RU2413918C1 - Method of generating missile control signals - Google Patents

Method of generating missile control signals Download PDF

Info

Publication number
RU2413918C1
RU2413918C1 RU2009129299/28A RU2009129299A RU2413918C1 RU 2413918 C1 RU2413918 C1 RU 2413918C1 RU 2009129299/28 A RU2009129299/28 A RU 2009129299/28A RU 2009129299 A RU2009129299 A RU 2009129299A RU 2413918 C1 RU2413918 C1 RU 2413918C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rocket
missile
control
deviation
radius vector
Prior art date
Application number
RU2009129299/28A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Иванович Морозов (RU)
Владимир Иванович Морозов
Владимир Васильевич Петрушин (RU)
Владимир Васильевич Петрушин
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 RU2009129299/28A priority Critical patent/RU2413918C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2413918C1 publication Critical patent/RU2413918C1/en

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

FIELD: physics.
SUBSTANCE: method involves generation of a signal in each altitude and direction control channel, generation of missile control commands, generation of signal for controlling the missile with steering parts in altitude and direction control channels. The missile control commands are converted in proportion to deviation of the missile from a given guide line in the current missile guidance time. The radius vector formed by control commands turns by an angle which is proportional to the current area of the sector described in the plane of the measured missile deviation by the radius vector formed by signals for deviation of the missile from the given guidance line in altitude and direction control channels, from its position at the beginning of generation of missile deviation signals. The sign of the turning angle of the control command vector is determined in accordance with the sign of the increment of the area of the said sector taking into account the current direction of rotation of the radius vector formed by deviation signals of the missile from the given guidance line.
EFFECT: high accuracy of guiding a missile owing to compensation for phase coupling of its control channels.
3 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в системах наведения управляемых ракет.The invention relates to rocket technology and is intended for use in guided missile guidance systems.

Известен способ формирования сигналов управления ракетой, включающий в каналах управления по высоте и направлению формирование сигнала, пропорционального отклонению ракеты от заданной линии наведения, формирование команды управления, пропорциональной сигналу отклонения ракеты от заданной линии наведения, и последующее формирование сигнала управления рулевым органом ракеты ([1], H.T.Кузовков. Системы стабилизации летательных аппаратов. - М.: Высшая школа, 1976, стр.221-223, 233).A known method of generating rocket control signals, including in the control channels in height and direction, generating a signal proportional to the missile deviation from the given guidance line, generating a control command proportional to the missile deviation signal from the given guidance line, and subsequent generation of the rocket steering signal ([1 ], HTKuzovkov, Aircraft Stabilization Systems. - M.: Higher School, 1976, pp. 212-223, 233).

В известном способе формирование сигналов управления ракетой осуществляется в каждом канале управления по высоте и направлению независимо друг от друга, что и предопределяет его недостаток, так как в реальности в системе управления ракетой всегда существует перекрестная (фазовая) связь между ее каналами. Связь каналов управления снижает устойчивость системы управления и приводит к колебательному процессу наведения ракеты в виде спирального движения ее центра масс относительно линии наведения и, в конечном счете, к увеличению промаха или даже к срыву наведения ракеты ([2], Л.С.Гуткин, Ю.П.Борисов и др. Радиоуправление реактивными снарядами и космическими аппаратами. - М.: Советское радио, 1968, стр.189-194).In the known method, the formation of rocket control signals is carried out in each control channel in height and direction independently of each other, which predetermines its disadvantage, since in reality in the missile control system there always exists a cross (phase) connection between its channels. The communication of control channels reduces the stability of the control system and leads to an oscillatory process of guiding the rocket in the form of a spiral motion of its center of mass relative to the guidance line and, ultimately, to an increase in miss or even to failure of the guidance of the rocket ([2], L. S. Gutkin, Yu.P. Borisov et al. Radio control of rockets and spacecraft. - M.: Soviet Radio, 1968, pp. 189-194).

Наиболее близким к предлагаемому является способ формирования сигналов управления ракетой, включающий в каждом канале управления по высоте и направлению формирование сигнала, пропорционального отклонению ракеты от заданной линии наведения, формирование команды управления ракетой, пропорциональной отклонению ракеты от заданной линии наведения, и последующее формирование по командам управления в каналах высоты и направления сигналов управления рулевыми органами ракеты в каналах управления по высоте и направлению с учетом углового параметра, определяемого заранее до пуска ракеты ([1], H.T. Кузовков. Системы стабилизации летательных аппаратов. - М.: Высшая школа, 1976, стр.243-250, 257-260).Closest to the proposed one is a method for generating rocket control signals, including, in each control channel in height and direction, generating a signal proportional to the deviation of the rocket from a given guidance line, generating a missile control command proportional to the deviation of the rocket from a given guidance line, and subsequent formation of control commands in the channels of height and direction of the steering control signals of the rocket in the control channels in height and direction, taking into account the angular a parameter determined in advance of rocket launch ([1], H.T. Kuzovkov. Aircraft stabilization systems. - M.: Higher School, 1976, pp. 243-250, 257-260).

В этом способе команда управления U ракетой в каждом канале управления формируется в соответствии с соотношениемIn this method, the control command of the U rocket in each control channel is formed in accordance with the ratio

Figure 00000001
Figure 00000001

где коэффициент передачи К0 и весовой коэффициент k1 - параметры закона управления, выбираемые при анализе устойчивости и точности замкнутого контура управления ракетой, а h и

Figure 00000002
- измеренное линейное отклонение ракеты от заданной линии наведения и его скорость изменения.where the transmission coefficient K 0 and weight coefficient k 1 are the parameters of the control law selected in the analysis of stability and accuracy of the closed loop control missile, and h and
Figure 00000002
- the measured linear deviation of the rocket from a given guidance line and its rate of change.

Сигналы управления рулевыми органами ракеты формируются по командам управления ракетой в каналах высоты и направления путем их совместного преобразования с учетом углового параметра χ, характеризующего величину фазовой связи каналов управления, подлежащей компенсации. Возможность компенсации связи каналов управления в данном способе определяется конкретным видом источника, порождающим такую связь, а именно: инерционностью рулевого привода ракеты, характеризующейся его постоянной времени, или кинетическим моментом корпуса вращающейся по крену ракеты. Величина и знак параметра χ, определяются заранее при проектировании системы управления ракетой, т.е. до пуска ракеты, по априори известным характеристикам ракеты, рулевого привода и предполагаемым условиям стрельбы. Так, для компенсации перекрестной связи каналов управления, порождаемой инерционностью рулевых приводов вращающейся по крену ракеты, этот параметр определяется соотношениемThe steering control signals of the rocket are generated by the rocket control commands in the altitude and direction channels by converting them together taking into account the angular parameter χ characterizing the magnitude of the phase coupling of the control channels to be compensated. The possibility of compensating for the communication of the control channels in this method is determined by the specific type of source generating such a connection, namely: the inertia of the rocket’s steering gear, characterized by its time constant, or the kinetic moment of the body of the rocket rotating along the roll. The magnitude and sign of the parameter χ are determined in advance when designing a missile control system, i.e. before the launch of the rocket, according to a priori known characteristics of the rocket, steering gear and the expected shooting conditions. So, to compensate for the cross-connection of the control channels generated by the inertia of the steering gears of the rocket rolling along the roll, this parameter is determined by the ratio

Figure 00000003
Figure 00000003

где Тр - постоянная времени рулевого привода ракеты, усредненная по условиям его изготовления и условиям стрельбы ракетой;where T p is the time constant of the steering gear of the rocket, averaged over the conditions of its manufacture and the conditions of firing a rocket;

ω - ожидаемая (средняя) частота вращения ракеты по крену в процессе ее наведения.ω is the expected (average) rotational speed of the rocket along the roll during its guidance.

Преобразование команд управления ракетой в сигналы управления ее рулевых приводов проводится путем векторного разворота команд на принятый угловой параметр χ, в соответствии с соотношениямиThe conversion of missile control commands into control signals of its steering drives is carried out by vector rotation of the commands to the adopted angular parameter χ, in accordance with the relations

Figure 00000004
Figure 00000004

где Uy, Uz - команды управления, пропорциональные линейным отклонениям ракеты, в каналах управления по высоте и по направлению соответственно;where U y , U z - control commands proportional to the linear deviations of the rocket in the control channels in height and direction, respectively;

Кy, Кz - соответственно сигналы управления рулевыми приводами в каналах управления по высоте и направлению, скорректированные с учетом предполагаемой фазовой связи χ каналов управления.To y , To z - respectively, the steering control signals in the control channels in height and direction, adjusted for the assumed phase connection χ control channels.

Такой способ формирования сигналов управления позволяет повысить точность наведения ракеты за счет частичной компенсации связи каналов управления, определяемой заранее известными факторами - постоянной времени рулевого привода ракеты и условиями стрельбы. Вместе с тем, известное решение обладает и недостатками. Так как в реальных условиях полета ракеты фактические значения постоянной времени рулевого привода и частоты вращения ракеты будут отличаться от принятых усредненных значений, то связь каналов управления, порождаемая инерционностью привода, не будет полностью скомпенсирована.This method of generating control signals allows to increase the accuracy of missile guidance by partially compensating for the communication of the control channels, determined by previously known factors — the time constant of the rocket’s steering gear and firing conditions. However, the known solution has disadvantages. Since in actual conditions of a missile’s flight the actual values of the steering wheel’s time constant and the rocket’s rotational speed will differ from the accepted average values, the communication of the control channels generated by the inertia of the drive will not be fully compensated.

Помимо указанных источников связи каналов управления, на компенсацию которой направлено известное решение, в системе управления ракетой имеются и другие источники и причины, порождающие перекрестную связь ее каналов, например:In addition to the indicated sources of communication of the control channels, to the compensation of which a well-known solution is directed, the missile control system has other sources and reasons that cause the cross-connection of its channels, for example:

- скручивание измерительной системы координат, связанной с пеленгаторами системы управления, и исполнительной системы координат, связанной с ракетой, возникающее из-за различного характера их движений в процессе наведения ракеты. Связь каналов управления, порождаемая этим источником, может частично компенсироваться преобразованием команд управления, аналогичным преобразованию вида (3), на угловой параметр, который определяется теперь уже измеряемыми углами перемещения линии визирования цели (ЛВЦ) ([2], Л.С.Гуткин, Ю.П.Борисов и др. Радиоуправление реактивными снарядами и космическими аппаратами. - М.: Советское радио, 1968, стр.191-202). Такой учет связи каналов также является приближенным, так как для полной ее компенсации надо знать перемещение ЛВЦ относительно осей системы координат связанной с подъемной силой ракеты, что практически невыполнимо;- twisting of the measuring coordinate system associated with direction finders of the control system, and the executive coordinate system associated with the rocket, arising from the different nature of their movements in the process of guiding the rocket. The communication of the control channels generated by this source can be partially compensated by converting control commands, similar to converting the form (3), to an angular parameter, which is now determined by the measured angles of movement of the target line of sight (LC) ([2], L. S. Gutkin, Yu.P. Borisov et al. Radio control of rockets and spacecraft. - M.: Soviet Radio, 1968, pp. 191-202). Such a consideration of channel communication is also approximate, since for its full compensation it is necessary to know the movement of the LCV relative to the axes of the coordinate system associated with the lift of the rocket, which is practically impossible;

- уходы гироскопа крена ракеты, формирующего опорную систему координат на борту ракеты, определяемые погрешностью его изготовления и условиями стрельбы. Возникающая из-за этого связь каналов управления носит случайный характер, как по величине, так и по направлению, и изменяется по времени полета ракеты, и поэтому ее компенсация заранее, до пуска ракеты, не может быть вообще предусмотрена;- departures of the gyro roll of the rocket, forming the reference coordinate system on board the rocket, determined by the error in its manufacture and shooting conditions. The connection between the control channels arising because of this is random, both in magnitude and in direction, and varies in time of the flight of the rocket, and therefore its compensation in advance, before the launch of the rocket, cannot be provided at all;

- несимметричность каналов управления из-за разбросов параметров системы управления и ракеты, а также ошибок стабилизации ее крена.- asymmetry of the control channels due to variations in the parameters of the control system and the rocket, as well as errors in stabilization of its roll.

Перекрестная связь каналов от таких источников носит случайный характер, а ее компенсация заранее не может быть предусмотрена. Суммарный вклад возможных источников связи приводит к непредвиденной для конкретной реализации стрельбы ракетой величине перекрестной связи каналов управления, случайной как по величине, так и по направлению. Наличие фазовой связи приводит к нарушению пропорциональности ускорения, развиваемого ракетой, ее отклонению, измеренному в соответствующих плоскостях наведения, что вызывает снижение точности наведения ракеты из-за уменьшения (или полной потери) устойчивости контура управления ракетой. Процесс наведения в таком случае носит колебательный характер в виде спирального движения ракеты относительно линии наведения, т.е. имеет место нарушение радиальной коррекции рассогласования ракеты ([1], H.T.Кузовков. Системы стабилизации летательных аппаратов. - М.: Высшая школа, 1976, стр.244-247), что приводит к снижению точности ее наведения или даже к срыву управления.Cross-connection of channels from such sources is random and its compensation cannot be foreseen in advance. The total contribution of possible communication sources leads to a cross-connection of control channels that is unforeseen for a specific rocket firing implementation, random both in magnitude and direction. The presence of phase coupling leads to a violation of the proportionality of the acceleration developed by the rocket, its deviation, measured in the corresponding guidance planes, which causes a decrease in the accuracy of the guidance of the rocket due to a decrease (or complete loss) of stability of the missile control loop. The guidance process in this case is oscillatory in the form of a spiral motion of the rocket relative to the guidance line, i.e. there is a violation of the radial correction of missile mismatch ([1], H.T. Kuzovkov. Aircraft stabilization systems. - M .: Vysshaya Shkola, 1976, pp. 244-247), which leads to a decrease in the accuracy of its guidance or even to a loss of control.

Задачей настоящего изобретения является повышение точности наведения и расширение условий применения ракеты при наличии фазовой связи каналов управления независимо от природы и источников, ее порождающих.The objective of the present invention is to improve the accuracy of guidance and expansion of the conditions of use of the rocket in the presence of phase communication of the control channels, regardless of the nature and sources that generate it.

Решение поставленной задачи достигается тем, что в способе формирования сигналов управления ракетой, включающем в каждом канале управления по высоте и направлению формирование сигнала, пропорционального отклонению ракеты от заданной линии наведения, формирование команды управления ракетой, пропорциональной сигналу отклонения ракеты от заданной линии наведения, и последующее формирование по командам управления в каналах управления по высоте и направлению сигналов управления рулевыми органами ракеты, новым является то, что команды управления ракетой в каналах управления по высоте и направлению преобразуют в текущем времени наведения ракеты так, что радиус-вектор, образованный командами управления поворачивается на угол, величина которого пропорциональна текущей площади сектора, описываемого в плоскости измеренного отклонения ракеты радиус-вектором, образованным сигналами отклонения ракеты от заданной линии наведения в каналах управления по высоте и направлению, от своего положения в момент начала формирования сигналов отклонения ракеты от заданной линии наведения, а знак угла поворота вектора команд управления определяют в соответствии со знаком приращения площади указанного сектора с учетом текущего направления вращения радиус-вектора, образованного сигналами отклонения ракеты от заданной линии наведения.The solution to this problem is achieved by the fact that in the method of generating rocket control signals, including in each control channel in height and direction, generating a signal proportional to the deviation of the missile from a given guidance line, generating a missile control command proportional to the signal of deviation of the missile from a given guidance line, and the subsequent the formation of control commands in the control channels for the height and direction of the steering control signals of the rocket, new is that the commands rocket control in the height and direction control channels is converted in the current time of the missile guidance so that the radius vector formed by the control commands is rotated by an angle proportional to the current area of the sector described in the plane of the measured missile deflection by the radius vector formed by missile deflection signals from a given guidance line in the control channels in height and direction, from its position at the moment of the start of formation of signals for missile deflection from a given guidance line nation, and the sign of the angle of rotation of the vector of control commands is determined in accordance with the sign of the increment of the area of the specified sector, taking into account the current direction of rotation of the radius vector formed by the signals of the deviation of the rocket from a given guidance line.

Сущность предлагаемого изобретения заключается в определении по текущим отклонениям ракеты в картинной плоскости линии наведения характера движения ракеты, и связанного с ним признака наличия фазовой связи каналов управления независимо от природы источника, ее порождающего, и введении в контуре управления ракетой текущего компенсирующего векторного разворота команд управления на ее величину в соответствующем направлении.The essence of the invention consists in determining, based on the current deviations of the rocket in the picture plane, the guidance lines for the nature of the rocket’s movement, and the associated sign of the presence of phase communication of the control channels regardless of the nature of the source that generates it, and the introduction of the current compensating vector turn of control commands on its value in the corresponding direction.

Схема, поясняющая формирование сигналов управления ракетой, приведена на фиг.1, функциональные схемы системы для реализации предлагаемого способа формирования сигналов управления - на фиг.2 и фиг.3.A diagram explaining the formation of rocket control signals is shown in FIG. 1, functional diagrams of a system for implementing the proposed method for generating control signals are shown in FIG. 2 and FIG. 3.

На фиг.1 обозначено:In figure 1 is indicated:

OYZ - прямоугольная система координат в картинной плоскости, связанной с заданной линией наведения О;OYZ - a rectangular coordinate system in the picture plane associated with a given guidance line O;

ТрР - траектория ракеты в картинной плоскости;TrP - missile trajectory in the picture plane;

hy, hz - текущие отклонения ракеты от заданной линии наведения в каналах управления по высоте и направлению соответственно;h y , h z - the current deviation of the rocket from a given guidance line in the control channels in height and direction, respectively;

Figure 00000005
,
Figure 00000006
- текущие скорости изменения отклонений ракеты в каналах управления по высоте и направлению соответственно;
Figure 00000005
,
Figure 00000006
- the current rate of change of missile deflection in the control channels in height and direction, respectively;

Figure 00000007
- радиус-вектор, образованный отклонениями ракеты от заданной линии наведения в каналах управления по высоте и направлению;
Figure 00000007
- radius vector formed by the deviations of the rocket from a given guidance line in the control channels in height and direction;

φ - угол, определяющий текущее положение радиус-вектора отклонений

Figure 00000008
ракеты в картинной плоскости;φ is the angle defining the current position of the radius vector of deviations
Figure 00000008
rockets in the picture plane;

Ohnhτ - прямоугольная система координат, связанная с текущим положением радиус-вектора отклонений

Figure 00000008
в картинной плоскости;Oh n h τ - rectangular coordinate system associated with the current position of the radius vector of deviations
Figure 00000008
in the picture plane;

Figure 00000009
- нормальная линейная скорость перемещения конца радиус-вектора отклонений
Figure 00000008
в картинной плоскости.
Figure 00000009
- normal linear velocity of movement of the end of the radius vector of deviations
Figure 00000008
in the picture plane.

Формирование сигналов управления ракетой предлагаемым способом осуществляется следующим образом. Ракета в процессе наведения, в результате воздействия возмущений (в том числе и возможной фазовой связи каналов управления), удерживается на заданной линии наведения с некоторой ошибкой, характеризуемой отклонениями (или радиус-вектором отклонения) в картинной плоскости наведения. По измеренным координатам цели и ракеты в каналах управления по высоте и направлению формируются сигналы, пропорциональные отклонениям ракеты от линии наведения hy и hz, пропорционально которым в соответствии с соотношением (1) формируются команды управления Uy и Uz в соответствующих каналах управления. Положение радиус-вектора

Figure 00000008
отклонения в картинной плоскости наведения определяется угломThe formation of missile control signals by the proposed method is as follows. A missile during guidance, as a result of disturbances (including the possible phase coupling of control channels), is held on a given guidance line with some error, characterized by deviations (or a deviation radius vector) in the guidance picture plane. Based on the measured coordinates of the target and the missile in the control channels in height and direction, signals are generated proportional to the deviations of the missile from the guidance line h y and h z , in proportion to which, in accordance with relation (1), control commands U y and U z are generated in the corresponding control channels. The position of the radius vector
Figure 00000008
deviations in the picture plane of the guidance is determined by the angle

Figure 00000010
Figure 00000010

а его модуль (радиус) равенand its modulus (radius) is

Figure 00000011
Figure 00000011

Если связь каналов управления отсутствует, то под воздействием команд управления в результате радиальной коррекции ракета будет перемещаться, ликвидируя текущее рассогласование по кратчайшему пути, т.е. по направлению радиус-вектора отклонения

Figure 00000008
в сторону уменьшения этой ошибки (к заданной линии наведения О). При этом составляющая регулярного вращательного (спирального) движения радиус-вектора
Figure 00000008
будет отсутствовать (регулярная составляющая его нормальной линейной скорости
Figure 00000012
близка к нулю), а само движение будет соответствовать радиальному движению или близкому к нему флуктуационному движению под воздействием возможных нерегулярных или шумовых возмущений. В таком случае радиус-вектор
Figure 00000008
в силу только радиального движения ракеты будет в процессе ее наведения описывать в картинной плоскости сектор, текущая площадь которого по времени, с учетом направления вращения, будет равна или близка к нулю.If there is no control channel connection, then under the influence of control commands as a result of radial correction, the rocket will move, eliminating the current mismatch along the shortest path, i.e. in the direction of the deviation radius vector
Figure 00000008
in the direction of reducing this error (to a given guidance line O). Moreover, the component of the regular rotational (spiral) movement of the radius vector
Figure 00000008
will be absent (regular component of its normal linear velocity
Figure 00000012
close to zero), and the motion itself will correspond to radial motion or a fluctuation motion close to it under the influence of possible irregular or noise disturbances. In this case, the radius vector
Figure 00000008
by virtue of only the radial motion of the rocket, in the process of its guidance it will describe in the picture plane a sector whose current area in time, taking into account the direction of rotation, will be equal to or close to zero.

Если же в силу каких-либо причин связь каналов управления имеется, то ракета в картинной плоскости будет совершать относительно заданной линии наведения регулярное вращательное (спиральное) движение (т.е. имеет место нарушение радиальной коррекции). В этом случае радиус-вектор

Figure 00000008
, определяющий положение ракеты в картинной плоскости, будет также совершать регулярное вращательное движение в направлении, определяемом знаком имеющейся фазовой связи. Тогда приращение площади сектора, описываемого радиус-вектором
Figure 00000008
относительно первоначального положения в момент начала формирования сигналов отклонений ракеты, будет иметь в процессе наведения ракеты конечное значение отличное от нуля. Текущее направление вращения радиус-вектора
Figure 00000008
и соответственно «знак» приращения заметаемой им площади будут определяться знаком текущей фазовой связи суммарной от всех источников (опережающей или запаздывающей), а величина этой площади будет определяться величиной фазовой связи каналов управления.If for some reason there is a connection between the control channels, then the rocket in the picture plane will perform regular rotational (spiral) motion relative to a given guidance line (i.e., there is a violation of the radial correction). In this case, the radius vector
Figure 00000008
, which determines the position of the rocket in the picture plane, will also make a regular rotational movement in the direction determined by the sign of the existing phase connection. Then the increment of the area of the sector described by the radius vector
Figure 00000008
relative to the initial position at the start of the formation of missile deflection signals, it will have a non-zero final value in the process of guiding the missile. The current direction of rotation of the radius vector
Figure 00000008
and accordingly, the “sign” of the increment of the area swept by it will be determined by the sign of the current phase connection total from all sources (leading or lagging), and the value of this area will be determined by the amount of phase communication of the control channels.

Площадь ΔS, описываемая в картинной плоскости радиус-вектором h при повороте на угол Δφ=φt-φну, где φну - угловое положение радиус-вектора

Figure 00000008
в момент tну начала формирования сигналов линейных отклонений ракеты, а φt - его текущее угловое положение, определяется соотношением ([3], М.Я. Выгодский. Справочник по высшей математики. - М.: Физматгиз, 1963, стр.487)The area ΔS described in the picture plane by the radius vector h when rotated through an angle Δφ = φ t -φ well , where φ well is the angular position of the radius vector
Figure 00000008
at time t, well, the beginning of the formation of signals of linear rocket deviations, and φ t is its current angular position, is determined by the relation ([3], M.Ya.

Figure 00000013
Figure 00000013

где dφ - дифференциал угла φ, определяемый выражениемwhere dφ is the differential of the angle φ defined by the expression

Figure 00000014
Figure 00000014

Тогда выражение (6) для текущей площади, заметаемой радиус-вектором

Figure 00000008
, запишется в видеThen expression (6) for the current area swept by the radius vector
Figure 00000008
will be written as

Figure 00000015
Figure 00000015

Переходя в соотношении (8) к временному аргументу t, получимPassing in relation (8) to the time argument t, we obtain

Figure 00000016
Figure 00000016

Нормальная составляющая линейной скорости

Figure 00000017
годографа радиус-вектора
Figure 00000008
в картинной плоскости будет также определяться наличием или отсутствием спирального движения ракеты, т.е. наличием или отсутствием фазовой связи каналов управления, а текущая величина этой скорости может быть выражена через составляющие скоростей
Figure 00000018
,
Figure 00000019
компонентов отклонения ракеты (фиг.1)Normal component of linear velocity
Figure 00000017
hodograph radius vector
Figure 00000008
in the picture plane will also be determined by the presence or absence of the spiral motion of the rocket, i.e. the presence or absence of phase communication of control channels, and the current value of this speed can be expressed in terms of velocity components
Figure 00000018
,
Figure 00000019
missile deflection components (FIG. 1)

Figure 00000020
Figure 00000020

где

Figure 00000021
,
Figure 00000022
.Where
Figure 00000021
,
Figure 00000022
.

Угловая скорость

Figure 00000023
вращения радиус-вектора
Figure 00000008
, с учетом соотношения (10), будет определяться соотношениемAngular velocity
Figure 00000023
radius vector rotation
Figure 00000008
, taking into account relation (10), will be determined by the relation

Figure 00000024
Figure 00000024

Признаком наличия вращательного движения радиус-вектора

Figure 00000008
отклонения и соответственно признаком наличия фазовой связи каналов управления могут служить регулярные составляющие площади сектора ΔS, описываемого радиус-вектором
Figure 00000008
в картинной плоскости, или угловой скорости
Figure 00000025
радиус-вектора
Figure 00000008
, или нормальной линейной скорости
Figure 00000026
его годографа. Так при отсутствии фазовой связи каналов управления усредненные значения указанных параметров будут на интервале времени наведения ракеты равны нулю, т.е.A sign of the presence of rotational motion of the radius vector
Figure 00000008
deviations and, accordingly, a sign of the presence of phase communication of the control channels can serve as regular components of the area of the sector ΔS described by the radius vector
Figure 00000008
in the picture plane, or angular velocity
Figure 00000025
radius vectors
Figure 00000008
, or normal linear speed
Figure 00000026
his hodograph. So, in the absence of phase communication of the control channels, the averaged values of the indicated parameters will be equal to zero over the time interval of the guidance of the rocket, i.e.

Figure 00000027
Figure 00000027

При наличии фазовой связи каналов регулярные составляющие площади сектора, описываемого радиус-вектором

Figure 00000008
, и скоростей его вращения в картинной плоскости на интервале времени наведения ракеты будут неравны нулю, т.е.In the presence of phase coupling of channels, the regular components of the sector area described by the radius vector
Figure 00000008
, and its rotation speeds in the picture plane at the time interval of the missile guidance will be non-zero, i.e.

Figure 00000028
Figure 00000028

а их величины и знаки будут определяться соответственно величиной и знаком фазовой связи каналов управления.and their values and signs will be determined respectively by the magnitude and sign of the phase connection of the control channels.

Связь площади сектора, описываемого в картинной плоскости радиус-вектором

Figure 00000008
, с фазовой связью (расфазировкой) каналов управления проиллюстрируем на примере двухканальной системы управления, собственное движение которой описывается (для простоты аналитических выкладок) уравнением первого порядка видаThe relationship of the area of the sector described in the picture plane by a radius vector
Figure 00000008
, with phase coupling (misphasing) of control channels, we illustrate by the example of a two-channel control system, the proper motion of which is described (for simplicity of analytical calculations) by a first-order equation of the form

Figure 00000029
Figure 00000029

где

Figure 00000030
- комплексная координата отклонения,
Figure 00000031
- мнимая единица;Where
Figure 00000030
- the complex coordinate of the deviation,
Figure 00000031
- imaginary unit;

Figure 00000032
- комплексный коэффициент передачи системы управления. При наличии фазовой связи каналов управления коэффициент передачи К определяется соотношением
Figure 00000032
- the integrated transmission coefficient of the control system. In the presence of phase communication of the control channels, the transmission coefficient K is determined by the ratio

Figure 00000033
Figure 00000033

где Δ - фазовая связь каналов управления.where Δ is the phase coupling of the control channels.

Пусть в момент tну начала формирования сигналов отклонений ракеты от линии наведения отклонение равноLet at the moment t, well, the beginning of the formation of signals of missile deviations from the guidance line, the deviation is

Figure 00000034
Figure 00000034

тогда процесс выбора в системе управления начального рассогласования h0 описывается соотношением (решение уравнения(14))then the selection process in the control system of the initial mismatch h 0 is described by the relation (solution of equation (14))

Figure 00000035
Figure 00000035

а радиус-вектор

Figure 00000008
отклонения в картинной плоскости займет текущее угловое положение φ, т.е.and radius vector
Figure 00000008
deviations in the picture plane will take the current angular position φ, i.e.

Figure 00000036
Figure 00000036

где модуль h радиус-вектора

Figure 00000008
, определяемый выражениемwhere the modulus h of the radius vector
Figure 00000008
defined by the expression

Figure 00000037
Figure 00000037

Из соотношений (17) и (18) следует, чтоFrom relations (17) and (18) it follows that

Figure 00000038
Figure 00000038

и тогда получаемand then we get

Figure 00000039
Figure 00000039

Текущая площадь сектора, описываемая в картинной плоскости радиус-вектором

Figure 00000008
отклонения, будет равнаThe current area of the sector described in the picture plane by a radius vector
Figure 00000008
deviations will be equal to

Figure 00000040
Figure 00000040

Видно, что площадь ΔS сектора, описываемая радиус-вектором отклонения

Figure 00000008
, при выборе начального рассогласования h0 в системе с фазовой связью каналов управления определяется параметрами системы (в данном случае коэффициентом передачи К) и величиной и знаком фазовой связи каналов Δ.It is seen that the area ΔS of the sector described by the radius vector of deviation
Figure 00000008
, when choosing the initial mismatch h 0 in a system with phase-coupled control channels is determined by the system parameters (in this case, the transfer coefficient K) and the magnitude and sign of the phase coupling of the channels Δ.

Таким образом, определяя угловой параметр (угол) γф пропорционально заметаемой радиус-вектором

Figure 00000008
площади сектора ΔS, какThus, determining the angular parameter (angle) γ f is proportional to the swept radius vector
Figure 00000008
sector area ΔS as

Figure 00000041
Figure 00000041

где коэффициент пропорциональности k задается выражениемwhere the proportionality coefficient k is given by the expression

Figure 00000042
Figure 00000042

и далее разворачивают вектор команд управления на текущий угол γф в направлении в соответствии со знаком заметаемой площади ΔS (в направлении противоположном направлению вращения радиус-вектором

Figure 00000008
), формируя тем самым сигналы управления рулевыми органами ракеты. Такое преобразование команд управления Uy, Uz, пропорциональных линейным отклонениям ракеты в каналах высоты и направления, осуществляется в соответствии с соотношениямиand then expand the vector of control commands at the current angle γ f in the direction in accordance with the sign of the noticeable area ΔS (in the direction opposite to the direction of rotation by the radius vector
Figure 00000008
), thereby forming the steering control signals of the rocket. Such a conversion of control commands U y , U z proportional to the linear deviations of the rocket in the channels of height and direction, is carried out in accordance with the relations

Figure 00000043
Figure 00000043

и которые затем в виде управляющих сигналов К1, К2 поступают на отработку соответствующими приводами рулевых органов ракеты. Такое преобразование команд управления ракетой, направленное на фазирование каналов системы управления с учетом текущего угла γф фазовой связи, определяемого по результатам реального движения ракеты в плоскости измеренного отклонения, будет препятствовать развитию спирального движения ракеты, и система будет отрабатывать возникающие рассогласования в виде радиальных движений ракеты относительно заданной линии наведения в направлениях, предписываемых командами управления пропорциональными измеренным линейным отклонениям ракеты, т.е. возможная перекрестная связь каналов управления ракетой будет скомпенсирована.and which then, in the form of control signals K 1 , K 2, are fed to the rocket by the corresponding drives of the steering organs. Such a conversion of missile control commands, aimed at phasing the channels of the control system taking into account the current angle γ f of the phase coupling, determined by the results of real rocket movement in the plane of the measured deviation, will impede the development of the spiral motion of the rocket, and the system will work out the inconsistencies in the form of radial rocket movements relative to a given guidance line in the directions prescribed by the control commands proportional to the measured linear deviations of the rocket , i.e. possible cross-linking of missile control channels will be compensated.

Система управления ракетой (фиг.2), реализующая предлагаемый способ, содержит первый и второй блоки формирования сигнала линейного отклонения ракеты от линии наведения (ЛО) 1 и 2, первый и второй блоки формирования команды управления, пропорциональной линейному отклонению, (ФК) 3 и 4, блок формирования сигнала секторной скорости (БСС) 5, интегратор (И) 6, синусно-косинусный преобразователь (СКП) 7 и первый и второй рулевые приводы ракеты (РП) 8 и 9.The missile control system (figure 2) that implements the proposed method contains the first and second blocks for generating a signal of linear deviation of the rocket from the guidance line (LO) 1 and 2, the first and second blocks for generating a control command proportional to linear deviation, (FC) 3 and 4, a sector speed signal generating unit (BSS) 5, an integrator (I) 6, a sine-cosine converter (SKP) 7 and the first and second rocket steering gears (RP) 8 and 9.

Блок формирования сигнала секторной скорости 5 может быть выполнен по схеме, представленной на фиг.3. Блок 5 содержит блок формирования сигнала, пропорционального квадрату модуля радиус-вектора линейного отклонения (МН) 10, первый вход которого является первым входом блока формирования сигнала секторной скорости 5, а второй вход - вторым входом блока 5, последовательно соединенные блок формирования сигнала, пропорционального углу поворота радиус-вектора линейного отклонения (УН) 11, первый и второй входы которого подключены соответственно к первому и второму входам блока 10, блок задержки сигнала (3) 12, блок вычитания (В) 13, второй вход которого подключен к выходу блока 11, и блок умножения (УМ) 14, второй вход которого подключен к выходу блока 10, а выход блока умножения 14 является выходом блока формирования сигнала секторной скорости 5.The sector speed signal generating unit 5 can be performed according to the circuit shown in FIG. 3. Block 5 contains a signal generating unit proportional to the square of the linear deviation vector (MN) module 10, the first input of which is the first input of the sector speed signal generating unit 5, and the second input is the second input of block 5, the signal generating unit proportional to the angle is connected in series rotation of the linear deviation radius vector (UN) 11, the first and second inputs of which are connected respectively to the first and second inputs of block 10, the signal delay unit (3) 12, the subtraction unit (B) 13, the second input of which connected to the output of block 11, and the multiplication unit (UM) 14, the second input of which is connected to the output of block 10, and the output of the multiplication unit 14 is the output of the sector speed signal generation block 5.

Блоки формирования сигнала линейного отклонения ракеты 1 и 2, блоки формирования команды управления, пропорциональной линейному отклонению ракеты, 3 и 4, рулевые приводы 8 и 9 представляют собой известные штатные элементы системы управления ракетой ([1], H.T.Кузовков. Системы стабилизации летательных аппаратов. - М.: Высшая школа, 1976, стр.220-223, 233).Blocks for generating a linear deflection of rocket 1 and 2, blocks for generating a control command proportional to linear deflection of a rocket, 3 and 4, steering gears 8 and 9 are known standard elements of a rocket control system ([1], HTKuzovkov. Aircraft stabilization systems. - M.: Higher School, 1976, pp. 220-223, 233).

Интегратор 6 и синусно-косинусный преобразователь 7 представляют собой стандартные элементы и могут быть выполнены, например, на базе операционных усилителей ([4], И.М.Тетельбаум, Ю.Р.Шнейдер. Практика аналогового моделирования динамических систем. - М.: Энергоатомиздат, 1987, соответственно стр.23, стр.184).Integrator 6 and sine-cosine converter 7 are standard elements and can be performed, for example, on the basis of operational amplifiers ([4], I. M. Tetelbaum, Yu. R. Schneider. Practice of analog simulation of dynamic systems. - M .: Energoatomizdat, 1987, respectively p. 23, p. 184).

Блок формирования сигнала секторной скорости 5 с составляющими его элементами - блоком формирования сигнала, пропорционального квадрату модуля радиус-вектора линейного отклонения 10, блоком формирования сигнала, пропорционального углу поворота радиус-вектора линейного отклонения 11, блоком задержки сигнала 12, блоком вычитания 13, блоком умножения 14, могут быть выполнены в виде решающих элементов, например, на базе стандартных операционных усилителей ([4], И.М.Тетельбаум, Ю.Р.Шнейдер. Практика аналогового моделирования динамических систем. - М.: Энергоатомиздат, 1987, соответственно стр.179-182, стр.124-125, стр.107-109, стр.22-23).A sector speed signal generating unit 5 with its constituent elements — a signal generating unit proportional to the square of the linear deviation radius vector module 10, a signal generating unit proportional to the rotation angle of the linear deviation radius vector 11, a signal delay unit 12, a subtraction unit 13, a multiplication unit 14, can be made in the form of decisive elements, for example, on the basis of standard operational amplifiers ([4], I. M. Tetelbaum, Yu. R. Schneider. The practice of analog modeling of dynamic systems. - .: Energoatomizdat, 1987, respectively str.179-182, str.124-125, str.107-109, 22-23).

Блок формирования сигнала секторной скорости 5 может быть также выполнен на решающих элементах по схеме, реализующей процесс вычисления подынтегрального выражения соотношений (8) или (9).The sector speed signal generating unit 5 can also be performed on the decisive elements according to a scheme that implements the process of calculating the integrand expression of relations (8) or (9).

Система работает следующим образом. По измеренным координатам цели и ракеты в блоках 1 и 2 формируются сигналы линейного отклонения ракеты от линии наведения в каналах управления по высоте и направлению соответственно, пропорционально которым в блоках 3 и 4 формируются команды управления ракетой Uy и Uz. С выходов блоков 1 и 2 сигналы линейных отклонений hy, hz также поступают соответственно на первый и второй входы блока формирования сигнала секторной скорости 5, где формируется в соответствии с подынтегральным выражением соотношения (6) сигнал секторной скорости. В блоке 10 формируется сигнал, пропорциональный квадрату модуля h2 радиус-вектора линейного отклонения (соотношение (5)), а в блоке 11 - сигнал, пропорциональный углу поворота φ радиус-вектора линейного отклонения (соотношение (4)).The system operates as follows. The measured coordinates of the target and the rocket in blocks 1 and 2 generate signals of the linear deviation of the rocket from the guidance line in the control channels in height and direction, respectively, in proportion to which in blocks 3 and 4 rocket control commands U y and U z are generated. From the outputs of blocks 1 and 2, the signals of linear deviations h y , h z also arrive respectively at the first and second inputs of the block for generating a sector speed signal 5, where a sector speed signal is generated in accordance with the integrand of the relation (6). In block 10, a signal is generated proportional to the square of the module h 2 of the linear deviation radius vector (relation (5)), and in block 11, a signal is proportional to the rotation angle φ of the radius vector of the linear deviation (relation (4)).

Далее сигнал, пропорциональный углу поворота φ радиус-вектора отклонения задерживается в блоке 12 на время Δt и затем поступает на первый вход блока вычитания 13, на второй вход которого поступает сигнал, пропорциональный углу поворота φ радиус-вектора отклонения с блока 11. На выходе блока 13 получается сигнал, пропорциональный текущему приращению угла поворота радиус-вектора отклонения

Figure 00000008
. Время Δt задержки сигнала, пропорционального углу поворота радиус-вектора
Figure 00000008
, задается равным (0.05-0.1)Тс, где Тс - период, определяемый собственной частотой f, замкнутого контура управления ракетой, Тс=fс 1-. Затем в блоке умножения 14 формируется сигнал секторной скорости
Figure 00000044
, который с выхода блока 5 поступает на вход интегратора 6.Next, a signal proportional to the rotation angle φ of the deviation radius vector is delayed in block 12 by the time Δt and then fed to the first input of the subtraction unit 13, the second input of which receives a signal proportional to the rotation angle φ of the radius vector of the deviation from block 11. At the output of the block 13 a signal is obtained proportional to the current increment of the angle of rotation of the deviation radius vector
Figure 00000008
. Signal delay time Δt proportional to the rotation angle of the radius vector
Figure 00000008
, is set equal to (0.05-0.1) T s , where T s is the period determined by the natural frequency f of the closed loop control missile, T c = f s 1- . Then, in the multiplication unit 14, a sector speed signal is generated
Figure 00000044
, which from the output of block 5 goes to the input of the integrator 6.

Коэффициент пропорциональности k между сигналом углового параметра γф, характеризующего фазовую связь каналов управления, и сигналом площади ΔS, описываемой в картинной плоскости радиус-вектором

Figure 00000008
отклонения, задается постоянной интегрирования Ти интегратора 6The proportionality coefficient k between the signal of the angular parameter γ f characterizing the phase connection of the control channels and the signal of the area ΔS described in the picture plane by a radius vector
Figure 00000008
deviations, is set by the integration constant T and integrator 6

Figure 00000045
Figure 00000045

где hm - предполагаемый максимальный радиус отклонения ракеты от линии наведения при наличии возможной фазовой связи каналов для заданной системы управления.where h m is the estimated maximum radius of missile deviation from the guidance line in the presence of a possible phase coupling of channels for a given control system.

Сигнал углового параметра γф с выхода интегратора 6 поступает на третий вход синусно-косинусного преобразователя 7, на первый и второй входы которого поступают соответственно команды управления ракетой по высоте Uy и направлению Uz с выходов блоков 3 и 4 соответственно. После выполнения в блоке 7 преобразования вида (25) получаются сигналы управления ракетой по высоте К1 и направлению К2, которые затем поступают соответственно на входы первого и второго рулевых приводов ракеты 7 и 8. Отрабатываемые ракетой сигналы управления с проведенной коррекцией команд управления, направленной на компенсацию фазовой связи каналов, препятствуют образованию спирального движения ракеты относительно заданной линией наведения.The signal of the angular parameter γ f from the output of the integrator 6 is fed to the third input of the sine-cosine converter 7, to the first and second inputs of which the rocket control commands, respectively, in height U y and direction U z from the outputs of blocks 3 and 4, respectively, are received. After the conversion in type 7 (25) is performed in block 7, the missile control signals are received in height K 1 and direction K 2 , which are then fed to the inputs of the first and second steering gears of rocket 7 and 8, respectively. The control signals generated by the rocket with correction of control commands directed to compensate for the phase coupling of the channels, prevent the formation of a spiral motion of the rocket relative to a given guidance line.

Таким образом, предлагаемое техническое решение обеспечивает повышение точности наведения и расширение условий применения ракеты, что выгодно отличает его от известных.Thus, the proposed technical solution provides improved accuracy of guidance and expansion of the conditions for the use of missiles, which compares it favorably with the known.

Источники информацииInformation sources

1. Н.Т.Кузовков. Системы стабилизации летательных аппаратов. - М.: Высшая школа, 1976.1. N.T. Kuzovkov. Aircraft stabilization systems. - M .: Higher school, 1976.

2. Л.С.Гуткин, Ю.П.Борисов и др. Радиоуправление реактивными снарядами и космическими аппаратами. - М.: Советское радио, 1968.2. LS Gutkin, Yu.P. Borisov and others. Radio control of rockets and spacecraft. - M.: Soviet Radio, 1968.

3. М.Я.Выгодский. Справочник по высшей математики. - М.: Физматгиз, 1963.3. M.Ya. Vygodsky. Handbook of Higher Mathematics. - M .: Fizmatgiz, 1963.

4. И.М.Тетельбаум, Ю.Р.Шнейдер. Практика аналогового моделирования динамических систем. - М.: Энергоатомиздат, 1987.4. I.M.Tetelbaum, Yu.R. Schneider. The practice of analog modeling of dynamic systems. - M .: Energoatomizdat, 1987.

Claims (1)

Способ формирования сигналов управления ракетой, включающий в каждом канале управления по высоте и направлению формирование сигнала, пропорционального отклонению ракеты от заданной линии наведения, формирование команды управления ракетой, пропорциональной сигналу отклонения ракеты от заданной линии наведения, и последующее формирование по командам управления в каналах управления по высоте и направлению сигналов управления рулевыми органами ракеты, отличающийся тем, что команды управления ракетой в каналах управления по высоте и направлению преобразуют в текущем времени наведения ракеты так, что радиус-вектор, образованный командами управления, поворачивается на угол, величина которого пропорциональна текущей площади сектора, описываемого в плоскости измеренного отклонения ракеты радиус-вектором, образованным сигналами отклонения ракеты от заданной линии наведения в каналах управления по высоте и направлению, от своего положения в момент начала формирования сигналов отклонения ракеты от заданной линии наведения, а знак угла поворота вектора команд управления определяют в соответствии со знаком приращения площади указанного сектора с учетом текущего направления вращения радиус-вектора, образованного сигналами отклонения ракеты от заданной линии наведения. A method for generating rocket control signals, including, in each control channel in height and direction, generating a signal proportional to the rocket deviation from the given guidance line, generating a rocket control command proportional to the rocket deviation signal from the given guidance line, and subsequent generation of control commands in the control channels by the height and direction of the steering control signals of the rocket, characterized in that the rocket control commands in the control channels in height and at the board is transformed at the current guidance time of the rocket so that the radius vector formed by the control commands is rotated by an angle proportional to the current area of the sector described in the plane of the measured deviation of the rocket by the radius vector formed by the deflection signals of the rocket from the given guidance line in the control channels in height and direction, from its position at the time of the start of the formation of the missile deflection signals from a given guidance line, and the sign of the rotation angle of the control command vector determined in accordance with the sign of the increment of the area of the specified sector, taking into account the current direction of rotation of the radius vector formed by the signals of the deviation of the rocket from a given guidance line.
RU2009129299/28A 2009-07-29 2009-07-29 Method of generating missile control signals RU2413918C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009129299/28A RU2413918C1 (en) 2009-07-29 2009-07-29 Method of generating missile control signals

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009129299/28A RU2413918C1 (en) 2009-07-29 2009-07-29 Method of generating missile control signals

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2413918C1 true RU2413918C1 (en) 2011-03-10

Family

ID=46311194

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009129299/28A RU2413918C1 (en) 2009-07-29 2009-07-29 Method of generating missile control signals

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2413918C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2539824C1 (en) * 2013-11-06 2015-01-27 Василий Васильевич Ефанов Small-size aircraft target homing system
RU2549615C2 (en) * 2013-08-07 2015-04-27 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) Missile control method and control system therefor

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2549615C2 (en) * 2013-08-07 2015-04-27 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) Missile control method and control system therefor
RU2539824C1 (en) * 2013-11-06 2015-01-27 Василий Васильевич Ефанов Small-size aircraft target homing system

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Kim et al. Time-to-go polynomial guidance with trajectory modulation for observability enhancement
CN111324149B (en) Composite guidance method based on sight angle information and front guide information
CN107690567A (en) The method being tracked using extended Kalman filter for the navigation to mobile vehicle equipment
CN107618678B (en) Attitude control information joint estimation method under satellite attitude angle deviation
US2737652A (en) Fixed gun inter-aircraft fire control system
CN102538821A (en) Fast and parameter sectional type self-alignment method for strapdown inertial navigation system
CN113934233A (en) Thruster calibration method for satellite formation control
CN103925924B (en) Damping switch delay and overshoot control method of space stable inertial navigation system
RU2413918C1 (en) Method of generating missile control signals
Hong et al. Study on parasite effect with strapdown seeker in consideration of time delay
CN103955005A (en) Rocket sled orbit gravity real-time measuring method
US2908902A (en) World-wide navigational system
US2660371A (en) Gun directing system
CN106843249B (en) two-dimensional guiding attitude control method
RU2374602C2 (en) Method for generation of symmetrical missile control signals
Hong et al. Compensation of parasitic effect in homing loop with strapdown seeker via PID control
CN111309049B (en) Virtual target five-meter small-amplitude high-precision guiding method for micro aircraft
US3260485A (en) Inertial navigation
CN111708382B (en) Aircraft guiding method based on non-linear proportional integral
DeMore et al. Improvements in flight table dynamic transparency for hardware-in-the-loop facilities
RU2284001C1 (en) Method for guidance of spin-stabilized missile
CN103487808B (en) A kind of track Simulation method of variable element locking mode missile-borne Spotlight SAR Imaging
Jiang et al. Novel guidance model and its application for optimal re-entry guidance
Zosimovych Modeling the Integrated Guidance System of a Commercial Launch Vehicle
CN111290418B (en) Small micro-aircraft non-stable loop precise differential guidance method

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20160412