RU2402743C1 - Method and system of spinning missile homing - Google Patents
Method and system of spinning missile homing Download PDFInfo
- Publication number
- RU2402743C1 RU2402743C1 RU2009142113/02A RU2009142113A RU2402743C1 RU 2402743 C1 RU2402743 C1 RU 2402743C1 RU 2009142113/02 A RU2009142113/02 A RU 2009142113/02A RU 2009142113 A RU2009142113 A RU 2009142113A RU 2402743 C1 RU2402743 C1 RU 2402743C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- signal
- rocket
- missile
- deviation
- angular deviation
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области разработки систем наведения (СН) ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР.The invention relates to the field of development of guidance systems (SN) missiles and can be used in anti-tank systems and missiles.
Одной из задач, решаемых при разработке СН вращающихся по углу крена ракет, является повышение точности их наведения.One of the problems solved in the development of strategic missiles rotating along the roll angle of missiles is to increase the accuracy of their guidance.
Известен способ наведения вращающейся ракеты (патент RU №2107879, МПК6 F41G 7/00, 7/24, 07.12.94), заключающийся в формировании модулированного лазерного излучения, приеме аппаратурой управления ракеты этого излучения, формировании сигналов, пропорциональных координатам ракеты относительно оси луча, формировании сигналов управления посредством преобразования сигналов, пропорциональных координатам ракеты и связанных с лучом лазера, в систему координат, связанную с вращающейся ракетой, и преобразовании сигналов управления в отклонение рулей.A known method of pointing a rotating rocket (patent RU No. 2107879, IPC 6 F41G 7/00, 7/24, 12/07/94), which consists in the formation of modulated laser radiation, the reception of rocket control equipment this radiation, the formation of signals proportional to the coordinates of the rocket relative to the axis of the beam the formation of control signals by converting signals proportional to the coordinates of the rocket and associated with the laser beam into a coordinate system associated with a rotating missile, and converting the control signals into steering deflection.
СН, реализующая этот способ (патент RU №2107879, МПК6 F41G 7/00, 7/24, 07.12.94), включает источник модулированного лазерного излучения на пусковой установке и управляемую ракету. Аппаратура управления ракеты принимает модулированное лазерное излучение, вырабатывает сигналы, пропорциональные ее отклонениям относительно центра излучения (оси луча) и формирует команды управления рулями в связанной с вращающейся ракетой системе координат. Отклонения рулей возвращают ракету к оси луча.CH implementing this method (patent RU No. 2107879, IPC 6 F41G 7/00, 7/24, 12/07/94) includes a modulated laser radiation source at the launcher and a guided missile. The rocket control equipment receives modulated laser radiation, generates signals proportional to its deviations relative to the center of radiation (beam axis) and generates rudder control commands in a coordinate system associated with a rotating rocket. Deviations rudders return the rocket to the axis of the beam.
Недостатком этого способа является то, что формируемые сигналы пропорциональны только отклонениям ракеты, а необходимые для наведения (выхода ракеты на ось луча) сигналы, пропорциональные скорости изменения (производной) этих отклонений, отсутствуют.The disadvantage of this method is that the generated signals are proportional only to the missile deflection, and the signals necessary for pointing (the missile to the beam axis) are proportional to the rate of change (derivative) of these deviations are absent.
Наиболее близким к предлагаемому является способ наведения вращающейся ракеты (патент RU №2219473, МПК7 F41G 7/24, F42B 15/01, 13.05.02), включающий формирование модулированного лазерного излучения на пусковой установке, прием излучения на ракете и формирование сигнала рассогласования между положением ракеты и осью луча, суммирование сигнала рассогласования и сигнала, пропорционального разности сигнала рассогласования и сдвинутого на время запаздывания сигнала рассогласования, модуляцию суммарного сигнала периодическим по углу крена сигналом и преобразование полученного сигнала в отклонение руля ракеты.Closest to the proposed method is the guidance of a rotating rocket (patent RU No. 2219473, IPC 7 F41G 7/24, F42B 15/01, 05/13/02), including the formation of modulated laser radiation at the launcher, the reception of radiation on the rocket and the formation of an error signal between the position of the rocket and the axis of the beam, summing the mismatch signal and the signal proportional to the difference between the mismatch signal and the mismatch signal shifted by the delay time, modulation of the total signal by a periodic signal in roll angle and Brazovanie received signal in the deflection of the rudder
СН, реализующая этот способ (патент RU №2219473, МПК7 F41G 7/24, F42B 15/01, 13.05.02), включает последовательно соединенные формирователь сигнала рассогласования (ФСР) между ракетой и осью луча, суммирующий усилитель (СУ), модулятор и привод руля (ПР), а также последовательно соединенные датчик периодического по углу крена сигнала, измеритель периода (ИП) и звено с регулируемым временем запаздывания, второй вход которого соединен с выходом ФСР, а выход соединен со вторым входом СУ, причем второй вход модулятора соединен с выходом датчика периодического по углу крена сигнала.SN that implements this method (patent RU No. 2219473, IPC 7 F41G 7/24, F42B 15/01, 05/13/02) includes a mismatch signal generator (SDF) between the rocket and the beam axis, a summing amplifier (SU), a modulator and a rudder drive (PR), as well as a series-connected sensor of a roll-by-angle signal, a period meter (PI) and a link with an adjustable delay time, the second input of which is connected to the FSR output, and the output is connected to the second SU input, the second modulator input connected to the output of the periodic sensor at roll signal.
В известном способе на выходе ФСР формируется сигнал U, пропорциональный отклонению ракеты от оси луча (в вертикальной и горизонтальной плоскостях декартовой системы координат). После суммирования сигнала рассогласования U и сигнала U1, пропорционального разности сигнала рассогласования и сдвинутого на время запаздывания т сигнала рассогласования, результирующий сигнал UΣ в операторной форме имеет вид:In the known method, a signal U is generated at the output of the FSR, proportional to the deviation of the rocket from the axis of the beam (in the vertical and horizontal planes of the Cartesian coordinate system). After summing the mismatch signal U and the signal U 1 proportional to the difference between the mismatch signal and the mismatch signal shifted by the delay time t, the resulting signal U Σ in operator form has the form:
UΣ(p)=U(p)+U1(p)=U(p)(1+k(l-е-τp))=U(p)(k1e-τp+k2),U Σ (p) = U (p) + U 1 (p) = U (p) (1 + k (l-e- τp )) = U (p) (k 1 e -τp + k 2 ),
где 
k1, k2 - коэффициенты, причем k1=-k; k2=k+1, где k - постоянный коэффициент (значение коэффициента k выбирается исходя из необходимости обеспечения устойчивости системы).k 1 , k 2 are the coefficients, and k 1 = -k; k 2 = k + 1, where k is a constant coefficient (the value of the coefficient k is selected based on the need to ensure the stability of the system).
При разложении функции е-τp в степенной ряд и пренебрежении членами степеней выше первой сигнал UΣ может быть представлен в виде:When expanding the function e -τp in a power series and neglecting the terms of powers higher than the first, the signal U Σ can be represented as:
UΣ(p)=U(р)(kτp+1),U Σ (p) = U (p) (kτp + 1),
откуда следует, что в известном способе обеспечивается формирование сигнала, пропорционального отклонению ракеты от оси луча и производной отклонения, причем параметры k, τ определяют степень дифференцирования.whence it follows that in the known method, a signal is generated that is proportional to the deviation of the rocket from the axis of the beam and the derivative of the deviation, and the parameters k, τ determine the degree of differentiation.
Модуляция суммарного сигнала UΣ периодическим по углу крена сигналом преобразует сигнал из системы координат, связанной с лучом, в сигнал во вращающейся системе координат, связанной с ракетой. Полученный сигнал преобразуется в отклонение руля ракеты.Modulation of the total signal U Σ by a roll-periodic signal converts the signal from the coordinate system associated with the beam into a signal in a rotating coordinate system associated with the rocket. The received signal is converted to a missile rudder deflection.
Недостатком данного способа является возможное появление больших отклонений ракеты на участке переходного процесса после ее встреливания в луч, в особенности для ракет с низкой начальной скоростью (менее 100 м/с) вследствие:The disadvantage of this method is the possible occurrence of large deviations of the rocket in the transition process after being shot into the beam, especially for missiles with a low initial velocity (less than 100 m / s) due to:
влияния бокового ветра (он вызывает рассеивание траекторий в горизонтальной плоскости);the influence of crosswind (it causes dispersion of the trajectories in the horizontal plane);
влияния движения носителя при стрельбе «с борта», т.е. в направлении, перпендикулярном направлению движения (оно вызывает рассеивание траекторий в горизонтальной плоскости, аналогичное рассеиванию от бокового ветра);the influence of the movement of the carrier when firing "on board", ie in the direction perpendicular to the direction of movement (it causes the dispersion of the trajectories in the horizontal plane, similar to the dispersion from the side wind);
начальных возмущений по угловой скорости изменения положения продольной оси ракеты по углам тангажа и рыскания (соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях) при ее выходе из пускового контейнера (они вызывают рассеивание траекторий в обеих плоскостях декартовой системы координат).initial perturbations in the angular velocity of the change in the position of the longitudinal axis of the rocket along the pitch and yaw angles (respectively in the vertical and horizontal planes) when it leaves the launch container (they cause dispersion of the trajectories in both planes of the Cartesian coordinate system).
В представленных случаях продольная ось ракеты под воздействием указанных возмущающих факторов отклоняется от своего начального (нулевого) положения, что приводит по истечении некоторого времени (вследствие инерционности ракеты) к линейным отклонениям ее центра масс от оси луча.In the cases presented, the longitudinal axis of the rocket, under the influence of the indicated perturbing factors, deviates from its initial (zero) position, which after some time (due to the inertia of the rocket) leads to linear deviations of its center of mass from the axis of the beam.
Управление ракетой по отклонению и производной отклонения согласно известному способу является недостаточно эффективным при больших величинах бокового ветра (скорости движения носителя) и возмущений, поскольку парирование отклонений командами управления происходит с запаздыванием (когда угловые отклонения оси ракеты уже велики, линейные отклонения и, соответственно, команды - еще малы). В таких случаях возможен выход ракеты из луча, если отклонения превысят его размер.The control of the missile by deflection and derivative of deflection according to the known method is not effective enough for large values of lateral wind (carrier velocity) and disturbances, since deflection is counterbalanced by control commands (when the angular deviations of the axis of the rocket are already large, linear deviations and, accordingly, commands - are still small). In such cases, a rocket may exit the beam if deviations exceed its size.
В связи с этим для ракет с низкоскоростным стартом целесообразно осуществлять дополнительное управление именно по угловому отклонению продольной оси ракеты как по первичному признаку отклонения, сохраняя при этом полезные свойства аналога (управление по линейному отклонению и его производной).In this regard, for missiles with a low speed launch, it is advisable to carry out additional control precisely by the angular deviation of the longitudinal axis of the rocket as the primary sign of deviation, while preserving the useful properties of the analogue (control by linear deviation and its derivative).
Однако введение дополнительного управления по угловому отклонению оси телеуправляемой в луче ракеты в течение всего полета ухудшает точность наведения при стрельбе по неподвижной цели и делает невозможной стрельбу по движущимся целям, при которой ракета должна осуществлять угловые маневры.However, the introduction of additional control over the angular deviation of the axis of the remote-controlled missile in the beam during the entire flight impairs the accuracy of guidance when firing at a fixed target and makes it impossible to shoot at moving targets, in which the missile must perform angular maneuvers.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение точности наведения ракеты за счет введения дополнительного управления по угловому отклонению продольной оси ракеты в течение некоторого времени, оптимального с точки зрения распределения управления по угловому и линейному отклонениям.The objective of the invention is to increase the accuracy of guidance of the rocket by introducing additional control over the angular deviation of the longitudinal axis of the rocket for some time, optimal from the point of view of the distribution of control over angular and linear deviations.
Поставленная задача решается за счет того, что по сравнению с известным способом, включающим формирование излучения на пусковой установке, прием излучения на ракете и формирование сигнала рассогласования между положением ракеты и осью луча, суммирование сигнала рассогласования и сигнала, пропорционального разности сигнала рассогласования и сдвинутого на время запаздывания сигнала рассогласования с получением сигнала управления, модуляцию сигнала управления периодическим по углу крена сигналом и преобразование его в отклонение руля ракеты, в предлагаемом способе на ракете измеряют угловое отклонение ее продольной оси относительно положения в момент старта, формируют сигнал, пропорциональный этому отклонению, который суммируют от момента старта ракеты до момента времени ty с сигналом управления, при этом момент времени ty устанавливают по зависимостиThe problem is solved due to the fact that, in comparison with the known method, including generating radiation on a launcher, receiving radiation on a rocket and generating a mismatch signal between the position of the rocket and the axis of the beam, summing the mismatch signal and a signal proportional to the difference between the mismatch signal and time shifted delays of the mismatch signal with the receipt of the control signal, modulation of the control signal by a signal periodic to the roll angle and converting it into a steering deviation rockets mounted on the dependence of the proposed method on the rocket measure the angular deviation of its longitudinal axis relative to the position at the start, produce a signal proportional to this deviation, which is summed by the time the missile before the start time t y with the control signal, the time t y
где Тр - период собственных колебаний ракеты.where T p - period of natural oscillations of the rocket.
СН, реализующая этот способ, по сравнению с известной СН, содержащей последовательно соединенные ФСР между ракетой и осью луча, СУ, модулятор и ПР, а также последовательно соединенные датчик периодического по углу крена сигнала, ИП и звено с регулируемым временем запаздывания, второй вход которого соединен с выходом ФСР, а выход соединен со вторым входом СУ, причем второй вход модулятора соединен с выходом датчика периодического по углу крена сигнала, снабжена последовательно соединенными датчиком углового отклонения (ДУО) продольной оси ракеты и формирователем сигнала углового отклонения (ФСУО), выход которого соединен с третьим входом СУ.Compared to the well-known CH, which implements this method, compared to the well-known CH, containing FSR between the rocket and the axis of the beam, a control system, a modulator and a PR, as well as a series-connected sensor of a roll-by-angle signal, a signal generator and a link with an adjustable delay time, the second input of which connected to the output of the FSR, and the output is connected to the second input of the control system, the second input of the modulator connected to the output of the sensor of a periodic roll angle signal, equipped with a series-connected sensor of angular deviation (DUO) of the longitudinal axis missiles and the signal shaper of the angular deviation (FSUO), the output of which is connected to the third input of the control system.
Способ предполагает измерение углового отклонения ψи продольнойThe method involves measuring the angular deviation ψ and longitudinal
оси в какой-либо из плоскостей декартовой системы координат (например, в горизонтальной плоскости измеряют угол рыскания ψ). Сигнал Uψ, пропорциональный углу ψи с коэффициентом kψ, формируют по зависимостиaxis in one of the planes of the Cartesian coordinate system (for example, in the horizontal plane measure the yaw angle ψ). The signal U ψ , proportional to the angle ψ and with the coefficient k ψ , is formed according to
и суммируют с сигналами, пропорциональными линейному отклонению ракеты и производной этого отклонения в соответствующей плоскости.and summed with signals proportional to the linear deviation of the rocket and the derivative of this deviation in the corresponding plane.
Предлагаемое изобретение поясняется следующим графическим материалом.The invention is illustrated by the following graphic material.
На фиг.1-4 представлены типовые отклонения продольной оси ракеты по углу рыскания ψ и ее линейные отклонения от оси луча Z в горизонтальной плоскости:Figure 1-4 presents typical deviations of the longitudinal axis of the rocket along the yaw angle ψ and its linear deviations from the axis of the beam Z in the horizontal plane:
при действии начального возмущения величиной 1,0 рад/с (57,3 град/с) без дополнительного управления по углу - на фиг.1 и с дополнительным управлением по углу - на фиг.2;under the action of an initial disturbance of 1.0 rad / s (57.3 deg / s) without additional angle control - in Fig. 1 and with additional angle control - in Fig. 2;
при действии бокового ветра со скоростью 10 м/с без дополнительного управления по углу - на фиг.3 и с дополнительным управлением по углу - на фиг.4.under the action of a crosswind with a speed of 10 m / s without additional angle control - in Fig.3 and with additional angle control - in Fig.4.
Структура предлагаемой СН приведена на фиг.5, где 1 - ФСР, 2 - звено с регулируемым временем запаздывания (33), 3 - СУ, 4 - модулятор (М), 5 - датчик периодического по углу крена сигнала (ДУК), 6 - ИП, 7 - ПР, 8 - УО, 9 - ФСУО.The structure of the proposed SN is shown in Fig. 5, where 1 is the FSR, 2 is the link with an adjustable delay time (33), 3 is the control system, 4 is the modulator (M), 5 is the sensor of the periodic signal according to the angle of heel (ALC), 6 is IP, 7 - PR, 8 - UO, 9 - FSUO.
Траектории полета ракеты в горизонтальной плоскости, приведенные на фиг.1 и фиг.3, иллюстрируют недостаточную эффективность управления по отклонению и его производной при действии начальных возмущений или бокового ветра. Из представленных графиков следует, что дополнительное управление по угловому отклонению целесообразно вводить в течение времени, когда угол рыскания Ψ<0 для рассматриваемого направления действия возмущений и ветра (или когда Ψ>0 для противоположного направления их действия).The flight paths of the rocket in the horizontal plane, shown in figure 1 and figure 3, illustrate the lack of control efficiency for the deviation and its derivative under the action of the initial disturbances or side wind. From the presented graphs it follows that it is advisable to introduce additional control over the angular deviation during the time when the yaw angle Ψ <0 for the direction of action of the disturbances and wind under consideration (or when Ψ> 0 for the opposite direction of their action).
При действии начального возмущения по угловой скорости рыскания в момент выхода ракеты из контейнера, которое в математическом выражении представляет собой начальное условие 
При действии бокового ветра (фиг.3) длительность интервала по условию Ψ<0 увеличивается. Ось статически устойчивой оперенной вращающейся ракеты разворачивается по углу рыскания в направлении против ветра (на фиг.3 направление действия ветра - со стороны отрицательной оси координаты Z), а сама ракета сносится по ветру. У ракеты с низкой начальной скоростью после выхода из контейнера включается разгонный (или разгонно-маршевый) двигатель и по мере набора скорости ракета начинает двигаться в направлении против ветра, вследствие появления боковой составляющей вектора тяги (Гантмахер Ф.Р., Левин Л.М. Теория полета неуправляемых ракет. - Государственное издательство физико-математической литературы, 1959, с.255-259). При этом разворот по углу рыскания Ψ происходит с некоторой инерционностью (а не практически мгновенно, как при начальном возмущении) и длительность интервала по условию Ψ<0 при действии ветра увеличивается до 0,7 Тр. Так, в случае, представленном на фиг.3, эта длительность составляет 0,7 с.Under the action of a crosswind (Fig. 3), the interval duration under the condition Ψ <0 increases. The axis of the statically stable feathered rotating rocket is rotated along the yaw angle in the direction opposite to the wind (in Fig. 3, the direction of the wind is from the negative axis of the Z coordinate), and the rocket itself drifts in the wind. After a rocket with a low initial velocity, an acceleration (or acceleration-march) engine is turned on after exiting the container and, as the speed increases, the rocket starts moving in the direction against the wind, due to the appearance of the lateral component of the thrust vector (Gantmakher F.R., Levin L.M. Theory of flight of unguided missiles. - State Publishing House of Physics and Mathematics, 1959, p. 255-259). In this case, the yaw angle turn орот occurs with some inertia (and not almost instantly, as with the initial perturbation) and the interval duration under the condition Ψ <0 under the action of the wind increases to 0.7 T p . So, in the case presented in figure 3, this duration is 0.7 s.
Рациональное время дополнительного управления по углу на основании вышеизложенного должно составлять ty=(0,5…0,7)Tp, а конкретное значение устанавливается исходя из заданных требований на комплекс по величине максимально допустимого бокового ветра (включая максимальную скорость движения носителя) и максимальных возмущений, при которых должно обеспечиваться удержание ракеты в луче.The rational time of additional control over the angle based on the foregoing should be t y = (0.5 ... 0.7) T p , and the specific value is set based on the set requirements for the complex according to the maximum permissible crosswind (including the maximum speed of the carrier) and maximum disturbances at which the rocket should be kept in the beam.
Фиг.2, 4 иллюстрируют эффективность дополнительного управления по угловому отклонению согласно предложенному способу. При выбранном для наиболее эффективного парирования бокового ветра значении ty=0,7 с максимальные горизонтальные отклонения Z уменьшаются в 2,5-2,6 раза: с 1,0 м до 0,4 м при действии начальных возмущений 1,0 рад/с и с 3,4 м до 1,3 м при боковом ветре 10 м/с.Figure 2, 4 illustrate the effectiveness of additional control by angular deviation according to the proposed method. When the value of t y = 0.7 s is selected for the most effective lateral wind parrying, the maximum horizontal deviations Z decrease by 2.5-2.6 times: from 1.0 m to 0.4 m under the influence of initial perturbations of 1.0 rad / s and from 3.4 m to 1.3 m with a crosswind of 10 m / s.
В случае отсутствия возмущающих воздействий дополнительное управление по углу практически не влияет на траекторию ракеты, поскольку команды от него близки к нулевым.In the absence of disturbing influences, the additional control over the angle practically does not affect the trajectory of the rocket, since the commands from it are close to zero.
СН, структура которой приведена на фиг.5, работает следующим образом.CH, the structure of which is shown in figure 5, works as follows.
Сигнал с выхода ФСР 1 поступает по двум цепям на СУ 3 с различными коэффициентами усиления по своим входам, причем по цепи второго входа СУ 3 сигнал проходит через 33 2. Изменение времени запаздывания 33 2 осуществляется по его первому входу, соединенному с выходом ИП 6, который измеряет длительность периода сигнала с ДУК 5.The signal from the output of the FSD 1 enters through two circuits to SS 3 with different amplification factors at its inputs, and along the second input chain of SS 3 the signal passes through 33 2. The delay time 33 2 is changed at its first input connected to IP 6 output, which measures the length of the signal period from the ALC 5.
Сигнал с выхода ДУО 8 поступает на ФСУО 9, формирующий дополнительный сигнал управления по угловому отклонению согласно зависимости (2). Значения параметров kΨ и ty определяются априорно и устанавливаются в ФСУО 9.The signal from the output of the DUO 8 is fed to the FSUO 9, which forms an additional control signal for angular deviation according to dependence (2). The values of the parameters k Ψ and t y are determined a priori and are established in FSUO 9.
Выходной сигнал ФСУО 9 суммируется на СУ 3 с «основными» сигналами управления. На выходе СУ 3 образуется сигнал, пропорциональный отклонению ракеты от оси луча и производной этого отклонения, а также пропорциональный угловому отклонению оси ракеты (но только до момента времени ty).The output signal FSUO 9 is summed on SU 3 with the "main" control signals. At the output of SU 3, a signal is generated proportional to the deviation of the rocket from the axis of the beam and the derivative of this deviation, as well as proportional to the angular deviation of the axis of the rocket (but only up to the time t y ).
Сигнал управления с СУ 3 модулируется опорным сигналом с выхода ДУК 5 на М 4, преобразуясь из системы координат, связанной с лучом во вращающуюся систему координат, связанную с ракетой. Промодулированный сигнал поступает на ПР 7, отклоняющий орган управления ракеты (руль).The control signal from SU 3 is modulated by a reference signal from the output of the DUK 5 to
В качестве ФСУО может быть использовано известное логическое устройство, представленное, например, в книге Тетельбаум И.М., Шнейдер Ю.Р. 400 схем для АВМ. - М.: Энергия, 1978, с.123. ФСУО может быть также реализован на программном уровне с помощью микропроцессорных структур, например, на микропроцессоре типа 1830 BE 31.As FSUO can be used a well-known logical device, presented, for example, in the book Tetelbaum IM, Schneider Yu.R. 400 schemes for AVM. - M .: Energy, 1978, p.123. FSUO can also be implemented at the software level using microprocessor structures, for example, on a microprocessor type 1830 BE 31.
В качестве ДУО (измерителя угла рыскания или тангажа) может быть использован гироскопический датчик, аналогичный ДУК, представленному в ближайшем аналоге (патент RU №2219473, МПК7 F41G 7/24, F42B 15/01, 13.05.02). В качестве остальных элементов, входящих в состав СН, также могут быть использованы устройства, представленные в ближайшем аналоге.As a DUO (yaw or pitch meter), a gyroscopic sensor similar to the DUK presented in the closest analogue can be used (patent RU No. 2219473, IPC 7 F41G 7/24, F42B 15/01, 05/13/02). As the remaining elements that make up the SN, devices presented in the closest analogue can also be used.
Применение предлагаемой СН вращающихся по углу крена ракет позволяет повысить точность наведения на начальном участке полета за счет дополнительного управления по угловому отклонению оси ракеты и выбора оптимального времени этого управления с сохранением положительных свойств ближайшего аналога - управления по отклонению и производной отклонения на дальнейшем участке полета ракеты.The use of the proposed SN of angle-of-rotation rotating missiles allows to increase the accuracy of guidance in the initial portion of the flight due to additional control over the angular deviation of the axis of the rocket and choosing the optimal time for this control while maintaining the positive properties of the closest analogue - control over the deflection and derivative of the deflection in the further portion of the flight of the rocket.
Claims (2)
ty=(0,5…0,7)Tp,
где Тр - период собственных колебаний ракеты.1. A method of pointing a rotating rocket, including generating radiation on the launcher, receiving radiation on the rocket and generating a mismatch signal between the position of the rocket and the axis of the beam, summing the mismatch signal and the signal proportional to the difference of the mismatch signal and the mismatch signal shifted by the delay time to obtain a control signal modulating the control signal with a periodic roll angle signal and converting it into a deflection of the rudder of the rocket, characterized in that on the rocket from measure the angular deviation of its longitudinal axis relative to the position at the time of launch, form a signal proportional to this deviation, which is summed from the moment the rocket starts to the time t y with the control signal, while the time t y is set according to
t y = (0.5 ... 0.7) T p ,
where T p - period of natural oscillations of the rocket.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009142113/02A RU2402743C1 (en) | 2009-11-16 | 2009-11-16 | Method and system of spinning missile homing |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009142113/02A RU2402743C1 (en) | 2009-11-16 | 2009-11-16 | Method and system of spinning missile homing |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2402743C1 true RU2402743C1 (en) | 2010-10-27 |
Family
ID=44042331
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009142113/02A RU2402743C1 (en) | 2009-11-16 | 2009-11-16 | Method and system of spinning missile homing |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2402743C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2460966C1 (en) * | 2011-03-14 | 2012-09-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Method of beam control over rolling missile and beam-controlled rolling missile |
| RU2466345C1 (en) * | 2011-11-03 | 2012-11-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Remotely controlled missile guidance method |
| RU2540483C1 (en) * | 2013-09-17 | 2015-02-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Method of spinning rocket guidance and guidance system to this end |
| CN114248911A (en) * | 2021-12-24 | 2022-03-29 | 兰州飞行控制有限责任公司 | Helicopter electric series steering engine control signal adjusting method |
-
2009
- 2009-11-16 RU RU2009142113/02A patent/RU2402743C1/en active
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2460966C1 (en) * | 2011-03-14 | 2012-09-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Method of beam control over rolling missile and beam-controlled rolling missile |
| RU2466345C1 (en) * | 2011-11-03 | 2012-11-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Remotely controlled missile guidance method |
| RU2540483C1 (en) * | 2013-09-17 | 2015-02-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" | Method of spinning rocket guidance and guidance system to this end |
| CN114248911A (en) * | 2021-12-24 | 2022-03-29 | 兰州飞行控制有限责任公司 | Helicopter electric series steering engine control signal adjusting method |
| CN114248911B (en) * | 2021-12-24 | 2024-03-01 | 兰州飞行控制有限责任公司 | Helicopter electric series steering engine control signal adjustment method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4008869A (en) | Predicted - corrected projectile control system | |
| US5425514A (en) | Modular aerodynamic gyrodynamic intelligent controlled projectile and method of operating same | |
| US7446291B1 (en) | Augmented proportional navigation guidance law using angular acceleration measurements | |
| RU2402743C1 (en) | Method and system of spinning missile homing | |
| FR2623280A1 (en) | GUIDED ARTILLERY PROJECTILE COMPRISING A TRAJECTORY REGULATOR | |
| Özkan | Dynamic modeling, guidance, and control of homing missiles | |
| US2992423A (en) | Rocket launch control systems | |
| US4123019A (en) | Method and system for gravity compensation of guided missiles or projectiles | |
| US4173785A (en) | Inertial guidance system for vertically launched missiles without roll control | |
| Özkan et al. | Performance comparison of the notable acceleration-and angle-based guidance laws for a short-range air-to-surface missile | |
| EP0253919A2 (en) | A launcher for an optically guided, wire-controlled missile with improved electronic circuity | |
| US4318515A (en) | Guidance systems | |
| RU2583347C1 (en) | Method of long-range target capture of zone missile homing head and long missile guidance system | |
| US5875993A (en) | Flight control of an airborne vehicle at low velocity | |
| US3206143A (en) | Controller for guiding a missile carrier on the location curve of ballistic firing positions | |
| RU2284001C1 (en) | Method for guidance of spin-stabilized missile | |
| RU2401981C2 (en) | Method of stabilising angular position of roll-revolving controlled artillery projectile lengthwise axis | |
| US4021007A (en) | Pitch-yaw stabilization system | |
| RU2326325C1 (en) | Method and system of rotating rocket guidance | |
| de Celis et al. | Neural Network-Based Controller For Terminal Guidance Applied In Short-Range Rockets | |
| RU2569046C1 (en) | Method of combined guidance of small-sized missile with separable propulsion system and guidance system for its implementation | |
| US3497161A (en) | Method for compensating a ballistic missile for atmospheric perturbations | |
| RU2486428C1 (en) | Method of spinning rocket guidance and system to this end | |
| McGehee | Bank-to-turn (BTT) technology | |
| RU2291384C1 (en) | Method for missile control (modifications) and missile control system for its realization (modifications) |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20160412 |
|
| 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 |