RU2235969C1 - Device for formation of commands to control a rocket rotating around its longitudinal axis - Google Patents
Device for formation of commands to control a rocket rotating around its longitudinal axis Download PDFInfo
- Publication number
- RU2235969C1 RU2235969C1 RU2002132396/02A RU2002132396A RU2235969C1 RU 2235969 C1 RU2235969 C1 RU 2235969C1 RU 2002132396/02 A RU2002132396/02 A RU 2002132396/02A RU 2002132396 A RU2002132396 A RU 2002132396A RU 2235969 C1 RU2235969 C1 RU 2235969C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- output
- input
- unit
- subtraction
- modulators
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение относится к области вооружения, в частности к области управляемых, вращающихся по углу крена ракет, и может быть использовано в комплексах танкового и противотанкового вооружения, а также малогабаритных зенитных комплексах.The present invention relates to the field of weapons, in particular to the field of guided missiles rotating in a roll angle, and can be used in complexes of tank and anti-tank weapons, as well as small-sized anti-aircraft systems.
Известно устройство формирования команд управления вращающейся по углу крена ракетой, содержащее последовательно соединенные дешифратор команд, датчик гироскопического координатора и блок рулевого привода (см. [1] стр.36, рис.26).A device is known for generating commands for controlling a roll of a rocket rotating in an angle, comprising sequentially connected command decoder, a gyroscopic coordinator sensor, and a steering drive unit (see [1] p. 36, Fig. 26).
Дешифратор выделяет сигналы управления, пропорциональные отклонениям ракеты от линии визирования в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Гироскопический координатор производит распределение команд управления по каналам курса и тангажа в зависимости от углового положения снаряда по крену. Блок рулевого привода преобразует команды управления в механические угловые перемещения рулей.The decoder emits control signals proportional to the deviations of the rocket from the line of sight in the vertical and horizontal planes. The gyroscopic coordinator distributes control commands along the course and pitch channels depending on the angular position of the projectile along the roll. The steering unit converts control commands into mechanical angular movements of the rudders.
Для компенсации фазового запаздывания отработки команд ракетой, возникающего из-за вращения ее по крену и инерционности блока рулевого привода, команды управления подаются на ракету с упреждением. Упреждение обеспечивается установкой крыльев, датчика и щеткодержателя координатора в определенное положение относительно друг друга.To compensate for the phase delay in the development of missile commands arising due to its rotation along the roll and the inertia of the steering unit, control commands are given to the missile with a lead. Anticipation is provided by the installation of the wings, the sensor and the brush holder of the coordinator in a certain position relative to each other.
Известное устройство с высокой точностью формирует команды при совпадении частоты вращения ракеты по крену с частотой, в расчете на которую производится компенсация фазового запаздывания отработки команд ракетой.The known device with high accuracy generates commands when the rotation frequency of the rocket rolls with the frequency, based on which compensation is made for the phase delay of the missile command.
Однако частота вращения ракеты по крену может изменяться в широком диапазоне, что приведет к появлению нескомпенсированного фазового запаздывания отработки команд управления и, как следствие, к ухудшению точности попадания ракеты в цель.However, the roll speed of the rocket along the roll can vary over a wide range, which will lead to the appearance of an uncompensated phase delay in the development of control commands and, as a result, to a deterioration in the accuracy of the rocket hitting the target.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому является устройство формирования команд управления ракеты 9М117 (2), включающее приемник излучения (ПИ), блок аппаратуры электронной (БАЭ), датчик угла крена гироскопического координатора (ДГК), два рулевых привода (РП) с потенциометрами обратной связи (ПОС). Схема устройства представлена на фиг.1.The closest in technical essence to the claimed one is a device for generating 9M117 missile control commands (2), including a radiation receiver (PI), an electronic equipment block (BAE), a roll angle sensor of the gyroscopic coordinator (DHA), two steering gears (RP) with reverse potentiometers communications (pic). The device diagram is presented in figure 1.
Оптический сигнал, поступающий в ПИ 1, преобразуется в электрический, усиливается по мощности и поступает в БАЭ 2, в котором осуществляется выделение постоянных составляющих напряжений, пропорциональных величинам отклонений ракеты от оси луча по каждому каналу управления. В БАЭ имеются корректирующие фильтры, которые стабилизируют контур управления ракетой. С выходов корректирующих фильтров напряжения поступают на усилители, выходы которых подключены к двум входам ДГК 3 и через инверторы - к двум другим входам.The optical
Таким образом, на входы ДГК с выхода БАЭ поступают противофазные сигналы +Uy, -Uy вертикального и +Uz, -Uz горизонтального каналов управления.Thus, the DGK inputs from the BAE output receive antiphase signals + Uy, -Uy of the vertical and + Uz, -Uz of the horizontal control channels.
ДГК преобразует сигналы управления из системы координат наземной аппаратуры управления в систему координат, связанную с вращающейся ракетой. Элемент ДГК, жестко связанный с корпусом гирокоординатора, а через него с корпусом ракеты, при вращении ракеты перемещается относительно токосъемных щеток ДГК, при этом изменяется активное сопротивление между токосъемными точками. В зависимости от углового положения ракеты по крену и величины сигналов управления Uy, Uz токосъемные щетки снимают сигналы соответствующей амплитуды и знака в системе координат, связанной с вращающейся ракетой.DHA converts control signals from the coordinate system of ground control equipment into a coordinate system associated with a rotating missile. The DHA element, rigidly connected with the gyrocoordinator body, and through it with the rocket body, when the rocket rotates, moves relative to the DHA current collector brushes, and the resistance between the current collector points changes. Depending on the angular position of the rocket along the roll and the magnitude of the control signals Uy, Uz, the current collection brushes pick up signals of the corresponding amplitude and sign in the coordinate system associated with the rotating missile.
Сигналы с выхода ДГК поступают на сумматоры 4, 5 РП, на вторые входы которых поступают сигналы с ПОС 16, 17, кинематически связанных с рулями. Выходы сумматоров подключены ко входам триггерных устройств 6, 7. Далее сигнал в каждом канале усиливается одним из двух противофазных усилителей мощности 8, 9, 10, 11 в зависимости от фазы поступающего сигнала. С усилителя мощности сигнал поступает в обмотку соответствующего управляющего электромагнита, который управляет работой соответствующей рулевой машинки 12, 13, 14, 15 и обеспечивает пропорциональность угла отклонения руля амплитуде входного сигнала. Вследствие наличия отрицательной обратной связи и триггерного устройства рули работают в автоколебательном режиме.The signals from the output of the DHA are fed to the
Известное устройство обеспечивает высокую точность формирования команды управления при совпадении частоты вращения ракеты по крену с некоторой номинальной (средней) частотой, в расчете на которую производится фазирование контура управления посредством упреждающего разворота системы координат, связанной с гирокоординатором, относительно измерительной системы координат носителя, связанной с лучом лазера, на угол, равный фазовому запаздыванию РП на номинальной частоте вращения ракеты по крену.The known device provides high accuracy of forming a control command when the rocket roll speed coincides with a certain nominal (average) frequency, based on which the control loop is phased by anticipating the rotation of the coordinate system associated with the gyrocoordinator relative to the measuring coordinate system of the carrier associated with the beam laser, at an angle equal to the phase delay of the RP at the nominal frequency of rotation of the rocket along the roll.
Однако в реальных условиях частота вращения ракеты по крену может существенно отличаться от указанной номинальной частоты. Кроме того, динамические характеристики РП также имеют разброс и изменяются по времени полета ракеты.However, under real conditions, the roll speed of the rocket may vary significantly from the indicated nominal frequency. In addition, the dynamic characteristics of the RP also have a spread and vary in the flight time of the rocket.
Указанные обстоятельства приводят к появлению расфазировки каналов управления, наличие которой увеличивает время вывода ракеты на линию визирования цели и снижает точность наведения ракеты на цель, а при величине расфазировки, превышающей 20...30°, может произойти срыв наведения.These circumstances lead to the appearance of a misphasing of the control channels, the presence of which increases the time of launching the missile to the line of sight of the target and reduces the accuracy of pointing the missile at the target, and if the misphase exceeds 20 ... 30 °, the guidance may fail.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение точности наведения ракеты на цель при отклонениях частоты вращения ракеты по крену относительно номинальной величины и разбросе динамических характеристик РП за счет корректировки фазы входных сигналов РП в соответствии с текущим фазовым запаздыванием выходных.The objective of the invention is to increase the accuracy of pointing the missile at the target with deviations of the rocket rotation speed relative to the nominal value and the spread of the dynamic characteristics of the RP by adjusting the phase of the RP input signals in accordance with the current phase delay of the output.
Поставленная задача решается посредством того, что в устройство, содержащее гироскопический координатор с датчиком угла крена, последовательно соединенные приемник излучения, блок аппаратуры электронной, первый РП с первым сумматором и первым ПОС, второй РП со вторым сумматором и вторым ПОС, введены первый и второй блоки вычитания, первые входы которых соединены соответственно с первым и вторым выходами БАЭ, первый, второй, третий и четвертый модуляторы, причем сигнальные входы первого и третьего модуляторов соединены с выходом первого блока вычитания, а сигнальные входы второго и четвертого модуляторов соединены с выходом второго блока вычитания, третий сумматор и третий блок вычитания, причем первый вход третьего сумматора соединен с выходом первого модулятора, второй вход третьего сумматора соединен с выходом второго модулятора, а выход третьего сумматора соединен со входом первого РП, первый вход третьего блока вычитания соединен с выходом третьего модулятора, второй вход третьего блока вычитания соединен с выходом четвертого модулятора, выход третьего блока вычитания соединен со входом второго РП, пятый, шестой, седьмой и восьмой модуляторы, причем сигнальные входы пятого и шестого модуляторов соединены с выходом ПОС первого РП, а сигнальные входы седьмого и восьмого модуляторов соединены с выходом ПОС второго РП, опорные входы первого, четвертого, пятого и восьмого модуляторов подключены к первому выходу ДГК, опорные входы второго, третьего, шестого и седьмого модуляторов подключены ко второму выходу ДГК, четвертый блок вычитания и четвертый сумматор, причем первые входы четвертого блока вычитания и четвертого сумматора соединены с выходами соответственно пятого и шестого модуляторов, второй вход четвертого блока вычитания подключен к выходу седьмого модулятора, второй вход четвертого сумматора подключен к выходу восьмого модулятора, первый и второй усилители, причем вход первого усилителя подключен к выходу четвертого блока вычитания, а выход - ко второму входу первого блока вычитания, вход второго усилителя подключен к выходу четвертого сумматора, а выход - ко второму входу второго блока вычитания, источник стабилизированного разнополярного напряжения, первый выход которого подключен к первому входу ДГК, а второй выход подключен ко второму входу ДГК.The problem is solved by the fact that the first and second blocks are introduced into a device containing a gyroscopic coordinator with a roll angle sensor, a radiation receiver in series, an electronic equipment block, a first RP with a first adder and a first POS, a second RP with a second adder and a second POS subtraction, the first inputs of which are connected respectively to the first and second outputs of the BAE, the first, second, third and fourth modulators, and the signal inputs of the first and third modulators are connected to the output of the first a subtraction unit, and the signal inputs of the second and fourth modulators are connected to the output of the second subtraction unit, the third adder and the third subtraction unit, the first input of the third adder connected to the output of the first modulator, the second input of the third adder connected to the output of the second modulator, and the output of the third adder connected with the input of the first RP, the first input of the third subtraction block is connected to the output of the third modulator, the second input of the third subtraction block is connected to the output of the fourth modulator, the output of the third block power is connected to the input of the second RP, the fifth, sixth, seventh and eighth modulators, and the signal inputs of the fifth and sixth modulators are connected to the POS output of the first RP, and the signal inputs of the seventh and eighth modulators are connected to the POS output of the second RP, the reference inputs of the first, fourth, the fifth and eighth modulators are connected to the first output of the DGK, the reference inputs of the second, third, sixth and seventh modulators are connected to the second output of the DGK, the fourth subtraction unit and the fourth adder, the first inputs of the fourth block subtracting of the fourth adder are connected to the outputs of the fifth and sixth modulators respectively, the second input of the fourth subtraction unit is connected to the output of the seventh modulator, the second input of the fourth adder is connected to the output of the eighth modulator, the first and second amplifiers, and the input of the first amplifier is connected to the output of the fourth subtraction unit, and the output is to the second input of the first subtraction unit, the input of the second amplifier is connected to the output of the fourth adder, and the output is to the second input of the second subtraction unit, the source is stabilized bipolar voltage, the first output of which is connected to the first input of the DGK, and the second output is connected to the second input of the DGK.
Передаточную функцию предлагаемого устройства формирования команд управления можно представить в комплексном видеThe transfer function of the proposed device for the formation of control commands can be represented in an integrated form
где WРП(p) - передаточная функция рулевого привода;where W RP (p) is the transfer function of the steering gear;
ω0 - частота вращения ракеты по крену;ω 0 is the roll speed of the rocket;
р=d/dt - оператор дифференцирования;p = d / dt is the differentiation operator;
Ку - коэффициент передачи цепи на участке ПОС - усилитель.Ku is the transmission coefficient of the circuit in the PIC - amplifier section.
Назначая коэффициент передачи Ку равным 10...15, так что mod(WРП(р-jω0)(Ку)>>1, получимAssigning the transmission coefficient Ku equal to 10 ... 15, so that mod (W RP (p-jω 0 ) (Ku) >> 1, we obtain
откуда видно, что фазовая частотная характеристика устройства на нулевой частоте входного сигнала будет равнаwhence it can be seen that the phase frequency response of the device at the zero frequency of the input signal will be equal to
φ(j0)=argWУФК(j0)=0,φ (j 0 ) = argW UFK (j 0 ) = 0,
т.е. устройство не имеет фазового сдвига независимо от изменения частоты вращения ракеты по крену.those. the device does not have a phase shift, regardless of the change in the frequency of rotation of the rocket along the roll.
Отсутствие фазового запаздывания устройства при изменении частоты вращения ракеты по крену объясняется тем, что в устройстве производится сравнение входных сигналов - команд управления в измерительной невращающейся системе координат с сигналами, представляющими собой результат отработки сигналов РП, который внес соответствующие искажения по фазе и амплитуде, полученные путем разложения вращающегося выходного вектора команд на составляющие в невращающейся системе координат.The lack of phase delay of the device when the rocket rotational speed changes due to the roll is explained by the fact that the device compares the input signals — control commands in the measuring nonrotating coordinate system with the signals representing the result of processing RP signals, which introduced the corresponding distortions in phase and amplitude, obtained by decompositions of the rotating output command vector into components in a non-rotating coordinate system.
Результат сравнения используется для такого изменения входных сигналов РП, которое обеспечивало бы минимальное рассогласование между входными сигналами устройства и составляющими выходного вектора команд.The result of the comparison is used for such a change in the input signals of the RP, which would ensure minimal mismatch between the input signals of the device and the components of the output vector of commands.
Таким образом, предлагаемое устройство формирования команд управления представляет собой двухканальную систему управления, которая не требует фазирования каналов управления при изменении частоты вращения ракеты по крену, на которой РП работает как на несущей, благодаря автоматическому слежению корректирующего устройства, охватывающего РП обратной связью, за частотой вращения ракеты по крену, изменяющейся в широком диапазоне.Thus, the proposed control command generation device is a two-channel control system that does not require phasing of control channels when the rocket rotational speed changes in roll, on which the RP operates as a carrier, due to the automatic tracking of the correction device covering the RP with feedback, for the rotation frequency rockets over roll, varying over a wide range.
Схема устройства формирования команд управления приведена на фиг.2. Устройство включает ПИ 1, БАЭ 2, первый РП, содержащий первый сумматор 4, триггерное устройство 6, усилители мощности 8, 9, рулевые машинки 12, 13, ПОС 16, второй РП, содержащий второй сумматор 5, триггерное устройство 7, усилители мощности 10, 11, рулевые машинки 14, 15, ПОС 17, кроме этого, устройство включает первый и второй блоки вычитания 18, 19, модуляторы 20, 21, 22, 23, 27, 28, 29, 30, третий сумматор 24, третий блок вычитания 26, четвертый блок вычитания 31, четвертый сумматор 32, первый и второй усилители 33, 34, ДГК 3, источник стабилизированного напряжения 25.The device control command generation device is shown in FIG. 2. The device includes
ПИ состоит из следующих структурных единиц: линзы, светофильтра, фотодиода, усилителя (см. стр.41 [2]).PI consists of the following structural units: lenses, light filter, photodiode, amplifier (see page 41 [2]).
БАЭ состоит из усилителя-ограничителя, регулируемого усилителя со схемой автоматической регулировки усиления, порогового устройства, четырех избирательных фильтров, четырех компараторов, четырех нормирующих устройств, двух схем выделения координат, двух корректирующих фильтров, двух усилителей. Связи между структурными единицами БАЭ показаны на рис. 11, стр.18 [2].The BAE consists of a limiter amplifier, an adjustable amplifier with an automatic gain control circuit, a threshold device, four selective filters, four comparators, four normalizing devices, two coordinate allocation circuits, two correction filters, two amplifiers. The connections between the structural units of BAE are shown in Fig. 11, p. 18 [2].
Каждый РП состоит из усилителя, двух рулевых машинок и ПОС. В свою очередь, усилитель состоит из двух идентичных каналов, в состав которых входят суммирующее устройство, корректирующий фильтр, триггерное устройство и два противофазных усилителя мощности, нагрузками которых являются обмотки управляющих электромагнитов рулевых машинок.Each RP consists of an amplifier, two steering machines and a PIC. In turn, the amplifier consists of two identical channels, which include a summing device, a correction filter, a trigger device and two antiphase power amplifiers, the loads of which are the windings of the steering electromagnets of the steering machines.
Каждая из рулевых машинок состоит из управляющего электромагнита, распределительного устройства и цилиндра (см. стр.20-24 [2]).Each of the steering machines consists of a control electromagnet, a switchgear and a cylinder (see pages 20-24 [2]).
Принципиальная электрическая схема ДГК приведена на рис.12, стр.19 [2].Schematic diagram of the DHA is shown in Fig. 12, p. 19 [2].
Сумматоры и блоки вычитания выполнены по схеме рис.11.1, стр.137 [3].Adders and subtraction blocks are made according to the scheme of Fig. 11.1, p. 137 [3].
Модуляторы выполнены по схеме четырехквадратного умножения (см. рис.11.41, стр.162 [3]).Modulators are made according to the quadratic multiplication scheme (see Fig. 11.41, p. 162 [3]).
Усилители выполнены по схеме рис.13.11 стр.202 [3].Amplifiers are made according to the scheme of Fig.13.11 p.202 [3].
Источник стабилизированного напряжения выполнен по схеме рис.3.12 стр.102 [4].The stabilized voltage source is made according to the scheme of Fig. 3.12 p.102 [4].
Поступающий в ПИ оптический сигнал, содержащий информацию об отклонении ракеты от оси информационного поля, преобразуется в электрические сигналы, которые поступают на входы БАЭ.The optical signal arriving at the PI containing information about the deviation of the rocket from the axis of the information field is converted into electrical signals that are fed to the inputs of the BAE.
БАЭ осуществляет преобразование сигналов с целью выделения постоянных составляющих напряжений, пропорциональных величинам отклонений ракеты от центра поля по каждому каналу управления.The BAE converts the signals in order to isolate the constant voltage components proportional to the deviations of the rocket from the center of the field for each control channel.
Далее осуществляется преобразование команд управления из системы координат наземной аппаратуры управления во вращающуюся с ракетой систему координат посредством модуляторов 20, 21, 22, 23 вместе с сумматором 24 и блоком вычитания 26 в соответствии с формуламиNext, the control commands are converted from the coordinate system of the ground control equipment to the coordinate system rotating with the rocket by means of
U24=Uу·с(γ+γ0)+Uz·s(γ+γ0),U 24 = Uу · s (γ + γ 0 ) + U z · s (γ + γ 0 ),
U26=Uz·c(γ+γ0)-Uу·s(γ+γ0),U 26 = U z · c (γ + γ 0 ) -U y · s (γ + γ 0 ),
где с(γ+γ0), s(γ+γ0) - функции текущего угла крена ракеты;where c (γ + γ 0 ), s (γ + γ 0 ) are the functions of the current angle of the rocket roll;
γ - текущий угол крена ракеты;γ is the current roll angle of the rocket;
γ0 - начальный угол фазирования.γ 0 is the initial phasing angle.
С выходов сумматора 24 и блока вычитания 26 сигналы поступают на входы двух РП, которые отрабатывают их и формируют вектор управляющих сил, под действием которых ракета изменяет свое угловое положение на траектории и в результате движется в сторону уменьшения отклонений от оси поля управления.From the outputs of the
На выходах ПОС формируется информация об отклонениях рулей, используемая не только для получения автоколебаний в контуре каждого РП, но и для организации обратной связи по огибающей выходных сигналов РП.At the PIC outputs information is generated on steering deviations, used not only to obtain self-oscillations in the circuit of each RP, but also to organize feedback on the envelope of the RP output signals.
Модуляторы 27, 28, 29, 30 вместе с блоком вычитания 31 и сумматором 32 осуществляют преобразование огибающей выходного сигнала РП из вращающейся связанной с ракетой системы координат в невращающуюся систему координат, связанную с наземной аппаратурой управления в соответствии с формулами
U31=Uδ1·с(γ+γ0)-Uδ2·s(γ+γ0),U 31 = Uδ 1 s (γ + γ 0 ) -Uδ 2 s (γ + γ 0 ),
U32=Uδ2·с(γ+γ0)+Uδ1·s(γ+γ0),U 32 = Uδ 2 s (γ + γ 0 ) + Uδ 1 s (γ + γ 0 ),
где Uδ1, Uδ2 - сигналы с выходов потенциометров обратной связи первого и второго РП.where Uδ 1 , Uδ 2 are the signals from the outputs of the feedback potentiometers of the first and second RP.
На блоках вычитания 18, 19 осуществляется сравнение сигналов координат ракеты с сигналами с выходов усилителей 33 и 34.On the subtraction blocks 18, 19, the missile coordinate signals are compared with the signals from the outputs of
Отметим, что ДГК подключен иначе по сравнению со схемой прототипа в связи с тем, что опорный сигнал ДГК необходимо модулировать не только сигналами координат ракеты, как в прототипе, но и сигналами с выходов потенциометров обратной связи РП для преобразования этих сигналов из системы координат, связанной с вращающейся ракетой, в измерительную систему координат НАУ.Note that the DGC is connected differently compared to the prototype circuit due to the fact that the reference DGC signal must be modulated not only by the rocket coordinate signals, as in the prototype, but also by the signals from the outputs of the RP feedback potentiometers to convert these signals from the coordinate system connected with a rotating missile into the NAU measuring coordinate system.
Отличие схем подключения ДГК состоит в том, что в прототипе входы ДГК запитаны переменными сигналами координат ракеты, а в предлагаемой схеме на входы ДГК подключены постоянные разнополярные напряжения ±U.The difference between the DHA connection schemes is that, in the prototype, the DHA inputs are powered by variable rocket coordinate signals, and in the proposed circuit, constant bipolar voltages ± U are connected to the DHA inputs.
На выходах ДГК формируются опорные сигналы с(γ+γ0), s(γ+γ0), изменяющиеся на частоте вращения ракеты по крену и сдвинутые между собой по фазе на 90°, которые поступают на опорные входы модуляторов.At the outputs of the DGK, reference signals are formed with (γ + γ 0 ), s (γ + γ 0 ), which vary at the rocket rotational speed along the roll and are 90 ° out of phase with each other, which arrive at the reference inputs of the modulators.
Следует отметить такое новое положительное качество по сравнению с известным устройством, как повышение надежности устройства. Это объясняется тем, что при отказе одного из каналов устройства другой канал обеспечивает функционирование устройства практически без изменения коэффициента передачи и фазового сдвига.It should be noted such a new positive quality compared with the known device, as improving the reliability of the device. This is because in the event of a failure of one of the device’s channels, the other channel ensures the functioning of the device with virtually no change in the transmission coefficient and phase shift.
Для проверки предлагаемого устройства было проведено моделирование динамики контура управления ракеты с этим устройством, результаты которого показали высокую эффективность предлагаемого устройства и его преимущество перед известными.To test the proposed device, the dynamics of the rocket control loop was simulated with this device, the results of which showed the high efficiency of the proposed device and its advantage over the known ones.
Источники информацииSources of information
1. ПТУРС 9М111М. Техническое описание и инструкция по эксплуатации 9М111М.00.00.000 ТО, М., Военное издательство, 1983 г. - аналог.1. ATGM 9M111M. Technical description and instruction manual 9M111M.00.00.000 TO, M., Military Publishing House, 1983 - analogue.
2. Выстрел 3УБК10 с управляемым снарядом 9М117. Техническое описание и инструкция по эксплуатации 3УБК 10.00.00.000 ТО, М., Военное издательство, 1987 г. - прототип.2. Shot 3UBK10 with a guided projectile 9M117. Technical description and instruction manual 3UBK 10.00.00.000 TO, M., Military Publishing House, 1987 - prototype.
3. У. Титце, К. Шенк. Полупроводниковая схемотехника. - М.: Мир, 1982 г.3. W. Titze, C. Schenck. Semiconductor circuitry. - M.: Mir, 1982.
4. Дж. Ленк. Электронные схемы. - М.: Мир, 1985 г.4. J. Lenk. Electronic circuits. - M .: Mir, 1985
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002132396/02A RU2235969C1 (en) | 2002-12-03 | 2002-12-03 | Device for formation of commands to control a rocket rotating around its longitudinal axis |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002132396/02A RU2235969C1 (en) | 2002-12-03 | 2002-12-03 | Device for formation of commands to control a rocket rotating around its longitudinal axis |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2002132396A RU2002132396A (en) | 2004-06-20 |
RU2235969C1 true RU2235969C1 (en) | 2004-09-10 |
Family
ID=33433237
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002132396/02A RU2235969C1 (en) | 2002-12-03 | 2002-12-03 | Device for formation of commands to control a rocket rotating around its longitudinal axis |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2235969C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2460966C1 (en) * | 2011-03-14 | 2012-09-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Method of beam control over rolling missile and beam-controlled rolling missile |
RU2514606C2 (en) * | 2012-07-17 | 2014-04-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Method of generating control commands on rocket rotating on banking angle, rocket control system, method of measuring banking angle on rocket, gyroscopic device for measuring banking angle, method of generating sine and cosine signals on rocket rotating on banking angle, and sine-cosine rocket control system generator |
-
2002
- 2002-12-03 RU RU2002132396/02A patent/RU2235969C1/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Выстрел ЗУБК10 с управляемым снарядом 9М117, техническое описание и инструкция по эксплуатации, ЗУБК10.00.00.000 ТО. - М.: Военное издательство, 1987, с.14-19. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2460966C1 (en) * | 2011-03-14 | 2012-09-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Method of beam control over rolling missile and beam-controlled rolling missile |
RU2514606C2 (en) * | 2012-07-17 | 2014-04-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Method of generating control commands on rocket rotating on banking angle, rocket control system, method of measuring banking angle on rocket, gyroscopic device for measuring banking angle, method of generating sine and cosine signals on rocket rotating on banking angle, and sine-cosine rocket control system generator |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US3766826A (en) | Device for achieving aim-off for a firearm | |
US4128837A (en) | Prediction computation for weapon control | |
US3940767A (en) | Electronic radome-error compensation system | |
RU2388010C1 (en) | System for tracking mobile objects | |
US3169727A (en) | Multiple flight course second order missile programmer | |
US4173785A (en) | Inertial guidance system for vertically launched missiles without roll control | |
RU2235969C1 (en) | Device for formation of commands to control a rocket rotating around its longitudinal axis | |
US4123019A (en) | Method and system for gravity compensation of guided missiles or projectiles | |
US2938435A (en) | Control apparatus | |
RU2397435C1 (en) | Gyro target follow-up device of self-guided rolling missile | |
US3288030A (en) | Fire control system for weapons | |
US3156435A (en) | Command system of missile guidance | |
RU2284001C1 (en) | Method for guidance of spin-stabilized missile | |
US3360214A (en) | Line-of-sight guidance system for missiles | |
RU2402743C1 (en) | Method and system of spinning missile homing | |
RU2282816C1 (en) | Method for formation of control commands of rolling two-channel missile | |
RU2583347C1 (en) | Method of long-range target capture of zone missile homing head and long missile guidance system | |
RU2373479C1 (en) | Method to generate control instruction for spinning two-channel rocket and device to this end | |
US4021007A (en) | Pitch-yaw stabilization system | |
US6161061A (en) | Guidance controller for a minimal discrete command set | |
RU2241950C1 (en) | Method for control of missile and missile guidance system for its realization | |
RU2294515C1 (en) | Method of guidance and guidance system of spin-stabilized missile | |
US4765573A (en) | Method of compensation for friction in a stabilized platform | |
US2528512A (en) | Energizing circuit for servo systems | |
RU2099665C1 (en) | Method of generation of air-to-air missile control signal and device for its realization |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20160725 |