RU2179296C2

RU2179296C2 - Method for guidance of guided projectile and guidance system for its realization

Info

Publication number: RU2179296C2
Application number: RU2000106393A
Authority: RU
Inventors: А.А. Заславский; Л.Г. Захаров; А.В. Гусев; В.С. Фимушкин
Original assignee: Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения"
Priority date: 2000-03-14
Filing date: 2000-03-14
Publication date: 2002-02-10

Abstract

FIELD: control systems of flight vehicles, in particular guided projectiles and missiles. SUBSTANCE: the method for guidance includes two guidance phases. In the first control phase beginning from the moment of projectile lift-off and continuing to the end of the transient processes a signal that is equivalent to the zero command is formed at the output of the control equipment device. At the same time an additional torque counteracting the deflection of the control surfaces from their zero position is built up at the output shaft of the control surfaces of the control actuator. The control of the control surfaces of the projectile control actuator in accordance with the coordinates of its deflection from the sighting line is effected in the second phase before the end of the flight. The guided projectile guidance system has an auxiliary device of the guidance instrument, which accommodates a square-wave generator and a switch. The first and second information inputs of the switch are connected to the outputs of the control command formation unit and the square-wave generator respectively. The switch control input is connected to the timer output, and the output - to the input of the wire communication line. A power engine made in the form a spring, whose one end is connected to the body of the control actuator, and the other - to the axle of the control surfaces, is installed on board the projectile. EFFECT: enhanced accuracy of guidance of guided projectiles and missiles, simplified guidance system. 3 cl, 2 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения и может быть использовано при проектировании систем управления полетом управляемых снарядов и ракет. The present invention relates to the field of rocket science and can be used in the design of flight control systems for guided missiles and missiles.

При разработке простейших комплексов управляемого вооружения приходится решать противоречивые задачи по обеспечению эффективности управления полетом управляемого снаряда при простых схемных решениях как системы управления, так и снаряда. При этом, учитывая многократность использования установки с наземной аппаратурой управления (НАУ) для запуска управляемых снарядов, требование по простоте конструкции, предъявляемые к снаряду, более жесткие, чем к установке. When developing the simplest systems of guided weapons, it is necessary to solve conflicting tasks to ensure the effectiveness of flight control of a guided projectile with simple circuit solutions of both the control system and the projectile. Moreover, taking into account the multiple use of the installation with ground control equipment (NAU) for launching guided missiles, the requirement for simplicity of design presented to the projectile is more stringent than for the installation.

Одним из вопросов, возникающих при разработке управляемых комплексов вооружения, является обеспечение нормального прохождения снарядом начального участка полета, который характеризуется рядом процессов, не позволяющих сразу после старта снаряда производить наведение его на цель. Это связано и с дымовыми помехами от работы стартового двигателя, кратковременно задымляющего линию визирования, и с переходными процессами в аппаратуре управления, и параллаксом между линией прицеливания и линией выстреливания. One of the issues that arise in the development of guided weapons systems is ensuring the normal passage of the projectile's initial portion of the flight, which is characterized by a number of processes that do not allow immediately after the launch of the projectile to aim at the target. This is due to smoke interference from the operation of the starting engine, which briefly smokes the line of sight, and transient processes in the control equipment, and the parallax between the aiming line and the firing line.

В результате на вход снаряда проходят ложные команды, отрабатываемые рулевым приводом, которые уводят снаряд от линии прицеливания, и к моменту появления возможности управления снаряд находится на существенном расстоянии от нее. При этом увеличивается время переходного процесса по возвращению снаряда на линию прицеливания, ухудшается его качество, что приводит к увеличению "мертвой зоны", а в некоторых случаях - к потере снаряда. As a result, false commands passed by the steering drive pass to the projectile’s input, which take the projectile away from the aiming line, and by the time the projectile can be controlled, the projectile is at a considerable distance from it. At the same time, the transition process increases when the projectile returns to the aiming line, its quality deteriorates, which leads to an increase in the "dead zone" and, in some cases, to loss of the projectile.

Известны различные способы и устройства для улучшения наведения управляемых снарядов и ракет в цель при прохождении "мертвой зоны". Так, в известном способе наведения телеуправляемой ракеты [1] на начальном участке полета ракеты вплоть до отделения двигателя формируют широкое поле управления и в течение времени разгона нагревают элемент конструкции ракеты, по которому производят управление, замеряя угол между его положением в пространстве и линией визирования цели. При достижении значения указанного угла, меньшего половины телесного угла узкого поля управления, переходят на управление в узком поле (с одновременным отделением двигателя). There are various methods and devices for improving the guidance of guided missiles and missiles at the target during the passage of the "dead zone". Thus, in the known method of pointing a remote-controlled rocket [1], a wide control field is formed in the initial section of the rocket’s flight until the engine is separated and, during the acceleration time, the rocket’s structural element is heated, which is controlled by measuring the angle between its position in space and the target line of sight . Upon reaching the value of the specified angle, less than half the solid angle of the narrow control field, they switch to control in a narrow field (with simultaneous separation of the engine).

При указанном способе задача успешного прохождения начального участка полета решается, но, во-первых, при этом существенно усложняется конструкция ракеты, а во-вторых, применение широкого поля управления в ряде комплексов (например, в ПТУРСАХ, запускаемых с наземной установки) неприемлемо ввиду расположения линии визирования вблизи земли и возможности потери снаряда при широком поле управления. With this method, the task of successfully completing the initial flight phase is solved, but, firstly, the design of the rocket is significantly complicated, and secondly, the use of a wide control field in a number of complexes (for example, in ATGMs launched from a ground installation) is unacceptable due to the location line of sight near the ground and the possibility of projectile loss with a wide control field.

Известны и другие способы наведения, позволяющие улучшить прохождение снарядом начального участка. Наиболее близким к заявляемому является способ наведения ракеты типа "земля-земля" и система для осуществления этого способа [2] . Суть способа заключается в формировании после совмещения линии визирования прибора наведения с точкой прицеливания при наведении трех фаз управления полетом. На 1-й фазе полета, определяемой временем Т₁, ракета направляется по восходящей траектории с постоянным углом подъема к линии визирования. На 2-й фазе полета, определяемой временем T₂, ракета получает команду для полета по нисходящей по отношению к линии визирования траектории до пересечения ее. На 3-й фазе полета, определяемой временем T₃, ракету переводят на траекторию полета по линии визирования, направленной в цель.Other guidance methods are known to improve the projectile passage of the initial section. Closest to the claimed is a method of pointing a missile type "ground-to-ground" and a system for implementing this method [2]. The essence of the method consists in the formation, after combining the line of sight of the guidance device with the aiming point when pointing three phases of flight control. In the 1st phase of flight, determined by the time T ₁ , the rocket is directed along an ascending path with a constant angle of elevation to the line of sight. In the 2nd phase of the flight, determined by the time T ₂ , the rocket receives a command for flying along a trajectory descending with respect to the line of sight until it intersects. In the 3rd phase of the flight, determined by the time T ₃ , the missile is transferred to the flight path along the line of sight aimed at the target.

Недостатком указанного способа является существенное расширение "мертвой зоны" при полете ракеты из-за наличия 1-й и 2-й фаз, уводящих, а затем приводящих ракету к линии визирования, что неприемлемо для рассматриваемого класса управляемых снарядов, т.к. противоречит условию их применения по ближней зоне, в которой может располагаться цель. The disadvantage of this method is the significant expansion of the "dead zone" during the flight of the rocket due to the presence of the 1st and 2nd phases leading away and then leading the rocket to the line of sight, which is unacceptable for the class of guided missiles under consideration, because contrary to the condition of their use in the near zone in which the target can be located.

Система наведения для осуществления рассматриваемого способа включает наземный прибор наведения с оптическим прицелом и прибором обнаружения, вспомогательное устройство с датчиком времени, программатором и блоком преобразования сигналов, а также проводную линию связи и рулевой привод на борту ракеты. Осуществляя формирование команд управления по программе в зависимости от времени пуска, расстояния от цели и сигнала с гониометра, вспомогательное устройство имеет сложные блоки, что в целом усложняет аппаратуру управления. The guidance system for implementing the method in question includes a ground guidance device with an optical sight and a detection device, an auxiliary device with a time sensor, a programmer and a signal conversion unit, as well as a wired communication line and steering gear on board the rocket. By generating control commands according to the program depending on the start time, distance from the target and the signal from the goniometer, the auxiliary device has complex blocks, which generally complicates the control equipment.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение точности наведения управляемого снаряда при упрощении его конструкции. Для достижения поставленной задачи в предлагаемом способе наведения управляемого снаряда, включающем совмещение линии визирования прибора наведения с точкой прицеливания, выстреливание снаряда из контейнера, раскрытие рулей по выходу снаряда с последующим управлением полетом снаряда, процесс управления разбивают на две фазы. На первой фазе управления, которая начинается с момента выхода снаряда из контейнера и длится до окончания переходных процессов в аппаратуре управления, формируют вспомогательным блоком на выходе прибора наведения сигнал, эквивалентный нулевой команде, и одновременно на выходном валу привода рулей создают дополнительный момент, противодействующий отклонению рулей от их нулевого положения, а на второй фазе управления до конца полета формируют на выходе прибора наведения сигнал управления рулями привода снаряда в соответствии с координатами отклонения снаряда от линии визирования для направления его на линию визирования. The task of the invention is to increase the accuracy of guidance of a guided projectile while simplifying its design. To achieve the task in the proposed method of guiding a guided projectile, including combining the line of sight of the guidance device with the aiming point, firing a projectile from a container, opening the rudders at the exit of the projectile with subsequent control of the projectile’s flight, the control process is divided into two phases. In the first control phase, which starts from the moment the projectile leaves the container and lasts until the transients in the control equipment end, an auxiliary unit is formed at the output of the guidance device, the signal is equivalent to the zero command, and at the same time an additional moment is created on the output shaft of the rudder drive that counteracts the rudder deflection from their zero position, and in the second phase of control until the end of the flight, a control signal for the projectile rudders is formed at the output of the guidance device in accordance with the coordinate natami deviation of the projectile from the line of sight to direct it to the line of sight.

Система наведения, реализующая указанный способ, содержит в наземной аппаратуре управления известные блоки - оптический прицел, прибор обнаружения, блок формирования команд управления и вспомогательное устройство с датчиком времени, а на борту снаряда - проводную линию связи и рулевой привод. Дополнительно вновь введены в наземной аппаратуре управления генератор прямоугольных импульсов и коммутатор. Выход коммутатора соединен со входом проводной линии связи, первый и второй его информационные входы соединены с выходами соответственно блока формирования команд управления и генератора прямоугольных импульсов, а управляющий - вход коммутатора - с выходом датчика времени. The guidance system that implements the indicated method contains known units in the ground control equipment — an optical sight, a detection device, a control command generation unit and an auxiliary device with a time sensor, and a wireline communication line and a steering drive on board the projectile. Additionally, a rectangular pulse generator and a commutator are newly introduced into the ground control equipment. The output of the switch is connected to the input of the wired communication line, its first and second information inputs are connected to the outputs of the control command generation unit and the rectangular pulse generator, respectively, and the control input of the switch is connected to the output of the time sensor.

На борту снаряда дополнительно установлен силовой двигатель, выполненный в виде механической пружины, соединенной одним концом с корпусом рулевого привода, а другим с осью рулей. Момент, развиваемый пружиной, выбран такой величины, чтобы препятствовать отклонению рулей от их нулевого положения на первой фазе управления снаряда и не оказывать существенного влияния при управлении рулевым приводом снаряда на второй фазе. При этом жесткость пружины C_пр должна удовлетворять условию:

где M_дв(t) - минимально возможный момент, развиваемый приводом на времени t при второй фазе полета,
M_ш(t) - аэродинамический момент на рулях привода для того же времени t, K - коэффициент запаса.On board the projectile is additionally installed a power engine made in the form of a mechanical spring connected at one end to the steering gear housing and the other to the steering axle. The moment developed by the spring is selected so as to prevent the rudders from deviating from their zero position in the first phase of the projectile control and not have a significant effect when controlling the steering gear of the projectile in the second phase. In this case, the spring stiffness C _ol must satisfy the condition:

where M _dv (t) is the minimum possible moment developed by the drive at time t during the second phase of flight,
M _W (t) - aerodynamic moment on the rudders of the drive for the same time t, K - safety factor.

Новое полезное свойство - улучшение качества наведения управляемого снаряда предлагаемый способ наведения реализует путем обеспечения начальной траектории полета снаряда, практически совпадающей с начальной линией визирования и не зависящей от ложных команд управления, присущих аппаратуре управления в начале ее функционирования. При этом дополнительное введение в аппаратуру системы наведения простых блоков - генератора и коммутатора несущественно усложняет систему наведения. A new useful property - improving the guidance quality of a guided projectile, the proposed guidance method implements by providing the initial trajectory of the projectile, which practically coincides with the initial line of sight and does not depend on false control commands inherent in the control equipment at the beginning of its operation. Moreover, an additional introduction to the equipment of the guidance system of simple blocks — a generator and a switch — insignificantly complicates the guidance system.

На фиг. 1 изображена структурная схема устройства, позволяющего осуществить предлагаемый авторами способ наведения управляемого снаряда. Устройство включает наземный прибор наведения и бортовую систему. Прибор наведения состоит из последовательно соединенных оптического прицела 1, прибора обнаружения 2 и блока формирования команд 3, выход которого соединен с 1-м информационным входом вновь введенного коммутатора 5. Ко 2-у информационному входу подключен генератор прямоугольных импульсов 4, а к управляющему входу 3 подключен датчик времени 6. In FIG. 1 shows a block diagram of a device that allows implementing the method proposed by the authors for guiding a guided projectile. The device includes a ground guidance device and an on-board system. The guidance device consists of a series-connected optical sight 1, a detection device 2 and a command generation unit 3, the output of which is connected to the 1st information input of the newly introduced switch 5. A square-wave pulse generator 4 is connected to the 2nd information input, and to the control input 3 time sensor 6 connected.

В бортовую систему входит проводная линия связи 7, релейный рулевой привод 8 с рулями 10 и вновь введенный силовой двигатель 11 в виде механической пружины, подсоединенный к оси 9 рулей 10. The on-board system includes a wired communication line 7, a relay steering gear 8 with rudders 10 and a newly introduced power engine 11 in the form of a mechanical spring connected to the axis 9 of the rudders 10.

На фиг. 2 представлен ряд конструктивных схем исполнения силового двигателя в виде механических пружин а) и б) - плоских, в) - цилиндрической. На фиг. 2а) пружина одним концом жестко закреплена в корпусе РП, а другим вставлена в вилку, жестко связанную с осью рулей. На фиг. 2б) пружина своей средней частью закреплена на оси рулей, а края ее опираются на винты в корпусе РП. На фиг. 2в) пружины закреплены в донной части цилиндров силового двигателя РП и взаимодействуют с поршнями, которые при повороте оси рулей сжимают поочередно пружины. In FIG. Figure 2 shows a number of structural schemes for the execution of a power engine in the form of mechanical springs a) and b) - flat, c) - cylindrical. In FIG. 2a) the spring at one end is rigidly fixed in the housing of the RP, and the other is inserted into the fork, rigidly connected with the axis of the rudders. In FIG. 2b) the spring with its middle part is fixed on the axis of the rudders, and its edges are supported by screws in the RP case. In FIG. 2c) the springs are fixed in the bottom of the cylinders of the RP power engine and interact with the pistons, which, when the rudder axis is rotated, compress the springs alternately.

Предлагаемое устройство функционирует следующим образом. The proposed device operates as follows.

В процессе пуска, после наведения прицела на цель, непосредственно перед стартом управляемого снаряда производят запуск генератора прямоугольных импульсов, вырабатывающего прямоугольные импульсы с нулевой командой. Сигнал генератора через вход 2 коммутатора 5 подают на вход проводной линии связи, а с нее - на вход релейного рулевого привода. По выходу снаряда из контейнера раскрывают рули, которые начинают колебаться с частотой сигнала генератора, учитывая, что в релейном приводе отсутствует позиционная обратная связь, его рули из-за собственной несимметрии привода и несимметрии аэродинамической нагрузки будут колебаться относительно среднего положения, в общем случае смещенного по отношению к их нулевому положению, создавая ложную команду управления. Силовой двигатель 11 (фиг. 1), не создающий момента на рули только при их нулевом положении, в соответствии со знаком и величиной указанного выше смещения создает момент, смещающий среднее положение колебаний рулей в сторону их нулевого положения. В результате на первой фазе полета рули не создают управляющей команды на снаряд. По истечению времени, необходимого для завершения переходных процессов в аппаратуре управления (или рассеяния дыма), т.е. при появлении возможности управления с датчика времени подается команда на управляющий вход коммутатора, по которой вход приводной линии связи переключается с выхода генератора на выход с блока формирования команд управления 3, обеспечивая управление снарядом по выведению его на линию визирования. During the launch process, after aiming the sight at the target, right before the start of the guided projectile, the rectangular pulse generator is produced, which generates rectangular pulses with a zero command. The signal of the generator through the input 2 of the switch 5 is fed to the input of the wired communication line, and from it to the input of the relay steering gear. At the exit of the projectile from the container, the rudders are opened, which begin to oscillate with the frequency of the generator signal, given that there is no positional feedback in the relay drive, its rudders will fluctuate relative to the average position, generally shifted by relative to their zero position, creating a false control command. The power engine 11 (Fig. 1), which does not create a moment on the rudders only at their zero position, in accordance with the sign and magnitude of the aforementioned offset, creates a moment that shifts the average position of the rudder vibrations towards their zero position. As a result, in the first phase of the flight, the rudders do not create a control command for the projectile. At the expiration of the time necessary to complete the transient processes in the control equipment (or smoke scattering), i.e. when it becomes possible to control the time sensor, a command is sent to the control input of the switch, by which the input of the drive communication line switches from the output of the generator to the output from the control command generation unit 3, providing control of the projectile to bring it to the line of sight.

На управляемом участке полета снаряда при наличии на борту предлагаемого устройства его рулевой привод должен нормально функционировать, преодолевая моменты как от шарнирной нагрузки, действующей на рули, так и от силового двигателя. Движущий момент наиболее распространенных для рассматриваемого класса управляемых снарядов пневмоприводов, работающих как от набегающего потока воздуха, так и от источника рабочего тела на борту снаряда, может существенно изменяться по времени полета. Поэтому для нормальной работы привода максимальная величина момента силового двигателя должна выбираться из соотношения
Мд.с. ≤ KMдв(t)-Mш(t),
где M_дв(t) - минимально возможный момент, развиваемый приводом на времени t полета при второй фазе управления, M_ш(t) - аэродинамический момент на рулях привода для того же времени t, K - коэффициент запаса, M_д.с. - максимальная величина момента силового двигателя.In a controlled section of the projectile’s flight, if the proposed device is on board, its steering gear should function normally, overcoming moments from both the articulated load acting on the steering wheels and the power engine. The driving moment of the most common pneumatic actuators for the class of guided projectiles under consideration, operating both from the incoming air flow and from the source of the working fluid on board the projectile, can vary significantly in flight time. Therefore, for normal operation of the drive, the maximum value of the torque of the power motor should be selected from the ratio
M.s. ≤ KMdv (t) -Mш (t),
where M _dv (t) is the minimum possible moment developed by the drive at flight time t during the second control phase, M _w (t) is the aerodynamic moment on the rudders of the drive for the same time t, K is the safety factor, M _d.s. - the maximum value of the moment of the power engine.

Учитывая, что силовой двигатель выполнен в виде механической пружины, создающей момент на оси рулей только при отклонении их от нулевого положения, величина момента определяется произведением жесткости пружины C_пр и угла отклонения рулей δ. При этом максимальная величина указанного момента составляет M_д.с. = C_пр• δ m, где δ m - максимальный угол отклонения рулей. Следовательно, жесткость пружины, при которой обеспечивается нормальная работа привода при второй фазе управления, должна выбираться из условия

Источники информации
1. Способ наведения телеуправляемых ракет, заявка 97114122/02 от 14.08.97. МКИ 6 F 41 G 7/20.Given that the power engine is made in the form of a mechanical spring, creating a moment on the axis of the rudders only when they deviate from the zero position, the magnitude of the moment is determined by the product of the spring stiffness C _pr and the angle of deviation of the rudders δ. Moreover, the maximum value of the specified moment is M _d.s. = C _ol • δ m, where δ m is the maximum angle of deviation of the rudders. Therefore, the stiffness of the spring, which ensures normal operation of the drive during the second phase of control, should be selected from the condition

Sources of information
1. A method of pointing remote-controlled missiles, application 97114122/02 of 08/14/97. MKI 6 F 41 G 7/20.

2. Способ улучшения наведения ракет типа "земля-земля" и устройство для осуществления этого способа, заявка ФРГ N 2546592, 1977, МКИ F 41 G 7/02. 2. A method for improving guidance of missiles of the type "ground-to-ground" and a device for implementing this method, the application of Germany N 2546592, 1977, MKI F 41 G 7/02.

Claims

1. A method of guiding a guided projectile, including combining the line of sight of the guidance device with the aiming point, firing a projectile, opening the rudders at the descent of the projectile from the launcher and subsequent flight control of the projectile, characterized in that the projectile control process is divided into two time phases, the first the control phase, starting from the moment of the projectile descent and continuing until the end of transient processes, in the control equipment of the guidance device form a signal at its output equivalent to zero team, and at the same time create an additional moment on the output shaft of the rudder of the projectile’s steering gear, counteracting the deviation of the rudders from their zero position, and controlling the projectile’s rudders in accordance with the coordinates of its deviation from the line of sight is carried out in the second phase until the end of the flight.

2. A guided projectile guidance system comprising an optical sight, a detection device, a control command generation unit, an auxiliary device with a time sensor in the guidance device, and an on-board command receiving unit in the form of a wired communication line and a steering gear with rudders, characterized in that in the auxiliary device of the guidance device are placed a rectangular pulse generator and a switch, the first and second information inputs of which are connected to the outputs, respectively, of the control command generation unit a rectangular pulse generator, the control input of the switch is connected to the output of the time sensor, and the output is connected to the input of a wireline, and a power motor is installed on board the projectile, made in the form of a mechanical spring connected at one end to the steering gear housing and the other to the steering axle .

3. Guided projectile guidance system according to claim 2, characterized in that the mechanical spring is stiff

where Mdv (t) is the minimum possible moment developed by the drive at flight time t during the second control phase;
Mш (t) is the aerodynamic moment on the rudders of the drive for the same time t;
δm is the maximum angle of deviation of the rudders;
K is the safety factor.