RU2351875C2 - Method of generating control instructions for rocket angle of bank, rocket control system, method of converting impulses of rocket rotating along its angle of bank and sine-cosine converter of rocket control system - Google Patents
Method of generating control instructions for rocket angle of bank, rocket control system, method of converting impulses of rocket rotating along its angle of bank and sine-cosine converter of rocket control system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2351875C2 RU2351875C2 RU2007116465/02A RU2007116465A RU2351875C2 RU 2351875 C2 RU2351875 C2 RU 2351875C2 RU 2007116465/02 A RU2007116465/02 A RU 2007116465/02A RU 2007116465 A RU2007116465 A RU 2007116465A RU 2351875 C2 RU2351875 C2 RU 2351875C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- input
- inputs
- outputs
- sine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к способу и системам управления летательными аппаратами, вращающимися по углу крена, и может быть использовано в системах управления ракетами, формирующими на борту команды управления.The invention relates to a method and control systems for aircraft rotating along a roll angle, and can be used in missile control systems forming control commands on board.
Известен способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, и система управления ракетой, основанная на нем [Патент РФ №2282129, МКИ7 F41G 7/00, 14.12.04], выбранные в качестве прототипов. Известный способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, включает формирование сигнала вращения датчиком угла крена, декодирование принимаемых командных сообщений и последующую выработку из них сигналов управления ракетой по курсу и тангажу, при котором сигнал с датчика крена преобразуют в линеаризированный сигнал, который с учетом угла крена ракеты сравнивают с сигналами декодированных значений командных сообщений соответственно по курсу и тангажу, по результатам сравнения формируют сигналы команд управления ракетой в виде широтно-импульсного модулированного сигнала, при этом величину размаха линеаризованного сигнала устанавливают независимой от длительности сигнала вращения.A known method of forming control commands on a rocket rotating in roll angle, and a missile control system based on it [RF Patent No. 2282129, MKI 7 F41G 7/00, 12/14/04], selected as prototypes. A known method of generating control commands on a rocket rotating in a roll angle includes generating a rotation signal with a roll angle sensor, decoding received command messages and subsequently generating from them rocket control signals at the heading and pitch, in which the signal from the roll sensor is converted into a linearized signal, which taking into account the angle of heel of the rocket, they are compared with the signals of the decoded values of the command messages according to the course and pitch, respectively, the signals of the command rocket in the form of a pulse-width modulated signal, while the magnitude of the amplitude of the linearized signal is set independent of the duration of the rotation signal.
Известная система управления ракетой, вращающаяся по углу крена, использующая этот способ, содержит преобразователь координат, датчик крена, силовой привод, а также последовательно включенные приемник и аппаратуру разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу, первый и второй выходы которой соединены соответственно с первым и вторым входами преобразователя координат, в нее введены логическая схема «исключающее ИЛИ», линеаризатор сигнала и релейный элемент, при этом третий и четвертый входы преобразователя координат соединены соответственно с первым и вторым входами логической схемы «исключающее ИЛИ» и с первым и вторым входами датчика крена, выход логической схемы «исключающее ИЛИ» соединен со входом линеаризатора сигнала, при этом выход преобразователя координат соединен с первым входом релейного элемента, второй вход которого подключен к выходу линеаризатора сигнала, а выход релейного элемента подключен ко входу силового привода.The known rocket control system, rotating in roll angle, using this method, contains a coordinate transformer, roll sensor, power drive, as well as sequentially connected receiver and channel separation and decoding apparatus for heading and pitch, the first and second outputs of which are connected respectively to the first and the second inputs of the coordinate transformer, it introduced an exclusive OR logic circuit, a signal linearizer and a relay element, while the third and fourth inputs of the coordinate transformer are connected respectively, with the first and second inputs of the exclusive OR logic circuit and with the first and second inputs of the roll sensor, the output of the exclusive OR logic circuit is connected to the input of the signal linearizer, while the output of the coordinate converter is connected to the first input of the relay element, the second input of which is connected to the output of the signal linearizer, and the output of the relay element is connected to the input of the power drive.
Недостатком известных способа формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, и системы управления ракетой, вращающейся по углу крена, реализующей способ, является недостаточно высокая точность формирования команд управления из-за того, что величина текущей команды управления вырабатывается по длительности предыдущего временного интервала, при этом изменение угловой скорости вращения ракеты по крену определяют с опозданием.A disadvantage of the known method for generating control commands on a rocket rotating in a roll angle and a control system for a rocket rotating in a roll angle that implements the method is the insufficient accuracy of generating control commands due to the fact that the magnitude of the current control command is generated by the length of the previous time interval while the change in the angular velocity of rotation of the rocket roll is determined with a delay.
Известен способ формирования синусоидального сигнала и устройство его реализующее [У.Титце, К.Шенк "Полупроводниковая схемотехника", М., Мир, 1983 г., стр.453-454, рис.24.18, 24.19, табл.24.2], которые могут применяться в качестве преобразователя одной координаты в системах управления ракетами. В известном способе формирования синусоидального сигнала считают количество импульсов и формируют из них двоичное число, изменяемое от 0 до 15, несущее информацию о величине угла, из которого вырабатывают коммутирующие сигналы, формирующие из входного сигнала (два разнополярных идентичных источников питания) 16-ступенчатую аппроксимацию синусоиды.A known method of generating a sinusoidal signal and its device that implements [W. Titze, K. Schenk "Semiconductor circuitry", M., Mir, 1983, pp. 453-454, fig. 24.18, 24.19, table.24.2], which can used as a single coordinate converter in missile control systems. In the known method for generating a sinusoidal signal, the number of pulses is calculated and a binary number is formed from them, varying from 0 to 15, carrying information about the angle from which the switching signals are generated, which form a 16-step approximation of the sinusoid from the input signal (two bi-polar identical power sources) .
Известное устройство, его реализующее, содержит счетчик импульсов, первый и третий выходы которого соединены с первым и вторым входами первой логической схемы "исключающее ИЛИ", а второй и третий выходы - с первым и вторым входами второй логической схемы "исключающее ИЛИ", при этом выходы первой и второй логических схем "исключающее ИЛИ" соединены соответственно с первым и вторым входами перемножителя, а четвертый выход счетчика импульсов соединен с третьим входом перемножителя. При этом перемножитель содержит коммутирующее устройство (аналоговый перемножитель), два делителя напряжения на резисторах и два источника сигнала, задающих амплитуды выходного сигнала (+5 В и -5 В).The known device that implements it contains a pulse counter, the first and third outputs of which are connected to the first and second inputs of the first exclusive OR logic circuit, and the second and third outputs - with the first and second inputs of the second exclusive OR logic circuit, the outputs of the first and second exclusive-OR logic circuits are connected respectively to the first and second inputs of the multiplier, and the fourth output of the pulse counter is connected to the third input of the multiplier. In this case, the multiplier contains a switching device (analog multiplier), two voltage dividers on the resistors and two signal sources that specify the amplitudes of the output signal (+5 V and -5 V).
Недостатком известных способа формирования синусоидального сигнала и устройства, его реализующего, используемого в качестве преобразователя, является недостаточно высокая точность из-за применения в перемножителе двух делителей напряжения при наличии лишь одного канала (синусоидального).A disadvantage of the known method of generating a sinusoidal signal and a device that implements it, used as a converter, is not high enough accuracy due to the use of two voltage dividers in the multiplier in the presence of only one channel (sinusoidal).
Задачей предлагаемой группы изобретений является повышение точности формирования команд управления (например, в аналоговом виде) за счет получения непосредственно текущего (без задержки) сигнала углового положения, независимого от изменения скорости вращения ракеты по углу крена.The objective of the proposed group of inventions is to increase the accuracy of the formation of control commands (for example, in analog form) by obtaining a direct current (without delay) signal of angular position, independent of the change in the speed of rotation of the rocket in roll angle.
Поставленная задача решается за счет того, что в способе формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, при котором декодируют принимаемые сигналы, с последующей выработкой из них команд управления ракетой по курсу и тангажу, измеряют и интегрируют по времени (ti) скорость вращения ракеты по углу крена (ωi), при достижении величины размаха интегрированного сигнала, равной заданной величине, формируют устанавливающие импульсы, при этом каждым устанавливающим импульсом устанавливают интегратор в исходное состояние, а затем вновь интегрируют текущую величину ωi, из устанавливающих импульсов вырабатывают коммутирующие сигналы, которыми преобразуют декодированные сигналы в команды управления ракетой по курсу и тангажу в виде многоступенчатой аппроксимации синусоиды и косинусоиды с амплитудами, соответствующими величинам декодированных сигналов, и периодом повторения, равным периоду вращения ракеты по углу крена.The problem is solved due to the fact that in the method of generating control commands on a rocket rotating in roll angle, at which the received signals are decoded, followed by the development of rocket control commands from them in course and pitch, the speed is measured and integrated over time (t i ) rocket rotation roll angle (ω i), when the value of integrated signal amplitude equal to a predetermined value, establishing form pulses, with each pulse establishes the integrator is set to the initial state, then re-integrate the current value of ω i, of establishing pulses generate switching signals, which convert the decoded signals in a multi-stage approximation of the missile guidance commands for the rate and pitch sine wave and cosine wave with amplitudes corresponding to the values of the decoded signals, and a repetition period equal to the period missile rotation roll angle.
Система управления ракетой, вращающейся по углу крена, реализующая способ формирования команд на ракете, вращающейся по углу крена, содержит рулевой привод, последовательно включенные приемник и аппаратуру разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу, в нее введены датчик угловой скорости, устройство установки в исходное состояние, задатчик углового интервала, сбрасываемый интегратор и синус-косинусный преобразователь, при этом выход датчика угловой скорости соединен с интегрирующим входом сбрасываемого интегратора, задающий вход которого подключен к задатчику углового интервала, устройство установки в исходное состояние соединено со входами установки в исходное состояние сбрасываемого интегратора и синус-косинусного преобразователя, счетный вход которого соединен с выходом сбрасываемого интегратора, выходы аппаратуры разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу соединены соответственно с курсовым и тангажным входами синус-косинусного преобразователя, первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым и вторым входами рулевого привода.A control system for a rocket rotating along a roll angle, which implements a method for generating commands on a rocket rotating along a roll angle, contains a steering gear, a receiver and channel separation and decoding equipment sequentially connected with a heading and pitch, an angular velocity sensor is introduced into it, and the initial installation device the state, the angular interval adjuster, the resettable integrator and the sine-cosine converter, while the output of the angular velocity sensor is connected to the integrating input of the resettable integrator, setting the first input of which is connected to the angular interval adjuster, the initialization device is connected to the initialization inputs of the resettable integrator and the sine-cosine converter, the counting input of which is connected to the output of the resettable integrator, the outputs of the channel separation and decoding equipment are connected in the course and pitch, respectively with directional and pitch inputs of the sine-cosine converter, the first and second outputs of which are connected respectively to the first and second inputs of the steering th drive.
Способ преобразования импульсов на ракете, вращающейся по углу крена для преобразования координат на ракете, включающий подсчет количества импульсов и формирование из них двоичного числа, изменяемого от 0 до 15, и выработку из него коммутирующих импульсных сигналов, формирующих из первого входного сигнала 16 - ступенчатую аппроксимацию синусоидального сигнала, при этом вырабатывают дополнительный коммутирующий импульсный сигнал, который из второго входного сигнала формирует 16 - ступенчатую аппроксимацию косинусоидального сигнала, причем в качестве первого и второго входных сигналов используют декодированные сигналы соответственно по курсу и тангажу, а в качестве импульсов - креновые импульсы, период повторения которых равен 1/16 периода вращения ракеты по углу крена.A method for converting pulses on a rocket rotating in a roll angle to convert coordinates on a rocket, including counting the number of pulses and generating a binary number from 0 to 15 from them, and generating commuting pulse signals from it, forming a 16-step approximation from the first input signal sinusoidal signal, while generating an additional switching pulse signal, which from the second input signal generates a 16-step approximation of the cosine signal, m as a first and second input signals using the decoded signals, respectively, the rate and pitch, as well as pulse - crenic pulses whose repetition period is 1/16 of the rotation period of the missile roll angle.
Синус-косинусный преобразователь системы управления ракетой, вращающейся по углу крена, содержащий первый перемножитель и счетчик импульсов, первый и третий выходы которого соединены с первым и вторым входами первой логической схемы "исключающее ИЛИ", а второй и третий выходы - с первым и вторым входами второй логической схемы "исключающее ИЛИ", при этом выходы первой и второй схем "исключающее ИЛИ" соединены соответственно с первым и вторым входами первого перемножителя, третий вход которого соединен с четвертым выходом счетчика импульсов, в него введены третья логическая схема "исключающее ИЛИ" и второй перемножитель, первый и второй входы которого соединены с выходами первой и второй логических схем "исключающее ИЛИ", при этом третий и четвертый выходы счетчика импульсов соединены соответственно с первым и вторым входами третьей логической схемы "исключающее ИЛИ", выход которой соединен с третьим входом второго перемножителя, причем входами синус-косинусного преобразователя являются вход установки в исходное состояние счетчика импульсов, подсоединяемый к выходу устройства установки в исходное состояние, счетный вход счетчика импульсов, соединяемый с выходом сбрасываемого интегратора, курсовой вход первого перемножителя и тангажный вход второго перемножителя, соединяемые соответственно с выходами аппаратуры разделения каналов и декодирования, а выходами синус-косинусного преобразователя - выходы первого и второго перемножителей, соединяемые с первым и вторым входами рулевого привода.Sine-cosine converter of a rocket control system rotating along a roll angle, containing a first multiplier and a pulse counter, the first and third outputs of which are connected to the first and second inputs of the first exclusive OR logic circuit, and the second and third outputs are connected to the first and second inputs the second logical circuit of the exclusive OR, while the outputs of the first and second circuits of the exclusive OR are connected respectively to the first and second inputs of the first multiplier, the third input of which is connected to the fourth output of the pulse counter c, the third exclusive OR logic circuit and the second multiplier are introduced into it, the first and second inputs of which are connected to the outputs of the first and second exclusive OR logic circuits, while the third and fourth outputs of the pulse counter are connected respectively to the first and second inputs of the third exclusive-OR logic circuit, the output of which is connected to the third input of the second multiplier, and the inputs of the sine-cosine converter are the input to the initial state of the pulse counter, connected to the output of the device The initial setting, the counting input of the pulse counter connected to the output of the reset integrator, the course input of the first multiplier and the pitch input of the second multiplier, respectively connected to the outputs of the channel separation and decoding equipment, and the outputs of the sine-cosine converter are the outputs of the first and second multipliers, connected to the first and second inputs of the steering gear.
Заявленный способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, реализуется следующим образом. С момента старта ракета вращается по углу крена, при этом на ней измеряют скорость вращения ракеты по углу крена ω. Поскольку угол крена ракеты (φ) равенThe claimed method of forming control commands on a rocket rotating in a roll angle is implemented as follows. Since the launch, the rocket rotates along the angle of heel, while it measures the speed of rotation of the rocket along the angle of heel ω. Since the roll angle of the rocket (φ) is
где φ0 - начальный угол крена,where φ 0 is the initial angle of heel,
t - время.t is time.
Разбивая креновый период на n интервалов, в каждом из которых φi=const, получимDividing the heeling period into n intervals, in each of which φ i = const, we obtain
Поскольку величина напряжения на выходе датчика угловой скорости прямо пропорциональна величине угловой скорости, то, интегрируя это напряжение во времени (ti), получим интегрированный сигнал. При достижении величины интегрированного сигнала (его размаха), равной заданной (требуемой) величине, соответствующей величине φi=const, формируют устанавливающий импульс, который устанавливает интегратор в исходное состояние. После чего процесс интегрирования повторяют вновь.Since the magnitude of the voltage at the output of the angular velocity sensor is directly proportional to the angular velocity, integrating this voltage over time (t i ), we obtain an integrated signal. Upon reaching the value of the integrated signal (its span) equal to the specified (required) value corresponding to the value φ i = const, a setting pulse is generated, which sets the integrator to its initial state. Then the integration process is repeated again.
Таким образом, на выходе интегратора сформируется многократно повторяющийся интегрированный сигнал, длительность которого соответствует равным угловым интервалам, в которых относительное изменение величины времени итерирования (ti) обратно пропорционально относительному изменению величины угловой скорости вращения ракеты по углу крена (ωi).Thus, a multiple repeating integrated signal is generated at the output of the integrator, the duration of which corresponds to equal angular intervals, in which the relative change in the iteration time (t i ) is inversely proportional to the relative change in the angular velocity of the rocket's rotation along the roll angle (ω i ).
Из устанавливающих импульсов вырабатывают коммутирующие сигналы в виде импульсов, например в двоичном параллельном коде. Эти импульсы преобразуют декодированные сигналы в команды управления ракетой по курсу и тангажу в виде многоступенчатой аппроксимации синусоиды и косинусоиды, например в аналоговом виде с амплитудами по курсу и тангажу, соответствующими величинам декодированных сигналов, и периодом повторения, равным периоду вращения ракеты по углу крена.From the setting pulses, switching signals are generated in the form of pulses, for example, in a binary parallel code. These pulses convert decoded signals into rocket control commands in the direction and pitch in the form of a multi-stage approximation of the sinusoid and cosine wave, for example, in analog form with amplitudes in the direction and pitch corresponding to the values of the decoded signals and a repetition period equal to the period of rocket rotation in roll angle.
Предлагаемое изобретение поясняется чертежами, приведенными на фиг.1-3. На фиг.1 и 2 представлены структурные электрические схемы системы управления ракетой, вращающейся по углу крена и синус-косинусного преобразователя, где 1 - датчик угловой скорости (ДУС); 2 - устройство установки в исходное состояние (УУ); 3 - приемник (П); 4 - аппаратура разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу (АРКД); 5 - сбрасываемый интегратор (СИ); 6 - интегратор (ИН); 7 - логическая схема " ИЛИ" (ИЛИ); 8 - синус-косинусный преобразователь (СКП); 9 - задатчик углового интервала (ЗУИ); 10 - компаратор (К); 11 - рулевой привод (РП); 12 - счетчик импульсов (СТ); 13а, 13б и 13в - соответственно первая, вторая и третья логические схемы "исключающие ИЛИ" (ИС1, ИС2 и ИСЗ); 14а и 14б - соответственно первый и второй перемножители (П1 и П2); 15а и 15б - соответственно первый и второй делители напряжения (ДН1 и ДН2); 16а и 16б - соответственно первый и второй мультиплексоры (МП1 и МП2); 17а и 17б - соответственно первый и второй коммутаторы (КМ1 и КМ2); 18а и 18б - соответственно первый и второй инверторы (ИН1 и ИН2); 19а и 19б - соответственно первый и второй сумматоры (СУМ1 и СУМ2).The invention is illustrated by the drawings shown in figures 1-3. Figures 1 and 2 show structural electrical circuits of a missile control system rotating along a roll angle and a sine-cosine converter, where 1 is an angular velocity sensor (TLS); 2 - initial installation (UE); 3 - receiver (P); 4 - channel separation and decoding apparatus for heading and pitch (ARKD); 5 - resettable integrator (SI); 6 - integrator (IN); 7 - logical circuit "OR" (OR); 8 - sine-cosine converter (UPC); 9 - angular interval adjuster (ZUI); 10 - comparator (K); 11 - steering gear (RP); 12 - pulse counter (ST); 13a, 13b, and 13c, respectively, the first, second, and third exclusive-OR logic circuits (IS1, IS2, and AES); 14a and 14b, respectively, the first and second multipliers (P1 and P2); 15a and 15b, respectively, the first and second voltage dividers (DN1 and DN2); 16a and 16b, respectively, the first and second multiplexers (MP1 and MP2); 17a and 17b, respectively, the first and second switches (KM1 and KM2); 18a and 18b, respectively, the first and second inverters (IN1 and IN2); 19a and 19b, respectively, the first and second adders (SUM1 and SUM2).
На фиг.3 приведены эпюры сигналов, где представлены: "а" - сигнал на выходе интегратора 6 (в аналоговом виде, например, на выходе цифроаналогового преобразователя); "б" - сигнал на выходе компаратора 10; "в1", "в2", "в3" и "в4" - сигналы соответственно на первом, втором, третьем и четвертом выходах счетчика импульсов 12; "г", "д" и "з" - сигналы на выходах соответственно первой, второй и третьей логических схем "исключающие ИЛИ" 13а, 13б и 13в; "е" и "ж" - сигналы на выходах соответственно первого и второго мультиплексоров 16а и 16б; "и" и "к" - сигналы на выходах соответственно первого и второго сумматоров 19а и 19б.Figure 3 shows the plot of the signals, which are: "a" is the signal at the output of the integrator 6 (in analog form, for example, at the output of a digital-to-analog converter); "b" is the signal at the output of the comparator 10; "in 1 ", "in 2 ", "in 3 " and "in 4 " - signals at the first, second, third and fourth outputs of the
В системе управления ракетой, вращающейся по углу крена, последовательно включены приемник 3 и аппаратура разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу 4. Выход датчика угловой скорости 1 соединен с интегрирующим входом сбрасываемого интегратора 5, задающий вход которого подключен к задатчику углового интервала 9. Устройство установки в исходное состояние 2 соединено со входами установки в исходное состояние сбрасываемого интегратора 5 и синус-косинусного преобразователя 8. Выход сбрасываемого интегратора 5 соединен со счетным входом синус-косинусного преобразователя 8. Выход аппаратуры разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу 4 соединен соответственно с курсовым и тангажным входом синус-косинусного преобразователя 8. Первый и второй выходы синус-косинусного преобразователя 8 соединены соответственно с первым и вторым входами рулевого привода 13.In the control system of the rocket rotating along the roll angle, the
Датчик угловой скорости 1 может быть выполнен как микромеханический датчик, объединяющий на одном кремниевом кристалле датчик угловой скорости и электронику [«Электронные компоненты», №2, 2003 г., стр.57-59]. Устройство установки в исходное состояние 2 может быть выполнено как устройство по патенту РФ №2220401. Приемник 3, аппаратура разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу 4 и рулевой (силовой) привод 11 могут быть выполнены, как в прототипе [патент РФ №2282129].The
Пример выполнения сбрасываемого интегратора 5 приведен на фиг.1. Сбрасываемый интегратора 5 содержит последовательно включенные интегратор 6, компаратор 10 и логическую схему "ИЛИ" 7, выход которой соединен со входом установки в исходное состояние интегратора 6. Интегратор 6 может быть выполнен, как в прототипе [патент РФ №2282129]. Логическая схема "ИЛИ" 7, например микросхема 564ЛА7, компаратор 10, например микросхема 564ИП2.An example of a resettable integrator 5 is shown in figure 1. The resettable integrator 5 contains sequentially connected
Задатчик углового интервала 9 представляет собой формирователь двоичного числа, например в параллельном коде. Счетчик импульсов 12, например микросхема 564ИЕ10. Первая 13а, вторая 13б и третья 13в логические схемы "исключающие ИЛИ" - микросхема 564ЛП2, первый 16а и второй 16б мультиплексоры - микросхема 564КП1, первый 22а и второй 22б коммутаторы - микросхема 564КП1. Первый 18а и второй 18б инверторы, например на операционном усилителе с коэффициентом передачи минус 1. Первый 19а и второй 19б сумматоры, например на операционном усилителе.The angular interval adjuster 9 is a binary number generator, for example, in parallel code. A
Система управления ракетой, вращающейся по углу крена (фиг.1), реализующая способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, работает следующим образом. В первоначальный момент времени (перед стартом ракеты) при выходе на рабочий режим бортового источника питания устройство установки в исходное состояние 2 формирует разовый импульс, устанавливающий по "R" входу синус-косинусный преобразователь 8 (по "R" входу счетчика импульсов 12) и интегратор 6 (через логическую схему "ИЛИ" 7) в исходные состояния. С момента схода ракеты она начинает вращаться по углу крена, и датчик угловой скорости 1 формирует электрический сигнал, величина которого прямо пропорциональна угловой скорости вращения ракеты по углу крена. Этот сигнал поступает на информационный вход сбрасываемого интегратора 5 и, в частности, на вход интегратора 6, на выходе которого формируется интегрированное напряжение (эпюра "а" на фиг.3), которое поступает на первый вход компаратора 10. На второй вход компаратора 10 поступает напряжение с выхода задатчика углового интервала 9, величина которого (порог срабатывания, равный ЕП), соответствует ωiti=22°30′ (эпюра "б" на фиг.3).The control system of a rocket rotating in a roll angle (Fig. 1), which implements a method for generating control commands on a rocket rotating in a roll angle, works as follows. At the initial moment of time (before the launch of the rocket) when the on-board power supply reaches the operating mode, the
При достижении величины размаха (в данном случае амплитуды) на первом входе компаратора 10, равной величине напряжения ЕП на его выходе, установится единичный логический уровень (эпюра "б" на фиг.3). Этот уровень через логическую схему "ИЛИ" 7 установит интегратор 6 вновь в исходное состояние (эпюра "а" на фиг.3), которое сформирует на выходе компаратора 10 вновь уровень логического нуля, при этом образуется импульс (эпюра "б" на фиг.3).Upon reaching the magnitude of the magnitude (in this case, the amplitude) at the first input of the comparator 10, equal to the magnitude of the voltage E P at its output, a single logical level will be established (plot "b" in figure 3). This level, through the OR logic 7, will set the
Таким образом, на выходе сбрасываемого интегратора 5 формируются устанавливающие импульсы с периодом повторения ωiti=22°30′ (эпюра "б" на фиг.3), т.е. 16 импульсов за креновый период (0°…360°).Thus, at the output of the resettable integrator 5, setting pulses are formed with a repetition period ω i t i = 22 ° 30 ′ (plot b in Fig. 3), i.e. 16 pulses per roll period (0 ° ... 360 °).
Эти импульсы поступают на счетный вход синус-косинусного преобразователя 8, т.е. на вход "V" счетчика импульсов 12 (фиг.2), по выходу которого на его четырех разрядах формируются сигналы (эпюры "в1"…"в4" фиг.3).These pulses are fed to the counting input of the sine-
При поступлении на вход приемника 3 сигналов на его выходе сформируется сигнал, например в виде электрических импульсов с ВИМ, которые поступают на вход аппаратуры разделения каналов и декодирования 4. С выхода аппаратуры 4 декодированные сигналы по курсу "Z" и тангажу "Y", например через соответствующий фильтр, корректирующий фазу этих сигналов (в аппаратуре 4), поступают соответственно на курсовой и тангажный входы синус-косинусного преобразователя 8, на первом и втором выходах которого сформируются две команды управления UZ·sinω·t и UY·cosω·t (эпюры "и" и "к" на фиг.3). Эти две команды управления ракетой поступают соответственно на первый и второй входы рулевого привода 11, который отрабатывает их в видеWhen 3 signals are received at the input of the
Заявленный способ преобразования координат на ракете, вращающейся по углу крена, реализуется следующим образом. Считают количество импульсов и формируют из них периодически повторяющееся двоичное число в параллельном коде, изменяемое от 0 до 15, т.е. имеющее 16 дискретных значений. Из этих дискретных значений (соответствующих им логическим уровням) вырабатывают импульсные коммутирующие сигналы, формирующие из первого входного сигнала 16-ступенчатую аппроксимацию синусоидального сигнала.The claimed method of converting coordinates on a rocket rotating in a roll angle is implemented as follows. The number of pulses is counted and a periodically repeating binary number is generated from them in a parallel code, changing from 0 to 15, i.e. having 16 discrete values. From these discrete values (corresponding to their logical levels), pulse switching signals are generated that form a 16-step approximation of the sinusoidal signal from the first input signal.
Вырабатывают дополнительный коммутирующий импульсный сигнал, который с помощью ранее сформированных коммутирующих импульсов формирует из второго входного сигнала 16-ступенчатую аппроксимацию косинусоидального сигнала. При этом в качестве первого и второго входных сигналов используют декодированные сигналы соответственно по курсу "Z" и тангажу "Y". В качестве импульсов используют креновые импульсы, например устанавливающие (как в заявленном способе формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена), период повторения которых равен 1/16 периода вращения ракеты по углу крена.An additional switching pulse signal is generated, which, using the previously generated switching pulses, forms a 16-step approximation of the cosine signal from the second input signal. At the same time, decoded signals are used as the first and second input signals, respectively, at the “Z” rate and the “Y” pitch. As impulses, roll impulses are used, for example, imposing (as in the claimed method for generating control commands on a rocket rotating in roll angle), the repetition period of which is 1/16 of the rotation period of the rocket in roll angle.
Синус-косинусный преобразователь 8, реализующий заявленный способ преобразования координат, приведен на фиг.2, где первый и третий выходы счетчика импульсов 12 соединены соответственно с первым и вторым входами первой логической схемы "исключающее ИЛИ" 13а. Второй и третий выходы счетчика импульсов 12 соединены с первым и вторым входами второй схемы "исключающее ИЛИ" 13б. Выходы первой 13а и второй 13б схем "исключающее ИЛИ" соединены соответственно с первым и вторым входами первого перемножителя 14а. Четвертый выход счетчика импульсов 12 соединен с третьим входом первого перемножителя 14а. Первый и второй входы второго перемножителя 14б соединены с выходами первой 13а и второй 13б логических схем "исключающее ИЛИ". Третий и четвертый выходы счетчика импульсов 12 соединены соответственно с первым и вторым входами третьей логической схемы "исключающее ИЛИ" 13в, выход которой соединен с третьим входом второго перемножителя 14б. Вход установки в исходное состояние счетчика импульсов 12 подключен к выходу устройства установки в исходное состояние 2. Счетный вход счетчика импульсов 12 соединен с выходом сбрасываемого интегратора 5. Курсовой вход первого перемножителя 14а и тангажный вход второго перемножителя 14б соединены соответственно с выходами по курсу и тангажу аппаратуры разделения каналов и декодирования 4. Выходы первого 14а и второго 14б перемножителей соединены с первым и вторым входами рулевого привода 11.Sine-
Синус-косинусный преобразователь 8, приведенный на фиг.2, работает следующим образом. В первоначальный момент времени при выходе источника питания на рабочий режим устройство установки в исходное состояние 2 формирует разовый импульс, который поступает на "R" вход счетчика импульсов 12, и выставляют на его выходах нулевые логические уровни.Sine-
Креновые импульсы с первого и третьего выходов (разрядов) счетчика импульсов 12 поступают соответственно на первый и второй входы первой логической схемы "исключающее ИЛИ" 13а, на выходе которой сформируется импульсный сигнал, приведенный на эпюре "г" фиг.3. Креновые импульсы со второго и третьего выходов (разрядов) счетчика импульсов 12 поступают соответственно на первый и второй входы второй логической схемы "исключающее ИЛИ" 13б, на выходе которой сформируется импульсный сигнал, приведенный на эпюре "д" фиг.3.Roll impulses from the first and third outputs (bits) of the
Креновые импульсы с третьего и четвертого выходов (разрядов) счетчика импульсов 12 поступают на соответственно на первый и второй входы третьей логической схемы "исключающее ИЛИ" 13в. Из этих импульсов на ее выходе сформируется импульсный сигнал, приведенный на эпюре "з" фиг.3, который сдвинут по фазе на 90° относительно сигнала на четвертом выходе (старшем разряде) счетчика импульсов 12 (эпюра "в4" на фиг.3).Roll impulses from the third and fourth outputs (bits) of the
Декодированные сигналы по курсу и тангажу с выходов аппаратуры разделения каналов и декодирования 4 поступают на входы по курсу "Z" и тангажу "Y" соответственно, например первого 14а и второго 14б перемножителей, а именно на входы первого 15а и второго 15б делителей напряжения. В соответствии с рекомендациями [У.Титце, К.Шенк "Полупроводниковая схемотехника", М., Мир, 1983 г., стр.453-454, табл.24.2] выбраны коэффициенты передачи обеих резисторных делителей напряжения 0,20, 0,56, 0,83 и 0,98. Для упрощения реализации вместо коэффициента 0,98 взят коэффициент, равный 1. С учетом изложенного, коэффициенты будут равны 0,20/0,98≈0,204; 0,56/0,98≈0,571; 0,83/0,98≈0,847 и 0,98/0,98=1.The decoded signals at the heading and pitch from the outputs of the equipment for channel separation and
Для формирования двух сигналов, сдвинутых на 90° (синусоидального и косинусоидального), место соединения выхода аппаратуры 4 и резистора R1, резисторов R1 и R2, резисторов R2 и R3 и резисторов R3 и R4 подключены соответственно к 1, 2, 3 и 4 входам четырехканального мультиплексора 21а (входы "X1", "X2", "Х3" и "Х4"), например в канале курса "Z" и к 4, 3, 2 и 1 входам четырехканального мультиплексора 21б в канале тангажа "Y".To form two signals shifted by 90 ° (sinusoidal and cosine), the connection point of the
На первые входы (младшие разряды) управления мультиплексоров 16а и 16б ("A1") поступает сигнал с первой логической схемы "исключающее ИЛИ" 13а (эпюра "г" на фиг.3), а на вторые входы (старшие разряды) мультиплексоров 16а и 16б ("А2") поступает сигнал со второй логической схемы "исключающее ИЛИ" 13б (эпюра "д" на фиг.3). На выходах мультиплексоров 16а и 16б сформируются два соответствующих 4-уровневых сигнала, сдвинутых относительно друг друга на 90° (эпюры "е" и "ж" на фиг.3), амплитуды которых, например, одинаковы и соответствуют величинам сигналов на входах делителей напряжения 15а и 15б.The first inputs (low bits) of the control of multiplexers 16a and 16b ("A 1 ") receive a signal from the first exclusive OR 13a logic circuit (plot "g" in Fig. 3), and the second inputs (high bits) of the multiplexers 16a and 16b (“A 2 ”), a signal is received from the second exclusive-OR logic 13b (diagram “d” in FIG. 3). At the outputs of the multiplexers 16a and 16b, two corresponding 4-level signals are generated, shifted 90 ° relative to each other (plots "e" and "g" in figure 3), the amplitudes of which, for example, are the same and correspond to the values of the signals at the inputs of the
Сигнал с выхода первого мультиплексора 16а поступает на вход первого коммутатора 17а (например вход "X" мультиплексора), а с его первого выхода ("X1") через первый инвертор 18а с коэффициентом передачи по напряжению минус 1 подается на первый вход первого сумматора 19а, на второй вход которого поступает сигнал со второго выхода ("Х2") первого коммутатора 17а. Выходы первого коммутатора 17а поочередно переключаются сигналом с четвертого выхода счетчика импульсов 12, подаваемого на вход управления ("A1") первого коммутатора 17а. В случае использования в качестве коммутатора микросхемы мультиплексора 564КП1 его второй вход ("A2") закорачивают на корпус.The signal from the output of the first multiplexer 16a goes to the input of the
Таким образом, на выходе первого сумматора 19а сформируется сигнал (эпюра "и" на фиг.3), представляющий 16-ступенчатую аппроксимацию синусоиды. Аналогично формируется сигнал на выходе второго сумматора 19б (эпюра "к" на фиг.3), представляющий 16-ступенчатую аппроксимацию косинусоиды.Thus, a signal is generated at the output of the first adder 19a (plot "and" in Fig. 3), representing a 16-step approximation of a sinusoid. A signal is generated similarly at the output of the second adder 19b (plot “k” in FIG. 3), representing a 16-step approximation of the cosine wave.
Следовательно, предлагаемая группа изобретений способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена и система управления ракетой, вращающейся по углу крена, а также способ преобразования координат и синус-косинусный преобразователь позволяют повысить точность формирования команд управления на ракете за счет получения непосредственно сразу (без задержки) текущего сигнала, несущего информацию о величине угла крена ракеты, которая не зависит от изменения скорости вращения ракеты по углу крена, при значительном уменьшении габаритно-массовых характеристик, стоимости и повышения надежности системы управления ракетой за счет применения микромеханического датчика, измеряющего угловую скорость вращения ракеты вокруг своей оси.Therefore, the proposed group of inventions, a method for generating control commands on a rocket rotating in a roll angle and a control system for a rocket rotating in a roll angle, as well as a coordinate conversion method and a sine-cosine converter, can improve the accuracy of generating control commands on a rocket by receiving immediately ( without delay) the current signal that carries information about the angle of heel of the rocket, which does not depend on the change in the speed of rotation of the rocket along the angle of heel, with a significant mind shenii dimensions and mass characteristics, cost and improve reliability missile control systems by the use of a micromechanical sensor measuring angular rotation speed missile about its axis.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007116465/02A RU2351875C2 (en) | 2007-05-02 | 2007-05-02 | Method of generating control instructions for rocket angle of bank, rocket control system, method of converting impulses of rocket rotating along its angle of bank and sine-cosine converter of rocket control system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007116465/02A RU2351875C2 (en) | 2007-05-02 | 2007-05-02 | Method of generating control instructions for rocket angle of bank, rocket control system, method of converting impulses of rocket rotating along its angle of bank and sine-cosine converter of rocket control system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007116465A RU2007116465A (en) | 2008-11-10 |
| RU2351875C2 true RU2351875C2 (en) | 2009-04-10 |
Family
ID=41015185
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007116465/02A RU2351875C2 (en) | 2007-05-02 | 2007-05-02 | Method of generating control instructions for rocket angle of bank, rocket control system, method of converting impulses of rocket rotating along its angle of bank and sine-cosine converter of rocket control system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2351875C2 (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2473860C2 (en) * | 2011-02-24 | 2013-01-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Method of generating control instructions at missile spinning in roll angle and system to this end, method of selecting set pulses at missile revolving in roll angle and device to this effect, and method of defining missile roll angle |
| RU2489676C1 (en) * | 2011-12-29 | 2013-08-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Method to measure banking angle of missile that regularly rotates at banking angle and missile banking angle sensor for its realisation |
| RU2494335C1 (en) * | 2012-04-26 | 2013-09-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Method of determining angle of bank of missile regularly spinning in roll and device to this end |
| RU2514606C2 (en) * | 2012-07-17 | 2014-04-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Method of generating control commands on rocket rotating on banking angle, rocket control system, method of measuring banking angle on rocket, gyroscopic device for measuring banking angle, method of generating sine and cosine signals on rocket rotating on banking angle, and sine-cosine rocket control system generator |
| RU2549231C1 (en) * | 2014-01-09 | 2015-04-20 | Открытое акционерное общество "Акционерная Компания "Туламашзавод" | Method of linearised signal shaping on missile rotating by bank angle signal lineariser switchable signal lineariser integration method for linearised signal shaping and digital integrator for its implementation |
| RU2574500C2 (en) * | 2014-01-22 | 2016-02-10 | Виктор Андреевич Павлов | Determination of order ratio for single-channel rotating missiles and projectiles with relay-type helm and device to this end |
-
2007
- 2007-05-02 RU RU2007116465/02A patent/RU2351875C2/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ТИТЦЕ У., ШЕНК К. Полупроводниковая схемотехника. - М.: Мир, 1983, стр.453-454, рис.24.18, 24.19, табл.24.2. * |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2473860C2 (en) * | 2011-02-24 | 2013-01-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Method of generating control instructions at missile spinning in roll angle and system to this end, method of selecting set pulses at missile revolving in roll angle and device to this effect, and method of defining missile roll angle |
| RU2489676C1 (en) * | 2011-12-29 | 2013-08-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Method to measure banking angle of missile that regularly rotates at banking angle and missile banking angle sensor for its realisation |
| RU2494335C1 (en) * | 2012-04-26 | 2013-09-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Method of determining angle of bank of missile regularly spinning in roll and device to this end |
| RU2514606C2 (en) * | 2012-07-17 | 2014-04-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Method of generating control commands on rocket rotating on banking angle, rocket control system, method of measuring banking angle on rocket, gyroscopic device for measuring banking angle, method of generating sine and cosine signals on rocket rotating on banking angle, and sine-cosine rocket control system generator |
| RU2549231C1 (en) * | 2014-01-09 | 2015-04-20 | Открытое акционерное общество "Акционерная Компания "Туламашзавод" | Method of linearised signal shaping on missile rotating by bank angle signal lineariser switchable signal lineariser integration method for linearised signal shaping and digital integrator for its implementation |
| RU2574500C2 (en) * | 2014-01-22 | 2016-02-10 | Виктор Андреевич Павлов | Determination of order ratio for single-channel rotating missiles and projectiles with relay-type helm and device to this end |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2007116465A (en) | 2008-11-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2351875C2 (en) | Method of generating control instructions for rocket angle of bank, rocket control system, method of converting impulses of rocket rotating along its angle of bank and sine-cosine converter of rocket control system | |
| CN101611548B (en) | Sigma-delta type analog-to-digital (ad) converter and angular velocity sensor using same | |
| CN101842987B (en) | PLL circuit and angular velocity sensor using the same | |
| SE447613B (en) | phase detection circuit | |
| JPH07324947A (en) | Resolving-power multiplication circuit | |
| US10693399B2 (en) | Motor control device and current ripple detection method for DC motor | |
| RU2359277C1 (en) | Compensation accelerometre | |
| Karabeyli et al. | Enhancing the accuracy for the open-loop resolver to digital converters | |
| RU2283466C1 (en) | Method for forming of control commands on spin-stabilized missile, spin-stabilized missile, method for forming of double-sideband linearized signal and reversible signal linearizer | |
| JP5449417B2 (en) | Signal processing apparatus and rotation angle detection apparatus | |
| RU163922U1 (en) | SYNCHRONO-SYNCHASE ELECTRIC ACTUATOR | |
| EP2586130A1 (en) | Sensor signal sampling | |
| RU2473860C2 (en) | Method of generating control instructions at missile spinning in roll angle and system to this end, method of selecting set pulses at missile revolving in roll angle and device to this effect, and method of defining missile roll angle | |
| RU2433443C1 (en) | Rotor electromagnetic yoke control system digital controller | |
| RU2310984C1 (en) | Transformer of shaft rotation angle to code | |
| RU2282129C1 (en) | Method for formation of control commands on spin-stabilized rocket, rocket control system, method for formation of linearized signal and signal linearizer for its realization | |
| Debnath et al. | An FPGA-based incremental encoder signal conditioner with reduced error in rotational rate estimation over a wide range of rotational speeds | |
| RU2514606C2 (en) | Method of generating control commands on rocket rotating on banking angle, rocket control system, method of measuring banking angle on rocket, gyroscopic device for measuring banking angle, method of generating sine and cosine signals on rocket rotating on banking angle, and sine-cosine rocket control system generator | |
| RU2308039C1 (en) | Device for measuring accelerations | |
| RU2257523C1 (en) | Method for correction of command signal of missile spinning in bank angle, and missile guidance system for its realization | |
| RU2240569C1 (en) | Integral transformer | |
| RU2601136C1 (en) | Multifunctional device for generation of telemetry radio signals with angular modulation for transmitting analogue-digital or digital information | |
| RU2107390C1 (en) | Method for measuring shaft rotation angle | |
| SU1198755A1 (en) | Method of phase-sensitive conversion of a.c.voltage to digital code | |
| SU1215027A1 (en) | Method of converting rotational speed and arrangement for accomplishment of same |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20150303 |
|
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE Effective date: 20150408 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20150408 Effective date: 20210716 |