RU2583347C1 - Method of long-range target capture of zone missile homing head and long missile guidance system - Google Patents
Method of long-range target capture of zone missile homing head and long missile guidance system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2583347C1 RU2583347C1 RU2015105424/28A RU2015105424A RU2583347C1 RU 2583347 C1 RU2583347 C1 RU 2583347C1 RU 2015105424/28 A RU2015105424/28 A RU 2015105424/28A RU 2015105424 A RU2015105424 A RU 2015105424A RU 2583347 C1 RU2583347 C1 RU 2583347C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- missile
- target
- input
- control
- rocket
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике, в частности к системам управляемого оружия и ракетной, артиллерийской технике с головками самонаведения (ГСН), может использоваться в комплексах управляемого вооружения для поражения одиночных и групповых подвижных и неподвижных наземных, надводных и воздушных целей, пунктов управления, огневых средств и других важных малоразмерных целей. В настоящее время стоят задачи обеспечения доставки боеприпаса на большую дальность с обеспечением высокой точности попадания в цель. В связи с этим проводятся работы в области создания ПТРК большой дальности третьего поколения. ПТРК этого типа должны иметь: вероятность поражения цели одной ракетой не менее 0.5-0.7 благодаря оснащению их более эффективными головками самонаведения и боевыми частями, автоматизированную систему управления ракетой, позволяющую реализовать концепцию “выстрелил и забыл”, высокую степень технической готовности, простоту обслуживания за счет модульности узлов и агрегатов, а также встроенной аппаратуры диагностики.The proposed group of inventions relates to military equipment, in particular to guided weapon systems and rocket, artillery equipment with homing heads (GOS), can be used in guided weapon systems to destroy single and group mobile and stationary ground, surface and air targets, control points, fire weapons and other important small-sized targets. Currently, the tasks are to ensure the delivery of ammunition over a long range with high accuracy of hitting the target. In this regard, work is underway in the creation of a third-generation long-range ATGM. ATGMs of this type should have: the probability of hitting a target with one missile is not less than 0.5-0.7 due to equipping them with more efficient homing heads and warheads, an automated missile control system that allows for the implementation of the “fired and forgot” concept, a high degree of technical readiness, and ease of maintenance due to modularity of units and assemblies, as well as built-in diagnostic equipment.
Известен способ наведения снаряда по радиолучу, при котором радиолокационная станция, создающая радиолуч, направленный на цель, располагается на пункте управления снарядом (Ю.П. Доброленский, В.И. Иванова, Г.С. Поспелов, Автоматика управляемых снарядов, М., Оборонгиз, 1963 г., с. 139-148, [1]).A known method of pointing a projectile at a radio beam, in which a radar station that creates a radio beam aimed at the target, is located at the projectile control point (Yu.P. Dobrolensky, V.I. Ivanova, G.S. Pospelov, Automation of guided missiles, M., Oborongiz, 1963, pp. 139-148, [1]).
На снаряде находится радиоприемник, воспринимающий сигналы радиолокационного передатчика пункта управления. Этот приемник является измерительным устройством, определяющим величину и направление отклонения снаряда от оси равносигнальной зоны в системе координат, связанной с этой зоной. С выхода приемника сигнал управления поступает в бортовую систему управления снарядом, где формируются команды управления на аэродинамический рулевой привод. При повороте аэродинамических рулей снаряда создается управляющая сила, возвращающая снаряд на ось радиолуча. В результате снаряд будет двигаться по радиолучу. Основными преимуществами систем управления по лучу являются большая дальность действия, сравнительная простота (меньшая сложность бортовой аппаратуры для создания управляющих сигналов). В то же время основными недостатками системы наведения по лучу являются недостаточная точность при больших дальностях между пунктом управления и снарядом, необходимость непрерывного участия пункта управления в процессе наведения снаряда. При увеличении дальности наличие угловой ошибки в направлении оси радиолуча приводит к увеличению линейного отклонения этой оси от центра цели. Второй недостаток становится существенным, например, в случае наведения снарядов воздух-воздух. Необходимость непрерывного сопровождения цели локатором, установленным на самолете, ограничивает его маневр. Поэтому для обеспечения высокой точности попадания при стрельбе на большую дальность целесообразно использовать на конечном участке самонаведение, при этом на начальном и среднем участках наведение ракеты осуществляют по лучу. Тогда при активном самонаведении пункт управления не участвует в наведении, при полуактивном - пункт управления должен лишь облучать цель, что не связывает маневр самолета, на котором установлен передатчик. Таким образом, чтобы использовать положительные свойства обоих методов, применяют комбинированные системы - управление по лучу на начальном участке с переходом на самонаведение при приближении снаряда к цели.On the projectile is a radio receiver that receives signals from the radar transmitter of the control center. This receiver is a measuring device that determines the magnitude and direction of the deviation of the projectile from the axis of the equal-signal zone in the coordinate system associated with this zone. From the output of the receiver, the control signal enters the on-board projectile control system, where control commands for the aerodynamic steering gear are formed. When turning the aerodynamic rudders of the projectile, a control force is created that returns the projectile to the axis of the radio beam. As a result, the projectile will move along the radio beam. The main advantages of beam control systems are long range, comparative simplicity (less complexity of on-board equipment for creating control signals). At the same time, the main disadvantages of the beam guidance system are insufficient accuracy at large distances between the control point and the projectile, the need for continuous participation of the control point in the projectile guidance process. With increasing range, the presence of an angular error in the direction of the axis of the radio beam leads to an increase in the linear deviation of this axis from the center of the target. The second drawback becomes significant, for example, in the case of guidance of air-to-air shells. The need for continuous tracking of the target with a locator mounted on an airplane limits its maneuver. Therefore, to ensure high accuracy when hitting a long range when firing, it is advisable to use homing in the final section, while in the initial and middle sections, the missile is guided by the beam. Then, with active homing, the control point does not participate in guidance, with semi-active homing, the control point should only irradiate the target, which does not bind the maneuver of the aircraft on which the transmitter is mounted. Thus, in order to use the positive properties of both methods, combined systems are used - beam control in the initial section with transition to homing when the projectile approaches the target.
Известен способ наведения ракеты (патент РФ 2183006, МПК7 F41G 7/00, от 27.05.2002 г.), обеспечивающий достижение максимальной дальности полета самонаводящейся ракеты за счет оптимальной организации ее траектории. Способ включает запуск ракеты на баллистическую траекторию до достижения ракетой максимальной высоты, после чего сообщают ракете максимальную располагаемую перегрузку, направленную вверх, до тех пор, пока ее вектор скорости не станет горизонтальным, и осуществляют горизонтальный полет, переходящий в пологое планирование до вывода ракеты в район цели, после чего переводят ее в режим пикирования на цель и далее в режим самонаведения. Данный способ позволяет решить задачу обеспечения максимальной дальности полета управляемой ракеты и вывода ее на цель за счет оптимальной организации ее траектории путем использования располагаемой перегрузки ракеты, однако недостатком способа является невысокая точность вывода ракеты в зону захвата излучения от цели головкой самонаведения вследствие наличия излома кинематической траектории при реализации сопряжения траекторий участка вывода ракеты в зону захвата цели и участка самонаведения.A known method of guiding a rocket (RF patent 2183006, IPC 7 F41G 7/00, dated 05.27.2002), ensuring the maximum flight range of a homing missile due to the optimal organization of its trajectory. The method includes launching a rocket on a ballistic trajectory until the rocket reaches its maximum height, after which they inform the rocket of the maximum available overload directed upwards until its velocity vector becomes horizontal, and carry out a horizontal flight that goes into a shallow planning before the rocket is brought into the area target, after which they transfer it to the dive mode on the target and then to the homing mode. This method allows us to solve the problem of ensuring the maximum flight range of the guided missile and bringing it to the target due to the optimal organization of its trajectory by using the available missile overload, however, the disadvantage of this method is the low accuracy of the rocket’s withdrawal from the target by the homing head due to the kink of the kinematic trajectory when implementation of the pairing of the trajectories of the rocket launch site to the target capture zone and homing area.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является способ наведения многоцелевого высокоточного оружия дальней зоны, в котором реализовано комбинированное управление ракетами: радиокомандное телеуправление на начальном и среднем участках траектории полета и автономное самонаведение на участке подлета ракет к целям. В данном способе осуществляют запуск ракеты на программную траекторию, определяют координаты ракеты радиолокационной станцией (РЛС), осуществляют управление ракетой относительно оси луча РЛС, выводя ракету в зону захвата ГСН, автономный поиск, распознавание и сопровождение цели, перевод управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения (патент РФ №2284444, МПК F41G 7/00, F42B 15/01, от 27.09.2006 г.). Для управления положением центра масс ракеты используется аэродинамический рулевой привод.Closest to the proposed invention is a method of pointing multi-purpose high-precision weapons of the far zone, which implements combined missile control: radio command telecommanding at the initial and middle sections of the flight path and autonomous homing in the area of missile approach to targets. In this method, the missile is launched onto the programmed path, the coordinates of the missile are determined by the radar station, the missile is controlled relative to the axis of the radar beam, leading the missile to the GOS capture zone, autonomous search, target recognition and tracking, the missile control is transferred from the radio command mode to homing (RF patent No. 2284444, IPC F41G 7/00, F42B 15/01, 09/27/2006). To control the position of the center of mass of the rocket, an aerodynamic steering gear is used.
Для известного способа наведения характерно, что при переключении режимов наведения с радиокомандного наведения к самонаведению происходит переход от трехточечного метода наведения к двухточечному (Основы радиоуправления, под ред. Вейцеля В.А. и Типугина В.Н., М., Советское радио, 1973 г., с. 40). При этом нужно учитывать, что в общем случае формы трехточечной и двухточечной траекторий не совпадают, поэтому на расчетной (кинематической) траектории в момент перехода с одного способа управления на другой будет наблюдаться излом. Это потребует соответствующего маневра ракеты. В реальном случае подобный маневр совершается с конечной скоростью, и времени для осуществления маневра может оказаться недостаточно. На большой дальности скорость ракеты, как правило, уменьшается, соответственно падает развиваемая перегрузка ракеты, и ракета может не выбрать возникший вследствие этого недопустимо большой промах. Следовательно, одной из важных проблем в системах комбинированного управления является сопряжение траекторий, соответствующих различным участкам полета ракеты. При этом излом кинематической траектории не должен быть больше допустимого.For the known guidance method, it is typical that when switching guidance modes from radio command guidance to homing, a transition from the three-point guidance method to the two-point guidance (Fundamentals of Radio Control, edited by Vejtsel V.A. and Tipugin V.N., M., Soviet Radio, 1973 g., p. 40). It should be borne in mind that in the general case the shapes of the three-point and two-point trajectories do not coincide, therefore, a kink will be observed on the calculated (kinematic) trajectory at the time of transition from one control method to another. This will require appropriate rocket maneuver. In the real case, such a maneuver takes place at a finite speed, and time for the maneuver may not be enough. At a long range, the speed of the rocket, as a rule, decreases, accordingly the developed overload of the rocket falls, and the rocket may not choose the resulting unacceptably large miss. Therefore, one of the important problems in combined control systems is the conjugation of the trajectories corresponding to different sections of the flight of the rocket. In this case, the kink of the kinematic trajectory should not be more than permissible.
Данный способ реализован в системе наведения высокоточного оружия дальней зоны, содержащей на командном пункте блок приема данных целеуказания, вычислитель, радиолокационную станцию с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом и блок синхронизации и кодирования, и содержащей на ракете головку самонаведения, аппаратуру управления, соединенную со входом аэродинамического рулевого привода, радиоответчик, радиоприемник, дешифратор команд управления и переключатель команд. На чертеже фиг. 1 представлена блок-схема системы наведения - прототипа предлагаемого устройства (патент РФ №2284444), где 1 - командный пункт, 2 - радиолокационная станция, 3 - каналы пеленгации ракет РЛС, 4 - каналы передачи команд управления РЛС, 5 - блок управления лучом, 6 - блок приема данных целеуказания, 7 - система воздушного целеуказания, 8 - вычислитель, 9 - блок синхронизации и кодирования, 10 - система топопривязки, 11 - видеомонитор, 12 - фазированная антенная решетка (ФАР), 13 - управляемая ракета, 14 - ГСН, 15 - радиоответчик, 16 - радиоприемник (приемный модуль), 17 - дешифратор команд управления, 18 - аппаратура управления, 19 - переключатель команд, 20 - рулевой привод.This method is implemented in a guidance system for high-precision weapons in the far zone, containing at the command post a targeting data receiving unit, a computer, a phased array antenna radar, missile direction finding channels, control command transmission channels and a beam control unit and a synchronization and coding unit, and containing missile homing head, control equipment connected to the input of the aerodynamic steering gear, radio transponder, radio receiver, control command decoder and switch team player. In the drawing of FIG. 1 is a block diagram of a guidance system - a prototype of the proposed device (RF patent No. 2284444), where 1 is a command post, 2 is a radar station, 3 are radar direction finding channels, 4 are radar control command transmission channels, 5 is a beam control unit, 6 - target designation data receiving unit, 7 - air target designation system, 8 - calculator, 9 - synchronization and coding unit, 10 - topographic reference system, 11 - video monitor, 12 - phased array antenna (PAR), 13 - guided missile, 14 - GOS , 15 - radio transponder, 16 - radio receiver (receiving module), 17 - decryption ATOR management teams, 18 - control equipment 19 - teams switch, 20 - steering.
Программная команда “вверх” для осуществления планирования ракеты при стрельбе на большую дальность передается радиолокатором на борт ракеты, где выделяется приемным модулем и поступает на аэродинамический рулевой привод. В результате поворота аэродинамических рулей и появления углов атаки и скольжения возникает аэродинамическая сила, обеспечивающая вывод ракеты и поддержание на заданной высоте полета в вертикальной плоскости. При достижении ракетой определенной программной дальности до цели на ее борт передается команда управления в вертикальной плоскости, обеспечивающая ее вывод в зону захвата цели ГСН. ГСН осуществляет автономный поиск, распознавание и сопровождение цели по ее тепловому излучению или отраженному от цели сигналу и выдает сигнал «захват» цели. По этому сигналу в предлагаемой системе происходит переход управления ракетой с радиокомандного режима в режим самонаведения по методу пропорционального сближения, который обеспечивает высокоточное наведение ракеты на цель при минимальных требованиях к располагаемой перегрузке ракеты.The “up” program command for planning missiles when firing at long range is transmitted by radar to the missile, where it is allocated by the receiving module and delivered to the aerodynamic steering gear. As a result of the rotation of the aerodynamic rudders and the appearance of angles of attack and slip, an aerodynamic force arises that ensures the launch of the rocket and its maintenance at a given altitude in the vertical plane. When the missile reaches a certain programmed range to the target, a control command in a vertical plane is transmitted to its board, ensuring its withdrawal to the target's target capture zone. The GOS performs an autonomous search, recognition and tracking of the target by its thermal radiation or the signal reflected from the target and gives a signal "capture" of the target. According to this signal, in the proposed system, the missile control transitions from the radio command mode to the homing mode using the proportional approach method, which provides high-precision guidance of the missile at the target with minimal requirements for the available missile overload.
В прототипе в качестве исполнительного устройства фигурирует аэродинамический рулевой привод. Это связано с тем, что для стрельбы на большую дальность предпочтительней применять автоколебательный воздушно-динамический рулевой привод. Такой привод использует для управления энергию обтекающего ракету потока воздуха, что позволяет исключить из состава ракеты бортовой источник сжатого воздуха или пороховой аккумулятор давления и значительно увеличить время работы рулевого привода, что актуально при стрельбе на большие дальности. Кроме того сокращается масса, объем и трудоемкость изготовления привода. Отличительными особенностями воздушно-динамического рулевого привода являются высокое быстродействие, малые фазовые запаздывания, малые разбросы коэффициента передачи при изменении амплитуды входного сигнала. Эти достоинства позволили обеспечить в автоколебательном рулевом приводе с гармоническим входным управляющим сигналом перспективных управляемых снарядов требуемые динамические и точностные характеристики в широком диапазоне изменения шарнирных нагрузок (от пружинной до перекомпенсации) и развиваемых моментов исполнительного пневмодвигателя рулевой машины, использующего энергию набегающего потока воздуха в широком диапазоне скоростей полета управляемого снаряда.In the prototype, an aerodynamic steering gear appears as an actuator. This is due to the fact that for longer range shooting it is preferable to use self-oscillating air-dynamic steering gear. Such a drive uses the energy of an air stream flowing around the rocket to control the rocket, which eliminates the on-board source of compressed air or the powder pressure accumulator from the rocket and significantly increases the runtime of the steering gear, which is important when shooting at long ranges. In addition, the mass, volume and complexity of manufacturing the drive is reduced. Distinctive features of the air-dynamic steering drive are high speed, small phase delays, small variations in the transmission coefficient when the amplitude of the input signal changes. These advantages made it possible to provide, in a self-oscillating steering drive with a harmonic input control signal of advanced guided projectiles, the required dynamic and accuracy characteristics in a wide range of articulated loads (from spring to overcompensation) and the developed moments of the steering motor air actuator using free air energy in a wide speed range flight of a guided projectile.
Однако при стрельбе на большие дальности ракета, запущенная по баллистической траектории, летит значительную часть времени практически при нулевых командах на рулевой привод. При этом диапазон изменения амплитуды колебаний рулей автоколебательного рулевого привода (при нулевом входном сигнале) в полете составляет 10…18 градусов. Эти колебания рулей вызывают дополнительное индуктивное сопротивление. Проведенное моделирование показало, что введение дополнительных мер, направленных на уменьшение амплитуды автоколебаний рулевых органов при нулевом входном сигнале с 10…18 градусов до 3…9 градусов, уменьшает время полета ракеты на ту же дальность на 27 с за счет уменьшения воздействия индуктивного сопротивления.However, when firing at long ranges, a missile launched along a ballistic trajectory flies a significant part of the time with almost zero steering commands. Moreover, the range of variation of the amplitude of the oscillations of the rudders of the self-oscillating steering drive (with a zero input signal) in flight is 10 ... 18 degrees. These rudder vibrations cause additional inductive reactance. The simulation showed that the introduction of additional measures aimed at reducing the amplitude of the auto-oscillations of the steering elements with a zero input signal from 10 ... 18 degrees to 3 ... 9 degrees, reduces the flight time of the rocket by the same range by 27 s by reducing the effect of inductive resistance.
Представляется целесообразным полностью устранить эти колебания на начальном участке полета, так как на этом этапе ракета летит в плотных слоях атмосферы, и воздействие индуктивной составляющей сопротивления воздуха будет максимальным, что приводит к потере скорости ракеты, и как следствие, к уменьшению дальности полета. Для устранения автоколебаний аэродинамических рулей на баллистическом участке траектории необходимо обеспечить удержание рулей в неподвижном положении, т.е. добиться того, чтобы при пуске ракета выходила из пускового контейнера с заарретированными рулевыми органами, а разарретирование их происходило в разреженных слоях атмосферы на высоте ~10…12 км. Положительным эффектом введения арретирования рулей на начальном этапе разгона ракеты с аэродинамическим автоколебательным рулевым приводом будет увеличение надежности функционирования рулевого привода, так как при испытаниях отмечались случаи отрыва незаарретированных рулей на этапе динамичного разгона ракеты.It seems advisable to completely eliminate these fluctuations in the initial phase of the flight, since at this stage the rocket flies in dense layers of the atmosphere, and the effect of the inductive component of air resistance will be maximum, which will lead to a loss in the speed of the rocket, and as a result, to reduce the flight range. To eliminate the self-oscillations of the aerodynamic rudders on the ballistic section of the trajectory, it is necessary to ensure that the rudders are held in a stationary position, i.e. to ensure that, at launch, the rocket leaves the launch container with the locked steering organs, and their sizing occurs in rarefied atmospheric layers at an altitude of ~ 10 ... 12 km. A positive effect of introducing rudder arresting at the initial stage of acceleration of a rocket with an aerodynamic self-oscillating steering drive will be an increase in the reliability of the steering drive, since during the tests there were cases of separation of non-locked rudders at the stage of dynamic rocket acceleration.
Начальный участок характеризуется рассеиванием ракет за счет наличия эксцентриситета стартового двигателя, начальных возмущений схода, воздействия бокового ветра. Вследствие этого величина временной задержки при разарретировании рулей должна быть ограниченной и определяться также возможностью отработки начальных отклонений ракеты, полученных за счет рассеивания ракет.The initial section is characterized by the dispersion of missiles due to the presence of an eccentricity of the starting engine, initial retreat perturbations, and side wind effects. As a result of this, the amount of time delay during rudder clearing should be limited and should also be determined by the possibility of working out the initial deflection of the rocket obtained by dispersing the rockets.
Известный способ наведения не обеспечивает необходимую точность вывода ракеты в зону захвата цели вследствие различия законов управления на разных участках наведения и, следовательно, велика вероятность потери ракет из-за больших начальных промахов, что особенно проявляется при наведении на цели, расположенные на больших дальностях.The known guidance method does not provide the necessary accuracy of launching the missile into the target capture zone due to the difference in control laws at different guidance sites and, therefore, the probability of missile loss due to large initial misses is high, which is especially evident when aiming at targets located at long ranges.
Задачей предлагаемой группы изобретений является повышение дальности стрельбы, а также увеличение вероятности поражения целей, расположенных на больших дальностях за счет высокоточного вывода ракет в зону захвата излучения от целей головкой самонаведения.The objective of the proposed group of inventions is to increase the firing range, as well as to increase the likelihood of hitting targets located at long ranges due to the high-precision output of missiles into the zone of radiation capture from targets by the homing head.
Поставленная задача решается за счет того, что в способе вывода дальнобойной ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, включающем запуск ее по баллистической траектории на заданную высоту и последующее планирование на цель под действием подаваемой на рулевой привод в вертикальном канале управления команды “вверх” до захвата цели головкой самонаведения, новым является то, что осуществляют запуск ракеты с заарретированными рулями, разарретирование рулей производят с задержкой по времени, определенной предварительно из условия достижения ракетой заданной высоты, а вывод ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения осуществляют методом пропорциональной навигации при достижении ракетой заданной программной дальности до цели.The problem is solved due to the fact that in the method of withdrawing a long-range missile into the target capture zone by the homing head, which includes launching it along a ballistic trajectory to a predetermined height and subsequent planning on the target under the action of the “up” command to the steering drive in the vertical control channel until capture homing, the new one is that they launch a rocket with caged rudders, snapping the rudders is carried out with a time delay determined previously from the conditions I missile achieve a predetermined height, and the output in the capture zone missile target homing head is performed by proportional navigation the missile when it reaches a predetermined distance to the target program.
Техническая реализация заявляемого способа вывода ракеты в зону захвата излучения цели осуществляется в предлагаемой системе, содержащей на командном пункте блок приема данных целеуказания, вход которого соединен радиолинией с системой воздушного целеуказания, а выход соединен с первым входом вычислителя, второй вход которого соединен с выходом системы топопривязки, а первый выход вычислителя соединен со входом видеомонитора, радиолокационную станцию с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом, блок синхронизации и кодирования, при этом выходы каналов пеленгации ракет соединены с третьим входом вычислителя, второй выход которого соединен со входом блока управления лучом, а третий выход - с первым входом блока синхронизации и кодирования, первый выход которого соединен с первыми входами каналов пеленгации ракет, второй выход - со входами каналов передачи команд управления, выход блока управления лучом соединен с первым входом фазированной антенной решетки, второй вход которой соединен с выходами каналов передачи команд управления, а выход - со вторыми входами каналов пеленгации ракет, а на ракете, содержащей последовательно соединенные головку самонаведения, переключатель команд, аппаратуру управления и рулевой привод, а также радиоответчик, приемный модуль, дешифратор команд управления, при этом второй выход аппаратуры управления соединен со входом радиоответчика, второй вход переключателя команд - с выходом дешифратора команд управления, первый вход которого соединен до старта с третьим выходом блока синхронизации и кодирования, а второй вход - с выходом приемного модуля, дополнительно на командном пункте введены блок констант, последовательно соединенные блок вычисления угловой скорости линии ракета - цель и блок подключения команд управления, выход которого соединен со вторым входом блока синхронизации и кодирования, а также подключенный своим входом к четвертому выходу вычислителя блок вычисления угловых координат линии ракета - цель и дальности между ракетой и целью, первый и второй выходы которого соединены соответственно с входом блока вычисления угловой скорости линии ракета - цель и вторым входом блока подключения команд управления, третий вход которого соединен с выходом блока констант, а на ракете дополнительно введены последовательно соединенные блок временной задержки и блок арретирования рулей рулевого привода, фиксирующий рули неподвижно в положении, при котором плоскость рулей параллельна продольной оси ракеты.The technical implementation of the proposed method for launching a rocket into the target radiation capture zone is carried out in the proposed system, which contains a target designation data receiving unit at the command post, the input of which is connected by a radio line to the air target designation system, and the output is connected to the first input of the computer, the second input of which is connected to the output of the topographic location system and the first output of the computer is connected to the input of the video monitor, a radar station with a phased array, channels for direction finding of missiles, transmission channels for and control and beam control unit, a synchronization and coding unit, while the outputs of the direction finding channels of the missiles are connected to the third input of the calculator, the second output of which is connected to the input of the beam control unit, and the third output is to the first input of the synchronization and coding unit, the first output of which is connected with the first inputs of missile direction finding channels, the second output - with the inputs of control command transmission channels, the output of the beam control unit is connected to the first input of a phased array antenna, the second input of which is connected to the outputs of the control command transmission channels, and the output - with the second inputs of the direction finding channels of the missiles, and on the rocket containing the homing head in series, a command switch, control equipment and a steering gear, as well as a radio answering device, a receiving module, a control command decoder, and the second output control equipment is connected to the input of the radio transponder, the second input of the command switch is connected to the output of the control command decoder, the first input of which is connected to the third output of the synchronization block before start and coding, and the second input - with the output of the receiving module, additionally at the command point a block of constants, a series-connected block for calculating the angular velocity of the rocket line — a target and a block for connecting control commands, the output of which is connected to the second input of the synchronization and coding block, as well as connected by its input to the fourth output of the calculator, the unit for calculating the angular coordinates of the rocket line - the target and the distance between the rocket and the target, the first and second outputs of which are connected respectively to the input of the subtractor the angular velocity line of the rocket is the target and the second input of the control command connection block, the third input of which is connected to the output of the constant block, and the rocket is additionally introduced with a time delay block and a steering wheel locking block, which fix the steering wheels motionless in a position in which the plane rudders parallel to the longitudinal axis of the rocket.
Технический результат - увеличение дальности стрельбы дальнобойной ракетой достигается за счет исключения влияния индуктивного сопротивления от автоколебаний аэродинамических рулей ракеты на начальном участке траектории при полете ракеты в приземных плотных слоях атмосферы, что обеспечивается арретированием рулей, т.е. закреплением рулей в положении, в котором плоскость каждого руля параллельна продольной оси ракеты, до момента, когда ракета окажется в разреженных слоях атмосферы, где индуктивное сопротивление будет минимальным. Повышение точности вывода ракет в зону захвата головкой самонаведения излучения от целей, расположенных на больших дальностях, и следовательно, повышение вероятности поражения таких целей, достигается за счет использования на участке, предшествующем участку самонаведения, такого же закона управления, как и при наведении ракеты на конечном участке автономного самонаведения, на котором используется метод пропорционального сближения.EFFECT: increasing the firing range of a long-range missile is achieved by eliminating the influence of inductive resistance from self-oscillations of the aerodynamic rudders of the rocket in the initial portion of the trajectory during the flight of the rocket in surface dense layers of the atmosphere, which is ensured by the arresting of the rudders, i.e. fixing the rudders in a position in which the plane of each rudder is parallel to the longitudinal axis of the rocket, until the rocket is in rarefied layers of the atmosphere, where the inductive resistance is minimal. Improving the accuracy of withdrawal of missiles into the zone of capture by the homing head of radiation from targets located at long ranges, and therefore, increasing the likelihood of hitting such targets, is achieved by using the same control law in the area preceding the homing area as when aiming the missile at the final an autonomous homing section using the proportional approach method.
Предлагаемая группа изобретений иллюстрируется графическим материалом. На фиг. 1 представлена блок-схема системы наведения -прототипа предлагаемого устройства. На фиг. 2 приведена траектория полета ракеты при стрельбе по цели, расположенной на большой дальности, с заарретированными на начальном участке рулями, полученная по результатам цифрового моделирования, где показаны основные фазы траектории: 21-22 - баллистический участок, 22-23 - участок программного управления, 23-24 - участок вывода ракеты в зону захвата цели ГСН, 24-25 - участок самонаведения. Здесь же приведена аналогичная траектория полета ракеты со свободными, незаарретированными рулями. Во втором случае ракета не долетает до цели вследствие воздействия индуктивной составляющей сопротивления воздуха от колеблющихся рулей в приземных плотных слоях атмосферы на начальном участке полета. На фиг. 3 приведены графики отклонений рулевых органов, соответствующих этим двум случаям. Верхний график иллюстрирует вариант без арретирования рулей. Рули на начальном участке колеблются с амплитудой 9…14 градусов. Нижний график показывает, что рули на начальном этапе не отклоняются, т.к. они заарретированы. Рули начинают отклоняться, отрабатывая команды управления, после двадцатой секунды. На фиг. 4 представлена блок-схема системы наведения для осуществления предлагаемого способа. К известным блокам на командном пункте добавлены новые блоки: 26 - блок вычисления угловых координат линии ракета - цель и дальности между ракетой и целью, 27 - блок вычисления угловой скорости линии ракета - цель, 28 - блок подключения команд управления, 29 - блок констант, а на ракете - 30 - блок арретирования рулей, 31 - блок временной задержки.The proposed group of inventions is illustrated by graphic material. In FIG. 1 shows a block diagram of a guidance system of a prototype of the proposed device. In FIG. Figure 2 shows the flight path of a rocket when firing at a target located at a long range, with rudders locked in the initial section, obtained by digital modeling, which shows the main phases of the path: 21-22 - ballistic section, 22-23 - programmed control section, 23 -24 - section of the launch of the rocket into the target capture zone of the GOS, 24-25 - the homing section. It also shows a similar missile flight path with free, non-caged rudders. In the second case, the rocket does not reach the target due to the influence of the inductive component of the air resistance from the oscillating rudders in the surface dense layers of the atmosphere in the initial part of the flight. In FIG. Figure 3 shows graphs of steering deviations corresponding to these two cases. The upper graph illustrates the option without locking the rudders. The rudders in the initial section fluctuate with an amplitude of 9 ... 14 degrees. The bottom graph shows that the rudders at the initial stage do not deviate, because they are caged. The wheels begin to deviate, practicing control commands, after the twentieth second. In FIG. 4 presents a block diagram of a guidance system for implementing the proposed method. New blocks have been added to the well-known blocks at the command post: 26 - block for calculating the angular coordinates of the rocket line - the target and the distance between the rocket and the target, 27 - block for calculating the angular velocity of the line rocket - the target, 28 - block for connecting control commands, 29 - block of constants, and on the rocket - 30 - block arresting rudders, 31 - block time delay.
При стрельбе на большие дальности кроме решения задачи по уменьшению индуктивного сопротивления от колеблющихся рулей на начальном этапе полета ракеты важно обеспечить высокую точность вывода ракеты в зону захвата цели ГСН.When firing at long ranges, in addition to solving the problem of reducing inductive resistance from oscillating rudders at the initial stage of a missile’s flight, it is important to ensure high accuracy of the missile’s withdrawal to the target's target capture zone.
Известно, что при реализации метода пропорционального сближения в процессе наведения ракеты для вертикальной плоскости управления должно выполняться условие 
Таким образом, в процессе самонаведения на борту ракеты с помощью ГСН производят измерение угловой скорости вращения 
В статье “Математическая модель гироскопического координатора цели малогабаритной ракеты” авторов В.И. Морозова, И.А. Недосекина, Е.Л. Леоновой (Оборонная техника, №№5-6, М., 2006 г., с. 60-67) приведена структурная схема ГСН, на которой K1 - коэффициент передачи координатора ГСН, K2 - коэффициент передачи двигателей коррекции ГСН. Значения коэффициентов K1 и K2 выбираются в процессе динамического проектирования системы управления с головкой самонаведения в контуре, исходя из условий обеспечения необходимой точности и устойчивости контура управления. Представляется целесообразным наводить ракету до захвата цели ГСН по такому же методу, что и при наведении ракеты по сигналам, формируемым при слежении за целью ГСН, т.е. формировать команды управления на основе известных сигналов координат цели (внешнее целеуказание) и сигналов координат ракеты, полученных посредством радиолокационной станции или же по сигналам ГЛОНАСС, вычисляя по ним дальность ракета - цель, угловые координаты линии ракета - цель и проекции угловой скорости на оси измерительной системы координат.In the article “Mathematical Model of the Gyroscopic Coordinator of the Target of a Small-sized Rocket” by V.I. Morozova, I.A. Nedosekina, E.L. Leonova (Defense Technology, Nos. 5-6, Moscow, 2006, pp. 60-67) shows the structural diagram of the GOS, in which K 1 is the transmission coefficient of the GOS coordinator, K 2 is the transmission coefficient of the GOS correction engines. The values of the coefficients K 1 and K 2 are selected during the dynamic design of the control system with a homing head in the loop, based on the conditions for ensuring the necessary accuracy and stability of the control loop. It seems appropriate to direct the missile to capture the target of the seeker using the same method as when pointing the missile at the signals generated when tracking the target of the seeker, i.e. generate control commands based on the known target coordinate signals (external target designation) and missile coordinate signals received by means of a radar station or by GLONASS signals, calculating the missile-target range from them, the angular coordinates of the missile line-target and the angular velocity projections on the axis of the measuring system coordinates.
Вывод ракеты в зону захвата излучения цели ГСН в соответствии с предлагаемым способом осуществляют следующим образом.The conclusion of the rocket in the zone of capture of radiation target GOS in accordance with the proposed method is as follows.
При поступлении целеуказания от разведывательной машины, вычислитель командного пункта осуществляет привязку каждой цели к связанной с боевой машиной системе координат (вычисляет углы азимута, места и дальность до цели) и распределение ракет залпа по целям.Upon receipt of target designation from a reconnaissance vehicle, the command post calculator binds each target to the coordinate system associated with the combat vehicle (calculates azimuth angles, location and distance to the target) and the distribution of salvo missiles by targets.
В соответствии с угловыми координатами целей осуществляется разворот пусковой установки в направлении расположения целей в горизонтальной плоскости и на некоторый фиксированный угол пуска в вертикальной плоскости. Производится запуск ракеты с неподвижными, заарретированными рулями, закрепленными параллельно продольной оси ракеты. Ракета летит по баллистике в течение 20 с. За это время ракета оказывается в разреженных слоях атмосферы, где и происходит разарретирование рулей по сигналу с выхода блока временной задержки. Для каждой ракеты радиолокатор по сигналам с радиоответчика ракеты определяет ее координаты относительно своей оси (углы азимута, места и дальности до ракеты), а вычислительное устройство командного пункта по известным координатам ракеты и цели в соответствии с принятым методом наведения формирует команды управления ракетой, которые затем передаются на ее борт тем же локатором. Команды управления ракетой, принимаемые приемным модулем, преобразуются на борту ракеты в углы отклонения рулей. Возникающая при этом перегрузка уменьшает отклонение ракеты от траектории принятого метода наведения.In accordance with the angular coordinates of the targets, the launcher is rotated in the direction of the targets in the horizontal plane and at some fixed launch angle in the vertical plane. The rocket is launched with fixed, caged rudders fixed parallel to the longitudinal axis of the rocket. A missile flies on ballistics for 20 s. During this time, the rocket is in the rarefied layers of the atmosphere, where the rudders are parsed by the signal from the output of the time delay block. For each missile, the radar determines the coordinates of the missile from the missile’s radio transponder relative to its axis (azimuth, elevation and distance to the missile), and the command center’s computing device generates missile control commands according to the adopted guidance method, which then are transmitted on board the same locator. The missile control commands received by the receiving module are converted aboard the rocket into rudder deflection angles. The resulting overload reduces the deviation of the rocket from the trajectory of the adopted guidance method.
Под оптимальными траекториями наведения понимаются траектории, обеспечивающие максимально возможную дальность полета ракеты. При формировании оптимальных траекторий решаются следующие задачи:Optimal guidance trajectories are understood as trajectories providing the maximum possible range of a missile. In the formation of optimal trajectories, the following tasks are solved:
- вывод и удержание ракеты на заданной высоте полета, обеспечивающей минимальные потери скорости и максимально возможное увеличение дальности полета - за счет введения арретирования рулей на начальном этапе полета;- the launch and retention of the rocket at a given flight altitude, which ensures the minimum speed loss and the maximum possible increase in flight range - due to the introduction of wheel locking in the initial stage of flight;
- вывод ракеты в зону захвата излучения цели ГСН - при использовании формирования команд методом пропорциональной навигации до захвата цели ГСН.- withdrawal of the rocket into the radiation capture zone of the target of the GOS - when using the formation of commands by the method of proportional navigation to the capture of the target of the GOS.
Вывод ракеты на заданную высоту полета осуществляется выбором соответствующего угла пуска в вертикальной плоскости. Далее полет ракеты происходит по баллистической траектории. При достижении вершины траектории, на борт ракеты подается единичная команда «вверх», которая обеспечивает удержание ракеты на необходимой высоте полета.The rocket is brought to a predetermined flight altitude by selecting the appropriate launch angle in the vertical plane. Next, the flight of the rocket occurs along a ballistic trajectory. Upon reaching the top of the trajectory, a single “up” command is given on board the rocket, which ensures that the rocket is held at the required flight altitude.
В зависимости от дальности до цели за 5…40 км до подлета к цели осуществляется вывод ракеты в зону захвата цели ГСН по траектории, реализующей метод пропорционального сближения, который обеспечивает высокоточное наведение ракеты на цель при минимальных требованиях к располагаемой перегрузке ракеты и позволяет исключить задачу сопряжения законов управления при переходе на конечный участок наведения - самонаведение, где наведение ракеты на цель осуществляется тем же методом пропорционального сближения. Таким образом, при выводе ракеты в зону захвата цели ГСН по предлагаемому способу отпадает необходимость решать задачу сопряжения участков траектории с наведением ракет по различным законам управления.Depending on the distance to the target, 5 to 40 km before approaching the target, the missile is brought into the target capture zone of the GOS along a trajectory that implements the proportional approach method, which ensures high-precision guidance of the missile at the target with minimal requirements for the available missile overload and eliminates the mating problem control laws during the transition to the final guidance site - homing, where the missile is aimed at the target using the same method of proportional approach. Thus, when launching a rocket into the target zone of the GOS by the proposed method, there is no need to solve the problem of pairing sections of the trajectory with guiding missiles according to various control laws.
С момента старта ракеты вычислительное устройство боевой машины по информации о текущих координатах ракеты βР, εР, ДНР, поступающей с радиолокатора, и координатах цели, пересчитанных в связанную с пусковой установкой систему координат βЦ, εЦ, ДНЦ вычисляет угловые координаты линии ракета - цель λY,Z и дальность между ракетой и целью ДРЦ, а также программную команду удержания ракеты на заданной высоте 
где U1Е.К. - единичная команда «вверх»;where U 1E.K. - single command “up”;
коэффициент 
где tПР1 - момент времени, при котором координата YИ достигает своего максимального значения.where t PR1 - the point in time at which the coordinate Y And reaches its maximum value.
В вычислителе командного пункта должны быть реализованы следующие уравнения для расчета линейных отклонений ракеты от линии визирования цели в измерительной системе координат:In the command station calculator, the following equations should be implemented to calculate the linear deviations of the rocket from the line of sight of the target in the measuring coordinate system:
ХИ=X*cos(εЦ)*cos(βЦ)+Y*sin(εЦ)-Z*cos(εЦ)*sin(βЦ);X AND = X * cos (ε C ) * cos (β C ) + Y * sin (ε C ) -Z * cos (ε C ) * sin (β C );
YИ=-X*sin(εЦ)*cos(βЦ)+Y*cos(εЦ)+Z*sin(εЦ)*sin(βЦ);Y AND = -X * sin (ε C ) * cos (β C ) + Y * cos (ε C ) + Z * sin (ε C ) * sin (β C );
ZИ=X*sin(βЦ)+Z*cos(βЦ);Z AND = X * sin (β C ) + Z * cos (β C );
где: X=ДНР*cos(εЛ)-εР*ДНР*sin(εЛ);where: X = Д НР * cos (ε Л ) -ε Р * Д НР * sin (ε Л );
Y=ДНР*sin(εЛ)+εР*ДНР*cos(εЛ)+hЛ;Y = D NR * sin (ε L ) + ε P * D NR * cos (ε L ) + h L ;
Z=βР*ДНР;Z = β P * D HP ;
εЛ - угловой разворот радиолокатора в вертикальной плоскости;ε L - angular turn of the radar in a vertical plane;
hЛ - высота расположения радиолокатора над подстилающей поверхностью.h L - the height of the radar above the underlying surface.
Решаются уравнения для расчета дальности между ракетой и целью и угловых координат линии ракета - цель:Equations are solved for calculating the distance between the missile and the target and the angular coordinates of the missile-target line:
ДРЦ=ДНЦ-ХИ;D RC = D SC -X And ;
Программные дальности 
При достижении ракетой точек траектории, где проекции дальности ракета - цель ДРЦ становятся равными программным дальностям 
где K1 - коэффициент передачи координатора цели ГСН, е.к./…°; е.к. - единица измерения угла пеленга цели координатором ГСН,where K 1 - transmission coefficient of the coordinator of the goal of the GOS, ek./ ... °; e.k. - the unit of measurement of the angle of the bearing of the target coordinator GOS,
λY, XZ - угловые координаты линии ракета - цель, …°;λ Y , X Z - angular coordinates of the line rocket - target, ... °;
UKB - команда компенсации веса ракеты, е.к.;U KB - rocket weight compensation team, ek .;
K2 - коэффициент передачи двигателей коррекции головки самонаведения, …°/с·е.к.;K 2 - gear ratio of the homing correction engines, ... ° / s · ek .;
t - время, отсчитываемое с момента старта ракеты, c.t is the time counted from the moment the rocket starts, c.
Блок-схема вычислений проекций угловой скорости линии ракета - цель на оси измерительной системы координат аналогична структурной схеме ГСН, т.е. структура блока вычисления угловых координат совместно с блоком вычисления проекций угловой скорости линии ракета - цель функционально повторяет схему ГСН.The flowchart for calculating the projections of the angular velocity of the rocket line — the target on the axis of the measuring coordinate system is similar to the structure of the GOS, i.e. the structure of the block for calculating the angular coordinates together with the block for calculating the projections of the angular velocity of the rocket line — the target functionally repeats the GOS scheme.
Блок вычисления угловых координат линии ракета - цель может быть выполнен на основе сумматоров, вычитающих блоков (на основе схемы на рис. 11.1, с. 137, У. Титце, К. Шенк “Полупроводниковая схемотехника”, Москва, Мир, 1982 г., [1]) и функциональных преобразователей, реализующих функции арктангенса, арксинуса (на основе схем функционального преобразователя на ПЗУ рис. 19.39, с. 341 [1]) и вычисления квадратного корня (рис. 11.47, с. 166-167, [1]). Блок вычисления проекций угловой скорости может быть выполнен на основе сумматоров, вычитающих блоков, блоков произведения (по схеме рис. 19.38, с. 340, [1]), интеграторов (по схеме на рис 11.6, с. 141, [1]).The unit for calculating the angular coordinates of the rocket line - the target can be performed on the basis of adders subtracting blocks (based on the circuit in Fig. 11.1, p. 137, W. Titze, K. Shenk “Semiconductor circuitry”, Moscow, Mir, 1982, [1]) and functional converters that implement the functions of arc tangent, arcsine (based on the functional converter circuits on ROM fig. 19.39, p. 341 [1]) and the calculation of the square root (fig. 11.47, p. 166-167, [1] ) The block for calculating the projections of the angular velocity can be performed on the basis of adders, subtracting blocks, blocks of the product (according to the diagram in Fig. 19.38, p. 340, [1]), integrators (according to the diagram in Fig. 11.6, p. 141, [1]).
Запоминающее устройство может быть выполнено на основе программируемых логических матриц (с. 127-129, [1]). Сюда заносятся величины программных дальностей для каждого канала, соответствующие дальности стрельбы в зависимости от угла пуска, при достижении которых происходит переход на управление по вычисленным угловым скоростям линии ракета - цель.The storage device can be made on the basis of programmable logic matrices (p. 127-129, [1]). Here are entered the values of the programmed ranges for each channel, corresponding to the firing range depending on the angle of launch, upon reaching which there is a transition to control according to the calculated angular velocities of the missile-target line.
Блок арретирования рулей может быть выполнен аналогично устройствам, фиксирующим подвижные элементы устройства в неподвижном положении до определенного момента, как это представлено, например, в книге В.В. Ягодкина, Г.А. Хлебникова, Гироприборы баллистических ракет, М., Воениздат, 1967 г., с. 47-49, рис. 23.Block arresting rudders can be performed similarly to devices that fix the movable elements of the device in a fixed position until a certain point, as is presented, for example, in the book of V.V. Yagodkina, G.A. Khlebnikov, Gyro-devices of ballistic missiles, M., Military Publishing House, 1967, p. 47-49, fig. 23.
Блок временной задержки выполнен, например, на основе схемы электронного реле времени, приведенной в книге Ф.Ф. Андреева, Электронные устройства автоматики, М., Машиностроение, 1978 г., с. 283, рис. 206, б, [3].The time delay block is made, for example, on the basis of the electronic time relay circuit shown in the book by F.F. Andreeva, Electronic devices of automation, M., Mechanical Engineering, 1978, p. 283, fig. 206, b, [3].
Заявляемые способ вывода дальнобойной ракеты с аэродинамическим автоколебательным рулевым приводом в зону захвата цели головкой самонаведения и система наведения по сравнению с известными обеспечивают точное наведение высокоскоростных ракет на неподвижные и движущиеся малоразмерные цели, расположенные на больших дальностях в глубине боевых порядков противника. При этом обеспечиваются повышение дальности стрельбы ракеты, повышение точности вывода ракеты в зону захвата цели ГСН, а так же повышается надежность работы рулевого привода.The inventive method of withdrawing a long-range missile with an aerodynamic self-oscillating steering drive into the target capture zone by the homing head and the guidance system, in comparison with the known ones, provide precise guidance of high-speed missiles to stationary and moving small-sized targets located at long ranges in the depth of the enemy battle formation. This ensures an increase in the firing range of the rocket, an increase in the accuracy of the launch of the rocket into the target capture zone of the GOS, and the reliability of the steering drive is also increased.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015105424/28A RU2583347C1 (en) | 2015-02-17 | 2015-02-17 | Method of long-range target capture of zone missile homing head and long missile guidance system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015105424/28A RU2583347C1 (en) | 2015-02-17 | 2015-02-17 | Method of long-range target capture of zone missile homing head and long missile guidance system |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2583347C1 true RU2583347C1 (en) | 2016-05-10 |
Family
ID=55959907
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015105424/28A RU2583347C1 (en) | 2015-02-17 | 2015-02-17 | Method of long-range target capture of zone missile homing head and long missile guidance system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2583347C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108344991A (en) * | 2018-04-20 | 2018-07-31 | 中蕊（武汉）光电科技有限公司 | A kind of radar detection system |
| RU2730068C1 (en) * | 2019-10-10 | 2020-08-17 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "Московский институт электронной техники" | Guided missile guidance device |
| CN115755838A (en) * | 2022-11-08 | 2023-03-07 | 湖南航天有限责任公司 | Precision analysis method of missile guidance control system |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2151370C1 (en) * | 1999-01-21 | 2000-06-20 | Научно-производственное объединение машиностроения | Method for destruction of moving target by guided projectile with active guidance system and pre-acceleration engine |
| RU2183006C2 (en) * | 2000-04-05 | 2002-05-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method for missile guidance |
| RU2284444C2 (en) * | 2003-06-24 | 2006-09-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Guidance system of far-zone high-accuracy weapon |
| RU2542691C1 (en) * | 2013-11-22 | 2015-02-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Method for expelling missile to track initiation area with target seeking head, and system for its implementation (versions) |
-
2015
- 2015-02-17 RU RU2015105424/28A patent/RU2583347C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2151370C1 (en) * | 1999-01-21 | 2000-06-20 | Научно-производственное объединение машиностроения | Method for destruction of moving target by guided projectile with active guidance system and pre-acceleration engine |
| RU2183006C2 (en) * | 2000-04-05 | 2002-05-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method for missile guidance |
| RU2284444C2 (en) * | 2003-06-24 | 2006-09-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Guidance system of far-zone high-accuracy weapon |
| RU2542691C1 (en) * | 2013-11-22 | 2015-02-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Method for expelling missile to track initiation area with target seeking head, and system for its implementation (versions) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108344991A (en) * | 2018-04-20 | 2018-07-31 | 中蕊（武汉）光电科技有限公司 | A kind of radar detection system |
| CN108344991B (en) * | 2018-04-20 | 2023-10-17 | 中蕊（武汉）光电科技有限公司 | Radar detection system |
| RU2730068C1 (en) * | 2019-10-10 | 2020-08-17 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "Московский институт электронной техники" | Guided missile guidance device |
| CN115755838A (en) * | 2022-11-08 | 2023-03-07 | 湖南航天有限责任公司 | Precision analysis method of missile guidance control system |
| CN115755838B (en) * | 2022-11-08 | 2024-05-28 | 湖南航天有限责任公司 | Precision analysis method of missile guidance control system |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4641801A (en) | Terminally guided weapon delivery system | |
| RU2659622C1 (en) | Rotating along the roll angle with direction gyroscope to the target acquisition zone by the homing head rocket outputting method and system for its implementation | |
| RU2399854C1 (en) | Method of guiding multi-target high-precision long-range weapon and device to this end | |
| RU2583347C1 (en) | Method of long-range target capture of zone missile homing head and long missile guidance system | |
| RU2542691C1 (en) | Method for expelling missile to track initiation area with target seeking head, and system for its implementation (versions) | |
| EP0105918B1 (en) | Terminally guided weapon delivery system | |
| Morrison et al. | Guidance and control of a cannon-launched guided projectile | |
| RU2596173C1 (en) | High-precision weapon guidance system | |
| RU2093783C1 (en) | Method of firing from deck launcher of antisubmarine missile complex | |
| Palumbo | Guest editor’s introduction: homing missile guidance and control | |
| RU2327949C1 (en) | Missile | |
| RU2473867C1 (en) | Method of guiding missile controlled by radar beam and device to this effect | |
| Koruba et al. | Programmed control of the flat track anti-tank guided missile | |
| US10429151B2 (en) | Recapture of remotely-tracked command guided vehicle into the tracker's field-of-view | |
| CN111272012A (en) | Space electromagnetic processing guide missile-guiding pre-aiming method based on Lambert orbital transfer | |
| RU2613016C1 (en) | Method of missile placing into track initiation area by homing head and device for its implementation | |
| Zuoe et al. | Study on vertical attack penetration probability of anti-ship missile | |
| RU2158411C1 (en) | Method for target destruction by spin- stabilized ballistic missiles | |
| US20230358509A1 (en) | Method and system for homing | |
| Marković et al. | Engagement areas of missiles in the proportional navigated flight powered by air breathing engines | |
| US3356314A (en) | Beam capture missile guidance system | |
| Schumacher | The Development of Design Requirements and Application of Guided Hard-Launch Munitions on Aerial Platforms | |
| Kum et al. | Modelling and Analysis of Laser Beam-rider Guided Tank Ammunition with a Diameter of 155 mm. | |
| Yang | Guidance Law Modeling and Simulation for Strap-Down Laser Seeker | |
| Jiang et al. | Optimization design of the trajectory about gun-launched missile based on SQP |