RU2302358C1 - Autopilot for symmetrical guided anti-aircraft missile - Google Patents
Autopilot for symmetrical guided anti-aircraft missile Download PDFInfo
- Publication number
- RU2302358C1 RU2302358C1 RU2006102575/11A RU2006102575A RU2302358C1 RU 2302358 C1 RU2302358 C1 RU 2302358C1 RU 2006102575/11 A RU2006102575/11 A RU 2006102575/11A RU 2006102575 A RU2006102575 A RU 2006102575A RU 2302358 C1 RU2302358 C1 RU 2302358C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input
- output
- adder
- amplifier
- control
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к управлению летательными аппаратами, в частности к автопилотам зенитных управляемых ракет (ЗУР), и может быть использовано в ЗУР, имеющих симметричную аэродинамическую компоновку.The invention relates to the control of aircraft, in particular to autopilots of anti-aircraft guided missiles (SAM), and can be used in missiles with a symmetrical aerodynamic layout.
Автопилот, осуществляющий управление поперечными перегрузками и стабилизацию угловых движений ракеты с крестообразным расположением крыльев, в общем случае имеет три канала управления - канал управления движением тангажа, канал управления движением рысканья и канал управления движением крена, причем обычно каналы тангажа и курса (далее - каналы поперечного управления) имеют одинаковую структуру. В частности, канал поперечного управления (КПУ) содержит последовательно включенные формирователь сигнала ошибки по поперечному ускорению и формирователь сигнала управления приводом пары рулей, находящихся в одной плоскости, при этом формирователь сигнала ошибки содержит первый сумматор, первый вход которого, являясь входом канала, подключен к соответствующему выходу бортовой системы управления ракетой, а второй вход соединен с выходом датчика поперечной перегрузки ракеты, формирователь сигнала управления приводом рулей содержит второй сумматор, первый вход которого соединен с выходом первого сумматора, а второй вход - с выходом датчика угловой скорости ракеты. Канал управления углом крена (КУК) содержит последовательно включенные формирователь сигнала ошибки по крену и формирователь сигнала управления приводом элеронов ракеты, причем формирователь сигнала ошибки содержит третий сумматор, первый вход которого, являясь входом канала, подключен к соответствующему выходу бортовой системы управления ракетой, а второй вход соединен с выходом датчика угла крена ракеты, формирователь сигнала управления приводом элеронов содержит четвертый сумматор, первый вход которого соединен с выходом третьего сумматора, а второй вход - с выходом второго датчика угловой скорости ракеты [1].An autopilot that manages lateral overloads and stabilizes the angular movements of a missile with a crosswise-shaped wing, generally has three control channels — a pitch control channel, a yaw control channel and a roll control channel, usually pitch and course channels (hereinafter referred to as transverse channels) management) have the same structure. In particular, the transverse control channel (KPU) contains successively included transverse acceleration error signal driver and driver control signal driver pair of rudders located in the same plane, while the error signal driver contains a first adder, the first input of which, being the channel input, is connected to the corresponding output of the onboard missile control system, and the second input is connected to the output of the lateral overload sensor of the rocket, the driver of the steering wheel control signal contains A second adder, the first input of which is connected to the output of the first adder, and the second input to the output of the angular velocity sensor of the rocket. The roll angle control channel (CCC) contains a roll-off error signal driver and a rocket aileron drive driver, the error signal driver contains a third adder, the first input of which, being the channel input, is connected to the corresponding output of the onboard missile control system, and the second the input is connected to the output of the rocket roll angle sensor, the aileron drive control signal generator contains a fourth adder, the first input of which is connected to the third output about the adder, and the second input with the output of the second sensor of the angular velocity of the rocket [1].
Причина, препятствующая достижению указанного ниже технического результата при использовании известного автопилота, заключается в следующем. Симметричной ЗУР с крестообразным расположением рулей свойственна взаимосвязь движения по крену с поперечными движениями, причем определяющее влияние на такую взаимосвязь оказывает момент крена от косого обдува рулей при возникновении углов атаки. Известный автопилот формирует автономные сигналы управления движением крена и движением в двух взаимно перпендикулярных поперечных плоскостях расположения пар аэродинамических рулей, при этом движение ракеты в одной из указанных плоскостей не зависит от управляющих воздействий в другой плоскости, а движение относительно продольной оси не связано с управляющими воздействиями в поперечных плоскостях. Поэтому, в результате отсутствия в системе управления элеронами информации о параметрах поперечного движения, при выполнении резких маневров ЗУР в районе точки встречи с целью возникают значительные по величине моменты косого обдува рулей, вызывающие большие амплитудные выбросы угла крена, что снижает точность управления ЗУР, а в отдельных случаях приводит к нарушению устойчивости системы стабилизации угловых движений ракеты.The reason that impedes the achievement of the technical result indicated below when using the known autopilot is as follows. A symmetrical SAM with a cross-shaped arrangement of rudders is characterized by an interconnection of roll motion with transverse motions, and the defining influence on this relationship is exerted by the roll moment of oblique blowing of the rudders when angles of attack occur. The well-known autopilot generates autonomous control signals for the roll motion and the movement in two mutually perpendicular transverse planes of the aerodynamic rudder pairs, while the rocket movement in one of these planes is independent of the control actions in the other plane, and the movement relative to the longitudinal axis is not connected with the control actions in transverse planes. Therefore, as a result of the lack of information on the transverse motion parameters in the aileron control system, when performing sharp maneuvers of missiles in the vicinity of the meeting point with the target, significant values of oblique blowing of the rudders occur, causing large amplitude outliers of the roll angle, which reduces the accuracy of the missile control in some cases, it violates the stability of the system for stabilizing the angular motion of the rocket.
Задачей изобретения является улучшение динамических характеристик системы стабилизации угловых движений ЗУР при отработке значительных по величине знакопеременных команд управления по перегрузке за счет формирования дополнительной взаимосвязи между каналами автопилота, компенсирующей естественную аэродинамическую взаимосвязь между ними. Технический результат, достигаемый при осуществлении изобретения, выражается в повышении точности управления ЗУР.The objective of the invention is to improve the dynamic characteristics of the stabilization system of angular movements of missiles during the development of significant alternating control commands for overload due to the formation of an additional relationship between the autopilot channels, which compensates for the natural aerodynamic relationship between them. The technical result achieved by the implementation of the invention is expressed in increasing the accuracy of missile control.
Это достигается тем, что в известный автопилот симметричной ЗУР, включающий в себя первый и второй идентичные каналы поперечного управления, каждый из которых содержит последовательно включенные формирователь сигнала ошибки по поперечному ускорению и формирователь сигнала управления приводом пары рулей, находящихся в одной плоскости, причем формирователь сигнала ошибки по поперечному ускорению выполнен в виде первого сумматора, первый вход которого, являясь входом канала, подключен к соответствующему выходу бортовой системы управления ракетой, второй вход соединен с первым выходом датчика поперечной перегрузки ракеты в данной плоскости, а выход через согласующие элементы соединен с входом формирователя сигнала управления приводом пары рулей, и канал управления углом крена, содержащий последовательно включенные формирователь сигнала ошибки по крену и формирователь сигнала управления приводом всех рулей ракеты, причем формирователь сигнала ошибки по крену выполнен в виде третьего сумматора, первый вход которого, являясь входом канала, подключен к соответствующему выходу бортовой системы управления ракетой, второй вход соединен с выходом датчика угла крена ракеты, а выход через согласующие элементы соединен с входом формирователя сигнала управления приводом всех рулей ракеты, в соответствии с изобретением введены блок компенсации аэродинамической взаимосвязи каналов автопилота и формирователь сигналов управления рулями, причем блок компенсации аэродинамической взаимосвязи каналов автопилота содержит последовательно включенные первый усилитель, первый инвертор и первый коммутатор, последовательно включенные второй усилитель, второй инвертор и второй коммутатор, последовательно включенные первый усилитель-сумматор, ограничитель, третий инвертор и четвертый сумматор, а также формирователь сигналов управления коммутаторами, устройство выделения модуля и знака, формирователь условий переключения, схему обратной связи, при этом вход первого усилителя соединен со вторым выходом датчика поперечной перегрузки первого канала поперечного управления, вход второго усилителя соединен со вторым выходом датчика поперечной перегрузки второго канала поперечного управления, выходы первого и второго усилителей также соединены с вторыми входами соответственно первого и второго коммутаторов, первым и вторым входами устройства выделения модуля и знака, третий и четвертый входы которого соединены также с выходами соответственно второго и первого инверторов; первый и второй выходы устройства выделения модуля и знака соединены с первым и вторым входами формирователя сигналов управления коммутаторами, а третий и четвертый выходы - с первым и вторым входами формирователя условий переключения, первый и второй выходы которого соединены соответственно с четвертым и третьим входами формирователя сигналов управления коммутаторами, первый и второй, третий и четвертый выходы которого соединены с третьими и четвертыми входами соответственно первого и второго коммутаторов, выходы которых объединены и соединены с входом первого усилителя-сумматора, выход которого подключен также к первому входу схемы обратной связи, выход которой соединен с входом первого усилителя-сумматора, а второй вход подключен к внешнему источнику сигналов коррекции; второй вход четвертого сумматора соединен с выходом формирователя сигнала управления приводом элеронов ракеты канала управления углом крена, а выход четвертого сумматора - с третьим входом формирователя сигналов управления рулями, первый и второй входы которого соединены с выходами формирователей сигнала управления приводом пары рулей соответственно первого и второго каналов поперечного управления.This is achieved by the fact that in the well-known autopilot of a symmetrical SAM, which includes the first and second identical lateral control channels, each of which contains a transverse acceleration error signal shaper and a steering signal shaper for controlling a pair of rudders in the same plane, the signal shaper transverse acceleration errors are made in the form of a first adder, the first input of which, being the channel input, is connected to the corresponding output of the onboard control system rocket, the second input is connected to the first output of the transverse overload sensor of the rocket in this plane, and the output through the matching elements is connected to the input of the driver pair of the rudder drive control signal, and the roll angle control channel containing the roll signal shaper and control signal shaper in series the drive of all the rudders of the rocket, and the rollshaper of the error signal for the roll is made in the form of a third adder, the first input of which, being the input of the channel, is connected to the corresponding at the exit of the onboard missile control system, the second input is connected to the output of the rocket roll angle sensor, and the output is connected via matching elements to the input of the driver control signal of the rocket all the rudders of the rocket, in accordance with the invention, a block for compensating the aerodynamic relationship of the autopilot channels and a rudder of steering control signals are introduced, moreover, the compensation unit for the aerodynamic relationship of the autopilot channels contains a series-connected first amplifier, a first inverter and a first switch, the last The second amplifier, the second inverter and the second switch, the first amplifier-adder, the limiter, the third inverter and the fourth adder, as well as the switch control signal generator, the module and sign extraction device, the switching condition generator, the feedback circuit, the input is connected in series the first amplifier is connected to the second output of the transverse overload sensor of the first transverse control channel, the input of the second amplifier is connected to the second output of the transverse overload sensor hands of the second transverse control channel, the outputs of the first and second amplifiers are also connected to the second inputs of the first and second switches, respectively, the first and second inputs of the module and sign extraction device, the third and fourth inputs of which are also connected to the outputs of the second and first inverters, respectively; the first and second outputs of the module and sign extraction device are connected to the first and second inputs of the switch control signal generator, and the third and fourth outputs are connected to the first and second inputs of the switch conditioner, the first and second outputs of which are connected to the fourth and third inputs of the control signal generator, respectively switches, the first and second, third and fourth outputs of which are connected to the third and fourth inputs, respectively, of the first and second switches, the outputs of which are combined and connected to the input of the first amplifier-adder, the output of which is also connected to the first input of the feedback circuit, the output of which is connected to the input of the first amplifier-adder, and the second input is connected to an external source of correction signals; the second input of the fourth adder is connected to the output of the shaper of the aileron drive rocket control channel roll angle, and the fourth adder is connected to the third input of the shaper of steering control signals, the first and second inputs of which are connected to the outputs of the shapers of the control signal of the drive pair of steering wheels of the first and second channels lateral control.
Формирователь сигналов управления рулями содержит четвертый и пятый инверторы, последовательно включенные второй усилитель-сумматор и первый усилитель мощности, выход которого связан с рулевой машиной первого руля; последовательно включенные третий усилитель-сумматор и второй усилитель мощности, выход которого связан с рулевой машиной третьего руля; последовательно включенные четвертый усилитель-сумматор и третий усилитель мощности, выход которого связан с рулевой машиной второго руля; последовательно включенные пятый усилитель-сумматор и четвертый усилитель мощности, выход которого связан с рулевой машиной четвертого руля; при этом первые входы второго и третьего усилителей-сумматоров объединены и, являясь первым входом блока, подключены к выходу формирователя сигнала управления приводом пары рулей первого канал поперечного управления; первые входы четвертого и пятого усилителей-сумматоров объединены и, являясь вторым входом блока, подключены к выходу формирователя сигнала управления приводом пары рулей второго канала поперечного управления; вторые входы третьего и четвертого усилителей-сумматоров объединены и, являясь третьим входом блока, подключены к выходу четвертого сумматора в канале управления углом крена, к которому через четвертый инвертор подключен также второй вход второго усилителя-сумматора, а через третий инвертор - второй вход пятого усилителя-сумматора.The rudder control signal generator comprises a fourth and fifth inverters, a second combiner-adder and a first power amplifier sequentially connected, the output of which is connected to the steering wheel of the first steering wheel; sequentially connected the third amplifier-adder and the second power amplifier, the output of which is connected with the steering machine of the third steering wheel; in series, a fourth power adder and a third power amplifier, the output of which is connected to the steering wheel of the second steering wheel; sequentially connected the fifth amplifier-adder and the fourth power amplifier, the output of which is connected to the steering wheel of the fourth steering wheel; the first inputs of the second and third amplifier-combiners are combined and, being the first input of the unit, connected to the output of the driver of the control signal to drive a pair of rudders of the first channel of the transverse control; the first inputs of the fourth and fifth amplifier-combiners are combined and, being the second input of the block, connected to the output of the driver of the control signal to drive a pair of rudders of the second channel of the transverse control; the second inputs of the third and fourth amplifier-adders are combined and, being the third input of the block, connected to the output of the fourth adder in the roll angle control channel, to which the second input of the second amplifier-adder is also connected through the fourth inverter, and the second input of the fifth amplifier through the third inverter adder.
Изобретение поясняется графическими материалами, на которых представлены: фиг.1 - структурная схема автопилота для симметричной ЗУР; фиг.2 - структурная схема формирователя сигналов управления рулями; фиг.3 - взаимное положение поперечных осей симметричной ракеты и ее рулей.The invention is illustrated by graphic materials on which are presented: figure 1 is a structural diagram of an autopilot for a symmetric SAM; figure 2 is a structural diagram of a driver of steering signals; figure 3 - the relative position of the transverse axes of a symmetrical rocket and its rudders.
Автопилот для симметричной ЗУР (фиг.1) включает в себя первый 1 и второй 2 идентичные по структуре каналы поперечного управления (КПУ), канал управления углом крена (КУК) 3, формирователь сигналов управления рулями (ФСУ) 4 и блок компенсации аэродинамической взаимосвязи каналов (БКАВ) 5. Каждый КПУ содержит последовательно включенные формирователь сигнала ошибки по поперечному ускорению и формирователь сигнала управления приводом пары рулей, находящихся в одной плоскости. Формирователь сигнала ошибки по поперечному ускорению выполнен в виде первого сумматора 6 (61 в первом КПУ и, соответственно, 62 во втором КПУ), первый вход которого, являясь входом КПУ (соответственно K1, K2), подключен к соответствующему выходу бортовой системы управления поперечной перегрузкой ракеты (на схеме не показана). Второй вход сумматора 61 (62) соединен с первым выходом датчика 71 (72) поперечной перегрузки ракеты в соответствующей плоскости, а выход через согласующие элементы (на схеме не показаны) соединен с входом формирователя 81 (82) сигнала управления приводом пары рулей. В качестве последнего может быть использована типовая схема с сумматором, датчиком угловой скорости и согласующими элементами [1]. Выходы формирователей 81, 82 сигнала управления приводом пары рулей первого 1 и второго 2 КПУ соединены соответственно с первым и вторым входами ФСУ 4. Канал управления углом крена (КУК) 3 содержит формирователь сигнала ошибки по крену, выполненный в виде третьего сумматора 63, первый вход которого, являясь входом канала К3, подключен к соответствующему выходу бортовой системы управления креном ракеты, второй вход соединен с выходом датчика 9 угла крена ракеты. Через согласующие элементы (на схеме не показаны) выход третьего сумматора 63 соединен с входом формирователя 10 сигнала управления приводом элеронов ракеты, который может быть выполнен в виде сумматора с датчиком угловой скорости и согласующими элементами. Его выход через четвертый сумматор 64 подключен к третьему входу ФСУ 4.The autopilot for a symmetrical missile launcher (Fig. 1) includes the first 1 and second 2 transverse control channels (KPUs) identical in structure, a roll angle control channel (KKU) 3, a rudder control signal generator (FSU) 4 and a channel aerodynamic relationship compensation unit (BKAV) 5. Each control unit contains successively included transverse acceleration error signal driver and driver control signal driver pair of rudders located in one plane. The transverse acceleration error signal generator is made in the form of the first adder 6 (6 1 in the first CPU and, accordingly, 6 2 in the second CPU), the first input of which, being the input of the CPU (respectively K 1 , K 2 ), is connected to the corresponding output on-board missile transverse overload control systems (not shown in the diagram). The second input of the adder 6 1 (6 2 ) is connected to the first output of the transverse overload sensor 7 1 (7 2 ) in the corresponding plane, and the output through the matching elements (not shown in the diagram) is connected to the input of the control signal generator 8 1 (8 2 ) driven pair of rudders. As the latter, a typical circuit with an adder, an angular velocity sensor and matching elements can be used [1]. The outputs of the formers 8 1 , 8 2 of the control signal for the drive of the pair of rudders of the first 1 and second 2 control gears are connected respectively to the first and second inputs of the
Блок компенсации аэродинамической взаимосвязи каналов автопилота (БКАВ) 5 содержит последовательно включенные первый усилитель 111, первый инвертор 121 и первый коммутатор 131; последовательно включенные второй усилитель 112, второй инвертор 122 и второй коммутатор 132; последовательно включенные первый усилитель-сумматор 141, ограничитель 15, третий инвертор 123; схему обратной связи 16, устройство выделения модуля и знака 17, формирователь условий переключения 18 и формирователь сигналов управления коммутаторами 19. Вход первого усилителя 111 соединен со вторым выходом датчика 71 поперечной перегрузки первого КПУ 1, вход второго усилителя 112 соединен со вторым выходом датчика 72 поперечной перегрузки второго КПУ 2. Выходы первого 111 и второго 112 усилителей соединены также соответственно со вторыми входами первого 131 и второго 132 коммутаторов, третьим и первым входами устройства выделения модуля и знака 17, второй и четвертый входы которого соединены также с выходами соответственно второго 132 и первого 131 инверторов. Первый и второй выходы устройства выделения модуля и знака 17 соединены соответственно с первым и вторым входами формирователя условий переключения 18, а третий и четвертый выходы - соответственно с первым и вторым входами формирователя сигналов управления коммутаторами 19, третий и четвертый входы которого соединены с первым и вторым выходами формирователя условий переключения 18. Первый и второй, третий и четвертый выходы формирователя сигналов управления коммутаторами 19 соединены с третьими и четвертыми входами соответственно первого 131 и второго 132 коммутаторов. Их выходы объединены и соединены с входом первого усилителя-сумматора 141, выход которого подключен также к первому входу схемы обратной связи 16, выход которой соединен с входом первого усилителя-сумматора 141, а второй вход К4 подключен к внешнему источнику сигналов коррекции. Второй вход четвертого сумматора 64 соединен с выходом формирователя 10 сигнала управления приводом элеронов ракеты в КУК 3, а выход - с третьим входом ФСУ 4, первый и второй входы которого соединены с выходами формирователей 81, 82 сигналов управления приводами пар рулей соответственно первого 1 и второго 2 ПКУ.The compensation unit for the aerodynamic relationship of the autopilot channels (BKAV) 5 comprises serially connected first amplifier 11 1 , a first inverter 12 1 and a first switch 13 1 ; the second amplifier 11 2 , the second inverter 12 2 and the second switch 13 2 connected in series; sequentially connected the first amplifier-adder 14 1 , the limiter 15, the third inverter 12 3 ; feedback circuit 16, module and sign extraction device 17, switching condition generator 18 and switch control signal generator 19. The input of the first amplifier 11 1 is connected to the second output of the transverse overload sensor 7 1 of the
Формирователь сигналов управления рулями (ФСУ) 4 (фиг.2) содержит четвертый 124 и пятый 125 инверторы; последовательно включенные второй усилитель-сумматор 142 и первый усилитель мощности 201, выход которого связан с рулевой машиной первого руля (δ1); последовательно включенные третий усилитель-сумматор 143 и второй усилитель мощности 202, выход которого связан с рулевой машиной третьего руля (δ3); последовательно включенные четвертый усилитель-сумматор 144 и третий усилитель мощности 203, выход которого связан с рулевой машиной второго руля (δ2); последовательно включенные пятый усилитель-сумматор 145 и четвертый усилитель мощности 204, выход которого связан с рулевой машиной четвертого руля (δ4). Первые входы второго 142 и третьего 143 усилителей-сумматоров объединены и, являясь первым входом блока, подключены к выходу формирователя 81 сигнала управления приводом пары рулей первого КПУ. Первые входы четвертого 144 и пятого 145 усилителей-сумматоров объединены и, являясь вторым входом блока, подключены к выходу формирователя 82 сигнала управления приводом пары рулей второго КПУ. Вторые входы третьего 143 и четвертого 144 усилителей-сумматоров объединены и, являясь третьим входом блока, подключены к выходу четвертого сумматора 64 в канале управления утлом крена 3. К нему же через четвертый инвертор 124 подключен также второй вход второго усилителя-сумматора 142 и через пятый инвертор 125 - второй вход пятого усилителя-сумматора 145.Shaper steering control signals (FSU) 4 (figure 2) contains a fourth 12 4 and fifth 12 5 inverters; sequentially connected the second amplifier-adder 14 2 and the first power amplifier 20 1 , the output of which is connected to the steering machine of the first steering wheel (δ 1 ); sequentially connected the third amplifier-adder 14 3 and the second power amplifier 20 2 , the output of which is connected to the steering machine of the third steering wheel (δ 3 ); sequentially connected the fourth amplifier-adder 14 4 and the third power amplifier 20 3 , the output of which is connected to the steering wheel of the second steering wheel (δ 2 ); sequentially connected the fifth amplifier-adder 14 5 and the fourth power amplifier 20 4 , the output of which is connected to the steering wheel of the fourth steering wheel (δ 4 ). The first inputs of the second 14 2 and third 14 3 of the amplifier-adders are combined and, being the first input of the block, are connected to the output of the driver 1 1 of the control signal for the drive of the pair of rudders of the first KPU. The first inputs of the fourth 14 4 and fifth 14 5 amplifier-combiners are combined and, being the second input of the unit, connected to the output of the driver 8 2 of the control signal of the drive pair of rudders of the second CPU. The second inputs of the third 14 3 and fourth 14 4 amplifier-adders are combined and, being the third input of the unit, connected to the output of the fourth adder 6 4 in the control channel of the roll of the
Блоки и элементы автопилота выполнены по известным правилам на типовых устройствах цифровой вычислительной техники [2].Blocks and elements of the autopilot are made according to well-known rules on typical devices of digital computing [2].
Заявленный трехканальный автопилот для симметричной ЗУР работает следующим образом. В процессе управляемого полета ЗУР одновременно на входы первых сумматоров 61, 62 соответственно первого 1 и второго 2 КПУ подаются команды K1, К2 управления ракетой в поперечных плоскостях, совпадающих с плоскостями расположения пар аэродинамических рулей, а на первый вход третьего сумматора 63 в КУК 3 - команда К3 управления креном ракеты для обеспечения оптимальной траектории ее полета в точку встречи с целью. При этом в поперечных плоскостях 01, 02 (фиг.3) возникают соответствующие поперечные перегрузки W1, W2, величины которых измеряются датчиками 71, 72 и определяются выражениями [3]:The claimed three-channel autopilot for a symmetric missiles works as follows. Under controlled flight ZUR simultaneously to the inputs of the first adders 6 1, 6 2, respectively, the first 1 and second 2 KPU supplied command K 1, K 2 control the missile in transverse planes coinciding with the pairs of the plane of the aerodynamic control surfaces, and to a first input of the third adder 6 3 in KUK 3 - the K 3 command of rocket roll control to ensure the optimal trajectory of its flight to the meeting point for the purpose. Thus in the
W1=V·a4·α1; W2=V·a4·α2,W 1 = V · a 4 · α 1 ; W 2 = V · a 4 · α 2 ,
где V - скорость полета ракеты;where V is the flight speed of the rocket;
a4 - коэффициент подъемной силы ракеты;a 4 is the lift coefficient of the rocket;
α1, α2 - углы атаки в поперечных плоскостях.α 1 , α 2 - angles of attack in the transverse planes.
С выхода датчика 71 сигнал, пропорциональный поперечному ускорению, подается в первый сумматор 61 первого КПУ, на выходе которого формируется сигнал ошибки ΔW1=K1-W1, на основе которого в формирователе 81 первого ПКУ формируется сигнал управления σ1 в данной плоскости, который подается на первый вход формирователя сигналов управления рулями (ФСУ) 4 для отклонения рулей 211, 213 в плоскости 01 (фиг.3) на углы δ1, δ3 соответственно. Аналогично на выходе первого сумматора 62 формируется сигнал ошибки ΔW2=К2-W2, на основе которого в формирователе 82 второго ПКУ формируется сигнал управления σ2 в другой плоскости, который подается на второй вход ФСУ 4 для отклонения рулей 212, 214 в плоскости 02 соответственно на углы δ2, δ4. На выходе третьего сумматора 63 КУК 3 формируется сигнал ошибки Δγ=К2-γ, где γ - угол крена ракеты, измеряемый датчиком 9. На его основе в формирователе 10 КУК 3 формируется сигнал управления σ3, который через четвертый сумматор 64 подается на третий вход ФСУ 4 для управления всеми рулями 211-214 в качестве элеронов.From the output of one sensor 7 a signal proportional to the transverse acceleration is supplied to a first summator 6 1 of the first CPU, the output of which is formed an error signal ΔW 1 = K 1 -W 1, on which a driver 8 first FCCH 1 σ 1 is formed in the control signal this plane, which is fed to the first input of the rudder control signal generator (FSU) 4 to deflect the rudders 21 1 , 21 3 in the plane 01 (Fig. 3) at angles δ 1 , δ 3, respectively. Similarly, at the output of the first adder 6 2 , an error signal ΔW 2 = K 2 -W 2 is generated, on the basis of which a control signal σ 2 in another plane is generated in the former 8 2 of the second control panel, which is fed to the second input of the
ФСУ 4 работает следующим образом (фиг.2). На первые входы второго 142 и третьего 143 усилителей-сумматоров поступает сигнал управления σ1 с выхода первого КПУ, а на их вторые входы - сигнал управления σ3 с выхода КУК 3, причем на второй усилитель-сумматор 142 этот сигнал подается в инвертированном виде. Выходные сигналы второго 142 и третьего 143 усилителей-сумматоров затем усиливаются соответственно первым 201 и вторым 202 усилителями мощности и подаются на рулевые машины соответственно первого 211 и третьего 213 рулей ракеты. При этом реализуется отклонение эквивалентного руля 
При этом движение ракеты по крену определяется эквивалентным элероном:In this case, the rocket's movement along the roll is determined by the equivalent aileron:
а в результате косого обдува рулей ракеты появляется момент крена, действующий относительно ее продольной оси. Коэффициент момента косого обдува определяется выражением [3]:and as a result of oblique blowing of the rocket rudders, a roll moment appears, acting relative to its longitudinal axis. The coefficient of the oblique blowing moment is determined by the expression [3]:
где αк - угол атаки корпуса ракеты;where α to is the angle of attack of the rocket body;
М - число Маха;M is the Mach number;
γα - угол ориентации вектора скорости ракеты.γ α is the angle of orientation of the rocket velocity vector.
Если не компенсировать этот момент, то возникает вредное взаимовлияние между движением ракеты в поперечных плоскостях и по крену, приводящее к значительным выбросам угла крена по амплитуде и колебательности переходных процессов по поперечным ускорениям, что может нарушить устойчивость системы стабилизации в целом.If this moment is not compensated, then a harmful mutual influence arises between the rocket movement in the transverse planes and along the roll, leading to significant outliers of the roll angle in amplitude and transient vibrational oscillations in transverse accelerations, which may violate the stability of the stabilization system as a whole.
Известный способ компенсации аэродинамической взаимосвязи между движением ракеты в поперечных плоскостях и по крену основан на формировании дополнительного сигнала, пропорционального моменту крена от косого обдува, и вычитании его из сигнала управления σ3 приводами ракеты по крену [3]. Принцип формирования сигнала компенсации σком взаимосвязи заключается в следующем. Учитывая, что положение суммарного вектора перегрузки W (фиг.3) относительно поперечных осей ракеты 01, 02 в процессе полета может быть произвольным, а момент косого обдува определяется знакопеременной функцией sin4γα, в поперечной плоскости выделяются три области:A known method of compensating for the aerodynamic relationship between rocket movement in the transverse planes and along the roll is based on the formation of an additional signal proportional to the roll moment from oblique blowing, and subtracting it from the control signal σ 3 of the rocket drives along the roll [3]. The principle of generating a compensation signal σ com interconnection is as follows. Given that the position of the total overload vector W (Fig. 3) relative to the transverse axes of the
область 22 при |W2|≥k·|W1|;
область 23 при |W1|≥k·|W2|;
область 24 при |W1|<k·|W2| или |W2|<k·|W1|, k<1,
где k - константа, выбираемая при проектировании и формировании системы стабилизации.where k is a constant chosen during the design and formation of the stabilization system.
Сигнал компенсации взаимосвязи для области 22 формируется путем замены выражения sin4γα на выражение 4α1/αк·signW2, а для области 23 - выражением 4α2/αк·signW1. Выражение для момента косой обдувки принимает вид:The correlation compensation signal for
где Ck - коэффициент линейной интерполяции f(αk, М) по М;where C k is the linear interpolation coefficient f (α k , M) over M;
f(Δ) - функция коррекции коэффициента усиления аппаратурной взаимосвязи;f (Δ) is the correction function of the gain of the hardware relationship;
Δ - аргумент коррекции (скоростной напор, продольное ускорение ракеты и т.д.);Δ - correction argument (velocity head, longitudinal acceleration of the rocket, etc.);
Для области 24 сигнал компенсации взаимосвязи имеет вид:For
Согласно приведенным выражениям, искомый сигнал компенсации σком взаимосвязи выбирают из трех указанных сигналов управления в зависимости от ориентации поперечных осей ракеты относительно плоскости, проходящей через вектор ее суммарного поперечного ускорения и продольную ось. В заявленном автопилоте это производится в БКАВ 5 (фиг.1), который работает следующим образом.According to the above expressions, the desired compensation signal σ com of the relationship is selected from the three indicated control signals depending on the orientation of the transverse axes of the rocket relative to the plane passing through the vector of its total transverse acceleration and the longitudinal axis. In the claimed autopilot, this is done in BKAV 5 (figure 1), which works as follows.
Аналоговый сигнал, пропорциональный поперечной перегрузке W1 со второго выхода датчика 71 первого ПКУ, через первый вход блока поступает на вход первого усилителя 111, а аналоговый сигнал, пропорциональный поперечной перегрузке W2 со второго выхода датчика 72 второго ПКУ, через второй вход блока поступает на вход второго усилителя 112. С выхода первого усилителя 111 усиленный сигнал подается на первый вход устройства выделения модуля и знака 17, второй вход первого коммутатора 131 и вход первого инвертора 121, с выхода которого сигнал поступает также на второй вход устройства выделения модуля и знака 17. С выхода второго усилителя 112 усиленный сигнал подается на третий вход устройства выделения модуля и знака 17, второй вход второго коммутатора 132 и вход второго инвертора 122, с выхода которого сигнал поступает также на четвертый вход устройства выделения модуля и знака 17. В устройстве осуществляется выделение модулей перегрузок |W1|, |W2| и знаков функций signW1, signW2. Аналоговые сигналы, пропорциональные модулям |W1|, |W2|, соответственно с первого и второго выходов устройства 17 поступают на первый и второй входы формирователя условий переключения 18, где преобразуются в два цифровых сигнала двух уровней («0», «1») так, что с первого выхода формирователя снимается сигнал, "нулевое" значение которого соответствует условию |W2|≤k·|W1|, "единичное" значение - условию |W2|≥k·|W1|, а со второго выхода снимается сигнал, "нулевое" значение которого соответствует условию |W1|>k·|W2|, "единичное" значение - условию |W1|<k·|W2|. Эти сигналы подаются соответственно на третий и четвертый входы формирователя сигналов управления коммутаторами 19, на первый и второй ходы которого с третьего и четвертого выходов устройства выделения модуля и знака 17 поступают цифровые сигналы двух уровней, несущие информацию о знаках функций соответственно signW1 и signW2. Цифровые двухуровневые выходные сигналы поступают на первый 131 и второй 132 коммутаторы, с объединенного выхода которых снимается сформированный в соответствии с рассмотренным выше алгоритмом аналоговый сигнал компенсации взаимосвязи, который поступает на первый усилитель-сумматор 141, охваченный обратной связью 16. На второй вход схемы обратной связи 16 подаются внешние сигналы коррекции К4 коэффициента усиления первого усилителя-сумматора 141 (учитывающие такие факторы, как скоростной напор, продольные ускорения ракеты и т.д.), который выбирается из условия наилучшей сходимости момента косой обдувки mхко, и сигнала компенсации σком взаимосвязи. С выхода первого усилителя сумматора 141 сигнал компенсации σком взаимосвязи через ограничитель 15 и третий инвертор 123 подается на второй вход четвертого сумматора 64 в КУК 3, где вычитается из сигнала управления σ3 элеронами.An analog signal proportional to the transverse overload W 1 from the second output of the sensor 7 1 of the first PCU, through the first input of the block goes to the input of the first amplifier 11 1 , and an analog signal proportional to the transverse overload W 2 from the second output of the sensor 7 2 of the second PCU, through the second input unit is fed to the input of the second amplifier 11 2 . From the output of the first amplifier 11 1, the amplified signal is fed to the first input of the module and sign extraction device 17, the second input of the first switch 13 1 and the input of the first inverter 12 1 , the output of which is also fed to the second input of the module and sign extraction device 17. From the output second amplifier 11 February amplified signal is supplied to the third input of the module isolation device 17 and the sign, the second input of the second module 13 2 and the input of the second inverter February 12, from which output signal is also supplied to the fourth input of the module isolation device 17. The sign and y troystve carried allocation modules accelerations | W 1 |, | W 2 | and signs of functions signW 1 , signW 2 . Analog signals proportional to the modules | W 1 |, | W 2 |, respectively, from the first and second outputs of the device 17 are fed to the first and second inputs of the conditioner switching conditions 18, where they are converted into two digital signals of two levels ("0", "1" ) so that a signal is taken from the first output of the former, the “zero” value of which corresponds to the condition | W 2 | ≤k · | W 1 |, the “single” value corresponds to the condition | W 2 | ≥k · | W 1 |, and the second output, a signal is taken whose “zero” value corresponds to the condition | W 1 |> k · | W 2 |, the “single” value corresponds to the condition | W 1 | <k · | W 2 | . These signals are supplied respectively to the third and fourth inputs of the shaper of control signals of the switches 19, the first and second moves of which from the third and fourth outputs of the module and sign 17 extraction devices receive digital signals of two levels that carry information about the signs of functions respectively signW 1 and signW 2 . Digital two-level output signals are fed to the first 13 1 and second 13 2 switches, from the combined output of which the analog correlation compensation signal generated in accordance with the above algorithm is received, which is fed to the first amplifier-adder 14 1 , covered by feedback 16. To the second input a feedback circuit 16 to external signals are adjusted to 4 gain of the first amplifier-adder January 14 (taking into account such factors as the speed pressure, the missile longitudinal acceleration, etc.), which ybiraetsya of the best conditions for convergence points oblique blasting XKO m, and the compensation signal σ com relationship. From the output of the first amplifier of the adder 14 1, the compensation signal σ com the relationship through the limiter 15 and the third inverter 12 3 is fed to the second input of the fourth adder 6 4 in the
С помощью математического моделирования установлено, что использование изобретения обеспечивает существенное уменьшение колебательности переходных процессов по поперечным ускорениям при отработке скачкообразных входных команд управления К1 или К2 и позволяет уменьшить выброс по углу крена в 4-5 раз.Using mathematical modeling, it was found that the use of the invention provides a significant reduction in transient oscillations in transverse accelerations when practicing jump-type input control commands K1 or K2 and allows to reduce the roll angle roll by 4-5 times.
Источники информации:Information sources:
1. В.К. Святодух. Динамика пространственного движения управляемых ракет. М., «Машиностроение», 1969, стр.79-81, рис.2.7, 2.8.1. V.K. Holy spirit. The dynamics of the spatial motion of guided missiles. M., "Engineering", 1969, pp. 79-81, Fig. 2.7, 2.8.
2. Интегральные микросхемы. М., «Энергоатомиздат», 1985.2. Integrated circuits. M., "Energoatomizdat", 1985.
3. RU 2089452, В64С 17/06, 1997.3. RU 2089452, B64C 17/06, 1997.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006102575/11A RU2302358C1 (en) | 2006-01-31 | 2006-01-31 | Autopilot for symmetrical guided anti-aircraft missile |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006102575/11A RU2302358C1 (en) | 2006-01-31 | 2006-01-31 | Autopilot for symmetrical guided anti-aircraft missile |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2302358C1 true RU2302358C1 (en) | 2007-07-10 |
Family
ID=38316629
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006102575/11A RU2302358C1 (en) | 2006-01-31 | 2006-01-31 | Autopilot for symmetrical guided anti-aircraft missile |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2302358C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109270840A (en) * | 2018-09-28 | 2019-01-25 | 四川航天系统工程研究所 | A kind of missile control system time-variable correction network discretization method |
-
2006
- 2006-01-31 RU RU2006102575/11A patent/RU2302358C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| СВЯТОДУХ В.К. Динамика пространственного движения управляемых ракет. - М.: Машиностроение, 1969, с.79-81. ГОЛУБЕВ И.С., СВЕТЛОВА В.С. Проектирование зенитных управляемых ракет. - М.: МАИ, 1999. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109270840A (en) * | 2018-09-28 | 2019-01-25 | 四川航天系统工程研究所 | A kind of missile control system time-variable correction network discretization method |
| CN109270840B (en) * | 2018-09-28 | 2024-05-17 | 四川航天系统工程研究所 | Time-varying correction network discretization method for missile control system |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP6336174B1 (en) | Ship motion control apparatus and motion control method | |
| CN110347170B (en) | Reusable carrier reentry segment robust fault-tolerant guidance control system and working method | |
| CN102163059B (en) | Attitude control system and attitude control method of variable thrust unmanned aerial vehicle | |
| Lee et al. | Formation flight of unmanned aerial vehicles using track guidance | |
| CN109782795B (en) | Transverse control method and control system for coupled surface-symmetric hypersonic aircraft | |
| Bhargavapuri et al. | Robust nonlinear control of a variable-pitch quadrotor with the flip maneuver | |
| Lungu et al. | Automatic control of aircraft lateral-directional motion during landing using neural networks and radio-technical subsystems | |
| CN111290278B (en) | Hypersonic aircraft robust attitude control method based on prediction sliding mode | |
| US20090014595A1 (en) | Electrical control system for an aircraft steering vane | |
| Akyazı et al. | A self-tuning fuzzy logic controller for aircraft roll control system | |
| CN105116914A (en) | Stratospheric-airship-analytic-model-based prediction path tracking control method | |
| Lungu et al. | Control of Aircraft Landing using the Dynamic Inversion and the H-inf Control | |
| RU2302358C1 (en) | Autopilot for symmetrical guided anti-aircraft missile | |
| Lemon et al. | Model reference adaptive fight control adapted for general aviation: controller gain simulation and preliminary flight testing on a bonanza fly-by-wire testbed | |
| RU2374602C2 (en) | Method for generation of symmetrical missile control signals | |
| RU2392186C2 (en) | Method to control twin-engine aircraft and system to this end | |
| Yang et al. | A hybrid NDI control method for the high-alpha super-maneuver flight control | |
| Sharma et al. | Simulation of maritime helicopter dynamics during approach to landing with time-accurate wind-over-deck | |
| RU56330U1 (en) | AUTOPILOT FOR A SYMMETRIC ANTI-MANAGED ROCKET | |
| Crespo et al. | Design of a model reference adaptive controller for an unmanned air vehicle | |
| Abdulhamitbilal et al. | Gain scheduled automatic flight control systems design for a light commercial helicopter model | |
| Mohamed et al. | Design and comparison of two-loop with PI and three-loop autopilot for static unstable missile | |
| Burken et al. | Flight test comparison of different adaptive augmentations of fault tolerant control laws for a modified F-15 aircraft | |
| Jianhua | Trajectory tracking control for a quadrotor helicopter based on sliding mode theory | |
| Mooij et al. | Robust re-entry guidance and control system design and analysis |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20080201 |