RU2745661C1 - Rocket guidance method and optical-electronic command guidance system for its implementation - Google Patents

Rocket guidance method and optical-electronic command guidance system for its implementation Download PDF

Info

Publication number
RU2745661C1
RU2745661C1 RU2020118619A RU2020118619A RU2745661C1 RU 2745661 C1 RU2745661 C1 RU 2745661C1 RU 2020118619 A RU2020118619 A RU 2020118619A RU 2020118619 A RU2020118619 A RU 2020118619A RU 2745661 C1 RU2745661 C1 RU 2745661C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
missile
rocket
thermal imaging
tracking
target
Prior art date
Application number
RU2020118619A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Василий Николаевич Тикменов
Сергей Владимирович Купцов
Юрий Владимирович Епишин
Вячеслав Викторович Лапин
Владимир Алексеевич Воронцов
Original Assignee
Акционерное общество "Научно-технический центр ЭЛИНС"
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 Акционерное общество "Научно-технический центр ЭЛИНС" filed Critical Акционерное общество "Научно-технический центр ЭЛИНС"
Priority to RU2020118619A priority Critical patent/RU2745661C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2745661C1 publication Critical patent/RU2745661C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

FIELD: military equipment.
SUBSTANCE: invention relates to the field of military equipment and relates to a method for guiding a missile. The method includes tracking the target and determining its coordinates with a thermal imaging system relative to the center of the thermal imaging raster, launching the rocket and counting the current time t from the moment of its descent, capturing, tracking and measuring the coordinates of the rocket with the thermal imaging system relative to the center of the thermal imaging raster, determining the deviation of the rocket from the target, generating and the transmission of control commands to the missile. The rocket is captured by the thermal imaging system every time the rocket appears within the thermal imaging raster, and the tracking and measurement of the rocket coordinates by the thermal imaging system is always performed when the rocket is present within the thermal imaging raster.
EFFECT: technical result consists in increasing the accuracy of the missile guidance.
4 cl, 1 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к области военной техники, в частности к оптико-электронным системам наведения, включающим тепловизионный (ТПВ) прибор, автомат сопровождения цели, вычислительную систему, зенитную управляемую ракету, оборудование для передачи команд управления на ракету, и может быть использовано в зенитно-ракетных комплексах с командной системой наведения.The proposed invention relates to the field of military technology, in particular to optical-electronic guidance systems, including a thermal imaging (TPV) device, a target tracking machine, a computer system, an anti-aircraft guided missile, equipment for transmitting control commands to a missile, and can be used in anti-aircraft missile systems with a command guidance system.

Важнейшей задачей, решаемой в процессе разработки подобных комплексов, является повышение точности наведения ракеты на цель. Это особенно важно с учетом того, что чаще всего для определения координат цели и определения координат ракеты используются разные оптические устройства. Рассогласование между оптическими осями этих устройств практически невозможно устранить при сборке, и к тому же величина этого рассогласования может значительно меняться в процессе эксплуатации комплекса из-за внешних температурных или механических воздействий.The most important task to be solved in the process of developing such complexes is to improve the accuracy of missile guidance to the target. This is especially important given the fact that most often different optical devices are used to determine the coordinates of the target and determine the coordinates of the missile. The mismatch between the optical axes of these devices is practically impossible to eliminate during assembly, and besides, the magnitude of this mismatch can change significantly during the operation of the complex due to external temperature or mechanical influences.

Наиболее близким к предлагаемому является известный способ [1] наведения ракеты, включающий сопровождение цели и измерение ее координат ТПВ системой относительно центра ТПВ растра, пуск ракеты и отсчет текущего времени t от момента ее схода, захват, сопровождение и измерение координат ракеты инфракрасным (ИК) пеленгатором, определение отклонения ракеты от цели с учетом величины рассогласования осей δαз ТПВ системы и ИК-пеленгатора, хранящейся в памяти, выработку и передачу команд управления на ракету, причем после определения отклонений ракеты от цели сравнивают их с размером ТПВ растра, и при отклонении ракеты от цели не более половины размера ТПВ растра выдают в ТПВ систему целеуказание о координатах ракеты, измеренных ИК-пеленгатором, затем захватывают, сопровождают и измеряют координаты ракеты ТПВ системой, после чего определяют величину рассогласования δα* между координатами ракеты, измеренными ТПВ системой и ИК-пеленгатором, в течение определенного интервала времени вырабатывают, запоминают математическое ожидание δαу этой величины и одновременно фиксируют момент времени tюс относительно момента схода ракеты, а затем на интервале времени τюс≤1 с определяют окончательное рассогласование осей ТПВ системы и ИК-пеленгатора путем корректировки хранящейся в памяти величины рассогласования, учитывают его в определении отклонения ракеты от цели и команд управления на ракету и запоминают для использования в последующих пусках ракет.The closest to the proposed method is the known method [1] of missile guidance, including target tracking and measurement of its coordinates by the TPV system relative to the TPV raster center, launching the rocket and counting the current time t from the moment of its descent, capturing, tracking and measuring the coordinates of the rocket by infrared (IR) finder, determination rocket deviation from the target with the amount of misfit axes δα of TPV systems and IR-finder stored in memory, generation and transmission of control commands to the missile, and after determination of the rocket deviations from targets to compare them with the size TPV raster and rejecting missiles from the target no more than half the size of the TPV raster give the target designation to the TPV system about the rocket coordinates measured by the IR direction finder, then capture, accompany and measure the coordinates of the TPV rocket by the system, and then determine the value of the mismatch δα * between the rocket coordinates measured by the TPV system and the IR - a direction finder, within a certain time interval I work out t, is stored at the expectation δα this value and simultaneously fixed time t loc vanishing points relative to the rocket, and then in a time interval τ ≤1 loc determined with TPR final misalignment of the axes system and IR finder by adjusting the magnitude of the error stored in memory, take account of it in determining the deviation of the missile from the target and control commands to the missile and memorized for use in subsequent missile launches.

Наиболее близкой к предлагаемой является известная оптико-электронная командная система наведения [1], содержащая инфракрасный (ИК) пеленгатор, ТПВ систему, включающую ТПВ прибор, выполненный с возможностью приема теплового сигнала от цели и от ракеты, и телеавтомат сопровождения цели, вход которого соединен с видео выходом ТПВ прибора, передатчик-шифратор, пульт пуска, вычислительную систему, содержащую первый регистр памяти, блок определения отклонения ракеты от цели и команд управления, первый и второй входы которого соединены с соответствующими выходами телеавтомата сопровождения цели, третий и четвертый входы - с первым и вторым выходами ИК-пеленгатора, первый выход блока определения отклонения ракеты от цели и команд управления подключен к входу передатчика-шифратора, таймер, вход которого соединен с выходом пульта пуска, а выход подключен к временным входам ТПВ прибора, телеавтомата цели и ИК-пеленгатора и блока определения отклонения ракеты от цели и команд управления, бортовую аппаратуру ракеты, содержащую органы управления перегрузками ракеты, приемник-дешифратор, вход которого выполнен с возможностью связи с выходом передатчика, и ответчик, выход которого выполнен с возможностью связи с входом ИК-пеленгатора, а выход приемника-дешифратора соединен с органами управления перегрузками ракеты, причем, что в вычислительную систему введены второй регистр памяти, блок коррекции рассогласования осей ТПВ системы и ИК-пеленгатора, первое пороговое устройство, первая и вторая схемы И, схема И-НЕ, переключатель, счетчик, блок выработки рассогласования осей ТПВ системы и ИК-пеленгатора, включающий последовательно соединенные первую схему разности, сумматор с делителем, вторую схему разности, второй вход которой соединен с выходом первой схемы разности, и второе пороговое устройство, в ТПВ систему введен телеавтомат сопровождения ракеты, первый вход которого соединен с видео выходом ТПВ прибора, а второй вход телеавтомата сопровождения ракеты и второй вход первой схемы разности соединены с первым выходом ИК-пеленгатора, при этом первый выход телеавтомата сопровождения ракеты соединен с первым входом первой схемы разности, третий вход которой соединен с выходом первой схемы И, первый и второй входы которой соединены соответственно с вторым выходом телеавтомата сопровождения ракеты и вторым выходом ИК-пеленгатора, который одновременно подключен к второму входу второй схемы И, первый вход которой соединен с выходом первого порогового устройства, вход которого подсоединен к второму выходу блока определения отклонения ракеты от цели и команд управления, пятый вход которого подключен к выходу переключателя, при этом первый управляемый вход переключателя и первый вход блока коррекции рассогласования осей ТПВ системы и ИК-пеленгатора подсоединены к выходу первого регистра памяти, а второй управляемый вход переключателя и сигнальный вход первого регистра памяти соединены с выходом блока коррекции рассогласования осей ТПВ системы и ИК-пеленгатора, второй вход которого соединен с выходом второго регистра памяти, сигнальный вход которого подключен к выходу сумматора с делителем, причем управляющие входы сумматора с делителем, переключателя, первого и второго регистров памяти, блока коррекции рассогласования осей ТПВ системы и ИК-пеленгатора, счетчика и первый вход схемы И-НЕ соединены с выходом второго порогового устройства, а выход второй схемы И соединен с вторым входом схемы И-НЕ, выход которой подключен к третьим входам телеавтомата ракеты и первой схемы И, при этом временные входы телеавтомата сопровождения ракеты, блока коррекции рассогласования осей ТПВ системы и ИК-пеленгатора, блока выработки рассогласования осей ТПВ системы и ИК-пеленгатора, счетчика соединены с выходом таймера, а первый и второй выходы счетчика подключены раздельно к третьему и четвертому входам блока коррекции рассогласования осей ТПВ системы и ИК-пеленгатора.The closest to the proposed one is the well-known optoelectronic command guidance system [1], containing an infrared (IR) direction finder, a TPV system, including a TPV device capable of receiving a thermal signal from a target and from a missile, and a target tracking teleautomat, the input of which is connected with the video output of the TPV device, the transmitter-encoder, the launch panel, the computing system containing the first memory register, the unit for determining the missile deviation from the target and control commands, the first and second inputs of which are connected to the corresponding outputs of the target tracking teleautomat, the third and fourth inputs - with the first and second outputs of the IR direction finder, the first output of the unit for determining the missile deviation from the target and control commands is connected to the input of the transmitter-encoder, the timer, the input of which is connected to the output of the launch control, and the output is connected to the temporary inputs of the TPV device, the target teleautomaton and IR direction finder and unit for determining the deviation of the missile from the target and control commands, onboard rocket equipment containing rocket overload controls, a decoder receiver, the input of which is configured to communicate with the transmitter output, and a transponder, the output of which is configured to communicate with the input of the IR direction finder, and the output of the decoder receiver is connected to the rocket overload control, moreover, that the second memory register, the unit for correcting the misalignment of the axes of the TPV system and the IR direction finder, the first threshold device, the first and second circuits I, the NAND circuit, the switch, the counter, the unit for generating the misalignment of the axes of the TPV system and the IR a direction finder, including a series-connected first difference circuit, an adder with a divider, a second difference circuit, the second input of which is connected to the output of the first difference circuit, and a second threshold device, a missile tracking teleautomat is introduced into the TPV system, the first input of which is connected to the video output of the TPV device, and the second input of the missile tracking teleautomat and the second input of the first circuit the differences are connected to the first output of the IR direction finder, while the first output of the missile tracking teleautomat is connected to the first input of the first difference circuit, the third input of which is connected to the output of the first AND circuit, the first and second inputs of which are connected respectively to the second output of the missile tracking teleautomat and the second output IR direction finder, which is simultaneously connected to the second input of the second circuit And, the first input of which is connected to the output of the first threshold device, the input of which is connected to the second output of the unit for determining the missile deviation from the target and control commands, the fifth input of which is connected to the output of the switch, while the first controlled input of the switch and the first input of the unit for correcting the misalignment of the axes of the TPV system and the IR direction finder are connected to the output of the first memory register, and the second controlled input of the switch and the signal input of the first memory register are connected to the output of the unit for correcting the misalignment of the axes of the TPV system and the IR direction finder, the second entrance which is connected to the output of the second memory register, the signal input of which is connected to the output of the adder with a divider, and the control inputs of the adder with a divider, a switch, the first and second memory registers, a unit for correcting the misalignment of the TPV system axes and an IR direction finder, a counter and the first input of the AND circuit - NOT connected to the output of the second threshold device, and the output of the second AND circuit is connected to the second input of the AND-NOT circuit, the output of which is connected to the third inputs of the rocket teleautomaton and the first circuit And, while the time inputs of the missile tracking teleautomat, the unit for correcting the misalignment of the TPV system axes and the IR direction finder, the unit for generating the mismatch of the axes of the TPV system and the IR direction finder, the counter are connected to the output of the timer, and the first and second outputs of the counter are connected separately to the third and fourth inputs of the unit for correcting the mismatch of the axes of the TPV system and the IR direction finder.

Недостаток известного способа состоит в том, что захват ракеты ТПВ системой выполняется только при подлете ракеты к цели, поскольку выдача в ТПВ систему целеуказания происходит при отклонении ракеты от цели не более половины размера ТПВ растра. При подлете ракеты к цели, т.е. на конечном участке полета ракеты, расстояние между ТПВ системой и ракетой как правило максимально, следовательно угловой размер изображения ракеты на ТПВ растре минимален, в результате чего процесс захвата ракеты ТПВ системой значительно усложняется, процесс сопровождения ракеты ТПВ системой становится менее устойчивым и, как следствие, снижается точность измерения координат ракеты ТПВ системой, в особенности при наличии в пределах ТПВ растра различных оптических помех (облака, дымовой шлейф ракеты, ложные тепловые цели и т.п.). В результате снижается точность определения величины рассогласования между координатами ракеты, измеренными ТПВ системой и ИК пеленгатором, и в целом снижается точность наведения ракеты на цель.The disadvantage of the known method is that the capture of the missile by the TPV system is performed only when the missile approaches the target, since the target designation system is issued to the TPV when the missile deviates from the target by no more than half the size of the TPV raster. When the rocket approaches the target, i.e. at the final stage of the rocket flight, the distance between the TPV system and the rocket is usually maximum, therefore, the angular size of the rocket image on the TPV raster is minimal, as a result of which the process of capturing the TPV rocket by the system becomes much more complicated, the process of tracking the TPV rocket by the system becomes less stable and, as a consequence, the accuracy of measuring the coordinates of the rocket by the TPV system decreases, especially if there are various optical interferences within the TPV raster (clouds, rocket smoke plume, false thermal targets, etc.). As a result, the accuracy of determining the value of the mismatch between the missile coordinates measured by the TPV system and the IR direction finder decreases, and in general, the accuracy of the missile guidance to the target decreases.

Недостатком известной оптико-электронной командной системы наведения является наличие в ее составе прецизионного оптико-механического устройства - ИК-пеленгатора, что ведет к усложнению конструкции, увеличению габаритов и массы, удорожанию системы.The disadvantage of the known optoelectronic command guidance system is the presence in its composition of a precision optomechanical device - an IR direction finder, which leads to a more complex design, an increase in size and weight, and a rise in the cost of the system.

Задачей изобретения является повышение точности наведения ракеты на цель путем измерения координат ракеты только ТПВ системой на протяжении всего полетного времени ракеты, а также повышение технологичности изготовления оптико-электронной системы, уменьшение ее габаритов и массы путем исключения из ее состава ИК-пеленгатора.The objective of the invention is to improve the accuracy of guiding the missile to the target by measuring the coordinates of the missile only by the TPV system throughout the entire flight time of the missile, as well as increasing the manufacturability of the optoelectronic system, reducing its size and weight by excluding the IR direction finder from it.

Поставленная задача достигается тем, что в способе наведения ракеты, включающем сопровождение цели и измерение ее координат ТПВ системой относительно центра ТПВ растра, пуск ракеты и отсчет текущего времени t от момента ее схода, захват, сопровождение и измерение координат ракеты ТПВ системой относительно центра ТПВ растра, определение отклонения ракеты от цели, выработку и передачу команд управления на ракету, захват ракеты ТПВ системой выполняют при каждом появлении ракеты в пределах ТПВ растра, а сопровождение и измерение координат ракеты ТПВ системой выполняют всегда при наличии ракеты в пределах ТПВ растра. Поставленная задача достигается также тем, что захват и сопровождение ракеты ТПВ системой выполняется одновременно с приходом сигнала с ответчика ракеты. Поставленная задача достигается также тем, что ТПВ система имеет возможность приема сигнала нескольких спектральных диапазонов длин волн, включая видимый.The task is achieved by the fact that in the missile guidance method, including target tracking and measurement of its coordinates by the TPV system relative to the TPV raster center, launching the rocket and counting the current time t from the moment of its descent, capturing, tracking and measuring the coordinates of the TPV rocket by the system relative to the TPV raster center , determination of the missile deviation from the target, generation and transmission of control commands to the missile, the capture of the missile by the TPV system is performed at each appearance of the rocket within the TPV raster, and the tracking and measurement of the coordinates of the TPV rocket by the system are always performed in the presence of a rocket within the TPV raster. This task is also achieved by the fact that the capture and tracking of the TPV missile by the system is performed simultaneously with the arrival of the signal from the missile transponder. This task is also achieved by the fact that the TPV system has the ability to receive a signal of several spectral wavelength ranges, including the visible one.

Сущность изобретения состоит в том, что измерение координат ракеты и координат цели производится одной и той же ТПВ системой на протяжении всего полетного времени ракеты, поэтому отсутствует рассогласование между системами отсчета, в которых измеряются координаты ракеты и координаты цели.The essence of the invention lies in the fact that the measurement of the coordinates of the rocket and the coordinates of the target is made by the same TPV system throughout the flight time of the rocket, therefore there is no mismatch between the reference systems in which the coordinates of the rocket and the coordinates of the target are measured.

Работа по предлагаемому способу осуществляется следующим образом. Производится захват цели, ее сопровождение и измерение ее координат αц ТПВ системой. В подтверждение сопровождения цели ТПВ системой вырабатывается логический сигнал Fц. Производится пуск ракеты, с момента ее схода производится отсчет текущего времени t. При сопровождении цели ТПВ растр анализируется на предмет появления в его пределах изображения ракеты. В случае появления изображения ракеты в пределах ТПВ растра производится захват ракеты, после чего начинается ее сопровождение и измерение ее координат αр ТПВ системой. В подтверждение сопровождения ракеты ТПВ системой вырабатывается логический сигнал Fp. Таким образом, сопровождение и измерение координат цели и ракеты ТПВ системой выполняется одновременно. При одновременном наличии логических сигналов подтверждения сопровождения ТПВ системой цели Fц и ракеты Fp определяют отклонение ракеты от цели по формулеThe work on the proposed method is carried out as follows. The target is captured, tracked and its coordinates measured by the α c TPV system. In confirmation of target tracking of TPV, the system generates a logical signal F c . The rocket is launched, from the moment of its descent, the current time t is counted. When tracking the TPV target, the raster is analyzed for the appearance of a rocket image within it. In the event that an image of a rocket appears within the TPV of the raster, the rocket is captured, after which its tracking and measurement of its coordinates by the α p TPV system begins. In confirmation of the TPV missile tracking, the system generates a logical signal F p . Thus, the tracking and measurement of the coordinates of the target and the missile by the TPV system is carried out simultaneously. With the simultaneous presence of logical signals confirming the TPV tracking by the target system F c and the missile F p , the deflection of the missile from the target is determined by the formula

αк(t)=αц(t) - αр(t),α k (t) = α q (t) - α p (t),

вырабатывают команды управления ракетой по формулеgenerate missile control commands according to the formula

K(t)=αк(t)Dp(t)Kк,K (t) = α к (t) D p (t) K к ,

где Dp(t) - программная дальность до ракеты, Kк - коэффициент контура управления ракеты, передают команды управления K(t) на ракету.where D p (t) is the programmed range to the missile, K k is the coefficient of the missile control loop, control commands K (t) are transmitted to the missile.

В предлагаемом способе отсутствует рассогласование между системами, которыми производится измерение координат ракеты и координат цели, поскольку измерение координат ракеты и координат цели производится только ТПВ системой, что способствует повышению точности наведения ракеты на цель.In the proposed method, there is no mismatch between the systems that measure the coordinates of the rocket and the coordinates of the target, since the measurement of the coordinates of the rocket and the coordinates of the target is made only by the TPV system, which contributes to an increase in the accuracy of guiding the rocket to the target.

Работа по первому варианту предлагаемого способа осуществляется следующим образом. Производится захват цели, ее сопровождение и измерение ее координат αц ТПВ системой. В подтверждение сопровождения цели ТПВ системой вырабатывается логический сигнал Fц. Производится пуск ракеты, с момента ее схода производится отсчет текущего времени t. До момента появления изображения ракеты в пределах ТПВ растра на ракету передают программные команды управления K0. Время передачи команд управления на ракету определяется как Dp(t)/c, где с - скорость распространения электромагнитных волн. Время передачи сигнала ответчика ракеты на ТПВ систему определяется аналогично как Dp(t)/c. Общее время от начала передачи команд управления до прихода сигнала ответчика ракеты на ТПВ систему составляет

Figure 00000001
где Тз - известная постоянная задержка, которая определяется быстродействием приемника-дешифратора и ответчика.The work on the first version of the proposed method is carried out as follows. The target is captured, tracked and its coordinates measured by the α c TPV system. In confirmation of target tracking of TPV, the system generates a logical signal F c . The rocket is launched, from the moment of its descent, the current time t is counted. Until the image of the rocket appears within the TPV raster, program control commands K 0 are transmitted to the rocket. The time of transmission of control commands to the missile is defined as D p (t) / s, where c is the speed of propagation of electromagnetic waves. The transmission time of the missile transponder signal to the TPV system is determined similarly as D p (t) / s. The total time from the start of the transmission of control commands to the arrival of the missile transponder signal to the TPV system is
Figure 00000001
where T s is a known constant delay, which is determined by the speed of the receiver-decoder and the transponder.

В варианте предлагаемого способа ТПВ растр анализируется на предмет появления в его пределах изображения ракеты только в течение временного промежутка от момента времени

Figure 00000002
до момента времени
Figure 00000003
Figure 00000004
от начала передачи команд управления, где Тотв - время работы ответчика. Это позволяет повысить помехоустойчивость процесса захвата и сопровождения ракеты ТПВ системой. При появлении изображения ракеты в пределах ТПВ растра производится захват ракеты, после чего начинается ее сопровождение и измерение ее координат αp(t) ТПВ системой. В подтверждение сопровождения ракеты ТПВ системой вырабатывается логический сигнал Fp(t). При одновременном наличии логических сигналов подтверждения сопровождения ТПВ системой цели Fц и ракеты Fp определяют отклонение ракеты от цели по формулеIn a variant of the proposed TPV method, the raster is analyzed for the appearance within its limits of the rocket image only during the time interval from the moment of time
Figure 00000002
until the moment of time
Figure 00000003
Figure 00000004
from the beginning of the transmission of control commands, where T otv is the time of the transponder. This makes it possible to increase the noise immunity of the process of capturing and tracking the missile by the TPV system. When an image of a rocket appears within the TPV of the raster, the rocket is captured, after which its tracking and measurement of its coordinates α p (t) by the TPV system begins. In confirmation of the TPV missile tracking, the system generates a logical signal F p (t). With the simultaneous presence of logical signals confirming the TPV tracking by the target system F c and the missile F p , the deflection of the missile from the target is determined by the formula

αк(t)=αц(t) - αp(t),α k (t) = α q (t) - α p (t),

вырабатывают команды управления ракетой по формулеgenerate missile control commands according to the formula

K(t)=αк(t)Dp(t)Kк,K (t) = α к (t) D p (t) K к ,

где Dp(t) - программная дальность до ракеты, Kк - коэффициент контура управления ракеты, передают команды управления K(t) на ракету.where D p (t) is the programmed range to the missile, K k is the coefficient of the missile control loop, control commands K (t) are transmitted to the missile.

В предлагаемом варианте способа захват и сопровождение ракеты ТПВ системой выполняется одновременно с приходом сигнала с ответчика ракеты, что способствует большей помехозащищенности процесса захвата и сопровождения ракеты ТПВ системой и, как следствие, повышению точности наведения ракеты на цель. Работа по второму варианту предлагаемого способа осуществляется аналогично. ТПВ система принимает сигнал нескольких спектральных диапазонов длин волн, включая видимый, что способствует более надежному обнаружению целей с малым тепловым контрастом и более устойчивому их сопровождению ТПВ системой, и, как следствие, повышению точности наведения ракеты на цель.In the proposed version of the method, the capture and tracking of the missile by the TPV system is performed simultaneously with the arrival of the signal from the missile transponder, which contributes to greater noise immunity of the process of capturing and tracking the missile by the TPV system and, as a consequence, increasing the accuracy of the missile guidance to the target. The work on the second version of the proposed method is carried out in a similar way. The TPV system receives a signal of several spectral ranges of wavelengths, including the visible one, which contributes to more reliable detection of targets with low thermal contrast and more stable tracking by the TPV system, and, as a consequence, an increase in the accuracy of missile guidance to the target.

Предлагаемый способ реализован в оптико-электронной командной системе наведения, содержащей ТПВ систему с ТПВ прибором, телеавтоматом сопровождения цели и телеавтоматом сопровождения ракеты, передатчик-шифратор, пульт пуска, вычислительную систему, имеющую в составе блок выработки отклонений ракеты от цели и команд управления, зенитную управляемую ракету, содержащую приемник-дешифратор, органы управления перегрузками ракеты, ответчик.The proposed method is implemented in an optoelectronic command guidance system containing a TPV system with a TPV device, a target tracking teleautomatom and a missile tracking teleautomat, a transmitter-encoder, a launch panel, a computing system that includes a unit for generating missile deviations from the target and control commands, anti-aircraft a guided missile containing a decoder-receiver, missile overload controls, a transponder.

Изобретение поясняется структурной схемой, на которой обозначены:The invention is illustrated by a structural diagram showing:

1 - цель,1 - goal,

2 - зенитная управляемая ракета,2 - anti-aircraft guided missile,

3 - ответчик,3 - respondent,

4 - органы управления перегрузками ракеты,4 - rocket overload controls,

5 - приемник-дешифратор,5 - receiver-decoder,

6 - ТПВ система,6 - TPV system,

7 - ТПВ прибор,7 - TPV device,

8 - телеавтомат сопровождения ракеты,8 - automatic missile tracking,

9 - телеавтомат сопровождения цели,9 - automatic target tracking,

11 - передатчик-шифратор,11 - transmitter-encoder,

12 - пульт пуска,12 - launch panel,

13 - цифровая вычислительная система,13 - digital computing system,

14 - таймер,14 - timer,

15 - блок выработки отклонений ракеты от цели и команд управления,15 - unit for generating missile deviations from the target and control commands,

Fц(t) - признак наличия координат цели,F c (t) - a sign of the presence of target coordinates,

Fp(t) - признак наличия координат ракеты,F p (t) - a sign of the presence of rocket coordinates,

αц(t) - координаты цели,α q (t) - target coordinates,

αp(t) - координаты ракеты,α p (t) - rocket coordinates,

t - текущее время, отсчитываемое от момента схода ракеты,t is the current time counted from the moment of the missile descent,

K(t) - команды управления ракетой.K (t) - missile control commands.

ТПВ прибор представляет собой скоростную камеру на основе охлаждаемого матричного фотоприемника высокого разрешения [2] и объектива с переключаемыми полями зрения, позволяющими наблюдать ракету с момента времени после ее схода, соответствующему началу управления. ТПВ прибор выдает цифровое видеоизображение посредством интерфейса типа Ethernet. Временной вход ТПВ прибора соединен с выходом таймера.The TPV device is a high-speed camera based on a cooled high-resolution matrix photodetector [2] and a lens with switchable fields of view, which allow observing the rocket from the moment of time after its descent, corresponding to the beginning of control. The TPV device generates digital video images via an Ethernet interface. The time input of the TPV device is connected to the timer output.

Телеавтомат сопровождения цели (ТА-Ц) представляет собой специализированную быстродействующую вычислительную систему обработки цифрового видеоизображения, поступающего через интерфейс типа Ethernet из ТПВ прибора, реализующую корреляционно-траекторный алгоритм захвата, сопровождения и определения координат цели относительно центра ТПВ растра. Вход ТА-Ц соединен с выходом ТПВ прибора. Временной вход ТА-Ц соединен с выходом таймера.Target tracking teleautomat (TA-Ts) is a specialized high-speed computing system for processing digital video images coming through an Ethernet-type interface from a TPV device, which implements a correlation-trajectory algorithm for capturing, tracking and determining the coordinates of a target relative to the center of the TPV raster. The TA-Ts input is connected to the TPV output of the device. The TA-Ts time input is connected to the timer output.

Телеавтомат сопровождения ракеты (ТА-Р) представляет собой специализированную быстродействующую вычислительную систему обработки цифрового видеоизображения, поступающего через интерфейс типа Ethernet из ТПВ прибора, реализующую траекторно-контрастный алгоритм захвата ракеты при каждом появлении ракеты в пределах ТПВ растра, сопровождения и измерения координат ракеты относительно центра ТПВ растра всегда при наличии ракеты в пределах ТПВ растра. Вход ТА-Р соединен с выходом ТПВ прибора. Временной вход ТА-Р соединен с выходом таймера.A missile tracking teleautomat (TA-R) is a specialized high-speed computing system for processing digital video images coming through an Ethernet-type interface from a TPV device, which implements a trajectory-contrast algorithm for capturing a rocket at each appearance of a rocket within the TPV raster, tracking and measuring the coordinates of the rocket relative to the center TPV raster always in the presence of a rocket within the TPV raster. The TA-R input is connected to the TPV output of the device. Time input TA-P is connected to the timer output.

Первый и второй выходы ТА-Ц соединены соответственно с первым и вторым входами блока выработки отклонения ракеты от цели и команд управления. Первый и второй выходы ТА-Р соединены соответственно с третьим и четвертым входами блока выработки отклонения ракеты от цели и команд управления.The first and second outputs of the TA-Ts are connected, respectively, with the first and second inputs of the unit for generating missile deflection from the target and control commands. The first and second outputs of the TA-R are connected, respectively, with the third and fourth inputs of the unit for generating missile deflection from the target and control commands.

ТПВ прибор может быть реализован на основе охлаждаемого матричного фотоприемника семейства ФЭМ16М [3] и программируемой логической интегральной схемы (ПЛИС) [4]. ТА-Р и ТА-Ц могут быть реализованы также на основе ПЛИС или на основе специализированных процессоров обработки сигналов, например, 1967 ВН028 [5].The TPV device can be implemented on the basis of a cooled matrix photodetector of the FEM16M family [3] and a programmable logic integrated circuit (FPGA) [4]. TA-R and TA-Ts can also be implemented on the basis of FPGAs or on the basis of specialized signal processors, for example, 1967 VN028 [5].

Передатчик-шифратор, пульт пуска, цифровая вычислительная система с таймером и блоком выработки отклонения ракеты от цели и команд управления, ракета с приемником-дешифратором, ответчиком и органами управления перегрузками ракеты, являются известными системами с известным образом организованными связями, как указано в [1].A transmitter-encoder, a launch panel, a digital computer system with a timer and a unit for generating missile deflection from the target and control commands, a missile with a receiver-decoder, a transponder and missile overload controls, are known systems with a known way of organized connections, as indicated in [1 ].

Работа по предлагаемой оптико-электронной командной системе наведения осуществляется следующим образом.Work on the proposed optical-electronic command guidance system is carried out as follows.

Производится обзор фоно-целевой обстановки (ФЦО) ТПВ системой 6. ТПВ прибор 7, принимая сигнал ФЦО, преобразует его в цифровое видеоизображение и выдает цифровое видеоизображение через интерфейс типа Ethernet в ТА-Ц 9 и в ТА-Р 8. ТА-Ц анализирует цифровое видеоизображение и на основе корреляционных и траекторных критериев изображения цели 1 производит захват цели, ее сопровождение и измерение ее координат αц. При сопровождении цели ТА-Ц вырабатывает логический сигнал Fц. Координаты αц и логический сигнал выдаются в блок выработки отклонения ракеты от цели и команд управления 15. С пульта 12 производится пуск ракеты 2, с момента ее схода производится отсчет текущего времени г таймером 14. ТА-Р анализирует цифровое видеоизображение ФЦО, поступающее из ТПВ прибора, в течение временного промежутка от момента времени

Figure 00000005
до момента времени
Figure 00000006
от начала передачи предыдущей посылки команд управления передатчиком-шифратором 11. На основе траекторных и контрастных признаков изображения ракеты ТА-Р производит захват ракеты при каждом ее появлении на видеоизображении ФЦО, сопровождение и измерение ее координат αр всегда при ее наличии на видеоизображении ФЦО. При сопровождении ракеты ТА-Р вырабатывает логический сигнал Fp. Координаты αр и логический сигнал Fp выдаются в блок выработки отклонения ракеты от цели и команд управления. При одновременном наличии логических сигналов Fц и Fр блок выработки отклонения ракеты от цели и команд управления вычисляет отклонение ракеты от цели по формулеAn overview of the target phono situation (FCO) of the TPV system is carried out 6. TPV device 7, receiving the FCO signal, converts it into a digital video image and outputs a digital video image via an Ethernet-type interface in TA-Ts 9 and TA-R 8. TA-Ts analyzes digital video and on the basis of correlation and trajectory criteria of the image of target 1 captures the target, its tracking and measurement of its coordinates α c . When tracking the target, the TA-Ts generates a logical signal F c . Coordinates α c and a logical signal are issued to the unit for generating the missile deviation from the target and control commands 15. From the control panel 12, the missile 2 is launched, from the moment of its descent, the current time r is counted by the timer 14. TA-R analyzes the digital video image of the FCO coming from the TPV the device, during the time interval from the moment of time
Figure 00000005
until the moment of time
Figure 00000006
from the beginning of the transmission of the previous sending of control commands for the transmitter-encoder 11. Based on the trajectory and contrast features of the missile image, the TA-R captures the rocket every time it appears on the video image of the FCO, tracking and measuring its coordinates α p, always if it is present on the video image of the FCO. When escorting the missile, the TA-R generates a logical signal F p . Coordinates α p and logical signal F p are issued to the unit for generating missile deflection from the target and control commands. With the simultaneous presence of logical signals F c and F p, the unit for generating the missile deflection from the target and control commands calculates the missile deflection from the target using the formula

αк(t)=αц(t) - αр(t),α k (t) = α q (t) - α p (t),

и вырабатывает команды управления ракетой по формулеand generates missile control commands according to the formula

K(t)=αк(t)Dр(t)Kк K (t) = α к (t) D р (t) K к

где Dp(t) - программная дальность до ракеты, Kк - коэффициент контура управления ракеты, после чего команды управления K(t) поступают в передатчик-шифратор 11 и далее на ракету, где дешифрируются приемником-дешифратором 5 и передаются на органы управления перегрузками ракеты 4, в результате чего ракета сближается с целью. При отсутствии сигнала Fp блок выработки отклонения ракеты от цели и команд управления формирует на выходе программные команды управления K0, обеспечивающие полет ракеты без отклонений по курсу и тангажу.where D p (t) is the programmed range to the missile, K k is the coefficient of the missile control loop, after which the control commands K (t) are sent to the transmitter-encoder 11 and then to the rocket, where they are decoded by the receiver-decoder 5 and transmitted to the controls overloads of the rocket 4, as a result of which the rocket approaches the target. In the absence of the signal F p, the unit for generating the missile deflection from the target and control commands generates at the output program control commands K 0 , which ensure the missile flight without deviations in course and pitch.

В предлагаемой оптико-электронной командной системе наведения функции ИК-пеленгатора реализованы с помощью ТПВ системы (ТПВ прибора и ТА-Р). Это позволяет исключить ИК-пеленгатор - прецизионное оптико-механическое устройство - из оптико-электронной командной системы наведения и, тем самым, упростить конструкцию системы наведения, уменьшить ее габариты и массу, снизить ее стоимость. По этой же причине в предлагаемой системе наведения в принципе отсутствует рассогласование между системами, которыми производится измерение координат ракеты и координат цели, поскольку измерение координат ракеты и координат цели производится только ТПВ системой, что способствует повышению точности наведения ракеты на цель.In the proposed optoelectronic command guidance system, the functions of the IR direction finder are implemented using the TPV system (TPV device and TA-R). This makes it possible to exclude the IR direction finder - a precision optical-mechanical device - from the optical-electronic command guidance system and, thereby, simplify the design of the guidance system, reduce its size and weight, and reduce its cost. For the same reason, in the proposed guidance system, in principle, there is no mismatch between the systems that measure the coordinates of the rocket and the coordinates of the target, since the measurement of the coordinates of the rocket and the coordinates of the target is carried out only by the TPV system, which contributes to an increase in the accuracy of guiding the rocket to the target.

На основе предлагаемых решений была разработана оптико-электронная система наведения, изготовлены ее опытные образцы, успешно пройдены испытания с пусками управляемых ракет, подтвердившими предлагаемые решения, конструкторской документации присвоена литера O1.On the basis of the proposed solutions, an optoelectronic guidance system was developed, its prototypes were manufactured, tests with guided missile launches were successfully passed, which confirmed the proposed solutions, the letter O1 was assigned to the design documentation.

1. СПОСОБ НАВЕДЕНИЯ РАКЕТЫ И ОПТИКО-ЭЛЕКТРОННАЯ КОМАНДНАЯ СИСТЕМА НАВЕДЕНИЯ. RU 2288424 C1. F41G 7/20. 27.11.2006.1. METHOD OF ROCKET GUIDANCE AND OPTICAL-ELECTRONIC COMMAND GUIDANCE SYSTEM. RU 2288424 C1. F41G 7/20. November 27, 2006.

2. Курбатов Л.Н. Оптоэлектроника видимого и инфракрасного диапазонов спектра. - М.: Физматкнига, 2013. - 400 с. 2. Kurbatov L.N. Optoelectronics of the visible and infrared spectral ranges. - Moscow: Fizmatkniga, 2013 .-- 400 p.

3. Патрашин А.И. и др. Метод измерения квантовой эффективности и темнового тока в матричных ФПУ // Прикладная физика, 2013, №6. - С. 5-10.3. Patrashin A.I. et al. Method for measuring quantum efficiency and dark current in matrix FPU // Applied Physics, 2013, no. - S. 5-10.

4. Соловьев В.В. Проектирование цифровых систем на основе программируемых логических интегральных схем. - М.: Горячая линия - телеком, 2007. - 636 с. 4. Soloviev V.V. Design of digital systems based on programmable logic integrated circuits. - M .: Hot line - telecom, 2007 .-- 636 p.

5. Мякочин Ю. 32-разрядный суперскалярный DSP-процессор с плавающей точкой // Компоненты и технологии, 2013, №7. - С. 98-100.5. Myakochin Yu. 32-bit superscalar DSP-processor with floating point // Components and technologies, 2013, №7. - S. 98-100.

Claims (4)

1. Способ наведения ракеты, включающий сопровождение цели и измерение ее координат тепловизионной системой относительно центра тепловизионного растра, пуск ракеты и отсчет текущего времени t от момента ее схода, захват, сопровождение и измерение координат ракеты тепловизионной системой относительно центра тепловизионного растра, определение отклонения ракеты от цели, выработку и передачу команд управления на ракету, отличающийся тем, что захват ракеты тепловизионной системой выполняется при каждом появлении ракеты в пределах тепловизионного растра, а сопровождение и измерение координат ракеты тепловизионной системой выполняется всегда при наличии ракеты в пределах тепловизионного растра.1. A method for guiding a rocket, including tracking a target and measuring its coordinates with a thermal imaging system relative to the center of the thermal imaging raster, launching a rocket and counting the current time t from the moment of its descent, capturing, tracking and measuring the coordinates of the rocket with a thermal imaging system relative to the center of the thermal imaging raster, determining the deviation of the rocket from targets, generation and transmission of control commands to the missile, characterized in that the missile is captured by the thermal imaging system every time a missile appears within the thermal imaging raster, and tracking and measurement of the missile coordinates by the thermal imaging system is always performed when the missile is present within the thermal imaging raster. 2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что захват и сопровождение ракеты тепловизионной системой выполняется одновременно с приходом сигнала с ответчика ракеты.2. The method according to claim 1, characterized in that the capture and tracking of the missile by the thermal imaging system is performed simultaneously with the arrival of a signal from the missile transponder. 3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что тепловизионная система имеет возможность приема сигнала нескольких спектральных диапазонов длин волн, включая видимый.3. The method according to claim 1, characterized in that the thermal imaging system has the ability to receive a signal of several spectral wavelength ranges, including the visible one. 4. Оптико-электронная командная система наведения, содержащая тепловизионную систему, включающую тепловизионный прибор, выполненный с возможностью приема теплового сигнала от цели и от ракеты, телеавтомат сопровождения цели, вход которого соединен с видеовыходом тепловизионного прибора, и телеавтомат сопровождения ракеты, вход которого соединен с видеовыходом тепловизионного прибора, пульт пуска, передатчик-шифратор, вычислительную систему, содержащую блок выработки отклонения ракеты от цели и команд управления, первый выход которого подключен к входу передатчика-шифратора, а первый и второй входы соединены соответственно с первым и вторым выходами телеавтомата сопровождения цели, и таймер, вход которого соединен с выходом пульта пуска, бортовую аппаратуру ракеты, содержащую органы управления перегрузками ракеты, приемник-дешифратор, вход которого выполнен с возможностью связи с выходом передатчика, ответчик, выход которого выполнен с возможностью связи с входом тепловизионного прибора, а выход приемника-дешифратора соединен с органами управления перегрузками ракеты, при этом временные входы тепловизионного прибора, телеавтомата сопровождения цели, телеавтомата сопровождения ракеты, блока выработки отклонения ракеты от цели и команд управления соединены с выходом таймера, отличающаяся тем, что третий и четвертый входы блока выработки отклонения ракеты от цели и команд управления соединены соответственно с первым и вторым выходами телеавтомата сопровождения ракеты, а телеавтомат сопровождения ракеты выполнен с возможностью захвата ракеты при каждом появлении ракеты в пределах тепловизионного растра, а также с возможностью сопровождения и измерения координат ракеты всегда при наличии ракеты в пределах тепловизионного растра.4. An optoelectronic command guidance system containing a thermal imaging system, including a thermal imaging device configured to receive a thermal signal from a target and from a missile, a target tracking teleautomat, the input of which is connected to the video output of the thermal imaging device, and a missile tracking teleautomat, the input of which is connected to video output of a thermal imaging device, a launch panel, a transmitter-encoder, a computing system containing a unit for generating missile deflection from the target and control commands, the first output of which is connected to the input of the transmitter-encoder, and the first and second inputs are connected, respectively, to the first and second outputs of the target tracking teleautomat , and a timer, the input of which is connected to the output of the launch control panel, the on-board equipment of the rocket, containing the rocket overload controls, a receiver-decoder, the input of which is configured to communicate with the output of the transmitter, the transponder, the output of which is configured to communicate with the input of the thermal imaging device , and the output of the receiver-decoder is connected to the rocket overload controls, while the temporary inputs of the thermal imaging device, the target tracking teleautomat, the rocket tracking teleautomat, the missile deflection unit and control commands are connected to the timer output, characterized in that the third and fourth inputs the unit for generating missile deflection from the target and control commands are connected, respectively, with the first and second outputs of the missile tracking teleautomat, and the missile tracking teleautomat is made with the possibility of capturing the rocket every time a rocket appears within the thermal imaging raster, as well as with the possibility of tracking and measuring the coordinates of the rocket always if available rockets within the thermal imaging raster.
RU2020118619A 2020-06-05 2020-06-05 Rocket guidance method and optical-electronic command guidance system for its implementation RU2745661C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020118619A RU2745661C1 (en) 2020-06-05 2020-06-05 Rocket guidance method and optical-electronic command guidance system for its implementation

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020118619A RU2745661C1 (en) 2020-06-05 2020-06-05 Rocket guidance method and optical-electronic command guidance system for its implementation

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2745661C1 true RU2745661C1 (en) 2021-03-30

Family

ID=75353305

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020118619A RU2745661C1 (en) 2020-06-05 2020-06-05 Rocket guidance method and optical-electronic command guidance system for its implementation

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2745661C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2768991C1 (en) * 2021-09-13 2022-03-28 Игорь Владимирович Догадкин Method for destroying a surface target by a rocket launched from under water

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4611771A (en) * 1985-04-18 1986-09-16 United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Fiber optic track/reaim system
RU2131577C1 (en) * 1998-05-27 1999-06-10 Конструкторское бюро приборостроения Antiaircraft rocket and gun complex
RU2288424C1 (en) * 2005-06-27 2006-11-27 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Method for guiding rocket missile and optoelectronic command guidance system
JP2016161194A (en) * 2015-02-27 2016-09-05 三菱重工業株式会社 Missile guidance system, missile, missile guiding method and guiding control program

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4611771A (en) * 1985-04-18 1986-09-16 United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Fiber optic track/reaim system
RU2131577C1 (en) * 1998-05-27 1999-06-10 Конструкторское бюро приборостроения Antiaircraft rocket and gun complex
RU2288424C1 (en) * 2005-06-27 2006-11-27 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Method for guiding rocket missile and optoelectronic command guidance system
JP2016161194A (en) * 2015-02-27 2016-09-05 三菱重工業株式会社 Missile guidance system, missile, missile guiding method and guiding control program

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2768991C1 (en) * 2021-09-13 2022-03-28 Игорь Владимирович Догадкин Method for destroying a surface target by a rocket launched from under water

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2816312B1 (en) Asynchronous pulse detection through sequential time sampling of optically spread signals
EP2816310B1 (en) Laser-aided passive seeker
EP2816309A2 (en) Seeker having scanning-snapshot FPA
FR2655503A1 (en) OPTOELECTRONIC SYSTEM FOR ASSISTING AERIAL ATTACK AND NAVIGATION MISSIONS.
RU2745661C1 (en) Rocket guidance method and optical-electronic command guidance system for its implementation
US20210231945A1 (en) Hybrid lidar system
US4168123A (en) Aircraft weapon systems
JPH09170898A (en) Guiding apparatus
US10240900B2 (en) Systems and methods for acquiring and launching and guiding missiles to multiple targets
JP2003098255A (en) Compound tracking-sensor system
US3923273A (en) Aim point correlator
RU2478898C1 (en) Method of target identification and device to this end
RU2549552C2 (en) Method of tracking aerial target and telescopic sight having tracking range finder for implementing said method
US2997595A (en) Target-seeking head for guided missile
RU2541494C1 (en) Integrated optoelectronic system
RU2539728C1 (en) Method for homing of controlled missile and homing system for its realisation
RU2722711C1 (en) Method of controlled ammunition guidance and device for its implementation
LeCroy et al. Comparison of navigation solutions for autonomous spacecraft from multiple sensor systems
RU2288424C1 (en) Method for guiding rocket missile and optoelectronic command guidance system
CN104534926A (en) Automatic tracking aiming device system for high-speed and small-caliber artillery
RU2756170C1 (en) Optoelectronic multi-channel homing head
RU125733U1 (en) OPTICAL SIGHT OF THE TANK TANK FIRE CONTROL SYSTEM
CN113188508B (en) High-precision angle and distance measuring telescope system and angle and distance measuring method
RU2312296C1 (en) Aircraft optoelectronic sighting system
Sachan et al. Accurate Estimation of shell position using triangulation method for calibration of RPS