RU2210717C2 - Control system of self-guiding spin-stabilized missile - Google Patents

Control system of self-guiding spin-stabilized missile Download PDF

Info

Publication number
RU2210717C2
RU2210717C2 RU2001127988A RU2001127988A RU2210717C2 RU 2210717 C2 RU2210717 C2 RU 2210717C2 RU 2001127988 A RU2001127988 A RU 2001127988A RU 2001127988 A RU2001127988 A RU 2001127988A RU 2210717 C2 RU2210717 C2 RU 2210717C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
longitudinal axis
homing head
homing
missile
projectile
Prior art date
Application number
RU2001127988A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
В.И. Бабичев
В.И. Рабинович
С.Д. Семенов
Original Assignee
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 предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" filed Critical Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения"
Priority to RU2001127988A priority Critical patent/RU2210717C2/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2210717C2 publication Critical patent/RU2210717C2/en

Links

Images

Landscapes

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

Abstract

FIELD: armament, in particle, self-guided missiles, applicable for antitank and antiaircraft missiles, as well as for guided mines. SUBSTANCE: the accuracy of missile aiming is enhanced due to damping of its angular oscillations, which attained to introduction to the control signal of the attitude of the homing head gyro longitudinal axis of an additional component proportional to the angular mismatch between the homing head gyro longitudinal axis and the missile longitudinal axis measured by the transducer. The control system of the self- guided spin-stabilized missile has a tracking homing head containing a gyro with a torque motor and an electronic unit, whose output is connected to the control actuator, use is made of a transducer for measuring the angular mismatch between the homing head longitudinal axis and the missile longitudinal axis. The signal from the transducer output is summed up with the signal from the electronic unit output and fed to the input of the torque motor. EFFECT: enhanced accuracy of aiming. 2 dwg

Description

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управляемым артиллерийским снарядам с самонаведением. Указанное изобретение может быть использовано для противотанковых и зенитных ракет, а также для управляемых мин. The invention relates to the field of weapons, in particular to guided artillery shells with homing. The specified invention can be used for anti-tank and anti-aircraft missiles, as well as for guided mines.

Известна система управления самонаводящимся вращающимся снарядом [1], включающая гироскопическую головку самонаведения, измеряющую угловую скорость вращения линии "снаряд-цель" и формирующую пропорционально измеренному значению сигнал управления u двигателем коррекции гироскопа головки самонаведения и рулевым приводом снаряда. При этом ротор головки самонаведения вращают в направлении, противоположном вращению снаряда по крену. A known control system for a homing rotary projectile [1], including a gyroscopic homing head, which measures the angular velocity of rotation of the projectile-target line and generates in proportion to the measured value the control signal u of the homing head gyro correction engine and the projectile steering gear. In this case, the rotor of the homing head is rotated in the opposite direction to the rotation of the projectile along the roll.

Структурная схема данной системы управления представлена на фиг.1, на которой обозначено:
ε - угловое положение линии "снаряд-цель";
εГСН - угловое положение продольной оси головки самонаведения;
q1 - ошибка наведения;
u - сигнал управления;
δ - угол отклонения руля;

Figure 00000002
- угловая скорость вращения вектора скорости;
q1 - коэффициент передачи блока электроники головки самонаведения;
q2 - коэффициент передачи двигателя коррекции гироскопа головки самонаведения;
WРП(р) - передаточная функция рулевого привода;
WСн(p) - передаточная функция снаряда;
МК, МВозм - управляющий и возмущающий моменты коррекции;
Н - кинетический момент ротора гироскопа головки самонаведения;
p - оператор Лапласа.The structural diagram of this control system is presented in figure 1, which indicates:
ε is the angular position of the projectile-target line;
ε GOS - the angular position of the longitudinal axis of the homing head;
q 1 - pointing error;
u is the control signal;
δ is the steering angle;
Figure 00000002
- angular velocity of rotation of the velocity vector;
q 1 - gear ratio of the electronics of the homing head;
q 2 is the gear ratio of the homing gyro correction engine;
W RP (p) - transfer function of the steering gear;
W Sn (p) is the transfer function of the projectile;
M K , M Vozm - controlling and disturbing moments of correction;
H is the kinetic moment of the rotor of the gyroscope of the homing head;
p is the Laplace operator.

Данная система управления реализует способ пропорциональной навигации, в соответствии с которым на борту снаряда производят измерение угловой скорости вращения

Figure 00000003
линии "снаряд-цель", а угловую скорость вращения вектора скорости
Figure 00000004
снаряда формируют пропорционально сигналу управления
Figure 00000005

Учитывая наличие возмущающих моментов, обусловленных действием сил трения в кардановом подвесе головки самонаведения, в существующей системе управления [1] за счет вращения ротора гироскопа головки самонаведения в направлении, противоположном вращению снаряда по крену (знак "минус" перед кинетическим моментом Н на фиг.1), реальное формирование сигнала управления осуществляется по зависимости:
Figure 00000006

где k1, k2 - коэффициенты пропорциональности, TГСН - постоянная времени головки самонаведения, Δ - угол между продольной осью головки самонаведения и продольной осью снаряда.This control system implements a proportional navigation method, in accordance with which the angular velocity is measured on board the projectile
Figure 00000003
projectile-target lines, and the angular velocity of rotation of the velocity vector
Figure 00000004
projectiles form in proportion to the control signal
Figure 00000005

Given the presence of disturbing moments due to the action of friction forces in the cardan suspension of the homing head, in the existing control system [1] due to the rotation of the rotor of the gyro of the homing head in the direction opposite to the rotation of the projectile along the roll (minus sign in front of the kinetic moment H in figure 1 ), the actual formation of the control signal is carried out according to:
Figure 00000006

where k 1 , k 2 are the proportionality coefficients, T GOS is the time constant of the homing head, Δ is the angle between the longitudinal axis of the homing head and the longitudinal axis of the projectile.

Как показано в [1] , за счет формирования сигнала управления в соответствии с зависимостью (1) обеспечивается демпфирование колебаний снаряда по углам атаки и скольжения, чем достигается повышение точности наведения снаряда на цель. As shown in [1], due to the formation of the control signal in accordance with dependence (1), damping of the projectile vibrations in the angles of attack and slip is achieved, thereby increasing the accuracy of projectile guidance on the target.

Недостатком данной системы является то, что положительный эффект основан по существу на наличии сил трения в подшипниках карданова подвеса головки самонаведения. Нестабильность воздействия сил трения и невозможность управления их величиной приводят и к нестабильности демпфирующих свойств системы управления, а следовательно, к ухудшению точности наведения. The disadvantage of this system is that the positive effect is essentially based on the presence of friction forces in the bearings of the cardan suspension of the homing head. The instability of the effects of friction forces and the inability to control their magnitude also lead to instability of the damping properties of the control system, and, consequently, to a deterioration in the accuracy of guidance.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение точности наведения управляемого снаряда за счет демпфирования колебаний с помощью стабильного электрического сигнала. The task of the invention is to increase the accuracy of guidance of a guided projectile by damping oscillations using a stable electrical signal.

Поставленная задача достигается тем, что в систему управления самонаводящимся вращающимся снарядом, включающую следящую головку самонаведения, содержащую гироскоп с двигателем коррекции и блок электроники, выход которого соединен с рулевым приводом, дополнительно введены последовательно соединенные датчик, измеряющий угловое рассогласование Δ = εГСН-ϑ между продольной осью гироскопа головки самонаведения εГСН и продольной осью снаряда ϑ, и сумматор, второй вход которого соединен с выходом блока электроники головки самонаведения, а выход - со входом двигателя коррекции гироскопа головки самонаведения.The task is achieved by the fact that in the control system of a homing rotary projectile, including a tracking homing head, containing a gyroscope with a correction engine and an electronics unit, the output of which is connected to the steering gear, an additional sensor is added in series with it, which measures the angular mismatch Δ = ε ГС- ϑ between longitudinal axis gyro homing GOS ε θ and the longitudinal axis of the projectile, and an adder, the second input of which is connected to the output of the electronics unit homing head, and output - with the input of the homing gyro correction engine.

Структурная схема предлагаемой системы управления при вращении ротора гироскопа головки самонаведения в направлении, совпадающем с направлением вращения снаряда по крену, представлена на фиг.2, на которой обозначено:
ε - угловое положение линии "снаряд-цель";
εГСН - угловое положение продольной оси головки самонаведения;
ϑ - угловое положение продольной оси снаряда;
Δε - ошибка наведения;
Δ - угловое рассогласование между продольной осью головки самонаведения и продольной осью снаряда;
u - сигнал управления;
δ - угол отклонения руля;

Figure 00000007
- угловая скорость вращения вектора скорости;
q1 - коэффициент передачи блока электроники головки самонаведения;
q2 - коэффициент передачи двигателя коррекции гироскопа головки самонаведения;
q3 - коэффициент передачи датчика углового рассогласования;
WРП(р) - передаточная функция рулевого привода;
WСн(p), W*Cн(р) - передаточные функции снаряда;
МК, МВозм - управляющий и возмущающий моменты коррекции;
Н - кинетический момент ротора гироскопа головки самонаведения;
р - оператор Лапласа.The structural diagram of the proposed control system during rotation of the rotor of the gyroscope of the homing head in the direction coinciding with the direction of rotation of the projectile along the roll is shown in figure 2, which indicates:
ε is the angular position of the projectile-target line;
ε GOS - the angular position of the longitudinal axis of the homing head;
ϑ is the angular position of the longitudinal axis of the projectile;
Δε is the pointing error;
Δ is the angular mismatch between the longitudinal axis of the homing head and the longitudinal axis of the projectile;
u is the control signal;
δ is the steering angle;
Figure 00000007
- angular velocity of rotation of the velocity vector;
q 1 - gear ratio of the electronics of the homing head;
q 2 is the gear ratio of the homing gyro correction engine;
q 3 - gear coefficient of the sensor of angular mismatch;
W RP (p) - transfer function of the steering gear;
W Sn (p), W * Cn (p) - transfer functions of the projectile;
M K , M Vozm - controlling and disturbing moments of correction;
H is the kinetic moment of the rotor of the gyroscope of the homing head;
p is the Laplace operator.

Анализ структурной схемы показывает [2], что сигнал управления снарядом формируется по зависимости

Figure 00000008
(2)
где
Figure 00000009

Анализ формул (1) и (2) показывает, что предлагаемая система управления эквивалентна прототипу, однако величина k2•Δ при этом является регулируемой и не зависит от воздействия сил трения.Analysis of the structural diagram shows [2] that the projectile control signal is formed according to
Figure 00000008
(2)
Where
Figure 00000009

An analysis of formulas (1) and (2) shows that the proposed control system is equivalent to the prototype, however, the value of k 2 • Δ is adjustable and does not depend on the influence of friction forces.

Предлагаемая система управления работает следующим образом. Головка самонаведения измеряет сигнал, пропорциональный угловой скорости вращения линии "снаряд-цель"

Figure 00000010
; дополнительный датчик измеряет угловое рассогласование между продольной осью головки самонаведения и продольной осью снаряда Δ; указанные сигналы суммируются и подаются на двигатель коррекции таким образом, чтобы под действием сигнала k2•Δ гироскоп головки самонаведения прецессировал в сторону увеличения углового рассогласования между продольной осью головки самонаведения и продольной осью снаряда, чем обеспечивается демпфирование колебаний снаряда.The proposed control system operates as follows. The homing head measures a signal proportional to the angular velocity of rotation of the projectile-target line
Figure 00000010
; an additional sensor measures the angular mismatch between the longitudinal axis of the homing head and the longitudinal axis of the projectile Δ; these signals are summed up and fed to the correction engine in such a way that, under the action of the signal k 2 • Δ, the homing gyroscope precesses towards an increase in the angular mismatch between the longitudinal axis of the homing head and the longitudinal axis of the projectile, which ensures damping of the projectile vibrations.

Таким образом, предлагаемая система управления обеспечивает малые колебания снаряда по углам атаки и скольжения и тем самым высокую точность наведения на цель. Thus, the proposed control system provides small oscillations of the projectile in the angles of attack and slip, and thereby high accuracy of aiming at the target.

Источники информации
1. Патент на изобретение 2146798.Sources of information
1. Patent for invention 2146798.

2. Фельдбаум А.А., Бутковский А.Г. Методы теории автоматического управления. М.: Наука, 1971. 2. Feldbaum A.A., Butkovsky A.G. Methods of automatic control theory. M .: Nauka, 1971.

Claims (1)

Система управления самонаводящимся вращающимся снарядом, включающая следящую головку самонаведения, содержащую гироскоп с двигателем коррекции и блок электроники, выход которого соединен с рулевым приводом, отличающаяся тем, что в нее введены последовательно соединенные датчик для измерения углового рассогласования между продольной осью гироскопа головки самонаведения и продольной осью снаряда и сумматор, второй вход которого соединен с выходом блока электроники, а выход - со входом двигателя коррекции. A homing rotary projectile control system including a tracking homing head containing a gyroscope with a correction motor and an electronics unit, the output of which is connected to the steering gear, characterized in that a sensor for measuring angular misalignment between the longitudinal axis of the homing gyroscope and the longitudinal axis is inserted into it projectile and adder, the second input of which is connected to the output of the electronics unit, and the output to the input of the correction engine.
RU2001127988A 2001-10-15 2001-10-15 Control system of self-guiding spin-stabilized missile RU2210717C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2001127988A RU2210717C2 (en) 2001-10-15 2001-10-15 Control system of self-guiding spin-stabilized missile

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2001127988A RU2210717C2 (en) 2001-10-15 2001-10-15 Control system of self-guiding spin-stabilized missile

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2210717C2 true RU2210717C2 (en) 2003-08-20

Family

ID=29245935

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2001127988A RU2210717C2 (en) 2001-10-15 2001-10-15 Control system of self-guiding spin-stabilized missile

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2210717C2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2591297C1 (en) * 2015-05-21 2016-07-20 Акционерное общество "ЛОМО" (АО "ЛОМО") Method for damping rotor nutation vibrations in gyroscope

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2591297C1 (en) * 2015-05-21 2016-07-20 Акционерное общество "ЛОМО" (АО "ЛОМО") Method for damping rotor nutation vibrations in gyroscope

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5425514A (en) Modular aerodynamic gyrodynamic intelligent controlled projectile and method of operating same
US5379968A (en) Modular aerodynamic gyrodynamic intelligent controlled projectile and method of operating same
US5788178A (en) Guided bullet
US4347996A (en) Spin-stabilized projectile and guidance system therefor
CN105043171B (en) A kind of longitudinal guidance method of the rocket projectile of constraint with angle
US20090039197A1 (en) Optically Guided Munition Control System and Method
US5788180A (en) Control system for gun and artillery projectiles
US8552349B1 (en) Projectile guidance kit
CN108931155B (en) Autonomous guidance system independent of satellite navigation extended-range guidance ammunition
Morrison et al. Guidance and control of a cannon-launched guided projectile
RU2210717C2 (en) Control system of self-guiding spin-stabilized missile
EP0105918A1 (en) Terminally guided weapon delivery system.
RU2021577C1 (en) Method of missile controlling
Hahn et al. Predictive guidance of a projectile for hit-to-kill interception
RU2216708C1 (en) Method controlling flight of surface-to-surface ballistic self-guided rocket missile
US4444086A (en) Missile azimuth aiming apparatus
RU2401981C2 (en) Method of stabilising angular position of roll-revolving controlled artillery projectile lengthwise axis
US4923142A (en) Gyroscopic stabilizing device for a projectile control instrument
RU2709121C1 (en) Jet projectile control unit
RU2146798C1 (en) Method controlling self-guided rotating projectile
RU2583347C1 (en) Method of long-range target capture of zone missile homing head and long missile guidance system
RU2124688C1 (en) Method of combined control of flying vehicle
RU2627334C1 (en) Autonomous jet projectile control unit
RU2713831C1 (en) Controlled bullet
RU2687694C1 (en) Method of determining main flight characteristics of guided sea missiles

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20071016