RU2465535C1 - Method of missile remote control - Google Patents
Method of missile remote control Download PDFInfo
- Publication number
- RU2465535C1 RU2465535C1 RU2011119192/28A RU2011119192A RU2465535C1 RU 2465535 C1 RU2465535 C1 RU 2465535C1 RU 2011119192/28 A RU2011119192/28 A RU 2011119192/28A RU 2011119192 A RU2011119192 A RU 2011119192A RU 2465535 C1 RU2465535 C1 RU 2465535C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- missile
- overload
- current
- normal
- 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 телеуправления ракетой, включающий измерение координат цели и ракеты, формирование опорной траектории наведения ракеты, определение динамической ошибки наведения ракеты по опорной траектории, формирование линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией, формирование пропорциональной этому рассогласованию команды управления ракетой, корректирование команды управления на величину динамической ошибки наведения по опорной траектории и наведение ракеты на цель по сформированной команде управления ([1], A.A.Лебедев, В.А.Карабанов. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. М.: Машиностроение, 1965, с.322-329, 365-371).A known method of remote control of a rocket, including measuring the coordinates of the target and the rocket, the formation of the reference trajectory of the guidance of the rocket, the determination of the dynamic error of guidance of the rocket along the reference path, the formation of a linear mismatch between the rocket and the reference trajectory, the formation of a rocket control command proportional to this mismatch, the correction of the control command by the dynamic guidance errors along the reference trajectory and missile guidance to the target according to the generated control command ([1], AA Lebedev, V.A. Karabanov, Dynamics of control systems for unmanned aerial vehicles, Moscow: Mashinostroenie, 1965, p. 322-329, 365-371).
В известном способе определенной команде управления соответствует определенная развиваемая нормальная перегрузка ракеты. Максимальная величина команды управления и максимальная нормальная перегрузка, испытываемая ракетой, не должны превосходить некоторых предельно допустимых значений, определяемых соответственно условиями функционирования аппаратуры управления и прочностью ракеты. Данный способ не включает в себя ограничения по командам управления и допустимой перегрузке ракеты и этим определяются его недостатки.In the known method, a certain control normal missile overload corresponds to a specific control command. The maximum value of the control command and the maximum normal overload experienced by the rocket should not exceed some maximum permissible values determined respectively by the operating conditions of the control equipment and the strength of the rocket. This method does not include restrictions on control commands and permissible missile overload, and this determines its disadvantages.
Известен способ управления ракетой, включающий формирование системой управления ракетой команды управления на привод рулей управления ракетой, отклонение рулей управления приводом на соответствующий угол и механическое ограничение угла отклонения рулей до заданного постоянного значения ([1], с.148-150).A known missile control method, including the formation of a missile control system by a control command to drive the rocket control rudders, deviation of the control rudders of the drive by an appropriate angle and mechanical limitation of the angle of deviation of the rudders to a predetermined constant value ([1], p.148-150).
Известный способ позволяет обеспечить ограничение максимальных нормальных перегрузок, испытываемых ракетой в процессе наведения, только в узком диапазоне скоростей и высот полета и к тому же механическое ограничение угла отклонения рулей может приводить к возникновению ударных нагрузок на ракету, чем и определяются его недостатки.The known method allows to limit the maximum normal overloads experienced by the rocket during the guidance process only in a narrow range of flight speeds and altitudes and, moreover, mechanical limitation of the rudder deflection angle can lead to shock loads on the rocket, which determines its disadvantages.
Известен способ управления ракетой, включающий формирование системой управления ракетой команды управления на привод рулей управления ракетой, отклонения рулей приводом на соответствующий угол, организацию обратной связи по перегрузке ракеты с использованием датчика нормальных ускорений (перегрузок), корректирование сигнала управления в цепи обратной связи посредством нелинейного преобразования и подачу его на вход привода рулей управления ракетой ([1], с.262-263).A known missile control method, including the formation of a missile control system by a control command to drive a rocket control rudder, steering wheel deviation by an appropriate angle, arranging feedback on rocket overload using a normal acceleration (overload) sensor, correcting a control signal in a feedback loop by means of non-linear transformation and supplying it to the input of the rocket control rudder drive ([1], p.262-263).
В известном способе посредством ограничения сигнала управления в системе активной стабилизации ракеты ограничивается угол отклонения рулей ракеты и соответственно обеспечивается ограничение развиваемой максимальной нормальной перегрузки ракеты. При этом требуется введение в состав ракеты датчика нормальных ускорений (перегрузок), что усложняет ее конструкцию, снижает надежность, а также может привести к нарушению устойчивости управления ракетой. К тому же этот способ неприменим для класса ракет, в которых отсутствует система активной стабилизации, а их стабилизация осуществляется за счет аэродинамических свойств ракеты. Указанные обстоятельства определяют недостаток данного способа управления.In the known method, by limiting the control signal in the active rocket stabilization system, the angle of deflection of the rudder of the rocket is limited and, accordingly, the developed maximum normal rocket overload is limited. This requires the introduction of a normal acceleration (overload) sensor into the rocket, which complicates its design, reduces reliability, and can also lead to a violation of the stability of rocket control. Moreover, this method is not applicable for the class of missiles in which there is no active stabilization system, and their stabilization is carried out due to the aerodynamic properties of the rocket. These circumstances determine the disadvantage of this control method.
В качестве прототипа принят способ телеуправления ракетой ([2], патент РФ №2188381), включающий измерение отклонения ракеты относительно опорной траектории, определение оценок отклонения и производной отклонения ракеты относительно опорной траектории, формирование сигнала коррекции по отклонению ракеты относительно опорной траектории пропорционально линейной комбинации оценок отклонения и производной отклонения, вычисление сигнала ускорения ракеты, пропорционального сигналу коррекции, и учет его при определении оценок отклонения и производной отклонения ракеты, формирование сигнала динамической ошибки наведения ракеты при движении по опорной траектории наведения, ограничение сигналов коррекции по отклонению ракеты и формирование суммарной команды управления ракетой с учетом сигнала коррекции и сигнала динамической ошибки наведения ракеты.As a prototype, a missile telecontrol method was adopted ([2], RF patent No. 2188381), including measuring the deflection of the rocket relative to the reference path, determining the deflection and derivative of the deflection of the rocket relative to the reference path, generating a correction signal for the deflection of the rocket relative to the reference path in proportion to a linear combination of estimates deviation and derivative deviation, calculating the acceleration signal of the rocket proportional to the correction signal, and taking it into account when determining deviation estimates, etc. derivative of missile deflection, generation of a dynamic missile guidance error signal when moving along the guidance guidance path, limiting missile deflection correction signals and generation of a total missile control command taking into account the correction signal and dynamic missile guidance signal.
В известном способе ограничивается только одна составляющая команды управления - сигнал коррекции отклонения ракеты относительно опорной траектории. Вместе с тем другая составляющая команды управления - сигнал динамической ошибки, определяемый параметрами движения цели и летно-баллистическими характеристиками ракеты и направленный на компенсацию динамической ошибки движения ракеты по опорной траектории, может, особенно при скоростных целях, определить такое значение суммарной команды управления, при котором максимальная развиваемая нормальная перегрузка ракеты будет выходить за допустимые пределы, определяемые ее прочностью.In the known method, only one component of the control command is limited - a signal for correcting missile deflection relative to the reference path. At the same time, another component of the control command — a dynamic error signal, determined by the parameters of the target’s motion and the flight-ballistic characteristics of the rocket and aimed at compensating for the dynamic error of the rocket’s motion along the reference path, can, especially for high-speed targets, determine the value of the total control command at which the maximum developed normal overload of the rocket will go beyond the permissible limits determined by its strength.
В таком способе уровень ограничения сигнала управления задается постоянным. Для высокоскоростных ракет, предназначенных для перехвата целей в широких диапазонах скоростей и высот, имеется потребность в переменных уровнях ограничения развиваемой максимальной перегрузки (команды управления), так как их располагаемая перегрузка (маневренность) существенно зависит от текущего времени и условий полета ракеты. Так, для ракет с отделяющимся разгонным двигателем, имеющих два участка траектории - активный и пассивный, с целью обеспечения требуемых максимальных нормальных перегрузок в конце управляемого пассивного участка, ракета должна на начальном участке пассивного полета иметь такую величину располагаемой нормальной перегрузки, которая, как правило, превосходит пределы допустимых значений, определяемых прочностью. При этом сам процесс разделения ракеты из-за возникновения возмущений требует для сохранения прочности ракеты и качества ее вывода на кинематическую (опорную) траекторию наведения еще более глубокого ограничения развиваемой ракетой перегрузки. Поэтому развиваемая нормальная перегрузка ракеты на траектории полета должна иметь разные текущие уровни ограничений по времени полета ракеты.In this method, the control signal restriction level is set constant. For high-speed missiles designed to intercept targets in a wide range of speeds and altitudes, there is a need for variable levels of limitation of the developed maximum overload (control command), since their available overload (maneuverability) substantially depends on the current time and flight conditions of the rocket. So, for missiles with a detachable booster engine, which have two sections of the trajectory — active and passive, in order to ensure the required maximum normal overloads at the end of the controlled passive section, the rocket should have such an available normal overload on the initial section of the passive flight, which, as a rule, exceeds tolerance limits determined by strength. In this case, the process of separation of the rocket due to disturbances requires to maintain the strength of the rocket and the quality of its output on the kinematic (reference) trajectory of guidance of an even deeper limitation of the overload developed by the rocket. Therefore, the developed normal rocket overload on the flight path should have different current levels of limitations on the flight time of the rocket.
Кроме того, в этом способе ограничение сигналов управления проводится в каждом канале управления (каналах тангажа и рыскания) независимо друг от друга. Такое ограничение для вращающихся по крену ракет в случае, когда модуль вектора команд в двух каналах управления требует от ракеты развивать нормальную перегрузку, большую по величине, чем располагаемая перегрузка ракеты или перегрузка, определяемая заданным уровнем ограничения, в контуре управления ракетой будет вызывать фазовую ошибку, приводящую к связи каналов управления и, соответственно, к снижению точности наведения ракеты.In addition, in this method, control signals are limited in each control channel (pitch and yaw channels) independently of each other. Such a restriction for rolls that roll along the roll in the case when the command vector module in two control channels requires the rocket to develop normal overload greater than the available missile overload or overload determined by a given level of restriction, in the missile control loop it will cause a phase error, leading to communication of control channels and, accordingly, to a decrease in the accuracy of missile guidance.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение динамической точности телеуправления ракетой и расширение границ и условий ее применения.The task of the invention is to increase the dynamic accuracy of the telecontrol missile and expand the boundaries and conditions of its use.
Поставленная задача решается тем, что в способе телеуправления ракетой, включающем в каналах тангажа и рыскания измерение линейного отклонения ракеты относительно опорной траектории наведения, определение оценок отклонения и производной отклонения ракеты относительно опорной траектории наведения, формирование сигнала коррекции по отклонению ракеты относительно опорной траектории пропорционально линейной комбинации оценок отклонения и производной отклонения, вычисление сигнала ускорения ракеты, пропорционального сигналу коррекции, и учет его при определении оценок отклонения и производной отклонения ракеты, формирование сигнала динамической ошибки наведения ракеты при движении по опорной траектории наведения, формирование команды управления ракетой с учетом сигнала коррекции по отклонению ракеты и сигнала динамической ошибки наведения ракеты и ограничение команды управления ракетой по уровню, новым является то, что формируют заранее, до запуска ракеты, в функции времени полета ракеты пороговое значение допустимой управляющей перегрузки ракеты, а затем, после запуска ракеты, формируют в функции времени полета ракеты текущее значение располагаемой нормальной перегрузки ракеты, определяют по командам управления ракетой в каналах тангажа и рыскания до их ограничения текущую потребную нормальную перегрузку для наведения ракеты на цель, устанавливают текущее значение уровня ограничения развиваемой нормальной перегрузки ракеты как значение, равное наименьшему из текущих значений располагаемой нормальной перегрузки ракеты и порогового значения допустимой управляющей перегрузки ракеты, сравнивают текущее значение потребной нормальной перегрузки ракеты для наведения на цель с текущим уровнем ограничения развиваемой нормальной перегрузки ракеты и при превышении потребной нормальной перегрузки для наведения ракеты на цель уровня ограничения развиваемой нормальной перегрузки команды управления и сигналы ускорения ракеты в каналах тангажа и рыскания преобразуют пропорционально коэффициенту, определяемому как отношение текущего значения уровня ограничения развиваемой нормальной перегрузки ракеты к текущему значению потребной нормальной перегрузки для наведения ракеты на цель.The problem is solved in that in the method of remote control of the rocket, including in the channels of pitch and yaw measuring linear deviation of the rocket relative to the reference guidance path, determining estimates of the deviation and derivative deviation of the rocket relative to the reference guidance path, generating a correction signal for the deviation of the rocket relative to the reference path is proportional to the linear combination estimates of deviation and derivative of deviation, calculation of a rocket acceleration signal proportional to the correction signal AI, and taking it into account when determining the estimates of the deviation and derivative deflection of the rocket, generating a signal of a dynamic missile guidance error while moving along a reference guidance path, forming a missile control team taking into account a correction signal for missile deflection and a dynamic missile guidance signal and limiting the missile control command to level, new is that they form in advance, before the launch of the rocket, as a function of the time of flight of the rocket, the threshold value of the permissible control overload of the rocket, and then, after To launch the rocket, form the current value of the available normal rocket load as a function of the flight time of the rocket, determine the current required normal load for guiding the rocket at the target using the rocket control commands in the pitch and yaw channels, and set the current value of the level of limitation of the developed normal rocket load as a value equal to the smallest of the current values of the disposable normal rocket overload and the threshold value of the permissible control rocket overload, cf the current value of the required normal rocket overload for aiming at the target with the current level of limitation of the developed normal rocket overload and when exceeding the required normal overload for aiming the rocket at the target of the level of limitation of the developed normal overload of the control command and the rocket acceleration signals in the pitch and yaw channels are proportional to the coefficient defined as the ratio of the current value of the level of restriction of the developed normal rocket overload to the current value otrebnoy normal overload for missile guidance to the target.
В предлагаемом способе телеуправления ракетой значение текущей потребной нормальной перегрузки для наведения ракеты на цель Nпотр(t) определяют по соотношениюIn the proposed method of remote control of the rocket, the value of the current required normal overload for pointing the rocket at the target N tr (t) is determined by the ratio
где Kp(t) - текущее значение программного коэффициента передачи разомкнутого контура управления ракетой;where K p (t) is the current value of the programmed transmission coefficient of the open loop control missile;
λFφ(t), λFq(t) - текущие значения сигналов коррекции по отклонению ракеты относительно опорной траектории в каналах тангажа и рыскания соответственно;λ Fφ (t), λ Fq (t) - current values of correction signals for missile deflection relative to the reference path in the pitch and yaw channels, respectively;
λkφ(t), λkq(t) - текущие значения сигналов динамической ошибки наведения ракеты при движении по опорной траектории в каналах тангажа и рыскания соответственно;λ kφ (t), λ kq (t) are the current values of the signals of the dynamic error of missile guidance while moving along the reference path in the pitch and yaw channels, respectively;
g=9.81 м/с2 - ускорение силы тяжести;g = 9.81 m / s 2 - acceleration of gravity;
t - текущее время полета ракеты.t is the current flight time of the rocket.
В предлагаемом способе телеуправления ракетой текущее значение располагаемой нормальной перегрузки ракеты Nрасп(t) определяют по соотношениюIn the proposed method for remote control of the rocket, the current value of the available normal rocket overload N rasp (t) is determined by the ratio
где ρ - программное значение плотности воздуха;where ρ is the programmed value of air density;
Vp(t) - скорость ракеты;V p (t) - rocket speed;
Sм - площадь миделева сечения ракеты;S m - the area of the mid-section of the rocket;
δmax - максимальное значение угла отклонения рулей ракеты;δ max - the maximum value of the angle of deviation of the rudders of the rocket;
P(t) - программное значение силы тяги, развиваемой двигателем ракеты;P (t) is the programmed value of the traction force developed by the rocket engine;
mp(t) - программное значение массы ракеты;m p (t) is the programmed value of the mass of the rocket;
g=9.81 м/с2 - ускорение силы тяжести.g = 9.81 m / s 2 - acceleration of gravity.
Предлагаемый способ телеуправления ракетой поясняется следующим образом. В качестве опорной траектории наведения ракеты может быть использована линия визирования цели или другая кинематическая траектория в соответствии с используемым методом наведения. В процессе сопровождения цели измеряют ее координаты. После запуска ракеты и начала ее управления измеряют координаты ракеты φр и далее с учетом измеренных координат цели и в соответствии с выбранным методом наведения формируют опорную траекторию наведения в виде закона изменения ее угловых координат, например, по соотношению (3) ([1], стр.365) (рассматривается угломестная плоскость наведения с координатой φ)The proposed method of remote control missile is explained as follows. The target line of sight of the target or other kinematic trajectory in accordance with the guidance method used can be used as the reference guidance path of the rocket. In the process of tracking the target, its coordinates are measured. After the launch of the rocket and the beginning of its control, the coordinates of the rocket φ p are measured and then, taking into account the measured coordinates of the target, and in accordance with the selected guidance method, a reference guidance path is formed in the form of a law of change in its angular coordinates, for example, by the relation (3) ([1], p. 365) (the elevation pointing plane with coordinate φ is considered)
где φk(t) - угловая координата опорной траектории;where φ k (t) is the angular coordinate of the reference trajectory;
φц(t) - угловая координата цели;φ c (t) is the angular coordinate of the target;
Δφ(t) - угол упреждения.Δφ (t) is the lead angle.
Затем по измеренным угловым координатам ракеты φр и координатам опорной траектории φk формируют линейное отклонение ракеты относительно опорной траектории наведения h(t)Then, according to the measured angular coordinates of the rocket φ p and the coordinates of the reference path φ k , a linear deviation of the rocket relative to the reference guidance path h (t) is formed
где rp(t) - дальность до ракеты.where r p (t) is the range to the rocket.
Затем определяют оценки отклонения 
где λF(t) - текущее значение сигнала коррекции по отклонению;where λ F (t) is the current value of the correction signal for deviation;
T(t) - весовой коэффициент, учитывающий производную оценки отклонения ракеты в законе коррекции.T (t) is a weighting coefficient that takes into account the derivative of the estimate of missile deflection in the correction law.
Значения коэффициентов Kp(t) и T(t) определяются при анализе устойчивости и точности замкнутого контура управления ракетой.The values of the coefficients K p (t) and T (t) are determined by analyzing the stability and accuracy of the closed loop control missile.
Далее вычисляют сигнал ускорения ракеты относительно опорной траектории u(t), пропорциональный сигналу коррекции по отклонению ракеты λF(t). Этот сигнал определяет нормальное ускорение ракеты относительно опорной траектории и учитывается для уменьшения фазового запаздывания при фильтрации сигнала линейного отклонения h(t) при оценке отклонения и производной отклонения. Одновременно с этим по известным кинематическим соотношениям (с учетом параметров движения цели и программных летно-баллистических характеристик) формируют текущее значение сигнала динамической ошибки λK(t) [1, с.394] и путем суммирования его с сигналом коррекции по отклонению λF(t) формируют команду управления ракетой λKφ(t) в канале тангажа (и λKq(t) в канале рыскания).Next, calculate the acceleration signal of the rocket relative to the reference path u (t), proportional to the correction signal for the deflection of the rocket λ F (t). This signal determines the normal acceleration of the rocket relative to the reference trajectory and is taken into account to reduce phase delay when filtering the linear deviation signal h (t) when estimating the deviation and derivative of the deviation. At the same time, the current value of the dynamic error signal λ K (t) [1, p. 394] and by summing it with the correction signal for the deviation λ F ( t) form a rocket control command λ Kφ (t) in the pitch channel (and λ Kq (t) in the yaw channel).
Текущее пороговое значение допустимой управляющей перегрузки Nпор(t) формируют заранее, до запуска ракеты, исходя из условий стрельбы, условий обеспечения прочности ракеты и эффективности работы системы управления ракетой.The current threshold value of the permissible control overload N pore (t) is formed in advance, before the launch of the rocket, based on the firing conditions, the conditions for ensuring the strength of the rocket and the efficiency of the missile control system.
Текущее значение располагаемой нормальной перегрузки ракеты Nрасп(t) формируют в процессе управления ракетой расчетным путем по соотношению (2), которое вытекает из известных выражений ([3], А.А.Лебедев, Л.С.Чернобровкин. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. М.: Оборонгиз, 1962, с.103, 154, 349, 353-354).The current value of the available normal overload of the rocket N rasp (t) is formed in the process of controlling the rocket by calculation using relation (2), which follows from the well-known expressions ([3], A.A. Lebedev, LS Chernobrovkin. Flight dynamics of unmanned aerial vehicles apparatuses. M: Oborongiz, 1962, p. 103, 154, 349, 353-354).
Значения программных производных аэродинамических коэффициентов подъемной силы
Программное значение плотности воздуха ρ соответствует стандартной атмосфере с корректировкой по условиям пуска ракеты (высоте, температуре, давлении) и также хранится в памяти системы управления.The programmed value of air density ρ corresponds to the standard atmosphere, adjusted according to the conditions of rocket launch (altitude, temperature, pressure) and is also stored in the memory of the control system.
Текущее значение скорости ракеты Vp(t) определяется по измеренным координатам ракеты или задается программным значением как летно-баллистическая характеристика ракеты в функции времени полета ракеты.The current value of the rocket speed V p (t) is determined by the measured coordinates of the rocket or is set by the program value as the flight-ballistic characteristic of the rocket as a function of the flight time of the rocket.
В процессе управления ракетой сравнивают текущие значения пороговой допустимой управляющей перегрузки Nпор(f) и располагаемой перегрузки ракеты Nрасп(t) и наименьшее из этих значений принимают за текущее значение уровня ограничения развиваемой перегрузки ракеты Nогр(t), т.е.In the process of rocket control, the current values of the threshold permissible control overload N pore (f) and the available rocket overload N rasp (t) are compared and the smallest of these values is taken as the current value of the level of limitation of the developed rocket overload N ogre (t), i.e.
По сигналам коррекции по отклонению ракеты и сигналам динамической ошибки наведения в соответствии с соотношением (1) формируют значение текущей потребной нормальной перегрузки Nпотр(t) для движения ракеты по заданной траектории. Сигналы динамической ошибки λkφ(t), λkq(t) определяют потребную перегрузку ракеты для движения по опорной траектории, а сигналы коррекции по отклонению ракеты λFφ(t), λFq(t) - потребную перегрузку ракеты для парирования отклонений ракеты от опорной траектории.The correction signals for missile deflection and the dynamic guidance error signals in accordance with relation (1) form the value of the current required normal overload N tr (t) for the rocket to move along a given trajectory. The dynamic error signals λ kφ (t), λ kq (t) determine the required rocket overload for movement along the reference path, and the correction signals for the rocket deflection λ Fφ (t), λ Fq (t) - the required rocket overload for parrying the rocket deviations from reference trajectory.
Далее сравнивают потребную перегрузку с текущим уровнем ограничения развиваемой перегрузки ракеты Nогр(t). ЕслиNext, the required overload is compared with the current level of limitation of the developed overload of the rocket N ogre (t). If
то текущие сформированные команды управления ракетой λKφ(t), λKq(t) и сигналы ускорения ракеты относительно опорной траектории u(t) в каналах тангажа и рыскания преобразуют пропорционально коэффициенту α(t), который определяется по соотношениюthen the current formed rocket control commands λ Kφ (t), λ Kq (t) and the rocket acceleration signals relative to the support path u (t) in the pitch and yaw channels are transformed proportionally to the coefficient α (t), which is determined by the relation
где α(t) - коэффициент преобразования.where α (t) is the conversion coefficient.
Таким образом, если потребная перегрузка для движения ракеты по опорной траектории превышает заданное ограничение, то команды управления в каналах тангажа и рыскания уменьшают пропорционально коэффициенту α(t), т.е.Thus, if the required overload for the rocket to move along the supporting path exceeds a predetermined limit, then the control commands in the pitch and yaw channels are reduced proportionally to the coefficient α (t), i.e.
Скорректированные таким образом команды управления λφ0(t) и λq0(t) поступают на ракету. Ракета, отрабатывая команды управления с учетом текущего ограничения, развивает нормальные перегрузки в каждом канале управления, которые по векторной сумме не превышают допустимых значений, определяемых значением располагаемой перегрузки ракеты или значением пороговой допустимой перегрузки, что обеспечивает сохранение прочностных свойств ракеты. Определение коэффициента преобразования α(t) команд управления с учетом потребных команд управления в каналах тангажа и рыскания, т.е. в плоскости наведения ракеты на цель, обеспечивает устранение фазовых искажений команд управления в области ограничения реализуемой перегрузки ракеты, что сохраняет расчетные запасы устойчивости контура управления и реализацию точности наведения ракеты.The control commands λ φ0 (t) and λ q0 (t) adjusted in this way arrive at the rocket. The missile, working out control commands taking into account the current limitation, develops normal overloads in each control channel, which do not exceed the allowable values by the vector sum determined by the value of the available rocket overload or the value of the threshold allowable overload, which ensures the preservation of the rocket's strength properties. Determination of the conversion coefficient α (t) of the control commands, taking into account the required control commands in the pitch and yaw channels, i.e. in the plane of guiding the missile at the target, it eliminates phase distortions of the control commands in the field of limiting the realizable overload of the missile, which preserves the estimated stability margins of the control loop and the implementation of the accuracy of missile guidance.
Способ телеуправления ракетой поясняется графическим материалом:The method of remote control missile is illustrated in graphic material:
фиг.1 - уровень ограничения развиваемой перегрузки, фиг.2 - структурная схема контура телеуправления ракетой, фиг.3 - структурная схема блока формирования коэффициента преобразования. Пример формирования уровня ограничения развиваемой перегрузки представлен на фиг.1, где обозначено:figure 1 is the level of restriction of the developed overload, figure 2 is a structural diagram of a telecontrol circuit of a rocket, figure 3 is a structural diagram of a block for generating a conversion coefficient. An example of the formation of the level of restriction of the developed overload is presented in figure 1, where it is indicated:
1 - располагаемая перегрузка ракеты Nрасп(t);1 - disposable rocket overload N rasp (t);
2 - пороговое значение допустимой перегрузки ракеты Nпор(t);2 - threshold value of the permissible overload of the rocket N then (t);
tразд - время разделения ракеты;t div is the time of separation of the rocket;
t - текущее время полета ракеты.t is the current flight time of the rocket.
Предлагаемый способ управления может быть реализован системой управления, функциональная схема которой приведена на фиг.2, 3.The proposed control method can be implemented by a control system, a functional diagram of which is shown in figure 2, 3.
Система управления ракетой (фиг.2) состоит из пеленгатора цели (ПЦ) 3, пеленгатора ракеты (ПР) 5, блока формирования коэффициента преобразования (ФО) 15, а также содержит в каналах тангажа и рыскания блок формирования сигнала динамической ошибки (ДО) 4, который подключен к первому выходу пеленгатора цели, последовательно соединенные блок формирования линейного отклонения ракеты от опорной траектории наведения (ФЛО) 6, первый вход которого подключен к первому выходу пеленгатора ракеты, а второй вход - к первому выходу пеленгатора цели 3, блок формирования оценок отклонения и производной отклонения (ФОО) 7, блок формирования сигнала коррекции по отклонению ракеты (ФК) 8, второй вход которого соединен со вторым выходом блока 7, причем второй вход блока формирования оценок отклонения и производной отклонения 7 посредством цепи обратной связи, содержащей последовательно включенные блок формирования сигнала ускорения ракеты относительно опорной траектории (ФУ) 14 и второй блок умножения (У2) 13, соединен с выходом блока формирования сигнала коррекции по отклонению ракеты 8, сумматор (С) 9, второй вход которого подключен к выходу блока формирования сигнала динамической ошибки 4, первый блок умножения (У1) 10, устройство передачи команд управления (ПК) 11 и ракету (Р) 12, причем первый и второй входы блока формирования коэффициента преобразования 15 соединены соответственно с выходами сумматоров 9 в каналах тангажа и рыскания, а выход соединен со вторыми входами блоков умножения 10 и 13 в каналах тангажа и рыскания.The missile control system (FIG. 2) consists of a target direction finder (PC) 3, a missile direction finder (PR) 5, a transform coefficient formation unit (FD) 15, and also contains a dynamic error (DO) 4 signal generation block in the pitch and yaw channels which is connected to the first output of the target finder, sequentially connected block forming a linear deviation of the rocket from the reference guidance path (FLO) 6, the first input of which is connected to the first output of the direction finder of the rocket, and the second input to the first output of the direction finder 3 of deviation estimates and deviation derivative (FVO) 7, a rocket deviation correction (FC) signal generation block 8, the second input of which is connected to the second output of block 7, and the second input of the deviation estimation derivative and deviation derivative 7 through a feedback circuit containing sequentially connected unit for generating a signal of acceleration of the rocket relative to the reference trajectory (FU) 14 and the second unit of multiplication (U2) 13, connected to the output of the unit for generating the signal for the correction of the deflection of the rocket 8, adder (C) 9, W a swarm input of which is connected to the output of the dynamic error signal generating unit 4, the first multiplication unit (U1) 10, the control command transmission device (PC) 11 and the rocket (P) 12, the first and second inputs of the conversion coefficient generating unit 15 being connected respectively to the outputs adders 9 in the pitch and yaw channels, and the output is connected to the second inputs of the multiplication blocks 10 and 13 in the pitch and yaw channels.
Блок формирования коэффициента преобразования 15 (фиг.3) включает в себя блок формирования текущего значения располагаемой перегрузки ракеты 17, где реализуется соотношение (2), блок формирования текущего порогового значения допустимой управляющей перегрузки 18, блок формирования текущего значения потребной перегрузки для наведения ракеты на цель 19, где реализуется соотношение (1), первый и второй входы которого являются входами блока 15, и блок сравнения значений перегрузок (СП) 20, на первый, второй и третий входы которого подаются текущие значения соответствующих перегрузок, а выход которого является выходом блока 15.The transform coefficient formation block 15 (FIG. 3) includes a block for generating the current value of the
Составляющие элементы системы: пеленгатор цели 3, блок формирования сигнала динамической ошибки 4, пеленгатор ракеты 5, блок формирования линейного отклонения ракеты от опорной траекторией наведения 6, блок формирования оценок отклонения и производной отклонения 7, блок формирования сигнала коррекции по отклонению 8, сумматор 9, блоки умножения 10 и 13 и устройство передачи команд управления 11 - представляют собой известные штатные элементы систем наведения ракет ([1], с.366-372).The constituent elements of the system: target direction finder 3, dynamic error signal generation block 4, rocket direction finder 5, linear deviation of the rocket from the reference guidance path 6, deviation and derivative deviation estimation generation block 7, deviation correction signal generation block 8, adder 9, multiplication blocks 10 and 13 and a transmission device for command control 11 - are known standard elements of missile guidance systems ([1], p. 366-372).
Блок формирования коэффициента преобразования 15 представляет собой счетно-решающее устройство и может быть выполнен, 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 conversion
Система телеуправления ракетой работает следующим образом. Пеленгатор цели 3 осуществляет сопровождение цели и измеряет ее координаты. После запуска ракеты пеленгатор ракеты 3 захватывает на сопровождение ракету и измеряет ее координаты. Далее рассматривается работа системы в одном канале наведения. Измеренные угловые координаты цели и ракеты поступают соответственно на первый и второй входы блока формирования линейного отклонения ракеты от опорной траектории 6, целевая координата поступает также на вход блока формирования сигнала динамической ошибки 4. В блоке 6 формируется сигнал линейного отклонения ракеты, который поступает на вход блока формирования оценок отклонения и производной отклонения 7, где происходит фильтрация сигналов отклонения и производной отклонения с учетом сигнала ускорения ракеты, определяемого в блоке 14 и корректируемого коэффициентом α(t) преобразования команд в блоке 13. Сигналы оценок отклонения и его производной с блока 7 поступают в блок формирования сигнала коррекции по отклонению 8 и далее на первый вход сумматора 9, на второй вход которого поступает сигнал с выхода блока динамической ошибки 4. Полученная таким образом суммарная команда управления поступает с выхода этого блока на первые входы первого блока умножения 10 и блока формирования коэффициента преобразования 15. В блоке 15 происходит формирование текущих значений потребной перегрузки ракеты для наведения на цель и располагаемой перегрузки ракеты, а также текущего порогового значения допустимой управляющей перегрузки (соответственно блоки 17, 18 и 19), которые поступают в блок сравнения 20. Далее в соответствии с результатом сравнения по соотношениям (6) и (7) определяется по выражению (8) коэффициент преобразования α(t), значения которого с выхода блока поступают в блоки 10 и 13 соответствующих каналов управления. Скорректированная на коэффициент преобразования команда управления ракетой (9) устройством передачи команд управления 11 передается на ракету 12. Ракета 12 под действием этой команды развивает перегрузку, не превышающую допустимого значения.The missile telecontrol system operates as follows. The direction finder of target 3 monitors the target and measures its coordinates. After launching the rocket, the direction finder of the rocket 3 captures the rocket for tracking and measures its coordinates. Next, the operation of the system in one guidance channel is considered. The measured angular coordinates of the target and the rocket are received respectively at the first and second inputs of the block forming the linear deviation of the rocket from the reference path 6, the target coordinate is also input to the block forming the dynamic error signal 4. In block 6, a signal of the linear deviation of the rocket is generated, which is fed to the input of the block forming estimates of the deviation and the derivative of the deviation 7, where the filtering of the signals of the deviation and the derivative of the deviation takes into account the acceleration signal of the rocket, which is determined in block 14 and corrected by the coefficient α (t) of the command conversion in block 13. Signals of the deviation estimates and its derivative from block 7 go to the block for generating a correction signal for deviation 8 and then to the first input of the adder 9, the second input of which receives a signal from the output of the dynamic error block 4 The resulting total control command is received from the output of this block to the first inputs of the first block of multiplication 10 and the block for generating the
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 (3)
где Kp(t) - текущее значение программного коэффициента передачи разомкнутого контура управления ракетой;
λFφ(t), λFq(t) - текущие значения сигналов коррекции по отклонению ракеты относительно опорной траектории в каналах тангажа и рыскания соответственно;
λkφ(t), λFq(t) - текущие значения сигналов динамической ошибки наведения ракеты при движении по опорной траектории в каналах тангажа и рыскания соответственно;
g=9,81 м/с2 - ускорение силы тяжести;
t - текущее время полета ракеты.2. The missile telecontrol method according to claim 1, characterized in that the value of the current required normal overload for guiding the missile at the target N tr (t) is determined by the ratio
where K p (t) is the current value of the programmed transmission coefficient of the open loop control missile;
λ Fφ (t), λ Fq (t) - current values of correction signals for missile deflection relative to the reference path in the pitch and yaw channels, respectively;
λ kφ (t), λ Fq (t) are the current values of the dynamic missile guidance errors when moving along the reference path in the pitch and yaw channels, respectively;
g = 9.81 m / s 2 - acceleration of gravity;
t is the current flight time of the rocket.
где ρ - программное значение плотности воздуха;
Vp(t) - скорость ракеты;
Sм - площадь миделева сечения ракеты;
δmax - максимальное значение угла отклонения рулей ракеты;
P(t) - программное значение силы тяги, развиваемой двигателем ракеты;
mp(t) - программное значение массы ракеты;
g=9,81 м/с2 - ускорение силы тяжести. 3. The missile telecontrol method according to claim 1, characterized in that the current value of the disposable normal rocket overload N rasp (t) is determined by the ratio
where ρ is the programmed value of air density;
V p (t) - rocket speed;
S m - the area of the mid-section of the rocket;
δ max - the maximum value of the angle of deviation of the rudders of the rocket;
P (t) is the programmed value of the traction force developed by the rocket engine;
m p (t) is the programmed value of the mass of the rocket;
g = 9.81 m / s 2 - acceleration of gravity.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011119192/28A RU2465535C1 (en) | 2011-05-12 | 2011-05-12 | Method of missile remote control |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011119192/28A RU2465535C1 (en) | 2011-05-12 | 2011-05-12 | Method of missile remote control |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2465535C1 true RU2465535C1 (en) | 2012-10-27 |
Family
ID=47147532
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011119192/28A RU2465535C1 (en) | 2011-05-12 | 2011-05-12 | Method of missile remote control |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2465535C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2511610C1 (en) * | 2012-11-13 | 2014-04-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Method of control signal forming for double-channel rocket rotating around longitudinal axis |
| RU2695762C1 (en) * | 2019-01-25 | 2019-07-25 | Федеральное государственное казённое военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия воздушно-космической обороны имени Маршала Советского Союза Г.К. Жукова" Министерства обороны Российской Федерации | Method of forming mismatch parameters in a radio-electronic system for controlling an air-to-air missile with its self-homing on an aircraft of a pair of them according to its functional purpose on the principle of "master-slave" |
| CN117892558A (en) * | 2024-03-14 | 2024-04-16 | 西安现代控制技术研究所 | Construction method of ultra-remote guidance rocket multidisciplinary dynamic optimization model |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2188381C2 (en) * | 2000-02-14 | 2002-08-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method for command telecontrol of missile |
| RU2292523C2 (en) * | 2004-04-28 | 2007-01-27 | Василий Васильевич Ефанов | Mode of functioning of data-processing systems of rocket and arrangement for its execution |
| RU2309446C1 (en) * | 2006-05-29 | 2007-10-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method for controlling two-channel rotary rocket and control system for its realization |
| RU2323464C2 (en) * | 2002-12-10 | 2008-04-27 | Эадс Спас Транспортасьон Са | Method and device for controlling a guided missile by means of a drive which tracks orientation of trajectory |
| RU2330320C1 (en) * | 2007-01-23 | 2008-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" | Mobile basic check point to provide for parameters of trajectory motion of aircraft and estimation of performances of aircraft instrumentation in flight tests |
| RU2419057C2 (en) * | 2009-07-20 | 2011-05-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Method for shaping control signal of missile during orientation at manoeuvring target |
-
2011
- 2011-05-12 RU RU2011119192/28A patent/RU2465535C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2188381C2 (en) * | 2000-02-14 | 2002-08-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method for command telecontrol of missile |
| RU2323464C2 (en) * | 2002-12-10 | 2008-04-27 | Эадс Спас Транспортасьон Са | Method and device for controlling a guided missile by means of a drive which tracks orientation of trajectory |
| RU2292523C2 (en) * | 2004-04-28 | 2007-01-27 | Василий Васильевич Ефанов | Mode of functioning of data-processing systems of rocket and arrangement for its execution |
| RU2309446C1 (en) * | 2006-05-29 | 2007-10-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method for controlling two-channel rotary rocket and control system for its realization |
| RU2330320C1 (en) * | 2007-01-23 | 2008-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова" | Mobile basic check point to provide for parameters of trajectory motion of aircraft and estimation of performances of aircraft instrumentation in flight tests |
| RU2419057C2 (en) * | 2009-07-20 | 2011-05-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Method for shaping control signal of missile during orientation at manoeuvring target |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ЛЕБЕДЕВ А.А., КАРАВАНОВ В.А. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1965, с.148-150, 262, 263, 322-329, 365-371. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2511610C1 (en) * | 2012-11-13 | 2014-04-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Method of control signal forming for double-channel rocket rotating around longitudinal axis |
| RU2695762C1 (en) * | 2019-01-25 | 2019-07-25 | Федеральное государственное казённое военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия воздушно-космической обороны имени Маршала Советского Союза Г.К. Жукова" Министерства обороны Российской Федерации | Method of forming mismatch parameters in a radio-electronic system for controlling an air-to-air missile with its self-homing on an aircraft of a pair of them according to its functional purpose on the principle of "master-slave" |
| CN117892558A (en) * | 2024-03-14 | 2024-04-16 | 西安现代控制技术研究所 | Construction method of ultra-remote guidance rocket multidisciplinary dynamic optimization model |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Lee et al. | Polynomial guidance laws considering terminal impact angle and acceleration constraints | |
| CN111306998A (en) | Parameter perturbation self-adaptive guided rocket projectile vertical attack guidance method | |
| Wang et al. | Impact angle constrained three-dimensional integrated guidance and control for STT missile in the presence of input saturation | |
| Özkan | Dynamic modeling, guidance, and control of homing missiles | |
| Fresconi et al. | High maneuverability projectile flight using low cost components | |
| Li et al. | Impact angle-constrained integrated guidance and control for supersonic skid-to-turn missiles using backstepping with global fast terminal sliding mode control | |
| RU2465535C1 (en) | Method of missile remote control | |
| Zhao et al. | Acceleration autopilot for a guided spinning rocket via adaptive output feedback | |
| Kim et al. | Biased PNG law for impact-time control | |
| KR101052040B1 (en) | Autipilot apparatus of guided missile and method thereof | |
| KR102339273B1 (en) | GBIAS for rate-based autopilot | |
| CN115406312A (en) | Missile guidance control integration method considering field angle and steering engine delay constraint | |
| Özkan et al. | Performance comparison of the notable acceleration-and angle-based guidance laws for a short-range air-to-surface missile | |
| Solano-López et al. | Strategies for high performance GNSS/IMU Guidance, Navigation and Control of Rocketry | |
| Proff et al. | Study of impact point prediction methods for zero-effort-miss guidance: Application to a 155 mm spin-stabilized guided projectile | |
| RU2284001C1 (en) | Method for guidance of spin-stabilized missile | |
| Fresconi et al. | Model predictive control of agile projectiles | |
| Krishna et al. | Guidance and Control of Spin-Stabilized Projectiles Based on Super Twisting Algorithm | |
| KR101936321B1 (en) | Control method and system of guided weapon | |
| CN105987652A (en) | Attitude angular rate estimation system and ammunition using same | |
| Kim et al. | Missile guidance law considering constraints on impact angle and terminal angle of attack | |
| Mohamed et al. | Re-entry vehicle autopilot design using dynamic inversion with L1 adaptive control augmentation | |
| Özkan et al. | Comparison of the notable acceleration-and angle-based guidance laws for a short-range air-to-surface missile | |
| RU2309446C1 (en) | Method for controlling two-channel rotary rocket and control system for its realization | |
| RU2569046C1 (en) | Method of combined guidance of small-sized missile with separable propulsion system and guidance system for its implementation |