RU2326323C2 - Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа (варианты) - Google Patents

Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа (варианты) Download PDF

Info

Publication number
RU2326323C2
RU2326323C2 RU2006127747/02A RU2006127747A RU2326323C2 RU 2326323 C2 RU2326323 C2 RU 2326323C2 RU 2006127747/02 A RU2006127747/02 A RU 2006127747/02A RU 2006127747 A RU2006127747 A RU 2006127747A RU 2326323 C2 RU2326323 C2 RU 2326323C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
signal
relay
rocket
signals
roll
Prior art date
Application number
RU2006127747/02A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2006127747A (ru
Inventor
Юрий Дмитриевич Копылов (RU)
Юрий Дмитриевич Копылов
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 RU2006127747/02A priority Critical patent/RU2326323C2/ru
Publication of RU2006127747A publication Critical patent/RU2006127747A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2326323C2 publication Critical patent/RU2326323C2/ru

Links

Images

Landscapes

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

Abstract

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР. Способ наведения вращающейся ракеты включает формирование модулированного излучения на пусковом устройстве, прием излучения на ракете и выработку сигналов управления в вертикальной и в горизонтальной плоскостях, формирование релейных трехпозиционных периодических по углу крена ракеты сигналов, формирование релейного двухпозиционного сигнала. Релейный двухпозиционный сигнал формируют на каждом периоде вращения ракеты по крену из сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях по приведенным зависимостям. Технический результат - повышение точности наведения вращающихся по углу крена ракет с релейными приводами рулевых органов. 2 н.п. ф-лы, 7 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 с релейным приводом рулевого органа (ПРО), является увеличение точности наведения на цель.
Известен способ наведения вращающейся ракеты с релейным ПРО (прототип), реализованный в устройстве формирования релейных сигналов управления вращающейся по углу крена ракетой, включающий формирование модулированного излучения на пусковом устройстве, прием излучения на ракете и выработку сигналов управления в вертикальной hy и в горизонтальной hz плоскостях, формирование релейных трехпозиционных периодических по углу γ крена ракеты сигналов с(γ) и s(γ), сдвинутых друг относительно друга на угол π/2, формирование релейного двухпозиционного сигнала V посредством определения знака суммы сигналов управления, промодулированных периодическими по углу крена сигналами, и сигнала линеаризации Uл1 с амплитудой Ал, синфазного с периодическими по углу крена сигналами, преобразование полученного релейного сигнала управления в отклонение рулевого органа ракеты (патент RU №2184921, МПК7 F41G 7/00, F42B 15/01, 03.04.00).
Одноканальный сигнал управления V, поступающий на релейный ПРО, формируется согласно этому способу в соответствии с зависимостью
V=sign(hуc(γ)+hzs(γ)+Uл1)
и обеспечивает управление на основе широтно-импульсной модуляции, при которой информация о величине команд заключена в соотношении длительностей верхнего и нижнего уровней сигнала, которым соответствует положение рулей ракеты на одном или другом упоре.
Вид сигнала Uл1 на каждом периоде вращения ракеты по крену определяется зависимостью:
Figure 00000001
Комплексная амплитуда
Figure 00000002
первой гармоники разложения в ряд Фурье сформированного выходного сигнала V определяется выражением:
Figure 00000003
где
Figure 00000004
;
Figure 00000005
- проекции комплексной амплитуды
Figure 00000002
на оси декартовой системы координат, представляющие собой результирующие команды управления в вертикальной и горизонтальной плоскости.
В соответствии с разложением в ряд проекции
Figure 00000006
имеют вид:
Figure 00000007
Figure 00000008
где ky,z - нормированные по амплитуде линеаризации сигналы управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях:
Figure 00000009
Результирующая команда на рули в вертикальной плоскости
Figure 00000010
при таком способе зависит не только от нормированного сигнала управления ky в вертикальной плоскости, но и от величины нормированного сигнала управления kz в горизонтальной плоскости. Границы поля возможных команд управления, именуемого в дальнейшем «криволинейным», приведены на фиг.1. Оно представляет собой совокупность дуг, соответствующих фиксированным значениям вертикальной результирующей команды при изменении значений горизонтальной команды.
Диапазон изменения результирующей команды на ПРО составляет:
в вертикальной плоскости (
Figure 00000011
):
от минус 0,53 до 1,27 (при нулевой команде в горизонтали),
от минус 0,9 до 0,9 (при максимальной команде в горизонтали);
в горизонтальной плоскости (
Figure 00000012
):
от минус 0,9 до 0,9.
В «криволинейном» поле формируется дополнительная команда вверх
Figure 00000013
(она соответствует штриховой линии на фиг.1), что необходимо для управления ракетами с дефицитом располагаемой перегрузки, поскольку в вертикальной плоскости ракета должна развивать ускорение, компенсирующее ускорение от силы тяжести. Под располагаемой перегрузкой ракеты понимается наибольшая перегрузка (ускорение) ракеты, которую она может развить при максимальном отклонении рулей (Дмитриевский А.А. Внешняя баллистика. - М.: Машиностроение, 1979, с.126). В области отрицательных команд (команд вниз) при таком способе принудительно реализуется ограничение (нижняя граница поля на фиг.1).
Наибольшая дополнительная прибавка команды по вертикали
Figure 00000014
в «криволинейном» поле обеспечивается при малых сигналах управления в горизонтальной плоскости, а при максимальных (или близких к ним) сигналах управления в горизонтали эффект прироста команды в вертикальной плоскости отсутствует (или невелик).
Границы поля возможных команд управления, которое может быть получено при линеаризации ПРО в известном способе сигналом вида Uл согласно зависимости
Figure 00000015
представлены на фиг.2. Такое поле будем именовать в дальнейшем «квадратным». Оно представляет собой совокупность прямых, параллельных оси абсцисс, соответствующих фиксированным значениям вертикальной команды, и, в отличие от «криволинейного» поля, независимых от значений горизонтальной команды. В соответствии с разложением в гармонический ряд результирующие команды на ПРО в вертикальной и горизонтальной плоскостях
Figure 00000016
при этом имеют вид
Figure 00000017
Figure 00000018
и формируются независимо друг от друга каждая в своей плоскости.
Диапазон изменения результирующих команд в обеих плоскостях для «квадратного» поля управления составляет: от минус 0,9 до 0,9. В «квадратном» поле дополнительная команда вверх отсутствует.
Для ракет с низкой начальной скоростью на участке переходного процесса при их встреливании в луч величина горизонтальных сигналов управления определяется наличием или отсутствием возмущающих факторов:
начальных возмущений (например, при выходе из контейнера, при раскрытии оперения);
воздействия бокового ветра.
Вследствие разброса величин горизонтальных команд и, соответственно, величины дополнительной прибавки вертикальной команды трубка возможного рассеивания траекторий управляемого полета в вертикальной плоскости для способа с «криволинейным» полем расширяется по сравнению со способом с «квадратным» полем управления. В свою очередь, способ с «квадратным» полем управления не обеспечивает прирост вертикальной команды, что необходимо при дефиците располагаемой перегрузки ракеты.
Ограничение команд вниз, реализуемое в «криволинейном» поле команд управления, на участке переходного процесса может ухудшать качество наведения.
Таким образом, недостатком способа с «криволинейным» полем возможных команд управления для определенного класса ракет (например, ракет с низкой начальной скоростью) является:
формирование команды в вертикальной плоскости в зависимости от величины команды в горизонтальной плоскости;
ограничение вертикальных команд вниз.
Задачей предлагаемого изобретения является расширение (по сравнению с известными способами) границ поля возможных команд управления в вертикальной плоскости независимо от наличия и отсутствия возмущающих факторов в горизонтальной плоскости, что повышает точность наведения ракет, в том числе, и в условиях дефицита располагаемой перегрузки.
Для решения поставленной задачи необходимо:
обеспечить возможность формирования максимальных команд управления в вертикальной плоскости не только вверх (как в способе с «криволинейным» полем команд), но и вниз;
обеспечить независимое формирование команд управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях (как в способе с «квадратным» полем команд).
В первом варианте предлагаемого способа наведения поставленная задача решается за счет того, что по сравнению с известным способом наведения вращающейся ракеты с релейным ПРО, включающим формирование модулированного излучения на пусковом устройстве, прием излучения на ракете и выработку сигналов управления в вертикальной hy и в горизонтальной hz плоскостях, формирование релейных трехпозиционных периодических по углу γ крена ракеты сигналов с(γ) и s(γ), сдвинутых друг относительно друга на угол π/2, формирование релейного двухпозиционного сигнала V посредством определения знака суммы сигналов управления, промодулированных периодическими по углу крена сигналами, и сигнала линеаризации с амплитудой Ал, синфазного с периодическими по углу крена сигналами, преобразование полученного релейного сигнала управления в отклонение рулевого органа, релейный двухпозиционный сигнал V формируют на каждом периоде вращения ракеты по крену из сигналов управления в вертикальной hy и горизонтальной hz плоскостях по следующим правилам:
Figure 00000019
иначе V=-1,
где
γ - угол крена ракеты, изменяющийся на периоде вращения по крену в диапазоне от
Figure 00000020
до
Figure 00000021
, начало отсчета которого обновляется при изменении значения сигнала с(γ) с «0» на «1»;
Figure 00000022
Figure 00000023
Figure 00000024
Figure 00000025
Figure 00000026
Во втором варианте предлагаемого способа наведения поставленная задача решается за счет того, что по сравнению с известным способом наведения вращающейся ракеты с релейным ПРО, включающим формирование модулированного излучения на пусковом устройстве, прием излучения на ракете и выработку сигналов управления в вертикальной hy и в горизонтальной hz плоскостях, формирование релейных трехпозиционных периодических по углу у крена ракеты сигналов с(γ) и s(γ), сдвинутых друг относительно друга на угол π/2, формирование релейного двухпозиционного сигнала V посредством определения знака суммы сигналов управления, промодулированных периодическими по углу крена сигналами, и сигнала линеаризации с амплитудой Ал, синфазного с периодическими по углу крена сигналами, преобразование полученного релейного сигнала управления в отклонение рулевого органа, релейный двухпозиционный сигнал V формируют на каждом периоде вращения ракеты по крену из сигналов управления в вертикальной hy и горизонтальной hz плоскостях по следующим правилам:
Figure 00000027
иначе V=-1,
где
γ - угол крена ракеты, изменяющийся на периоде вращения по крену в диапазоне от
Figure 00000028
до
Figure 00000029
, начало отсчета которого обновляется при изменении значения сигнала с(γ) с «0» на «1»;
Figure 00000030
Figure 00000031
Figure 00000032
Figure 00000033
Сформированный сигнал V (в первом варианте - на учетверенной частоте вращения ракеты по крену, во втором варианте - на удвоенной) поступает на релейный ПРО, осуществляющий отработку этого сигнала, т.е. перекладку рулей в соответствии с изменением его знака. Вращающаяся по углу крена ракета демодулирует отклонение рулей, в результате чего в каждой из плоскостей создается управляющий момент, соответствующий исходным сигналам управления hy,z.
Выбор первого или второго вариантов формирования управляющего сигнала V обусловлен его отработкой ПРО (при заданном быстродействии) с минимальными искажениями, что, в свою очередь, определяется соотношением периода вращения по крену и времени срабатывания ПРО. При достаточном быстродействии ПРО предпочтительным является первый вариант, т.к. формирование управляющего сигнала более высокой частоты минимизирует методическую колебательную составляющую углов атаки ракеты. При недостаточном быстродействии ПРО используется второй вариант. Для конкретных характеристик ракет и ПРО может применяться чередование первого и второго вариантов на различных участках полета.
В соответствии с разложением релейного сигнала V в ряд Фурье результирующие команды на рули в вертикальной и горизонтальной плоскостях
Figure 00000005
для первого и второго вариантов предлагаемого способа имеют вид:
Figure 00000034
Figure 00000035
Графические материалы заявки представлены на фиг.1-7.
На фиг.1 приведено «криволинейное» поле возможных команд управления, а на фиг.2 - «квадратное» поле возможных команд управления для известного способа.
На фиг.3 представлен процесс формирования релейного двухпозиционного сигнала V для первого и второго вариантов предлагаемого способа при сигналах управления
Figure 00000036
Figure 00000037
(соответственно
Figure 00000038
) и
Figure 00000039
(соответственно
Figure 00000040
). Штриховая линия на фиг.3 определяет вид сигнала V при нулевых значениях α и β.
Виды релейного двухпозиционного сигнала V при максимальных сигналах управления в вертикальной плоскости
Figure 00000041
или
Figure 00000042
и нулевом сигнале управления
Figure 00000043
в горизонтальной плоскости представлены на фиг.4 и 5: для первого варианта предлагаемого способа - на фиг.4, для второго варианта - на фиг.5. Штриховые линии на фиг.4, 5 соответствуют виду сигнала V при нулевых значениях α и β.
Как видно из фиг.4 и 5, обеспечение максимальных команд вверх или вниз осуществляется за счет максимально возможной длительности уровней сигнала V, что определяет нахождение руля за период вращения по крену в течение половины периода на одном упоре и половины периода на другом упоре. Величина максимальной вертикальной команды при этом составляет:
вверх
Figure 00000044
,
вниз
Figure 00000045
.
На фиг.6 сплошными линиями изображено поле возможных команд управления для предлагаемого способа, одинаковое для первого и второго вариантов (внутри зоны, ограниченной сверху и снизу штриховыми линиями, формирование команд соответствует известному способу с «квадратным» полем управления).
Зависимость величины результирующей команды на рули в вертикальной плоскости
Figure 00000046
от величины сигнала управления в этой же плоскости
Figure 00000047
(сигнал управления в горизонтальной плоскости нулевой) представлена на фиг.7: сплошной линией - для поля управления первого и второго вариантов предлагаемого способа (одинаковое), пунктирной - для «криволинейного» поля управления, штрих пунктирной - для «квадратного» поля управления.
Для оценки эффективности вариантов предлагаемого способа рассмотрим принцип формирования выходного сигнала в зависимости от величин сигналов управления.
Параметры α и β определяются величинами сигналов управления соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях. При нулевых командах управления в обеих плоскостях (α=0 и β=0) каждый фронт переключения сигнала V, определяемый величиной сигнала управления, находится на середине соответствующей четверти оборота по крену (на фиг.3, 4, 5 этот случай изображен штриховой линией), и при отработке такого сигнала руль в течение периода вращения по крену будет находиться на одном и другом упоре равное время. При ненулевых сигналах управления этот фронт смещается в ту или другую сторону в зависимости от знака сигнала, причем величина угловых смещений относительно нулевого фронта характеризуется параметрами α и β.
Диапазон возможных значений α и β в первом и втором вариантах предлагаемого способа составляет:
в вертикальной плоскости (α): от -αmax до +αmax (αmax изменяется в пределах от
Figure 00000048
до
Figure 00000049
);
в горизонтальной плоскости (β): от
Figure 00000050
до
Figure 00000051
.
Диапазон изменения результирующей команды в первом и втором вариантах предлагаемого способа составляет:
в вертикальной плоскости (
Figure 00000046
): от минус 1,27 до 1,27;
в горизонтальной плоскости (
Figure 00000052
): от минус 0,9 до 0,9.
Преимуществом первого и второго вариантов предлагаемого способа по сравнению с известным способом является сочетание в себе положительных качеств «квадратного» и «криволинейного» полей команд управления:
результирующие команды управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях формируются независимо друг от друга и практически пропорционально сигналам управления hy, hz, но в отличие от «квадратного» поля в более широком (в
Figure 00000053
раз) диапазоне для вертикальной плоскости (см. фиг.7);
максимальная команда может быть обеспечена не только вверх (как для «криволинейного» поля), но и вниз.
Применение первого и второго вариантов предлагаемого способа позволяет повысить точность наведения вращающихся по углу крена одноканальных ракет с релейными ПРО.

Claims (2)

1. Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа, включающий формирование модулированного излучения на пусковом устройстве, прием излучения на ракете и выработку сигналов управления в вертикальной hy и в горизонтальной hz плоскостях, формирование релейных трехпозиционных периодических по углу γ крена ракеты сигналов с(γ) и s(γ), сдвинутых относительно друг друга на угол π/2, формирование релейного двухпозиционного сигнала V посредством определения знака суммы сигналов управления, промодулированных периодическими по углу крена сигналами, и сигнала линеаризации с амплитудой Ал, синфазного с периодическими по углу крена сигналами, преобразование полученного релейного сигнала управления в отклонение рулевого органа, отличающийся тем, что релейный двухпозиционный сигнал V формируют на каждом периоде вращения ракеты по крену из сигналов управления в вертикальной hy и горизонтальной hy плоскостях по следующим правилам:
Figure 00000054
иначе V=-1,
где γ - угол крена ракеты, изменяющийся на периоде вращения по крену в диапазоне от
Figure 00000055
до
Figure 00000056
, начало отсчета которого обновляется при изменении значения сигнала с(γ) с «0» на «1»;
Figure 00000057
Figure 00000058
Figure 00000059
Figure 00000060
Figure 00000061
2. Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа, включающий формирование модулированного излучения на пусковом устройстве, прием излучения на ракете и выработку сигналов управления в вертикальной hy и в горизонтальной hz плоскостях, формирование релейных трехпозиционных периодических по друг углу γ крена ракеты сигналов с(γ) и s(γ), сдвинутых относительно друга на угол π/2, формирование релейного двухпозиционного сигнала V посредством определения знака суммы сигналов управления, промодулированных периодическими по углу крена сигналами, и сигнала линеаризации с амплитудой Ал, синфазного с периодическими по углу крена сигналами, преобразование полученного релейного сигнала управления в отклонение рулевого органа, отличающийся тем, что релейный двухпозиционный сигнал V формируют на каждом периоде вращения ракеты по крену из сигналов управления в вертикальной hy и горизонтальной hz плоскостях по следующим правилам:
Figure 00000062
иначе V=-1,
гдеγ - угол крена ракеты, изменяющийся на периоде вращения по крену в диапазоне от
Figure 00000063
до
Figure 00000064
, начало отсчета которого обновляется при изменении значения сигнала с(γ) с «0» на «1»;
Figure 00000065
Figure 00000066
Figure 00000067
Figure 00000068
RU2006127747/02A 2006-07-31 2006-07-31 Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа (варианты) RU2326323C2 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2006127747/02A RU2326323C2 (ru) 2006-07-31 2006-07-31 Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа (варианты)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2006127747/02A RU2326323C2 (ru) 2006-07-31 2006-07-31 Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа (варианты)

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2006127747A RU2006127747A (ru) 2008-02-10
RU2326323C2 true RU2326323C2 (ru) 2008-06-10

Family

ID=39265791

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2006127747/02A RU2326323C2 (ru) 2006-07-31 2006-07-31 Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа (варианты)

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2326323C2 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2527391C2 (ru) * 2012-12-24 2014-08-27 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" Способ управления ракетой и система управления для его осуществления
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

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2527391C2 (ru) * 2012-12-24 2014-08-27 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" Способ управления ракетой и система управления для его осуществления
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

Also Published As

Publication number Publication date
RU2006127747A (ru) 2008-02-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5379968A (en) Modular aerodynamic gyrodynamic intelligent controlled projectile and method of operating same
CN105043171A (zh) 一种带倾角约束的火箭弹纵向导引方法
US7446291B1 (en) Augmented proportional navigation guidance law using angular acceleration measurements
CA2032788A1 (en) Adaptive autopilot
RU2326323C2 (ru) Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа (варианты)
JP7159294B2 (ja) レートベースのオートパイロットのためのｇバイアス
CN110895418B (zh) 补偿舵机动力学滞后的低速旋转飞行器控制方法及系统
US8288696B1 (en) Inertial boost thrust vector control interceptor guidance
Jung et al. A new collision control guidance law based on speed control for kill vehicles
SE467844B (sv) Manoevreringssystem
RU2375667C1 (ru) Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа и система для его осуществления
Talole et al. Proportional navigation through predictive control
RU2402743C1 (ru) Способ и система наведения вращающейся ракеты
RU2310151C2 (ru) Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа и система для его осуществления
Cross et al. Integrated guidance navigation and control using high-order sliding mode control for a missile interceptor
RU2397435C1 (ru) Гироскопическое следящее за целью устройство самонаводящейся вращающейся вокруг продольной оси ракеты
Lee et al. Impact angle control law with sinusoidal evasive maneuver for survivability enhancement
CN115344056A (zh) 一种复杂操纵面飞机的智能飞行控制方法及应用
RU2401981C2 (ru) Способ стабилизации углового положения продольной оси вращающегося по крену артиллерийского управляемого снаряда
RU2527391C2 (ru) Способ управления ракетой и система управления для его осуществления
US8932015B2 (en) Hydraulic cyclic blade speed control apparatus and method
RU2486428C1 (ru) Способ наведения вращающейся ракеты и система наведения для его осуществления
Srivastava et al. Nonlinear three dimensional composite guidance law based on feedback linearization
RU2288439C1 (ru) Способ управления ракетой и блок рулевого привода (варианты)
McGehee Bank-to-turn (BTT) technology

Legal Events

Date Code Title Description
HE4A Notice of change of address of a patent owner

Effective date: 20180214

PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20180330

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