цепь 20, первый 21 и второй 23 элементы ИЛИ, сдвиговый регистр 22, генератор 24 сигналов, n элементов И 25, n элементов НЕ 26, n счетчиков 27 (фиг.1 и 2).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, block 10 generating control commands (BVK), key (C) 11, block 12 stabilization of the trajectory of a guided missile (BST), sensor 13 air flow rate (DVP), quadrator (KV ) 14, a scaling unit (MB) 15, an inverter (Iv) 16, a correction unit 17, threshold devices 18, a signal adjuster 19, a differentiating circuit 20, the first 21 second OR elements 23, the shift register 22, signal generator 24, n AND gates 25, n NOT elements 26, n counter 27 (Figures 1 and 2).

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

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.

При стрельбе в условиях равнин, степей, пустынь и др. включается блок 11 (при наличии сигнала на втором выходе координатора 7) и начинает работать блок 13 (датчик скорости воздушного потока), который вырабатывает сигнал, пропорциональный скорости воздушного потока VB. В блоке 14 этот сигнал возводится во вторую степень, а в блоке 15 окончательно преобразуется в соответствии с выражением (1), инвертируется в блоке 16, а затем подается на второй вход сумматора 9 в качестве сигнала компенсации силы воздушного потока. В сумматоре 9 сигнал компенсации корректирует управляющий сигнал в соответствии с действующими на управляемую ракету внешними возмущениями, вызванными воздушными потоками. При резких порывах ветра или на максимальных дальностях управления, когда отклонения управляемой ракеты от линии прицеливания и уровень сигнала на выходе координатора 7 становятся чрезмерными, срабатывает блок разрешения блока 12, благодаря чему блоком формирования сигнала дополнительной коррекции (в блоке 12) вырабатывается сигнал дополнительной коррекции, который подается на третий вход сумматора и обеспечивает дополнительное увеличение управляющего сигнала.When shooting in the conditions of plains, steppes, deserts, etc., block 11 is turned on (if there is a signal at the second output of coordinator 7) and block 13 (air flow velocity sensor) starts to work, which generates a signal proportional to the air speed VB. In block 14, this signal is raised to the second power, and in block 15 it is finally converted in accordance with expression (1), inverted in block 16, and then fed to the second input of adder 9 as a signal to compensate for the air flow. In adder 9, the compensation signal corrects the control signal in accordance with external disturbances acting on the guided missile caused by air currents. In case of sudden gusts of wind or at maximum control distances, when the deviations of the guided missile from the aiming line and the signal level at the output of the coordinator 7 become excessive, the block resolution unit 12 is activated, due to which the additional correction signal generation block (in block 12) generates an additional correction signal, which is fed to the third input of the adder and provides an additional increase in the control signal.

Динамика изменения интенсивности (скорости) воздушного потока определяется следующим образом.The dynamics of changes in the intensity (speed) of the air flow is determined as follows.

Предварительно обеспечивают обнуление логических схем за счет выдачи сигнала со второго выхода задатчика 19 сигналов через дифференцирующую цепь 20 на вторые входы сдвигового регистра 22 и n счетчиков 27.Pre-provide zeroing of logic circuits by issuing a signal from the second output of the signal setter 19 through a differentiating circuit 20 to the second inputs of the shift register 22 and n counters 27.

Затем сигнал с выхода датчика 13 скорости воздушного потока поступает на вход блока 7 коррекции и соответственно на первые входы n пороговых устройств 18, на вторые входы которых поступают сигналы с первой группы выходов задатчика 19 сигналов. Пороговые устройства 18 обеспечивают анализ значений скоростей воздушного потока.Then, the signal from the output of the airflow rate sensor 13 is fed to the input of the correction unit 7 and, accordingly, to the first inputs of n threshold devices 18, the second inputs of which receive signals from the first group of outputs of the signal setter 19. Threshold devices 18 provide an analysis of air flow rates.

В момент превышения сигналом, соответствующим скорости воздушного потока, первого заданного значения, сигнал с первого выхода первого из n пороговых устройств 18 через элемент ИЛИ 21 поступает на первый вход первого сдвигового регистра 22, с первого выхода которого поступает на первый вход первого из n элементов И 25, на второй и третий входы которого поступают сигналы соответственно со второго выхода сдвигового регистра 22 через первый из n элементов НЕ 26 и с выхода генератора 24 сигналов.At the moment the signal corresponding to the air flow velocity exceeds the first preset value, the signal from the first output of the first of n threshold devices 18 passes through the OR element 21 to the first input of the first shift register 22, from the first output of which goes to the first input of the first of n AND elements 25, the second and third inputs of which receive signals, respectively, from the second output of the shift register 22 through the first of n elements NOT 26 and from the output of the signal generator 24.

Затем сигнал с выхода первого элемента из n элементов И 25 поступает на первый вход первого из n счетчиков 27, который формирует сигнал пропорциональный времени воздействия воздушного потока с заданной степенью интенсивности, который с выхода первого из n счетчиков 27 через второй 22 элемент ИЛИ поступает на четвертый вход сумматора 9.Then, the signal from the output of the first element of n elements And 25 enters the first input of the first of n counters 27, which generates a signal proportional to the time of exposure to the air flow with a given degree of intensity, which from the output of the first of n counters 27 through the second 22 OR element enters the fourth adder input 9.

В момент следующего изменения интенсивности воздушного потока сигнал с выхода датчика воздушного потока поступает на входы пороговых устройств, и при превышении второго заданного значения сигнал с первого выхода второго из n пороговых устройств 18 через элемент ИЛИ 21 поступает на первый вход первого 22 сдвигового регистра, и аналогично определяется время воздействия воздушного потока уже с другой степенью интенсивности.At the moment of the next change in the air flow intensity, the signal from the output of the air flow sensor is supplied to the inputs of the threshold devices, and when the second preset value is exceeded, the signal from the first output of the second of n threshold devices 18 is fed through the OR element 21 to the first input of the first 22 shift register, and similarly the time of exposure to the air flow is determined with a different degree of intensity.

В случае превышения сигналом n заданного значения аналогично формируется сигнал, пропорциональный времени воздействия n степени интенсивности воздушного потока.If the signal n exceeds the set value, a signal is generated similarly, proportional to the exposure time n of the degree of intensity of the air flow.

Введенная совокупность признаков обеспечивает измерение внешнего вредного возмущения - скорости и динамики изменения скорости 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 the measurement of external harmful disturbance - the speed and dynamics of changes in the air flow velocity, the 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.

Таким образом, предлагаемое изобретение фиксирует динамику изменения воздушного потока (порывы ветра), что позволит осуществить динамическую корректировку управляющего сигнала.Thus, the present invention captures the dynamics of changes in air flow (gusts of wind), which will allow for dynamic adjustment of the control signal.

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 series-connected key, the input of which is connected to the second output of the coordinator, an air velocity sensor kinematically connected to the 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 stabilization unit for the guided missile trajectory, the input of which connected to the third output of the coordinator, and the output to the second input of the adder, characterized in that an additional correction unit is introduced, the input of which is connected to the output of the airspeed sensor flow, and the output with the fourth input of the adder, the correction unit contains n threshold devices, a signal generator, a differentiating circuit, the first and second elements OR, a shift register, a signal generator, n elements AND, n elements NOT, n counters, while the block input correction are the first inputs of n threshold devices, the second inputs of which are connected to the first group of outputs of the signal setter, the second input of which is connected to the input of the differentiating circuit, the output of which is connected to the second inputs of the shift register and n counters, the output s of n threshold devices are connected to the first inputs of the shift register, the outputs of which, with the exception of n outputs, are connected to the first inputs of n AND elements, the second and third inputs of which are connected respectively to the outputs of the pulse generator and n elements of NOT, the second and subsequent outputs of the shift register are connected to the inputs n elements are NOT, outputs of n elements AND are connected to the first inputs of n counters, the outputs of which are connected to the first inputs of the second OR element, the output of which is the output of the correction block.