RU2465532C1 - Device to launch missile from mobile carrier - Google Patents
Device to launch missile from mobile carrier Download PDFInfo
- Publication number
- RU2465532C1 RU2465532C1 RU2011128921/28A RU2011128921A RU2465532C1 RU 2465532 C1 RU2465532 C1 RU 2465532C1 RU 2011128921/28 A RU2011128921/28 A RU 2011128921/28A RU 2011128921 A RU2011128921 A RU 2011128921A RU 2465532 C1 RU2465532 C1 RU 2465532C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- missile
- launch
- sight
- signal
- rocket
- Prior art date
Links
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области размещения вооружения на подвижном носителе и может быть использовано для запуска ракет с наземного, морского или воздушного подвижного носителя, например вертолета.The invention relates to the field of placing weapons on a mobile carrier and can be used to launch missiles from a land, sea or air mobile carrier, such as a helicopter.
Известно устройство для запуска ракеты с вертолета (RU 2087831 С1, 20.08.1997, МПК F41G 3/22, B64D 7/08), включающее прицел стрелка-оператора с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, подключенный к датчикам блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты, включатель сигнала «Пуск», коммутатор цепи пуска ракеты, соединенный с включателем сигнала «Пуск» и выходом блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты, сигнализатор разрешения пуска ракеты стрелка-оператора, соединенный с выходом блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты, и индикатор углового отклонения линии визирования прицела стрелка-оператора для пилота, соединенный со вторым и третьим выходами блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты.A device for launching a rocket from a helicopter (RU 2087831 C1, 08.20.1997, IPC F41G 3/22, B64D 7/08), comprising a sight arrow operator with sensors of angles and angular velocity of the line of sight in two mutually orthogonal planes, connected to the sensors rocket launch enable signal generating unit, “Start” signal switch, missile launch circuit switch connected to the “Start” signal switch and the output of the missile launch enable signal generating unit, arrow operator-enable signaling switch connected to the output of the missile launch enable signal, and an indicator of the angular deviation of the line of sight of the gunner’s sight for the pilot, connected to the second and third outputs of the missile launch enable signal generation block.
Это устройство позволяет производить запуск ракет с неподвижной пусковой установки, жестко ориентированной относительно продольной оси подвижного носителя, при отсутствии прямой видимости цели водителем подвижного носителя, например пилотом летательного аппарата.This device allows you to launch missiles from a fixed launcher, rigidly oriented relative to the longitudinal axis of the mobile carrier, in the absence of direct visibility of the target by the driver of the mobile carrier, for example, an aircraft pilot.
Сигнал разрешения пуска ракеты формируется в нем при условии:The launch enable signal is generated in it provided:
где αгор, βверт - угловые отклонения линии визирования (ЛВ) прицела стрелка-оператора в двух взаимно ортогональных плоскостях (в горизонтальной и вертикальной плоскостях соответственно) относительно "нулевого" направления ЛВ, при котором сигналы с датчиков ее углового положения равны нулю (в частности, относительно продольной оси подвижного носителя, если "нулевое" направление ЛВ совпадает с направлением его продольной оси);where α mountains , β vert are the angular deviations of the line of sight (LP) of the sight of the operator arrow in two mutually orthogonal planes (in the horizontal and vertical planes, respectively) relative to the “zero” direction of the drug, in which the signals from the sensors of its angular position are zero (in in particular, with respect to the longitudinal axis of the movable carrier, if the “zero” direction of the drug coincides with the direction of its longitudinal axis);
ωгор, ωверт - угловые скорости перемещения ЛВ в двух взаимно ортогональных плоскостях (горизонтальной и вертикальной плоскостях соответственно);ω mountains , ω vert - the angular velocity of the drug in two mutually orthogonal planes (horizontal and vertical planes, respectively);
Δtну - время неуправляемого полета ракеты - время полета ракеты с момента старта до момента начала формирования ее бортовой системой управления команд управления рулевым органом по сигналам рассогласования между ракетой и ЛВ. Сигналы рассогласования формируются бортовой системой управления ракеты по сигналам, поступающим с устройства ее наведения (оптического пеленгатора с устройством передачи сигналов наведения на борт ракеты, лазерной или радиолокационной систем наведения);Δt well - time of an uncontrolled flight of a rocket - time of a flight of a rocket from the moment of its start to the moment of the start of its formation by the on-board control system of the steering command control commands according to the mismatch signals between the rocket and the aircraft. Mismatch signals are generated by the onboard missile control system based on the signals received from its guidance device (optical direction finder with a device for transmitting guidance signals to the missile, laser or radar guidance systems);
φ, Ψ - максимальные допустимые угловые значения, в пределах которых обеспечивается заданная минимальная дальность боевого применения комплекса управляемого ракетного вооружения, размещенного на подвижном носителе.φ, Ψ are the maximum allowable angular values within which the specified minimum range of combat use of a complex of guided missile weapons placed on a mobile carrier is ensured.
Входящий в состав данного устройства блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты, соединенный с коммутатором цепи пуска ракеты и индикатором разрешения пуска ракеты стрелка-оператора, правильней было бы назвать блоком формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению ЛВ прицела стрелка-оператора. Он действительно формирует сигнал разрешения пуска ракеты, но лишь по одному признаку - по признаку нахождения ЛВ прицела стрелка-оператора в разрешенной для пуска ракеты угловой зоне, задаваемой формулами (1). При этом подразумевается, что на пусковой установке (ПУ) находится ракета и готово к работе (исправно) устройство наведения ракеты.The missile launch enable signal generating unit that is part of this device, connected to the rocket launch circuit switch and the arrow indicator for the operator-launch missile, it would be more correct to call the missile launch enable signal generating unit for the angular position of the LV of the arrow of the operator-shooter. It really generates a signal for launching a missile launch, but only by one sign - by the sign of the presence of the LV sight of the operator arrow in the angular zone allowed for launching the rocket, given by formulas (1). It is understood that a missile is located on the launcher (launcher) and the missile guidance device is ready (operational).
Однако первое из этих условий - наличие ракеты на выбранной ПУ - не всегда выполняется автоматически.However, the first of these conditions — the presence of a rocket on a selected launcher — is not always automatically performed.
Дело в том, что на подвижном носителе, как правило, размещаются несколько ПУ (как вариант, одна ПУ с несколькими направляющими для установки ракет). При этом в различных вариантах боевой загрузки подвижного носителя, который может быть оснащен и другими видами вооружения кроме управляемых ракет, ракеты могут быть установлены не на всех из них, а лишь на некоторых. Кроме того, в боевых условиях часть из изначально установленных ракет или даже все ракеты могут быть израсходованы ранее - до момента принятия стрелком-оператором решения на применение ракеты для поражения конкретной выбранной цели.The fact is that on a mobile carrier, as a rule, several launchers are placed (as an option, one launcher with several guides for installing missiles). Moreover, in various versions of the combat load of a mobile carrier, which can be equipped with other types of weapons other than guided missiles, missiles can be installed not on all of them, but only on some. In addition, in combat conditions, part of the initially installed missiles or even all missiles can be used up earlier - until the decision by the shooter-operator to use the missile to hit a specific target is taken.
Второе условие также может не выполняться, поскольку устройство наведения ракеты (например, оптический пеленгатор с устройством передачи сигналов наведения на ракету, лазерная или радиолокационная система наведения) может выйти из строя к моменту принятия стрелком-оператором решения на применение ракеты, в частности - в результате боевого повреждения аппаратуры, носителя или последствий этого повреждения.The second condition may also not be fulfilled, since a missile guidance device (for example, an optical direction finder with a device for transmitting guidance to a missile, a laser or radar guidance system) may fail by the time the shooter makes a decision to use the missile, in particular as a result of combat damage to equipment, media or the consequences of this damage.
Поэтому рациональнее выдавать на индикатор стрелка-оператора совокупную или интегральную информацию о разрешении пуска ракеты, учитывающую выполнение трех этих условий (нахождение ЛВ прицела стрелка-оператора в разрешенной для пуска ракеты угловой зоне, наличие ракеты на выбранной ПУ и исправность устройства наведения ракеты). Нет смысла. выдавать на индикатор стрелка-оператора информацию о разрешении пуска ракеты, если на выбранной ПУ ракеты нет. Эта, в данном случае ложная, информация лишь введет в заблуждение стрелка-оператора, который безрезультатно будет пытаться осуществить пуск ракеты, инициируя включатель сигнала "Пуск", что, очевидно, будет снижать скорострельность, а стало быть, и эффективность комплекса управляемого ракетного вооружения, установленного на подвижном носителе. Пуск же ракеты при неисправном устройстве наведения ракеты приведет к потере ракеты и невыполнению боевой задачи.Therefore, it is more rational to provide aggregate or integral information about the launch launch resolution to the operator-shooter indicator, taking into account the fulfillment of these three conditions (finding the arrow of the operator-gunner’s sight in the angular zone allowed for launching the missile, the presence of the missile on the selected launcher and the serviceability of the missile guidance device). It makes no sense. provide information on the launch arrow indicator to the operator arrow if there is no missile on the selected launcher. This, in this case, false, information will only mislead the operator-shooter who will try to launch the missile to no avail, initiating the Start signal switch, which, obviously, will reduce the rate of fire, and therefore the effectiveness of the guided missile system, mounted on removable media. Launching a rocket with a faulty missile guidance device will lead to missile loss and missed combat mission.
Использование других индикаторов для предоставления стрелку-оператору информации о наличии ракеты на ПУ и готовности к работе (исправности) устройства наведения ракеты усложняет работу стрелка-оператора, который при подготовке к пуску ракеты в боевой обстановке должен принимать во внимание информацию с трех индикаторов, отвлекаясь от наблюдения за полем боя и слежения за уже выбранной целью, и также будет снижать скорострельность комплекса управляемого ракетного вооружения, установленного на подвижном носителе. Ввести же, например, в визир оптического прицела информацию с трех индикаторов, которая не затеняла бы часть изображения местности, не ухудшала бы качество видимости местности и в то же время могла бы различаться и восприниматься периферийным зрением оператора без затруднений, практически невозможно.The use of other indicators to provide the operator-shooter with information about the presence of a missile at the launcher and the readiness (operability) of the missile guidance device complicates the work of the operator-shooter, who, in preparation for launching a rocket in a combat situation, must take into account information from three indicators, distracting from monitoring the battlefield and tracking an already chosen target, and will also reduce the rate of fire of a complex of guided missile weapons mounted on a mobile carrier. To enter, for example, information from three indicators that would not obscure part of the terrain image, would not impair the quality of terrain visibility and, at the same time, be different and perceived by the operator’s peripheral vision without difficulties, to enter the sight of an optical sight, for example, is practically impossible.
К недостаткам данного устройства можно отнести и то, что в нем не учитывается возможность изменения угла крена подвижного носителя после старта ракеты.The disadvantages of this device can be attributed to the fact that it does not take into account the possibility of changing the roll angle of the movable carrier after the launch of the rocket.
Целью заявленного изобретения является повышение эффективности комплекса управляемого ракетного вооружения, установленного на подвижном носителе, за счет повышения точности стрельбы, особенно по близко расположенным целям, при изменениях крена подвижного носителя после старта ракеты.The aim of the claimed invention is to increase the efficiency of a complex of guided missile weapons mounted on a mobile carrier, by increasing the accuracy of shooting, especially at closely located targets, with changes in the roll of the mobile carrier after the launch of the rocket.
Для достижения технического результата в устройстве для запуска ракет с подвижного носителя, включающем прицел с датчиками углов и угловой скорости линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, подключенный к датчикам блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, соединенный с индикатором углового положения линии визирования прицела, пусковую установку с датчиком наличия ракеты, устройство наведения ракеты, блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, входы которого подключены к блоку формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела, датчику наличия ракеты пусковой установки и устройству наведения ракеты соответственно, последовательно соединенные включатель сигнала «Пуск» и блок формирования сигнала пуска ракеты, второй вход которого подключен к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, и индикатор разрешения пуска ракеты, подключенный к выходу блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, введен датчик крена, подключенный к устройству наведения ракеты, а устройство наведения ракеты подключено к датчику наличия ракеты пусковой установки.To achieve a technical result in a device for launching missiles from a mobile carrier, including a sight with sensors of angles and angular velocity of the line of sight in two mutually orthogonal planes, a unit for generating a signal for launching the launch of the rocket by the angular position of the line of sight of the sight connected to the sensors, connected to the angle indicator sight sight lines, a launcher with a missile presence sensor, a missile guidance device, an integrated launch enable signal generating unit p chum, the inputs of which are connected to the block for generating a signal for launching a rocket by the angular position of the sight line of sight, the sensor for launching a rocket launcher and the guiding device for the rocket, respectively, connected in series to the Start signal switch and the rocket launch signal generating block, the second input of which is connected to the output a unit for generating an integrated signal for launching a launch permit, and an indicator for enabling a rocket for launching, connected to the output of a unit for generating an integrated permission signal missile launch, a roll sensor connected to the missile guidance device is introduced, and the missile guidance device is connected to the missile launcher presence sensor.
На фиг.1 приведена функциональная схема заявляемого устройства, где представлены прицел 1, с датчиками углов 2, 5 и угловой скорости 3, 4 линии визирования в двух взаимно ортогональных плоскостях, блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела 6, индикатор углового положения линии визирования прицела 7, блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты 8, индикатор разрешения пуска ракеты 9, включатель сигнала «Пуск» 10, блок формирования сигнала пуска ракеты 11, пусковая установка 12 с датчиком наличия ракеты 13, устройство наведения ракеты 14 и датчик крена подвижного носителя 15.Figure 1 shows a functional diagram of the inventive device, where the sight 1 is presented, with sensors of angles 2, 5 and angular velocity 3, 4 of the line of sight in two mutually orthogonal planes, a block for generating a signal for launching permission to launch according to the angular position of the line of sight of the sight 6, indicator the angular position of the line of sight of the sight 7, the unit for generating the integral signal for launch launch permission 8, the launch permission indicator for rocket 9, the Start signal switch 10, the rocket launch signal generation block 11, launcher ka 12 with a missile sensor 13, a missile guidance device 14 and a roll sensor of a movable carrier 15.
Устройство функционирует следующим образом. Сигналы с датчиков углового положения 2, 5 и угловой скорости 3, 4 ЛВ в каждой из двух взаимно ортогональных плоскостей поступают в блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела 6. С выхода блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела 6 сигналы угловых отклонений ЛВ в двух взаимно ортогональных плоскостях с поправками на упреждение, в случае наличия угловых скоростей ЛВ в этих плоскостях, поступают на вход индикатора углового положения линии визирования прицела 7, обеспечивая водителя подвижного носителя необходимой визуальной информацией для совмещения направления движения подвижного носителя с направлением ЛВ (т.е. с направлением на выбранную стрелком-оператором цель) с требуемой точностью. Когда ЛВ прицела 1 окажется в разрешенной для пуска ракеты угловой зоне, на выходе блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела 6 будет сформирован сигнал разрешения пуска ракеты по данному признаку, поступающий далее на вход блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты 8. На два других входа блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты 8 поступают сигнал с датчика наличия ракеты 13 пусковой установки 12 и сигнал готовности к работе (исправности) устройства наведения ракеты 14 соответственно. При условии готовности к работе (исправности) устройства наведения ракеты 14, наличия ракеты на выбранной стрелком-оператором пусковой установке 12 и нахождении ЛВ прицела в разрешенной для пуска ракеты угловой зоне на выходе блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты 8 формируется интегральный сигнал разрешения пуска ракеты, поступающий далее на вход блока формирования сигнала пуска ракеты 11, обеспечивая возможность формирования этим блоком запальных импульсов для запуска ракеты по нажатию стрелком-оператором включателя сигнала «Пуск» 10, и на индикатор разрешения пуска ракеты 9. При появлении на индикаторе разрешения пуска ракеты 9 символа разрешения пуска стрелок-оператор производит пуск ракеты нажатием, включателя сигнала «Пуск» 10. Сигнал с датчика крена подвижного носителя 15, пропорциональный углу крена подвижного носителя, в цифровом или аналоговом виде поступает в устройство наведения ракеты 14. При старте ракеты, по сигналу с датчика наличия ракеты 13 пусковой установки 12 текущее значение угла крена подвижного носителя запоминается. После старта ракеты начинает производиться вычитание запомненного значения угла крена подвижного носителя из меняющегося текущего значения его угла крена, поступающего с датчика крена 15. Получаемый таким образом разностный сигнал между текущим и запомненным значением угла крена, взятый с обратным знаком, используется в качестве управляющего сигнала для разворота по крену поля зрения устройства наведения ракеты 14 с целью сохранения его ориентации по крену, имевшейся в момент старта ракеты.The device operates as follows. The signals from the sensors of angular position 2, 5 and angular velocity 3, 4 LV in each of the two mutually orthogonal planes enter the block for generating a signal for launching a rocket by the angular position of the sight line of sight 6. From the output of the block for generating a signal for launching a rocket for launching a permission for a rocket in the line angular position sighting sight 6 signals of angular deviations of the drug in two mutually orthogonal planes, adjusted for the lead, in the case of the presence of angular velocities of the drug in these planes, are input to the indicator of the angular position I sight line of sight 7, providing the driver of the mobile carrier with the necessary visual information to combine the direction of movement of the mobile carrier with the direction of the drug (i.e. with the direction of the target selected by the arrow operator) with the required accuracy. When the LV of sight 1 is in the angular zone allowed for rocket launch, at the output of the rocket launch permission signal generation block by the angular position of the sight line of sight 6, a rocket launch permission signal will be generated based on this feature, which will then be transmitted to the input of the rocket launch permission integral signal generation block 8 . The signal from the sensor of the presence of the rocket 13 of the launcher 12 and the signal of readiness for work (serviceability) are received at the other two inputs of the block for the formation of the integral signal for launching the launch of rocket 8. missile guidance devices 14, respectively. Given the readiness for operation (serviceability) of the missile guidance device 14, the presence of the missile on the launcher selected by the operator-operator 12, and the LV sight in the angular zone allowed for the launch of the missile, an integral missile launch enable signal is generated at the output of the integrated missile launch permit 8 signal. coming further to the input of the rocket launch signal generation block 11, making it possible for this block to generate ignition pulses to launch the rocket by pressing the arrow operator VK of the start signal trigger 10, and to the rocket launch permission indicator 9. When the rocket launch permission indicator 9 shows the launch permission symbol, the operator-operator launches the rocket by pressing the start signal switch 10. The signal from the roll sensor of the mobile carrier 15 is proportional the roll angle of the movable carrier, in digital or analog form, enters the missile guidance device 14. When the rocket starts, the current value of the roll angle of the movable carrier is remembered by the signal from the missile sensor 13 of the launcher 12. After the rocket launch, the stored value of the roll angle of the mobile carrier is subtracted from the changing current value of its roll angle from the roll sensor 15. The difference signal obtained in this way between the current and stored roll angle taken with the opposite sign is used as a control signal for turning on the roll of the field of view of the guidance device of the rocket 14 in order to maintain its orientation along the roll, available at the time of launch of the rocket.
В качестве прицела 1, или, в соответствии с используемой в настоящее время терминологией, обзорно-прицельной системы (поскольку представляет собой не просто оптическое визирное устройство, а сложную систему, включающую в себя, например, стабилизатор, дальномер, обзорную систему, имеющую в своем составе до трех обзорных каналов (телевизионный, тепловизионный, оптический), частично (оптический пеленгатор) или полностью (лазерная система наведения) устройство наведения ракеты) может быть использован, например, оптический прицел с гиростабилизированным головным зеркалом.As a sight 1, or, in accordance with the terminology currently used, an overview and aiming system (since it is not just an optical sighting device, but a complex system, including, for example, a stabilizer, a range finder, a survey system, which has in its up to three viewing channels (television, thermal imaging, optical), partially (optical direction finder) or fully (laser guidance system) missile guidance device) can be used, for example, an optical sight with gyrostabil zoned head mirror.
В качестве датчиков углового положения ЛВ 2, 5 могут быть использованы, например, трансформаторные датчики типа СКТ225Д.As sensors for the angular position of the LV 2, 5, for example, transformer sensors of the SKT225D type can be used.
В качестве датчиков угловой скорости ЛВ 3, 4 могут быть использованы, например, потенциометры рукояток пульта наведения прицела, задающие скорость перемещения гиростабилизированного головного зеркала прицела, т.е. оптической оси или линии визирования.As sensors for the angular velocity of the LV 3, 4, for example, the potentiometers of the handles of the remote control of the sight can be used, which specify the speed of movement of the gyrostabilized head mirror of the sight, i.e. optical axis or line of sight.
Блок формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела 6 может быть выполнен, например, в соответствии с функциональной схемой блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты, приведенной в описании устройства RU 2087831 С1, с дополнительным включением в ее состав аналого-цифрового преобразователя и контроллера для передачи информации об угловых отклонениях ЛВ прицела 1 в двух взаимно ортогональных плоскостях на вход индикатора углового положения линии визирования прицела 7 в цифровом последовательном коде.The block for generating a launch permit signal for the launch according to the angular position of the sight line of sight 6 can be made, for example, in accordance with the functional block diagram of the rocket for launch launch permission signal, described in the description of device RU 2087831 C1, with the addition of an analog-to-digital converter and controller for transmitting information about the angular deviations of the LV of the sight 1 in two mutually orthogonal planes to the input of the indicator of the angular position of the line of sight sight 7 in the digital sequence code.
В качестве индикатора углового положения линии визирования прицела 7 может быть использован, например, телевизионный индикатор водителя подвижного носителя, на котором индицируется, например, в виде прямоугольника, угловая зона разрешенного пуска ракет. Положение ЛВ маркируется определенным символом, например перекрестием, перемещающимся по экрану телевизионного индикатора в зависимости от изменения углового положения ЛВ.As an indicator of the angular position of the line of sight of the sight 7 can be used, for example, a television indicator of the driver of the mobile carrier, which is displayed, for example, in the form of a rectangle, the angular zone of the allowed launch of missiles. The position of the drug is marked with a certain symbol, for example, a crosshair moving around the screen of the television indicator depending on the change in the angular position of the drug.
Блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты 8 может включать в себя, например, контроллер и логическую схему «И». Сигнал готовности устройства наведения ракеты 14 к работе (исправности) в цифровом последовательном коде поступает с информационного выхода устройства наведения ракеты 14 в контроллер и далее в виде сигнала логического уровня на один из входов схемы «И». На два других входа схемы «И» поступают соответственно сигналы с блока формирования сигнала разрешения пуска ракеты по угловому положению линии визирования прицела 6 и с датчика наличия ракеты 13 пусковой установки 12. При этом интегральный сигнал разрешения пуска ракеты будет формироваться на выходе блока 8 только при выполнении всех трех условий - при нахождении ЛВ прицела в пределах разрешенной для пуска ракеты угловой зоне, наличии ракеты на пусковой установке 12 и готовности к работе (исправности) устройства наведения ракеты 14.The unit for generating the integral signal for launch launch permit 8 may include, for example, a controller and an AND circuit. The signal of readiness of the guidance device of the rocket 14 for operation (serviceability) in a digital serial code is supplied from the information output of the guidance device of the rocket 14 to the controller and then in the form of a logic level signal to one of the inputs of the "AND" circuit. The two other inputs of the “I” circuit respectively receive signals from the block for generating the launch launch permission signal according to the angular position of the sight line of sight 6 and from the presence sensor of the rocket 13 of the launcher 12. At the same time, the integrated launch enable permission signal will be generated at the output of block 8 only when the fulfillment of all three conditions - when the LV sight is within the angular zone allowed for launching the missile, the presence of the missile on the launcher 12 and the readiness for operation (serviceability) of the missile guidance device 14.
В качестве индикатора разрешения пуска ракеты стрелка-оператора 9 может быть использован, например, светодиод, введенный в окуляр прицела. Излучение светодиода фиксируется периферийным зрением стрелка-оператора.As an indicator of permission to launch missiles arrow operator 9 can be used, for example, an LED inserted into the eyepiece of the sight. The radiation of the LED is fixed by the peripheral vision of the operator arrow.
Включатель сигнала «Пуск» 10 может быть реализован, например, в виде пусковой кнопки.The start signal switch 10 can be implemented, for example, in the form of a start button.
Блок формирования сигнала пуска ракеты 11 может быть выполнен, например, в виде последовательно соединенных коммутатора и формирователя импульса (импульсов) нормированной длительности для инициирования запальных цепей ракеты. При этом сигнальный вход коммутатора соединен с включателем сигнала «Пуск» 10, а его управляющий вход - с выходом блока формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты 8.The rocket launch signal generation block 11 can be made, for example, in the form of a series-connected switch and a pulse shaper (pulses) of normalized duration to initiate the rocket ignition circuits. At the same time, the signal input of the switch is connected to the start signal switch 10, and its control input is connected to the output of the unit for generating the integral signal for launch launch permit 8.
В качестве пусковой установки 12 с датчиком наличия ракеты 13 может быть использована, например, штатная авиационная пусковая установка АПУ-4/4 с четырьмя направляющими для установки ракет. При установке ракеты на направляющую происходит замыкание одного из контактов пускового разъема направляющей на корпус АПУ-4/4, связанный с корпусом подвижного носителя, с которым, в свою очередь, связаны корпуса всех блоков радиоэлектронной аппаратуры, установленной на подвижном носителе. При выборе стрелком-оператором той или иной направляющей сигнал «Корпус», поступающий с этого контакта в блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты, будет являться информационным, указывающим на наличие ракеты на данной направляющей. При старте ракеты с направляющей контакт размыкается, прерывая поступление сигнала «Корпус» в блок формирования интегрального сигнала разрешения пуска ракеты 8, что свидетельствует об отсутствии ракеты на данной направляющей.As a launcher 12 with a missile sensor 13 can be used, for example, a standard aviation launcher APU-4/4 with four guides for installing missiles. When a rocket is mounted on a rail, one of the contacts of the rail launch connector is shorted to the APU-4/4 housing, connected to the housing of the mobile carrier, to which, in turn, the bodies of all blocks of electronic equipment installed on the mobile carrier are connected. When an arrow operator selects one or another guiding signal, the “Housing” signal coming from this contact to the unit for generating the integrated launch permit signal will be informational, indicating the presence of a rocket on this guide. When the rocket starts with the guide, the contact opens, interrupting the receipt of the “Housing” signal to the block for generating the integral signal for launch launch permission 8, which indicates the absence of the rocket on this guide.
В качестве устройства наведения ракеты 14 может быть использован, например, оптический пеленгатор маяка инфракрасного спектрального диапазона, установленного на ракете, с радиолинией связи. Пеленгатор определяет угловые отклонения маяка ракеты относительно собственной оптической оси, выверенной с направлением ЛВ, преобразуемые далее в соответствии с выбранным законом управления в сигналы наведения ракеты. Радиолиния связи транслирует сформированные сигналы наведения на борт ракеты. В ней сигналы наведения подвергаются времяимпульсной модуляции и в виде мощных радиоимпульсов сверхвысокой частоты излучаются антенной радиолинии в направлении ЛВ.As the guidance device of the rocket 14 can be used, for example, an optical direction finder beacon infrared spectral range mounted on the rocket, with a radio link. The direction finder determines the angular deviations of the beacon of the rocket relative to its own optical axis, verified with the direction of the drug, converted further in accordance with the selected control law into guidance signals of the rocket. The radio link transmits the generated guidance signals aboard the rocket. In it, guidance signals are subjected to time-pulse modulation and, in the form of powerful microwave pulses of superhigh frequency, are emitted by the radio antenna in the direction of the LV.
После старта ракеты разностный сигнал между поступающим с датчика крена подвижного носителя 15 текущим значением угла крена и значением угла крена, запомненным в момент старта ракеты, подается, например, на электродвигатель, вращающий четырехквадрантный фотоприемник пеленгатора вокруг проходящей через его центр оси, перпендикулярной к плоскости фотоприемника. Вращение фотоприемника осуществляется до компенсации разности между текущим и запомненным значениями угла крена подвижного носителя. При этом фотоприемник пеленгатора сохраняет ту же ориентацию по крену, какую он имел при старте ракеты, и регистрирует угловые рассогласования ракеты относительно ЛВ в опорной системе координат ракеты.After the launch of the rocket, the difference signal between the current roll angle received from the roll sensor of the mobile carrier 15 and the roll angle value stored at the time of the launch of the rocket is fed, for example, to an electric motor that rotates the four-quadrant direction finder photodetector around an axis passing through its center and perpendicular to the plane of the photodetector . The rotation of the photodetector is carried out until the difference between the current and stored values of the roll angle of the movable carrier is compensated. In this case, the direction finder photodetector maintains the same roll orientation as it had when the rocket was launched, and registers the angular mismatch of the rocket relative to the LV in the rocket reference coordinate system.
В качестве датчика крена подвижного носителя 15 может быть использовано, например, гироскопическое устройство на основе трехстепенного гироскопа.As the roll sensor of the movable carrier 15, for example, a gyroscopic device based on a three-stage gyroscope can be used.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011128921/28A RU2465532C1 (en) | 2011-07-12 | 2011-07-12 | Device to launch missile from mobile carrier |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011128921/28A RU2465532C1 (en) | 2011-07-12 | 2011-07-12 | Device to launch missile from mobile carrier |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2465532C1 true RU2465532C1 (en) | 2012-10-27 |
Family
ID=47147529
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011128921/28A RU2465532C1 (en) | 2011-07-12 | 2011-07-12 | Device to launch missile from mobile carrier |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2465532C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2664254C1 (en) * | 2017-07-25 | 2018-08-16 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Device for emission of pyrotechnical cartridges |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2087831C1 (en) * | 1995-11-30 | 1997-08-20 | Конструкторское бюро машиностроения | Device for missile launching from helicopter |
| RU2131577C1 (en) * | 1998-05-27 | 1999-06-10 | Конструкторское бюро приборостроения | Antiaircraft rocket and gun complex |
| US5992292A (en) * | 1993-03-05 | 1999-11-30 | Stn Atlas Elektronic Gmbh | Fire control device for, in particular, transportable air defense systems |
| WO2009023319A2 (en) * | 2007-05-14 | 2009-02-19 | Raytheon Company | Methods and apparatus for communications between a fire control system and an effector |
-
2011
- 2011-07-12 RU RU2011128921/28A patent/RU2465532C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5992292A (en) * | 1993-03-05 | 1999-11-30 | Stn Atlas Elektronic Gmbh | Fire control device for, in particular, transportable air defense systems |
| RU2087831C1 (en) * | 1995-11-30 | 1997-08-20 | Конструкторское бюро машиностроения | Device for missile launching from helicopter |
| RU2131577C1 (en) * | 1998-05-27 | 1999-06-10 | Конструкторское бюро приборостроения | Antiaircraft rocket and gun complex |
| WO2009023319A2 (en) * | 2007-05-14 | 2009-02-19 | Raytheon Company | Methods and apparatus for communications between a fire control system and an effector |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2664254C1 (en) * | 2017-07-25 | 2018-08-16 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Device for emission of pyrotechnical cartridges |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US3778007A (en) | Rod television-guided drone to perform reconnaissance and ordnance delivery | |
| US5123327A (en) | Automatic turret tracking apparatus for a light air defense system | |
| JPH0710091A (en) | Sighting apparatus of aircraft | |
| RU2584210C1 (en) | Method of firing guided missile with laser semi-active homing head | |
| RU2757094C1 (en) | Method for controlling the weaponry of multifunctional tactical aircrafts and system for implementation thereof | |
| US3742812A (en) | Method of aiming a television guided missile | |
| RU2538509C1 (en) | Guided missile firing method | |
| RU2087831C1 (en) | Device for missile launching from helicopter | |
| US20230140441A1 (en) | Target acquisition system for an indirect-fire weapon | |
| US20180004203A1 (en) | Unmanned Aerial Vehicle Weapon System and Method of Operation | |
| RU2511513C2 (en) | Method and system for aircraft protection against missiles of mobile air defence systems | |
| RU2467277C1 (en) | Device to launch rocket from mobile carrier | |
| RU2465532C1 (en) | Device to launch missile from mobile carrier | |
| RU2444693C2 (en) | Method of fighting vehicle indirect fire against unobserved target and control system to this end | |
| RU2433370C1 (en) | Optoelectronic system for air defence missile system | |
| RU2467279C1 (en) | Device to launch rocket from mobile carrier | |
| RU2468325C1 (en) | Device to launch rocket from moving carrier | |
| RU2453792C1 (en) | Device to launch rocket from mobile carrier | |
| RU2465533C1 (en) | Device to launch missile from mobile carrier | |
| RU2467280C1 (en) | Device to launch rocket from mobile carrier | |
| RU2456531C1 (en) | Device to launch rocket from mobile carrier | |
| RU2460962C1 (en) | Device for launching rocket from moving carrier | |
| US4238090A (en) | All-weather intercept of tanks from a helicopter | |
| RU2451260C9 (en) | Device to launch missile from moving carrier | |
| RU2534206C1 (en) | Guided missile firing method |