RU110069U1 - DEVICE FORMING SIGNALS FOR CONTROLLING STEERING BOARDS OF A SYMMETRIC CONTROLLED ROCKET WITH A VERTICAL START AT AN AUTONOMOUS AREA OF ITS FLIGHT - Google Patents

DEVICE FORMING SIGNALS FOR CONTROLLING STEERING BOARDS OF A SYMMETRIC CONTROLLED ROCKET WITH A VERTICAL START AT AN AUTONOMOUS AREA OF ITS FLIGHT Download PDF

Info

Publication number
RU110069U1
RU110069U1 RU2010151455/11U RU2010151455U RU110069U1 RU 110069 U1 RU110069 U1 RU 110069U1 RU 2010151455/11 U RU2010151455/11 U RU 2010151455/11U RU 2010151455 U RU2010151455 U RU 2010151455U RU 110069 U1 RU110069 U1 RU 110069U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
input
output
inputs
control command
outputs
Prior art date
Application number
RU2010151455/11U
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Всеволод Александрович Будилин
Денис Евгеньевич Евдокимов
Татьяна Викторовна Кваша
Дмитрий Александрович Леманский
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Головное системное конструкторское бюро Концерна ПВО "Алмаз-Антей" имени академика А.А. Расплетина" (ОАО "ГСКБ "Алмаз-Антей")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Головное системное конструкторское бюро Концерна ПВО "Алмаз-Антей" имени академика А.А. Расплетина" (ОАО "ГСКБ "Алмаз-Антей") filed Critical Открытое акционерное общество "Головное системное конструкторское бюро Концерна ПВО "Алмаз-Антей" имени академика А.А. Расплетина" (ОАО "ГСКБ "Алмаз-Антей")
Priority to RU2010151455/11U priority Critical patent/RU110069U1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU110069U1 publication Critical patent/RU110069U1/en

Links

Landscapes

  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

Устройство формирования сигналов управления рулями симметричной ракеты с вертикальным стартом на автономном участке ее полета, содержащее программное устройство, гироскопическое устройство, преобразователь координат, трехканальное счетно-решающее устройство, исполнительный механизм в виде первого, второго, третьего и четвертого рулевых трактов, связанных механически с соответствующими рулями ракеты, при этом первый и второй выходы преобразователя координат соединены соответственно с первым и вторым входами трехканального счетно-решающего устройства, первый выход которого связан с первым входом рулевых трактов четвертого и второго рулей, второй выход - с первым входом рулевых трактов третьего и первого рулей, а третий выход - со вторыми входами первого-четвертого рулевых трактов, причем ко второму входу рулевых трактов первого и четвертого рулей - инверсно, отличающееся тем, что введен трехканальный блок цифроаналоговых преобразователей, а программное устройство, гироскопическое устройство, преобразователь координат, трехканальное счетно-решающее устройство выполнены цифровыми и связаны между собой интерфейсными шинами, при этом программное устройство содержит блок обработки предполетной информации, вход которого по интерфейсной шине через бортовой разъем связан с аппаратурой стартовой автоматики пусковой установки, формирователь команды управления по крену, формирователь команды начала управления ракетой, формирователь команды управления по курсу, формирователь команды управления по тангажу, причем первый, второй и третий выходы блока обработки предполетной информации подключены соот� A device for generating steering control signals for a symmetrical rocket with a vertical launch on an autonomous portion of its flight, comprising a software device, a gyroscopic device, a coordinate transformer, a three-channel calculating and solving device, an actuator in the form of the first, second, third, and fourth steering paths mechanically connected with the corresponding rockets, while the first and second outputs of the coordinate transformer are connected respectively to the first and second inputs of the three-channel counting a supporting device, the first output of which is connected to the first input of the steering paths of the fourth and second rudders, the second output - to the first input of the steering paths of the third and first rudders, and the third output - to the second inputs of the first and fourth steering paths, and to the second input of the steering paths of the first and the fourth rudder - inverted, characterized in that a three-channel block of digital-to-analog converters is introduced, and a software device, a gyroscopic device, a coordinate converter, a three-channel calculating and solving device The digital device is connected and interconnected by interface buses, while the software device contains a pre-flight information processing unit, the input of which is connected via the on-board interface to the launcher automation equipment, a roll control command shaper, a rocket control command shaper, and a control command shaper according to the course, the shaper of the pitch control command, and the first, second and third outputs of the pre-flight information processing unit are connected respectively

Description

Полезная модель относится к управлению летательными аппаратами, в частности к автопилотам зенитных управляемых ракет (ЗУР).The utility model relates to control of aircraft, in particular to autopilots of anti-aircraft guided missiles (SAM).

Процесс наведения на цель ЗУР с вертикальным стартом состоит из двух этапов: автономного участка полета после выхода из транспортно-пускового контейнера (ТПК) и поле-га с радиоуправлением в режиме сопровождения радиолокационной станцией (РЛС) наведения. На автономном участке полета с помощью автопилота решается задача склонения ракеты в вертикальной плоскости с одновременным разворотом ее по крену в положение, при котором в момент начала радиоуправления одна из приемо-передающих антенн, расположенных на корпусе ракеты, должна быть направлена на антенну РЛС наведения ракеты независимо от азимутальной направленности ее полета к цели.The guidance process for a vertical missile launcher consists of two stages: an autonomous flight section after exiting the transport launch container (TPK) and a radio-controlled field in the tracking mode of the guidance of the radar station. On an autonomous flight section, an autopilot solves the problem of rocket inclinations in a vertical plane with simultaneous roll of the rocket to a position in which, at the time of the start of radio control, one of the transmitting and receiving antennas located on the rocket body should be directed to the missile guidance antenna from the azimuthal orientation of its flight to the target.

Известен автопилот для симметричной зенитной управляемой ракеты с вертикальным стартом, содержащий программное устройство, гироскопическое устройство, преобразователь координат, трехканальное счетно-решающее устройство, исполнительный механизм в виде первого, второго, третьего и четвертого рулевых трактов, связанных механически с соответствующими рулями ракеты, при этом программный механизм выполнен в виде приемника-преобразователя цифровой информации о потребном угле склонения продольной оси ракеты по тангажу и приемника-преобразователя цифровой информации о потребном угле разворота ракеты по крену, выходы которых соединены соответственно с первым и вторым входами гироскопического устройства, которое выполнено в виде одноосной стабилизированной гироплатформы, на оси стабилизации которой установлен преобразователь координат, первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым и вторым входами трехканального счетно-решающего устройства, третий вход которого соединен с третьим выходом гироскопического устройства; первый выход трехканального счетно-решающего устройства соединен с первым входом рулевых трактов четвертого и второго рулей, второй выход - с первым входом рулевых трактов третьего и первого рулей, а третий выход - со вторыми входами первого-четвертого рулевых трактов, причем ко второму входу рулевых трактов первого и четвертого рулей - инверсно [1].A known autopilot for a symmetrical anti-aircraft guided missile with a vertical launch, containing a software device, a gyroscopic device, a coordinate converter, a three-channel computer, an actuator in the form of the first, second, third and fourth steering paths, mechanically connected with the corresponding rudders of the rocket, the program mechanism is made in the form of a receiver-converter of digital information about the required declination angle of the longitudinal axis of the rocket in pitch and a receiver-transformer of digital information about the required angle of rotation of the rocket along the roll, the outputs of which are connected respectively to the first and second inputs of the gyroscopic device, which is made in the form of a uniaxial stabilized gyro platform, on the stabilization axis of which a coordinate transformer is installed, the first and second outputs of which are connected respectively to the first and second the inputs of a three-channel computing device, the third input of which is connected to the third output of the gyroscopic device; the first output of the three-channel computing device is connected to the first input of the steering paths of the fourth and second rudders, the second output is connected to the first input of the steering paths of the third and first rudders, and the third output is connected to the second inputs of the first and fourth steering paths, and to the second input of the steering paths first and fourth rudders - inverse [1].

Причины, препятствующие достижению указанного ниже технического результата при пользовании известного автопилота, заключаются в следующем. Момент окончания автономного полета и начала радиоуправления ракетой определяется по предполетной и априорной информации параметрах движения цели и требуемом динамическом состоянии ракеты, введенной в автопилот непосредственно перед пуском. В отдельных случаях по своему динамическому состоянию ракета может быть готова к радиоуправлению ранее или позднее назначенного времени. Поэтому, при недостаточном объеме предполетной информации снижается точность определения системами РЛС введения действительного положения ракеты, вследствие чего в момент начала радиоуправления возникают колебательные движения ракеты, что приводит к снижению скорости ее полета к цели. Кроме того, в целях обеспечения живучести зенитно-ракетного комплекса пусковая установка должна быть расположена на значительном (порядка 1000 м) расстоянии от РЛС наведения и может находиться в момент пуска «за спиной» РЛС по отношению к цели, при этом вероятность захвата ракеты на сопровождение снижается из-за недостаточной информации о действительном положении центра тяжести ракеты в пространстве.The reasons that impede the achievement of the technical result indicated below when using the well-known autopilot are as follows. The moment of termination of an autonomous flight and the beginning of radio control of the rocket is determined by pre-flight and a priori information on the parameters of the target’s movement and the required dynamic state of the rocket, introduced into the autopilot immediately before launch. In some cases, according to its dynamic state, the rocket may be ready for radio control earlier or later than the appointed time. Therefore, with an insufficient amount of pre-flight information, the accuracy of radar systems determining the introduction of the actual position of the rocket decreases, as a result of which oscillatory movements of the rocket occur at the start of radio control, which leads to a decrease in its speed of flight to the target. In addition, in order to ensure the survivability of the anti-aircraft missile system, the launcher must be located at a considerable (about 1000 m) distance from the guidance radar and may be located at the moment of launch “behind” the radar in relation to the target, while the probability of missile capture reduced due to insufficient information on the actual position of the center of gravity of the rocket in space.

Сущность полезной модели заключается в следующем. Ее задачей является разработка и создание устройства формирования сигналов управления рулями симметричной ракеты с вертикальным стартом на автономном участке ее полета, обеспечивающего плавный переход ракетой с автономного на радиоуправляемый полет за счет оптимизации момента начала радиоуправления в зависимости от действительного динамического состояния ракеты и повышение надежности ее захвата на сопровождение при больших расстояниях между пусковой установкой и РЛС наведения.The essence of the utility model is as follows. Its task is to develop and create a device for generating control signals for rudders of a symmetrical rocket with a vertical launch on an autonomous section of its flight, which ensures a smooth transition of a missile from autonomous to radio-controlled flight by optimizing the moment the radio control begins depending on the actual dynamic state of the rocket and increasing the reliability of its capture by tracking at large distances between the launcher and the guidance radar.

Это достигается тем, что в известном устройстве автопилота для симметричной зенитной управляемой ракеты с вертикальным стартом, содержащем программное устройство, гироскопическое устройство, преобразователь координат, трехканальное счетно-решающее устройство, исполнительный механизм в виде первого, второго, третьего и четвертого рулевых трактов, связанных механически с соответствующими рулями ракеты, при этом первый и второй выходы преобразователя координат соединены соответственно с первым и вторым входами трехканального счетно-решающего устройства, первый выход которого связан с первым входом рулевых трактов четвертого и второго рулей, второй выход - с первым входом рулевых трактов третьего и первого рулей, а третий выход - со вторыми входами первого-четвертого рулевых трактов, причем ко второму входу рулевых трактов первого и четвертого рулей - инверсно, согласно полезной модели введен трехканальный блок цифро-аналоговых преобразователей, а программное устройство, гироскопическое устройство, преобразователь координат, трехканальное счетно-решающее устройство выполнены цифровыми и связаны между собой интерфейсными шинами; при этом программное устройство содержит блок обработки предполетной информации, вход которого по интерфейсной шине через бортовой разъем связан с аппаратурой стартовой автоматики пусковой установки, формирователь команды управления по крену, формирователь команды начала управления ракетой, формирователь команды управления по курсу, формирователь команды управления по тангажу, причем первый, второй и третий выходы блока обработки предполетной информации подключены соответственно к первому-третьему входам формирователя команды управления по крену, четвертый выход - к первому входу формирователя команды начала управления ракетой, пятый и шестой выходы - соответственно к первому и второму входам формирователя команды управления по тангажу, а седьмой и восьмой выходы - соответственно к четвертому и пятому входам формирователя команды управления по курсу; гироскопическое устройство выполнено в виде бескарданной инерциальной системы, первый-пятый выходы которой соединены соответственно с третьим-седьмым входами формирователя команды управления по тангажу, шестой выход подключен ко второму входу преобразователя координат, а седьмой и восьмой выходы соединены соответственно со вторым и третьим входами формирователя команды управления по курсу; выход формирователя команды управления по крену подключен к третьему входу трехканального счетно-решающего устройства, первый и второй выходы формирователя команды управления по тангажу соединены соответственно со вторым входом формирователя команды начала управления ракетой, выход которого связан с бортовой аппаратурой ракеты, и первым входом преобразователя координат, а третий выход подключен к первому входу формирователя команды управления по курсу, выход которого соединен с третьим входом преобразователя координат, первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым и вторым входами трехканального счетно-решающего устройства, выходы которого связаны с указанными входами рулевых трактов исполнительного механизма через трехканальный блок цифро-аналоговых преобразователей.This is achieved by the fact that in the known autopilot device for a symmetrical anti-aircraft guided missile with a vertical launch, containing a software device, a gyroscopic device, a coordinate converter, a three-channel computer, an actuator in the form of the first, second, third and fourth steering paths, connected mechanically with the corresponding rudders of the rocket, while the first and second outputs of the coordinate transformer are connected respectively to the first and second inputs of the three-channel counting a decoupling device, the first output of which is connected to the first input of the steering paths of the fourth and second rudders, the second output - to the first input of the steering paths of the third and first rudders, and the third output - to the second inputs of the first and fourth steering paths, and to the second input of the steering paths of the first and the fourth rudder - inverted, according to a utility model, a three-channel block of digital-to-analog converters was introduced, and a software device, a gyroscopic device, a coordinate converter, a three-channel counting-solving device o made digital and interconnected by interface buses; wherein the software device contains a pre-flight information processing unit, the input of which via the onboard connector is connected to the launcher launch automation equipment, a roll control command shaper, a rocket control command shaper, a course control shaper, a pitch control shaper, moreover, the first, second and third outputs of the pre-flight information processing unit are connected respectively to the first or third inputs of the command former rolls, the fourth exit - to the first input of the shaper of the command to start rocket control, the fifth and sixth outputs - to the first and second inputs of the shaper of the control command for pitch, and the seventh and eighth outputs - respectively to the fourth and fifth inputs of the shaper of the control command ; the gyroscopic device is made in the form of a gimballess inertial system, the first to fifth outputs of which are connected respectively to the third and seventh inputs of the pitch control command generator, the sixth output is connected to the second input of the coordinate converter, and the seventh and eighth outputs are connected to the second and third inputs of the command generator, respectively course management; the roll control command generator output is connected to the third input of the three-channel calculating device, the first and second pitch control command generator outputs are connected respectively to the second input of the rocket control command initiator, the output of which is connected to the rocket's onboard equipment, and the first coordinate converter input, and the third output is connected to the first input of the control command generator at the rate whose output is connected to the third input of the coordinate converter, the first and one swarm outputs of which are respectively connected to first and second inputs of a three-channel resolver, the outputs of which are connected to said input steering actuator paths through a three-channel unit digital-analog converters.

Блок обработки предполетной информации содержит три сумматора, три формирователя тригонометрических функций, два умножителя, два делителя, первую схему извлечения квадратного корня, при этом первый и второй входы блока соединены соответственно с первым и вторым входами первого сумматора, третий и четвертый входы блока соединены соответственно с первым и вторым входами второго сумматора, выход первого сумматора соединен соответственно с первым входом третьего формирователя тригонометрической функции, выход которого является первым выходом блока, первым и вторым входами второго умножителя и первым входом второго делителя; выход второго сумматора соединен соответственно со вторым входом третьего формирователя тригонометрической функции, первым и вторым входами первого умножителя и первым входом первого делителя; выходы первого и второго умножителей подключены соответственно к первому и второму входам третьего сумматора, выход которого соединен с входом первой схемы извлечения квадратного корня, выход которого подключен соответственно к вторым входам первого и второго делителей, выходы которых являются соответственно четвертым и пятым выходами блока; пятый и шестой входы блока соединены с его вторым и третьим выходами, седьмой вход блока соединен с его восьмым выходом, а также с входами первого и второго формирователей тригонометрических функций, выходы которых являются соответственно шестым и седьмым выходами блока.The pre-flight information processing unit contains three adders, three trigonometric function formers, two multipliers, two dividers, a first square root extraction scheme, while the first and second inputs of the block are connected respectively to the first and second inputs of the first adder, the third and fourth inputs of the block are connected respectively to the first and second inputs of the second adder, the output of the first adder is connected respectively to the first input of the third driver of the trigonometric function, the output of which is the first in the output of the block, the first and second inputs of the second multiplier and the first input of the second divider; the output of the second adder is connected respectively to the second input of the third driver of the trigonometric function, the first and second inputs of the first multiplier and the first input of the first divider; the outputs of the first and second multipliers are connected respectively to the first and second inputs of the third adder, the output of which is connected to the input of the first square root extraction circuit, the output of which is connected respectively to the second inputs of the first and second dividers, the outputs of which are the fourth and fifth outputs of the block, respectively; the fifth and sixth inputs of the block are connected to its second and third outputs, the seventh input of the block is connected to its eighth output, as well as to the inputs of the first and second shapers of trigonometric functions, the outputs of which are the sixth and seventh outputs of the block, respectively.

Формирователь команды управления по крепу содержит последовательно соединенные трехвходовый сумматор, инвертор и формирователь сигнала, пропорциональною потребному углу крена, причем первый-третий входы трехвходового сумматора соединены соответственно с первым-третьим выходами блока обработки предполетной информации, а выход формирователя сигнала, пропорционального потребному углу крена, является выходом формирователя команды управления по крепу, который подключен к третьему входу трехканального счетно-решающею устройства.The crepe control command shaper contains a three-input adder, an inverter and a signal shaper connected in series proportional to the required roll angle, the first or third inputs of the three-input adder connected to the first or third outputs of the pre-flight information processing unit, and the output of the signal shaper proportional to the required roll angle, is the output of the shaper control command for the crepe, which is connected to the third input of a three-channel computing device.

Формирователь команды начала управления ракетой выполнен в виде схемы сравнения, первый вход которой соединен с восьмым выходом блока обработки предполетной информации, второй вход - с четвертым выходом формирователя команды управления по тангажу, а выход схемы сравнения подключен к бортовому оборудованию ракеты.The shaper of the missile control start command is made in the form of a comparison circuit, the first input of which is connected to the eighth output of the pre-flight information processing unit, the second input is with the fourth output of the pitch control command shaper, and the output of the comparison circuit is connected to the onboard equipment of the rocket.

Формирователь команды управления по курсу содержит третий и четвертый умножители, четвертый сумматор, третий делитель и вторую схему извлечения квадратного корня, при этом первый вход третьего умножителя является первым входом формирователя и подключен к третьему выходу формирователя команды управления по тангажу, второй вход третьего умножителя является вторым входом формирователя и подключен к седьмому выходу гироскопического устройства, первый вход четвертою умножителя является третьим входом формирователя и подключен к восьмому выходу гироскопического устройства, второй вход четвертого умножителя является четвертым входом формирователя и подключен к седьмому выходу блока обработки предполетной информации, второй вход третьего делителя является пятым входом формирователя и подключен к восьмому выходу блока обработки предполетной информации; выходы третьего и четвертого умножителей подключены соответственно к первому и второму входам четвертого сумматора, выход которого соединен с первым входом третьего делителя, выход которого соединен с входом второй схемы извлечения квадратного корня, выход которой является выходом формирователя, который подключен к третьему входу преобразователя координат.The heading control command shaper contains the third and fourth multipliers, the fourth adder, the third divider and the second square root extraction scheme, while the first input of the third multiplier is the first input of the shaper and connected to the third output of the shaper control command, the second input of the third multiplier is the second the input of the shaper and connected to the seventh output of the gyroscopic device, the first input of the fourth multiplier is the third input of the shaper and connected to the eighth at the output of the gyro device, the second input of the fourth multiplier is the fourth input of the seventh and is connected to the output of pre-information processing unit, the second input of the third divider is the input of the fifth and eighth output connected to block pre-processing information; the outputs of the third and fourth multipliers are connected respectively to the first and second inputs of the fourth adder, the output of which is connected to the first input of the third divider, the output of which is connected to the input of the second square root extraction circuit, the output of which is the output of the former, which is connected to the third input of the coordinate converter.

Формирователь команды управления по тангажу содержит пятый-семнадцатый умножители, пятый-десятый сумматоры, четвертый-пятый делители, четвертый формирователь тригонометрической функции, третью схему извлечения квадратного корня, масштабирующий усилитель, при этом первый и второй входы пятого умножителя объединены и, являясь третьим входом формирователя, соединены с первым выходом гироскопического устройства; первый и второй входы шестого умножителя объединены и, являясь четвертым входом формирователя, соединены со вторым выходом гироскопического устройства; выход пятого и выход шестого Умножителей подключены соответственно к первому и второму входам пятого сумматора, к выходу которого подключен вход третьей схемы извлечения квадратного корня, выход которой, являясь четвертым выходом формирователя, соединен с первым входом четвертого делителя, второй вход которого объединен с первым входом пятого делителя и, являясь пятым входом формирователя, подключен к третьему выходу гироскопического устройства, а второй вход пятого делителя, являясь шестым входом и третьим выходом формирователя, подключен к четвертому выходу гироскопического устройства; выход четвертого делителя соединен с первыми входами седьмого и восьмого умножителей, вторые входы которых соединены соответственно с первым и вторым входами формирователя, выход пятого делителя соединен с первым входом девятого и вторым входом десятого умножителей, второй и первый входы которых соединены соответственно с первым и вторым входами формирователя; выход седьмого умножителя соединен с первым входом седьмого сумматора, второй вход которого подключен к выходу десятого умножителя, выход восьмого умножителя соединен со вторым входом шестого сумматора, первый вход которого подключен к выходу девятого умножителя; первый и второй входы одиннадцатого умножителя объединены и являясь седьмым входом формирователя, подключены к пятому выходу гироскопического устройства, выход этого умножителя соединен с входом четвертой схемы извлечения квадратного корня, выход которой, являясь вторым выходом формирователя, соединен со вторым входом двенадцатого и первым входом тринадцатого умножителей, первый и второй входы которых соединены соответственно с первым и вторым входами формирователя, к которым также подключены первые входы четырнадцатого и пятнадцатого умножителей, вторые входы которых соединены с седьмым входом формирователя; выход двенадцатого умножителя соединен с первым входом восьмого сумматора, второй вход которого подключен к выходу четырнадцатого умножителя, выход тринадцатого умножителя соединен с первым входом девятого сумматора, второй вход которого подключен к выходу пятнадцатого умножителя; выходы восьмого и девятого сумматоров соединены со вторыми входами соответственно шестнадцатого и семнадцатого умножителей, первые входы которых подключены к выходам соответственно шестого и седьмого сумматоров; выходы шестнадцатого и семнадцатого умножителей соединены соответственно с первым и вторым входами десятого сумматора, к выходу которого подключен масштабирующий усилитель, выход которого является первым выходом формирователя команды управления по тангажу.The pitch control command shaper contains fifth to seventeenth multipliers, fifth to tenth adders, fourth to fifth dividers, fourth trigonometric function shaper, third square root extraction scheme, a scaling amplifier, while the first and second inputs of the fifth multiplier are combined and, being the third input of the shaper connected to the first output of the gyroscopic device; the first and second inputs of the sixth multiplier are combined and, being the fourth input of the shaper, connected to the second output of the gyroscopic device; the output of the fifth and the output of the sixth Multipliers are connected respectively to the first and second inputs of the fifth adder, the output of which is connected to the input of the third square root extraction circuit, the output of which, being the fourth output of the former, is connected to the first input of the fourth divider, the second input of which is combined with the first input of the fifth the divider and, being the fifth input of the shaper, connected to the third output of the gyroscopic device, and the second input of the fifth divider, being the sixth input and the third output of the shaper, under for prison to the fourth output of the gyro device; the output of the fourth divider is connected to the first inputs of the seventh and eighth multipliers, the second inputs of which are connected respectively to the first and second inputs of the driver, the output of the fifth divider is connected to the first input of the ninth and second input of the tenth multipliers, the second and first inputs of which are connected respectively to the first and second inputs shaper; the output of the seventh multiplier is connected to the first input of the seventh adder, the second input of which is connected to the output of the tenth multiplier, the output of the eighth multiplier is connected to the second input of the sixth adder, the first input of which is connected to the output of the ninth multiplier; the first and second inputs of the eleventh multiplier are combined and being the seventh input of the shaper, connected to the fifth output of the gyroscopic device, the output of this multiplier is connected to the input of the fourth square root extraction circuit, the output of which, being the second output of the shaper, is connected to the second input of the twelfth and first input of the thirteenth multiplier , the first and second inputs of which are connected respectively to the first and second inputs of the shaper, to which the first inputs of the fourteenth and fifteen are also connected th multipliers, the second inputs of which are connected to the input of the seventh; the output of the twelfth multiplier is connected to the first input of the eighth adder, the second input of which is connected to the output of the fourteenth multiplier, the output of the thirteenth multiplier is connected to the first input of the ninth adder, the second input of which is connected to the output of the fifteenth multiplier; the outputs of the eighth and ninth adders are connected to the second inputs of the sixteenth and seventeenth multipliers, respectively, the first inputs of which are connected to the outputs of the sixth and seventh adders, respectively; the outputs of the sixteenth and seventeenth multipliers are connected respectively to the first and second inputs of the tenth adder, to the output of which a scaling amplifier is connected, the output of which is the first output of the pitch control command shaper.

Гироскопическое устройство выполнено в виде бескарданной инерциальной системы, содержащей три датчика линейных ускорений, жестко связанных с корпусом ракеты по измерительным осям, направленными вдоль осей связанной системы координат, три датчика угловых скоростей, жестко связанных с корпусом ракеты по укачанным измерительным осям, вычислительное устройство, включающее взаимно связанные блок навигации и блок ориентации, при этом выходы датчиков линейных ускорений соединены с входами блока навигации, выходы которого являются первым-четвертым выходами устройства, а выходы датчиков угловых скоростей соединены с входами блока ориентации, выходы которого являются шестым-восьмым выходами устройства, пятым выходом которого является выход датчика линейных ускорений, связанный с продольной осью ракеты.The gyroscopic device is made in the form of a gimballess inertial system containing three linear acceleration sensors rigidly connected to the rocket body along the measuring axes directed along the axes of the associated coordinate system, three angular velocity sensors rigidly connected to the rocket body along the indicated measuring axes, a computing device including mutually connected navigation unit and orientation unit, while the outputs of the linear acceleration sensors are connected to the inputs of the navigation unit, the outputs of which are first-hour the fourth outputs of the device, and the outputs of the angular velocity sensors are connected to the inputs of the orientation unit, the outputs of which are the sixth to eighth outputs of the device, the fifth output of which is the output of the linear acceleration sensor associated with the longitudinal axis of the rocket.

Полезная модель поясняется чертежами, на которых представлены: фиг, 1 - структурная схема устройства формирования сигналов управления рулями симметричной ракеты с вертикальным стартом на автономном участке ее полета; фиг.2 структурная схема блока обработки предполетной информации; фиг.3 структурная схема формирователя команд управления по крену; фиг.4 - структурная схема формирователя команды управления по курсу; фиг.5 - структурная схема формирователя команд управления по тангажу; фиг.6 - структурная схема гироскопического устройства (бескарданной инерпиальной системы); фиг.7 - график изменения угла тангажа при склонении ракеты.The utility model is illustrated by drawings, in which: FIG. 1 is a structural diagram of a device for generating steering signals of a symmetrical rocket with a vertical launch on an autonomous portion of its flight; 2 is a structural diagram of a pre-flight information processing unit; figure 3 is a structural diagram of a shaper control commands roll; 4 is a structural diagram of a shaper control command at the rate; 5 is a block diagram of a pitch control command generator; 6 is a structural diagram of a gyroscopic device (gimballess inertial system); Fig.7 is a graph of the pitch angle when declining a rocket.

Устройство формирования сигналов управления рулями симметричной ракеты с вертикальным стартом на автономном участке ее полета (фиг.1) включает в себя связанные между собой - интерфейсными шинами цифровое программное устройство (ПУ) 1, цифровое гироскопическое устройство (ГУ) 2. последовательно включенные цифровой преобразователь координат (ПК) 3. цифровое трехканальное счетно-решающее устройство (СчРУ) 4, трехканальный цифро-аналоговый преобразователь (ЦАП) 5, аналоговый исполнительный механизма управления рулями ракеты (ИМ) 6.The device for generating control signals for the rudders of a symmetrical rocket with a vertical launch on an autonomous portion of its flight (Fig. 1) includes digital software device (PU) 1, a digital gyroscopic device (PG) connected to each other by interface buses 2. a digital coordinate converter connected in series (PC) 3. digital three-channel computer-solving device (СЧРУ) 4, three-channel digital-to-analog converter (DAC) 5, analogue executive mechanism for controlling the rudders of a rocket (MI) 6.

Программное устройство ПУ 1 (фиг.1) содержит цифровой блок обработки предполетной информации (БОПИ) 7, вход которого по интерфейсной шине через бортовой разъем связан с аппаратурой стартовой автоматики пусковой установки, цифровой формирователь команды управления по крену (ФКУкр) 8, цифровой формирователь команды начала управления ракетой (ФКНУ) 9, цифровой формирователь команды управления по курсу (ФКУкур) 10. цифровой формирователь команды управления по тангажу (ФКУтнг) 11. Первый, второй и третий выходы БОПИ 7 подключены соответственно к первому-третьему входам ФКУкр 8, четвертый выход - к первому входу ФКНУ 9, пятый и шестой выходы - соответственно к первому и второму входам ФКУтнг 11, а седьмой и восьмой выходы - соответственно к четвертому и пятому входам ФКУкур 10.The software device PU 1 (Fig. 1) contains a digital pre-flight information processing unit (BOPI) 7, the input of which is connected via an on-board bus through the on-board connector to the launcher automation equipment, a digital roll control command shaper (FCUkr) 8, a digital command shaper the beginning of rocket control (FCNU) 9, the digital shaper of the control command for the course (PKUkur) 10. the digital shaper of the control command for the pitch (PKUtng) 11. The first, second and third outputs of the BOPI 7 are connected respectively to the the second and third inputs of FCU 8, the fourth output to the first input of FCU 9, the fifth and sixth outputs, respectively, to the first and second inputs of FCUtng 11, and the seventh and eighth outputs, respectively, to the fourth and fifth inputs of FCUcur 10.

Блок обработки предполетной информации БОПИ 7 (фиг.2) содержит первый 12, второй 13 и третий 21 сумматоры, первый 14, второй 15 и третий 16 формирователи тригонометрических функций, первый 17 и второй 18 умножители, первый 20 и второй 19 делители, первую схему извлечения квадратного корня 22. Первый и второй входы БОПИ 7 соединены соответственно с первым и вторым входами первою сумматора 12, третий и четвертый входы БОПИ 7 соединены соответственно с первым и вторым входами второго сумматора 13. Выход первого сумматора 12 соединен соответственно с первым входом третьего формирователя тригонометрической функции 16. выход которого является первым выходом БОПИ 7, первым и вторым входами второго умножителя 18 и первым входом второго делителя 19. Выход второго сумматора 13 соединен соответственно со вторым входом третьего формирователя тригонометрической функции 16, первым и вторым входами первого умножителя 17 и первым входом первого делителя 20. Выходы первого 17 и второго 18 умножителей подключены соответственно к первому и второму входам третьего сумматора 21, выход которого соединен с входом первой схемы извлечения квадратного корня 22, выход которого подключен соответственно к вторым входам первого 19 и второго делителей 20, выходы которых являются соответственно четвертым и пятым выходами БОПИ 7. Его пятый и шестой входы соединены с его же вторым и третьим выходами, седьмой вход БОПИ 7 соединен с его же восьмью! выходом, а также с входами первого 14 и второго 15 формирователей тригонометрических функций, выходы которых являются соответственно шестым и седьмым выходами БОПИ 7.The pre-flight information processing unit BOPI 7 (Fig. 2) contains the first 12, second 13 and third 21 adders, the first 14, second 15 and third 16 shapers of trigonometric functions, the first 17 and second 18 multipliers, the first 20 and second 19 dividers, the first circuit extraction of the square root 22. The first and second inputs of the BOPI 7 are connected respectively to the first and second inputs of the first adder 12, the third and fourth inputs of the BOPI 7 are connected respectively to the first and second inputs of the second adder 13. The output of the first adder 12 is connected respectively to the first input ohm of the third shaper of the trigonometric function 16. whose output is the first output of the BOPI 7, the first and second inputs of the second multiplier 18 and the first input of the second divider 19. The output of the second adder 13 is connected respectively to the second input of the third shaper of the trigonometric function 16, the first and second inputs of the first multiplier 17 and the first input of the first divider 20. The outputs of the first 17 and second 18 multipliers are connected respectively to the first and second inputs of the third adder 21, the output of which is connected to the input of the first square root extraction circuit 22, the output of which is connected respectively to the second inputs of the first 19 and second dividers 20, the outputs of which are the fourth and fifth outputs of the BOPI 7, respectively. Its fifth and sixth inputs are connected to its second and third outputs, the seventh input of the BOPI 7 is connected with his eight! the output, as well as the inputs of the first 14 and second 15 formers of trigonometric functions, the outputs of which are the sixth and seventh outputs of the BOPI 7, respectively.

Формирователь команды управления по крену ФКУкр 8 (фиг.3) содержит последовательно соединенные трехвходовый сумматор 23. инвертор 24 и формирователь 25 сигнала, пропорционального потребному углу крепа, причем первый-третий входы трехвходового сумматора 23 соединены соответственно с первым-третьим выходами БОПИ 7, а выход формирователя 25 сигнала, пропорционального потребному углу крена, является выходом ФКУкр 8. который подключен к третьему входу трехканального счетно-решающего устройства 4. Формирователь команды начала управления ракетой ФКНУ 9 выполнен в виде схемы сравнения, первый вход которой соединен с четвертым выходом БОПИ 7. второй вход - с первым выходом ФКУтнг 11. а выход схемы сравнения, являющийся выходом ФКНУ 9. подключен к бортовому оборудованию ракеты.The roll control command generator ФКУкр 8 (Fig. 3) comprises a three-input adder 23 connected in series and an inverter 24 and a signal driver 25 proportional to the required crepe angle, the first or third inputs of the three-input adder 23 connected respectively to the first or third outputs of the BOPI 7, and the output of the shaper 25 of the signal proportional to the required angle of heel is the output of FKUkr 8. which is connected to the third input of the three-channel counting-resolving device 4. The shaper of the command to control the rocket F Ou 9 is formed as a comparator circuit having a first input coupled to the fourth output BOPI 7. The second input - to the first output 11. FKUtng and the output of the comparison circuit, the output being connected to FKNU 9. missiles onboard equipment.

Формирователь команды управления по курсу ФКУкур 10 (фиг.4) содержит третий 26 и четвертый 27 умножители, четвертый сумматор 28. третий делитель 29 и вторую схему извлечения квадратного корпя 30. Первый вход третьего умножителя 26 является первым входом формирователя и подключен к третьему выходу ФКУтнг 11, второй вход третьего умножителя 26 является вторым входом формирователя и подключен к седьмому выходу гироскопического устройства ГУ 2. первый вход четвертого умножителя 27 является третьим входом формирователя и подключен к восьмому выходу ГУ 2, второй вход четвертого умножителя 27 является четвертым входом формирователя и подключен к седьмому выходу Б01 [И 7, с восьмым выходом которого соединен второй вход третьего делителя 29, являющийся пятым входом формирователя. Выходы третьего 26 и четвертого 27 умножителей подключены соответственно к первому и второму входам четвертого сумматора 28, выход которого соединен с первым входом третьего делителя 29, выход которого соединен с входом второй схемы извлечения квадратного корня 30, выход которой является выходом ФКУкур 10, который подключен к третьему входу преобразователя координат ПК 3.The shaper of the control command at the rate of FCUcour 10 (Fig. 4) contains a third 26 and a fourth 27 multipliers, a fourth adder 28. a third divider 29 and a second square block extraction circuit 30. The first input of the third multiplier 26 is the first input of the shaper and is connected to the third output of the FCUT 11, the second input of the third multiplier 26 is the second input of the former and connected to the seventh output of the gyroscopic device GU 2. the first input of the fourth multiplier 27 is the third input of the former and connected to the eighth output of the GU 2 , the second input of the fourth multiplier 27 is the fourth input of the shaper and is connected to the seventh output B01 [And 7, with the eighth output of which is connected the second input of the third divider 29, which is the fifth input of the shaper. The outputs of the third 26 and fourth 27 multipliers are connected respectively to the first and second inputs of the fourth adder 28, the output of which is connected to the first input of the third divider 29, the output of which is connected to the input of the second square root extraction circuit 30, the output of which is the output of FCUcour 10, which is connected to the third input of the coordinate converter PC 3.

Формирователь команды управления по тангажу ФКУтнг 11 (фиг.5) содержит пятый-семнадцатый умножители, пятый-десятый сумматоры, четвертый-пятый делители, тригонометрический преобразователь, масштабирующий усилитель. Первый и второй входы пятого умножителя 31 объединены и, являясь третьим входом формирователя, соединены с первым выходом гироскопического устройства ГУ 2. Первый и второй входы шестого умножителя 32 объединены и, являясь четвертым входом формирователя, соединены со вторым выходом ГУ 2. Выход пятого 31 и выход шестого 32 умножителей подключены соответственно к первому и второму входам пятого сумматора 33. к выходу которого подключен вход третьей схемы извлечения квадратного корня 34, выход которой, являясь четвертым выходом формирователя, также соединен с первым входом четвертого делителя 35, второй вход которого объединен с первым входом пятого делителя 36 и, являясь пятым входом формирователя, подключен к третьему выходу гироскопического устройства ГУ 2, к четвертому выходу которого подключен второй вход пятого делителя 36. который соединен с третьим выходом формирователя. Выход четвертого делителя 35 соединен с первыми входами седьмого 37 и восьмого 38 умножителей, вторые входы которых соединены соответственно с первым и вторым входами формирователя. Выход пятого делителя 36 соединен с первым входом девятого 39 и вторым входом десятого 40 умножителей, второй и первый входы которых соединены соответственно с первым и вторым входами формирователя. Выход седьмого умножителя 37 соединен с первым входом седьмого сумматора 42. второй вход которого подключен к выходу десятого умножителя 40, выход восьмого умножителя 38 соединен со вторым входом шестого сумматора 41, первый вход которого подключен к выходу девятого умножителя 39. Первый и второй входы одиннадцатого умножителя 47 объединены и. являясь седьмым входом формирователя, подключены к пятому выходу гироскопического устройства, выход этого умножителя соединен с входом тригонометрического преобразователя 48, выход которой, являясь вторым выходом формирователя, соединен со вторым входом двенадцатого 43 и первым входом тринадцатого 44 умножителей, первый и второй входы которых соединены соответственно с первым и вторым входами формирователя, к которым также подключены первые входы четырнадцатого 45 и пятнадцатого 46 умножителей, вторые входы которых соединены с седьмым входом формирователя. Выход двенадцатого умножителя 43 соединен с первым входом восьмого сумматора 49. второй вход которого подключен к выходу четырнадцатого умножителя 45. Выход тринадцатого умножителя 44 соединен с первым входом девятого сумматора 50. второй вход которого подключен к выходу пятнадцатого умножителя 46. Выходы восьмого 49 и девятого 50 сумматоров соединены со вторыми входами соответственно шестнадцатого 51 и семнадцатого 52 умножителей, первые входы которых подключены к выходам соответственно шестого 41 и седьмого 42 сумматоров. Выходы шестнадцатого 51 и семнадцатого 52 умножителей соединены соответственно с первым и вторым входами десятого сумматора 53. к выходу которого подключен масштабирующий усилитель 54, выход которого является первым выходом ФКУтнг 11.The driver of the pitch control command FCUTng 11 (FIG. 5) comprises fifth to seventeenth multipliers, fifth to tenth adders, fourth to fifth dividers, a trigonometric converter, a scaling amplifier. The first and second inputs of the fifth multiplier 31 are combined and, being the third input of the shaper, connected to the first output of the gyroscopic device GU 2. The first and second inputs of the sixth multiplier 32 are combined and, being the fourth input of the shaper, connected to the second output of PG 2. The output of the fifth 31 and the output of the sixth 32 multipliers are connected respectively to the first and second inputs of the fifth adder 33. the output of which is connected to the input of the third square root extraction circuit 34, the output of which, being the fourth output of the former, also connected to the first input of the fourth divider 35, the second input of which is combined with the first input of the fifth divider 36 and, being the fifth input of the shaper, connected to the third output of the gyroscopic device GU 2, the fourth output of which is connected to the second input of the fifth divider 36. which is connected to the third output shaper. The output of the fourth divider 35 is connected to the first inputs of the seventh 37 and eighth 38 multipliers, the second inputs of which are connected respectively to the first and second inputs of the shaper. The output of the fifth divider 36 is connected to the first input of the ninth 39 and the second input of the tenth 40 multipliers, the second and first inputs of which are connected respectively to the first and second inputs of the shaper. The output of the seventh multiplier 37 is connected to the first input of the seventh adder 42. the second input of which is connected to the output of the tenth multiplier 40, the output of the eighth multiplier 38 is connected to the second input of the sixth adder 41, the first input of which is connected to the output of the ninth multiplier 39. The first and second inputs of the eleventh multiplier 47 combined and. being the seventh input of the shaper, connected to the fifth output of the gyroscopic device, the output of this multiplier is connected to the input of the trigonometric transducer 48, the output of which, being the second output of the shaper, is connected to the second input of the twelfth 43 and the first input of the thirteenth 44 multipliers, the first and second inputs of which are connected respectively with the first and second inputs of the shaper, to which the first inputs of the fourteenth 45 and the fifteenth 46 multipliers are also connected, the second inputs of which are connected to the seventh input shaper house. The output of the twelfth multiplier 43 is connected to the first input of the eighth adder 49. the second input of which is connected to the output of the fourteenth multiplier 45. The output of the thirteenth multiplier 44 is connected to the first input of the ninth adder 50. The second input of which is connected to the output of the fifteenth multiplier 46. The outputs of the eighth 49 and ninth 50 adders are connected to the second inputs of the sixteenth 51 and seventeenth 52 multipliers, respectively, the first inputs of which are connected to the outputs of the sixth 41 and seventh 42 adders, respectively. The outputs of the sixteenth 51 and seventeenth 52 multipliers are connected respectively to the first and second inputs of the tenth adder 53. To the output of which is connected a scaling amplifier 54, the output of which is the first output of FCUTng 11.

Гироскопическое устройство ГУ 2 (фиг.6) выполнено в виде бескарданной инерциальной системы, содержащей первый 55. второй 56 и третий 57 датчики угловых скоростей с цифровым выходом, жестко связанных с корпусом ракеты по измерительным осям, направленными вдоль осей связанной системы координат OXYZ, первый 58, второй 59 и третий 60 датчики линейных ускорений с цифровым выходом, жестко связанных с корпусом ракеты по указанным измерительным осям, вычислительное устройство 61, включающее взаимно связанные блок навигации 62 и блок ориентации 63. Выходы датчиков линейных ускорений 58, 59, 60 соединены с входами блока навигации 62, выходы которого являются первым-четвертым выходами ГУ 2. а выходы датчиков угловых скоростей 58-60 соединены с входами блока ориентации 63. выходы которого являются шестым - n-ым выходами ГУ 2. Его пятым выходом является выход первого датчика угловой скорости 55, связанного с продольной осью ракеты X. Первый-пятый выходы ГУ 2 соединены соответственно с третьим-седьмым входами формирователя команды управления по тангажу ФКУтнг 11, шестой выход подключен ко второму входу преобразователя координат ПК 3, а седьмой и восьмой выходы соединены соответственно со вторым и третьим входами формирователя команды управления по курсу ФКУ кур 10. Вычисления в блоке навигации 62 и блоке ориентации 63, взаимные связи между этими блоками могут быть выполнены по известным правилам [2. 3].The gyroscopic device GU 2 (Fig. 6) is made in the form of a gimballess inertial system containing the first 55. the second 56 and third 57 angular velocity sensors with a digital output, rigidly connected to the rocket body along measuring axes directed along the axes of the associated coordinate system OXYZ, the first 58, second 59 and third 60 linear acceleration sensors with digital output, rigidly connected to the rocket body along the indicated measuring axes, computing device 61, including mutually connected navigation unit 62 and orientation unit 63. Date outputs linear acceleration codes 58, 59, 60 are connected to the inputs of the navigation unit 62, the outputs of which are the first to fourth outputs of the control unit 2. and the outputs of the angular velocity sensors 58-60 are connected to the inputs of the orientation unit 63. the outputs of which are the sixth - nth outputs of the control unit 2. Its fifth output is the output of the first angular velocity sensor 55, connected with the longitudinal axis of the rocket X. The first to fifth outputs of the PG 2 are connected respectively to the third or seventh inputs of the shaper control command pitch FCUtng 11, the sixth output is connected to the second input of the transform Vatel coordinates of the PC 3, and the seventh and eighth outputs connected respectively to the second and the third input of the PKU chickens rate control command 10. The calculations in the navigation unit 62 and the orientation block 63, the interconnections between these blocks may be made according to certain rules [2. 3].

Преобразователь координат ПК 3 предназначен для перевода команд ФКУтан и ФКУ кур, формируемых в базовой системе координат (ось 0Хб лежит в горизонтальной плоскости и направлена на Север, ось ОУб направлена на Восток, ось OZ6 направлена вертикально вверх) в связанную систему координат (ось ОХсв направлена по продольной оси ракеты, оси ОУсв и OZca ориентированы по плоскости рулей, образуя правую систему координат). Выходные сигналы ПК 3 поступают на первый и второй входы трехканального СчРУ4, на третий вход которого поступает выходной сигнал ФКУкр.The coordinate converter PC 3 is designed to translate the FCUtan and PKU teams of chickens formed in the base coordinate system (the 0Xb axis lies in the horizontal plane and is directed to the North, the OUB axis is directed to the East, the OZ6 axis is directed vertically up) to the associated coordinate system (the OXcb axis is directed along the longitudinal axis of the rocket, the axis OUSv and OZca are oriented along the plane of the rudders, forming the right coordinate system). The output signals of PC 3 are supplied to the first and second inputs of the three-channel SchRU4, to the third input of which the output signal of FCUcr is supplied.

Функциональное построение такого преобразователя является известным и в аналоговом виде применено в {1}.The functional construction of such a converter is known and is applied in analog form in {1}.

Трехканальное СчРУ 4 предназначено для формирования сигналов управления рулевыми трактами исполнительного механизма ИМ 6, обеспечивающих оптимальную отработку сигналов по трем координатам с выхода программного устройства ПУ 1 гироскопического устройства ГУ 2. Выход СчРУ 4 интерфейсной шиной соединен с ЦАП 5, первый выход которого соединен с первым входом рулевых трактов соответственно второго и четвертого рулей, второй выход - с первым входом рулевых трактов соответственно первого и третьего рулей, а третий выход (по углу крена γ) - со вторым входом первого-четвертого рулевых трактов, причем ко второму входу рулевых трактов первого и четвертого рулей - инверсно [1].Three-channel control system 4 is designed to generate steering signals for the steering paths of the actuator IM 6, providing optimal processing of signals in three coordinates from the output of the software device PU 1 of the gyroscopic device GU 2. The output of the control system 4 is connected via an interface bus to the DAC 5, the first output of which is connected to the first input the steering paths of the second and fourth rudders, respectively, the second exit with the first entrance of the steering paths of the first and third rudders, respectively, and the third exit (along the angle of heel γ) with the second th input of the first to fourth steering paths, wherein the second steering input paths of the first and fourth control surfaces - inverse [1].

Все блоки описанного устройства кроме ИМ 6 могут быть выполнены по известным правилам па типовых элементах цифровой вычислительной техники или реализованы алгоритмически в БЦВМ ракеты.All blocks of the described device except for IM 6 can be performed according to well-known rules for typical elements of digital computer technology or implemented algorithmically in a missile computer.

Приемно-передающая антенна бортового радиооборудования симметричной ракеты с вертикальным стартом установлена на поверхности обшивки цилиндрического корпуса ракеты в бисекторной плоскости относительно плоскостей расположения двух пар аэродинамических рулей. Управление ракетой на автономном участке ее полета должно обеспечить такое ее пространственное положение, чтобы диаграмма направленности приемно-передающей антенны была направлена в сторону антенны РЛС наведения ракеты. Для этого устройство формирования сигналов управления рулями симметричной ракеты с вертикальным стартом на автономном участке ее полета работает следующим образом.A receive-transmit antenna of the onboard radio equipment of a symmetrical rocket with a vertical launch is mounted on the skin surface of the cylindrical rocket body in a bisector plane relative to the planes of two pairs of aerodynamic rudders. The control of the rocket in the autonomous portion of its flight should ensure its spatial position so that the radiation pattern of the transmit-receive antenna is directed toward the antenna of the missile guidance radar. To this end, the device for generating steering control signals for a symmetrical rocket with a vertical launch on an autonomous portion of its flight works as follows.

Перед стартом ракеты в программное устройство ПУ 1 по 7-ми входам БОПИ 7 из аппаратуры стартовой автоматики пусковой установки (ПУ) вводятся цифровые сигналы, содержащие 1 информацию о следующих 7-ми расчетных параметрах:Before the launch of the rocket, digital signals containing 1 information about the following 7 calculated parameters are entered into the software device launcher 1 through 7 inputs of BOPI 7 from the launcher automation equipment of the launcher (launcher)

Хуво, Zтво - координаты точки встречи ракеты с цепью в базовой системе координат (БСК), жестко связанной с Землей. В ней ось OY6 направлена вверх по местной вертикали и проходит через центр масс ракеты в момент ее старта: ось ОХ6 перпендикулярна оси ОУб и направлена на Север, ось 076 дополняет систему координат до правой и направлено на Восток:Huwo, Zwvo - coordinates of the meeting point of a rocket with a chain in the base coordinate system (BSC), rigidly connected to the Earth. In it, the OY6 axis is directed upward along the local vertical and passes through the center of mass of the rocket at the time of its launch: the OX6 axis is perpendicular to the OUB axis and is directed to the North, the 076 axis complements the coordinate system to the right and is directed to the East:

Хпу, Zпу - координаты ПУ в БСК;Khpu, Zpu - the coordinates of the PU in the BSK;

βпу, βк - углы, соответственно, заезда ПУ на место старта и ориентации ракеты в пусковом контейнере;βпу, βк - angles, respectively, of PU launch at the launch site and rocket orientation in the launch container;

θо - потребный угол наклона вектора скорости ракеты в БСК на момент начала радиоуправления.θо - the required angle of inclination of the rocket velocity vector in the BSK at the time of the beginning of radio control.

В БОПИ 7 (фиг.2) сигналы Хтво и Zтво на сумматорах 12 и 13 суммируются с сигналами Хпу и Zпу. Результирующие сигналы ХТВ=ХТВо+Хпу и ZТВ=ZТВо+Zпу подаются, соответственно, на первый и второй входы третьего формирователя тригонометрической функции 16, где формируется сигнал, пропорциональный углу ориентации плоскости склоненияIn BOPI 7 (figure 2), the signals Xtw and Ztwo at adders 12 and 13 are summed with the signals Xpu and Zpu. The resulting signals X TV = X TVO + X PU and Z TV = Z TVO + Z PU are supplied, respectively, to the first and second inputs of the third driver of the trigonometric function 16, where a signal is generated proportional to the angle of orientation of the declination plane

ψТВ=-arctg(ZTB, ХТВ)∗57.3,ψ TB = -arctg (Z TB , X TV ) ∗ 57.3,

который подается на первый вход сумматора 23 в формирователе команды управления по крену ФКУкр 8, на второй и третий входы которого поступают транзитом из БОПИ 7 сигналы βпу и βк. На выходе сумматора 23 формируется сигналwhich is fed to the first input of the adder 23 in the shaper of the control command for the roll FKUkr 8, the second and third inputs of which are transmitted in transit from the BOPI 7 signals βпу and βк. At the output of the adder 23, a signal is generated

σγ=ψТВ+βпу+βк,σγ = ψ TB + βпу + βк,

который проходит через инвертор 24 и поступает на вход формирователя 25 сигнала, пропорционального потребному углу крена:which passes through the inverter 24 and enters the input of the shaper 25 of the signal proportional to the required angle of heel:

UIII=-σγ.U III = -σγ.

Если |UIII| больше 180°, то UIII=UIII-Sign(360°, UIII);If | U III | more than 180 °, then U III = U III -Sign (360 °, U III );

если |UIII| больше 90°, то UIII=UIII-Sign(180°, UIII),if | U III | greater than 90 °, then U III = U III -Sign (180 °, U III ),

Этот выходной сигнал ФКУкр 8 подается на третий вход счетно-решающего устройства СчРУ 4This output signal FKUkr 8 is fed to the third input of the calculating and calculating device СЧРУ 4

Сигналы ХТВ и ZТВ одновременно поступают на первый и второй входы соответственно умножителей 17 и 18 (фиг.2) и на первые входы делителей 20 и 19; выходные сигналы умножителей 17 и 18 подаются на первый и второй входы сумматора 21, выходной сигнал которого, проходя через схему 22 извлечения квадратного корня, преобразуется в сигнал, пропорциональный горизонтальной дальности до точки встречи ракеты с цельюThe signals X TV and Z TV simultaneously arrive at the first and second inputs of the multipliers 17 and 18, respectively (Fig. 2) and at the first inputs of the dividers 20 and 19; the output signals of the multipliers 17 and 18 are fed to the first and second inputs of the adder 21, the output signal of which, passing through the square root extraction circuit 22, is converted into a signal proportional to the horizontal distance to the missile meeting point with the aim

. .

Этот сигнал поступает на вторые входы делителей 19 и 20, на выходе которых формируются сигналы, пропорциональные тригонометрическим функциям от угла ориентации плоскости склонения ψТВ:This signal is fed to the second inputs of the dividers 19 and 20, at the output of which signals are generated proportional to the trigonometric functions of the orientation angle of the declination plane ψ TV :

Sin ψТВ=-ZТВ/Дг; Cos ψТВ=-ХТВ/Дг;Sin ψ TB = -Z TV / D g ; Cos ψ TV = -X TV / D g ;

которые с четвертого и пятого выходов БОПИ 7 через четвертый и пятый входы формирователя команды управления по курсу ФКУкур 10 поступают на вторые входы умножителей 27 и 29 (фиг.4).which from the fourth and fifth outputs of the BOPI 7 through the fourth and fifth inputs of the driver of the control command at the rate of FKUkur 10 go to the second inputs of the multipliers 27 and 29 (figure 4).

На входы первого 14 и второго 15 формирователей тригонометрических функций в БОПИ 7 поступает сигнал, пропорциональный углу θо, с их выхода снимаются сигналы, пропорциональные соответственно Sinθo и Cosθo, которые через шестой и седьмой выходы БОПИ 7 поступают на первый и второй входы формирователя команды управления по тангажу ФКУтнг 11.The inputs of the first 14 and second 15 shapers of trigonometric functions in BOPI 7 receive a signal proportional to the angle θ о , signals proportional to Sinθ o and Cosθ o , respectively, are received from their output, which through the sixth and seventh outputs of the BOPI 7 are fed to the first and second inputs of the shaper pitch control teams FCUtng 11.

Описанные выше операции совершаются до физического старта ракеты, после которого начинается функционирование ГУ 2 и устройства в целом. С первого-четвертого выходов ГУ 2 (фиг.6) снимаются сигналы, пропорциональные скорости полета ракеты V и ее составляющих Vx, Vy, Vz на оси связанной системы координат. На первые и вторые входы умножителей 31 и 32 в ФКУтнг 11 (фиг.5) поступают соответствующие сигналы, пропорциональные Vx и Vz, на второй вход делителя 35 и первый вход делителя 36 - сигнал, пропорциональный V, а на его второй вход - сигнал, пропорциональный Vy. Выходные сигналы умножителей 31 и 32 суммируются на сумматоре 33 и после прохождения суммарного сигнала через схему извлечения квадратного корня 34 формируется сигнал, пропорциональный текущему значению горизонтальной скорости ракетыThe operations described above are performed before the physical launch of the rocket, after which the functioning of the PG 2 and the device as a whole begins. From the first or fourth outputs of the GU 2 (Fig.6), signals are proportional to the flight speed of the rocket V and its components V x , V y , V z on the axis of the associated coordinate system. The first and second inputs of the multipliers 31 and 32 in FCUTng 11 (Fig. 5) receive the corresponding signals proportional to V x and V z , the second input of the divider 35 and the first input of the divider 36 - a signal proportional to V, and to its second input - signal proportional to V y . The output signals of the multipliers 31 and 32 are summed on the adder 33 and after the total signal passes through the square root extraction circuit 34, a signal is generated proportional to the current value of the horizontal velocity of the rocket

, ,

который поступает на первый вход делителя 35. С его выхода снимается сигнал, пропорциональный косинусу текущего значения угла наклона вектора скорости Cosθo=VR/V1, а с выхода делителя 36 - сигнал, пропорциональный синусу текущего значения угла наклона вектора скорости Sinθo=VY/v. В умножителях 37-40 с двумя входами каждый, формируются соответственно произведения сигналов:which goes to the first input of the divider 35. A signal proportional to the cosine of the current value of the slope of the velocity vector Cosθ o = V R / V 1 is taken from its output, and a signal proportional to the sine of the current value of the angle of the speed vector Sinθ o = is output from the output of the divider 36 V Y / v. In multipliers 37-40 with two inputs each, respectively, the products of the signals are formed:

Cosθ∗Cosθo; Cosθ∗Sinθo;Cosθ * Cosθ o ; Cosθ * Sinθ o ;

Sinθ∗Cosθo; Sinθ∗Cosθo,Sinθ * Cosθ o ; Sinθ ∗ Cosθ o ,

которые с помощью сумматоров 41 и 42 преобразуются в сигналыwhich with the help of adders 41 and 42 are converted into signals

Sinθ∗Cosθo-Cosθ∗Sinθo=Sin(θ-θo)Sinθ ∗ Cosθ o -Cosθ ∗ Sinθ o = Sin (θ-θ o )

Cosθ∗Cosθo-Sinθ∗Sinθo=Cos(θ-θo).Cosθ ∗ Cosθ o -Sinθ ∗ Sinθ o = Cos (θ-θ o ).

Сигнал, поступивший с шестого выхода ГУ 2 на первый и второй входы умножителя 47 и на вторые входы умножителей 45 и 46 пропорционален [2] элементу U(1, 2)=Sinυ матрицыThe signal from the sixth output of the GU 2 to the first and second inputs of the multiplier 47 and to the second inputs of the multipliers 45 and 46 is proportional [2] to the element U (1, 2) = Sinυ of the matrix

, ,

где υ - угол тангажа.where υ is the pitch angle.

В умножителе 47 и схеме извлечения квадратного корня 48 сигнал, пропорциональный синусу текущего значения угла тангажа, превращается в сигнал, пропорциональный косинусу текущего значения угла тангажа . С помощью умножителей 43-46 с двумя входами каждый формируются соответственно произведения вспомогательных сигналов: Sinθ∗Cosθo; Cosθ∗Sinθo; Sinθ∗Sinθo; Cosθ∗Cosθo, которые с помощью сумматоров 49 и 50 преобразуются в сигналы, пропорциональные тригонометрическим функциям от разности υ и θо:In the multiplier 47 and the square root extraction circuit 48, a signal proportional to the sine of the current pitch angle value is converted to a signal proportional to the cosine of the current pitch angle value . Using multipliers 43-46 with two inputs each, respectively, the products of auxiliary signals are formed: Sinθ ∗ Cosθ o ; Cosθ * Sinθ o ; Sinθ * Sinθ o ; Cosθ ∗ Cosθ o , which with the help of adders 49 and 50 are converted into signals proportional to trigonometric functions of the difference υ and θ о :

Sinυ∗Cosθo-Cosυ∗Sinθo=Sin(υ-θо)Sinυ ∗ Cosθ o -Cosυ ∗ Sinθ o = Sin (υ-θ о )

Sinυ∗Sinθo-Cosυ∗Cosθo=Cos(υ-θо).Sinυ ∗ Sinθ o -Cosυ ∗ Cosθ o = Cos (υ-θ о ).

Результирующий сигнал управления по тангажу с помощью умножителей 51 и 52 формируется в виде двух составляющих:The resulting pitch control signal using multipliers 51 and 52 is formed in the form of two components:

Uυ1=Sin(υ-θо)∗Sin(υ-θо)U υ1 = Sin (υ-θ о ) ∗ Sin (υ-θ о )

Uυ2=Cos(υ-θо)∗Cos(υ-θ),U υ2 = Cos (υ-θ о ) ∗ Cos (υ-θ),

которые суммируются на сумматоре 53, выходной сигнал которого масштабируется в усилителе 54 и является командой управления по тангажу, который поступает на первый вход преобразователя координат ПК 3.which are summed on the adder 53, the output signal of which is scaled in the amplifier 54 and is a pitch control command that is supplied to the first input of the coordinate converter PC 3.

На фиг.7 приведены графики изменения команд Uυ1 (штрихпунктирная линия), Uυ2 (пунктирная линия), Uυ (сплошная линия) по времени. Видно, что составляющая команды Uυ1 обеспечивает быстрое склонение ракеты по тангажу, а вторая составляющая Uυ2 «дотягивает» текущее значение угла наклона вектора скорости θ к потребному значению θо, задаваемому аппаратурой стартовой автоматики ПУ.Figure 7 shows the graphs of changes in the commands U υ1 (dash-dotted line), U υ2 (dashed line), U υ (solid line) in time. It can be seen that the component of the command U υ1 provides a quick declination of the rocket in pitch, and the second component U υ2 "reaches" the current value of the angle of inclination of the velocity vector θ to the required value θ о , specified by the start automation equipment of the control panel.

В ФКУкур 10 формирование команды управления по курсу осуществляется перемножением сигналов с выходов 7 и 8 БОПИ 7, пропорциональных тригонометрическим функциям от угла ориентации плоскости склонения ψТВ и сигналов с шестого и восьмого выходов ГУ 2, пропорциональных элементам U11 и U13 матрицы связи БСК и связанной с ракетой системы координатIn FKUkur 10, the formation of the control command for the course is carried out by multiplying the signals from the outputs 7 and 8 of the BOPI 7 proportional to the trigonometric functions of the orientation angle of the declination plane ψ TV and the signals from the sixth and eighth outputs of the PG 2 proportional to the elements U 11 and U 13 of the communication matrix BSK and missile-related coordinate systems

где: υ - угол тангажа;where: υ is the pitch angle;

Ψ - угол курса,Ψ - course angle,

масштабированием полученных сигналов и делением суммарного сигнала на сигнал с седьмого выхода ГУ 2, пропорциональный Cosυ:scaling the received signals and dividing the total signal by the signal from the seventh output of the GU 2, proportional to Cosυ:

Uψ=Rψ∗[SinψTB ∗U11+CosψTB ∗U13]/Cosυ.Uψ = Rψ ∗ [Sinψ TB ∗ U 11 + Cosψ TB ∗ U 13 ] / Cosυ.

Сформированный сигнал поступает на третий вход преобразователя координат ПК 3. Он выполняет в предлагаемом устройстве ту же функцию, что и в известном устройстве: переводит команды управления по тангажу и курсу в систему координат, связанную с ракетой, согласно соотношениям:The generated signal is fed to the third input of the coordinate converter PC 3. It performs the same function in the proposed device as in the known device: translates the pitch and course control commands into the coordinate system associated with the rocket, according to the relations:

ÛI=Uυ∗Cos(γ+45°)-Uψ∗Sin(γ+45°)Û I = Uυ ∗ Cos (γ + 45 °) -Uψ ∗ Sin (γ + 45 °)

ÛII=Uψ∗Cos(γ+45°)+Uυ∗Sin(γ+45°),Û II = Uψ ∗ Cos (γ + 45 °) + Uυ ∗ Sin (γ + 45 °),

где угол крена γ снимается с пятого выхода ГУ 2 и поступает на второй вход ПК 3.where the angle of heel γ is removed from the fifth output of PG 2 and enters the second input of PC 3.

В формирователе команды начала управления ракетой ФКНУ 9 осуществляется сравнение сигналов, пропорциональных заданному углу θо наклона вектора скорости и текущего угла наклона вектора скорости согласно условию:In the shaper of the command to begin control of the rocket FKNU 9, a comparison of signals proportional to a given angle θ of the inclination of the velocity vector and the current angle of inclination of the velocity vector is carried out according to the condition:

σк=1, если Т≥То и arctg(VY/VR)≤(θо+Δ),σ k = 1, if T≥T о and arctg (V Y / V R ) ≤ (θ о + Δ),

где Δ=(1÷2)°;where Δ = (1 ÷ 2) °;

То - время, необходимое для обеспечения готовности наземных средств системы управления к радиозахвату ракеты;T about - the time required to ensure the readiness of the ground-based control system for radio capture of the rocket;

σк=1 - признак окончания автономного участка полета ракеты.σ to = 1 - a sign of the end of the autonomous portion of the flight of the rocket.

Признак σк в виде «0» или «1» с выхода ФКНУ 4 передается в бортовую аппаратуру ракеты, которая переключается на прием информации по линии связи ракета-РЛС и дальнейшее управление ракетой осуществляется по командам РЛС наведения.The sign σ k in the form of “0” or “1” from the output of the FCNU 4 is transmitted to the on-board equipment of the rocket, which switches to receiving information via the rocket-radar communication line and further control of the rocket is carried out according to guidance from the radar.

Источники информации:Information sources:

1. RU 44972 U, В64С 13/18, 2005.1. RU 44972 U, B64C 13/18, 2005.

2. Гироскопические системы, часть 1. Системы ориентации. Под ред. Д.С.Пельпора. М. Изд. Высшая школа, 1977, стр.28.2. Gyroscopic systems, part 1. Orientation systems. Ed. D.S. Pelpora. M. Publ. High School, 1977, p. 28.

3. Теория инерциальных систем навигации. П.Б.Бромберг, М. Изд. Наука, 1979, стр.178-180.3. The theory of inertial navigation systems. P.B. Bromberg, M. Ed. Science, 1979, pp. 178-180.

Claims (1)

Устройство формирования сигналов управления рулями симметричной ракеты с вертикальным стартом на автономном участке ее полета, содержащее программное устройство, гироскопическое устройство, преобразователь координат, трехканальное счетно-решающее устройство, исполнительный механизм в виде первого, второго, третьего и четвертого рулевых трактов, связанных механически с соответствующими рулями ракеты, при этом первый и второй выходы преобразователя координат соединены соответственно с первым и вторым входами трехканального счетно-решающего устройства, первый выход которого связан с первым входом рулевых трактов четвертого и второго рулей, второй выход - с первым входом рулевых трактов третьего и первого рулей, а третий выход - со вторыми входами первого-четвертого рулевых трактов, причем ко второму входу рулевых трактов первого и четвертого рулей - инверсно, отличающееся тем, что введен трехканальный блок цифроаналоговых преобразователей, а программное устройство, гироскопическое устройство, преобразователь координат, трехканальное счетно-решающее устройство выполнены цифровыми и связаны между собой интерфейсными шинами, при этом программное устройство содержит блок обработки предполетной информации, вход которого по интерфейсной шине через бортовой разъем связан с аппаратурой стартовой автоматики пусковой установки, формирователь команды управления по крену, формирователь команды начала управления ракетой, формирователь команды управления по курсу, формирователь команды управления по тангажу, причем первый, второй и третий выходы блока обработки предполетной информации подключены соответственно к первому-третьему входам формирователя команды управления по крену, четвертый выход - к первому входу формирователя команды начала управления ракетой, пятый и шестой выходы - соответственно к первому и второму входам формирователя команды управления по тангажу, а седьмой и восьмой выходы - соответственно к четвертому и пятому входам формирователя команды управления по курсу; гироскопическое устройство выполнено в виде бескарданной инерциальной системы, первый-пятый выходы которой соединены соответственно с третьим-седьмым входами формирователя команды управления по тангажу, шестой выход подключен ко второму входу преобразователя координат, а седьмой и восьмой выходы соединены соответственно со вторым и третьим входами формирователя команды управления по курсу; выход формирователя команды управления по крену подключен к третьему входу трехканального счетно-решающего устройства, первый и второй выходы формирователя команды управления по тангажу соединены соответственно со вторым входом формирователя команды начала управления ракетой, выход которого связан с бортовой аппаратурой ракеты, и первым входом преобразователя координат, а третий выход подключен к первому входу формирователя команды управления по курсу, выход которого соединен с третьим входом преобразователя координат, первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым и вторым входами трехканального счетно-решающего устройства, выходы которого связаны с указанными входами рулевых трактов исполнительного механизма через трехканальный блок цифроаналоговых преобразователей.
Figure 00000001
A device for generating steering control signals for a symmetrical rocket with a vertical launch on an autonomous portion of its flight, comprising a software device, a gyroscopic device, a coordinate transformer, a three-channel computer, and an actuator in the form of the first, second, third, and fourth steering paths, mechanically connected with the corresponding rockets, while the first and second outputs of the coordinate transformer are connected respectively to the first and second inputs of the three-channel counting a decoupling device, the first output of which is connected to the first input of the steering paths of the fourth and second rudders, the second output - to the first input of the steering paths of the third and first rudders, and the third output - to the second inputs of the first and fourth steering paths, and to the second input of the steering paths of the first and the fourth rudder - inversely, characterized in that a three-channel block of digital-to-analog converters is introduced, and a software device, a gyroscopic device, a coordinate converter, a three-channel calculating and solving device The digital device is connected and interconnected by interface buses, while the software device contains a pre-flight information processing unit, the input of which via the interface bus is connected via the on-board connector to the launcher automation equipment, roll control command shaper, rocket control command shaper, control command shaper according to the course, the shaper of the pitch control command, the first, second and third outputs of the pre-flight information processing unit being connected respectively As regards the first and third inputs of the roll control command shaper, the fourth exit is to the first input of the rocket control command shaper, the fifth and sixth outputs, respectively, to the first and second inputs of the pitch control command, and the seventh and eighth outputs, respectively, to the fourth and the fifth inputs of the shaper control team at the rate; the gyroscopic device is made in the form of a gimballess inertial system, the first to fifth outputs of which are connected respectively to the third and seventh inputs of the pitch control command generator, the sixth output is connected to the second input of the coordinate converter, and the seventh and eighth outputs are connected to the second and third inputs of the command generator, respectively course management; the roll control command generator output is connected to the third input of the three-channel calculating device, the first and second pitch control command generator outputs are connected respectively to the second input of the rocket control command initiator, the output of which is connected to the rocket's onboard equipment, and the first coordinate converter input, and the third output is connected to the first input of the control command generator at the rate whose output is connected to the third input of the coordinate converter, the first and one swarm outputs of which are respectively connected to first and second inputs of a three-channel resolver, the outputs of which are connected to said input steering actuator paths through a three-channel unit DACs.
Figure 00000001
RU2010151455/11U 2010-12-14 2010-12-14 DEVICE FORMING SIGNALS FOR CONTROLLING STEERING BOARDS OF A SYMMETRIC CONTROLLED ROCKET WITH A VERTICAL START AT AN AUTONOMOUS AREA OF ITS FLIGHT RU110069U1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010151455/11U RU110069U1 (en) 2010-12-14 2010-12-14 DEVICE FORMING SIGNALS FOR CONTROLLING STEERING BOARDS OF A SYMMETRIC CONTROLLED ROCKET WITH A VERTICAL START AT AN AUTONOMOUS AREA OF ITS FLIGHT

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010151455/11U RU110069U1 (en) 2010-12-14 2010-12-14 DEVICE FORMING SIGNALS FOR CONTROLLING STEERING BOARDS OF A SYMMETRIC CONTROLLED ROCKET WITH A VERTICAL START AT AN AUTONOMOUS AREA OF ITS FLIGHT

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU110069U1 true RU110069U1 (en) 2011-11-10

Family

ID=44997517

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010151455/11U RU110069U1 (en) 2010-12-14 2010-12-14 DEVICE FORMING SIGNALS FOR CONTROLLING STEERING BOARDS OF A SYMMETRIC CONTROLLED ROCKET WITH A VERTICAL START AT AN AUTONOMOUS AREA OF ITS FLIGHT

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU110069U1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2593911C1 (en) * 2015-03-23 2016-08-10 Федеральное государственное казённое военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия воздушно-космической обороны имени Маршала Советского Союза Г.К. Жукова" Министерства обороны Российской Федерации Method of generating signal to control fighter in horizontal plane in its short-range guidance at clustered air target

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2593911C1 (en) * 2015-03-23 2016-08-10 Федеральное государственное казённое военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия воздушно-космической обороны имени Маршала Советского Союза Г.К. Жукова" Министерства обороны Российской Федерации Method of generating signal to control fighter in horizontal plane in its short-range guidance at clustered air target

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110304270B (en) Omnibearing launch control method and device for carrier rocket and computer equipment
US10763579B2 (en) Mobile terminal antenna alignment using arbitrary orientation attitude
RU2145725C1 (en) Control system with coordinate tuning
US9719788B2 (en) Determining spatial orientation information of a body from multiple electromagnetic signals
CA2991997C (en) Methods and apparatus to minimize command dynamics of a satellite
CN112198885B (en) Unmanned aerial vehicle control method capable of meeting autonomous landing requirement of maneuvering platform
CN110044361B (en) Optical load on-satellite autonomous scheduling method based on target projection position
US3048352A (en) Automatic celestial navigation and guidance system
CN104730506B (en) A kind of complete zero Doppler attitude guidance method of Synthetic Aperture Radar satellite
Sachan et al. Waypoint constrained multi-phase optimal guidance of spacecraft for soft lunar landing
CN111813133A (en) Unmanned aerial vehicle ship autonomous landing method based on relatively precise point positioning
Han et al. Development of unmanned aerial vehicle (UAV) system with waypoint tracking and vision-based reconnaissance
JP3526403B2 (en) Landing guidance system
RU110069U1 (en) DEVICE FORMING SIGNALS FOR CONTROLLING STEERING BOARDS OF A SYMMETRIC CONTROLLED ROCKET WITH A VERTICAL START AT AN AUTONOMOUS AREA OF ITS FLIGHT
RU107601U1 (en) UNMANNED AIRCRAFT CONTROL SYSTEM WITH COMPLETE DEVICE FOR MEASURING HEIGHT OF FLIGHT
RU2040434C1 (en) Aircraft automatic landing control system
Jantawong et al. Automatic landing control based on GPS for fixed-wing aircraft
Chu Development of advanced entry, descent, and landing technologies for future Mars missions
US20240124161A1 (en) Flight path model selection method, flying object tracking system, flying object handling system, and ground system
RU2504725C2 (en) Method of rocket launching for mobile launchers
CN112506232A (en) Space semi-stable scanning control method based on angle feedback of rotary transformer
Mejias Alvarez et al. Experimental validation of an unpowered unmanned aerial system: application to forced landing scenarios
US20240101279A1 (en) Flight position derivation method, flying object tracking system, ground system, and flying object handling system
US20220282974A1 (en) Method and system for solving rigid body attitude based on functional iterative integration
RU2205139C2 (en) Method of control of manned spacecraft uncoupled from non-oriented space object flying in near-round orbit

Legal Events

Date Code Title Description
MM1K Utility model has become invalid (non-payment of fees)

Effective date: 20151215