RU2554272C2 - Device for control over target lock-on and rocket launch - Google Patents

Device for control over target lock-on and rocket launch Download PDF

Info

Publication number
RU2554272C2
RU2554272C2 RU2013146642/11A RU2013146642A RU2554272C2 RU 2554272 C2 RU2554272 C2 RU 2554272C2 RU 2013146642/11 A RU2013146642/11 A RU 2013146642/11A RU 2013146642 A RU2013146642 A RU 2013146642A RU 2554272 C2 RU2554272 C2 RU 2554272C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
input
output
rocket
signal
circuit
Prior art date
Application number
RU2013146642/11A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2013146642A (en
Inventor
Алфей Михайлович Кувшинов
Анатолий Владимирович Жирицкий
Михаил Владимирович Рогожкин
Дмитрий Владимирович Рогожкин
Андрей Владимирович Ильин
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Конструкторское бюро машиностроения"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Конструкторское бюро машиностроения" filed Critical Открытое акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Конструкторское бюро машиностроения"
Priority to RU2013146642/11A priority Critical patent/RU2554272C2/en
Publication of RU2013146642A publication Critical patent/RU2013146642A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2554272C2 publication Critical patent/RU2554272C2/en

Links

Images

Abstract

FIELD: weapons and ammunition.
SUBSTANCE: invention relates to defence equipment, particularly, to target lock-on and portable AA rocket launching with the help of optical self-guidance head (OGH). This device comprises gyro coordinator speedup unit, OGH signal detector, operator control signal receiver, operator warning unit, analysis time relay and rocket start program device. Besides, it incorporates input signal vector narrow-band reconfigurable meter, timing system, scanning generator, directed deflection signal generator to feed signals to OGH tracking circuit when rocket is located at the launcher. OGH tracking over radiation source is evaluated and said generators are cut off after making the decision on rocket launch.
EFFECT: reliable launching, simplified operation of operator.
7 dwg

Description

Предлагаемое устройство управления захватом цели и пуском ракеты относится к оборонной технике и может быть использовано для автоматизированного запуска ракеты с оптической головкой самонаведения (ОГС) переносного зенитного ракетного комплекса как при применении его в пехотном варианте, так и в варианте размещения на подвижных носителях (боевых машинах, вертолете).The proposed control device for capturing the target and launching the rocket relates to defense technology and can be used to automatically launch a rocket with an optical homing head (OGS) of a portable anti-aircraft missile system both when it is used in an infantry version and in a variant of placement on mobile carriers (military vehicles) helicopter).

Известно устройство для обработки сигналов с оптической головки самонаведения и управления запуском зенитной ракеты «Игла», подключенное к двухсторонней аналоговой линии связи с ракетой и имеющее в своем составе обнаружитель цели, блок сигнала коррекции, блок логики управления устройствами сигнализации и управления ракетой в процессе ее запуска, блок реле, блок разгона и синхронизации [1], с.52, 53. Данное устройство не имеет возможности провести сравнительную оценку величины полезного сигнала и шума. Решение об обнаружении цели принимается в результате анализа ([1] стр.54) «сигнала коррекции, который характеризует угловую скорость линии визирования ракета-цель» и величины угла между оптической осью гироскопа и осью прицела (определяется по сигналу пеленга с ракеты при точном совмещении оси прицела с линией визирования ракета-цель) после перевода ОГС в режим слежения. Процесс захвата цели идет циклами. ОГС принудительно переводят в режим слежения и анализируют сигналы коррекции и пеленга. Такое устройство обладает пониженным быстродействием из-за цикличности его работы. Этот блок управления захватом цели и пуском ракеты использован в [2, блок 34].A device for processing signals from an optical homing head and control the launch of an anti-aircraft missile “Igla” is connected to a two-way analog communication line with a missile and incorporates a target detector, a correction signal block, a logic control block for signaling and missile control devices during its launch , relay block, acceleration and synchronization block [1], p.52, 53. This device does not have the ability to conduct a comparative assessment of the magnitude of the useful signal and noise. The decision to detect the target is made as a result of the analysis ([1] p. 54) of the “correction signal that characterizes the angular velocity of the target-rocket line of sight” and the angle between the optical axis of the gyroscope and the axis of the sight (determined by the signal from the bearing from the rocket when accurately aligned the axis of the sight with the line of sight of the target missile) after the OGS is put into tracking mode. The process of capturing the target goes in cycles. OGS are forcibly put into tracking mode and analyze correction and bearing signals. Such a device has a reduced speed due to the cyclical nature of its operation. This control unit for target acquisition and missile launch was used in [2, block 34].

Наиболее близким по технической сущности является автомат захвата и пуска (АЗП) переносного зенитного комплекса «Стрела-2М», позволяющий производить автоматизированный пуск ракеты в ручном и в автоматическом режимах ([3], стр.105 рис.6.15, стр.114 рис.6.18). Ракета переносного зенитного комплекса «Стрела-2М» имеет ОГС, содержащую следящий координатор цели с однороторным гироприводом, с внутренним кардановым подвесом и наружным статором (далее гирокоординатор). АЗП имеет входы, подключенные через линию связи с ракетой к выходу предусилителя фотоприемника, к выходу генератора опорного напряжения (ГОН), к выходу датчика положения оси гирокоординатора, к выходу измерителя угловой скорости линии визирования гирокоординатора, а также выходы, соединенные через линию связи с ракетой с входом сумматора гирокоординатора усилителя коррекции гирокоординатора, с входом блока пусковых цепей ракеты. АЗП содержит также программное устройство запуска ракеты, блок сигнализации оператору, реле времени анализа, схемы «И», схемы «ИЛИ», обнаружитель сигнала, ключ перевода ОГС ракеты в режим слежения, блок разгона, устройство приема команд управления от оператора с выходами: разрешение разарретирования оператором (РРО), разрешение пуска оператором (РПО), режим запуска ракеты «РУЧНОЙ», режим запуска ракеты «ВДОГОН». Режим запуска «РУЧНОЙ» применен для работы по малоскоростным целям. Вход обнаружителя сигнала соединен с входом, связанным через линию связи с выходом предусилителя фотоприемника, а выход соединен с входом блока сигнализации оператору и первым входом первой схемы «И». Вторым входом первая схема «И» соединена с выходом РРО устройства приема команд управления от оператора, третьим входом - с выходом блока разгона. Выход первой схемы «И» соединен с первым входом первой схемы «ИЛИ», ее второй вход соединен с выходом второй схемы «И», выход первой схемы «ИЛИ» подключен к ключу перевода ОГС ракеты в режим слежения и связан с реле времени анализа, выход реле времени анализа подсоединен к первому входу второй схемы «ИЛИ», второй вход второй схемы «ИЛИ» подключен к выходу второй схемы «И», выход второй схемы «И» также соединен с входом программного устройства запуска ракеты, второй вход второй схемы «И» соединен с выходом РПО устройства приема команд управления от оператора. Ключ перевода ОГС ракеты в режим слежения подключен к входу, связанному через линию связи с выходом датчика положения оси гирокоординатора. Блок разгона подключен к входу, связанному через линию связи, с выходом генератора опорного напряжения. Обнаружитель сигнала в прототипе (рис.6.15. [3]) выполнен в виде последовательно соединенных резонансного усилителя, амплитудного селектора, измерителя дисперсии сигнала и оценивает отношение сигнал/шум (см. а.с. СССР №322779).The closest in technical essence is the Strela-2M anti-aircraft capture and launch (AZP) automatic machine, which allows for automatic launch of a rocket in manual and automatic modes ([3], p. 105 fig. 6.15, p. 114 fig. 6.18). The Strela-2M portable anti-aircraft missile missile has an OGS containing a target tracking coordinator with a single-rotor gyro drive, with an internal cardan suspension and an external stator (hereinafter gyro-coordinator). The AZP has inputs connected through the communication line with the rocket to the output of the preamplifier of the photodetector, to the output of the reference voltage generator (GON), to the output of the position sensor of the axis of the gyrocoordinator, to the output of the angular velocity meter of the line of sight of the gyrocoordinator, as well as the outputs connected via the communication line with the rocket with the input of the gyro-coordinator adder of the gyro-coordinate correction amplifier, with the input of the rocket launch circuit block. The AZP also contains a rocket launcher software, an alarm unit for the operator, an analysis timer, an “I” circuit, an “OR” circuit, a signal detector, a rocket OGS switch to tracking mode, an acceleration unit, a device for receiving control commands from the operator with outputs: resolution operator sizing (RRO), launch authorization by the operator (RPO), MANUAL rocket launch mode, VDOGON rocket launch mode. The “MANUAL” launch mode is applied to work on low-speed targets. The input of the signal detector is connected to an input connected through a communication line to the output of the preamplifier of the photodetector, and the output is connected to the input of the signaling unit to the operator and the first input of the first “I” circuit. The second input, the first circuit "And" is connected to the output of the PPO device receiving control commands from the operator, the third input to the output of the acceleration unit. The output of the first AND circuit is connected to the first input of the first OR circuit, its second input is connected to the output of the second AND circuit, the output of the first OR circuit is connected to the rocket OGS switch to the tracking mode and connected to the analysis time relay, the output of the analysis time relay is connected to the first input of the second OR circuit, the second input of the second OR circuit is connected to the output of the second AND circuit, the output of the second AND circuit is also connected to the input of the rocket launcher software, the second input of the second circuit is And "connected to the output of the RPO device receiving control commands eniya from the operator. The key to switch the OGS of the rocket to the tracking mode is connected to an input connected via a communication line to the output of the gyro-axis axis position sensor. The acceleration unit is connected to an input connected via a communication line with the output of the reference voltage generator. The signal detector in the prototype (Fig.6.15. [3]) is made in the form of a series-connected resonant amplifier, an amplitude selector, a signal dispersion meter and estimates the signal-to-noise ratio (see AS USSR No. 322779).

Недостатком прототипа является то, что при пуске ракеты по неподвижной цели или при угловой скорости линии визирования менее 1,5 град/сек, изображение цели может попасть в «мертвую» зону растра ОГС. В этом случае оператору необходимо вновь выдать команду на совмещение оптической оси координатора ОГС с линией прицеливания и вновь произвести прицеливание и выдать разрешение на захват цели и пуск ракеты, так как при нахождении изображения цели в «мертвой» зоне растра отсутствует полезный сигнал на входе обнаружителя сигнала ([3] стр.142, 143).The disadvantage of the prototype is that when launching a rocket at a fixed target or at an angular velocity of the line of sight less than 1.5 deg / s, the image of the target can fall into the “dead” zone of the OGS raster. In this case, the operator must again issue a command to align the optical axis of the OGS coordinator with the aiming line and again aim and issue permission to capture the target and launch the rocket, since when the target image is in the “dead” zone of the raster there is no useful signal at the input of the signal detector ([3] p. 142, 143).

Оценка сигнала от источника в прототипе (стр.142) происходит следующим образом. «При пусках по цели с угловой скоростью менее 1,5 град/сек и по неподвижной цели при нажатии спускового крючка (команда разрешение разарретирования оператора (РРО) световая и звуковая информация могут исчезать, так как изображение цели на растре головки может попадать в «мертвую» зону растра. В этом случае следует вернуть спусковой крючок в начальное положение и вновь произвести прицеливание. При появлении световой и звуковой информации нажать спусковой крючок и на наличие сигналов световой и звуковой информации не обращать внимание».The evaluation of the signal from the source in the prototype (p. 142) is as follows. “When launching on a target with an angular speed of less than 1.5 deg / s and on a stationary target when you press the trigger (the command allows the operator to release the light (PPO), the light and sound information may disappear, since the image of the target on the head raster may fall into the“ dead "Raster zone. In this case, you must return the trigger to its original position and aim again. When light and sound information appears, press the trigger and ignore the light and sound information signals."

В данном случае сигнал обнаруживается при нахождении ОГС ракеты на арретире, когда оператор может ввести ошибку в линию прицеливания и изображение цели выйдет из «мертвой» зоны (или зоны нечувствительности), а реле световой информации блокируется при нажатии спускового крючка, если оно сработало на арретире и выдается команда РРО длительное время. Таким образом, такое решение затрудняет работу оператора и увеличивает время на запуск ракеты.In this case, the signal is detected when the OGS of the rocket is on the arrestor, when the operator can enter an error into the aiming line and the target image leaves the “dead” zone (or dead zone), and the light information relay is blocked when the trigger is pulled, if it worked on the arrestor and the PPO command is issued for a long time. Thus, this solution complicates the work of the operator and increases the time to launch the rocket.

Другой недостаток прототипа, это отсутствие средств, позволяющих получить запас по отслеживаемой скорости ОГС перед пуском ракеты для повышения надежности при последующих механических воздействиях на ракету в процессе ее запуска.Another disadvantage of the prototype is the lack of tools to obtain a margin of the OGS monitored speed before launching the rocket in order to increase reliability during subsequent mechanical impacts on the rocket during its launch.

Основной задачей, на решение которой направлено данное техническое решение, является повышение надежности запуска ракеты путем преднамеренного уменьшения способности ракеты отслеживать цель, пока ракета находится на пусковой установке, а также упрощение работы оператора за счет обеспечения обнаружения сигнала от цели, несмотря на наличие зоны нечувствительности у ОГС ракеты.The main task this technical solution is aimed at is to increase the reliability of the launch of the rocket by deliberately reducing the ability of the rocket to track the target while the rocket is on the launcher, as well as simplifying the operator’s work by ensuring detection of the signal from the target, despite the deadband OGS missiles.

Для выполнения поставленных задач предлагается устройство управления захватом цели и пуском ракеты, которое дополнительно содержит генератор сканирования, генератор сигнала направленного увода, систему синхронизации, перестраиваемый узкополосный измеритель вектора входного сигнала, сумматор, ключ отключения увода, при этом вход ключа отключения увода соединен с выходом сумматора, к входам сумматора подключены выходы генератора сигнала направленного увода, генератора сканирования и выход ключа перевода ОГС ракеты в режим слежения, выход ключа отключения увода подсоединен к выходу устройства управления захватом цели и пуском ракеты, при этом вход управления ключа отключения увода подключен к выходу второй схемы «И», вход системы синхронизации подсоединен к входу устройства управления захватом цели и пуском ракеты, первый выход системы синхронизации соединен с первым входом генератора сигнала направленного увода и вторым входом перестраиваемого узкополосного измерителя вектора входного сигнала, второй выход системы синхронизации подключен к первому входу генератора сканирования, первый вход перестраиваемого узкополосного измерителя вектора входного сигнала подключен к входу устройства управления захватом цели и пуском ракеты, первый выход перестраиваемого узкополосного измерителя вектора входного сигнала соединен со вторым входом генератора сигнала направленного увода, со вторым входом генератора сканирования, второй и третий выходы перестраиваемого узкополосного измерителя вектора входного сигнала подключены к третьему и четвертому входам генератора сигнала направленного увода соответственно, пятый вход генератора сигнала направленного увода подсоединен к выходу «ВДОГОН» устройства приема команд управления от оператора, шестой вход генератора сигнала направленного увода (34) подсоединен к выходу первой схемы «ИЛИ».To accomplish the tasks, a control device for capturing the target and launching the rocket is proposed, which additionally contains a scanning generator, a directional pull signal generator, a synchronization system, a tunable narrow-band meter of the input signal vector, an adder, a switch off switch, and the input of the switch off switch connected to the output of the adder , the inputs of the adder are connected to the outputs of the directional signal generator, scanning generator and the output of the key to switch the OGS of the rocket to the tracking mode, the output of the switch-off switch is connected to the output of the control device for capturing the target and launching the rocket, while the control input of the switch-off switch is connected to the output of the second “I” circuit, the input of the synchronization system is connected to the input of the control device for capturing the target and launching the rocket, the first output of the synchronization system is connected with the first input of the directional signal generator and the second input of the tunable narrow-band meter of the input signal vector, the second output of the synchronization system is connected to the first input of the generator Scanning scanner, the first input of the tunable narrow-band meter of the input signal vector is connected to the input of the target acquisition and missile launch control device, the first output of the tunable narrow-band meter of the input signal vector is connected to the second input of the directional signal generator, with the second input of the scan generator, the second and third outputs of the tunable the narrow-band meter of the input signal vector is connected to the third and fourth inputs of the signal generator respectively, the fifth directional input signal generator connected to the output slip "vdogon" devices receive control commands from the operator, a sixth signal generator input directional slip (34) is connected to the output of the first "OR" circuit.

Сущность технического решения поясняется чертежами и осциллограммами сигналов.The essence of the technical solution is illustrated by drawings and waveforms of signals.

На фиг.1 представлена функциональная схема предлагаемого устройства управления захватом цели и пуском ракеты, на которой, также приведены элементы и блоки ракеты, с которыми взаимодействует устройство управления захватом цели и пуском ракеты.Figure 1 presents a functional diagram of the proposed device for controlling the capture of targets and launch of a rocket, which also shows the elements and blocks of a rocket with which the control device for capturing a target and launch of a rocket interacts.

На фиг.2 показана функциональная схема системы синхронизации.Figure 2 shows a functional diagram of a synchronization system.

На фиг.3 изображена функциональная схема перестраиваемого узкополосного измерителя вектора входного сигнала, используемого при оценке величины сигнала коррекции и управления вновь введенными генераторами сигналов сканирования и направленного увода.Figure 3 shows a functional diagram of a tunable narrow-band meter of the input signal vector used in estimating the magnitude of the correction signal and controlling the newly introduced scanning signal generators and directional tap.

На фиг.4 показана функциональная схемы генератора сканирования.Figure 4 shows a functional diagram of a scan generator.

На фиг.5 приведена функциональная схема генератора сигнала направленного увода.Figure 5 shows the functional diagram of the directional signal generator.

На фиг.6 и 7 показаны осциллограммы сигналов предлагаемого устройства.6 and 7 show the waveforms of the signals of the proposed device.

Ракета, фиг.1, имеет в составе ОГС гирокоординатор с установленным в карданном подвесе ротором-магнитом 1, который вращается с частотой Fгир. На роторе-магните 1 установлена оптическая система. В фокальной плоскости оптической системы размещается фотоприемник 2. Управление направлением оптической оси гирокоординатора осуществляется подачей токового сигнала коррекции на катушку коррекции 3, соосную с корпусом ракеты. С резистора 4, включенного последовательно с катушкой коррекции 3, по линии связи на вход 5 устройства управления захватом цели и пуском ракеты подается сигнал, пропорциональный угловой скорости перемещения оптической оси гирокоординатора с фазой, указывающей направление перемещения оптической оси гирокоординатора. Сигнал с фотоприемника 2 через предусилитель 6 и линию связи подается на вход 7 устройства управления захватом цели и пуском ракеты. Информация о положении полюсов ротора-магнита 1 поступает с генератора опорного напряжения 8 (ГОН), выполненного в виде обмотки, ось которой перпендикулярна оси ракеты, на вход 9 устройства управления захватом цели и пуском ракеты. При прицеливании ракеты оптическая ось гирокоординатора совмещается с линией прицеливания с помощью контура электрического арретира с использованием датчика 10 положения оптической оси гирокоординатора, выполненного в виде катушки пеленга, ось которой совпадает с осью ракеты. Сигнал с датчика 10 поступает по линии связи на вход 11 устройства управления захватом цели и пуском ракеты, которое может управлять по выходу 12 положением оптической оси гирокоординатора через сумматор 13 гирокоординатора и усилитель коррекции 14, нагрузкой которого является катушка коррекции 3. На другой вход сумматора 13 гирокоординатора поступает сигнал с формирователя сигнала коррекции 15 из сигнала с фотоприемника 2. Более подробно устройство гирокоординатора приведено в патенте РФ №2101742, а также в [4]. Устройство управления захватом цели и пуском ракеты для запуска ракеты выдает сигналы на блок 17 пусковых цепей ракеты с выхода 16.The rocket, figure 1, has an OGS gyrocoordinator with a rotor magnet 1 installed in a gimbal, which rotates with a frequency F of gyro . An optical system is installed on the rotor magnet 1. A photodetector 2 is located in the focal plane of the optical system. The direction of the optical axis of the gyrocoordinator is controlled by applying a current correction signal to the correction coil 3, coaxial with the rocket body. A signal proportional to the angular velocity of the optical axis of the gyrocoordinator with a phase indicating the direction of movement of the optical axis of the gyrocoordinator is fed from the resistor 4, connected in series with the correction coil 3, through the communication line to the input 5 of the target acquisition and missile launch control device. The signal from the photodetector 2 through the preamplifier 6 and the communication line is fed to the input 7 of the control device for capturing the target and launching the rocket. Information on the position of the poles of the rotor-magnet 1 comes from the reference voltage generator 8 (GON), made in the form of a winding, the axis of which is perpendicular to the axis of the rocket, to the input 9 of the device for controlling target acquisition and rocket launch. When aiming a rocket, the optical axis of the gyrocoordinator is aligned with the aiming line using the electric arrestor circuit using the sensor 10 of the optical axis of the gyrocoordinator, made in the form of a bearing coil, the axis of which coincides with the axis of the rocket. The signal from the sensor 10 is fed through the communication line to the input 11 of the control device for capturing the target and launching the rocket, which can control the output 12 of the optical axis of the gyro coordinator through the adder 13 gyro coordinator and correction amplifier 14, the load of which is the correction coil 3. To the other input of the adder 13 the gyrocoordinator receives a signal from the shaper of the correction signal 15 from the signal from the photodetector 2. For more details, the device of the gyrocoordinator is given in RF patent No. 2101742, as well as in [4]. The control device for capturing the target and launching the rocket to launch the rocket gives signals to the block 17 of the launch chains of the rocket from the exit 16.

Функциональная схема предлагаемого устройства управления захватом цели и пуском ракеты, представленная на фиг.1, включает следующие элементы и связи:Functional diagram of the proposed control device for capturing the target and launching the rocket, presented in figure 1, includes the following elements and communications:

5 - вход сигнала коррекции с резистора 4. Величина данного сигнала пропорциональна угловой скорости перемещения оптической оси гирокоординатора, а его фаза указывает направление перемещения оптической оси гирокоординатора;5 - input of the correction signal from resistor 4. The magnitude of this signal is proportional to the angular velocity of the optical axis of the gyrocoordinator, and its phase indicates the direction of movement of the optical axis of the gyrocoordinator;

7 - вход сигнала с фотоприемника 2 после предусилителя 6 и линии связи;7 - signal input from the photodetector 2 after the preamplifier 6 and the communication line;

9 - вход сигнала с ГОН 8 после линии связи;9 - signal input from GON 8 after the communication line;

11 - вход сигнала с датчика 10 положения оптической оси гирокоординатора после линии связи;11 - signal input from the sensor 10 position of the optical axis of the gyrocoordinator after the communication line;

12 - выход на линию связи для подачи сигнала управления на сумматор 13 гирокоординатора;12 - output to the communication line for supplying a control signal to the adder 13 gyrocoordinator;

16 - выход на линию связи для подачи сигнала на вход блока 17 в ракете;16 - output to the communication line for supplying a signal to the input of block 17 in the rocket;

18 - обнаружитель сигнала, соединенный с входом 7 устройства управления захватом цели и пуском ракеты;18 is a signal detector connected to the input 7 of the control device for capturing a target and launching a rocket;

19 - блок разгона (для начальной раскрутки ротора-магнита 1 гирокоординатора), соединенный с входом 9 устройства управления захватом цели и пуском ракеты;19 is an acceleration unit (for the initial spin-up of the rotor magnet 1 of the gyrocoordinator) connected to the input 9 of the control device for capturing the target and launching the rocket;

20 - систему синхронизации, соединенную с входом 9 устройства управления захватом цели и пуском ракеты и имеющей выходы 21, 22;20 is a synchronization system connected to the input 9 of the control device for capturing the target and launching a rocket and having outputs 21, 22;

23 - перестраиваемый узкополосный измеритель вектора входного сигнала, соединенный с входом 5 устройства управления захватом цели и пуском ракеты и выходом 21 системы синхронизации 20, имеющий выходы 24, 25, 26;23 - tunable narrow-band meter of the input signal vector, connected to the input 5 of the control device for capturing the target and launching the rocket and the output 21 of the synchronization system 20, having outputs 24, 25, 26;

27 - ключ перевода ОГС ракеты в режим слежения, соединенный с входом 11 устройства управления захватом цели и пуском ракеты;27 - key switch OGS missiles in tracking mode, connected to the input 11 of the control device for capturing the target and launching the rocket;

28 - устройство приема команд управления от оператора.28 is a device for receiving control commands from the operator.

Выдаваемые команды: разрешение разарретирования оператора (РРО) выход 29, разрешение пуска оператора (РПО) выход 30, режим запуска ракеты «ВДОГОН» выход 31, если цель удаляется от оператора;Issued commands: resolution of operator sizing (PPO) output 29, resolution of launching operator (RPO) output 30, launch mode of the VDOGON rocket output 31, if the target is moving away from the operator;

32 - ключ отключения увода, выход которого соединен с выходом 12 устройства управления захватом цели и пуском ракеты;32 - switch off switch, the output of which is connected to the output 12 of the control device for capturing the target and launching the rocket;

33 - программное устройство запуска ракеты, соединенное с выходом 16 устройства управления захватом цели и пуском ракеты;33 is a software device for launching a rocket connected to the output 16 of the control device for capturing a target and launching a rocket;

34 - генератор сигнала направленного увода, соединенный с выходами 24, 25, 26 перестраиваемого узкополосного фильтра 23, выходом 21 системы синхронизации 20 и с выходом 31 устройства приема команд управления от оператора 28;34 - directional signal generator connected to the outputs 24, 25, 26 of a tunable narrow-band filter 23, output 21 of the synchronization system 20 and output 31 of the device for receiving control commands from the operator 28;

35 - генератор сканирования, соединенный с выходом 22 системы синхронизации 20 и выходом 24 перестраиваемого узкополосного измерителя вектора входного сигнала 23;35 - scanning generator connected to the output 22 of the synchronization system 20 and the output 24 of the tunable narrow-band meter of the input signal vector 23;

36 - сумматор, входы которого соединены с выходами: ключа 27 перевода ОГС ракеты в режим слежения, генератора сканирования 35, генератора сигнала направленного увода 34;36 - adder, the inputs of which are connected to the outputs of: key 27 of the OGS transfer of the rocket to the tracking mode, scanning generator 35, signal generator directional diversion 34;

37 - первую схему «И», связанную своими входами с выходом обнаружителя сигнала 18, с выходом 29 РРО устройства приема команд управления от оператора 28 и выходом блока разгона 19;37 - the first circuit "And" associated with its inputs with the output of the signal detector 18, with the output 29 of the PPO device receiving control commands from the operator 28 and the output of the acceleration unit 19;

38 - блок сигнализации оператору, соединенный с выходом обнаружителя сигнала 18;38 - signaling unit to the operator connected to the output of the signal detector 18;

39 - первую схему «ИЛИ»;39 - the first scheme "OR";

40 - вторую схему «ИЛИ»;40 - the second scheme "OR";

41 - реле времени анализа, соединенное по входу с выходом первой схемы «ИЛИ» 39, а выходом с входом второй схемы «ИЛИ» 40;41 - analysis time relay connected at the input to the output of the first OR circuit 39, and the output to the input of the second OR circuit 40;

42 - вторую схему «И», подключенную своими входами к выходу 30 РПО устройства приема команд управления от оператора 28 и выходу второй схемы «ИЛИ» 40, а выходом - к входам первой и второй схемам «ИЛИ», входу ключа 32 отключения увода и входу программного устройства запуска ракеты 33;42 - the second circuit "And" connected by its inputs to the output 30 of the RPO device receiving control commands from the operator 28 and the output of the second circuit "OR" 40, and the output to the inputs of the first and second circuits "OR", the input of the key 32 shutdown and the input of the rocket launcher software 33;

На фиг.2 показано возможное выполнение системы синхронизации 20 с использованием фазовой подстройки частоты, известное, например, из [5], которая может обладать астатизмом (глава 7 в [5]). Она содержит управляемый генератор 43, двоичный счетчик 44, фазовый детектор 45, фильтр низких частот 46. Сигнал с ГОН 8 через вход 9 устройства управления захватом цели и пуска ракеты поступает на вход фазового детектора 45, другой вход фазового детектора 45 подключен к старшему разряду двоичного счетчика 44. На первом выходе 21 системы синхронизации 20 формируется сигнал о текущей фазе положения ротора-магнита 1 относительно оси катушки ГОН 8 (представлено текущим числом в двоичном счетчике 44), далее по тексту сигнал ФАЗА. На втором 22 выходе системы синхронизации 20 формируется сигнал с частотой в 2N больше частоты сигнала с ГОН 8, где N количество разрядов счетчика 44. Если N=8, то частота управляемого генератора 43 будет в 256 раз больше частоты сигнала с ГОН и период сигнала с ГОН будет разделен на 256 состояний.Figure 2 shows the possible implementation of the synchronization system 20 using phase-frequency adjustment, known, for example, from [5], which may have astatism (chapter 7 in [5]). It contains a controlled generator 43, a binary counter 44, a phase detector 45, a low-pass filter 46. The signal from the GON 8 through the input 9 of the target acquisition and missile launch control device is fed to the input of the phase detector 45, the other input of the phase detector 45 is connected to the senior bit counter 44. At the first output 21 of the synchronization system 20, a signal is generated about the current phase of the position of the rotor magnet 1 relative to the axis of the GON 8 coil (represented by the current number in binary counter 44), hereinafter referred to as the phase signal. At the second 22 output of the synchronization system 20, a signal is generated with a frequency of 2 N greater than the frequency of the signal from GON 8, where N is the number of bits of the counter 44. If N = 8, then the frequency of the controlled generator 43 will be 256 times higher than the frequency of the signal from GON and the signal period with GON will be divided into 256 states.

На фиг.3 показана функциональная схема перестраиваемого узкополосного измерителя вектора входного сигнала 23. Его элементы известны, например, из [6] стр.85 и стр.111. Схема используется для оптимального обнаружения сигнала с неизвестной начальной фазой. Перестраиваемый узкополосный измеритель 23 вектора входного сигнала содержит первый умножитель 47 и второй умножитель 48, два фильтра низких частот 49, 50. Блоки нелинейности 51, 52 формируют квадратурные опорные сигналы из сигнала ФАЗА с первого 21 выхода системы синхронизации 20. Сигнал на входы блоков нелинейности 51, 52 поступает с выхода сумматора 53, с помощью которого в сигнал ФАЗА добавляется постоянное число с блока 54, с помощью которого учитывается положение ГОН 8 и возможные запаздывания сигнала, чтобы обеспечить необходимую фазу сигнала генератора сигнала направленного увода 34. Выходы фильтров 49, 50 являются выходами 25 и 26 блока 23, на которых выдаются составляющие вектора сигнала коррекции X и Y. По этим составляющим модуль вектора сигнала коррекции вычисляется с использованием вычисления модуля сигналов X и Y в блоках 55, 56. Далее, с помощью сравнивающего устройства 57 и коммутатора 58, большее значение подается на первый вход сумматора 59, а меньшее значение через коммутатор 60 подается на второй вход сумматора 59 через умножитель 61 на постоянный коэффициент K=0.414. На выходе сумматора 59 получают значение модуля сигнала коррекции, мало зависящее от фазы вектора сигнала коррекции. Сигнал с выхода сумматора 59 подается через первый выход 24 блока 23 на другие блоки устройства управления захватом цели и пуском ракеты.Figure 3 shows a functional diagram of a tunable narrow-band meter of the input signal vector 23. Its elements are known, for example, from [6] p. 85 and p. 111. The circuit is used to optimally detect a signal with an unknown initial phase. The tunable narrow-band meter of the input signal vector 23 contains the first multiplier 47 and the second multiplier 48, two low-pass filters 49, 50. The non-linearity blocks 51, 52 generate quadrature reference signals from the phase signal from the first 21 output of the synchronization system 20. The signal to the inputs of the non-linearity blocks 51 , 52 comes from the output of the adder 53, with which a constant number from block 54 is added to the PHASE signal, with which the position of the GON 8 and possible signal delays are taken into account to provide the necessary phase of the signal r directional output signal nerator 34. The outputs of the filters 49, 50 are the outputs 25 and 26 of block 23, on which the components of the correction signal vector X and Y are output. Based on these components, the correction signal vector module is calculated using the calculation of the signal module X and Y in blocks 55, 56. Then, using the comparison device 57 and the switch 58, a larger value is supplied to the first input of the adder 59, and a smaller value is supplied through the switch 60 to the second input of the adder 59 through the multiplier 61 by a constant coefficient K = 0.414. At the output of the adder 59 receive the value of the module of the correction signal, little dependent on the phase of the vector of the correction signal. The signal from the output of the adder 59 is fed through the first output 24 of the block 23 to other blocks of the device for controlling the capture of targets and missile launch.

Функциональная схема генератора сканирования 35, формирующего сигнал сканирования, приведена на фиг.4. Он содержит делитель частоты 62, полосовой фильтр 63 с центральной частотой (Fгир+(10…20)) Гц, где (10…20) Гц выбранная частота сканирования оптической оси гирокоординатора, умножитель 64 и блок нелинейности 65. Для создания сигнала сканирования, который обеспечивает сканирование по окружности оптической оси гирокоординатора, необходимо подать на вход сумматора 13 гирокоординатора сигнал с частотой, отличающейся от частоты Fгир на выбранную частоту сканирования оптической оси. Например, для того чтобы иметь частоту сканирования 10 Гц при частоте вращения ротора-магнита 100 Гц, необходимо подать на сумматор 13 гирокоординатора сигнал с частотой 110 Гц (или 90 Гц). Делитель частоты 62 подключен к второму выходу 22 системы синхронизации 20 (к выходу управляемого генератора 43), и имеет меньший коэффициент деления, чем двоичный счетчик 44. Например, если Fгир=100 Гц и количество разрядов двоичного счетчика 44 N=8, то при коэффициенте деления делителя 62 частоты, равном 232, получим частоту на выходе делителя 62, равную 110,34 Гц. При этом частота сигнала сканирования будет равна 10,34 Гц, и оптическая ось гирокоординатора будет сканировать с этой частотой. Фильтр 63 выделяет сигнал с частотой в 110,34 Гц, близкий к синусоиде. Блок нелинейности 65 в зависимости от величины сигнала коррекции изменяет величину сигнала сканирования. При малой величине сигнала с первого 24 выхода блока 23\, величина сигнала сканирования, с помощью блока нелинейности 65, выбрана максимальной и уменьшается при увеличении сигнала коррекции.The functional diagram of the scanning generator 35, generating a scanning signal, is shown in Fig.4. It contains a frequency divider 62, a band-pass filter 63 with a central frequency (F gear + (10 ... 20)) Hz, where (10 ... 20) Hz is the selected scanning frequency of the gyro-axis optical axis, multiplier 64 and non-linearity block 65. To create a scan signal, which provides scanning around the circumference of the optical axis of the gyrocoordinator, it is necessary to apply to the input of the adder 13 of the gyrocoordinator a signal with a frequency different from the frequency F of the gyro to the selected scanning frequency of the optical axis. For example, in order to have a scanning frequency of 10 Hz at a rotational speed of the magnet rotor of 100 Hz, it is necessary to apply a signal with a frequency of 110 Hz (or 90 Hz) to the adder 13 of the gyrocoordinator. The frequency divider 62 is connected to the second output 22 of the synchronization system 20 (to the output of the controlled oscillator 43), and has a smaller division coefficient than the binary counter 44. For example, if F gear = 100 Hz and the number of bits of the binary counter 44 N = 8, then when the division ratio of the frequency divider 62, equal to 232, we obtain the frequency at the output of the divider 62, equal to 110.34 Hz. In this case, the frequency of the scanning signal will be 10.34 Hz, and the optical axis of the gyrocoordinator will scan at this frequency. Filter 63 extracts a signal with a frequency of 110.34 Hz, close to a sinusoid. The nonlinearity block 65, depending on the magnitude of the correction signal, changes the magnitude of the scanning signal. With a small value of the signal from the first 24 output of block 23 \, the value of the scanning signal, using the block of nonlinearity 65, is selected maximum and decreases with an increase in the correction signal.

Функциональная схема генератора сигнала направленного увода 34, предназначенного для задания направленного увода оптической оси гирокоординатора ракеты, приведена на фиг.5. Вектор сигнала генератора направленного увода 34 формируется с использованием суммы двух векторов. Первый вектор образован составляющими вектора сигнала коррекции X, Y со второго 25 и третьего 26 выходов блока 23, которые поступают на первые входы сумматоров 66, 67. Составляющие второго вектора поступают на вторые входы сумматоров 66, 67. Фаза этого вектора вычисляется блоком 68 с использованием составляющих вектора сигнала коррекции X, Y с добавлением в составляющую Y постоянной составляющей. В сигналах X, Y присутствует шумовая составляющая, вектор которой имеет случайно изменяемое значение угла фазы. Чтобы получить стабильное значение вектора направленного увода при малых значениях сигнала коррекции (малых угловых скоростях линии визирования ракета-цель), в составляющую Y и вводится постоянная составляющая, знак которой зависит от подаваемой команды режим запуска ракеты «ВДОГОН» с выхода 31 блока 28. Величина постоянной составляющей выбрана эквивалентной 0,08-0,12 величины максимальной гарантированной скорости слежения за целью, заданной для ракеты. Команда режим запуска ракеты «ВДОГОН» с выхода 31 подается на управляющий вход коммутатора 69, который через сумматор 70 добавляет постоянную составляющую с блоков 71, 72 в сигнал Y (составляющая по вертикали) перед подачей на второй вход вычислителя угла блока 68. Его первый вход подключен к выходу 25 блока 23 (составляющая X сигнала коррекции). Функция atan2(x,y) блока 68 имеет однозначное значение в диапазоне выходных углов -π+π (примеры программ см. http://www.netlib.org.). Команда режим запуска ракеты «ВДОГОН» с выхода 31 подается с устройства 28 приема команд управления от оператора, если цель удаляется от оператора.Functional diagram of the signal generator directional withdrawal 34, designed to specify the directional removal of the optical axis of the gyrocoordinator of the rocket, is shown in Fig.5. The signal vector of the directional diverter 34 is generated using the sum of two vectors. The first vector is formed by the components of the correction signal vector X, Y from the second 25 and third 26 outputs of block 23, which are fed to the first inputs of adders 66, 67. The components of the second vector are fed to the second inputs of adders 66, 67. The phase of this vector is calculated by block 68 using components of the correction signal vector X, Y with the addition of a constant component in component Y. In the X, Y signals there is a noise component, the vector of which has a randomly variable value of the phase angle. In order to obtain a stable value of the directional drift vector for small values of the correction signal (low angular velocities of the line of sight of the target-rocket), a constant component is introduced into component Y, the sign of which depends on the command given, the VDOGON rocket launch mode from block 31 output 28. Value the constant component is selected equivalent to 0.08-0.12 of the maximum guaranteed tracking speed for the target specified for the rocket. The VDOGON rocket launch mode command from output 31 is fed to the control input of switch 69, which through adder 70 adds a constant component from blocks 71, 72 to signal Y (vertical component) before applying the angle of block 68 to the second input of the computer. Its first input connected to the output 25 of block 23 (component X of the correction signal). The atan2 (x, y) function of block 68 has a unique value in the range of output angles -π + π (for program examples, see http://www.netlib.org.). The VDOGON rocket launch mode command from output 31 is supplied from the device 28 for receiving control commands from the operator if the target is removed from the operator.

Значения угла фазы с блока 68 поступают на блоки нелинейности синуса 73 и косинуса 74 и с их выходов на первые входы умножителей 75, 76. Выходы умножителей 75, 76 соединены со вторыми входами сумматоров 66, 67 соответственно. Величина составляющих второго вектора задается сигналом, поступающим на вторые входы умножителей 75, 76 с выхода коммутатора 79, и определяется с помощью блоков 80, 81 нелинейностей по величине сигнала «Модуль» с выхода 24 перестраиваемого узкополосного измерителя 23 вектора входного сигнала. Управляющий вход коммутатора 79 через вход 83 блока 34 соединен с выходом первой схемы «ИЛИ» 39. С помощью коммутатора 79 изменяется сигнал направленного увода в зависимости от того, находится ли ОГС ракеты в режиме слежения, ключ 27 перевода ОГС ракеты в режиме слежения разомкнут, а в режиме «арретирования» ключ 27 замкнут. Зависимость величины составляющих второго, вектора от сигнала «Модуль» с первого выхода блока 23 в режиме «арретирования» определяется блоком 80 нелинейности, а в режиме слежения блоком 81 нелинейности. Входы блоков нелинейности 80, 81 соединены с выходом 24 блока 23. При малой величине сигнала с выхода 24 блока 23, сигнал с выхода блока нелинейности 80 имеет малую положительную величину и возрастает при увеличении величины сигнала с выхода 24 блока 23. При малой величине сигнала с выхода 24 блока 23 сигнал с выхода блока нелинейности 81 имеет отрицательное значение и становится положительным при увеличении величины сигнала. В режиме слежения величина сигнала направленного увода плавно уменьшается из-за сигналов X, Y, подаваемых на первые входы сумматоров 66, 67. Возможный вид нелинейностей, используемых в устройстве, показан в графике этих блоков.The values of the phase angle from block 68 are supplied to the non-linearity blocks of sine 73 and cosine 74 and from their outputs to the first inputs of the multipliers 75, 76. The outputs of the multipliers 75, 76 are connected to the second inputs of the adders 66, 67, respectively. The magnitude of the components of the second vector is set by the signal supplied to the second inputs of the multipliers 75, 76 from the output of the switch 79, and is determined using blocks 80, 81 of nonlinearities by the magnitude of the signal “Module” from the output 24 of the tunable narrow-band meter 23 of the input signal vector. The control input of the switch 79 through the input 83 of the block 34 is connected to the output of the first OR 39 circuit. Using the switch 79, the directional signal changes depending on whether the missile OGS is in tracking mode, the rocket OGS translation key 27 is open in tracking mode, and in the "arrest" mode, the key 27 is closed. The dependence of the magnitude of the components of the second, vector on the “Module” signal from the first output of block 23 in the “locking” mode is determined by the nonlinearity block 80, and in the tracking mode by the nonlinearity block 81. The inputs of the nonlinearity blocks 80, 81 are connected to the output 24 of the block 23. With a small signal from the output 24 of the block 23, the signal from the output of the block of nonlinearity 80 has a small positive value and increases with increasing signal value from the output 24 of the block 23. With a small signal output 24 of block 23, the signal from the output of non-linearity block 81 has a negative value and becomes positive with increasing signal magnitude. In the tracking mode, the magnitude of the directional withdrawal signal gradually decreases due to the X, Y signals supplied to the first inputs of the adders 66, 67. A possible type of nonlinearity used in the device is shown in the graph of these blocks.

Для преобразования составляющих вектора с выходов сумматоров 66, 67 в сигнал синусоидальной формы, выходы указанных сумматоров подключены к входам умножителей 84, 85. Другие входы этих умножителей через блоки нелинейности 86 (синуса) и 87 (косинуса) и сумматор 88 связаны с выходом 21 «ФАЗА» системы синхронизации 20. С помощью сумматора 88 и постоянного числа с блока 89 устанавливается фаза сигнала генератора направленного увода 34. Суммирование производится по модулю двоичного счетчика 44 блока 20. Выходы умножителей 84, 85 подключены к входам сумматора 90, выход которого образует выход генератора 34 направленного увода, в котором формируется сигнал направленного увода синусоидальной формы с частотой Fгир.To convert the vector components from the outputs of adders 66, 67 into a sinusoidal signal, the outputs of these adders are connected to the inputs of the multipliers 84, 85. Other inputs of these multipliers through non-linearity units 86 (sine) and 87 (cosine) and the adder 88 are connected to the output 21 " PHASE ”of the synchronization system 20. Using the adder 88 and a constant number from block 89, the phase of the signal of the directional generator 34 is set. The summation is performed modulo the binary counter 44 of block 20. The outputs of the multipliers 84, 85 are connected to the inputs of the adder 90, the output of which forms the output of the directional tap generator 34, in which a directional tap signal of a sinusoidal shape with a frequency of F gir is formed .

На фиг.6 и 7 приведены осциллограммы сигналов, полученные при моделировании, иллюстрирующие работу устройства и показывающие результат при введении генератора сканирования 35 и генератора сигнала направленного увода 34.6 and 7 show the waveforms of the signals obtained during the simulation, illustrating the operation of the device and showing the result with the introduction of the scanning generator 35 and the signal generator directional removal 34.

На фиг.6 приведены осциллограммы сигналов в режиме слежения при разомкнутом ключе 32, поэтому генераторы 34 и 35 отключены, а на фиг.7 при замкнутом ключе 32. При этом величина излучения цели установлена такой, что ОГС ракеты при данном уровне шума может отслеживать только цель с угловой скоростью линии визирования ракета-цель ниже, чем предельно допустимая при пуске. Величина шума зависит от внешних условий, например, ночью уровень шума меньше, чем днем. На осциллограмме 91 показан сигнал на входе обнаружителя сигнала 18. На осциллограмме 92 показано изменение скорости линии визирования ракета-цель от времени 93 и изменение сигнала 94 на первом 24 выходе блока 23. На осциллограмме 95 приведен сигнал на первом 5 входе блока 23, сигнал коррекции. На пятой секунде ОГС ракеты не смогла отследить возрастающую угловую скорость линии визирования ракета-цель. Произошел срыв слежения. После сброса режима слежения наблюдается возрастание шума в сигнале коррекции 96 из-за возрастания усиления в формирователе сигнала коррекции 15 благодаря автоматической регулировки усиления сигнала (АРУ). По шкале осциллограммы 92 срыв слежения произошел при 150 единицах.Figure 6 shows the waveforms of the signals in the tracking mode with the key 32 open, therefore, the generators 34 and 35 are turned off, and Fig. 7 with the key 32 closed. In this case, the radiation value of the target is set such that the OGS of the rocket at a given noise level can only track the target with the angular velocity of the line of sight of the missile-target is lower than the maximum allowable at launch. The amount of noise depends on external conditions, for example, at night the noise level is less than during the day. Oscillogram 91 shows the signal at the input of the signal detector 18. Oscillogram 92 shows the change in the speed of the line of sight of the target missile from time 93 and the change in signal 94 at the first 24 output of block 23. The oscillogram 95 shows the signal at the first 5 input of block 23, the correction signal . At the fifth second, the OGS of the missile was unable to track the increasing angular velocity of the line of sight of the missile target. There was a breakdown in tracking. After resetting the tracking mode, an increase in noise is observed in the correction signal 96 due to an increase in gain in the driver of the correction signal 15 due to the automatic adjustment of signal gain (AGC). On a waveform scale of 92, a breakdown in tracking occurred at 150 units.

На фиг.7 при тех же внешних условиях, как и для фиг.6, показаны осциллограммы при включенном ключе 32, когда на ракету подаются сигналы с генераторов 34, 35. На осциллограмме 97 показан сигнал на входе обнаружителя сигнала 18. На осциллограмме 98 показано изменение во времени угловой скорости линии визирования ракета-цель 99 и показан сигнал 100 на первом 24 выходе блока 23. На осциллограмме 101 приведен сигнал на первом 5 входе блока 23. В момент времени на 4,3 с ракета не смогла отследить возрастающую угловую скорость линии визирования ракета-цель. Произошел срыв слежения. После сброса слежения на осциллограмме 101 в сигнале 102 наблюдается сигнал от генераторов 34, 35. На осциллограмме 98, после срыва слежения, можно видеть сигнал 103, вызванный генератором 34 направленного увода. По шкале осциллограммы 98 срыв слежения произошел при 120 единицах угловой скорости линии визирования ракета-цель, т.е при меньшей величине, чем без генераторов 34, 35.In Fig. 7, under the same external conditions as for Fig. 6, the waveforms are shown with the key 32 turned on, when signals from the generators 34, 35 are supplied to the rocket. The waveform 97 shows the signal at the input of the signal detector 18. The waveform 98 shows time-varying angular velocity of the line of sight of the target missile 99 and signal 100 is shown at the first 24 output of block 23. The waveform 101 shows the signal at the first 5 input of block 23. At the time point of 4.3 s, the rocket could not track the increasing angular velocity of the line sighting target rocket. There was a breakdown in tracking. After resetting the tracking on the waveform 101 in the signal 102, the signal from the generators 34, 35 is observed. On the waveform 98, after the tracking is interrupted, you can see the signal 103 caused by the directional oscillator 34. On the scale of the oscillogram 98, a breakdown of tracking occurred at 120 units of angular velocity of the line of sight of the target-rocket, i.e., at a lower value than without generators 34, 35.

Сравнение осциллограмм 91 и 97 между собой показывает, что амплитуда сигнала на входе обнаружителя сигнала 18, при подключенных генераторах 34, 35 практически не зависит от величины угловой скорости, в то время как амплитуда сигнала на осциллограмме 91 уменьшается до уровня шума при малой величине угловой скорости. По осциллограмме 97 амплитуда сигнала плюс шум на входе обнаружителя сигнала 18 составляет около 0,022 единицы, а амплитуда шума около 0, 008.A comparison of the waveforms 91 and 97 between themselves shows that the amplitude of the signal at the input of the signal detector 18, when the generators 34, 35 are connected, is practically independent of the magnitude of the angular velocity, while the amplitude of the signal on the oscillogram 91 decreases to a noise level at a small angular velocity . According to the oscillogram 97, the signal amplitude plus noise at the input of the signal detector 18 is about 0.022 units, and the noise amplitude is about 0, 008.

Из сравнения осциллограмм 92 и 98 следует, что воздействие генераторов 34, 35 приводит к уменьшению отслеживаемой угловой скорости линии визирования ракета-цель. Так как при запуске программного устройства запуска ракеты 33 произойдет размыкание ключа 32 и отключение от ракеты генераторов 34, 35, то ракета перед пуском будет иметь запас по отслеживаемой угловой скорости линий визирования ракета-цель.From a comparison of the waveforms 92 and 98, it follows that the action of the generators 34, 35 leads to a decrease in the tracked angular velocity of the line of sight of the target-rocket. Since when starting the software device for launching the rocket 33, the key 32 will open and the generators 34, 35 will be disconnected from the rocket, before launch the rocket will have a margin in the monitored angular velocity of the sight lines of the target rocket.

Таким образом, введение в устройство управления захватом цели и пуском ракеты генератора сканирования 35 и генератора сигнала направленного увода 34, которые отключаются с началом программы запуска ракеты, позволяет повысить надежность пуска ракеты путем обеспечения запаса по отслеживаемой угловой скорости линии визирования ракета-цель перед пуском ракеты.Thus, the introduction of a scanning generator 35 and a directional signal generator 34, which are turned off at the beginning of the missile launch program, into the device for controlling target acquisition and missile launch, which improves the reliability of the missile launch by providing a margin of the target-target line of sight at a monitored angular velocity before launching .

Упрощение работы оператора достигается благодаря возможности получать постоянную информацию от блока сигнализации оператору 38 о нахождении цели в поле зрения ОГС ракеты, несмотря на наличие зоны нечувствительности, «мертвой» зоны, у ОГС ракеты, т.к. обеспечивается постоянство амплитуды сигнала на входе обнаружителя сигнала 18, если цель находится в поле зрения оптической системы координатора ракеты. Сигналы генераторов 34, 35 уменьшают текущую величину отслеживаемой угловой скорости ОГС ракеты за линией визирования ракета-цель, поэтому, если ракета в данных условиях не имеет запаса по отслеживаемой скорости, произойдет срыв слежения за целью при нахождении ракеты еще на пусковой и ракета не будет потеряна. При малой угловой скорости визирования ракета-цель запас обеспечивает генератор сигнала направленного увода 34, а при большой угловой скорости - генератор сканирования 35.Simplification of the operator’s work is achieved due to the ability to receive constant information from the signaling unit to the operator 38 about the target being in the field of view of the OGS of the rocket, despite the presence of a dead zone, the “dead” zone, of the OGS of the rocket, because the constant amplitude of the signal at the input of the signal detector 18 is ensured if the target is in the field of view of the optical system of the rocket coordinator. The signals of the generators 34, 35 reduce the current value of the monitored angular velocity of the OGS of the rocket behind the line of sight of the target-rocket, therefore, if the rocket in these conditions does not have a reserve for the tracked speed, the tracking of the target will fail when the rocket is still on the launch and the rocket will not be lost . With a small angular velocity of sighting the target missile, the supply is provided by a directional drift signal generator 34, and with a large angular velocity, a scanning generator 35.

Работа устройства управления захватом цели и пуском ракеты при запуске ракеты происходит в следующей последовательности:The operation of the control device for capturing the target and launching the rocket when the rocket is launched occurs in the following sequence:

- блок разгона 19 приводит во вращение ротор-магнит 1 и отключается, при этом блок разгона 19 выдает разрешение на вход первой схемы «И» 37. Поддержание оборотов ротора-магнита 1 осуществляется собственными средствами ракеты.- the acceleration unit 19 drives the rotor magnet 1 and turns off, while the acceleration unit 19 issues a permit for the input of the first “I” circuit 37. The rotation of the rotor magnet 1 is maintained by the rocket’s own means.

Система синхронизации 20 синхронизируется по сигналу со входа 9 и выдает сигналы на перестройку частоты генератора сканирования 35 и настройку перестраиваемого узкополосного измерителя вектора входного сигнала 23 на частоту Fгир;The synchronization system 20 is synchronized by the signal from input 9 and provides signals for tuning the frequency of the scanning generator 35 and tuning the tunable narrow-band meter of the vector of the input signal 23 to the frequency F gir ;

- контур электрического арретира, по сигналу с входа 11, совмещает оптическую ось гироскопа и ось прицела через последовательно включенные замкнутый ключ 27 перевода ОГС ракеты в режим слежения, сумматор 36, ключ отключения увода 32 и выход 12 устройства управления захватом цели и пуском ракеты. Сигналы с генератора сканирования 35 и генератора сигнала направленного увода 34 суммируются в сумматоре 36 с сигналом датчика 10 положения оптической оси гирокоординатора. Усиленный сигнал поступает на катушку 3. При этом происходит сканирование оптической оси координатора по окружности с частотой около 10 Гц. Величина сигнала генератора сканирования 35 зависит от величины сигнала с первого 24 выхода блока 23. Величина и направление сигнала генератора сигнала направленного увода 34 задается сигналами с выходов 24, 25, 26 блока 23, команды с выхода 31 устройства приема команд управления от оператора 28 и сигнала с выхода 83 первой схемы «ИЛИ» 39;- the circuit of the electric arrestor, according to the signal from input 11, combines the optical axis of the gyroscope and the axis of the sight through the sequentially connected closed key 27 of the OGS rocket into tracking mode, adder 36, switch off switch 32 and output 12 of the device for controlling target acquisition and missile launch. The signals from the scanning generator 35 and the directional drift signal generator 34 are summed in the adder 36 with the signal of the sensor 10 of the position of the optical axis of the gyrocoordinator. The amplified signal is fed to coil 3. In this case, the optical axis of the coordinator is scanned in a circle with a frequency of about 10 Hz. The magnitude of the signal of the scanning generator 35 depends on the magnitude of the signal from the first 24 output of the block 23. The magnitude and direction of the signal of the signal generator of the directional removal 34 is set by the signals from the outputs 24, 25, 26 of the block 23, the commands from the output 31 of the device for receiving control commands from the operator 28 and the signal exit 83 of the first OR circuit 39;

- оператор производит прицеливание на цель, сопровождает ее и может выдать разрешающие команды РРО (выход 29 блока 28) и РПО (выход 30 блока 28). При наличии цели с достаточным уровнем излучения в поле зрения оптической системы гирокоординатора обнаружитель сигнала 18 даже при наличии «мертвой» зоны у ОГС будет получать сигнал с входа 7 и выдаст разрешающий сигнал на вход первой 37 схемы «И» и в блок сигнализации оператору 38.- the operator takes aim at the target, accompanies it and can issue permissions from the PPO (output 29 of block 28) and RPO (output 30 of block 28). If there is a target with a sufficient level of radiation in the field of view of the optical system of the gyrocoordinator, the signal detector 18 even in the presence of a “dead” zone at the OGS will receive a signal from input 7 and will provide an enable signal to the input of the first 37 “I” circuits and to the signaling unit to operator 38.

- Когда оператор выдаст команду РРО с выхода 29 устройства 28 приема команд управления от оператора, сигнал с выхода первой схемы «И» 37, поданный на вход управления ключа 27 перевода ОГС ракеты в режим слежения, переводит ракету в режим слежения. При этом запускается реле времени анализа 41 и изменяется режим работы генератора сигнала направленного увода 34. В режиме «арретирования» направленный увод стремился смещать оптическую ось координатора по направлению угловой скорости линии визирования ракета-цель (блок нелинейности 80 выдает положительный сигнал). В режиме слежения воздействие генератора направленного увода 34 становится мешающим, если сигнал с выхода 24 блока 23 меньше заданной блоком 81 нелинейности. При большой величине сигнала с выхода 24 блока 23 сигнал на выходе блока 81 нелинейности изменит знак, станет положительным и будет помогать ракете следить за целью. То есть, в зависимости от величины сигнала «Модуль» на входе 24 генератора сигнала направленного увода 34 с выхода блока нелинейности 81 идет сигнал отрицательного знака при малой величине сигнала «Модуль» и сигнал положительного знака при большой величине сигнала «Модуль». В режиме «арретирования» сигнал с выхода коммутатора 79 всегда положителен и может менять свою величину только от сигнала «Модуль». В этом режиме генератор сигнала направленного увода 34 выдает сигнал уменьшающий (при большой величине угловой скорости линии визирования ракета-цель) угол между направлением оси прицела и оптической осью гирокоординатора;- When the operator issues the PPO command from the output 29 of the device 28 for receiving control commands from the operator, the signal from the output of the first I circuit 37, applied to the control input of the rocket OGS switch 27 in the tracking mode, puts the rocket in the tracking mode. In this case, the analysis time relay 41 starts and the operating mode of the directional drift signal generator 34 changes. In the “arrest” mode, the directional drift sought to shift the optical axis of the coordinator in the direction of the angular velocity of the target-rocket line of sight (non-linearity block 80 gives a positive signal). In the tracking mode, the action of the directional diverter 34 becomes disturbing if the signal from the output 24 of block 23 is less than the non-linearity set by block 81. With a large value of the signal from the output 24 of block 23, the signal at the output of non-linearity block 81 will change sign, become positive, and will help the rocket keep track of the target. That is, depending on the magnitude of the signal “Module” at the input 24 of the signal generator of the directional withdrawal 34 from the output of the non-linearity unit 81, a negative sign signal occurs at a small value of the signal “Module” and a signal of a positive sign at a large value of the signal “Module”. In the "arrest" mode, the signal from the output of the switch 79 is always positive and can change its value only from the signal "Module". In this mode, the directional drift signal generator 34 provides a signal that reduces (with a large value of the angular velocity of the target-rocket line of sight) the angle between the direction of the sight axis and the optical axis of the gyrocoordinator;

- если мешающее воздействие генератора сканирования 35 и генератора сигнала направленного увода 34 не приводит к срыву слежения, то по окончании работы реле времени анализа 41, сигнал с его выхода через вторую схему «ИЛИ» 40 поступает на вторую схему «И» 42. При наличии разрешающего сигнала (РПО) с выхода 30 блока 28 размыкается ключ 32 отключения увода и запускается программное устройство 33 запуска ракеты.- if the interfering effect of the scanning generator 35 and the signal generator of the directional withdrawal 34 does not lead to disruption of tracking, then at the end of the operation of the analysis time relay 41, the signal from its output through the second OR circuit 40 enters the second And circuit 42. If there is enable signal (RPO) from the output 30 of block 28, the shutdown shutdown key 32 is opened and the rocket launcher software 33 is launched.

С использованием данного технического предложения изготовлены опытные образцы устройства, которые успешно прошли испытания.Using this technical proposal, prototypes of the device have been manufactured that have successfully passed the tests.

Источники информацииInformation sources

1. Переносный зенитный ракетный комплекс «Игла» (9К38). Техническое описание. - М.: Военное издательство. - 1987 г. (аналог).1. The Igla portable anti-aircraft missile system (9K38). Technical description. - M .: Military publishing house. - 1987 (analog).

2. Система для автоматизированного запуска с носителя ракет переносного зенитного ракетного комплекса типа «Игла», патент РФ №2206041, МПК7 F41F 3/04.2. System for the automated launch from a carrier of missiles of a portable anti-aircraft missile system of the Igla type, RF patent No. 2206041, IPC 7 F41F 3/04.

3. Переносный зенитный ракетный «Стрела-2М» (9К32М). Техническое описание. - М.: Военное издательство Министерства обороны СССР. - 1971 г. (прототип).3. Portable anti-aircraft missile "Strela-2M" (9K32M). Technical description. - M .: Military publishing house of the Ministry of Defense of the USSR. - 1971 (prototype).

4. Неусыпин А.К. Гироскопические приводы. - М.: Машиностроение. - 1978 г.4. Neusypin A.K. Gyroscopic drives. - M.: Mechanical Engineering. - 1978

5. Шахгильдян В.В., Ляховкин А.А. Системы фазовой автоподстройки частоты. - М.: Связь. - 1972 г.5. Shahgildyan V.V., Lyakhovkin A.A. Phase locked loop systems. - M .: Communication. - 1972

6. Поиск, обнаружение и измерение сигналов в радионавигационных системах/под ред. Казаринова Ю.М. - М.: Советское радио. - 1975 г.6. Search, detection and measurement of signals in radio navigation systems / ed. Kazarinova Yu.M. - M .: Soviet radio. - 1975

Claims (1)

Устройство управления захватом цели и пуском ракеты, имеющее входы и выходы, соединенные с ракетой через линию связи: с выходом предусилителя (вход 7), с выходом генератора опорного напряжения (вход 9), с выходом датчика положения оси гирокоординатора (вход 11), с выходом измерителя угловой скорости линии визирования гирокоординатора (вход 5), с входом сумматора усилителя коррекции гирокоординатора (выход 12), с входом блока (17) пусковых цепей ракеты (выход 16), содержащее программное устройство запуска ракеты (33), блок сигнализации (38) оператору, реле времени анализа (41), первую (37) и вторую (42) схемы «И», первую (39) и вторую (40) схемы «ИЛИ», обнаружитель сигнала (18), подключенный к входу (7), ключ (27) перевода ОГС ракеты в режим слежения, подключенный к входу (11), блок разгона (19), подключенный к входу (9), устройство (28) приема команд управления от оператора с выходами: разрешение разарретирования оператором «РРО» (выход 29), разрешение пуска оператором «РПО» (выход 30), режим запуска ракеты «ВДОГОН» (выход 31), при этом выход программного устройства (33) запуска ракеты подключен к выходу (16), выход обнаружителя сигнала (18) соединен с входом блока сигнализации оператору (38) и первым входом первой схемы «И» (37), вторым входом первая схема «И» (37) соединена с выходом «РРО» (29) устройства приема команд управления от оператора (28), третьим входом - с выходом блока разгона (19), первый вход первой схемы «ИЛИ» (39) соединен с выходом первой схемы «И» (37), ее второй вход соединен с выходом второй схемы «И» (42), выход (83) первой схемы «ИЛИ» (39) подключен к ключу (27) перевода ОГС ракеты в режим слежения и входу реле времени анализа (41), выход реле времени анализа (41) подсоединен к первому входу второй схемы «ИЛИ» (40), выход второй схемы «ИЛИ» (40) подключен к первому входу второй схемы «И» (42), выход второй схемы «И» (42) соединен со вторым входом первой схемы «ИЛИ» (39) и вторым входом второй схемы «ИЛИ» (40) и входом программного устройства запуска ракеты (33), второй вход второй схемы «И» (42) соединен с выходом «РПО» (30) устройства приема команд управления от оператора (28), отличающееся тем, что оно дополнительно содержит генератор сканирования (35), генератор сигнала направленного увода (34), систему синхронизации (20), перестраиваемый узкополосный измеритель вектора входного сигнала (23), сумматор (36), ключ (32) отключения увода, при этом вход ключа (32) отключения увода соединен с выходом сумматора (36), к входам сумматора (36) подключены выходы генератора сигнала направленного увода (34), генератора сканирования (35) и выход ключа (27) перевода ОГС ракеты в режим слежения, выход ключа (32) отключения увода подсоединен к выходу (12) устройства управления захватом цели и пуском ракеты, при этом вход управления ключа (32) отключения увода подключен к выходу второй схемы «И» (42), вход системы синхронизации (20) подсоединен к входу (9) устройства управления захватом цели и пуском ракеты, первый выход (21) системы синхронизации (20) соединен с первым входом генератора сигнала направленного увода (34) и вторым входом перестраиваемого узкополосного измерителя вектора входного сигнала (23), второй выход (22) системы синхронизации (20) подключен к первому входу генератора сканирования (35), первый вход перестраиваемого узкополосного измерителя вектора входного сигнала (23) подключен к входу (5) устройства управления захватом цели и пуском ракеты, первый выход (24) перестраиваемого узкополосного измерителя вектора входного сигнала (23) соединен со вторым входом генератора сигнала направленного увода (34), со вторым входом генератора сканирования (35), второй (25) и третий (26) выходы перестраиваемого узкополосного измерителя вектора входного сигнала (23) подключены к третьему и четвертому входам генератора сигнала направленного увода (34) соответственно, пятый вход генератора сигнала направленного увода (34) подсоединен к выходу «ВДОГОН» (31) устройства приема команд управления от оператора (28), шестой вход генератора сигнала направленного увода (34) подсоединен к выходу (83) первой схемы «ИЛИ» (39). A control device for capturing the target and launching the rocket, having inputs and outputs connected to the rocket via a communication line: with the output of the preamplifier (input 7), with the output of the reference voltage generator (input 9), with the output of the gyro-axis axis position sensor (input 11), s the output of the angular velocity meter of the line of sight of the gyrocoordinator (input 5), with the input of the adder of the amplifier of the correction of the gyrocoordinator (output 12), with the input of the rocket launch circuit block (17) (output 16), containing the rocket launcher software (33), an alarm unit (38 ) to the operator, re At the analysis time (41), the first (37) and second (42) AND circuits, the first (39) and second (40) OR circuits, the signal detector (18) connected to the input (7), the key ( 27) transfer of the missile OGS to the tracking mode, connected to the input (11), the acceleration unit (19), connected to the input (9), the device (28) for receiving control commands from the operator with outputs: resolution of the resolution by the PPO operator (output 29 ), permission to launch by the RPO operator (output 30), VDOGON rocket launch mode (output 31), while the output of the rocket launch software device (33) is connected to output (16), the output is detected The signal amplifier (18) is connected to the input of the signaling unit to the operator (38) and the first input of the first I circuit (37), the second input of the first I circuit (37) is connected to the output of the PPO (29) of the device for receiving control commands from operator (28), the third input is with the output of the acceleration unit (19), the first input of the first OR circuit (39) is connected to the output of the first AND circuit (37), its second input is connected to the output of the second AND circuit ( 42), the output (83) of the first “OR” circuit (39) is connected to the key (27) of switching the OGS of the rocket into tracking mode and the input of the analysis time relay (41), the output of the analysis time relay (41) is connected to the first input of the second OR circuit (40), the output of the second OR circuit (40) is connected to the first input of the second AND circuit (42), the output of the second AND circuit (42) is connected to the second input of the first circuit “OR” (39) and the second input of the second OR circuit (40) and the input of the rocket launcher software (33), the second input of the second AND circuit (42) is connected to the RPO output (30) of the control command receiving device from the operator (28), characterized in that it further comprises a scan generator (35), a directional withdrawal signal generator (34), a synchronization system (20), ne a tunable narrow-band meter of the input signal vector (23), an adder (36), a switch off key (32), while the input of the switch off key (32) is connected to the output of the adder (36), the outputs of the directional signal generator are connected to the inputs of the adder (36) a retractor (34), a scan generator (35) and an output of a key (27) of transferring the missile OGS to the tracking mode, the output of the retraction shutdown key (32) is connected to the output (12) of the target acquisition and missile launch control device, while the key control input ( 32) disabling the drive is connected to the output of the second circuit "And" (42), the synchronization system (20) is connected to the input (9) of the target acquisition and missile launch control device, the first output (21) of the synchronization system (20) is connected to the first input of the directional signal generator (34) and the second input of the tunable narrow-band meter of the input signal vector (23), the second output (22) of the synchronization system (20) is connected to the first input of the scanning generator (35), the first input of a tunable narrow-band meter of the input signal vector (23) is connected to the input (5) of the target capture control device and missile, the first output (24) of the tunable narrow-band meter of the input signal vector (23) is connected to the second input of the directional signal generator (34), to the second input of the scan generator (35), the second (25) and third (26) outputs of the tunable narrow-band the input signal vector meter (23) is connected to the third and fourth inputs of the directional withdrawal signal generator (34), respectively, the fifth input of the directional withdrawal signal generator (34) is connected to the output of the “ALARM” (31) device for receiving control commands about operator (28), the sixth input directional slip signal generator (34) connected to the output (83) of the first "OR" circuit (39).
RU2013146642/11A 2013-10-21 2013-10-21 Device for control over target lock-on and rocket launch RU2554272C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013146642/11A RU2554272C2 (en) 2013-10-21 2013-10-21 Device for control over target lock-on and rocket launch

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013146642/11A RU2554272C2 (en) 2013-10-21 2013-10-21 Device for control over target lock-on and rocket launch

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013146642A RU2013146642A (en) 2015-04-27
RU2554272C2 true RU2554272C2 (en) 2015-06-27

Family

ID=53282953

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013146642/11A RU2554272C2 (en) 2013-10-21 2013-10-21 Device for control over target lock-on and rocket launch

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2554272C2 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2661504C1 (en) * 2017-05-10 2018-07-17 Николай Евгеньевич Староверов Dual-mode seeker head
RU2681913C1 (en) * 2017-10-30 2019-03-14 Акционерное общество "Всероссийский научно-исследовательский институт "Сигнал" System for guidance and stabilization of rail cluster of multiple rocket launcher

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2206041C1 (en) * 2001-10-22 2003-06-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро машиностроения" System for automated launching of rockets from portable antiaircraft rocket complex of "igla" type
RU2311605C2 (en) * 2006-01-19 2007-11-27 Василий Васильевич Ефанов Method for functioning of missile information-computing system at guidance to target and device for its realization
RU2348001C1 (en) * 2007-05-28 2009-02-27 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Anti-aircraft cannon-missile military vehicle

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2206041C1 (en) * 2001-10-22 2003-06-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро машиностроения" System for automated launching of rockets from portable antiaircraft rocket complex of "igla" type
RU2311605C2 (en) * 2006-01-19 2007-11-27 Василий Васильевич Ефанов Method for functioning of missile information-computing system at guidance to target and device for its realization
RU2348001C1 (en) * 2007-05-28 2009-02-27 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Anti-aircraft cannon-missile military vehicle

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2661504C1 (en) * 2017-05-10 2018-07-17 Николай Евгеньевич Староверов Dual-mode seeker head
RU2681913C1 (en) * 2017-10-30 2019-03-14 Акционерное общество "Всероссийский научно-исследовательский институт "Сигнал" System for guidance and stabilization of rail cluster of multiple rocket launcher

Also Published As

Publication number Publication date
RU2013146642A (en) 2015-04-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7023380B2 (en) RF attitude measurement system and method
KR100310841B1 (en) A system for tracking and locking a high energy laser beam onto a moving target
US7239976B2 (en) Method and system for automatic pointing stabilization and aiming control device
CA2243685C (en) Target-tracking laser designator
KR20200021872A (en) Method for identifying and neutralizaing low altitude unmanned aircraft
US4885977A (en) Stabilized line-of-sight aiming system for use with fire control systems
JP3247393B2 (en) All-weather roll angle measurement of projectile
RU2554272C2 (en) Device for control over target lock-on and rocket launch
RU139459U1 (en) TARGET CONTROL DEVICE AND LAUNCHING ROCKET
US3844506A (en) Missile guidance system
KR101750498B1 (en) Guidance system and method for guided weapon using inertial navigation
RU2397435C1 (en) Gyro target follow-up device of self-guided rolling missile
RU2555643C1 (en) Method of automatic armaments homing at moving target
RU2504725C2 (en) Method of rocket launching for mobile launchers
RU2433370C1 (en) Optoelectronic system for air defence missile system
RU2325306C1 (en) Method of data computing system operation of missile and device for its implementation
RU2229670C1 (en) System of object armament guidance on target
RU2122175C1 (en) Device for measurement of coordinates of spin- stabilized missile
Shinar et al. Improved estimation is a prerequisite for successful terminal guidance
RU2612750C1 (en) Antitank missle complex
KR102312652B1 (en) Guided missile system and operation method of the same
KR102217902B1 (en) Guided Weapon System having Bistatic Homming Devive and Operating Method thereof
RU2465532C1 (en) Device to launch missile from mobile carrier
RU2192605C2 (en) Method of guidance of remote-controlled rocket and guidance system for its realization
RU2253825C1 (en) Method for functioning of missile information-computer system and device for its realization

Legal Events

Date Code Title Description
TC4A Altering the group of invention authors

Effective date: 20170727