RU2284001C1 - Способ наведения вращающейся ракеты - Google Patents

Способ наведения вращающейся ракеты Download PDF

Info

Publication number
RU2284001C1
RU2284001C1 RU2005103437/02A RU2005103437A RU2284001C1 RU 2284001 C1 RU2284001 C1 RU 2284001C1 RU 2005103437/02 A RU2005103437/02 A RU 2005103437/02A RU 2005103437 A RU2005103437 A RU 2005103437A RU 2284001 C1 RU2284001 C1 RU 2284001C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
missile
rocket
mismatch
signals
radiation
Prior art date
Application number
RU2005103437/02A
Other languages
English (en)
Inventor
Аркадий Георгиевич Шипунов (RU)
Аркадий Георгиевич Шипунов
Владимир Иванович Морозов (RU)
Владимир Иванович Морозов
Михаил Николаевич Чуканов (RU)
Михаил Николаевич Чуканов
Ольга Николаевна Ухабова (RU)
Ольга Николаевна Ухабова
Original Assignee
Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" filed Critical Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения"
Priority to RU2005103437/02A priority Critical patent/RU2284001C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2284001C1 publication Critical patent/RU2284001C1/ru

Links

Images

Landscapes

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

Abstract

Изобретение относится к области разработки систем наведения (СН) ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР. Технический результат - повышение точности стрельбы вращающимися по углу крена ракетами в условиях изменяющейся в процессе полета по величине и знаку фазовой связи в СН. Сущность предлагаемого изобретения заключается в обеспечении несимметричных коэффициентов передачи по каналам управления, значения которых определяются величиной компенсируемой фазовой связи. Положительный эффект достигается за счет того, что по сравнению с известным способом, заключающимся в формировании излучения, приеме аппаратурой управления ракеты этого излучения, формировании сигналов, пропорциональных рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной и горизонтальной плоскостях, преобразовании сигналов рассогласования в сигналы в связанной с вращающейся ракетой системе координат и преобразовании полученных сигналов управления в отклонения рулевых органов, сигнал, пропорциональный рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной плоскости, усиливают с одним коэффициентом, а сигнал, пропорциональный рассогласованию между ракетой и осью луча в горизонтальной плоскости, ослабляют с другим коэффициентом, которые устанавливают по математическим зависимостям. 3 ил.

Description

Изобретение относится к области разработки систем наведения (СН) ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР.
Одной из задач, решаемых при разработке СН вращающихся по углу крена ракет, является повышение точности наведения за счет компенсации фазовой связи (расфазировки), возникающей при угловом рассогласовании измерительной (связанной с определением координат ракеты) и исполнительной (связанной с рулями вращающейся ракеты) систем координат. Такая расфазировка ухудшает устойчивость системы, увеличивая колебательность процесса наведения, и приводит к снижению точности наведения и вероятности попадания ракеты в цель.
Известен способ наведения вращающейся ракеты, заключающийся в формировании модулированного лазерного излучения, приеме аппаратурой управления ракеты этого излучения, формировании сигнала, пропорционального координатам ракеты относительно оси луча, формировании сигналов управления посредством преобразования сигналов, пропорциональных координатам ракеты и связанных с лучом лазера, в систему координат, связанную с вращающейся ракетой, и преобразовании сигналов управления в отклонения рулей (патент RU №2107879, МПК6 F 41 G 7/00, 7/24, 07.12.94).
СН, реализующая этот способ, включает источник модулированного излучения на пусковой установке и управляемую ракету. Аппаратура управления ракеты принимает модулированное лазерное излучение, вырабатывает сигналы, пропорциональные ее отклонениям относительно центра излучения (оси луча), и формирует команды управления рулями в связанной с вращающейся ракетой системе координат. Отклонения рулей вызывают соответствующие ускорения ракеты и возвращают ее к оси луча.
Недостатком этого способа является отсутствие каких-либо мер, направленных на уменьшение чувствительности к расфазировкам в системе.
Наиболее близким к предлагаемому является способ наведения, заключающийся в формировании излучения, приеме аппаратурой управления ракеты этого излучения, формировании сигналов, пропорциональных рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной и горизонтальной плоскостях, преобразовании сигналов рассогласования в сигналы управления в связанной с вращающейся ракетой системе координат и преобразовании полученных сигналов управления в отклонения рулевых органов (Кузовков Н.Т. Системы стабилизации летательных аппаратов (баллистических и зенитных ракет). М., "Высшая школа", 1976, с.236-238, рис.7.16).
Функциональная схема СН, реализующей этот способ, представлена на фиг.1.
СН работает следующим образом. Формирователи сигналов рассогласования (ФСР) в вертикальном и горизонтальном каналах управления (включающие источник излучения 1 на пусковой установке, приемник излучения 2 на ракете, блок выработки вертикальной координаты 3, блок выработки горизонтальной координаты 4) формируют электрические сигналы, пропорциональные линейным рассогласованиям в вертикальной h1 (в источнике информации h2) и горизонтальной h2 (в источнике информации h1) плоскостях. Эти сигналы подводятся к роторам двух синусно-косинусных вращающихся трансформаторов (СКВТ) 6. Роторы СКВТ механически связаны с осью наружной рамки гироскопического датчика угла крена (ГДУК) 5, направленной по продольной оси ракеты. Угол поворота статора относительно ротора СКВТ равен углу крена γ ракеты, отсчитываемого от вертикального направления. Оси однофазных обмоток, уложенных на роторах, взаимно перпендикулярны. Напротив, соответственные обмотки статоров параллельны. Таким образом, осуществляется модуляция сигналов линейных рассогласований гармоническими сигналами частотой вращения ракеты по крену, сдвинутыми друг относительно друга на угол π/2, т.е.:
u1=kh1cosγ+kh2sinγ;
u2=kh2cosγ-kh1sinγ,
где k - коэффициент пропорциональности ФСР.
Указанная модуляция преобразует сигналы управления из измерительной системы координат, связанной с лучом, во вращающуюся, связанную с ракетой, систему координат. Полученные сигналы u1,2 поступают на обмотки управления приводов рулевых органов (ПРО) 7, 8. Отклонения рулей ПРО δ1,2 возвращают ракету 9 (как объект управления) к оси луча при наличии рассогласований.
Недостатком этого способа также является отсутствие каких-либо мер, направленных на уменьшение чувствительности к расфазировкам в системе. Постоянное фазовое запаздывание ПРО, среднее значение которого априорно известно, может быть скомпенсировано, например, разворотом на постоянный угол γ0 осей обмоток статора относительно осей вращения рулей (Кузовков Н.Т. Системы стабилизации летательных аппаратов (баллистических и зенитных ракет). М., "Высшая школа", 1976, с.246). При этом компенсируется расфазировка только определенной величины и одного знака.
В процессе работы СП действует ряд факторов, понижающих ее расчетную устойчивость и приводящих к возникновению расфазировок:
- разброс параметров ПРО, вызывающий разброс времени его срабатывания;
- уход наружной рамки ГДУК в процессе полета ракеты;
- разброс частоты вращения ракеты по крену относительно номинального значения из-за наличия допусков на элементы конструкции ракеты;
- изменение углового положения измерительной системы координат при стрельбе с движущегося носителя.
Задачей предлагаемого изобретения является снижение чувствительности СН к возникающим в процессе полета знакопеременным расфазировкам Δ.
Поставленная задача решается за счет того, что по сравнению с известным способом, заключающимся в формировании излучения, приеме аппаратурой управления ракеты этого излучения, формировании сигналов, пропорциональных рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной и горизонтальной плоскостях, преобразовании сигналов рассогласования в сигналы в связанной с вращающейся ракетой системе координат и преобразовании полученных сигналов управления в отклонения рулевых органов, сигнал, пропорциональный рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной плоскости, усиливают с коэффициентом k1, а сигнал, пропорциональный рассогласованию между ракетой и осью луча в горизонтальной плоскости, ослабляют с коэффициентом k2, которые устанавливают по зависимостям:
Figure 00000002
Figure 00000003
где
Figure 00000004
τ - текущее значение времени запаздывания привода рулевого органа;
τ0 - номинальное значение времени запаздывания привода рулевого органа;
Figure 00000005
- текущее значение частоты вращения ракеты по крену;
Figure 00000006
- номинальное значение частоты вращения ракеты по крену,
причем диапазон изменения величины Δ ограничивают в пределах ±20°.
Для определения потребных коэффициентов передачи ФСР k1 и k2 рассматривается структурная схема СН ракеты с использованием передаточных функций (ПФ) ее элементов. Она представлена на фиг.2, где приняты следующие обозначения:
WФСР(р), WПРО(р), WРКЗ(р) - ПФ ФСР, ПРО, ракеты кинематического звена соответственно;
Figure 00000007
- оператор дифференцирования по времени;
х1,2 - входные сигналы СН (координаты положения оси луча) соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях;
y1,2 - выходные сигналы СН (координаты ракеты) соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях;
Figure 00000008
- номинальное (априорно известное) значение фазового запаздывания ПРО.
ПФ разомкнутой СН
Figure 00000009
в которой
Figure 00000010
, для случая описания динамики ПРО звеном чистого запаздывания (WПРО(p)=е-τр) имеет вид:
Figure 00000011
где W0(p)=WФСР(p)WПРО(p)WРКЗ(р) - ПФ СН, не содержащая комплексных коэффициентов;
Δ - величина фазовой связи (расфазировка), обусловленная разбросом параметров ПРО и частоты вращения ракеты:
Figure 00000012
Приведенная структурная схема СН согласно (1) с учетом несимметрии коэффициентов передачи в вертикальной и горизонтальной плоскостях (соответственно k1 и k2) представлена на фиг.3.
Устойчивость СН определяется ее характеристическим уравнением (Бесекерский В.А., Попов Е.П. Теория систем автоматического регулирования. "Наука", М., 1972, с.106, 107, 135), поскольку от его корней зависит характер переходного процесса в системе. Характеристическое уравнение рассматриваемой системы D(p)=0 запишем в виде:
Figure 00000013
Для системы с идентичными каналами (k1,2=1) при отсутствии расфазировки (Δ=0) характеристическое уравнение (3) принимает вид:
Figure 00000014
Очевидно, что при выполнении условий
Figure 00000015
Figure 00000016
система с неидентичными за счет различных коэффициентов передачи каналами при наличии фазовой связи каналов Δ будет иметь характеристическое уравнение вида (4) и степень устойчивости системы с неидентичными каналами и фазовой связью между ними останется такой же, как и для системы с идентичными каналами при отсутствии фазовой связи, т.е. исключается влияние расфазировки на устойчивость системы. Условие (5) определяет требование к среднему арифметическому значению коэффициентов по каналам
Figure 00000017
а условие (6) - к их среднему геометрическому
Figure 00000018
Совместное решение уравнений (5) и (6) позволяет найти значения коэффициентов k1 и k2, обеспечивающих точную компенсацию фазовой связи величиной Δ любого знака
Figure 00000019
Например, при необходимости компенсации фазовой связи величиной как +8°, так и -8° значения коэффициентов должны устанавливаться равными 1,15 и 0,87.
Реализация различных по каналам коэффициентов передачи согласно (7) позволяет осуществлять компенсацию знакопеременной постоянной по величине фазовой связи каналов независимо от того, в каком канале управления (вертикальном или горизонтальном) устанавливается больший, а в каком - меньший коэффициент. Исходя из условий обеспечения наилучших показателей качества на участке переходного процесса в СН (участке встреливания ракеты в луч и ее вывода на линию визирования) в предлагаемом способе усиливают сигнал вертикального канала (как наиболее "нагруженного" вследствие действия ускорения силы тяжести) и ослабляют сигнал горизонтального канала.
Наиболее простым вариантом реализации в СН предлагаемого способа является введение в бортовую аппаратуру ракеты различных по каналам коэффициентов передачи (постоянных или переменных по полету) согласно (7) при априорном определении величины компенсируемой расфазировки Δ по (2) на основании прогнозируемых значений времени запаздывания ПРО и частоты вращения по крену с учетом их максимальных разбросов относительно номинальных значений. При наличии на борту ракеты устройств измерения времени запаздывания ПРО и частоты вращения по крену возможны непрерывное определение в полете сигналов k1, k2 и модуляция ими сигналов рассогласования соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Кроме того, априорно могут быть учтены другие факторы, вызывающие расфазировку, например уход наружной рамки ГДУК в процессе полета ракеты.
Ограничение величины компенсируемой расфазировки Δ (а соответственно, и величин коэффициентов k1, k2) в пределах ±20° определяется необходимостью обеспечения коэффициента передачи по одному из каналов не менее 0,7, что не позволяет существенно увеличить динамические ошибки в этом канале.
Введение в предлагаемом способе дополнительных операций усиления сигнала по одному из каналов и ослабления сигнала по другому каналу не приводит к ухудшению качества процессов наведения в СН при появлении расфазировок величиной больше или меньше выбранной для компенсации (в том числе, и при отсутствии расфазировок вообще) по сравнению с известным способом.
Применение предлагаемого способа наведения вращающейся по углу крена ракеты позволяет повысить точность наведения в условиях наличия расфазировок в СН любого знака, независимо от причин их возникновения.

Claims (1)

  1. Способ наведения вращающейся ракеты, заключающийся в формировании излучения, приеме аппаратурой управления ракеты этого излучения, формировании сигналов, пропорциональных рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной и горизонтальной плоскостях, преобразовании сигналов рассогласования в сигналы в связанной с вращающейся ракетой системе координат и преобразовании полученных сигналов управления в отклонения рулевых органов, отличающийся тем, что сигнал, пропорциональный рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной плоскости, усиливают с коэффициентом k1, а сигнал, пропорциональный рассогласованию между ракетой и осью луча в горизонтальной плоскости, ослабляют с коэффициентом k2, которые устанавливают по зависимостям:
    Figure 00000020
    Figure 00000021
    где
    Figure 00000022
    - знакопеременная величина расфазировки, обусловленная разбросом параметров приводов рулевых органов и частоты вращения ракеты по крену в процессе полета;
    τ - текущее значение времени запаздывания привода рулевого органа;
    τ0 - номинальное значение времени запаздывания привода рулевого органа;
    Figure 00000023
    - текущее значение частоты вращения ракеты по крену;
    Figure 00000024
    - номинальное значение частоты вращения ракеты по крену, причем диапазон изменения величины Δ ограничивают в пределах ±20°.
RU2005103437/02A 2005-02-10 2005-02-10 Способ наведения вращающейся ракеты RU2284001C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2005103437/02A RU2284001C1 (ru) 2005-02-10 2005-02-10 Способ наведения вращающейся ракеты

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2005103437/02A RU2284001C1 (ru) 2005-02-10 2005-02-10 Способ наведения вращающейся ракеты

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2284001C1 true RU2284001C1 (ru) 2006-09-20

Family

ID=37113937

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2005103437/02A RU2284001C1 (ru) 2005-02-10 2005-02-10 Способ наведения вращающейся ракеты

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2284001C1 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2514606C2 (ru) * 2012-07-17 2014-04-27 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" Способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, система управления ракетой, способ измерения угла крена на ракете, гироскопический измеритель угла крена, способ формирования синусного и косинусного сигналов на ракете, вращающейся по углу крена, и синус-косинусный формирователь системы управления ракетой
RU2540483C1 (ru) * 2013-09-17 2015-02-10 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" Способ наведения вращающейся ракеты и система наведения для его осуществления
RU2548687C1 (ru) * 2013-12-30 2015-04-20 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им.академика А.Г.Шипунова" Способ наведения вращающейся ракеты и система наведения для его осуществления

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
КУЗОВКОВ Н.Т. Системы стабилизации летательных аппаратов. - М.: Высшая школа, 1976, с.236-238. *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2514606C2 (ru) * 2012-07-17 2014-04-27 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" Способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, система управления ракетой, способ измерения угла крена на ракете, гироскопический измеритель угла крена, способ формирования синусного и косинусного сигналов на ракете, вращающейся по углу крена, и синус-косинусный формирователь системы управления ракетой
RU2540483C1 (ru) * 2013-09-17 2015-02-10 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" Способ наведения вращающейся ракеты и система наведения для его осуществления
RU2548687C1 (ru) * 2013-12-30 2015-04-20 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им.академика А.Г.Шипунова" Способ наведения вращающейся ракеты и система наведения для его осуществления

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106681344B (zh) 一种用于飞行器的高度控制方法及控制系统
US4128837A (en) Prediction computation for weapon control
US3766826A (en) Device for achieving aim-off for a firearm
RU2381524C1 (ru) Следящая система сопровождения подвижных объектов
Yamasaki et al. Triangle intercept guidance for aerial defense
US7446291B1 (en) Augmented proportional navigation guidance law using angular acceleration measurements
RU2284001C1 (ru) Способ наведения вращающейся ракеты
RU2537124C1 (ru) Способ телеуправления ракетой
US3718293A (en) Dynamic lead guidance system for homing navigation
RU2402743C1 (ru) Способ и система наведения вращающейся ракеты
EP0253919A2 (en) A launcher for an optically guided, wire-controlled missile with improved electronic circuity
CN115574666B (zh) 一种掠地巡航靶标定高方法
Sun et al. Practical solution to impact angle control in vertical plane
US3288030A (en) Fire control system for weapons
RU2397435C1 (ru) Гироскопическое следящее за целью устройство самонаводящейся вращающейся вокруг продольной оси ракеты
RU2294515C1 (ru) Способ и система наведения вращающейся ракеты
RU2241950C1 (ru) Способ управления ракетой и система наведения ракеты для его осуществления
RU2282816C1 (ru) Способ формирования команд управления вращающейся вокруг продольной оси двухканальной ракетой
US4021007A (en) Pitch-yaw stabilization system
RU2235969C1 (ru) Устройство формирования команд управления вращающейся вокруг продольной оси ракетой
RU2548687C1 (ru) Способ наведения вращающейся ракеты и система наведения для его осуществления
CN109459583B (zh) 一种基于激光测风的轻武器弹道偏离预测方法
RU2413918C1 (ru) Способ формирования сигналов управления ракетой
RU2326325C1 (ru) Способ и система наведения вращающейся ракеты
RU2373479C1 (ru) Способ формирования команд управления вращающейся вокруг продольной оси двухканальной ракетой и устройство для его осуществления

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20170403

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