RU169818U1 - Система угловой стабилизации - Google Patents
Система угловой стабилизации Download PDFInfo
- Publication number
- RU169818U1 RU169818U1 RU2015115833U RU2015115833U RU169818U1 RU 169818 U1 RU169818 U1 RU 169818U1 RU 2015115833 U RU2015115833 U RU 2015115833U RU 2015115833 U RU2015115833 U RU 2015115833U RU 169818 U1 RU169818 U1 RU 169818U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input
- adder
- output
- sensor
- multiplication unit
- Prior art date
Links
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 title claims abstract description 16
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 title claims abstract description 16
- 238000004880 explosion Methods 0.000 claims abstract 2
- 230000005855 radiation Effects 0.000 claims description 2
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 2
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Полезная модель разработана для повышения устойчивости системы боковой стабилизации ракеты в процессе полета на активном участке траектории при внешних возмущениях.Поставленная цель достигается тем, что в систему угловой стабилизации дополнительно введены: блок умножения 7, интегратор 13, инвертирующее устройство 14, программатор угла рыскания 1, запоминающее устройство 9, датчик первичных факторов 6, настроенный на уровень мощности дозы γ - излучения ядерного взрыва, при этом датчик угла рыскания 15 и датчик первичных факторов 6 соединены с запоминающим устройством 9 и инвертирующим устройством 14 через блоки умножения 8 и 9, которые соединены с сумматорами 3 и 5, через интегратор 13 и масштабирующий блок 4, а сумматор 5 соединен с рулевым приводом 18, который соединен с органами управления 19.На основе проделанных опытов и проведения моделирования доказано, что точность предложенной системы угловой стабилизации ракеты в процессе полета на активном участке траектории при вешних возмущениях повышается.
Description
Полезная модель относится к системам управления и стабилизации летательных аппаратов и может быть использована в управляемых ракетах.
Известна система стабилизации ракеты, включающая измерительные датчики угла, угловой скорости, масштабирующие блоки, усилители, сигнал управления с которых через преобразователь поступает на рулевой привод и управляющие органы. В данной системе управления моменты пропорциональны управляющим сигналам рыскания и не зависят от угла вращения. При этом исключается возможность использования для стабилизации одновременно всех управляющих органов, путем разворота корпуса по углу вращения (Павлов В.А., Пономаренко С.А., Хованский Ю.М Стабилизация летательных аппаратов и автопилоты - М: Высшая школа. 1964-483 с).
Известна система угловой стабилизации, содержащая по каналу рыскания: датчик угла, датчик угловой скорости, соединенные с сумматорами через масштабирующие блоки, выходы сумматоров соединены с входами рулевых приводов, выходы рулевых приводов соединены с входами органов управления (Разыграев А.П., Основы управления полетом космических аппаратов и коробление М.: Машиностроение, 1977-422 с), которая является прототипом предполагаемой полезной модели.
Недостатком данной системы угловой стабилизации является: возможность потери устойчивости углового движения при воздействии возмущения (воздушной ударной волны) на активном атмосферном участке траектории, которое обусловлено нелинейностями скоростной характеристики рулевых машин, типа «зона насыщения».
Задачей предполагаемой полезной модели является повышение устойчивости системы боковой стабилизации ракеты в процессе полета на активном участке траектории при действии внешних возмущений, которые приводят к отклонениям кинематических параметров движения.
Сущность полезной модели заключается в том, что в систему угловой стабилизации, содержащую по каналу рыскания: датчик угла, датчик угловой скорости, соединенные с сумматорами через масштабирующие блоки, выходы сумматоров соединены с входами рулевых приводов, выходы рулевых приводов соединены с входами органов управления, дополнительно введены: блок умножения, интегратор, инвертирующее устройство, программатор угла рыскания, запоминающее устройство, датчик первичных факторов, настроенный на уровень мощности дозы у - излучения ядерного взрыва, при этом выход программатора угла рыскания соединен с первым входом первого сумматора, выход которого соединен с первым входом второго сумматора, который соединен с входом первого масштабирующего блока, выход которого соединен с первым входом третьего сумматора, первый выход датчика первичных факторов соединен с первым входом первого блока умножения, который соединен со вторым входом первого сумматора, второй выход датчика первичных факторов соединен с первым входом второго блока умножения, который соединен с запоминающим устройством, первый выход которого соединен со вторым входом первого блока умножения, а второй выход соединен с первым входом третьего блока умножения, который соединен с первым входом четвертого сумматора и первым входом пятого сумматора, выход четвертого сумматора соединен с интегратором, первый выход которого соединен со вторым входом пятого сумматора, а второй выход интегратора соединен со вторым входом четвертого сумматора, выход пятого сумматора соединен со вторым входом второго сумматора, третий выход датчика первичных соединен с инвертирующим устройством, который соединен со вторым входом третьего блока умножения, первый выход датчика угла рыскания соединен со вторым входом второго блока умножения, а второй выход датчика угла рыскания соединен с третьим входом второго сумматора, датчик угловой скорости канала рыскания соединен со вторым масштабирующим блоком, который соединен со вторым входом третьего сумматора, который соединен с рулевым приводом, выход рулевого привода канала рыскания соединен с входом органа управления.
Функциональная схема системы угловой стабилизации представлена на фиг. 1., где программатор угла рысканья 1 соединен с первым входом первого сумматора 2, выход которого соединен с первым входом второго сумматора 3, который соединен с входом первого масштабирующего блока 4, выход которого соединен с первым входом третьего сумматора 5, первый выход датчика первичных факторов 6 соединен с первым входом первого блока умножения 7, который соединен со вторым входом первого сумматора 2, второй выход датчика первичных факторов 6 соединен с первым входом второго блока умножения 8, который соединен с запоминающим устройством 9, первый выход которого соединен со вторым входом первого блока умножения 7, а второй выход с первым входом третьего блока умножения 10, который соединен с первым входом четвертого сумматора 11 и первым входом пятого сумматора 12, выход четвертого сумматора 11 соединен с интегратором 13, первый выход которого соединен со вторым входом пятого сумматора 12, а второй выход интегратора 13 соединен со вторым входом четвертого сумматора 11, выход пятого сумматора 12 соединен со вторым входом второго сумматора 3, третий выход датчика первичных факторов 6 соединен с инвертирующим устройством 14, который соединен со вторым входом третьего блока умножения 10, первый выход датчика угла рыскания 15 соединен со вторым входом второго блока умножения 8, а второй выход датчика угла рыскания 15 соединен с третьим входом второго сумматора 3, датчик угловой скорости канала рыскания 16 соединен со вторым масштабирующим блоком 17, который соединен со вторым входом третьего сумматора 5, который соединен с рулевым приводом 18, выход рулевого привода канала рыскания 18 соединен с входом органа управления 19.
Система угловой стабилизации работает таким образом: При воздействии воздушной ударной волны с датчика первичных факторов на второй блок умножения 8 приходит сигнал эквивалентный логической единице, с датчика угла рыскания 15 поступает сигнал ψ-текущее, из второго блока умножения 8 сигнал ψ-текущее поступает в запоминающее устройство 9, где сохраняется, также сигнал эквивалентный логической единице поступает в первый блок умножения 7, из него сигнал ψ-текущее поступает в первый сумматор 2, также в первый сумматор приходит сигнал ^-программное из программатора 1, в итоге на втором сумматоре 3 получается сигнал (ψ-программное - ψ-текущее), сигнал эквивалентный логической единице из датчика первичных факторов 6, проходя через инвертирующее устройство 14 меняется на ноль и, поступая на третий блок умножения 10, запирает прохождение сигнала 1 ψ-текущее из запоминающего устройства 9, сигнал ψ-текущее из датчика угла рыскания 15 также поступает в третий сумматор 5, из него отработанный сигнал поступает на органы управления, то есть на момент спец воздействия текущие параметры приравниваются к нулю. После прекращения действия спец воздействия с датчика первичных факторов 6 сигнал эквивалентный логическому нулю обнуляет текущие значения, из запоминающего устройства 9 сигнал ψ-текущее отрабатывается и в третий сумматор 5 приходит сигнал ψ-отработанное. То есть после отработки кинематических параметров, вызванных возмущениями, начальные условия также сводятся к нулю.
Таким образом, повышается устойчивость системы боковой стабилизации ракеты в процессе полета на активном участке траектории при действии внешних возмущений.
Claims (1)
- Система угловой стабилизации, содержащая по каналу рыскания: датчик угла, датчик угловой скорости, соединенные с сумматором через масштабирующие блоки, выходы сумматоров соединены со входами рулевого привода, выход рулевого привода соединен со входом исполнительных органов, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены: блок умножения, интегратор, инвертирующее устройство, программатор угла рыскания, запоминающее устройство, датчик первичных факторов, настроенный на уровень мощности дозы γ - излучения ядерного взрыва, при этом выход программатора угла рыскания соединен с первым входом первого сумматора, выход которого соединен с первым входом второго сумматора, который соединен с входом первого масштабирующего блока, выход которого соединен с первым входом третьего сумматора, первый выход датчика первичных факторов соединен с первым входом первого блока умножения, который соединен со вторым входом первого сумматора, второй выход датчика первичных факторов соединен с первым входом второго блока умножения, который соединен с запоминающим устройством, первый выход которого соединен со вторым входом первого блока умножения, а второй выход соединен с первым входом третьего блока умножения, который соединен с первым входом четвертого сумматора и первым входом пятого сумматора, выход четвертого сумматора соединен с интегратором, первый выход которого соединен со вторым входом пятого сумматора, а второй выход интегратора соединен со вторым входом четвертого сумматора, выход пятого сумматора соединен со вторым входом второго сумматора, третий выход датчика первичных соединен с инвертирующим устройством, который соединен со вторым входом третьего блока умножения, первый выход датчика угла рыскания соединен со вторым входом второго блока умножения, а второй выход датчика угла рыскания соединен с третьим входом второго сумматора, датчик угловой скорости канала рыскания соединен со вторым масштабирующим блоком, который соединен со вторым входом третьего сумматора, который соединен с рулевым приводом, выход рулевого привода канала рыскания соединен с входом органа управления.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015115833U RU169818U1 (ru) | 2015-04-27 | 2015-04-27 | Система угловой стабилизации |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015115833U RU169818U1 (ru) | 2015-04-27 | 2015-04-27 | Система угловой стабилизации |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU169818U1 true RU169818U1 (ru) | 2017-04-03 |
Family
ID=58506342
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015115833U RU169818U1 (ru) | 2015-04-27 | 2015-04-27 | Система угловой стабилизации |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU169818U1 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU182886U1 (ru) * | 2018-05-07 | 2018-09-05 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Система угловой стабилизации |
RU186492U1 (ru) * | 2018-08-10 | 2019-01-22 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Система угловой стабилизации |
RU220061U1 (ru) * | 2023-02-21 | 2023-08-23 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Система угловой стабилизации |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3946968A (en) * | 1974-08-02 | 1976-03-30 | Raytheon Company | Apparatus and method for aerodynamic cross-coupling reduction |
RU2002101566A (ru) * | 2002-01-14 | 2004-02-20 | Ростовский военный институт ракетных войск | Система угловой стабилизации летательного аппарата |
UA29140U (ru) * | 2007-06-27 | 2008-01-10 | Zhukovskyi Nat Aerospace Unive | Система стабилизации беспилотного летательного аппарата |
US8761966B2 (en) * | 2009-03-26 | 2014-06-24 | Ohio University | Trajectory tracking flight controller |
-
2015
- 2015-04-27 RU RU2015115833U patent/RU169818U1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3946968A (en) * | 1974-08-02 | 1976-03-30 | Raytheon Company | Apparatus and method for aerodynamic cross-coupling reduction |
RU2002101566A (ru) * | 2002-01-14 | 2004-02-20 | Ростовский военный институт ракетных войск | Система угловой стабилизации летательного аппарата |
UA29140U (ru) * | 2007-06-27 | 2008-01-10 | Zhukovskyi Nat Aerospace Unive | Система стабилизации беспилотного летательного аппарата |
US8761966B2 (en) * | 2009-03-26 | 2014-06-24 | Ohio University | Trajectory tracking flight controller |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU182886U1 (ru) * | 2018-05-07 | 2018-09-05 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Система угловой стабилизации |
RU186492U1 (ru) * | 2018-08-10 | 2019-01-22 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Система угловой стабилизации |
RU220061U1 (ru) * | 2023-02-21 | 2023-08-23 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Система угловой стабилизации |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU169818U1 (ru) | Система угловой стабилизации | |
US3746281A (en) | Hybrid strapdown guidance system | |
RU169906U1 (ru) | Система боковой стабилизации | |
RU182886U1 (ru) | Система угловой стабилизации | |
RU186492U1 (ru) | Система угловой стабилизации | |
Yeh | Design of nonlinear terminal guidance/autopilot controller for missiles with pulse type input devices | |
CN104156595A (zh) | 飞行器的飞行轨迹指令的确定方法和装置 | |
RU194542U1 (ru) | Система угловой стабилизации | |
Theodoulis et al. | Modelling and stability analysis of the 155 mm spin-stabilised projectile equipped with steering fins | |
RU2387578C1 (ru) | Система автоматического управления полетом высокоманевренного самолета | |
RU76473U1 (ru) | Система угловой стабилизации | |
RU2385823C1 (ru) | Способ автоматического управления полетом высокоманевренного самолета | |
Tournes et al. | Integrated guidance and autopilot for dual controlled missiles using higher order sliding mode controllers and observers | |
RU2374131C1 (ru) | Автопилот | |
RU2569046C1 (ru) | Способ комбинированного наведения малогабаритной ракеты с отделяемой двигательной установкой и система наведения для его осуществления | |
Purwanto et al. | Pemodelan Dan Simulasi Sistem Kendali Proportional Integral Derivative Untuk Kestabilan Dinamika Terbang Unmanned Aerial Vehicle (Modeling And Simulation Of PID Control For Flight Dynamic Stability of UAV) | |
RU2015138741A (ru) | Способ вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения и устройство для его осуществления | |
Huang et al. | Study on 4D path planning and tracking controlling of UCAV in multiple constraints dynamic condition | |
RU202481U1 (ru) | Система угловой стабилизации | |
Molodenkov et al. | Solution of the optimal turn problem for a spherically symmetric rigid body with arbitrary boundary conditions in the class of generalized conical motions | |
RU102395U1 (ru) | Система угловой стабилизации | |
RU2015105351A (ru) | Способ комбинированного наведения управляемой пули и система наведения для его осуществления | |
Wang et al. | High velocity path control of quadrotors | |
RU2309446C1 (ru) | Способ управления двухканальной вращающейся ракетой и система управления для его реализации | |
Song et al. | Anti-windup Variable Parameter PD Controller Design for Ballistic Missile |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20170120 |