RU2437052C1 - Remotely controlled missile guidance method - Google Patents
Remotely controlled missile guidance method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2437052C1 RU2437052C1 RU2010124599/28A RU2010124599A RU2437052C1 RU 2437052 C1 RU2437052 C1 RU 2437052C1 RU 2010124599/28 A RU2010124599/28 A RU 2010124599/28A RU 2010124599 A RU2010124599 A RU 2010124599A RU 2437052 C1 RU2437052 C1 RU 2437052C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- missile
- guidance
- rocket
- trajectory
- linear
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в системах наведения телеуправляемых ракет.The invention relates to rocket technology and is intended for use in guidance systems of remote-controlled missiles.
Известен способ наведения телеуправляемой ракеты, включающий измерение координат цели и ракеты, формирование опорной (кинематической) траектории наведения ракеты, формирование линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией, формирование пропорциональной этому рассогласованию команды управления ракетой и наведение ракеты на цель по сформированной команде управления ([1] А.А.Лебедев, В.А.Карабанов. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. М.: Машиностроение, 1965, с.327-329).A known method of pointing a remote-controlled missile, including measuring the coordinates of the target and the missile, forming a reference (kinematic) trajectory of the missile guidance, forming a linear mismatch between the missile and the reference trajectory, forming a missile control command proportional to this mismatch and guiding the missile at the target using the generated control command ([1 ] A.A. Lebedev, V.A. Karabanov, Dynamics of control systems for unmanned aerial vehicles, Moscow: Mashinostroenie, 1965, p. 327-329).
Данный способ имеет низкую точность наведения ракеты на подвижные цели из-за возникающей динамической ошибки, определяемой параметрами движения цели и инерционностью управления ракетой.This method has a low accuracy of pointing the missile at moving targets due to the arising dynamic error determined by the parameters of the target’s movement and the inertia of the missile control.
Известен способ наведения телеуправляемой ракеты, включающий измерение координат цели и ракеты, формирование опорной траектории наведения ракеты, формирование линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией, формирование команды управления, пропорциональной линейной комбинации линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения, производной линейного рассогласования и интегралу от линейного рассогласования, и наведение ракеты на цель по сформированной команде управления ([2] В.И.Козлов. Системы автоматического управления летательными аппаратами. М.: Машиностроение, 1979, с.192). В известном способе команда управления ракетой u [м] формируется в соответствии с соотношениемA known method of pointing a remote-controlled missile, including measuring the coordinates of the target and the missile, forming a reference trajectory of guiding the rocket, forming a linear mismatch between the rocket and the supporting trajectory, forming a control command proportional to the linear combination of linear mismatch between the missile and the reference guidance trajectory, a derivative of the linear mismatch and the integral of linear mismatch, and pointing the missile at the target according to the formed control team ([2] V.I. Kozlov. Systems av Tomato control of aircraft. Moscow: Mashinostroenie, 1979, p.192). In the known method, the missile control team u [m] is formed in accordance with the ratio
где h [м] - линейное рассогласование между ракетой и опорной траекторией;where h [m] is the linear mismatch between the rocket and the reference path;
ph [м/с] - производная линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией («р» - оператор дифференцирования);ph [m / s] is the derivative of the linear mismatch between the rocket and the reference trajectory ("p" is the differentiation operator);
к1,к2 [с], к3 [с-1] - весовые коэффициенты соответствующих составляющих команды управления;to 1 , to 2 [s], to 3 [s -1 ] - the weights of the corresponding components of the control team;
W1 (р), W2 (p), W3 (p) - передаточные функции фильтров низких частот, которые вводятся для подавления высокочастотных помех, возникающих в процессе преобразований сигнала рассогласования h.W 1 (p), W 2 (p), W 3 (p) are the transfer functions of low-pass filters, which are introduced to suppress high-frequency interference arising from the transformations of the mismatch signal h.
Введение в команду управления составляющей, пропорциональной интегралу от линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией, позволяет уменьшить установившуюся динамическую ошибку наведения ракеты при воздействии медленно меняющегося кинематического возмущения от движения цели. Однако такое условие не соответствует требованиям по точности реального процесса наведения ракеты, особенно в ближней зоне поражения и при перехвате маневрирующих целей. В этих условиях динамические ошибки носят неустановившийся характер, имеют большую величину, а время выбора этих ошибок в силу инерционности контура управления из-за ограничения по быстродействию может превышать время наведения ракеты до встречи с целью. Поэтому указанный способ наведения также имеет низкую точность.Introduction to the control command of a component proportional to the integral of the linear mismatch between the rocket and the reference trajectory reduces the steady-state dynamic error of rocket guidance under the influence of a slowly changing kinematic disturbance from the target’s movement. However, this condition does not meet the requirements for the accuracy of the real missile guidance process, especially in the near-field zone of attack and when intercepting maneuvering targets. Under these conditions, dynamic errors are unsteady in nature, have a large value, and the time of choosing these errors due to the inertia of the control loop due to the speed limit can exceed the time of missile guidance before meeting the target. Therefore, this guidance method also has low accuracy.
Известен способ наведения телеуправляемой ракеты, включающий измерение координат цели и ракеты, формирование опорной траектории наведения ракеты, определение линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией, формирование команды управления, пропорциональной линейной комбинации линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения и производной линейного рассогласования, определение динамической ошибки наведения ракеты по опорной траектории и последующее корректирование опорной траектории наведения на величину динамической ошибки наведения ракеты ([1], с.390-395).A known method of pointing a remote-controlled missile, including measuring the coordinates of the target and the missile, forming a reference trajectory of guiding the rocket, determining a linear mismatch between the rocket and the reference trajectory, forming a control command proportional to the linear combination of the linear mismatch between the missile and the reference guidance path and the derivative of the linear mismatch, determining the dynamic missile guidance errors along the reference trajectory and subsequent adjustment of the reference trajectory hover tions on the magnitude of the dynamic missile guidance error ([1], s.390-395).
В данном способе наведения в команду управления, формируемую пропорционально линейной комбинации линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения и его производной, вводится корректирующая команда (сигнал компенсации динамической ошибки), смещающая опорную траекторию наведения на величину вычисленной динамической ошибки движения ракеты по требуемой опорной траектории. Текущее значение этой команды hk(t) [м] для одной плоскости наведения определяется соотношениями ([1], с.355, 393-394)In this guidance method, a correction command (dynamic error compensation signal) is introduced into the control command, which is formed in proportion to the linear combination of linear mismatch between the rocket and the guidance guidance trajectory and its derivative, shifting the guidance guidance trajectory by the value of the calculated rocket dynamic error along the required support path. The current value of this command h k (t) [m] for one guidance plane is determined by the relations ([1], p. 355, 393-394)
где h∂ (t) [м] - вычисляемая динамическая ошибка контура управления ракетой, связанная с движением цели, определяемая соотношением:where h ∂ (t) [m] is the calculated dynamic error of the missile control loop associated with the movement of the target, determined by the ratio:
здесь jn.k.(t) [м/с2] - потребное нормальное ускорение ракеты на опорной траектории наведения;here j nk (t) [m / s 2 ] is the required normal rocket acceleration on the reference guidance trajectory;
K0 [c-2] - коэффициент передачи разомкнутого контура управления ракетой.K 0 [c -2 ] is the transmission coefficient of the open loop missile control.
Потребное нормальное ускорение ракеты jn.k.(t) определяется соотношениемThe required normal rocket acceleration j nk (t) is determined by the relation
где F1(t) [м/c], F2(t)[м] - функции, определяемые летно-баллистическими характеристиками ракеты (дальностью rp(t) [м], ее производной rр (t) [м/с], скоростью Vр (t) [м/с] и продольным ускорением Vр (t) [м/с2]):where F 1 (t) [m / s], F 2 (t) [m] are the functions determined by the flight-ballistic characteristics of the rocket (range r p (t) [m], its derivative r r (t) [m / s], velocity V p (t) [m / s] and longitudinal acceleration V p (t) [m / s 2 ]):
Данный способ позволяет уменьшить динамическую ошибку наведения телеуправляемой ракеты на подвижные цели. Вместе с тем этот способ наведения ракеты обладает недостатками, связанными с погрешностью формирования корректирующей команды вида (2), которая определяется следующим:This method allows to reduce the dynamic error of pointing a remote-controlled missile to moving targets. However, this missile guidance method has disadvantages associated with the error in the formation of a corrective command of the form (2), which is determined by the following:
- компенсация динамической ошибки наведения осуществляется не полностью из-за присущей способу физической нереализуемости теоретически потребного динамического коэффициента пропорциональности между формируемой компенсирующей командой и вычисленной динамической ошибкой;- compensation of the dynamic guidance error is not carried out completely due to the inherent physical unrealizability of the method of theoretically required dynamic proportionality coefficient between the generated compensating team and the calculated dynamic error;
- способ требует вычисления динамической ошибки наведения, при котором необходимо определять производные от угловых координат опорной траектории, что в условиях измерения зашумленных координат цели сделать с необходимой точностью практически невозможно;- the method requires the calculation of a dynamic guidance error, in which it is necessary to determine the derivatives of the angular coordinates of the reference path, which is practically impossible to do with the necessary accuracy under conditions of measuring noisy coordinates of the target;
- летно-баллистические характеристики ракеты, необходимые для формирования команды компенсации динамической ошибки, известны с определенной погрешностью, имеющей систематическую и случайную составляющие;- flight-ballistic characteristics of the rocket, necessary for the formation of a team to compensate for dynamic errors, are known with a certain error, which has a systematic and random components;
- способ обладает существенной погрешностью компенсации динамической ошибки при разбросе коэффициентов передачи ракеты и составляющих элементов системы наведения.- the method has a significant error in compensating for the dynamic error in the spread of the transmission coefficients of the rocket and the components of the guidance system.
Это приводит к появлению систематической и флюктуационной составляющих сигнала компенсации (2) и соответственно к динамической ошибке наведения, имеющей систематическую составляющую и увеличенную флюктуационную составляющую.This leads to the appearance of a systematic and fluctuation components of the compensation signal (2) and, accordingly, to a dynamic guidance error having a systematic component and an increased fluctuation component.
Наиболее близким к предлагаемому является способ наведения телеуправляемой ракеты, включающий измерение координат цели и ракеты, формирование опорной траектории наведения ракеты, формирование линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения, формирование команды управления, пропорциональной линейной комбинации линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения, производной линейного рассогласования и интеграла от линейного рассогласования, определение динамической ошибки наведения ракеты по опорной траектории и последующее корректирование опорной траектории наведения на величину динамической ошибки наведения ракеты ([3], Е.А.Федосов, В.Т.Бобронников, М.Н.Красильщиков, В.И.Кухтенко и др. Динамическое проектирование систем управления автоматических маневренных летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1997, с.251-253).Closest to the proposed one is a method of pointing a remote-controlled missile, including measuring the coordinates of the target and the missile, forming the reference trajectory of the guidance of the rocket, forming a linear mismatch between the missile and the supporting guidance trajectory, forming a control command proportional to the linear combination of the linear mismatch between the missile and the basic guidance trajectory, derivative linear mismatch and integral of linear mismatch, determination of dynamic guidance error p reference trajectory and subsequent correction of the guidance guidance path by the value of the dynamic missile guidance errors ([3], E.A. Fedosov, V.T. Bobronnikov, MNKrasilshchikov, V.I.Kukhtenko and others. Dynamic system design control automatic maneuverable aircraft. - M.: Mechanical Engineering, 1997, S. 251-253).
В известном способе величина динамической ошибки наведения ракеты, определяемая погрешностью формирования корректирующей команды для смещения опорной траектории, компенсируется за счет введения в закон формирования команды управления составляющей, пропорциональной интегралу от линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения (так называемое повышение порядка астатизма контура управления ракетой). При этом компенсации, за счет введения дополнительных астатических свойств контура управления, подлежит только часть составляющей динамической ошибки наведения, определяемая погрешностью формирования команды компенсации динамической ошибки, что и обеспечивает повышение динамической точности наведения ракеты на подвижные цели. Однако при этом, введение в тракт формирования команды управления интегратора для формирования составляющей команды управления, пропорциональной интегралу от линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией, приводит к снижению запасов устойчивости контура управления и соответственно к повышению его склонности к колебательности и чувствительности к флюктуационным (шумовым) возмущениям во всех условиях наведения ракеты.In the known method, the magnitude of the dynamic missile guidance error, determined by the error in the formation of the corrective command to offset the reference trajectory, is compensated by introducing into the law the formation of the control command a component proportional to the integral of the linear mismatch between the rocket and the reference guidance trajectory (the so-called increase in the order of astatism of the missile control loop ) In this case, compensation, due to the introduction of additional astatic properties of the control loop, is subject only to a part of the dynamic guidance error component, determined by the error of the formation of the dynamic error compensation team, which ensures an increase in the dynamic accuracy of rocket guidance on moving targets. However, at the same time, the introduction of an integrator control team into the formation path for the formation of a control command component proportional to the integral of the linear mismatch between the rocket and the reference path leads to a decrease in the stability margins of the control loop and, accordingly, to an increase in its tendency to oscillation and sensitivity to fluctuation (noise) disturbances in all missile guidance conditions.
При наведении ракеты на малоподвижные цели или на скоростные цели, летящие на малых высотах (малых параметрах), когда кинематическое возмущение контура управления ракетой (4) по отношению к располагаемой перегрузке ракеты имеет небольшое значение, динамическая ошибка наведения и соответственно погрешность формирования компенсирующей команды имеют также небольшие значения. В этом случае превалирующей составляющей полной ошибки наведения является не динамическая ее составляющая, а флюктуационная. Поэтому необходимость повышения порядка астатизма контура управления ракетой с точки зрения обеспечения динамической точности становится избыточной и в тоже время приводит к повышенной колебательности и чувствительности контура управления к шумовым возмущениям.When a missile is aimed at slow-moving targets or at high-speed targets flying at low altitudes (small parameters), when the kinematic disturbance of the missile control loop (4) with respect to the available overload of the rocket is of little importance, the dynamic pointing error and, accordingly, the error in the formation of the compensating team also have small values. In this case, the prevailing component of the total pointing error is not its dynamic component, but the fluctuation one. Therefore, the need to increase the order of astatism of the missile control loop from the point of view of ensuring dynamic accuracy becomes redundant and at the same time leads to increased oscillation and sensitivity of the control loop to noise disturbances.
При наведении ракеты на высокоскоростные цели, особенно в граничных по высоте точках зоны поражения или на маневрирующие цели, когда кинематическое возмущение контура управления ракетой, порождаемое движением цели, имеет значения, соизмеримые с величиной располагаемой перегрузки ракеты, динамическая ошибка и соответственно погрешность ее формирования имеют существенные значения для обеспечения точности наведения. В этом случае динамическая составляющая ошибки преобладает над флюктуационной составляющей и заранее выбранный вес составляющей команды управления при интеграле от линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией, определяемый значением коэффициента k3 в соотношении (1), не обеспечивает парирование ошибки наведения, вызванной существенной в этом случае погрешностью формирования команды компенсации динамической ошибки (2).When a missile is aimed at high-speed targets, especially at points of height in the affected area or at maneuvering targets, when the kinematic disturbance of the missile control loop generated by the target’s movement has values commensurate with the available missile overload, the dynamic error and, accordingly, the error of its formation have significant values to ensure pointing accuracy. In this case, the dynamic component of the error prevails over the fluctuation component and the pre-selected weight of the component of the control command with the integral of the linear mismatch between the rocket and the reference trajectory, determined by the value of the coefficient k 3 in the relation (1), does not provide a parry of the pointing error caused by the essential in this case the error of the formation of the dynamic error compensation command (2).
Этим определяются недостатки известного способа, которые снижают точность наведения ракеты.This determines the disadvantages of the known method, which reduce the accuracy of the guidance of the rocket.
Задачей настоящего изобретения является повышение динамической точности наведения телеуправляемой ракеты и расширение границ ее применения.The objective of the present invention is to increase the dynamic accuracy of the guidance of a remote-controlled missile and expand the boundaries of its application.
Поставленная задача решается тем, что в способе наведения телеуправляемой ракеты, включающем измерение координат цели и ракеты, формирование опорной траектории наведения ракеты, формирование линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения, формирование команды управления ракетой, пропорциональной линейной комбинации линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения, производной линейного рассогласования и интеграла от линейного рассогласования, определение динамической ошибки наведения ракеты по опорной траектории и последующее корректирование опорной траектории наведения ракеты на величину этой динамической ошибки, новым является то, что текущую составляющую команды управления ракетой, пропорциональную интегралу от линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения, корректируют на величину, пропорциональную отношению текущего значения потребной перегрузки ракеты для движения по опорной траектории наведения к текущему значению располагаемой перегрузки ракеты, причем значение потребной перегрузки ракеты для движения по опорной траектории наведения определяют пропорционально величине вычисленной динамической ошибки наведения ракеты по опорной траектории с учетом коэффициента передачи разомкнутого контура управления ракетой.The problem is solved in that in the method of pointing a remote-controlled missile, including measuring the coordinates of the target and the rocket, forming a reference trajectory of guiding the rocket, forming a linear mismatch between the rocket and the supporting guidance trajectory, forming a missile control team proportional to the linear combination of linear mismatch between the rocket and the supporting trajectory guidance, derivative of linear mismatch and integral of linear mismatch, determination of dynamic error the rocket along the reference trajectory and the subsequent correction of the reference trajectory of the rocket guidance by the value of this dynamic error, it is new that the current component of the rocket control team, proportional to the integral of the linear mismatch between the rocket and the reference guidance path, is adjusted by a value proportional to the ratio of the current value rocket overloads to move along the reference guidance path to the current value of the available rocket overload, and the value of required th rocket overload traffic on the determined reference path guidance proportional to the calculated dynamic error for the missile guidance reference path with the gain control loop open missile.
В предлагаемом способе наведения телеуправляемой ракеты значение потребной перегрузки ракеты nпотр(t) для движения по опорной траектории наведения определяют по соотношениюIn the proposed method for guidance of a remote-controlled missile, the value of the required rocket overload n losses (t) for movement along the reference guidance path is determined by the ratio
где K0 (t) [с-2] - коэффициент передачи разомкнутого контура управления ракетой;where K 0 (t) [s -2 ] is the transmission coefficient of the open loop missile control;
h∂ (t) [м] - динамическая ошибка наведения ракеты по опорной траектории;h ∂ (t) [m] - dynamic error of rocket guidance along the reference path;
g=9,81 [м/c2] - ускорение силы тяжести;g = 9.81 [m / s 2 ] - acceleration of gravity;
t [с] - текущее время полета ракеты.t [s] - current flight time of the rocket.
Предлагаемый способ наведения ракеты поясняется следующим образом.The proposed method of guidance missiles is illustrated as follows.
В процессе сопровождения цели измеряют ее сферические координаты: угол места εц, азимут βц и дальность rц. Далее посредством их дифференцирования и сглаживания определяют текущие угловые скорости и ускорения цели 
После запуска ракеты и начала ее управления измеряют сферические координаты ракеты εр, βр, rр и далее с учетом координат цели в соответствии с выбранным методом наведения формируют опорную траекторию наведения в виде закона изменения угловых координат опорной траектории и ее производных, например, по соотношению ([2], стр.365) (далее для простоты рассматривается одна плоскость наведения, например, угломестная с координатой φ)After the launch of the rocket and the beginning of its control, the spherical coordinates of the rocket are measured ε p , β p , r p and then, taking into account the coordinates of the target, in accordance with the chosen guidance method, a reference guidance path is formed in the form of a law of change in the angular coordinates of the reference path and its derivatives, for example, relation ([2], p. 365) (hereinafter, for simplicity, we will consider one guidance plane, for example, elevation plane with coordinate φ)
где φk [рад] - угловая координата опорной траектории;where φ k [rad] is the angular coordinate of the reference path;
φц [рад] - угловая координата цели;φ c [rad] - the angular coordinate of the target;
Δφ [рад] - угол упреждения.Δφ [rad] is the lead angle.
Затем по измеренным угловым координатам ракеты φр [рад] и координатам опорной траектории φk [рад] формируют их линейное рассогласование hThen, according to the measured angular coordinates of the rocket φ p [rad] and the coordinates of the reference trajectory φ k [rad], their linear mismatch h
Далее по известным для данной ракеты программным (или измеренным) летно-баллистическим характеристикам и производным угловых координат опорной траектории 
Одновременно по линейному рассогласованию в соответствии с соотношением (1) формируются составляющие команды управления, пропорциональные линейному рассогласованию, производные от него и интеграл от линейного рассогласования. Весовые коэффициенты k1 и k2 определяются заранее исходя из требований по обеспечению минимальных запасов устойчивости контура управления.At the same time, according to relation (1), according to relation (1), the linear control mismatch generates control commands that are proportional to the linear mismatch, its derivatives, and the integral of the linear mismatch. Weighting factors k 1 and k 2 are determined in advance on the basis of requirements to ensure minimum margins of stability of the control loop.
Далее производят корректирование текущей составляющей команды управления, пропорциональной интегралу от линейного рассогласования на величину, пропорциональную отношению текущего значения потребной перегрузки ракеты для движения по опорной траектории к текущему значению располагаемой перегрузки путем формирования текущего значения весового коэффициента k3 [с-1] для соотношения (1) в видеNext, the current component of the control command is adjusted, proportional to the integral of the linear mismatch, by a value proportional to the ratio of the current value of the required rocket overload for moving along the reference path to the current value of the available overload by forming the current value of the weight coefficient k 3 [s -1 ] for the ratio (1 ) as
где k3 min и k3 max - соответственно минимальное и максимальное значения весового коэффициента пропорциональной интегралу от линейного рассогласования составляющей команды управления;where k 3 min and k 3 max are the minimum and maximum values of the weight coefficient proportional to the integral of the linear mismatch of the component of the control command;
Кзап - коэффициент запаса;To zap - safety factor;
nпотр(t) - текущее значение потребной перегрузки ракеты для движения по опорной траектории;n loss (t) is the current value of the required rocket overload for movement along the reference trajectory;
nрасп(t) - текущее значение располагаемой перегрузки ракеты.n rasp (t) is the current value of the available rocket overload.
Минимальное значение коэффициента k3 min выбирается исходя из обеспечения минимально необходимых дополнительных астатических свойств контура управления для условий стрельбы по неподвижной цели и направленных на устранение динамической ошибки от возможных ненулей в командном тракте управления ракетой. Максимальное значение коэффициента k3 max выбирается исходя из минимально допустимых значений запасов устойчивости контура управления ракетой.The minimum value of the coefficient k 3 min is selected on the basis of providing the minimum necessary additional astatic properties of the control loop for firing at a fixed target and aimed at eliminating dynamic errors from possible non-zero in the missile command path. The maximum value of the coefficient k 3 max is selected based on the minimum acceptable values of the stability margins of the missile control loop.
Значение коэффициента запаса Кзап задают исходя из знаний диапазона возможного разброса располагаемой перегрузки ракеты. Современный уровень проектирования ракет обеспечивает диапазон разброса в пределах 10-20% от номинального значения располагаемой перегрузки, т.е. Кзап=1,1-1,2.The value of the safety factor K zap is set based on the knowledge of the range of the possible spread of the available rocket overload. The modern level of rocket design provides a range of dispersion within 10-20% of the nominal value of available overload, i.e. To app = 1.1-1.2.
Располагаемая перегрузка ракеты является основной ее динамической характеристикой, величина которой по времени полета определяется в процессе проектирования ракеты или экспериментом при летных испытаниях. Текущее значение располагаемой перегрузки определяется соотношением ([1], стр.146);The available rocket overload is its main dynamic characteristic, the value of which is determined by the flight time during the design of the rocket or experiment during flight tests. The current value of the available overload is determined by the ratio ([1], p. 146);
где Kp(t) [1/рад с] - коэффициент передачи, характеризующий маневренность ракеты и эффективность органов управления ракеты;where K p (t) [1 / rad s] is the transmission coefficient characterizing the maneuverability of the rocket and the effectiveness of the rocket controls;
δmах [рад] - максимальный угол отклонения органов управления ракетой.δ max [rad] - the maximum deflection angle of the rocket controls.
Значение располагаемой перегрузки ракеты в функции времени полета хранится в памяти системы наведения.The value of the available rocket overload as a function of flight time is stored in the memory of the guidance system.
Потребная перегрузка ракеты соответствует текущему значению потребного нормального ускорения, необходимого для движения ракеты по опорной траектории, значение которого определяется соотношением (4). Тогда с учетом соотношений (2)-(3) текущее значение потребной перегрузки определяется выражением (6).The required overload of the rocket corresponds to the current value of the required normal acceleration required for the rocket to move along the reference path, the value of which is determined by the relation (4). Then, taking into account relations (2) - (3), the current value of the required overload is determined by expression (6).
Значение коэффициента K0(t) в функции времени полета ракеты хранится в памяти системы наведения ракеты.The value of the coefficient K 0 (t) as a function of the flight time of the rocket is stored in the memory of the missile guidance system.
Далее полученную команду управления, определяемую линейным рассогласованием ракеты с опорной траекторией (1), суммируют с командой компенсации динамической ошибки (2) и затем передают на ракету.Next, the control command obtained, determined by the linear mismatch of the rocket with the reference path (1), is summed with the dynamic error compensation command (2) and then transmitted to the rocket.
Отрабатывая суммарную команду управления, ракета переходит с динамической траектории на скорректированную, совмещаясь с целью в точке встречи.Working out the total control command, the rocket moves from a dynamic trajectory to an adjusted one, combining with the target at the meeting point.
При этом за счет команды компенсации динамической ошибки компенсируется основная составляющая динамической ошибки движения ракеты по опорной траектории, и за счет корректирующего веса составляющей команды управления, пропорциональной интегралу от линейного рассогласования, компенсируется составляющая динамической ошибки, определяемая погрешностью формирования команды компенсации динамической ошибки и разбросом коэффициента передачи контура системы наведения. Корректирование команды управления (астатических свойств контура управления) обеспечивает рациональное соотношение систематической и флуктуационной составляющих динамической ошибки наведения по зоне поражения ракеты и в зависимости от угловой скорости цели снижает склонность контура управления к колебательности под действием шумов, что обеспечивает повышение точности наведения ракеты, особенно в граничных точках зоны поражения.In this case, due to the dynamic error compensation command, the main component of the dynamic error of rocket movement along the reference path is compensated, and due to the correcting weight of the control command component proportional to the integral from linear mismatch, the dynamic error component is compensated by the error in the formation of the dynamic error compensation command and the spread of the transmission coefficient guidance system contour. Correction of the control command (astatic properties of the control loop) provides a rational ratio of the systematic and fluctuation components of the dynamic guidance error over the missile damage zone and, depending on the angular velocity of the target, reduces the tendency of the control loop to oscillate under the influence of noise, which improves the accuracy of missile guidance, especially in the boundary points of the affected area.
Предлагаемый способ наведения может быть реализован системой наведения, функциональная схема которой приведена на фиг.1, 2.The proposed guidance method can be implemented by a guidance system, a functional diagram of which is shown in figures 1, 2.
Система наведения ракеты (фиг.1) содержит пеленгатор цели (ПЦ) 2 и контур управления ракетой, включающий в каждом из каналов управления блок формирования сигнала компенсации динамической ошибки (КДО) 10, который подключен к выходу пеленгатора цели 2, последовательно соединенные пеленгатор ракеты (ПР) 1, блок формирования линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения ракеты (ФЛО) 3, блок формирования команды управления, пропорциональной линейному рассогласованию между ракетой и опорной траекторией наведения (ФК) 4, сумматор (С) 5, второй вход которого подключен к выходу блока компенсации динамической ошибки 10, устройство передачи команд управления (ПК) 6 и ракету (Р) 7, а также последовательно соединенные блок программных параметров (БПП) 8 и блок коэффициентов астатизма (БКА) 9, второй вход которого подключен к второму выходу блока программных параметров, а третий вход - к выходу блока формирования сигнала компенсации динамической ошибки 10, выход соединен со вторым входом формирователя команд управления 4.The missile guidance system (Fig. 1) comprises a target direction finder (PC) 2 and a missile control circuit, including in each of the control channels a dynamic error compensation signal (DRC) generating unit 10, which is connected to the output of the
Блок формирования команды управления (фиг.2) включает в себя: блок формирования команды управления, пропорциональной линейному отклонению 11, блок формирования команды управления, пропорциональной производной линейного отклонения 12, блок формирования команды управления, пропорциональной интегралу линейного отклонения 13, на второй вход которого подается сигнал с выхода блока коэффициента астатизма 9, и сумматор 14.The control command generation unit (Fig. 2) includes: a control command generation unit proportional to
Блок программных параметров 8 реализует зависимость программных значений располагаемой перегрузки ракеты nрасп(t) и коэффициента передачи разомкнутого контура управления ракетой K0(t) в функции времени полета ракеты.The block of program parameters 8 implements the dependence of the programmed values of the available rocket overload n rasp (t) and the transfer coefficient of the open loop control of the rocket K 0 (t) as a function of the flight time of the rocket.
Блок коэффициента астатизма 9 реализует корректируемый весовой коэффициент составляющей команды управления, пропорциональной интегралу от линейного отклонения, в виде зависимости (9).The astatism coefficient block 9 implements the adjusted weight coefficient of the component of the control command proportional to the integral of the linear deviation, in the form of dependence (9).
Составляющие элементы системы: пеленгатор ракеты 1, пеленгатор цели 2, блок формирования линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения ракеты, пропорциональной линейному рассогласованию между ракетой и опорной траекторией наведения ракеты 3, блок формирования команды управления 4, сумматор 5, устройство передачи команд управления 6, блок формирования сигнала компенсации динамической ошибки 10 - представляют собой известные штатные элементы систем наведения ракет ([1], с.366-372).The constituent elements of the system:
Блок программных параметров 8 и блок коэффициента астатизма 9 представляют собой счетно-решающие устройства и могут быть выполнены, например, на базе операционных усилителей ([4], И.М. Тетельбаум, Ю.Р.Шнейдер. Практика аналогового моделирования динамических систем. - М.: Энергоатомиздат, 1987, с.178-186, 221-222).The block of program parameters 8 and the block of astatism coefficient 9 are calculating devices and can be performed, for example, on the basis of operational amplifiers ([4], I. M. Tetelbaum, Yu. R. Schneider. Practice of analog modeling of dynamic systems. - M .: Energoatomizdat, 1987, p. 178-186, 221-222).
Система наведения телеуправляемой ракеты работает следующим образом. Пеленгатор цели 2 осуществляет сопровождение цели и измеряет ее координаты. После запуска ракеты пеленгатор ракеты 1 захватывает на сопровождение ракету и измеряет ее координаты. Далее рассматривается работа системы в одной полосе наведения. Измеренные угловые координаты цели и ракеты поступают соответственно на первый и второй входы блока формирования линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией ракеты 3, а также угловая целевая координата поступает на вход блока формирования сигнала компенсации динамической ошибки 10, с выхода которого сигнал компенсации подается на второй вход сумматора 5. В блоке 3 формируется сигнал линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией, который поступает на первый вход блока формирования команды управления, пропорциональной линейному рассогласованию между ракетой и опорной траекторией 4, на второй вход этого блока поступает текущее значение коэффициента астатизма с блока 9, сформированное с учетом программных значений располагаемой перегрузки и коэффициента передачи разомкнутого контура управления, определяемых в блоке программных параметров 8. Сформированная таким образом команда управления с выхода блока 4 поступает на первый вход сумматора 5, где суммируется с сигналом с выхода блока компенсации динамической ошибки 10, поступающим на его второй вход, и далее команда устройством передачи команд управления 6 передается на ракету 7. Ракета 7 под действием этой команды наводится на цель.The guidance system of a remote-controlled missile works as follows. The direction finder of
Таким образом, предлагаемый способ наведения телеуправляемой ракетой обеспечивает повышение точности наведения телеуправляемой ракеты и расширение условий применения, что выгодно отличает его от известных.Thus, the proposed method of pointing a remote-controlled missile provides improved accuracy of pointing a remote-controlled missile and expansion of the conditions of use, which distinguishes it from the known ones.
Claims (2)
где K0(t) [c-2] - коэффициент передачи разомкнутого контура управления ракетой;
h∂(t) [м] - динамическая ошибка наведения ракеты по опорной траектории;
g=9,81 [м/с2] - ускорение силы тяжести;
t[с] - текущее время полета ракеты. 2. The guidance method of a remote-controlled rocket according to claim 1, characterized in that the current value of the required rocket overload n losses (t) for movement along the reference guidance path is determined by the ratio
where K 0 (t) [c -2 ] is the transmission coefficient of the open loop missile control;
h ∂ (t) [m] - dynamic error of rocket guidance along the reference path;
g = 9.81 [m / s 2 ] - acceleration of gravity;
t [s] - current flight time of the rocket.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010124599/28A RU2437052C1 (en) | 2010-06-15 | 2010-06-15 | Remotely controlled missile guidance method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010124599/28A RU2437052C1 (en) | 2010-06-15 | 2010-06-15 | Remotely controlled missile guidance method |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2437052C1 true RU2437052C1 (en) | 2011-12-20 |
Family
ID=45404415
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010124599/28A RU2437052C1 (en) | 2010-06-15 | 2010-06-15 | Remotely controlled missile guidance method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2437052C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115755838A (en) * | 2022-11-08 | 2023-03-07 | 湖南航天有限责任公司 | Precision analysis method of missile guidance control system |
-
2010
- 2010-06-15 RU RU2010124599/28A patent/RU2437052C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ФЕДОСОВ Е.А., БОБРОННИКОВ В.Т. и др. Динамическое проектирование систем управления автоматических маневренных летательных аппаратов. - М.: Машиностроение, 1997, с.251-253. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115755838A (en) * | 2022-11-08 | 2023-03-07 | 湖南航天有限责任公司 | Precision analysis method of missile guidance control system |
| CN115755838B (en) * | 2022-11-08 | 2024-05-28 | 湖南航天有限责任公司 | Precision analysis method of missile guidance control system |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN106681344B (en) | A kind of height control method and control system for aircraft | |
| CN106292701B (en) | A kind of RLV approach section Guidance Law acquisition methods based on disturbance compensation thought | |
| CN111692919B (en) | Precise guidance control method for aircraft with ultra-close range | |
| US10969796B2 (en) | Autopilot nonlinear compensation | |
| Kang et al. | Active control of a uav helicopter with a slung load for precision airborne cargo delivery | |
| CN111897223B (en) | Speed tracking guidance method considering dynamic characteristics of automatic pilot | |
| Zhao et al. | ADRC based integrated guidance and control scheme for the interception of maneuvering targets with desired los angle | |
| CN116339140B (en) | Composite fault-tolerant control method based on instantaneous active disturbance rejection and adaptive dynamic inversion | |
| CN107065899A (en) | Method and apparatus for protecting aircraft maximum lift ability | |
| CN106556287B (en) | One kind integration proportional guidance Nonlinearity Correction Method | |
| RU2537124C1 (en) | Missile remote control method | |
| Xu et al. | Vision based flexible beam tip point control | |
| KR101938780B1 (en) | Impact Angle Control Method with Time Varying Continuous Biased PNG | |
| RU2437052C1 (en) | Remotely controlled missile guidance method | |
| Farooq et al. | Path following of optimal trajectories using preview control | |
| RU2465535C1 (en) | Method of missile remote control | |
| CN110879604B (en) | Aircraft course guiding method with falling angle control | |
| Yu et al. | Omnidirectional autonomous entry guidance based on 3-D analytical glide formulas | |
| CN110501899A (en) | A kind of PID follow-up control method based on genetic algorithm parameter Self-tuning System | |
| KR101939762B1 (en) | Impact Angle Control Apparatus with Time Varying Continuous Biased PNG | |
| Bai et al. | The study of guidance performance of a phased array seeker with platform | |
| Kim et al. | Rapid homing guidance using jerk command and time-delay estimation method | |
| Yang et al. | Design of Nonsingular Terminal Sliding Mode Guidance Law with Disturbance Observer | |
| Cross et al. | A single-loop high-order sliding mode controller for a missile interceptor | |
| CN210180291U (en) | Guidance system |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20161130 |