Способ наведения вращающейся ракеты и система наведения для его осуществления

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет. Способ наведения вращающейся ракеты включает формирование модулированного излучения на пусковом устройстве, прием излучения на ракете и выработку сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях, формирование периодических по углу крена ракеты релейных трехпозиционных трапецеидальных сигналов С*(γ) и S*(γ), сдвинутых друг относительно друга на угол π/2, модуляцию сигналов управления, суммирование промодулированных сигналов и преобразование полученного сигнала в отклонение рулевого органа. Устройство наведения вращающейся ракеты содержит источник излучения на пусковом устройстве, оптически связанный с ним приемник излучения, формирователи сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях и суммирующий усилитель, соединенные с первым и вторым модуляторами, привод рулевого органа, соединенный с выходом суммирующего усилителя, гироскопический датчик угла крена (ГДУК). Также включены третий и четвертый модуляторы, в которые вводят релейные трехпозиционные сигналы с ГДУК, сдвинутые друг относительно друга на угол π/2, формирователь пилообразного сигнала, соединенный с ГДУК и третьим и четвертым модуляторами, второй и третий суммирующие усилители, соединенные входами с ГДУК и третьим и четвертым модуляторами, а выходами с входами первого и второго модуляторов. Технический результат заключается в обеспечении возможности повышения точности наведения вращающихся по углу крена ракет. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к области разработки систем наведения (СН) ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР.

Одной из задач, решаемых при разработке СН вращающихся по углу крена ракет, является увеличение точности наведения на цель.

Известен способ наведения вращающейся ракеты / Кузовков Н.Т. Системы стабилизации летательных аппаратов (баллистических и зенитных ракет). М., «Высшая школа», 1976, с.237-238, рис.7.16/, включающий формирование излучения на пусковом устройстве, прием этого излучения на ракете, выработку сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях, модуляцию этих сигналов периодическими по углу γ крена ракеты гармоническими (синусоидальными) сигналами, их суммирование и преобразование в отклонение руля.

СН, реализующая этот способ, содержит источник излучения (ИИ) на пусковом устройстве, оптически связанный с ним приемник излучения (ПИ), формирователи сигналов управления в вертикальной (ФСУВ) и горизонтальной (ФСУГ) плоскостях, входы которых соединены с выходом ПИ, а выходы соединены с первыми входами соответственно первого и второго модуляторов, суммирующий усилитель (СУ), первый и второй входы которого соединены соответственно с выходами первого и второго модуляторов, гироскопический датчик угла крена (ГДУК), механически связанный с двумя синусно-косинусными вращающимися трансформаторами (СКВТ), выходы которых связаны со вторыми входами соответственно первого и второго модуляторов, и привод рулевого органа (ПРО), вход которого соединен с выходом СУ.

Сигнал управления V, поступающий на ПРО, согласно этому способу имеет вид:

V=hy cosγ+hz sinγ,

где hy, hz - сигналы управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях соответственно.

Недостатком такого способа и реализующего его устройства является низкая надежность механических элементов - СКВТ и относительно большие их габариты.

Реализация точных синусоидальных модулирующих сигналов иным способом затруднительна, вследствие чего применяют устройства, в которых максимально упрощена механическая часть и усложнена электрическая (как правило, адаптированная к исполнению в цифровом виде).

Наиболее близким к предлагаемому способу, принятым в качестве прототипа, является способ наведения вращающейся ракеты /патент RU №2375667, МПК F41G 7/00 (2006.01), F42B 15/01 (2006.01) /, включающий формирование модулированного излучения на пусковом устройстве, прием излучения на ракете и выработку сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях, формирование периодических по углу крена ракеты релейных трехпозиционных сигналов С(γ) и S(γ), сдвинутых друг относительно друга на угол π/2, модуляцию сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях сигналами С(γ) и S(γ) соответственно, суммирование промодулированных сигналов и преобразование полученного сигнала в отклонение рулевого органа.

СН вращающейся ракеты /патент RU №2375667, МПК F41G 7/00 (2006.01), F42B 15/01 (2006.01)/, реализующая этот способ, включает ИИ на пусковом устройстве, оптически связанный с ним ПИ, формирователи сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях, входы которых соединены с выходом ПИ, а выходы соединены с первыми входами соответственно первого и второго модуляторов, СУ, первый и второй входы которого соединены соответственно с выходами первого и второго модуляторов, ПРО и ГДУК, первый и второй выходы которого соединены соответственно со вторыми входами первого и второго модуляторов, причем сигналы с первого и второго выходов ГДУК являются релейными трехпозиционными, сдвинутыми друг относительно друга на угол π/2.

Релейные трехпозиционные модулирующие сигналы по этому способу обеспечивают четыре точных отсчета по углу крена за период вращения ракеты. Реализация таких сигналов возможна, например, с помощью бесконтактного ГДУК, включающего гироскоп, наружная рамка которого связана с экранирующей маской, две оптронные пары «светодиод - фотодиод», связанные с корпусом ракеты, и преобразователь полученных электрических двухпозиционных сигналов в трехпозиционные.

Известный способ и реализующая его СН широко применяются в дозвуковых ракетах с релейным двухпозиционным ПРО, осуществляющим перекладку руля с упора на упор при формировании релейного входного сигнала по принципу широтно-импульсной модуляции. В СН с релейным ПРО сигнал управления при этом линеаризуется (суммируется с сигналом линеаризации), а в СН с пропорциональным ПРО, угол отклонения руля которого в идеальном случае пропорционален входному сигналу, линеаризация отсутствует.

Сигнал управления V, поступающий на ПРО, формируется согласно этому способу по зависимости

V=hyC(γ)+hzS(γ).

Комплексная амплитуда V ¯ m гармоник Vm разложения в ряд Фурье этого сигнала определяется выражением:

V ¯ m = V y m + j V z m ,

где j = 1 ;

m - номер гармоники;

V y , z m - проекции комплексной амплитуды V ¯ m на оси декартовой системы координат.

Проекции V y , z 1 комплексной амплитуды первой гармоники представляют собой результирующие команды управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях, а все высшие гармоники являются «паразитными», которые могут увеличивать отклонения центра масс ракеты и ее колебания по углам атаки.

В соответствии с разложением периодического сигнала в ряд Фурье / Бронштейн И.Н. и Семендяев К.А. Справочник по математике. - М.: Наука, 1967, с.549-556/ проекции V y m , нормированные по величине максимального угла отклонения руля δmax, при нулевом сигнале управления в горизонтальном канале (hz=0) имеют вид:

а) при гармонических модулирующих сигналах cosγ, sinγ:

V y 1 = { h y *     при   | h y * | 1 1 π [ 2 sin ( a r c c o s 1 | h y * | ) + | h y * | ( π - 2 a r c c o s 1 | h y * | ) ] s i g n ( h y * ) п р и | h y * | > 1

где h y = h y δ max - сигнал управления в вертикальной плоскости, нормированный по величине максимального угла отклонения руля;

V y m = 0 при m≥2 (все высшие гармоники отсутствуют);

б) при трехпозиционных модулирующих сигналах С(γ), S(γ) прототипа:

V y 1 = { 2 2 π h y *    при  | h y * | 1 2 2 π s i g n ( h y * ) п р и | h y * | > 1

V y m = { 0    при m-четное число; 1 m V y 1    при m-нечетное число .

Согласно приведенным зависимостям величина максимальной результирующей команды в вертикальной плоскости V y max 1 в линейной зоне ее изменения составляет:

V y max 1 = 1,0 - при гармонических модулирующих сигналах cosγ, sinγ;

V y max 1 = 2 2 π 0,9 - при трехпозиционных модулирующих сигналах C(γ), S(γ).

Величина максимально возможной результирующей команды в вертикальной плоскости составляет:

V y max 1 = 4 π 1,27 - при гармонических модулирующих сигналах cosγ, sinγ;

V y max 1 = 2 2 π 0,9 - при трехпозиционных модулирующих сигналах С(γ), S(γ).

Недостатками способа, представленного в прототипе (с модуляцией трехпозиционными сигналами), при использовании в СН пропорционального ПРО являются:

скачкообразный характер изменения выходного сигнала управления V, вид которого соответствует виду модулирующего сигнала одного из каналов при нулевом сигнале управления в другом канале (например, С(γ) при hz=0 с точностью до амплитуды сигнала hy), что ухудшает функционирование пропорционального ПРО;

уменьшение максимально возможной команды управления по сравнению с применением гармонических модулирующих сигналов.

Критерием «неплавности» сигнала V может служить соотношение амплитуд высших и первой гармоник. Для известного способа амплитуда третьей гармоники составляет 1/3 амплитуды полезного сигнала.

Указанные недостатки снижают точность наведения ракет с пропорциональным ПРО.

Задачей предлагаемого изобретения является формирование более плавного (с точки зрения уменьшения амплитуды высших гармоник) сигнала управления на ПРО по сравнению с прототипом при одновременном увеличении максимально возможной команды управления за счет изменение вида модулирующих сигналов, что в результате повышает точность наведения ракет. При этом сохраняется признак прототипа по использованию четырех точных отсчетов по углу крена за период вращения ракеты, т.е. с дискретностью по углу крена π/2.

Поставленная задача решается за счет того, что по сравнению с известным способом наведения вращающейся ракеты, включающим формирование модулированного излучения на пусковом устройстве, прием излучения на ракете и выработку сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях, формирование периодических по углу крена ракеты релейных трехпозиционных сигналов С(γ) и S(γ), сдвинутых друг относительно друга на угол π/2, модуляцию сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях, суммирование промодулированных сигналов и преобразование полученного сигнала в отклонение рулевого органа, в предлагаемом способе наведения определяют длительности Т1, Т2…Ti-1, Ti четвертей периода вращения ракеты по углу крена между каждыми фронтами сигнала S(γ), а модуляцию сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях осуществляют сигналами С(γ) и S(γ) соответственно, формируемыми по зависимостям

C ( γ ) = { 1        при  C( γ ) = 1 1-2 t i T i-1      при  S( γ ) = 1 1       при  C( γ ) = 1                              (1) 1 + 2 t i T i 1      при  S( γ ) = -1

S ( γ ) = { - 1 + 2 t i T i - 1    при  C( γ ) = 1 1        при  S( γ ) = 1                             (2) 1-2 t i T i-1     при  C( γ ) = -1 -1      при  S( γ ) = -1

где ti - время на текущей четверти периода, отсчитываемое от начала каждого фронта сигнала S(γ);

Ti-1 - длительность предыдущей четверти периода.

В СН, реализующую этот способ, по сравнению с известной СН, включающей источник излучения на пусковом устройстве, оптически связанный с ним приемник излучения, формирователи сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях, входы которых соединены с выходом приемника излучения, а выходы соединены с первыми входами соответственно первого и второго модуляторов, суммирующий усилитель, первый и второй входы которого соединены соответственно с выходами первого и второго модуляторов, а также привод рулевого органа и гироскопический датчик угла крена, причем сигналы с первого и второго выходов гироскопического датчика угла крена являются релейными трехпозиционными, сдвинутыми друг относительно друга на угол π/2, введены третий и четвертый модуляторы, первые входы которых соединены соответственно с первым и вторым выходами гироскопического датчика угла крена, формирователь пилообразного сигнала, вход которого соединен со вторым выходом гироскопического датчика угла крена, а выход соединен со вторыми входами третьего и четвертого модуляторов, второй и третий суммирующие усилители, первые входы которых соединены соответственно с первым и вторым выходами гироскопического датчика угла крена, вторые входы соединены соответственно с выходами четвертого и третьего модуляторов, а выходы соединены со вторыми входами соответственно первого и второго модуляторов, при этом выход первого суммирующего усилителя соединен с приводом рулевого органа.

Сущность предлагаемой совокупности технических решений заключается в том, что модуляция сигналов управления производится периодическими по углу крена трапецеидальными сигналами, обеспечивающими более плавный сигнал управления V за счет снижения амплитуды высших гармоник.

Предлагаемое изобретение поясняется графическим материалом.

Структура предлагаемой СН приведена на фиг.1, где 1 - ИИ, 2 - ПИ, 3 - ФСУВ, 4 - ФСУГ, 5 - первый модулятор (Ml), 6 - второй модулятор (М2), 7 - первый СУ (СУ1), 8 - ГДУК, 9 - ПРО, 10 - формирователь пилообразного сигнала (ФПС), 11 - третий модулятор (М3), 12 - четвертый модулятор (М4), 13 - второй СУ (СУ2), 14 - третий СУ (СУ3).

На фиг.2 представлены виды модулирующих сигналов в предлагаемом способе С(γ), S(γ) с выходов СУ2 и СУ3 соответственно и в прототипе С(γ), S(γ), а также сигналы с выходов элементов предлагаемой СН, поясняющие ее работу: Uф - с выхода ФПС, Uм3, Uм4 - с выходов М3 и М4 соответственно.

Соотношения амплитуд высших и первой гармоник выходного сигнала V приведены на фиг.3: сплошной линией - при гармонических сигналах cosγ, sinγ; пунктирной - при периодических трехпозиционных сигналах С(γ), S(γ) прототипа; штрихпунктирной - при трапецеидальных сигналах С(γ), S(γ) предлагаемого способа.

Зависимость величины результирующей команды на ПРО в вертикальной плоскости V y 1 от величины сигнала управления в этой же плоскости h y (сигнал управления в горизонтальной плоскости нулевой) представлена на фиг.4: сплошной линией - при гармонических сигналах cosγ, sinγ; пунктирной - при периодических трехпозиционных сигналах С(γ), S(γ) прототипа; штрихпунктирной - при трапецеидальных сигналах С(γ), S(γ) предлагаемого способа.

Предлагаемая СН (фиг.1) работает следующим образом.

ПИ 2 на ракете принимает модулированное излучение, формируемое ИИ 1 на пусковом устройстве. Сигналы линейных рассогласований hy, hz между положением ракеты и осью луча с выходов ФСУВ 3 и ФСУГ 4 преобразуются из измерительной системы координат, ориентированной относительно земли, во вращающуюся связанную с ракетой систему координат путем их модуляции на M1 5 и М2 6 трапецеидальными сигналами С(γ), S(γ). Сигналы управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях с выходов M1 5 и М2 6 суммируются на СУ1 7. Сформированный сигнал управления V поступает на ПРО 9, отклоняющий рули. Вращающаяся по углу крена ракета демодулирует отклонение рулей, в результате чего в каждой из плоскостей создается управляющий момент, соответствующий исходным сигналам hy,z.

Процесс формирования модулирующих сигналов в предлагаемом способе подробно представлен на фиг.2.

ФПС 10 формирует сигнал Uф, в виде двускатной пилы на удвоенной частоте вращения с единичной амплитудой.

На М3 11 и М4 12 производится модуляция периодических трехпозиционных сигналов С(γ), S(γ) с выходов ГДУК 8, поступающих на их первые входы, пилообразным сигналом Uф, поступающим на их вторые входы с выхода ФПС 10. Сигналы, полученные на выходах М3 11 и М4 12 (соответственно Uм3=Uф С(γ), Uм4=Uф S(γ)), поступают на вторые входы СУ3 14 и СУ2 13, а на их первые входы поступают сигналы S(γ) и С(γ) соответственно с выходов ГДУК 8. Модулирующие сигналы на выходах СУ2 и СУ3, сформированные по зависимостям

C(γ)=Uм4+C(γ); S(γ)=Uм3+S(γ),

имеют трапецеидальный вид (фиг.2) и соответствуют зависимостям (1), (2).

В соответствии с разложением в ряд Фурье проекции V y m (сигнал управления в горизонтальном канале - нулевой) при трапецеидальных модулирующих сигналах С(γ), S(γ) предлагаемого способа имеют вид:

V y 1 = { 8 2 π 2 h y     при  | h y | 1 8 2 π 2 [ cos α sin α ] s i g n ( h y ) п р и | h y | > 1 ,

где α = π 4 ( 1 - 1 | h y | ) ;

V y m = { 0   при m-четное число; 1 m 2 V y 1    при m-нечетное число ,

а величина максимальной результирующей команды в вертикальной плоскости V y   max 1 в линейной зоне ее изменения составляет:

V y  max 1 = 8 2 π 2 1,15

Использование в предлагаемом способе трапецеидальных модулирующих сигналов С(γ), S(γ), с одной стороны, позволяет обеспечить более плавный характер изменения сигнала управления V, поступающего на ПРО, за счет снижения амплитуд высших гармоник. Так отношение амплитуд высших нечетных «паразитных» гармоник к амплитуде первой гармоники (приведено на фиг.3) в предлагаемом способе уменьшается по сравнению с прототипом в m раз: третьей - в 3 раза (1/9 вместо 1/3), пятой - в 5 раз (1/25 вместо 1/5) и т.д. Малая амплитуда высших гармоник в предлагаемом способе фактически приближает его к способу модуляции гармоническими сигналами, но с дискретностью по точным отсчетам угла крена π/2.

С другой стороны, как видно из представленных зависимостей для V y 1 и графиков на фиг.4, предлагаемый способ наведения позволяет увеличить максимальную результирующую команду на руль при h y = 1 ; hz=0:

в 1,15 раза по сравнению с использованием гармонических модулирующих функций;

в 1,27 раза по сравнению с трехпозиционными модулирующими функциями.

Это позволяет повысить эффективность управляющего момента рулей при наведении ракет с дефицитом располагаемой перегрузки. Под располагаемой перегрузкой ракеты понимается наибольшая перегрузка (ускорение) ракеты, которую она может развить при максимальном отклонении рулей / Дмитриевский А.А. Внешняя баллистика. - М.: Машиностроение, 1979, с.126/.

В качестве элементов СН могут быть использованы устройства, представленные в прототипе, в том числе ФПС, аналогичный формирователю сигнала линеаризации прототипа (с амплитудой, равной 1,0).

В качестве ФПС может быть также использован линеаризатор сигнала, представленный в патенте RU №2280226, МПК F41G 7/00 (2006.01), F42B 15/01 (2006.01) или в патенте RU №2283466, МПК F41G 7/00 (2006.01), F42B 15/01 (2006.01), Н03К 4/00 (2006.01), где изложены варианты его подробной реализации. Он представляет собой интегратор, управляемый логическими элементами, а его коэффициент интегрирования рассчитывается вычислителем по длительности четверти периода, предшествующей текущей. На время действия первой четверти периода, когда информация о длительности предыдущей четверти отсутствует, команда V на рули может быть задана принудительно.

В этих патентах также представлена реализация бесконтактного ГДУК.

Применение предлагаемого способа позволяет повысить точность наведения вращающихся по углу крена одноканальных ракет.

1. Способ наведения вращающейся ракеты, включающий формирование модулированного излучения на пусковом устройстве, прием излучения на ракете и выработку сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях, формирование периодических по углу γ крена ракеты релейных трехпозиционных сигналов С(γ) и S(γ), сдвинутых относительно друг друга на угол π/2, модуляцию сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях, суммирование промодулированных сигналов и преобразование полученного сигнала в отклонение рулевого органа, отличающийся тем, что определяют длительности T1, T2…Ti-1, Ti четвертей периода вращения ракеты по углу крена между каждыми фронтами сигнала S(γ), а модуляцию сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях осуществляют сигналами С*(γ) и S*(γ) соответственно, формируемыми по зависимостям
C ( γ ) = { 1        при   C( γ ) = 1 1-2 t i T i-1      при   S( γ ) = 1 1       при   C( γ ) = 1                    1 + 2 t i T i 1      при  S( γ ) = -1
S ( γ ) = { - 1 + 2 t i T i - 1    при  C( γ ) = 1 1        при  S( γ ) = 1                              1-2 t i T i-1     при  C( γ ) = -1 -1      при  S( γ ) = -1
где ti - время на текущей четверти периода, отсчитываемое от начала каждого фронта сигнала S(γ);
Ti-1 - длительность предыдущей четверти периода.

2. Система наведения вращающейся ракеты, включающая источник излучения на пусковом устройстве, оптически связанный с ним приемник излучения, формирователи сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях, входы которых соединены с выходом приемника излучения, а выходы соединены с первыми входами соответственно первого и второго модуляторов, суммирующий усилитель, первый и второй входы которого соединены соответственно с выходами первого и второго модуляторов, а также привод рулевого органа и гироскопический датчик угла крена, причем сигналы с первого и второго выходов гироскопического датчика угла крена являются релейными трехпозиционными, сдвинутыми относительно друг друга на угол π/2, отличающаяся тем, что в нее введены третий и четвертый модуляторы, первые входы которых соединены соответственно с первым и вторым выходами гироскопического датчика угла крена, формирователь пилообразного сигнала, вход которого соединен со вторым выходом гироскопического датчика угла крена, а выход соединен со вторыми входами третьего и четвертого модуляторов, второй и третий суммирующие усилители, первые входы которых соединены соответственно с первым и вторым выходами гироскопического датчика угла крена, вторые входы соединены соответственно с выходами четвертого и третьего модуляторов, а выходы соединены со вторыми входами соответственно первого и второго модуляторов, при этом выход первого суммирующего усилителя соединен с приводом рулевого органа.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к оборонной технике и может быть использовано для информационного обеспечения боевого снаряжения, в частности высокоточных управляемых снарядов или управляемых ракет.

Изобретение относится к области разработки систем управления беспилотными летательными аппаратами и может быть использовано в комплексах управляемого артиллерийского вооружения и других комплексах вооружения, в которых на конечном участке траектории осуществляется самонаведение по методу пропорциональной навигации.

Изобретение относится к технике управления вращающимися по углу крена беспилотными летательными аппаратами и может быть использовано в комплексах вооружения, в которых на конечном участке траектории осуществляется самонаведение методом пропорциональной навигации.

Изобретение относится к области вооружений и может быть использовано во взрывателях различных боеприпасов, для определения расстояния до цели. .

Изобретение относится к автоматизированным информационно-управляющим системам, в частности системам визирования операторов, например военных объектов. .

Изобретение относится к оптическому приборостроению и может быть использовано в военной технике при создании ракет с оптическими головками самонаведения (ОГС). .

Изобретение относится к системам высокоточного вооружения и может быть использовано для управления ракетами при их наведении на маневрирующие воздушные цели в составе множественной группы целей.

Изобретение относится к цифровой вычислительной технике, а именно к цифровым вычислительным системам для обработки входной информации о характеристиках боевых средств, ее преобразовании, выбора необходимой стратегии, формировании критериев противоборства с выявлением результатов боя, оценки своих потерь и нанесенного противнику ущерба, может быть использовано командным составом Вооруженных Сил в процессе его обучения и переучивания, проведения командно-штабных учений и непосредственно для планирования группового боя (ГБ).

Изобретение относится к области ракетной техники, авиационным управляемым ракетам класса «воздух-воздух». .

Изобретение относится к управлению летательными аппаратами и может быть использовано для решения задач маневрирования на заданной траектории движения. .

Изобретение относится к области управления наведением летательных аппаратов (ЛА) и может быть использовано для формирования в процессе наведения спускаемого аэробаллистического ЛА в заданную точку земной поверхности (точку цели) различных траекторий спуска заданной конфигурации.

Изобретение относится к области авиационных управляемых ракет и может использоваться для решения задачи наведения ракеты на воздушную цель и для информационного обеспечения функционирования боевого снаряжения АУР.

Изобретение относится к способам целеуказания по направлению системам наведения (СН) управляемых объектов (УО) класса "воздух - поверхность". .

Изобретение относится к системам управления ракетами и может быть использовано в противотанковых ракетных комплексах (ПТРК). Согласно способу производят запуск управляемой ракеты с бортовым источником излучения, с помощью телевизионной системы принимают от источника световой поток. Формируют последовательность видеокадров фоноцелевой обстановки вместе с изображением источника излучения и цели. Определяют засвеченное бортовым источником излучения пространство и координаты его центра. Определяют координаты управляемой ракеты и формируют команды управления. На каждом кадре в пределах поля зрения фотоприемника ракеты по дополнительно формируемой последовательности видеокадров или по текущей последовательности видеокадров определяют область пространства изображения цели. Вычисляют координаты центра выделенной области цели и формируют координаты ракеты относительно координат цели. Формирование команд управления осуществляют по координатам ракеты относительно координат цели. Технический результат - повышение точности системы управления за счет формирования команд управления ракеты по координатам ракеты относительно цели и исключение наводчика из процесса наведения ракеты. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к оборудованию для управляемого оружия и предназначено для использования при управлении полетом корректируемой авиационной бомбы (КАБ) с целью поражения радиоэлектронных средств (РЭС) противника

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет

Наверх