RU2263874C1 - Method of a rocket control - Google Patents
Method of a rocket control Download PDFInfo
- Publication number
- RU2263874C1 RU2263874C1 RU2004109801/02A RU2004109801A RU2263874C1 RU 2263874 C1 RU2263874 C1 RU 2263874C1 RU 2004109801/02 A RU2004109801/02 A RU 2004109801/02A RU 2004109801 A RU2004109801 A RU 2004109801A RU 2263874 C1 RU2263874 C1 RU 2263874C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- longitudinal axis
- signal
- angular velocity
- target
- Prior art date
Links
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в комплексах вооружения телеуправляемых ракет.The invention relates to rocket technology and can be used in weapon systems of remote-controlled missiles.
Известны способы управления ракетой, включающие два участка наведения: первый участок связан с выводом ракеты на кинематическую траекторию наведения, второй участок - с наведением ракеты по кинематической траектории в соответствии с принятым методом наведения. На первом участке с помощью стартового двигателя осуществляется разгон ракеты до необходимой скорости движения, при этом ракета до попадания в информационный луч управления и захвата на сопровождение пеленгатором или до выхода на кинематическую линию наведения не управляется или управляется по программе ([1], стр.329-330). Программное управление на этом участке строится на основе измерений углового положения или угловой скорости продольной оси ракеты. На втором участке - управление строится на основе измерений координат ракеты относительно заданного направления полета.Known rocket control methods, including two guidance sections: the first section is connected with the launch of the rocket on the kinematic guidance path, the second section is the guidance of the rocket along the kinematic path in accordance with the adopted guidance method. In the first section, with the help of the starting engine, the rocket is accelerated to the required speed, while the rocket is not controlled or controlled according to the program until it enters the information beam of control and is captured by a direction finder or before reaching the kinematic guidance line ([1], p. 329 -330). Program control in this section is based on measurements of the angular position or angular velocity of the longitudinal axis of the rocket. In the second section - control is based on measurements of the coordinates of the rocket relative to a given direction of flight.
Управление ракетами на разгонном участке сопровождается дымообразованием от собственного двигателя, что в случае использования системы теленаведения с визированием цели и (или) ракеты оптическими и оптико-электронными пеленгаторами на этапе наведения, связанном с выводом ракеты на линию визирования цели (ЛВЦ), затрудняет слежение за целью, ослабляет сигналы по линии связи "носитель - ракета", снижает помехоустойчивость оптико-электронной системы управления и может привести к срыву наведения ракеты ([2], стр.29-31).The control of rockets in the accelerating section is accompanied by smoke formation from their own engine, which, in the case of using a tele-targeting system with sighting of the target and (or) rockets by optical and optoelectronic direction finders, at the guidance stage associated with the launch of the rocket to the target's sight line (LC), makes it difficult to track purpose, weakens the signals along the carrier-rocket communication line, reduces the noise immunity of the optoelectronic control system and can lead to a missile guidance failure ([2], pp. 29-31).
Известные способы управления ракетой, позволяющие повысить помехоустойчивость оптических линий связи (ОЛС) в условиях дымообразования собственных двигателей, основываются на разнесении траектории активного участка полета ракеты с ЛВЦ.Known rocket control methods that improve the noise immunity of optical communication lines (OLS) in the conditions of smoke generation of their own engines are based on the separation of the trajectory of the active section of the rocket’s flight from the LCF.
Наиболее близким к предлагаемому способу является способ управления ракетой, включающий запуск ракеты под углом к ЛВЦ, разгон ракеты с помощью стартового двигателя, пеленгацию ракеты по факелу двигателя, формирование корректируемой программной команды управления на участке траектории полета ракеты с работающим двигателем и передачу программной команды управления на ракету для вывода ее на ЛВЦ ([3]).Closest to the proposed method is a missile control method, including launching the rocket at an angle to the LCF, accelerating the rocket with the help of the starting engine, locating the rocket along the engine plume, generating an adjustable control program command on the portion of the flight path of the rocket with the engine running and transmitting the control program command to a missile for withdrawing it to the LCF ([3]).
Известный способ управления на участке полета ракеты с работающим двигателем после встреливания ее в информационный луч пеленгатора и захвата на сопровождение за счет корректировки программной команды управления в зависимости от качества сигнала пеленгации ракеты (например, величины выходного сигнала фотоприемного устройства) или значений измеряемых параметров движения ракеты (например, угловой скорости ракеты относительно ЛВЦ) обеспечивает угловую ориентацию ракеты и ее траекторию полета, при которых снижается возможность затенения ЛВЦ и линии визирование ракеты дымовым шлейфом от собственного разгонного двигателя. Следовательно, повышается надежность оптических линий связи (ОЛС) "носитель - ракета" и "носитель - цель", что повышает помехоустойчивость системы управления и благоприятно сказывается на точности наведения ракеты.A known method of controlling a missile with the engine running on the flight after shooting it into the information beam of the direction finder and capturing it for maintenance by adjusting the control command depending on the quality of the direction finding signal of the rocket (for example, the magnitude of the output signal of the photodetector) or the values of the measured parameters of the rocket’s motion ( for example, the angular velocity of the rocket relative to the LCF) provides the angular orientation of the rocket and its flight path, which reduces the possibility of shadowing LVTS and the line of sight Ia rocket plume from the upper stage engine of its own. Consequently, the reliability of optical carrier-rocket and carrier-target optical communication lines (OLS) is increased, which increases the noise immunity of the control system and favorably affects the accuracy of missile guidance.
Схема, поясняющая условие перекрывания ОЛС "носитель - ракета" дымовым шлейфом факела двигателя собственной ракеты, приведена на чертеже, где обозначено:A diagram explaining the condition of overlapping the carrier-rocket OLS with a smoke plume of the torch of the engine of its own rocket is shown in the drawing, where it is indicated:
φ - угол линии визирования ракеты относительно ЛВЦ;φ is the angle of the line of sight of the rocket relative to the LC;
r - дальность до ракеты;r is the range to the rocket;
V - скорость ракеты;V - rocket speed;
ϑ - угол наклона продольной оси ракеты относительно ЛВЦ;ϑ is the angle of inclination of the longitudinal axis of the rocket relative to the LCF;
χ - угловой размер дымового шлейфа факела двигателя ракеты относительно его продольной оси;χ is the angular size of the smoke plume of the flare of the rocket engine relative to its longitudinal axis;
ζ - угол между продольной осью дымового шлейфа (ракеты) и линией визирования ракеты.ζ is the angle between the longitudinal axis of the smoke plume (rocket) and the line of sight of the rocket.
Из чертежа видно, что отсутствие перекрывания ОЛС "носитель - ракета" дымовым шлейфом факела собственного двигателя ракеты имеет место при выполнении условия, что угол ζ между продольной осью ракеты и ее линией визирования больше половины углового размера дымового шлейфа χ, т.е.It can be seen from the drawing that the absence of the carrier-rocket OLS overlapping by the smoke plume of the torch of the rocket’s own engine takes place under the condition that the angle ζ between the longitudinal axis of the rocket and its line of sight is more than half the angular size of the smoke plume χ, i.e.
В известном способе управления условие (1) превышение угла ζ над угловым размером дымового шлейфа факела двигателя χ обеспечивается в процессе вывода ракеты корректируемой, по факту наличия пеленгации ракеты, программной командой управления, т.е. при этом и к моменту входа ракеты в информационный луч пеленгатора для захвата ее на сопровождение также требуется выполнение соотношения (1). Так как стрельба ракетами сопровождается рассеиванием траекторий, связанным с действием случайных и систематических возмущающих факторов, то в процессе захвата ракеты пеленгатором на заданной дальности может оказаться, что условие (1) не выполняется из-за отсутствия необходимой ориентации продольной оси ракеты относительно ее линии визировании.In the known control method, condition (1) the excess of the angle ζ over the angular size of the smoke plume of the engine χ flame is ensured in the process of launching the rocket with a programmed command, i.e. in this case, and by the time the rocket enters the information beam of the direction finder, it is also necessary to fulfill relation (1) to capture it for tracking. Since missile firing is accompanied by dispersion of trajectories associated with random and systematic disturbing factors, during the acquisition of the missile by the direction finder at a given range it may turn out that condition (1) is not satisfied due to the lack of the necessary orientation of the longitudinal axis of the missile relative to its line of sight.
Дело в том, что при старте ракеты и на начальном разгонном участке полета (до захвата ракеты на сопровождение) на ракету действуют, в основном (кроме силы тяги разгонного двигателя), систематическое возмущение силы тяжести и случайное возмущение, получаемое ракетой при потере силовой связи с пусковой установкой.The fact is that at the start of the rocket and at the initial booster section of the flight (before the missile is captured for escort) the rocket is affected mainly (except by the thrust of the booster engine), a systematic perturbation of gravity and random perturbation received by the rocket in case of loss of power connection with launcher.
При сходе с пусковой установки за время движения по направляющим ракета (ее продольная ось) получает угловую скорость вращения вокруг центра масс:When leaving the launcher during the movement along the guides, the rocket (its longitudinal axis) receives the angular velocity of rotation around the center of mass:
- систематическую составляющую скорости, направленную к ЛВЦ (вниз), за счет действия силы тяжести, величина которой может определятся, например, соотношением ([4], стр.382)- the systematic component of speed directed to the LCF (down) due to the action of gravity, the magnitude of which can be determined, for example, by the ratio ([4], p. 382)
где m - масса ракеты при сходе;where m is the mass of the rocket during the descent;
g=9.81 м/с2 - ускорение силы тяжести;g = 9.81 m / s 2 - acceleration of gravity;
Θ01 - угловое положение ракеты относительно горизонта;Θ 01 - the angular position of the rocket relative to the horizon;
12 - расстояние между центром масс ракеты и ее крайней (задней) точкой контакта с направляющей пусковой установки;1 2 - the distance between the center of mass of the rocket and its extreme (rear) point of contact with the launcher guide;
Р0 - сила тяги разгонного двигателя при сходе ракеты;P 0 - thrust force of the booster during the descent of the rocket;
J' z - приведенный момент инерции ракеты;J ' z is the reduced moment of inertia of the rocket;
Δt - время (длительность) схода ракеты;Δt is the time (duration) of rocket descent;
- случайную составляющую любого поперечного направления относительно ЛВЦ, определяемую воздействием газовых потоков разгонного двигателя ракеты, потерей соосностей (наличием так называемых технологических эксцентриситетов) ракеты и ее двигателя, ракеты и направляющей пусковой установки, колебанием пусковой установки вследствие упругих свойств ее конструкции, движения носителя ракеты и т.п.([4], стр. 370). Например, наличие эксцентриситета тяги разгонного двигателя Δε вызовет угловую скорость вращения ракеты вокруг центра масс 
где Jz - момент инерции ракеты.where J z is the moment of inertia of the rocket.
После схода ракеты на траектории полета продольная ось ракеты разворачивается с угловой скоростью, определяемой угловой скоростью, полученной при сходе, а также угловой скоростью разворота относительно центра масс под воздействием силы тяжести на этом участке полета [1, стр.396-397]After the descent of the rocket along the flight path, the longitudinal axis of the rocket rotates at an angular velocity determined by the angular velocity obtained during the descent, as well as the angular velocity of rotation relative to the center of mass under the influence of gravity in this section of the flight [1, p. 396-397]
где V - скорость ракеты;where V is the velocity of the rocket;
Θ02 - угловое положение ракеты относительно горизонта;Θ 02 - the angular position of the rocket relative to the horizon;
g=9.81 м/с2.g = 9.81 m / s 2 .
Суммарная угловая скорость движения от указанных воздействий будет определять в текущий момент времени угловую ориентацию ракеты относительно ее линии визирования, а следовательно, и выполнение условия (1) незатенения ОЛС дымовым шлейфом, в том числе и на момент захвата ракеты на сопровождение, т.е. определять возможность пеленгации ракеты. Угловая скорость разворота ракеты, определяемая весовым возмущением, направлена на создание благоприятного, с точки зрения незатенения ОЛС, угла между осью дымового шлейфа (ракеты) и ее линией визирования. Угловая скорость, вызванная другими случайными факторами старта и полета ракеты, в зависимости от своего направления может как способствовать созданию благоприятного для пеленгации угла ориентации ракеты, так и препятствовать его образованию.The total angular velocity of movement from these effects will determine at the current time the angular orientation of the rocket relative to its line of sight, and therefore, the fulfillment of condition (1) for the non-shadowing of the OLS by a smoke plume, including at the time of rocket capture for tracking, i.e. determine the possibility of direction finding the rocket. The angular velocity of the rocket’s turn, determined by the weight perturbation, is aimed at creating a favorable angle from the point of view of the OLS, between the axis of the smoke plume (rocket) and its line of sight. The angular velocity caused by other random factors of the launch and flight of the rocket, depending on its direction, can both contribute to creating a favorable orientation angle for the rocket and prevent its formation.
В одном случае, при наличии к моменту захвата ракеты составляющей случайной скорости ее разворота, совпадающей с направлением скорости разворота ракеты от весового возмущения, т.е. к ЛВЦ, будет обеспечиваться благоприятное условие захвата ракеты с точки зрения необходимого угла пеленга ракеты. Но далее, после захвата на сопровождение, сильно возмущенная ракета может совершать колебательное движение, которое в силу своей неодносторонности относительно линии визирования ракеты приведет к последующему затенению и прерыванию ОЛС с ракетой или к возможному преждевременному выходу ракеты, с работающим разгонным двигателем, на ЛВЦ, т.е. к затенению ОЛС с целью и срыву управления.In one case, if at the moment of rocket capture there is a component of a random velocity of its rotation coinciding with the direction of the velocity of the rotation of the rocket from a weight perturbation, i.e. to the LCF, a favorable condition for the capture of the rocket from the point of view of the required angle of the bearing of the rocket will be provided. But then, after being captured for escort, a very indignant rocket can oscillate, which, due to its non-uniformity with respect to the line of sight of the rocket, will lead to subsequent shadowing and interruption of the OLS with the rocket or to the possible premature exit of the rocket, with the acceleration engine running, to the LCF, t .e. to obscure the OLS for the purpose and disruption of control.
Во втором случае, при наличии к моменту захвата ракеты составляющей случайной скорости, противоположной направлению скорости разворота ракеты от весового возмущения, т.е. от ЛВЦ, захват ракеты на сопровождение на заданной дальности вообще может быть невозможен в силу затенения ОЛС из-за недостаточного к моменту захвата угла между продольной осью ракеты и ее линией визирования, т.е. невыполнения соотношения (1).In the second case, if at the moment of rocket capture there is a component of random velocity opposite to the direction of the rocket’s turning speed from the weight perturbation, i.e. from an LCF, capturing a rocket for escort at a given range may not be possible at all due to the shadowing of the OLS due to the insufficient angle between the longitudinal axis of the rocket and its line of sight at the time of capture, i.e. nonfulfillment of relation (1).
Следует также учитывать, что при стрельбе ракетой по высотным целям, по мере увеличения угла ЛВЦ относительно горизонта, влияние силы тяжести на систематический разворот продольной оси ракеты к моменту захвата будет уменьшаться (в соответствии с соотношением (4)) и угол ориентации ракеты на момент захвата будет определяться, в основном, случайными силовыми факторами взаимодействия ракеты с пусковой установкой при старте. В этом случае практически всегда одна из ОЛС "носитель - ракета" или "носитель - цель" будет перекрыта дымовым шлейфом факела двигателя.It should also be noted that when firing missiles at high-altitude targets, as the LCF angle increases relative to the horizon, the influence of gravity on the systematic rotation of the longitudinal axis of the rocket at the time of capture will decrease (in accordance with relation (4)) and the angle of orientation of the rocket at the time of capture will be determined mainly by random force factors of the interaction of the rocket with the launcher at launch. In this case, almost always one of the carrier-rocket or carrier-target OLSs will be blocked by the smoke plume of the engine torch.
В условиях реального полета, при возможном превалировании воздействия случайных возмущений над систематическими, величина априори назначенной программной команды управления для углового разворота ракеты может оказаться избыточно завышенной или заниженной с точки зрения выполнения условия незатенения (1). В связи с этим дальность захвата ракеты на сопровождение пеленгатором выбирают такой, чтобы к моменту захвата угловое движение продольной оси ракеты от действия случайных возмущений затухло, а угол между продольной осью ракеты и линией ее визирования, образующийся под воздействием силы тяжести ракеты и случайных воздействий на предшествующем времени полета, превышал половину углового размера дымового шлейфа, т.е. не было затенения ОЛС. Это приводит к увеличению дальности захвата, дальности вывода ракеты, мертвой зоны комплекса вооружения и, следовательно, к снижению эффективности стрельбы и ограничению применения комплексов вооружения управляемых ракет с оптико-электронными системами управления.In real flight conditions, with the possible prevalence of the influence of random disturbances over systematic ones, the value of the a priori assigned control program command for the angular rotation of the rocket may turn out to be overestimated or underestimated from the point of view of fulfilling the shadowing condition (1). In this regard, the range of capture of the rocket for tracking by the direction finder is chosen such that at the time of capture the angular movement of the longitudinal axis of the rocket from the action of random disturbances decays, and the angle between the longitudinal axis of the rocket and its line of sight, formed under the influence of the gravity of the rocket and random effects on the previous flight time, exceeded half the angular size of the smoke plume, i.e. there was no shading OLS. This leads to an increase in the capture range, missile withdrawal range, dead zone of the weapon complex and, consequently, to reduced firing efficiency and to the limited use of guided missile weapon systems with optoelectronic control systems.
Задачей предлагаемого изобретения является предотвращение перекрывания ОЛС "носитель - ракета" дымовым шлейфом факела двигателя ракеты в момент ее предполагаемого захвата пеленгатором на сопровождение и на участке вывода, предотвращение срыва наведения ракеты и уменьшение дальности ее вывода на ЛВЦ.The objective of the invention is to prevent overlapping of the carrier-rocket OLS with a smoke plume of a rocket of a rocket engine flare at the time of its alleged capture by a direction finder for tracking and at a withdrawal site, prevention of a missile guidance failure and reduction of its output range to the LCF.
Поставленная задача достигается за счет того, что в способе управления ракетой, включающем запуск ракеты под углом к ЛВЦ, разгон ракеты с помощью стартового двигателя, пеленгацию ракеты по факелу двигателя, формирование корректируемой программной команды управления на участке траектории полета ракеты с работающим двигателем и передачу программной команды управления на ракету для вывода ее на ЛВЦ, формируют и запоминают сигнал программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ, измеряют угловую скорость движения продольной оси ракеты, устанавливают пороговое значение величины ошибки между сигналом текущей измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты и соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ, сравнивают до захвата ракеты на сопровождение сигнал текущей измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты с соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ, и если ошибка между этими сигналами больше установленного порогового значения ошибки, то сообщают продольной оси ракеты дополнительную угловую скорость движения, равную разности между соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ и сигналом измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты.The problem is achieved due to the fact that in the rocket control method, which includes launching the rocket at an angle to the LEC, accelerating the rocket using the starting engine, locating the rocket along the engine plume, forming an adjustable control command on the portion of the flight path of the rocket with the engine running and transmitting software control commands to the rocket for its output to the LCF, form and store a signal of the program angular velocity of the longitudinal axis of the rocket from the action of gravity with horizontal the position of the LCF, measure the angular velocity of the longitudinal axis of the rocket, set the threshold value of the error between the signal of the current measured angular velocity of the longitudinal axis of the rocket and the corresponding current time of the stored signal of the programmed angular velocity of the longitudinal axis of the rocket from the effect of gravity with the horizontal position of the LCF, compare before capturing the rocket for tracking, the signal of the current measured angular velocity of the longitudinal axis of the rocket with the corresponding current the flight time with the stored signal of the program angular velocity of the longitudinal axis of the rocket from the effect of gravity with the horizontal position of the LCF, and if the error between these signals is greater than the threshold error value, then the longitudinal axis of the rocket is informed of an additional angular velocity equal to the difference between the stored current flight time a signal of the program angular velocity of the longitudinal axis of the rocket from the effect of gravity in the horizontal position of the LCF and the signal m measured angular velocity to the longitudinal axis of the rocket motion.
В предлагаемом способе управления решение задачи основывается на сочетании операций управления угловым положением ракеты до захвата и начала выделения ее координат пеленгатором, направленных на парирование случайных угловых движений ракеты вокруг центра масс, и операций управления угловым положением ракеты под воздействием корректируемой программной команды управления на участке вывода, которые определяются реальной угловой ориентацией ракеты, ее дымового шлейфа и условиями прохождения сигнала по ОЛС.In the proposed control method, the solution to the problem is based on a combination of operations to control the angular position of the rocket before capture and the beginning of the allocation of its coordinates by a direction finder, aimed at parrying random angular movements of the rocket around the center of mass, and operations to control the angular position of the rocket under the influence of a corrected control program command at the output section, which are determined by the actual angular orientation of the rocket, its smoke plume and the conditions for the passage of the signal along the OLS.
Управление угловой скоростью продольной оси ракеты в зависимости от сложившегося реального углового движения определяет возможность индикации ракеты в заданный момент захвата ее на пеленгацию, позволяет обеспечить выполнение условия незатенение ОЛС дымовым шлейфом собственной ракеты (1) и исключить их прерывание. Заданный момент захвата (дальность захвата) ракеты на сопровождение определяется теперь только углом разворота ракеты под действием возмущения, эквивалентного действию систематического весового возмущения, независимо от условий стрельбы, в том числе и от углового положения ЛВЦ относительно горизонта (угла места обстреливаемой цели). Поэтому предлагаемый способ в условиях собственных дымовых помех обеспечивает дальность надежного захвата ракеты, не зависящую от изменяющихся условий стрельбы.Controlling the angular velocity of the longitudinal axis of the rocket, depending on the actual real angular movement, determines the possibility of indicating the rocket at a given moment of its capture for direction finding, which makes it possible to ensure that the OLS is not obscured by the smoke plume of its own rocket (1) and prevent their interruption. The given moment of capture (capture range) of the missile for tracking is now determined only by the angle of rotation of the rocket under the action of a disturbance equivalent to the action of a systematic weight disturbance, regardless of the firing conditions, including the angular position of the LCF relative to the horizon (elevation angle of the target being fired). Therefore, the proposed method in the conditions of its own smoke interference provides a range of reliable rocket capture, independent of the changing firing conditions.
Сравнение заявляемого технического решения с известными позволило установить соответствие его критерию "новизна". При изучении других известных технических решений в данной области техники признаки, отличающие заявляемое изобретение от прототипа, не были выявлены, и поэтому они обеспечивают заявляемому техническому решению соответствие критерию "изобретательский уровень".Comparison of the claimed technical solution with the known allowed to establish compliance with its criterion of "novelty." In the study of other well-known technical solutions in this technical field, signs that distinguish the claimed invention from the prototype were not identified, and therefore they provide the claimed technical solution with the criterion of "inventive step".
Управление ракетой осуществляется следующим образом. Ракета запускается под углом к ЛВЦ. Предварительно для данного типа ракеты, запускаемой с соответствующего типа пусковой установки, формируют, например, в соответствии с соотношениями (2) и (4) и запоминают в памяти системы управления как функцию времени полета ракеты сигнал программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от действия силы тяжести при сходе ракеты и на дальнейшем участке полета 
Пороговое значение ошибки угловой скорости Δп(t) как функции времени полета ракеты определяется допустимым, с точки зрения возможного парирования к заданному моменту захвата ракеты, текущим приращением угла между продольной осью ракеты и линией ее визирования ζ от действия случайных возмущений относительно запомненного текущего значения данного угла, образующегося от воздействия силы тяжести ракеты и обеспечивающего незатенение линии визирования ракеты на дальности захвата.The threshold value of the error of the angular velocity Δ p (t) as a function of the flight time of the rocket is determined to be acceptable, from the point of view of possible parry to the given moment of capture of the rocket, by the current increment of the angle between the longitudinal axis of the rocket and its line of sight ζ from random disturbances relative to the stored current value of this angle formed from the effect of the gravity of the rocket and providing obscuration of the line of sight of the rocket at a capture range.
После старта ракеты в процессе ее полета измеряется, например, гироскопическим датчиком угловых скоростей угловая скорость продольной оси ракеты 
Далее сравнивают сигнал полученной ошибки Δ(t) с установленным текущим пороговым значением ошибки Δп(t), и если в некоторый момент времени ti ошибка Δ(t) между сигналом текущей измеренной угловой скорости движения продольной оси ракеты 
то сообщают продольной оси ракеты дополнительную угловую скорость движения Δi(ti), равную разности между соответствующим текущему времени полета запомненным сигналом программной угловой скорости движения продольной оси ракеты от воздействия силы тяжести при горизонтальном положении ЛВЦ
где ti - момент времени выполнения условия (6) выхода угловой скорости движения продольной оси ракеты 
Таким образом, в результате такого воздействия (7) продольная ось ракеты будет иметь угловую скорость вращения относительно центра массThus, as a result of this action (7), the longitudinal axis of the rocket will have an angular velocity of rotation relative to the center of mass
т.е. с этого момента времени ti угловая скорость продольной оси ракеты 
Реализация угловой скорости разворота Δi(ti), дополнительно сообщаемой ракете, может быть выполнена, например, посредством дискретно срабатываемых микродвигателей коррекции, устанавливаемых в поперечной плоскости ракеты на определенном расстоянии относительно центра масс ракеты. Импульс тяги I таких двигателей будет определяться соотношениемThe implementation of the angular velocity of rotation Δ i (t i ), additionally reported to the rocket, can be performed, for example, by means of discretely actuated correction micromotors installed in the transverse plane of the rocket at a certain distance relative to the center of mass of the rocket. The thrust momentum I of such engines will be determined by the ratio
где F - сила тяги двигателей коррекции;where F is the traction force of the correction engines;
Δtг - время работы;Δt g is the operating time;
J - момент инерции ракеты;J is the moment of inertia of the rocket;
L - расстояние от места установки двигателей до центра масс ракеты;L is the distance from the installation site of the engines to the center of mass of the rocket;
Δi(ti) - необходимая дополнительная угловая скорость разворота оси ракеты.Δ i (t i ) is the required additional angular velocity of the rotation axis of the rocket.
При больших значениях угла ЛВЦ относительно горизонта воздействие весового возмущения на угловую скорость разворота ракеты в реальном полете уменьшается в соответствии с (4), но за счет придания ракете регулируемой по текущему времени дополнительной скорости углового разворота в соответствии с соотношениями (5)-(8) реальная скорость и угол ориентации ракеты к момента ее захвата будут обеспечивать условие (1) незатенения линии визирования ракеты.For large values of the LCF angle relative to the horizon, the effect of a weight perturbation on the angular velocity of the rocket’s turn in real flight decreases in accordance with (4), but due to giving the rocket an additional current speed of the angular turn in accordance with the relations (5) - (8) the real speed and angle of orientation of the rocket by the time it is captured will provide condition (1) for the shadow line of sight of the rocket.
Таким образом, управление ракетой с корректировкой угловой скорости разворота ее продольной оси относительно центра масс позволяет обеспечить выполнение условия незатенения ОЛС "носитель - ракета" дымовым шлейфом факела стартового двигателя собственной ракеты на момент захвата ее на сопровождение и тем самым уменьшить дальность вывода и предотвратить срыв наведения ракеты в условиях реального управляемого полета.Thus, controlling the rocket with adjusting the angular velocity of the rotation of its longitudinal axis relative to the center of mass makes it possible to fulfill the condition of non-shadowing of the carrier-rocket OLS by the smoke plume of the torch of the launch engine of its own rocket at the time it is captured for tracking and thereby reduce the withdrawal range and prevent guidance failure rockets in a real controlled flight.
Предлагаемый способ управления ракетой позволяет повысить помехоустойчивость ОЛС к дымовым помехам собственной ракеты, уменьшить мертвую зону и повысить эффективность комплексов вооружения телеуправляемых ракет, что выгодно отличает его от известных.The proposed missile control method allows to increase the noise immunity of the OLS to smoke interference of its own missile, to reduce the dead zone and to increase the effectiveness of weapon systems of remote-controlled missiles, which distinguishes it from the known ones.
Источники информацииSources of information
1. А.А.Лебедев, В.А.Карабанов. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. -М.: Машиностроение, 1965.1. A.A. Lebedev, V.A. Karabanov. The dynamics of control systems for unmanned aerial vehicles. -M.: Engineering, 1965.
2. Ф.К.Неупокоев. Стрельба зенитными ракетами. - М.: Военное издательство, 1991.2. F.K. Neupokoev. Shooting anti-aircraft missiles. - M.: Military Publishing House, 1991.
3. Патент РФ №2205360, МПК7 F 42 B 15/01.3. RF patent No. 2205360, IPC 7 F 42 B 15/01.
4. А.А.Дмитриевский. Внешняя баллистика. -М.: Машиностроение, 1979.4. A.A.Dmitrievsky. External ballistics. -M.: Engineering, 1979.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004109801/02A RU2263874C1 (en) | 2004-03-30 | 2004-03-30 | Method of a rocket control |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004109801/02A RU2263874C1 (en) | 2004-03-30 | 2004-03-30 | Method of a rocket control |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2004109801A RU2004109801A (en) | 2005-09-20 |
| RU2263874C1 true RU2263874C1 (en) | 2005-11-10 |
Family
ID=35848804
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004109801/02A RU2263874C1 (en) | 2004-03-30 | 2004-03-30 | Method of a rocket control |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2263874C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2682944C1 (en) * | 2018-03-16 | 2019-03-22 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Method of placing unmanned aerial vehicle in high-attitude flight trajectory |
| RU2702261C2 (en) * | 2018-03-16 | 2019-10-07 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Unmanned aerial vehicle |
-
2004
- 2004-03-30 RU RU2004109801/02A patent/RU2263874C1/en active IP Right Revival
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2682944C1 (en) * | 2018-03-16 | 2019-03-22 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Method of placing unmanned aerial vehicle in high-attitude flight trajectory |
| RU2702261C2 (en) * | 2018-03-16 | 2019-10-07 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Unmanned aerial vehicle |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2004109801A (en) | 2005-09-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8563910B2 (en) | Systems and methods for targeting a projectile payload | |
| US6565036B1 (en) | Technique for improving accuracy of high speed projectiles | |
| RU2366886C2 (en) | Method of target attack for mechanised unit (versions), and informational control system for method implementation | |
| US20160216075A1 (en) | Gun-launched ballistically-stable spinning laser-guided munition | |
| Morrison et al. | Guidance and control of a cannon-launched guided projectile | |
| CA1242516A (en) | Terminally guided weapon delivery system | |
| RU2263874C1 (en) | Method of a rocket control | |
| IL162027A (en) | Method and system for adjusting the flight path of an unguided projectile, with compensation for jittering deviation of the launcher | |
| RU2331036C2 (en) | Method of guided missile control | |
| KR102396924B1 (en) | Intercepting method, filtering method and intercepting apparatus | |
| RU2406067C1 (en) | Method of missile control | |
| RU2602162C2 (en) | Method of firing jet projectiles multiple artillery rocket system in counter-battery conditions | |
| RU2728292C1 (en) | Weapon automatic aiming method for target | |
| Koruba et al. | Programmed control of the flat track anti-tank guided missile | |
| RU2297588C1 (en) | Method for guidance of telecontrolled missile with control surfaces deployed after launch | |
| RU2439462C1 (en) | Method of precision weapons control | |
| KR100653341B1 (en) | Process for the target-related correction of a ballistic trajectory | |
| RU2205360C2 (en) | Method for missile control | |
| GB2132740A (en) | Weapons system | |
| RU2582308C1 (en) | Method of firing missiles controlled by laser beam, and optical sight of missile guidance system | |
| RU2234041C2 (en) | Method for guidance of telecontrolled missile | |
| US11940249B2 (en) | Method, computer program and weapons system for calculating a bursting point of a projectile | |
| RU2814323C1 (en) | Method of controlling flight of rocket missiles and system for its implementation | |
| RU2702035C1 (en) | Method of correction of ellipse of scattering of artillery rotating projectiles | |
| JPH0457960B2 (en) |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20080331 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20090610 |
|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20190628 |