RU2275671C1 - Система управления беспилотным летательным аппаратом - Google Patents
Система управления беспилотным летательным аппаратом Download PDFInfo
- Publication number
- RU2275671C1 RU2275671C1 RU2004131634/28A RU2004131634A RU2275671C1 RU 2275671 C1 RU2275671 C1 RU 2275671C1 RU 2004131634/28 A RU2004131634/28 A RU 2004131634/28A RU 2004131634 A RU2004131634 A RU 2004131634A RU 2275671 C1 RU2275671 C1 RU 2275671C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heading
- input
- channel
- output
- switch
- Prior art date
Links
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к технике приборостроения, в частности к приборам и системам управления беспилотными летательными аппаратами. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для достижения данного результата выход интегратора канала курса соединен со вторым входом сумматора канала стабилизации курса, третий вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости курса, выход гироскопа курса через первый переключатель дополнительно соединен с первым входом интегратора канала курса, второй вход которого через второй переключатель соединен с выходом сумматора канала стабилизации курса. При этом вход блока временной задержки соединен со вторым переключателем, а выход блока временной задержки соединен с первым переключателем. 1 ил.
Description
Изобретение относится к системам автоматического управления и может быть использовано при проектировании систем управления беспилотных летательных аппаратов.
Известна система управления движением беспилотного летательного аппарата, содержащая устройство формирования сигналов управления, измеритель координат и параметров движения управляемого объекта, исполнительное устройство, радиолокационный визир, радиовысотомер, блок сравнения, блок задания порога, ключ, устройство коррекции высоты и вертикальной скорости. Эта система управления обеспечивает повышение точности движения управляемого объекта в вертикальной плоскости (патент RU №2062503 C1, G 05 D 1/04, В 64 С 19/00, 1993).
Известна система автоматического управления курсовым положением самолета, содержащая задатчик курсового угла и датчик текущего значения курсового угла, подключенные к устройству формирования команд управления, воздействующему на исполнительные механизмы (патент RU №2023630 С1, G 05 D 1/02, 1992).
Указанная система управления позволяет повысить эффективность курсового управления самолетом при взлете-посадке.
Наиболее близким к предлагаемой системе управления (ближайшим аналогом) является устройство для контроля траекторий ракеты, содержащее гироскоп курса, гироскоп угла наклона, датчик ускорения, усилитель, интегратор, два сумматора, блок временной задержки и блок корректировки траектории ракеты (США, патент №3362658, НКИ 244-3.2, 1964).
Указанные аналоги имеют недостаток, состоящий в том, что для полета летательного аппарата в заданном направлении (по заданной директрисе стрельбы) необходимо использовать наводимую по курсу пусковую установку или изменять курс носителя для выполнения пусков, что может быть неприемлемо из тактических соображений.
Целью предлагаемого изобретения является реализация послестартового разворота беспилотного летательного аппарата в направлении директрисы стрельбы, исключающего необходимость наведения по курсу пусковой установки или изменения курса носителя летательного аппарата для выполнения стрельбы.
Поставленная цель достигается за счет того, что в системе управления летательного аппарата, содержащей гироскоп курса, сумматор канала стабилизации курса, первый вход которого соединен с выходом гироскопа курса, рулевой привод рулей направления, вход которого соединен с выходом сумматора канала стабилизации курса, датчик угловой скорости курса, интегратор канала курса, первый и второй переключатели и блок временной задержки, выход интегратора канала курса соединен со вторым входом сумматора канала стабилизации курса, третий вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости курса, а выход гироскопа курса через первый переключатель дополнительно соединен с первым входом интегратора канала курса, второй вход которого через второй переключатель соединен с выходом сумматора канала стабилизации курса, при этом вход блока временной задержки, запускаемого по команде схода летательного аппарата с пусковой установки, соединен со вторым переключателем, а выход блока временной задержки соединен с первым переключателем.
Блок-схема системы управления беспилотного летательного аппарата приведена на чертеже, согласно которому в состав системы управления входят:
1 - гироскоп курса;
2 - датчик угловой скорости курса;
3 - сумматор канала стабилизации курса;
4 - интегратор канала курса;
5 - рулевой привод рулей направления;
6 - блок временной задержки;
7 - второй переключатель;
8 - первый переключатель.
На чертеже обозначено:
К - команда схода летательного аппарата с пусковой установки;
К3 - команда блока временной задержки;
σн - управляющий сигнал в канале стабилизации курса;
ψг - сигнал гироскопа курса;
ψи - сигнал интегратора канала курса.
В соответствии с чертежом, первый, второй и третий входы сумматора канала стабилизации курса 3 соединены соответственно с выходами гироскопа курса 1, интегратора канала курса 4 и датчика угловой скорости курса 2. Выход сумматора канала курса 3 соединен со входом рулевого привода рулей направления 5 и через второй переключатель 7 - со вторым входом интегратора курса 4. Первый вход интегратора канала курса 4 через первый переключатель 8 соединен с выходом гироскопа курса 1. Вход блока временной задержки 6, запускаемого по команде К схода летательного аппарата с пусковой установки, соединен со вторым переключателем 7, а выход - с первым переключателем 8.
Система управления беспилотного летательного аппарата работает следующим образом.
Перед стартом летательного аппарата гироскоп курса 1 выставляется в направлении заданной директрисы стрельбы. При этом сигнал ψг гироскопа курса 1 соответствует рассогласованию между продольной осью летательного аппарата и директрисой стрельбы. На второй вход интегратора канала курса 4 через второй переключатель 7 подается сигнал σн с выхода сумматора канала стабилизации курса 3. В результате сигнал ψи на выходе интегратора канала курса 4 становится равным сигналу ψг гироскопа курса 1 с обратным знаком, обеспечивая обнуление сигнала σн и отсутствие отклонения рулей направления до схода летательного аппарата с пусковой установки. Сигнал ψг гироскопа курса 1 через первый переключатель 8 на первый вход интегратора канала курса 4 не поступает до выдачи блоком временной задержки 6 команды КЗ.
По команде К схода летательного аппарата с пусковой установки запускается блок временной задержки 6, второй переключатель 7 отключает сигнал σн сумматора канала стабилизации курса 3 от второго входа интегратора канала курса 4 и летательный аппарат стабилизируется по курсу в направлении схода с пусковой установки.
По команде KЗ блока временной задержки, которая выдается через заданное время после схода летательного аппарата с пусковой установки, первый переключатель 8 подключает сигнал ψг гироскопа курса 1 на первый вход интегратора канала курса 4. В результате сигнал ψИ на выходе интегратора 4 уменьшается, под действием сигнала σн сумматора канала стабилизации курса 3 рулевой привод 5 отклоняет рули направления и угол курса летательного аппарата изменяется. При этом соответственно уменьшается сигнал ψг гироскопа курса 1. Послестартовый разворот летательного аппарата в направлении директрисы стрельбы происходит до тех пор, пока сигнал ψг гироскопа курса 1 станет равным нулю.
Тем самым исключается необходимость наведения по курсу пусковой установки или изменения курса носителя летательного аппарата для выполнения стрельбы.
Предлагаемая система управления может быть применена для управления беспилотными летательными аппаратами, стартующими с различного вида носителей - сухопутных, морских, воздушных.
Поскольку в состав данной системы управления входят освоенные промышленностью блоки, ее реализация не представляет технических проблем.
Claims (1)
- Система управления беспилотным летательным аппаратом, содержащая гироскоп курса, сумматор канала стабилизации курса, первый вход которого соединен с выходом гироскопа курса, рулевой привод рулей направления, вход которого соединен с выходом сумматора канала стабилизации курса, датчик угловой скорости курса, интегратор канала курса, первый и второй переключатели и блок временной задержки, отличающаяся тем, что выход интегратора канала курса соединен со вторым входом сумматора канала стабилизации курса, третий вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости курса, выход гироскопа курса через первый переключатель дополнительно соединен с первым входом интегратора канала курса, второй вход которого через второй переключатель соединен с выходом сумматора канала стабилизации курса, при этом вход блока временной задержки, запускаемого по команде схода летательного аппарата с пусковой установки, соединен со вторым переключателем, а выход блока временной задержки соединен с первым переключателем.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004131634/28A RU2275671C1 (ru) | 2004-11-02 | 2004-11-02 | Система управления беспилотным летательным аппаратом |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004131634/28A RU2275671C1 (ru) | 2004-11-02 | 2004-11-02 | Система управления беспилотным летательным аппаратом |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2275671C1 true RU2275671C1 (ru) | 2006-04-27 |
Family
ID=36655644
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004131634/28A RU2275671C1 (ru) | 2004-11-02 | 2004-11-02 | Система управления беспилотным летательным аппаратом |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2275671C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2737840C2 (ru) * | 2020-08-04 | 2020-12-03 | Акционерное общество "Концерн "Гранит-Электрон" | Способ конечного приведения беспилотного летательного аппарата в продольной плоскости на основе квазиоптимального закона наведения |
-
2004
- 2004-11-02 RU RU2004131634/28A patent/RU2275671C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Максимов М.В., Горгонов Г.И. Радиоуправление ракетами. - М.: Сов. радио, 1964, с.518-521, рис.10.4. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2737840C2 (ru) * | 2020-08-04 | 2020-12-03 | Акционерное общество "Концерн "Гранит-Электрон" | Способ конечного приведения беспилотного летательного аппарата в продольной плоскости на основе квазиоптимального закона наведения |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10343766B2 (en) | Unmanned aerial vehicle angular reorientation | |
| US5467940A (en) | Artillery rocket | |
| US11009316B2 (en) | Multi-mode adaptive nonlinear trajectory shaping (NTS) guidance law | |
| US7446291B1 (en) | Augmented proportional navigation guidance law using angular acceleration measurements | |
| CN108931155B (zh) | 一种不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统 | |
| KR102619438B1 (ko) | 오프-축 타겟을 검출하기 위한 유도탄 시스템 | |
| EP3047228B1 (en) | Image-aided illumination assembly and method | |
| RU2701671C1 (ru) | Способ наведения ракеты | |
| US3735944A (en) | Dual mode guidance and control system for a homing missile | |
| SE467844B (sv) | Manoevreringssystem | |
| JPS6239442B2 (ru) | ||
| RU2275671C1 (ru) | Система управления беспилотным летательным аппаратом | |
| JP2008224114A (ja) | 飛しょう体の誘導装置 | |
| US3206143A (en) | Controller for guiding a missile carrier on the location curve of ballistic firing positions | |
| RU2401981C2 (ru) | Способ стабилизации углового положения продольной оси вращающегося по крену артиллерийского управляемого снаряда | |
| US5430449A (en) | Missile operable by either air or ground launching | |
| CN114153226A (zh) | 动态视线信息辅助的无人飞行器视场保持导引方法及系统 | |
| US3249324A (en) | Method and system for inertial guidance | |
| US3310259A (en) | Missile glide path maintained constant by the use of static and pitot-head pressures | |
| JP3363914B2 (ja) | 飛しょう体の誘導制御装置 | |
| SU351060A1 (ru) | Самонаправл ющеес боевое средство | |
| JPS5866120A (ja) | 飛翔体の姿勢制御装置 | |
| US5805102A (en) | Apparatus for directing a mobile craft to a rendevous with another mobile craft | |
| JPH06159997A (ja) | 飛しょう体の制御装置 | |
| RU2694934C1 (ru) | Вращающаяся самонаводящаяся ракета |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20111124 |