Способ защиты боевой машины от средств воздушного нападения и система для его осуществления

Способ защиты боевой машины от средств воздушного нападения и система для его осуществления

Реферат

 

Изобретение относится к области вооружения и военной техники, в частности к защите боевой машины (БМ) от средств воздушного нападения, например, с помощью пулеметных (пушечных) установок (ПУ). Техническим результатом от использования изобретения является повышение эффективности стрельбы боевой машины по воздушной цели путем повышения ее точности. Это достигается тем, что в известном способе защиты БМ, заключающемся в обнаружении, сопровождении и определении угловых поправок стрельбы, стрельбе ПУ с учетом их по цели перед вычислением угловых поправок стрельбы, стрельбе ПУ с учетом их по цели, перед вычислением угловых поправок определяют скорость сближения цели с носителем D, вычисляют абсолютную начальную скорость снаряда V₀₁ из математического выражения, после чего находят время полета снаряда t_пол и упрежденную дальность D_у из математического выражения, а затем кинематические поправки (углы упреждения на движение цели и носителя) , в прицельной системе координат определяют из математических выражений и в соответствии с вычисленными поправками во время стрельбы стволы ПУ постоянно отклоняют относительно текущего положения линии визирования. 2 и 5 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к области вооружения и военной техники, в частности к защите боевой машины (БМ) от средств воздушного нападения (СВН), например, с помощью пулеметных (пушечных) установок.

Анализ литературы показывает, что существует способ защиты БМ, заключающийся в обнаружении и опознавании цели, визуальном определении скорости, ракурса и дальности до цели, выборе точки визирования на кольцах сетки прицела в соответствии с ракурсной скоростью цели, стрельбе по воздушной цели [1] Для реализации этого способа на БМ, в частности танках, существует подсистема защиты БМ от СВН, включающая коллиматорный прицел наводчика, механизм наведения, крупнокалиберные зенитные пулеметы [1] Недостатком вышеприведенного способа и реализующей его подсистемы является низкая эффективность стрельбы по воздушным целям, обусловленная большими погрешностями глазомерного способа определения дальности до цели и ракурсной скорости цели.

Существует также способ защиты самолетов-бомбардировщиков от атакующих целей, заключающийся в поиске (обнаружении), захвате целей на сопровождение, сопровождении цели прицельно-навигационной системой с выдачей необходимых параметров в бортовой вычислитель, определении угловых поправок стрельбы с отработкой их силовым приводом пулеметной (пушечной) установки (ПУ) и стрельбе по цели ПУ [2] Недостатком приведенного способа является сложность прицельного алгоритма, представляющего собой систему восьми нелинейных уравнений, что приводит к трудностям (или даже невозможности) реализации его даже на современных бортовых цифровых вычислительных машинах (ЦВМ). Предлагаемые там же [2] упрощенные зависимости прицельного алгоритма, предназначенные для реализации на аналоговых вычислителях, вносят большие методические ошибки, неприемлемые для БМ.

Другим существенным недостатком, возникающим при решении вышеописанной системы нелинейных уравнений, является влияние и взаимовлияние каналов (следящих систем).

Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является способ защиты от СВН, заключающийся в поиске и обнаружении целей, взятии их на сопровождение, сопровождении и определении угловых поправок стрельбы, стрельбе с учетом их по цели [3] Известная система огневой защиты, выбранная в качестве прототипа заявляемой системы, содержит обзорно-прицельную, навигационную системы, бортовую вычислительную систему, определяющую угловые поправки стрельбы, силовые приводы установки, пулеметную (пушечную) установку [2] Однако допущения, сделанные при выводе прицельного алгоритма, приводят к большим систематическим ошибкам в выработке упреждений, а следовательно, и к значительному снижению эффективности стрельбы по СВН.

Целью предлагаемого способа и реализующей его системы является повышение эффективности стрельбы БМ по воздушной цели путем повышения ее точности.

Поставленная цель достигается тем, что при известном способе защиты БМ, заключающемся в обнаружении и опознавании цели, взятии ее на сопровождение, сопровождении и определении угловых поправок стрельбы, стрельбе ПУ с учетом их по цели, перед вычислением угловых поправок определяют скорость сближения цели с носителем , вычисляют абсолютную начальную скорость снаряда V_o из соотношения где V_o относительная начальная скорость снаряда, м/с, V_н скорость носителя, м/с, угол визирования цели в горизонтальной плоскости в связанной с носителем системе координат, рад, e угол визирования цели в вертикальной плоскости в связанной с носителем системе координат, рад, после чего находят время полета снаряда t_пол и упрежденную дальность D_у C_н CH(H), t_пол t_пол(C_нD_у, V₀₁), где c баллистический коэффициент снаряда, м²/кгс, H(H) относительная плотность воздуха, D текущая дальность до цели, м, D_у упрежденная дальность, м, скорость сближения цели и носителя, м/с, _YA угловая скорость линии визирования относительно вертикальной оси (OY_А) прицельной системы координат X_ДY_ДZ_Д, 1/с, _ZA угловая скорость линии визирования относительно горизонтальной оси (OZ_D) прицельной системы координат X_DY_DZ_D, 1/с, t_пол полетное время снаряда, с, t_з время задержки (время между последним замером координат и параметров цели и началом стрельбы), с, а затем кинематические поправки (углы упреждения на движение цели и носителя) , прицельной системе координат определяют из соотношений где угол упреждения на движение цели и носителя в горизонтальной плоскости прицельной системы координат X_ДY_ДZ_Д, рад, De угол упреждения на движение цели и носителя в вертикальной плоскости прицельной системы координат X_ДY_ДZ_Д, рад, и в соответствии с вычисленными угловыми поправками во время стрельбы ствола ПУ постоянно отклоняют относительно текущего положения линии визирования.

Поставленная цель достигается тем, что в известной системе огневой защиты БМ от СВН, содержащей обзорно-прицельную, навигационную системы, бортовую вычислительную систему, силовые приводы установки, пулеметную (пушечную) установку, согласно изобретению дополнительно в вычислительную систему вводят устройство определения углов упреждения, содержащее блок формирования угла упреждения Db, блок формирования угла упреждения De, блок формирования упрежденной дальности D_у, блок формирования полетного времени t_пол, блок формирования абсолютной начальной скорости V₀₁, блок формирования скорости сближения , причем первый, второй и третий входы блока формирования угла упреждения соединены соответственно с первым, пятым и третьим выходомами обзорно-прицельной системы, четвертый его вход соединен с первым выходом навигационной системы, пятый вход с первым выходом блока формирования упрежденной дальности, шестой вход с выходом блока формирования полетного времени, седьмой вход с выходом блока формирования абсолютной начальной скорости, на восьмой и девятый входы блока формирования угла упреждения Db поступают сигналы с задатчиков соответственно относительной начальной скорости снаряда и времени задержки t_з, а выход блока формирования угла упреждения Db соединен с первым входом силового привода горизонтального наведения, первый -четвертый входы блока формирования угла упреждения De соединены соответственно с первым, вторым, четвертым и пятым выходами обзорно-прицельной системы, пятый его вход соединен с первым выходом навигационной системы, шестой вход с первым выходом блока формирования упрежденной дальности, седьмой вход с выходом блока формирования полетного времени, восьмой вход с выходом блока формирования абсолютной начальной скорости, на девятый и десятый входы поступают сигналы соответственно с задатчиков начальной скорости снаряда и времени задержки, а выход блока формирования угла упреждения De соединен с первым входом силового привода вертикального наведения, первый пятый входы блока формирования упрежденной дальности соединены соответственно с первым пятым выходами обзорно-прицельной системы, шестой вход блока с первым выходом навигационной системы, седьмой вход с выходом блока формирования полетного времени, восьмой вход -с выходом блока формирования скорости сближения, на девятый вход блока подается сигнал с задатчика времени задержки; первый и третий входы блока формирования полетного времени соединены соответственно с выходом блока формирования абсолютной начальной скорости и вторым выходом блока формирования упрежденной дальности, на второй вход блока формирования полетного времени сигнал поступает с датчика относительной плотности воздуха, первый вход блока формирования абсолютной начальной скорости V₀₁ соединен с выходом навигационной системы, второй с задатчиком относительной начальной скорости снаряда, третий и четвертый входы соответственно с первым и вторым выходами обзорно-прицельной системы, на вход блока формирования скорости сближения поступает сигнал с пятого выхода обзорно-прицельной системы.

Блок формирования угла упреждения в горизонтальной плоскости выполнен в виде последовательно соединенных задатчика времени запаздывания t_з, первого сумматора, второго множительного устройства, первого делителя, третьего множительного устройства и третьего сумматора, а также последовательно соединенных четвертого множительного устройства, второго сумматора, шестого множительного устройства, третьего делителя, причем второй вход первого сумматора соединен с выходом блока формирования полетного времени, второй вход второго множительного устройства соединен с выходом первого множительного устройства, первый и второй входы которого соединены соответственно с третьим и пятым выходами обзорно-прицельной системы, второй вход первого делителя соединен с первым выходом блока формирования упрежденной дальности, второй вход третьего множительного устройства соединен с выходом второго делителя, на первый вход которого поступает сигнал с задатчика относительно начальной скорости снаряда, а на второй вход с выхода блока формирования абсолютной начальной скорости, второй вход третьего сумматора соединен с инверсным выходом третьего делителя, первый и второй входы четвертого множительного устройства соединены соответственно с выходами блока формирования полетного времени и блока формирования абсолютной начальной скорости, второй вход второго сумматора соединен с инверсным первым выходом блока формирования упрежденной дальности, второй вход шестого множительного устройства соединен с выходом пятого множительного устройства, первый вход которого соединен с первым выходом навигационной системы, а второй его вход соединен с выходом синусного преобразователя, на вход которого поступает сигнал с первого выхода обзорно-прицельной системы, второй вход третьего делителя соединен с выходом седьмого множительного устройства, первый и второй входы которого соединены соответственно с первым выходом блока формирования упрежденной дальности и с выходом блока формирования абсолютной начальной скорости.

Блок формирования угла упреждения в вертикальной плоскости De выполнен в виде последовательно соединенных задатчика времени запаздывания t_з, первого сумматора, второго множительного устройства, первого делителя, третьего множительного устройства, второго сумматора, а также последовательно соединенных четвертого множительного устройства, третьего сумматора, шестого множительного устройства, третьего делителя, причем второй вход первого сумматора соединен с выходом блока формирования полетного времени, второй вход второго множительного устройства соединен с выходом первого множительного устройства, первый и второй входы которого соединены соответственно с четвертым и пятым выходами обзорно-прицельной системы, второй вход первого делителя соединен с первым выходом блока формирования упрежденной дальности, второй вход третьего множительного устройства соединен с выходом второго делителя, первый и второй входы которого соединены соответственно с задатчиком относительной начальной скорости снаряда V₀ и выходом блока формирования абсолютной начальной скорости V₀₁, второй вход второго сумматора соединен с выходом третьего делителя, первый и второй входы четвертого множительного устройства соединены соответственно с выходами бока формирования полетного времени t_пол и блока формирования абсолютной начальной скорости V₀₁, второй вход третьего сумматора соединен с инверсным первым выходом блока формирования упрежденной дальности, второй вход шестого множительного устройства соединен с выходом пятого множительного устройства, первый вход которого соединен с первым выходом навигационной системы, а второй и третий его входы соединены соответственно с косинусным и синусным преобразователями углов, входы которых соединены соответственно с первым и вторым выходами обзорно-прицельной системы, второй вход третьего делителя соединен с выходом седьмого множительного устройства, первый и второй входы которого соединены соответственно с первым выходом блока формирования упрежденной дальности D_y и выходом блока формирования абсолютной начальной скорости снаряда V₀₁.

Блок формирования упрежденной дальности D_y выполнен в виде последовательно соединенных первого косинусного преобразователя, первого, второго и третьего множительных устройств, первого сумматора, первого квадратора, а также последовательно соединенных первого синусного преобразователя, седьмого, восьмого и девятого множительных устройств, третьего сумматора с инверсным первым входом, второго квадратора, шестого сумматора, блока извлечения квадратного корня, блока сравнения, а также последовательно соединенных второго синусного преобразователя, десятого и одиннадцатого множительных устройств, пятого сумматора, третьего квадратора, а также последовательно соединенных задатчика времени задержки t_з, второго сумматора, пятого и шестого множительных устройств, а также последовательно соединенных задатчика времени задержки t_з, четвертого, двенадцатого и тринадцатого сумматоров, причем второй вход первого множительного устройства соединен с выходом второго косинусного преобразователя, вход которого соединен с первым выходом обзорно-прицельной системы, второй вход второго множительного устройства соединен с первым выходом навигационной системы, второй вход третьего множительного устройства соединен с выходом блока формирования полетного времени t_пол, второй вход первого сумматора соединен с пятым выходом обзорно-прицельной системы, а третий его вход соединен с выходом четвертого множительного устройства, первый вход которого соединен с выходом второго сумматора, второй вход которого соединен с выходом блока формирования полетного времени, второй вход четвертого множительного устройства соединен с выходом блока формирования скорости сближения второй вход пятого множительного устройства соединен с пятым выходом обзорно-прицельной системы, а второй вход шестого множительного устройства соединен с четвертым выходом обзорно прицельной системы, на вход первого синусного преобразователя поступает сигнал со второго выхода обзорно-прицельной системы, а второй вход седьмого множительного устройства соединен с выходом второго косинусного преобразователя, вторые входы восьмого и девятого множительных устройств соединены соответственно с первым выходом навигационной системы и выходом блока формирования полетного времени, второй вход третьего сумматора соединен с выходом шестого множительного устройства, вход второго синусного преобразователя соединен с первым выходом обзорно-прицельной системы, а вторые входы десятого и одиннадцатого множительных устройств соединены соответственно с первым выходом навигационной системы и блока формирования полетного времени, второй вход пятого сумматора соединен с выходом тринадцатого множительного устройства, второй вход которого соединен с третьим выходом обзорно-прицельной системы, второй вход двенадцатого множительного устройства соединен с инверсным пятым выходом навигационной системы, а первый вход четвертого сумматора соединен с выходом блока формирования полетного времени, первый и третий входы шестого сумматора соединены соответственно с выходами соответственно первого и третьего квадраторов.

Блок формирования абсолютной начальной скорости выполнен в виде последовательно соединенных первого, второго и четвертого множительных устройств, первого сумматора, блока извлечения квадратного корня, причем первый и второй входы первого множительного устройства соединены соответственно с первым выходом навигационной системы V_н и с задатчиком относительной начальной скорости снаряда V₀, первый вход четвертого множительного устройства соединен с выходом третьего множительного устройства, первый и второй входы которого соединены с выходами соответственно первого и второго косинусных преобразователей, входы которых соединены соответственно с первым и вторым выходами обзорно-прицельной системы, второй и третий входы первого сумматора соединены соответственно с выходами первого и второго квадраторов, входы которых соединены соответственно с первым выходом навигационной системы и с задатчиком относительной начальной скорости снаряда.

Блок формирования скорости сближения выполнен в виде последовательно соединенных запоминающего устройства, сумматора с обычным первым и вторым входами и делителя, причем второй вход делителя соединен с выходом счетчика времени, а вход запоминающего устройства соединен с пятым выходом обзорно-прицельной системы.

Именно определенные с помощью устройства определения углов упреждения в горизонтальной и вертикальной плоскостях углы упреждения ( и ) представляют собой угловые поправки стрельбы на относительное движение цели и носителя и обеспечивают согласно способу наибольшую эффективность стрельбы по воздушной цели при существующей структуре системы управления БМ и тем самым достижение цели изобретения. Это позволяет сделать вывод о том, что заявляемые изобретения связаны между собой единым изобретательским замыслом.

Сопоставительный анализ заявляемых решений с прототипами показывает, что заявляемый способ отличается от известного тем, что предварительно перед вычислением угловых поправок определяется скорость сближения цели с носителем .

Поскольку в состав СУО БМ в отличие от зенитных и авиационных систем входят низкочастотные лазерные дальномеры, то возникает проблема получения точного значения . Эту операцию приходится осуществлять в вычислительной системе носителя.

Исследования показали, что при вычислении скорости сближения по наиболее простой зависимости где D₁, D₂ значения измерительной дальности в моменты времени t₁, t₂, t интервал времени между замерами (t t₂ t₁), для получения приемлемой точности стрельбы достаточно осуществлять замеры дальности и временного интервала с точностью соответственно _A< 5M и _t 2-5 мкс при t = 1-2c. При наличии дальномера с частотой замера f5-10 Гц можно повысить точность определения скорости сближения используя, например, фильтры с эффективной конечной памятью.

где несглаженные значения скорости сближения, сглаженные значения скорости сближения, b коэффициент сглаживания, b 0,7, L число точек между выборками координат, T_н время наблюдения.

Затем вычисляется абсолютная начальная скорость снаряда V₀₁ из соотношения где V_о относительная начальная скорость снаряда, м/с, V_н скорость носителя, м/с, угол визирования цели в горизонтальной плоскости в системе координат, связанной с носителем, рад, e угол визирования цели в вертикальной плоскости в системе координат, связанной с носителем, рад.

В качестве применения следует отметить, что в общем случае под знаком cos должны стоять вместе b и значения соответственно b+, +.. Однако при этом, с одной стороны, придется решать систему шести нелинейных управлений методом итераций. Это связано с большими вычислительными, а следовательно, и временными затратами. С другой стороны, проведенные расчеты показали, что такое допущение: cos(+) = cos,cos(+) = cos вносит приемлемые погрешности.

После этого решается система двух нелинейных уравнений относительно упрежденной дальности D_у и полетного времени t_пол t_пол t_пол(C_нD_у V₀₁), где C_н CH(H), C баллистический коэффициент снаряда, м²/кгс, H(H) относительная плотность воздуха, б/р, V_н скорость носителя, м/с, D текущая дальность до цели, м скорость сближения цели с носителем, м/с, t_з время задержки (время между последним замером координат и моментом выстрела). с, _YA,_ZA угловая скорость линии визирования соответственно в горизонтальной и вертикальной плоскостях, 1/с.

Как показывают расчеты, число итераций в этом случае невелико. Даже беря в качестве начального приближения упрежденной дальности значение текущей дальности D_у = D, а t_пол= D_у/v₀₁, получаем число интераций не более n 2 5 с.

Конкретный вид зависимости t_пол от C_нD_у и V₀₁ может быть либо в виде баллистических таблиц, либо в виде аппроксимирующих зависимостей.

После проведенных подготовительных операций угловые поправки на относительное движение цели и носителя в вертикальной и горизонтальной Db плоскостях прицельной системы координат X_DY_DZ_D определяются из соотношений Как правило, разворот оружия в горизонтальной плоскости осуществляется в плоскости башни носителя OX_НY_Н.

В этом случае угловая поправка в горизонтальном канале вычисляется по зависимости т.е. в знаменателе появляется cos(+). Далее стрельба производится в упрежденную точку с учетом координат и параметров относительного движения цели и носителя ( (D,,,_YA,_ZA) ), данных о внешней среде и носителе, характеристик оружия (C, V_o).

Сравнение заявляемых технических решений с прототипами позволяет установить соответствие критерию "новизна".

Анализ известных способов защиты объектов от средства воздушного нападения в данной области техники не позволил выявить в них совокупность признаков, отличающих заявляемое решение от прототипа.

Отдельные операции, входящие в заявляемый способ, широко известны. Однако при их введении в способ в указанной последовательности (связи) по предлагаемым соотношениям достигается желаемый эффект повышение эффективности стрельбы по воздушным целям.

При изучении технических решений в других областях техники признаки, отличающие заявляемое изобретение систему огневой защиты БМ от прототипа, также не были выявлены.

Это позволяет сделать вывод о соответствии предлагаемых решений критериям новизны и изобретательского уровня.

На фиг.1 показана ориентация визирной системы координат X_DY_DZ_D и системы координат, связанной с подвижной артиллерийской установкой относительно связанной с носителем системы координат (с.к.) X_НY_НZ_Н.

С. к. X_НY_НZ_Н жестко связана с центром масс носителя. Ось OX_Н направлена вдоль продольной оси носителя по направлению движения, ось OY_Н в плоскости симметрии носителя вверх перпендикулярно к плоскости башни, ось OZ_Н перпендикулярно к плоскости X_НOZ_Н, причем за положительное направление оси принимаем направление вправо.

С. к. X_НY_НZ_Н связана с системой сопровождения цели (визирным устройством). Ось OX_D направлена по линии дальности. С.к X_DY_DZ_D образуется из с.к. X_HY_HZ_H двумя поворотами: а) вокруг оси OY_H на угол в плоскости башни; б) вокруг оси OZ_D в плоскости, перпендикулярной к плоскости башни на угол e.

С.к. связана с подвижной ПУ. Ось направлена по оси ствола пушки по вектору V_o С.к. образуется из с.к. X_HY_HZ_H двумя поворотами: а) вокруг оси вращения, параллельной оси OY_H носителя на угол = + ; б) вокруг оси на угол = + ..

На фиг.2 и 3 представлена функциональная схема системы защиты БМ и место в ней заявляемого устройства определения углов упреждения и ,.

1 обзорно-прицельная система, 2 оптическая прицельная станция, 3 - лазерный дальномер, 4 навигационная станция, 5 бортовая вычислительная система, 6 устройство определения углов упреждения , , 7 блок формирования угла упреждения Db, 8 блок формирования угла упреждения De, 9 блок формирования упрежденной дальности D_y, 10 блок формирования полетного времени t_пол, 11 блок формирования абсолютной начальной скорости V₀₁, 12 блок формирования скорости сближения , 13 - силовые приводы, 14 силовой привод горизонтального наведения, 15 силовой привод вертикального наведения; 16 пушечная (пулеметная) установка.

На фиг.4 приведена структурная схема блока 7 формирования угла упреждения , построенного на аналоговых элементах.

Сигнал угла упрежения в горизонтальном канале Db на выходе блока 7 формируется следующим образом.

На первый и второй входы первого множительного устройства (МУ) с обзорно-прицельной станции 1 поступает угловая скорость линии ви- зирования w_YA и дальности до цели D.

На выходе первого MУ формируется их произведение _YAD, которое поступает на второй вход второго MУ, на первый вход которого поступает сигнал с выхода первого сумматора (СУМ) t_пол + t_з, на вход которого поступают сигналы соответственно с выходов блока формирования полетного времени t_пол и с задатчика времни задержки t_з.

Сигнал _YAD(t_пол+t_з) с выхода второго МУ поступает на первый вход первого делителя, на второй вход которого поступает сигнал с выхода блока формирования упрежденной дальности 9. Сигнал с выхода первого делителя поступает на вход третьего MУ, на второй вход которого поступает сигнал V₀₁/V₀ с выхода второго делителя, на первый и второй входы которого поступают сигналы соответственно с задатчика относительной начальной скорости V₀ и с выхода блока формирования абсолютной начальной скорости V₀₁ 11. Сигнал с выхода третьего МУ поступает на вход третьего СУМ.

С другой стороны, на второй вход третьего СУМ поступает сигнал , который формируется следующим образом.

На первый и второй входы четвертого МУ поступают сигналы соответственно с выходов блока формирования полетного времени t_пол 10 и с блока формирования абсолютной начальной скорости V₀₁ 11. Полученное на его выходе произведение t_полV₀₁ поступает на первый вход второго СУМ, на инверсный второй вход которого поступает сигнал с блока формирования упрежденной дальности D_y.

Сигнал с выхода второго СУМ t_полV₀₁-D_y поступает на первый вход шестого МУ, на второй выход которого поступает сигнал с выхода пятого МУ v_нsin, на первый и второй входы которого поступают сигналы соответственно с навигационной системы V_H и c sin-гo преобразователя sin, на вход которого поступает сигнал с выхода обзорно-прицельной системы.

Сигнал с выхода шестого МУ v_нsin(t_полv_о-D_у) поступает на первый вход третьего делителя, на второй вход которого поступает сигнал с выхода седьмого МУ D_yV₀₁, на входы которого поступают сигналы с выхода блока формирования упрежденной дальности D_y 9 и с выхода блока формирования абсолютной начальной скорости V₀₁ II.

Примечание: cхема состоит из известных устройств типа множительного устройства (МУ), сумматора (СУМ) и т.п.

На фиг. 5 приведена структурная схема блока формирования угла упреждения 8, построенного на аналоговых элементах.

На первый и второй входы первого МУ поступают с выходов обзорно-прицельной системы 1 сигналы угловой скорости линии визирования в вертикальной плоскости w_ZA и текущей дальности D. Сигнал с выхода первого МУ _ZA D поступает на второй вход второго МУ, на первый вход которого поступает сигнал с выхода первого СУМ t_пол + t_з, на первый и второй вход которого поступают сигналы соответственно с задатчика времени запаздывания t_з и с выхода блока формирования полетного времени 10 t_пол.

С выхода второго МУ сигнал _ZAD(t_пол+t_з) поступает на первый вход первого делителя, на второй его вход поступает сигнал с выхода блока формирования упрежденной дальности D_y 9. Сигнал _ZAD(t_пол+t_з)/D с выхода первого делителя поступает на первый вход третьего МУ, на второй вход которого поступает сигнал V₀₁/V₀ с выхода второго делителя, на входы которого поступают сигналы соответственно с задатчика относительной начальной скорости V₀ и с выхода блока формирования абсолютной начальной скорости V₀₁ 11.

Сигнал с выхода третьего МУ поступает на первый вход второго СУМ.

С другой стороны, на второй вход второго СУМ поступает сигнал v_нcossin(t_полv₀₁-D_у)/D_уv₀₁, который формируется следующим образом.

На первый и второй входы четвертого СУМ поступает сигнал соответственно с выхода блока формирования полетного времени t_пол 10 и с блока формирования абсолютной начальной скорости V₀₁ 11. Сигнал с выхода четвертого СУМ t_полV₀₁ поступает на вход третьего СУМ, на второй вход которого поступает инвертированный сигнал с выхода блока формирования упрежденной дальности 9. Сигнал с выхода третьего СУМ t_полV₀₁-D_y поступает на первый вход шестого МУ, на второй вход которого поступает сигнал с выхода пятого МУ v_нcossin, на первый третий входы которого поступают сигналы соответственно с выхода навигационной системы V_Н, cos-го и sin-го преобразователей, на входы которых поступают сигналы и соответственно с первого и второго выходов обзорно-прицельной системы.

Сигнал с выхода шестого МУ v_нcossin(t_полv₀₁-D_у) поступает на первый вход третьего делителя, на второй вход которого поступает сигнал с седьмого МУ D_уV₀₁, на первый и второй входы которого поступают сигналы соответственно с выхода блока формирования упрежденной дальности D_у 9 и с выхода блока формирования абсолютной начальной скорости V₀₁ II.

На фиг.6 приведена структурная схема блока формирования упрежденной дальности D_у 9, построенного на аналоговых элементах.

Сигналы углов визирования с выходов обзорно-прицельной системы 1 и поступают на входы соответственно первого и второго cos-ых преобразователей, сигналы с выхода которых cos и cos поступают на входы первого МУ, сигнал с выхода которого coscos поступает на первый вход второго МУ, а на второй его вход поступает сигнал V_н с выхода навигационной системы.

Сигнал с выхода второго МУ v_нcossin поступает на первый вход третьего МУ, а на его второй вход поступает сигнал с выхода блока формирования полетного времени t_пол 10. Сигнал с выхода третьего МУ поступает на первый вход первого СУМ, а на второй его