RU169906U1 - Система боковой стабилизации - Google Patents
Система боковой стабилизации Download PDFInfo
- Publication number
- RU169906U1 RU169906U1 RU2015115832U RU2015115832U RU169906U1 RU 169906 U1 RU169906 U1 RU 169906U1 RU 2015115832 U RU2015115832 U RU 2015115832U RU 2015115832 U RU2015115832 U RU 2015115832U RU 169906 U1 RU169906 U1 RU 169906U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input
- adder
- multiplication
- sensor
- integrator
- 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 description 3
- 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
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 230000035939 shock 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 боковой стабилизации дополнительно введены: три блока умножения, инвертирующее устройство, датчик первичных факторов ядерного взрыва, сумматор, интегратор, при этом датчик первичных факторов 15 соединен с инвертирующим устройством 16, которое соединено со вторым входом первого блока умножения 13 и первым входом третьего блока умножения 17, первый блок умножения 13 соединен со вторым входом третьего сумматора 6, датчик первичных факторов 15 через второй блок умножения 14 соединен с первым входом четвертого сумматора 18, который соединен с третьим интегратором 19, который соединен со вторым входом третьего блока умножения 17, выход которого соединен со вторым входом четвертого сумматора 18 и третьим входом третьего сумматора 6, выход которого соединен с рулевым приводом 20, который соединен с исполнительным органом 21. 1 ил.
Description
Полезная модель относится к системам управления и стабилизации летательных аппаратов и может быть использована в управляемых ракетах.
Известна система стабилизации ракеты, включающая два канала: тангажа и рыскания автомата угловой стабилизации, причем канал стабилизации угла тангажа входит в состав канала управления нормальным движением, а канал стабилизации угла рыскания - в канал управления боковым движением центра масс летательного аппарата (Разыграев А.П. Основы управления полетом космических аппаратов - М.: Машиностроение. 1990-272 с).
Известна система боковой стабилизации ракеты, содержащая по каналам тангажа, рыскания, вращения: датчик угла, датчик угловой скорости, интегрирующий акселерометр, соединенные с сумматорами через масштабирующие, дифференцирующие и интегрирующие блоки, выходы сумматоров соединены со входами рулевых приводов через сумматор, выходы рулевых приводов соединены со входами органов управления (Дегтярева В.Б., Дубко Ю.В. Системы автоматического управления летательными аппаратами - М.: Машиностроение, 1988 - 176 с), которая является прототипом предполагаемой полезной модели.
Недостатком данной системы боковой стабилизации является: низкая устойчивость углового движения при возникновении внешних воздействий на активном атмосферном участке траектории, обусловленная нелинейностями скоростной характеристики рулевых машин, типа «зоны насыщения» и влиянием динамики центра масс на устойчивость углового движения.
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 заключается в том, что в систему боковой стабилизации, содержащую по каналам тангажа, рыскания, вращения: датчик угла, датчик угловой скорости, интегрирующий акселерометр, соединенные с сумматорами через масштабирующие, дифференцирующие и интегрирующие блоки, выходы сумматоров соединены со входами рулевых приводов через сумматор, выходы рулевых приводов соединены со входами органов управления, дополнительно введены: три блока умножения, инвертирующее устройство, датчик первичных факторов ядерного взрыва, сумматор, интегратор, при этом выход датчика угла рыскания соединен через первый масштабирующий блок с первым входом первого сумматора и через дифференцирующее устройство и второй масштабирующий блок со вторым входом первого сумматора, выход которого соединен с первым входом третьего сумматора, датчик угловой скорости соединен с первым интегратором, который соединен через второй интегратор и третий масштабирующий блок с первым входом второго сумматора и через четвертый масштабирующий блок, со вторым входом второго сумматора, который соединен с первым входом первого блока умножения и первым входом второго блока умножения, датчик первичных факторов соединен с инвертирующим устройством, которое соединено со вторым входом первого блока умножения и первым входом третьего блока умножения, первый блок умножения соединен со вторым входом третьего сумматора, датчик первичных факторов через второй блок умножения соединен с первым входом четвертого сумматора, который соединен с третьим интегратором, который соединен со вторым входом третьего блока умножения, выход которого соединен со вторым входом четвертого сумматора и третьим входом третьего сумматора, выход которого соединен с рулевым приводом, который соединен с исполнительным органом.
Функциональная схема системы боковой стабилизации представлена на фиг. 1., где датчик угла 1 соединен через первый масштабирующий блок 2 с первым входом первого сумматора 3 и через дифференцирующее устройство 4 и второй масштабирующий блок 5 со вторым входом первого сумматора 3, выход которого соединен с первым входом третьего сумматора 6, датчик угловой скорости 7 соединен с первым интегратором 8, который соединен через второй интегратор 9 и третий масштабирующий блок 10 с первым входом второго сумматора 11 и через четвертый масштабирующий блок 12, со вторым входом второго сумматора 11, который соединен с первым входом первого блока умножения 13 и первым входом второго блока умножения 14, датчик первичных факторов 15 соединен с инвертирующим устройством 16, которое соединено со вторым входом первого блока умножения 13 и первым входом третьего блока умножения 17, первый блок умножения 13 соединен со вторым входом третьего сумматора 6, датчик первичных факторов 15 через второй блок умножения 14 соединен с первым входом четвертого сумматора 18, который соединен с третьим интегратором 19, который соединен со вторым входом третьего блока умножения 17, выход которого соединен со вторым входом четвертого сумматора 18 и третьим входом третьего сумматора 6, выход которого соединен с рулевым приводом 20, который соединен с исполнительным органом 21.
Система боковой стабилизации работает таким образом:
В нормальном режиме с датчика угла 1 сигнал 
идет через масштабирующий блок 2 на сумматор 3, с которого сигнал идет в сумматор 6, с датчика угловой скорости 7 через интеграторы 8 и 9 и масштабирующий блок 10 сигнал 
идет на сумматор 11, с которого в сумматор 6, в нем сигналы складываются, идут на рулевой привод 20 затем на орган управления 21.
В случае, если с датчика первичных факторов 15 поступает сигнал эквивалентный логической единице, то он, поступая на блок умножения 14, перемножается в нем с сигналом 
, пришедшим с сумматора 11, в итоге с блока умножения 14 сигнал 
через сумматор 18 поступает на интегратор 19, где запоминается, также с датчика первичных факторов 15 сигнал эквивалентный логической единице, пройдя через интегратор 16 преобразуется в сигнал эквивалентный логическому нулю, который поступает на блок умножения 13, на котором образуется значение сигнала 
, то есть на сумматор 6 приходит сигнал эквивалентный логическому 0, также сигнал эквивалентный логическому нулю поступает на блок умножения 17, тем самым закрывая проход сигнала с интегратора 19, то есть образовавшийся сигнал на сумматоре 6 равен 
, который подается на рулевой привод 20, а затем на исполнительный орган 21.
В случае, если с датчика первичных факторов 15 поступает сигнал, эквивалентный логическому нулю, то данный сигнал, пройдя через инвертор 16, преобразуется в сигнал эквивалентный логической единице, который поступает на блок умножения 13, там перемножается с сигналом 
, на выходе блока умножения образуется сигнал 
, который поступает на сумматор 6, также сигнал эквивалентный логической единице с инвертора 16 поступает в блок умножения 17, открывая проход сигналу с инвертора 19, сигнал с которого отрабатывается и поступает в сумматор 6, образовавшийся сигнал на сумматоре 6 поступает на рулевой привод 20, а потом на исполнительный орган 21.
То есть после воздействия гамма - излучения, которое воздействует раньше, чем воздушная ударная волна, по команде датчика первичных факторов на определенный момент времени динамику центра масс не учитывать. После обеспечения устойчивого углового движения при действии возмущения, накопившееся отклонение центра масс, за данный интервал времени, отрабатывается системой.
Таким образом повышается устойчивость системы боковой стабилизации ракеты в процессе полета на активном участке траектории при действии внешних возмущений.
Claims (1)
- Система боковой стабилизации, содержащая по каналам: тангажа, рыскания, вращения, датчик угла, датчик угловой скорости, интегрирующий акселерометр, соединенные с сумматорами через масштабирующие, дифференцирующие и интегрирующие блоки, выходы сумматоров соединены со входами рулевых приводов через сумматор, выходы рулевых приводов соединены с входами органов управления, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены, соответственно в каждый из каналов: три блока умножения, инвертирующее устройство, датчик первичных факторов ядерного взрыва, сумматор, интегратор, при этом выход датчика угла рыскания соединен через первый масштабирующий блок с первым входом первого сумматора и через дифференцирующее устройство и второй масштабирующий блок со вторым входом первого сумматора, выход которого соединен с первым входом третьего сумматора, датчик угловой скорости соединен с первым интегратором, который соединен через второй интегратор и третий масштабирующий блок с первым входом второго сумматора и через четвертый масштабирующий блок, со вторым входом второго сумматора, который соединен с первым входом первого блока умножения и первым входом второго блока умножения, датчик первичных факторов соединен с инвертирующим устройством, которое соединено со вторым входом первого блока умножения и первым входом третьего блока умножения, первый блок умножения соединен со вторым входом третьего сумматора, датчик первичных факторов через второй блок умножения соединен с первым входом четвертого сумматора, который соединен с третьим интегратором, который соединен со вторым входом третьего блока умножения, выход которого соединен со вторым входом четвертого сумматора и третьим входом третьего сумматора, выход которого соединен с рулевым приводом, который соединен с исполнительным органом.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015115832U RU169906U1 (ru) | 2015-04-27 | 2015-04-27 | Система боковой стабилизации |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015115832U RU169906U1 (ru) | 2015-04-27 | 2015-04-27 | Система боковой стабилизации |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU169906U1 true RU169906U1 (ru) | 2017-04-05 |
Family
ID=58505402
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015115832U RU169906U1 (ru) | 2015-04-27 | 2015-04-27 | Система боковой стабилизации |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU169906U1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU186218U1 (ru) * | 2018-08-17 | 2019-01-11 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Система боковой 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 |
| RU2176812C1 (ru) * | 2000-07-26 | 2001-12-10 | Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева | Система управления боковым движением легкого самолета |
| UA36498U (ru) * | 2008-05-28 | 2008-10-27 | Национальный Аэрокосмический Университет Им. Н.Е.Жуковского "Харьковский Авиационный Институт" | Система стабилизации бокового канала беспилотного летательного аппарата |
| RU2339990C1 (ru) * | 2007-06-14 | 2008-11-27 | Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я Березняка" | Способ формирования сигнала управления боковым движением летательного аппарата и устройство для его осуществления |
-
2015
- 2015-04-27 RU RU2015115832U patent/RU169906U1/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 |
| RU2176812C1 (ru) * | 2000-07-26 | 2001-12-10 | Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева | Система управления боковым движением легкого самолета |
| RU2339990C1 (ru) * | 2007-06-14 | 2008-11-27 | Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я Березняка" | Способ формирования сигнала управления боковым движением летательного аппарата и устройство для его осуществления |
| UA36498U (ru) * | 2008-05-28 | 2008-10-27 | Национальный Аэрокосмический Университет Им. Н.Е.Жуковского "Харьковский Авиационный Институт" | Система стабилизации бокового канала беспилотного летательного аппарата |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU186218U1 (ru) * | 2018-08-17 | 2019-01-11 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Система боковой стабилизации |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10507899B2 (en) | Motion control device and motion control method for ship | |
| CN104019701B (zh) | 一种利用直接力气动力复合控制的前向拦截制导方法 | |
| RU169906U1 (ru) | Система боковой стабилизации | |
| RU2569580C2 (ru) | Способ формирования адаптивного сигнала управления и стабилизации углового движения летательного аппарата и устройство для его осуществления | |
| RU169818U1 (ru) | Система угловой стабилизации | |
| RU2394263C1 (ru) | Адаптивное устройство формирования сигнала управления продольно-балансировочным движением летательного аппарата | |
| CN102354217B (zh) | 一种脉冲推力作用下的航天器自主交会控制方法 | |
| CN104155987B (zh) | 基于气动耦合特性的飞行器姿态补偿控制方法和装置 | |
| RU182886U1 (ru) | Система угловой стабилизации | |
| Agho | Dynamic model and control of quadrotor in the presence of uncertainties | |
| RU186492U1 (ru) | Система угловой стабилизации | |
| RU186218U1 (ru) | Система боковой стабилизации | |
| RU194542U1 (ru) | Система угловой стабилизации | |
| Shtessel et al. | Air breathing hypersonic missile continuous higher order sliding mode control for maximum target penetration | |
| RU2647405C1 (ru) | Адаптивная система с эталонной моделью для управления летательным аппаратом | |
| Yan et al. | Integrated guidance and control for dual-control missiles against ground fixed targets | |
| Diepolder et al. | A robust aircraft control approach in the presence of wind using viability theory | |
| RU2374131C1 (ru) | Автопилот | |
| CN103486916A (zh) | 一种主动抑制脉冲力控制弹体摆动的双脉冲点火方法 | |
| CN116566358B (zh) | 一种高超声速火箭弹滤波方法 | |
| RU56663U1 (ru) | Устройство формирования сигнала управления и стабилизации продольно-балансировочного движения летательного аппарата | |
| Tamaskani et al. | Controlling the Euler angles of aircraft using incremental nonlinear dynamic inversion | |
| Yan et al. | Three-dimensional integrated guidance and control based on small-gain theorem | |
| Liu et al. | Robust controller design of small-scale unmanned helicopter | |
| Baek et al. | Intelligent control system design of a unmanned quadrotor robot |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20170115 |