RU2006101467A - METHOD FOR OPERATION OF INFORMATION-COMPUTING SYSTEM OF ROCKET AND DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION - Google Patents

Claims (18)

1. Способ функционирования информационно-вычислительной системы ракеты, заключающийся в измерении параметров движения цели и собственного движения ракеты, формировании необходимых параметров относительного и абсолютного движения, не поддающихся непосредственному измерению, на основе использования априорных сведений, выборе метода наведения ракеты на цель, наилучшего по какому-либо критерию для данных условий применения, анализе помеховой обстановки и включении, в зависимости от обстановки, средств помехозащиты и нерадиотехнических измерителей, перенацеливании ракеты на постановщик помех, формировании сигнала подготовки и управления для радиовзрывателя, отличающийся тем, что определяют три дискретных значения углового положения цели и два базовых расстояний проходимых ракетой при постоянной скорости ее полета между первой, второй и третьей засечкой, одно значение углового положения цели при осуществлении четвертой засечки и базовое расстояния проходимой ракетой при снижении ее скорости полета между третьей и четвертой засечкой, определяют дальность, скорость сближения ракеты с целью на основе данной информации, определяют промах ракеты и ракурс цели на основе использования информации о текущих значениях дальности и угловом положения цели в трех опорных точках относительно ракеты, определяют геометрические размеры цели путем сканирования цели относительно второй опорной точки относительно ракеты и формируют команду на подрыв боевой части ракеты относительно третьей опорной точки ракеты с учетом полученной информации о воздушной цели и условиях подхода ракеты к ней.1. The method of functioning of the information and computing system of the rocket, which consists in measuring the parameters of the target’s motion and the rocket’s own motion, forming the necessary parameters of relative and absolute motion that are not directly measurable, based on using a priori information, choosing the method of aiming the rocket at the target, the best for which Either the criterion for the given conditions of use, the analysis of the interference environment and the inclusion, depending on the situation, of the means of noise protection and non-radio engineering measuring instruments, redirecting the rocket to the jammer, generating a training and control signal for the radio fuse, characterized in that it determines three discrete values of the angular position of the target and two base distances traveled by the rocket at a constant speed of its flight between the first, second and third notches, one value of the angular position the goals in the implementation of the fourth notch and the basic distance traveled by the rocket while reducing its flight speed between the third and fourth notches, determine the range, speed the proximity of the rocket with the target based on this information, determine the missile missile and the angle of the target based on the use of information about the current values of the range and the angular position of the target at three reference points relative to the rocket, determine the geometric dimensions of the target by scanning the target relative to the second reference point relative to the rocket and form a command to undermine the warhead of the rocket relative to the third reference point of the rocket, taking into account the information received about the air target and the conditions of the rocket approach to it. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что определяют текущую дальность до цели в виде выражения:2. The method according to claim 1, characterized in that determine the current range to the target in the form of an expression:

где Д_n - дальность до цели в n - угловом положении, β_n -значения углового положения цели определяющего положения цели при n - измерении, L_n+1 - расстояние проходимое целью между n и n+1 измерении, β_n+1 - значения углового положения цели при n+1 измерении.where Д _n - distance to the target in n - angular position, β _{n -} values of the angular position of the target determining the position of the target for n - measurement, L _{n + 1} - distance traveled by the target between n and n + 1 measurements, β _{n + 1} - values angular position of the target with n + 1 measurement. 3. Способ по п.2, отличающийся тем, что определяют дальность до цели в четвертом угловом положении в виде выражения3. The method according to claim 2, characterized in that they determine the distance to the target in the fourth angular position in the form of an expression

где Д₁₁ дальность до цели при нахождении ее на линии визирования в момент измерении первого угловом положения, β₁ - угол определяющий положение линии визирования в первый момент измерения; Б - базовое расстояние, проходимое ракетой между первым и вторым измерением, Б₃ - базовое расстояние, проходимое ракетой после третьего измерения; β₄ - угол определяющий положение линии визирования в четвертый момент измерения, ε - угол наклона траектории движения цели.where D _{11 is the} distance to the target when it is on the line of sight at the moment of measuring the first angular position, β ₁ is the angle defining the position of the line of sight at the first moment of measurement; B is the base distance traveled by the rocket between the first and second dimension, B ₃ is the base distance traveled by the rocket after the third dimension; β ₄ is the angle determining the position of the line of sight at the fourth moment of measurement, ε is the angle of inclination of the trajectory of the target. 4. Способ по п.3, отличающийся тем, что определяют дальность до цели находящиеся в первом угловом положении в виде выражения4. The method according to claim 3, characterized in that they determine the range to the target located in the first angular position in the form of an expression

где β₂β₃ - угловое положение цели во второй и третий момент измерения.where β ₂ β ₃ - the angular position of the target in the second and third moment of measurement. 5. Способ по п.3, отличающийся тем, что определяют угол наклона траектории движения цели в виде выражения5. The method according to claim 3, characterized in that they determine the angle of inclination of the path of the target in the form of an expression ε=arctqx₃/x_2, ε = arctqx ₃ / x _2, где x₃, x₂ - проекции траектории движения цели на ось ox₁, oy₁ системы координат OY₁X₁, связанной с ракетой.where x ₃ , x ₂ - projection of the trajectory of the target on the axis ox ₁ , oy ₁ coordinate system OY ₁ X ₁ associated with the rocket. 6. Способ по п.5, отличающиеся тем, что определяют проекции траектории движения цели в виде выражения6. The method according to claim 5, characterized in that they determine the projection of the trajectory of the target in the form of an expression

7. Способ по п.1, отличающийся, тем, что определяют скорость сближения в виде выражения7. The method according to claim 1, characterized in that the approach speed is determined in the form of an expression

где Δt - временной интервал между измерениями.where Δt is the time interval between measurements. 8. Способ по п.1, отличающийся тем, что определяют величину промаха путем определения текущих значений дальности в опорных точках относительно ракеты в виде

где А, В, С - постоянные коэффициенты, r₁, r₂, r₃ - текущие расстояния, фиксируемые при проходе целью трех заданных расстояний.8. The method according to claim 1, characterized in that they determine the amount of miss by determining the current range values at reference points relative to the rocket in the form

where A, B, C are constant coefficients, r ₁ , r ₂ , r ₃ are the current distances recorded during the passage of the target three given distances. 9. Способ по п.1, отличающийся тем, что определяют ракурс цели в виде выражения

где V_r, V_ц модули скорости ракеты и цели, β - угол между составляющими вектора цели, Δφ - угловой размер между двумя фиксированными точками относительно ракеты, r_n, r_n+1 текущие значения дальности до цели.9. The method according to claim 1, characterized in that determine the angle of the target in the form of an expression

where V _r , V _c are the rocket and target velocity modules, β is the angle between the components of the target vector, Δφ is the angular size between two fixed points relative to the rocket, r _n , r _{n + 1 are the} current values of the range to the target. 10. Способ по п.1, отличающийся тем, что определяют линейный размер протяженной цели в момент прохода ею второй опорной точки относительно ракеты путем сканирования цели и фиксации угловых положений до начальной и конечной точки на протяженной цели соответственно в момент появления и пропадания отраженного сигнала от цели в виде выражения:10. The method according to claim 1, characterized in that the linear size of the extended target is determined at the moment it passes the second reference point relative to the rocket by scanning the target and fixing the angular positions to the starting and ending points on the extended target, respectively, at the time the reflected signal appears and disappears from goals in the form of an expression:

где V_п - скорость полета ракеты; t_ск. время сканирования цели, Т время между окончанием первого сканирования и началом второго сканирования, β₁ ^Iβ₂ ^Iβ₃ ^Iβ₄ ^I - угловые положения конечных точек на теле цели в первый и второй цикл измерений.

where V _p - the flight speed of the rocket; t _sc target scan time, T time between the end of the first scan and the start of the second scan, β ₁ ^I β ₂ ^I β ₃ ^I β ₄ ^I - the angular positions of the end points on the target’s body in the first and second measurement cycle. 11. Способ по п.1, отличающийся тем, что на основе анализа значений ракурса цели и скорости сближения ракеты с целью формируют команду на подрыв боевой части ракеты в виде следующих алгоритмов:11. The method according to claim 1, characterized in that on the basis of the analysis of the values of the angle of the target and the speed of approach of the rocket in order to form a team to undermine the warhead of the rocket in the form of the following algorithms: если ракурс цели q>q_п то в виде

if the goal angle q> q _n then in the form

где V₀ - начальная скорость разлета осколков;where V ₀ - the initial velocity of the expansion of fragments; если q<q_п и V_сбл.<V_п то в виде

if q <q _p and V _sb. <V _p then in the form

если q<q_п и V_сбл.>V_п. то в виде

if q <q _p and V _sb. > V _p. Then in the form

12. Устройство функционирования информационно-вычислительной системы ракеты, содержащее последовательно соединенные антенну, приемник, модуль обработки сигнала и вычислитель параметров рассогласования, а также усилитель мощности и привод антенны, систему автономных датчиков, модуль обработки информации состоит из селектора цели и обнаружителя, канала управления антенной, причем первый, второй вход модуля обработки информации соединены соответственно с выходом приемника, с аппаратурой истребителя и вторым входом вычислителя параметров рассогласования, первый, второй выходы модуля обработки информации соединены соответственно с входом аппаратуры истребителя с третьим входом вычислителя параметров рассогласования, отличающееся тем, что введен первый ключ и вычислитель формирования команды на подрыв боевой части ракеты, причем первый и второй входы вычислителя соединены соответственно с выходом системы автономных датчиков и выходом усилителя мощности и привода антенны, а первый, второй, третий выходы вычислителя формирования команды на подрыв боевой части ракеты соединены соответственно со вторым входом первого ключа, вторым входом усилителя мощности и привода антенны, боевой частью авиационной управляемой ракеты, третий выход модуля обработки информации соединен с первым входом первого ключа, выход которого соединен с первым входом усилителя мощности и привода антенны, первый и второй выход которого механически связан с антенной и входом вычислителя формирования команды на подрыв боевой части ракеты.12. A device for operating a rocket information and computer system, comprising a series-connected antenna, receiver, signal processing module and mismatch parameter calculator, as well as a power amplifier and antenna drive, a system of autonomous sensors, an information processing module consisting of a target selector and a detector, an antenna control channel moreover, the first, second input of the information processing module are connected respectively with the output of the receiver, with the equipment of the fighter and the second input of the calculator parameter mismatch, the first, second outputs of the information processing module are connected respectively to the input of the fighter equipment with the third input of the mismatch parameters calculator, characterized in that the first key and the computer for generating a command to detonate the warhead of the rocket are entered, the first and second inputs of the calculator connected respectively to the output autonomous sensor systems and the output of the power amplifier and the antenna drive, and the first, second, third outputs of the computer forming the command to undermine the warhead of the rocket connected respectively to the second input of the first key, the second input of the power amplifier and the antenna drive, the warhead of the aircraft guided missile, the third output of the information processing module is connected to the first input of the first key, the output of which is connected to the first input of the power amplifier and the antenna drive, the first and second output which is mechanically connected with the antenna and the input of the computer forming the team to undermine the warhead of the rocket. 13. Устройство по п.12 отличающееся тем, что вычислитель формирования команды на подрыв боевой части ракеты состоит из блока фиксации текущих параметров движения цели и ракеты, блока определения дальности до цели, блока определения промаха ракеты, блока определения ракурса цели, блока определения скорости движения цели, последовательно соединенных блока управления антенной и блока определения геометрических размеров цели, блока формирования команды на подрыв боевой части ракеты, причем первый, второй и третий входы вычислителя формирования команды на подрыв боевой части ракеты соединены соответственно с первыми и вторыми входами блока фиксации текущих параметров движения цели и ракеты и одновременно блока управления антенной, вторым входом блока фиксации текущих параметров цели и ракеты и третьим входом блока управления антенной, первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой и седьмой выходы блока фиксации текущих параметров цели и ракеты соединены соответственно со вторым, третьим, четвертым, пятым, шестым, седьмым и восьмым входами блока определения дальности и одновременно соответственно с первым, вторым, третьим и четвертым входами блока определения скорости сближения, первый и второй выход блока определения дальности соединен соответственно с входами блока определения промаха и одновременно блока определения ракурса и первым входом блока формирования команды на подрыв боевой части ракеты, пятым входом блока определения скорости, первым входом блока определения геометрических размеров цели, первый выход блока определения промаха, выходы блока определения ракурса цели, блока определения скорости сближения ракеты с целью, блока определения геометрических размеров цели, задатчика постоянных сигналов соединены соответственно с третьим, четвертым, вторыми, пятым и шестым входами блока формирования команды на подрыв боевой части ракеты, первым, вторым и третьим выходами вычислителя формирования команды на подрыв боевой части ракеты являются соответственно второй выход блока определения промаха, пятый выход блока управления антенной и выход блока формирования команды на подрыв боевой части ракеты.13. The device according to p. 12 characterized in that the computer for generating a command to detonate the warhead of the rocket consists of a unit for fixing the current parameters of the target and missile movement, a unit for determining the range to the target, a unit for determining miss missiles, a unit for determining the angle of the target, a unit for determining the speed the target, connected in series to the antenna control unit and the unit for determining the geometric dimensions of the target, the unit for forming a team to detonate the warhead of the rocket, the first, second and third inputs of the calculator are formed The command to detonate the warhead of the rocket is connected respectively to the first and second inputs of the unit for fixing the current motion parameters of the target and the rocket and simultaneously for the antenna control unit, the second input of the unit for fixing the current parameters of the target and the rocket and the third input of the antenna control unit, the first, second, third, the fourth, fifth, sixth and seventh outputs of the unit for fixing the current target and missile parameters are connected respectively to the second, third, fourth, fifth, sixth, seventh and eighth inputs of the range determination unit and one at the same time, respectively, with the first, second, third and fourth inputs of the approach speed determination unit, the first and second output of the range determination unit are connected respectively to the inputs of the miss detection unit and at the same time the angle determination unit and the first input of the command formation unit for detonating the missile warhead, the fifth input of the block determining the speed, the first input of the block for determining the geometric dimensions of the target, the first output of the block for determining the miss, the outputs of the block for determining the angle of the target, the block for determining sk the growth of rapprochement of the rocket with the target, the unit for determining the geometric dimensions of the target, the constant signal generator are connected respectively to the third, fourth, second, fifth and sixth inputs of the team formation unit for undermining the warhead of the rocket, the first, second and third outputs of the team formation calculator for undermining the warhead missiles are respectively the second output of the miss detection unit, the fifth output of the antenna control unit and the output of the command formation unit to undermine the warhead of the missile. 14. Устройство по п.12, отличающееся тем, что блок фиксации текущих параметров движения цели и ракеты состоит из второго, третьего, четвертого, пятого, шестого, седьмого, восьмого и девятого ключей, последовательно соединенных генератора импульсов и сдвигового регистра, последовательно соединенных первого и второго интегратора, причем первый и второй блок фиксации текущих параметров движения цели и ракеты являются соответственно первыми входами третьего, четвертого, пятого и девятого ключей, первый, второй, третий и четвертые выходы сдвигового регистра соединены соответственно со вторыми входами второго и девятого ключа, третьего и шестого, четвертого и седьмого, пятого и восьмого ключей, выход второго интегратора соединен с первыми входами шестого, седьмого и восьмого ключей, первым, вторым, третьим, четвертым, пятым, шестым, седьмым и восьмым выходом блока фиксации текущих параметров движения цели и ракеты являются соответственно выходы второго, третьего, четвертого, пятого, шестого, седьмого, восьмого ключей и выход первого интегратора.14. The device according to p. 12, characterized in that the unit for fixing the current motion parameters of the target and the rocket consists of the second, third, fourth, fifth, sixth, seventh, eighth and ninth keys, series-connected pulse generator and shift register, series-connected first and a second integrator, the first and second block fixing the current motion parameters of the target and the rocket are respectively the first inputs of the third, fourth, fifth and ninth keys, the first, second, third and fourth outputs shift the second register are connected respectively to the second inputs of the second and ninth keys, the third and sixth, fourth and seventh, fifth and eighth keys, the output of the second integrator is connected to the first inputs of the sixth, seventh and eighth keys, the first, second, third, fourth, fifth, sixth , the seventh and eighth output of the unit for fixing the current parameters of motion of the target and the rocket are respectively the outputs of the second, third, fourth, fifth, sixth, seventh, eighth keys and the output of the first integrator. 15. Устройство по п.12, отличающееся тем, что блок определения дальности до цели состоит из блока определения дальности до цели в первом фиксированном угловом положении, блока определения дальности до цели в четвертом фиксированном угловом положении, блока определения текущей дальности до цели, блока определения угла наклона траектории движения цели, причем первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой и седьмой входы блока определения дальности являются соответственно первыми, вторыми, третьими, четвертыми, пятыми, шестыми и седьмыми входами блока определения дальности в первом фиксированном угловом положении и одновременно первыми, вторыми, третьими, четвертыми, пятыми, шестыми входами блока определения угла наклона траектории движении цели, выход блока определения дальности в первом фиксированном угловом положении и первый и второй выход блока определения угла наклона траектории движения цели соединены соответственно со вторым и третьим входами блока определения текущей дальности, первый вход которого соединен с выходом блока определения дальности до цели в четвертом фиксированном положении, а выход является выходом блока определения дальности.15. The device according to p. 12, characterized in that the unit for determining the range to the target consists of a unit for determining the range to the target in the first fixed angular position, a unit for determining the range to the target in the fourth fixed angular position, a unit for determining the current range to the target, and the determining unit the angle of the trajectory of the target, and the first, second, third, fourth, fifth, sixth and seventh inputs of the range determination unit are the first, second, third, fourth, fifth, sixth and seventh inputs, respectively the odes of the range determination unit in the first fixed angular position and simultaneously the first, second, third, fourth, fifth, sixth inputs of the unit for determining the angle of inclination of the target movement path, the output of the range determination unit in the first fixed angular position and the first and second output of the unit for determining the angle of the path target movements are connected respectively to the second and third inputs of the current range determining unit, the first input of which is connected to the output of the unit for determining the range to the target in four With a fixed position, the output is the output of the range determination unit. 16. Устройство по п.12, отличающееся тем, что блок определения промаха ракеты состоит из первого, второго функционального преобразователя, первого, второго, третьего, четвертого умножителя, первого, второго, третьего сравнивающего устройства, первого, второго, третьего запоминающего устройства, первого, второго и третьего квадратора, вычитающего устройства, суммирующего устройства, задатчика постоянных сигналов, причем первый, второй входы блока определения промаха ракеты являются соответственно входом первого функционального преобразователя, первым входом первого умножителя и одновременно вторыми входами первого, второго, третьего запоминающих устройств, выход первого функционального преобразователя соединен со вторым входом первого умножителя, выход первого умножителя соединен с первыми входами первого, второго и третьего сравнивающих устройств, первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой выходы задатчика постоянных сигналов соединены со вторыми входами соответственно первого, второго, третьего сравнивающих устройств, второго, третьего, четвертого умножителей, выходы первого, второго, третьего сравнивающих устройств соединены с первыми входами соответственно первого, второго, третьего запоминающих устройств, выходы которых соединены с входами соответственно первого, второго, третьего квадраторов, выходы которых соединены соответственно с первыми входами второго, третьего, четвертого умножителей, выходы которых соединены соответственно с первым и вторым входами вычитающего устройства, вторым входом суммирующего устройства, первый вход которого соединен с выходом вычитающего устройства, а выход со входом второго функционального преобразователя, первым, вторым, третьим, четвертым выходом блока определения промаха ракеты является соответственно седьмой выход задатчика постоянных сигналов, выходы второго, третьего сравнивающих устройств, выход второго функционального преобразователя.16. The device according to p. 12, characterized in that the missile miss detection unit consists of a first, second functional converter, a first, second, third, fourth multiplier, a first, second, third comparing device, a first, second, third storage device, a first , a second and third quadrator, a subtracting device, a summing device, a constant signal generator, the first, second inputs of the missile miss detection unit are respectively the input of the first functional transform at the first input of the first multiplier and simultaneously the second inputs of the first, second, third storage devices, the output of the first functional converter is connected to the second input of the first multiplier, the output of the first multiplier is connected to the first inputs of the first, second and third comparing devices, the first, second, third, the fourth, fifth, sixth outputs of the constant signal generator are connected to the second inputs of the first, second, third comparing devices, the second, third, fourth multiplier, respectively her, the outputs of the first, second, third comparators are connected to the first inputs of the first, second, third storage devices, respectively, the outputs of which are connected to the inputs of the first, second, third quadrants, the outputs of which are connected respectively to the first inputs of the second, third, fourth multipliers, the outputs of which are connected respectively to the first and second inputs of the subtractor, the second input of the summing device, the first input of which is connected to the output of the subtractor and the output with the input of the second functional converter, the first, second, third, fourth output of the missile miss detection unit is, respectively, the seventh output of the constant signal generator, the outputs of the second, third comparison devices, the output of the second functional converter. 17. Устройство по п.12, отличающееся тем, что блок управления антенной состоит из девятого, десятого, одиннадцатого, двенадцатого ключей, первого и второго элемента И, второго генератора импульсов, второго и третьего сдвигового регистра, цифро-аналогового преобразователя, элемента И-НЕ, причем первый, второй, третий входы блока управления антенной являются соответственно первыми входами девятого, десятого, одиннадцатого и двенадцатого ключей, первыми и вторыми входами первого элемента И, выход которого соединен со входами элемента И-НЕ и второго генератора импульсов, выходы которых соединены соответственно со вторым и первым входом второго элемента И, выход которого соединен со входом третьего сдвигового регистра, кроме того, выход генератора импульсов соединен со входом второго сдвигового регистра, первый и второй выход которого соединен соответственно со вторыми входами девятого и одиннадцатого ключей и первым и вторым входом цифроаналогового преобразователя, n-вход которого соединен с n-выходом второго сдвигового регистра, первый и второй выход третьего сдвигового регистра соединен соответственно со вторыми входами десятого и двенадцатого ключей, первыми, вторыми, третьими, четвертыми и пятыми выходами блока управления антенной являются соответственно выходы девятого, десятого, одиннадцатого, двенадцатого ключей и цифроаналогового преобразователя.17. The device according to p. 12, characterized in that the antenna control unit consists of the ninth, tenth, eleventh, twelfth keys, the first and second element And, the second pulse generator, the second and third shift register, digital-to-analog converter, element And NOT, and the first, second, third inputs of the antenna control unit are respectively the first inputs of the ninth, tenth, eleventh and twelfth keys, the first and second inputs of the first AND element, the output of which is connected to the inputs of the AND-NOT element and w horn pulse generator, the outputs of which are connected respectively to the second and first input of the second element And, the output of which is connected to the input of the third shift register, in addition, the output of the pulse generator is connected to the input of the second shift register, the first and second output of which is connected respectively to the second inputs of the ninth and the eleventh keys and the first and second input of the digital-to-analog converter, the n-input of which is connected to the n-output of the second shift register, the first and second output of the third shift istra connected respectively to the second inputs of the tenth and twelfth keys, the first, second, third, fourth and fifth outputs of the antenna control unit are, respectively, the outputs of the ninth, tenth, eleventh, twelfth keys and digital to analog converter. 18. Устройство по п.12, отличающееся тем, что блок формирования команды на подрыв боевой части ракеты состоит из первого, второго и третьего делителей, пятого умножителя, второго вычитающего устройства, второго суммирующего устройства, элемента ИЛИ, четвертого и пятого сравнивающих устройств, второго и третьего элементов И-НЕ, третьего и четвертого элементов И, двенадцатого, тринадцатого и четырнадцатого ключей, второго задатчика постоянных сигналов причем первый, второй, третий, четвертый, пятый и шестой входы блока формирования команды на подрыв боевой части ракеты являются соответственно первыми и вторыми входами второго, первого делителей, первым входом третьего делителя, входом пятого сравнивающего устройства, кроме того, второй вход первого делителя соединен со вторым входом третьего делителя и со вторым входом четвертого сравнивающего устройства, выходы первого, второго и третьего делителей соединены соответственно с первым, вторым входами второго вычитающего устройства и первым входом пятого умножителя, выход которого соединен с третьим входом второго вычитающего устройства, первый, второй, третий, четвертый, пятый выходы второго задатчика постоянных сигналов соединены соответственно с первыми входами пятого и четвертого сравнивающих устройств, вторыми входами двенадцатого, тринадцатого и четырнадцатого ключей, выходы четвертого и пятого сравнивающих устройств соединены соответственно с первыми входами третьих элементов И, И-НЕ, двенадцатого ключа и второго элемента И-НЕ, выход которого соединен со вторым входом второго элемента И и первым входом третьего элемента И, выходы которых соответственно соединены с первыми входами тринадцатого и четырнадцатого ключей, выходы которых соединены соответственно со вторым входом второго суммирующего устройства и вторым входом элемента ИЛИ, первый вход которого соединен с выходом двенадцатого ключа, а выход со вторым входом пятого умножителя, выход которого соединен с третьим входом второго вычитающего устройства, выход которого соединен с первым входом второго суммирующего устройства, выход которого является выходом блока формирования команды на подрыв боевой части ракеты.18. The device according to p. 12, characterized in that the unit for forming a command to detonate the warhead of the rocket consists of the first, second and third dividers, the fifth multiplier, the second subtractor, the second summing device, the OR element, the fourth and fifth comparing devices, the second and the third AND-NOT elements, the third and fourth AND elements, the twelfth, thirteenth and fourteenth keys, the second constant signal generator, the first, second, third, fourth, fifth and sixth inputs of the command forming unit undermining the warhead of the rocket are respectively the first and second inputs of the second, first dividers, the first input of the third divider, the input of the fifth comparison device, in addition, the second input of the first divider is connected to the second input of the third divider and to the second input of the fourth comparison device, the outputs of the first, second and the third dividers are connected respectively to the first, second inputs of the second subtractor and the first input of the fifth multiplier, the output of which is connected to the third input of the second subtractor of the device, the first, second, third, fourth, fifth outputs of the second constant signal generator are connected respectively to the first inputs of the fifth and fourth comparison devices, the second inputs of the twelfth, thirteenth and fourteenth keys, the outputs of the fourth and fifth comparison devices are connected respectively to the first inputs of the third elements AND, AND-NOT, the twelfth key and the second AND-NOT element, the output of which is connected to the second input of the second AND element and the first input of the third AND element, the outputs of which are are connected directly to the first inputs of the thirteenth and fourteenth keys, the outputs of which are connected respectively to the second input of the second summing device and the second input of the OR element, the first input of which is connected to the output of the twelfth key, and the output to the second input of the fifth multiplier, the output of which is connected to the third input of the second a subtracting device, the output of which is connected to the first input of the second summing device, the output of which is the output of the team formation unit to undermine the warhead of the rocket.