RU2005139918A - METHOD FOR GUIDING A ROTATING ROCKET WITH A RELAY DRIVE OF THE STEERING BODY AND A SYSTEM FOR ITS IMPLEMENTATION - Google Patents

METHOD FOR GUIDING A ROTATING ROCKET WITH A RELAY DRIVE OF THE STEERING BODY AND A SYSTEM FOR ITS IMPLEMENTATION Download PDF

Info

Publication number
RU2005139918A
RU2005139918A RU2005139918/02A RU2005139918A RU2005139918A RU 2005139918 A RU2005139918 A RU 2005139918A RU 2005139918/02 A RU2005139918/02 A RU 2005139918/02A RU 2005139918 A RU2005139918 A RU 2005139918A RU 2005139918 A RU2005139918 A RU 2005139918A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
output
input
signal
rocket
linearization
Prior art date
Application number
RU2005139918/02A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2310151C2 (en
Inventor
Аркадий Георгиевич Шипунов (RU)
Аркадий Георгиевич Шипунов
Игорь Вениаминович Степаничев (RU)
Игорь Вениаминович Степаничев
Владимир Иванович Морозов (RU)
Владимир Иванович Морозов
Михаил Николаевич Чуканов (RU)
Михаил Николаевич Чуканов
Ольга Николаевна Ухабова (RU)
Ольга Николаевна Ухабова
Original Assignee
Государственное унитарное предпри тие "Конструкторское бюро приборостроени " (RU)
Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения"
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 Государственное унитарное предпри тие "Конструкторское бюро приборостроени " (RU), Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" filed Critical Государственное унитарное предпри тие "Конструкторское бюро приборостроени " (RU)
Priority to RU2005139918/02A priority Critical patent/RU2310151C2/en
Publication of RU2005139918A publication Critical patent/RU2005139918A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2310151C2 publication Critical patent/RU2310151C2/en

Links

Landscapes

  • Toys (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Claims (2)

1. Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа, включающий формирование модулированного излучения на пусковом устройстве, прием излучения на ракете и выработку сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях, модуляцию этих сигналов периодическими по углу крена ракеты сигналами, формирование сигнала линеаризации, синфазного с периодическими по углу крена сигналами, по условию n=3, причем
Figure 00000001
, где ω0 - частота сигнала линеаризации,
Figure 00000002
- частота вращения ракеты по крену, суммирование промодулированных сигналов управления и сигнала линеаризации, формирование релейного двухпозиционного сигнала посредством определения знака этой суммы, преобразование полученного релейного сигнала управления в отклонение рулевого органа, отличающийся тем, что до момента включения маршевого двигателя ракеты и после его выключения сигнал линеаризации формируют по условию n=3, а во время работы маршевого двигателя сигнал линеаризации формируют по условию n=2.
1. A method for guiding a rotating rocket with a relay drive of the steering organ, including the formation of modulated radiation on the launch device, receiving radiation on the rocket and generating control signals in the vertical and horizontal planes, modulating these signals with periodic signals along the angle of the rocket roll, generating a linearization signal, in phase with periodic in roll angle signals, under the condition n = 3, and
Figure 00000001
where ω 0 is the frequency of the linearization signal,
Figure 00000002
- roll speed of the rocket along the roll, summation of the modulated control signals and the linearization signal, the formation of a relay on-off signal by determining the sign of this sum, converting the received relay control signal into a steering deviation, characterized in that until the rocket marching engine is turned on and after it is turned off linearization is generated according to the condition n = 3, and during operation of the marching engine, the linearization signal is generated according to the condition n = 2.
2. Система наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа, включающая источник излучения на пусковой установке, оптически связанный с ним приемник излучения, формирователи сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях, входы которых соединены с выходом приемника излучения, а выходы соединены соответственно с первыми входами первого и второго модуляторов, суммирующий усилитель, первый и второй входы которого соединены соответственно с выходами первого и второго модуляторов, гироскопический датчик угла крена, первый выход которого соединен со вторым входом первого модулятора, а второй выход соединен со вторым входом второго модулятора, причем сигналы с первого и второго выходов гироскопического датчика угла крена являются релейными трехпозиционными, сдвинутыми друг относительно друга на угол π/2, формирователь сигнала линеаризации, вход которого соединен со вторым выходом гироскопического датчика угла крена, логическое устройство, вход которого соединен со вторым выходом гироскопического датчика угла крена, третий модулятор, первый вход которого соединен с выходом формирователя сигнала линеаризации, второй вход соединен с выходом логического устройства, а выход соединен с третьим входом суммирующего усилителя, двухпозиционный релейный элемент, вход которого соединен с выходом суммирующего усилителя, а также привод рулевого органа, вход которого соединен с выходом двухпозиционного релейного элемента, отличающаяся тем, что в нее введены источник временного сигнала и второе логическое устройство, первый вход которого соединен со вторым выходом гироскопического датчика угла крена, второй вход соединен с выходом источника временного сигнала, а выход соединен с третьим входом третьего модулятора.2. A guidance system for a rotating rocket with a steering gear relay, including a radiation source on the launcher, an optically coupled radiation receiver, control signal shapers in the vertical and horizontal planes, the inputs of which are connected to the output of the radiation receiver, and the outputs are connected respectively to the first inputs the first and second modulators, a summing amplifier, the first and second inputs of which are connected respectively to the outputs of the first and second modulators, a gyro sensor a roll, the first output of which is connected to the second input of the first modulator, and the second output is connected to the second input of the second modulator, and the signals from the first and second outputs of the gyroscopic roll angle sensor are three-position relay, shifted relative to each other by an angle π / 2, the signal conditioner linearization, the input of which is connected to the second output of the gyroscopic roll angle sensor, a logic device, the input of which is connected to the second output of the gyroscopic roll angle sensor, the third modulator, per the input is connected to the output of the linearizer, the second input is connected to the output of the logic device, and the output is connected to the third input of the summing amplifier, a two-position relay element, the input of which is connected to the output of the summing amplifier, and the steering gear drive, the input of which is connected to the output a two-position relay element, characterized in that a temporary signal source and a second logic device are introduced into it, the first input of which is connected to the second output of the gyroscopic roll angle sensor, a second input connected to the output timing signal source, and an output connected to a third input of the third modulator.
RU2005139918/02A 2005-12-20 2005-12-20 Method for guidance of spin-stabilized missile with relay control actuator and system for its realization RU2310151C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2005139918/02A RU2310151C2 (en) 2005-12-20 2005-12-20 Method for guidance of spin-stabilized missile with relay control actuator and system for its realization

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2005139918/02A RU2310151C2 (en) 2005-12-20 2005-12-20 Method for guidance of spin-stabilized missile with relay control actuator and system for its realization

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2005139918A true RU2005139918A (en) 2007-06-27
RU2310151C2 RU2310151C2 (en) 2007-11-10

Family

ID=38315161

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2005139918/02A RU2310151C2 (en) 2005-12-20 2005-12-20 Method for guidance of spin-stabilized missile with relay control actuator and system for its realization

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2310151C2 (en)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2486428C1 (en) * 2011-12-29 2013-06-27 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" Method of spinning rocket guidance and system to this end
RU2532993C1 (en) * 2013-04-09 2014-11-20 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" Method of guidance of spinning missile with relay drive of steering body and system of its implementation
RU2548687C1 (en) * 2013-12-30 2015-04-20 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им.академика А.Г.Шипунова" Method of guidance rolling missile and guidance system for its implementation

Also Published As

Publication number Publication date
RU2310151C2 (en) 2007-11-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5538980B2 (en) System and method for resonator fiber optic gyroscope intensity modulation control
US12000931B2 (en) Continuous wave time of flight system
RU2005139918A (en) METHOD FOR GUIDING A ROTATING ROCKET WITH A RELAY DRIVE OF THE STEERING BODY AND A SYSTEM FOR ITS IMPLEMENTATION
JP2013096995A (en) System and method for reducing errors in resonator fiber optic gyroscope
JP2011247891A (en) System and method for increasing signal-to-noise ratio of resonator fiber optic gyroscope
RU2367992C1 (en) Adaptive device of aircraft coordinated control
KR970041010A (en) Vehicle steering support
RU2008109429A (en) METHOD FOR GUIDING A ROTATING ROCKET WITH A RELAY DRIVE OF THE STEERING BODY AND A SYSTEM FOR ITS IMPLEMENTATION
RU2397435C1 (en) Gyro target follow-up device of self-guided rolling missile
JPH0816614B2 (en) Loop controller for multiplexed 3-axis gyro
RU2486428C1 (en) Method of spinning rocket guidance and system to this end
RU2006127747A (en) METHOD FOR GUIDING A ROTATING ROCKET WITH A RELAY DRIVE OF THE STEERING BODY (OPTIONS)
RU2184921C2 (en) Device for formation of relay control signals of spin-stabilized missile
RU2013115686A (en) METHOD FOR GUIDING A ROTATING ROCKET WITH A RELAY ACTUATOR OF A BODY AND A SYSTEM FOR ITS IMPLEMENTATION
RU2219473C1 (en) Device for formation of spin-stabilized missile control signals
ATE485492T1 (en) INTEGRATED OPTICAL ANGLE SPEED SENSOR
RU2282129C1 (en) Method for formation of control commands on spin-stabilized rocket, rocket control system, method for formation of linearized signal and signal linearizer for its realization
RU2488774C1 (en) Platform-free orbital gyrocompass with arbitrary course orientation of spacecraft
RU2002132761A (en) DEVICE FOR SINGLE CHANNEL CONTROL OF LONGITUDINAL MOVEMENT OF EASY SCREEN PLAN
RU2549615C2 (en) Missile control method and control system therefor
RU2289787C1 (en) Device for determining axis azimuth
EP0809084A1 (en) Apparatus for determining the roll angle position of a flying device, especially of an ammunition
JP2007153032A (en) Light control system, vehicle and integrated circuit device
SU385258A1 (en) NULL BODY
SU993021A1 (en) Analytical photogrammametric complex

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20150903

QB4A Licence on use of patent

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180905

Effective date: 20180905

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180905

Effective date: 20210525