RU2325306C1

RU2325306C1 - Method of data computing system operation of missile and device for its implementation

Info

Publication number: RU2325306C1
Application number: RU2006132147/02A
Authority: RU
Inventors: Василий Васильевич Ефанов (RU); Василий Васильевич Ефанов; Сергей Михайлович Мужичек (RU); Сергей Михайлович Мужичек
Original assignee: Василий Васильевич Ефанов; Сергей Михайлович Мужичек
Priority date: 2006-09-06
Filing date: 2006-09-06
Publication date: 2008-05-27

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: essence of the invention comprises in preparing a missile on board launcher-aircraft to an autonomous operation by means of a voltage supply from apparatus of a fighter, also by means of measurement of a target and missile movement parameters, by means of evaluating assessment of required parameters of a relative target and absolute missile movements, by means of a choice of aiming the missile based on the best of one of the criteria under given conditions of application, of computing of mismatch parameters for the chosen method, characterizing the degree of mismatch between actual parameters of missile movement and their required values, of generating a signal for preparation and control of radio proximity fuse. Also emanation and reception of the electromagnetic oscillations are achieved by means of a narrow band scanning in a specified sector against the axis of a missile. Upon missile approaching a target at a distance when a target is becoming dimensional, frequency bands corresponding to oscillation frequencies of target structure components are selected out of spectrum of the signal reflected from the target, then the values of maximum amplitude of the reflected signal are identified in this frequencies band. Then the emission and reception of electromagnetic oscillation in the direction specified against the axis of the missile are fixed, and the component of the target structure with maximum amplitude of vibration is recognized. At a combination of a fixed ray of electro magnetic oscillations with a given structure component a signal is generated to explode an operational portion of the missile upon receiving the signal on the target location against the missile axis and receiving the signal of identification.

EFFECT: upgrading of self-descriptiveness.

2 dwg, 7 cl

Description

Изобретение относится к области авиационных управляемых ракет и может использоваться для информационного обеспечения функционирования боевого снаряжения авиационной управляемой ракеты.The invention relates to the field of aircraft guided missiles and can be used to information support the functioning of combat equipment of aircraft guided missiles.

Известен способ функционирования информационно-вычислительной системы (ИВС) ракеты, заключающийся в подготовке ракеты на борту самолета-носителя к автономной работе путем подачи питающих напряжения из аппаратуры истребителя, осуществлении настройки приемников синхронизации и отраженного сигнала на частоту подсвета цели, осуществлении тестирования работоспособности всей аппаратуры ракеты, определении готовности информационно-вычислительной системы ракеты к работе по специальным сигналам контроля, поступающим в аппаратуру истребителя по цепям обратной связи, осуществлении настройки измерителей и вычислителя к сопровождению цели, выбранной для поражения по командам целеуказаний, осуществляется настройка измерителей и вычислителя к сопровождению цели, выбранной для поражения по командам целеуказаний путем поворота антенны головки самонаведения в направлении на цель, либо в упрежденную точку, в которой будет находиться цель в момент взятия ее на автосопровождение, осуществлении команд целеуказания по дальности Д_цу и скорости сближения V_цу, осуществление команд целеуказаний по дальности Д_цу определяется используемыми методами наведения и сигналом подсвета цели, при этом если в радиолокационной головке самонаведения используется непрерывный сигнал подсвета цели, то подается команда целеуказания по скорости сближения V_цу (доплеровской частоте), в соответствии с которой будут селектироваться радиосигналы только той цели, скорость сближения с которой соответствует скорости целеуказания, если в радиолокационной головке самонаведения используется импульсный сигнал подсвета цели, то в модуль обработки поступает команда целеуказания по дальности, в соответствии с которой приемник отраженного сигнала будет отпираться только на время прихода сигналов, отраженных от цели, отстоящей от истребителя на дальность Д_цу, при квазинепрерывном сигнале подсвета цели подаются команды целеуказания и по дальности и по скорости, кроме того, команды целеуказания по дальности, скорости сближения и угловым скоростям линии визирования поступают в качестве начальных условий в вычислители, экстраполирующие параметры относительного движения ракеты и цели в автономном режиме работы информационно-вычислительной системы ракеты, предшествующем захвату цели на траектории, и в случае воздействия на нее радиопомех в измерении параметров движения цели и собственного движения ракеты, формировании оценки необходимых параметров относительного движения цели и абсолютного движения ракеты, выборе метода наведения ракеты на цель, наилучшего по какому-либо критерию для данных условий применения, вычислении для выбранного метода параметров рассогласования Δ_1,2, характеризующих степень несоответствия действительных параметров движения ракеты их требуемым значениям, анализе помеховой обстановки и включении в зависимости от обстановки средств помехозащиты и нерадиотехнических измерителей, перенацеливания ракеты на постановщик помех, анализ помеховой обстановки проводится по энергетическим и частотным различиям сигналов, излучаемых постановщиком помех и отраженных от земли либо от цели, при принятии решения о принадлежности анализируемого сигнала к перехватываемой цели измерители РГС переходят к его автоматическому сопровождению по доплеровской частоте, выполняемому автоселектором скорости и по направлению, осуществляемому угломером, а радиолокационная головка самонаведения переводится в режим самонаведения и формирования сигнала подготовки и управления для радиовзрывателяThere is a known method of functioning of a rocket information system (IVS), which consists in preparing a rocket on board a carrier aircraft for autonomous operation by supplying voltage from the fighter’s equipment, tuning the synchronization receivers and the reflected signal to the target’s illumination frequency, and testing the performance of the entire rocket equipment , determining the readiness of the information and computing system of the rocket to work on special control signals entering the equipment of the fighter the user on feedback circuits, setting up the meters and calculator to track the target selected for destruction by targeting instructions, the meters and calculator are tracking the target selected to hit on targeting teams by rotating the homing antenna in the direction of the target, or point where the target will be at the moment of taking it to autotracking, execution commands targeting on the D-range and closing velocity _zu _zu V, implementation coma d target indications of the range D _zu determined by methods used pointing and signal target illumination, while if a radar seeker uses a continuous signal to target illumination, then the command is targeting for closing velocity V _zu (Doppler frequency), whereby the will-selected signals only of the target, the approach speed with which corresponds to the target designation speed, if the pulse target illumination signal is used in the homing radar, then to the module processing received command targeting on range, whereby the reflected signal receiver will be unlocked only during the arrival of the signals reflected from the target, separated from the fighter in the range D _zu under quasi-continuous signal target illumination served targeting command and distance and speed, except Moreover, target designation commands for range, approach speed, and angular velocities of the line of sight come as initial conditions in computers that extrapolate the parameters of relative motion p acts and targets in the autonomous mode of operation of the rocket information and computing system, preceding the capture of the target on the trajectory, and in the case of radio interference in it, in measuring the parameters of the target’s motion and the rocket’s own motion, forming an estimate of the necessary parameters of the relative motion of the target and the absolute motion of the rocket, choosing missile guidance to the target, the best of any of the criteria for use of these terms, the method of calculating the selected parameters mismatch Δ _1,2, characterize the degree of discrepancy between the actual parameters of the rocket’s movement and their required values, analysis of the jamming environment and including, depending on the situation, the means of noise protection and non-radio measuring instruments, redirecting the rocket to the jammer, analysis of the jamming situation is carried out according to the energy and frequency differences of the signals emitted by the jammer and reflected from the ground or from targets, when deciding whether the analyzed signal belongs to the intercepted target, the CWG meters switch to its automatic tracking along the Doppler frequency performed by the speed selector and in the direction carried out by the goniometer, and the homing radar is put into homing mode and generating a training and control signal for the radio fuse

(Меркулов В.И., Лепин В.Н. Авиационные системы радиоуправления. - М.: Радио и связь, 1997 г. - с.201).(Merkulov V.I., Lepin V.N. Aviation systems of radio control. - M.: Radio and communications, 1997 - p.201).

Известно устройство, в состав которого входят последовательно соединенные антенна и приемник сигнала синхронизации, антенна и приемник отраженного сигнала, модуль обработки информации и вычислитель параметров рассогласования, а также система автономных датчиков, усилитель мощности и привод антенны, где модуль обработки информации состоит из устройства поиска, обнаружения, селекции и анализа сигналов, канала оценивания дальности и скорости сближения, канала управления антенной, причем выход его механически связан с антенной отраженного сигнала, выход приемника отраженного сигнала соединен с первым входом модуля обработки информации, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой входы которого соответственно соединены с первым выходом приемника сигналов синхронизации, первым и вторым выходом системы автономных датчиков, с выходом команд подготовки и целеуказания из аппаратуры истребителя, которые одновременно соединены с третьим входом вычислителя параметров рассогласования, с выходом вычислителя автономной системы, первым выходом усилителя мощности и привода антенны, второй выход которого механически соединен с антенной отраженного сигнала, при этом первый, второй третий, выходы модуля обработки информации соединены соответственно с входом сигналов контроля и обратной связи аппаратуры истребителя, первым и вторым входом вычислителя параметров рассогласования, кроме того, второй выход приемника синхронизации соединен со вторым входом приемника отраженного сигнала (Меркулов В.И., Лепин В.Н. Авиационные системы радиоуправления. - М.: Радио и связь 1997 г. - с.201).A device is known, which includes a serially connected antenna and a synchronization signal receiver, an antenna and a reflected signal receiver, an information processing module and a mismatch parameter calculator, as well as a system of autonomous sensors, a power amplifier and an antenna drive, where the information processing module consists of a search device, detection, selection and analysis of signals, channel for estimating range and approach speed, antenna control channel, and its output is mechanically connected to the antenna reflected of the signal, the output of the reflected signal receiver is connected to the first input of the information processing module, the second, third, fourth, fifth, sixth, seventh inputs of which are respectively connected to the first output of the synchronization signal receiver, the first and second output of the autonomous sensor system, with the output of the preparation and target designation from fighter equipment, which are simultaneously connected to the third input of the mismatch parameter calculator, with the output of the autonomous system calculator, the first output of the power amplifier and and the antenna, the second output of which is mechanically connected to the antenna of the reflected signal, while the first, second third, outputs of the information processing module are connected respectively to the input of the control and feedback signals of the fighter equipment, the first and second input of the mismatch parameter calculator, in addition, the second output of the receiver synchronization is connected to the second input of the reflected signal receiver (Merkulov V.I., Lepin V.N. Aircraft radio control systems. - M .: Radio and communications 1997 - p.201).

Недостатком данных способа и устройства является осуществление подрыва боевой части ракеты без учета расположения одного из уязвимых отсеков воздушной цели - силовой установки.The disadvantage of the data of the method and device is the implementation of undermining the warhead of the rocket without taking into account the location of one of the vulnerable compartments of the air target - the power plant.

Технической задачей изобретения является повышение эффективности боевого применения ракеты за счет осуществления подрыва боевой части ракеты относительно силовой установки воздушной цели.An object of the invention is to increase the effectiveness of the combat use of the rocket by undermining the warhead of the rocket relative to the power plant of the air target.

Решение технической задачи достигается тем, что в способе функционирования информационно-вычислительной системы ракеты, заключающемся в подготовке ракеты на борту самолета-носителя к автономной работе путем подачи питающих напряжения из аппаратуры истребителя, осуществлении настройки приемников синхронизации и отраженного сигнала на частоту подсвета цели, осуществлении тестирования работоспособности всей аппаратуры ракеты, определении готовности информационно-вычислительной системы ракеты к работе по специальным сигналам контроля, поступающим в аппаратуру истребителя по цепям обратной связи, осуществлении настройки измерителей и вычислителя к сопровождению цели выбранной для поражения по командам целеуказаний путем поворота антенны головки самонаведения в направлении на цель, либо в упрежденную точку, в которой будет находиться цель в момент взятия ее на автосопровождение, осуществления команд целеуказания по дальности Д_цу и скорости сближения V_цу, определяется используемыми методами наведения и сигналом подсвета цели, при этом если в радиолокационной головке самонаведения используется непрерывный сигнал подсвета цели, то подается команда целеуказания по скорости сближения V_цу (доплеровской частоте), в соответствии с которой будут селектироваться радиосигналы только той цели, скорость сближения с которой соответствует скорости целеуказания, если в радиолокационной головке самонаведения используется импульсный сигнал подсвета цели, то в модуль обработки поступает команда целеуказания по дальности, в соответствии с которой приемник отраженного сигнала будет отпираться только на время прихода сигналов, отраженных от цели, отстоящей от истребителя на дальность Д_цу, при квазинепрерывном сигнале подсвета цели подаются команды целеуказания и по дальности и по скорости, кроме того, команды целеуказания по дальности, скорости сближения и угловым скоростям линии визирования поступают в качестве начальных условий в вычислители, экстраполирующие параметры относительного движения ракеты и цели в автономном режиме работы информационно-вычислительной системы ракеты, предшествующем захвату цели на траектории, и в случае воздействия на нее радиопомех, анализе помеховой обстановки и включении в зависимости от обстановки средств помехозащиты и нерадиотехнических измерителей, анализ помеховой обстановки проводится по энергетическим и частотным различиям сигналов излучаемых постановщиком помех и отраженных от земли либо от цели, при принятии решения о принадлежности анализируемого сигнала к перехватываемой цели измерители радиолокационной головки самонаведения переходят к его автоматическому сопровождению по доплеровской частоте, выполняемому автоселектором скорости и по направлению, осуществляемому угломером, а радиолокационная головка самонаведения переводится в режим самонаведения, в измерении параметров движения цели и собственного движения ракеты, формировании оценки необходимых параметров относительного движения цели и абсолютного движения ракеты, выборе метода наведения ракеты на цель, наилучшего по какому-либо критерию для данных условий применения, вычислении для выбранного метода параметров рассогласования Δ_1,2, характеризующих степень несоответствия действительных параметров движения ракеты их требуемым значениям, формировании сигнала подготовки и управления для радиовзрывателя, дополнительно производят излучение и прием электромагнитных колебаний путем сканирования узким лучом в заданном секторе относительно оси ракеты при подлете ракеты к цели на расстояние, когда она становится протяженной, выделяют из спектра отраженного от цели сигнала полосу частот, соответствующую частотам колебаний элементов конструкции цели, определяют в этой полосе частот величину максимальной амплитуды отраженного сигнала, фиксируют излучение и прием электромагнитных колебаний в заданном относительно оси ракеты направлении, распознают элемент конструкции цели, имеющий максимальную амплитуду вибрации, по совмещению фиксированного луча электромагнитных колебаний с данным элементом конструкции, формируют сигнал на подрыв боевой части ракеты.The solution to the technical problem is achieved by the fact that in the method of functioning of the information and computing system of the rocket, which consists in preparing the rocket on board the carrier aircraft for autonomous operation by supplying voltage from the fighter’s equipment, tuning the synchronization receivers and the reflected signal to the target’s illumination frequency, testing the operability of all rocket equipment, determining the readiness of the rocket information and computing system for work on special counter signals The field entering the fighter’s equipment via feedback circuits, setting up the meters and calculator to track the target selected for destruction by target designation by turning the antenna of the homing head towards the target, or at the anticipated point where the target will be at the moment it is taken auto tracking, of the commands targeting on the d-range and closing velocity _zu _zu V, is determined and used methods guidance target illumination signal, wherein if the radar g Lovkov homing uses a continuous signal to target illumination, then the command is targeting for closing velocity V _zu (Doppler frequency), whereby the will-selected signals only that goal, the speed of convergence which corresponds targeting speed if a radar seeker uses the pulse signal illumination target, then the processing module receives a targeting command in range, according to which the receiver of the reflected signal will be unlocked only by mja arrival of signals reflected from the target, separated from the fighter in the range D _zu under quasi-continuous signal target illumination served targeting command and distance and speed, in addition, commands targeting on the range, closing speed and angular velocities boresight act as initial conditions in calculators that extrapolate the parameters of the relative motion of the rocket and the target in the autonomous mode of operation of the information and computer system of the rocket preceding the capture of the target on the trajectory, and in the case of operation of radio interference on it, analysis of the interference environment and the inclusion of noise protection equipment and non-radio measuring devices depending on the situation, the analysis of the interference environment is carried out according to the energy and frequency differences of the signals emitted by the director of the interference and reflected from the ground or from the target, when deciding whether the analyzed signal belongs to the intercepted targets radar homing go to its automatic tracking at the Doppler frequency performed by the car a speed lecturer and in the direction carried out by the goniometer, and the homing radar is put into homing mode, in measuring the parameters of the target’s motion and the rocket’s own motion, forming an estimate of the necessary parameters of the relative motion of the target and the absolute motion of the rocket, choosing the method of aiming the rocket at the target, the best for which -or criterion for the data application, the method chosen for calculating the error parameters Δ _1,2, characterize the degree of mismatch validly x parameters of the rocket’s movement to their required values, the formation of a preparation and control signal for the radio fuse, additionally produce radiation and receive electromagnetic waves by scanning with a narrow beam in a given sector relative to the axis of the rocket when the rocket approaches the target at a distance when it becomes extended, it is isolated from the reflected spectrum from the target of the signal, the frequency band corresponding to the frequencies of the oscillation of the structural elements of the target, determine in this frequency band the magnitude of the maximum amplitude is reflected signal, record the radiation and reception of electromagnetic waves in a direction specified relative to the axis of the missile, recognize the target structural element having the maximum vibration amplitude, by combining a fixed beam of electromagnetic waves with this structural element, form a signal to undermine the warhead of the rocket.

Предлагаемый способ реализуется в устройстве для функционирования информационно-вычислительной системы ракеты, содержащем последовательно соединенные антенну и приемник сигнала синхронизации, антенну и приемник отраженного сигнала, модуль обработки информации и вычислитель параметров рассогласования, а также систему автономных датчиков, усилитель мощности и привод антенны, где модуль обработки информации состоит из устройства поиска, обнаружения, селекции и анализа сигналов, канала оценивания дальности и скорости сближения, канала управления антенной, причем выход его механически связан с антенной отраженного сигнала, выход приемника отраженного сигнала соединен с первым входом модуля обработки информации, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой входы которого соответственно соединены с первым выходом приемника сигналов синхронизации, первым и вторым выходом системы автономных датчиков, с выходом команд подготовки и целеуказания из аппаратуры истребителя, которые одновременно соединены с третьим входом вычислителя параметров рассогласования, с выходом вычислителя автономной системы, первым выходом усилителя мощности и привода антенны, второй выход которого механически соединен с антенной отраженного сигнала, при этом первый, второй третий, выходы модуля обработки информации соединены соответственно с входом сигналов контроля и обратной связи аппаратуры истребителя, первым и вторым входом вычислителя параметров рассогласования, кроме того, второй выход приемника синхронизации соединен со вторым входом приемника отраженного сигнала, отличающемся тем, что имеет последовательно соединенные третью антенну и блок обработки информации, вход которого соединен с вторым выходом модуля обработки информации, а выход является выходом команды на подрыв боевой части ракеты.The proposed method is implemented in a device for operating a rocket information and computer system, comprising a serially connected antenna and a synchronization signal receiver, an antenna and a reflected signal receiver, an information processing module and a mismatch parameters calculator, as well as a system of autonomous sensors, a power amplifier and an antenna drive, where the module information processing consists of a device for searching, detecting, selecting and analyzing signals, a channel for estimating range and approach speed, a channel and the antenna control, and its output is mechanically connected to the reflected signal antenna, the output of the reflected signal receiver is connected to the first input of the information processing module, the second, third, fourth, fifth, sixth, seventh inputs of which are respectively connected to the first output of the synchronization signal receiver, the first and the second output of the system of autonomous sensors, with the output of the training and target designation commands from the fighter equipment, which are simultaneously connected to the third input of the mismatch parameters calculator, from the output the house of the calculator of the autonomous system, the first output of the power amplifier and the antenna drive, the second output of which is mechanically connected to the antenna of the reflected signal, while the first, second third, outputs of the information processing module are connected respectively to the input of the control and feedback signals of the fighter’s equipment, the first and second input the mismatch parameter calculator, in addition, the second output of the synchronization receiver is connected to the second input of the reflected signal receiver, characterized in that it has connected to the third antenna and the information processing unit, the input of which is connected to the second output of the information processing module, and the output is the output of the command to undermine the warhead of the rocket.

Кроме того, блок обработки информации, состоит из приемопередающего блока, устройства сканирования, цифроаналогового преобразователя, счетчика, генератора импульса, первого и второго элемента И, первого триггера, первого порогового устройства, первого задатчика сигналов, дифференцирующей цепи, фильтра, n вторых пороговых устройств, n вторых триггеров, n первых ключей, суммирующего устройства, второго ключ, третьего порогового устройства, второго задатчика сигналов, причем второй выход модуля обработки информации соединен с первым входом первого порогового устройства, второй вход который соединен с первым задатчиком сигналов, а выход порогового устройства соединен одновременно со входом дифференцирующей цепи и вторым входом первого элемента И, второй вход которой соединен со вторым выходом триггера, а третий вход соединен с выходом генератора импульсов, выход первого элемента И соединен со вторым входом счетчика, первый вход которого соединен со первым выходом триггера, а группа выходов соединена с группой входов цифроаналогового преобразователя, выход которого соединен со входом сканирующего устройства, первый выход-вход которого соединен с третьей антенной, а второй вход соединен с входом приемопередающего блока, выход которого соединен со входом фильтра, выход которого соединен с первыми входами n вторых пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первыми выходами второго задатчика сигналов, а выходы - с первыми входами n триггеров, вторые входы которых соединены с выходом дифференцирующей цепи, выход которой соединен также с третьим входом счетчика и вторым входом первого триггера, выходы n первых триггеров соединены с первыми входами n первых ключей, вторые выходы которых соединены со вторыми выходами второго задатчиков сигналов, а выходы через сумматор - с первым входом второго ключа, второй вход которого соединен с выходом триггера, а выход - с первым входом второго порогового устройства, второй вход которого соединен с выходом фильтра, а выход является выходом блока формирования команды на подрыв боевой части ракеты.In addition, the information processing unit consists of a transceiver unit, a scanning device, a digital-to-analog converter, a counter, a pulse generator, a first and second AND element, a first trigger, a first threshold device, a first signal generator, a differentiating circuit, a filter, n second threshold devices, n second triggers, n first keys, summing device, second key, third threshold device, second signal generator, the second output of the information processing module being connected to the first input the first threshold device, the second input which is connected to the first signal generator, and the output of the threshold device is connected simultaneously with the input of the differentiating circuit and the second input of the first element And, the second input of which is connected to the second output of the trigger, and the third input is connected to the output of the pulse generator, the output of the first And element is connected to the second input of the counter, the first input of which is connected to the first output of the trigger, and the group of outputs is connected to the group of inputs of the digital-to-analog converter, the output of which is connected nen with the input of the scanning device, the first output-input of which is connected to the third antenna, and the second input is connected to the input of the transceiver unit, the output of which is connected to the input of the filter, the output of which is connected to the first inputs of n second threshold devices, the second inputs of which are connected to the first outputs the second signal generator, and the outputs with the first inputs of n triggers, the second inputs of which are connected to the output of the differentiating circuit, the output of which is also connected to the third input of the counter and the second input of the first trigger, the output The first n triggers are connected to the first inputs of the first keys, the second outputs of which are connected to the second outputs of the second signal pickups, and the outputs through the adder are connected to the first input of the second key, the second input of which is connected to the trigger output, and the output to the first input of the second threshold device, the second input of which is connected to the output of the filter, and the output is the output of the unit forming the team to undermine the warhead of the rocket.

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями по способу, является следующая совокупность действий.New features that have significant differences in the method is the following set of actions.

1. Производят излучение и прием электромагнитных колебаний путем сканирования узким лучом в заданном секторе относительно оси ракеты при подлете ракеты к цели на расстояние, когда она становиться протяженной.1. They produce radiation and receive electromagnetic oscillations by scanning with a narrow beam in a given sector relative to the axis of the rocket when the rocket approaches the target at a distance when it becomes extended.

2. Выделяют из спектра отраженного от цели сигнала полосу частот, соответствующую частотам колебаний элементов конструкции цели.2. Select from the spectrum of the signal reflected from the target a frequency band corresponding to the vibration frequencies of the target structural elements.

3. Определяют в этой полосе частот величину максимальной амплитуды отраженного сигнала.3. The maximum amplitude of the reflected signal is determined in this frequency band.

4. Фиксируют излучение и прием электромагнитных колебаний в заданном относительно оси ракеты направлении.4. The emission and reception of electromagnetic oscillations are fixed in a direction specified with respect to the axis of the rocket.

5. Распознают элемент конструкции цели, имеющий максимальную амплитуду вибрации, по совмещению фиксированного луча электромагнитных колебаний с данным элементом конструкции.5. Recognize the target structural element having a maximum vibration amplitude by combining a fixed beam of electromagnetic waves with this structural element.

6. Формируют сигнал на подрыв боевой части ракеты.6. Form a signal to undermine the warhead of the rocket.

Существенными элементами по устройству являются последовательно соединенные третья антенна и блок обработки информации, которые состоит из приемопередающего блока, устройства сканирования, цифроаналогового преобразователя, счетчика, генератора импульса, первого и второго элемента И, первого триггера, первого порогового устройства, первого задатчика сигналов, дифференцирующей цепи, фильтра, n вторых пороговых устройств, n вторых триггеров, n первых ключей, суммирующего устройства, второго ключа, третьего порогового устройства, второго задатчика сигналов и связи между известными и новыми элементами.The essential elements of the device are the third antenna and the information processing unit connected in series, which consists of a transceiver unit, a scanning device, a digital-to-analog converter, a counter, a pulse generator, the first and second AND elements, the first trigger, the first threshold device, the first signal generator, and the differentiating circuit , filter, n second threshold devices, n second triggers, n first keys, summing device, second key, third threshold device, second signal setter and communication between known and new elements.

На фиг.1 приведена структурная схема информационно-вычислительной системы ракеты, на фиг.2 - блока обработки информации.Figure 1 shows the structural diagram of the information and computing system of the rocket, figure 2 - block information processing.

Устройство для функционирования информационно-вычислительной системы ракеты, содержит последовательно соединенные первую 1 антенну и приемник 2 сигнала синхронизации, вторую 3 антенну и приемник 4 отраженного сигнала, модуль 5 обработки информации и вычислитель 6 параметров рассогласования, а также систему 7 автономных датчиков, усилитель 8 мощности и привод антенны, где модуль 5 обработки информации состоит из устройства 9 поиска, обнаружения, селекции и анализа сигналов, канала 10 оценивания дальности и скорости сближения, канала 11 управления антенной, последовательно соединенные третью 12 антенну и блок 13 обработки информации, который состоит из приемопередающего блока 14, устройства 15 сканирования, цифроаналогового преобразователя 16, счетчика 17, генератора 18 импульса, первого 19 и второго 20 элемента И, первого 21 триггера, первого 22 порогового устройства, первого 23 задатчика сигналов, дифференцирующей цепи 24, фильтра 25, n вторых пороговых устройств 26, n вторых триггеров 27, n первых ключей 28, суммирующего устройства 29, второго ключа 30, третьего порогового устройства 31, второго задатчика сигналов 32, причем выход канала 11 управления антенной механически связан с антенной 3 отраженного сигнала, выход приемника 4 отраженного сигнала соединен с первым входом модуля 5 обработки информации, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой входы которого соответственно соединены с первым выходом приемника 2 сигналов синхронизации, первым и вторым выходом системы 7 автономных датчиков, с выходом команд подготовки и целеуказания из аппаратуры истребителя, которые одновременно соединены с третьим входом вычислителя 6 параметров рассогласования, с выходом вычислителя автономной системы, первым выходом усилителя 8 мощности и привода антенны, второй выход которого механически соединен с антенной 3 отраженного сигнала, при этом первый, второй третий, выходы модуля 5 обработки информации соединены соответственно с входом сигналов контроля и обратной связи аппаратуры истребителя, первым и вторым входом вычислителя 6 параметров рассогласования, кроме того, второй выход приемника 3 синхронизации соединен со вторым входом приемника 4 отраженного сигнала, кроме того, второй выход модуля 5 обработки информации соединен с первым входом первого 22 порогового устройства, второй вход который соединен с выходом первого 23 задатчика сигналов, а выход порогового устройства 22 соединен одновременно со входом дифференцирующей цепи 24 и вторым входом первого 19 элемента И, второй вход которой соединен со вторым выходом первого 21 триггера, а третий вход соединен с выходом генератора 18 импульсов, выход первого 19 элемента И соединен со вторым входом счетчика 17, первый вход которого соединен со первым выходом первого 21 триггера, а группа выходов соединена с группой входов цифроаналогового преобразователя 16, выход которого соединен со входом сканирующего устройства 15, первый выход которого соединен с третьей 12 антенной, а второй выход соединен с входом приемопередающего блока 14, выход которого соединен со входом фильтра 25, выход которого соединен с первыми входами n вторых 26 пороговых устройств, вторые входы которых соединены с первыми выходами второго 32 задатчика сигналов, а выходы - с первыми входами n вторых 27 триггеров, вторые входы которых соединены с выходом дифференцирующей цепи 24, выход которой соединен также с третьим входом счетчика 17 и вторым входом первого 21 триггера, выходы n вторых 27 триггеров соединены с первыми входами n первых 28 ключей, вторые выходы которых соединены со вторыми выходами второго 32 задатчиков сигналов, а выходы через сумматор 29 соединены с первым входом второго 30 ключа, второй вход которого соединен с выходом первого 21 триггера, а выход - с первым входом второго 31 порогового устройства, второй вход которого соединен с выходом фильтра 24, а выход является выходом блока 13 обработки информации.A device for operating a rocket information and computing system, comprises a first 1 antenna and a synchronization signal receiver 2 connected in series, a second 3 antenna and a reflected signal receiver 4, an information processing module 5 and a mismatch parameter calculator 6, as well as an autonomous sensor system 7, an 8 power amplifier and an antenna drive, where the information processing module 5 consists of a device 9 for searching, detecting, selecting and analyzing signals, a channel 10 for estimating the range and approach speed, a control channel 11 antenna, serially connected to the third antenna 12 and the information processing unit 13, which consists of a transceiver unit 14, a scanning device 15, a digital-to-analog converter 16, a counter 17, a pulse generator 18, a first 19 and a second 20 element And, the first 21 of the trigger, the first 22 threshold device, first 23 signal setter, differentiating circuit 24, filter 25, n second threshold devices 26, n second triggers 27, n first keys 28, summing device 29, second key 30, third threshold device 31, second for a signal transmitter 32, the output of the antenna control channel 11 being mechanically coupled to the reflected antenna 3, the output of the reflected signal receiver 4 is connected to the first input of the information processing unit 5, the second, third, fourth, fifth, sixth, seventh inputs of which are respectively connected to the first output receiver 2 synchronization signals, the first and second output of the system 7 autonomous sensors, with the output of the training and target designation instructions from the fighter equipment, which are simultaneously connected to the third input of the calculator 6 pairs mismatch, with the output of the calculator of the autonomous system, the first output of the power amplifier 8 and the antenna drive, the second output of which is mechanically connected to the antenna 3 of the reflected signal, while the first, second, third, outputs of the information processing module 5 are connected respectively to the input of the control and feedback signals fighter equipment, the first and second input of the calculator 6 mismatch parameters, in addition, the second output of the receiver 3 synchronization is connected to the second input of the receiver 4 of the reflected signal, except , the second output of the information processing module 5 is connected to the first input of the first 22 threshold device, the second input which is connected to the output of the first 23 signal generator, and the output of the threshold device 22 is connected simultaneously with the input of the differentiating circuit 24 and the second input of the first 19 AND element, the second input of which connected to the second output of the first 21 flip-flops, and the third input connected to the output of the pulse generator 18, the output of the first element 19 And connected to the second input of the counter 17, the first input of which is connected to the first output of the first 21 the trigger, and the group of outputs is connected to the group of inputs of the digital-to-analog converter 16, the output of which is connected to the input of the scanning device 15, the first output of which is connected to the third 12 antenna, and the second output is connected to the input of the transceiver unit 14, the output of which is connected to the input of the filter 25, the output which is connected to the first inputs of n second 26 threshold devices, the second inputs of which are connected to the first outputs of the second 32 signal generator, and the outputs to the first inputs of n second 27 triggers, the second inputs of which are connected the output of the differentiating circuit 24, the output of which is also connected to the third input of the counter 17 and the second input of the first 21 triggers, the outputs n of the second 27 triggers are connected to the first inputs n of the first 28 keys, the second outputs of which are connected to the second outputs of the second 32 signal triggers, and the outputs through the adder 29 is connected to the first input of the second key 30, the second input of which is connected to the output of the first 21 trigger, and the output to the first input of the second 31 threshold device, the second input of which is connected to the output of the filter 24, and the output is the output block 13 information processing.

Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.

Функционирование ИВС ракеты «в-в» осуществляется в следующих режимах: целеуказание, поиск и обнаружение цели при захвате ее на траектории, формирование параметра рассогласования и формирование команды на подрыв боевой части ракеты.The functioning of the IV-V-V missile's IVS is carried out in the following modes: target designation, search and target detection while capturing it on the trajectory, formation of a mismatch parameter and formation of a command to undermine the warhead of the rocket.

Первые два режима являются подготовительными, а собственно самонаведение и формирование команды на подрыв боевой части ракеты осуществляется в третьем режиме. В режиме целеуказания (ЦУ) из аппаратуры истребителя в модуль 5 обработки информации поступают команды подготовки ракеты к работе и команды ЦУ (фиг.1). По командам подготовки подаются питающие напряжения в ИВС, настраиваются приемники 2, 4 каналов синхронизации и отраженного сигнала на частоту сигнала подсвета цели (СПЦ) и тестируются работоспособность всей аппаратуры ракеты. По командам ЦУ измерители и вычислители подготавливаются к сопровождению цели, выбранной для поражения. В соответствии с этими командами антенна 3 головки самонаведения разворачивается в направлении на цель, либо в упрежденную точку, в которой будет находиться цель в момент взятия ее на автосопровождение. Наличие команд целеуказания по дальности Д_цу и скорости сближения V_цу определяется используемыми методом наведения и сигналом подсвета цели.The first two modes are preparatory, and the actual homing and team formation to undermine the warhead of the rocket is carried out in the third mode. In the target designation mode (CC) from the equipment of the fighter to the information processing module 5, instructions are received for preparing the rocket for operation and command for the control (Fig. 1). According to the preparation commands, supply voltages to the IVS are supplied, the receivers of 2, 4 synchronization channels and a reflected signal are tuned to the frequency of the target illumination signal (TWS), and the performance of all missile equipment is tested. At the command of the controllers, the meters and calculators are prepared to track the target selected for destruction. In accordance with these commands, the antenna 3 of the homing head is deployed in the direction of the target, or at the anticipated point at which the target will be at the moment of taking it for auto tracking. The presence of target designation commands for the range of D _tsu and approach speed V _tsu is determined by the guidance method used and the target illumination signal.

Если в радиолокационной головке самонаведения (РГС) используется непрерывный СПЦ, то подается команда ЦУ по скорости сближения V_цу (доплеровской частоте), в соответствии с которой будут селектироваться радиосигналы только той цели, скорость сближения с которой соответствует скорости целеуказания. Если в РГС используется импульсный СПЦ, то в модуль 5 обработки поступает команда ЦУ по дальности, в соответствии с которым приемник отраженного сигнала будет отпираться только на время прихода сигналов, отраженных от цели, отстоящей от истребителя на нужную дальность Д_цу. При квазинепрерывном СПЦ подаются команды ЦУ и по дальности и по скорости. Кроме того, команды ЦУ по дальности, скорости сближения и угловым скоростям линии визирования поступают в качестве начальных условий в вычислители, экстраполирующие параметры относительного движения ракеты и цели в автономном режиме работы ИВС, предшествующем захвату цели на траектории, и в случае воздействия на нее радиопомех. Готовность ИВС к работе контролируется по специальным сигналом контроля, поступающим в аппаратуру истребителя по цепям обратной связи (фиг.1).If a continuous TWS is used in the homing radar (RGS), then the command is given for the approach speed V _zu (Doppler frequency), in accordance with which radio signals will be selected only for that target, the approach speed with which corresponds to the target designation speed. If the CSG SPO uses pulse, the processing unit 5 receives command MC in range, according to which the reflected signal receiver will be unlocked only during the arrival of the signals reflected from the target, separated from the fighter in the desired distance D _zu. With a quasi-continuous TWS, the command of the control center is issued both in range and speed. In addition, the command of the control center in range, approach speed, and angular velocities of the line of sight comes as initial conditions to calculators that extrapolate the relative motion of the rocket and the target in the autonomous mode of the IVS, preceding the capture of the target on the trajectory, and in the event of interference with it. The readiness of the IVS for work is controlled by a special control signal supplied to the fighter’s equipment via feedback circuits (Fig. 1).

Необходимо отметить, что в зависимости от вида сигнала подсвета цели (СПЦ) поиск и селекция сигнала, отраженного от перехватываемой цели, выполняются по-разному.It should be noted that, depending on the type of target illumination signal (TWS), the search and selection of the signal reflected from the intercepted target are performed differently.

После совпадения во времени следящих полустробов дальномера и импульса u_ц, отраженного от цели, поиск прекращается и решается задача обнаружения. В процессе решения этой задачи осуществляется накопление сигналов, имеющее целью повышение вероятности правильного обнаружения.After the coincidence in time of the tracking half-gates of the rangefinder and the pulse u _c reflected from the target, the search stops and the detection problem is solved. In the process of solving this problem, signals are accumulated, with the aim of increasing the probability of correct detection.

Если принимается решение о принадлежности обнаруженного сигнала перехватываемой цели, то измерители ИВС переходят в режим автоматического сопровождения цели по дальности и направлению, а ИВС переводится в режим формирования параметра рассогласования (самонаведения) и формирования команды на подрыв боевой части ракеты.If a decision is made about the ownership of the detected signal of an intercepted target, then the IVS meters go into automatic tracking of the target in range and direction, and the IVS is transferred to the mode of generating a mismatch (homing) parameter and forming a command to undermine the warhead of the rocket.

В этом режиме в дальномерном канале 10 формируются оценки

а в угломерном канале 11 оценки углов

и приращений угловых скоростей

In this mode, estimates are generated in the rangefinder channel 10

and in the goniometer channel 11 angle estimates

and increments of angular velocities

Оценки

и

а также рассчитываемые вычислителем автономной системы (АС) оценки

используются для формирования параметра рассогласования Δ_c1,2=N₀V_сб(ω_1,2+Δω_1,2)-j_1,2, где N₀ - навигационный параметр, ω_1,2 - угловые скорости линии визирования, рассчитанные при условии, что цель не маневрирует, Δ_1,2 - приращения угловой скорости визирования, вызванные маневром цели, j_1,2 - поперечные ускорения ракеты.Grades

and

as well as estimates calculated by the calculator of the autonomous system (AC)

are used to form the mismatch parameter Δ _c1,2 = N ₀ V _sb (ω _1,2 + Δω _1,2 ) -j _1,2 , where N ₀ is the navigation parameter, ω _1,2 are the angular velocities of the line of sight calculated for provided that the target does not maneuver, Δ _1,2 - increments of the angular velocity of sighting caused by the maneuver of the target, j _1,2 - transverse accelerations of the rocket.

Оценки

используются для вычисления параметров рассогласования Δ_y1,2=К_ф(φ_1,2+φ_доп1,2) при методе наведения с постоянным углом упреждения, где К_ф - постоянный коэффициент, φ_1,2 - бортовые пеленги цели в плоскостях управления, φ_доп.1,2 - допустимые углы визирования в этих плоскостях, при которых маневр цели не приводит к срыву ее сопровождения по направлению.Grades

are used to calculate the mismatch parameters Δ _y1,2 = K _f (φ _1,2 + φ _ext1,2 ) with the guidance method with a constant lead angle, where K _f is a constant coefficient, φ _1,2 are the side bearings of the target in the control planes, φ _{add. 1,2} - allowable viewing angles in these planes, at which the maneuver of the target does not lead to the disruption of its tracking in the direction.

Если ракета наводится по алгоритму в виде выражения:If the rocket is guided by the algorithm in the form of an expression:

в горизонтальной плоскости и

in the horizontal plane and

в вертикальной,

in vertical

где Д₀ - значения дальности на момент начала самонаведения, Д_к - дальность окончания самонаведения,

- оценка угловой скорости линии визирования,

- оценка бокового ускорения цели,

- оценка бокового ускорения объекта управления в горизонтальной плоскости,

- оценка бокового ускорения цели,

- оценка бокового ускорения объекта управления в вертикальной плоскости, то в угломерном канале еще формируются оценки

- поперечных ускорений цели.where D ₀ - range values at the time of the start of homing, D _to - range of the end of homing,

- assessment of the angular velocity of the line of sight,

- assessment of lateral acceleration of the target,

- assessment of lateral acceleration of the control object in the horizontal plane,

- assessment of the angular velocity of the line of sight,

- assessment of lateral acceleration of the target,

- assessment of lateral acceleration of the control object in a vertical plane, then estimates are still formed in the goniometer channel

- lateral acceleration of the target.

Знание оценки

позволяет селектировать по дальности импульсы, отраженные от перехватываемой цели, путем отпирания приемника 4 отраженных сигналов только на время их прихода. Эта особенность позволяет повысить помехозащищенность ИВС в целом.Knowledge assessment

allows you to select the range of pulses reflected from the intercepted target, by unlocking the receiver 4 of the reflected signals only at the time of their arrival. This feature allows to increase the noise immunity of the IVS as a whole.

Начало отсчета для оценивания дальности задают импульсы СПЦ, поступающие в приемник 2 сигналов синхронизации через антенну 1.The reference point for estimating the range is set by the TWS pulses supplied to the receiver 2 of synchronization signals through the antenna 1.

По пространству (направлению) цель селектируется за счет направленных свойств антенны 3 путем ее поворота в направлении, определяемом оценками углов

In space (direction), the target is selected due to the directional properties of the antenna 3 by rotating it in the direction determined by the estimates of the angles

При непрерывном СПЦ для селекции сигналов, отраженных от цели, используется доплеровская частота F_рц, пропорциональная скорости сближения ракеты с целью. В полуактивной РГС частота F_рц выделяется как разность частот двух сигналов. Один из них, отраженный от цели, принятый антенной 3 А_ос и усиленный в приемнике 4 отраженных сигналов, содержит доплеровское смещение частоты, обусловленное скоростью сближения истребителя с целью и цели с ракетой. Второй сигнал u_c, принятый антенной 1 и усиленной приемником 2, содержит доплеровское смещение частоты, вызываемое скоростью удаления ракеты от истребителя. После вычитания частот сигналов, поступающих в приемники 4, 2 отраженных и синхронизирующих сигналов, формируется сигнал, поиск и селекция которого выполняется в модуле 5 обработки. При дальности Д_п≤Д_з поиск этого сигнала осуществляется относительно частоты F_цу=2V_цу/λ, которая устанавливается командой целеуказания V_цу по скорости, измеренной в БРЛС истребителя. Если Д_п>Д_з, поиск производится относительно частоты

где

- оценка скорости, экстраполированной в автономной системе наведения ракеты. Поиск осуществляется путем изменения по линейному закону частоты специального гетеродина. При некотором значении этой частоты сигнал промежуточной частоты приемника отраженных сигналов (ПРМОС) попадает в узкополосный фильтр, после чего поиск прекращается и начинается этап обнаружения и анализа.With a continuous TWS, for the selection of signals reflected from the target, the Doppler frequency F _{rts is used} , which is proportional to the speed of approach of the rocket to the target. In a semi-active CWG, the frequency F _rc is distinguished as the frequency difference of two signals. One of them, reflected from the target, received by the antenna 3 A _os and amplified in the receiver 4 of the reflected signals, contains a Doppler frequency offset due to the speed of approach of the fighter with the target and target with the rocket. The second signal u _c , received by antenna 1 and amplified by receiver 2, contains a Doppler frequency offset caused by the speed of the rocket moving away from the fighter. After subtracting the frequencies of the signals entering the receivers 4, 2 of the reflected and synchronizing signals, a signal is generated, the search and selection of which is performed in the processing module 5. With a range of D _p ≤ D _{s, the} search for this signal is carried out relative to the frequency F _tsu = 2V _tsu / λ, which is set by the target designation team V _tsu at the speed measured in the radar of the fighter. If D _p > D _s , the search is performed relative to the frequency

Where

- an estimate of the speed extrapolated to an autonomous missile guidance system. The search is carried out by changing according to the linear law of the frequency of a special local oscillator. At a certain value of this frequency, the signal of the intermediate frequency of the reflected signal receiver (PRMOS) enters the narrow-band filter, after which the search stops and the detection and analysis stage begins.

При принятии решения о принадлежности анализируемого сигнала к перехватываемой цели измерители РГС переходят к его автоматическому сопровождению по доплеровской частоте, выполняемому автоселектором скорости (каналом 10 оценивания V_сб), и по направлению, осуществляемому угломером, а РГС переводится в режим самонаведения.When deciding whether the analyzed signal belongs to the intercepted target, the CWG meters switch to its automatic tracking according to the Doppler frequency performed by the auto-selector (channel 10 of estimation V _sat ) and in the direction carried out by the goniometer, and the CWG switches to homing mode.

Оценка, формируемая автоселектором скорости на основе измерения доплеровской частоты F_рц, поступает в вычислитель 6 параметров рассогласования для реализации методов наведения. Угломерный канал 11 при непрерывном СПЦ функционирует так же, как и при импульсном сигнале с НЧП.The estimate formed by the auto-selector speed based on the measurement of the Doppler frequency F _rc , enters the calculator 6 mismatch parameters for the implementation of guidance methods. The goniometer channel 11 with a continuous TWS functions in the same way as with a pulsed signal with LF.

При использовании квазинепрерывного сигнала поиск и селекция цели производится как по дальности, так и по доплеровской частоте. После перехода к автоматическому сопровождению цели по дальности, скорости и направлению устройства оценивания Д и V_сб формируют оценки дальности

и скорости

При этом Д оценивается по времени запаздывания отраженного сигнала, а скорость - по частоте F_рц. Наличие информации о дальности позволяет повысить помехозащищенность РЭСУ за счет отпирания приемника только на время прихода сигналов, отраженных от цели.When using a quasicontinuous signal, the search and selection of the target is performed both in range and in Doppler frequency. After the transition to automatic tracking of the target in range, speed and direction of the estimating device, D and V _Sat, form range estimates

and speed

In this case, D is estimated by the delay time of the reflected signal, and the speed by the frequency F _rts . The availability of information on the range allows to increase the noise immunity of the RESU due to the unlocking of the receiver only at the time of arrival of signals reflected from the target.

При квазинепрерывном СПЦ необходимо устранять неоднозначность отсчета дальности, поскольку время запаздывания отраженного сигнала может превышать период повторения импульсов СПЦ. Если невозможно обеспечить однозначность отсчета, дальность не оценивается и слежение по ней не реализуется. В такой ситуации отраженный сигнал селектируется не по дальности, а по периоду повторения, что позволяет также обеспечить стробирование приемника на время прихода отраженных импульсов. Целесообразность такого приема обусловлена тем, что при вычислении параметров рассогласования не требуется знания текущей дальности. Принцип работы угломерного канала 11 остается тем же, что и при использовании СПЦ других типов.With a quasi-continuous TWS, it is necessary to eliminate the ambiguity of the range reading, since the delay time of the reflected signal can exceed the pulse repetition period of the TWS. If it is impossible to ensure the uniqueness of the reference, the range is not estimated and tracking is not implemented. In this situation, the reflected signal is selected not by range, but by the repetition period, which also allows the receiver to be gated for the time of arrival of the reflected pulses. The expediency of this technique is due to the fact that when calculating the mismatch parameters, knowledge of the current range is not required. The principle of operation of the goniometer channel 11 remains the same as when using TWS of other types.

Входящие в систему 7 автономных датчиков измерители параметров собственного движения (см. фиг.1), к которым относятся прежде всего акселерометры и гироскопы, выдают информацию об продольном и поперечных ускорениях j_х и j_1,2 и углах тангажа ϑ и рысканья ψ. На основе измерения продольного j_х и поперечных j_1,2 ускорений в вычислителе автономной системы формируются оценки

используемые при вычислении параметров рассогласования. Гироскопические датчики позволяют развязать антенну 3 РГС от угловых колебаний ракеты, что повышает точность и устойчивость сопровождения целей по направлению.The self-motion parameters measuring instruments included in the system 7 of autonomous sensors (see Fig. 1), which primarily include accelerometers and gyroscopes, provide information on the longitudinal and transverse accelerations j _x and j _1,2 and pitch angles ϑ and yaw ψ. Based on the measurement of the longitudinal j _x and transverse j _1,2 accelerations, estimates are formed in the calculator of the autonomous system

used in calculating the mismatch parameters. Gyroscopic sensors allow you to decouple the antenna 3 of the CWG from the angular oscillations of the rocket, which increases the accuracy and stability of target tracking in the direction.

Определение силовой установки на теле цели осуществляется на основе сканирования цели узким электромагнитным лучом при подходе к ракеты к цели на заданное расстояние.The definition of the power plant on the target’s body is based on scanning the target with a narrow electromagnetic beam when the missile approaches the target at a predetermined distance.

Со второго выхода модуля 5 обработки информации сигнал, пропорциональный дальности, поступает на первый вход первого 22 порогового устройства, на второй вход которого поступает сигнал с выхода первого 23 задатчика сигналов.From the second output of the information processing module 5, a signal proportional to the range is supplied to the first input of the first 22 threshold device, the second input of which receives a signal from the output of the first 23 signal setter.

В случае снижения уровня сигнала до заданного уровня с выхода порогового устройства 22 снимается сигнал и на выходе элемента И-НЕ возникает сигнал, который поступает одновременно на вход дифференцирующей цепи 24 и первый вход первого 19 элемента И.In the case of a decrease in the signal level to a predetermined level, a signal is taken from the output of the threshold device 22 and a signal arises at the output of the AND-NOT element, which is fed simultaneously to the input of the differentiating circuit 24 and the first input of the first 19 element I.

С выхода дифференцирующей цепи 24 сигнал «обнуления» поступает на третий вход счетчика 17, второй вход первого 21 триггера, вторые входы n - вторых 27 триггеров, обеспечивая готовность данных элементов к работе.From the output of the differentiating circuit 24, the “zeroing” signal is supplied to the third input of the counter 17, the second input of the first 21 triggers, and the second inputs of n — the second 27 triggers, ensuring the readiness of these elements for work.

На второй и третий вход элемента И поступают сигналы соответственно со второго выхода первого 21 триггера и генератора 18 импульсов.The second and third input of the And element receives signals, respectively, from the second output of the first 21 trigger and pulse generator 18.

С выхода первого 19 элемента И сигнал поступает на второй вход счетчика 17, на первый вход которого поступает сигнал с первого выхода первого 21 триггера.From the output of the first 19 element And the signal is fed to the second input of the counter 17, the first input of which receives a signal from the first output of the first 21 flip-flops.

С группы выходов счетчика 17 через цифроаналоговый преобразователь 16, первый выход сканирующего устройства 15 сигнал поступает на вход третьей 12 антенны, которая обеспечивает излучение электромагнитной энергии в пространство через второй выход сканирующего устройства с выхода приемопередающего блока 14.From the group of outputs of the counter 17 through the digital-to-analog converter 16, the first output of the scanning device 15 receives a signal at the input of the third 12 antenna, which provides electromagnetic radiation to the space through the second output of the scanning device from the output of the transceiver unit 14.

Отраженный от цели сигнал через третью антенну, сканирующее устройство, приемопередающее устройство, фильтр 25 поступает на первые входы n - вторых 26 пороговых устройств, на вторые входы которых поступает сигнал с первых выходов второго 32 задатчика сигналов.The signal reflected from the target through the third antenna, scanning device, transceiver, filter 25 is supplied to the first inputs of n - second 26 threshold devices, the second inputs of which receive a signal from the first outputs of the second 32 signal generator.

В случае превышения уровня отраженного сигнала происходит срабатывание n - вторых 27 триггеров, с выходов n - вторых 27 триггеров сигнал поступает на первые входы n - первых 28 ключей, на вторые выходы которых поступает сигнал с выходов второго 32 задатчика сигналов, с выходов ключей сигнал через сумматор 29 поступает на первый вход второго 30 ключа, на второй вход которого поступает сигнал с выхода первого 21 триггера, с выхода ключа сигнал поступает на первый вход второго 31 порогового устройства, на второй вход которого поступает сигнал с выхода фильтра 24, а выход является выходом блока 13 обработки информации.If the reflected signal level is exceeded, n - second 27 flip-flops are triggered, from the outputs of n - second 27 flip-flops, the signal goes to the first inputs of the n - first 28 keys, to the second outputs of which the signal comes from the outputs of the second 32 signal setter, from the outputs of the keys the signal through the adder 29 is fed to the first input of the second 30 key, the second input of which receives the signal from the output of the first 21 flip-flops, the signal from the output of the key goes to the first input of the second 31 threshold devices, the second input of which receives the signal from the output ph tra 24, and the output is the output of the block 13 of information processing.

Таким образом, наряду с наведением ракеты на цель обеспечивается определения местонахождения на теле цели силовой установки и формируется команда на подрыв боевой части ракеты относительно жизненноважного агрегата.Thus, along with pointing the missile at the target, it is possible to determine the location of the power plant on the target’s body and a team is formed to undermine the warhead of the rocket relative to the vital unit.

Источники информацииInformation sources

1. Меркулов В.И., Лепин В.Н. Авиационные системы радиоуправления. М.: Радио и связь, 1997 г. - c.201 (прототип).1. Merkulov V.I., Lepin V.N. Aircraft radio control systems. M .: Radio and communications, 1997 - c.201 (prototype).

Claims

1. The method of functioning of the information and computing system of the rocket, including preparing the rocket on board the carrier aircraft for operation, measuring the parameters of the target’s motion and the rocket’s own motion, forming an estimate of the necessary parameters of the relative motion of the target and the absolute motion of the rocket, choosing the method of guiding the rocket at the target, the best by any criterion for the given conditions of use, the calculation for the selected method of the mismatch parameters characterizing the degree of mismatch of the actual param ditch the rocket’s movement to their required values, generating a training and control signal for a radio fuse, characterized in that they emit and receive electromagnetic waves by scanning with a narrow beam in a given sector relative to the axis of the rocket, when the rocket approaches the target at a distance when it becomes dimensional, emit from the spectrum of the signal reflected from the target, the frequency band corresponding to the frequencies of oscillations of the target structural elements, determine in this frequency band the magnitude of the maximum amplitude of the reflected signal fixed emission and reception of electromagnetic waves in a predetermined direction relative to the rocket axis recognize target element structure having a maximum amplitude of vibration, and when combined fixed beam of electromagnetic waves with this element structure is formed on the signal undermining the missile.

2. The method according to claim 1, characterized in that the preparation of the rocket for operation on board the carrier aircraft is carried out by supplying voltage from the fighter’s equipment, tuning the synchronization receivers and the reflected signal to the target’s illumination frequency, testing the operability of the entire rocket equipment, determining readiness for information - the rocket computing system to work on control signals received by the fighter’s equipment via feedback circuits, by preparing meters and a calculator to track the target selected A defeat of the teams target designation.

3. The method according to claim 2, characterized in that the preparation of the meters and the calculator for tracking the target selected for destruction by targeting teams is carried out by rotating the homing antenna in the direction of the target or at the anticipated point at which the target will be at the moment of capture her for auto tracking, the implementation of target designation commands for range and approach speed.

4. The method according to claim 3, characterized in that the target range commands are formed depending on the guidance method and the target illumination signal, while if a continuous target illumination signal is used in the homing radar, then a target designation command is formed according to the approach speed, according to which radio signals are selected only for that target, the approximation speed with which corresponds to the target designation speed, if a pulse target illumination signal is used in the homing radar, then a range targeting command is sent to the processing module, according to which the reflected signal receiver will be unlocked only for the time of arrival of signals reflected from the target, which is far from the targeting aircraft, with a quasi-continuous target illumination signal, targeting and ranging commands are generated, and in speed, while the target designation commands in range, approach speed, and angular speeds of the line of sight are given as initial conditions to calculators that extrapolate the relative motion of the missile and the target in the stand-alone mode information and computing missile system prior to the capture of the target on the trajectory, and in the case of exposure to the radio.

5. The method according to claim 1, characterized in that when deciding whether the reflected signal belongs to the intercepted target, the radar homing meters switch to its automatic tracking at the Doppler frequency performed by the auto-selector and in the direction carried out by the goniometer, and the radar homing put into homing mode.

6. A device for operating a rocket information and computing system, comprising a serially connected antenna and a synchronization signal receiver, an antenna and a reflected signal receiver, an information processing module and a mismatch parameter calculator, as well as a system of autonomous sensors, a power amplifier and an antenna drive, the information processing module consists of a device for searching, detecting, selecting and analyzing signals, a channel for estimating range and approach speed, an antenna control channel, the output of which mechanically connected with the reflected signal antenna, the output of the reflected signal receiver is connected to the first input of the information processing module, the second, third, fourth, fifth, sixth, seventh inputs of which are respectively connected to the first output of the synchronization signal receiver, the first and second output of the autonomous sensor system, with the output of the training and target designation commands from the fighter equipment, which are simultaneously connected to the third input of the mismatch parameters calculator, with the output of the autonomous system calculator , the first output of the power amplifier and the antenna drive, the second output of which is mechanically connected to the reflected signal antenna, while the first, second, third outputs of the information processing module are connected respectively to the input of the control and feedback signals of the fighter equipment, the first and second input of the mismatch parameter calculator, wherein the second output of the synchronization receiver is connected to the second input of the reflected signal receiver, characterized in that it is provided with a third antenna connected in series an information processing unit having an input coupled to the second output information processing module, and the output is an output for generating commands to undermine the missile.

7. The device according to claim 6, characterized in that the information processing unit consists of a transceiver unit, a scanning device, a digital-to-analog converter, a counter, a pulse generator, the first and second AND elements, the first trigger, the first threshold device, the AND-NOT element, the first a signal setter, a differentiating circuit, a filter, second threshold devices, second triggers, first keys, an adder, a second key, a third threshold device, a second signal setter, the second input of the processing module Information chambers are connected to the first input of the first threshold device, the second input of which is connected to the first signal generator, and the output of the first threshold device through the AND-NOT element is connected simultaneously with the input of the differentiating circuit and the first input of the first AND element, the second input of which is connected to the second trigger output and the third input is connected to the output of the pulse generator, the output of the first element And is connected to the second input of the counter, the first input of which is connected to the first output of the trigger, and the group of outputs of the counter is connected is connected to the group of inputs of the digital-to-analog converter, the output of which is connected to the first input of the scanning device, the second input / output of which is connected to the third antenna, and the third input / output is connected to the first input / output of the transceiver unit, the second output of which is connected to the input of the filter, the output of which connected to the first inputs of the second threshold devices, the second inputs of which are connected to the first outputs of the second signal setter, and the outputs are connected to the first inputs of the second triggers, the second inputs of which are connected to the output of of a differentizing circuit, the output of which is also connected to the third input of the counter and the second input of the first trigger, the outputs of the second triggers are connected to the first inputs of the first keys, the second outputs of which are connected to the second outputs of the second signal generator, and the outputs of the first keys are connected through the adder to the first input of the second key the second input of which is connected to the first output of the trigger, and the output to the first input of the third threshold device, the second input of which is connected to the output of the filter, and the output of the third threshold device is It is the input of the command formation unit to undermine the warhead of the rocket.