RU2241951C1 - Method for control of missile and missile guidance system for its realization - Google Patents
Method for control of missile and missile guidance system for its realizationInfo
- Publication number
- RU2241951C1 RU2241951C1 RU2003118469/02A RU2003118469A RU2241951C1 RU 2241951 C1 RU2241951 C1 RU 2241951C1 RU 2003118469/02 A RU2003118469/02 A RU 2003118469/02A RU 2003118469 A RU2003118469 A RU 2003118469A RU 2241951 C1 RU2241951 C1 RU 2241951C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- missile
- temperature
- rocket
- pitch
- control
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области вооружения, а именно к ракетной технике и может быть использовано при разработке ракетных комплексов, например, с носителями на земле, в которых применяются лучевые системы теленаведения.The invention relates to the field of weapons, namely to rocket technology and can be used in the development of missile systems, for example, with carriers on the ground, in which beam television systems are used.
В системах теленаведения по лучу формируют пространственную структуру электромагнитного поля, создаваемую передающим устройством с пункта управления, при этом параметры поля управления функционально связаны с координатами соответствующих точек, например в системе декартовых координат ZOY, где Z - величина координаты по курсу, Y - величина координаты по тангажу, 0 - начало координат, совпадающее с центром поля управления и являющееся точкой прицеливания (наведения). Формирование поля управления осуществляют, например, сканированием диаграммы направленности в двух взаимно перпендикулярных направлениях по Z и Y соответственно, при этом пропорционально углу сканирования изменяют величину команд. Таким образом, в плоскости ZOY поле имеет по краям единичные (с разными знаками соответственно) значения команд, а в центре - нулевое. Бортовая аппаратура, расположенная на ракете, измеряет параметры электромагнитного поля, изменяемые по закону время-импульсной (ВИМ), или кодово-импульсной (КИМ), или широтно-импульсной модуляции (ШИМ) и т.д., а затем определяет свое положение относительно 0, при этом на ракете вырабатывают команды управления таким образом, чтобы заставить ее занять определенное положение относительно заданного электромагнитного поля.In tele-targeting systems, the spatial structure of the electromagnetic field is generated by the transmitting device from the control point, and the control field parameters are functionally related to the coordinates of the corresponding points, for example, in the Cartesian coordinate system ZOY, where Z is the value of the coordinate along the course, Y is the value of the coordinate along pitch, 0 - the origin, which coincides with the center of the control field and is the aiming (pointing) point. The formation of the control field is carried out, for example, by scanning the radiation pattern in two mutually perpendicular directions in Z and Y, respectively, while the magnitude of the commands is changed in proportion to the scanning angle. Thus, in the ZOY plane, the field has unit values (with different signs respectively) on the edges of the command values, and in the center - zero. The on-board equipment located on the rocket measures the parameters of the electromagnetic field, which can be changed according to the law of time-pulse (VIM), or code-pulse (CMM), or pulse-width modulation (PWM), etc., and then determines its position relative to 0, while on the rocket they issue control commands in such a way as to force it to occupy a certain position relative to a given electromagnetic field.
Известны способ управления ракетой и система наведения ракеты для его реализации [1]. Способ управления ракетой заключается в том, что в системе теленаведения по лучу преобразуют электромагнитное излучение с пункта управления в электрические сигналы координат ракеты по курсу и тангажу, из которых формируют команды управления ракетой.A known method of controlling a rocket and missile guidance system for its implementation [1]. The missile control method consists in converting electromagnetic radiation from the control point into the electric signals of the missile coordinates at the heading and pitch in the television guidance system along the beam, from which the missile control commands are formed.
Система наведения ракеты [1] содержит аппаратуру пункта управления, связанную с расположенной на ракете бортовой аппаратурой управления, выход которой подключен к автопилоту. В бортовую аппаратуру управления ракетой входят канал ошибки, опорный канал, блок поправки на угол крена и преобразователь координат, которые в целом выполняют функцию выделения координат по курсу UКz и тангажу UКу. Кроме того, в нее входят блок поправки на скорость и устройство формирования команд, которые можно отнести функционально к входной части автопилота, поскольку они выполняют функцию формирования командного сигнала [1].The missile guidance system [1] contains control center equipment associated with the onboard control equipment located on the rocket, the output of which is connected to the autopilot. The on-board missile control equipment includes an error channel, a reference channel, a roll angle correction unit, and a coordinate transformer, which generally perform the function of selecting coordinates at the U Uz course and U Ku pitch. In addition, it includes a speed correction unit and a command generation device, which can be attributed functionally to the input part of the autopilot, since they perform the function of generating a command signal [1].
На участке выведения ракеты на траекторию особенно актуальным является обеспечение ввода ракеты в зону луча [1]. При этом необходимо, чтобы ввод ракеты произошел при заданных начальных условиях и по истечении определенного времени с момента старта. Начальные условия определяются ошибками прицеливания: линейным отклонением снаряда от центра поля управления в момент перехода к теленаведению, а также скоростью и ускорением, характеризующими движение ракеты по отношению к лучу в этот момент времени. Вследствие этого возникает переходный процесс, длительность которого определяет минимально допустимую дальность наведения.At the site of launching the rocket onto the trajectory, it is especially important to ensure that the rocket enters the beam [1]. In this case, it is necessary that the rocket launch occurs under given initial conditions and after a certain time has elapsed since the launch. The initial conditions are determined by aiming errors: a linear deviation of the projectile from the center of the control field at the time of transition to tele-targeting, as well as speed and acceleration, characterizing the motion of the rocket with respect to the beam at this point in time. As a result of this, a transition process occurs, the duration of which determines the minimum permissible guidance range.
В процессе полета ракеты к цели помимо команд управления на ракету воздействует возмущение, обусловленное собственной массой ракеты, при этом в полете изменяются как масса ракеты (из-за выгорания топлива), так и ее скорость. Это приводит к провисанию ракеты относительно центра поля управления (0). Увеличение крутизны пеленгационной характеристики (зависимости величины напряжения UКу от величины отклонения ракеты от 0 по тангажу) для компенсации этого возмущения не представляется возможным, т.к. при этом ухудшаются динамические характеристики контура наведения, что может привести к выходу (выбросу) ракеты из луча (поля управления).During the flight of the rocket to the target, in addition to the control commands, the rocket is affected by perturbation due to the rocket’s own mass, while in flight both the mass of the rocket (due to fuel burnup) and its speed change. This causes the rocket to sag relative to the center of the control field (0). An increase in the steepness of the direction-finding characteristic (the dependence of the voltage U Ku on the deviation of the rocket from 0 in pitch) to compensate for this disturbance is not possible, because this deteriorates the dynamic characteristics of the guidance loop, which can lead to the exit (ejection) of the rocket from the beam (control field).
Таким образом, недостатком известного способа управления ракетой и системы наведения ракеты, его реализующей, являются длительный переходный процесс при введении ракеты в луч, увеличивающий минимально допустимую дальность наведения, и низкая точность наведения ракеты на цель за счет ошибки наведения в канале тангажа.Thus, the disadvantage of the known rocket control method and the missile guidance system that implements it is the long transition process when the missile is introduced into the beam, increasing the minimum permissible guidance range, and the low accuracy of the missile guidance at the target due to the guidance error in the pitch channel.
Задачей настоящего изобретения является повышение точности введения ракеты в луч и наведения ее на цель.The objective of the present invention is to improve the accuracy of introducing a rocket into the beam and pointing it at the target.
Поставленная задача решается в способе управления ракетой за счет того, что преобразуют электромагнитное излучение с пункта управления в координаты ракеты по курсу и тангажу и формируют из курсовой координаты команду управления по курсу, при котором на ракете измеряют температуру, преобразуют температуру в код, которым формируют поправочную команду, суммируют эту команду с величиной координаты по тангажу, а из полученного значения вырабатывают команду управления ракетой по тангажу.The problem is solved in the method of controlling the rocket due to the fact that the electromagnetic radiation from the control point is converted into the coordinates of the rocket at the heading and pitch and a directional command is formed from the heading coordinate, at which the temperature is measured on the rocket, the temperature is converted into a code that forms the correction command, summarize this command with the value of the coordinate in pitch, and from the obtained value generate a command to control the rocket in pitch.
Система наведения ракеты, основанная на этом способе, содержит аппаратуру пункта управления, а на ракете - последовательно включенные приемник и блок выделения координат, выход по курсу которого соединен с первым входом автопилота, при этом аппаратура пункта управления связана со входом приемника, введены сумматор, датчик температуры, преобразователь температура - код и формирователь поправочной команды, при этом выход датчика температуры соединен со входом преобразователя температура - код, N выходов которого подключены к N входам формирователя поправочной команды, выход которого соединен с первым входом сумматора, второй вход которого подключен к выходу блока выделения координат по тангажу, а выход сумматора соединен со вторым входом автопилота, где N=1, 2, 3...The missile guidance system based on this method contains control center equipment, and on the rocket there is a receiver and a coordinate allocation unit connected in series, the output at the rate of which is connected to the first input of the autopilot, while the control center equipment is connected to the receiver input, an adder, a sensor are introduced temperature, temperature converter - code and correction command generator, while the output of the temperature sensor is connected to the input of the temperature - temperature converter, N outputs of which are connected to N inputs of the of the corrector command, the output of which is connected to the first input of the adder, the second input of which is connected to the output of the pitch coordinate allocation unit, and the output of the adder is connected to the second input of the autopilot, where N = 1, 2, 3 ...
В предлагаемом изобретении за счет формирования на борту ракеты поправочной команды управления в канале тангажа учитывают изменение скорости полета ракеты, определяемой скоростью горения топлива, зависящей от его температуры, а значит, и от температуры на борту ракеты.In the present invention, due to the formation of the correction command on board the rocket in the pitch channel, the change in the flight speed of the rocket is taken into account, which is determined by the burning rate of the fuel, depending on its temperature, and hence on the temperature on board the rocket.
Заявленный способ реализуется следующим образом. На борту ракеты с момента запитки бортовой аппаратуры от бортового источника питания и, например, до конца полета измеряют температуру датчиком, расположенным, например, в самой бортовой аппаратуре. Преобразуют температуру в код (цифровой), которым формируют поправочную команду по тангажу.The claimed method is implemented as follows. On board the rocket from the moment of powering the on-board equipment from the on-board power source and, for example, until the end of the flight, the temperature is measured by a sensor located, for example, in the on-board equipment itself. The temperature is converted into a code (digital), with which a pitch correction command is generated.
Электромагнитное излучение с пункта управления (в месте нахождения ракеты) преобразуют в электрические сигналы координат ракеты по курсу и тангажу (до момента ввода ракеты в луч они равны нулю). Для управления ракетой по курсу из сигнала курсовой координаты в автопилоте формируют команду управления, а для управления ракетой по тангажу вырабатывают команду из суммарных сигналов тангажной координаты и поправочной команды. При этом величина поправочной команды компенсирует провисание ракеты на траектории полета, а при вводе ракеты в луч она оптимизирует начальные условия ввода.Electromagnetic radiation from the control point (at the location of the rocket) is converted into electrical signals of the coordinates of the rocket at the rate and pitch (until the moment the rocket enters the beam they are zero). To control the rocket in the course, a control command is generated in the autopilot from the directional coordinate signal, and to control the rocket in pitch, a command is generated from the total signals of the pitch coordinate and the correction command. In this case, the magnitude of the correction command compensates for the sagging of the rocket on the flight path, and when the rocket is introduced into the beam, it optimizes the initial conditions of entry.
Предлагаемое изобретение поясняется чертежами (фиг.1, 2, 3). На фиг.1 представлена структурная электрическая схема системы наведения ракеты, где 1 - аппаратура пункта управления, 2 - ракета, 3 - приемник, 4 - датчик температуры, 5 - преобразователь температура - код, 6 - блок выделения координат, 7 - сумматор, 8 - формирователь поправочной команды, 9 - автопилот.The invention is illustrated by drawings (figures 1, 2, 3). Figure 1 shows the structural electrical diagram of the missile guidance system, where 1 is the equipment of the control point, 2 is the rocket, 3 is the receiver, 4 is the temperature sensor, 5 is the temperature transmitter - code, 6 is the coordinate allocation unit, 7 is the adder, 8 - shaper correction team, 9 - autopilot.
На фиг.2 и 3 представлены электрические схемы преобразователя температура - код 5 и формирователя поправочной команды 8 (примеры их выполнения), где 10а... 10n - N компараторов, 11 - таймер, 12 - программно-запоминающее устройство, R1... RN+1 - резисторы, Е - бортовой источник питания.Figure 2 and 3 show the electrical circuits of the temperature converter -
На ракете 2 последовательно включены приемник 3 и блок выделения координат 6, выход по курсу которого соединен с первым выходом автопилота 9. Аппаратура пункта управления 1 связана со входом приемника 3. Выход датчика температуры 4 соединен со входом преобразователя температура - код 5, N выходов которого подключены к N входам формирователя поправочной команды 8, выход которого соединен с первым входом сумматора 7, второй вход которого подключен к выходу блока выделения координат по тангажу 6. Выход сумматора 7 соединен со вторым входом автопилота 9.On
Аппаратура пункта управления 1 может быть выполнена как в известной системе наведения при сканировании диаграммы направленности, например, поочередно в двух взаимно перпендикулярных направлениях (по курсу и тангажу). Приемник 3 и блок выделения координат 6 могут быть выполнены по схеме приемного тракта, например, с время-импульсной модуляцией (ВИМ) при оптической линии связи или с дополнительной амплитудной модуляцией (ВИМ-АМ) при радиолинии [1].The equipment of the
Соответственно с данным видом модуляции должна быть выполнена и аппаратура пункта управления 1.Accordingly, with this type of modulation, the equipment of
Датчик температуры 4 может быть выполнен, например, как терморезистор. Пример выполнения преобразователя температура - код 5 приведен на фиг.2, где компараторы 10a... 10n - обычные аналоговые компараторы, например микросхемы 521СА3. Пример выполнения формирователя поправочной команды 8 приведен на фиг.3, где таймер 11 представляет собой последовательно включенные автогенератор импульсного сигнала со стабилизированной (кварцевым резонатором) частотой и двоично-десятичный счетчик импульсов, обнуляемый импульсным сигналом, осуществляющим запуск двигательной установки. Программно-запоминающее устройство 12, например микросхема 556РТ7, причем цифровые сигналы с блоков 11 и 5 подают на адреса строк и адреса столбцов соответственно этой микросхемы. Выходной сигнал с программно-запоминающего устройства 12, например, через цифроаналоговое устройство и через сумматор 7 подается на вход автопилота 9. Возможно выполнение формирователя поправочной команды 8 иначе, например на мультиплексоре (микросхема 564КП2), входы управления которой (А0, А1 и А2) подключены к соответствующим разрядам таймера 11, а коммутируемые входы X1, Х2,... , Х8 - к выходам делителя напряжения R1... RN+1, приведенного на фиг.2 при N=8.The temperature sensor 4 can be performed, for example, as a thermistor. An example of a temperature-to-
Автопилот 9 можно выполнить как автопилот для ракеты, стабилизированной по углу крена [1], либо как автопилот для ракеты, вращающейся по углу крена [2].Autopilot 9 can be performed as an autopilot for a rocket stabilized in roll angle [1], or as an autopilot for a rocket rotating in roll angle [2].
Заявленная система наведения ракеты работает следующим образом. До момента старта ракеты 2 (после выхода бортового источника питания на рабочий режим) датчик температуры 4 измеряет температуру, при этом на его выходе формируется напряжение, величина которого, например, прямо пропорциональна величине температуры. Это напряжение поступает на вход преобразователя температура - код 5. На выходах преобразователя температура - код 5 (фиг.2) формируется двоичное число, при этом, чем больше величина напряжения, тем больше двоичное число, формируемое компараторами 10а... 10n, пороги срабатывания которых задают резисторы R1... RN+1, запитываемые от бортового источника питания Е.The claimed missile guidance system works as follows. Until the launch of rocket 2 (after the on-board power supply is operational), the temperature sensor 4 measures the temperature, and a voltage is generated at its output, the value of which, for example, is directly proportional to the temperature. This voltage is fed to the input of the temperature –
Двоичное число с преобразователя температура - код 5 поступает на формирователь поправочной команды 8, на выходе которого формируется поправочная команда, величину которой задает величина температуры и которая, например, изменяется во времени с момента старта ракеты.The binary number from the temperature -
Величина поправочной команды с выхода формирователя поправочной команды 8 суммируется на сумматоре 7 с величиной координаты с выхода блока выделения координат 6 по тангажу Y, величина которой до момента ввода ракеты 2 в луч равна нулю.The value of the correction command from the output of the shaper of correction team 8 is summed on the adder 7 with the value of the coordinate from the output of the coordinate allocation unit 6 along pitch Y, the value of which until the moment of
Аппаратура пункта управления 1, расположенная, например, на земле, формирует поле управления, например, по закону ВИМ, при этом при изменении направления сканирования с Z на Y меняют рабочие сигналы с РС1 на РС2 [1]. При вводе ракеты 2 в луч приемник 3 преобразует электромагнитное излучение в электрические импульсы, которые поступают на вход блока выделения координат 6. Этот блок выделяет по курсу Y и тангажу Y координаты ракеты, при этом по каналу курса Z сигнал поступает на первый вход автопилота 9. На второй вход автопилота 9 по каналу тангажа Y поступает суммарная команда с выхода сумматора 7. Автопилот 9 формирует команды управления ракетой по курсу и тангажу.The equipment of
Таким образом, сигнал на выходе сумматора 7 содержит величину координаты по тангажу Y и поправочную команду, величина которой определяется, в том числе, датчиком температуры 4.Thus, the signal at the output of the adder 7 contains the value of the coordinate along the pitch Y and the correction command, the value of which is determined, inter alia, by the temperature sensor 4.
Следовательно, в способе управления ракетой за счет того, что на ракете измеряют температуру, преобразуют температуру в код, которым формируют поправочную команду, суммируют эту команду с величиной координаты по тангажу, из которой вырабатывают команду управления ракетой по тангажу, повышена точность введения ракеты в луч и наведения ее на цель.Therefore, in the method of controlling the rocket due to the fact that the temperature is measured on the rocket, the temperature is converted to the code with which the correction command is generated, this command is summed with the pitch coordinate value from which the rocket control command is generated from the pitch, the accuracy of introducing the rocket into the beam is improved and pointing it at the target.
Введение в систему наведения ракеты сумматора, датчика температуры, преобразователя температура - код и формирователя поправочной команды, при этом выход датчика температуры соединен со входом преобразователя температура - код, N выходов которого подключены к N входам формирователя поправочной команды, выход которого соединен с первым входом сумматора, второй вход которого подключен к выходу блока выделения координат по тангажу, а выход сумматора соединен со вторым входом автопилота, повысило точность введения ракеты в луч и наведение ее на цель по тангажу.An introduction to the guidance system of the adder rocket, temperature sensor, temperature-code converter and correction command generator, while the temperature sensor output is connected to the temperature-code converter input, N outputs of which are connected to N inputs of the correction command generator, the output of which is connected to the first input of the adder , the second input of which is connected to the output of the pitch coordinate block, and the adder output is connected to the second input of the autopilot, increased the accuracy of introducing the rocket into the beam and pointing e e on the pitch target.
Источники информацииSources of information
1. Основы радиоуправления/Под ред. В.А. Вейцеля и В.Н. Типугина, - М.: Советское радио, 1973, стр.276-277, рис.5.3, стр. 49, рис.1.27, стр.247, рис.4.28.1. Fundamentals of radio control / Ed. V.A. Weitzel and V.N. Tipugina, - M.: Sovetskoe Radio, 1973, pp. 276-277, Fig. 5.3, p. 49, Fig. 1.27, p. 247, Fig. 4.28.
2. В.А. Павлов, С.А. Понырко, Ю.М. Хованский. Стабилизация летательных аппаратов и автопилоты. - М.: Высшая школа, 1964, стр.209, рис.6.11.2. V.A. Pavlov, S.A. Ponyrko, Yu.M. Khovansky. Aircraft stabilization and autopilots. - M.: Higher School, 1964, p. 209, Fig. 6.11.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003118469/02A RU2241951C1 (en) | 2003-06-18 | 2003-06-18 | Method for control of missile and missile guidance system for its realization |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003118469/02A RU2241951C1 (en) | 2003-06-18 | 2003-06-18 | Method for control of missile and missile guidance system for its realization |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2241951C1 true RU2241951C1 (en) | 2004-12-10 |
| RU2003118469A RU2003118469A (en) | 2004-12-20 |
Family
ID=34388253
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003118469/02A RU2241951C1 (en) | 2003-06-18 | 2003-06-18 | Method for control of missile and missile guidance system for its realization |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2241951C1 (en) |
-
2003
- 2003-06-18 RU RU2003118469/02A patent/RU2241951C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Основы радиоуправления. / Под ред. В.А. ВЕЙЦЕЛЯ, В.Н. ТИПУГИНА. - М.: Советское радио, 1973, с.276 и 277. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4174818A (en) | Guidance systems for mobile craft | |
| US4406430A (en) | Optical remote control arrangement for a projectile | |
| US4004729A (en) | Automated fire control apparatus | |
| RU2381524C1 (en) | Tracking system for mobile objects | |
| US20050263000A1 (en) | Control system for a weapon mount | |
| CA1264842A (en) | Apparatus for guiding a missile | |
| US3883091A (en) | Guided missile control systems | |
| US4997144A (en) | Course-correction system for course-correctable objects | |
| RU2207613C1 (en) | Airborne equipment of control systems of drone | |
| RU2382315C1 (en) | Guided missile guidance system | |
| CA1041634A (en) | Radiant energy guided missile system | |
| RU2241951C1 (en) | Method for control of missile and missile guidance system for its realization | |
| RU2241950C1 (en) | Method for control of missile and missile guidance system for its realization | |
| GB2208017A (en) | Guidance systems | |
| US3677500A (en) | Scanning interferometer-beam rider guidance system | |
| EP0253919A2 (en) | A launcher for an optically guided, wire-controlled missile with improved electronic circuity | |
| EP0083214B1 (en) | Method of and apparatus for controlling the dispersion of a high rate of fire gun | |
| US4898340A (en) | Apparatus and method for controlling a cannon-launched projectile | |
| US3156435A (en) | Command system of missile guidance | |
| RU2402743C1 (en) | Method and system of spinning missile homing | |
| RU2397435C1 (en) | Gyro target follow-up device of self-guided rolling missile | |
| US4021007A (en) | Pitch-yaw stabilization system | |
| RU2257523C1 (en) | Method for correction of command signal of missile spinning in bank angle, and missile guidance system for its realization | |
| US3414215A (en) | Automatic seeker gain calibrator | |
| US6651004B1 (en) | Guidance system |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20160725 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180913 Effective date: 20180913 |
|
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180914 Effective date: 20180914 |